/
Текст
www vokb-la spb tu
А. А. БАДЯГИН, С. M. ЕГЕР, В. Ф. МИШИН,
Ф. И. СКЛЯНСКИЙ, Н.'А. ФОМИН
ПРОЕКТИРОВАНИЕ
САМОЛЕТОВ
ИЗДАНИЕ 2-е. ПЕРЕРАБОТАННОЕ И ДОПОЛНЕННОЕ
Допущено
Министерством высшего и среднего специального образования СССР
в качестве учебника для студентов
специальности «Самолетостроение»
высших учебных заведений
л ты цп г тип р н V1 Р»
www vokb-la spb
УДК 629.735 33.001.2(075.8)
Проектирование самолетов. Б а д я г и н А. А.,
Егер С. М., Мишин В. Ф„ Скл янский Ф. И., Ф о-
м и н Н А ф М. «Машиностроение», 1972, стр 516
В книге изложены общие основы и методы проектирова-
ния самолетов, рассмотрен выбор схемы, силовой установки
и основных параметров самолета. Второе издание включает
новые материалы: методы оптимального проектирования с ис-
пользованием ЭВМ, метод градиентов взлетного веса для
опенки проектировочных решений и пересчета весовых харак-
теристик, особенности проектирования самолетов с укорочен-
ным и вертикальным взлетом, пассажирских и воздушно-кос-
мических самолетов.
Значительно расширены и переработаны разделы, относя-
щиеся к учету требований экономики и к проектированию ос-
новных агрегатов.
Приложения к книге дополнены характеристиками авиаци-
онных двигателей, типовой весовой сводкой и перечнем типо-
вого радиотехнического оборудования
Книга предназначена для студентов авиационных вузов и
может быть полезна инженерам авиационной промышлен-
ности.
Табл, 30. Иллюстр, 393. Список лит. 37 назв
Рецензент д-р техн, наук Я- С. Щербак
Научный редактор канд. техн, наук А. И. Свердлов
3-18-6
180-72
www vokb-la spb tu
ПРЕДИСЛОВИЕ
За годы, прошедшие со времени издания учебного пособия Н. А. Фо-
мина «Проектирование самолетов» (1961 г.), существенно вырос уро-
вень авиационной науки и техники. Появились сверхзвуковые тяжелые
самолеты, в том числе пассажирские, обычными стали самолеты с изме-
няемой в полете стреловидностью крыла, внедряются самолеты с верти-
кальным взлетом и посадкой.
Вопросы проектирования самолетов за это время также получили
существенное развитие. Широко применяется метод оптимального -проек-
тирования, системный подход, использование ЭВМ и т. д.
Авторы отдавали себе отчет в том, что написать стабильный учеб-
ник по проектированию самолетов чрезвычайно трудно. Каждое десяти-
летие в авиации теперь целая эпоха! Поэтому в данной книге по сравне-
нию с аналогичными предшествующими пособиями большое внимание
уделено фундаментальным методическим вопросам, которые не подвер-
жены столь быстрому старению. В то же время авторы стремились дать
и материал справочного характера, необходимый для дипломного или
предэекизного проектирования самолетов.
Предлагаемый учебник соответствует программе курса «Проекти-
рование самолетов» для вузов.
Учебник состоит из двух разделов — общего проектирования само-
лета и проектирования его частей.
В первом разделе книги три части. В первой части изложены общие
основы и методы проектирования самолета. Здесь авторы стремились в
доходчивой форме показать эволюцию методов общего проектирования,
изложить основы методики оптимального проектирования при выборе
параметров самолетов. Здесь же дана методика использования малых
приращений параметров и характеристик самолета, позволяющая срав-
нительно просто решать большой круг задач.
Во второй части рассмотрен выбор схемы, силовой установки и ос-
новных параметров самолета. Основное внимание здесь уделено проек-
тированию реактивных самолетов. Отдельные главы посвящены особен-
ностям общего проектирования пассажирских самолетов, самолетов с
укороченным и вертикальным взлетом и посадкой, а также проектирова-
нию воздушно-космических самолетов.
В третьей части первого раздела рассмотрена компоновка и цент-
ровка самолета.
П'Г /ЛТЧГЧМГ Г*Т О О Гт Q ГТ V Г Т ТО Л TJ Т> IZ О ГТ П1ТПП П О TI 'l ЯГЛТ'ППГХГ/О Г\ТТП П пл ГГЛГ’Т! ГТ ГТ»Гл
ваются общие основы проектирования частей самолета и основы проек-
тирования системы его управления.
Главы I, III, IV, V, VI, XIV написаны А. А. Бадягиным, Введение*
главы II, VIII, XII, XIII — Н. А. Фоминым, глава IX написана С. М. Еге-
ром, главы VII, XI — В. Ф. Мишиным, главы XVII, XIX —Ф. И. Селян-
ским. Главы XVI и XVIII написаны А, А. Бадягиным и В. Ф. Мишиным*
глава X написана Н. А. Фоминым и Н. К. Лисейцевым, глава XV —
Н. А. Фоминым и В. Е. Ротиным.
Приложения к учебнику написаны А. А. Бадягиным и В. Ф. Ми-
шиным.
- Все конкретные сведения по проектированию самолетов и выбору
двигателя в период предварительной разработки самолета опубликованы
в открытой отечественной и зарубежной печати. Авторы с благодар-
ностью примут замечания по книге, которые следует направлять по
адресу: Москва, Б-66, 1-й Басманный пер., 3, издательство «Машино-
строение».
www vokb-la spb n>
ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ
а —скорость звука, расходы на 1 тонно-километр;
а — угол атаки крыла;
В — колея шасси;
b — хорда крыла, база шасси;
— корневая хорда крыла;
Ьк — концевая хорда крыла;
С —стоимость;
Со — относительная толщина крыла у корня;
ск — относительная толщина на конце крыла;
Cf —аэродинамический коэффициент трения;
ст — коэффициент аэродинамического продольного момента про-
филя крыла;
Ст — коэффициент ст при с„ = 0;
Ср —коэффициент тяги;
ср — удельный часовой расход топлива ТРД;
се — удельный часовой расход топлива ТВД;
сх —коэффициент лобового сопротивления;
сХ() —коэффициент лобового сопротивления при с„=0;
Схi —коэффициент индуктивного сопротивления;
cXs —коэффициент волнового сопротивления;
схр —коэффициент профильного сопротивления,
су —коэффициент подъемной силы,
с“— производная cv по углу атаки а;
D* — диаметр фюзеляжа;
6 —угол отклонения какого-либо органа управления;
Е — модуль нормальной упругости материала,
F — площадь омываемой потоком поверхности,
f —коэффициент трения, коэффициент безопасности;
G —вес самолета;
Go —стартовый (взлетный) вес самолета;
GK — вес конструкции;
~— — относительный вес конструкции;
Go
GT —вес топлива;
GT
’ 't = "тг — относительный вес топлива*
Go
g — ускорение силы тяжести; вес 1 м2 поверхности агрегата;
Y — удельный вес;
Д —высота полета;
X — угол стреловидности крыла (по четверти хорд);
Хп к —угол стреловидности (по передней кромке крыла);
К — аэродинамическое качество;
k — коэффициент;
L —дальность полета, длина;
/ —размах крыла;
X — удлинение крыла;
М — удлинение какой-либо части самолета;
М — число М;
т — масса летательного аппарата; степень двухконт\рности
ТВРД;
mv, mz —коэффициенты аэродинамического момента самолета fn гвя-
No —стартовая мощность двигателей (при V=0; /7 = 0);
Not — стартовая мощность одного двигателя;
- No
No = — относительная стартовая мощность;
^0
n₽, ч3, fly, fix, fiz, Чл, че — коэффициенты перегрузки;
Пдв ~ число двигателей;
«пас — количество пассажиров;
Р •—суммарная тяга двигателей;
Ро — стартовая тяга двигателей (при V=0; fi=0);
Pot —- стартовая тяга одного двигателя;
Ро =----— стартовая тяговооруженность;
Go
Р^д — удельная тяга силовой установки;
р —удельная нагрузка на крыло (ро — при взлете);
Q —часовой расход топлива;
q —скоростной напор, километровый расход топлива;
р — массовая плотность воздуха; ро — у поверхности моря;
Р
д ==---— относительная плотность воздуха;
Ро
Р — радиус Земли, радиус виража и т. д.;
S — площадь крыла (с подфюзеляжной частью);
S, — относительная площадь какой-либо части самолета (отне-
сенная к площади крыла);
ц — сужение крыла;
т)„ —к. п. д, винта;
Г, К — температура в градусах Кельвина;
Т — амортизационный срок службы; ресурс;
t — время, температура в градусах Цельсия;
0 — угол наклона траектории полета к горизонту;
V — скорость полета;
У!к —первая космическая скорость;
Vy — вертикальная скорость;
X — сила аэродинамического сопротивления;
хт — положение ц. т. самолета от носка САХ;
Хр — положение фокуса самолета от носка САХ;
Y — аэродинамическая подъемная сила.
Сокращения
ВКС — воздушно-космический самолет;
ВПП — взлетно-посадочная полоса;
ПД — газотурбинный двигатель;
ДТРД — двухконтурный турбореактивный двигатель;
ЖРД — жидкостный ракетный двигатель;
ЛПС — летно-подъемный состав;
ПВРД — прямоточный воздушно-реактивный двигатель;
ПД — поршневой двигатель;
ПРД — пороховой ракетный двигатель;
С А — стандартная атмосфера;
САХ —средняя аэродинамическая хорда;
СПС — сверхзвуковой пассажирский самолет;
ТВД — турбовинтовой двигатель;
ТВРД — турбовентиляторный двигатель;
ТРД — турбореактивный двигатель;
ТРДФ —турбореактивный двигатель с форсажной камерой;
ЭВМ — электронная вычислительная машина;
УПС— управление пограничным слоем;
СВВП — самолет вертикал?.--..го взлета-посадки;
СУВП — самолет укороченного взлета и посадки.
Индексы
в — волновой;
взл. — взлетный (<?0 — взлетный вес);
в.о — вертикальное оперение;
г — гондола, груз, горло;
г.о — горизонтальное оперение;
кач —качение;
ком —коммерческий;
кр — крыло;
крене — крейсерская;
крит — критическое (значение);
м — миделевый;
м.ф — мидель фюзеляжа.
О — начальное значение величины (или при старте);
Н—нагрузка;
н.в — набор высоты;
н.з — навигационный запас;
об. упр — оборудование и управление;
омыв — омываемая поверхность;
оп — оперение;
ост — остановка;
отр — отрыв;
пас — пассажир;
пл — планирование;
п.н —полезная нагрузка;
пос — посадочный;
пот — потолок;
прерв — прерванный;
прив — приведенный;
проб — пробег;
пуст — пустой;
расч — расчетный;
рейс —рейсовая скорость;
разб — разбег;
расх — расходуемый;
рл — руль;
рч — ручка;
с.г — сбрасываемый груз (в полете);
ск — скольжение;
служ — служебный;
сн — снаряжение;
с.у — силовая установка;
ф — фюзеляж;
ш — шасси;
эк — экипаж.
www. vokb-la. spb ,ni
ВВЕДЕНИЕ
Под проектированием самолета обычно понимают процесс разработ-
ки технических материалов (документации), определяющих его летно-
технические характеристики, схему и конструкцию отдельных агре-
гатов.
Назначение, условия эксплуатации и летно-технические характери-
стики проектируемого самолета определяются заказчиком и оформляют-
ся в виде специальных требований.
Процесс проектирования самолета включает в себя разработку эс- .
кизного и рабочего проектов. Работа по уточнению требований к самоле-
ту и возможности их выполнения, проводимая до начала разработки эс-
кизного -проекта, называется предварительным (предэекизным) проекти-
рованием.
Эскизное проектирование заключается в разработке основных ха-
рактеристик самолета, его аэродинамических и конструктивных схем,
которые позволяют судить о целесообразности дальнейшего проектиро-
вания.
В эскизное проектирование самолета входит:
а) разработка общих видов и компоновочных разрезов;
б) сокращенная разработка конструкции важнейших частей (аг-
регатов) ;
в) разработка принципиальных схем, систем оборудования и уп-
равления, а также силовой установки;
г) расчет силы тяжести (веса) и центровки;
д) аэродинамический расчет, расчет устойчивости и управляемости;
е) приближенный расчет на прочность важнейших частей само-
лета.
Одновременно с разработкой эскизного проекта строят макет само-
лета в натуральную величину. Для рассмотрения макета заказчиком на-
значается комиссия из различных специалистов, включая и экипаж.
После заключения макетной комиссии, которая рассматривает и ут-
верждает эскизный проект и макет самолета, осуществляется оконча-
тельная увязка конструкции с размещением управления и оборудования,
уточняются внешние обводы. Затем ведут более полные расчеты са-
молета на прочность, изготавливают и продувают в аэродинамических
трубах модели и по результатам продувок моделей уточняют аэродина-
мический расчет, расчет устойчивости, штопора и флаттера. На основа-
нии результатов продувок уточняется схема самолета, проводятся уточ-
ненные весовые расчеты, при этом устанавливаются весовые лимиты
(наибольшие значения веса конструкции самолета и его частей, допусти-
мые из соображений проектирования).
Рабочее проектирование — это завершающий процесс разработки
технической документации. Рабочий проект дает все необходимые мате-
8
риалы о летно-технических данных будущего самолета, о его прочности
и надежности; он содержит спецификации оборудования и все необходи-
мые сведения для разработки технологии производства самолета. Сле-
дует заметить, что рабочее проектирование опытного самолета обычно
заканчивается после того, как построенный образец самолета прошел
испытания.
В рабочее проектирование входит:
а) разработка сборочных и деталировочных чертежей конструкции
отдельных агрегатов (частей) самолета;
б) разработка чертежей общих видов агрегатов самолета;
в) уточнение расчетов на прочность всех силовых элементов;
г) уточнение расчетов веса конструкции;
д) проведение исследовательских и экспериментальных работ, свя-
занных с внедрением новых конструкций, материалов и т. п.
Разработка рабочего проекта современного самолета чрезвычайно
трудоемкий и сложный процесс, выполнение которого под силу только
большому коллективу квалифицированных инженерно-технических ра-
ботников различных специальностей.
Экспериментально-исследовательскими работами занимаются лабо-
ратории конструкторских бюро и научно-исследовательские институты.
Заключительным этапом экспериментально-исследовательских работ яв-
ляются обычно статические и динамические испытания конструкции на
прочность, долговечность, безотказность работы отдельных агрегатов и
систем. Гидросистемы и другие системы оборудования, системы управ-
ления и средства спасения экипажа самолета в обязательном порядке
подвергаются стендовым испытаниям в условиях, близких эксплуата-
ционным.
Весь громадный объем знаний, необходимый для проектирования
современного самолета, был накоплен в результате более чем полувеко-
вого труда ученых различных стран — аэродинамиков, прочнистов, ме-
таллургов— и инженерной практики проектирования, конструирования
и производства самолетов.
Накопление знаний и инженерного опыта способствовало совершен-
ствованию самолета, сопровождавшемуся изменением основных пара-
метров и улучшением его основных летных характеристик.
Под основными летными характеристиками самолета обычно пони-
мают максимальную скорость горизонтального полета Vmax, потолок
Нпот, максимальную вертикальную скорость Гущах и максимальную
дальность полета Lmax. К основным же параметрам самолета относятся
такие параметры, изменение которых существенно отражается на ха-
рактеристиках самолета, а именно: взлетный вес самолета Go, площадь
крыла S, удельная нагрузка на крыло
Go
Ро = ~
О
нагрузка на лошадиную
Gq -ту Pq
силу — или тяговооруженность Ро = ——.
N Go
В табл. 0.1 и 0.2 представлена общая картина изменения некоторых
из этих величин по годам для тяжелых и легких самолетов.
Характерно, что одна из основных летных характеристик самолета —
максимальная скорость горизонтального полета — увеличивалась непре-
рывно из года в год.
Непрерывное увеличение максимальной скорости полета стало воз-
можным в результате уменьшения аэродинамического сопротивления
самолета и уменьшения нагрузки, приходящейся на 1 л. с. мощности си-
ловой установки.
Уменьшение аэродинамического сопротивления может быть достиг-
9
Таблица (7, t
Изменение основных характеристик и параметров тяжелых самолетов по годам
Год Наименование самолета О w еч СП Ж V ttldX км/ч К е и кгс/л. с. О, И =>£ IQ. 5 х
1910 «Гаккелл-Ш» (Россия) 420 29 14,5 90 35 12,0 - 1 000
1915 «Ил я Муромец» 5 600 160 35,0 115 740 7,5 — •— 3 000
1920 (Россия) Капрони (Италия) 4500 100 45,0 180 600 7,5 — » 4000
1930 ТБ-3 (СССР) 18 000 230 78,5 240 2000 9,0 -*'— -— 4 000
1940 Боинг В-17 (США) 20 600 130 158,5 450 4000 5,2 —— —. 9000
1950 Боинг В-29 (США) 47 000 161 292,0 600 8000 5,9 •R—-4W -— 10500
i960 Стратоджет В-47 (США) 84000 140 600 960 * —- 14000 0,167 13 000
1956 Конвэр В-58 (США) 63500 140 450 2000 —— 36 000 0,567 —*
1965 ХВ-70 (США) 250000 585 427 3200 — — 81500 0,326 20 G00
Таблица 0.2
Изменение основных характеристик и
параметров легких самолетов по годам
Год Наименование самолета КГС S М2 Я) кгс/м2 Алах КМ/Ч У max Л. С. Go/A^max кгс/л. с. А КГС Н м
1910 «Гаккель-Ш» (Россия) 420 29 14,5 90 35 12,0 .— —. 1000
1915 Ньюпор-21 (Франция) 495 15 33,0 150 80 6,2 —- — 5 000
1920 Мартинсайд F-4 (Анг- лия) И-5 (СССР) 1113 34,0 32,8 211 300 3,7 — *— 6 800
1930 1300 19,0 67,0 275 525 2,5 8 000
1940 Мессершмитт 109 (Германия) 2600 16,5 159 570 1100 2,3 — — 11000
1950 МиГ-15 (СССР) 4800 20,0 240 1050 — —-1 2000 0,415 15 000
1956 Локхид F-104 (США) 6800 17,0 400 2500 — — 9000 1,32 21000
нуто, во-первых, путем аэродинамического совершенствования схемы и
форм самолета, во-вторых, путем уменьшения до известного предела не-
сущей площади крыла (в последнем случае удельная нагрузка на крыло
ро повышается).
Наиболее эффективным средством уменьшения нагрузки на 1 л. с.
было увеличение мощности силовой установки при уменьшении величи-
ны ее удельного веса, т. е. отношения веса установки к ее мощности
^с.у/^шах-
С увеличением мощности силовой установки обычно возрастал ее
вес, а также вес топлива, необходимого для достижения заданной даль-
ности или продолжительности полета. Вместе с тем возрастал и вес пе-
ревозимых самолетом грузов. Все эти факторы, как и повышенные тре-
бования к прочности конструкции самолета, неизбежно приводили к
увеличению взлетного веса.
Уменьшение аэродинамического сопротивления самолета достига-
лось в значительной степени в результате аэродинамического совершен-
ствования крыльев, в частности крыльевых профилей.
Совершенствование крыльев шло одновременно с развитием схемы
самолета, которая за 30—35 лет претерпела значительные измене-
ния.
Применявшаяся ранее чрезвычайно широко схема биплана уже с
1925 г. стала вытесняться аэродинамически более совершенной схемой
свободнонесущего моноплана с толстым профилем крыла (типа профи-
лей Н. Е. Жуковского), имевшим относительную толщину с = 0,20—0,24.
10
Таблица 0.1
тов по годам
° L-
Id, м
5: к
1000
3000
3
3
3
0,167
0,567
0,326
4000
4 000
9000
10500
13000
20000
В дальнейшем развитие крыльев шло уже по пути постепенного
уменьшения относительной толщины их профилей (рис, 0.1). Стремление
к уменьшению с профиля крыла объясняется тем, что с уменьшением ?
уменьшается профильное и волновое сопротивление крыла. На рис. 0.2
показано изменение суммарного коэффициента профильного и волново-
го сопротивления сх (при су=0) крыла в зависимости от с. Особенно
резко изменение с профиля сказывается на величине волнового сопро-
тивления крыла, возникающего при скоростях, близких к скорости звука
(кривая М = 1).
Переход от схемы крыла в виде многостоечной бипланной коробки
(рис. 0.3, а) к свободнонесущему крылу сначала толстого (рис. 0.3, б),
а затем тонкого профиля (рис. 0.3, в) способствовал аэродинамическому
Таблица 0.2
по годам
Id,
Н
м
Рис. 0.1. Изменение отно-
сительной толщины с мо-
нопланного свободно-
несущего крыла по годам
Рис. 0.2. Изменение ко-
эффициента профильно-
го и волнового сопротив-
лений схР+в в зависимо-
сти от относительной
толщины профиля при
М<1 и при М=1
(cv = 0)
0,415
1,32
1000
5 000
6800
8000
11000
15000
21000
ия схемы и
предела не-
га на крыло
совершенствованию крыла и уменьшал его строительную высоту 1г. Из-
менение же строительной высоты существенно влияет на вес крыла.
С уменьшением строительной высоты крыла h увеличиваются силы, вос-
принимаемые при изгибе элементами продольного силового набора кры-
и на 1 л. с.
нии величи-
е мощности
эзрастал ее
анной даль-
ал и вес пе-
ненные тре-
риводили к
га достига-
) совершен-
ием схемы
3ie измене-
Рис. 0.3. Схемы крыльев:
а — многостоечный биплан; б — свободнонесущий моноплан с толстым
крылом (отношение строительной высоты к полуразмаху й,'Г=0,06);
е — свободионесуш.нй моноплан с тонким крылом (отношение строитель-
ной высоты к полуразмаху А.'('=0,035)
лана уже с
..ной схемой
•ипа профи-
=0.20—0,24.
ла, и, следовательно, увеличивается вес его конструкции. Примене-
ние более тонких профилей должно было бы привести к значитель-
ному росту относительного веса конструкции крыла, т. е. отношения
Скр/Go.
В действительности, как показывает статистика, относительный вес
свободнонесущих крыльев не только не увеличивался, а, наоборот, при-
обрел тенденцию к некоторому уменьшению. Это обстоятельство объяс-
няется следующими причинами:
1) увеличением удельной нагрузки на крыло ро, имевшим место в
процессе развития самолетостроения;
2) постепенным увеличением удельной прочности материалов, при-
меняемых в конструкции самолетов;
3) переходом на более рациональные конструктивно-силовые схемы
крыльев, а также совершенствованием методов расчетов самолетов на
прочность.
Увеличение нагрузки на крыло ро довольно существенно сказывает-
ся на снижении относительного веса крыла.
На рис. 0.4 показана кривая Gl<PIGQ=f(p0), полученная в результате
обработки статистических данных по истребителям с приблизительно
равными значениями основных параметров крыльев, т. е. с приблизи-
тельно равными значениями удлинения X, относительной толщины про-
филя с и коэффициента перегрузки пл.
Механические свойства материалов, применявшихся в самолето-
строении, с годами улучшались. Характеристикой (критерием), опреде-
ляющей в первом приближении достоинства материала в весовом отно-
шении, может являться, как известно, его удельная прочность о/у*. Чем
больше удельная прочность, тем выгоднее материал для применения в
конструкции. Удельная прочность авиационных материалов неуклонно
повышается.
В результате увеличения удельной нагрузки на крыло, увеличения
удельной прочности материалов, совершенствования конструктивных
Рис. 0.4. Зависимость относи-
тельного веса конструкции
крыла Gj.p/Go от удельной на-
грузки на крыло рй истребите-
лей-монопланов, полученная в
результате обработки статисти-
ческих данных
схем крыльев, методов расчетов и испы-
таний конструкторам удалось при значи-
тельном снижении аэродинамического
сопротивления крыла сохранить его отно-
сительный вес примерно на одном и том
же уровне.
Уменьшение аэродинамического соп-
ротивления крыла в общем сопротивлении
самолета достигалось не только в резуль-
тате перехода к схеме моноплана и умень-
шения относительной толщины профиля
крыла, но также в результате непрерыв-
ного совершенствования формы крылье-
вых профилей.
Большую роль в уменьшении аэроди-
намического сопротивления крыла сыгра-
ли различные средства его механизации
(закрылки, щитки и др.), позволившие
существенно увеличить удельную нагруз-
ку на крыло без значительного увеличения посадочной скорости само-
лета. Следует отметить также, что повышение удельной нагрузки на
крыло стало возможным благодаря совершенствованию посадочных
устройств самолета (применение колесных тормозов, схем шасси с носо-
вым колесом и т. п.), при котором допускалось некоторое увеличение
посадочной скорости.
Борьба за уменьшение аэродинамического сопротивления самолета
* Удельная прочность при растяжении характеризует степень выгодности приме-
нения материала для самолетостроения. Обычно при определении величины удельной
прочности принимают размерность о в кге/мм2 и у в гс/см®
12
велась не только по линии снижения сопротивления крыла, но и по ли-
нии снижения лобового сопротивления других частей самолета (фюзе-
ляжа, гондол двигателей, шасси, фонарей, надстроек). Особенно боль-
шие работы велись по уменьшению лобового сопротивления силовых
остановок. Получили распространение капоты двигателей воздуш-
ного охлаждения с улучшенной аэродинамикой, туннельные радиаторы
для охлаждения воды и масла, расположенные в фюзеляже или в
крыле.
С 1931 г. конструкторы начали широко применять убирающееся
шассн.
По мере совершенствования технологии изготовления самолета
стало возможным повышение качества отделки его наружных поверх-
ностей. Для ламинаризированных обводов это- давало значительный эф-
фект в снижении сопротивления трения.
Описанные выше мероприятия позволили значительно снизить ко-
эффициент лобового сопротивления всего самолета схо (рис. 0.5), не-
смотря на то, что его величина с увеличением удельной нагрузки на
крыло До должна была бы возрастать*. С 1915 по 1950 гг., т. е. за
35 лет, величина этого коэффициента была снижена с 0,033 до 0,015
(при дозвуковых скоростях полета).
Параллельно с совершенствованием самого самолета происходило и
совершенствование авиационного двигателя. Для улучшения летных
характеристик самолета необходимо было увеличивать мощность двига-
теля, снижать его удельный вес, повышать высотность, т. е. сохранять
мощность до возможно больших высот, и
уменьшать удельный расход топлива.
Увеличение мощности поршневого двига-
теля связано с увеличением веса силовой уста-
новки самолета **. Если мощность, которую
хотят получить, очень велика, то вес силовой
установки настолько увеличивается, что при-
менение поршневого двигателя оказывается не-
целесообразным.
Для того чтобы избежать этого, следует
создавать более легкие силовые установки
(СУ), чем установки с поршневыми двигателя-
ми (ПД). В результате исследований и опыт-
но-конструкторских работ такая СУ 'была соз-
дана на основе турбинных воздушно-реактив-
ных двигателей (ТРД).
Весовые преимущества силовых установок
с ТРД по сравнению с установками с ПД ста-
Рис. 0.5. Изменение ве-
личины коэффициента ло-
бового сопротивления
без индуктивного со-
противления Схо (cv = 0)
по годам
новятся особенно ясны при сравнении удельного веса этих установок,
т. е. веса на 1 кгс тяги двигателей в условиях полета у земли на различ-
ных скоростях (табл. 0.3).
Большой удельный вес силовых установок с ПД и неблагоприятная
характеристика этого типа двигателя по скорости и высоте обусловили
практический предел максимальной скорости «поршневого» самолета
примерно в 750 км/ч.
* Изменение ро по-разному влияет на сопротивление самолета и коэффициент
сопротивления сл01 а именно увеличение р0 всегда ведет к росту Сх0, тогда как X с
ростом ро вначале уменьшается, а затем при достаточно больших значениях р0 начи-
нает увеличиваться.
** В силовую установку са'молета входят: двигатели с креплением и винтами, си-
стема управления двигателями, системы смазки и питания топливом с баками, охлаж-
дающие устройства, капоты.
13
Таблица 0.3
Удельный вес СУ с ТРД и ПД в условиях полета у земли на скоростях,
соответствующих различным числам М
V км/ ч м Удельный вес СУ кгс/kic тяги V км/ч М Удельный вес СУ К1С/КГС ТЯ1И
ПД ТРД (1946 г.) ПД ТРД (1946 г.)
0 0 ' 0,9 0,5 720 0,59 3,0 0,5
360 0,3 1,5 0,5 900 0,74 3,9 0,5
Значительно меньший удельный вес силовых установок с ТРД
(в настоящее время равен 0,25—0,35) и особенности характеристик тяги
этих двигателей по скорости и высоте позволили самолетам не только
преодолеть звуковой барьер, но и достигнуть больших сверхзвуковых
скоростей.
Часть первая
ОБЩЕЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ САМОЛЕТА
В практике работ конструкторских бюро по самолетостроению мно-
гих стран процесс проектирования нового образца самолета условно
подразделяется на два этапа: общее проектирование самолета и проек-
тирование его отдельных частей (агрегатов).
В общее проектирование включают определение основных парамет-
ров и аэродинамической схемы самолета, типа, количества и характери-
стик двигателей, компоновку и центровку самолета.
Раздел I
ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ И МЕТОДЫ ОБЩЕГО
ПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЕТОВ
Глава I
КРАТКИЙ ИСТОРИЧЕСКИЙ ОБЗОР РАЗВИТИЯ МЕТОДОВ
ОБЩЕГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ И КРИТЕРИЕВ ОЦЕНКИ
САМОЛЕТОВ
История техники свидетельствует, что ни одна новая машина, даже
если в ней использован необычный принцип, не создается на «пустом
месте». Это означает, что все новое в технике несет в себе некоторые
черты старого и базируется на предшествующем опыте. Например, пер-
вые автомобили по конструкции напоминали конные экипажи и велоси-
педы, первые гидротурбины — водяные колеса мельниц и т. д. Что же
касается первых самолетов, то они в какой-то степени были похожи на
летучих мышей и некоторых птиц. Так, самолет «Эол» К- Адера (1890 г.)
по очертаниям копировал силуэт летучей мыши, а самолет «Гаккель-1Х»
(1912 г.) напоминал в плане хищную парящую птицу.
Таким образом, первые методы общего проектирования самолета
базировались на законах подобия и копирования.
Эти методы иногда применялись и на более поздних стадиях разви-
тия авиации, когда по тем или иным причинам сроки проектирования и
постройки самолета были слишком сжаты.
Б настоящее время методы копирования и подобия при создании
самолетов почти не применяются, так как эти методы исключают инже-
нерный поиск лучших решений на основе достижений науки и техники,
а следовательно, влекут за собой отставание в этой области техники.
15
Метод копирования имеет еще и тот принципиальный недостаток,
что в основе его лежат назначение и условия эксплуатации самолета-
оригинала, которые для самолета-копии могут быть другими.
Следует заметить, что метод подобия и (копирования предполагает
неизменность для самолета-копии некоторых параметров самолета-ори-
гинала, например удлинения, стреловидности и относительной толщины
крыла, хотя оптимальные значения этих параметров зависят от веса и
размеров самолета.
В настоящее время эти методы являются достоянием истории.
Методы подобия и копирования в 20—30-х годах были заменены в
общем проектировании статистическим методом, известным
также под названием метода прототипов. По этому методу параметры
нового образца самолета получают путем сравнения их со статистичес-
кими данными построенных самолетов аналогичного назначения.
Конструктор стремился спроектировать самолет с лучшими данными,
чем у существующих.
По этому методу основные параметры самолета рекомендовалось
выбирать, например, с помощью чисел Эверлипга [36].
Одними из создателей и первыми пропагандистами статистического
метода общего проектирования были советские инженеры П. М. Крейсон
[13] и П. Д. Самсонов [23].
Если числа Эверлинга проектируемого самолета и самолета-прото-
типа не совпадали, то параметры были определены неудачно и они из-
менялись с учетом статистики или личного опыта, затем делался новый
расчет.
Вес проектируемого самолета при взлете Go определялся в первом
приближении из соотношения
где GH— вес полной нагрузки;
Ai — статистический коэффициент.
Зная по статистике po=G0/S, находили: площадь и размах крыла
/ = ]/Х5. При этом удлинение крыла К также определялось по данным
статистики или на основе опыта конструкторов.
Во втором приближении вес самолета при взлете определялся в ви-
де суммы весов отдельных его частей, т. е.
Со = ^2^КрЧ-^3б?ф + ^4^оп_}“ • • ' 1
где А2, Аз, ^4, ... —эмпирические коэффициенты;
GKp; Сф, GOn—вес крыла, фюзеляжа, оперения соответственно.
Статистический метод определения основных параметров самолета
получил развитие в работах А. Л. Гиммельфарба [6]. Автор этих работ
предложил оригинальный метод «модификации самолетов статистики» и
указал условия, при которых какой-либо параметр самолета удовлетво-
ряет нескольким требованиям. Например, удельная нагрузка на крыло
может быть выбрана так, чтобы удовлетворять требованиям максималь-
ной и посадочной скорости. В дальнейшем статистический метод был
использован для определения взлетного веса самолета, причем различ-
ные авторы стали учитывать все большее количество его слагаемых
(полезную нагрузку, вес силовой установки, оборудования, экипажа
и т. п.).
Статистический метод проектирования предполагает также задание
летно-технических данных и параметров проектируемого самолета путем
экстраполяции возможного в ближайшие годы развития этих данных и
параметров построенного прототипа, чтобы к моменту выпуска серии
новый образец самолета не устарел. В основе статистического метода
лежат предположения о непрерывном, плавном (без скачков) измене-
16
нии параметров и характеристик самолетов-прототипов. В истории раз-
вития авиации такой период (до реактивных самолетов) имел место и
для него статистический метод был оправдан. Однако в последовавший
затем период бурного скачкообразного развития авиации, статистичес-
кий метод в общем проектировании самолета утратил свое значение,
так как самолетов-прототипов либо вовсе нет, либо их слишком мало*.
На характер развития авиации большое влияние оказывают два обсто-
ятельства—увеличение полного цикла создания нового образца само-
лета (от начала проектирования до выпуска серии) и колоссальный рост
его стоимости.
Если в 1940 году этот цикл составлял в среднем четыре года, то в
настоящее время он вырос до 6—10 лет. Очевидно, что экстраполяция
летных характеристик прототипов по данным статистики на 6—10 лет —
дело весьма ненадежное.
Стоимость программы создания современных самолетов составля-
ет весьма большую сумму, что видно из табл. 1.1.
Таблица 1J
Название са\олета Расчетное число М поле- та Взлетный вес са^ олета в тс Стоимость про- граммы созда- ния самолета в млрд. чолл. Источник
SR-71 (США) В-70 «Валькирия» (США) TSR-2 (Англия) Боинг 2707 (США) (проект) «Конкорд» (Фран- ция — Англия) 3 3 2,2 2,8-3,0 2,0—2,2 45 250 45 306 159 ~1 1,5 1,45 1,6 Interavia, № 5545, 5546, 1964 г. Flight, № 2885, 2886, 1964 г Aviation Week, 4.Х1, 1963 г. Interavia, Ke 6245, 1967 г. Interavia, № 6082, 1966 г.
Характерно, что каждый из указанных самолетов не имел предше-
ственников (прототипов) и является уникальным. Любое государство,
каким бы богатым оно ни было, не в состоянии одновременно создавать
большое количество типов таких самолетов, стоимость создания кото-
рых в бюджете страны становится все более весомой **.
Создание дозвуковых самолетов, хотя и обходится дешевле, однако
не настолько, чтобы экономически было выгодно создавать одновремен-
но несколько образцов самолетов, удовлетворяющих одним и тем же
техническим требованиям.
Проекты самолетов теперь тщательно изучаются как с технической,
так и с экономической стороны и, как правило, выбирается один проект
для осуществления.
Таким образом, статистика по отдельным типам самолетов стано-
вится все беднее и попытка использовать ее для создания аналогичного
образца неизбежно приводит к отставанию.
Метод оптимального проектирования самолета на-
чал развиваться с попыток аналитического решения задач о выборе
ьаивыгоднейших параметров самолета с учетом противоречий между па-
раметрами и летными характеристиками.
В основе этого метода лежит инженерный поиск параметров и ха-
рактеристик машины (объекта, процесса), наилучшим образом удовлет-
воряющих выбранному критерию оценки.
* Однако это не означает, что при проектировании статистику следует отбросить
вообще.
** По этой причине некоторые зарубежные государства вынуждены кооперировать-
ся для создания самолетов (например, СПС «Конкопд», аэробус А-300 и др.).
17
Под критерием оценки подразумевается некоторая целевая функ-
ция, выражающая основное качество объекта проектирования (напри-
мер, самолета).
Первой отечественной работой, посвященной оптимизации парамет-
ров самолетов, является работа советского инженера Н. Н. Фадеева
«Изыскание рациональных размеров самолета» (1939 г.). Затем, в
1940—1942 гг. появились аналогичные работы других авторов. С этого
времени особую остроту и важность приобрел вопрос о критериях оцен-
ки самолетов, поскольку оптимальное проектирование без критериев не-
возможно.
В указанной работе Н. Н. Фадеев впервые указал выход из много-
численных противоречий при выборе характеристик и параметров само-
лета. Он предложил все противоречащие друг другу параметры и харак-
теристики объединить в некоторый обобщенный критерий.
Позднее к такому же выводу о необходимости единого комплексно-
го критерия пришли С. И. Зоншайн, В. Ф. Болховитинов и др.
Если для статистических методов интуиция конструктора играла
существенную роль, так как с помощью интуиции более или менее верно
находились компромиссные решения, то с появлением метода оптималь-
ного проектирования роль интуиции конструктора существенно сужает-
ся, уступая место научно обоснованному решению (что, разумеется, не
исключает творческого начала в изысканиях, постановке и методах ре-
шения задач проектирования).
Развитие метода оптимального проектирования было по существу
внедрением в изыскательскую работу конструктора диалектического ме-
тода, в основе которого лежит идея о взаимозависимости и взаимообус-
ловленности всех качеств самолета.
В 1946 году советский конструктор В. Ф. Болховитинов впервые
показал [4], что если в уравнении весового баланса самолета выразить
составляющие веса через летные характеристики и другие параметры, то
в преобразованном уравнении, названном уравнением существования,
можно не только видеть связи между различными свойствами самоле-
та, но и судить о возможности реализации этих свойств на уровне раз-
вития авиационной техники в данный период. Это означает, что то или
иное качество самолета может быть достигнуто лишь при определенном
весовом совершенстве частей самолета.
С помощью уравнения существования можно ответить и на вопрос,
возможно ли осуществление летательного аппарата вообще.
В конце сороковых годов при проектировании летательных аппара-
тов возникла и стала развиваться идея комплексных исследований.
Сущность этой идеи заключалась в том, чтобы найти аналитическую
связь между качественно различными свойствами самолета, например
между весом и стоимостью.
До широкого использования ЭВМ в проектировании самолетов ме-
тод оптимизации параметров развивался в основном по линии изыска-
ния новых и совершенствования известных связей между параметрами
самолета. Оптимизация большого количества параметров при расчетах
вручную представляла и представляет большую вычислительную труд-
ность, особенно при одновременной оптимизации нескольких параметров.
Выход, правда, был в приближенной, последовательной оптимизации
ряда параметров. Однако подлинное решение этой задачи оптимизации
стало возможным лишь с применением электронных цифровых вычисли-
тельных машин (1960—1961 гг.), которые могут за несколько часов сде-
лать расчет тысяч и десятков тысяч вариантов сочетаний параметров и
характеристик самолетов, могут автоматически обработать результаты
18
расчетов и выдать и
лиц, графиков или ч
Благодаря ЭВМ
возможности решен»
шины и, в частност»
параметров сводится
позволяет на один-д»
проекта и выбрать 1
возможных сочетани
дением
где па, пь, пс, .... п,—
ров или компоновок
варианта значений д,
количество комбинаг
В сжатые срок»
проектирования сам
раметров и компоное
можно лишь с помог
Таким образом,
чем при ручном рас
рования.
Применение ЭВ1
рощений в расчетах,
можность учесть не
висимостей критерия
других характсристи
Как уже указы»
проектируемого сам<
скольку от него зави
рактеристик, но и q
вообще.
Неудачно выбра
вильной оценке само
Известны случа!
держивали развитие
тов, отвергнутых в
самолет-штурмовик
ми военными специа
ристик. Применение
боевые качества это
пытка оценить его т(
Известны и про»
Отсюда следует
учитывать не толью
плуатации).
Первые самолет
молет считался луч»
шую скорость, лучи
Распространенным
(числам скорости, д,
В. С. Пышновым бь
эффициенты [21], по:
се конструкции, аэр
милея ли конструи
мальной грузоподъ
Коэффициенты В. С
расчетов и выдать их в удобной для конструктора форме (в форме таб-
лиц, графиков или чертежей).
Благодаря ЭВМ. открываются новые качественные и количественные
возможности решения различных задач при проектировании любой ма-
шины и, в частности, при выборе параметров самолета, так как выбор
параметров сводится к сравнению и оценке различных вариантов. ЭВМ
позволяет на один-два порядка увеличить число обследуемых вариантов
проекта и выбрать наиболее подходящий вариант. Суммарное число
возможных сочетаний параметров выражается, как известно, произве-
дением
«уаг = nanbnc.
где nQ, пь, ..., пг — числа вариантов исследуемых (искомых) парамет-
ров или компоновок а, Ь, с, ..., /. Если, например, исследуются четыре
варианта значений для каждого из шести искомых параметров, то общее
количество комбинаций равно 46=4096.
В сжатые сроки, которые обычно предоставляются для эскизного
проектирования самолета, исследовать несколько тысяч сочетаний па-
раметров и компоновок, чтобы выбрать наилучший вариант, практически
можно лишь с помощью ЭВМ.
Таким образом, ЭВМ позволяет в значительно большей степени,
чем при ручном расчете, осуществить принцип оптимального проекти-
рования.
Применение ЭВМ дает возможность отказаться от осреднений и уп-
рощений в расчетах, обычно применяемых при ручном счете, дает воз-
можность учесть не только влияние основных, но и второстепенных за-
висимостей критерия оценки самолета от аэродинамических, весовых и
других характеристик.
Как уже указывалось, вопрос о критерии или критериях оценки
проектируемого самолета является одним из важнейших вопросов, по-
скольку от него зависит не только численное значение параметров и ха-
рактеристик, но и судьба проектируемого или построенного самолета
вообще.
Неудачно выбранные критерии могут привести к совершенно непра-
вильной оценке самолета.
Известны случаи, когда неудачно сформулированные критерии за-
держивали развитие хороших самолетов и поощряли развитие самоле-
тов, отвергнутых в дальнейшем практикой. Например, отечественный
самолет-штурмовик Ил-2, построенный в 1938 году, считался некоторы-
ми военными специалистами неудачным, исходя из его летных характе-
ристик. Применение Ил-2 в Отечественной войне показало выдающиеся
боевые качества этого самолета. Неудачным оказался не самолет, а по-
пытка оценить его только по летным данным.
Известны и противоположные примеры.
Отсюда следует важный вывод: критерий оценки самолета должен
учитывать не только летные свойства, но и условия применения (экс-
плуатации).
Первые самолеты оценивались по отдельным характеристикам Са-
молет считался лучшим, если имел по сравнению с прототипами боль-
шую скорость, лучшую весовую отдачу при равной дальности и т. д.
Распространенным было сравнение самолетов по числам Эверлинга
(числам скорости, дальности, высоты). В дальнейшем советским ученым
В. С. Пышновым были предложены аналогичные числам Эверлинга ко-
эффициенты J21], позволяющие судить о величине полезной нагрузки, ве-
се конструкции, аэродинамическом совершенстве самолета, о том, стре-
мился ли конструктор к получению максимальной скорости, макси-
мальной грузоподъемности или принимал компромиссное решение.
Коэффициенты В. С. Пышнова, кроме этого, давали возможность оце-
19
нить расход топлива на тонно-километр перевозимого груза, а также ка-
чество воздушного винта.
Числа Е. Эверлинга, как и коэффициенты В. С. Пышнова, исполь-
зовались при проектировании самолета на основе статистического мето-
да выбора основных его параметров и характеристик и в свое время иг-
рали прогрессивную роль.
Следует заметить, что числа Эверлинга и коэффициенты Пышнова
давали возможность оценивать и сравнивать самолеты по различным
критериям (кроме экономических), но не давали возможности объек-
тивно оценить самолет в целом.
В самом деле, допустим, что имеется какое-то количество критери-
ев оценки. Если бы критерии одинаково оценивали качества самолета,
было бы легко сделать выбор. Но как быть, если числа или коэффици-
енты самые различные? Одни критерии дают высокую оценку, другие —
низкую.
В этих случаях рекомендовались такие способы:
— принять некоторое среднее компромиссное решение, основанное
на опыте и интуиции;
— применить оценку по системе баллов, располагая критерии в по-
рядке их важности.
Первый способ является чисто субъективистским и не приводит обя-
зательно к наилучшему решению. Еще в 1952 г. Н. Н. Фадеев отмечал,
что не средние, а «крайние решения зачастую являются наилучши-
ми» [29].
Второй способ претендует на некоторую объективность, однако в ос-
нове его все тот же субъективизм, на котором основано определение
важности критериев и присвоение им «удельного веса». Этот метод ста-
новится совершенно неэффективным в случаях, когда основные требова-
ния к самолету выполняются, а остальные, более многочисленные, не
выполняются. Неясно, что важнее — удовлетворить первому, основному
требованию, или всем остальным?
Очевидно, что все эти затруднения можно преодолеть, если принять
единый, достаточно общий критерий оценки, где будут отражены все
интересующие конструктора и эксплуатационника характеристики и па-
раметры самолета. Этот общий, синтетический, критерий не должен
быть искусственным. Необходимо, чтобы он выражал главную задачу,
ради которой создается летательный аппарат. Для военного самолета —
это боевая эффективность или степень (полнота) выполнения боевого
задания, для гражданского самолета — экономичная перевозка пасса-
жиров и грузов при заданном уровне комфорта и выполнении всех тре-
бований безопасности и регулярности полетов.
Вскоре, после появления чисел Эверлинга, которые были, по сущест-
ву, техническими показателями, были сделаны предложения об эконо-
мической оценке транспортных самолетов. Первый экономический кри-
терий был предложен К. Рокка в работе «Воздушное сообщение с точки
зрения экономики» (1929 г.).
Известный в настоящее время критерий — себестоимость тонно-кило-
метра— ввел в отечественную авиационную литературу П. Н. Толмазов
в работе «Основные вопросы эксплуатации воздушных линий», ОНТИ,
1934. Затем разработке критерия экономической оценки транспортных
самолетов посвятил монографию Е. А. Овруцкий [16].
В качестве критерия сравнительной оценки гражданских са-
молетов Е. А. Овруцкий принимает себестоимость тонно-километра п,
как величину, непосредственно отражающую необходимые издержки на
создание и эксплуатацию самолета [см. формулу (1.2)].
Этот критерий является достаточно общим и в то же время не слиш-
ком сложным, вполне доступным при проектировании самолета. Себе-
стоимость тонно-километра учитывает весовые характеристики самолета
и его частей, харам
ва, стоимость, ресур
рез вес топлива), ре,
ции самолета, расз
летного состава и б<
ды, среднегодовой к
ристики для аэр<
так как тяговое^
которых зависит тяг
бестои мости tohho-ki
безопасности и коме]
ра тяговооружешюс'
-аварийный навигащ
конструкции фюзеля
средств спасения. О'
ты: первый класс, ту]
зеляжа (вес констру
при заданном числе
бытового о бор удов а]
Сравнительная i
ревозок является оф
странах имеются ст
иконных расходов j
Более общим Э1
КОСТЬЮ ТОНПО-КИЛОМ,'
шевичем [25]. Он им<
где /’ — величина, о
вую отдачу
В — затраты на
его работос,
Критерий Д. Л.
ратам или изделиям
мол стам рассматрив
чину, обратную поле
В случае сравне
полета, крейсерской
частей экономическ
критерий — взлетны!
минимуму взлетноге
многих случаях вес
задач по оптпмизац
решений.
Для военных сам
рии, учитывающие i
щую от характсрис!
теристик самолета, i
обеспечения полета [
Изложенное поз
— методы обще
анализа от простого
добия к статистичеа
оптирования;
20
м его частей, характеристики двигателей (тягу, удельный расход топли-
ва, стоимость, ресурс), аэродинамические характеристики самолета (че-
рез вес топлива), режим полета (V, Н, L), стоимость и ресурс конструк-
ции самолета, расходы на проектирование самолета, на содержание
летного состава и бортпроводников, цену топлива, аэропортовые расхо-
ды, среднегодовой коэффициент загрузки. Взлетно-посадочные характе-
ристики для аэродрома любого заданного класса учитываются косвенно,
так как тяговооруженность и нагрузка на квадратный метр крыла, от
которых зависит тяга двигателей и вес самолета, влияют на уровень се-
бестоимости тонно-километра. Косвенно учитываются также требования
безопасности и комфорта пассажиров, так как одним из условий выбо-
ра тяговооруженности является отказ двигателя. В вес топлива входит
аварийный навигационный запас, предусматривается увеличение веса
конструкции фюзеляжа за счет организации аварийных люков и других
средств спасения. От заданного уровня комфорта пассажиров (вариан-
ты: первый класс, туристский, экономический) зависят либо размеры фю-
зеляжа (вес конструкции, аэродинамика) и вес бытового оборудования
при заданном числе пассажиров, либо вес коммерческой нагрузки и вес
бытового оборудования при неизменных размерах фюзеляжа.
Сравнительная оценка гражданских самолетов по себестоимости пе-
ревозок является официальной и у нас и за рубежом. В США и других
странах имеются стандартные методы определения прямых эксплуата-
ционных расходов для сравнительной оценки транспортных самолетов.
Более общим экономическим критерием, по сравнению с себестои-
мостью тонно-километра, является критерий, предложенный Д. Л. Тома-
шевичем [25]. Он имеет вид:
где Р— величина, определяющая общественную полезность или целе-
вую отдачу летательного аппарата;
В — затраты на изготовление летательного аппарата и поддержание
его работоспособности в период эксплуатации.
Критерий Д. Л. Томашевича применим к любым летательным аппа-
ратам или изделиям вообще. Однако в приложении к гражданским са-
молетам рассматриваемый критерий представляет не что иное как вели-
чину, обратную полной себестоимости тонно-километра 1/п.
В случае сравнения самолетов при постоянных значениях дальности
полета, крейсерской скорости, полезной нагрузки, стоимости и ресурса
частей экономические критерии трансформируются в более простой
критерий — взлетный вес самолета. Наилучший вариант соответствует
минимуму взлетного веса самолета при прочих равных условиях. Во
многих случаях весовой критерий Go существенно упрощает решение
задач по оптимизации параметров и конструктивно-проектировочных
решений.
Для военных самолетов в ряде стран разрабатываются общие крите-
рии, учитывающие вероятность (степень) выполнения задания, завися-
щую от характеристик боевой нагрузки и оборудования, летных харак-
теристик самолета, а также характеристик наземного оборудования для
обеспечения полета [4, 25].
Изложенное позволяет сделать следующие выводы:
— методы общего проектирования самолетов развивались по пути
анализа от простого к более сложному — от методов копирования и по-
добия к статистическому методу и затем—-к методу оптимального про-
ектирования;
21
1
— критерии оценки самолетов развивались по пути синтеза от част-
ного к общему — от оценки по отдельным признакам до оценки самолета
в целом.
В заключение приведем методику расчета современного критерия
оценки гражданских самолетов — приведенных затрат, в основе которых
лежит себестоимость тонно-километра, но учитываются также капиталь-
ные вложения.
Приведенные затраты, выраженные относительно одного самолета,
равны
а1Гр = а 4 aRatIB1 коп/т-км. (1-1)
Здесь а — себестоимость перевозок в коп/т-км;
Окап.вл — приведенные капиталовложения в коп/т-км.
Себестоимость перевозок рассчитывается по формуле
а = v-----------коп/т-км, (1.2)
Л к ом ^ком‘ рей с
где А — расходы на эксплуатацию самолета в течение одного летно-
го часа в коп/ч;
Оком — коммерческая нагрузка в тс, соответствующая данной
дальности полета;
Урейс —рейсовая скорость самолета в км/ч;
Кком — коэффициент коммерческой нагрузки, учитывающий сред-
негодовую неполную загрузку самолета из-за сезонности
перевозок.
• Значения даны в табл. 1.2.
Рейсовая скорость самолета или скорость полета по расписанию
учитывает потери времени на следующие этапы полета: запуск и про-
грев двигателей, рулежка до взлетно-посадочной полосы (ВПП) перед
взлетом и после посадки, взлет и набор высоты, маневрирование в воз-
духе после взлета и перед посадкой, снижение и посадка. Для сверх-
звуковых самолетов дополнительно учитывается время на разгон само-
лета до крейсерской сверхзвуковой скорости полета и на торможение.
Рейсовая скорость определяется по следующей формуле:
лТчГ- (L3>
Ь п . , , . , *-в.пТ vb.ii +" А'м) г крейс
------- + /в.п + Дм
крейс
где L — расстояние между аэропортами взлета и посадки в км;
/Б-п — время, затрачиваемое на взлет, набор высоты, снижение и
посадку, в ч;
LB.n—горизонтальная проекция пути, проходимого самолетом за
время /в.п, в км;
Укрейс — крейсерская скорость полета в км/ч;
Д/м — время, затрачиваемое на запуск и прогрев двигателей, на
рулежку и маневрирование после взлета и перед посад-
кой в ч.
Время на набор высоты и снижение, на разгон самолета до крейсер-
ской скорости и торможение и соответствующая этому времени горизон-
тальная проекция пути самолета берутся из аэродинамического рас-
чета.
Д/м принимается равным:
для самолетов с ТРД— 10 мин (0,167 ч),
для самолетов с ТВД — 15 мин (0,25 ч).
Для грубых pact
равна:
где Д/=20 мин для cai
ных самолетов с ТВД |
летов с ПД и ТВД (0,1
Максимальная коп
от количества пасса жг
мещений на самолете
Q 2Я
где лПас — число пасса]
90 — средний вес
ра (15 кге);
290 — средний уде.
Пбаг — объем багаж
120 —средний yAej
Максимальную ков
жет перевозить на опре,
зависящую от максима.,
молете. При заданном
ность, большую расчет
нагрузкой вследствие а
Типовой график, п<
кой нагрузки пассажир
на рис. 1.1.
^KOMJ|
'Ограничена!
лассажирсш
объему бага
грузоёьиг по)
п
Рис. 1.1. Типовая
ки пассажирского
ветствует
Расходы на эксплуа*
А состоят из: расходов ш
расходов на текущий ре
Лт.о.с и двигателей Лт.0.д,
экипажа с начислениями
22
синтеза от част-
оценки самолета
[енного критерия
в основе которых
также капиталь-
одного самолета,
(1-1)
'-КМ.
'ле
(1-2}
ение одного летно-
:твующая данной
читываюший сред-
1 из-за сезонности
гга по расписанию
ета: запуск и про-
юсы (ВПП) перед
еврирование в воз-
эсадка. Для сверк-
ая на разгон само-
i и на торможение,
уле:
Для грубых расчетов можно принимать, что рейсовая скорость
равна:
v йс=—-— = км/ч> (14)
^/Цсрейс + крейс
где Д/=20 мин для самолетов с ТРД (0,33 ч); —35 мин для магистраль-
ных самолетов с ТВД (0,58 ч); — 10 мин для легких многоцелевых само-
летов с ПД и ТВД (0,167 ч).
Максимальная коммерческая нагрузка определяется в зависимости
ют количества пассажирских мест и емкости багажных и грузовых по-
мещений на самолете
Ок»„=Э0/гпас + 290(%аг--^=^'| кгс, (1.5)
КУМ I I 1 <41 120 * ' '
где ппас— число пассажирских мест;
90 — средний вес пассажира (75 кгс) и личного багажа пассажи-
ра (15 кгс);
290 — средний удельный вес почты и груза в кгс/м3;
Обаг —объем багажных и грузовых помещений в м3;
120 — средний удельный вес багажа пассажиров в кгс/м3.
Максимальную коммерческую нагрузку пассажирский самолет мо-
жет перевозить на определенную, так называемую расчетную, дальность,
зависящую от максимального взлетного веса и от запаса топлива на са-
молете. При заданном максимальном взлетном весе полет на даль-
ность, большую расчетной, выполняется с уменьшенной коммерческой
нагрузкой вследствие соответствующего увеличения запаса топлива.
Типовой график, показывающий зависимость величины коммерчес-
кой нагрузки пассажирского самолета от дальности полета, показан
на рис. 1.1.
и посадки в км;
высоты, снижение и
IMMoro самолетом за
эгрев двигателей, на
лета и перед посад-
самолета до крейсер-
эму времени горизон-
одинамического рас-
Рис. 1.1. Типовая зависимость величины коммерческой нагруз-
ки пассажирского самолета от дальности полета (£расч соот-
ветствует минимуму себестоимости перевозок)
Расходы на эксплуатацию самолета в течение одного летного часа
А состоят из: расходов на амортизацию самолета Ла.с и двигателей Ла.д,
расходов на текущий ремонт и техническое обслуживание самолетов
Лт.о.с и двигателей Лт.о.д, стоимости расходуемого топлива Лт, зарплаты
экипажа с начислениями Лзп и косвенных (аэропортовых) расходов 5аП1
23
учитывающих затраты на содержание аэропортов и различных админи-
стративно-технических служб авиакомпании. Таким образом
А = Ла с + ^а,л4" Ат о с~Ь о ч4“-^т 4“ 4“ 7?ап КОП/Ч. (1-6)
Расходы на амортизацию самолета рассчитываются по формуле
1 4- с f ~ — О
Дас = 7<1Сс ------г---“----" К0П/Ч> (к7)
* С
где Л5 -1,05 — коэффициент, учитывающий непроизводственный налет
(тренировки, обучение, облет и т. п.) ;
Сс — стоимость самолета без двигателей в коп:
Д = Kaf tKvG„)CJ (3340 + 0,0770„,с, - 1,05- 10"4О1’у6„). (1-8>
Здесь GCycT в кгс; Лсер.с и Kv — коэффициенты, учитывающие серийность
и расчетную скорость полета проектируемого самолета:
,, (35 105 \0’4.
сер с~ I п v I »
Л\,= —(1 + '''в**1 ), (1.10)
v 2 к 1 800 J
где 2пс — количество самолетов в серии;
Укрейс — крейсерская скорость в км/ч,
В формуле (1.7) коэффициент Крс — отношение стоимости одного»
капитального ремонта к первоначальной стоимости самолета — может
быть рассчитан по формуле
1 10^
/Ср с=0,11 -j-; (1-11) t
Сс [
где 7С — амортизационный или полный срок службы самолета в ч; ।
— срок службы самолета между капитальными ремонтами в ч.
Для магистральных самолетов в среднем 7^ = 30 000 ч, £с = 5000 ч. Для
самолетов местных воздушный линий Гс = 25000 ч, /с = 5000 ч.
По аналогии с (1 7) рассчитываются и расходы на амортизацию дви-
гателей
Аа , = /<2«ЛВС1в------—коп/ч, (1.12)
7 IB
где /(2=l,07 — коэффициент, учитывающий непроизводственный налет;
ддв— число двигателей, установленных на самолете;
СдВ—стоимость одного двигателя в коп.
Для ТРД можно принимать
С„=К„К^. А;(3400-10]/_₽;) коп, (1.13) !
где Рог —взлетная тяга одного двигателя в кгс;
/Тех и А”Сердь —коэффициенты, учитывающие тип (схему) двигате-
ля и серийность, КСх=1—для ТРД; /(сх=1.15— |
для ДТРД при М<1, Лех =1,5— для двигателей
сверхзвуковых пассажирских самолетов;
Стоимость ТВД1
где JVOl — взлетная М(
В формуле (1 12) кс
читального ремонта j
Для ТРД и ДТР)
где Гдв — амортизац»
/дВ —срок служС
Для расчетов npi
что за свой срок слуя
Для ТВД можно
Расходы на теку
определяются по фор
где Кз=0,5 — коэф(}
жива]
введе]
эффи!
Ка= 1 — ДЛЯ Д1
/<4= 1,13 — для с<
Кд=2,0 — для с
Расходы на теку
лей определяются по
/
где /<2=1.07 — как и
Ks=l —Для TJ
Ks=1.5 --ДЛЯ ДЕ
Для самолетов с TBJ
Расходы на заря
членов летно-подъем]
раДИСТЫ) ^л.п.с и ЧЕ
I
Здесь Слпс и Cgn
става и бортпроводни
пажа 550 ч в год дань
Назначение с а мол
Здесь 2пдв — количество двигателей в серии.
24
Магистральный дозвуков
Магистральный сверхзву
Для местных авиалиний
Легкий многоцелевой (л
L
Стоимость ТВД в среднем равна
Сдв=3000Л^ коп, (1.15)
где Noi — взлетная мощность одного двигателя в л. с.
Б формуле (1.12) коэффициент /<Р.Д— отношение стоимости одного ка-
питального ремонта двигателя к его первоначальной стоимости.
Для ТРД и ДТРД
Кр.«=0,15+4.15-10-5[1-0,2 (-р»_-1)]ГЛ„ (1.16)
*ДВ
где Гдв —амортизационный или полный срок службы двигателя в ч;
<дв — срок службы двигателя между капитальными ремонтами в ч.
Для расчетов принимается Г.;в —6000 ч и /дв = 3000 ч, т. е. считается,
что за свой срок службы двигатель ремонтируется один раз.
Для ТВД можно принимать /Ср.д«0,6.
Расходы на текущий ремонт и техническое обслуживание самолета
определяются по формуле
Л,.».«=/Сз^4(0,39-0,121-Ю-5Опу„)ОЛуст коп/ч, (1.17)
где Кз=0,5 —коэффициент, учитывающий метод технического обслу-
живания, применяемый в данной авиакомпании. При
введении прогрессивных форм техобслуживания этот ко-
эффициент может быть уменьшен до 0,35—0,40;
К4 = 1 —для дозвуковых самолетов с ТРД и ДТРД;
К4=1,13-—для самолетов с ТВД;
Л'4=2,0 —для сверхзвуковых пассажирских самолетов (М^1,8).
Расходы на текущий ремонт и техническое обслуживание двигате-
лей определяются по формуле
Лт0 КОп/Ч) (1.18)
1 +7-10-5-ГД1>
где К2=1Д7 —как и в формуле (1.12);
К5= 1 —для ТРД и ДТРД дозвуковых самолетов;
Кб — 1,5 —для двигателей СПС, а также для ТВД.
Для самолетов с ТВД в (1.18) вместо Ли следует взять NOi в л. с.
Расходы на зарплату экипажа Лзц рассчитывают, исходя из числа
членов летно-подъемного состава (летчики, штурманы, бортинженеры и
радисты) —Лд.п.с и числа бортпроводников — ngn:
ЛЗп = Сд.п Л.п -с + СЛ код/ч. (1.19)
Здесь Сл.п.с и (7бп“ средняя часовая зарплата летно-подъемного со-
става и бортпроводников. Значения Сл п.с и Сбп при среднем налете эки-
пажа 550 ч в год даны в табл. 1.2.
Таблица 1.2
Назначение самолета ^ком Cjl.ff.C коп/ч Сб.и коп/ ч 6 а-8 ^9
Магистральный дозвуковой 0,58 1100 400 1,30 2700 0,42
Магистральный сверхзвуковой 0,65 2000 750 1,30 2700 0,42
Для местных авиалиний 0,65 1100 400 1,27 2600 0,53
Легкий м н огоцелевой (пв& с 6) 0,75 800 —*• 1,23 2000 0,61
25
Стоимость расходуемого в полете топлива определяется по фор-
муле:
Ат ~ 53-К6°т'р>ехГрейс коп/ч, (1.20)
^расч
где GT.pacx — расходуемое в полете топливо в кгс, берется из аэродина-
мического расчета с учетом дополнительного расхода за
время Д/ [см. формулу (1.4)];
5,1 — стоимость 1 кгс топлива (с учетом непроизводственных
затрат на опробование двигателей, на тренировочные и
контрольные полеты) в коп/кгс;
Лб= 1,0 —для дозвуковых самолетов с ТРД и ДТРД;
Кв= 1,03 —для самолетов с ТВД;
А'6= 1,06 —для сверхзвуковых пассажирских самолетов.
Косвенные (аэропортовые) расходы принимаются равными:
Bart^K7 (0,45-7-10~4 /Go)Go коп/ч, (1.21)
где Go — в кгс; А?—1,0— для дозвуковых самолетов; К7=1,5 —для
сверхзвуковых.
Приведенные капиталовложения, входящие в (1.1), определяются
по формуле
Е (1 ,05Сс -у l,03C,tn/i4Bi) ,-пп1т .... /1
акап вл — .у--------------- КОП/Т • КМ. (1.22)
комиком* рей с о год
Здесь Е — нормативный коэффициент эффективности капиталовложений;
£' = 0,121/год (Е=\/Ток, где Ток— нормативный срок окупаемости капи-
таловложений в годах);
Сс и Сдв — стоимость самолета и двигателя [формулы (1.8), (1.13),
(1.15)] в коп;
^ком» ^рсйс ^М. (1"^)’
Ьотношение числа двигателей, предназначенных для эксплуа-
тации самолета с учетом замен, к числу двигателей, установ-
ленных на самолете. Для Тдв^4000 ч значения b даны в
табл. 1.2;
Вгод —налет часов на самолет в год,
«г«. = ^8,---ТТ1^-Ч/Г0Д’ (1'23)
^-расч + ЛдКрейс
где Врасч — расчетная дальность полета для проектируемого самолета
(см. рис. 1.1) в км;
Ррейс — рейсовая скорость в км/ч;
К8; Лэ —коэффициенты (см. табл. 1.2).
Глава II
ОСНОВНЫЕ И ОТНОСИТЕЛЬНЫЕ ПАРАМЕТРЫ САМОЛЕТА,
УРАВНЕНИЕ ОТНОСИТЕЛЬНЫХ ВЕСОВ. ВЛИЯНИЕ
ВАЖНЕЙШИХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА НА ЕГО ЛЕТНЫЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ
Важнейшая задача проектирования самолета — определение его Ос-
новных параметров: взлетного веса Go; площади крыла S; тяги Ро или
мощности No силовой установки, потребной для получения заданных
летных характеристик. Эти параметры служат исходными величинами
26
для разработки всего проекта самолета, и правильный их выбор обус-
ловливает оптимальные технические показатели и летные данные са-
молета.
В некоторых случаях при проектировании удобнее пользоваться от-
носительными параметрами: удельной нагрузкой на площадь крыла
р0=— ; тяговооруженностью 7%=—; тягой, отнесенной к площади
s о0
крыла ; нагрузкой на мощность .
§ 1. УРАВНЕНИЕ ОТНОСИТЕЛЬНЫХ ВЕСОВ САМОЛЕТА
Полный (взлетный) вес самолета складывается из нескольких отли-
чающихся по своим особенностям частей
<7o=Gk4 Gc.yH-OTH-Gc э.г,
где GK —вес конструкции самолета;
GG.y — вес силовой установки;
GT — вес топлива;
Gc.a.r—вес снаряжения, оборудования, экипажа и грузов.
Величина GK зависит от ряда параметров самолета и его частей,
главным образом, от удельной нагрузки на крыло ро, от удлинения кры-
ла X, от коэффициента расчетной перегрузки пр, от веса самолета и т. д.
Величина Gc.y зависит от удельного веса двигателя, от величины тяги са-
молета, от веса баков и т. д.; GT —от удельного расхода топлива, даль-
ности самолета, от его крейсерской скорости, от веса самолета и т, д.
Величина Gc.3.r непосредственно с параметрами и характеристиками са-
молета и его весом не связана и определяется в зависимости от типа
самолета и его назначения.
Если разделить обе части приведенного равенства на Go, то будет
получено равенство
1=о,+б„,+о,+о,„
называемое уравнением относительных весов самолета или уравнением
весового баланса самолета. При этом соотношения
являются соответственно относительными весами конструкции самолета,
силовой установки, запаса топлива, снаряжения, экипажа и грузов.
Уравнение относительных весов, как будет показано ниже, играет зна-
чительную роль в раскрытии зависимости между параметрами и летны-
ми характеристиками самолета.
§ 2. ЗАВИСИМОСТЬ ОСНОВНЫХ ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА
ОТ ОТДЕЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ
Максимальная скорость
Максимальная скорость горизонтального полета реактивного само-
лета (когда она не ограничивается нагревом конструкции, безопасно-
стью полета и т. п.) на высоте Н может быть определена по формуле
(2-1)
где Р— максимальная тяга силовой установки самолета на данной
высоте //при скорости Vmax;
27
скорости и высоты полета.
Рис. 2.1 Зависимость £ (отно-
шение величины тяги в поле-
те Р к тяге при работе на ме-
сте Ро) от скорости для ТРД
(степень увеличения давления
в компрессоре лк=6, темпера-
тура газов перед турбиной
1200°, высота Ы ООО м)
I — без учета потерь на входе; 2 —
с учетом потерь на входе
S — площадь крыла;
сх — коэффициент лобового сопротивления самолета при скоро-
_ СТИ Утах;
Р =P/GQ —располагаемая тяговооруженность самолета при полете на
высоте Н СО скоростью Ушах!
Д— —-----относительная плотность воздуха на высоте Н.
Ро
Тяга воздушно-реактивных двигателей (ТРД и ПВРД) зависит от
При увеличении скорости полета У и соот-
ветствующего ей числа М. (У=оМ, где
а — скорость звука), тяга двигателей Р
при скоростях М<<),5 несколько умень-
шается, а затем, в зависимости от пара-
метров двигателя, возрастает, после чего»
на больших числах М довольно резко па-
дает. На начальном этапе проектирова-
ния самолета удобно об изменении тяги
р
судить по графику коэффициента ,
°о
где Ро — стартовая (при работе на месте)
тяга (для ТРД — при М = 0). Примерный
график изменения £ по М для //^ 11000 м
дан на рис. 2.1. Таким образом, тяга всех
двигателей на любой скорости при Н=О>
может быть выражена так:
р у — 0-
Изменение тяги ТРД по высоте Я проис-
ходит в соответствии с формулой
где показатель степени е на высотах
Н^. 11 000 м несколько меньше единицы
(е^0,85—0,9), а на высотах //^11 000 м равен единице. В последующем
изложении будут большей частью рассматриваться задачи, связанные
с полетом на высотах /7> 11 000. Следовательно, выражение для тяги
двигателей при любой скорости и на любой высоте //>11 000 можно на-
писать так:
Р=т£Род,
где т — числовой коэффициент, определяемый законом изменения тяги
на высотах //<11000 м, a £=f(M) будет иметь идентичный характер
для двигателей с подобными параметрами.
Разделив обе части этого равенства на Go и приняв е=0,85 и т= 1,2„
получим
для Я< 11000 м P=U°,85P0; (2.2)
для 11000 м Р=1,2£ДРО, (2.2')
где Р0 = -р-.
Go
Подставив в формулу (2.1) полученное выражение (2.2'), сможем напи-
сать для высот Н 11 000 м
1Лпах = 15,7 | /-Ss™. км/ч, (2.3)
г сх
ИЛИ Мтах = 0,0148 1/^21 ; (2.3')
Г сх
28
амолета при скоро-
>лета при полете на
сотс Н.
ПВРД) зависит от
ги полета V и соот-
?ла М (У = пМ, где
тяга двигателей Р
,5 несколько умень-
ависимости от пара-
□растает, после чего
1 довольно резко па-
этапе проектировав
э об изменении тяги
р
соэффициента £=---,
“о.
при работе на месте}
и М=0). Примерный
го М для 11 000 м
ем образом, тяга всех
й скорости при //=0
на так:
J по высоте Н проис-
и с формулой
= Р^>
пени 8 на высотах,
тько меньше единицы
Енице. В последующем
ся задачи, связанные
, выражение для тяги
: #>11 000 можно на-
для высот Н< 11 000 м
14™ =14,41/ -^км/ч. (2.4)
Л4™ = —1/(2-4')
а У слДи*
где а — скорость звука на высотах Н< 11 000 м.
При этом cx^cKQ-\~cXi = cXQ-\-DQcy2,
где
4
Потолок
Для самолетов с ТРД статический потолок //„от определяется ве-
личиной относительной плотности на потолке, которую можно получить,
по формуле
д„.„=-- -1,(i6V/lC,,!. , (2.5)
iPo
вытекающей из очевидного равенства Р— Используя (2.2') и пола-
^тах
гая Kmai=( —) — O,5/]/Z2Jocr , получим формулу (2.5).
\ Сх /max
Вертикальная скорость набора высоты
Максимальная вертикальная скорость приближенно может быть
выражена так [5]:
3 6О у 3?CXS •
Полагая для H=-Q р--1-; PjS~ рйР&,
8
получим
коном изменения тяги*
идентичный характер
риняв е —0,85 и т= 1,2„
(2.2)
(2.2')
ге (2.2'), сможем нагти-
(2.3)
(2-3')
ю Id
max — 1,53
или для двигателя с форсажем
i/~ pq(PqS)3
' сха
V'у max
= 1,53
где РОф — тяговооруженность с форсажем.
(2.6)
Ра
с._
Максимальная дальность при скорости РкрейС
Работа, производимая тягой двигателя при полете самолета на рас-
стояние L, может быть выражена так:
/7—1,53 P^L,
где Ре? — средняя тяга на пути L,
Эта же работа, выраженная через механический эквивалент тепла
сгоревшего топлива, определяется выражением
/г/-427Ст//тт10,
29
где H.r — теплотворная способность топлива;
От — вес сгоревшего топлива;
т]о — полный к. п. д. силовой установки.
Приравняв правые части полученных выражений, найдем
Величина отнош
фициента су, на кото
Су, можно получить и,
I
427('zt^t]q
Z3 ср
(2.7)
откуда, в частности, видна зависимость дальности L от теплотвор-
ной способности Нт. Формула (2.7), однако, не может служить основой
для рассмотрения влияния различных параметров самолета на его даль-
ность и потому обратимся к подробному анализу следующей формулы
[13] для самолетов с реактивными двигателями (ТРД и ПВРД):
Отсюда Су “
Р
Заменяя в этом
получим
L = 3,6 С ~ V км, (2.8)
J ср сх @
о,
где V — скорость в м/с;
ср — удельный часовой расход топлива в кгс на 1 кгс тяги;
Gj — вес самолета в конце пути; если считать, что в пути вес изме-
няется только за счет расхода топлива, то
G1=G0~GT.
При проектировании самолета большой интерес представляет мак-
симальная дальность полета. Очевидно, что для достижения максималь-
ной дальности необходимо, чтобы при заданном отношении GJG0 про-
изведение — — V в формуле (2.8) имело бы наибольшую величину.
ср сх
Выясним, при каких условиях выражение — — V имеет максимум.
Ср Cjc
Рассмотрим для этого факторы, влияющие на входящие в него ве-
личины.
откуда
Подставив выра?
P0U01
г _
с и ~ "———
Ро
Эти формулы показы
скорости полета V, о
сверхзвуковых скорое
Ним
Рис. 2 2. Зависимость ср от скорости V (а), высоты Н(б)
и числа оборотов ТРД п (в) для одноконтурных двига-
телей
Из теории ТРД известно, что удельный расход топлива зависит от
скорости полета V, высоты И (или Д) и степени дросселирования дви-
гателя (или числа оборотов п). Графически эти зависимости представ-
лены на рис. 2.2. Как видно из этого графика, ср с увеличением V уве-
личивается (см. рис. 2.2, а), с увеличением же высоты до /7=11 000 м —
постепенно уменьшается, на высотах //>11000 м ср остается постоян-
ным (см. рис. 2.2, б).
При дросселировании двигателя, т. е. при уменьшении числа оборо-
тов и, ср заметно изменяется, вначале уменьшаясь, при этом минималь-
ное значение ср достигается при небольшой степени дросселирования на
так называемом крейсерском режиме двигателя, а затем быстро увели-
чиваясь (см. рис. 2.2, в).
0 0,2
Рис. 2.3. Изме]
тального полет
открытом дросс
МОСТИ ОТ ВЫСОТ
годнейц
На рис. 2.3 изоб£
ре изменения су гори,
режиме ТРД. Очевид]
чения cyn0T = cy0pt, т. с
ты Н коэффициент су
ство су!сх. Скорость г
30
ий, найдем
(2.7)
сти L от теплотвор-
>жет служить основой
самолета на его даль-
следующей формулы
РД и ПВРД):
(2.8)
а 1 кгстяги;
, что’в пути вес изме-
>ес представляет мак-
эстижения максим ал ь-
отношении Gi/Go про-
аибольшую величину.
~ V имеет максимум.
входящие в него ве-
Н- const
------
ть
В)
ысоты Н (б)
рных двига-
юд топлива зависит от
дросселирования дви-
зависимости представ-
с увеличением V уве-
соты до Н= 11 000 м —
i ср остается постоян-
еньшении числа оборо-
:ь, при этом минималь-
ни дросселирования на
а затем быстро увели-
Величина отношения су1сх зависит от режима полета, т. е. от коэф-
фициента Су, на котором совершается полет. Выражение, определяющее
Су, можно получить из соотношений
Су Gq . ^0 _Д
C.v Р ’ Р р
Отсюда = •
Р
Заменяя в этом равенстве сх его выражением через сХу и DGCtf,
получим
откуда
сх. +
с =------
У 2D0
(2.8')
Подставив выражения для (2.2) и (2.2х) в формулу (2.8х), получим
PqU0’85 1/ Pfc2A*’7
2G0 ' 4£2 £>0
(Н < 11000 м);
(//>,1000 м).
о» v a Do
Эти формулы показывают, что су зависит от Ро, высоты Н (или Д) и от
скорости полета V’, от которой в свою очередь зависят сх0, а при
сверхзвуковых скоростях и Dq.
Рис. 2.3. Изменение cv горизон-
тального полета при полностью
открытом дросселе ТРД в зависи-
мости от высоты Н — наивы-
годнейшая высота)
9 Укм/ч
Рис. 2.4. Характер
изменения макси-
мальной скорости
в зависимости от
высоты Н-
1 — околозвуковой са-
молет, 2 — сверхзв}-
новой самолет
На рис. 2.3 изображена кривая, дающая представление о характе-
ре изменения су горизонтального полета по высотам на крейсерском
режиме ТРД. Очевидно, су на потолке //пот достигнет наибольшего зна-
чения Супоч—Cyov^ т- е- его значения при Лтах. С уменьшением высо-
ты Н коэффициент су уменьшается и соответственно уменьшается каче-
ство су/сх. Скорость горизонтального полета Ртах на данной высоте
31
для самолета с ТРД, как указывалось, может быть выражена формула-
ми (2.3) и (2,4).
Воспользовавшись значениями сх самолета по продувке или при-
ближенному расчету и кривыми зависимости коэффициента £ от скоро-
сти, можно графически определить скорости горизонтального полета на
разных высотах.
В этом случае для ряда выбранных высот в диапазоне от Н=0 до
// = 11 ООО м, задаваясь значениями скоростей У3ад, определяем соответ-
ствующие им величины сх и £ и, подставляя в формулу (2.4), находим
значения Уист, по которым строим кривую в координатах УЭад и УИет-
Затем, используя формулу (2.3), проделаем такую же операцию для
высот //>11 000 м. Для каждой выбранной высоты получим график в
координатах Узад и VHCt. Проведя на каждом графике из начала коор-
динат луч под углом в 45°, мы получим в точке пересечения луча и кри-
вой V значение скоростей V на выбранных высотах Н.
На рис. 2.4 приведены типичные кривые изменения по высоте мак-
симальной скорости для дозвукового (/) и сверхзвукового (2) самоле-
тов. Для обоих типов самолетов характерным является увеличение ско-
рости по высотам до //= 11 000 м.
На основании сказанного выше для самолетов с ТРД справедливы
следующие выводы:
а) удельный расход топлива ср с увеличением высоты до Н =
= 11 000 м уменьшается и на высотах //>11 000 м становится постоян-
ным (см. рис. 2-2);
б) коэффициент cv, соответствующий горизонтальному полету, по
мере увеличения высоты Н увеличивается до cyOpt (см. рис. 2.3), дости-
гая этого значения на статическом потолке. Вместе с су с увеличением
высоты увеличивается и качество самолета су1сх, которое на потолке
принимает максимальное значение;
в) скорость горизонтального полета V с увеличением высоты до
// = 11 000 м увеличивается.
Учитывая приведенные выводы, можно утверждать, что произведе-
1 С tf ¥ т
ние —* — и, а следовательно, и дальность полета достигают макси-
мального значения на высотах //>11 000 м.
Полагая, что удельный расход топлива ср для высот //^11 000 м
может быть выражен так:
ср^’Д*ср0,
где ф = 1,05+0,1М+0,05М2 учитывает приближенно влияние числа М
полета в диапазоне от 0,8 до 3,0 на удельный часовой расход;
Д — относительная плотность воздуха;
k=0,12;
сро—стартовый удельный расход (М = 0; Н = 0),
мы можем для ООО м написать
ср=эО,863фсРо,
т. е. на высотах //>11 000 м удельный расход не зависит от высоты.
Формулу (2.8) теперь можно получить в следующем виде:
Go
/, = 4,17 \ V— км. (2.9)
£ Но G
Имея в виду, что— V от изменения веса G не зависит, проинтегрируем
СХ Z-I
это выражение, полагая, что G1 = Go—Gt, V=const:
32
или ,
Максимальная в
максимальном значег
Подставляя вмес
откуда следует, что,
может быть принят
/ Си Л5\ г
( fl,5 4 I ' СЛ6Д
\ / шах
сти Лцах самолет
/ _ СУ f0,5\
1 г1’5 / ‘
\ X /max
Определим су,
наибольшая дально
дробь в степень Ё/з и
получим
Для дозвукового сал
и можно в первом nj
зависит только от су.
равняем нулю и noj
/'max'
Величина cvopt> coon
но, будет равна
Следовательно,
Таким образом,
молета должен прои
а высота //Пв нескол
ля на крейсерском ре
2—1062
ь выражена формула-
о продувке пли при-
эфициента £ от скоро-
зонтального полета на
диапазоне от Я=0 до
„ определяем соответ-
>рмулу (2.4), находим
)динатах У3ад и Уист.
то же операцию для
ты получим график в
1фике из начала коор-
;ресечения луча и кри-
ах И.
мнения по высоте мак-
двукового (2) самоле-
1яется увеличение ско-
зв с ТРД справедливы
нием высоты до Я =
м становится постоян-
Z=4,17 — SJL у in Go
Чо c* Gq-Gt ’
или
1=4,17 -1—£» И In__—_
^Po 1-S,
(2.9')
Максимальная величина дальности Lmax будет иметь место при
максимальном значении ( — 17)
\ Сх /max
Подставляя вместо V выражение (2.3), получим
^17=15,7^-)/^,
откуда следует, что, поскольку величина роТ*о для данного самолета
(—17) , будет иметь место при
\ Сх /max
Следовательно, для получения максимальной дально-
самолет с ТРД должен летать на режиме, при котором
может быть принята неизменной
(Су ,.0.5
1Х
сти L
[ Су ,
нтальному полету, по
)t (см. рис. 2.3), дости-
сте с су с увеличением
которое на потолке
(сличением высоты до
/ max
-max
.0,5 \
I с115 ? )
\ *'х /max
Определим с}
наибольшая дальность будет получена при I ~х0 5-1 . Бозвед}
дробь в степень 2/з и используя аналитическое выражение поляры
у, который соответствует этому режиму. Очевидно,
/ е}'5 \
- [ I—— | . Возведя эту
сх~ Сх0 + В()С2у,
рждать, что произведе-
юта достигают макси-
для высот f/^ll 000 м
получим
(2.10.)
енно влияние числа М
ельный часовой расход;
0),
е зависит от высоты,
уюгцем виде:
м. (2.9)
зависит, проинтегрируем
st: '
с1.5 \2;з с с4/3
------- ] =--------£2-----L - у П
Су?* ) 4/3е1'3 0-
(2.И)
Для дозвукового самолета коэффициент £ по скорости изменяется
и можно в первом приближении принять a
зависит только
равняем нулю
Дпах:
мало
,0=--L- =const и cr
лХэф
от cv. Продифференцируем выражение (2.11) по
и получим наивыгоднейшее значение суНв для
Су, при-
режима
Су нв—1,252
Величина cyOpt, соответствующая максимальному качеству, как извест-
но, будет равна
Су opt ~ 1/Г;п'^эФ^с1= 1,773 j/"^эфСх0. (2.12
Следовательно,
1,252су opt _
1,773 “°’ 1с^0Рь
Су нв —
Таким образом, полет на максимальную дальность дозвукового
молета должен производиться на режиме, при котором суНв = 0,71 cyOpt,
а высота Янв несколько меньше 7/ПОт (см. рис. 2.3) при работе двигате-
ля на крейсерском режиме.
2—1062
Са-
уне =0,71 Су opt,
33
Подставляя (2.12) в теоретическое выражение поляры (2.10), по-
лучим после простых преобразований значение сХнв Для режима макси-
мальной дальности
определим коэффии
СЛНВ
В околозвуковой зоне скоростей i(M~0,8—1,3) коэффициент £ за-
метно изменяется. Кроме того, в этом диапазоне схо и £>0 в зависимости
от скорости претерпевают значительные изменения, поэтому для около-
звукового самолета определение величины су режима наибольшей даль-
ности, т. е. режима (— Vj , может быть проведено следующим не-
\ /шах
сложным графическим способом. Имея поляру самолета по продувкам
или по данным приближенных расчетов для скоростей в диапазоне
М~0,8—1,3, строим кривые cx=cx(M) для ряда высот //>11000 м
и при этом убедимс:
Следовательно,
для полета (при Н
для достижения Lmi
Рис. 2.5. Определение за-
висимости сх от М по
разным высотам для за-
данного двигателя (вспо-
могательное построение
для получения зависи-
мости, приведенной на
рис. 2.6)
Су
Рис. 2.6. Зависимость— V от
сх
су для определения с„, соответ-
ствующего на и выгоднейшем у
режиму полета на максималь-
ную дальность
(рис. 2.5). Затем на этот же график наносим кривую сР—€Р(М) для
7/>11 ООО м, рассчитанную по формуле
Если полег ою
которой возникает
жим при су Opt с по
ния волнового соп
дальность получает
шем, чем на крейсе{
Для сверхзвук!
так же, как это опис
Результаты оп]
максимум (—V|
\ сх /
т. е. можно прибли;
сверхзвукового са
дозвукового самоле
можно при опреде;
ближении принимат
Таким образом
сти характеризуете
молетов с ТРД коз
значениям су цв и сх
с Р 19»2аА)Е
Р Sq (аМ)2
(2-13)
Кривую Ср==€Р(М) строим для такого значения тяговооруженности
Ро, чтобы она пересекала кривые cx*=Cx(M) в околозвуковом диапазоне
скоростей. Значения £ находим из графика £=£(М), тогда точки пере-
сечения кривых сх=сх(М) и сР=Ср(М) будут соответствовать скорости
полета М на различных высотах //. Теперь, зная М, можно для каждой
из взятых высот найти значения су по формуле
или, так как Cyopt=
, — - 16^о
У Д (аМ)2
и, следовательно, определить соответствующие им качества — .
Далее вычислим для ряда значений су величины ^-V и построим
сх
кривую — 1/ в зависимости от су (рис. 2.6) *. С помощью этой кривой
сх
* На рис. 2.6 в качестве примера приведена кривая для гипотетического около-
звукового самолета.
34
Подставляя (2.
/jrnai —
или
/-так
или
ьт
2*
оляры (2.10), по-
ля режима макси-
юэффициент £ за-
Dq в зависимости
оэтому для около-
наибольшей даль-
не следующим не-
1ета по продувкам
стей в диапазоне
,ысот Н> 11 000 м
у/у opt
а* о,5 о,б су
ci;
йОСТЬ--- V от
сх
ия cv, соответ -
(выгоднейшему
на максималь-
[ЬНОСТЬ
определим коэффициент суНв, которому соответствует
Сх /шак
и при этом убедимся, ЧТО Сунв=^ opt.
Следовательно, в околозвуковой зоне наивыгоднейшим режимом
для полета (при const) будет режим максимального качества, т. е.
для достижения Lmax полет должен происходить при
су=си opt-
Если полет околозвукового самолета происходит на скорости, при
которой возникает довольно заметное волновое сопротивление, то ре-
жим при су opt с полностью открытым дросселем из-за резкого увеличе-
ния волнового сопротивления становится невыгодным и наибольшая
дальность получается при некотором дросселировании двигателей, боль-
шем, чем на крейсерском режиме.
Для сверхзвуковой зоны сунв можно найти графическим методом
так же, как это описано выше.
Результаты определения по этому методу сунв показывают, что
максимум имеет место при
0,73Су opt,
т. е. можно приближенно считать, что режим наибольшей дальности для
сверхзвукового самолета аналогичен режиму наибольшей дальности
дозвукового самолета. Допуская некоторую несущественную неточность,
можно при определении Lmax сверхзвукового самолета в первом при-
ближении принимать
Гу нв 0»? 1^ opt-
1ВуЮ Ср=£р(М) ДЛЯ
Таким образом, будем полагать, что режим максимальной дально-
сти характеризуется как для дозвуковых, так и для сверхзвуковых са-
молетов с ТРД коэффициентами СрНВ=0,71 cvopt и схнв=1,5 сх0. Этим
/ Су\ .
значениям су нв и сЖНв соответствует значение — 1 •
\ СХ /нв
(2-13)
[ тяговооруженности
)звуковом диапазоне
), тогда точки пере-
1етствовать скорости
, можно для каждой
/Су_\ _ 0,472
\ СХ /нв ]/ CXDO
лества — .
Сх
1Ы — V и построим
сх
омощью этой кривой
я гипотетического около-
Подставляя (2.14) в (2.9'), получим
Zm,x=4,17 —1/к-ейс In-------------------1----, (2.15)
,СРа г Сх0До 1 -6?y,Kpeftc
ИЛИ
imax =7,0 — 1П------/------- ,
ФСр0СХ0 /А) 1 б?т.крейс
ИЛИ
£тах=584—— in-----2------, (2.15')
• СРо yf сх0 ^0 1 ^т.крейс
2* 35
где крейсерская скорость
У крейс— 12,8
км/ч
(2.16)
и соответствующее ей число
Мкрейе = 0.012
(2.16-)
Рис. 2.7. Зависимость отно-
сительной дальности Zmax
от числа Мвв
Формулы (2.16) и (2.16') могут быть
получены путем подстановки в (2.3) и
(2.3') значений сХнв=1,5 схо.
Используя расчетные или эксперимен-
тальные данные для ф, сро, схо и Do для за-
данного Значения (?т.крейс, можно с помощью
формулы (2.15) получить зависимость Лшах
ОТ Мнрейс (рис. 2.7),
Дистанция разбега £разб при взлете
Дистанция разбега £разб выражается следующей формулой [13]:
V2
отр -
ipa36=^- f -------------------• (2-17)
о P-J-------fo-M)
рп
Если принять тяговооруженность Р на разбеге неизменной и рав-
ной стартовой тяговооруженности Р = Ро, а выражение сх—fcy=Q ввиду
его малости, то интеграл (2.17) может быть вычислен аналитически в
виде
J- 1 V»rp
Ряз&— 2g p0_f •
Так как величина скоростного напора при отрыве
а
то
и
или при форсаже
£разб зависят от с
А), Р И £.
Рассмотрим к
установить, от кат
они влияют на осн<
Коэффициент
аэродинамическом
следующим образе
X Хр ч
Сг= --- =----
QS
е q — скоро
Хр — сопро
Лв.кр — ВОЛНС
Л(щ *— СОПрО
Лц.оп— ВОЛНО
— сопро
А'в.ф— волне
Хг — сопро
macci
XBT— волне
Xi — индук
от у г;
Хи*— сопро
взаим
двига
Пользуясь сое
пишем коэффицие
дующем виде:
с
__ Р%тр _ Уотр
?о1р 2 16
_ __ До ___ Wo
4 (схФ
где £jfon> с.хв-
£х ф 1 Сх в.ф> ^хп ^Х1
I/2 16А)
V отр —
Су 0Тр
. (2-17’)
Су отр(^0 /)
/ - 0.82др
Удобно для ан
противления самол
которых
Сх
Су отр (РОф Z)
Зависимость летных характеристик от параметров самолета
^Х> Схс, Do> Ро, ро 'И g
Рассматривая формулы (2.3), (2.3'), (2.4), (2.4'), (2.5), (2.7),
(2.16), (2.16'), (2.17), (2.17'), мы можем сделать вывод о том, что ве-
личины основных летных характеристик V'in:ix; УкрСйС; Tmaxi Япо«;
4 (с
соответствует лобо
Cy = 0, a Cxi=DoCy21
нию крыла, которо)
полнительное сопрс
дол в результате и-
Таким образол
можно с достаточн
частей сх = сх0+Схг.
36
(2.16)
I/ ^poL . (2.16х)
V СХй
и (2.16х) могут быть
(становки в (2.3) и
1,5 схо.
гные или эксперимен-
р, Сро, Geo и Dq для за-
кйс, можно с помощью
шть зависимость Ьтах
лете
1ей формулой [13]:
—. (2-17)
Су)
ге неизменной и рав-
<ение сх—?Су=0 ввиду
[ислен аналитически в
(2.17')
аметров самолета
,, (2,4'). (2.5), (2.7),
ъ вывод о том, что ве-
Уьрейс» Vyl Ниот',
^разб зависят от следующих параметров и коэффициентов: сх и cv0; Во',
Ро, р и
Рассмотрим каждый из приведенных параметров и постараемся
установить, от каких факторов зависит их величина и каким образом
они влияют на основные летные характеристики самолета.
Коэффициент лобового сопротивления сх соответствует полному
аэродинамическому сопротивлению самолета X и может быть выражен
следующим образом:
X Хр 4" Хп.кр 4* -Хоп + Ув.оп + -Уф Т У^ф + У г + УВ.г + Х[ + Уи
сх=----=---------------------------------------------------,
gS qS
е q — скоростной напор набегающего потока;
Хр — сопротивление формы и трения крыла;
Хв Кр — волновое сопротивление крыла;
ХОа — сопротивление формы и трения оперения;
Хв,оп— волновое сопротивление оперения;
Хф — сопротивление формы и трения фюзеляжа;
Хв.ф— волновое сопротивление фюзеляжа;
Хг — сопротивление формы и трения гондол двигателей, гондол
шасси и т. д.;
^вг— волновое сопротивление гондол двигателей, гондол шасси;
Xi — индуктивное сопротивление, т. е. сопротивление, зависящее
от угла атаки или су;
Хи-— сопротивление интерференции, возникающее вследствие
взаимного влияния крыла, фюзеляжа, оперения, гондол
двигателей при обтекании.
Пользуясь соответствующими безразмерными коэффициентами, за-
пишем коэффициент полного лобового сопротивления самолета в сле-
дующем виде:
5
СВ-1 р4“ (^Х ОН 4" Сх в сп) ~ И
о
4- (с, ф + ,.ф) +(сх г + Сх ,.г) +с„ + сх „
о о
где саоп’ схн.оп — коэффициенты сопротивления, отнесенные к пло-
щади оперения 50П;
слФ! схв.ф! схв г — коэффициенты сопротивления, отнесенные к соот-
ветствующим площадям миделя фюзеляжа 5м.ф
и гондол SM.r.
Удобно для анализа представить коэффициент полного лобового со-
противления самолета сх в виде суммы двух коэффициентов и cXJ-, из
которых
Сх 0“ СХр -[ СХв hp (СА- ( u “hCjfe си) F
о
4- (сх Ф 4“ сх в ф) —” 4“ (сх г 4- Сх в г) —-1- Сх и
о о
соответствует лобовому сопротивлению самолета, которое он имеет при
cv=0, a cxf=DoCy2 соответствует дополнительному лобовому сопротивле-
нию крыла, которое добавляется при си=/=0. При этом считается, что до-
полнительное сопротивление, появляющееся у оперения, фюзеляжа, гон-
дол в результате изменения угла атаки, пренебрежимо мало.
Таким образом, коэффициент лобового сопротивления самолета сх
можно с достаточным приближением рассматривать состоящим из двух
частей cx = cxo+cxi.
Из аэродинамики известно, что полное лобовое аэродинамическое
сопротивление самолета изменяется по числу М как по своей суммарной
величине, так и по соотношению между составляющими отдельных ви-
дов сопротивлений: формы, трения, волнового, интерференции и индук-
тивного.
На графике рис. 2.8 показан характер изменения коэффициента сх
в зависимости от числа М. у самолетов с различными формами (на гра-
фике каждой величине сх соответствует свое значение су — —. Весь
Q
диапазон скоростей современного самолета в зависимости от характера
изменения сх может быть разбит на три зоны: первая (от М = 0 до М =
=Мкрит)—дозвуковая, вторая (от Мкрит до М~1,2)—околозвуковая,
третья (отМ = 1,2 доМ = 5) —сверхзвуковая.
Рассмотрим, как изменяется соотношение между составляющими сх
в каждой из вышеуказанных зон.
обводов фюзеляжей
ризированных профи
му выигрыш в сопрс
вследствие необходим
предъявляемых к вз;
Во второй, окол<
вует коэффициент cxi
ским Мкрит вследствг
тивления, резко увел
а) (Г
Рис. 2.10. Форма Kpt
щиес
а — стреловидное крыло
крыло малого удлннени
1
Рис. 2.8. Изменение сх самолета в за-
висимости от числа М
/ — дозвуковой самолет, 2 — сверхзвуковой
самолет с закругленным носком крыла,
3— сверхзвуковой самолет с заостренным
носком крыла
СХ
О 0,5 1 1,5 2 М.
Рис. 2.9. Характер изменения составляющих
коэффициента полного лобового сопротивле-
ний самолета в зависимости от числа М для
средних высот (77=10 000 м, р==250 кгс/м2,
к=3,2):
1 — индуктивное сопротивление, зависящее от
размаха; 2— сопротивление формы и волновое
сопротивление. 3 — сопротивление трения
с дозвуковыми форм
увеличение может бы
происходит довольно
ванне «звуковой бар!
рости которых нахо;
форм, способствующе
(рис. 2.10), т. е. стре.
малого удлинения (п
также применение дл
сительной толщиной
жей с большим удлин
В первой, дозвуковой, зоне лобовое сопротивление, не зависящее от
угла атаки крыла, которому соответствует коэффициент схо» включает в
себя: сопротивление формы, трения, сопротивление интерференции.
К этому сопротивлению добавляется сопротивление индуктивное, завися-
щее от угла атаки i(ot су), которому соответствует коэффициент схг:
Рис. 2.11, Фор»1
лесообра
Cxi—ВцСу*—Dq
Из этой формулы видно, что при заданных величинах р, X и А с умень-
шением М сХг значительно увеличивается (рис. 2.9). Из сопротивлений,
которым соответствует сх-о, большую величину в этой зоне имеет сопро-
тивление трения. Поэтому для нескоростных самолетов, обладающих
максимальной скоростью в первой зоне, для уменьшения сх следует при-
менять крылья с довольно большим удлинением X и принимать умерен-
ные удельные нагрузки на крыло. Для уменьшения сопротивления трения
для подобных самолетов целесообразно применение таких форм его
частей, при которых обеспечивалась бы малая величина отрицательных
градиентов давления на поверхностях, обтекаемых потоком. Последнее
обстоятельство способствует сохранению ламинарного пограничного слоя
на больших участках поверхности обтекаемых тел и, следовательно, при-
водит к уменьшению сопротивления трения. Для этого необходимо при-
менение ламинаризированных профилей крыльев и ламинаризированных
Применение этих
величину приращения
В третьей, сверхз
головными скачками
ном сопротивлении с
дание частям самолет
сверхзвуковых форм,
скачков, т. е. примене
0,05) с заостренными
конечной, сильно вы
и т. п. (рис. 2.11) сущ
38
овое аэродинамическое
<ак по своей суммарной
яющими отдельных ви-
[нтерференции и индук-
нения коэффициента сх
4ыми формами (на гра-
значение с«=—. Весь
Ч
жсимости от характера
1ервая (от М = 0 до М =
«1,2) —околозвуковая,
гжду составляющими сх
обводов фюзеляжей и гондол. Однако следует помнить, что для ламина-
ризированных профилей характерны пониженные значения су шах, ПОЭТО-
МУ выигрыш в сопротивлении трения может быть значительно снижен
вследствие необходимости увеличения S для удовлетворения требований,
предъявляемых к взлетно-посадочным характеристикам.
Во второй, околозвуковой, зоне сопротивление, которому соответст-
вует коэффициент сх0, при достижении числа М, называемого критиче-
ским Мкрит вследствие возникновения и бурного роста волнового сопро-
тивления, резко увеличивается (см. рис. 2.8). Для дозвукового самолета
Рис. 2 10. Форма крыла в плане, его профиля и форма фюзеляжа, применяю-
щиеся на околозвуковых самолетах (Msd.O):
а — стреловидное крыло, б — трапециевидное крыло малого удлинения, в — треугольное
крыло малого удлинения, г — фюзеляж с большим удлинением; д — профиль крыла (ла-
минарный), относительная толщина с=0,10
с дозвуковыми формами крыла, фюзеляжа, гондол и оперения такое
увеличение может быть в десять и более раз. Увеличение сопротивления
происходит довольно резко, поэтому явление получило характерное наз-
вание «звуковой барьер». Для самолетов, величина максимальной ско-
рости которых находится во второй зоне, целесообразно применение
форм, способствующих уменьшению роста волнового сопротивления
(рис. 2.10), т. е. стреловидных крыльев и оперения, крыльев и оперения
малого удлинения (при М>1), особенно треугольной формы в плане, а
также применение для крыльев и оперения профилей с небольшой отно-
сительной толщиной (с=0,06—0,08) и с малой вогнутостью и фюзеля-
жей с большим удлинением.
[тер изменения составляющих
полного лобового сопротивле-
। зависимости от числа М для
10 000 м, р=250 кгс/м2,
X—3,2):
сопротивление, зависящее от
противление формы и волновое
ие, 3—сопротивление трения
вление, не зависящее от
фициент Схо, включает в
щление интерференции,
яие индуктивное, завися-
гет коэффициент схг:
пХ
ичинах р, X и Д с умень-
2 9). Из сопротивлений,
1 этой зоне имеет сопро-
самолетов, обладающих
!ньшения сх следует при-
1 К и принимать умерен-
на сопротивления трения
енение таких форм его
величина отрицательных
мых потоком. Последнее
1рного пограничного слоя
ел и, следовательно, при-
1я этого необходимо при-
fl и ламинаризированных
НП
^«2^------
а) (Г)
Рис. 2.11. Формы профилей крыла (а, б и в) и фюзеляжа (г), це-
лесообразные для сверхзвуковых скоростей (М^1,5)
Применение этих форм может обеспечить сравнительно небольшую
величину приращения Асхтах (см. рис. 2.8).
В третьей, сверхзвуковой, зоне волновое сопротивление, вызываемое
головными скачками уплотнения, составляет значительную долю в пол-
ном сопротивлении самолета, которому соответствует сх — схо + сХг. При-
дание частям самолета — крылу, фюзеляжу, оперению и т. д. — особых
сверхзвуковых форм, обеспечивающих возникновение косых головных
скачков, т. е. применение тонких профилей крыла и оперения (с = 0,03—
0,05) с заостренными передними кромками, обводов фюзеляжей с остро-
конечной, сильно вытянутой носовой частью и большим удлинением
и т. п. (рис, 2.11) существенно снижает волновое сопротивление самоле-
39
та. Однако следует учитывать, что профили крыла с острыми передними
кромками обладают неудовлетворительными свойствами в отношении
посадочных характеристик самолета и потому применять их без специ-
альной механизации крыла (отклоняемые носки) не следует. В сверхзву-
ковой зоне относительно велико сопротивление трения, на величину ко-
торого, как известно, влияет гладкость обтекаемой поверхности тела и
потому крылья и фюзеляж сверхзвукового самолета должны иметь воз-
можно меньшую шероховатость поверхности. Для сверхзвуковых само-
летов целесообразно применение крыльев малого удлинения (Л<2,5),
ибо последнее на сверхзвуковых самолетах играет в увеличении cxi не-
значительную роль. С другой стороны, крылья такого типа позволяют в
сверхзвуковом диапазоне снизить волновое сопротивление. Учитывая при
проектировании влияние на величину сх и сх0 рассмотренных выше фак-
торов, конструктор должен помнить также, что величина схо зависит от
удельной нагрузки на крыло ро. Предположим, что спроектированы со-
вершенно подобные самолеты одного и того же веса Go, но с разными
по площади крыльями (Go=const; SKP==var). Площади миделевых сече-
ний фюзеляжа и гондол двигателей (Зм.ф и 5м.г) будут одинаковыми, а
отношения площадей оперения и площади их крыльев постоянны
«Son/S = const.
Можно также принять, что
£х on + Cjf в* on „ __ consf
сх р "Ь сх в.кр
И ^х ф Я- Сх в Ф == ^х v “Ь ^х в-г-
Кроме того, для подобных самолетов справедливо равенство
^м.ф . 5м.г Ро Ро
S ’ S “ Go SSM ’
где — сумма площадей миделевых сечений фюзеляжа и гондол дви-
гателей
На основании
сх0 удельной натру
о значительном вл
носительной толнц
второй степени.
Вторым коэфс]
ства самолета, явл
точно точную для .
Величина Dq завис
какой зоне относи'
(дозвуковой) коэф
где k2 = 1,02 для тр
£2= 1,6 для трс
Следовательнс
рости которых мог
средние (Х=4—7)
важно применение
лета.
В сверхзвуков!
жен так:
Коэффициент Во bi
для прямого TJ
Тогда, полагая
для треугольнс
для треугольнс
и пренебрегая коэффициентом Схиг можем написать
^хО ~ {.^хр “F ('х ви р^О “Ь kcx Ф “F ^х В.ф) •
Для дозвуковых скоростей (сХв.кр=0; схв.ф=0) будет применима сле-
дующая формула:
Ф ~ > (2.18)
м
а для сверхзвуковых скоростей может быть использована приближенная
формула
crQ^5,0/г(|? • -- + -f схФ , (2.189
J/M2-1
где сХф = сх ф -4- сх в.ф-
* В практике предварительного (эскизного) проектирования схо определяется или
расчетом по приближенным методам, или из продувок сходных по схеме самолетов.
40
Таким образо
(М<1) выражает;
су=0 от формы кр!
от формы крыла в
может добиться ум
формы крыла, фюз
выше, для каждого
филей, крыла в пл
неизменных значен!
формул (2.3); (2.3'
дит к улучшению л<
К шах
* Напомним, что j
(ла с острыми передними
войствами в отношении
применять их без специ-
) не следует. В сверхзву-
трения, на величину ко-
>мой поверхности тела и
злета должны иметь воз-
1ля сверхзвуковых само-
юго удлинения (Х,<2,5),
>ает в увеличении сх{ не-
такого типа позволяют в
ютивление. Учитывая при
ассмотренных выше фак-
► величина схо зависит от
, что спроектированы со-
в веса Gq, но с разными
1лощади миделевых сече-
[Г) будут одинаковыми, а
их .крыльев постоянны
st
ибо равенство
Ро
*1 ’
1 фюзеляжа и гондол дви-
На основании формул (2.18) и (2.18') можно судить о’влиянии на
сх0 удельной нагрузки на крыло ро- Формула (2.18') дает представление
о значительном влиянии на величину схо на сверхзвуковых скоростях от-
носительной толщины профиля крыла с, которая входит в формулу во
второй степени.
Вторым коэффициентом, характеризующим аэродинамические свой-
ства самолета, является коэффициент £>о, входящий в формулу, доста-
точно точную для летного диапазона скоростей самолета
^х~ ^хО Н- сл0 “F ^0 —Г •
Величина зависит от различных факторов в зависимости от того, к
какой зоне относится скорость проектируемого самолета. В первой зоне
(дозвуковой) коэффициент £>о* равен
D —
ио ~
ПАЭф
где #2=1,02 для трапециевидных крыльев с удлинением Z>3;
#2=1,6 для треугольных крыльев с удлинением 7.^2.
Следовательно, как уже было отмечено выше, для самолетов, ско-
рости которых могут быть отнесены к первой зоне, должны применяться
средние (Х=4—7) и большие (К=7—12) удлинения крыльев. Особенно
важно применение больших X для самолетов с большой дальностью по-
лета.
В сверхзвуковой, третьей, зоне коэффициент Da может быть выра-
жен так:
/?0=О,25/?0 P AY2— 1.
Коэффициент Во выражается следующими формулами:
для прямого трапециевидного крыла
1 —--
2Х Ума— 1
гать
kl
0) будет применима сле-
(2.18)
шользована приближенная
(2.18')
ктирования Схо определяется или
сходных по схеме самолетов.
для треугольного крыла со сверхзвуковыми передними кромками
50=1;
для треугольного крыла с дозвуковыми кромками
D 1 { 4 , X ]/ М2 — 1 \
-О л — « [ ___I ] •
л \хУм2-1 1-8 /
Таким образом, Do на дозвуковых и околозвуковых скоростях
(М<1) выражает зависимость аэродинамического сопротивления при
Су=0 от формы крыла в плане (X и т)), а на сверхзвуковых скоростях —
от формы крыла в плане и скорости (М). Следовательно, конструктор
может добиться уменьшения сж0 и Do путем отработки аэродинамической
формы крыла, фюзеляжа, оперения самолета. При этом, как мы видели
выше, для каждого диапазона скоростей характерны особые формы про-
филей, крыла в плане, фюзеляжа и т. д. Уменьшение же и £>о (при
неизменных значениях других параметров), как следует из рассмотрения
формул (2.3); (2.3'); (2.5); (2.6); (2.15); (2.15'); (2.16); (2.16'), приво-
дит к улучшению летных характеристик самолета
1/ max (Afmax); V\pefl с(^крейс)» ^йот» 1^0 max, /-max-
* Напомним, что Da = l/c*.
Следующим параметром, значительно влияющим на все основные
летные характеристики, является тяговооруженность
Р=—
Go
ку, разбег, взлет, noj
GT.P и на!вигационног
или рассматриваемая при проектировании стартовая (для ТРД) или
начальная (ПВРД) тяговооруженность
Ро=-^-. (2.19)
I
Переходя к относите,
Легко видеть, что выражение (2.19) имеет определенный смысл толь-
ко в том случае, если определены и Ро и Go. При проектировании же са-
молета эти величины должны быть найдены, причем задача осложняется
тем, что Go оказывается величиной, зависимой от Ра, а Ра, в свою оче-
редь, зависит от Go. Таким образом, для проектируемого самолета опре-
делить р0 по формуле (2.19) невозможно. Если выразить Ро, воспользо-
вавшись формулами (2.3') и (2.16'), тогда '
(
Для самолетов с ТР/
на крейсерский поле'
(2.15) относительной
где Л^7,0
- 4650М!.ах
г-) TTldX ** #
°" to ’
Г, __ 6950М2рейс^о
'и К --
(2.20)
(2.20')
или по линеаризиро]
двумя прямыми)
6
будут определять те значения тяговооруженности, которые потребны для
получения соответственно заданных Мтах и МкрСйс при заданных сх; сха;
Ро и Тяговооруженность, выраженную (2.20) и (2.20'), будем называть
потребной тяговооруженностью. Определив величину потребной тягово-
оруженности А)п, обеспечивающей заданную величину Afmax или А4црейс,
конструктор должен хорошо знать пути, которые приводят к равенству
Роп и тяговооруженности «располагаемой» Pop, т. е. тяговооруженности,
которую возможно практически обеспечить при принятых значениях па-
раметров самолета и силовой установки и при заданной прочности
конструкции. Обеспечение равенства значения РОр значению Роп и явля-
ется одной из основных задач проектирования самолета, которую конст-
руктор в конечном итоге должен решить в процессе проектирования. Что-
бы знать, каким образом можно повлиять на величину_Рор, нужно выяс-
нить зависимость располагаемой тяговооруженности Pop от различных
параметров, для чего воспользуемся уравнением относительных весов
самолета
где и — коэффициент
= 0 при ^т.крейс^О.3;
При заданной предо,
мула (для Н, соответ
но определить далее
определяют, найдя
При больших ЧИ(
требного на разгон G
Gh + Gc y4-GT-[-Gc э г— L
Получим для второго и третьего членов левой части уравнения Gc.y
и Gt выражения, устанавливающие их зависимость от различных пара-
метров.
Для Gc.y следует из определения
G.
Gc.v Gc.vp0 —-
у = Т'Б— ~ го^о»
Go боро
(2.21)
а А соответствует вы
звуковых GTp очень м
Относительный в
приближенной форму
^т.н.з=0> 10^т.крейс (Д
0т.в.з=(0,15—0,20)6
Таким образом,
могут быть записаны
Если задана дал
где г0=-------удельный вес силовой установки самолета (отнесенный к
Ро
стартовой тяге Рр). _
Для относительного веса топлива GT можно получить зависимость
ит параметров следующим образом. Полны^запас топлива на самолете,
которому соответствует относительный вес GT, состоит: из топлива, рас-
ходуемого в крейсерском полете Ст.крейс, топлива, потребного на рулеж-
где А= 1,1; w=0,00C
А= 1,15—1,2: и
42
тощим на все основные
ность
артовая (для ТРД) или
ку, разбег, взлет, подъем и посадку От.п, топлива, потребного на разгон
GT.P и навигационного запаса GTH3. Следовательно, полный запас
GT = От.Крейс 4" й 4* б?т.р + 0т н з.
Переходя к относительным весам, будем иметь
(2.19)
шределенный смысл толь-
эм проектировании же са-
щчем задача осложняется
[ от Ро, а Ро, в свою оче-
тируемого самолета опре-
и выразить Ро, воспользо-
(2.20)
(2.20')
сти, которые потребны для
*₽ейс при заданных сх; сх0;
и (2.20'), будем называть
^личину потребной тягово-
величину А1тах или Мкрейс,
эые приводят к равенству
р, т. е. тяговооруженности,
ш принятых значениях па-
при заданной прочности
I Pop значению РОп и явля-
I самолета, которую конст-
цессе проектирования. Что-
величину_Рор, нужно выяс-
кенности Pop от различных
пнем относительных весов
='1.
левой части уравнения <7с.у
имость от различных пара-
гоР0> (2.21)
вки самолета (отнесенный к
жно получить зависимость
запас топлива на самолете,
гт, состоит: из топлива, рас-
шива, потребного на рулеж-
^т-крейс 4" 6?T.rt 4" 4" бт.н,э.
Для самолетов с ТРД и ПВРД относительный вес топлива, расходуемого
на крейсерский полет (при заданной Lmax), получим, решая уравнение
________________________________________£тах
(2.15) относительно Стлфейс: ^т.ьрейс = 1 — л ,
где
^<т° сХоУ Do ^cpoV^x0do
или по линеаризированной формуле
двумя прямыми)
(замена логарифмической кривой
@т h рейс'— ’^р0
^тах У/(?.ГОМ*
МКрейс
4-",
где « — коэффициент, зависящий от значений С?т.крейс; R = 0,00145 и «=
=0 при Ст.крейс^С0,3; /? = 0,00100 и «=0,09 при 0,5>Ст.нрейс>0,3.
При заданной продолжительности полета t' будет действительна фор-
мула (для А/, соответствующего д) б7т,крейс=Д/%Д/'. Зная От.крейс, мож-
но определить далее От „, От р и GT н.э. От.п = 0,0009АДрейс, где /-/крейс
определяют, найдя
к р е и с ------
ел
При больших числах М^2 относительный вес
требного на разгон GT.P, определяется по формуле
запаса топлива, по-
__ _ и,
гДе t’=— \ ,
Ласп Рпот
а А соответствует высоте разгона. Для самолетов дозвуковых и около-
зпукппыу Лт р очень мало и может не учитываться.
" v топлива определяется по
ЗВуКОВЫХ 6ri.r ____ .. j чл i oioaidi
Относительный вес навигационного запаса
приближенной формуле [30]
GIiH3=0,10GT.Kpeftc (Для военных самолетов);
GT.H.3 = (0,15— 0,20)От.|(рейс (для пассажирских
Таким образом, для относительного веса
могут быть записаны следующие формулы.
Если задана дальность полета, то
самолетов).
топлива на самолете
_ [ _ ^inax\
GT = 5\1 — е А J-1-и,
где 5=1,1; и=О,0ОО9//Крейс4-']ср0еР0д/' (если Мкрейс>2,0);
5=1,15-1,2: И = 0,0009/7крейс (если Мкрейс<2,0).
(2.22)
43
Если GT.Kpeftc -С 0,5, то
GT = 5/tycр0 £тах ^с^°° 4- и> (2.23)
Мкрейс
где 5 = 1,1; /г=Ода9^кр„йс4-^р05Р0ДГ {если GT.Kpeftc<0,3 и Мкрейс>2,0);
5=1,15—1,2; и—0,0009А/кргйс (если От.крейс<0,3 и Мкрейс<2,0);
w=O,OOO9WKpefic4-f-pcp0tPoA/'4-0,09 (если Ст.крейс>0,3 и Мкрейс>2,0);
и = 0,0009Якрсйс4-0,09 (если От.крейс>0,3 и Мкрейс<2,0).
Если задана продолжительность полета t', то
Ст=5^Р0Дср/+й, (2.23')
где 5=1,1; и = 0,0009 Нкрейо
Для самолетов с ТВД можно применять формулу
Gr = 0,00057SZmaxCe j/"(2.23")
где 5 = 1,15—1,2.
Используя формулы (2.21), (2.23) и (2.23') и уравнение относитель-
ных весов,_получим следующие формулы для располагаемой тяговоору-
женности РОр:
если задана продолжительность полета Г, то
уэ 1 GK Gc.->.
Ор Го -f-
и если задана дальность полета Lmax, то
(2.24)
д +и . (2 24,}
го Гр - Л!кр
Эти формулы дают ясное представление о зависимости располагаемой
тяговооруженности РОр от ряда конструктивных параметров.
Для определения количественного влияния изменения того или дру-
гого параметра на располагаемую тяговооруженность Pop могут быть ис-
пользованы следующие формулы:
г/ D 1 e1Gk d' Г) 1 Е2^т .
7о = z o------—; ^о=Ро------л— >
1—GK 1—Gr
р р 1 Ез^т .75' Ро
1 — G? 1 + Gc.y (£4— 1)
LGK сро bfflax го
—новое значение Ро, получаемое, если Gt увеличить на ДО,-
Если увеличить тяговооруженность Ро путем установки на самолете
двух двигателей вместо одного, то при Lmas = const
Gc,s.r=const и GK=elGK;
p'___1 — (Qke1 + Gt)
/-'O—-------- •
0,5Gc.a.r
~ ‘ + rfl£4
Po
44
(2.23)
г0,3 и MhpCftc>2,0);
и Мкрейс<2,0);
3 и М„рейс>2,0);
*ьрейс < 2,0).
(2.23')
(2.23")
внение относитель-
агаемой тяговоору-
(2.24)
- + « . (2.24')
>сти располагаемой
метров.
нения того или дру-
Ь Pop могут быть ис-
-1)
'о .
'о
4ить на ДО,-.
гановки на самолете
Вышеприведенные формулы легко могут быть получены из уравне-
ния относительных весов, которое мы напишем в_отвлеченном виде <7j +
+^2+О3+О4=1; если увеличить Gi на Д<71, то О2; С3 и О4 изменятся и
уравнение запишется так:
O1-j- дО1-р G2 G3 1*
Тогда
61=6,- (1----; дб,= -б,—.
\ 1—G, / ' 1 —G,
а Оо = Ос---.
ДО|
1 -О,
Полагая, что Р'~Р, получим
Ро=Ро(1-
\ 1-0,/
или вообще
₽о=75о( 1----
\ 1-OiZ
Рассматривая формулы (2.24) и (2.24'), можно сделать заключение,
что равенство тяговооруженности располагаемой Pop и тяговооруженнос-
ти потребной Рои при данных значениях всех прочих параметров, входя-
щих в указанные формулы, возможно лишь при одном определенном
потребном значении относительного веса конструкции самолета <?к.п, вы-
ражение для которого получим из формул (2.24) и (2.24'):
бк.„ = 1 - бс„ г - О0р (г, +
или
О,„= 1-бсаг-Р0рг0-5^ср0
Й1кр
Если самолет с данными параметрами и характеристиками осущест-
вить возможно, то тогда будет удовлетворяться равенство
^>0р = ^>0л*
По формулам (2.20) и (2.20') можем найти величину относительного ве-
са конструкции #к.п, потребную для обеспечения заданных величин
Мщах, Мкр и при заданных параметрах сх0, р0, ср0 и прочих,
6,.,= 1 -О„,-465О1'-"а^- (г0+Srac-poO; (2.25)
4Р0
при заданном времени f полета или
(£.23')
Сдо мкр
при заданной Lmax.
45
Располагаемый относительный вес конструкции GI;.P может быть вы-
ражен приближенно формулой (2.26) для самолетов с прямым или стре-
ловидным крылом большого или среднего удлинения
— Г у 5
а -=(0,027<издд—2-1/ -2-+^ (1+?>ХфП»+?2) + 0,065 (2.26)
COS X У Ро Ро f
или для самолетов с треугольным крылом малого удлинения
G-=(o,O49vnAG^]/ —+^)(1+?1Хфт+р2)+0,065. (2.26')
х V Ро Ро !
Здесь ср=1 — +(z 1е1От + г2£2Ос.у) — коэффициент разгрузки крыла,
1 + 2
где ц — сужение крыла;
Bi —доля топлива, располагаемого в крыле;
Zj — относительная, в долях полуразмаха, координата
центра тяжести топлива в крыле (относительно оси
симметрии самолета);
е2 — доля веса силовой установки в крыле;
Z2 — относительная координата в долях полуразмаха
ц. т. силовой установки;
1 е /— И — коэффициент утяжеления конструкции самолета
\°т J
вследствие учета кинетического нагрева;
е — отношение веса силовых нагруженных в полете эле-
ментов к весу всей конструкции самолета (в первом
приближении можно принимать а = 0,5);
чт
~Т — отношение пределов текучести при нормальной тем-
ат
пературе и при кинетическом нагреве;
пА —коэффициент расчетной перегрузки;
Go — полный вес самолета ,в тс;
pi = 0,07—0,09 —для сверхзвуковых самолетов;
Pi=0,065—0,08 — для тяжелых дозвуковых и околозвуковых само-
— летов;
pi = 0,08—0,115 — для околозвуковых транспортных самолетов;
т — 1 —для сверхзвуковых самолетов;
ni=l,2—1,3 —для дозвуковых и околозвуковых самолетов;
р2~0,27 —для сверхзвуковых самолетов;
62=0,15 —для дозвуковых и околозвуковых самолетов;
Хф — удлинение фюзеляжа.
Для самолетов определенного типа и с известной разгрузкой крыла
может быть применена приближенная упрощенная формула (2.26")
Д.р=?-С-+— Ч-О-Обб. (2-26")
а»
где Go — в тс;
6=1,6 —для истребителей;
6=0,7—0,8— для пассажирских самолетов с двумя ТВД с разгруз-
кой крыла;
р=0,4—0,5 —для пассажирских самолетов с четырьмя ТВД с боль-
шой разгрузкой крыла*;
• Большая разгрузка—-разгрузка крыла большим количеством грузов (двигатели,
топливо). Большой разгрузке соответствует малое значение коэффициента разгрузки ф.
46
1ии Gbp может быть вы-
1ТОВ с прямым или стре-
!НПЯ
+ Ж 0,065 (2.26)
► удлинения
>^+Р2)+0,065. (2.26')
щент разгрузки крыла,
го в крыле;
луразмаха, координата
рыле (относительно оси
0=0,55 —для пассажирских самолетов с двумя ТРД с разгруз-
кой крыла только топливом;
0 = 0,35 —для пассажирских самолетов с четырьмя ТРД с боль-
шой разгрузкой крыла;
0 = 0,35 —для носителей с четырьмя ТРД с большой разгрузкой
крыла. -
Очевидно, конструктор в процессе проектирования, выбирая те или
иные величины параметров, входящих в формулы (2.26), (2.26'), может
добиться равенства располагаемого относительного веса конструкции
Grp потребной величине GK.n, тем самым успешно решив основную зада-
чу проектирования. _
Рассмотрим как влияет увеличение тяговооруженности Ро на основ-
ные летные характеристики V^max (Мтах); V\p(Mhp); Япот; Z-maxi Vy max
и Z,pa46*
Воспользуемся формулой (2.20) для_построения графика зависимос-
ти Мшат от Ро- Так как при увеличении Ро коэффициенты сх и £ вследст-
вие изменения М. будут изменяться, то, задаваясь графическими или рас-
; в крыле;
в долях полуразмаха
конструкции самолета
ого нагрева;
ружейных в полете эле-
1ии самолета (в первом
ать £=0,5);
ги при нормальной тем-
нагреве;
грузки;
з;
околозвуковых само-
гных самолетов;
з;
1вых самолетов;
>вых самолетов;
гной разгрузкой крыла
[ формула (2.26")
(2.26")
Рис. 2.12. Изменение мак-
симальной скорости по-
лета, соответствующей
числу Мтак самолета с
ТРД в зависимости от
стартовой тяговооружен-
ности Ро (Н= 11 000 м)
Рис. 2.13. Зависимость по-
толка //пот от стартовой
тяговооруженности Ро
четными значениями Mmav, для каждого значения Мтах будем получать
сх и £. Подставляя эти значения в (2.20), найдем соответствующиезна-
чения Ро и в результате построим график зависимости Mmax от Ро по
формуле (2.12). Мы видим, что при увеличении Ро величина Мтах неук-
лонно растет. То же самое можно получить и для М1)Рейс. Используя фор-
мулу (2.5), зависимость относительной плотности воздуха от высоты И
и учитывая, что полет на потолке происходит на максимальном качест-
ве /Стах, ДЛЯ КОТОРОГО
сх=2с
двумя ТВД с разгруз-
четырьмя ТВД с боль-
чеством грузов (двигатели,
коэффициента разгрузки ср.
мы можем построить график зависимости /Рпотот Ро, Для этого, написав
формулу (2.20) для случая полета со скоростью, соответствующей числу
М на потолке,
4650 М2- 2с г 9300М2с,.
-*О Л t
еро еро1
задаваясь рядом значений М, определяя для каждого значения расчетом
или по графикам
Сж.=/(М); Е=/(М) и £>0=/(М)
и, подставив эти значения в формулу (2.5), получим данные для графика
из которого видно, что по мере возрастания Ро потолок Ниот самолета
увеличивается (рис. 2.13). _
На величину Атах тяговооруженность Ро влияет через Акрейс. Под-
ставляя в формулу (2.159 значения МкРейс=7(^о) и соответствующие
значения сх0, Do и ф, можно получить график imax=fCPo) (см. рис. 2.7),
из которого видно, что дальность Лтах сначала увеличивается, а затем
при появлении волнового сопротивления (на околозвуковых скоростях)
начинает резко уменьшаться, при дальнейшем же росте Ро опять начина-
ет расти до какого-то предела.
Аналогичным путем легко прийти к заключению, что_Уутах с увели-
чением Ро растет, а длина разбега Лра3б при увеличении Ро уменьшается.
Величину параметра конструктор обычно выбирает в начале проектиро-
вания на основании общих соображений или специальных расчетов. Этот
размерно-весовой параметр оказывает сложное влияние на основные
летные характеристики как непосредственно, входя в формулу, опреде-
ляющую величину характеристики, так и через другие параметры (Ро
и сх0)
Рассмотрим, сначала, какое влияние оказывает непосредственно из-
менение ро на приведенные выше летные характеристики самолета без
учета влияния этого изменения на другие его параметры (Ро, схо).
Исходя из зависимостей, выражаемых формулами (2.18) и (2.19),
можно написать
+ + (2-27)
к \ q }
Разделив обе части (2.27) на — получим выражение для по-
требной тяговооруженности
—+ сжф-2-+ /Л-^ . (2.28)
Ро « q
где Л0=1 + т^-; + ,
S схр 4“ СХ
откуда
Ро+ -р- ~^о) Р0 + -77- cxpkQ=Ot
L>q \ К ] Uq
ИЛИ
юМо- <2-29)
2jDq \ k ' |/ \ k J Dq
3) увеличени
тяговооруженност
велик, а чрезмерн
му увеличению пс
Влияние ро на
зом. При увеличе]
(2.26у), (2.26")] yi
(2.24) и (2.24z)] у
интенсивность рос
при изменении GK
На потолок Нп
ЩУ’Ю ПОТОЛКу /7ПО1
Рис. 2.14. Влияние с
ра на величину р пр
личинах тяговооруже
виях, когда -волново
отсутствует (Л=4
через Рор [см. (2.22
в выражения (2.26
(2.5)
можно сделать еле;
1) увеличение j
Пользуясь формулой (2.29), можно построить график зависимости
q или М по ро при условии независимости Ро от Ро (т. е. при (?к=const
с изменением ро) (см. рис. 2.14, 2.15). Кривые дают возможность сде-
лать следующие выводы:
1) увеличение р0 ведет к росту М (или q) *, но до некоторого преде-
ла ро, который увеличивается по мере увеличения Ро;
/ dM \
2) с увеличением ро интенсивность роста М (т. е. -- или q
\ ^Ро /
77 dM
уменьшается; по мере увеличения -------- растет;
dpo
* Кроме специально оговоренных случаев, везде имеется в виду увеличение ро
при уменьшении S и co=const.
48
Следовательно, у д
с увеличением р0 б
тельный вес констр
ся располагаемая т
потолка при увелич'
2) увеличение р<
случаях к увеличен!
дующей причине. С1
^по'т=И»
Следовательно, ysej
при скоростях, COOT!
сти на потолке ИПоТ
3) увеличение ро до больших значений, близких ро (при заданной
тяговооруженности Ро), нерационально, так как при этом прирост М не-
велик, а чрезмерно большие значения ро могут привести к недопустимо-
му увеличению посадочной скорости Vnoc и дистанций разбега и пробега.
Влияние ро на тяговооруженность Ро сказывается следующим обра-
зом. При увеличении ро располагаемый относительный вес GK [см._(2.26),
(2.26'), (2.26")] уменьшается, располагаемая тяговооруженность Pop [см.
(2.24) и (2.24')] увеличивается, а р0 сдвигается на большие значения и
интенсивность роста М (или р) увеличивается. Относительный вес <?с.э.г
при изменении на —Л(7К увеличится на ДС?с.э.г= — С?сЭ г ——~•
1 — Ок
На потолок //пот или на относительную плотность Дпот, соответствую-
щую потолку //Пот, удельная нагрузка ро влияет через сх [см. (2.27)] и
Рис. 2.14. Влияние скоростного напо-
ра на величину р при различных ве-
личинах тяговооруженности Р в усло-
виях, когда волновое сопротивление
отсутствует (Х=4; сяр = 0,007)
Рис. 2.15. Влияние р0 на вели-
чину М при различных значе-
ниях тяговооруженности Р са-
молета (/7=10 000 м)
через Pop [см. (2.24) и
в выражения (2.26) и
(2.5)
(2.24')] вследствие влияния ро на (7И, входящего
(2.26'). Имея это в виду и анализируя формулу
“пот
1Ро
можно сделать следующие выводы:
1) увеличение ро ведет к увеличению сх0, так как
сХо ~ kqPxp сл-ф ~Т~ •
Следовательно, у дозвуковых и околозвуковых самолетов потолок 7/пот
с увеличением ро будет снижаться. Так как при увеличении ро относи-
тельный .вес конструкции GI( уменьшается и соответственно увеличивает-
ся располагаемая тяговооруженность Pop, то интенсивность уменьшения
потолка при увеличении ро будет невелика;
2) увеличение ро для сверхзвуковых самолетов приводит в некоторых
случаях к увеличению статического потолка ЯПот- Происходит это по сле-
дующей причине. Скорость на потолке, г. е. при (—) , равна
\ Сх /max
ИПОт=11,1
Ро-РЬ
Сг
или
Мпот=0,0104
Следовательно, увеличение ро при неизменной тяговооруженности Ро и
при скоростях, соответствующих М>1,5, будет приводить к росту скоро-
сти на потолке УПот или Мпот (влияние на УПот увеличения схо, как пока-
49
зывают расчеты, меньше, чем влияние увеличения ро). Но с ростом ско-
рости (при М>1,5) будет увеличиваться до некоторого предела коэф-
фициент £ зависимости тяги двигателя по скорости. Это увеличение при
М=1,5—2,5 (а при форсировании ТРД и на больших М) будет столь
ощутимо, что
по аргументу р0
ВелИЧИНЫ Л/^рейс
в зависимости oi
Задавшись /
(2.20'), располаг
при увеличении ро и, следовательно, росте сх0 все же будет уменьшаться,
потолок //пот будет при этом увеличиваться. При увеличении ро распола-
гаемый относительный вес конструкции GK 'будет, как мы уже видели,
уменьшаться, располагаемая Рор будет увеличиваться, а Дпот будет
уменьшаться, т. е. Нпот будет увеличиваться.
При возрастании ро увеличивается Vwmax— максимальная вертикаль-
ная скорость у земли. Это легко видеть из формулы
I/ _____1 53 I f (PQ3
И z/max—ijUO |/
' сх0
Так как сХа — /гпсхл-4-сг(]1 — , томожно записать так: -------------—-— ,
° ХР ' ХФ kx ^Хо k0 ( схф
— схр+—-
Ро Д
откуда видно, что при увеличении р0 дробь р0/сХо —увеличивается, т. е.
Vy max — увеличивается. P^max увеличивается и потому, что уменьшается
при этом GK и, следовательно, растет располагаемая тяговооруженность
потребную тягов
и
При удовлетвор!
мая тяговооружс
Рои, располагаем
где значением С
~ z Ж
Тогда Атах— —
’^ср0
первой точки кр
и, используя прр
найдем
Увеличение ро способствует росту Lmax- При этом возрастание Тщах
будет иметь место до некоторого довольно большого значения ро, после
которого дальность начнет уменьшаться. Для дозвукового и околозву-
кового самолетов в формуле
Лпах=7,0 V -----------Ц—-1П —L-
У Д) 1 —
величины £, ф и Do можно принять независящими от скорости (изме-
няются они на околозвуковой скорости мало), тогда, очевидно, _Lmax
достигнет наибольшего значения при таком ро, при котором ]/Ро1сх0
сх
достигнет своего максимального значения, а —-——минимального зна-
V Ро
сх
чения. Приравняв первую производную —Tz- по ро нулю и используя
Уро
формулу (2.18), получим
ь схр Д)
Ро нв = «О ~ "77 ’
сх ф
(2.30)
где G'0=Gq------г
1 —-
1
Мкрейс находим I
f (-Мкрейс. заО И
При ЭТОМ Мкрейс.
£ и СХо *, a Mhpefl
ДЛЯ Мкрейс = 0,011
Однако это решение не учитывает^ влияния ро на б’к и, в итоге, на рас-
полагаемую тяговооруженность Pop- Применяя графические способы,
можно найти ронв с учетом влияния ро на Ро.
Для сверхзвукового самолета величину роНв при полете на максималь-
ную дальность найдем графически, построив кривую функции Атах:
584МкрейС 1 1
ьщах-- у Ш “
1“<?т
<?;=от (1- —
\ 1 -
* По кривым £=
60
. Но с ростом ско-
рого предела коэф-
Ьто увеличение при
|х М) будет столь
б\дет уменьшаться,
пичении ро распола-
ак мы уже видели,
ться, а Апот будет
(мальная вертикаль-
по аргументу ро. При этом следует учитывать, что входящие в формулу
величины АД-рейс, Схо, GT являются функциями ро, аф, схо, Do изменяются
в зависимости от М.
Задавшись р0, Мкрейс и схо определим, используя формулы (2.26") и
(2.20х), располагаемое GK.p
— G12 14
ок.;=Р—£т-+— +0,065,
Рг/ Ро
— бЭЗОМ. д.с
потребную тяговооруженность РОп =-----1,
Ро^
I 1
гь так: -------- ,
„с«’+Т
Ро «1
-увеличивается, т. е.
«у, что уменьшается
I тяговооруженность
/Л,= О,25В0Гм2— I
и бс.у=₽ого-
При удовлетворительном-решении задачи проектирования располагае-
мая тяговооруженность -Pop будет равна потребной тяговооруженности
РОп, располагаемый относительный вес топлива будет
<?т.Р= 1 ~ GK — Gc у — Gc э.г,
где значением Ос э г задаемся.
.т, г 584Мкрейс 1
югда дтах =-------—~-1п~—и Ро будут служить координатами
о т
-max по р0. Далее задаемся новым значением р'а
для Ро; Ок; GT,
первой точки кривой Z,
и, используя принятые и вычисленные выше значения
найдем
ГОМ Возрастание Z-max
го значения ро, после
вукового и околозву-
1
-GT
и от скорости (изме-
)гда, очевидно, _Lmax
И котором VpolCjCo
— минимального зна-
g;=oh ag,=₽1^)
^крейс= 0,012
,1/2
1 14
,.<ЕГ+—+0-065;
(А>) />с
Роро^'
ро нулю и используя
(2.30)
GK и, в итоге, на рас-
графические способы,
полете на максималь-
ую функции £таХ:
г
х о ^O^xp "F Ф ~~7 > ?0 = ‘
где Go — О0-----.
х _ Дбк
1-GK
Мкрейс находим графическим способом, построив
=/(МКрейс. заО и луч из начала координат под
При ЭТОМ Мкрейс. зад— ’
£исХо*,а Мкрейс. ист—число М,
ДЛЯ МКрейс = 0,012
i 1 — eGK
0----—
1-GK
Кривую Мкрейс . ист —
углом в 45° к осям,
число М, которым мы задаемся, выбирая значения
uwmn м которое мы получаем по формуле
и определив фи Gr по
РоР(£ г, . ’
; • ЗИЯЯ Мкрейс
G?=GT
1- °»~°«\
1 — ак /
Z-max==
, найдем для ро
584М* „
крейс
е =-------.
1
• По кривым и С'м=/(М), которые заданы иди вычислены.
На рис. 2.16 приведена кривая, построенная таким способом. При
этом учитывалось увеличение на больших числах М, получающееся
вследствие кинетического нагрева.
Как можно видеть по рис. 2.16, дальность по мере увеличения ро
все время растет вплоть до очень 'больших значений р0 (popt=900 кгс/м2).
Уменьшение дальности при дальнейшем увеличении ро связано с паде-
нием коэффициента
Примечание. В практике проектирования дальних самолетов столь боль-
шие значения (До=900 кгс/м2) не применяются по следующим соображениям:
1) максимум Атах=/(Ро) очень пологий, т. е. Z-max растет вблизи Popt слабо;
2) очень большие значения р0 ухудшают взлетно-посадочные характеристики
самолета.
При увеличении ро длина разбега Дразб увеличивается.
Рассматривая формулу (2.17')
г-_______ о,82ро
*-разб' —
С У отр (Z’o f)
можно сказать следующее. При увеличении ро увеличивается распола-
гаемая Pop вследствие уменьшения располагаемого Коэффициент ло-
бового сопротивления
Схф -р-+
«1 \ q J
Рис. 2.16. Зависимость максималь-
ной дальности Lmax от удельной
нагрузки ро с учетом влияния ра
на относительный вес конструкции
Ок (po=var; GI(=var)
при увеличении ро увеличивается, ибо po/^i—увеличивается, a po!q = cy
остается неизменным, так как угол атаки самолета на разбеге зависит
только от геометрических параметров
шасси и остается неизменным.
Сопоставляя же формулы (2.17'),
(2.26) и (2.25'), нетрудно сделать вы-
вод, что при увеличении ро знаменатель
дроби (2.17') растет медленнее, чем
числитель и, следовательно, £разб уве-
личивается с увеличением ро.
Коэффициенты £ и ф, характеризу-
ющие зависимость тяги и удельного
расхода топлива двигателя от скорости
полета, определяются выбранными па-
раметрами двигателя и практически,
при проектировании самолета под су-
ществующий двигатель, находятся вне
влияния конструктора самолета.
Из формул (2.3); (2.5); (2.6); (2.15') видно, что увеличение коэффи-
циента £ -при неизменных значениях других параметров ведет к увеличе-
нию Мщах; Мкрейс,' Нпот; Vvmax, Однако следует иметь в виду, что
рациональным значением £, будет такое, которое при заданных Mmax
или Мкрейс будет определяться по формуле
465014*^ плп 6950М;рейс^о
РоРо PqPo
При этом должно соблюдаться условие
о —
О,82ро + Т-раз*)^ отр/
отрЕф
52
Р0Ф
где Еф_—-----коэффициент форсажа;
2° о
Р0Ф —тяговооруженность на взлете с форсажем;
^разе—заданная дистанция разбега;
f— коэффициент трения.
Проведя преобразования в выражениях (2.25) и (2.25'), можно на-
писать для заданной продолжительности полета if
4650MLxCх (г0 -1- ОД Дср0Г)—£Ро (1 — Ок — Gc в г)=О
и для заданной дальности АгааХ
6950МкрейсС Vo—Мкрей(£д0(1 — GK — Gc эг — zz)-J-
-{-и>/?Сро'''£/7о£тах CxoGq = 0.
Уравнения (2.31) и (2.31') дают наглядное представление о зависи-
мости важнейшей летной характеристики самолета М от различных па-
раметров и позволяют определить то значение Мтах или МкрСйС^_которое
практически возможно для самолета при заданных параметрах GKp, Ссэг,
Ро, СхО, Сро, Г о, i-max, И Т. Д.
Решая первое уравнение (2.31), получим для Мшах при заданной
продолжительности t'
(2.31)
(2.31')
Мтах —
EPoG &к ^сэг
4650сх (г$ Ч- SДСро*')
(2.32)
..----- опачспплми 2V1, определяют
соответствующие им сх и яр. Последние величины подставляют в формулу (2.32)
и вычисляют значения МШах. По выбранным значениям М и соответствующим
Примечание. Для определения величины Мшах можно воспользоваться
таким графическим приемом. Задавшись несколькими значениями М, определяют
Рис. 2.17. Пример графи-
ческого решения уравне-
ния (2.29)
Рис. 2'18 Пример графического
решения уравнения (2.29')
им значениям М, вычисленным по формуле, строят кривую в координатах Мэад
и Мист (рис. 2.17), пересечение которой с прямой, проведенной из начала коорди-
нат под углом в 45°, даст искомое значение Мшах, Мзад и МВСт (все величины
должны быть взяты в одном масштабе).
Величину Мкрсйс можно найти также, пользуясь графическим реше-
нием (рис. 2.18), взяв в качестве функций для построения кривых сле-
дующие:
б95ОМКрейсС.гог о —
МКрей(_5До (1 GK Gc э,г — zz)
‘SAtySf.maxCpQPo V CXo/)q—^^
(2.33)
53
Точка пересечения этих кривых на графике в координатах М и Oi и О?
определит искомое значение Мкрейс- При некоторых значениях величин
могут получиться три значения Мкрейс- При этом ка_ждому из них будет
соответствовать свое значение тяговооруженности Ро, определяемое по-
— ~ 6950МК[)ейссЛо
—
Наличие нескольких решений объясняется сложностью функций
£=/(М); <|>=/(М); сХо=/(М).
Рассматривая уравнения (2.31) и (2.31'), нетрудно сделать важный
вывод, что заданную величину М можно получить лишь при определен-
ных комбинациях параметров, входящих в эти уравнения. Если пара-
метры при заданных величинах Мкрейс и Lraax или f удовлетворяют урав-
нениям (2.31) и (2.31х), то реальное осуществление такого самолета воз-
можно. Если же уравнения не удовлетворяются, то проектируемый
самолет практически осуществить нельзя. Кроме этого, названные уравне-
ния выявляют непосредственное влияние на М таких параметров само-
лета, как GK, го, сро и др. Все это говорит о большом значении уравнения
относительных весов самолета для установления закономерных зависи-
мостей между летными характеристиками и важнейшими параметрами
самолета.
В дальнейшем мы будем называть уравнения (2.31) и (2.3 Iх) основ-
ными уравнениями проектируемого самолета.
На основании всего изложенного в этой главе можно сделать сле-
дующие выводы.
1 . Скорости Vmax и Ккрсйс (или числа Мтах и МкРёйс) увеличиваются»
если Ро при неизменных прочих параметрах увеличивается. Располагае-
мая тяговооруженность увеличивается при:
а) уменьшении удельного веса силовой установки г0;
б) уменьшении относительного веса конструкции самолета GK.P (рас-
полагаемого) ;
в) уменьшении удельного расхода топлива двигателем ср0 (суще-
ственно для самолетов дальнего действия).
Следует, однако, помнить, что максимальная скорость самолета
Кпах иногда ограничивается не располагаемой тяговооруженностью Рор,
а допустимыми по соображениям прочности скоростным напором или
температурой кинетического нагрева.
2. Скорости Vmax и Укрейс могут быть увеличены (при прочих рав-
ных условиях) .в результате увеличения удельной нагрузки на крыло ро»
но при этом нужно учитывать, что по мере увеличения р0 интенсивность
роста скорости У (или числа М) довольно резко снижается, а при зна-
чении ро рост У прекращается. Вместе с тем при очень больших р»
существенно ухудшаются взлетно-посадочные характеристики самолета
(Упос> Уу5 -^разб И Z-проб) •
3. Скорости Утах и Уьрейс могут быть увеличены при уменьшении ко-
эффициента лобового сопротивления cxG. Способы уменьшения схо изме-
няются в зависимости от зоны скоростей (дозвуковой, околозвуковой»
сверхзвуковой).
4. Статический потолок самолета НПот увеличивается (ДПот — умень-
шается), если в результате указанных в п. 1 мероприятий тяговооружен-
ность Ро увеличивается.
5. Статический потолок ЯПот дозвукового самолета уменьшается, ес-
ли удельная нагрузка р0 увеличивается (при этом сх увеличивается).
Для сверхзвукового самолета с ТРД увеличение ро в некоторых случаях
приводит к увеличению ЯПот- Уменьшение сх0 при неизменных значениях
других параметров приводит к некоторому увеличению ЯПоТ.
54
6. Вертикальна
личении Ро. Умень
ров увеличивает V
7. Максималь
Мкрейс В ДОЗВуКОВ>
рис. 2.7]; при далы
в околозвуковом д
увеличении Мкрейс
Увеличение уделы
Мкрейс, уменьшены
и сверхзвуковом з
Poopt (см. рис, 2.16)
8. Дистанция ]
шается с увеличен]
9. Основные у
характеристиками
закономерности, ат
шения.
МЕТОДИ
В предыдущей
ров и характерней
Задача конструкте
чтобы выбрать опт
ки, геометрических
Таким образо.
предусматривает н
статистических да!
единого обобщение
эту задачу, назывг
Значение опти
но переоценить. И,
метров крыла вын
тем самым значите
Каждый прощ
лета среднего тонн
на парке в сто са;
пренебрегать возм
на один процент.
Задачи о выбо
стемы решения (aj
мости от конкретн
я т. п.). Например,
в следующем. При
с кой или военной)
схем самолетов и
основных параметр
тяговооруженность
(удлинение, стрело
ляжа и оперения, ч
рость, высоту и т. д
атах М и 0i и 02
<ачениях величин
ому из них будет
определяемое по
э функций
D сделать важный
ць при определен-
1ения. Если пара-
эвлетворяют урав-
сого самолета воз-
ю проектируемый
названные уравне-
параметров само-
начении уравнения
эномерных зависи-
дими параметрами
4) и (2 31') основ-
ожно сделать сле-
йс) увеличиваются^
ается. Располагае-
мо;
самолета 6Кр (рас-
гателем сро (суще-
скорость самолета
эоруженностью Pop,
тным напором или
,т (при прочих рав-
грузки на крыло ро».
ия ро интенсивность
шается, а при зна-
очень больших ро
теристики самолета
при уменьшении ко-
иеньшения Схо изме-
вой, околозвуковой,
ается (Дпот — умень-
4ятий тяговооружен-
»та уменьшается, ес-
сх увеличивается).
в некоторых случаях
низменных значениях
ПО //цот>
6 Вертикальная скорость Vymax интенсивно увеличивается при уве-
личении Ро. Уменьшение схо при неизменных значениях других парамет-
ров увеличивает Vj/max-
7 Максимальная дальность Lmax с ростом крейсерских значений
Мкрейс в дозвуковом диапазоне увеличивается [см. формулу (2.15) и
рис. 2 7]; при дальнейшем росте М1фейс (при сохранении прочих условий)
в околозвуковом диапазоне Lmax резко уменьшается, а при дальнейшем
увеличении Мьрейс в сверхзвуковом диапазоне Ртах постепенно растет.
Увеличение удельной^ нагрузки на крыло р0, ведущее^ к увеличению
МКрейс, уменьшению GK и, следовательно, к увеличению GT, в дозвуковом
и сверхзвуковом диапазоне (М<1 и М>1,5) до некоторого значения
poopt (см рис. 2.16) приводит К росту Lmax.
8. Дистанция разбега £раЭб увеличивается с увеличением ро и умень-
шается с увеличением Ро-
9 Основные уравнения самолета показывают, что между летными
характеристиками и важнейшими параметрами самолета существуют
закономерности, анализируя которые можно находить рациональные ре-
шения.
Глава III
МЕТОДИКА ОПТИМАЛЬНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
САМОЛЕТОВ
В предыдущей главе выявлена взаимная зависимость всех парамет-
ров и характеристик самолета, связанных уравнением весового баланса.
Задача конструктора при разработке эскизного проекта состоит в том,
чтобы выбрать оптимальное сочетание схемы самолета, силовой установ-
ки, геометрических, весовых и летных параметров и характеристик. -
Таким образом, современная методика проектирования самолета
предусматривает не просто выбор параметров и характеристик на основе
статистических данных, а выбор оптимальных параметров, исходя из
единого обобщенного критерия. Методы, при помощи которых решают
эту задачу, называются методами оптимального проектирования.
Значение оптимизации параметров и характеристик самолетов труд-
но переоценить. Известны примеры, когда неоптимальный выбор пара-
метров крыла вынуждал уменьшать на 15—20% полезную нагрузку и
тем самым значительно ухудшать эффективность самолета.
Каждый процент уменьшения экономичности пассажирского само-
лета среднего тоннажа эквивалентен потере за год свыше I млн. рублей
на нарке в сто самолетов. Поэтому не следует при выборе параметров
пренебрегать возможность увеличения эффективности самолета даже
на один процент.
§ 1. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧ
Задачи о выборе параметров и характеристик самолетов, как и си-
стемы решения (алгоритмы) этих задач, могут быть разными в зависи-
мости от конкретных условий (тип самолета, стадия проектирования
и т. п.). Например, на стадии эскизного проектирования задача состоит
в следующем. При определенной величине полезной нагрузки (коммерче-
ской или военной) для всех возможных и интересующих конструктора
схем самолетов и типов двигателей определить оптимальные значения
основных параметров и характеристик самолета таких, как взлетный вес,
тяговооруженность и нагрузка на 1 м2 при взлете, параметры крыла
(удлинение, стреловидность, относительную толщину), параметры фюзе-
ляжа и оперения, число двигателей и параметры их, режим полета (ско-
рость, высоту и т. д.).
Считаются известными общие требования к комфорту пассажиров
(для гражданских самолетов) и безопасности полета, схема взлета и
посадки (вертикально взлетающие или с разбегом), а также характе-
ристики аэродрома, на котором предполагается эксплуатировать само-
лет. Задача решается либо при заданной (варьируемой) дальности по-
лета, либо при заданном (варьируемом) времени полета.
Такую задачу, в которой известно сочетание величин полезной на-
грузки и дальности (или времени полета) и требуется определить взлет-
ный вес, тягу двигателей и другие указанные выше параметры и харак-
теристики, называют прямой задачей в отличие от обратной *, которая
формулируется иначе: известен взлетный вес и расчетная дальность по-
лета (или полезная нагрузка). Найти полезную нагрузку (или дальность-
полета, если задана полезная нагрузка), соответствующую оптимальным
значениям параметров и характеристик самолета.
При выборе параметров проектирование самолета нередко ведется
под заданный двигатель. Эта задача по постановке является также об-
ратной, так как заданные взлетно-посадочные условия и основные режи-
мы полета однозначно определяют взлетный вес самолета, а величиной,
зависящей от оптимизируемых параметров, будет либо дальность полета
(при полезной нагрузке &п.н=const), либо полезная нагрузка (при
Ьрасч = COnst) .
Обратная задача является в известной степени искусственной па
постановке, так как в ТТТ обычно указывается величина полезной нагруз-
ки и основные летные данные. Кроме того, желательно подбирать опти-
мальный двигатель к самолету, а не наоборот. Тем не менее задачей в
обратной постановке нередко пользуются при расчетах, особенно когда
нет возможности применить ЭВМ, Дело в том, что трудоемкость расче-
тов при Go = const значительно меньше, чем при изменении взлетного ве-
са. Решение прямой задачи связано с определением взлетного веса из
\равнения весового баланса самолета в каждом из вариантов расчета.
Решение этого уравнения относительно Go удается получить лишь тру-
доемким методом последовательных приближений. Если же применяет-
ся ЭВМ, то эта трудность отпадает.
Из формулировок задач видно, что количество оптимизируемых па-
раметров и, следовательно, глубина оптимума зависят от того, сколько
наложено ограничений на выбор параметров и характеристик самолета.
Очевидно, что наилучшие результаты решения могут быть достигнуты
при наименьшем количестве ограничений и наибольшем числе оптимизи-
руемых параметров и характеристик.
С другой стороны, стремление к наименьшему количеству ограни-
чений при оптимизации параметров не означает, что можно решить зада-
чу без ограничений вообще. Нельзя забывать, что рассматриваемые за-
дачи являются инженерными, касаются вполне конкретных объектов и
рассчитаны на уровень технических возможностей данного времени и
ближайшей (видимой) перспективы развития техники (металлургия,
технология, тип силовой установки).
Особенностью задач оптимального проектирования является также и
то обстоятельство, что оптимизация параметров и характеристик всех
частей самолета производится одновременно. Параметры частей связаны
между собой, а также с параметрами и характеристиками всего само-
лета уравнением весового баланса (см. гл. II). Поэтому оптимизация
параметров отдельных агрегатов в отрыве от оптимизации других агре-
гатов является сугубо приближенным приемом.
При решении экстремальных задач проектирования важно не только
выбрать критерий оптимизации (см. гл. I), но и условиться, что пони-
мать под оптимальным решением.
* Термины «прямая» и «обратная» задача имеют смысл в связи с обратимостью
задач (одинаковыми результатами) при одних и тех же данных.
66
С чисто матема
ясно — это точка (у
ниченном пространс
личин), где критери
в технических ниже
узким и часто недос
от характера оптим
ступление от него з
имущества, не зало:
тационные и т. п.).
понимают решения,
му му, либо весьма I
мых отклонений (иг
Вследствие бол]
одновременную опт)
практически возмож
В настоящее bj
раметрических зада1
— классические
ционного исчисление
— методы дете|
вариантов, методы г
— метод вероят
Сделаем кратки
Метод экстрему
требует решения сис
_д
д.
^2
где a — критерий оп
i — параметр с
k — ограничение
п — ЧИСЛО ИСК01
m — число огран
Метод экстрему
терий оценки и неза
же все функции огр
дуемом n-мерном пр
пространстве частнь
ров. Только при эти
задачи (например,
пользовании данное
предварительных р;
условия выполняют/
При решении с
один из оптимизиру
ленными ограничен]
ные критерия оцени
зумеегся, исключенъ
(3.1)
। связи с обратимостью
57
гия важно не только
ловиться, что пони-
кри-
так-
оптимизируемых па-
сят от того, сколько
ктеристик самолета,
ут быть достигнуты
нем числе оптимизи-
омфорту пассажиров
[ета, схема взлета и
i), а также характе-
гсплу атиров ать с а мо-
емой) дальности по-
лета.
1еличин полезной на-
'ся определить взлет-
параметры и харак-
обратной*, которая
четная дальность по-
рузку(или дальность
(нощую оптимальным
гета нередко ведется
: является также об-
ия и основные режи-
молета, а величиной,
160 дальность полета
шая нагрузка (при
С чисто математической точки зрения понятие оптимума достаточно
ясно — это точка (узел) или место точек на гиперповерхности в огра-
ниченном пространстве n-го измерения (п— число оптимизируемых ве-
личин), где критерий оценки принимает экстремальное значение. Однако
в технических инженерных задачах такое понимание оптимума является
узким и часто недостаточным для окончательного решения. Все зависит
от характера оптимума. Если оптимум пологий, то незначительное от-
ступление от него зачастую дает возможность получить различные пре-
имущества, не заложенные в условия задачи (компоновочные, эксплуа-
тационные и т. п.). Поэтому под оптимальными решениями в технике
понимают решения, которые либо соответствуют математическому опти-
муму, либо весьма близки к нему, т. е. не выходят за пределы допусти-
мых отклонений (иногда эти решения называют рациональными).
ги искусственной по
ина полезной нагруз-
ьно подбирать опти-
не менее задачей в
лах, особенно когда
трудоемкость расче-
енении взлетного ве-
м взлетного веса из
вариантов расчета,
получить лишь тру-
Если же пр и меня ет-
§ 2. МЕТОДЫ ПОИСКА ОПТИМУМА
Вследствие большой трудоемкости расчета точное решение задач на
одновременную оптимизацию даже трех-четырех параметров самолета
практически возможно лишь с использованием ЭВМ.
В настоящее время известно несколько методов решения многопа-
раметрических задач оптимизации с помощью ЭВМ:
— классические методы анализа (методы экстремумов или вариа-
ционного исчисления);
— методы детерминированного поиска (сканирование или перебор
вариантов, методы градиентов, наискорейшего спуска и т. п.) [7];
— метод вероятностного (случайного) поиска.
Сделаем краткий обзор этих методов.
Метод экстремумов, применительно к выбору параметров самолетов,
требует решения системы уравнений вида
$iZ Q. da ^tZ q.
dii di 2 ’ din
(f"i> ^л);
количеству ограни-
можно решить зада-
ассматриваемые за-
(ретных объектов и
данного времени и
ники (металлургия,
ия является также и
характеристик всех
;тры частей связаны
ликами всего само-
этому оптимизация
тзации других агре-
где а — критерий оценки вариантов;
L — параметр самолета;
k — ограничение (эксплуатационное, конструктивное и т. п.);
п — число искомых (оптимизируемых) параметров самолета;
т — число ограничений.
Метод экстремумов требует, чтобы все функции, связывающие
терий оценки и независимые переменные, их первые производные, а
же все функции ограничений параметров были непрерывными в иссле-
дуемом n-мерном пространстве, а критерий оценки должен иметь в этом
пространстве частные экстремумы одного вида по каждому из парамет-
ров. Только при этих условиях может быть получено общее решение
задачи (например, минимум себестоимости тонно-километра). При ис-
пользовании данного метода следует прежде всего убедиться (путем
предварительных расчетов и логических рассуждений), что требуемые
условия выполняются.
При решении системы (3.1) необходимо следить за тем, чтобы ни
один из оптимизируемых параметров не определялся однозначно постав-
ленными ограничениями. Если такие параметры имеются, то производ-
ные критерия оценки самолета по этим параметрам должны быть, ра-
зумеется, исключены из системы (3.1).
Рассматриваемый классический метод экстремумов непрерывных
функций обладает рядом недостатков, ограничивающих его практиче-
ское применение для оптимизации параметров самолетов с помощью
ЭВМ. Такими недостатками являются: громоздкость уравнений, особен-
но системы производных da/dii = 0-, da/di2 = 0t ..., dafdin, метод не до-
пускает разрывов или угловых точек функций и их производных, что вы-
нуждает отказываться от оптимизации этим методом некоторых из па-
раметров.
Решение классическим методом становится еще более громоздким,
когда некоторые из оптимизируемых величин связаны дифференциаль-
ными уравнениями, например уравнениями движения, и приходится по-
этому применять методы вариационного исчисления.
Если число оптимизируемых независимых параметров невелико
(п^б—8), то чаще всего при расчетах на ЭВМ применяется метод пере-
бора всех допустимых вариантов, известный также под названием мето-
да сканирования или слепого поиска. Преимущество метода сканирова-
ния по сравнению с классическими методами экстремумов и экстрема-
лей состоит в том, что он -не предъявляет особых требований к виду
функций, связывающих искомые параметры с критерием оценки. Функ-
ции и их производные не обязательно должны быть непрерывными, их
можно задавать как аналитическими, так и табличными способами.
Следует подчеркнуть, что сканирование является единственным на-
дежным методом поиска глобального экстремума, т. е. самого оптималь-
ного среди локальных экстремумов. Для этого метода не имеет особого
значения и характер экстремума: является ли экстремум точечным (вер-
шина, впадина) или линейным (овраг, хребет).
Недостаток сканирования — большие потери времени на поиск, ког-
да число независимых оптимизируемых параметров превышает шесть-
восемь.
Потери времени на поиск при сканировании можно существенно
уменьшить, если ввести простое ограничение в счете: при поочередном
изменении параметров считаются лишь те варианты, которые ведут к
благоприятному изменению критерия оценки (например, к уменьшению
себестоимости тонно-километра). Для уменьшения времени счета при
переборе вариантов можно, кроме того, уменьшать количество значений
параметров (увеличивать шаг поиска) и вначале грубо, а затем все более
точно отбирать с помощью ЭВМ оптимальный вариант, сужая область
поиска. Если при этом ребро «-мерного куба делится пополам, то эту раз-
новидность метода перебора вариантов можно -назвать методом последо-
вательного сужения областей поиска. В этом методе обследуется вначале
широкая, но разреженная область, границы которой определены крайни-
ми значениями параметров, обычно известными из конструктивных и
эксплуатационных ограничений. В этой области машина запоминает пер-
вый квазиоптимальный вариант и затем автоматически переходит ко вто-
рому циклу расчета в области куба с уменьшенным вдвое ребром и с
центром в первой квазиоптимальной точке. Процесс сужения областей
ведется до тех пор, пока разность между последним и предыдущим зна-
чением критерия оценки наилучших вариантов не будет превышать за-
данной величины, например 0,5% - Последний квазиоптимальный вариант
считается оптимальным. Практически бывает достаточно двух-трех суже-
ний областей поиска.
Плоскостная схема этого метода дана на рис. 3.1.
Преобразование значений любого из оптимизируемых параметров
(х<) при сужении области поиска можно найти по следующей рекуррент-
ной формуле:
2( N
! (Дх/)г~0 \ 0
Xi—Xi opt Т k~
где z = 0, 1, 2, .... п
Xi opt
k
При ИСПОЛЬЗОВ!
тывать, что он мож
уверенность в суще(
ремума в допустим!
В противном случа
мени на поиск за -
узлов пространств!
жет'привести к том
тимальный вариант
чен» ЭВМ при перв
(он как бы проскоч
слишком большим!
Существенным
метода перебора в;
ся простота исследс
стей оптимума. Как
не всегда строгий
оптимум параметре
зовать на практике
ставляет интерес 1
метров в районе оп
логом оптимуме ин
годно несколько о
по каким-либо сооб
мощью перебора в;
исследовать также
терий оценки самол
раметров.
Другим распро
дач многопараметрг
Сущность его с<
Известно, что 1
сторону наибольшег
терпя оценки). Поэ
движению в сторон;
мизации будет умен
этапа: сначала выш
зируемым параметр
воположном градие!
Метод градиент
когда критерий опт!
нии методом градие
ми нелинейного ил1
становится перед т;
всегда наилучшим, (
поиска и соответств-
метод не отличается
* К этому классу
58
:мумов непрерывных
1ющих его практиче-
молетов с помощью
ъ уравнений, особен-
)aldin\ метод не до-
троизводных, что вы*
ом некоторых из па-
ie более громоздким,
аны дифференциаль-
на, и приходится по-
[араметров невелика
меняется метод пере-
вод названием мето-
ю метода сканирова-
ремумов и экстрема-
требований к виду
ерием оценки. Функ-
гь непрерывными, их
[ыми способами.
ея единственным на-
. е. самого оптималь-
на не имеет особого
емум точечным (вер-
земени на поиск, ког-
в превышает шесть-
можно существенно
ете: при поочередном
ты, которые ведут к
шмер, к уменьшению
I времени счета при
количество значений
гбо, а затем все более
шант, сужая область
I пополам, то эту раз-
ать методом последо-
s обследуется вначале
I определены крайни-
13 конструктивных и
иина запоминает Пер-
сии переходит ко вто-
лм вдвое ребром и с
с сужения областей
4 и предыдущим зна-
будет превышать за-
оптимальный вариант
•очно двух-трех суже-
1.
ируемых параметров
ледующей рекуррент-
где г = 0, 1, 2, ..., т — порядковый номер цикла сужения области;
(Дх1)г=о — начальный шаг изменения параметра (при 2=0);
opt — оптимальное значение параметра при сужении
области (при 2=0, 1, 2,.... т)\
Af=O, 1,2, Jfe—1;
k число значений параметра при сужении области
поиска (обычно равное начальному числу значе-
ний параметра при z=0).
При использовании метода сужения областей поиска следует учи-
тывать, что он может эффективно применяться лишь тогда, когда есть
уверенность в существовании единственного и достаточно пологого экст-
ремума в допустимом пространстве.
В противном случае экономия вре-
мени на поиск за счет разрежения
узлов пространственной сетки мо-
жет'привести к тому, что самый оп-
тимальный вариант не будет «заме-
чен» ЭВМ при первом обходе узлов
(он как бы проскочит через сито со
слишком большими отверстиями).
Существенным преимуществом
метода перебора вариантов являет-
ся простота исследования окрестно-
стей оптимума. Как уже отмечалось,
не всегда строгий математический
оптимум параметров можно реали-
зовать на практике. Поэтому пред-
ставляет интерес изменение пара-
метров в районе оптимума. При по-
логом оптимуме иногда бывает вы-
последовательного сужения областей
поиска:
/, 2, 3 — каазиоптимальные варианты; 4 —
оптимальный вариант при трех циклах су-
жения; X; —значение параметра в узле
многомерной сетки
годно несколько отступить от него
по каким-либо соображениям. С по-
мощью перебора вариантов можно
исследовать также влияние на кри-
терий оценки самолета каждого из независимых (оптимизируемых) па-
раметров.
Другим распространенным методом решения с помощью ЭВМ за-
дач многопараметрической оптимизации является метод градиента.
Сущность его состоит в следующем.
Известно, что вектор градиента скалярной функции направлен в
сторону наибольшего увеличения этой функции (в данном случае —кри-
терия оценки). Поэтому оптимизация по методу градиента сводится к
движению в сторону, обратную градиентному. При этом критерий опти-
мизации будет уменьшаться наиболее сильно. Поиск разбивается на два
этапа: сначала вычисляются частные производные критерия по оптими-
зируемым параметрам, затем система смещается в направлении, проти-
воположном градиентному, делается рабочий шаг, и т. д.
Метод градиента хорошо приспособлен к решению линейных задач,
когда критерий оптимизации линейно связан с параметрами. При реше-
нии методом градиента нелинейных задач *, называемых также задача-
ми нелинейного или динамического программирования, исследователь
становится перед таким выбором: либо направление поиска будет не
всегда наилучшим, если шаг поиска большой, либо надо уменьшить шаг
поиска и соответственно увеличить время поиска. Вообще градиентный
метод не отличается экономичностью по времени, так как перед каждым
(3.2)
* К этому классу задач относится и оптимизация параметров самолета.
59
рабочим шагом необходимо предварительно анализировать критерий
оптимизации (делать большое количество пробных шагов)*.
Для снижения потерь времени на поиск применяется метод наиско-
рейшего спуска. От градиентного метода он отличается тем, что после
первого рабочего шага (в наиболее благоприятном направлении) даль-
нейшие шаги делаются в том же направлении до тех пор, пока критерий
оценки системы изменяется благоприятно. В этом последнем узле много-
мерной сетки снова производится поиск наилучшего направления даль-
нейшего движения по методу градиента и т. д. Таким образом, время
поиска здесь уменьшается за счет сокращения объема анализа. Однако
точность поиска не гарантируется, так как направление его может быть
в стороне от глобального оптимума, если таковой существует.
Рис. 3.2. Плоскостная схема методов градиентов и
наискорейшего спуска
правлении, где вс
причем с увеличе
жения, так как i
движения к опти
шагов поиска, пр
оптимизируемых 1
ческий метод дас
варианта при ве<
(п^8—10). Если
можных варианте
параметров при 4-
просчитать 410—5’
кой расчет на ма1
операций в секунд
что, разумеется, и
случайного поиск;
результатов предь
Плоскостная схема методов градиента и наискорейшего спуска да-
на на рис. 3.2.
В последнее время при выборе оптимальных параметров различных
машин и процессов получил распространение метод случайного (статис-
тического) поиска, основанный на вероятностном принципе. Распростра-
нением этот метод обязан развитию технической кибернетики, появле-
нию быстродействующих вычислительных машин, без которых практи-
чески невозможно было выполнить и статистически обработать большое
количество вычислений (случайных проб).
В методах, описанных выше, либо полностью игнорируется преды-
дущий опыт поиска оптимума, либо берется за основу предыдущий удач-
ный результат. В отличие от них, статистический метод предусматривает
накопление и использование информации при поиске, этот метод приспо-
соблен к самообучению.
Как и в градиентном методе, при поиске статистическим методом
расчет начинается от случайно выбранного неоптимального варианта,
лежащего, однако, в допустимой области параметров. Путем статисти-
ческой обработки случайных проб делается последующий шаг в том на-
60
§ 3. КОНСТРЗ
Помимо огр
М и т. п.) и являг
ектирования, след
онные ограничен]
дываемые на оп1
мые параметры са
Рассмотрим
типичные из этт
ченнй.
При варьиров,
ной нагрузки на 1
ловидности крьи
нового самолета
учитывать, что
большой нагру:
>500 кге/м2) и м;
ловидности (x^z
тически невозмо
//> 10 000 м из усл
ки и сваливания*
Это видно из ри
даны значения д
(из условий тряс
требных для гори
го полета коэф
подъемной силы. (
нием угла стрелов;
тет при М=0,6—0,
ным крылом при г
Ро^ (400—450) кг<
(60<80 тс).
Заметим, что
вует началу нелин
образования «лож1
Необходимо, »
тикального ветра 1
1ровать критерий
ов).
тся метод наиско-
ся тем, что после
травлении) даль-
юр, пока критерий
[еднем узле много-
1аправления даль-
IM образом, время
а анализа. Однако
ие его может быть
•ствует.
правлении, где вероятность улучшения критерия оценки наибольшая,
причем с увеличением количества шагов возрастает и уверенность дви-
жения, так как используется, как уже отмечалось, предыдущий опыт
движения к оптимуму. Обычно требуется сделать несколько десятков
шагов поиска, причем количество их практически не зависит от числа
оптимизируемых параметров. Особо следует подчеркнуть, что статисти-
ческий метод дает большую экономию времени поиска оптимального
варианта при весьма большом количестве независимых параметров
(н^8—10). Если бы исследователь решил простым перебором всех воз-
можных вариантов найти с помощью ЭВМ наилучшие значения десяти
параметров при 4—5 значениях каждого из «их, то необходимо было бы
просчитать 410—510 вариантов, т. е. от одного до десяти миллионов. Та-
кой расчет на машине, обладающей быстродействием в 10—20 тысяч
операций в секунду, занял бы десятки и сотни дней непрерывной работы,
что, разумеется, неприемлемо. Если же в этом случае применить метод
случайного поиска, где направление последующего поиска зависит от
результатов 'предыдущего, расчет займет всего несколько часов.
§ 3. КОНСТРУКТИВНЫЕ И ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ
*
ад
Помимо ограничений, накладываемых заданием (Сц.н, Арасч,
М и т, п.) и являющихся параметрами самой задачи оптимального про-
ектирования, следует учитывать также конструктивные и эксплуатаци-
2
иска
ентсв и
орейшего спуска да-
1раметров различных
, случайного (статис-
зинцнпе. Распростра-
кибернетики, появле-
без которых практи-
обработать большое
игнорируется преды-
ву предыдущий удач-
гтод предусматривает
:е, этот метод приспо-
тистическим методом
гимального варианта,
ров. Путем статисти-
ующий шаг в том на-
онные ограничения, накла-
дываемые на оптимизируе-
мые параметры самолета.
Рассмотрим некоторые
типичные из этих ограни-
чений.
При варьировании взлет-
ной нагрузки на 1 м2 и стре-
ловидности крыла дозву-
кового самолета следует
учитывать, что сочетание
большой нагрузки (ро>
>500 кгс/м2) и малой стре-
ловидности (х^2О°) прак-
тически невозможно при
//>10 000 м из условий тряс-
ки и сваливания на крыло.
Это видно из рис. 3.3, где
даны значения допустимых
(из условий тряски) и по-
требных для горизонтально-
го полета коэффициентов
Рис. 3.3. Допустимые и потребные значения cv в
зависимости от числа М полета (Я=10 000 м;
Сер ~ 12%):
-------допустимые значения;
------- потребные значения
подъемной силы. С увеличе-
нием угла стреловидности крыла коэффициент (су)доп, как известно, рас-
тет при М, —0,6—0,9. Из рис. 3.3 видно также, что самолет с нестреловид-
ным крылом при полете на высоте 10000 м с М^0,7 должен иметь
р<< (400—450) кгс/м2, что свойственно средним и небольшим самолетам
(G0<80 тс).
Заметим, что коэффициент (сР)доц дозвукового самолета соответст-
вует началу нелинейности су по углу атаки (с увеличением а) и началу
образования «ложки» на кривой mz(a}.
Необходимо, чтобы при нормируемом индикаторном порыве вер-
тикального ветра 15 м/с выполнялось условие
(Ср)й^-15
ЧОП»
61
где
(^//)крейс“Ь
Vi
Мкрейс
U7 = 15_L==15_22__2L м/с.
1 р0 20 + Н
Здесь Н в км.
Другим конструктивно-эксплуатационным ограничением парамет-
ров крыла является объем, потребный для размещения топлива. Если
топливо должно находиться только в крыле (гражданские или военно-
транспортные самолеты), то от параметров крыла, главным образом от
площади и относительной толщины, зависит его объем. Поэтому сочета-
ние параметров, при котором необходимое количество топлива не раз-
мещается в крыле, является неприемлемым. Относительный вес топли-
ва, допускаемый объемом крыла, можно найти по следующей прибли-
женной формуле *:
(oT)Kp.«o„==4^1/-v- (3-3)
Fro г роК
Здесь р = 265, при сужении крыла т]=3;
р = 280, при сужении крыла -q=4.
Если сужение крыла в плане отлично от указанных значений
(в пределах 2,5^т]^4,5), то коэффициент Р можно найти с помощью
линейной интерполяции. Эти данные соответствуют дозвуковым само-
летам.
Формулой (3.3) можно пользоваться и при эскизном проектирова-
нии СПС, для которых в первом приближении р=350—370.
При решении соответствующей задачи потребный относительный
вес топлива сравнивается с допустимым относительным весом топлива.
Если при _каком-либо варианте сочетания параметров самолетов
(Ст)потр> (Ст)кр.доп, то эти варианты отбрасываются, как неосущест-
вимые.
На сверхзвуковых военных самолетах возможно размещение части
топлива в фюзеляже. В этих случаях формула (3.3) может применяться
при расчете относительного веса топлива, которое должно быть разме-
щено в фюзеляже,
Во втором случа
пользования реверса
„ проб, max 6 Ро г ,
Л < -----::-------[/,
max
где Су пос.м — коэффи!
Этот случай, как
менее жестким по ср;
Таким образом,
эксплуатационные ог
ния при полете на бс
числе из условий зад;
Кроме рассмотр;
тивно-эксплуатацион;
висящие от конкрегн
Алгоритмы опти
зависят, как уже отм
ектируемого самолет;
Здесь невозможг
Ниже приведены нес
уяснить основы соста:
Для примеров в
имеющие не менее д.
нов-ившегося (крейсе]
ра высоты и снижен]
В любых метода,
четания параметров
ки). Под алгоритма!
рианта. В основе это
ческого и весового р;
ности, которые следус
Рассмотрим зада
новках.
(От)ф (^т)патр “ (^т)кр.доп’
еСЛИ (б?т)дотр (6?T)hp. поп"
Здесь (Ст)кр.доп — относительный вес топлива, размещаемого в крыле.
От гражданских самолетов требуется, чтобы длина пробега во всех
условиях эксплуатации при максимально допустимом посадочном весе
была не более 75% располагаемой длины летной полосы ** в случаях
посадки без использования механизации крыла или с механизацией кры-
ла, но -без использования реверса тяги двигателей.
В первом случае — при посадке без использования механизации
крыла — имеем согласно [3]
Аюоб. тах£?0
Ро<-----=--------
20
*-unoc. max
I у 1 л л пдв-рев 77
^СУ йос-б.м I УпривН-^’^ ~~ Л
\ Пл„
прэб кгс/м2, (3.4)
где Супос.б.м—коэффициент подъемной силы крыла без механизации.
* Более точные формулы даны в гл, XV.
** Располагаемая длина летной полосы равна длине ВПП вместе с длиной конце-
вой полосы безопасности.
В этой постанов}
них значений полезш
Представляют иь
А. Крейсерская с
всего самолета, высо-
мой наряду с другим!
Б. Крейсерская с
четание);
В. Крейсерское i
функцией параметров
Указанные случа
черпывают большинст
терес.
Случай Б характ
параметров крыла, к
всего самолета наход
расчетной скорости и
* Здесь имеются в в г
62
(Граничением парамет-
ещения топлива. Если
ажданские или военно-
а, главным образом от
эбъем. Поэтому сочета-
чество топлива не раз-
юсительный вес топли-
по следующей прибли-
(3.3)
>т указанных значений
жно найти с помощью
дуют дозвуковым само-
эскизном проектирова-
,350-370.
гребный относительный
гельным весом топлива,
параметров самолетов
даются, как неосущест-
ожно размещение части
3 3) может применяться
юе должно быть разме-
1р^*(^т)кр лой*
размещаемого в крыле.
,т длина пробега во всех
димом посадочном весе
юй полосы** в случаях
1ли с механизацией кры-
t
льзования механизации
“Ь ^Х Проб
кгс/м2, (3.4)
ала без механизации.
Во втором случае — при посадке с механизацией крыла, но без ис-
пользования реверса тяги — имеем:
/>о< S06 ш”СТо [Г.,«.(Ze,™M-C„„p„6)+Cx„p-Od кгс/м2, (3.5)
2G
А пос max
где поем — коэффициент подъемной силы крыла с механизацией.
Этот случай, как правило, дает большие значения р0> т. е. является
менее жестким по сравнению с первым случаем.
Таким образом, нагрузка на 1 м2 крыла имеет конструктивно-
эксплуатационные ограничения сверху — из условий тряски и свалива-
ния при полете на большой высоте, а также из условий посадки (в том
числе из условий заданной скорости при заходе на посадку).
Кроме рассмотренных, возможны, разумеется, и другие конструк-
тивно-эксплуатационные ограничения оптимизируемых параметров, за-
висящие от конкретного задания, схемы и компоновки самолета.
§ 4. АЛГОРИТМЫ ЗАДАЧ
Алгоритмы оптимизации* параметров и характеристик самолетов
зависят, как уже отмечалось, от постановки задач, а также от типа про-
ектируемого самолета.
Здесь невозможно изложить алгоритмы для самолетов всех типов.
Ниже приведены несколько примеров, с помощью которых нетрудно
уяснить основы составления вычислительных алгоритмов.
Для примеров взяты сухопутные самолеты с обычным взлетом,
имеющие не менее двух двигателей. Предполагается, что участок уста-
новившегося (крейсерского) полета значительно больше участков набо-
ра высоты и снижения.
В любых методах поиска оптимума необходим расчет варианта со-
четания параметров и характеристик самолета (узла многомерной сет-
ки). Под алгоритмами здесь следует понимать методику расчета ва-
рианта. В основе этой методики лежат известные способы аэродинами-
ческого и весового расчетов. Однако каждая задача имеет свои особен-
ности, которые следует учитывать при составлении алгоритмов.
Рассмотрим задачи в прямой (А, Б, В) и обратной (В, Г, Д) поста-
новках.
Прямая задача
В этой постановке (см. § 1) задано или известно сочетание расчет-
ных значений полезной нагрузки и дальности полета.
Представляют интерес следующие случаи.
А. Крейсерская скорость является функцией параметров крыла и
всего самолета, высота полета — независимой переменной, оптимизируе-
мой наряду с другими параметрами самолета;
Б, Крейсерская скорость и высота полета известны (известно их со-
четание) ;
В. Крейсерское число М полета задано, высота полета является
функцией параметров крыла и всего самолета.
Указанные случаи встречаются при проектировании самолетов и ис-
черпывают большинство вариантов прямой задачи, представляющих ин-
терес.
Случай Б характерен тем, что не режим полета (V, И) зависит от
параметров крыла, как в случае А, а наоборот — параметры крыла и
всего самолета находятся (оптимизируются) в зависимости от сочетания
расчетной скорости и высоты полета.
* Здесь имеются в виду конкретные вычислительные приемы.
ВПП вместе с длиной конце-
63
Указанные случаи относятся к дозвуковым самолетам, а случай В
характерен и для сверхзвуковых самолетов.
Рассмотрим возможную последовательность решения в каждом из
приведенных случаев.
В качестве критерия оценки вариантов возьмем величину взлетного
веса самолета *. Наилучший вариант сочетания параметров и характе-
ристик будет соответствовать (Go)min-
Случай А. Требуется оптимизировать основные параметры дозву-
кового самолетас ДТРД. Известны:
— наибольшая полезная нагрузка и условия размещения ее в фю-
Рис. 3.4. К определению коэф-
фициента с„ и числа М полета
на заданной высоте
зеляже;
— дальность полета, соответствующая наибольшей полезной на-
грузке;
— служебная нагрузка;
— класс ВПП, определяющий ди-
станцию прерванного взлета, а также ми-
нимально допустимый угол наклона тра-
ектории при продолженном взлете (с од-
ним отказавшим двигателем) в расчетных
условиях (£атм=+30°С; Ратм = 730 мм
рт. ст.);
— характер покрытия ВПП;
— схема самолета;
— высотно-скоростные характеристи-
ки ДТРД (тяга и удельный часовой рас-
ход топлива по V и Н);
— зависимость крейсерского числа М
полета, а также коэффициентов су и сх щщ
в крейсерском полете и при взлете от па-
раметров крыла;
— зависимость веса частей самолета от их параметров.
Любая из известных величин или зависимостей (ограничений зада-
чи) может варьироваться, например может изменяться класс ВПП, схе-
ма самолета и т. д. В этом случае каждому сочетанию ограничений за-
дачи будут соответствовать свои оптимальные параметры самолета, а
при некотором сочетании ограничений параметры будут наилучшими из
всех возможных вариантов. Тогда можно говорить о наилучшем сочета-
нии ограничений и параметров самолета, например сочетании класса
ВПП, параметров крыла и всего самолета.
Порядок решения в данном случае может быть следующим.
1. Находятся коэффициент су и число М в начале крейсерского по-
лета из решения системы двух уравнений:
i
М=М(с0, х, X, с„);
(3.6)
(3-7)
Уравнение (3.6) дает зависимость М (МКрИт), в уравнение (3.7) яв-
ляется условием горизонтального полета. Коэффициент 6^0,96—0,97 —
учитывает выгорание топлива при наборе крейсерской высоты; скорость
звука а и массовая плотность воздуха р на данной высоте известны; со-
четание оптимизируемых величин ёо, К х, Ро для данного варианта также
известно.
* Этот критерий весьма близок к экономическому критерию оценки самолетов
(себестоимость т-к.м), так как дает примерно те же значения оптимальных величин, что
и себестоимость т-км.
64
Определение чи
рис. 3.4.
Если в опреде/
— М(3.б)>0, то эти ва
уравнения не имею!
ний (3.7) и (3.6).
2. При извести!
ется крейсерская ск>
3. Находится у;
где т — степень дв
Адр — коэффициент}
4. 11з решения (
Go, min» Af, GT
l = G„vCT(G0, X, Po,.
Cx mln = Cj; min (Cq, Re,
7^0 ^0 (^прерв» ®отк’
=---------------
min ~r ”
ЛАдф
О^ОДСр, Z.plc4, V,
Оруст ODyCT (Gq, I
Первое из урав!
носительных весов ч
ном виде относител!
Поэтому взлетный в
приближений.
Минимальное зв
лета схпЯп (при су=
крыла и летных хар
Re =
Взлетная тяговс
ляется из всех инте]
бега, продолженное
числа М полета на i
найденные из этих i
рется наибольшее зе
зируемых величин (1
Аэродинамическ
ного веса потребногс
ранее из системы (2
известно из аналоги
Относительный
(3.8), определяется
оперения, шасси, обе
ответствующим весш
В краткой запис
глядит так:
(М, с„) - V,
3—1062
1
ютам, а случай В
;ния в каждом из
еличину взлетного
метров и характе-
ра метры дозву-
мещения ее в фю-
ней полезной на-
/зка;
пределяющий ди-
злета, а также ми-
угол наклона тра-
вном взлете (с од-
ел ем) в расчетных
С; ратм=730 мм
тия ВПП;
ные характеристи-
ьный часовой рас-
йсерского числа М
ициентов су и сх шт
I при взлете от па-
етров.
ограничений зада-
я класс ВПП, схе-
ю ограничений за-
метры самолета, а
1ут наилучшими из
наилучшем сочета-
сочетании класса
едующим.
е крейсерского по-
Определение числа М полета и коэффициента Су иллюстрируется
рис. 3.4.
Если в определенном диапазоне су (0<су^0,8) разность М(37) —
— М(3б)>0, то эти варианты сочетания (ро, со, К х) исключаются, так как
уравнения не имеют решения. Здесь М(37) и М(3 6) — числа М из уравне-
ний (3.7) и (3.6).
2. При известных значениях Н и а и найденном числе М. определя-
ется крейсерская скорость полета VKpcrrc = aM.
3. Находится удельный часовой расход топлива ср=ср(М, Н, т, йдр),
где т — степень двухконтурности ДТРД (оптимизируемая величина),
&др — коэффициент дросселирования двигателей.
4. Из решения системы уравнений (3.8) определяются величины
Gq, г min, ^0’ К» «г, ^пуст’
— — -тг , । Gn.H + Ссдуж )
l = Gn^CT(G(j, А, . . . ) -I-От (Ср, Лрасч, C^min, •••)"! »
Сд-mln — CxmlnC^O’ *^мил>
^0—^0 (^"прерв’ ®отк> in’ ^крейс’ min, •
__ _________сч________.
(Су — Сур)2
Схпип“г
ЛЛдф
GT = GT(Cp, Арасч, Р\рейс’
^пуст(^0’ Ро> ^0» X» Л>’- ' •)
(3.8)
Первое из уравнений системы (3.8) является уравнением суммы от-
носительных весов частей самолета. Оно, как правило, не решается в яв-
ном виде относительно Go вследствие сложной зависимости 6rryCT(Gn).
Поэтому взлетный вес приходится находить методом последовательных
приближений.
Минимальное значение коэффициента вредного сопротивления само-
лета Cxmin (при су=суо) является функцией взлетного веса, параметров
крыла и летных характеристик, так как число Рейнольдса равно
(3.6)
(3.7)
равнение (3.7) яв-
ит fec^0,96—0,97 —
й высоты; скорость
>1соте известны; со-
)го варианта также
)ию оценки самолетов
гимальных величин, что
Взлетная тяговооруженность Ро, входящая в систему (3.8), опреде-
ляется из всех интересующих конструктора условий (прерванного раз-
бега, продолженного взлета с 0 = 0Отк, обеспечения найденного ранее
числа М полета на высоте Н, из условия потолка и т. п.). Значения Ро,
найденные из этих условий, сравниваются и в качестве расчетного бе-
рется наибольшее значение Ро при каждом варианте сочетания оптими-
зируемых величин (/У, ро, К X» со, цдв, ...).
Аэродинамическое качество К, необходимое для расчета относитель-
ного веса потребного топлива GT {см. (3.8)], определяется по найденному
ранее из системы (3.6) — (3.7) коэффициенту подъемной силы су [ср0 —
известно из аналогичных поляр, су0~0,1—0,j_5; ХЭф=лЭф(Х, х» М, ..)].
Относительный вес пустого самолета <?Пуст, входящий в систему
(3.8), определяется как сумма относительных весов крыла, фюзеляжа,
оперения, шасси, оборудования и управления, силовой установки по со-
ответствующим весовым уравнениям.
В краткой записи алгоритм задачи в рассматриваемом случае вы-
глядит так:
(М, Су) —> VЬрсйс Ср (Gq, Сх min, PQ, К, О., GnyCT)->
-> °пу ст GH з -»GT расх. (3.9)
3—1062
65
В узком диапазоне изменения площадей крыла (взлетных весов) и
летных данных числа Рейнольдса и относительные мидели частей само-
лета изменяются мало. Если ради упрощения задачи пренебречь влия-
нием площади крыла (взлетного веса) на коэффициент oxmin, то все ве-
личины удается определять строго последовательно. Алгоритм задачи в
этом случае имеет вид
(М, Су) —> РГКредс —* Ср. * Сх mln “Pq К " *
—»ОТ—*G0—»OIfyCT — GH.3-> От.расх.... (3.10)
Примеры всех зависимостей* предусмотренных алгоритмами (3.9) и
(3.10), даны в гл. VIII—IX, XV—XVIII.
Случай Б. В этом случае прямой задачи известны высота и скорость
полета. Требуется найти наилучшее сочетание параметров частей само-
лета (pQt X, х, со, «дв, Лф, ...) при заданных ограничениях (Gn.H, ^расч,
Тцрерв, ••) •
Порядок решения в этом случае представляется следующим.
1. Для каждого возможного сочетания Я, М, р0 по формуле (3.7)
определяется коэффициент подъемной силы самолета cv.
2. Используя зависимость (3.6), при известных значениях М, су(р0)
находится сочетание со, %, Л, обеспечивающее заданное число М полета.
Например, вначале определяется с0 при (ро, К х) =const, затем х при
(Ро, X, со) = const и т. д. При этом на параметры крыла (с0, х> X) накла-
дываются ограничения:
(C(j)mtn Cq (Сq)тах>
(х)т1ц X (х)тах1 (^)min (^)max,
исходя из конструктивных и эксплуатационных соображений. Сочетания
(ёо, х> X), Б которых не выполняются эти ограничения, отбрасываются.
3. Определяется удельный часовой расход топлива в крейсерском
полете.
4. Из системы уравнений (3.8) определяются G^, схпЛп, PQ, К,
О,, <Aiycr Порядок дальнейших расчетов такой же, как и в случае А.
Таким образом, в краткой записи алгоритм задачи в случае Б вы-
глядит так:
Су—*(^0’ X’ Ср (^0’ сх mtn, 7-*о, ТС, б?т, <?пуст) ->
<Л1уст Gn.3 -> GT.pacx- (3.11)
Здесь предполагается, что cXmtn = Cxmiii(c0, Re, 5м.ф, 50П) или, что
то же самое, Cjrm[n=cXmin(c0, Go, р0, X, 5М.Ф, 50п) при (Я, V)=const.
Если возможно пренебречь влиянием взлетного веса на коэффици-
ент Cxmin (или осреднить это влияние в узком диапазоне изменения чи-
сел Re), то в случае Б возможно, как и в (3.10), последовательное опре-
деление всех необходимых для решения задачи величин
Су—>(Cq, X» Ср —> Сд-т(п ”* /С6?т —>
->0,^-0.,(3.12)
Допустим, длг
дующие независим
— среднюю (:
— среднюю г
кромке Хп.к *;
— нагрузку и;
Задано: чис
нагрузка; дальност
класс аэродрома
вень комфорта пас
Известны:
эффициентов от ис
М; схема самолет;
ресурсы и удельнь
количество капита,
онный срок служб!
ционные ограниче!
В качестве крг
т-км или приведен!
Последователе
сочетании оптими
следующая.
1. Из системы
2.
3.
1 -Фгуст “
От-От(К
К=К(сх
ср=Ср (М,
су~ су (/п
*^омыв = ^<
Сх mtn =: Сх
°»уст = О„
Определяет
(
Находится
Случай В. Этот случай для дозвуковых самолетов рассмотрен ниже,
применительно к обратной задаче [когда (Go, Gn.K)=const; Z,paCT=var].
Рассмотрим порядок -расчетов в случае В, применительно к прямой
задаче [когда (6П.П, Ерасч) = const; G0=var] для сверхзвукового
пассажирского самолета.
66
4. Вычисляете
5. Для даннот
находится себесто
соответствуют ми
ных затрат.
* Удлинение кры
по передней и задней и
3*
1 (взлетных весов) и
мидели частей само-
го пренебречь влия-
иент Схппп, то все ве-
). Алгоритм задачи в
(3.10)
алгоритмами (3.9) и
1ы высота и скорость
метров частей само-
чениях (бп.н, Арасч,
следующим.
Do по формуле (3.7)
а Су*
'значениях М, су(р0)
ное число М полета.
=const, затем % при
лла (со, %, X) накла-
Jmax»
ражений. Сочетания
шя, отбрасываются,
лива в крейсерском
I mln, A*q, ЛГ,
сак и в случае А.
,ачи в случае Б вы-
(3-11)
5Н.Ф, 50п) или, что
при (Н, lz)=const.
веса на коэффици-
1зоне изменения чи-
иедовательное опре-
шн
GT->
(3.12)
1В рассмотрен ниже,
=const; Lpac4=var).
гнительно к прямой
:верхзвуково го
Допустим, для определенности, что требуется оптимизировать сле-
дующие независимые параметры СПС:
— среднюю (эквивалентную) относительную толщину крыла сср;
— среднюю геометрическую стреловидность крыла по передней
кромке хп.к*:
— нагрузку на I мг крыла при взлете р0-
Задано: число М. полета; наибольшая коммерческая и служебная
нагрузка; дальность беспосадочного полета, соответствующая бК0М.СЛуЖ;
класс аэродрома и условия обеспечения безопасности перевозок; уро-
вень комфорта пассажиров (размеры кабины и кресел).
Известны: зависимости веса агрегатов и аэродинамических ко-
эффициентов от искомых (оптимизируемых) параметров крыла и числа
М; схема самолета и размеры фюзеляжа; характеристики двигателей;
ресурсы и удельные стоимости двигателей и планера; состав экипажа;
количество капитальных ремонтов двигателей и планера за амортизаци-
онный срок службы. Кроме этого, известны конструктивные и эксплуата-
ционные ограничения значений искомых параметров крыла СПС.
В качестве критерия оценки вариантов принимается себестоимость
т-км или приведенные затраты (см. гл. I).
Последовательность расчета варианта СПС (при любом допустимом
сочетании оптимизируемых параметров) в рассматриваемом случае
следующая.
1. Из системы уравнений (3.13) находят <?0, сХП1[П, cj,
АГщах, ^омыв» Л1» ^пуст*
1 == ^пуст -hGT-pGKOM/G0-}-GCJ1y^/60; )
Gr=GT(K, ср, Zpac4, М);
= (сх mln, Су, С^о)>
ср-ср(М, Гф);
Су (хп.к, *^0МЫВ» М),
"с ____т: .л , (3.13)
^ОМЫВ *^0МЫв ii/o» р<* Xft-j;
Сх mln - Сх min (сср, Хп-к» М, 5оиЫв, <$оп, ф, Gq, Pq),
^AtycT ^ср* Хп-к» Pqi М),
A,q== Pq (7-Прерв, Апрод> ®otki ^дв’ М, /7, Dxmln, Pq)]
Н>=s Н (р0’ ^xrntn, Су, М).
2. Определяется навигационный запас топлива
^н-з=б?я.3 [Gq, (K)m-i, (Ср)м—I, Арасч].
3. Находится вес пустого самолета и расходуемого топлива:
^AiyCT ^ПуСТ^О’ ^T-pacx ==^T^Q Фьз*
4. Вычисляется рейсовая скорость Урейс-
5. Для данного сочетания параметров крыла и ограничений задачи
находится себестоимость перевозок. Оптимальные параметры самолета
соответствуют минимуму себестоимости т-км или минимуму приведен-
ных затрат.
* Удлинение крыла в этом случае определяется законом изменения стреловидности
по передней и задней кромкам при заданном размахе и сужении.
3* 67
В краткой записи алгоритм задачи для СПС в случае В можно вы-
разить так:
(Gq, Сх mln» с1^ К, 50мЫв, Ро, Н, GT, GIlyCT)->
* з * ^пуст * ^Арасх ^рейс *
11. Имея £пус
GnycT, С-г.расх-
Если проектирт
и характеристики f
зок — критерия оце
В краткой зап
Обратная задача
Рассмотрим следующие случаи обратной задачи, представляющие
практический интерес:
Г, Ограничение крейсерского режима соответствует случаю А пря-
мой задачи [когда (Go, Gn.H)= const; L=var].
Д. Ограничение крейсерского режима соответствует случаю А пря-
мой задачи (когда (PG, Gn.H)=const; L=var].
Случай Г. Допустим, что как и в прямой задаче (в случае Л), неза-
висимыми переменными (оптимизируемыми параметрами) дозвукового
самолета являются парамеры ро, X, /, со, пдв, т, Хф и высота полета Н.
Крейсерское число М полета является функцией р0, %, со, X. Кроме того,
(Go, Gn.H)=const, а £расч является функцией параметров самолета.
Известны те же зависимости и ограничения, что и в прямой задаче.
Последовательность расчета варианта самолета при любом допустимом
сочетании независимых переменных в данном случае представляется
следующей.
1. Как и в случае А, из уравнений (3.6) и (3.7) находятся число М
полета и коэффициент су.
2. При известных М, //, а определяется УКрейс-
3. Находится коэффициент
Сх fnin==Cjr mtn (Cq, Re, *$м.ф, ‘S'on)»
где 5 on 50n (^-ф, Дхт). _
Следует также учитывать, что SOn зависит от схемы самолета.
4. Как и во всех предыдущих случаях, определяется стартовая тяго-
вооруженность из нескольких условий: прерванного разбега, продолжен-
ного взлета, обеспечения крейсерской скорости на высоте Н и др. Для
дальнейших расчетов принимается наибольшее из всех условий значе-
ние Ро. _
5. При известных Go, X, ро, %, со, Ро определяется относительный вес
пустого самолета GiryCT.
6. Имея Су, Сэсщщ, можно найти аэродинамическое качество в крей-
серском полете
Су
сх mtn +
{с у — Сурр
лХ3ф
(М, С₽)-
—> <
Случай Д. В Э1
ными являются пар
полета являются ф;
Расчет вариант
вательности:
1) из уравнени
циент Су,
2) определяете
3) из системы '
Сх min'
Re —
Здесь, как и ра
дальнейших расчете
Формула G0=R
вес *, который принг
Последователям
относительного веса
Таким образом,
(М, Су} —> V\peft(
Аналогичным of
становках задач для
Примеры разли1
горитмы (определен!
XV—XVIII.
где >.9ф = Х9ф(л, у, М).
7. Определяется удельный часовой расход топлива в крейсерском
полете ср = ср(М, Н, т).
8. Из уравнения относительных весов самолета определяется сум-
марный относительный вес топлива:
l = GnyCT + GT+GnH/Go + G
СЛуж/^0’
ПРИБЛИЖЕНШ
откуда GT 1 GnyCT Gn<H GCJjyJK.
9. Определяется дальность полета при известном запасе топлив_а.
10. Определяются относительные веса навигационного запаса GH3 и
расходуемого топлива <7т.раСх.
68
В предыдущей г
тимизации основных
на использовании Э
* При еще большем
женность будет меньше д
в случае В можно вы-
^иуст) ~*"
->а. (3.14)
11. Имея Сдует, Страсх, Сг0, можно найти абсолютные значения
бцуст, Ст.расх-
Если проектируется гражданский самолет, то найденные параметры
и характеристики используются для определения себестоимости перево-
зок— критерия оценки вариантов.
В краткой записи алгоритм задачи в случае Г выглядит так:
(М, Су} * ^крейс ^х min Г о ~^п\ ст
дачи, представляющие
тствует случаю А пря-
тствует случаю А пря-
аче (в случае А), неза-
шетрами) дозвукового
Хф и высота полета /Л
ро, X» ёо, X. Кроме того,
та метров самолета.
Что и в прямой задаче,
при любом допустимом
случае представляется
3.7) находятся число М
с-
GT * 7, ♦ б?н 3 * GT рЯсх ^Т-г.расх <4JC,
(3.15)
Случай Д. В этом случае (Ро, GffH) = const. Независимыми перемен-
ными являются параметры крыла и высота полета. Число М и дальность
полета являются функциями оптимизируемых независимых переменных.
Расчет варианта в этом случае может проводиться в такой последо-
вательности:
1) из уравнений (3.6) и (3.7) находятся число М полета и коэффи-
циент Су}
2) определяется крейсерская скорость полета;
3) из системы уравнений (3.16) находятся Ро, схmin, Go:
Son).
Pq — P() (^'гГрсрв, ®отк* <в’ ^крейс’
Сх т[п=с* min (cq, Ке, 5м.ф, <Son);
Dp . ГкРейс 1 /~ g0 ,
у V РсЛ
с0=-&-.
° Ро
(3.16)
от схемы самолета.
деляется стартовая тяго-
ого разбега, продолжен-
ия высоте Н и др. Для
• из всех условий з наче-
шется относительный вес
ическое качество в крей-
Здесь, как и раньше, Ро определяется из нескольких условий и для
дальнейших расчетов берется наибольшее значение Ро.
Формула Go~Ро/Ро определяет максимально допустимый взлетный
вес *, который принимается в качестве расчетной величины.
Последовательность дальнейшего расчета, начиная с определения
относительного веса пустого самолета, не отличается от схемы (3.15).
Таким образом, алгоритм задачи в случае Д имеет вид
(М, c^i) —I/hpeflC (T^q, Схmtn, Go) >К ^cv-^Gl->L >GH3—>
—> G —G
т-pacx pacx ^nycr
(3.17)
Аналогичным образом можно составить алгоритмы и при других по-
становках задач для самолетов любого типа.
Примеры различных зависимостей, входящих в вычислительные ал-
горитмы (определение Go, Ро, GnyCT, GT и т. п.), даны в главах VIII—XI,
XV-XVIII.
; топлива в крейсерском
юлета определяется сум-
Луи/^О'
естном запасе топлива.
игационного запаса GIJ3 и
Глава IV
ПРИБЛИЖЕННЫЕ МЕТОДЫ ОПТИМИЗАЦИИ ПАРАМЕТРОВ
САМОЛЕТА
В предыдущей главе были рассмотрены методы одновременной оп-
тимизации основных параметров и характеристик самолетов, основанные
на использовании ЭВМ. Однако при проектировании встречаются слу-
* При еще большем взлетном весе и P0=const фактическая стартовая тяговоору-
женность будет меньше допустимой.
69
чаи, когда не имеется возможности использовать ЭВМ и приходится вы-
бирать основные параметры самолета, применяя приближенные методы
оптимизации. Наиболее употребительные из этих методов рассмотрены
в настоящей главе.
§ 1. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЧАСТНЫХ ОПТИМУМОВ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
Задача ставится следующим образом. Известны
— назначение самолета и его схема;
— тип и характеристики двигателей;
— величина полезной нагрузки и основные летные характеристики,
предусмотренные требованиями к самолету.
Требуется определить частные оптимумы каких-либо интересующих
конструктора параметров, например параметров крыла, фюзеляжа или
силовой установки. При отыскании частного оптимума какого-либо из
параметров остальные параметры считаются известными из статистики
или предшествующих приближенных расчетов и рассматриваются как
величины постоянные. Такой метод, называемый методом «заморажива-
ния» параметров, применяется при оптимизации одного из них.
Если определяется оптимум какого-либо из параметров при задан-
ных значениях полезной нагрузки, дальности и числа М полета, то при-
ближенным критерием оптимизации, как отмечалось в гл. I, может яв-
ляться величина взлетного веса самолета- В этом случае оптимум пара-
метра будет соответствовать минимуму взлетного веса.
Когда известными величинами являются полезная нагрузка и взлет-
ный вес (заданный или найденный в первом приближении), то критери-
ем оптимизации может быть дальность полета и оптимум параметров
будет соответствовать в этом случае максимуму дальности.
Возможны и другие более сложные критерии, учитывающие эконо-
мичность самолета, например, себестоимость перевозок.
При нахождении оптимумов следует учитывать ограничения, накла-
дываемые на параметры и характеристики самолета (см. гл. III).
Алгоритмы, приведенные в гл. III, особенно когда осредняется коэф-
фициент cXo(Gq), могут использоваться, разумеется, и для оптимизации
нескольких параметров самолета на основе расчетов без использова-
ния ЭВМ.
Представляет интерес процесс возникновения оптимумов отдельных
параметров частей самолета.
В качестве примеров рассмотрим возникновение и приближенное
графо-аналитическое определение частных оптимумов следующих пара-
метров самолета:
— удлинения крыла X;
— относительной толщины крыла с;
— угла стреловидности крыла у;
— нагрузки на 1 м2 крыла при взлете
— удлинения фюзеляжа
— степени двухконтурности ТВРД т.
Оптимальное удлинение крыла. От удлинения крыла зависят, в ос-
новном, две величины — вес крыла и вес топлива. С увеличением удлине-
ния (Х^З) растет вес крыла при прочих неизменных параметрах (в том
числе и площади крыла), так как увеличиваются изгибающие и крутя-
щие моменты, а также перерезывающие силы. Если в качестве критерия
оптимизации принять взлетный вес, то увеличение Z неблагоприятно
скажется на этом критерии (взлетный вес будет увеличиваться).
С другой стороны, с увеличением % индуктивное сопротивление кры-
ла {17], потребная тяга двигателей и вес потребного топлива будут умень-
шаться. Вес силовой установки можно приближенно считать независя-
щим от удлинения крыла. Таким образом, оптимум удлинения крыла
70
приближенно можно определять по минимуму суммы весов крыла и
топлива.
Графическое решение задачи о выборе Xopt дается на рис. 4.1 и не
требует особого пояснения.
Полученный оптимум Л крыла является, как правило, умеренным по
остроте, а изменение критерия оценки на 1 % по сравнению с его экстре-
мальным значением дает возможность
отступать от Aopt на 8—10%.
Кроме графического, возможно и
приближенное аналитическое решение,
определяемое из условия экстремума при
M^f(X)
^GKp
дХ
dGT
—=0.
дЬ
(4.1)
Например, для дозвуковых неманеврен-
ных реактивных самолетов, учитывая вы-
полнение условия (4.1), можно получить
следующее уравнение:
Рис. 4.1. Схема возникновения
оптимального удлинения крыла
[14(0,018+о,
io4
(Со)1’5 (Го cos X0)3
87G0
Т (^крейс 50)
(Ср)ср ^расч + ^расч
где /рал и —стреловидность крыла по 1/4 хорд в ра-
дианах и в градусах соответственно;
(ср)ср=(0,92— 0,94) (ср)ь"ейс —средний за время полета удельный часо-
вой расход топлива в кгс/кгс-ч;
Ф — коэффициент разгрузки крыла;
Ь = 1,05—1,20 — коэффициент, зависящий от типа само-
лета (с уменьшением тоннажа значения b
уменьшаются; приближенно Ьях 1,05+
+ G0-10~3, где Go в тс).
График для определения X0Pt по формуле (4.2) приведен на рис. 4.2.
Анализ формулы (4.2) позволяет сделать следующие выводы:
Рис. 4.2. График для определения оптимального удли-
нения крыла дозвуковых неманевренных самолетов
И
— с увеличением расчетной дальности полета £расч и удельного ча-
сового расхода топлива ср растет и оптимальное удлинение крыла. Для
дозвуковых самолетов наметившееся направление развития ТВРД, пре-
дусматривающее снижение ср, влечет за собой уменьшение Zopt при про-
чих неизменных параметрах самолета;
— при увеличении cXTnin самолета (или при отсутствии крутки
крыла) оптимальное удлинение крыла увеличивается;
— с увеличением расчетной крейсерской скорости Xopt снижается;
— увеличение при £роСч=const взлетного веса (Go) в результате по-
вышения полезной нагрузки уменьшает оптимальное удлинение крыла;
— с увеличением значений таких параметров как со, Л» а также с
уменьшением угла % значение Xopt увеличивается. Вообще, если измене-
ние какого-либо параметра ведет к уменьшению относительного веса
крыла, то это изменение увеличивает X0Pt, и наоборот;
— наибольшее влияние на X0Pt оказывают нагрузка на крыло ро и
его стреловидность %.
Как показывают результаты расчетов, точность определения Xopt по
приближенной формуле (4.2) составляет ±10%.
Оптимальная относительная толщина крыла. Рассмотрим, как влия-
ет средняя по размаху относительная толщина крыла сср на взлетный
вес самолета при заданных значениях полезной нагрузки и дальности по-
лета. Будем считать, что закон изменения относительных толщин крыла
по размаху известен *.
Изменение сср оказывает влияние главным образом на вес крыла и
его аэродинамическое сопротивление. С увеличением сср вес крыльев со-
временных самолетов при прочих неизменных его параметрах уменьша-
ется в результате увеличения строительной высоты h крыла. С увеличе-
нием h при неизменном значении изгибающего момента МиЗГ осевые
силы P = MII3r//i, приложенные к полкам лонжерона (или панелям кессо-
на), уменьшаются и соответственно уменьшаются потребные сечения и
вес продольных силовых элементов**.
Таким образом, увеличение сср приводит к уменьшению взлетного ве-
са самолета.
С другой стороны, с увеличением ёср растет профильное и волновое
сопротивление крыла, что повышает потребную тягу и расход топлива
при заданном числе М полета.
Следовательно, при некоторых значениях параметров и характери-
стик самолета возможно существование оптимального значения сср
(рис. 4.3).
Имея зависимости G (с ) и СДР^тр), где Pn0TP = G— и сх—
_ су
= /(сср), можно графически найти (ccp)opt.
Решение этой задачи приводит к следующим результатам (с — вез-
де по потоку):
для сверхзвукозых самолетов
(ctp)tjpt-(2,5-3,5)%; (c0)opt-(3-4)%;
для дозвуковых самолетов с ТВРД
(сср)„р, = (9 - 12)%; (с0)„р,= 10-13%.
* Решение задачи об оптимальном законе изменения с по размаху крыла приве-
дено в § 3 данной главы _
** Для некоторых конструкций крыла увеличение сср влечет за собой повышение
веса нервюр. Однако это обстоятельство не имеет существенного значения, поскольку
относительный вес продольного силового набора современных крыльев значительно
больше, чем относительный вес нервюр.
7?
Оптимум с крыла является обычно не сильным. Изменение критерия
оценки на 1% дает возможность отступать от (ccp)oPt на 10—12°/сь
При проектировании дозвуковых самолетов определение copt не-
сколько усложняется тем обстоятельством, что скорость полета, соот-
Рис. 4.3. Схема возникновения
оптимальной средней относи-
тельной толщины крыла
Рис. 4.4. Схема возникновения
оптимальной стреловидности
крыла:
1 — влияние скорости полета; 2 —
влияние весов конструкции и сило-
вой установки; 3 — суммарное влия-
ние на себестоимость перевозок
ветствующая обычно Мкрит, зависит от сср или от со- В частности, с увели-
чением со крыла скорость полета приходится уменьшать. Поэтому, если
скорость полета входит в критерий оценки самолета, как, например, в
себестоимость т-км, то при определении (со)opt должна быть также учте-
на зависимость Урейс(ёср)-
Оптимальная стреловидность крыла. Стреловидность крыла % до-
звуковых самолетов влияет прежде всего на вес крыла, фюзеляжа и си-
ловой установки. Увеличение % при неизменных остальных параметрах
приводит к утяжелению крыла из-за увеличения конструктивного разма-
ха (в направлении 1/4 хорд) и крутящего момента в корневых сечениях.
Концевые сечения крыла также приходится усиливать на кручение, что-
бы избежать реверса элеронов. Кроме того, если продольный силовой
набор стреловидного крыла подходит под углом к шпангоутам фюзеля-
жа, то часть изгибающего момента с крыла передается на фюзеляж, уве-
личивая его вес *, и тем больше, чем больше у. Наконец, с увеличением %
уменьшаются значения ёу и суоТр, что приводит к росту потребной стар-
товой тяговооруженности самолета.
Однако при всех перечисленных недостатках увеличение стреловид-
ности крыла дозвуковых самолетов дает и важное преимущество: появ-
ляется возможность увеличить скорость полета за счет увеличения числа
Мкрит и снижения сХо, что благоприятно сказывается на экономичности
самолета. Возникает как бы противовес неблагоприятному воздействию
увеличения стреловидности крыла на весовые характеристики самолета.
Поэтому возможно существование оптимальной стреловидности крыла
по 1/4 хорд, соответствующей минимуму себестоимости т-км (рис. 4.4).
Если решить задачу о (х)opt графически, с учетом всех противоречи-
вых зависимостей, можно получить примерно следующие значения (х)opt
для дозвуковых реактивных самолетов:
самолеты малой и средней дальности (^ 1500 км) —20—25°;
самолеты средней дальности (2000—3000 км) — 30—35°;
самолеты большой дальности (^5000 км) —35—37°.
Следует учитывать, что оптимальные значения стреловидности зави-
сят и от других параметров крыла, главным образом, от со, X, Ро- С уве-
* Вес фюзеляжа увеличивается также в связи с ростом длины его хвостовой ча-
сти, вызванным увеличением стреловидности крыла ? S
73
м * ‘расч 2,0 2,3 2,5 2,7 3,0
(/-п. к)ор1 60 65 69 72 75
личением р0 и со значения (x)opt растут, а с увеличением X — падают.
Соответственно выбираются и значения (x)Opt в рекомендованных преде-
лах.
Что касается сверхзвуковых самолетов с крылом малого удлинения,
то влияние стреловидности по передней кромке %Пк на вес крыла и фю-
зеляжа более сложное, чем у дозвуковых самолетов (стреловидность
крыла сверхзвуковых самолетов измеряется по передней кромке). Уве-
личение Хп.к треугольного крыла, например, не всегда приводит к увели-
чению (веса крыла и фюзеляжа, а начиная с определенной стреловиднос-
ти приводит даже к снижению веса этих агрегатов. Более сильное влия-
ние оказывает величина уп.к на аэродинамическое качество и вес
топлива. Приближенно можно считать, что оптимальная стреловидность
крыла на Мрасч соответствует максимуму аэродинамического качества
и равна (см. таблицу).
Если стреловидность по передней
кромке изменяется по размаху, то при-
веденные данные следует принимать в
качестве средних величин.
Оптимум стреловидности крыла
бывает, как правило, весьма силь-
ным. Изменение критерия оценки на 1 % дает возможность отступать от
Xopt всего на 3—4°.
Оптимальная нагрузка на 1 м2 крыла при взлете. Нагрузка на 1 м2
крыла при взлете (p0 = G0/S) наиболее сильно влияет на вес крыла и си-
ловой установки, а также на вес топлива. Схематично это влияние пока-
зано на рис. 4.5.
При увеличении ро уменьшается
площадь крыла, что ведет при прочих
неизменных параметрах к снижению
его веса. В то же время с увеличением
ро приходится увеличивать стартовую
тяговооруженность самолета (Ро), что-
бы выполнить требования по длине
разбега или длине ВПП (дистанции
прерванного взлета). Увеличение Ро ве-
дет к утяжелению силовой установки.
Влияние ро на вес топлива более
сложное, но относительно слабое.
Имеет место оптимум ро по весу топ-
лива, соответствующий минимуму его
расхода (точка 1 на рис. 4.5).
Таким образом, противоречивое
влияние ро на Gbp, Gcy и GT приводит
грузки на 1 м2 крыла.
Возможно и аналитическое определение f(po)opt в первом и втором
приближениях.
В первом приближении рациональное значение нагрузки на 1 м2 мо-
жет быть получено из соображений подобия в зависимости от взлетного
веса. Действительно, площадь крыла пропорциональна квадрату линей-
ных размеров
Рис. 4.5. Схема возникновения оп-
тимальной нагрузки на м2 крыла:
1 — оптимум по километровому рас-
ходу
к существованию оптимума на-
S=aZ2,
а взлетный вес в первом приближении можно считать пропорциональным
кубу размеров:
Gg —Z»/3,
(4.3)
где (а, Z>)=const.
74
Следовательно,
p0^O^S = cl.
(4-4)
Подставляя из (4.3) /—Gojb в (4.4), получим
/?о - №оЛ
(4.5)
где £= const.
Для дозвуковых неманевренных самолетов коэффициент |~10,
если Go в кгс, а ро в кгс/м2 (рис. 4.6).
Из графика рис. 4.6 видно, что кривая ро=>Ю Go3 весьма удовлет-
ворительно отображает статистику ро (Go). Однако она не объясняет раз-
броса значений ро при Go=const. Например, при GO = 43—44 тс сущест-
вует диапазон р0=315—
505 кгс/м2. Разброс значе-
ний ро при Go = const можно
объяснить, если учесть зави-
симость нагрузки на 1 м2
крыла от условий взлета и
посадки—заданной длины
ВПП, Су при отрыве и при
посадке. При Go=const су-
ществуют самолеты, рассчи-
танные на ВПП различной
длины, различную скорость
при заходе на посадку н раз-
личную степень механиза-
ции крыла (Су отр или Сипос).
Зависимость р0 (£впп,
отр) транспортного само-
лета описывается, например,
совмещения условий прерванного и продолженного взлета с заданным
углом набора высоты (sin0OTK) при отказе одного двигателя [3]:
Рис. 4.6. Изменение нагрузки на м2 крыла в за-
висимости от взлетного веса дозвуковых само-
летов
следующим уравнением, полученным из
Ро=^РоСуотр(£впп+^кпБ)Г-^-(тг—Hin90TK) — кгс/м2, (4.6)
1«2 \Лот₽ / «1 J
где #1^0,86—0,01 т;
#2 ~ 0,83—0,017 т;
t т — степень двухконтурности ТВРД;
Котр — аэродинамическое качество при отрыве;
g —9,81; ро—0,114 при /атм— -Ь 30° С, ратм =730 мм рт. ст.;
Дкпб — длина концевой полосы безопасности (250—400 м);
/кач — коэффициент сопротивления качению колес;
щ — среднее сопротивление воздуха на участке завершенного
взлета, отнесенное к взлетному весу (ц~ 0,03—0,05).
Значения sin 0ОТК зависят от числа двигателей и задаются техниче-
П№ 2 3 4
sin0OTK 0,025 0,027 0,030
скими требованиями (см. таблицу).
Если расчетным условием являет-
ся длина разбега при MCA, то форму-
ла для определения нагрузки на 1 м2
крыла имеет вид
Pq=ghcv отрЛразб (#3Р0 - /кач - ц) кгс/м2, (4.7)
где #3 0,92 — 0,95.
Из условия заданной скорости при заходе на посадку или посадоч-
ной скорости
75
-L КГС/М2
(4.8)
Здесь cy и V берутся при заходе на посадку или при посадке; k4 — ко-
эффициент, учитывающий уменьшение посадочного веса по сравнению
со взлетным (/г4^1).
Формулы (4.6) — (4.8) могут быть использованы для определения
оптимальной (рациональной) нагрузки на 1 м2 крыла во втором при-
ближении.
В третьем приближении (/?о) opt определяется с учетом влияния р0
на вес крыла, силовой установки и топлива (см. рис, 4.5) и отличается
от расчета второго приближения незначительно (на 3—5%), причем па-
раметры, рост которых ведет к увеличению веса крыла (Go, у, М» вы'
Рис. 4.7. Схема образования опти-
мального удлинения фюзеляжа
при заданном объеме или задан-
ной площади пола
зывают также увеличение (po)opt и,
наоборот, Параметры, рост которых ве-
дет к уменьшению веса крыла (со, я)>
способствуют падению величины
(Po)opt*
Оптимум нагрузки на 1 м2 крыла
является, как правило, сильным. Изме-
нение критерия оценки на 1%' от экст-
ремального значения дает возмож-
ность отступать от (po)opt всего на
4-6%.
Оптимальное удлинение фюзеля-
жа. Удлинение фюзеляжа Хф, т. е. от-
ношение длины фюзеляжа к диаметру
по миделю *, влияет прежде всего на
вес самого фюзеляжа, а также на вес
шасси, оперения и топлива. Проти-
воречивость влияния Хф на вес этих составляющих и приводит к образо-
ванию (Хф)О0 (рис. 4.7).
Графическое решение задачи о (Хф)Ор1 проводится либо при посто-
янном объеме фюзеляжа уф, когда, например, известно количество топ-
лива, которое должно быть размещено в фюзеляже, либо при постоян-
ной площади пола 5п0Л — в случае транспортных или гражданских са-
молетов, когда известны габариты и состав грузов или число пассажи-
ров и условия их размещения (уровень комфорта). В каждом из этих
случаев диаметр фюзеляжа, входящий в весовые формулы, вычисляет-
ся по-разному:
из условия Уф = const
(4-9)
ИЗ условия Sno.T =const
(4.10)
Здесь (a, b) =const — коэффициенты.
Формулы для определения относительного веса фюзеляжа и других
агрегатов, необходимые для графического определения (Хф)орь приве-
дены в гл. XVI—XVIII.
В первом приближении можно использовать также формулы для
Ош(>.ф) и СО11(ХФ), приводимые ниже.
* В случае некруглого сечения принимается диаметр окружности, эквивалентной
площади миделя.
76
Относительный вес шасси связан с удлинением фюзеляжа зависи-
мостью высоты стоек от (рис. 4.8)
Gm Cj -Т с2^Ф“ ^з^ф» (4.11)
где С], с2, с3 — коэффициенты, зависящие от назначения и схемы само-
лета.
Например, для гражданских самолетов:
= 0,024—0,026; с2=6,0018—0,0019; с3=3,5 • 10“5—3,6 ЮЛ
Рис. 4.8. Зависимость высоты шасси от длины
(удлинения) фюзеляжа (й2>Л1)
Относительный вес оперения является функцией удлинения фюзе-
ляжа в связи с тем, что площадь оперения пропорциональна длине фю-
зеляжа
jTou ^4
Ро Л>Хф
Gon
(4.12)
где gon — вес 1 м2 оперения в кгс/м2;
ро— нагрузка на 1 м2 крыла;
c4=il0—15 — для транспортных самолетов.
Относительный вес топлива также зависит от удлинения фюзеляжа
(см. рис. 4.7) вследствие зависимости аэродинамического сопротивле-
ния фюзеляжа и тяги двигателей от Хф. В дозвуковой зоне, например,
коэффициент аэродинамического сопротивления фюзеляжа в первом
приближении можно рассчитать по следующей формуле:
схф^0,008Хф-Ь-^.
Хф
(4.13)
Исследования показывают, что оп-
тимум удлинения фюзеляжа не являет-
ся слишком острым. Если считать до-
пустимым изменение критерия оценки
на 1% от экстремального значения, то
появляется возможность отступать от
(Mopt на 1—1,5 (на 10—15%).
Оптимальная степень двухконтур-
ности ТВРД. Степень двухконтурности
турбовентиляторных двигателей т,
равная отношению расхода воздуха
Рис. 4.9. Зависимость взлетного веса
от степени двухконтурности ТВРД;
/ — при изменении удельного часового рас-
хода топлива; 2 — при изменении сопро-
тивления гондол; 3 — при изменении веса
двигателей; 4 — суммарное изменение
через вентилятор к расходу воздуха
через газогенераторную часть, влияет
прежде всего на удельный часовой рас-
ход и вес топлива, на аэродинамичес-
кое сопротивление гондол (в итоге —
также на вес топлива) и вес самих
ТВРД. Схематично это влияние при М<1 показано на рис. 4.9.
В первом приближении можно считать, что для дозвуковых самоле-
тов mopt=4—6, причем с увеличением дальности полета (или относи-
тельного веса топлива) значение mopt растет.
77
§ 2. ПОСЛЕДОВАТЕЛЬНАЯ ОПТИМИЗАЦИЯ НЕСКОЛЬКИХ ПАРАМЕТРОВ
С помощью ЭВМ можно осуществить одновременную оптимизацию
большого количества параметров.
Без применения ЭВМ возможна последовательная приближенная
оптимизация лишь нескольких параметров самолета. Для этой цели
используется частная оптимизация параметров, рассмотренная в пре-
дыдущем параграфе.
Вначале находится частный оптимум какого-либо из параметров
при прочих «замороженных» параметрах, известных из статистики или
из приближенных расчетов. Затем оптимизируется второй из назначен-
ных параметров. При этом принимается найденное ранее оптимальное
значение первого параметра. Оптимизация третьего параметра ведется
при значениях частных оптимумов, найденных ранее. Таким же образом
находятся оптимумы остальных параметров и характеристик.
Данный прием последовательной оптимизации является, безуслов-
но, приближенным, так как после частной оптимизации каждого из
последующих параметров оптимумы предыдущих параметров должны
несколько измениться (исходя из решения уравнения весового баланса,.
которое связывает все параметры и характеристики самолета). Поэтому
после первого цикла расчетов по оптимизации параметров следует, во-
обще говоря, сделать расчет второго приближения, при котором при-
нимаются значения параметров, полученные в первом приближении
(в первом цикле расчетов). Обычно бывает вполне достаточно двух-трех
циклов расчетов, чтобы оптимумы параметров стабилизировались на
определенном уровне значений.
§ 3. ВАРИАЦИОННЫЕ ЗАДАЧИ. ОПТИМАЛЬНОЕ РАСПРЕДЕЛЕНИЕ
ОТНОСИТЕЛЬНЫХ ТОЛЩИН КРЫЛА ПО РАЗМАХУ
При решении ряда задач, когда требуется найти не единственное
экстремальное значение параметра, а оптимальный закон его изменения
(т. е. оптимизировать функционал), применяются методы вариационно-
го исчисления. Классическим примером использования вариационного
исчисления служит задача об оптимальной траектории, например о за-
коне изменения скорости самолета по высоте при подъеме или сниже-
нии. Оптимальный закон V(H) соответствует экстремуму какого-либо
функционала — веса топлива или времени подъема на заданную высо-
ту и т. п.
Другим примером использования аппарата вариационного исчисле-
ния при проектировании самолета служит определение оптимального
закона искривления (крутки) срединной поверхности крыла сверхзву-
кового самолета для получения максимального аэродинамического ка-
чества.
Во многих из этих задач удается в конечном виде получить при
определенных допущениях выражения для оптимальных законов изме-
нения функций.
Рассмотрим в качестве примера использования классического мето-
да вариационного исчисления задачу об оптимальном законе изменения
относительных толщин крыла по размаху. В качестве объекта исследо-
вания возьмем дозвуковой самолет с трапециевидным (%^0°) крылом.
Задача ставится следующим образом.
При некоторых известных параметрах крыла и самолета (Go, 5, X,
т), D$) и заданном режиме полета (V, Hr L) найти оптимальный закон
изменения относительных толщин крыла по размаху, т. е. найти
[c2(z)]Opt.
Критерием оценки законов cz(z) при (и, Н, L)= const будет вели-
чина прироста взлетного веса. Оптимальный закон cz(z) соответствует
минимуму прироста в-
са при заданных уело
задачи вытекает из ф1
В самом деле, ecj
постоянной по размах;
ше, чем в случае, когд
Однако аэродинамиче-
= const больше, чем с
по размаху. Известно
тивления зависит взле
ленный весовой эквив
ние аэродинамической
Go, чем такое же по в<
ний видно, что вариан
С другой стороны
размаху, то аэродинал
наоборот, увеличится
оптимальный закон из
минимальным.
Составим функцщ
расчета профильного с
Воздушные нагру
ствие малости относит
и нервюр, а также из-
нок и нервюр при реш
также, что материал,
стенками образует к&
ментов.
Таким образом, п
лишь вес материала, ]
ставляющую аэродинг
профильное сопротивл
ла или общего аэроди
ного) в данном случае
Воспользуемся евз
го сопротивления кры,
са — с другой:
Дб0
иэг
^кр.и:
где
АС{
XG
Хх
чзг =^кр изг
GKp.ir3rO И ^кр.проф (
^кр.иэгг И /Vj-рцроф
78
ЖОЛЬКИХ ПАРАМЕТРОВ
временную оптимизацию
зательная приближенная
.мол ста. Для этой цели
в, рассмотренная в пре-
ого-либо из параметров
стных из статистики или
ется второй из назначен-
гнное ранее оптимальное
яьего параметра ведется
ранее. Таким же образом
характеристик.
щии является, безуслов-
птимизации каждого из
1их параметров должны
внения весового баланса,,
тики самолета). Поэтому
параметров следует, во-
ения, при котором при-
в первом приближении
лне достаточно двух-трех
в стабилизировались на
ОЕ РАСПРЕДЕЛЕНИЕ
ПО РАЗМАХУ
найти не единственное
,ный закон его изменения
гея методы вариационно-
ьзования вариационного
шктории, например о за-
при подъеме или сниже-
экстремуму какого-либо
ъема на заданную высо-
i вариационного исчисле-
[ределение оптимального
хности крыла сверхзву-
) аэродинамического ка-
нем виде получить при
жмальных законов изме-
ания классического мето-
альном законе изменения
ачестве объекта иссл едо-
видным крылом.
1ла и самолета (Go, 5, X,
айти оптимальный закон
о размаху, т. е. найти
f,£)= const будет вели-
акон cz(z) соответствует
минимуму прироста взлетного веса или минимуму самого взлетного ве-
са при заданных условиях. Вариационный характер рассматриваемой
задачи вытекает из физических соображений.
В самом деле, если, например, относительная толщина сг остается
постоянной по размаху [при (S, X, tj) =iconst], то вес крыла будет мень-
ше, чем в случае, когда cz уменьшается от корня к концу при со = const.
Однако аэродинамическое сопротивление «толстого» крыла с сг=со=
- const больше, чем сопротивление крыла с убывающим значением cz
по размаху. Известно также, что от величины аэродинамического сопро-
тивления зависит взлетный вес самолета, т. е. имеется вполне опреде-
ленный весовой эквивалент сопротивления (см, гл. V), причем измене-
ние аэродинамического сопротивления значительно сильнее влияет на
Go, чем такое же по величине изменение веса крыла. Из этих соображе-
ний видно, что вариант с2(z)—const, по-видимому, не будет наилучшим.
С другой стороны, если интенсивно уменьшать толщину крыла по
размаху, то аэродинамическое сопротивление уменьшится, а вес крыла,
наоборот, увеличится при со=const. Очевидно, должен существовать
оптимальный закон изменения c2(z), при котором взлетный вес будет
минимальным.
Составим функционал задачи, исходя из расчета крыла на и^гиб и
расчета профильного сопротивления его при М.^Мкрит.
Воздушные нагрузки считаем пропорциональными хордам. Вслед-
ствие малости относительных весов стенок лонжерона (условной балки)
и нервюр, а также из-за малости влияния зависимости cz(z) на вес сте-
нок и нервюр при решении задачи не будем учитывать их вес. Считаем
также, что материал, работающий на общий изгиб крыла, вместе со
стенками образует кессон, достаточный для восприятия крутящих мо-
ментов.
Таким образом, при составлении функционала будем учитывать
лишь вес материала, работающего на общий изгиб крыла, а также со-
ставляющую аэродинамического сопротивления, зависящую от cz, т. е.
профильное сопротивление (при М^МкрИт)- Подсчет полного веса кры-
ла или общего аэродинамического сопротивления (с учетом индуктив-
ного) в данном случае не является необходимым.
Воспользуемся связью между изменением веса и аэродинамическо-
го сопротивления крыла, с одной стороны, и изменением взлетного ве-
са — с другой:
ДО0~Дбкрнзг^
Ж1 "Н А-^кр проф , v Д^кр изгхО “Ь Д^Сср пр1ФкХ0>
0(Д<р.ИЗГ О-Акр. проф
где AG0 — изменение взлетного веса самолета;
xg — производная взлетного веса в связи с измене-
нием веса частей самолета (см. гл. V), в дан-
ном случае — веса крыла (х0 = dGQjdGt
~*WKp-);
Хх о — производная взлетного веса в связи с измене-
нием вредного аэродинамического сопротив-
ления частей самолета (см. гл. V), в данном
случае — профильного сопротивления крыла
(*х0 dGqIO XКр.проф)"
Д^кр изг = Скр.изг 0 Окр изгО Д-^кр.проф =-АГкр.проф О— А^кр.проф I?
£нр.иэго и Хкр.проф о — вес материала, работающего на изгиб крыла,
и профильное сопротивление исходного крыла
соответственно;
Скр.изг i и Хкр проф i — то же для крыла, отличающегося от исходного
зависимостью с (2).
В данном случае
(^кр.изг О, А нр.проф о)— COnst.
где ср — относительна.]
наплывов;
Обозначим
у,об/кр.изг o==: j const; хх0'Акр.проф о— ~ const.
Тогда имеем
Дб?о==Х^Скр.изг i 54 Xo Акр.проф 1 — Nj — -/V2»
Вес полок лонжеронов (панелей), воспринимающих изгиб
учетом разгрузки будет (22]
(4.14)
крыла, с
Здесь у принята в кгс/
/ = 0,80—0,85.
Изменяемая ча<
Акр.прсфг, входящая В ’
образом:
l~D*
2 ял
п _________ г Мг ,
Окр.изг I—~~~—~ \ dz,
е/сср J Сг
0
(4.15)
где cz — наибольшая толщина профиля крыла в сечении z;
у — удельный вес материала;
<р— коэффициент разгрузки;
i — коэффициент, учитывающий эффективную высоту полок (па-
нелей) по сравнению с максимальной;
f — коэффициент, учитывающий уменьшение среднего напряже-
ния по сравнению с максимальным;
сгер—среднее напряжение в верхней и нижней полке (панели), оп-
ределяемое из соотношения
1 _ 1 / 1 1 1 \
— о I ' ) '
сср £ \ ср асж /
Здесь Ор — разрушающее напряжение при растяжении;
оСж — допускаемое напряжение при сжатии.
В формуле (4.15) — изгибающий момент в текущем сечении z:
СсЛр I 2£к + bz
---------------г2,
3 I 1>Q + bK
(4.16)
где Ьк — концевая хорда крыла;
Ьй — хорда крыла по оси самолета;
bz — текущая хорда крыла;
z — координата по размаху от конца крыла.
После подстановки Mz (4.16) в формулу (4.15) и несложных преоб-
разований из условия оСр (2) = const получим
• n „ 4npT<pG0
СТкр.изг I — —— — —~
scpZ 6} + 1)
I—D,
____Ф
2
___ф
2
2 ( Г
б czbz о czbK
(4-17)
Здесь = .
^2
Произведем в (4.17) замену переменных, обозначив z'=dzldci
Тогда
Скр. изг I —
7 / 2г2У , 1 z*zl
J ' czbz
Ьк cz
(4.18)
Для определения
ла при -Мцрит воен
на — Л. Г. Лойцянског
где Cj — коэффициент
— эмпирически/
xt — относительна'
го слоя в турС
Для значений ^=0,25-
Значение 2су принимав]
Подставляя значе!
для крыла с сг=const
Если с
где среднее значение
Подставляя (4.21) и (2
Акр.ироф t — Sq
* Предполагается, что
на крыла не изменяется.
80
— const.
(4.14)
[ЭЮЩИХ изгиб
крыла, с
(4.15)
з сечении z;
1ую высоту полок (па-
ие среднего напряже-
ей полке (панели), оп-
Кении;
кущем сечении z:
(4.16)
5) и несложных преоб-
/-о.
____Ф
2
г z^dz
J CzA
О г
(4-17)
означив z'=dz!dcz.
de.
(4.18)
где со — относительная толщина крыла у борта фюзеляжа* без учета
наплывов;
4п1луС0 .
АД=----------------= const.
3£/аср/ (7j + 1)
Здесь у принята в кгс/м3; Go — в кгс; оср — в кгс/м2; I в м; £ = 0,85—0,90;
(=0,80—0,85.
Изменяемая часть аэродинамического сопротивления крыла
А'ьрпрофй входящая в уравнение (4.14), может быть найдена следующим
образом:
2Скр.Е роф I — (4.19)
Для определения коэффициента профильного сопротивления кры-
ла при М=СМкрит воспользуемся известной формулой А. А. Дородницы-
на —Л. Г. Лойцянского [15]
Cxp = '2c^cnv
где cf — коэффициент трения пластинки;
щ —эмпирический коэффициент («j~ 1,485);
^=^(сг,
xt — относительная координата перехода ламинарного погранично-
го слоя в турбулентный (в долях хорды от носка).
Для значений х< = 0,25—0,30:
(4.20)
« 1 4- 3,3с..
жачение 2cf принимаем по Шлихтиигу (15]:
2с =- °’91 -
1 (IgRe)^ ‘
Подставляя значение коэффициентов в формулу (4.20), получим
для крыла с cz=const
1,35(1 +3,3с2)
СХР (lg Re)2’58
Если с
^Хр
1,35 [1 +3,3 (ег)ср]
(lg Re)2’58
(4.21)
где среднее значение
cz равно
г"ПФ
2
(4.22)
о
Подставляя (4.21) и (4.22) в (4.19), после преобразований получим
Г _. . '1
кр.проф I —
_________8,9___________ Г
(lg Re)2,58 (/— £>ф) J
1,35
(lg Re)2’58
. (4.23)
* Предполагается, что от борта фюзеляжа до оси самолета относительная толщи-
на крыла не изменяется.
81
Формула (4.14) с учетом (4.18) и (4.23) примет вид
— з
1
/’к
Со
+ хх-0Л'4 \ c2zfdcz -h *XON5 — — JV2,
(4.24)
а в коэффициенте 1
на В. П.
где Лт4=-----------const;
(/-Оф) (lg Re)2’58
,, l,35Sff .
---------—-— = const.
(1g Re)2’58
Объединим первое и второе слагаемое в (4.24)
f о
— ДО0=
*0^3
2z2z'
\ cz^z
1 z2zr
Сг
4~ хХоЛ’'
+ хл0^5 — АГ г — N2-
(4.25)
Здесь (xjr0, TV5. Ni, N2) = const.
Окончательно функционал данной задачи имеет вид
2*cN3z2z' xgN3 М
С^Ьг сг
Д4с,г'.
(4.26)
Условием оптимума cz(z) является уравнение Эйлера [35], которое
в развернутом виде записывается так:
^__jL=0. (4.27)
(dz')2 dz'dz dz'dcz дг
Вычислив производные, предусмотренные (4.27), получим
-2^. ----+ ххЛГ4=0. (4.28)
(c,)2»z (с.)2
Так как функционал (4.26) является линейным относительно первой
производной z', то решение (4.28) получается вырожденным и имеет
вид обычного алгебраического уравнения, где bz — известная функция
от г. _ 1
Из (4.28) имеем искомый оптимальный закон сг (z)
(4.29)
Более удобно, однако, иметь дело не с абсолютными значениями
координаты z, а с относительными
Z
I-Рф
2
соответствующую замену. Кроме это-
Произведем в формуле (4.29)
го, возьмем Ьк и bz в виде:
где И в км.
Тогда решение
(^)opt = ”
где
дг _8-Ю~~3уро (20-
6 Г2 (20
В формулах (4
Оо—в кгс, ,
В пределах од
чительно и можно
дальности; 200 —д
тов большой дальне
При z— 1 им<
Й;_1=[с
Из формул (4.32) •
относительная тол!
вается; с ростом V.
ро значения (со) opt
увеличиваются.
Таким образов
ла, то это увел]
наоборот.
Следует замет
крыла, так как шл
ды берутся по потО
Характерной <
при г=,0 (на конц
должна быть равн
на конце крыла р
прочность крыла i
бенность решения
крыла также раве!
Практически,
достигнута необхо
можен реверс эле
несущие свойства
крыла, возникают
летворения всех э
Таким образо
вана лишь в корь
остальной части
82
т вид
dc^
(4.24)
N ^czz dcz -p
(4-25)
IT вид
N^czz'. (4.26)
e Эйлера [35], которое
~=0. (4.27)
oz
7), получим
ХЛГ4=О. (4.28)
м относительно первой
ырожденным и имеет
— известная функция
(4.29)
злютными значениями
ую замену. Кроме это-
&-[1+(ч_1)7],
а в коэффициенте N4 возьмем плотность воздуха по формуле Ветчинки-
на В. П.
где Н в км.
Тогда решение (4.29) после преобразований примет вид
Я)ор1=f (у - «*) +1]. (4.30)
где
8 1О-3УРо (20 + Н) / \ 1 ф1/[1g Ке]2’58. (4.31)
6 у2 (20 — Go X V aG0P6 1 k 7
В формулах (4.30) и (4.31) рдзмах Z=l/ ;
V Ро
Go—в кгс, pQ— в кгс/м2, /7 —в км, V — в м/с, Оф — в м.
В пределах одного класса самолетов (lg Re)2-58 изменяется незна-
чительно и можно принимать его равным: 180 — для самолетов малой
дальности; 200—-для самолетов средней дальности; 220 — для самоле-
тов большой дальности.
При z= 1 имеем (<?0)opt:
Йг-_1=Йо0=ф(]/ (v+1) • (4-32)
Из формул (4.32) и (4.31) видно, что с ростом ср, xG, Н, X оптимальная
относительная толщина крыла у корня (у борта фюзеляжа) увеличи-
вается; с ростом V, хх0, Оф значения (со) opt уменьшаются; с увеличением
Ро значения (со)opt уменьшаются; с увеличением Go значения (со)opt
увеличиваются.
Таким образом, если увеличение параметра ведет к росту веса кры-
ла, то это увеличение приводит также и к увеличению (со) opt и
наоборот.
Следует заметить, что решение (4.30) не зависит от стреловидности
крыла, так как площадь S при (bZt z) — const не зависит от у, если хор-
ды берутся по потоку.
Характерной особенностью полученного решения является то, что
при z=0 (на конце крыла) оптимальная относительная толщина также
должна быть равна нулю. Это объясняется тем, что изгибающий момент
на конце крыла равен нулю. Между прочим, если учитывать не только
прочность крыла на изгиб, но также и на кручение, то указанная осо-
бенность решения не изменится, поскольку крутящий момент на конце
крыла также равен нулю.
Практически, однако, невозможно сделать сг=о = О, так как не будет
достигнута необходимая жесткость концевых сечений на кручение (воз-
можен реверс элеронов и флаттер крыла). Кроме этого, при сг?С0,08
несущие свойства профилей резко падают, затрудняется механизация
крыла, возникают и другие конструктивные трудности. С учетом удов-
летворения всех этих требований и выбирается величина сн.
Таким образом, формула (4.30) может быть практически использо-
вана лишь в корневых сечениях крыла, на 30—35% размаха, а для
остальной части крыла следует принимать либо с2 = ск=0,08—0,09 =
83
=const, либо закон, близкий к линейному*, при этом на конце крыла
необходимо обеспечить ск = 0,08—0,09.
Примеры теоретического оптимального закона cz(z), построенного
по формуле (4.30), и практического оптимального закона, где в конце-
вых и средних частях крыла cz = cK = const, даны на рис. 4.10.
Кроме рассмотренного выше случая, когда средние расчетные на-
пряжения ocp='Const по размаху крыла, представляет также интерес
•(<?z)opt
обеспечение жест
телыюй толщины
Аналогичные
тельно к сверхзву
нов с2 (-г) крыла, 1
изменения аэрод
агрегатов при нек
объеме для размес
*
Теоретпическаи
опти-пун
Хорда перелома
11
1Е
(Cz)opt
^ = cK=const
(fz)opt
Рис. 4.10. Схема изменения оптимальных значений отно-
сительной и наибольшей абсолютной толщины трапецие-
видного крыла по размаху:
— —------теоретический оптимум с учетом прочности крыла
на изгиб;
---------- практический оптимум с учетом жесткости крыла
на кручение и изгиб
„ „ (°ср)г
случаи, характерный для стреловидных крыльев, когда -------------------= const =
Cz
— d по размаху. Решение в этом случае не отличается принципиально от
(4.29) — (4.30) и имеет вид
- ъ Г
(cz)opt = I/
4т<рС?0прх
где £ я —----------------— = const;
8 зе/d/ (т; + I)
] Практическая
’ оптимум
МЕТОД ГРАДИ1
ПР1
Метод градиен
относится к числу
смотренных в гл. Г
рокие возможности
лее детально.
Градиент взлет!
где Ai — приращени
нительный
ской харак
х» — производна
Основное назна»
его помощью можно
значение взлетного в>
£8_
(4.33)
Na~ const
Сравнение показывает, что при условии (6cp)Jcz = const оптимальные
значения cz в среднем на (5—7)% больше, чем при условии (стСр)г=
= const.
Таким образом, рассмотренная вариационная задача дает возмож-
ность обосновать теоретически и получить практически (с поправкой на
* Так как необходимо учитывать потребный объем крыла для размещения топлива.
Важно отметить,
личиной для прое
рования.
Степень погреши
абсолютной величины
Если величина L
вышает 10% от пер
ного значения парам
часто имеет место
смотрении различных
каций характеристик
метров самолета, тс
мощью линеаризации
ния Go (At) по форм]
значение (G0)Hob мож
делить с точностью до
кая точность при пр!
ных расчетах обычно
удовлетворяет констру
Методом градиенп
ного веса можно полы
ри этом на конце крыла
юна cz(z), построенного
ого закона, где в конце-
ia рис. 4.10.
средние расчетные на-
бавляет также интерес
обеспечение жесткости крыла) оптимальный закон изменения относи-
тельной толщины крыла по радмаху.
Аналогичные вариационные задачи могут быть решены и примени-
тельно к сверхзвуковым самолетам при определении оптимальных зако-
нов сг (г) крыла, площадей сечений фюзеляжа по длине и т. п. с учетом
изменения аэродинамических, весовых и жесткостных характеристик
агрегатов при некоторых заданных величинах, например, при заданном
объеме для размещения топлива.
Глава V
МЕТОД ГРАДИЕНТОВ ВЗЛЕТНОГО ВЕСА И ЕГО ПРИМЕНЕНИЕ
ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ САМОЛЕТОВ
Метод градиентов взлетного веса при проектировании самолетов
относится к числу приближенных, однако в отличие от методов, рас-
смотренных в гл. IV, он имеет специфические особенности и весьма ши-
рокие возможности. Поэтому целесообразно рассмотреть этот метод бо-
лее детально.
§ 1. ОПИСАНИЕ МЕТОДА
Градиент взлетного веса представляет собой выражение
grad G0 = -~l
гца /\i— приращение параметра или характеристики, например, допол-
нительный вес детали или узла, приращение аэродинамиче-
ской характеристики, характеристики двигателя и т. п.;
х,— производная взлетного веса по какому-либо параметру i.
Основное назначение градиента взлетного веса состоит в том, что с
его помощью можно сравнительно легко и быстро пересчитать исходное
значение взлетного веса и получить новое
значений отно-
1ины трапецие-
прочности крыла
кеикостн крыла
(°ср)г _____,
ев, когда ---------- const =
сг
[чается принципиально от
(OoU=(GoU±(-^bZ-
\ О1 /
(5-1)
Важно отметить, что производная х, является постоянной ве-
личиной для проектируемого самолета на каждом этапе проекти-
рования.
Степень погрешности при определении значения (G0)HoB зависит от
абсолютной величины приращения параметра Дг (рис. 5.1).
А-, (4.33)
z\cz = const оптим альные
jm при условии (Ocp)z=
ная задача дает возмож-
ктически (с поправкой на
(рыла для размещения топлива.
Если величина Дг не пре-
вышает 10% от первоначаль-
ного значения параметра, что
часто имеет место при рас-
смотрении различных модифи-
каций характеристик и пара-
метров самолета, то с по-
мощью линеаризации уравне-
ния Go(Дг) по формуле (5.1)
значение (GD)n0B можно опре-
делить с точностью до 1%. Та-
кая точность при приближен-
ных расчетах обычно вполне
удовлетворяет конструктора.
Методом градиентов взлет-
ного веса можно пользоваться
Рис. 5.1. К определению взлетного веса с
помощью градиента Xf-Ai
85
не только для пересчета взлетного веса, но и для решений ряда других
задач. Назначение этого метода, вообще говоря, состоит в том, что с его
помощью можно связать начальные (частные) изменения параметров;
и характеристик частей самолета с конечными (общими) изменениям»
критерия оценки при некоторых известных ограничениях, например, при
неизменных основных летных данных, при неизменной прочности конст-
рукции и т. п.
Обозначим основной критерий оценки самолета через а и будем
рассматривать его как функцию п-го количества переменных парамет-
ров I. При бесконечно малом изменении произвольных (независимых^
переменных i полный дифференциал критерия оценки равен
. да । да . да
4-----Ь — dtn.
(7Z2
Полагая при Лг->0 дифференциалы и приращения эквивалентны-
ми, можно записать
_ да . . да . , , да .
да— —&1п- (5.2)
vli
Суммой (5.2) можно пользоваться в случае приближенных вычислений.
Здесь Да и Ai — конечные (малые) приращения.
Например, при исследовании влияния на себестоимость т-км из-
менений веса частей самолета Д6, аэродинамического сопротивления
ДХ, удельного часового расхода топлива Дср, ресурсов ДГ и стоимостей
частей самолета АС уравнение (5.2) принимает вид
Да=^..д0 + ^..ДА- + ^_.ДСр+^..ДГ+^.ДС. (5.3>
dCz ол. dCp о* C/Cj
Уравнение (5.3) дает возможность решать следующие задачи:
1) определять влияние на критерий оценки самолета каждого из
переменных параметров, выявить, какой из них оказывает наибольшее
влияние, чтобы направить усилия в первую очередь на улучшение этой
величины. Для решения данной задачи необходимо найти соответствую-
щие частные производные и принять, что конечные приращения (AG,.
ДХ, Дср) переменных должны составлять одинаковую, сравнительно не-
большую, часть первоначального значения каждой из них (напри-
мер, 1 %);
2) определять суммарное, зачастую противоречивое, влияние на
критерий оценки какого-либо количества величин. Практический инте-
рес эта задача имеет при анализе различных вариантов технических
решений, связанных с изменением таких величин, как G, X, Т и т. и.
Очевидно, что наилучшим будет тот вариант решения, для которого
имеет место экстремум суммы приращений себестоимости т-км, т. е.
[S(-M max или [S(-f- да)]
mini
3) находить эквиваленты различных пар величин, например весо-
вые эквиваленты стоимости или ресурса агрегата и т. д. Эта задача име-
ет весьма большое практическое значение при исследовании выгодности
конструктивно-проектировочных решений, связанных, например, с при-
менением более легкой, но более дорогой конструкции, с уменьшением
аэродинамического сопротивления за счет увеличения веса и т. п. Для
решения таких задач необходимо приравнять нулю пару каких-либо
частных приращений себестоимости т-км (данная задача рассмотрена
в гл. XIV), Заметим, что в общем случае, пользуясь формулой
можно находить экви
метров I, интересующи
Таким образом, у
труда по сравнению с
найти в процессе прое
менениями характерис
характеристик при од
годности конструктивн]
Указанные задачи
опытного образца или
тируемого самолета. П
на каждой стадии мог
варительных изыскани]
та основными ограниче
GBH) = const, так и обьг
«ей стадии проектиров,
разца самолета, когда
и форма самолета, огр;
того, на этой стадии изе
иены при изменении д{
появлении дополнителы
сохранить не только пр
лета, но также и крейс
себестоимости т-км буд
Ро) =const.
В данной главе п,
предполагает сохранени
ской) дальности полета.
Эти ограничения npj
рактеристиками самолет
важное следствие: эконо
менить более простым к
«ион альное конструктив!
вать минимуму взлетногс
Следует отметить, ч
критерием, так как его е
нически связана с весом
ристиками двигателей. Е
ный вес может служить !
чения.
Немаловажное значе!
зовании весового критери
значительно компактнее е
иованных на экономичное
Зная производные вз.
менение взлетного веса Д'
теристик частей самолета
oG*
— ХО ‘ Z
Здесь у.с=dGQ]dG* — пре
вес
тел
хла = ^оЖо—про
лет
та I
86
я решений ряда других
состоит в том, что с его»
изменения параметр©»
(общими) изменениям»
ичениях, например, при
енной прочности конст-
тета через а и будем
1 переменных парамет-
ольных (независимых}
нки равен
•а
— dtn.
1П
»ащения эквивалентны-
(5.2>
«л
блаженных вычислений.
себестоимость т-км из-
аческого сопротивления
сурсов АГ и стоимостей
ад
-ДГ + ^-дС. (5.3)
аС
следующие задачи:
и самолета каждого из^
оказывает наибольшее
редь на улучшение этой
имо найти соответствую-
чные приращения (AG,.
ковую, сравнительно не-
аждой из них (напри-
дворечивое, влияние на
шн. Практический и н те-
вариантов технических
н, как G, X, Т и т. п.
решения, для которого
естоимости т-км, т. е.
)]гп1п j
величин, например весо-
а и т. д. Эта задача име-
лсследовании выгодности
шных, например, с при-
грукции, с уменьшением
ичения веса и т. п. Для
нулю пару каких-либо'
1ая задача рассмотрена
зуясь формулой
(5.4)
можно находить эквиваленты любого количества k переменных пара-
метров i, интересующих конструктора.
Таким образом, уравнение (5.3) позволяет при меньших затратах
труда по сравнению с обычным расчетом новых вариантов самолета
найти в процессе проектирования связи между частными и общими из-
менениями характеристик, сравнить между собой частные изменения
характеристик при одинаковом конечном результате, дать оценку вы-
годности конструктивных решений.
Указанные задачи могут решаться на любом этапе проектирования
опытного образца или при модификациях уже построенного и эксплуа-
тируемого самолета. При этом ограничения (условия решения) задач
на каждой стадии могут быть различными. Например, на стадии пред-
варительных изысканий и эскизного проектирования опытного самоле-
та основными ограничениями являются как заданные параметры (Арасч,
бп.н) = const, так и обычно принимаемые (ро, Ро) = const. На более позд-
ней стадии проектирования или при модификации существующего об-
разца самолета, когда определены характерстики двигателей, размеры
я форма самолета, ограничением может служить (S, Ро) = const. Кроме
того, на этой стадии известно, какие летные данные должны быть сохра-
нены при изменении других характеристик самолета. Например, при
появлении дополнительного веса агрегата или детали, когда требуется
сохранить не только прочность конструкции и расчетную дальность по-
лета, но также и крейсерскую скорость, увеличение взлетного веса и
себестоимости т-км будет различным при (р0, PG) = const и при (S,
Ро) =!const.
В данной главе применение метода градиентов взлетного веса
предполагает сохранение крейсерской скорости и расчетной (практиче-
ской) дальности полета.
Эти ограничения при варьировании весом и аэродинамическими ха-
рактеристиками самолета (с учетом Gn.H=const) влекут за собой весьма
важное следствие: экономический критерий оценки самолета можно за-
менить более простым критерием — взлетным весом. В этом случае ра-
циональное конструктивно-проектировочное решение будет соответство-
вать минимуму взлетного веса.
Следует отметить, что взлетный вес не является слишком узким
критерием, так как его величина по уравнению весового баланса орга-
нически связана с весом частей самолета, аэродинамическими характе-
ристиками двигателей. Если сохраняются Екрейс, Ьрасч и Оп.н, то взлет-
ный вес может служить критерием оценки самолетов различного назна-
чения.
Немаловажное значение имеет и то обстоятельство, что при исполь-
зовании весового критерия решение проектировочных задач становится
значительно компактнее и проще, чем при использовании критериев, ос-
нованных на экономичности или боевой эффективности самолета.
Зная производные взлетного веса хг-, можно найти и суммарное из-
менение взлетного веса AG0 как критерия оценки при изменении харак-
теристик частей самолета:
д00=^-.дОЧ--^--ДА'о+—-ДСп'+ • • • =
0 да* дХ0 01 dcf р —
=хо-AG*-|-*х0* Acp-f- • • • (5«5)
Здесь '-Q = dG^dG' —производная взлетного веса по дополнительному
весу какой-либо части самолета (G* — дополни-
тельный вес детали, узла или агрегата);
*Хо=^00/(?Аг0-—производная взлетного веса по среднему за по-
лет аэродинамическому сопротивлению самоле-
та и т. д.
87
Остановимся на определении некоторых наиболее важных производ-
ных взлетного веса в простейших случаях, когда изменяется только ка-
кая-либо одна частная характеристика агрегата (например, вес), а ос-
тальные частные характеристики (аэродинамические, объем и т. п.) ос-
таются неизменными.
§ 2. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРОИЗВОДНЫХ ВЗЛЕТНОГО ВЕСА
ПО ДОПОЛНИТЕЛЬНОМУ ВЕСУ ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА
В процессе проектирования самолета нередко встречается следую-
щая задача:
— решено изменить вес какого-либо агрегата, группы оборудования
или нагрузки, сохранив аэродинамические и другие характеристики са-
молета. Насколько при этом надо изменить взлетный вес, чтобы основ-
ные летные характеристики и прочность самолета остались прежними?
Такие задачи характерны для стадии эскизного проектирования,
когда на основе вариаций различных параметров выбираются основные
размеры и рассчитывается вес самолета. Однако и на последующих ста-
диях разработки проекта (даже при модификациях построенного само-
лета) эти задачи не исключаются, так как детальная проработка кон-
струкции самолета обычно сопровождается некоторыми отклонениями
веса агрегатов от их значений, установленных при эскизном проектиро-
вании. Например, если конструкция самолета получается тяжелее, чем
предполагалось, то в качестве компенсации можно уменьшить либо вес
топлива (уменьшая дальность полета), либо вес полезной нагрузки, со-
хранив взлетный вес неизменным, или же увеличить взлетный вес, со-
хранив дальность полета, крейсерскую скорость и полезную нагрузку, но
в последнем случае ухудшив взлетно-посадочные характеристики, если
нет возможности повысить тягу двигателей.
Допустим, что на какой-либо стадии проектирования самолета по-
явилась необходимость ввести дополнительный вес G*. Если при изме-
нении веса какого-либо агрегата на G/ нужен еще дополнительный вес
G2* для исправления возможного изменения центровки самолета, увели-
чения жесткости конструкции и т. п., то будем считать, что дополнитель-
ный вес G* является суммой всех этих составляющих, т. е. G* = Gi* +
+ G2* + ....
Пусть известны зависимости весов всех составляющих от взлетного
веса самолета, а также величины, которые конструктор считает нужным
оставить неизменными, например, (р0, Po)=const, или (S, Ро) —const,
или 6’т~ const и пр.
Требуется определить увеличение взлетного веса, необходимое для
выполнения поставленных ограничений (от которых зависит сохранение
летных характеристик), а также для сохранения прочности конструкции.
Запишем уравнение весового баланса самолета при появлении до-
полнительного веса G*
Gq~ GnycT Д Ст-|-0ц,н-]-Сслуж4_ G*, (5-6)
где Опуст —вес пустого самолета, GnyCT=/i (Go);
Gn.K — вес полезной нагрузки, GH.n—- const;
Ослуж —вес служебной нагрузки, Сслуж — const;
GT — вес топлива, GT=/2(G0);
G* — дополнительный вес.
Из (5.6) следует, что
G =Gg GnycT GT Gn.H Gc.iyjK*
Возьмем частную производную по Go
dG* д
--=1-------^-(G„yCT + GT).
dG0 dGQ k y 1 tJ
Так как требуе!
ацую влияние G* на (
Новое значение
йо формуле*
Здесь (G0)HCX —исхо
вторым слагаемым б
а минус —- в случае у
Численные значе
Цы до бесконечности,
формулу (5.7)]. Если
— (
dG0 1
(GnycT
что соответствует слу
самолета и прочность
В общем случае (
взлетного веса, приче
кладываемые на них,
янной. Тогда уравнен
где V G = const
т-|-1
Если проделать г
получим в общем слу1
7с
Обычно функции 6,((
мер, крыла, фюзеляж
скольку все произвол!
ны и число этих прои
величины dGJdG0 зэе
характера ограничени
всех ограничений, как
ляют ограничения вид
сохраняются все или ч
Важно также отм
цы лишь в том случае
структор стремится сс
ства самолета: летные
* В литературе прои
** Этот случай имеет
88
s важных производ-
деняется только ка-
шрпмер, вес), а ос-
!, объем и т. п.) ос-
Так как требуется определить производную dGo/dG*,
щую влияние G* на Go, то на основании предыдущего имеем
, 1
° да* д
1~dGQ (Gny« + G^
показываю-
(5.7)
ОГО ВЕСА
МИОЛЕТА
встречается следую-
эуппы оборудования
характеристики са-
[й вес, чтобы основ-
ютались прежними?
эго проектирования,
вбираются основные
а последующих ста-
'построенного само-
1йя проработка кон-
•рыми отклонениями
эскизном проектиро-
чается тяжелее, чем
уменьшить либо вес
лезной нагрузки, со-
гь взлетный вес, со-
»лезную нагрузку, но
арактеристики, если
эвания самолета по-
G*. Если при изме-
дополнительный вес
зки самолета, увели-
ть, что дополнитель-
цих, т. е. G* = (?!* +
[яющих от взлетного
тор считает нужным
или (S, Ро) =const,
са, необходимое для
зависит сохранение
эчности конструкции,
а при появлении до-
\ (5.6)
Новое значение взлетного веса самолета определяется с помощью
хс йо формуле *
(Gq)hob =(О0)исх i vqG*. (5-8)
Здесь (Go)исх — исходный взлетный вес при G* = 0; знак плюс перед
вторым слагаемым берется в случае начального прироста веса (4-G*),
а минус — в случае уменьшения веса ( —G*).
Численные значения х<? могут изменяться, вообще говоря, от едини-
цы до бесконечности. Последнее возможно, когда —— (ОпуСтН-Сг)= 1 [см.
dG0
формулу (5.7)]. Если же
—— (GnycT GT) — 0, то 7С = 1. При этом
oGq
(GnycTi GT) = const И (Gq)h0[4 = (Gq)hcx zt G ,
что соответствует случаю, когда изменяются все летные характеристики
самолета и прочность его агрегатов **.
В общем случае одна часть составляющих веса самолета зависит от
взлетного веса, причем известны все функции GZ(GO) и ограничения, на-
кладываемые на них, а другая часть составляющих веса остается посто-
янной Тогда уравнение весового баланса (5.6) можно записать так:
/и п
G»=2°XGo)-|-S О. + О’,
1 7714" 1
/I
где V G. = const.
ь
Если проделать те же операции, что и при выводе формулы (6.7),
получим в общем случае
°
эа0
1
(5.9)
К*
2G«<Go)
Обычно функции Gi(G0) представляют собой весовые формулы, напри-
мер, крыла, фюзеляжа, шасси, силовой установки, топлива и т. д. По-
скольку все производные dGJdGo^Q, то, очевидно, чем больше величи-
и и число этих производных, тем больше и величина xG. Заметим, что
величины dGJdGo зависят не только от вида функций Gi(G0), но и от
характера ограничений, накладываемых на парамеры самолета. Среди
всех ограничений, как упоминалось выше, наибольший интерес представ-
ляют ограничения вида (р0, Ро)= const или (S, Л>)= const, при которых
сохраняются все или часть летных характеристик самолета.
Важно также отметить, что величина xG может быть больше едини-
1 лишь в том случае, когда с введением дополнительного веса G* кон-
структор стремится сохранить неизменными какие-либо заданные свой-
ства самолета: летные данные, прочность и т. и.
* В литературе производная xG известна под названием «коэффициент роста».
** Этот случай имеет место при модификации построенных самолетов
89.
жения, получим с п
Рассмотрим физическую сущность возникновения производной
когда ис, > I •
Допустим, что на проектируемом самолете потребовалось устано-
вить дополнительное оборудование весом G*, которое не ухудшает аэро-
динамику самолета и не требует дополнительных объемов. Необходимо,
сохранив основные летные характеристики, полезную нагрузку, а также
прочность агрегатов, модифицировать самолет. Для сохранения летных
характеристик, очевидно, нужно сохранить нагрузку на 1 м2 крыла р0 и
тяговооруженность Ро при взлете.
С увеличением веса самолета на G* возрастет и нагрузка на крыло,
фюзеляж, шасси и оперение. Следовательно, для сохранения прочности
этих агрегатов требуется увеличить размеры и вес их силовых элементов-
Далее, для выполнения условия p0=GG/S = const необходимо с измене-
нием Go соответственно увеличить размеры крыла, и при Ро=const — и
тягу двигателей (если невозможно увеличить тягу другими способами) ,
что само по себе повлечет за собой увеличение веса крыла и силовой
установки. Далее, с увеличением размеров крыла, приходится увеличить
также размеры и вес оперения для сохранения неизменными характери-
стик устойчивости самолета. Наконец, для сохранения дальности поле-
та потребуется, очевидно, увеличить и первоначальный запас топлива,
учитывая условие GT = GT/G0=const. Приведенное увеличение веса от-
дельных частей самолета и исходного запаса топлива приведет к увели-
чению взлетного веса самолета, которое, в свою очередь, повлечет за
собой повышение нагрузки на агрегаты и увеличение их веса. В резуль-
тате потребуется новое, вторичное, увеличение веса агрегатов и топ-
лива.
Процесс заканчивается тогда, когда взлетный вес достигает значе-
ния, полученного из решения уравнений весового баланса (5.6) или
(5.8).
Таким образом, приращение веса самолета G* повышает взлетный
вес на значительно большую величину kgG*.
Производная <?GnyCT/dGo, входящая в формулу (5.7), определяется
по формуле
dGnyCT
где 1,1—поправочн
Производная х(
линейного подобия j
где kn — коэффицие)
В табл. 5.1 прг
веса xG для пассажи
Значения npoi
Тип самолет
дСкр . ^Оф д^оп . <ЭОс,у
dG0 dG0 dGg OGo dG$ dG$
Здесь GKp, Оф, Gon, Ош, Gcy, G06.ynp—вес крыла, фюзеляжа, оперения,
шасси, силовой установки, оборудования и управления соответственно.
Весовые формулы крыла и других агрегатов в зависимости от G©
обычно известны.
При определении производной dGT/dG0, также входящей в (5.7),
следует учитывать, что вес топлива линейно связан с взлетным весом,
т. е.
dGr __& ____ G7
£gT~ т— *gT*
(5.10)
Для приближенных расчетов можно использовать следующую за-
висимость, вытекающую из известной формулы Бреге, определяющей
дальность полета,
__ ^расч^р^ср
Грейс*ср 4_(7Н.3
dG0
(5.11)
Если GT^0,2, то формулу (5.11) можно упростить. Раскладывая
второе слагаемое в ряд и ограничиваясь двумя первыми членами разло
Местных авиалиний
Средний магистральньй
Тяжелый магистральны
Сверхзвуковой
Из данных табл
'чительно меньше, ч
дополнительный вес
веса всех входящих i
жебной белу» нагрт
(5, Ро) =const вес ср
его площади, остаюп
Если дополните/
правления центровю
либо из агрегатов й
динамических харак
зависит от происхож
самолета или его об
изменение взлетного
Однако, далеко 1
*G* за счет полезной
этих случаях, при
терпя оценки самоле
тивности) будет раз/
^cG весьма многолика.
Роль производно
яие нового взлетного
ляет судить о весово
«о, что чем больше 1
мнение к весовому coi
времени и средств на
90
производной KGr
:бовалось устано-
ie ухудшает аэро-
нов. Необходимо^
[агрузку, а также
хранения летных
1 1 м2 крыла ро и
|грузка на крыло,,
анения прочности
[ловых элементов,
ходим о с измене-
три Ро=const — и
гими способами) г
крыла и силовой
годится увеличить
тными характери-
[ дальности поле-
iii запас топлива,
уличение веса от-
приведет к увели-
эедь, повлечет за
1х веса. В резуль-
агрегатов и топ-
достигает значе-
таланса (5.6) или
>вышает взлетный
i.7), определяется
^об.Упр
dG0
юляжа, оперения,
я соответственно,
ависимости от G®
.ходящей в (5.7),
: взлетным весом,
(5.10)
ъ следующую за-
е, определяющей
жения, получим с погрешностью ±2%
dGT О
dGo 1
1 Л^-расч (Ср)ср । q
^рейс^ср
(5.12)
где 1,1 — поправочный коэффициент.
Производная xG приближенно может быть определена из принципа
линейного подобия [20] по формуле
I
i—
(5.13)
где fen — коэффициент линейного подобия (fen=2,2—2,6).
В табл. 5.1 приведены расчетные значения производной взлетного
веса xG для пассажирских самолетов с ТВРД.
Таблица 5.1
Значения производной взлетного веса Xg пассажирских самолетов
Тип самолета Значен при условии (Ра> Ро) == = const ИЯ при условии (5, Ро) = = const Практическая дальность полета при максимальной коммерческой нагрузке в км
Местных авиалиний Средний магистральный Тяжелый магистральный Сверхзвуковой 2,1—2,2 2,3—2,6 3,2—3,8 8-10 1,5—1,6 1,7—1,8 2,2—2,6 3,5—4,0 600—1200 1600—2200 4500—5500 6000—6500
(5-11)
ить. Раскладывая
ли членами разло-
Из данных табл. 5.1 видно, что при (S, Ро) = const величина xG зна-
чительно меньше, чем при (ро, Ро) = const. Это объясняется тем, что
дополнительный вес G* при (ро. Ро) = const влечет за собой увеличение
веса всех входящих в Go составляющих, кроме коммерческой GKOM и слу-
жебной 6служ нагрузок, тик как обычно (GK0M, Сслуяы) =const. При
(S, Ро) = const вес силовой установки и часть веса крыла, зависящая от
его площади, остаются неизменными.
Если дополнительный вес G* не влечет за собой необходимости ис-
правления центровки самолета, не требует увеличения объема какого-
либо из агрегатов и его появление не изменяет непосредственно аэро-
динамических характеристик самолета, то численное значение xG не
зависит от происхождения дополнительного веса G*. В какой бы части
самолета или его оборудования ни образовался дополнительный вес,
изменение взлетного веса будет одинаковым и равным AG0=±xgG*.
Однако, далеко небезразлично, образовался ли дополнительный вес
6* за счет полезной нагрузки, топлива или пустого самолета. Во всех
этих случаях, при равных значениях xG, величина общего кри-
терия оценки самолета (например, экономичности или боевой эффек-
тивности) будет различной. В этом смысле производная взлетного веса
xg весьма многолика.
Роль производной kg не только в том, что она упрощает определе-
ние нового взлетного веса на любой стадии проектирования, но и позво-
ляет судить о весовом совершенстве проектируемого самолета. Очевид-
но, что чем больше величина xG, тем внимательнее должно быть отно-
шение к весовому совершенству самолета, тем больше требуется затрат
времени и средств на уменьшение веса каждого агрегата, узла и детали.
91
§ 3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРОИЗВОДНЫХ ВЗЛЕТНОГО ВЕСА
ПО АЭРОДИНАМИЧЕСКИМ ХАРАКТЕРИСТИКАМ САМОЛЕТА
Рассмотрим, как влияет аэродинамическое качество К, лобовое со-
противление Хо (при су=0) и коэффициент сх0 на взлетный вес самолета.
Основные исходные условия, как и прежде: (£расч, Gn.H) = const, а
также (ро, Ро)== const или (S, Po)= const Нетрудно показать, что при
вариациях Хо, X и сх0 крейсерская скорость за счет изменения высоты
полета*1 может остаться неизменной, т. е. УКрейс = const, что означает
Урейс= const, так как £расч—const.
Задача состоит в том, чтобы подобно найденной в § 2 производной
5Go/dG* определить dGo/dK, dGQ/dXGt dGG/dcxG.
Для этого воспользуемся уравнением весового баланса самолета в
относительных величинах (все составляющие веса отнесены к величине
взлетного веса)
1 — Опуст 4 GT -ф- G„.h 4~ Ослуж,
_ фасч
где GT =-От.расх 4- GH.3 = 1 — е -)- 0н.3;
и (ср) ср — средние за время полета значения аэродинамического ка-
чества и удельного часового расхода топлива.
Следовательно, имеем
Здесь (dKcp/dGt
изменением веса са
(Ро, Pq) = const] Ч
В случае, когда
аэродинамического г
на я (dXcp/dGo)* = 0 i
.. _ Урейс Пп (^п
К — -----
Ир/срХ-рас,
Если относительн
ностью ±2%
1
и формула для Хк При]
Vpe
X,. ---------
к 11/
1 • 1*-расч
^расч ^р^ср
1 = Gnycr-f-Gn.H -ф 4 GH.341 — е .
Из этого уравнения среднее потребное значение аэродинамического '
качества равно
/Сс- =----------- £раеч(^)ер^--------- _ (5 14)
Урейс J11 t^nycr ^п.н + ^служ 4" ^н.з)
Аэродинамическое качество здесь является не только явной функци-
ей величин, стоящих в правой части равенства (5.14), но зависит также
и от размеров самолета *4
Подъем и снижение дозвуковых самолетов ведутся, как правило,
при аэродинамическом качестве, которое мало отличается от крейсер-
ского. Поэтому для дозвуковых самолетов с достаточной точностью мож-
но Принимать /<ср^/<КГ)СЙС-
Возьмем частную производную KGP по Go и запишем ее в виде об-
ратной, ^интересующей нас, величины dGG/dKcv. В результате получим,
считая ^нз=const,
дО0
х„ = — =•
к дКср
£расч (Ср)ср dG0 ^пуст + <?п,н + Gc.iy«) I
Урейс [in (<7пуст 4- (7п.и + Ослуж + Он.з)]2 (СИуст 4- ^п.н + ^служ + GH,3)
Найдем теперь, ка
аэродинамического сог
случае, как нетрудно г
(Сзс> су, р, X) = const пр
Частная производи
При дозвуковой скоросп
Л0-=Л-А
где Gcp — средний за врс
Gcp О0 ~ GT расХ1
(Чф> сх)=const.
При этих условиях И ЧИС,!
дКср
а при числе М>1
дХу
^Аср
♦) Предполагается малое изменение всех величин, в том числе высоты полета.
В этом случае Уср = Урейс~ const. ,
**) Проявление «масштабного эффекта», если изменение Gq связано с изменением
размеров самолета.
Э2
* Для дозвуковых самолете
— 12,5 + 0,0331 Go0*344 и, следоват
ДЛЯ сДеРхзвУковЬ1Х (дКср/дСо),;
Здесь имеется в виду ср<
(с“0> Я) ~const в течение всего пс
40 ГО ВЕСА
И САМОЛЕТА
ество К, лобовое со-
нетный вес самолета,
-расч, ^п.н) = Const, а
о показать, что при
:т изменения высоты
= const, что означает
1Й в § 2 производной
баланса самолета в
отнесены к величине
Здесь (дДср/dGo) * выражает «масштабный эффект», когда вместе с
изменением веса самолета Go изменяются и его размеры [при условии
(ро, Ро) = const] Ч
В случае, когда размеры самолета не изменяются при изменении
аэродинамического качества, т. е. при условии (S, f*o)~const, производ-
ная (dKcp/dGo)* = O и
__ ^рейс 11п (Спуст + Сп.н + £Служ + &н з)]2 (Спуст + Gn.B + ССлуж + °н.э)
(«P)=pipac, -Д-(3'1,усг + ё„.„ + О„уж)
(5.16)
Если относительный вес расходуемого топлива Ст.расх^0>2, то с точ-
ностью ±2%
Трасч (гр )ср
V к
1 —рейс ср
1 ’^расч (Ср)ср
рейс-Дер
и формула для хк приводится к более простому виду
фодинамического ка-
асч (ср ^ср
рейс0 ср
е аэродинамического
——. (5.14)
GH.3)
олько явной функци-
1), но зависит также
гдутся, как правило,
ичается от крейсер-
чной точностью мож-
пишем ее в виде об-
результате получим,
Урейс (1 GnycT — Gn.H ^слУж бгн.з)2
хк —----------------------------------------------------------
1 Л^расч (Ср)ср & .7- .
GZiyCT 4" ^П.Н 4- б?служ)
(5.17)
Найдем теперь, как изменяется взлетный вес при изменении силы
аэродинамического сопротивления самолета Хо (при cv=0)**J. В этом
случае, как нетрудно показать, можно сохранить скорость полета, если
(сх, Су, р, X) = const при М<1, или (сх, су, р, Cy)=const при М>1.
Частная производная dGo/dXo выражается через хк:
да о __ да0 1 __ *к
д*о дКц, ’ (дХо/^ср) “ дХ0;дКСр
При дозвуковой скорости
А ср
где 6ср — средний за время полета вес самолета;
^ср Gq — От.расх»
(Чф, Сх)== const.
При этих условиях и числе М<1
' / 1
Жср с₽ I
\ 'ср
СХ
лХ^ф
к)
Айв + Сслуж + б?к.з)
(5.15)
i числе высоты полета.
Go связано с изменением
а при числе М> 1
^0 ___ __q I 1 I_______
<Жс₽ с₽ I х2 “Г с*
r X 'ср
(5.19>
(5.20)
* Для дозвуковых самолетов в приближенных расчетах можно принимать Д'ср =
= 12,54-0,0331 Go0,344 и, следовательно, (dKCp/<?Go)#=0,0114/Gol,6se, где Ga берется в кгс;
для сверхзвуковых (<ЗДср/дСо).~0,I73/Go ®. где Go в тс.
* * Здесь имеется в виду средняя за время полета сила Хо = cx0Sq л; (Х0)кр, так как.
(Схо, q)^const в течение всего полета.
при числе М>1
Подставляя в
ле М< 1
(5.18) dXJdKcp из (5.19) или (5.20), получим при чис
dG0
dXQ
Хк-
X —------------------------------
° Г I 1 1 Сх \
Gcp I _ 4- ]
(5-21)
В табл. 5.2 при
хк, х И хс ДЛЯ
Л(| х0
при числе М>1
(5.22)
Иногда более удобно определять изменение взлетного веса не в за-
висимости от изменения силы аэродинамического сопротивления Хо, а в
зависимости от изменения ее коэффициента сх0.
В этом случае, принимая, как и ранее, при числе М<1 (сх, cvp, Z) =
= const, а при числе М>1 (сх, сур, с* )= const, нетрудно получить
дКср
дс г
*0
При М<1 из уравнения поляры имеем
dG$ 3Gg
дсг дКср
Xtj
дКср
— хк- —-----
Л о
(5.23)
Значен
Назначение самолета
Для местных авиа-
линий
Для средней дальности
_1_,
лХЭф
Для большой дально-
сти
откуда VпсХэф (сх— сЖо).
Следовательно, при М<1
A'- —ЛХэф ( 1 -_SE2_\
^С₽ СХ У Сх V СХ J
По аналогии при М> 1
(5.24)
(5-25)
Учитывая, что при числе М<1
-- 1 1 / яХэф
Ктах 2 V сха
(здесь Ятах- исходное значение качества до изменения сх0, при котором
сх—Cxq—cXi = cxq), из (5.24) имеем
дХср 1 / л^эф ____ ^ttiax zr 2^\
дсхо V Сх~Сх0~~ сх
Соответственно и при М> 1 получаем
.?Кср =---—I/'''——= _^=“.. (5.27)
дсх. 2сх Г сх~сХа сх
Подставив в (5.23) 5КСр/5сх0 из (5.26) или (5.27) и обозначив
dOQldcxQ = хс , получим при числе М < 1
«Го
, =—^1/_^_=2Л5£^1 (528)
Сха 2сх У СХ сх0 Сх
Сверхзвуковые пасса-
жирские самолеты
Из сравнения зн
чение Хо на 1 кгс вле
тельно большее увели
какого-либо агрегата
молетов.
Следует заметит!
регата или узла связа
симость силы вредно]
ма v. Тогда формула .
регата примет вид .
v _ _~ dGo
° dG* dv
Аналогично могут
изменение веса и объе
гих аэродинамически
И T. д.).
§ 4. ОПРЕДЕ
ПО УДЕЛ1
Из всех характер?
ровании самолета пре,
ля, отнесенный к взле:
сурс и стоимость. Пол
часового расхода топл
сурс и стоимость двига
при числе М> 1
(5.20), получим при чис-
______; (5.21)
сх \
Я*3ф у
Хо
(5.29)
В табл, 5.2 приведены примерные расчетные значения производных
хЕ, х и хг для пассажирских самолетов.
Ло Я'с
(5.22)
ie взлетного веса не в за-
ого сопротивления Хо, а в
[ числе М<1 (сх, cvp, X.) =
, нетрудно получить
дКср
дс
Хо
(5.23)
Таблица 52
Значения производных взлетного веса *к,
Назначение самолета Производные взлетного веса Условие
(Ро> Л)> = const (S, Ро) = const
Для местных авиа- линий хк в кгс/ед. кач Хд. в кгс/кгс _ (300—700) 2,0-3,0 2—6 — (200—400) 1,3—1,8 1,2—4,0
Для средней дальности Vro-10'5 — (2500—3000) 11—12 25—30 — (1700—1900) 7—8 17—19
Для большой дально- сти — (14.1ОЗ—19.ЮЗ) 19—26 140—220 — (7-103—9.103) 11—13 80—110
Сверхзвуковые пасса- жирские самолеты £ * * о 1 сл — (6-104—7-104) 22—27 250—280 -(3-104—3,5-104> 10—11 120—130
(5.24)
(5.25)
изменения сх0, при котором
^тах
СХ
^тах
(5.26)
(5.27)
Из сравнения значений xg и x_y0 (табл. 5.1 и 5.2) видно, что увели-
чение Хо на 1 кгс влечет за собой при прочих равных условиях значи-
тельно большее увеличение взлетного веса Go, чем перетяжение на 1 кгс
какого-либо агрегата. Этот вывод особенно нагляден для тяжелых са-
молетов.
Следует заметить, что возможен случай, когда изменение веса аг-
регата или узла связано с изменением его объема, причем известна зави-
симость силы вредного аэродинамического сопротивления Хо от объе-
ма V. Тогда формула для определения xg с учетом изменения объема аг-
регата примет вид
____ дО0__ dGp dv_____ dG0 дХ0 dv ______ ДХ0 Av fR
'G~ dG* ~ dv * dG* ~ dXQ ’ dv ' dG* ~Х*о‘ ' I 4 /
Аналогично могут быть получены формулы для xg в случаях, когда
изменение веса и объема агрегата связано с изменением каких-либо дру-
гих аэродинамических характеристик (аэродинамического качества
ИТ. д.).
I (5.27) и обозначив
^к^тах
Сх
(5.28)
§ 4. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРОИЗВОДНЫХ ВЗЛЕТНОГО ВЕСА
ПО УДЕЛЬНОМУ ЧАСОВОМУ РАСХОДУ ТОПЛИВА
Из всех характеристик двигателя наибольший интерес при проекти-
ровании самолета представляют: удельный вес двигателя (вес двигате-
ля, отнесенный к взлетной тяге), удельный часовой расход топлива, ре-
сурс и стоимость. Полагая, что вес двигателя не зависит от удельного
часового расхода топлива, можно найти dGo/dGflB по формуле (5.7). Ре-
сурс и стоимость двигателя влияют на экономику, но не влияют на взлет-
95
ный вес самолета, поэтому рассмотрим влияние только удельного часо
вого расхода топлива на взлетный вес самолета.
Из формулы (5.14) следует, что
_!^л1п(опус1_ио„.1,+оадж+о«.э), (5.31)
^расч
где (Ср)ср и /<ср— средние за время полета потребные значения
удельного часового расхода топлива и аэродинамического качества.
Принимаем, что
(•£расч.
Если при вариации (ср)ср,
1______ж
ВИЯ (ро, Ро) — const, то Хер
кого эффекта».
Продифференцируем (5.31)
L Gn.H> Е^рейс» Он.з) — COnst.
сел; при кроме изменения взлетного веса, должны
изменяться также и размеры самолета, например при наложении усло-
= Кер (Go) в результате проявления «масштаб-
но Go
д _ _ -
а (Ср)ер УреарКср сЮр (Опуст + Сп.» + Сс.уж)
dGQ L ^расч (Gnycr + Gn.K + Ослуж + <?н.з)
+ ^p!t/a^ep\ In(Giiyci+G„.,+Oc.yx+O..,) •
•^расч \ uGq j *
_ (Ср)ср
Так как нас интересует не --------, а обратная величина, то из пре-
зло ,
дыдущего имеем
д
- К лг (Guycr + Сп-н + Сслуж)
__ oGq_________v реисЛср dGp________________________
₽ д(Ср)ср _ ^расч (Опуст + GIbH + Сслуж + Gh.s)
4"~~ ( '~ln (Gnyci-f- GtI.H фСслуж -4~Gh.s) - (5.32)
брасч \ oGq J *
(дКц \ ,
Приближенное определение производной —— (учет «масштаб-
V dGo / *
кого эффекта») дано выше, в § 3.
Если с изменением ср размеры самолета остаются постоянными, на-
/ <Жср \
пример при (5, Ро)= const, то( - =0 и формула (5.32) упрощается:
' vGq /*
dGn ^-расч ^пгет 4* Gn.H + б?служ + Он 3
v.c —----— =--------------------;---------------------- . (5.33)
₽ д (Ср)ср Трейдер д ~ .
&G (Gjiycr 4* Gn н -f- Ослуж)
Типичные значения \ для гражданских самолетов даны в табл. 5.3,
[КГС 1
ед - ср J
Из табл. 5.3 видно, что при (ро; Ро) = const величина больше, чем
при (5, Ро) = const. Причина этого та же, что и причина различия xG при
указанных ограничениях (см. § 2).
96
Значе
Назначение са\олета
Для местных авиа-
линий
Для средней дальности
Для большой дально-
сти
Сверхзвуковые пасса-
жирские самолеты
В заключение сдел<
1. Имея различные
лить новое значение вз/
где А/ — приращение ка
2. Всем производи
знака изменения cooti
знаку At).
3. Кроме рассмотр(
гут быть аналогичным
конструктора произвол!
4. Производные вз.
обратной связи, так ка
связь частных изменен]
взлетного веса, являюн
нии летных данных (Lp
ВЫБОР О
И OCHOBF
СХЕМА САЛ
Схема самолета он
личеством основных ai
и двигателей.
По количеству arpi
ноплан (рис. 6.1, а, б);
с одной или двумя по
оперения (рис. 6.1, д);
ны схемы самолетов бе
* При скоростях, С00Т1
щим свойствам. При малых
альных двигателей.
4—1062
Таблица 5 3
Значения производных взлетного веса
Условие
Назначение самолета
(Ро. Ро) = const
(S, Pq)~ const
Для местных авиа-
линий
Для средней дальности
Для большой дально-
сти
Сверхзвуковые пасса-
жирские самолеты
= 2—8
14—20
110—190
250—300
= 1,5—5 Г • ЮЗ 1
L ед. ср J
9—12
60—90
140—150
В заключение сделаем несколько итоговых замечаний.
1. Имея различные производные взлетного веса xi( можно опреде-
лить новое значение взлетного веса по формуле
((J'o)hob = (Oq)hcx Т (Х/Д^),
где Ai — приращение какой-либо из характеристик.
2. Всем производным взлетного веса свойственна независимость от
знака изменения соответствующих характеристик (инвариантность к
знаку Ai).
3. Кроме рассмотренных основных производных взлетного веса, мо-
гут быть аналогичным образом получены и все другие интересующие
конструктора производные в каждом конкретном случае.
4. Производные взлетного веса являются по существу выражением
обратной связи, так как они дают возможность осуществить взаимо-
связь частных изменений характеристик частей самолета с изменением
взлетного веса, являющегося критерием оценки самолета при сохране-
нии летных данных (ЬраСч. Укрейс) и полезной нагрузки.
Раздел II
ВЫБОР СХЕМЫ, СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ
И ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
Глава VI
СХЕМА САМОЛЕТА. АНАЛИЗ И ВЫБОР СХЕМЫ
Схема самолета определяется взаимным положением, формой и ко-
личеством основных агрегатов самолета — крыла, фюзеляжа, оперения
и двигателей.
По количеству агрегатов различают следующие схемы: биплан и мо-
ноплан (рис. 6.1, а, б); с одним или двумя фюзеляжами (рис. 6.1, в, а);
с одной или двумя поверхностями горизонтального или вертикального
оперения (рис. 6.1, д); с одним или несколькими двигателями. Возмож-
ны схемы самолетов без крыла («летающий фюзеляж») ♦, без фюзеляжа
* При скоростях, соответствующих М^5, фюзеляж мало уступает крылу по несу-
щим свойствам. При малых скоростях подъемная сила может создаваться тягой специ-
альных двигателей.
4—1062
97
ременной по рази
особенность схем!
ляжа по высоте (]
Наиболее ван
плуатационным ха
и горизонтальной:
или классическая
«утка» (рис. 6.1, х
положение двигате
(«летающее крыло»), а также без горизонтального оперения («бесхвост-
ка»). Эти схемы даны на рис. 6.1, е, ж, о, /г, ф.
Форма агрегатов может изменяться в полете (трансформируемые
схемы, рис. 6.1, з, и, к).
Попутно заметим, что самолет, спроектированный по схеме «бес-
хвостка», впервые в мире был создан в нашей стране (самолет БИЧ-3,
1926 г., конструктор Черановский Б. И.).
Характерный признак схемы создается формой крыла в плане — са-
молеты с прямым, стреловидным, треугольным крыльями, с крылом пе-
Рис.
Gv=44(
“450 I
Чем же объяс
в многообразии т*(
сложностей их удо
конструктора наи.
требованиям при j
ники
Это стремлени
себя на практике,
симметричного саь
Германии в 1938 г.
Интересной в
обзор летчика на с
Из всего мног
лета, рассмотрим ;
— анализ и bi
— анализ и bi
* Роль горизонта
ке крыла.
ременной по размаху стреловидности (рис. 6.1, л — п). Отличительную
особенность схемы создает и расположение крыла относительно фюзе-
ляжа по высоте (рис. 6.1, р, с, г) —низкоплан, среднеплан, высокоплан.
Наиболее важные различия по аэродинамическим, весовым и экс-
плуатационным характеристикам создает взаимное расположение крыла
и горизонтального оперения по длине фюзеляжа — схемы нормальная,
или классическая (рис. 6.1, у), «бесхвостка» (рис. 6.1, ф) * и схема
«утка» (рис. 6.1, х). Не менее важным признаком схемы является и рас-
положение двигателей на самолете (см. § 4).
Рис. 6.2. Несимметричный самолет BV-14I фирмы
Блом и Фосс. Основные данные:
Go-4400 кгс; G„yCT «2670 кгс, 3=53,1 м’; 1=17,46 м; VroaXe
=450 км/ч; VKpei-fC->350 км/ч, мотор BMW-801, Wo=16OO л. с.
Чем же объяснить такое многообразие схем? Основная причина —
в многообразии требований к самолетам, в непрерывном развитии воз-
можностей их удовлетворения. Каждая из схем отражает стремление
конструктора наилучшим образом удовлетворить тактико-техническим
требованиям при данном состоянии развития авиационной науки н тех-
ники.
Это стремление приводит иногда и к решениям, не оправдывающим
себя на практике. Примером такого решения может служить схема не-
симметричного самолета BV-141 (фирма Блом и Фосс), построенного в
Германии в 1938 г. (рис. 6.2).
Интересной в этой схеме представляется идея радикально улучшить
обзор летчика на одномоторном самолете-разведчике.
Из всего многообразия вопросов, связанных с выбором схемы само-
лета, рассмотрим далее следующие наиболее важные и актуальные:
— анализ и выбор схемы сверхзвуковых самолетов;
— анализ и выбор схемы дозвуковых самолетов;
* Роль горизонтального оперения здесь выполняют элевоны на задней кром-
ке крыла,
4* 99
и относя величины
— схема самолета с крылом изменяемой в полете стреловидности;
— расположение двигателей на самолете.
Постановка задачи о выборе схемы и параметров самолета рассмот-
рена в § 1 гл. III. Напомним лишь, что при заданных тактико-техничес-
ких требованиях и других ограничениях, накладываемых нормами проч-
ности, жесткости и эксплуатации, необходимо среди всего многообразия
схем и параметров самолета выбрать такие, которые приводили бы к
экстремальному значению критерия оценки самолета. В качестве крите-
рия оценки принимаются: экономичность эксплуатации (гражданские
самолеты), боевая эффективность или стоимость выполнения операции.
Приближенным критерием является величина взлетного веса. Наилуч-
шая схема самолета любого назначения в первом приближении соответ-
ствует минимуму взлетного веса * при всех заданных ограничениях [4,25].
Среди множества схем вначале отбираются (на основе предвари-
тельных расчетов и опыта) несколько наиболее интересных, конкурирую-
щих. Затем они подробно исследуются количественно (по критерию
оценки) и качественно (по признакам, не вошедшим в алгоритм оптими-
зации) .
§ 1. АНАЛИЗ И ВЫБОР СХЕМЫ СВЕРХЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ
Рассмотрим неманевренные самолеты дальнего действия
с фиксированным крылом**, а также самолеты маневренного
класса. Будем считать, что самолеты имеют обычный взлет с разбегом
и посадку с пробегом ***.
При выборе схемы неманевренного самолета дальнего действия
большое внимание уделяется величине максимального аэродинамическо-
го качества /Стах в крейсерском полете, так как от него непосредственно
зависит либо дальность полета при известном относительном весе топли-
ва (GT = const), либо величины GT и Go при L=const.
Максимальное аэродинамическое качество можно увеличить, напри-
мер, за счет уменьшения миделей ненесущих частей, уменьшения омы-
ваемой поверхности самолета, а также путем снижения так называемого
балансировочного сопротивления. Первые два способа не требуют спе-
циальных пояснений. Остановимся более подробно на зависимости аэро-
динамического качества от балансировочного сопротивления, которое
существенно зависит от схемы самолета.
Рассмотрим классическую (нормальную) схему и схему «утка».
Из условия балансировки самолета получим:
— для классической схемы (рис. 6.3, а)
Уг.р ХЛ ХТ t
Ккр Хг. о Хт
— для схемы «утка» (рис. 6.3, б)
Кг.0 _ -Уд — -Ут
Ккр -У г. о + хт
Полагая, что хд—хт = Дх,
хг0 — xT = LT0 (для классической схемы);
Яг.о+^т = LTо (для схемы «утка»),
* При более подробном сравнении следует учитывать также влияние схемы на
технологичность и ремонтопригодность конструкции, удобство эксплуатации и комфорт
экипажа и пассажиров.
* * Схема самолета с изменяемой стреловидностью крыла рассмотрена в § 3
дайной главы.
* ** Схемы С ВВП и СУВП рассмотрены в гл. X, схемы воздушно космических са-
молетов — в гл, XI.
100
На сверхзвуко
значительно перем
^го/Ккр может дос
0,03—0,05). Отсюдг
мах приводит к су
с подъемной силой
Рис. 63. 1
скок (
Полное лобовое
равно
Разделив обе части
=гаг.о],
получим
или, так как для ю
" УТКа СУ ~ СУкр сут
£^ = 1
где £>0=1/4
Из рис. 6.3 следует
(с*Кр~сяг.о'
• стреловидности;
амолета рассмот-
гактико-техничес-
IX нормами проч-
его многообразия
приводили бы к
3 качестве крите-
4И (гражданские
лнения операции,
то веса. Наилуч-
лижении соответ-
ранимениях [4, 25].
основе предвари-
ных, конкурируго-
во (по критерию
алгоритм оптими-
и относя величины Дх и Лг.() к £>оах, получим
Гг.р Дх
Дг.о
На сверхзвуковых скоростях, как известно, центр давления крыла
значительно перемещается назад и Дх увеличивается, а отношение
Уг.0/Укр может достигать величины 0,15—0,20 (на дозвуковом режиме
0,03—0,05). Отсюда следует, что балансировка на сверхзвуковых режи-
мах приводит к существенному увеличению сопротивления, связанного
с подъемной силой горизонтального оперения.
САМОЛЕТОВ
дальнего действия
маневренного
взлет с разбегом
альнего действия
аэродинамическо-
э непосредственно
льном весе топли-
увеличить, напри-
уменьшения омы-
I так называемого
I не требуют спе-
зависимости аэро-
гивления, которое
схему «утка».
Рис, 6.3. Продольная балансировка самолетов классиче-
ской (нормальной) схемы (а) и схемы «утка» (б):
F — фокус самолета
Полное лобовое сопротивление самолета с учетом балансировки
равно
Х=А"о 4 А"{. к'4- Абал = А\)+А\.! р4~ А'/г о-
Разделив обе части уравнения на qS [считаем, что qK-p = qr.o и (cj)hp =
=(c;)r.oL
получим
сх=Сх0 + , р + Схвал—СХо 4- сх. КР 4- cXi Г Sr 0,
или, так как для классической схемы су— ct. 4' сУг а^г.о> а для схе*мы
„утка* су=^Сук^ — Суг 0Д'г.о, т0 соответственно
СХ = С*о + ^0 (СУкр "Ь С%о*^г-о)2 ^0С//г.о^Г О5 (6’1)
сл— сХо 4- DQ(CyKp— о5г о)2 4 Doryr oSr 0, (6.1')
же влияние схемы на
плуатации и комфорт
рассмотрена в § 3
ушно космических са-
где Z90= 1/су.
Из рис. 6.3 следует, что
(сдкр-Ьгдг.0^г.0)Д^=Сг/г 0Тг.о5го-для классической схемы;
(c^-cyr.0^)^^Cyr lr.0Sr.0-AJifi схемы „утка".
101
Из этих выражений получим
С11 &Х
»кр
Sr.O (^Г.О “F Дл’)
Для классической схемы в знаменателе берется минус, для схемы
в (6.1) и (6.17). После преобразования
«утка» — плюс.
Подставим значение с,
получим для классической схемы
'ос#кр
1
Дх2
(Гг.0-д7)2
1
S,
2Дх
Z-r.O
(6.2)
Чем больше за
ные потери аэро
хр~ хт = (Дл ± 0
вует нормальной сх
Для обеспечен
ковом режиме вел
сверхзвуковых реж
дольная статическа
принять специальш
мальной схемы. Са
для схемы «утка»
I
2Дх
Дх2
(1Г.О + д*)2
Таким образом, Сд.=с л-0 ф/?о бал-с2 кр,
где РобаЛ=(1+«)£>0’
причем со — коэффициент, учитывающий влияние балансировки
противление самолета.
Для классической схемы
&х2
ш — ——-----——
(£г.о —Дх)2
Sp. О
+ Дх J
(6.20
на со-
1
&Х
Т.0
(6.3)
для схемы «утка»
_ Д*2
(£г.о + Дх)2
^Максимальное аэродинамическое качество самолета, как известно,
равно
(В —
1 -Ь тг-^-2
Sf-O ' ^Г.О Т
(6.30
/Стах —
1_____
сх0£)о
С учетом балансировочного сопротивления
A. max “ 2
1
CXDQ бВл
или
/Стах—
1
Приведенные выше формулы позволяют сделать вывод о значи
тельном влиянии величины со на аэродинамику самолета. Чем больше со,
тем больше балансировочное сопротивление и тем больше потеря аэро-
динамического качества.
При анализе балансировочного сопротивления удобно использовать
понятие фокуса самолета. Как известно, xF — хт= — т^, где —
производная коэффициента продольного момента самолета по су (запас
продольной статической устойчивости);
Xr=Xf!bcKx’t xT=xJbcky.
О 1
Рис. 6.4. Изменение с
ной статической устс
лета нормальной схем
ка» (крыло п
ложение по наибол]
М>1 (рис. 6.4). Дл
поверхность хорд i$
xi. ~0,5. Таким обра
—— 0,15, если
Z
Влияние тсУ на
чество Kmax = Kma
рис. 6.5. Эти графи]
самолетов нормальн
сической схемы (с л
ного аэродинамичеа
Это обстоятельс
лесообразности при!
тов (например, самс
ЧТО потери Атах ОТ
даже ликвидирован
ющие конструктивы!
1) «плавающее)
рение в носовой час
102
г, для схемы
^образования
—(6.2)
Дх
Чем больше запас устойчивости тем больше и балансировоч-
ные потери аэродинамического качества, так как увеличивается
Xf — хт~(дх ± -$г.<Лго)~—5=— (здесь в скобках знак плюс соответст-
1 + 5Г.О
вует нормальной схеме, а минус — схеме «утка»).
Для обеспечения устойчивости сверхзвукового самолета на дозву-
ковом режиме величину тсс выбирают в пределах 0,02—0,05, но на
сверхзвуковых режимах вследствие передвижения фокуса назад про-
дольная статическая устойчивость значительно увеличивается (если не
принять специальных мер, указанных ниже), особенно на самолете нор-
мальной схемы. Самолет «бесхвостка» занимает некоторое среднее по-
— (6.2')
Дх
ировки на со-
(6-3)
(б.зз
как известно,
Рис. 6.5. Зависимость относительного
аэродинамического качества от степе-
ни продольной статической устойчи-
вости (крыло плоское):
вывод о значи-
Чем больше со,
ie потеря аэро-
ю использовать
где теу —
та по су (запас
Рис. 6.4. Изменение степени продоль-
ной статической устойчивости само-
лета нормальной схемы и схемы «ут-
ка» (крыло плоское)
ш<ал. — \ **1алг г it
, т у "• и
ложение по наибольшему сдвигу фокуса назад при переходе от М<1 к
М>1 (рис. 6.4). Для самолета этой схемы с плоским крылом (плоская
поверхность хорд крыла) Уд--0,35 и хт~0,3 при М<1, а при М>1
tf~0,5. Таким образом, «бесхвостка» с плоским крылом имеет при Л1 1
тсу~ — 0,15, если У?=0,30.
Влияние на относительное максимальное аэродинамическое ка-
чество /Стах — /Стах J(Kmах) —0 самолетов двух схем показано на
рис. 6.5. Эти графики построены при типичных значениях Лг.о и 5,. о
самолетов нормальной схемы и схемы «утка». Видно, что самолет клас-
сической схемы (с плоским крылом) имеет большие потери максималь-
ного аэродинамического качества, чем самолет схемы «утка».
Это обстоятельство и привело в недалеком прошлом к мысли о це-
лесообразности применения схемы «утка» для тяжелых дальних самоле-
тов (например, самолет ХВ-70 «Валькирия», США). Затем выяснилось,
что потери Кщах от балансировки можно существенно уменьшить или
даже ликвидировать для рассматриваемых схем, если применить следу-
ющие конструктивные решения:
1) «плавающее» или убирающееся при М<1 горизонтальное опе-
рение в носовой части самолета. При дозвуковой скорости это оперение
103
либо убирается в фюзеляж, либо, как флюгер, устанавливается под ну-
левым или некоторым постоянным положительным углом атаки и не
влияет, таким образом, на положение фокуса самолета. Самолет схемы
«утка», например, с таким оперением при М<1 и аго = 0° (Уг.о=0) яв-
ляется, по существу, «бесхвосткой». На сверхзвуковой скорости оперение
защемляется на определенном_угле атаки и смещает фокус самолета
вперед на величину A.fj?= Sr.oLr.o (здесь 5Г.О и £г.о относятся к опере-
нию—дестабилизатору). В этом случае т z при М<1 и при Л4^>1 мо-
жет иметь одинаковые значения порядка 0,03—0,05, что и требуется
(рис. 6.6);
расстояние от цент
части крыла (по о»
Все рассмотре
статической устой1
ны на ограничении
личения (создания
или с помощью ул
бов, можно испол
дыдущих, приведе)
Рис. 6.6. Применение плавающего горизонтального опере-
Носок-
Рис. 6 8. Влияние
мяльное аэрод’
(сечения 1—4 и «бо
вид
вид б
Ворт фюзеляж
ния на самолете схемы «утка»
2) корневые наплывы на крыле (рис. 6.7) перед центром тяжести
самолета. При М>1 эффективность наплывов за счет роста(с£ На»л) уве-
личивается. Поэтому с увеличением числа М полета фокус самолета
перемещается вперед и при расчетном числе М степень продольной ста-
тической устойчивости уменьшается до приемлемых размеров;
3) деформация срединной поверхности крыла (поверхности хорд).
Крыло как бы настраивается на основной режим (су, М) полета, при
котором потери на балансировку сведены до минимума (рис. 6.8);
4) отклоняемые при М^>1 концы стреловидного или треугольного
крыла; концы крыла превращаются в дополнительные кили и не участ-
вуют в создании подъемной силы. Фокус самолета при этой операции
сдвигается вперед на величину Ал>=АкЬк, где — отношение площади
отклоняемой части крыла к полной площади крыла; Lk=Lk/^cax; Lk —
5) сдвижение
ем фокуса) путем
сировочный бак. ;
речисленными вы
ток его состоит в
быстрой перека»
требуются весы
(обычно — нескол
киловатт) и тяж'
а также топливоп
шой производит?
да после перека
назад необходим
уменьшить скорое
М<1, приходите
аварийный слив 1
топлива во изб
дольной неустой1
лета в дозвуковс
Изложенные
шить проблему аа
схем «утка» и «б
ной схемы —- мене
назад.
Рассмотрим •
летов («утка», «б
По безопасн)
молетам других с
од ну-
я и не
схемы
0) яв-
ерение
иолета
опере-
>1 мо-
буется
расстояние от центра тяжести самолета до центра давления отклоняемой
части крыла (по оси самолета).
Все рассмотренные выше способы уменьшения степени продольной
статической устойчивости самолета при сверхзвуковой скорости основа-
ны на ограничении сдвижения фокуса с помощью дополнительного уве-
личения (создания) подъемной силы перед центром тяжести самолета
или с помощью уменьшения ее за центром тяжести. Кроме этих спосо-
бов, можно использовать еще один, принципиально отличный от пре-
дыдущих, приведенный в п. 5;
<1
Вид едоку
Рис. 6 8. Влияние деформации крыла самолета схемы «бесхвостка» на макси-
мальное аэродинамическое качество сверхзвукового самолета при М=2
(сечения 1—4 и «борт фюзеляжа» при виде сбоку представляют собой средние линии
соответствующих профилей крыла)
неустойчивость)
7 2 М
6.9. Сдвижение центра тяжести
тяжести
аил) уве-
амолета
ной ста-
и хорд),
ета, при
.8);
гол ьн ого
ie участ-
шерации
площади
их; LK —
5) сдвижение назад центра тяжести самолета (вслед за сдвижени-
ем фокуса) путем перекачки топлива из передних баков в задний балан-
сировочный бак. Это решение используется обычно в комбинации с пе-
речисленными выше. Недоста-
ток его состоит в том, что для xF
быстрой перекачки топлива
требуются весьма мощные
(обычно — несколько десятков
киловатт) и тяжелые насосы,
а также топливопроводы боль-
шой производительности. Ког-
да после перекачки топлива
назад необходимо экстренно
уменьшить скорость полета до
М<1, приходится применять
аварийный слив перекаченного Р1
г лета назад
топлива во избежание про-
дольной неустойчивости само-
лета в дозвуковой зоне (рис. 6.9).
Изложенные способы позволяют в большей или меньшей степени ре-
шить проблему аэродинамического качества с учетом балансировки. Для
схем «утка» и «бесхвостка» она решается более успешно, для нормаль-
ной схемы — менее успешно в связи с большим сдвигом фокуса самолета
назад.
Рассмотрим теперь три схемы неманевренных сверхзвуковых само-
летов («утка», «бесхвостка» и нормальную) с других точек зрения.
По безопасности эксплуатации самолет схемы «утка» уступает са-
молетам других схем. Причины этого следующие.
105
1. Из условия (A?z)6e3ro = (Af2)ri0 для схемы «утка» имеем:
если — тсу t-Sr.o)s^r.Oj т0 с с _
‘ l-(S„o)2 г” №
При типичных значениях 5Г.О0,15, Аг.о <С 2 имеем сУг ci/fесли
— 0,046. Обычно в схеме «утка» при М<П — >0,046. По-
этому потеря подъемной силы при больших углах атаки наступает,
как правило, сначала на оперении (cf/j о > с^(р). В этом случае Fhp < G
(при равновесии Укр==6 — Кг.о) и самолет схемы «утка» вместе с клев-
ком (момент У’ьр на пикирование относительно ц. т. самолета, см.
рис. 6.3) теряет высоту (проседает).
2. Штопорные свойства самолета схемы «утка» хуже, чем самолетов
других схем.
3. Самолет схемы «утка» обладает недостаточной динамической ус-
тойчивостью (трудно гасить короткопериодические колебания).
Казалось бы, что площадь крыла на таком самолете можно выбрать
меньшую, чем на самолетах других схем, так как горизонтальное опере-
ние создает положительную подъемную силу. Однако и этого преиму-
щества самолет схемы «утка» лишен. Дело в том, что возможность ме-
ханизации крыла здесь ограничена условием балансировки и срыва
потока с оперения. К тому же подъемная сила крыла вследствие скоса
потока от оперения уменьшается на 10—15%. Поэтому приемлемые
взлетно-посадочные характеристики самолета схемы «утка» достигают-
ся увеличением площади крыла *. Во всяком случае выигрыша площади
и веса крыла по сравнению с нормальной схемой эта схема не дает.
Самолет «бесхвостка» (а также «летающее крыло») имеет следую-
щие преимущества:
— меньше потери аэродинамического качества от балансировки при
М>1,2, чем у самолета нормальной схемы;
— меньшая стоимость конструкции (на 10—15%) за счет отсутст-
вия горизонтального оперения как самостоятельного агрегата.
Следует отметить, что вообще горизонтальное оперение необходимо
неманевренному сверхзвуковому самолету главным образом при боль-
ших углах атаки (взлет, посадка, выход из срыва и т. п.). В крейсерском
же полете функции горизонтального оперения с успехом могут выпол-
нить закрылки (на схеме «бесхвостка» — элевоны).
Однако при взлете и посадке самолет схемы «бесхвостка» уступает
самолету нормальной схемы, так как крыло бесхвостого самолета не
допускает механизации**. Для улучшения взлетно-посадочных характе-
ристик самолета схемы «бесхвостка» (£разс, Ьпроб, V0Tp, ЕПОс) приходит-
ся увеличивать площадь крыла (из-за малых значений су, рис. 6.10).
Некоторого положительного эффекта можно добиться, если на са-
молете схемы «бесхвостка» применить выдвигаемое в носовой части при
взлете и посадке небольшое крыло (так называемое «перо», рис. 6.1, к).
Площадь его обычно не превышает 1,5—2% от площади крыла.
При выборе схемы сверхзвукового неманевренного самолета важное
значение приобретает сумма веса крыла, фюзеляжа, оперения и топлива.
На самолете нормальной схемы можно получить выигрыш в весе крыла
за счет меньшей его площади (если допускает объем для размещения
топлива), но в то же время можно проиграть в весе фюзеляжа и топли-
ва (уменьшается аэ[
лансировку), а такж<
На самолете «бе
лива и фюзеляжа (о'
го оперения), но ббл1
В каждом KOHKpi
стороне нормальной
зависит от конкретнь
та, длины ВПП и т.
по этому вопросу не
но лишь, что схема
оправдала тех надеж
Ограничение по ёыа
по касанию хват
СУ
0,8
0,4
0
Угол атаки л
Рис. 6. Ю. Коэффициент
при взлете (без учета
* Возможна также «супермеханизация» горизонтального оперения (УПС). Однако
при этом возрастает скос за оперением, падает Укр, возникает проблема устойчивости
потока на входе в двигатели и др.
** Для продольной балансировки самолета элевоны приходится отклонять вверх,
в сторону, противоположную отклонению закрылков.
106
При выборе пол
на сверхзвуковом не
коплан имеет ряд koi
ред высокопланом:
— удобнее креш
— увеличиваете;
более эффективного i
— обеспечиваете
Если условия за
диктуют однозначно
ся к схеме низкоплаг
Схо сверхзвукового са
Сео высокоплана.
Маневренньп
влетворять следующ;
— максимальна;
на и необходимой eej
- механизация
ния быстрого разворс
— величина ско]
должна требовать сл1
При выборе cxei
учитывать эти требоЕ
Для сравнения
(рис. 6.11) при след
* Здесь рассматривг
ванной геометрией крыла.
ва (уменьшается аэродинамическое качество вследствие потерь на ба-
лансировку), а также в весе оперения.
На самолете «бесхвостка», наоборот, получается меньший вес топ-
лива и фюзеляжа (отсутствуют нагрузки на фюзеляж от горизонтально-
го оперения), но больший вес крыла.
В каждом конкретном случае баланс этих весов может быть либо на
стороне нормальной схемы, либо на стороне схемы «бесхвостка». Все
зависит от конкретных ограничений; величин дальности и числа М поле-
та, длины ВПП и т. п. Дать какие-либо окончательные рекомендации
по этому вопросу не представляется возможным. В настоящее время яс-
но лишь, что схема «утка» на самолетах рассматриваемого класса не
оправдала тех надежд, которые на нее возлагались.
Угол атаки крьла
Рис. 6.10. Коэффициент подъемной силы
при взлете (без учета влияния земли)
Рис. 6.11. Типовые схемы маневренных
сверхзвуковых самолетов (к табл. 6.1)
При выборе положения крыла относительно фюзеляжа по высоте
на сверхзвуковом неманевренном самолете следует учитывать, что низ-
коплан имеет ряд конструктивных и эксплуатационных преимуществ пе-
ред высокопланом:
— удобнее крепить и убирать шасси;
— увеличивается коэффициент cv при взлете и посадке в результате
более эффективного влияния земли (Лсу «0,1);
— обеспечивается плавучесть при аварийной посадке на воду.
Если условия загрузки и выгрузки (сброса) целевой нагрузки не
диктуют однозначно высокое расположение крыла, то следует стремить-
ся к схеме низкоплана или полунизкоплана тем более, что коэффициент
G.o сверхзвукового самолета — низкоплана практически не отличается от
сг0 высокоплана.
Маневренные сверхзвуковые самолеты* должны удо-
влетворять следующим основным требованиям:
— максимальная избыточная тяга для обеспечения быстрого разго-
на и необходимой вертикальной скорости;
— механизация крыла во всем диапазоне скоростей для обеспече-
ния быстрого разворота и изменения высоты;
— величина скорости захода на посадку при плохой видимости не
должна требовать слишком высокой квалификации летчиков.
При выборе схемы маневренных сверхзвуковых самолетов следует
учитывать эти требования.
Для сравнения возьмем две схемы — нормальную и «бесхвостку»
(рис. 6.11) при следующих исходных данных: расчетное число М = 2,2;
* Здесь рассматриваются самолеты с обычным взлетом и посадкой и фиксиро-
ванной геометрией крыла.
107
радиус действия 550 км; длина разбега — не более 750 м; скорость захо-
да на посадку не более 280 км/ч; экипаж 1 чел.; целевая нагрузка
1500 кгс; силовая установка — один ТРД.
Результаты сравнения даны в табл. 6.1. Из табл. 6.1 видно преиму-
щество нормальной схемы по взлетному весу (в основном, за счет
меньшей площади крыла). Это преимущество достигнуто в результате
того, что крыло самолета нормальной схемы допускает мощную механи-
зацию (например, двухщелевые выдвижные закрылки и отклоняемый
носок), тогда как крыло «бесхвостки» не допускает механизацию.
Нормальная схем
временем и практикой
Основные причин!
ли связаны с недоста1
мощностью или огран
лета на таких самолет
меньше (из-за увелич
ной схемы.
Рассмотрим след!
а) схемы, создав
(см. рис. 6.1, с, ?j;
Таблица 6.1
Параметр /?о/^удоп. характеризующий радиус разворота (здесь
Су доп — допустимый из условия сваливания или бафтинга коэффициент
подъемной силы), практически одинаков по величине для обеих схем.
Характерный параметр разгона — перегрузка пх~----------больше у
G
нормальной схемы за счет меньшей площади крыла. Расчеты показыва-
ют, что время набора высоты с одновременным разгоном до МраСч (Н=
= 15 км; Мрасч=2,2) самолет «бесхвостка» имеет на 25% больше, чем
самолет нормальной схемы.
Из-за сравнительно небольшой нагрузки на м2 крыла самолет «бес-
хвостка» более чувствителен к вертикальным порывам воздуха (больше
перегрузки nv от порывов, чем у самолета нормальной схемы), что за-
трудняет пилотирование, утомляет летчика и уменьшает ресурс конст-
рукции (особенно при полете на малых высотах).
Преимущество схемы «бесхвостка» — несколько меньшая длина раз-
бега * —не может изменить преимущества нормальной схемы.
Следует подчеркнуть, что полученные выводы не являются следстви-
ем принятых исходных данных, скорее они отражают органический не-
достаток «бесхвостки» — нерешенную проблему механизации крыла.
Выводы являются достаточно общими для принятой постановки задачи
о сравнении самолетов различных схем при одинаковой степени безопас-
ности эксплуатации, определяемой в значительной мере скоростью захо-
да на посадку.
Рис. 6.12. Поляры сал
личном положении кры
зеляж
§ 2. АНАЛИЗ И ВЫБОР СХЕМЫ ДОЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ
За время существования авиации известно немало попыток приме-
нить схемы «бесхвостка» и «утка» для дозвуковых самолетов [24]. Одна-
ко эти попытки, как правило, заканчивались опытными экземплярами
или малыми сериями самолетов.
б) схема с приь
однобалочного (см.
К преимуществ;
сятся:
— уменьшение
ции, особенно для к]
— уменьшение'
эксплуатационных х
— хороший об;
— снижение ве
ных на крыле, в рез
и посадке (рис. 6.13
Для уменьшен!
устанавливают зал
плана с круглым ф
прочих равных усл
и на среднеплане з;
Несмотря на а
ния крыла, такая
вых самолетов по
Дит в зоне пилотск;
* При данной постановке задачи, где V3ax=const.
Схемы размещу
108
Нормальная схема дозвуковых самолетов выдержала испытание
временем и практикой и теперь является классической.
Основные причины неудач самолетов схем «бесхвостка» и «утка» бы-
ли связаны с недостаточной устойчивостью и управляемостью, с невоз-
можностью или ограниченностью механизации крыла. Безопасность по-
лета на таких самолетах была хуже, а лобовое сопротивление и вес — не
меньше (из-за увеличения площади крыла), чем у самолетов нормаль-
ной схемы.
Рассмотрим следующие разновидности нормальных схем:
а) схемы, создаваемые расположением крыла по высоте фюзеляжа
(см. рис. 6.1, р, г, т);
Рис, 6.12. Поляры самолетов при раз- Рис. 6.13. Процент досрочно сня-
личном положении крыла по высоте фю- тых двигателей (ТРД) в зависи-
зеляжа мости от расстояния их до ВПП.
б) схема с применением двухбалочного фюзеляжа вместо обычного
однобалочного (см. рис. 6.15) ♦.
К преимуществам схемы с высоким расположением крыла отно-
сятся:
— уменьшение аэродинамического сопротивления от интерферен-
ции, особенно для круглого фюзеляжа (рис. 6.12);
— уменьшение расстояния от фюзеляжа до земли, что создает ряд
эксплуатационных удобств;
— хороший обзор земли из пассажирской кабины;
— снижение вероятности выхода из строя двигателей, расположен-
ных на крыле, в результате попадания твердых частиц с ВПП при взлете
и посадке (рис. 6.13).
Для уменьшения вредной интерференции крыла и фюзеляжа обычно
устанавливают зализы. И все же аэродинамическое качество высоко-
плана с круглым фюзеляжем на 4—5% больше, чем у низкоплана (при
прочих равных условиях). В случае прямоугольного сечения фюзеляжа
и на среднеплане зализы можно не устанавливать.
Несмотря на аэродинамические преимущества среднего расположе-
ния крыла, такая схема редко применяется для современных дозвуко-
вых самолетов по компоновочным соображениям: крыло обычно прохо-
дит в зоне пилотской, пассажирской или грузовой кабины.
Схемы размещения двигателей нэ дозвуковых самолетах рассмотрены в § 4.
109
На военно-транспортных и грузовых самолетах высокое расположе-
ние крыла является наиболее приемлемым с эксплуатационной точки
зрения, оно дает возможность существенно уменьшить расстояние от по-
ла грузовой кабины до земли и облегчить погрузку и выгрузку.
Схема расположения крыла по высоте фюзеляжа влияет, как видно
из рис. 6.13, на ресурс двигателей, если они расположены на крыле. Это
влияние можно приближенно оценить по формуле
100 —п х
100 /’
(6.4)
где Где -средний ресурс двигателей, установленных на самолете,
в часах;
7ДВ.стенд — средний ресурс, установленный на стенде, в часах;
п— берется с графика (рис. 6.13) по среднему значению вы-
соты //дв для всех двигателей, установленных на самоле-
те, в процентах.
Расчеты по формуле (6.4) показывают, что ресурс двигателей на само-
лете-высокоплане может быть на 10—15% больше, чем на низкоплане.
Поэтому и себестоимость пере-
возок, зависящая от Тдв (см.
гл. I), па самолете-высокопла-
не снижается. Однако по абсо-
лютной величине экономич-
ность эксплуатации самолета-
высокоплана в большинстве
случаев получается несколько
хуже, чем низкоплана, за счет
весовых потерь. Эти потери
объясняются следующими при-
чинами:
— на самолете-высокопла-
не приходится специально уси-
ливать нижнюю часть фюзеля-
жа на случай аварийной посад-
ки без шасси;
Рис. 6.14. Относительная площадь вер-
тикального оперения самолета-высоко-
плана и самолета-низкоплана:
О “ самолеты низкопланы; Д — самолеты-вы-
сокопланы, □ — военно-транспортные самоле-
ты-высокопланы
— увеличивается вес силовых элементов (шпангоутов) фюзеляжа,
воспринимающих нагрузки от крыла и шасси (если основные стойки
шасси присоединяются к фюзеляжу);
— на 30—50% увеличивается потребная площадь вертикального
оперения в связи с ухудшением боковой устойчивости самолета-высоко-
плана на больших углах атаки, когда оперение попадает в спутную струю
от крыла (рис. 6.14).
В сумме вес конструкции самолета-высокоплана увеличивается на
2,5—3% от взлетного веса, если все стойки шасси крепятся к фюзеляжу,
и на 0,7—1,0%, если основные стойки крепятся к крылу.
Когда в случае аварийного приводнения требуется обеспечить пла-
вучесть (которой самолет-высокоплан в отличие от низкоплана не обла-
дает), то приходится устанавливать специальные надувные поплавки,
которые также увеличивают вес самолета-высокоплана.
При окончательном решении вопроса о расположении крыла по вы-
соте фюзеляжа нужно учитывать, таким образом, ряд противоречивых
факторов: высокоплан имеет лучшие аэродинамические и эксплуатаци-
онные характеристики, но уступает низкоплану по весу конструкции. По-
этому необходимо делать подробный расчет веса и экономичности са-
молета обоих схем. Если же речь идет о проектировании военно-транс-
портного или грузового самолета, то по компоновочным и
эксплуатационным соображениям следует отдать предпочтение высоко-
му расположению крыла.
110
При проектировании многоцелевых (для народного хозяйства) и
грузовых самолетов возникает необходимость оценить преимущества и
недостатки двухбалочной схемы фюзеляжа (с гондолой) вместо обыч-
ного фюзеляжа (рис. 6.15).
Преимуществом двухбалочной схемы является удобство загрузки и
выгрузки гондолы. Однако осуществление такой, на первый взгляд, за-
манчивой схемы наталкивается на ряд трудностей, связанных с ухудше-
нием аэродинамики и увеличением веса конструкции.
Расчеты показывают, что аэродинамическое сопротивление самоле-
та с двухбалочным фюзеляжем на 10—15% больше, чем обычного за
счет большей омываемой поверхности и косой обдувки балок потоком
от винтов (на самолетах с ПД и ТВД). Если уменьшить омываемую по-
верхность балок, сократив размеры их сечения, то возникает проблема
жесткости крепления горизонтального оперения и веса самих балок.
Из условия равного прогиба на конце обычного и двухбалочного
фюзеляжа (т. е. при равной жесткости на изгиб) можно получить в пер-
вом приближении следующее соотношение:
где 01 — вес хвостовой части (до лонжерона крыла) обычного фюзе-
ляжа;
<?п — вес балок;
hi — высота сечения обычного фюзеляжа в месте заделки (у лон-
жерона крыла);
Лц — высота сечения балки в месте заделки ее на крыле.
Переходя к весу всего фюзеляжа, имеем:
(Оф)п=(Оф)|
(6.5)
Здесь (Оф)1 — вес обычного фюзеляжа;
(Оф)ц—вес балочного фюзеляжа (вместе с гондолой);
О\ — отношение веса хвостовой части обычного фюзеляжа к
его полному весу _0i = 0i/((Zj>)b
У самолетов весом до 6—8 тс (?i=0,25—0,3. Если, например, ftj//in =
= 1,5, то вес лвухбалочного фюзеляжа, как следует из формулы (6.5),
111
будет на 31—37% больше, чем обычного фюзеляжа (при равной жест-
кости на изгиб).
Кроме увеличения веса и аэродинамического сопротивления, само-
лет с двухбалочным фюзеляжем имеет и другие недостатки:
— стоимость фюзеляжа больше (на 10—15%) за счет специальной
технологической оснастки для изготовления и сборки балок;
— балки занимают часть размаха механизации крыла, поэтому пло-
щадь крыла приходится увеличивать на 5—7% для достижения одина-
ковых взлетно-посадочных характеристик с обычным самолетом;
— вес проводки управления возрастает на 20—25%.
В результате можно сделать вывод о нецелесообразности примене-
ния двухбалочного фюзеляжа, исходя из весовых и аэродинамических
данных.
§ 3. СХЕМА САМОЛЕТА С КРЫЛОМ ИЗМЕНЯЕМОЙ
В ПОЛЕТЕ СТРЕЛОВИДНОСТИ
Изменяемая в полете стреловидность крыла есть частный случай пе-
ременной геометрии самолета. Идея эта не нова. Еще на заре авиации
французский конструктор Клеман Адер построил модель самолета
(1904 г.), у которой изменялась стреловидность крыла и горизонтально-
го оперения «для регулирования скорости».
Рис. 6.16. Зависимость cv „
* аах
при заходе на посадку от стре-
ловидности крыла по передней
кромке (механизация: двухще-
левые закрылки и предкрылки;
а=12°)
Рис. 6.17. Характер изменения
Су самолета в зависимости от
стреловидности крыла по пе-
редней кромке (М<1)
Самолет моно-биплан (см. рис. 6.1, з) был построен у нас в 1940 г.
(конструкторы В. В. Никитин и В. В. Шевченко). В 1931 г. вблизи Па-
рижа испытывался самолет конструкции Махонина с изменяемой пло-
щадью крыла посредством выдвижения консолей. Размах крыла изме-
нялся от 13 до 21,1 м, площадь крыла увеличивалась от 21 м2 до 33 м2.
Вес механизации, связанной с телескопическим раздвижением такого
крыла, составлял 850 кгс (17% от расчетного взлетного веса).
Уже в сороковых годах во многих странах начались работы по соз-
данию самолетов с крылом изменяемой в полете стреловидности.
В настоящее время эта идея стала такой же привычной, как идея
убирающегося шасси или выдвижных закрылков.
Однако, чем же объяснить, что на протяжении всей истории разви-
тия авиации делались попытки создать изменяемую в полете геометрию
самолета? Причина этого явления заключена в противоречии между не-
изменностью форм самолета и изменением режимов полета по скорости
и высоте. Схема самолета с фиксированной геометрией рассчитана на
узкий диапазон режимов полета, и выход из этого диапазона делает са-
молет далеко не опп
молета к изменяющ]
изменяемой геометри
Бурное развитие
ческими потребностя
жимов полета (многс
Самолет с крыж
дующие преимущесп
1. На сверхзвуке
но-посадочные харак
также эффекта меха
ности (рис. 6.16). Та
енты су в 2—2,5 раза
чение Су дает воз мой
и Апроб — в 2—2.5 раз
2. Среднее за по/
тает в связи с ростом
Если, например, на сг
= 8, Z.4f<i/£=0,2
На самолете с
=10, 8 и
цу меньше.
Увеличение Кср (
чить дальность полета
А=const за счет сниж
3. Перегрузка от
(вблизи земли) может
шениго с ростом
Хп.к = const до 70—75°
Напомним, что Д
порыва.
Уменьшение neper
приятно сказывается н
летчика и способствует
4. С увеличением <
фективная относительв
торому снижению коэф
лета и веса соответству
Все перечислении'
стреловидности можно
ции: за счет шарнира
ловая схема в районе
крыла. В сумме эти в
ного веса.
При выборе схемы
представляет интерес т
шей стреловидности с п
ется» с горизонтальны»
профиль. Самолет стан
увеличить абсолютную
ла и оперения (с=const
112
и равной жест-
’ивления, саwo-
ol:
ет специальной
эк;
а, поэтому пло-
ижения одина-
олетом;
юсти примене-
одинамических
молет далеко не оптимальным. Стремление приспособить геометрию са-
молета к изменяющимся режимам полета и привело к созданию схем
изменяемой геометрии («адаптируемых схем»).
Бурное развитие этой идеи в последнее время объясняется практи-
ческими потребностями в самолетах с весьма большим диапазоном ре-
жимов полета (многорежимные самолеты).
Самолет с крылом изменяемой в полете стреловидности имеет сле-
дующие преимущества.
1. На сверхзвуковом самолете можно значительно улучшить взлет-
но-посадочные характеристики за счет увеличения удлинения и с?, а
также эффекта механизации крыла при минимальном угле стреловид-
ности (рис. 6.16). Так, при Хп.к=20°, 2,=6—7, используемые коэффици-
енты су в 2—2,5 раза больше, чем на самолете с хв.к=60°, Х=2,3. Увели-
чение Су дает возможность уменьшить V0Tp и УПос на 40—60%, а £ра3б
и АПроб — в 2—2.5 раза.
2. Среднее за полет аэродинамическое качество существенно возрас-
тает в связи с ростом /(max на дозвуковых режимах
шй случай пе-
• заре авиации
1елъ самолета
оризонтально-
х 7 Г
Хер=ф(Х«(£^Км<1^а- + Хм>1-р1. (6.6)
о
X п к
менения
ости от
по пе-
СО
Если, например, на самолете дальнего действия с xn.K = var, 2Gi<i=15,
А(л1>1 = 8, Тл1<1/£=0,2, £д1>1/1 = 0,8, то по формуле (6.6) КСР = 9,4.
На самолете с фиксированным крылом малого удлинения при
/Си<1 =10, Км>1 =8 имеем при тех же условиях КсР=8,4, т. е. на едини-
цу меньше.
Увеличение (при %п.к=30—35°) дает возможность либо увели-
чить дальность полета при G0=const, либо уменьшить взлетный вес при
L=const за счет снижения веса топлива.
3. Перегрузка от вертикальных порывов воздуха при М=0,9—1,2
(вблизи земли) может быть снижена на Апу = 1,0—1,5 благодаря умень-
шению с“ с ростом стреловидности крыла (с 45—50° на самолете с
Хп.к = const до 70—75° и более на самолете с %nH=var, рис. 6.17).
Напомним, что i/z&—£cyplZU7y где $ = const, — скорость
порыва.
Уменьшение перегрузки от порывов, как отмечалось выше, благо-
нас в 1940 г.
. вблизи Па-
жяемой пдо-
крыла изме-
м2 до 33 м2.
чием такого
боты по соз-
1ОСТИ.
»й, как идея
ории разви-
i геометрию
i между не-
по скорости
'.считана на
1 делает са-
приятно сказывается на точности пилотирования, снижает утомляемость
летчика и способствует увеличению ресурса конструкции.
4. С увеличением стреловидности крыла до 75—90° уменьшается эф-
фективная относительная толщина его по потоку, что приводит к неко-
торому снижению коэффициента схо, уменьшению времени разгона само-
лета и веса соответствующего топлива.
Все перечисленные преимущества самолета с крылом изменяемой
стреловидности можно получить лишь ценою увеличения веса конструк-
ции: за счет шарнира, поворотной части крыла (менее выгодная си-
ловая схема в районе шарнира), за счет приводов и механизации
крыла. В сумме эти весовые затраты составляют 3,5—4,5% от взлет-
ного веса.
При выборе схемы самолета с крылом изменяемой стреловидности
представляет интерес такая схема, когда крыло в положении наиболь-
шей стреловидности с помощью специальных щитков полностью «слива-
ется» с горизонтальным оперением, создавая с ним единый плавный
профиль. Самолет становится «бесхвосткой». При такой схеме можно
увеличить абсолютную высоту профиля за счет суммирования хорд кры-
ла и оперения (c=const). В результате снижается вес конструкции, осо-
113
бенно шарнира, увеличивается объем крыла для размещения топлива,
упрощается решение проблемы обеспечения требуемой жесткости.
В заключение приведем в качестве примера результаты расчетов
сверхзвуковых пассажирских самолетов четырех схем (табл. 6.2), вклю-
чая схемы с изменяемой стреловидностью крыла.
Недостатки сс
— больше пр(
ления каналов);
— больше noi
— сложность
— увеличивае'
установленных ря;
— трудность
лива.
Таблица 6.2
Сравнение четырех схем сверхзвукового пассажирского самолета
^расч “ 6600 км; Мрасч = 2,7; <7КОМ = 22 тс; ignn ” ' 3250 м
X. Схема Пара- метры 4 Ь 4 L
Gq в тс 380 362 346 340
Gq в % 112 106,5 102 100
^пусг В 162 152 145 137
S В hfi 730 670 925 730
Pf) в кгс/м2 520 540 375 465
V3ax в КМ/Ч 255 255 275 275
Хп. К в гРад 20- -72 20- -72 75 50 7 = 74 Анаил '
Из табл. 6.2 видно, что взлетный вес самолетов с Xn.n=var несколько
больше, чем у самолета нормальной схемы. Основная причина этого —
увеличение веса конструкции самолетов с крылом изменяемой стрело-
видности.
При сравнении схем предполагалось, что скорость захода на посад-
ку должна быть не более 275 км/ч. У самолетов с %n.K=var V3ax=
= 255 км/ч, так как площадь крыла в данном случае больше и выбира-
лась она не из условия скорости захода на посадку, а из условия разме-
щения необходимого запаса топлива.
§ 4. РАСПОЛОЖЕНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ НА САМОЛЕТЕ
На самолетах одного и того же назначения применяются различные
схемы расположения двигателей (рис. 6.18). Это свидетельствует о том,
что каждая из схем имеет и преимущества, и недостатки *.
Рассмотрим преимущества и недостатки расположения на самолете
наиболее распространенных турбореактивных двигателей.
При проектировании маневренных сверхзвуковых са-
молетов конкурируют две схемы: совмещенная (единая, рис. 6.18, а,
б) и раздельная силовая установка (рис. 6.18, е, г).
Преимущества совмещенной с фюзеляжем силовой установки по
сравнению с раздельной следующие:
— меньше аэродинамическое сопротивление (по сравнению со схе-
мой а);
— минимальный разворачивающий момент при отказе одного из
двигателей (схема б);
— увеличивается относительный размах механизации крыла;
— улучшается возможность подвески нагрузки под крылом (по срав-
нению со схемой а).
6
Рис. 6..
а ~~ г — мавеврени
звуковые самолет
* Схема, имеющая только недостатки, не является конкурентоспособной.
Вариант в разм<
о н г, представляющ
Схема в совмещ
— сравнительно
небольшое дс
— раздельные д
— благоприятнь
большой объ(
лива.
При проектиров;
ной стреловидности
сохранить положение
Недостатки совмещенной силовой установки:
— больше протяженность и вес воздухозаборников (за счет искрив-
ления каналов);
— больше потери скоростного напора;
— сложность монтажа и демонтажа двигателя и его агрегатов;
— увеличивается вероятность одновременного повреждения двух
установленных рядом двигателей;
— трудность размещения относительно большого количества топ-
лива.
Рис. 6 18 Типовые схемы расположения двигателей:
а — г — маневренные сверхзвуковые самолеты; д — ж — немапевренные сверх-
звуковые самолеты большой дальности, з — м — дозвуковые транспортные
самолеты
Вариант в размещения двигателей выгодно отличается от вариантов
биг, представляющих крайности двух приведенных решений.
Схема в совмещает в себе преимущества антиподов биг:
— сравнительно короткий, простой и легкий воздухозаборник;
— небольшое донное сопротивление;
— раздельные двигатели;
— благоприятные возможности подвески нагрузки под крылом;
— большой объем в средней части самолета для размещения топ-
лива.
При проектировании многорежимного самолета с крылом перемен-
ной стреловидности схема г практически исключается из-за трудности
сохранить положение оси двигателей в процессе разворота крыла.
115
На неманевренных сверхзвуковых самолетах даль-
него действия имеют место те же проблемы выбора — единой или раз-
дельной силовой установки (рис. 6.18, д, е, ж).
Схемы д и е примерно равноценны. По аэродинамике несколько
лучше схема д, но она проигрывает по весу из-за длинных воздухоза-
борников (для улучшения условий на входе, в частности для уменьшения
толщины пограничного слоя, воздухозаборник приходится удлинять).
Схема д выгодно отличается от е в отношении шума, создаваемого дви-
гателями на земле при взлете (взаимная экранировка струй), а также в
отношении безопасности при отказе двигателя (меньше разворачиваю-
щий момент). Однако в схеме е лучше разгрузка крыла от веса силовой
установки (несколько легче крыло). Важно и то, что брызги и твердые
частицы с ВПП от колес передней опоры шасси могут не достигать воз-
духозаборников в схеме е (угол брызг от оси самолета принимается
равным 15°).
Схема ж имеет следующие преимущества:
— короткие и легкие воздухозаборники;
— отказ одного из двигателей не влияет на работу соседнего дви-
гателя (так как двигатели не связаны единым воздухозаборником, как
в схемах д и е);
— проще обслуживание и замена двигателей.
Недостаток схемы ж — меньшее увеличение подъемной силы «от
сжатия», создаваемого на нижней поверхности крыла скачком уплотне-
ния от воздухозаборников (положительная интерференция). В схемах д
и е эффект увеличения подъемной силы «от сжатия» ( + Дсу) составля-
ет ~20%, а в схеме ж примерно вдвое меньше (пропорционально пло-
щади крыла, находящейся под действием скачков уплотнения). В то же
время расположить двигатели в схеме ж ближе к передней кромке кры-
ла (для увеличения полей сжатия под крылом) не представляется воз-
можным из-за неблагоприятного воздействия струи на конструкцию
крыла (тепловое и звуковое воздействие струи вызывает уменьшение
срока службы конструкции).
Приближенное решение задачи об оптимальном выборе схемы раз-
мещения двигателей с учетом различных противоречивых факторов мо-
жет быть получено методом градиентов взлетного веса, изложенным в
гл. V.
Окончательный выбор расположения двигателей можно сделать
лишь после тщательной и подробной проработки различных вариантов
с учетом модельных испытаний, в которых имитируется работа двига-
телей. Типичные схемы расположения двигателей на дозвуковых
самолетах показаны на рис. 18.6 (з — л«).
Размещение двигателей в корневой части крыла (схема з) широко
применялось на тяжелых дозвуковых реактивных самолетах военного и
гражданского назначения (самолеты Ту-16, Ту-104, Ту-124 и др.; англий-
ские самолеты «Вулкан», «Виктор», «Комета» и др.). Такая схема уста-
новки двигателей вместе с положительными качествами (отказ одного
или двух двигателей с одной стороны не вызывает резких разворачиваю-
щих и кренящих моментов, высокое расположение воздухозаборников,
небольшое внешнее аэродинамическое сопротивление) имеет ряд сущест-
венных недостатков (особенно для пассажирских самолетов). К ним
относятся:
а) близость реактивной струи к обшивке фюзеляжа, сильный шум в
пассажирской кабине;
б) длинные воздухозаборники на 5—6% уменьшают тягу двига-
телей;
в) пожар, возникший на двигателях, может распространиться на
пассажирскую кабину и топливные баки (требуется усиленная противо-
пожарная защита);
116
г) в случае р
но поражение пас
циальное броннро
Д) наличие з
тРУб на задней кр
е) затрудняет
ж) затрудняе
з) существен!
„ Перечислении
леи в корневой ча<
Размещение л
распространено и;
гателей имеет еле;
Двигатели
изгибающий и кр]
уменьшению веса
„ — двигатели,
ной атмосфере;
— Двигатели
удобство з;
мерами) ;
' — легкий дос
Размещение д
„ в случае о
шой разворачивай:
Для ТОГО 41
не касались земли
К что ухудшает,
та со стреловидны
при НИЗКОЙ
аэродрома возмог
ких камней, что в
устранения этого
отсечку вертикалы
оорникам, струей
связано с увеличен
• пиленная
крылков по всему
двигателей могут j
Размещение д
вые применено фи
велла». Эта схема
кое распространен
монетах (Ил-62, V
Размещение д
— обеспечить
Динамическое каче
’ максималы
средств механизан
взлетно-посадочны
определять
мальных характер!
мости;
уменьшить
двигателей.
Кроме этого, с
- улучшить и
г) в случае разрушения лопаток компрессора или турбины возмож-
но поражение пассажирской кабины и топливных баков (требуется спе-
циальное бронирование);
д) наличие заборников на передней кромке крыла и выхлопных
труб на задней кромке уменьшает возможности механизации крыла;
е) затрудняется создание устройств для реверсирования тяги;
ж) затрудняется подход к двигателям;
з) существенно уменьшается объем крыла для размещения топлива.
Перечисленные недостатки привели к тому, что установка двигате-
лей в корневой части крыла сейчас не применяется.
Размещение двигателей на пилонах под крылом (схема и) широко
распространено на дозвуковых самолетах. Такая схема установки дви-
гателей имеет следующие преимущества:
— двигатели разгружают конструкцию крыла в полете, уменьшая
изгибающий и крутящий моменты от внешних нагрузок, что приводит к
уменьшению веса крыла на 10—15%;
— двигатели демпфируют колебания крыла при полете в турбулент-
ной атмосфере;
— двигатели являются противофлаттерными балансирами;
— удобство замены одного типа двигателя другим (с большими раз-
мерами) ;
— легкий доступ к двигателю при обслуживании.
Размещение двигателей на пилонах имеет и недостатки:
— в случае отказа двигателя, особенно внешнего, создается боль-
шой разворачивающий момент в горизонтальной плоскости;
— для того чтобы при посадке с креном (до 4°) внешние двигатели
не касались земли, требуется создание поперечного угла V крыла (2—
3°), что ухудшает характеристики устойчивости и управляемости самоле-
та со стреловидным крылом;
— при низком расположении двигателей относительно поверхности
аэродрома возможно попадание в воздухозаборники песка, пыли и мел-
ких камней, что влияет на ресурс двигателей [см. формулу (6.4)]. Для
устранения этого необходимо применять специальные меры, например,
отсечку вертикальных потоков воздуха, поднимающихся от земли к за-
борникам, струей воздуха, отбираемого от компрессора двигателя, что
связано с увеличением веса и уменьшением тяги двигателей;
— пилонная подвеска двигателей затрудняет использование за-
крылков по всему размаху крыла, так как при взлете реактивные струи
двигателей могут их разрушить (—ДсУогр =0,08—0,12).
Размещение двигателей на хвостовой части фюзеляжа было впер-
вые применено фирмой Сюд-Авиасьон (Франция) на самолете «Кара-
велла». Эта схема установки двигателей (схемы кил) получила широ-
кое распространение на отечественных и зарубежных пассажирских са-
молетах (Ил-62, VC-10, Як-40, Ту-154 и др.).
Размещение двигателей на хвостовой части фюзеляжа позволяет:
— обеспечить аэродинамически чистое крыло, что повышает аэро-
динамическое качество самолета на 6—9%;
— максимально использовать размах крыла для размещения
средств механизации (закрылки, предкрылки и т. д.), что улучшает
взлетно-посадочные характеристики самолета;
— определять поперечное V крыла из условий обеспечения опти-
мальных характеристик поперечной и путевой устойчивости и управляе-
мости;
— уменьшить разворачивающий момент при остановке одного из
двигателей.
Кроме этого, схемы кил позволяют:
— улучшить комфорт пассажиров за счет уменьшения шума, так
117
как двигательные гондолы в данном случае устанавливаются позади
герметической кабины;
— повысить пожарную безопасность, так как двигатели удалены от
пассажирской кабины и от топливных баков (пламя от загоревшегося в
полете двигателя уходит назад, не задевая каких-либо силовых элемен-
тов конструкции самолета);
— повысить (по сравнению с установкой двигателей в корне крыла)
эксплуатационные характеристики силовой установки и всего самолета
в целом за счет достаточно хороших условий для подхода к двигателям;
— предохранить двигатели от попадания в них посторонних пред-
метов благодаря высокому расположению воздухозаборников от земли
(увеличивается ресурс двигателей);
“ создать лучшие условия аварийной посадки самолета.
Однако схема установки двигателей на хвостовой части фюзеляжа
имеет и существенные недостатки, связанные с увеличением веса конст-
рукции самолета вследствие:
а) усиления конструкции хвостовой части фюзеляжа из-за дополни-
тельных массовых и инерционных нагрузок от двигателей (вес конструк-
ции фюзеляжа увеличивается примерно на 10—45%);
б) увеличения веса крыла (примерно на 10—15%) из-за отсутствия
разгрузки крыла двигателями;
в) увеличения длины фюзеляжа из-за необходимости крепления
двигателей.
Кроме того, при данной схеме центры тяжести пустого и загружен-
ного самолета существенно не совпадают, вследствие чего возникают
трудности компоновки (требуется либо четвертая опора при стоянке, ли-
бо большое и тяжелое горизонтальное оперение для отрыва при взлете),
возникает также необходимость прокладывать топливопроводы от баков
к двигателям вблизи пассажирской кабины, что вызывает опасность по-
падания паров керосина в кабину и увеличивает вес трубопроводов.
Следует отметить, что при степени двухконтурности двигателей бо-
лее 3,5—4,0, когда существенно возрастает диаметр вентилятора, уста-
новка четырех двигателей по схеме к становится чрезвычайно затруд-
нительной. В этом случае лучше применять либо схему д, либо комби-
нированную схему м. Последняя схема сочетает в себе преимущества
подкрыльной и кормовой установок двигателей. Недостатком двух по-
следних схем является трудность модификации силовой установки: для
двигателя с большим диаметром требуется переделка хвостовой части
фюзеляжа вместе с воздухозаборником.
В табл. 6.3 приведен пример сравнения по взлетному весу и эконо-
мичности эксплуатации гипотетического самолета на 300 пассажирских
мест с тремя вариантами расположения двигателей. Практическая даль-
ность полета с наибольшей коммерческой нагрузкой предполагалась
равной 3000 км. Сравнение проводилось при (Я, V, Лвпп, V3ax)=const,
Из табл. 6.3 видно, что по взлетному весу и экономичности перево-
зок самолет с двигателями, расположенными по схеме м, имеет преиму-
щество по сравнению со схемами и и л. Преимущество получено, в ос-
новном, за счет меньшего относительного веса силовой установки * по
сравнению со схемой и и меньшего веса конструкции по сравнению со
схемой л **.
В заключение следует подчеркнуть, что выбор схемы самолета яв-
ляется сложным творческим процессом, в котором больше чем где-либо
раскрываются все знания, опыт и способности конструктора.
Ср
'расч —
Gq в тс
Go в с1
Л В коп Т-км
а в с',
основны
В силовую уст;
двигатели с
2) воздухозаб;
3) топливная с
Теория и про
воздухозаборники,
ются в специально
основном вопросы
но связанные с общ
§ 1. ВЫБОР Д£
Для силовой у
душно-реактивные
жидкостно-р акетньи
ли в свою очередь
(ПВРД). рдь‘
Наибольшее ра
ГТД. К этому
класс
турбореактш
— турбореактш
двухконтурш
тел и называют так»
турбовинтов!
Поршневые двь
молеты.
Жидкостно-реа/
тельно на экспериме
Выбор двигате/
эскизного проектирс
го типа двигателя j
* Тяговооруженность меньше из условия отказа одного двигателя, поэтому мень-
ше и вес силовой установки.
** В схеме м крыло разгружается весом двигателей, а фюзеляж испытывает мень-
шие нагрузки от одного двигателя.
118,
* Подробное яереч
за но в приложении I.
[авливаются позади
мгатеди удалены от
от загоревшегося в
бо силовых элемен-
тен в корне крыла)
ш и всего самолета
1X0да к двигателям;
; посторонних пред-
аборников от земли
амолета.
ой части фюзеляжа
ичением веса конст-
1яжа из-за дополни-
телен (вес конструк-
из-за отсутствия
>димости крепления
пустого и загружен-
-вие чего возникают
ора при стоянке, ли-
отрыва при взлете)»
твопроводы от баков
ывает опасность по-
с трубопроводов.
ости двигателей бо-
, вентилятора, уста-
[резвычайно затруд-
сему л, либо комби-
себе преимущества
>достатком двух по-
эвой установки: для
гка хвостовой части
тному весу и эконо-
а 300 пассажирских
Практическая даль-
кой предполагалась
Лвпп> Vaax)=cons^’
эномичности перево-
ме я, имеет преиму-
ство получено, в ос-
овей установки* по
ии гю сравнению со
схемы самолета яв-
5ольше чем где-либо
зуктора.
двигателя, поэтому мень-
)зеляж испытывает мень-
Таблица 6.3
Сравнение трех схем расположения двигателей
Ерасч ЗСОЭ км; V = 950 км/ч; £впп = 2600 м; Уэах == 240 км/ч
Г лава VII
ОСНОВНЫЕ ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ СИЛОВОЙ
УСТАНОВКИ САМОЛЕТА
В силовую установку самолета входят:
1) двигатели с агрегатами и системами;
2) воздухозаборники;
3) топливная система *.
Теория и проектирование систем силовой установки (двигатели,
воздухозаборники, сопла, топливные системы и т. д.) подробно освеща-
ются в специальной литературе. В данной главе рассматриваются в
основном вопросы проектирования силовой установки, непосредствен-
но связанные с общим проектированием самолета.
§ 1. ВЫБОР ДВИГАТЕЛЯ ДЛЯ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ САМОЛЕТА
Для силовой установки современных самолетов применяются воз-
душно-реактивные двигатели (ВРД), поршневые двигатели (ПД) и
жидкостно-ракетные двигатели (ЖРД). Воздушно-реактивные двигате-
ли в свою очередь делятся на газотурбинные (ГТД) и прямоточные
(ПВРД).
Наибольшее распространение в авиации в настоящее время имеют
ГТД. К этому классу авиационных двигателей относятся:
— турбореактивные двигатели (ТРД);
— турбореактивные двигатели с форсажем (ТРДФ);
— двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД), эти двига-
тели называют также турбовентиляторными (ТВРД);
— турбовинтовые двигатели (ТВД).
Поршневые двигатели сейчас ставятся только на очень легкие са-
молеты.
Жидкостно-реактивные двигатели применяются в авиации исключи-
тельно на экспериментальных самолетах.
Выбор двигателя для силовой установки производится в период
эскизного проектирования самолета. Оценить пригодность того или ино-
го типа двигателя для проектируемого самолета можно, рассматривая
* Подробное перечисление систем, входящих в силовую установку самолета, ука-
зано в приложении I.
119
изменение основных характеристик двигателя в заданном диапазоне
скоростей и высот полета.
Характеристики авиационных двигателей
Основными характеристиками, по которым осуществляется сравни-
тельная оценка при выборе двигателя, являются: высотно-скоростные
характеристики P~f(M, Н) и ср=/(М, Я), секундный расход воздуха
6В, удельный вес двигателя удв и габаритные размеры (длина и макси-
мальный диаметр) двигателя *.
Первые ТРД (с центробежным компрессором) имели стартовую
тягу (при V=0 и Н=0) менее 2700 кгс и довольно большой удельный
расход топлива. В настоящее время авиационные двигатели способны
развивать стартовую тягу до 30 000 кгс (GE 4/J5). Не следует, конечно,
полагать, что ТРД с небольшой тягой постепенно отмирали. Современ-
ные авиационные двигатели в зависимости от назначения могут иметь и
очень небольшую тягу, например ТРДД АИ-25, установленный на само-
лете Як-40, развивает тягу 1500 кгс, а тяга ТРД Бристоль Сиддли
BS-347 равна всего 63,6 кгс (вес двигателя 13,6 кгс).
Современные ГТД в зависимости от назначения могут иметь стар-
товую тягу, равную Рота^~5О кгс — наименьшая максимальная тяга;
Ротах—30 000 кгс — наибольшая максимальная тяга.
Одновременно с увеличением стартовой тяги уменьшался старто-
вый удельный расход топлива ГТД. До 1946 г. большинство ТРД с одно-
ступенчатый! центробежным компрессором имели степень сжатия, рав-
ную примерно четырем, и поэтому удельный расход топлива этих ТРД
(на нефорсажном режиме) превышал 1,3 кгс/кгс • ч.
Современные ГТД имеют стартовый удельный расход топлива, из-
меняющийся в диапазоне
ср=0,5—0,7 кгс/кгс-ч— нефорсажный режим;
ср = 1,7—2,0 кгс/кгс *ч— форсажный режим.
Можно предполагать, что в результате дальнейших совершенство-
ваний ТРДД будет достигнут удельный расход топлива менее
0,5 кгс/кгс • ч, а на ТРДД с большой степенью двухконтурности (т =
= 5—8) величина стартового удельного расхода топлива приблизится к
0,3 кгс/кгс* ч.
Важным параметром, характеризующим совершенство двигателя,
является его удельный вес по стартовой тяге, т. е. отношение сухого ве-
са двигателя к максимальной стартовой тяге удв = 6дВ/Ро-
Современные ГТД могут иметь удельный вес удв = 0,15—0,23.
Следует отметить, что удельный вес современных ТРД практически
не зависит от величины стартовой тяги, например, ТРД GE 4/J5 (Ро=
= 28 700 кгс) имеет удв = 0,166; ТРД J85=13 (Р0=1850 кгс) имеет
Удв = 0,163. Удельный вес ТРДД пропорционален величине '-'Ро0,15, а
также зависит от степени двухконтурности.
Иногда вместо удельного веса двигателя рассматривается обрат-
ная величина (т. е. отношение тяги к весу), которую называют весовой
удельной тягой двигателя Руд=1/удв.
Основными габаритными размерами двигателя являются его длина
и максимальный диаметр (по компрессору, по входу, по соплу и т. д.).
Диаметр двигателя часто определяет лобовую площадь фюзеляжа или
гондолы, что в конечном счете отражается на аэродинамическом каче-
стве всего самолета. Поэтому при прочих равных условиях всегда от-
дается предпочтение двигателю с меньшим диаметром. Зависимость
диаметра двигателя
D7!
где Ро — в кгс; т —
Задачи, вы по л [
установки самолета
ростей и высот пол<
го двигателя обесш
нителыю небольшой
деление двигателей
Д
Наиболее старь
ляется, как извести
каются только мало
устанавливаются он
тивных и т. д.). Одн
гимн типами двигате
Нл.С
WOOD <—
20000 —
~ 1
о&
№0
Ср кгс/
0,36
0,18 —
__
Рис. 7.1.
* Характеристики авиационных двигателей, необходимые для выполнения диплом-
ного проекта, приведены в приложении III.
120
Непрерывное vbi
ветсгвующего роста •
дена кривая роста nt
начиная с самолетов
мощность возросла г
тяговой мощности н.
(рис. 7.1, б), причем
развивает тяговую М(
^Как видно из р
крейсерской скорости
сравнялись с наилучп
На рис. 7.1, г поя
установок на 1 л. с.
двигательных устано
увеличение мощности
диаметра двигателя от стартовой тяги можно записать в форме
(1,624-0,275т0,~5) 1/ - Р-±- м,
в v 1 7 V 20 000
(7.1)
где Ро — в кгс; т — степень двухконтурности.
Задачи, выполняемые современной авиацией, требуют от силовой
установки самолета высокой экономичности в широком диапазоне ско-
ростей и высот полета. Однако наибольшая экономичность авиационно-
го двигателя обеспечивается в том случае, если он рассчитан на срав-
нительно небольшой высотно-скоростной диапазон. Этим и объясняется
деление двигателей на дозвуковые, сверхзвуковые и гиперзвукозые.
Двигатели для дозвуковых самолетов
Наиболее старым типом двигателей для дозвуковых самолетов яв-
ляется, как известно, поршневой двигатель. В настоящее время выпус-
каются только маломощные поршневые двигатели (М=100—340 л. с.) и
устанавливаются они на очень легких самолетах (туристических, спор-
тивных и т. д.). Однако и на легких самолетах ПД стал заменяться дру-
гими типами двигателей.
Рис. 7.1. Развитие дозвуковых авиационных двигате-
лей за период 1940—1970 гг.
Непрерывное увеличение стартового веса самолетов требует соот-
ветствующего роста мощности силовой установки. На рис. 7.1, а приве-
дена кривая роста потребной мощности на крейсерском режиме полета,
начиная с самолетов 40-х годов. За рассматриваемый период потребная
мощность возросла примерно -в 20 раз. Удельный вес двигателей по
тяговой мощности на крейсерском режиме значительно уменьшился
(рис. 7.1, б), причем скачком — с появлением ГТД. Современный ТРДД
развивает тяговую мощность на 1 кгс веса в 3—4 раза больше, чем ПД.
Как видно из рис. 7.1, е, современные ГТД (при вдвое большей
крейсерской скорости полета) по величине удельного расхода топлива
сравнялись с наилучшими ПД.
На рис. 7.1, г показано изменение начальной скорости двигательных
установок на 1 л. с. тяговой мощности. С внедрением ГТД стоимость
двигательных установок резко снизилась, несмотря на существенное
увеличение мощности двигателей.
121
В настоящее время турбовинтовой двигатель находит в авиации все
меньшее применение. Чтобы конкурировать с современными ТРДД,
дальнейшее совершенствование ТВД должно быть направлено на уве-
личение удельной мощности и уменьшение расхода топлива. Однако при
этом возникают трудности, связанные с воздушным винтом; трудно
создать винт, имеющий достаточно высокий к. п. д. при повышенной
мощности двигателя, но не менее трудно решить проблему понижения
общего уровня шума и вибраций на самолете при установке подобного
винта.
Сейчас наиболее перспективным двигателем для силовой установки
дозвукового самолета является ТРДД (двухконтурный ТРД).
ТРДД позволяет иметь в крейсерском полете на 10—15% меньший
удельный расход топлива, чем одноконтурный ТРД (рис. 7.2).
где т—степень д]
М — число М п
Н — высота по.
Удельный ®ес TI
Диаметр двигателя
Коэффициент ло
степени двухконтур!
Рис. 7.2. Типичная зависимость
между температурой газа пе-
ред турбиной и удельным рас-
ходом топлива ТРД и ТРДД
(в условиях крейсерского по-
лета) :
т— степень двухконтурности
Рис. 7.3. Влияние степени двух-
контурности_ на величину Ст
ТРДД (С.—относительные
затраты на топливо)
Преимуществом ТРДД является также более высокое отношение
взлетной тяги к крейсерской, следовательно, при равных с ТРД крей-
серских тягах (определяемых полетным весом и аэродинамическим ка-
чеством самолета), ТРДД обеспечивает самолету лучшие взлетные ха-
рактеристики.
Ресурс этого типа двигателей в настоящее время наиболее высок.
Срок службы между переборками для ТРДД равен 8000—10 000 ч.
Первые ТРДД были разработаны на базе существующих ТРД и
имели небольшую степень двухконтурности т = 0,6—1,4 *.
Современные ТРДД характеризуются более высокой степенью двух-
контурности т = 3—6. Они имеют ряд принципиально новых конструк-
тивных решений (возможность независимого регулирования числа обо-
ротов каждого каскада компрессора); в конструкции двигателей широко
используются новые конструкционные материалы (в частности, при-
менены ’пластики, армированные волокнами графита, бора и т. и.). Эти
и другие нововведения позволяют довести степень сжатия в компрессо-
ре до 25 и более, что повышает экономичность двигателя.
Экономичность ТРДД и его основные характеристики зависят так-
же от степени двухконтурности двигателя. Удельный часовой расход
топлива в первом приближении может быть выражен следующим об-
разом:
М (0,494 — 0,0145/7) кгс/кгс-ч,
(7.2)
* Под степенью (коэффициентом) двухконтурности, как известно, понимается
отношение секундного расхода воздуха во внешнем контуре к секундному расходу
воздуха во внутреннем контуре.
На рис. 7.3 пок
мичность ТРДД (
= 1-1,5).
В настоящее вр
ются ТРДД со степе!
К дозвуковым дв
ТРД и ТРДД для сг
ципу создания верти
сввп делятся на е;
жат для вертикалью
(один и тот же двпг
тяги). Эти двигател!
сверхзвуковых самол
Составные силовь
вертикальной тяги н;
получения горизонта.)
гателеи используются
Подъемные двиг.
рукции значительно <
ли имеют удельный в
вес обычных ГТД (чт
снижения ресурса дви
Преимуществами
ТРД являются;
— меньшие скор<
разрушающее действи
— лучшая эконоь
ки и висения (у по,
удельный расход топл
ТРД). Правда, такой
сравнению с подъемы
му объему.
Двига
Наиболее экономь
типа двигателей — ТР)
Чтобы обеспечить
ность в широком диад
рости), ТРД имеет, ка
саж во втором контуре
Для длительного г
ся обычно два диапазс
щих числу М«2, прей
молета может иметь кс
122
ит в авиации все
иенными ТРДД.
давлено на уве-
тива. Однако при
винтом; трудно
при повышенной
лему понижения
шовке подобного
где т — степень двухконтурности;
М — число М полета;
Н — высота полета, км.
Удельный вес ТРДД приближенно можно записать в виде
7 0,23 - 0,03 т Д 0,0082m1-5. (7.3)
Диаметр двигателя определится по выражению (7.1).
Коэффициент лобового сопротивления мотогондолы ТРДД с ростом
степени двухконтурности уменьшается, что видно из выражения
гловой установки
ТРД).
Э—15% меньший
7.2).
тепени двух-
величину Ст
гносптельные
зпляво)
юное отношение
is с ТРД крей-
ин амическим ка-
те взлетные ха-
наиболее высок.
30—10 000 ч.
вующих ТРД и
й степенью двух-
ювых конструк-
>ания числа обо-
игателей широко
частности, при-
ора и т. и.). Эти
гия в компрессо-
тки зависят так-
часовой расход
следующим об-
гс/кгс-ч, (7.2)
ввестно, понимается
Секундному расходу
На рис. 7.3 показано влияние степени двухконтурности на эконо-
мичность ТРДД (за единицу принята экономичность ТРДД с т =
= 1—1,5).
В настоящее время для тяжелых дозвуковых самолетов применя-
ются ТРДД со степенью двухконтурности т=4—8.
К дозвуковым двигателям относятся также специальные подъемные
ТРД и ТРДД для самолетов вертикального взлета и посадки. По прин-
ципу создания вертикальной и горизонтальной тяг силовые установки
сввп делятся на единые и составные. Единые силовые установки слу-
жат для вертикального взлета и посадки и для горизонтального полета
(один и тот же двигатель создает и вертикальную, и горизонтальную
тяги). Эти двигатели, как правило, предназначены для установки на
сверхзвуковых самолетах.
Составные силовые установки СВВП имеют двигатели для создания
вертикальной тяги на взлете и посадке (подъемные) и двигатели для
получения горизонтальной тяги (маршевые). Б качестве маршевых дви-
гателей используются обычные ТРД и ТРДД.
Подъемные двигатели по параметрам рабочего процесса и конст-
рукции значительно отличаются от маршевых двигателей. Эти двигате-
ли имеют удельный вес примерно в 3—3,5 раза меньше, чем удельный
вес обычных ГТД (что достигается прежде всего за счет значительного
снижения ресурса двигателя).
Преимуществами подъемных ТРДД по сравнению с подъемными
ТРД являются;
— меньшие скорости истечения газов (а следовательно, меньшее
разрушающее действие газовой струи на взлетную площадку);
— лучшая экономичность на режимах вертикального взлета, посад-
ки и висения (у подъемного ТРДД с малонапорным вентилятором
удельный расход топлива почти в три раза меньше, чем у подъемного
ТРД). Правда, такой ТРДД, обладая указанными преимуществами по
сравнению с подъемных! ТРД, уступает ему по диаметру и занимаемо-
му объему.
Двигатели для сверхзвуковых самолетов
Наиболее экономичными при сверхзвуковом полете являются два
типа двигателей — ТРД и ТРДД.
Чтобы обеспечить наименьший расход топлива и наибольшую мощ-
ность в широком диапазоне чисел М (от взлета до максимальной ско-
рости), ТРД имеет, как правило, форсажную камеру, а ТРДД — фор-
саж во втором контуре (рис. 7.4),
Для длительного полета на сверхзвуковом режиме рассматривают-
ся обычно два диапазона скоростей: диапазон скоростей, соответствую-
щих числу М»2, преимущество которого состоит в том, что планер са-
молета может иметь конструкцию из обычных алюминиевых сплавов, и
123
диапазон скоростей, соответствующих числу М~3, который хотя и со-
здает определенные проблемы, но обещает более высокую экономич-
ность полета.
Следует считать, что для скорости полета, соответствующей числу
М.~2, можно использовать и ТРД и ТРДД; степень сжатия в компрессо-
ре для обоих типов двигателей должна быть лк~9—10.
Отсутствие существенного различия в характеристиках ТРД и
ТРДД на сверхзвуковых скоростях в какой-то мере объясняется тем.
что при увеличении коэффици-
ента двухконтурности от 0 до
0,5—0,7 удельный расход топ-
лива уменьшается незначитель-
но (примерно на 1%)- Даль-
нейшее увеличение коэффици-
ента двухконтурности прогрес-
сивно ухудшает характеристи-
ки двигателя. Следует, однако,
помнить, что в данном случае
речь идет о длительном сверх-
звуковом полете.
Некоторые сверхзвуковые
самолеты (многоцелевые истре-
бители и др.) часто совершают
длительный полет на дозвуко-
вой скорости. В этом случае
все преимущества на стороне
ТРДД. Степень двухконтурно-
сти таких двигателей (чтобы
Рис. 7.4. Зависимость тяговой мощности и
удельного расхода топлива ТРД «Олимп»
(Англия — Франция) от числа М полета
(с форсажной камерой и без форсажной ка-
меры), //=11 км
не ухудшать характеристики при М>1) должна быть небольшой: т =
= 0,7—1,2, а степень сжатия — лк=12—16.
При скорости полета, соответствующей числу М~3, одноконтурный
и двухконтурный двигатели также не имеют больших различий. Поэто-
му и в данном случае можно применять двигатели обоих типов. Однако
разница в том, что при этой скорости двигатели (как ТРД, так и ТРДД)
с невысокой степенью сжатия в компрессоре (лк=3-—4 при AW3) име-
ют меньший удельный расход топлива (рис. 7.5).
124
Двигатели для гиперзвуковых самолетов
Применение газотурбинных двигателей для самолетных силовых
установок ограничивается, как известно, числом М~3,5. Для полета на
больших скоростях лучшей экономичностью будет обладать ПВРД с
дозвуковым сгоранием (М=С8) и ПВРД со сверхзвуковым сгоранием
(М>8).
Ракетные двигатели, работающие на химическом топливе (ЖРД),
достигли сейчас такого уровня развития, когда дальнейшее увеличение
удельного импульса становится
все более медленным и дорого-
стоящим. К тому же удельный
импульс ЖРД остается недо-
статочным для установки его
на гиперзвуковом самолете
(рис. 7.6).
Экономичность двигателя
в первом приближении можно
оценить по величине его удель-
ного импульса /т (так как ср=
=3600/7т кгс/кгс*ч).
Следует заметить, что, не-
смотря на возрастание удель-
ного расхода топлива на сверх-
звуковых скоростях, полный
к. п. д. двигателя увеличивает-
ся. Полный к. п. д., как извест-
но, учитывает все потери в про-
цессе преобразования энергии
топлива в полезную тяговую
работу. Для углеводородного
топлива (керосин) выражение
кгс-с
Рис. 7.6. Зависимость удельного импульса
(по топливу) от числа М полета для раз-
личных типов двигателей, работающих на
керосине (1; 2; 3) и водороде (1а; 2а; За)г
1' 1а — ГТД; 2; 2а — ПВРД с дозвуковым сгора-
нием; 3; За — ПВРД со сверхзвуковым сгоранием
полного к. п. д. воздушно-реак-
тивного двигателя можно записать в виде
7jn=0,00082^/cp. (7.5)
Полный к. п, д. двигателя дозвукового самолета (М = 0,85) состав-
ляет примерно 24%. При скорости полета, соответствующей числу М==2,
он возрастает уже до ~38% (что превышает термический к. п. д. луч-
ших современных электростанций), а при М=3 г|л«46%’. Рост к. п. д.
продолжается и при полете на гиперзвуковых скоростях с ПВРД.
Наиболее перспективными для гиперзвуковых самолетов представ-
ляются комбинированные двигатели — турбопрямоточные (ТРД +
4-ПВРД). ТРД должен работать до скорости, соответствующей числу
М~3,5, затем газотурбинный тракт закрывается, и на гиперзвуковых
скоростях двигатель будет работать как ПВРД.
Рассмотренные выше основные характеристики авиационных двига-
телей (различных типов) могут иметь определенные отличия, обуслов-
ленные конструктивными особенностями конкретных образцов. Напри-
мер, два однотипных двигателя при одинаковой стартовой тяге могут
иметь различные значения удельного веса, удельного расхода топлива,
диаметра двигателя и т. д. Если все характеристики у одного двигателя
лучше, вопрос выбора двигателя решается однозначно. Однако на прак-
тике такой случай встречается редко. Как правило, при сравнении не-
скольких двигателей оказывается, что одни характеристики лучше у
одного двигателя, другие — лучше у другого двигателя и т. д. Как же
в таком случае выбрать конкретный двигатель для проектируемого са-
молета? Существуют методы сравнения двигателей по их основным ха-
125
рактеристикам, например, рассматривается произведение удельных
параметров: уяв, ср, Ьдв/Р0 или сравнивается суммарный вес двигатель-
ной установки и топлива (GRy+GTOn) и т. д. Однако эти методы носят
приближенный характер и не позволяют решить поставленный вопрос с
достаточной точностью. .
Чтобы выбрать тот или иной двигатель, необходимо проделать под-
робный аэродинамический расчет самолета с каждым двигателем, опре-
делив летные (и другие) характеристики самолета, и оценить степень
выполнения требований, предъявляемых к данному самолету.
Для современных гражданских и военных самолетов (как правило,
тяжелых) специально проектируется двигатель под заданные характе-
ристики самолета. Конструкторы самолета и конструкторы двигателя
проводят большую совместную работу по решению вопросов, связанных
с установкой этого двигателя на данном самолете.
Только после выполнения указанных работ вопрос выбора двигате-
ля может быть решен окончательно.
Необходимое количество двигателей для силовой установки само-
лета зависит от целого ряда факторов, обусловленных как назначением
самолета, так и его основными параметрами и летными характеристи-
ками.
Противоречивость влияния числа двигателей на безопасность, эко-
номичность и регулярность полетов приводит к тому, что выбор числа
двигателей до сих пор остается недостаточно разработанным вопросом
проектирования самолетов.
В общих чертах требования ко всем самолетам при выборе числа
двигателей можно сформулировать так:
— самолет должен обладать необходимой стартовой тяговооружен-
ностью;
— самолет должен обладать достаточной надежностью и экономич-
ностью.
§ 2. ВОЗДУХОЗАБОРНИКИ СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ
Функции воздухозаборника в системе силовой установки современ-
ного самолета сводятся к следующему:
— обеспечить устойчивую работу двигателя на всех режимах
полета;
— обеспечить сжатие воздуха, поступающего *в воздухозаборник,
преобразуя кинетическую энергию набегающего потока в давление.
Как известно, при дозвуковых скоростях полета повышение давле-
ния воздуха в двигательном тракте происходит в основном в компрессо-
ре ТРД (приблизительно в пять раз больше, чем в диффузоре). По ме-
ре увеличения скорости функции компрессора постепенно переходят к
воздухозаборнику; при числе М=1,2—1,4 воздухозаборник и компрес-
сор в одинаковой степени сжимают поток. При больших сверхзвуковых
скоростях полета (М>3) роль компрессора становится уже несущест-
венной, а степень сжатия во входном устройстве достигает поряд-
ка 40:1.
Степенью сжатия воздуха в турбореактивных двигателях принято
называть отношение давления воздуха в конце процесса сжатия, т. е.
за компрессором, к атмосферному давлению
Рк __ Ра Рк _________ „
-----—--------------л хл
Р}! Рн Ра
где рк — давление за компрессором (на входе в камеру сгорания);
рн — атмосферное давление;
ра — давление на входе в компрессор;
Лвх — степень сжатия в воздухозаборнике;
лк — степень сжатия в компрессоре.
126
Изменение величин лвх и лк при увеличении скорости для воздухо-
заборника и ТРД, рассчитанных на крейсерскую скорость полета при
М=3,0, протекает примерно следующим образом:
Воздухозаборнику сверхзвукового
самолета в настоящее время отводится
роль регулируемого компрессора.
В диффузоре давление настолько
возрастает (например, при М~2,2
лих =10) и его распределение на внут-
ренней поверхности таково, что созда-
ется тяга, равная 60—75% всей тяги силовой установки (рис. 7,7).
При торможении потока всегда имеют место потери давления,
обусловленные трением, вихреобразованием (отрыв потока при нерав-
номерном поле скоростей), теплообменом, а при торможении сверхзву-
кового потока появляются и волновые потери, обусловленные возникно-
вением скачков уплотнения. В результате потерь в воздухозаборнике
реально достижимые величины лвх оказываются меньше теоретически
возможных. Например, при числе М=3 можно получить лЕХ~30 вместо
Лвхид~38, которое было бы в идеальном случае (без потерь).
Рис. 7.7. Распределение сил тяги и аэродинамического сопротивле-
ния по длине двигательной гондолы при числе М~2,2
Потери давления, возникающие при сжатии воздуха во входном
устройстве, принято оценивать величиной коэффициента восстановления
полного давления (в теории двигателей для удобства расчетов часто
пользуются не статическими, а полными давлениями). Коэффициент
восстановления полного давления равен
Ра
^вх “ s >
лнх..: I Рн
где Ра — давление полностью заторможенного потока в конце возду-
хозаборника (на входе в компрессор);
Рн — полное давление набегающего потока воздуха.
Для того чтобы воздухозаборник современного самолета эффек-
тивно выполнял свои функции, он должен обеспечивать:
— возможно более высокие значения коэффициента восстановле-
ния полного давления;
— достаточно равномерное поле скоростей на входе -в компрессор;
— устойчивую (без срывов потока и пульсаций давления) работу
на всех режимах эксплуатации;
— возможно меньшее внешнее сопротивление.
Дозвуковые воздухозаборники
Накопленный опыт конструирования и эксплуатации дозвуковых
воздухозаборников позволяет получать весьма высокие значения коэф-
фициента восстановления полного давления в подобных входных устрой-
ствах — овх=0,97—0,98.
127
При проектировании дозвуковых воздухозаборников их параметры
выбираются для основного режима полета.
Размеры входного отверстия диффузора определяются
расходом воздуха через площадь входа. Согласно закону сохранения
массы секундный весовой расход воздуха в сечении И — Н и вх— вх
(рис. 7.8) будет одинаковый:
=== F н V Чн = вХу вх,
где V — расчетная скорость полета на высоте Н.
Рис. 7.8. Схема дозвукового воздухозаборника
Площадь входа можно выразить так:
р ___________________________
V 7
V В'С |ВХ
где Ов — секундный расход воздуха двигателем, под который про-
ектируется воздухозаборник (задан в характеристиках
двигателя);
VbX — скорость воздуха на входе в воздухозаборник;
7вХ — pBXg — удельный вес воздуха на входе.
Величину VBX в первом приближении можно определить в виде ,
v^=vv^
(7.6)
где Fbx=0>3—0,7 — относительная скорость воздуха на входе в возду-
хозаборник. _
Меньшие значения величины принимаются для длинных и ис-
кривленных каналов (чтобы иметь небольшие гидравлические потери),
большие значения ГВх — для коротких каналов и ГТД с большими ско-
ростями на входе в компрессор.
Увеличение плотности воздуха рвх при торможении от V до VBX
определяется по специальным газодинамическим таблицам.
В период предварительных расчетов (а также при дипломном про-
ектировании) размеры входного отверстия можно определить через от-
носительный диаметр входа
1(7-7)
' 1 — м2
Здесь
DBX — диаметр входа воздухозаборника;
1)г — максимальный наружный диаметр гондолы, причем
Я~(1,2-1,3)^вн>
где £>вн — максимальный внутренний диаметр гондолы.
Можно принимать L
Профи л иров;
того, чтобы получить
тока на входе.
Угол притекания
борник относительно
через относительную <
где рвх — в градусах.
Радиус кривизны
щий плавное обтекай
Профилиров
вается для получени;
него поля скоростей ]
Если расширение
имеет резкие поворот
приведет к значитель
дозвуковом диффузор
отрыва потока не про
тельно небольшими.
Если диффузор л
его раствора должен (
Если канал имеет
ред двигателем) ось
Длина этой цилиндри
)7^ДВ-
Профилировг
должно обеспечить ej
наружные обводы в<
внутренних.
Относительная н<
ния внешнего обтекаь
полета
где L — расстояние о
Следует заметить
щие основные параме
Теоретически весьма
поэтому рекомендаци]
ла, устанавливаются г
Ci
В сверхзвуковом
гии воздуха, складыв
вихревых потерь и по
ляют волновые потери
5—1062
128
Можно принимать DBH^D№ — диаметр двигателя (по компрессору).
Профилирование входной кромки осуществляется для
гого, чтобы получить плавное обтекание гондолы и избежать срывов по-
тока на входе.
Угол притекания внешнего контура потока ко входу в воздухоза-
борник относительно его оси в первом приближении можно определить
через относительную скорость входа
₽.Х=22К 1/^-1, (7.8)
где рЕХ —в градусах.
Радиус кривизны входной кромки воздухозаборника, обеспечиваю-
щий плавное обтекание, приближенно можно принимать
rml„ = (0,04- 0,05) (7.9)
Профилирование воздушного канала предусматри-
вается для получения наибольшего значения величины пвх и равномер-
ного поля скоростей на входе в компрессор (сечение А—Л).
Если расширение канала (после входа) слишком велико или канал
имеет резкие повороты и изгибы, поток может оторваться от стенок, что
приведет к значительным вихревым потерям. Другая причина потерь в
дозвуковом диффузоре — трение воздуха о стенки канала. Однако если
отрыва потока не происходит, то потери от трения оказываются сравни-
тельно небольшими.
Если диффузор делается с прямолинейными стенками, то полуугол
его раствора должен быть
а <'4 — 5°.
Если канал имеет повороты и изгибы, то на последнем участке (пе-
ред двигателем) ось канала должна совпадать с осью компрессора.
Длина этой цилиндрической части канала должна быть не менее (0,5—
0,1)£»дв.
Профилирование внешних обводов воздухозаборника
должно обеспечить ему минимальное лобовое сопротивление. Поэтому
наружные обводы воздухозаборника профилируются независимо от
внутренних.
Относительная наружная длина входа, целесообразная с точки зре-
ния внешнего обтекания, может^быть выражена как функция числа М
полета
Г=Л/ОГ^1,5М2, (7.10)
где L —расстояние от носка гондолы до цилиндрической части.
Следует заметить, что приведенные выше зависимости, определяю-
щие основные параметры воздухозаборника, являются приближенными.
Теоретически весьма сложно учесть все особенности реального течения,
поэтому рекомендации по профилированию, например воздушного кана-
ла, устанавливаются в основном экспериментально.
Сверхзвуковые воздухозаборники
В сверхзвуковом воздухозаборнике потери, возникающие при сжа-
тии воздуха, складываются из волновых потерь (в системе скачков),
вихревых потерь и потерь от трения. Однако основную величину состав-
ляют волновые потери
^=(0,9-0,95)^,
5—1062
129
где аск=а1з2.. ,ол= П —коэффициент восстановления полного дав-
i—1
ления в системе скачков;
— коэффициент восстановления полного дав-
ления в одном скачке.
В зависимости от формы поперечного сечения входа сверхзвуковые
воздухозаборники могут быть разделены на два типа: двухмерные
(плоские) и трехмерные (круглые, полукруглые и др.). В зависимости
от положения косых скачков воздухоза-
борники бывают внешнего, внутреннего и
смешанного сжатия (все три типа могут
быть и двухмерными, и трехмерными,
рис. 7.9).
Первые многоскачковые воздухоза-
борники сверхзвуковых самолетов были
внешнего сжатия. По сравнению с возду-
хозаборниками внутреннего сжатия они
достаточно просты в регулировании, не
требуют сложной системы запуска, обла-
дают весовыми преимуществами, однако
к. п. д. у них ниже (воздухозаборники с
внешним сжатием имеют также наиболь-
шее аэродинамическое сопротивление).
Например при М = 3, получено
овх = 0,75— внешнее сжатие;
охв=0,95— внутреннее сжатие;
ои=0,85 — смешанное сжатие.
Параметры и размеры сверхзвуково-
го воздухозаборника выбираются для ос-
новного режима полета (как правило,
сверхзвуковой крейсерский полет).
Площадь входа. Пропускная
способность воздухозаборника (диффузо-
ра) оценивается коэффициентом расхода <р, представляющим собой от-
ношение действительного расхода воздуха к максимально возможному,
т. е.
Рис. 7.9. Способы образования
скачков уплотнения:
а — воздухозаборник с внешним
сжатием — все косые скачки распо-
ложены снаружи; б — воздухоза-
борник смешанного сжатия — косые
скачки расположены и снаружи, и
внутри воздухозаборника; в — воз-
духозаборник с внутренним сжати-
ем — все косые скачки расположе-
ны внутри
@в. max
Коэффициент расхода <р численно равен отношению площади струи
воздуха в невозмущенном потоке (сечение Н — Н) к площади входа в
воздухозаборник (рис. 7.10)
<Р
Рн
Р вх
причем площадью входа
полная площадь сечения
щели определяется как
сверхзвукового воздухозаборника считается
вх — вх. Площадь непосредственно входной
F = F — F
1 ш 1 вх J
где F? — площадь сечения тела, создающего систему скачков уплот-
нения.
Для создания системы скачков в воздухозаборниках могут приме-
няться как плоские тела (клин) — для плоских воздухозаборников, так
и круглые тела (конус, полуконус, четверть конуса) — для трехмерных
воздухозаборников соответствующей формы. Однако геометрические
параметры всех воздухозаборников аналогичны, поэтому продольное
130
сечение, например
практически одинак
ника будет отличать
сечения.
На расчетном j
скачки уплотнения i
имеет место равенст]
откуда
где GB — секундны.
V — скорость п
Руу — ПЛОТНОСТЬ
g = 9,81 м/с2.
Я
л
Iff
Рис. 7.10. Схе
Полный расход возду.
где <?в — расход воз,
Ов.п.с — воздух ПОГ
(клина, коь
^в.пер — воздух, пе]
через переп
Однако с достаточной
принимать
Расход воздуха ((;
где
Ов.пр — приведен
Р о, —соответст
духа при
5*
юления полного дав-
►в;
'вления полного дав-
входа сверхзвуковые
а типа: двухмерные
др.). В зависимости
с скачков воздухоза-
шнего, внутреннего и
(все три типа могут
[ми, и трехмерными,
качковые воздухоза-
вых самолетов были
о сравнению с возду-
греннего сжатия они
В регулировании, не
стемы запуска, обла-
шуществами, однако
(воздухозаборники с
меют также наиболь-
кое сопротивление).
, получено
е сжатие;
шее сжатие;
[ное сжатие.
1змеры сверхзвуково-
выбираются для ос-
>лета (как правило,
ерский полет).
хода. Пропускная
заборника (диффузо-
авляющим собой от-
[мально возможному,
сечение, например полукруглых и плоских воздухозаборников, будет
практически одинаково, а продольное сечение круглого воздухозабор-
ника будет отличаться только симметричностью нижней и верхней части
сечения.
На расчетном режиме работы воздухозаборника внешние косые
скачки уплотнения фокусируются на передней кромке обечайки, т. е.
имеет место равенство
(В —---5--=-------G- = 1
^в.шах
откуда F =_, (7.11)
где GB — секундный расход воздуха;
V — скорость полета самолета;
ря — плотность воздуха на высоте полета;
g = 9,81 м/с2.
ению площади струи
к площади входа в
заборника считается
:редственно входной
'ему скачков уплот-
щиках могут приме-
|духозаборников, так
|) — для трехмерных
ако геометрические
поэтому продольное
косые скачки скачок
(замыкающий.)
Рис. 7.10. Схема сверхзвукового воздухозаборника смешанного
сжатия (расчетный режим течения)
Полный расход воздуха через воздухозаборник равен
С?вЗ — Ga -|- Ов.п.с “Ь б?в .пер»
где GB — расход воздуха через двигатель;
GB.n.c—воздух пограничного слоя, сливаемый с поверхностей сжатия
(клина, конуса и т. д.);
^в.пер — воздух, перепускаемый из диффузора обратно в атмосферу
через перепускные (противопомпажные) створки.
Однако с достаточной для эскизного проектирования точностью можно
принимать
GcS~Gr.
Расход воздуха (физический) через двигатель равен
(7.12)
PC V т'н
где GB.np — приведенный расход воздуха;
Ра== Ph^bxi
Р о> Т’о—соответственно давление и температура окружающего воз-
духа при // = 0; У=0.
5*
131
Выражая давление и температуру полного торможения через число
М полета
Рн = Рн (1 + 0,2М2)3'5; Т„=ТН (1 + 0,2М2),
где Рн, Т*н—соответственно давление и температура полного тормо-
жения набегающего потока на высоте полета;
Рн' —соответственно давление (статическое) и температура
окружающего воздуха на высоте полета,
получим
<?B=Gnitp
о1)ХР7/(1+0,2М2)3
1,033
(7.13)
Окончательное выражение для определения площади входа сверх-
звукового воздухозаборника будет иметь вид
_ <.ЮР„(1+О,2М2)3
—и.пр ю,141/р;; I/ Т[1 ’
где FBX—выражается в м2;
GB.np — в кгс/с (значения приведенного расхода воздуха даны в
приложении III);
рн— в кгс/см2;
V — в м/с;
рн — в кгс • с2/м4;
Гн-в К.
Минимально необходимое число скачков в воздухозаборнике сверх-
звукового самолета (в зависимости от расчетной скорости полета)
должно быть;
М^ 1,3 — один прямой скачок;
М<1,5— система 1 косой скачок+1 прямой скачок;
М<2,0— система 2 косых скачка+ 1 прямой скачок;
М.^2,5— система 3 косых скачка+1 прямой скачок;
М^З,0— система 4 косых скачка+ 1 прямой скачок;
М^3,5— система 5 косых скачков+1 прямой скачок.
Расположение косых скачков, как было отмечено выше, зависит от
типа воздухозаборника. При смешанном сжатии обычно 1—3 косых
скачка располагают снаружи, остальные — внутри воздухозаборника.
Углы ступенчатого клина (конуса) —оц, uj, а3 и т. д.
выбирают таким образом, чтобы на расчетном режиме работы воздухо-
заборника наружные косые скачки (первый обязательно) фокусирова-
лись на передней кромке обечайки. Сфокусировать скачки можно, оче-
видно, при различных углах а, так как углы наклона скачков р зависят
от этих углов. Однако наибольшее значение коэффициента сгСк получает-
ся только при одинаковой интенсивности скачков, которая определяется
как отношение скорости потока перед скачком к скорости потока за
скачком.
Поэтому углы «], eta, аз и т. д. должны обеспечить равенство
v _ v'i _ _
V! У2 Уз
где V — скорость невозмущенного потока (скорость полета);
Vi — скорость потока за 1-м косым скачком;
У2 — скорость потока за 2-м косым скачком и т. д.
Скорость потока за i-м косым скачком V, связана со скоростью потока
перед скачком следующей зависимостью:
cos(pz— а,)
(7-15)
где ! — скорость ]
го скачка, следовател
где V — скорость пол'
Число М потока s
м?=
где Мг-.] — число М i
скачка — число М пол
Соотношение ме»
и углом наклона скачи
tec
Зная количество ,
определить необходим
обеспечивающие едина
Особое внимание
ности сжатия щ, так и
на) — расстояние от ве
Для современных <
от расчетного числа М
Угол а2 приблизительн
а2 = ± (0°
В табл. 7.1 для hi
ний углов а приведен!
Щие значения углов р
от числа М потока пер
а° 1,5 2,0 2,2 2,3$
Клин 5 47 34 31 29
7 50 37 33 31
9 54 39 35 33
111 58. 41 37 35
Длина ступеней кон
углы а и р и размер й.
Расстояние по оси с
будет равно
132
жения через число
>М2),
ра полного тормо-
полета;
е) и температура
ета,
L. (7.13)
f
щади входа сверх-
(7-14)
Г воздуха даны в
хозаборнике сверх-
скорости полета)
ж;
ок;
ок;
эк;
iOK.
। выше, зависит от
эычно 1—3 косых
воздухозаборника.
— И], 02» Из И Т. Д.
ie работы воздухо-
льно) фокусирова-
качки можно, оче-
скачков р зависят
1ента Оск получает-
•орая определяется
юр ост и потока за
ь равенство
влета);
скоростью потока
(7.15)
где Vi-i — скорость потока перед i-м косым скачком. Для первого косо-
го скачка, следовательно, будем иметь
[/ - IZ cos
1 cos (Pi — сц)
(7.16)
где V — скорость полета.
Число М. потока за i-м косым скачком определяется так:
5 + M?_i ! 5м£_! cos2
5 + sin2 pi
7М?_! sin 2^ — 1
(7-17)
где Mf-i — число M потока перед i-м косым скачком (для 1-го косого
скачка — число М полета).
Соотношение между углом поворота потока (углом клина, конуса)
и углом наклона скачка выражается формулой
tgai = ctgpi
М/-1 sin2 р/ — 1
1 + sin2pj
(7.18)
Зная количество косых скачков, из предыдущих уравнений можно
определить необходимые значения углов ступенчатого клина (конуса),
обеспечивающие одинаковую интенсивность в скачках.
Особое внимание следует обратить на угол наклона первой поверх-
ности сжатия щ, так как он фактически определяет вынос конуса (кли-
на) — расстояние от вершины клина до плоскости входа.
Для современных сверхзвуковых воздухозаборников (в зависимости
от расчетного числа М полета) величина
Угол аг приблизительно равен углу сц:
В табл. 7.1 для некоторых значе-
ний углов а приведены соответствую-
щие значения углов р (в зависимости
от числа М потока перед скачком).
угла «1 получается равной:
м °т <2,5 2,5—3,5
Клин -9
Конус ~13 -11
Таблица 7.1
1,5 2,0 2,2 2,35 2,7 3,0 3,5 а 1,5 12,о 2,2 2,35 2,7 3,0 3,5
Клип | 5 47 34 31 29 25 23 20 Конус 9 42 31 28 26 23 21 19
7 50 37 33 31 27 25 22 11 43 32 29 27 24 22 20
9 54 39 35 33 29 27 24 13 44 33 30 28 25 23 21
11 58. 41 37 35 31 29 26 15 45 34 31 30 27 =• 23
Длина ступеней конуса (клина) легко определяется, если известны
углы а и р и размер h.
Расстояние по оси от плоскости входа до вершины конуса (клина)
будет равно
f>=W₽r (7.19)
133
Расстояние от плоскости входа до начала второй ступени конуса
(на рис. 7.10 — размер /2) найдем, проведя из точки фокусирования
2-го скачка луч под углом (си+ 02) к набегающему потоку и т. д.
Площадь горла воздухозаборника Fr (в сечении г—г)
должна уменьшаться при увеличении скорости полета. Физически это
вполне очевидно: с увеличением числа М полета возрастает степень по-
вышения давления воздуха в системе скачков, а следовательно, повы-
шаются давление и плотность (воздуха в горле, что и приводит к необхо-
димости уменьшения его площади (в противном случае воздух в горле
расширится и снизится).
Обычно рассчитывается необходимая относительная площадь горла
приближении можно принимать
м 1,5 2,0 2,5 3,о 3,5
Гт 0,5 0,42 0,35 0,32 0,3
Значение величины Гг в зависимости от числа М полета в первом
Найденные в результате эскизного
проектирования параметры сверхзву*
нового воздухозаборника обязательно
проверяются и корректируются в про-
цессе экспериментальных испы*
таний.
Регулирование сверхзвуковых воздухозаборников
Сверхзвуковые воздухозаборники должны обеспечивать высокие
значения коэффициента восстановления полного давления сгвх в значи-
тельно большем диапазоне скоростей, чем дозвуковые заборники. По-
этому они имеют систему регулирования, задача которой состоит в том,
чтобы обеспечивать согласованную работу воздухозаборника и двигате-
ля (пропускная способность воздухозаборника должна соответствовать
пропускной способности двигателя).
В противном случае может возникнуть неустойчивая пульсирую-
щая работа (помпаж, «зуд» воздухозаборника). При этом сильно сни-
жается коэффициент овх. На сверхзвуковых скоростях задача регулиро-
вания воздухозаборника сводится к тому, чтобы удержать систему скач-
ков (особенно замыкающий прямой скачок за горлом) в заданном
положении. Это можно сделать изменением площади горла и перепуском
лишнего воздуха в окружающую атмосферу. Перепуск воздуха в атмо-
сферу осуществляется открытием специальных створок, установленных
на поверхности канала (за горлом) воздухозаборника. Эти створки по-
лучили название противопомпажных или перепускных. При сверхзвуко-
вом крейсерском полете створки перепуска воздуха приоткрыты и часть
воздуха стравливается в атмосферу, предотвращая тем самым возникно-
вение помпажа воздухозаборника.
При взлете и небольших дозвуковых скоростях полета потребная
площадь горла оказывается больше величины Ггтах, определяемой кон-
структивными возможностями (это объясняется относительно малой
плотностью воздуха в горле). Поэтому несмотря на полностью раскры-
тое горло, двигателю для нормальной работы не хватает воздуха. Чтобы
не нарушать режим работы двигателя, при взлете и при малых дозвуко-
вых скоростях полета открываются дополнительно вспомогательные
(взлетные) створки и дополнительный воздух поступает к двигателю,
минуя горло (вспомогательные и перепускные створки показаны на
рис. 7.16). Конструктивно система регулирования выполняется:
а) для изменения площади горла:
— перемещением
ники);
— перемещением
— изменением ди;
борники);
б) для дополните.
— открыванием д
(вспомогательные и пе
духозаборниках).
Регулирование во
системой. Схема подо£
имеются две основные
управления централью
лом и створками пере]
с помощью которых
ществляется регулиро
числа М в горле и noj
ния замыкающего ci
уплотнения.
3. РАЗМЕЩЕНИЕ ВОЗД
ЗАБОРНИКОВ НА САМО
На современных i
летах двигатели часто
мещаются в специал
наружных гондолах, гд<
духозаборник непоср
венно примыкает к ком]
сору двигателя. В да]
случае компоновка дви
ля и воздухозаборника
полняется совместно с
поновкой двигательной
долы.
При установке двиг
борник отделяется от дв
духозаборника выполняв
Главным требование
ников на реактивных са
обеспечение равномерно]
лучение высоких значен]
ления овх.
Существенная нерав
вать вибрацию лопаток j
неравномерность поля с*
теля в целом. Основные
поля скоростей в возду?
вязкостью воздуха). Нал
пограничного слоя на 061
ко падает от скорости нев<
При сверхзвуковом с
со скачками уплотнения,
отрывы потока от стенок;
больше увеличивает свою
образуются новые слабые
Отклонение от расче!
духа, в конечном счете и
134
зторой ступени конуса
точки фокусирования
му потоку и т. д.
a Fr (в сечении г—г)
полета. Физически это
возрастает степень по-
а следовательно, повы-
о и приводит к необхо-
случае воздух в горле
гельная площадь горла
ла М полета в первом
в результате эскизного
параметры сверхзву-
(аборника обязательно
корректируются в про-
шментальных испьь
— перемещением конуса вперед — назад (круглые воздухозабор-
ники) ;
— перемещением подвижных рамп ’ (плоские воздухозаборники);
— изменением диаметра центрального тела (круглые воздухоза-
борники) ;
б) для дополнительного всасывания или перепуска воздуха:
— открыванием дополнительных отверстий в канале за горлом
(вспомогательные и перепускные створки — на всех сверхзвуковых воз-
духозаборниках) .
Регулирование воздухозаборника осуществляется автоматической
системой. Схема подобной системы показана на рис. 7.11. В системе
имеются две основные цепи
управления центральным те-
лом и створками перепуска,
с помощью которых осу-
ществляется регулирование
числа М в горле и положе-
ния замыкающего скачка
уплотнения.
духозаборников
обеспечивать высокие
давления сгвх в значи-
ковые заборники. По-
которой состоит в том,
юзаборника и двигате-
элжна соответствовать
стойчивая пульсирую-
При этом сильно сни-
>стях задача регулиро-
держать систему скач-
горлом) в заданном
ди горла и перепуском
епуск воздуха в атмо-
гворок, установленных
ника. Эти створки по-
<ных. При сверхзвуко-
;а приоткрыты и часть
1 тем самым возникно-
гях полета потребная
аах, определяемой кон-
относительно малой
на полностью раскры-
ватает воздуха. Чтобы
и при малых дозвуко-
ьно вспомогательные
ступает к двигателю,
:творки показаны на
ыполняется:
3. РАЗМЕЩЕНИЕ ВОЗДУХО-
ЗАБОРНИКОВ НА САМОЛЕТЕ
На современных само-
летах двигатели часто раз-
мещаются в специальных
наружных гондолах, где воз-
духозаборник непосредст-
венно примыкает к компрес-
сору двигателя. В данном
случае компоновка двигате-
ля и воздухозаборника вы-
полняется совместно с ком-
поновкой двигательной гон-
долы.
При установке двигателя
Рис. 7.11. Гипотетическая система регулирова-
ния сверхзвукового воздухозаборника (показа-
ны основные и вспомогательные функции):
1 — датчик числа М в горле. 2—регулятор цент-
рального тела; 3 — ручное управление; 4 — датчик
помпажа; 5 — центральное тело; 6— датчик «срыва»;
7 — управление запуском; 8 — датчик числа М; 9 —
датчик положения скачка; 10 — регулятор перепуск-
ных створок; 11— перепускные створки; 12 — двига-
тель;
---------->- основные функции;
------♦ •->— вспомогательные функции.
при установке двигателя внутри фюзеляжа или крыла воздухоза-
борник отделяется от двигателя воздушным каналом и компоновка воз-
духозаборника выполняется отдельно.
Главным требованием, предъявляемым к компоновке воздухозабор-
ников на реактивных самолетах, как уже было отмечено, является:
обеспечение равномерного поля скоростей на входе в компрессор и по-
лучение высоких значений коэффициента восстановления полного дав-
ления (»вк-
Существенная неравномерность поля скоростей потока может выз-
вать вибрацию лопаток компрессора и их поломку. Даже допустимая
неравномерность поля скоростей снижает ресурс компрессора и двига-
теля в целом. Основным источником, вызывающим неравномерность
поля скоростей в воздухозаборнике, является трение (обусловленное
вязкостью воздуха). Наличие трения, как известно, вызывает появление
пограничного слоя на обтекаемой поверхности, скорость в котором рез-
ко падает от скорости невозмущенного потока до нуля.
При сверхзвуковом обтекании пограничный слой, взаимодействуя
со скачками уплотнения, нарушает их четкость: появляются местные
отрывы потока от стенок; пограничный слой, проходя через скачки, еще
больше увеличивает свою толщину; в местах вздутия пограничного слоя
образуются новые слабые косые скачки (Л-скачки) и т. д.
Отклонение от расчетной схемы течения, вызванное вязкостью воз-
духа, в конечном счете и приводит к неравномерности поля скоростей и
135
снижению С1ВХ Поэтому все современные воздухозаборники имеют си-
стему отвода (слива) пограничного слоя Удаляется как пограничный
слой, образовавшийся на поверхности фюзеляжа (или крыла), так и по-
граничный слой, возникший на поверхностях сжатия — конусе (клине)
и внутренней поверхности обечайки (рис 7 12)
Рис 712 Схема отвода пограничного слоя
Толщина пограничного слоя б, как известно, зависит от скорости
потока, от коэффициента вязкости воздуха и от длины контакта потока
с омываемой поверхностью
*=/(V\ Л х)
При проектировании воздухозаборника для надежного удаления
погра 1ичного слоя высоту сливных щелей (ftb /12 ) принимают
/7^0,01/,
где / — длина поверхности, на которой образуется пограничный слой
Рис 7 13 Пилонная подвеска ТРДД под крипом
Если, например, воздухозаборник будет вплотную прилегать к по
верхности фюзеляжа (т е hx—Q), то коэффициент восстановления пол-
ного давления при М = 2,5 уменьшится на 25—30%, чт-~ приведет в ко
нечном счете к снижению тяги двигателя на ~45% и к увеличению
удельного расхода топлива на 15%
Для окончательного выравнивания поля скоростей за горлом
сверхзвукового воздухозаборника устанавливаются турбулизаторы (не
большие пластинки). Место и необходимость установки турбулизаторов
определяется в процессе доводки воздухозаборника (при испытаниях в
аэродинамических труба <)
Обеспечение слива пограничного слоя является одной из особенно-
стей компоновки современных воздух тзаборнньов
В зависимости от места размещения на самолете применяются сле-
дующие основные типы воздухозаборников
136
1) лобовые воздухозаборники (главным образом, круглые);
2) боковые воздухозаборники (круглые, полукруглые, плоские
и др.);
3) подкрыльные воздухозаборники (главным образом, плоские)-.
Лобовые воздухозаборники размещаются либо в носу фю-
зеляжа на легких самолетах, либо в носу двигагелвной гондолы, подве-
шенной на пилоне под крылом тяжелых самолетов (рис. 7.13). Основ-
ное преимущество лобовых воздухозаборников состоит в том, что они
обеспечивают высокую равномерность поля скоростей, а л о и сверхзву-
ковом полете на расчетном режиме, кроме того, позволяют строго вы-
держивать заданное положение системы скачков уплотнения.
Рис. 7.14. Двигательная гон-
дола самолета ТУ-134
Рис. 7.15. Воздухозаборник истре-
бителя-бомбардировщика Фан-
том-!! (на поверхности фюзеляжа
видна ниша для размещения раке-
ты «Сперроу». На внутренней сто-
роне обечайки установлен ПВД
системы регулирования воздухо-
заборника)
Однако лобовые воздухозаборники имеют и ряд недостатков. Если
на тяжелых неманевренных самолетах в течение всего крейсерского по-
лета угол атаки не меняется, а следовательно, система скачков на входе
в воздухозаборник сохраняет заданное положение, то на легких самоле-
тах при выполнении маневра с большой перегрузкой, когда угол атаки
значительно увеличивается, фокусировка скачков нарушается, что при-
водит к неравномерности поля скоростей и к снижению коэффициента
восстановления полного давления. Короче говоря, лобовые воздухоза-
борники на больших углах атаки работают недостаточно эффективно.
Второй недостаток лобовых воздухозаборников носит компоновоч-
ный характер. Размещая воздухозаборник в носу фюзеляжа, приходит-
ся занимать большие внутренние объемы в фюзеляже под воздушный
канал (фактически весь фюзеляж от носа до хвоста прорезан воздуш-
ным и двигательным трактом), что, естественно, усложняет компоновку
самолета. Кроме того, лобовой воздухозаборник не позволяет размещать
в носу фюзеляжа антенну радиолокатора большого диаметра (антенна
ограничивается размерами конуса воздухозаборника).
Боковые воздухозаборники по форме входа отличаются
большим разнообразием. На дозвуковых самолетах в основном приме-
137
няются либо круглые воздухозаборники, либо воздухозаборники, форма
входа которых близка к прямоугольной (отклонение от круга в данном
случае объясняется стремлением сохранить профиль крыла); эти возду-
хозаборники называются также крыльевыми, так как они фактически
расположены в корневой части крыла.
Наличие пограничного слоя на поверхности фюзеляжа требует соз-
дания сливных щелей при компоновке боковых воздухозаборников на са-
молете, для чего вся двигательная гондола отодвигается и крепится к
фюзеляжу на пилоне (рис. 7.14).
Общее устройство
Рис. 7.16. Компоновочная схема двигательной гондолы тяже-
лого сверхзвукового самолета:
! — щель для слива пограничного слоя с поверхности крыла; 2 — непо-
движная плоскость клина, 3— подвижные рампы; 4— дозвуковой ка-
нал воздухозаборника, 5—дополнительные заборники воздуха, 6 —
первичное сопло, 7 — реверсер тяги, 8 — регулируемое вторичное сопло,
S — глушитель; 10—форсунки форсажной камеры, 11 — стенка под
двигателем; 12— перепускная (противопомпажная) створка; 13 — вспо-
могательная (взлетная) створка, 14 — обечайка; 15 — вертикальная пе-
регородка, разделяющая воздухозаборники двух двигателей, а — щель
для слива пограничного слоя с плоскости клина, в — воздух погра-
ничного слоя
Следует заметить, что пилон в данном случае позволяет лишь орга-
низовать слив пограничного слоя, не обеспечивая, однако, условий ра-
боты лобового воздухозаборника, так как скосы потока за крылом,
спутная струя от крыла и других частей самолета создают местные ус-
ловия течения, отличные от невозмущенного потока.
На сверхзвуковых самолетах в основном применяются плоские
(рис. 7.15) и полукруглые боковые воздухозаборники (хотя встречаются
и другие формы входа). Размещение воздухозаборников по бокам фю-
зеляжа не только значительно сократило длину воздушного канала, но
и полностью освободило нос фюзеляжа для установки радиолокационной
станции. При четкой организации слива пограничного слоя боковые воз-
духозаборники работают весьма эффективно (однако при выполнении
138
заборники, форма
)т круга в данном
рыла), эти возду-
к они фактически
1яжа требует соз-
заборников на са-
тся и крепится к
в
8
f
тяги
а тяже-
2 — непо
эвой ка-
ха, € —
)е сото
нка под
f — вспо
ьная по
t — щель
х погра
(ляет лишь орга-
но, условий ра-
ока за крылом,
ают местные ус-
няются плоские
отя встречаются
в ио бокам фю-
ного канала, но
дислокационной
юя боковые воз-
при выполнении
маневра на сверхзвуковой скорости с большими углами скольжения
один из воздухозаборников может оказаться затемненным носовой ча-
стью фюзеляжа).
Подкрыльные воздухозаборники на существующих са-
молетах (ХВ-70, Ту-144, «Конкорд») имеют плоский вход Воздухозабор-
ник в данном случае является передней частью двигательной гондолы,
установленной под крылом. На рис. 7.16 показано продольное сечение
двигательной гондолы самолета «Конкорд».
Недостатком подкрыльных воздухозаборников является плохая ра-
бота на больших отрицательных углах атаки (в этом случае они затеня-
ются крылом).
§ 4. ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА САМОЛЕТА
Топливная система современного самолета включает в себя следую-
щие основные элементы: топливные баки, трубопроводы, насосы, клапа-
ны, краны, фильтры и систему различных автоматов, датчиков, измери-
тельных приборов и т. д.
Назначение топливной системы — обеспечить подачу топлива к дви-
гателям на всех возможных для данного самолета режимах полета (по
высоте, скорости, перегрузкам и т. д.) в нужном количестве и с необхо-
димым давлением. На сверхзвуковых самолетах (особенно предназна-
ченных для длительного сверхзвукового полета) топливная система вы-
полняет еще ряд важных функций, обеспечивая охлаждение системы
кондиционирования, гидравлической системы и др., а также может умень-
шать запас устойчивости самолета, парируя сдвиг фокуса при переходе
от дозвукового к сверхзвуковому полету (см. гл. VI).
В качестве основного топлива для воздушно-реактивных двигателей
современных самолетов применяется углеводородное топливо (улучшен-
ные сорта керосинов). Для гиперзвуковых и воздушно-космических само-
летов представляют интерес криогенные топлива (в основном жидкий
водород).
На больших скоростях полета, когда направление теплового потока
в конструкции самолета изменяется на противоположное, топливо (осо-
бенно размещенное в крыльевых баках-отсеках) нагревается. Например,
в крейсерском полете со скоростью, соответствующей числу М = 3, тепло-
вой поток, исходящий от обшивки, становится настолько существенным
(средняя температура обшивки ~260с’С), что он мог бы нагреть керо-
син до температуры кипения. Применение теплоизоляции (слоистая
конструкция с сотовым заполнителем также значительно снижает теп-
ловой поток) позволяет избежать чрезмерного нагрева топлива, однако
температура его при больших скоростях (М>3) все же настолько повы-
шается, что углеводородное топливо не может выполнять роль хладаген-
та для охлаждения конструкции и систем самолета.
Одним из недостатков углеводородного топлива является его тер-
мическая неустойчивость при высоких температурах (например, для ке-
росина этот предел равен приблизительно 200° С). Если указанный пре-
дел достигается даже на короткое время, то может образоваться неко-
торое количество отложений твердых частиц в теплообменниках,
фильтрах, форсунках двигателей и т. д с возможным их блокированием.
В этой связи следует сказать о превосходстве жидкого водорода как топ-
лива для гиперзвуковых самолетов
На гиперзвуковых скоростях водород перед подачей в двигатель
может быть использован для охлаждения конструкции самолета. И тог-
да значительные трудности, связанные с применением водорода, будут
в какой-то степени компенсированы Дело в том, что жидкий водород,
обладая неоспоримым преимуществом перед керосином: энергосодержа-
ние на единицу веса примерно в 2,5 раза больше, удельная теплоемкость
139
в 7 раз выше (жидкий водород — отличный охладитель), имеет и ряд
существенных недостатков. Большой недостаток водорода — низкая
плотность в жидком состоянии, составляющая 0,1 плотности керосина,
поэтому энергосодержание на единицу объема у водорода примерно в
4 раза меньше. Другим недостатком является низкая температура кипе-
ния жидкого водорода, равная —253° С. Поэтому летательные аппараты
с таким топливом будут иметь большие объемы, причем топливо необхо-
димо размещать в криогенных баках, дополнительно увеличивающих
вес и объем аппарата.
Сравнение характеристик керосина и водорода приводится в
табл. 7.2.
Таблица 7.2
Хар жтеристика топлива Керосин Водород
Теплота сгорания в ккал/кгс 10290 28700
Теплота сгорания в ккал/л 8 700 2 100
Плотность в жидком состоянии в гс/см3 0,833 0,0735
Удельная теплоемкость, в ккал/кгс-град 0,46 2,7—3,7
Температура кипения (при давлении 1 кгс/см2) « °C 4-187—+237 —253
Различия физических и термодинамических свойств водорода и ке-
росина оказывают большое влияние на возможные компромиссные ре-
шения, увязывающие летные характеристики и конструкцию самолета.
Размещение топлива в значительной мере определяет общую компо-
новку самолета, так как запас топлива на современных самолетах мо-
жет достигать 50% и более от взлетного веса (на Ил-62 величина
£т.так= 0,51; на ХВ-70 — Ст.тах=0,57). Размещается топливо в специ-
альных топливных баках, которые делятся на основные, расходные и
балансировочные (в зависимости от назначения и типа самолета рас-
ходные и балансировочные баки в топливной системе могут и не преду-
сматриваться).
По конструктивным признакам топливные баки делятся на три ти-
па: жесткие, мягкие и баки-отсеки конструкции самолета. Основное
преимущество мягких резиновых баков состоит в том, что они позволя-
ют лучше, чем жесткие баки, использовать объем, более технологичны
и удобны в производстве и эксплуатации (их можно свертывать и мон-
тировать через небольшие люки). Мягкие баки, кроме того, не боятся
вибраций, не дают рваных краев при простреле (небольшие пробоины
даже затягиваются специальным слоем резины), обладают хорошими
теплоизоляционными свойствами.
Достоинством жестких баков является меньший вес по сравнению
с мягкими баками (вместе с контейнерами). Жесткие баки автономны
от конструкции самолета, их можно сравнительно легко ремонтировать.
Герметичные баки-отсеки (бак-конструкция) позволяют наиболее
рационально использовать внутренние объемы самолета, так как топлив-
ного бака как такового нет, а топливо заливается в отсек крыла или
фюзеляжа, покрытый изнутри керосиностойким (и температуростойким)
герметиком. Применение баков-отсеков позволяет увеличить запас топ-
лива на борту самолета. Однако баки-отсеки обладают повышенной по-
ражаемостью, что понижает надежность топливной системы, их трудно
ремонтировать. Топливо в баках-отсеках непосредственно подвергается
воздействию низких температур при полете на дозвуковых скоростях и
высоких температур при полете на больших сверхзвуковых скоростях.
Одним из основных требований к компоновке топливных баков на
самолете является обеспечение положения центра тяжести самолета при
140
Рис. 7.17. Типичное изменение положения цент-
ра тяжести и аэродинамическою фокуса са-
молета в процессе полета:
хт1—предельно переднее положение ц т, х^—пре-
дельно заднее положение ц т , Ддт — допустимый
диапазон центровок самолета; Дх^_ — сдвиг аэроди-
намического фокуса при переходе от дозвукового к
сверхзвуковому полету; х^ — возможное положе-
ние ц т в сверхзвуковом крейсерском полете (после
перекачки топлива из передних балансировочных ба-
ков в задние)
выработке топлива в допустимых пределах. Если самолет предназначен
для длительного сверхзвукового полета, то в топливной системе такого
самолета для уменьшения запаса устойчивости может предусматривать-
ся установка специальных балансировочных баков (баки, расположен-
ные на возможно большем удалении впереди и сзади от центра тяжести
самолета); перекачиванием топлива из передних балансировочных ба-
ков в задние можно приблизить центр тяжести к фокусу самолета (за-
пас устойчивости можно уменьшить также принудительным сдвигом
фокуса вперед). Если самолет кратковременно выходит на сверхзвуко-
вую скорость, то установка системы уменьшения запаса устойчивости
путем перекачки топлива на таком самолете, очевидно, нецелесооб-
разна.
На рис. 7.17 показано
типичное изменение положе-
ния центра тяжести и фоку-
са самолета в зависимости
от скорости (или времени)
полета.
Допустимый диапазон
центровок удерживается в
полете благодаря симмет-
ричному расположению топ-
ливных баков относительно
центра тяжести самолета и
определенной последователь-
ности выработки топлива из
них. Может возникнуть воп-
рос: нельзя ли для уменьше-
ния величины тгу обеспе-
чить такой порядок выра-
ботки топлива, чтобы центр
тяжести на сверхзвуковой
скорости перешел установ-
ленное предельно заднее при М<1 положение (хтз) и приблизился к
фокусу самолета, например за счет выработки топлива только из перед-
них баков? Однако этого сделать нельзя по двум причинам: во-первых,
если топливо из передних баков будет вырабатываться (а не перекачи-
ваться в задние), то центр тяжести будет сдвигаться назад очень мед-
ленно и эффект от уменьшения запаса устойчивости значительно сни-
зится; во-вторых, когда центр тяжести будет находиться сзади положе-
ния жТ2 и по какой-либо причине потребуется быстро снизить скорость
и перейти на дозвуковой полет, то необходимо также быстро вернуть
центр тяжести самолета в дозвуковое' положение (в противном случае
самолет станет неустойчивым), а быстро вернуть центр тяжести в дозву-
ковое положение можно только перекачкой топлива в передние баки.
Поэтому система сдвига центра тяжести самолета с помощью перекачи-
вания топлива из передних балансировочных баков в задние обязательно
должна обеспечивать и быструю обратную перекачку топлива при пере-
ходе от сверхзвукового полета к дозвуковому. На самолете «Конкорд»
во время разгона на околозвуковом режиме примерно за 5 мин перека-
чивается 9200 л топлива из четырех передних балансировочных баков
в задний бак. Обратная перекачка топлива при переходе к дозвуковой
скорости полета производится еще быстрее — за 4 мин.
Питание двигателей топливом можно осуществлять из любых топ-
ливных баков, но чаще всего для этого используются специальные рас-
ходные баки, в которые в определенном порядке перекачивается топли-
во из основных баков.
141
Топливная система с расходным баком имеет определенные преи-
мущества, особенно для самолетов военного назначения: она обладает
большей надежностью, так как при выходе из строя основных баков в
запасе остается расходный бак (до 20% всего топлива), защиту которо-
го можно обеспечить путем бронирования; один расходный бак (или
несколько) легче оборудовать специальными устройствами для беспе-
ребойного питания двигателя при выполнении фигур высшего пилота-
жа и т. д.
Топливные баки могут размещаться как в фюзеляже, так и в крыле
самолета. И та, и другая компоновка имеет определенные преимущества
Рис. 7.18. Размещение топливных баков на сверхзвуко-
вом пассажирском самолете «Конкорд», Франция —
Англия!
J; 2; S—балансировочные баки; 3, 7 — расходные баки, 4, 5, 6,
9, 10— основные баки
и недостатки. Поэтому для одних самолетов топливо размещается в ос-
новном в крыле, для других — в фюзеляже. Крыльевые топливные баки
имеют большую площадь поражаемой поверхности, что приводит к мень-
шей живучести топливной системы. Это основной недостаток такого рас-
положения топливных баков. Однако при размещении топлива в крыле
его вес разгружает крыло в полете, благодаря чему получается опреде-
ленный выигрыш в весе конструкции крыла. Кроме того, при размеще-
нии топлива в крыле фюзеляж практически полностью можно занять
под полезную нагрузку, что имеет большое значение в первую очередь
для пассажирских и транспортных самолетов. Поэтому на всех пасса-
жирских, транспортных и тяжелых военных самолетах топливные баки
размещаются главным образом в крыле (рис. 7.18).
Размещение топлива в фюзеляже может оказаться более целесооб-
разным для военных самолетов (особенно низколетящих). Располагая
топливные баки в фюзеляже над центропланом, двигателем, шасси
и т. д., которые служат как бы защитным экраном от зенитного огня,
можно повысить живучесть самолета.
Глава VIII
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
В настоящей главе дается определение основных параметров глав-
ным образом военных самолетов. Определение параметров пассажирских
самолетов, вертикально-взлетающих и воздушно-космических самолетов
приводится в специальных главах книги.
Как уже отмечалось, основными параметрами самолетов являются:
— полный (взлетный) вес Go;
142
— площадь крыла S;
— тяга Ро или мощность No СУ, потребные для получения заданных
летных данных.
Для определения этих параметров на начальной стадии проектиро-
вания самолета находят относительные параметры ро и Ро.
§ 1. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЕЛИЧИНЫ УДЕЛЬНОЙ НАГРУЗКИ НА КРЫЛО
В гл, II было показано, что величина удельной нагрузки на крыло
ро существенно влияет на летные характеристики самолета и на его
взлетный вес Go. В частности, заданные взлетно-посадочные характерис-
тики могут иметь решающее значение при определении ро- К взлетно-
посадочным характеристикам самолета относятся:
посадочная скорость
17 — А 1 / ”п°с
v пос — л I /
у пос
скорость отрыва при взлете
17отр-5 1/ —
Г СУ отр
скорость захода на посадку
Т 7 _ Рте
v зах — Ь I / ,
у СУ зах
где А, В и С—постоянные коэффициенты, учитывающие плотность
воздуха и влияние земли на су самолета;
Рпос — удельная нагрузка на крыло при посадке;
Cf/nocj С^отр— коэффициенты подъемной силы, соответствующие по-
садочному углу атаки и углу атаки при отрыве само-
лета;
с^зах—коэффициент подъемной силы на угле атаки, соответ-
ствующем скорости захода на посадку.
Большая скорость УПОс ведет к необходимости создания больших
аэродромов и усложняет пилотирование самолета при посадке. Боль-
шая скорость Уотр приводит к увеличению размеров аэродрома или же
к необходимости применения взлетных ускорителей, а большая скорость
Узах затрудняет пилотирование при посадке самолета, что снижает
эксплуатационные качества проектируемого самолета.
Допустимая величина Vпос зависит от назначения самолета и воз-
можности применения на нем посадочных парашютов и подобных им
тормозных устройств, а также устройств для реверса тяги.
В первом приближении на основе статистических данных, опублико-
ванных за рубежом, можно принимать следующие величины Упос*;
для военных самолетов..................... 180—250 км/ч
для военно-транспортных самолетов......... 120—150 »
для учебных и спортивных самолетов .... 60—100 »
Допустимая скорость Уэах обычно определяется из условий безопас-
ности полета. Для военных самолетов можно принимать следующие ве-
личины:
Узах = 200—280 км/ч.
* Максимальное значение VEoc ограничивается допустимыми для камер колес
окружными скоростями (Vnoc меньше 400 км/ч).
143
Обычно считается, что скорость ^зах должна превышать скорость
срыва, соответствующую сутах, на 20—30%, т. е.
С» *» = (1Дт1а,3)2 = (0’7 0’6) тЗХ-
В первом приближении значение ро следует выбирать в соответствии
с величиной скоростей УПос или Узах-
Так как расходуемая в полете нагрузка (топливо, сбрасываемые
грузы и т. д.) составляет 25—60% взлетного веса и, следовательно, са-
молет к моменту посадки оказывается значительно облегченным, то це-
лесообразно величину удельной нагрузки рпос, определяемую по весу
самолета в момент посадки, связать с Vnoc и УЭах. Учитывая это, можно
пользоваться для определения величины ро следующими формулами:
или
172
Су пос^пос
180(1 —0,8GT — Gc.r)’
,,2
СУ заходах
208(1 — 0,8GT — Gc.r)
(8.1)
(8.2)
где GT —относительный вес топлива (GT=GT/G0);
Gc г —относительный вес сбрасываемых грузов (Gc r=Gc r/G0).
При отсутствии на начальной стадии проектирования продувочных
данных можно пользоваться следующими приближенными величина-
ми с^П0С:
— для прямых крыльев с мощной механизацией (предкрылок и двух-
щелевой выдвижной закрылок) съ,Пое=2,2—2,5;
— для стреловидных крыльев (%=25—35°) с мощной механизацией
с^пос= 1 ,8—2,0;
— для стреловидных крыльев (х=40—45°) со сдвижными двухще-
левыми закрылками и предкрылками cvB0C= 1,5—1,8;
— для треугольных крыльев (хпк=55—60°) с мощной механизацией
Г^пос == 1,0—1,2.
Необходимая величина удельной нагрузки р0 в большинстве случаев
определяется из условий посадки. Вместе с тем следует проверить, на-
сколько найденное значение ро обеспечивает другие заданные летные ха-
рактеристики. Если, например, задана крейсерская скорость или число
Д^крейс На ВЫСОТе //«рейс (Дкрейс), ТО
Ро^ЗЭбОМкрейсДкрейс 1/ "7^- кгс/м2, (8.3')
V А
где
— Схр&0 “Р сх Ф . »
«1
k0~ 1,35;
и ’ ’ 1 V с
(8.3) ,
С учетом (8.3') формула (8.3) приводится к квадратному уравнению
относительно ро. При решении берется действительный корень (-гРо).
Ниже приведены примерные статистические значения удельных на-
грузок ро на крыло:
истребители нормальной схемы.............. 400—600 кгс/м2;
истребители бесхвостой схемы .......... 250—300 »
бомбардировщики средние........................ 350—550 »
бомбардировщики тяжелые..................... 550—650 >
144
воен но-транспортные самолеты с ТРД тяже-
лые ................................... 500—650 »
легкие транспортные, спортивные и трениро-
вочные самолеты.......................... 150—180 »
учебные, переходные (с ТРД)............ 100—150 »
самолеты для сельского хозяйства........ 80—120 »
§2. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПОТРЕБНОЙ ТЯГОВООРУЖЕННОСТИ САМОЛЕТА
__ При проектировании потребная тяговооруженность самолета
/9о_^о/^о определяется обычно из обеспечения заданных условий:
— скорости (числа М.) полета на расчетной высоте
— длины разбега или дистанции прерванного взлета;
— разгона за определенное время от скорости, соответствующей
числу М<1 до скорости, соответствующей числу Мрасч>1, а также из
других условий.
В качестве расчетной- тяговооруженности принимается наибольшее
из этих условий значение />
При заданных величинах ЛГраСч, //>11 км и выбранном значении
потребная тяговооруженность
о
4650м2асчсу
5Р0
(8.4)
где
сх = сХо 1 /Эо-------;
294- 105Mjac4A2
(8-5)
£ —---- (см. стр. 28);
Л)
Д — относительная плотность воздуха на заданной высоте Н.
Если известно крейсерское число МкрейС на высоте /Лфейс>П км, то
стартовая потребная тяговооруженность
_ 6950М2 с,
=-------кр*йс х° , (8.6)
еро
а величина //Крейс может быть найдена по Дкрейс:
_1,7бЮ>оСл1
Мкрейс — -----
еЛ)
Для самолетов, предназначенных для малых высот, стартовая тяго-
вооруженность определяется по следующей формуле*
„2
Ро
где сх-=сХо + 1)0
525-КЙМ4
^0"
7200М2сх
5ро
(8.8)
(число М задано).
Из условия обеспечения заданной длины разбега стартовая тяго-
вооруженность равна
= Т-Q Г-----------+ 1 ’ 0’033’ (8.9)
отрМЧ-разб
где Сротр=1,1—1,2 — для сверхзвуковых самолетов нормальной схемы
с крылом умеренной стреловидности (35—45°);
145
с^отР = 0,65—0,67 — для самолетов схемы «бесхвостка» с треуголь-
ным крылом;
с^отР=1,8—2 — для военно-транспортных дозвуковых самолетов, а
также легких многоцелевых самолетов;
— коэффициент сопротивления качению колес (при взлете с
бетонированной ВПП /кач=0,03; при взлете с грунтового
аэродрома /кач=0,1).
Из условия безопасности взлета (после отрыва) с одним отказав-
шим двигателем (пдв^2)
ро =
1,5
(8.10)
Лдв
Здесь 0 — наименьший допустимый угол набора высоты
(sin 0=0,024 —для лдв = 2; sin 0=0,027 —для /гдв=3;
sin 6=0,03 —для пдв=4).
Для большинства типов сверхзвуковых самолетов (кроме СВВП и
СУВП) стартовую тяговооруженность можно определить по следующей
формуле:
1,2
^крейск
,95 ^т.расх) (ТЛсрейс + ^крейс/^) ^крейсср .крейс
£1^крей с7 дв^т. ра сх
,(8.11)
где /<крейс— аэродинамическое качество самолета на крейсер-
ской скорости;
<?т.расх — б?т.расх/От—относительный вес топлива, израсходованного за
время всего полета;
//крейс—начальная высота крейсерского полета в м;
Икрейс—крейсерская скорость в м/с;
ср.крейс—удельный часовой расход топлива в крейсерском по-
лете в кгс/кгс-ч;
Тлв—стартовый удельный вес двигателя.
Значения безразмерного коэффициента е и величина /<крепс в зави-
симости от крейсерского числа М берутся из следующей таблицы* **!;
МКрейс 2-3,5 6,0 9,0
£ 2700 3500 4700 * Меньшие значения Ккрейс характер- ны для самолетов небольшой дальности по-
Мкрейс с» 1 * 5-7 4—6 лета, большие — для самолетов дальности. большой
§ 3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПОЛНОГО (ВЗЛЕТНОГО) ВЕСА САМОЛЕТА
Определение взлетного веса самолета — одна из основных задач на
первом этапе проектирования. Степень точности, с которой определяется
имеет особое значение, поскольку эта величина влияет на основ-
ные летные данные самолета.
Прежде всего следует иметь в виду, что площадь крыла S опреде-
ляется исходя из выбранного для проектируемого самолета значения
удельной нагрузки ро, поэтому рассматривая влияние на летные харак-
теристики полного веса Go, необходимо принимать всегда р0=const.
* Мишин В. Ф. Выбор двигателя в период предварительной разработки са-
молета. Изд. МАИ, 1968.
** Здесь имеется в виду приближенное определение Go.
146
Завышение взлетного веса проектируемого или построенного само-
лета всегда ухудшает его летные характеристики. Расчет показывает»
например, что при увеличении веса Go на 10% число Мта3; снижается
при сверхзвуковых скоростях приблизительно на 12%. Завышение веса
Go может быть получено или на начальном этапе проектирования — при
определении полного веса, или в процессе проектирования конструкции.
Если завышение веса получилось только вследствие утяжеления кон-
струкции, то при неизменности Go GK увеличится, GT, Gey и тяговоору-
женность Pq уменьшатся и летные характеристики будут ухудшаться.
Взлетный See
самолета
Вес пустого
самолета
Полная
нагрузка
. Снаряжение и
служев нагрузка
Оборудование
и управление
Конструкция
Самолета
'Полезная (целе-
вая) нагрузка
Силовая
установка
Топливо
Вес пустого
снаряженного
самолета
Рис. 8.1. Схема разбивки полного веса самолета Go на составляю-
щие части
Как известно, полный вес самолета включает в себя вес пустого са-
молета Guyer и вес полной нагрузки GH. В свою очередь вес пустого
самолета GnyCT включает в себя вес конструкции самолета GK, вес сило-
вой установки Gcy, вес оборудования и управления GO6ynp- Вес полной
нагрузки GH состоит из веса топлива Gt, веса полезной нагрузки Gn.H,
представляющей собой вес различного рода грузов, пассажиров и веса
служебной нагрузки ССлуж (экипаж и снаряжение) (рис. 8.1). Таким об-
разом,
Опуст GH=GK 4- Gc.y -J- Goc.ynp -p GT 4- Grt н 4" Gcjyw
Определение полного веса усложняется тем, что некоторые из его
слагаемых являются функциями самого веса Go, кроме того, определение
Gc.y и GT непосредственно в самом начале проектирования невозможно,
так как для этого нужно знать величину веса Go.
Для определения веса конструкции самолета GK также необходимо
знать Go, так как достаточно точное определение веса конструкции GK
возможно лишь тогда, когда известны основные размеры самолета; раз-
меры же можно определить только исходя из веса Go. Поэтому в первом
приближении полный.вес лучше всего определять из уравнения относи-
тельных весов:
G,+Gc,+G,+-%^=1,
у Go
где Gc.9.r=G06.ynp4“Gir н4~^служ—сумма, определяемая достаточно точно
на основании перечней оборудования, каталогов и данных статистики,
причем GnH и бслуж — задаются; Gc.y и GT определяются по формулам.
Определение GK возможно только при условии, что в первом приближе-
нии полный вес самолета известен. Расчет ведется следующим образом.
По формулам (2.21) и (2.23) определяют Gc.y и GT, затем по формуле
147
(2.26); (2.26'J или (2.26"), задавшись вероятной величиной полного веса
самолета Go' (используя статистику), находят величину относительного
веса конструкции в первом приближении GKZ. Поскольку вес Ос.э.г извес-
тен, получают Gc.9.t/Go' и находят сумму
GK + Gc.y Ч" GT + Gc э г EG',
которая будет больше или меньше единицы (или равна единице). Если
сумма будет равна единице, то Go явится первым приближением иско-
мой величины полного веса самолета. Если сумма не равна единице,
задаются вторым значением полного веса Go", находят GK и Gc.9.r/Go
и подсчитывают сумму G,< |(7CV 1 GT 4 6с.э.г/Оо=П>, Далее строят
зависимость
G0=f(EG) (рис. 8.2)наносят точки с координатами
Go, EG', Go, £G" и проводят через эти
точки плавную кривую. Пересечение кри-
вой с осью Go дает значение полного веса
самолета в первом приближении Go1.
Рис. 8.2. Графический способ
определения полного веса са-
молета Go при эскизном проек-
тировании
Для определения Gc.y необходимо
знать потребную тяговооруженность Pq и
удельный вес СУ. Потребная тяговсору-
женность Ро определяется так, как ука-
зывалось выше. Удельный вес силовой
установки го можно определить для ТРД
по формуле
~~ ТлвН- ДТте»
(8-12)
где Дудв—vGJPq (<р = 0,09 для небольших самолетов с фюзеляжными
баками; ср =0,13 для больших самолетов с крылье-
выми баками);
GT и Ро берутся по статистике или приведенному
выше расчету;
Удв — удельный вес двигателей можно принимать по
статическим данным (удв = 0,16—0,20).
Относительный вес топлива определяется в соответствии с тем,
задана ли продолжительность полета f или дальность Ьщах—по форму-
лам (2.22) или (2.23) и (2.23').Входящие в формулы коэффициенты £иф
определяются по соответствующим графикам. Коэффициент сХо в зависи-
мости от скорости может быть взят из продувки модели сходного с про-
ектируемым самолета или вычисляется по приближенным формулам.
Коэффициент сх равен сх—сХ(|-( /)о^о/<72- Для самолетов с поршневы-
ми и турбовинтовыми двигателями относительный вес топлива опреде-
ляется по формуле (2.23").
Часто двигатель для проектируемого самолета, бывает задан. Тогда
в начале проектирования будут точно известны удв, сХо, функции £=fi(M)
и ф = /2(М) и задача сводится к тому, чтобы проверить расчетом в пер-
вом приближении, будут ли выполнены требования к летным характе-
ристикам. Если при проектировании самолета не задан конкретный дви-
гатель, то приходится делать выбор из нескольких подходящих. Для ре-
шения в первом приближении вопроса об удовлетворении требований по
Мщах строят графики функций сх(М) и Ср(М). Коэффициент тяги Ср оп-
ределяется по формуле
Р ffln№PO
148
где Pfti—тяга двигателя на расчетной высоте Н при заданном числе
М полета;
— количество двигателей;
Go— полный вес самолета в первом приближении;
q—скоростной напор.
По характеристикам выбранного двигателя находят вес силовой ус-
тановки Сс.у=^’о^дв/*о(Рог — стартовая тяга двигателя) и вес топлива
/-> _J ( СП, „ ^maxWr0A) , \
От Оо I W^CpO-----------°--г И ,
\ Мкрейс /
где фср0—удельный расход топлива на //Крейс и М.<РейС, сЛо и DQ — для
крейс И Мкрейс (СМ. ГЛ. II).
Значение числа M:fpeac определяется графически построением в ко-
ординатах Мзад и Ми.т кривой МКрейС, подсчитываемой по формуле
МКреПс=0,012 , и ЛуЧа из начала координат под углом 45°
* Glcx0
к осям (см. рис. 2.17), Пересечением кривой и луча определится зна-
чение МКрейс на крейсерской высоте А/крейс, которой будет соответство-
вать
1,7601 \/cTd^
ДКр.«С = ДВВ ----Д01 .
*01п. 1st
где Ро£ — тяга выбранного двигателя на Мкрейс по характеристике дви-
гателя для Н=0 (коэффициент | учитывает изменение тяги
по скорости, а также потери тяги во входных устройствах СУ
при М> 1).
Уточнив величины Gc.y, GT и определяют полный вес во втором
приближении
II 3 г ^C»V п
Gq=- _ . (8.13)
1-Ок
Затем находят величину 5=GoI/p0.
Зная S, приступают к компоновке самолета, выбирают и уточняют
все размеры и параметры частей самолета, разрабатывают и уточняют
его общий вид и рассчитывают вес конструкции частей самолета, ис-
пользуя для этого весовые формулы (для крыла, фюзеляжа, оперения,
шасси и т. д.). После этого определяют полный вес в третьем прибли-
жении:
Оо"=Ос.,.г+Ое.У+От-!-0„
и далее составляют весовую сводку (см. приложение I).
Глава IX
ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ПАССАЖИРСКИХ
САМОЛЕТОВ
§ 1. КОМПОНОВКА ПАССАЖИРСКОЙ КАБИНЫ
При компоновке пассажирского самолета важно обеспечить разме-
щение на самолете заданного числа пассажиров (коммерческой нагруз-
ки) при наименьшем весе пустого самолета. В первую очередь решение
этой задачи связано с выбором оптимальных размеров фюзеляжа, пасса-
жирской кабины и вспомогательных помещений.
149
В настоящее время в практике воздушных пассажирских перевозок
применяются три различных класса кабин, отличающихся друг от друга
комфортом размещения пассажиров и условиями обслуживания пасса-
жиров в полете,
В высшем, I классе, увеличена ширина сидений и расстояние между
рядами (шаг сидений), пассажиры чаще получают питание (увеличен
объем кухонь) и т. п.
Во II, или туристском, и III, или экономическом, классах соответ-
ственно более узкие сидения и меньший шаг между рядами сидений.
Размеры пассажирской кабины определяются числом пассажиров,
конструкцией и размерами пассажирских сидений.
Рис. 9.1. Основные размеры пассажирских сидений
Основные размеры пассажирских сидений приведены в следующей
таблице (рис. 9.1).
Классы
пассажирских
сидений
Ширина
блока
сидений
I класс
Туристский
Экономический
470
440
410
70—80
50—60
40—50
470
450
430
300
430 320
320
430
720
700
700
55—65
36
25
1100
1100
1100
1200
1030
970
1420
1520
1430
В3
Все размеры даны в мм.
Следует иметь в виду, что:
а) пассажирские сидения обычно делаются в виде блоков из двух
или трех сидений. Для I класса применяются только блоки с двумя си-
дениями; для II и III классов возможны блоки как с двумя, так и с тре-
мя сидениями;
б) сидения I класса должны иметь спинку, откидывающуюся назад
на угол до 55°—65° от вертикали, и съемную площадку — подножку, что-
бы обеспечить полулежачее положение пассажира для отдыха;
в) сидения II и III классов должны иметь спинку, свободно откиды-
вающуюся вперед с тем, чтобы при аварии пассажир заднего ряда не
мог удариться головой о спинку переднего сидения;
г) сидения III класса из-за малого шага между сидениями должны
быть откидными;
д) каждое сидение I класса обязательно должно иметь два подло-
котника шириною не менее 70 мм. В блоках сидений II и III классов
средние подлокотники делаются по одному между сидениями; ширина их
составляет соответственно не менее 60 мм и не менее 40 мм;
150
Таблица 9.1
Класс сидений Вес блока из двух сидений в кгс Вес блока из трех сидений в кгс
1 22—30 __
II 18—25 27—35
Ш 15—20 22—30
е) при установке в одном ряду нескольких блоков сидений ширина
прохода между этими блоками должна быть:
для I класса — не менее 500 мм;
для II класса — 450—500 мм;
для III класса — 390—400 мм.
Весовые характеристики сидений приведены в табл. 9.1.
Если учесть, что расстояние от
подлокотника сидения до внутренней
поверхности фюзеляжа должно быть
не менее 50—60 мм и толщина стенки
фюзеляжа составляет обычно 120 мм
(конструкция, теплозвукоизоляция, де-
коративное покрытие), то легко рас-
считать потребную ширину фюзеляжа
в зоне размещения сидений.
Например, для размещения шести
сидений II класса в ряду (два блока
по три сидения) потребная ширина фюзеляжа (или диаметр фюзеляжа
при круглом сечении)
Вф = 440*6 + 50-8+400+60 • 2+420-2 = 3800 мм,
где 440 — ширина сидений;
50 — ширина подлокотников;
400 — ширина прохода;
60 — зазор до стенок;
120 — толщина стенок.
Расчеты, сделанные подобным образом для различного числа сиде-
ний в ряду, сведены в табл. 9.2.
Минимально необходимая ширина фюзеляжа
Таблица 9.2
Число сидений Б рЯДу Количество и тип бло- ков Ширина прохода в мм Ширина и ко- личество под- локотников в ряд-у Зазор между внешним под- локотником и стенкой Ширина фюзеляжа в зоне пассажир- ских сидений или диаметр фюзеляжа в мм
3 1+2 390 50 (2+3) 50x2 2300
4 2+2 400 50 (3+3) 50X2 2800
5 2+3 400 50 (3+4) 50X2 3300
6 з+з 400 50 (4+4) 60x2 3800
7 2+3+2 480+480 50 (3+4+3) 60X2 4900
8 2+3+3 485+485 50(3+4+4) 60x2 5400
9 з+з+з 490+490 50(4+4+4) 60x2 5900
10 3+2+2+3 500+500 50 (4+3+3+4) 60x2+140 6600
Примечания. 1. Ширина сидения между подлокотниками 440 мм; толщи-
на одной стенки фюзеляжа 120 мм.
2. При числе сидений в ряду 9 и компоновке по схеме 3+24-2+2 за счет
дополнительного подлокотника и зазора между средними блоками сидений шири-
на фюзеляжа увеличивается до 6000 мм.
Размеры пассажирской кабины определяются в основном числом
пассажиров. По числу пассажиров в одном ряду и, следовательно, опре-
деленной ширине пассажирской кабины и ширине фюзеляжа опреде-
ляется потребное число рядов сидений.
Длина пассажирской кабины находится с учетом следующих ус-
ловий:
151
а) расстояние или шаг между рядами сидений:
в I классе -960- 1080 мм;
во II классе —840 — 870 мм;
в III классе —750 — 810 мм;
б) первый ряд сидений должен размещаться не ближе чем на 1200—
1300 мм от передней перегородки кабины, если считать этот размер от
плоскости перегородки до верха спинки сидения при ее нормальном по-
ложении (угол наклона 15—18°), как это показано на рис. 9.2.
Рис. 9.2. Схема установки пассажирских сидений относительно передней
и задней перегородок кабины
Если первый ряд сидений размещен спинками по полету (пассажи-
ры сидят лицом к хвосту самолета), то второй ряд сидений должен на-
ходиться не ближе чем на 2000—2200 мм от передней перегородки, как
это показано на рис. 9.3. Такая компоновка целесообразна во всех слу-
чаях, если в кабине нет таких средств развлечения, как кино; пассажиры
первого ряда при этом не утомляются в полете от вида близко располо-
женной перегородки;
2000... 2200 (6 экономическом классе 1750...2000)
Передняя стенка пассажирский каёины
235...250 (6 экономическом кЛассе W...50)
Рис. 9.3. Вариант размещения передних рядов пассажирских сидений друг
против друга
в) для возможности отклонения спинки сидения на максимально
допустимый угол между верхом спинки сидения заднего ряда и плос-
костью задней перегородки расстояние должно быть не менее 235—
250 мм в компоновках I и II классов и не менее 35—50 мм в компоновке
III класса (см. рис. 9.2).
152
Рассмотрим два примера.
1. Требуется найти длину пассажирской кабины, если число пасса-
жиров 150, размещаются они по 6 человек в ряду и компоновка должна
соответствовать III классу. Длина кабины будет, очевидно, равна
/каб— 1200 ^780 f-50 - 19 970 мм или —20000 мм,
\ 6 /
где 1200 — расстояние от перегородки до первого ряда в мм;
780 — шаг между рядами сидений в мм;
50 — расстояние от перегородки до последнего ряда в мм;
/150 , \
(-----1 J—число промежутков между рядами.
2. Сколько пассажиров можно поместить в такой же кабине II клас-
са, принимая, что они тоже размещаются по 6 человек в ряду?
лпас=6 f-----------------н I =6 • 23 = 138 чел.,
\ 840 1 j
где 20000 — длина кабины в мм;
1260 — расстояние от передней перегородки до верха спинок перво-
го ряда сидений в мм;
260 — расстояние между верхом спинок последнего ряда сидений
и задней перегородкой в мм;
840 — шаг между рядами сидений в мм.
Выбор размеров пассажирской кабины контролируется полученным
объемом этой кабины или, точнее, удельным объемом этой кабины, при-
ходящимся на одного пассажира. Этот удельный объем.
для компоновки I класса 1,5—1,8 м3/чел;
для компоновки II класса ^1,2—1,3 м3/чел;
для компоновки III класса ^=0,9—1,0 м3/чел.
При этом следует иметь в виду, что чем больше дальность полета
самолета, тем больше должен быть удельный объем пассажирской каби-
ны и что в объем пассажирской кабины не входит объем вестибюлей,
гардеробов, туалетов и кухонь.
Высота пассажирской кабины в зоне прохода между сидениями
должна быть не менее 1900—2000 мм.
§ 2. КОМПОНОВКА СЛУЖЕБНОЙ КАБИНЫ И ОБСЛУЖИВАЮЩИХ
ПОМЕЩЕНИЙ
Служебная кабина или кабина экипажа размещается в передней
части фюзеляжа. Ее размеры и компоновка зависят от состава экипажа.
Обычно экипаж состоит из четырех человек: первого летчика — команди-
ра корабля, второго летчика, борт-инженера и штурмана. Возможные ва-
рианты размещения этого экипажа в кабине показаны на рис. 9.4.
Вариант I
Рис. 9.4. Возможные схемы размещения экипажа в служебной кабине
Вариант И
153
В пассажирских самолетах, предназначенных для эксплуатации на
средних и коротких маршрутах, оборудованных наземными радиомаяка-
ми, состав экипажа обычно уменьшается до трех человек за счет снятия
штурмана. В дальних магистральных пассажирских самолетах, наобо-
рот, состав экипажа может увеличиваться за счет введения в него спе-
циального радиста.
В пассажирских самолетах для местных авиалиний экипаж обычно
состоит только из двух летчиков.
В служебной кабине, как правило, предусматривается еще одно или
два запасных места с привязными ремнями для размещения на них ин-
структоров, инспектора или штурмана-лоцмана.
нал до с кт
Обивка потолка,
по оси летчика
1150 (не белее)
2800+200
^1П1П
Рис. 9.5. Схема размещения летчиков в пассажирском самолете с пультом управ-
ления между летчиками
визирование
иол кабины
Ось симметрии |
откат кресло
। для удобства
' посадки и
отдыха
Наиболее важным элементом компоновки служебной кабины яв-
ляется размещение летчиков и обеспечение им необходимого обзора.
Типовая компоновка места летчика показана на рис, 9.5 и 9.6. Ниже
приведены требования к обзору летчика.
1. Зона беспрепятственного обзора по азимуту:
влево — 20°;
вправо — от 20° до 30°;
вниз — не менее 16°;
вверх — 10°—20°.
2. В диапазоне между 20°—45° левого борта допускается установка
одной силовой стойки.
3. Обзор назад должен обеспечивать видимость половины концево-
го обтекателя консоли крыла.
4. Ширина затенения основных силовых стоек — не более 70 мм.
5. Размер Lc — 500 мм и более с обеспечением угла обзора не менее
16° вниз и не менее 20° вверх.
6. При снятии диаграммы обзора от точки Ci допускается переме-
щение головы (в пределах вытяжки привязных ремней) по R =100—
120 мм.
154
В состав экипажа для поддержания порядка в пассажирском по-
мещении, приготовления и раздачи питания пассажирам в полете, ин-
структажа по пользованию теми или иными средствами пассажирского
оборудования и аварийными системами и оказания первой медицинской
помощи входят бортпроводники.
Число их в самолете определяется из следующих условий:
а) два бортпроводника на отделение I класса с числом пассажиров
до 30;
б) один бортпроводник на 50 пассажиров в кабинах II и III класса.
Рис. 9.6. Требуемый нормами летной годности пассажирских самолетов обзор из
кабины летчика:
Ct — положение глаза летчика при взлете и посадке самолета; Ct — положение глаза лет-
чика при полете самолета;
------зона, обязательного обзора;
-----зона,' желательная для оозора
Каждый бортпроводник должен обязательно иметь место с привяз-
ными ремнями; оно может быть откидным.
В самолете должен быть гардероб для верхней одежды бортпровод-
ников и летного экипажа.
Для размещения багажа пассажиров в пассажирском самолете пре-
дусматриваются багажные помещения. Они, как правило, должны на-
ходиться под полом пассажирской кабины или в нижнем этаже и иметь
высоту не менее 1100 мм. Объем багажных помещений выбирается так,
чтобы в них можно было перевозить, кроме нормируемого багажа пасса-
жиров (20 кгс на каждого пассажира при удельном весе багажа
120 кгс/м3), почту и срочный груз. Обычно принимается, что необходи-
мый объем багажных помещений
Убаг^ (0,23—0,25)/г1гас м®, (9.1)
где ппас — число пассажиров.
При диаметре фюзеляжа, меньшем 2800 мм, багажные помещения
под полом находиться не могут и тогда их размещают спереди и сзади
пассажирского помещения для того, чтобы, регулируя их загрузку, можно
было бы сохранять положение центра тяжести самолета (центровку) в
заданных пределах.
Для обеспечения погрузки багажа и почты в стандартных контей-
нерах багажные люки должны иметь размеры, указанные на рис. 9.7.
155
Багажные помещения обязательно должны находиться в зоне гермети-
ческой кабины.
Для обеспечения питанием пассажиров в полете в пассажирском по-
мещении предусматриваются одна или две кухни, в которые на аэродро-
ме загружаются контейнеры с расфасованной пищей и напитками. В по-
лете бортпроводники лишь разогревают необходимое количество пищи и
разносят или развозят на специальных тележках сервированные подносы
к пассажирам, у которых на сидениях, стоящих впереди, имеются от-
кидные столики.
Рис. 9.7. Основные рекомендуемые размеры багажных люков
Одна кухня в самолете делается в том случае, если имеется одно-
типная компоновка пассажирской кабины и число пассажиров не превы-
шает 100 человек. Если в пассажирской кабине имеются салоны, то не-
зависимо от числа пассажиров в самолете должно быть две кухни, об-
щий объем которых составляет
'^кух ^(0,12—0,14) л11ас м3. (9.2)
Количество туалетных помещений в пассажирском самолею зависит
от числа пассажиров и от продолжительности полета. При продолжи-
тельности полета менее двух часов следует делать один туалет на 50 пас-
сажиров; при продолжительности полета от двух до четырех часов —
один туалет на 40 пассажиров при числе пассажиров 120 и менее, один
туалет на 45—50 пассажиров при числе пассажиров более 120; при про-
должительности полета более четырех часов — один туалет на 30 пасса-
жиров при их числе менее 120, на 40 пассажиров — при их числе от 120
до 200 и на 45—50 пассажиров — при числе пассажиров более 200.
Площадь пола туалетного помещения должна быть 1,5—1,6 м2, ши-
рина — не менее 1 м.
Наиболее неопределенной в компоновке пассажирских самолетов яв-
ляется проблема гардеробов. Она является актуальной лишь для само-
летов, эксплуатирующихся на авиалиниях СССР, Канады, Аляски и
Скандинавских стран в зимнее время; в летнее время в этих странах и
во все времена года в остальных странах пальто и головные уборы могут
размещаться на багажных полках.
Требуется, чтобы для гардеробов отводилось помещение с площадью
пола
5гард= (0,035 - 0,050) /глас м2, (9.3)
а объем этого помещения должен составлять
«'гард < (0,05 — 0,08) «пас М3. (9.4)
Наиболее рациональным решением этой задачи является организа-
ция гардеробов со съемными перегородками с тем, чтобы в летнее время
156
вместо гардеробов в самолете можно было бы устанавливать дополни-
тельные пассажирские места. Поэтому гардеробы следует размещать
либо в вестибюлях у входных дверей, либо в зонах, где шум внутри
пассажирской кабины является наибольшим.
§ 3. ОБЕСПЕЧЕНИЕ АВАРИЙНОЙ ЭВАКУАЦИИ ПАССАЖИРОВ.
ДВЕРИ И ОКНА В ПАССАЖИРСКОМ ПОМЕЩЕНИИ
При проектировании пассажирского самолета должна обеспечивать-
ся возможность:
— аварийной эвакуации всех пассажиров и экипажа на земле в те-
чение 90—120 секунд при выпущенном и убранном положении шасси;
— аварийной высадки пассажиров в бортовые аварийные плаваю-
щие средства (надувные плоты) при вынужденной посадке самолета на
водную поверхность.
Для выхода пассажиров в условиях срочной эвакуации на земле с
каждого борта фюзеляжа должны быть созданы аварийные выходы
(табл. 9.3).
Таблниа 9.3
Количество пассажиров Люк I типа Люк И типа Люк III типа Люк IV типа Количество пассажиров Люк I типа Люк 11 типа Люк III типа Люк IV типа
7—19 1 140—179 2 2
20—39 1 1 — 1 180—219 2 2 — —
40-59 1 —— —- 1 220-249 3 —— 2 ——
60-79 1 — 1 —» 250—279 3 2 —. " »
80—109 1 — 1 1 280—309 4 —. 2
110-139 2 — 1 1
Люк I типа — размеры в свету 610X1220 мм; люк располагается на
уровне пола кабины вне зоны крыла.
Люк II типа — размеры в свету 510X1120 мм; люк располагается
или на уровне пола вне зоны крыла, или в зоне крыла, имея высоту ниж-
ней кромки от уровня пола кабины не более 250 мм и от поверхности
крыла не более 430 мм.
Люк III типа — размеры в свету 510X915 мм; люк располагается в
зоне крыла, имея высоту нижней кромки от уровня пола не более 510 мм
и от поверхности крыла не бодее 685 мм.
Люк IV типа — размеры в свету 480x700 мм; люк размещается в
зоне крыла, имея высоту нижней кромки от уровня пола не более 735 мм
и от поверхности крыла не более 915 мм.
Под размерами в свету понимаются размеры дверного проема в
плоскости его хорды.
Примечания. 1. Углы люков должны быть скруглены радиусом не более
Уз ширины.
2. Основные входные двери учитываются в числе аварийных выходов I типа.
3. При увеличении в два раза ширины аварийных выходов I типа для обес-
печения одновременного прохода через него двух человек общее число аварийных
выходов может быть сокращено на 7з.
4. На самолетах с верхним расположением крыла, кроме указанного в.
табл. 9.3 числа аварийных люков с каждого борта фюзеляжа, должны быть ава-
рийные выходы III типа наверху фюзеляжа из расчета 1 люк на 35 пассажиров.
В непосредственной близости от аварийных выходов I и II типов, не
находящихся в зоне крыла, размещаются либо аварийные резино-
вые трапы, автоматически надувающиеся при выбрасывании (рис. 9.8),
либо натяжные полотняные (авиабрезентовые) желоба.
157
Для обеспечения безопасности пассажиров и экипажа при полете
над морем (при времени полета от берега в сторону моря более 90 мин)
должны быть предусмотрены спасательные надувные плоты (лодки) в
количестве и суммарной грузоподъемности, соответствующие числу пас-
сажиров и экипажа.
Л
Рис. 9.8. Размещение аварийного надувного трапа:
7 —полетное положение (крышка ниши для трапа закрыта); II— трап в
положении «Тотов к сбросу>; III — дверь открыта, трап выброшен; IV —
трап автоматически надут и готов для спуска пассажиров
Нормальный вход пассажиров в кабину осуществляется через двери,
расположенные, как правило, по левому борту (на самолетах с числом
пассажиров более 250 двери могут размещаться на обоих бортах). Двер-
ной проем снизу ограничивается плоскостью пола. Порог не допускается.
Размеры дверных проемов указаны на рис. 9.9.
158
Двери должны открываться наружу с тем, чтобы в аварийной об-
становке пассажиры не мешали бы их открытию. Вместе с тем желатель-
но, чтобы закрытые двери прижимались внутренним давлением в кабине
к окантовке дверного проема, что предупреждает самопроизвольное от-
крывание дверей в полете при нарушении работоспособности замков.
Окна пассажирской кабины должны представлять собой сплошную
световую линию. Конструктивно это выполняется в виде отдельных не-
больших окон (ширина 200—230 мм, высота 320—350 мм), расположен-
ных между шпангоутами (шаг окон 500—510 мм). При такой конструк-
ции возможность обзора через окна обеспечивается при любом шаге си-
дений пассажиров тем более, что в практике эксплуатации возможны
изменения компоновок пассажирской кабины с соответствующим изме-
нением шага сидений.
§ 4. ВЫБОР ОСНОВНЫХ РАЗМЕРОВ КРЫЛА
ДОЗВУКОВЫХ ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ
Площадь крыла дозвукового пассажирского самолета выбирается,
исходя из обеспечения режима полета на заданной высоте, соответствую-
щего максимальному аэродинамическому качеству, а также из обеспече-
ния заданной скорости захода на посадку.
1. Из первого условия
ОСр
м2,
у max крейс
где Gcp— средний вес самолета на маршруте в кгс;
q—скоростной напор на заданной высоте и при заданной ско-
рости полета в кгс/м2;
Су max крейс—значение су, соответствующее максимальному значению
Ккрейс»
(9.5)
Су max крейс —
~ S
А)
где F—площади миделя ненесущих элементов самолета (фюзеляжа,
гондол, двигателей и т. п.);
сх—коэффициент аэродинамического сопротивления какой-либо
части самолета, отнесенный к соответствующей площади ми-
деля;
£>0 = —~—коэффициент отвала поляры в формуле с
dcy
2. Из второго условия
(9.6)
2
5 =---------------М2
V2 с
v max пос
(9-7)
где Gnoc— посадочный вес самолета в кгс;
Vs.пос—заданная скорость захода на посадку в м/с;
Ср max пос—максимальное значение Су при посадочном положении меха-
низации крыла.
При проектировании самолета за расчетную площадь крыла прини-
мается большая из величин, определенных из указанных выше двух ус-
ловий. Для того чтобы получить самолет с минимальными размерами (а
следовательно, и наиболее экономичный) согласно формулам (9.5) и
(9.7), нужно иметь:
159
— возможно большее значение су при максимальном значении X,
т. е. коэффициент отвала поляры jD0 должен быть минимальным. Коэф-
фициент £)0 прямо пропорционален потерям на балансировку самолета и
обратно пропорционален удлинению крыла;
— возможно большее значение с^тах при посадочном положении ме-
ханизации крыла. Непременным условием этого является механизация
не только задней кромки (закрылки), но и передней кромки (щелевые
Рис. 9.10. Изменение аэродинамического качества
крыла Киа1 в зависимости от угла стреловидности
крыла % и от числа М полета
Для пассажирских самолетов большой и средней дальности с тремя
двигателями и больше выбор стреловидности крыла однозначно опреде-
ляется задаваемой величиной крейсерской скорости полета. Так как по
условию получения наибольшей экономичности величина крейсерской
скорости должна быть возможно большей и наряду с этим самолет одно-
временно должен иметь максимально возможное аэродинамическое каче-
ство, то по данным рис. 9.10 и 9.11 следует, что дозвуковой самолет мо-
жет иметь крейсерские скорости полета, соответствующе ''числу М=
= 0,85—0,90, и стреловидность крыла при этом по линии хорд долж-
на быть
у = 35°~40э.
160
Для пассажирских самолетов с малой дальностью полета, когда вы-
сокие значения крейсерской скорости не могут быть полностью реализо-
ваны и особенно для пассажирских с .молетов с двумя двигателями, на
выбор оптимальной стреловидности накладывается дополнительное ус-
ловие: обеспечение продолжения взлета самолета при отказе одного дви-
гателя при расчетных значениях температуры и давления наружного воз-
духа ( + 30°С; 730 мм рт, ст.).
Согласно нормам летной годности гражданских самолетов СССР*
угол наклона траектории набора высоты самолетом при отказе одного
(наиболее критического) двигателя должен быть не менее:
Примечание. 2-й этап взлета — от
высоты 10 м над концом взлетной полосы
(над концом КПБ — концевой полосы без-
опасности) до конца уборки шасси; механи-
зация крыла во взлетном положении; длина
участка 2 этапа — 300 м.
3-й этап взлета —от конца 2 этапа до
высоты 100 м над уровнем летной полосы;
шасси убрано, механизация крыла во взлет-
ном положении.
Количество двигателей на самолете 2-й этап 3-й этап 4-й этап
2 0.5% 2,5% М%
3 1.1% 2.7%
4 1.3% 3,0% 1.5%
4-й этап взлета — от высоты 100 м до высоты 400 м; механизация крыла убирается
с начала 4-го этапа взлета.
Угол наклона траектории набора высоты определяется выражением
= (9-8)
где Рвзл — суммарная тяга двигателей на самолете с одним отказавшим двигателем
при скорости набора высоты и в тех атмосферных условиях, которые при-
няты расчетными для данного аэродрома в кгс;
<7вЗЛ — взлетный вес самолета в кгс;
А’взл —аэродинамическое качество самолета на режиме, соответствующем скоро-
сти набора высоты и данным атмосферным условиям.
На 2-м этапе Ковл принимается с учетом механизации крыла во взлетном поло-
жении и выпущенного, ио постепенно убирающегося шасси; на 3-м этапе Лвзл прини-
мается с учетом только взлетного положения механизации крыла и на 4-м этапе — с
убранными шасси и механизацией крыла.
Из форь л (9.8) легко видеть, что номинальная потребная тяга при
всех работающих двигателях:
— для самолета с двумя двигателями
Рп.,р=2Оюл(-?—l-tge); (9.9)
X Авзл /
— для самолета с тремя двигателями
Р«ир=4с"-(-£Г-+,8ф (9.Ю)
* \ *Хвзл /
— для самолета с четырьмя двигателями
р.ир-=4°-“(-Л- H-tge)- (9.п)
d \ Авзл /
Так как tg 0 задан нормами летной годности, а бвзл является исход-
ным параметром при исследовании, то величина потребной тяги зависит
от аэродинамического качества самолета при взлетном положении меха-
низации крыла.
Величина Квзл зависит от угла стреловидности крыла, увеличиваясь
при уменьшении угла стреловидности, как это показано на рис. 9.12.
* Нормы летной годности гражданских самолетов СССР. МАП СССР,
МГА, 1967 г.
6—1062 161
Вторым фактором, влияющим на величину Квзл, являются конструк-
тивно-аэродинамические характеристики механизации крыла, представ-
ленные на рис. 9.13,
Решая вариационную задачу подбора соответствующей механизации
крыла и угла стреловидности для получения заданной траектории набо-
ра высоты на 3-м этапе взлета и оптимального набора высоты на 4-м
(чем набор высоты круче, тем меньше влияние шума самолета на приле-
гающие к аэродрому населенные территории), выбирают оптимальный
угол стреловидности крыла. При этом следует иметь в виду первое усло-
вие выбора стреловидности крыла: обеспечение возможно большей крей-
серской скорости полета.
симально допустимы
при которых образов
шие числа М полета
нительную подсасыва
Оптимальная ср
крыла при стреловид
Рис. 9.12. Изменение величины
Квзл max В ЗЭВИСИМОСТИ ОТ Сцбез
при различных постоянных углах
стреловидности (?.=9)
обеспечивая при это
ветствующих числу N
У крыльев с х=
крыла обычно бывае
самолетов с такими
ствующих числам М i
§ 5. ВЫБОР TJ
для доз
Потребная тяга
лета в горизонтально!
ределяется формулой
Рис. 9.13. Влияние типа механизации крыла на
величину К взл •
1 — однощелевоЛ закрылок, 2 — двухщелевой закры-
лок; 5 — трехщелевой закрылок, 4 — трехщелевой за-
крылок и предкрылок
Стреловидность крыла на ряде самолетов с двумя двигателями
(ВАС-111, Дуглас ДС-9, Sud Aviation «Каравелла», Боинг 737 и др.)
составляет 20°—25°.
Удлинение крыла К для дозвуковых пассажирских самолетов рассчи-
тывается с учетом того, что увеличение удлинения благоприятно сказы-
вается на величине аэродинамического качества, но одновременно ведет
к увеличению веса крыла, а следовательно, и всего самолета.
Для крыла со стреловидностью %=35° оптимальным является удли-
нение Х=6,0—7,5; для крыла со стреловидностью %='2О—25° оптималь-
ное удлинение крыла X—7,0—8,0.
Сужение крыла в плане (отношение корневой хорды крыла к конце-
вой) в значительной мере определяет срывные характеристики крыла на
больших углах атаки и влияет на характеристики продольной и попереч-
ной устойчивости самолета, ухудшая эти характеристики при увеличении
сужения; с другой стороны, увеличение сужения крыла ведет к уменьше-
нию его веса.
Оптимальные значения сужения крыла q лежат в пределах
73 = 3,5-4,5.
Выбор относительной толщины сечений крыла тесно связан с углом
стреловидности крыла и с аэродинамическими характеристиками профи-
ля крыла. Для обеспечения наименьшего веса конструкции крыла и по-
лучения наибольшего объема баков для топлива выбирают такие мак-
где G— вес самолет
АГкрейс— аэродпнамл
полета (по i
Д и сх— площадь мт
фициент col
Найденная велич!
соответствовать крейо
му по времени нелрерь
По величине этот
высотно-скоростным X
суммарная сгатическа
в виде
где Ро— тяговооруж(
Лк— статическая
пдв — число двпга
О0— взлетный ва
В ряде случаев к
тельные требования п<
двигателей на любом
лямп, сохранившими ]
ном режиме, должен п]
мах начальной или koi
лета в этом случае дол.
5000 м.
Третье условие вы
руемого набора высоты
предыдущем параграф)
ся потребная тяга в р,
6*
162
симально допустимые значения относительной толщины профилей крыла,
при которых образование сверхзвуковых зон обтекания сдвинуто на боль-
шие числа М полета или эти зоны расположены так, что образуют допол-
нительную подсасывающую силу, уменьшающую сх крыла.
Оптимальная средняя относительная толщина сечений (профилей)
крыла при стреловидности крыла /=35° лежит в пределах
F=10—12%,
обеспечивая при этом достижение крейсерских скоростей полета, соот-
ветствующих числу М полета, равному 0,85—0,90.
У крыльев с %=20—25° средняя относительная толщина сечений
крыла обычно бывает такой же, учитывая, что крейсерские скорости у
самолетов с такими крыльями меньше и лежат в пределах, соответ-
ствующих числам М полета, равным 0,7—0,8.
§ 5. ВЫБОР ТЯГОВООРУЖЕННОСТИ И ЧИСЛА ДВИГАТЕЛЕЙ
ДЛЯ ДОЗВУКОВЫХ ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ
Потребная тяга всех двигателей пассэжирского дозвукового само-
лета в горизонтальном полете на заданных высоте и скорости полета оп-
ределяется формулой
^потр. крейс == ~ h CXFq КГС, (9.12)
Акрейс
где Q— вес самолета в начале крейсерского участка пути в кгс;
•АГкрейс— аэродинамическое качество крыла, соответствующее режиму
полета (по потребной величине су).
F и сх—площадь миделя всех ненесущих элементов самолета и коэф-
фициент сопротивления, отнесенный к этой площади.
Найденная величина Рпотр, поделенная на число двигателей, должна
соответствовать крейсерскому режиму работы двигателя, неограниченно-
му по времени непрерывной работы.
По величине этой тяги на заданных высоте и скорости полета по
высотно-скоростным характеристикам двигателя определяется потребная
суммарная статическая тяга двигателей и тяговооруженность самолета
в виде
р (9.13)
Go
где PQ—тяговооруженность самолета;
Ры— статическая тяга двигателя на взлетном режиме в кгс;
пдв— число двигателей;
<70— взлетный вес самолета в кгс.
В ряде случаев к пассажирскому самолету предъявляются дополни-
тельные требования по завершению полета при отказе одного или двух
двигателей на любом участке маршрута, а именно: самолет с двигате-
лями, сохранившими работоспособность и работающими на номиналь-
ном режиме, должен продолжить полет и совершить посадку на аэродро-
мах начальной или конечной точек маршрута. Тяговооруженность само-
лета в этом случае должна обеспечивать полет на высоте не менее 4000 -
5000 м.
Третье условие выбора тяговооруженности — из обеспечения норми-
руемого набора высоты при отказе одного из двигателей — рассмотрено в
предыдущем параграфе. По формулам (9.9), (9.10) и (9.11) определяет-
ся потребная тяга в режиме работы двигателей, соответствующем ско-
6*
163
1,172 । 1
^разбс// max взл
—;-------F 2 _/разб
^вэл >
’[10тР= l,O75Go
рости набора высоты и расчетным атмосферным условиям. По найден-
ной потребной тяге (по соответствующим характеристикам двигателя)
находится и потребная суммарная статическая тяга двигателей.
Наконец, четвертым условием, которое может определять выбор тя-
говооруженности пассажирского самолета, являются требования заказ-
чика к длине разбега самолета при взлете.
В этом случае
кгс, (9.14)
где /разе—заданная длина разбега в м;
с^тах взл—максимальное значение су при взлетном положении механиза-
ции крыла;
Тбвзл— аэродинамическое качество самолета с выпущенным шасси с
механизацией крыла во взлетном положении и с учетом влия-
ния земли;
/разе — коэффициент трения при разбеге (/Разб==0,03—0,05).
Из перечисленных выше четырех условий и выбирается максималь-
ная величина потребной статической тяги двигателей или тяговооружен-
ности самолета.
Число двигателей выбирается, исходя из следующих противореча-
щих друг другу условий. Из формул (9.9), (9.10) и (9.11) следует, что
чем больше число двигателей, тем меньше может быть тяговооружен-
ность самолета и меньше эксплуатационные расходы, однако при равной
тяговооруженности более экономичным является самолет с меньшим
числом двигателей.
Решение этой задачи с учетом обоих условий позволяет выбрать
наиболее рациональное число двигателей. Опыт решения подобных за-
дач показывает, что:
— для дальних магистральных самолетов, эксплуатирующихся, как
правило, на аэродромах с большими длинами ВПП (аэродромах классов
А и Б) целесообразно устанавливать четыре двигателя (самолеты Ил-62,
Боинг 707 и Боинг 747, Дуглас DC-8 и др.);
— для магистральных самолетов средней дальности, имеющих неко-
торые ограничения по аэродромам (класс В), оптимальным является
установка трех двигателей (самолеты Ту-154), Боинг 727, Дуглас DC-10,
Ьокхид L-1011, Хаукер Сиддли «Трайдент» и др.);
— для магистральных самолетов малой дальности и для самолетов
местных линий, предназначенных для эксплуатации на аэродромах с
с короткими ВПП (класс Г) и даже на грунтовых аэродромах, наиболее
целесообразна установка двух двигателей (самолеты Ту-134, Боинг-737,
Дуглас ДС-9, БАК-111 и др.).
Глава X
ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЕТОВ
ВЕРТИКАЛЬНОГО И УКОРОЧЕННОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ
В процессе развития самолетостроения конструкторы, как известно,
стремились к увеличению максимальной скорости полета. В гл. II было
показано, что достижение этой цели возможно при увеличении удельной
нагрузки на крыло р0 и тяговооруженности Ро.
Удельная нагрузка за период времени с 1925 г. по настоящее время
увеличилась с ро=5О—100 кгс/м2 до ро=45О—700 кгс/м2. При этом уве-
личивалась и минимальная скорость, определяющая скорости отрыва и
посадки самолета, которая достигла величин УпОс=250—350 км/ч. Соот-
164
ветственно увеличилист
собой, кроме усложнен!-
дистанции. Если в 194С
800 м, то к 1965 г. дли
осложнением возникла
ление к увеличению Vm
динамического сопротш
шения обтекания, а так:
та (применение более
и т. д.).
С другой стороны,
та и к увеличению нагр’
матпках это ведет к зна
с ростом максимальной
ление в пневматиках к
Это обстоятельство пот
ванных взлетно-посадоч
технические сооруженш
ство и эксплуатацию. К
ства и ограничений по ,
ся строить на значите;
время доставки пассаж:
со временем полета, чп
двери до двери» и сни>
летах на короткие расст
Отрицательным слс
затрат на обеспечение 1
посадке.
Вполне очевидны т
ных» к стационарным аэ
Таким образом, nej
данской, так и военной,:
Решение этой проб;
направлениям. Первое 1
взлета и посадки (СУВ
щественно сократить п(
создание летательных
(АВВП), в том числе
(СВВП), которым для в
соизмеримые с размерял
§ 1. САМОЛЕТ!
В настоящее время
взлетно-посадочной дис
заключается лишь в вел]
Рассмотрим, от кат
дочная дистанция.
Длина разбега опре,
где ах — среднее ускоре
ем сил разгона
В первом приближе
сил при разбеге, можно;
<2Л —
ветственно увеличились значения скорости отрыва. Все это влекло за
собой, кроме усложнения пилотирования, увеличение взлетно-посадочной
дистанции. Если в 1940 г. взлетная полоса могла быть длиною в 700—
800 м, то к 1965 г. длина увеличилась до 2500—3000 м. Наряду с этим
осложнением возникла проблема проходимости для колес шасси. Стрем-
ление к увеличению Утах приводило к необходимости уменьшения аэро-
динамического сопротивления, которое достигалось за счет общего улуч-
шения обтекания, а также за счет уменьшения лобовой площади самоле-
та (применение более тонких крыльев, уменьшение сечения фюзеляжа
и т. д.).
С другой стороны, увеличение Утах приводило к росту веса самоле-
та и к увеличению нагрузок на колеса. При неизменном давлении в пнев-
мэтиках это ведет к значительному увеличению размеров колес. Поэтому
с ростом максимальной скорости приходилось постепенно повышать дав-
ление в пневмэтиках колес, что ухудшало их проходимость по грунту.
Это обстоятельство потребовало применения на аэродромах бетониро-
ванных взлетно-посадочных полос. Аэродромы превратились в сложные
технические сооружения, требующие огромных затрат на их строитель-
ство и эксплуатацию. К тому же из соображений потребного простран-
ства и ограничений по допустимому уровню шума аэродромы приходит-
ся строить на значительном расстоянии от городов. Вследствие этого
время доставки пассажиров и грузов на аэродром зачастую соизмеримо
со временем полета, что приводит к уменьшению скорости доставки «от
двери до двери» и снижает экономичность перевозок, особенно при по-
летах на короткие расстояния.
Отрицательным следствием роста Emm является также увеличение
затрат на обеспечение необходимого уровня безопасности при взлете и
посадке.
Вполне очевидны трудности использования самолетов, «привязан-
ных» к стационарным аэродромам и в военное время.
Таким образом, перед современной скоростной авиацией как граж-
данской, так и военной, возникла проблема аэродрома.
Решение этой проблемы в настоящее время осуществляется по двум
направлениям. Первое направление — создание самолетов укороченного
взлета и посадки (СУВП) —дает неполное решение, позволяя лишь су-
щественно сократить потребные размеры ВПП. Второе направление —
создание летательных аппаратов вертикального взлета и посадки
(АВВП), в том числе самолетов вертикального взлета и посадки
(СВВП), которым для взлета и посадки необходимы размеры площадки,
соизмеримые с размерами аппарата.
§ 1. САМОЛЕТЫ УКОРОЧЕННОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ
В настоящее время любой самолет имеет средства сокращения
взлетно-посадочной дистанции. Отличие СУВП от обычного самолета
заключается лишь в величине такого сокращения.
Рассмотрим, от каких параметров самолета зависит взлетно-поса-
дочная дистанция.
Длина разбега определяется следующей формулой:
7разб VOTp/2(T^., (10.1)
где ах — среднее ускорение при разбеге. Оно определяется соотношени-
ем сил разгона и торможения.
В первом приближении, пренебрегая влиянием аэродинамических
сил при разбеге, можно записать
g С’ср — /1<70) .-g . , .
«х =------------=g(^cp-/l).
Go
165
где Pep — средняя сила тяги при разбеге;
fi — коэффициент сопротивления качению колес.
Аналогично для длины пробега имеем
V2
£про6-—(10.2)
2]
где [ах[ —среднее замедление при пробеге. Для него справедливо сле-
дующее приближенное выражение;
Ч) \о0 /
Здесь X— средняя сила аэродинамического сопротивления;
/2— коэффициент трения при пробеге.
Скорости Ротр и Vnoc определяются минимальной скоростью устано-
вившегося полета или скоростью срыва VTOm. Для самолета с горизон-
тальным вектором тяги
. (10.3)
у Ро Четах
Из условий безопасности V0Tp и Vnoc на 20—-30% больше Vmtn-
Анализ формул (10.1) и (10.2) показывает, что существуют два
пути сокращения длины разбега и пробега самолета. Первый путь —
увеличение ускорения при разбеге и замедления при пробеге. На взлете
это достигается за счет повышения Рср путем форсирования тяги двига-
телей, либо путем установки стартовых ускорителей. На посадке приме-
няется реверс тяги двигателей, воздушные тормоза, торможение колес
шасси, а также различные задерживающие устройства на посадочной
полосе. Необходимо учитывать, что параметры самолета по-разному
влияют на ах. Например, при разбеге желательно иметь минимальное
сопротивление при большой подъемной силе, а при пробеге необходимо
как можно большее сопротивление при малой подъемной силе. По-раз-
ному влияют на длину разбега и пробега стартовая тяговооруженность
и коэффициенты трения fa и f2.
Второй путь — уменьшение минимальной скорости самолета. По-
скольку Vmin однозначно влияет на длину разбега и пробега, в дальней-
шем более подробно остановимся на разбеге. Воспользуемся прибли-
женной формулой для определения длины разбега в виде
£Р.а» =s------~---------. (10.4)
отр (^€Р — /1)
Эта формула справедлива при постоянном угле атаки крыла, отсутст-
вии ветра и наклона полосы; Рср и fa — среднее значение тяговооружен-
ности и коэффициент сопротивления качению по длине разбега.
С помощью формулы (10.4) построена номограмма (рис. 10.1), по-
зволяющая проанализировать влияние параметров самолета на величи-
ну £Разб- Из номограммы видно, что обеспечение требования укорочен’
ного взлета накладывает очень жесткие ограничения на допустимую ве-
личину Уо=Ро/Суотр- Для обеспечения длины разбега 200 м ^0 =
= 40—235 кгс/м2 в зависимости от величины стартовой тяговооружен-
ности.
Приемлемые значения qQ соответствуют легким и средним нескоро-
стным самолетам. Прямое крыло с достаточно большой относительной
толщиной и эффективной механизацией, обеспечивающей получение
сутах = 3—3,5, а также низкие значения удельной нагрузки на крыло,
свойственные таким самолетам, позволяют им совершать взлет и посад-
166
ку на небольших ВПП (длиной 300—600 м). Однако при проектирова-
нии таких СУВП необходимо учитывать, что достижение очень малых
значений Vniin нельзя обеспечить только путем увеличения несущей спо-
собности крыла. Для сохранения приемлемых характеристик устойчиво-
сти и управляемости необходимо соответственно повышать эффектив-
ность органов управления. На величину минимально допустимой скоро-
сти может повлиять требование обеспечения безопасности полета в
случае отказа на взлете и посадке одного из двигателей.
Рис. 10.1. Зависимость длины разбега от основных параметров самолета
(<7о~ (7о/Суотр5):
----------fi=0.02,
----------fi =0,05
Рис. 102. Способы сокращения взлетно-посадочной дистанции самолетов
167
Как известно, высокие значения сутаа^ могут быть реализованы при
наличии механизации по всему размаху крыла. Для этого на ряде
СУВП применены закрылки по всему размаху крыла, причем внешние
секции закрылков одновременно выполняют функции элеронов.
Если к самолету не предъявляется требование обеспечения боль-
ших скоростей, то задача обеспечения укороченного взлета и посадки
может быть решена на счет выбора соответствующих параметров крыла
и оперения, а также некоторого повышения стартовой тяговооруженно-
сти (до 0,3—0,5).
Для скоростных самолетов потребовались иные пути обеспечения
укороченного взлета и посадки. Это объясняется тем, что с ростом ско-
рости полета площадь крыла должна уменьшаться (увеличивается р0),
уменьшается его удлинение и относительная толщина. Получить высо-
кие значения Сушах за счет обычной механизации на таких самолетах
не представляется возможным. Для этих самолетов применяются мето-
ды сокращения разбега и пробега, схематически представленные на
рис. 10.2.
Методы подразделены на три группы по способу увеличения подъ-
емной силы на малых скоростях. В первую группу входят методы, осно-
ванные на увеличении несущей способности крыла за счет изменения
его геометрии или управления пограничным слоем. Методы второй
группы основаны на принципе прямого бесциркуляционного создания
подъемной силы с помощью различных источников тяги. Этот путь по-
зволяет осуществить взлет и посадку при сколь угодно малых Emm
вплоть до Vmin=0, т. е. вертикальный взлет и посадку. Третья группа
включает в себя методы, представляющие собой комбинацию первых
двух методов.
Управление пограничным слоем (УПС)
Приращения коэфф
определяются двумя па
са и углом отклонения зе
Кривые Acy=f(cg)
рым интенсивность при|
определяет величину ко
чивается безотрывное
Дсу происходит за счет и;
Представляет интер
пульса сид, соответств
слоем, В общем случае
крылка, но и от ширины
VC/VTO. Для приближенно
формулой:
(здесь б3 — в градусах).
При этом более вы
значению относительной
да крыла).
Зная величину см,
обеспечивающую при вы
ное значение су.
Действительно, с^=
Суть этого метода заключается в обеспечении безотрывного обте-
кания крыла в достаточно большом диапазоне углов атаки за счет уве-
личения энергии пограничного слоя. В этом смысле принцип работы
Связь между велич!
дуваемого через щель
ния определяется следую!
Рис. 10 3. Зависимость
Дсу при УПС от коэффи-
циента импульса Ср. и
угла отклонения закрыл-
ка бз
УПС не отличается от принципа работы пред-
крылков и закрылков. Различие состоит лишь
в величине энергии, сообщаемой пограничному
слою.
Из различных способов УПС наибольшее
распространение получил способ, основанный
на выдуве через щель или систему щелей тон-
кой струи воздуха, вытекающей с большой ско-
ростью тангенциально к поверхности крыла.
Место выдува соответствует зоне наиболее
вероятного появления отрыва потока, т. е. в
районе носка крыла и на «колене» закрылка.
УПС с помощью отсоса пограничного слоя
применяется реже из-за трудностей реализа-
ции. Эффективность сдува характеризуется
безразмерным коэффициентом импульса вы-
дуваемой струи
. (10.5)
тУс=
ср
где х=------отношение т
— газовая пост
Т'д — абсолютная
воздух к сои.
Р<х>— давление bos
Рд — полное давл(
Тв — удельный bi
= 1,224 кгс/м
— площадь ujej
Варьируя величиной ,
М О Ж НО П ОЛ jyi И Tlbj П у
ст в ах воздуха, отбираемог
Потери тяги двигател
мощью следующей прибли
где т =-----массовый расход воздуха в системе сдува;
g
Ус — скорость струи;
р
гоо со —скоростной напор невозмущенного потока;
5 — площадь крыла.
где Ротб/р—отношен
Ов—GJGjm— отношен
суммарн
k — 1,5 — 2,0— коэффиц
двигател
шей стет
168
быть реализованы при
Для этого на ряде
1ыла, причем внешние
ции элеронов.
ie обеспечения боль-
го взлета и посадки
(их параметров крыла
овой тяговооруженно-
ые пути обеспечения
ем, что с ростом ско-
я (увеличивается ро),
;ина. Получить высо-
ка таких самолетах
>в применяются мето-
и представленные на
эбу увеличения подъ-
входят методы, осно-
i за счет изменения
)ем. Методы второй
ляционного создания
з тяги. Этот путь не-
угодно малых Vmin
адку. Третья группа
комбинацию первых
/ПС)
I безотрывного обте-
эв атаки за счет уве-
сле принцип работы
инципа работы пред-
1зличие состоит лишь
даемой пограничному
юв УПС наибольшее
способ, основанный
1 систему щелей тон-
ющей с большой ско-
поверхности крыла,
вует зоне наиболее
рыва потока, т. е. в
«колене» закрылка.
пограничного слоя
трудностей реализа-
ва характеризуется
?нтом импульса вы-
- , (Ю-5)
сдува;
к а;
Приращения коэффициента подъемной силы при УПС в основном
определяются двумя параметрами — величиной коэффициента импуль-
са и углом отклонения закрылка д3.
Кривые Дсу=[(ср.) (рис. 10.3) имеют характерный излом, за кото-
рым интенсивность приращения резко уменьшается. Точка излома
определяет величину коэффициента импульса при которой обеспе-
чивается безотрывное обтекание профиля. Дальнейшее увеличение
&cv происходит за счет изменения циркуляции.
Представляет интерес определение величины коэффициента им-
пульса сил» соответствующего собственно управлению пограничным
слоем. В общем случае с^д зависит не только от угла отклонения за-
крылка, но и от ширины щели, угла атаки а и соотношения скоростей
Vc/Voo. Для приближенных расчетов можно воспользоваться следующей
формулой:
См ~ (1 >5 - 2,0) st 10“5 (10.6)
(здесь б3 —в градусах).
При этом более высокие значения сид соответствуют большему
значению относительной ширины щели s/b (s — ширина щели; Ь — хор-
да крыла).
Зная величину с^.л, можно определить величину импульса mVc,
обеспечивающую при выбранной удельной нагрузке на крыло потреб-
ное значение су.
Действительно, , а -с-, откуда
S q qS
tnVa—G-^~, (10.7)
су
Связь между величиной импульса и параметрами воздуха, вы-
дуваемого через щель, при условии изэнтропического расшире-
ния определяется следующим соотношением:
mKc=-^-W, (1 - —) Х T.Sm, (10.8)
%— 1 \ рд}
с р
где -------отношение теплоемкостей (для воздуха х=1,4);
R— газовая постоянная (для воздуха /?=29,27 м/К);
Гд — абсолютная температура воздуха в канале, подводящем
воздух к соплу в К;
р«> — давление воздуха в свободном потоке;
рд — полное давление воздуха в канале перед соплом;
Тв — удельный вес воздуха (в стандартных условиях ув=
= 1,224 кгс/м3);
— площадь щели в м2.
Варьируя величиной давления в канале, а также площадью щели,
можно получить потребную величину импульса при умеренных количе-
ствах воздуха, отбираемого от компрессора двигателя.
Потери тяги двигателя за счет отбора воздуха можно оценить с по-
мощью следующей приближенной формулы
(10.9)
где —отношение тяги при отборе к тяге без отбора;
—отношение весового расхода отобранного воздуха к
суммарному расходу;
й = 1,5 —2,0—коэффициент, зависящий от степени двухконтурности
двигателей (большие значения k соответствуют боль-
шей степени двухконтурности двигателя).
169
Следует учитывать, что выбор высокого давления воздуха в канале
при большой скорости истечения является нам вы годнейшим путем до-
стижения заданного значения импульса струи, так как это позволяет
обойтись меньшим количеством воздуха (меньшие потери тяги), облег-
чает проблему размещения трубопроводов в крыле, а также ведет к по-
вышению эффективности сдува за счет увеличения отношения Vc/V«>-
Расчеты, а также результаты, полученные на реальных самолетах,
показывают, что за счет УПС можно получить с1/тах=5—6. Реализация
столь высоких значений с)/1пах возможна при соответствующем повыше-
нии эффективности оперения, в частности, за счет применения УПС на
самом оперении.
Важной проблемой применения УПС является обеспечение равно-
мерности выдува на левой и правой половинах крыла и оперения, в том
числе и при отказах двигателей. Кроме того, УПС может быть исполь-
зовано для улучшения летных характеристик на крейсерском режиме.
Влияние отклонеь
можно оценить с
= 1/Kl-Psin <р. Зав
тяговооруженности пр
эффективность отклош
ях тяговооруженности
гателей длина разбега
Г ____ 1
*-разб —-
g
Точность определения 1
того допущения о ха
В диапазоне неболыпи
Изменение геометрии крыла
Особенности самолета с изменяемой в полете геометрией крыла
рассмотрены в гл. VI. Изменяемая геометрия позволяет приблизить гео-
метрические параметры крыла к оптимальным в широком диапазоне
скоростей и высот, в том числе на взлетно-посадочных режимах.
При взлете и посадке крыло устанавливается в положение мини-
мальной стреловидности. При этом не только уменьшается угол у, но и
увеличивается размах крыла, т. е. его удлинение, а также эффективная
относительная толщина профиля. Все это, как известно, повышает несу-
щую способность крыла на малых скоростях и тем самым улучшает
взлетно-посадочные характеристики самолета.
Как правило, такое крыло имеет обычную механизацию в виде зак-
рылков и предкрылков. В сочетании с высокой стартовой тяговооружен-
ностыо это позволяет удовлетворить требованиям укороченного взлета
и посадки.
Искусственное снижение удельной нагрузки на крыло
Рис 104 в.’
Рост тяговооруженности самолетов, появление двигателей с откло-
няемым в большом диапазоне углов вектором тяги, а также легких подъ-
емных двигателей создает предпосылки для улучшения взлетно-посадоч-
ных характеристик самолетов за счет использования тяги двигателей
непосредственно для создания поддерживающей силы при малых ско-
ростях.
Вертикальную составляющую тяги можно получить, либо откло-
няя на угол вектор тяги маршевого двигателя, либо за счет установки
специальных подъемных двигателей. Возможна также комбинация ука-
занных способов. При наличии Рв минимальная скорость становится
равной _________
, (10.10)
У Рос3 max
где Рв=PB/G0.
Из формулы (10.10) видно, что Vmm в У 1 — Р^ меньше, чем при
отсутствии вертикальной составляющей тяги. При Рвл;1 скорость при-
ближается к нулю, т. е. становится возможным взлет и посадка с не-
большим разбегом и пробегом.
При взлете с отклоненным на угол q вектором тяги
2jp0(i—Prin у)
РосУ отр
(10.11)
справедливо уравнение
воздуха, проходящего uq
лей. Для упрощенных р
шение уравнения (10.12)
/ ____
разб--------
Ро£ (Су/
Если сомножитель, соде{
читься первым членом эт
мулу, аналогичную форм]
Тразб "
При отклонении веки
ной дистанции зависит от
ния показали, что мини]
170
Влияние отклонения вектора тяги на величину скорости отрыва
можно оценить с помощью отношения 1/0Тр=УотР o/Уотр 9—
= 1/7^1 — Р sin ср. Зависимость 70Тр от угла <р для различных значений
тяговооруженности представлена на рис. 10.4, из которого видно, что
эффективность отклонения особенно существенна при больших значени-
ях тяговооруженности и больших углах <р. При наличии подъемных дви-
гателей длина разбега может быть определена по следующей формуле:
VdV
v
DTP
i -—-2_ С
g J P - (1 - Рв) Л + (C///1 - Cjr) Po^2/2/7O
(10.12)
Точность определения Lpa36 по данной формуле будет зависеть от приня-
того допущения о характере изменения тяги двигателя по скорости.
В диапазоне небольших скоростей, соответствующих скорости отрыва,
Рис. 10.4. Влияние отклонения вектора тяги на ве-
личину У0Тр-
справедливо уравнение P = PQ—mV, где m = Gdg — секундная масса
воздуха, проходящего через двигатель, а Р$ — статическая тяга двигате-
лей. Для упрощенных расчетов можно принять, что P—Ptp. Тогда ре-
шение уравнения (10.12) будет иметь следующий вид:
Ро
£разб=-------------- In / 1 —
Р0£ (W1 — Сх) I
(1 — Ръ) (Су fi — Сх)
Су отр [^ср (1 ^в) /1]
(10.13)
Если сомножитель, содержащий логарифм, разложить в ряд и ограни-
читься первым членом этого ряда, то получим еще более простую фор-
мулу, аналогичную формуле (10.4),
раэб
(10.14)
При отклонении вектора тяги маршевого двигателя величина взлет-
ной дистанции зависит от принятой программы отклонения. Исследова-
ния показали, что минимальная взлетная дистанция получается при
171
следующей программе: самолет разбегается при гр=0 до наивыгодней-
шей скорости отрыва У0Тр » зависящей от <у0 и Р самолета, затем вектор
тяги поворачивается на угол ^opt=arccos Г(<7отр^0)ср1р! , обеспе-
L ^отр J
чивающий набор высоты без траекторного ускорения. Типичная зависи-
мость _ от стартовой тяговооруженной Ро представлена на
\ 9о /opt
рис. 10.5. При таком способе взлета длина разбега определяется сле-
дующим уравнением:
17 отр
г —1Г
Ьразб— 1
*oJ
VdV
р — /1 + (ty/i — сх)
(10.15)
Если принять ранее оговоренные допущения о характере изменения тяги
двигателя по скорости, то получим следующие уравнения для определе-
ния длины разбега:
или
Ро < л , (1 — рср sin ?opt) (c&fi — сх)
—-----£2?----- Jo 1 -j-------—------------------
Ро^(^Л-Сл) L (Рср-Л)^01р)
T _____ Pot1—^cpSin^opt)
bpa36 -------- -
POSCU отр (Pcp — /1)
(10.16)
(10.17)
Длину набора заданной высоты препятствия //пр можно определить,
исходя из следующих соображений.
Набор высоты осуществляется за счет постоянного избытка подъем-
ной силы y/=£1/OTp<7oTpS-|-/3cpSin(p над весом самолета Go
дК= Г _ G0=G„(4-Рер sin <р-1).
Зная избыточную силу ДУ и вес самолета, можно вычислить время набо-
ра заданной высоты //пр, а затем, умножив его на скорость при отрыве,
определить длину набора. Из уравнения ------------—— получаем /Иаб =
dft т
W f 2бГ()//пр
= I/ --------, длина набора
V £ДУ
пР
/ 9отр — \
gG0 ----+^cpsiny-l)
\ ?0 /
Подставляя значение <pOpt и произведя преобразования, получим
Jnp ________________(10.18)
1
ср
Общая длина взлетной дистанции ДРзл = Ьразб+Ькаб-
На рис. 10.6 представлен график зависимости взлетной дистанции от
tjo для различных значений стартовой тяговооруженности. Расчет про-
изводился по приближенным формулам для случая Д = 0,05, К0ТР=4 при
взлете в стандартных условиях до высоты препятствия //пр=15 м.
Из графика видно, что отклонение вектора_тяги — весьма эффектив-
ный путь сокращения взлетной дистанции при Ро^ОД Вместе с тем рас-
172
четы показывают, что при больших значениях удельной нагрузки на кры-
ло для обеспечения укороченного взлета требуется стартовая тягово-
оруженность, приближающаяся к единице. При этом скорость отрыва
становится недостаточной для обеспечения требований устойчивости и
управляемости без применения струйных рулей. Такой самолет по своим
параметрам приближается к самолету 'вертикального взлета и посадки,
а ввиду большей гибкости применения СВВП может оказаться более вы-
годным, чем СУВП.
Рис. 10.5. К определению наивыгод-
нейшей скорости отрыва
Рис. 10.6. Зависимость взлетной дистанции
от основных параметров самолета
Комбинированные методы
К этим методам можно отнести отклонение спутной струи от винтов
с помощью закрылков и повышение несущей способности крыла с по-
мощью реактивного закрылка.
Рис. 10.7. Отклонение спутной струи от
винтов с помощью закрылков.
Рис. 10.8. Характер по-
ляры для крыла, обду-
ваемого потоком от вин-
тов:
/ — без обдува: 2 —с обду-
вом •
Первый метод является весьма эффективным средством сокращения
взлетно-посадочных дистанций для винтовых самолетов. Суть его заклю-
чается в предотвращении срыва потока при весьма больших углах от-
клонения закрылков за счет энергии струи винтов, увеличении эффектив-
ной скорости обдувки крыла и поворота с помощью механизации вектора
тяги. Все это позволяет получить весьма большие значения сутах»
вплоть до 6.
В качестве примера может быть назван французский самолет Бре-
ге 941, крыло которого имеет трехщелевой закрылок, обдуваемый пото-
173
ком от четырех винтов, приводимых во вращение четырьмя ТВД
(рис. 10.7). При отклонении закрылка на угол 63=45° можно получить
сиП1ах>5 (рис. 10.8). Применение такой механизации на самолете Бре-
ге 941 при взлетном весе 21 тс обеспечивает взлетную дистанцию Ьвзл =
=285 м и посадочную — 7-пос=255 м.
Реактивный закрылок представляет собой плоский поток воздуха,
вытекающего с большой скоростью через заднюю кромку крыла под уг-
лом 0 к нижней поверхности крыла (рис. 10.9). За счет реактивного
Способ способ подъел
создания
тяги Горизонталь-
ные режимы
Несущий вин
механическим
реактивным л
Рис. 10.9. Схема реактивного закрылка
ных расчетов приращения коэффициента
ном закрылке можно воспользоваться
формулой:
закрылка увеличивается эф-
фективная площадь крыла,
изменяется характер обте-
кания профиля, кроме того,
за счет импульса вытекаю-
щей струи mV с создается
вертикальная составляю-
щая силы znVcsinO, разгру-
жающая крыло. Эффектив-
ность реактивного закрылка
зависит от коэффициента
импульса выд>ваемой струи
и угла 0. Для приближен-
подъемной силы при реактив-
следующей интерполяционной
Lcu 3,9 sin 6.
(10.19)
Применение реактивных закрылков позволяет получить очень боль-
шие значения коэффициента подъемной силы, однако при этом требует-
ся с.,, существенно большие, чем для УПС. Эффективность реактивного
закрылка очень сильно падает с уменьшением удлинения крыла, кроме
того, вблизи земли, т. е. как раз там, где он должен использоваться, ре-
активный закрылок не обеспечивает получение расчетных значений Асу.
Этим объясняется тот факт, что реактивный закрылок пока не получил
широкого распространения и находится в стадии экспериментальных и
теоретических разработок. При этом исследуются различные варианты
места выдува струи.
§ 2. САМОЛЕТЫ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ
Основные типы аппаратов вертикального взлета и посадки (АВВП)
представлены на рис. 10.10. В основу классификации положен способ
создания подъемной силы в крейсерском полете. По этому признаку все
АВВП разделяются на вертолеты, винтокрылы и самолеты вертикально-
го взлета и посадки. Далее летательные аппараты объединены в группы
по способу создания тяги в крейсерском полете и способу создания
подъемной силы на вертикальных режимах. Это позволило определить
диапазоны их минимальных скоростей, а также средние значения макси-
мального аэродинамического качества.
Вертолет на режимах висения не имеет конкурентов среди АВВП.
Вместе с тем большой удельный вес силовой установки вертолета, низ-
кое аэродинамическое качество, резко уменьшающееся с ростом скорости
полета, ограничивают его дальность и скорость.
Винтокрыл, обладая достоинствами вертолета на режимах висения,
может иметь в 1,5—2 раза большую скорость и дальность, однако сло-
жен по конструкции и имеет низкую весовую отдачу. Самолеты верти-
кального взлета и посадки, в отличие от двух предыдущих типов
Воздуш- ный винт Несущий винт и крыло
воздушный винт (винт в кольце) 1
Кры
Турбореактивный двигатель (7РД;ДТРД) •
174
не четырьмя ТВД
5° можно получить
1 на самолете Бре-
э дистанцию £взл =
кий поток воздуха,
)мку крыла под уг-
а счет реактивного
увеличивается эф-
j площадь крыла,
я характер обте-
)филя, кроме того,
мпульса вытекаю-
и mVc создается
ная составляю-
/nVcSinO, разгру-
крыло. Эффектив-
стивного закрылка
от коэффициента
выдуваемой струн
'Для приближен-
*,илы при реактив-
интерполяционной
(10.19)
учить очень боль-
при этом требует-
ность реактивного
ния крыла, кроме
пользоваться, ре-
1ых значений Агу.
пока не получил
(ериментальных и
личные варианты
1САДКИ
посадки (АВВП}
положен способ
эму признаку все
еты вертикально-
динены в группы
пособу создания
лило определить
значения макси-
ов среди АВВП.
[ вертолета, низ-
ростом скорости
гжимах висения,
сть, однако сло-
)амолеты верти-
дыдущих типов
1
4
Способ
создания
тяги
способ создания
подъемной силы
Горизонталь-
ные режимы
вертикальные
режимы
Несущий бинт с
механическим или
реактивным приводом
Тип
летатель-
ного
। аппарата
g В
возможная схема,
летательного
аппарата.
воздуш- ный винт Несущий винт и крыло Несущий винт Л ч § - 5^
Воздушный Винт (винт в кольце) Крыло Поворот винтов Винтовой , Самолет
Поборот двигательной установки
Поворот крыла, с двигательной установкой
Подъемные ТРД (ДТРД) Комбинированный
Турбореактивный двигатель (ТРД;ДТРД) Агрегат усиления тяги (АУТ) Подъемные вентиля- торы
Эжекторное устройство j -Z 1 L Реактивный
Отклонение вектора тяги маршевого двигателя
Подъемные ТРД (ДТРД)
Подъемные трд (дтрд) Поворот маршевого двигателя
Подъемные ТРД (ДТРД, Отклонение векторе тяги маршевого двигателя
Рис. 10.10. Классификация АВВП
ММ>/ 700... 860 650...750 \У50... 550
км/ч
175
АВВП, могут иметь скорости и дальности полета, свойственные обычным
самолетам. Это и определяет перспективу их применения.
Необходимо подчеркнуть, что ни один из перечисленных типов АВВП
нельзя рассматривать как универсальный, исключающий другие типы.
В данной главе основное внимание уделено самолетам с силовыми
установками на базе турбореактивных двигателей. Отличительной осо-
бенностью СВВП является наличие двух систем, не свойственных обыч-
Рис. 10.11. Реактивный СВВП с единой СУ:
1 — переднее сопло, 2 —заднее сопло
Рис. 10.12. Винтовой СВВП с поворотными винтами
ному самолету. Это система создания подъемной силы и система обеспе-
чения устойчивости и управляемости при нулевых и малых скоростях.
Подъемная сила на указанных режимах создается вертикальной состав-
ляющей тяги двигателей.
Остановимся на основных типовых методах и схемах получения вер-
тикальной тяги.
Самолеты с единой силовой установкой. Это самолеты с одним или
несколькими двигателями одного типа (ТРД и ДТРД), располагаемыми
176
в фюзеляже или на крыле. Для создания вертикальной тяги использует-
ся отклонение вектора тяги (рис. 10.11). К этому же типу относятся вин-
товые самолеты.
Для создания вертикальной тяги применяется либо поворот винтов
(рис. 10.12), либо поворот крыла вместе с установленными на нем двига-
телями в вертикальное положение (рис. 10.13).
Рис. 10.13. Винтовой СВВП с поворотным крылом
Самолеты с раздельной силовой установкой. У самолетов этого типа
вертикальная составляющая тяги создается легкими подъемными дви-
гателями (ТРД или ДТРД), размещаемыми либо в фюзеляже
(рис. 10.14), либо в мотогондолах на крыле.
Рис. 10.-I4. Реактивный СВВП с раздельной СУ:
/ — подъемные двигатели; 2 — створки с направляющими жалюзи, 3 —створки люков
подъемной силовой установки; 4 — воздуховод маршевого ТРД; 5 — маршевый ТРД; 6—
трубопровод струйного управления, 7 — сопло струйного руля
Самолеты с комбинированной силовой установкой. У самолетов, вы-
полненных по этой схеме, для создания вертикальной тяги, наряду с
отклонением вектора тяги маршевых двигателей, используются подъем-
ные двигатели (рис. 10.15) или установленные вертикально подъемные
вентиляторы (рис. 10.16). При этом возможен как газовый, так и меха-
нический привод вентиляторов.
177
Наряду с созданием части подъемной силы подъемные агрегаты мо-
гут использоваться для разгона самолета за счет отклонения вектора
тяги. Это позволяет улучшить характеристики переходных режимов. Для
обеспечения управления и стабилизации СВВП на переходных режимах
в настоящее время применяются следующие способы реактивного управ-
ления, зависящие от количества и расположения двигателей на самолете
(схематично они разделены на три группы, представленные на рис. 10.17).
Рис. 10 15. Реактивный СВВП с комбинированной СУ:
/—подъемные двигатели, 2 — подъемно маршевые двигатели, 3— сопловые патрубки
вертикальной тяги
Рис. 10.16. Реактивный СВВП с подъемными вентиляторами:
/—носовой вентилятор для балансировки самолета, 2— маршевый ТРД 3 —
подъемный вентилятор, 4 — труба для подвода газов к вентиляторам
Первый способ применим для самолетов, у которых двигатели или
группы двигателей расположены в районе центра тяжести (рис. 10.17, а).
В этом случае управление обеспечивается с помощью системы струйных
рулей, представляющих собой либо реактивные сопла, либо управляю-
щие вентиляторы, расположенные на концах крыла и фюзеляжа. Воздух
для струйных рулей отбирается от двигателей или от специальных газо-
генераторов. Стабилизирующие и управляющие моменты создаются за
счет дифференциального изменения площади сечения реактивных сопел
(или перестановки лопастей вентилятора) и соответствующего расхода
воздуха. Воздух для управления может отбираться как за компрессо-
ром, так и за турбиной.
Если двигатели расположены эксцентрично (рис. 10.17, 6), то для
управления относительно продольной и поперечной осей используется
дифференциальное изменение тяги подъемных двигателей (модуляция
178
тяги), а для управления относительно вертикальной оси — отклонение
вектора тяги.
Третий способ представляет собой комбинацию двух предыдущих
(рис. 10.17, в) и применяется, если двигатели расположены на одной
из главных осей самолета, но имеют большое плечо относительно его
центра тяжести.
Рис, 10,17, Способы реактивного управления СВВП:
1 — струйный руль; 2 — подъемный двигатель
Мощность системы управления определяется, исходя из обеспечения
потребных для приемлемой управляемости значений линейных и угло-
вых ускорений, а также степени одновременности воздействия макси-
мального управляющего момента по трем каналам управления.
Рис. 10.18, Потребные угловые ускорения относи-
тельно оси х:
1 — размах крыла /=5 м; 2 — /=Ю м; 3—/=20 м; 4—
/“40 м
Для предварительных расчетов потребные угловые ускорения 8Х, £у,
ег можно определить с помощью графиков (рис. 10.18—10.20). Зная уг-
ловые ускорения, находят потребные управляющие моменты, а затем,
определив плечо реактивного руля, — величину управляющей тяги
Pyiip=^L=А, (Ю.20)
где J — момент инерции относительно одной из осей;
е —угловое ускорение относительно той же оси;
Ар — плечо реактивного руля.
Наивыгоднейшей системой управления будет та, которая обеспечивает
потребную управляемость при минимуме собственного веса и потерь тяги
на управление.
179
Методы проектирования СВВП в основном не отличаются от мето-
дов проектирования обычных самолетов. Вместе с тем имеется ряд спе-
цифических особенностей проектирования СВВП, в основе которых ле-
жат следующие причины.
Создание подъемной силы, а также обеспечение работы системы уп-
равления на вертикальных и переходных режимах, требует определен-
ных затрат мощности силовой установки и, следовательно, связано с
увеличением веса конструкции, силовой установки и топлива. Для раз-
мещения подъемных агрегатов на самолете необходимы дополнительные
Рис. 10.19. Потребные угловые ускорения относи-
тельно оси z\
/ — длина фюзеляжа Щ =5 м; 2 —£^=10 м; 3 — L & =
—20 м; 4 — Ьф —40 м
Рис. 10.20. Потребные угловые ускорения относи-
тельно оси у'.
1 — 1=5 м; Ьф -10 м; 2 — 1-10 м; Ьф=20 м; 3—1=
-=20 м; Гф-'ЗО м; 4—1—30 м, Lф —40 м
объемы, что может привести к ухудшению аэродинамических характери-
стик самолета. Кроме этого, специфика взлета и посадки изменяет
функции некоторых агрегатов СВВП. Например, к крылу не предъявля-
ется требование создания большой подъемной силы на малых скоростях.
Изменяются требования, предъявляемые к шасси СВВП.
В связи с разработкой СВВП возник ряд проблем. Это прежде всего
проблема эрозии поверхности аэродрома. При вертикальном взлете и по-
садке выхлопные струи двигателей, обладающие большой скоростью и
температурой, разрушают поверхность аэродрома. Степень разрушения
зависит от вида покрытия аэродрома, параметров струи, определяемых
типом двигателя, и времени воздействия струи. Влияние перечисленных
180
факторов поясняется рис. 10.21. Графики справедливы при кратковре-
менном (несколько секунд) воздействии одиночной струи. Для уменьше-
ния эрозии необходимо выбирать двигатели с возможно меныпей ско-
ростью и температурой струи, увеличивать расстояние между срезом
сопла и поверхностью аэродрома, а также максимально сокращать вре-
мя воздействия струи на ВПП.
Рис. 10.21. Влияние выхлопных струй двигателя на поверхность
аэродрома:
а ~~ давление струй; б — температура струи
О 500 1000 Г °C 1500
о)
Второй путь борьбы с эрозией —повышение прочности грунта с по-
мощью различных покрытий, а также применение специальных решеток,
позволяющих отвести струю в стороны.
Для самолетов вертикального взлета и посадки, обладающих боль-
шой мощностью двигателей, особенно остро стоит проблема приемлемо-
го уровня шума. На рис. 10.22 представлены типичные значения общего
Рис. 10.22. Уровень шума, создаваемый различ-
ными двигателями (т — степень двухконтур-
ности)
уровня шума, складывающегося из шума струи, компрессора и турби-
ны для турбореактивных двигателей с различной степенью двухконтур-
ности (различной тяговой нагрузкой на площадь сечения струи P/F)
при одинаковой тяге 30 тс. Для сравнения показан уровень шума, созда-
ваемого винтами. Из графиков следует, что уровень шума падает по ме-
ре уменьшения нагрузки на площадь струи. Это обстоятельство может
оказаться решающим при выборе типа двигателя для СВВП. Проблема
облегчается тем, что крутизна траектории взлета и посадки СВВП по-
181
зволяет ограничить зону с повышенным уровнем шума, а также возмож-
ностью захода на аэродром практически с любого направления.
Одной из проблем создания СВВП является проблема влияния на
самолет струй от подъемных двигателей. Это влияние проявляется в сле-
дующем. При работе двигателя вблизи земли струя увлекает окружаю-
щий воздух, вследствие чего образуется вторичный воздушный поток,
который, обтекая самолет, порождает аэродинамические силы. Знак
вторичной аэродинамической силы зависит от количества струй, их рас-
положения на самолете и
Рис. 10.23. Влияние размещения двигателей на
вторичную подъемную силу вблизи земли
расстояния среза сопла от
поверхности земли. Харак-
тер изменения этой силы,
отнесенной к тяге подъем-
ных двигателей, представ-
лен на рис. 10.23 для трех
вариантов компоновок подъ-
емных двигателей в зависи-
мости от высоты среза соп-
ла над землей, отнесенной к
размаху крыла (h/l).
Из рис. 10.23 видно, что
при групповом расположе-
нии двигателей (а) в сере-
дине крыла образуется вто-
ричная аэродинамическая
сила, прижимающая само-
лет к земле. Если двигатели разнесены по контуру крыла в плане (б и
в), можно добиться получения положительной подъемной силы. Это
объясняется эффектом «фонтана», возникающим при взаимодействии
нескольких струй.
Струи от двигателей, перемешиваясь с окружающим воздухом, на-
гревают его, в результате чего температура на входе в двигатель увели-
чивается и тяга его падает. Это
явление называется рециркуляци-
ей. Величина потерь тяги за счет
рециркуляции зависит от разме-
щения двигателей на самолете.
Ее можно существенно умень-
шить, применяя различные пере-
городки, препятствующие попа-
данию горячих газов на вход дви-
гателей. Кроме этого, для умень-
шения рециркуляции можно от-
клонить струю на 10—15° от вер-
тикали, что скажется благопри-
ятно и на величине эрозии аэро-
дрома.
Вторичные аэродинамические
силы возникают и на переходном
режиме полета. Величина потерь i
Рис. 10.24. Потери подъемной силы на
переходных режимах
[ за счет действия этих сил зависит
от компоновки самолета, в частности, от
и от параметра струи
расположения источников тяги
где роо, Соо — плотность воздуха и скорость набегающего потока;
Рс> Vc —плотность и скорость струи.
Типичная зависимом
струи для различных
Вторичные возду!
зывают влияние таки
Количественная <
лишь в результате г
струи подъемных дви
При выборе схел
ловий применения пр
технических характе
определяет тип двига1
геометрические пара)
невыгодны схемы с р
лах на крыле, а такя
ложением подъемно!
крыле, так как это п
кому увеличению а
сопротивления.
Существенные огр
лизацию той или jjj
накладывают уело]
СВВП, например, ог
пустимому уровню ц
ристикам аэродрома
го, схемы СВВП свя;
меняемой силовой ус
Отметим некоторь
молетов с различным
установок.
У самолетов сед
установкой дв]
создавать тягу, изме!
оольшом диапазоне-
что приводит к необ
ских режимах и связ<
лируемых воздухозаС
тяжелых, чем при pas
личению веса единой,
ствие увеличения пот
ной силовой уставов)
дельной. Применение
оруженность, потреб
к единице. Достоинс"
нательная простота,
вектора тяги позвол:
осуществить переход
Сравнение xapai
личных типов двига'
этого графика следу
расстояние, пролетае
ти Ln(,p, резко возрас
СУ. Это объясняется
Применение cnei
самолетов с разделы
СУ, а также увеличе
182
'Типичная зависимость потерь тяговой подъемной силы от параметра
струи для различных компоновок представлена на рис. 10.24.
Вторичные воздушные потоки, индуцируемые струей двигателя, ока-
зывают влияние также на моментные характеристики самолета.
Количественная оценка влияния перечисленных факторов возможна
лишь в результате продувок аэродинамических моделей с имитацией
струи подъемных двигателей.
Выбор схемы СВВП
При выборе схемы СВВП необходимо исходить из назначения, ус-
ловий применения проектируемого самолета, а также заданных летно-
технических характеристик. Например, максимальная скорость полета
определяет тип двигателей СВВП и их размещение на самолете, а также
геометрические параметры крыла (с, X, %). Для сверхзвуковых СВВП
невыгодны схемы с расположением подъемных двигателей в мотогондо-
лах на крыле, а также схемы с распо-
ложением подъемного вентилятора в
крыле, так как это привело бы к рез-
кому увеличению аэродинамического
сопротивления.
Существенные ограничения на реа-
лизацию той или иной схемы СВВП
накладывают условия применения
СВВП, например, ограничения по до-
пустимому уровню шума, по характе-
ристикам аэродрома и т. д. Кроме то-
го, схемы СВВП связаны с типом при-
меняемой силовой установки.
Отметим некоторые особенности са-
молетов с различными типами силовых
установок.
У самолетов сединой силовой
установкой двигатели должны
Рис. 10.25. Влияние типа СУ и стар-
товой тяговооруженности на длину
переходного режима:
/— единая силовая установка. 2— комби-
нированная силовая установка
создавать тягу, изменяющуюся в очень
оольшом диапазоне — от РКрейс до Рлзл; от (0,15—0,2) Go до (1,1—1,4) Go,
что приводит к необходимости дросселирования двигателя на крейсер-
ских режимах и связано с увеличением расхода топлива. Наличие регу-
лируемых воздухозаборников, системы отклонения вектооа тяги, более
тяжелых, чем при раздельной СУ, маршевых двигателей ппивплит к уве-
личению веса единой силовой установки. По этой причине, а также вслед-
ствие увеличения потребного запаса топлива взлетный вес СВВП с еди-
ной силовой установкой оказывается, как правило, больше, чем с раз-
дельной. Применение единой СУ оправдано лишь в случае, если тягово-
оруженность, потребная для основного режима полета, приближается
к единице. Достоинством единой СУ является ее компактность и срав-
нительная простота. Кроме этого, возможность изменения направлений
вектора тяги позволяет при выбранной стартовой тяговооруженности
осуществить переходной режим за кратчайшее время.
Сравнение характеристик переходного режима самолетов для раз-
личных типов двигателей представлено на рис. 10.25. В частности, из
этого графика следует, что с увеличением степени двухконтурности т
расстояние, пролетаемое самолетом до достижения эволютивной скорос-
ти Lnep, резко возрастает, особенно для самолетов с комбинированной
СУ. Это объясняется большими импульсными потерями тяги.
Применение специальных малогабаритных подъемных двигателей у
самолетов с раздельной и комбинированной СУ приводит к усложнению
СУ, а также увеличению объемов, потребных для ее размещения. Одна-
183
ко наличие большого количества двигателей позволяет повысить безопас-
ность в случае отказов двигателей при взлете и посадке. Относительный
вес силовой установки и потребного топлива в этом случае меньше, чем
у самолетов с единой СУ. В этом смысле наивыгоднейшей является ком-
бинированная СУ, у которой тяговооруженность подъемно-маршевого
двигателя выбрана из условия основного режима полета, а отклонение
вектора тяги позволяет уменьшить потребную тяговооруженность по
подъемным двигателям и тем самым снизить вес СУ. Применение в ка-
честве подъемных двигателей ДТРД вместо ТРД, а тем более подъемных
вентиляторов позволяет снизить скорость и температуру струи, а также
нагрузку на площадь сечения струи, что благоприятно сказывается на
величине шума и степени эрозии ВПП. Однако при этом увеличиваются
потребные размеры для размещения подъемных агрегатов.
Определение основных параметров СВВП
Определение основных параметров СВВП производится теми же
методами, что и для обычных самолетов, но с некоторыми особенно-
стями.
Взлетный вес СВВП в первом приближении определяется, как и в
общем случае, по формуле
-----------^с.э г-
О—----------------—_—-ч
1 — (GK + Gc.y -J- GT)
где GK и бсэ.г определяется так же, как для обычного самолета. Однако
при этом необходимо учитывать некоторое увеличение веса оборудова-
ния СВВП (на 10—15%) за счет приборов и автоматики для управле-
ния и балансировки самолета на вертикальных и переходных режимах.
Для определения относительного веса комбинированной силовой
установки в общем случае можно использовать выражение
Gc. у=ЛЛ + А/ов> (10.21)
где РОг, Ров — стартовая тяговооруженность по подъемно-маршевым и
-подъемным двигателям соответственно;
for, гов — стартовый удельный вес подъемно-маршевой и подъем-
ной силовой установки (г0= Сс.у/Л)=&гУдв, где Ау =
Gc у/Сдв) •
Для определения гов и гОт можно принять следующие значения
удельного веса различных двигателей, достигнутые на современном
уровне развития двигателестроения:
подъемные ТРД — удв=0,05—0,07;
подъемные ДТРД — удв = 0,05—0,1;
маршевые ТРД —Уд в'— 0,15—0,30;
маршевые и подъем но-маршевые ДТРД — удв = 0,20—0,35;
турбовентиляторные агрегаты — утвд=0,08—0,12.
Величину коэффициента ky можно принимать в следующих пре-
делах:
для подъемных двигателей — k-^ = 1,6—1,8;
для маршевых двигателей — Ат —1,3—1,5;
для ТВД — = 1,4—1,6.
Стартовая тяговооруженность СВВП. Точное определение Ра на
ранних стадиях проектирования — особенно важная задача для СВВП.
Занижение Ро может привести к тому, что самолет не сможет взлететь
вертикально, т. е. не будет отвечать своему назначению. Завышение Ро
ведет к перетяжелению самолета. При этом цена ошибки здесь сущест-
венно выше, поскольку относительный вес СУ этих типов самолетов, как
правило, вдвое больше, чем у обычных самолетов.
184
Обеспечение безопасности на вертикальных режимах при отказе
двигателей диктует особенно жесткие требования к СУ. Вместе с этим
силовая установка СВВП должна обладать необходимым запасом тяги
для осуществления переходных режимов с учетом ограничений, накла-
дываемых на траекторию взлета и посадки. Эти ограничения могут быть
продиктованы характеристиками аэродрома, допустимым уровнем шу-
ма в зоне аэродрома, величиной перегрузки и т. д. При этом должны
быть учтены импульсные потери тяги, потери за счет поворота вектора
тяги, а также потери на преодоление вторичных аэродинамических сил
и моментов, возникающих при взаимодействии струй от двигателя с на-
бегающим потоком. Степень влияния перечисленных выше факторов в
сильной мере зависит от назначения самолета, условий его эксплуата-
ции, компоновки самолета, в частности, от типа и количества двигате-
лей (вентиляторов) и их размещения на самолете.
Из сказанного следует, что стартовая тяговооруженность СВВП —
функция большого количества^ переменных, зависящих от выбранных
исходных условий. Величина Ро определяется потребной тягой, обеспе-
чивающей наиболее тяжелые условия взлета и посадки, с учетом отка-
за двигателей.
Поскольку требование безопасности является основным при проек-
тировании любого самолета, вначале определяется потребная величина
Ров из условия отказа двигателей при вертикальном взлете.
Это условие выполняется, если при отказе двигателей тяга рабо-
тающих двигателей позволяет совершить безопасную посадку, т. е. са-
молет в этом случае располагает вертикальной составляющей тяги,
уравновешивающей вес самолета, и удовлетворяет требованиям управ-
ляемости и устойчивости.
Затем, проведя расчет переходных режимов, необходимо выявить
потребный минимум Ро, удовлетворяющий требованиям переходных ре-
жимов. За искомую величину Ро принимается большая из двух рассмот-
ренных.
Определим Ро для комбинированной СУ, состоящей из подъемно-
маршевых (ПМД) и подъемных (ПД) двигателей.
Если Рг.н — номинальная тяга одного ПМД, то его эффективная
тяга, используемая для создания поддерживающей силы, равна
Л.э Л
где k$ > 1 — коэффициент форсирования тяги;
< 1 — коэффициент, учитывающий отличие условий на входе
двигателя от стандартных;
Ау 1 — коэффициент затрат тяги -на управление;
5— коэффициент потерь при отклонении вектора тяги.
Аналогично, для ПД можно записать
^в.э==^>в.н^Ф^0^у«
Если на самолете установлено пг ПМД и пв ПД, то суммарная старто-
вая тяга будет равна
Ро—лгРн>г-|-пвРн в, а стартовая тяговооруженность
__ЯрРн.г + ИВРН.В ‘д .
70 —------------— 'Or "Г 'Ов,
где Рог—горизонтальная стартовая тяговооруженность, создаваемая
ПМД;
Ров — вертикальная стартовая тяговооруженность, создаваемая ПД.
185
В случае отказа или отключения ir и iB двигателей эффективная верти-
кальная тяговооруженность будет равна
+ (Ю.22)
«Г Л,
где k-fi—k^k^ky.
Для предварительных расчетов величину коэффициентов и ky
можно принимать в следующих пределах: Аф = 1,07—1,1; &у=0,85—1,0.
Коэффициент ko рассчитывается обычным способом.
Величина Роэ может быть определена, исходя из следующих сооб-
ражений. Если из условий безопасности требуется, чтобы самолет в
аварийной ситуации мог висеть, то_Роэ— 1. Если при этом допускается
спуск с некоторой скоростью, то Роэ=0,95—0,98. Величина РОг может
быть найдена обычным способом из условия обеспечения заданных ха-
рактеристик на крейсерском режиме. Это позволяет избежать дроссели-
рования ПМД и ведет к снижению расхода топлива
где GCp= Сср/(?о; К — аэродинамическое качество на крейсерском ре-
жиме;
f(V, Н)—функция, характеризующая изменение тяги дви-
гателя по скорости и высоте.
Решив уравнение (10.22) относительно РОв, получим
_ _ , пг — 1Г
___ Роэ Рог^дС
РОв=--------------....., (10.24)
kn «В 1в
Поскольку вероятность отказа подъемных двигателей больше, так
как таких двигателей обычно больше, в дальнейшем можно ограничить-
ся случаем, когда ir= 0, a Тогда
Or
Pq?~ Porkп5
(10.25)
Приведенные уравнения позволяют определить стартовую тягово-
оруженность СВВП в зависимости от типа и количества источников тя-
ги, их компоновки на самолете, способа управления на вертикальных
режимах, уровня требований безопасности. На рис. 10. 26 представлены
типичные зависимости РОв от пв, рассчитанные по формуле (10.25). Гра-
фики построены для случая взлета при p = 73Q мм рт. ст. и f=i+30°C
при различных значениях коэффициентов ky" и k$, для iB=l и iB = 2.
При этом было принято, что _Рог=,О,37; Роэ=1.О; £$"=1,0. Считается, что
одновременный отказ двух двигателей при /^50 не происходит, однако
в зависимости от компоновки СУ иногда при отказе одного двигателя
для парирования 'несбалансированного момента приходится отключать
симметрично расположенный двигатель (iB = 2).
Графики показывают, что величина стартовой тяговооруженности
СВВП изменяется в довольно широком диапазоне. За счет рациональ-
ного выбора типа и количества источников тяги и их компоновки на са-
молете можно существенно снизить Ро без ущерба для безопасности по-
лета на вертикальных режимах.
Рассматривая раздельную и единую СУ как частный случай комби-
нированной, можно записать, используя уравнение (10.24), для раздель-
ной СУ
рОв=Д?-------; (Ю-26)
k Пн *в
186
для единой СУ
/% = -,. (10.27)
А„Е(п-0
Если потребная стартовая тяговооруженность определена из каких-
либо других соображений, например, из условия разгона на переходном
режиме, то полученные формулы могут быть использованы для опреде-
ления потребного количества двигателей, удовлетворяющего условию
безопасности. Для этого достаточно решить уравнения (10.24) — (10.27)
относительно пг или пв.
Вес топлива. Относительный вес топлива следует определять как
сумму относительных весов топлива для вертикального взлета и посад-
ки и для горизонтального полета:
При этом для комбинированной СУ
GT.B= (ст.г0 Ло + ст.в0Рв0)/', (10.28)
где ст го, ст во — удельные расходы топлива у земли ПМД и ПД соответ-
ственно;
f — суммарное время, затрачиваемое на взлетно-посадочный
и переходный режимы.
Для раздельной СУ От в=ст в0Рв/. (10.29)
Для единой СУ GT-n - cT0P0f. (10.30)
Относительный вес топлива Стг определяется как для обычного самоле-
та с заданной дальностью или продолжительностью полета.
187
Удельная нагрузка на крыло. Величина удельной нагрузки на кры-
ло ро для СВВП, за исключением особых случаев, должна удовлетво-
рять следующим требованиям.
1) обеспечение заданной скорости крейсерского полета на задан-
ной высоте;
2) обеспечение заданной минимальной горизонтальной скорости пе-
реходного режима при ограниченном значении су пред-
Исходя из первого требования, удельная нагрузка ро в первом при-
ближении может быть определена по следующей формуле:
(10.31)
где Мкрейс — число М, соответствующее заданной крейсер-
ской скорости УкрейС)
Дкрейс — относительная плотность воздуха на заданной
крейсерской высоте НкРейс;
сх —коэффициент лобового сопротивления при су—
=0;
£)0==1/л;Хэф — для дозвуковых скоростей;
£)0=1/fy —для сверхзвуковых скоростей.
Для определения р0 поступают следующим образом. Задавщисьне-
которым значением ро. определяют схо по формуле cxo~cxpko+cxppo/k
(/г0—1,35; k = Gof^SK-, SM— площадь миделевого сечения). Затем по
формуле (10.31) определяют р0 для нескольких разных значений р0 и
строят кривую в координатах рзад и рИст- Искомое значение ро опреде-
лится точкой пересечения этой кривой и луча, проведенного из начала
координат под углом 45° к осям координат. Удельная нагрузка на кры-
ло ро, удовлетворяющая требованию получения минимальной скорости
горизонтального полета в начале переходного режима, может быть най-
дена по следующей формуле:
РО^=0,062СУ „редИ2,
где с^цред — предельное значение коэффициента подъемной силы само-
лета по условиям обтекания. Заметим, что при су>суЛред начинаются
срывы с крыла, вызывающие «дрожание» оперения или «сваливание».
Можно принимать супред=(0,75—0,85) а скорость У=05—75 м/с.
Таковы основные особенности проектирования самолетов верти-
кального и укороченного взлета и посадки.
Оптимизацию параметров этих самолетов производят как и для
обычных самолетов. Однако критерий оптимальности таких самолетов
обязательно должен включать в себя факторы, учитывающие особенно-
сти их взлета и посадки. К числу этих факторов необходимо отнести
стоимость ВПП, расстояние аэродрома от центра города, регулярность
воздушных сообщений, безопасность при взлете и посадке. Что касается
последнего фактора, то необходимо отметить следующее. Из-за большей
сложности конструкции СВВП, вызванной наличием дополнитель-
ных систем, вероятности отказов, .ведущих к аварийным ситуациям, у
СВВП выше, чем у обычного самолета.
Учет вышеперечисленных факторов позволяет определить рацио-
нальные области применения СУВП и СВВП различных схем, а также
их конкурентоспособность с обычными самолетами в областях, где воз-
можно применение различных типов самолетов.
188
Глава XI
ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКОГО САМОЛЕТА
Непрерывный рост космических полетов остро ставит вопрос стои-
мости доставки в космос полезного груза ракетными системами. Это
приводит к поиску принципиально новых систем, которые позволили бы
получить экономически приемлемую стоимость полетов.
Такой системой является воздушно-космический самолет (ВКС).
Кроме доставки людей и грузов с Земли на орбитальные станции и об-
ратно, ВКС будет необходим для обслуживания научных космических
лабораторий, для сборки межпланетных космических аппаратов или
для их разгрузки после возвращения на земную орбиту и т. д. [38].
Чтобы выполнить поставленные задачи, воздушно-космический са-
молет должен удовлетворять следующим основным требованиям.
1. ВКС должен быть многократно используемым летательным аппа-
ратом.
2. ВКС должен выводить полезную нагрузку на орбиту высотой
Н = 150—500 км.
3. ВКС должен обладать хорошей маневренностью в атмосфере для
ликвидации возможного параллакса орбиты (после старта) и для вы-
полнения посадки на заданный аэродром (как обычный самолет).
4. ВКС должен обладать достаточной маневренностью в космосе,
чтобы совершить встречу на орбите и осуществить стыковку с заданным
объектом.
Использование аэродинамической подъемной силы позволит суще-
ственно снизить перегрузки и выбрать траекторию планирования, при-
емлемую по аэродинамическому нагреву. Расчеты показывают, что да-
же при гиперзвуковом аэродинамическом качестве самолета Кг=0,5—1
спуск с орбиты можно осуществить с перегрузкой меньше 2, при этом
не потребуется специальной ориентации экипажа относительно вектора
перегрузки и существенно снизится удельный тепловой поток по срав-
нению с баллистическим входом.
Проблема обеспечения посадки ВКС в назначенном месте Земли
будет сводиться к обеспечению необходимой боковой дальности в про-
цессе гиперзвукового планирования, так как обеспечение продольной
дальности по-видимому не вызовет осложнений.
§ 1. ОСОБЕННОСТИ ПОЛЕТА ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКОГО САМОЛЕТА
Для воздушно-космического самолета существует определенная
область возможных полетов в атмосфере и в космосе. Верхняя граница
полетов в атмосфере для ВКС как крылатого летательного аппарата
определяется совместным действием силы тяжести, аэродинамической
силы и центробежной силы, обусловленной сферической поверхностью
Земли. Нижняя граница полетов определяется прочностью конструкции
и допустимой температурой аэродинамического нагрева (рис. 11.1).
Нижняя граница области полетов является общей для всех крыла-
тых летательных аппаратов. Верхняя граница области зависит от осо-
бенностей схемы (от величины удельной нагрузки на крыло и коэффи-
циента аэродинамической подъемной силы).
Определить верхнюю границу полетов ВКС в атмосфере можно,
рассматривая условия горизонтального полета (планирования) на дан-
ной высоте. В горизонтальном полете, как известно, вес крылатого ле-
тательного аппарата уравновешивается двумя силами — аэродинамиче-
ской подъемной силой и центробежной силой, возникающей в результа-
189
те движения аппарата по криволинейном траектории относительно цент-
ра Земли,
О- Г+Рц.
(11.1)
Это равенство и будет определять верхнюю границу полетов ВКС.
Выражение для аэродинамической подъемной силы общеизвестно
Y = c,S^.
" 2
Рис. 11.1. Область возможных полетов ВКС (/ — область полетов современных
самолетов; II — область полетов гиперзвуковых самолетов):
1 — одна из возможных баллистических траекторий выхода ВКС в космос (при старте с
гиперзвукового самолета-носителя}; 2— синхронная орбита (вращаясь вокруг Земли по дан-
ной орбите, летательный аппарат будет постоянно оставаться над одной точкой экватора)
[Рорб—минимальная скорость, при которой ВКС может совершать полет в космосе, дви-
гаясь по круговой или эллиптической орбите; —первая космическая скорость (круговая);
У<,к — вторая космическая скорость (параболическая)]
Выражение для центробежной силы в горизонтальном полете мож-
но записать так:
С(Уг.н д bzB 3cos у)2
g (R + Н)
(Н.2)
где Vr.n — скорость горизонтального полета;
Ув.з— скорость вращения Земли;
190
>ии относительно цент-
(11.1)
цу полетов В КС.
1 силы общеизвестно
к
'-^44
г~
R ‘|
1 1 _|
чмое шпературы 1
к £ ;1 J
9 10 11 Vkm/c
полетов современных
самолетов):
в космос (при старте с
ясь вокруг Земли по дан-
одной точкой экватора)
ъ полет в космосе, дви-
‘ская скооость (круговая);
Ская)]
гальном полете мож-
(11.2)
ф — угол наклона плоскости полета (орбиты) к плоскости эква-
тора (наклонение орбиты);
Н—высота полета над поверхностью Земли (над уровнем моря);
R — средний радиус Земли, А' — бЗУО км;
g — ускорение силы тяжести на высоте /7
R2 ПО1 Я2
р-=рп.-------— у,а 1-------.
* 0 (R + /7)2 (/? + /7)2
Для высот полета, где аэродинамическая сила еще имеет сущест-
венное значение (//<100 км), выражение для центробежной силы с до-
статочной степенью точности можно записать так:
, __ G (Уг.л + 460 cos у)2
**“ 69-106
(11.3)
Здесь Vrn в м/с.
При полете обычных самолетов (V<1 км/с) центробежной силой
можно пренебречь (рис. 11.2). Пр
вать не только центробежную си-
лу, но и угол орбиты ф. Если ор-
бита значительно отличается от
полярной, то запускать летатель-
ный аппарат выгоднее в сторону
суточного вращения Земли. Воз-
можный угол наклона плоскости
орбиты к плоскости экватора при
старте с любой точки Земли бу-
дет находиться в диапазоне
'Рмест 90 ,
где фмест — местный угол широты
(северной или южной) точки
старта.
Решая уравнение (11.1) отно-
сительно величины р, определим
значение массовой плотности воз-
духа, а следовательно, найдем
необходимую высоту, на которой
при данной скорости возможен
горизонтальный полет
р=_Р_ 62-106 — (уг п ь 460cosy)2
СУ 31 10fivfn
(11.4)
выходе в космос необходимо учиты-
Рис. 112 Зависимость отношения Рц/G
от скорости горизонтального полета
1 — полет в плоскости экватора в сторону су-
точного вращения Земли (<р=0), 2 — полет в
плоскости полюсов Земли (q==S09; 3—полет в
плоскости экватора в противоположную от Вра-
щения Земли сторону (ЧР”>0)
где р=<G/S — удельная нагрузка на несущую поверхность.
Выражение (11.4) определяет так называемую равновесную высоту
полета.
’ На рис. 11.3 показано влияние скорости (а для величины р[су~
= 1000 и угла наклона орбиты) на верхнюю границу области поле-
w тов В КС.
? При полете в космосе воздушно-космический самолет становится
© искусственным спутником Земли. Движения любых небесных тел (в том
» числе и искусственных) осуществляются, как известно, по законам не-
бесной механики, в основе которой лежит закон всемирного тяготения
Ньютона. Поэтому область установившихся полетов ВКС в космосе не
будет иметь принципиальных отличий от подобной области полетов
, современных искусственных спутников Земли.
191
Траектории полет iKC
Движение воздушно-космического самолета в общем случае описы-
вается системой шести дифференциальных уравнений, три из которых
отражают условие равновесия сил в проекциях на оси инерциальной
системы координат, а три — условие равновесия моментов относительно
этих осей
4— Л)“>а=^Л
(f & f Лг Л V 4
т । у ш __ yzw А = Г;
\ di 1 z z J
at
at
rjit A7, Y и Z — проекции всех внешних сил (в том числе и реактив-
ной силы) на соответствующие оси координат;
7ИХ, Afy и Mz — моменты внешних и реактивных сил относительно
осей координат.
Так как масса и моменты инерции ВКС с течением времени изме-
няются, то при решении уравнений движения надо принимать
Л=Л^); Л=Л^);
Решить указанную систему уравнений движения можно, если пред-
ставить в развернутом виде выражения проекций внешних сил и момен-
тов, входящих в правые части уравнений.
192
полете в вертикальной плоскости
На летательный аппарат действуют следующие внешние силы:
— массовые внешние си/, л, обусловленные притяжением Земли,
Солнца и Луны;
— аэродинамические силы (при полете в достаточно плотных слоях
атмосферы);
— тяга двигателя (при его работе).
При подробном анализе динамики полета ВКС (например, при на-
вигационных расчетах) в процессе решения дифференциальных урав-
нений движения необходимо учитывать все внешние силы, действующие
на летательный аппарат. Однако в период предварительного проектиро-
вания ВКС (при выборе схемы и основных параметров) можно ввести
ряд допущений, которые по-
зволят значительно упрос-
тить систему уравнений дви-
жения. Например, если не
рассматривать межпланет-
ный полет аппарата, то мож-
но ограничиться учетом толь-
ко массовой силы притяже-
ния Земли.
Рассматривая полет ВКС
в вертикальной плоскости
как точку переменной массы,
пренебрегаем расходом топ-
лива на балансировку и на
компенсацию случайных мо-
ментов крена и рысканья в
процессе выхода на орбиту.
В этом случае учитываются
следующие силы: G, Y, X, Р, причем тягу двигателя Р в общем случае
принимают направленной по его оси и наклоненной к оси самолета (к
хорде крыла) под углом ф (рис. 11.4).
При больших скоростях полета (см. рис. 11.2) необходимо также
учитывать центробежную силу Рп.
Кроме перечисленных сил, на летательный аппарат будет действо-
вать сила Кориолиса, обусловленная суточным вращением Земли. При
V—3 км/с эта сила составляет около 0,02 G, а при V=ViK достигает
— 10% силы тяжести. Сила Кориолиса зависит от места старта и на-
правления полета и ее необходимо учитывать при навигационных рас-
четах. Для приближенного анализа движения ВКС силами Кориолиса
можно пренебречь.
Проектируя силы, действующие на ВКС, на оси скоростной систе-
мы координат и добавляя к полученным уравнениям движения кинема-
тические связи (связь изменения высоты и дальности полета со ско-
ростью и углом наклона траектории), получим необходимую систему
дифференциальных уравнений, позволяющую определять основные па-
раметры траектории:
dV
dt
Рcos (°-M)-A_sin elg; .
dt
G
GV2 cos e
) + Y +--------
—_______-----------cosO
G
dH\dt = V sin 6;
dQdt = V cos 0,
57,3g .
V ’
(Н-5)
(И-6)
(11.7)
(Н-8)
г
где а— угол атаки;
0 — угол наклона траектории полета к местному горизонту.
7—1062
193
Данную систему уравнений можно решать методами численного
интегрирования с использованием ЭВМ (при дипломном проектирова-
нии можно пользоваться обычной логарифмической линейкой).
Для определения параметров траектории ВКС при возврате из кос-
моса весь участок полета можно рассматривать как равновесное плани-
рование, при этом справедливы следующие допущения:
Р=0; sin 6 ~ 0=0; cos 0=1; G=const
Движение ВКС на участке планирования будет описываться урав-
нениями (11.1) и (11.5). Последнее в данном случае примет вид
dv. X (11-9)
dt G
Из (11.9) следует V
t = ае _dy_ rtJ1 g J - X ’ ^н. пл (11.10)
где Кнпл — скорость в начальный момент планирования (при fn.-T=iO).
Решая совместно уравнения (11.1) и (11.10), получим выражение
для определения времени планирования
+ Я in <vh-"^ + vikHVk^-V1k) (11.11)
2У1К (^НПЛ-У1К)(УК11Л + У1К)
где Кг=су1сх — гиперзвуковое аэродинамическое качество ВКС;
К1к — первая космическая скорость;
Ук.пл — скорость в конце планирования.
Чтобы перейти от орбитального полета к режиму равновесного пла-
нирования, необходимо приложить тормозной импульс, обеспечиваю-
щий
д!/т=30—70 м/с.
Скорость в начале планирования будет равна
^н.чл~^1к Д VT*
Режим равновесного планирования наступает на высоте //=90—
100 км (см. рис. 11.3). Для предварительных расчетов, полагая К =
= 6370 км; V1K=7850 м/с; Кк.пл~0, можно определять полное время
планирования по приближенной зависимости, полученной из (11.11),
/rt пл=2300-Кг с. (11.12)
Следует заметить, что 75—80% времени планирование происходит
при скорости V>5 км/с (рис. 11.5).
Траекторию планирования всегда можно разбить на отдельные уча-
стки с Kr=const, тогда дальность планирования можно найти из (11.9),
предварительно умножив левую и правую части на V и выразив G
из (11.1):
откуда
1 dV% _____g_ Г j _ V2
2 dt ~ Кг L g(R + H)
Д.л=Кг-^1п
V, —V2
1к К.ПЛ
V? —V2
г 1к н<пл
(11.13)
(11.14)
194
Уравнения (11.11) и (11.14) позволяют определять /лл и £пл на лю-
бом участке траектории (т. е. для любых значений Кн.пл и УКпл).
Для предварительных расчетов дальность планирования ВКС с мо-
мента схода с орбиты до приземления можно определять по формуле
In.™ =13 800-Кг км. (11.15)
Заметим, что ~90% всего времени планирования (по дальности)
происходит при скорости V>5 км/с (рис. 11.6).
Дальность бокового маневра зависит от величины К/ В предва-
рительных расчетах полную дальность бокового маневра можно опреде-
лить по формуле
Д,.6о« = 1400 К1’5 км.
(11.15')
Рис. 11.5. Зависимость времени планирования от скорости и гиперзвукового
аэродинамического качества ВКС
Задача по определению траектории полета ВКС в космосе совпадает
с задачей определения орбит небесных тел (задача Кеплера). Движение
тела в данном случае рассматривается в полярной системе координат с
полюсом в центре Земли. Уравнения движения летательного аппарата в
полярной системе координат можно получить, проектируя внешние силы,
действующие на аппарат, на направление радиуса-вектора и касатель-
ную к окружности, описываемой радиусом-вектором. В частности, урав-
7*
195
нения движения ВКС в космосе (при отсутствии аэродинамических сил
и силы тяги) будут иметь вид
г —=0; (11.16)
dt 1 r dt
dVj . » dx 7?^ л 1 1
dt S dt Ьо Z2 ’ ' 7
где Vs — тангенциальная составляющая скорости;
Vr — радиальная составляющая скорости;
х — угол поворота радиуса-вектора (полярный угол), отсчитывае-
мый от полярной оси, некоторого начального неизменного в
пространстве направления радиуса-вектор а;
г-расстояние от ВКС до центра Земли (радиус-вектор).
Рис. 11.6. Зависимость дальности планирования от скорости и гиперзвукового
аэродинамического качества ВКС
Теория движения тела в условиях космоса под действием сил грави-
тации носит название эллиптической теории. Наибольшее применение в
настоящее время эллиптическая теория находит при решении таких ос-
новных задач космонавтики, как определение орбит искусственных спут-
196
ников Земли, орбит межпланетных летательных аппаратов и т. д. Эта
теория определяет и траектории полета ВКС в космосе. Так, уравнение
орбиты в полярных координатах можно получить, решая систему диффе-
ренциальных уравнений (11.16) и (11.17):
1 + с CCS (тс. — ТС-о)
(11.18)
где р — фокальный параметр орбиты;
е — эксцентриситет орбиты;
хо — начальное значение угла к.
При движении в земном поле тяготения, когда фокус орбиты рас-
положен в центре Земли, значения фокального параметра и эксцентри-
ситета будут равны
vjrjcos2e3
Р- fM3
2УдГ0 cos2 0О , ео
f2M23
(11.19)
(11.20)
Подставляя эти значения в (11.18), получим окончательное уравнение
орбиты ВКС (искусственного спутника Земли)
^orocos2
~fM~3
2^r0cos2e0 vjrjcos2e0
—тт;— +-------л—cos
/Af3 /2Л1|
(И-21)
где r0=R+H — начальное расстояние от центра Земли;
Ко — начальная скорость на орбите (на высоте Н от поверх-
ности Земли);
Оо — угол наклона траектории к местному горизонту в на-
чальной точке;
/Л4з—константа поля тяготения Земли;
f — гравитационная постоянная;
Мз- масса Земли.
Согласно закону всемирного тяготения вес любого тела на высоте Н
от поверхности Земли равен
М3т
(Я + /7)2 ’
(11.22)
где т — масса тела.
Константа поля тяготения, следовательно, будет равна
Известно, что вид кривой второго порядка обусловлен величиной ее экс-
центриситета. При е=0 уравнение (11.18) представляет собой уравнение
окружности, при е<1—уравнение эллипса, при е= 1 —уравнение па-
раболы и, наконец, при е>1 — уравнение гиперболы.
Одним из условий выведения на орбиту ВКС будет равенство 0о=О,
поэтому в данном случае можно считать, что эксцентриситет орбиты оп-
ределяется скоростью и высотой в начальной точке орбиты
е = е(1/0, Н).
197
Найдем необходимую начальную скорость для движения по круговой
орбите. Эта скорость носит название круговой, или первой космической
(V1K).
Для случая е=0 из (11.20) получим
= (П-23)
Круговая орбита является особым случаем. Для осуществления ее
необходимы определенные условия (Vzc— ViK и Оо = О) • Кроме того, вслед-
ствие возмущений, вызываемых главным образом сплюснутостью формы
Земли, возникают отклонения, искажающие форму орбиты. Поэтому
строго круговую орбиту можно получить лишь в экваториальной плос-
кости. Однако при определении параметров ВКС форму Земли можно
считать сферой и первую космическую скорость определять по формуле
(11.23).
Например, для высоты /7=100 км численное значение первой косми-
ческой скорости (при <р = 90°)
IZ1|t = 7,85 км/с.
При значениях эксцентриситета
0<е<1
уравнение (11.18) представляет собой уравнение эллипса. Эллипс, как
известно, кроме эксцентриситета и фокального параметра, характеризу-
ется еще большой (а) и малой (Ь) полуосью
а = —£— ; ь — а V1 — е2.
1—£2
Уравнения (11.19) и (11.20) позволяют найти большую ось эллипти-
ческой орбиты
2а=------. (11.24)
vl(R + H)
1 “
При движении по эллиптической орбите высота полета будет непре-
рывно изменяться от минимальной Н (перигей) до максимальной
/7 + Д/7 (апогей).
Из выражения (11.24) видно, что при Vo=Vlk большая ось эллипса
будет равна 2п = 2(Д + /7), т. е. орбита превращается в окружность.
При скорости, равной параболической, или второй космической
(V2k). траектория полета становится параболой. Летательный аппарат,
развивший скорость полета К^У2к, на Землю не возвращается.
Вторая космическая скорость определяется так:
(11.25)
Для высоты 100 км VgK—ИД км/с.
На рис. 11.7 показаны возможные орбиты космического летательного
аппарата.
Время одного оборота ВКС вокруг Земли при круговой орбите на
высоте Н равно
'2я(^ + //) = 2я- (/?+//)•'. (11.26)
ViK VgaR2
198
Для эллиптических орбит период обращения определяется анало-
гично, но вместо (/?+//) в выражение (11.26) надо подставить величи-
ну большой полуоси эллипса
/„=—=а’1‘. (11.27)
V g0R2
После выхода в космос может возникнуть необходимость в некото-
ром изменении параметров орбиты. Изменить параметры орбиты (т. е.
перейти с круговой орбиты на эллиптическую и обратно, или изменить
угол наклона плоскости орбиты) можно, меняя величину и направление
скорости полета.
Рис. 11.7. Схема выведения летательного аппарата
на экваториальную орбиту (ч> = 0) при максималь-
ном использовании суточного вращения Земли:
П — перигей орбиты; А — апогей орбиты, П* — перигей но-
вой орбиты (при Vo<V|K и при достаточно большом зна-
чении Н)
Если требуется, например, увеличить высоту полета на величину
ЛЯ, то необходимо сообщить летательному аппарату дополнительную
скорость Д Vff, равную
fl/ # + + Д/7
\|/ я \ и + ДЯ(2
(11.28)
Орбита в данном случае будет эллиптической и скорость полета бу-
дет меняться от Ушах на высоте Н (перигей орбиты) до I'min на высоте
Н+ЛН (апогей орбиты).
При движении тела по орбите изменение кинетической энергии рав-
но изменению потенциальной энергии
d [~ч~ ~ mg ]=°’
где h — высота точки орбиты, скорость полета в которой равна V. Так
как масса летательного аппарата остается постоянной, то
Е2 _
2 R + h
const.
(11.29)
199
Данное выражение, называемое интегралом энергии, показывает,
что скорость полета будет зависеть только от высоты траектории в дан-
ной точке
Из уравнения (11 29) получим скорость в апогее орбиты (на высоте
Я+ДЯ)
2A/W2
.2______________ _______________
тах (/? + //)(« + // +Д//) ’
(11.30)
где Утах — скорость в перигее орбиты
Скорость в перигее орбиты (т е новая скорость на высоте Н), бу-
дет, очевидно, равна Ктах=Ко + АКн.
На высоте (//+ДЯ) имеет место неравенство Утш<У1н, поэтому,
если требуется увеличить высоту полета, сохранив при этом круговую
орбиту, то скорость полета на высоте (Я+АЯ) необходимо увеличить
до значения ViK на данной высоте
Простейший маневр по изменению угла наклона орбиты на угол Дф,
не меняя высоту полета, можно выполнить изменением направления
скорости полета на угол Дф Для подобного маневра летательному аппа-
рату необходимо сообщить дополнительную скорость ДУу направлен-
ную под углом ^90°-|-—j к плоскости исходной орбиты (рис. 11.8).
Величина дополнительной скорости в этом случае будет равна
., , sin Д<р
AV’=V°“^
cos 2
(11.31)
При проектировании ВКС возможное изменение скорости для того
или иного маневра в космосе необходимо учитывать, так как оно требу-
ет дополнительного расхода топлива иногда весьма существенного.
Рис. 118 Изменение плоскости орбиты при const
1 — исходная орбита 2 — новая орбита
Аэродинамический нагрев
Отличительной особенностью полета ВКС в атмосфере является по-
лет в условиях высоких температур. Внешними источниками нагрева яв-
ляются аэродинамический (кинетический) нагрев, солнечная радиация,
радиация Земли и ее атмосферы. Кроме того, имеются еще источники
тепла, размещенные внутри летательного аппарата Определяющее зна-
чение для ВКС будет иметь аэродинамический нагрев Другими (внеш-
ними и внутренними) источниками нагрева в данном случае можно пре-
небречь
200
Основное количество тепла к обшивке аппарата подводится из по-
граничного слоя. Температура воздуха в пограничном слое близка к
температуре торможения. Рассматривая воздух как идеальный газ (при
7<2000К) и учитывая теплообмен в пограничном слое, можно найти
температуру на внутренней границе пограничного слоя:
а) ламинарный пограничный слой Тп с~Тн(\ + 0,17 М2); 1
б) турбулентный пограничный слой Гп.с —1+0,18М2). J '
Здесь Тн — температура воздуха на высоте Н.
Определение температуры нагрева обшивки. При условиях, когда
теплообмен определяется совместным действием конвекции, теплопро-
водности и лучеиспускания, температура обшивки летательного аппара-
та может быть определена из уравнения баланса тепла:
, (П.ЗЗ)
где (?п.с —удельный тепловой поток из пограничного слоя, т. е. коли-
чество тепла, поступающего к обшивке на единицу площади
в единицу времени в ккал/м2с;
Яизл — удельный тепловой поток, излучаемый обшивкой в окружа-
ющее пространство;
с — удельная теплоемкость материала обшивки в ккал/кгсХ
Хград;
у —удельный вес материала обшивки в кгс/м3;
6 —толщина обшивки в м;
t — время в с;
Тсб — температура внешней поверхности обшивки в град К.
Уравнение (11.33) описывает нестационарный тепловой процесс, при
котором температура поверхности тела изменяется с течением времени.
Решение этого нелинейного дифференциального уравнения можно полу-
чить методами численного интегрирования.
Наибольшая температура обшивки будет при dT^Jdt — Q. В этом
случае имеет место установившийся теплообмен и равновесная темпера-
тура обшивки, которая устанавливается при длительном полете в неиз-
менных УСЛОВИЯХ. ПрИ ЭТОМ <7п.с = <7изл-
Излучаемый обшивкой удельный тепловой поток определяется по за-
кону Стефана — Больцмана
(11-34)
где е — коэффициент излучения, или степень
черноты обшивки;
о=1,37*10-11 ккал/м2с • град4— коэффициент излучения абсолютно
черного тела.
Коэффициент е оценивает излучающую способность тела (обшивки)
по сравнению с абсолютно черным телом. Он зависит от материала по-
верхности и ее обработки, а также от температуры. Для обшивки ВКС
можно принимать в ж 0,8.
Удельный тепловой поток, поступающий к обшивке из пограничного
слоя, в соответствии с законом Ньютона, определяется так:
?п.с=а(Т,с-То6)( (11.35)
где а — местный коэффициент конвективной теплопередачи на границе
воздух — обшивка в ккал/мс • град.
Учитывая равенство и дп.с* получим уравнение, позволяющее оп-
ределить температуру обшивки при установившемся теплообмене,
м7’^ + аГ<,б-аГп.с=0. (11.36)
201
Коэффициент конвективной теплопередачи а имеет различные значе-
ния для пластины и для критической точки сферического тела. Прибли-
женное выражение коэффициента теплопередачи для пластины имеет
вид:
a^0,5gpVcpc/Pr'1/e,
(11.37)
где ср — теплоемкость воздуха при постоянном давлении
в ккал/кгс-град;
с/ — коэффициент трения воздуха о поверхность обшивки,
зависящий от числа Рейнольдса и структуры погра-
ничного слоя;
Pr=iLCpgfr, — число Прандтля;
р. — коэффициент вязкости воздуха в кгс-с/м2;
Л—коэффициент теплопроводности воздуха в ккал/м *сХ
Хград.
Физические константы воздуха cPt ц, X, зависящие от температуры, не-
обходимо брать для так называемой определяющей температуры
7’»»=7'« + 0,Z2(r„.c-r//). (11.38)
Число Прандтля зависит от температуры воздуха (табл. 11.1). При
больших температурах (Л>п>1250К)
Таблица //./ число Прандтля можно считать посто-
Т’спК 500 750 1000 1250
Рг 0,69 0,665 0,655 0,65
янным.
Для приближенной оценки темпе-
ратуры обшивки коэффициент а мож-
но определить так:
ламинарный пограничный слой
а=31,б£рУср (рКх/р-)-0’5 Рг"0’67; (11.39)
турбулентный пограничный слой
а=0, l84g?Vcp (р1/л/р)"0*Рг”°’67,
где
0,0038
X .
/ !20\ ,,
U + ~ Ьм
\ 1 н1
(11.40)
(11.41)
Приведенные формулы справедливы для определения температуры
обшивки крыла, оперения и цилиндрической части фюзеляжа (корпуса).
Для коэффициента конвективной теплопередачи вблизи критической
точки при ламинарном пограничном слое можно принять следующее вы-
ражение:
а=0,54 P^PpV/r, * (11.42)
где г — радиус носовой части тела;
р^-2,82 1/-^--------------. (11.43)
V Pc (1 + 0,2М2)2,5
Здесь р и рс — давление потока перед и за прямым скачком давления.
Отношение pipe определяется по известной формуле газовой динамики
Р _ (1 +0,2М2)3’5 Г 2,43(1 + 0,2М2) —2,5 'I3*5
1.167М2 —0,167 I М2 J
Пользуясь уравнением (11.36) и приведенными выше формулами,
можно рассчитать равновесную температуру обшивки ВКС (а также лю-
бого другого самолета) при аэродинамическом нагреве.
202
На рис. 11.9 приводятся приближенные значения равновесной тем-
пературы для вероятной области полетов ВКС (для небольших углов
атаки).
Интенсивность аэродинамического нагрева поверхности существенно
уменьшается при увеличении расстояния от передней кромки крыла (от
носка фюзеляжа) и при увеличении угла стреловидности крыла (опере-
Рис. 11.9. Равновесная температура плоской поверхности
на расстоянии х=1,5 м
от передней кромки (е=0,8)
Рис, 11.10. Установившаяся температура на поверхности
самолета (в °C) при длительном полете (У=2400 м/с
Я=34 км)
ния). На рис. 11.10 показаны изотермы на поверхности гиперзвукового
самолета в крейсерском полете на высоте 34 км при М = 8. Следует об-
ратить внимание на распределение температуры по нижней плоскости
воздухозаборника (распределение температуры на плоскости при посто-
янном угле атаки и нулевом угле стреловидности).
§ 2, ВЫБОР СХЕМЫ ВОЗДУШНО КОСМИЧЕСКОГО САМОЛЕТА
Если под полезной нагрузкой понимать вес аппарата, выводимого
на орбиту (не считая, естественно, веса конструкции последней ступени
ускорителя, которая также будет достигать орбитальной скорости), то-
203
наиболее подходящим критерием для анализа и выбора схемы будет от-
носительный вес полезной нагрузки
где Glul— вес аппарата, выводимого на орбиту;
Go — стартовый вес системы.
Хотя этот критерий не является исчерпывающим (более общим кри-
терием является стоимость системы), все же он играет главную роль, по-
скольку от £п.н зависит при прочих равных условиях стоимость доставки
1 кгс полезного груза на орбиту.
При заданном значении веса полезной нагрузки критерием оценки
схемы ВКС будет, очевидно, величина стартового веса системы.
Возможные схемы воздушно-космических самолетов. Важнейшей
характеристикой летательных аппаратов для доставки груза на орбиту
является минимально необходимая скорость полета на орбите Уорб (для
высоты полета Я<500 км V'(ipC^ViK). Строгое обеспечение заданной
скорости полета ни для одного летательного аппарата не имеет такого
важного значения, как для космических аппаратов. Например, если са-
молет проектировался на скорость полета V=3185 км/ч (М = 3), а в
действительности скорость оказалась на 1% меньше, т, е. V— 3153 км/ч
(М=2,97), то это практически никак не отразится на эффективности
данного самолета. Для орбитального аппарата ошибка в скорости на
1 % (т. е. вместо 7,8 км/с получить 7,72 км/с) означает запуск вхолостую,
так как аппарат не будет держаться на орбите и совершит посадку, не
выполнив ни одного витка вокруг Земли. Поэтому важнейшим и необ-
ходимым условием полета по орбите является достижение соответствую-
щей скорости полета. Это условие и будет в значительной степени опре-
делять схему и основные параметры орбитальных летательных аппа-
ратов.
Найти связь орбитальной скорости с основными параметрами лета-
тельного аппарата можно, анализируя процесс разгона и набора высо-
ты при выходе на орбиту.
В процессе разгона и набора высоты летательный аппарат приобре-
тает скорость, которая в общем случае может быть записана так:
К=.1/Н-Д1/ПФИСТ, (11.44)
где — идеальная скорость аппарата, т. е. скорость, которую аппа-
рат получил бы при отсутствии силы земного притяжения и
силы аэродинамического сопротивления;
Д1’и— суммарные потери скорости от действия гравитации и аэро-
динамического сопротивления;
Уст — стартовая скорость аппарата (для одноступенчатых аппа-
ратов при старте с Земли, очевидно, VCT = 0).
Идеальная скорость аппарата определяется по известной формуле
К. Э. Циолковского
= Дп И1нач/ткон,
где We —эффективная скорость истечения продуктов сгорания;
тнач —начальная масса аппарата;
/tzkoh —конечная масса аппарата (после выгорания топлива).
Выражая эффективную скорость истечения через удельный импульс
(удельную тягу двигателя), а массу летательного аппарата через вес,
получим
И„-го41''“=9.814'п-Д7--, (U.45)
икон 1
где JT—удельный импульс двигателя (по топливу);
OT = GT(GHa4—относительный вес топлива.
$04
На величину ДУП особенно существенное влияние оказывает вели-
чина скорости старта.
Для конкретной схемы летательного аппарата при выходе на орби-
ту по определенной траектории величину AVn можно определить, интег-
рируя уравнения движения (11.5) — (11.7).
В период предварительного проектирования эту величину можно
принять приближенно; с достаточной степенью точности ее можно снять
с графика рис. 11.11, который получен в результате расчета траекторий
Рис. 11.11. Влияние скорости старта на суммарные потери скоро
сти от действия гравитации и аэродинамического сопротив-
ления (для орбит //=120—200 км)
выхода на орбиты с высотой //=120—200 км; при этом рассматривались
различные схемы летательных аппаратов с реально возможными пара-
метрами.
Выход на орбиту с //>200 км можно разбить на два этапа:
1) выход на Н ~ 150 км;
2) маневр по увеличению высоты орбиты на величину Д7/ [см.
(11.28)].
Потребное количество топлива бт.пот для выхода на орбиту полу-
чим, принимая в (11.44) V= 1ДК и решая совместно (11.44) и (11.45) от-
носительно GT,
1 Уцс 4* Уст
l-GT.rt0T 9,81/T
или Gt>„ot=1 — —’ (11.46)
9,81J_
6
ГДе б?т.пот ^т.пот/^нач>
6Нач — начальный вес аппарата (при V = VCT), для одноступенчатых
аппаратов Уст=0и Gna4 = Go.
На рис. 11.12 представлена графическая интерпретация уравнения
(11.46) для нескольких значений_стартовой скорости.
Возможные значения GT и GK для современных самолетов и само-
летов ближайшего будущего даны на рис. 11.13.
205
Для выхода на орбиту летательный аппарат с ЖРД при JT =
— 250—450 с должен иметь относительный вес топлива GT = 0,98—0,87
при Мст—0 (см. рис. 11.12).
Если летательный аппарат будет стартовать с гиперзвукового само-
лета-носителя (например, при Мст=6—12), то необходимый запас топ-
Рис. 11.12. Зависимость относи-
тельного веса топлива, потребно-
го для выхода на орбиту (//=
= 120—200 км), от удельного им-
пульса двигателя
Рис. 11.13. Изменение относитель-
ного веса топлива и конструкции
самолета в зависимости от рабо-
чей температуры конструкции
Рис. 11.14. Возможные схемы лета-
тельных аппаратов для доставки по-
лезного груза на орбиту (в качестве
горючего для всех двигателей ис-
пользуется жидкий водород):
/ — космический корабль с баллистическим
входом в атмосферу, 2 — ВКС
лива для выхода на орбиту уменьшится, однако и в этом случае он бу-
дет равен GT.noT==0i78—0,64 для 7т = 450 с (топливо На+Ог).
Лишь старт с Мст^18 дает возможность выхода на орбиту
(GT пот ^0,45).
Поэтому можно сделать вывод относительно схемы аппарата: до-
ставить полезный груз на орбиту и совершить возврат и посадку на Зем-
206
лю в настоящее время (при /т=^450 с) могут только многоступенчатые
летательные аппараты. На рис. 11.14 показаны возможные схемы таких
летательных аппаратов.
Полезной нагрузкой в схеме I является космический аппарат с бал-
листическим входом в атмосферу; посадка на Землю производится с ис-
пользованием парашютов. Аппараты схем II, III и IV имеют одинако-
вую полезную нагрузку — воздушно-космический самолет, -совершаю-
щий планирующий вход в атмосферу и горизонтальную посадку на
Землю.
Схемы I и II идентичны и
отличаются только полезной на-
грузкой. Эти схемы основаны на
принципе максимального исполь-
зования существующих конструк-
ций ракет. Высокая стоимость ра-
кеты-носителя приводит к необ-
ходимости поисков повторного
использования ступеней. Наибо-
лее целесообразно спасение пер-
вой ступени, так как в этом слу-
чае от 75 до 80% веса всей конст-
рукции ракеты-носителя возвра-
щается обратно.
Наилучшие возможности в
создании многократно использу-
емых космических, систем дает ги-
лерзвуковой самолет-носитель
(разгонщик), пилотируемый эки-
пажем и самостоятельно возвра-
щающийся к месту старта после
запуска космического аппарата
(схемы III и IV). При переходе
юг баллистических к крылатым
воздушно-космическим системам
многократного применения стои-
мость доставки полезного груза
на орбиту значительно снизится.
Схема III представляет со-
бой один из возможных вариан-
тов спасения первой ступени ра-
кеты-носителя с ЖРД-
Схема IV является наибо-
Рис. 11.15. Зависимость относительной
энергии, сообщаемой полезной нагрузке
при выходе на орбиту, и относительного
расхода топлива от скорости для схем
III и IV на рис. 11.14 (в качестве горю-
чего для всех двигателей используется
жидкий водород):
а ~ самолет-носитель с ВРД; б — первая сту-
пень с ЖРД; в — вторая ступень с ЖРД; г —
третья ступень с ЖРД;
------------ Ч » G^Gq
лее перспективной. При использовании в процессе разгона высокого
удельного импульса ВРД может быть получен весьма большой выигрыш
в весе нагрузки, выводимой на орбиту, по сравнению с носителями, осна-
щенными ЖРД. Носитель с ВРД будет близок к самолету по схеме и
выполнению операций.
Эффективность носителя с ВРД видна из рис. 11.15.
Некоторое представление о распределении веса аппаратов рассмот-
ренных схем дает рис. 11.16.
Следует отметить, что схема IV обеспечивает не только многократ-
ное использование дорогостоящей первой ступени, она позволяет суще-
ственно повысить значение Ga,H. Для вывода на орбиту одной и той же
полезной нагрузки стартовый вес летательного аппарата, спроектиро-
ванного по схеме IV, будет в два раза меньше по сравнению с лучшими
образцами современных ракет-носителей:
Gn.Ti=0,10—0,12 (схема IV);
б'ц.н —0,05—0,06 (схема 7, II).
207
При использовании ядерных ракетных двигателей (ЯРД), удель-
ный импульс которых будет значительно превосходить удельный им-
пульс ЖРД, схема IV будет изменяться в сторону уменьшения количе-
ства ступеней.
Так, при /т»1000 с ВКС с ЯРД, стартовав с самолета-носителя,
выйдет на орбиту без дополнительных ускорителей. При /т^2000 с от-
падет потребность и в самолете-носителе, так как ВКС в данном случае
согласно уравнению (11.46) может самостоятельно (стартуя с Земли)
выходить на орбиту.
100 30- во- ю- ЬП W 3D 20- 10- 0 Схема IV Схема TVa Схема Схема1а-,Иа
Полезная на грузка Полезная намизка. П олезная нагрузки .полезная нзыцзы
KOHiims'jKtiufi + с я Третья Ступень аппарата.
Топливо
Третья ступень аппарата
Уонст~рцки,ц.я л- cj Топ л а во
констрцкция + СУ Вторая ступень аппарата
Топливо Вторая ступень аппарата
Конструкция + су
Топливо
Конструкция Первая ступень аппарата
Первая ступень аппарата
Конструкция
Силовая уст ановка
Топливо
Силовая установка.
Топливо
Ряс. 11,16. Диаграмма распределения веса летательных аппара-
тов для доставки полезного груза на орбиту (при старте с Зем-
ли); в схемах I, II, IV все двигатели работают на жидком водо-
роде, в схемах 1а, Па, IVa все двигатели работают на керосине
При широком использовании ЯРД с удельным импульсом — 2000 с
эра ракет как летательных аппаратов для вывода полезной нагрузки
на орбиту, по-видимому, кончится, так как главное преимущество ракет-
ных ступеней — высокая весовая отдача по топливу — потеряет свою
ценность, ибо потребный вес топлива для выхода на орбиту при
/т>2000с будет б?т.пот<0,4 (см. рис. 11.12).
Схема воздушно-космического самолета должна обеспечивать:
— получение необходимого значения аэродинамического качества
на гиперзвуковых и дозвуковых режимах полета;
— небольшие тепловые нагрузки при входе в атмосферу.
Аппарат с Кг~0 испытывает при входе в атмосферу перегрузку от
8 до 10. Увеличение аэродинамического качества всего до 0,5 позволяет
уменьшить перегрузку на всей траектории снижения до двух.
Исследования показали, что в большинстве случаев гиперзвуковое
аэродинамическое качество ВКС можно ограничить значением
ЛГг=1—2.
На рис. 11.17 показано изменение физических характеристик ВКС
в зависимости от величины Кг- Увеличение веса аппарата при повыше-
нии гиперзвукового аэродинамического качества связано с увеличением
208
отношения площади поверхности к полезному объему, с увеличением
продолжительности полета, что приводит к большим общим тепловым
нагрузкам.
Приемлемые посадочные характеристики ВКС обеспечиваются при
величине дозвукового аэродинамического качества не менее четырех.
В настоящее время проводятся широкие исследования аэродинами-
ческих форм маневренных воз-
душно-космических аппаратов
многократного применения,
при этом особое внимание уде-
ляется аппаратам с несущим
корпусом. Основным преиму-
ществом таких аппаратов (в
сравнении с крылатыми) явля-
ется менее сложное решение
проблемы теплоизоляции кон-
струкции. Для улучшения до-
звуковых и посадочных харак-
теристик ВКС с несущим кор-
пусом предлагается использо-
вать специальное крыло с до-
звуковым профилем (при М>1
крыло убирается).
Эволюция схемы ВКС по-
казана на рис. 11.18.
Охлаждение излучением
Пхлажденае уно- 1
сом массы
При посиди в
треддются
бспсмогамсль -
ныв устрой-
ства
Выполняют посадку
самостоятельно
j___________1________L.
1 2
7 4
^г.тах
Рис. 11.17. Влияние гиперзвукового аэро-
динамического качества на характеристики
ВКС
Рис 11.18. Эволюция схемы ВКС:
1 — затупленный полу ко ну с с углом раствора 60°, 2 — затуплен-
ный полу кону с с углом раствора 30°, 3 — полу кону с с концевы-
ми шайбами, 4— ВКС с несущим корпусом (нижняя поверх-
ность овальная), 5 — крылатый ВКС; 6 — ВКС с несущим кор-
пусом (нижняя поверхность плоская)
Схема М > 10 М < с 1 Схема М > 10 м- С 1
1 кг - 0,5 К " 0,8 4 кг- 1,3 к * 4
2 = 1,2 К ~ 2 5 Кг-2 к - 8
3 А'г - 1.2 к » 4 6 Кг-2 к * 8
§ 3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ
ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
Рассмотрим основные параметры для наиболее перспективных
схем.
209
Будем считать, что оптимальные параметры соответствуют
(^п-н)тах ПРИ разгоне до УкЬ
На рис. 11.19 показан проект ВКС, рассчитанный на 10—12 человек.
Рис. 11.19. ВКС фирмы «Локхид», США (рисиюк)
Аппарат многоступенчатой схемы
Схему аппарата в общем случае будут определять: самолет-носи-
тель (сохраняемая ступень), ускорители (несохраняемые ступени) и
ВКС (сохраняемая ступень) (см, рис. 11.14, схема IV),
Стартовый вес аппарата в данном случае равен
<?о=Ос.»+<?у1 + - •. +0>я. + 0вКС, (11.47)
где Gc-H — вес самолета-носителя;
Gyi — вес первого ускорителя;
Gym — вес m-го ускорителя;
Gbkc —вес ВКС;
т —число ускорителей.
Для определения оптимальных значений параметров подобного ле-
тательного аппарата необходимо ответить на два вопроса:
1) какую полезную нагрузку и до какой скорости (при данных па-
раметрах) способен разогнать самолет-носитель;
2) какая часть от этой нагрузки способна выйти на околоземную
орбиту. Другими словами, необходимо, обеспечивая максимум критерия
Gn.H= Gbkc/Go, найти минимальный стартовый вес системы, если задан
конкретный вес ВКС или, если имеется в виду конкретный самолет-но-
ситель, найти максимально возможный вес ВКС, способного выйти на
орбиту при старте с данного самолета-ноойтеля.
Введем следующие понятия и обозначения:
Gi — вес i-й ступени;
GHi —вес нагрузки, разгоняемой i-й ступенью до скорости
V=VCTi + AVi И ВЫСОТЫ // = Ястг4-Д/Л( VCTi и Ястг —
соответственно скорость и высота старта i-й сту-
пени; А1Л и А/Д— дополнительные скорость и высота,
приобретаемые нагрузкой GH; за счет топлива i-й сту-
пени);
GTj — вес топлива i-й ступени, потребный для разгона на-
грузки весом Gai (на величину A Vi и Д/Л);
Для самолета-носителя будем иметь:
^Н. с.н = ^у14“ • • • + m-f-GBKC.;
GT#C-H GT c H _ 75* __ GT.c.H
ut.c .h — ~F •
С/с.н T С/,,, C-H 'Jc.h
210
Для первого ускорителя:
Он. у1— Оу2-Ь - Я- Оу m + GBKc;
G — — °ту1
У1 Gyl + у1
_ <?т Я
GT.yl— —
Gyl
Для m-го ускорителя:
он. у Овкс;
ОТ.у/и
GT.y т
Gy т + GBKC
От.у т
Gt. у т
Gy т
Дополнительная скорость, сообщаемая i-й ступенью разгоняемой
нагрузке, в общем случае будет равна
Д^-Ии/-ДУП(.,
где УИ1-— идеальная скорость, которую сообщает i-я ступень нагруз-
ке GHi;
ДУПг— потери скорости от действия гравитации и аэродинамиче-
ского сопротивления на участке разгона от Усц До УСтг+ь
Легко показать, что
Gr
GTt-
G/ -j- Gh i
=g;
GHf \
G(- + GHi J *
i
а следовательно, согласно уравнению (11.46), будет иметь место ра-
венство
G^f 1-----^0 = 1--------2---
k G/ + GHJ А^+^п1
е
Из этого равенства найдем вес аппарата при УСТъ т. е. в момент
включения двигателей i-й ступени (после отделения от i—1 ступени),
G’
О; + Оч = -----г-^—-----6’.,(11.48)
9,81/ ,
т I
е
Так как для каждой предыдущей ступени разгоняемой нагрузкой
является сумма всех последующих ступеней, то на основании зависимо-
сти (11.48) стартовый вес многоступенчатого летательного аппарата бу-
дет равен
(11.49)
где п — число ступеней аппарата;
л—1
знак ]~| —означает произведение (п—1) членов;
£-1
п—1 — т-\-\ — число «работающих» ступеней аппарата (топливо кото-
рых расходуется в процессе разгона);
Gn>H — вес полезной нагрузки, выводимой на орбиту.
Как было принято, Спн=</вкс, т. е. воздушно-космический самолет
является последней ступенью многоступенчатого орбитального аппара-
211
та, причем топливо этой ступени в процессе разгона не расходуется
(скорость ViK достигается в конце работы m-го ускорителя). Если ВКС
на конечном участке траектории выходит на орбиту за счет собственно-
го топлива, то т-й ускоритель в данном случае будет разгонять ВКС до
скорости
1/=Vlk — дУвко
Величина ДУвкс определяется как
ДУ ВКС = 9,81Л.ВКС In -L----— ДИп.ЕКС,
1 ЛбтВКС
(11.50)
где aGt.bkc = —_j.-BKC—
gbkc
относительный вес топлива ВКС, расходуемо-
го в процессе выхода на орбиту;
ДУц.вкс=/(У) —при У >6,5 км/с ДУ„,вкс~0,
Следует заметить, что в данной схеме (многоступенчатый аппарат)
использование топлива ВКС для разгона при выходе на орбиту нецеле-
сообразно, так как это увеличивает вес конструкции ВКС и существен-
но снижает его маневренность в открытом космосе.
Решение задачи на оптимизацию параметров летательного аппара-
та по минимуму значения Gq при заданной величине GnH сводится к ре-
шению системы dGo/dii, ...,й = 0 при известных ограничениях (здесь I—
параметр). Строгое решение этой задачи весьма громоздкое, так как
большинство переменных, определяющих величину Go, является в свою
очередь функциями искомых параметров и характеристик отдельных
ступеней летательного аппарата, например:
ДУп; = дКП|.(УС11., Р(, eit Л/(-...);
Л.с.и = Л.с.«(^Л Т-В.- ) И т. Д.
Данную задачу в процессе эскизного проектирования лучше ре-
шать приближенным методом, который значительно упрощает решение
и вместе с тем дает необходимую для эскизного проектирования точ-
ность.
Сущность метода заключается в том, что в уравнении (11.49) пере-
менные фиксируются. Дело облегчается тем, что некоторые перемен-
ные с достаточной точностью можно определить на основании опыта
проектирования идентичных летательных аппаратов, другие переменные
при отклонении от оптимума оказывают незначительную погрешность
на решение задачи в целом.
Для предварительного проектирования можно принимать
G* у=0,85 — 0,92 (такое значение весовой отдачи по топливу имеют
верхние ступени современных ракет-носителей); /ту —const (например,
для топлива Н2+О2, /Ту~450 с);
v. — V
ДУ = ... = дУУт =
у1 т
или ДУу,= .. . = ДУуст= —^СТУ1 avbkc (если часть топлива ВКС
затрачивается на разгон),
где Уст у —скорость старта первого ускорителя (т. е. скорость, кото-
рую сообщает самолет-носитель разгоняемой им нагрузке).
Приращение ДУП1=/(УСТ г-) берется либо из графика на рис. 11.11,
либо из расчета оптимальной траектории выхода на орбиту.
212
Число всех .ступеней летательного аппарата найдем, определив чис-
ло ускорителей, так как п=т+2.
Величина Gn.H будет, очевидно, тем больше, чем больший процент
будет составлять вес полезной нагрузки, выводимой на орбиту, от веса
нагрузки, разгоняемой самолетом-носителем (и соответственно меньший
процент будет составлять вес ускорителей). Из этого условия и следует
определять величину т.
Критерий Сп.н можно представить как
Оп.н =G„,H(1 — Ос.н),
где
Оп.н—GII>H/GH. CiH,
_____gc.H_____
Gc.h + Gh. c.h
Величину GnH легко определить из уравнения
данном случае примет вид
(11.49), которое в
т
б?п.н= Р।
/-1
(11.51)
Из уравнения (11.51) можно определить, какая часть от нагрузки,
разгоняемой самолетом-носителем, способна выйти на околоземную ор-
биту.
Варьируя скоростью старта первого ускорителя и числом т, можно
определять соответствующие значения величины G'^.
На рис. 11.20 показано графическое решение уравнения (11.51).
Анализируя полученную зависимость, можно сделать вывод: для
реальных значений параметров ускорителей увеличение числа т>2
практически к увеличению критерия Gd.h не приводит, поэтому для мно-
гоступенчатого орбитального аппарата следует принимать число ускори-
телей т = 2 и число всех ступеней, следовательно, п = 4.
Уравнение (11.49), определяющее стартовый вес многоступенчатого
аппарата, в таком случае примет вид
СТ.У1 1 + ДУУ1 +ДН„.У1
9,81JT
е. T,yt
G* „
X---------------~— --------- Gbkc-
”G* —14------------------
9,81TT.yf
(11.52)
Очевидно, для каждого значения УСТ.У1 существует оптимальное зна-
чение V7CT.y! определяющее оптимальное распределение суммарного веса
ускорителей (между первым и вторым ускорителем). Однако погреш-
ность в определение максимума критерия £л.н, получаемая при замене
оптимального значения Vci.yt рекомендуемой величиной
V —17 Л1/ —+ ^ст.у,
v CT.y, — V ст.у, ди У1 — - ,
будет незначительна (рис. 11.21).
213
— вес самолета-ноа
Таким образом, решая поставленную задачу предлагаемым прибли-
женным методом, можно найти с достаточной точностью оптимальную
величину Go и ряд важных параметров орбитального аппарата, не при-
бегая к нахождению экстремума функции многих переменных.
Определяя оптимальный вес i-й ступени из уравнения (11.48)
(11.53)-
Из уравнения (
скорости способен ]
найдем веса отдельных ступеней многоступенчатого летательного аппа-
рата.
Рис. 11.20. Влияние числа ускорителей и скоро-
сти старта с самолета-носителя на величину
G'h.h. (топливо Н2+О2, /т.у.=450 с):
--------------------
------О* _ 0,85
т.у
Рис. 11.21. Влияние скорости стар-
та второго ускорителя на величи-
ну
----------о* - °-0; -л
“т.у — — — — Gt.j^
, „opt
X ~Кст<у2
GH.c
Чтобы решип
знать величину бт
для ускорителей
конструкции и ее е
отдача по топлив]
ракет), то для са;
лить на этапе эсю
димый вес топлив;
ва конструкции) о
скорости полета, о
му окончательное
результате рабоче
Точно также (
силовой установки
ных топлив извест
величина Д.с.н в г
ным импульсом г
ный условный имг
который, выполни
топлива (по весу)
него удельных им
оптимальной тяго
удельный импуль
Если задан вес полезной нагрузки Gbkc выводимой на орбиту, и
требуется определить минимальный стартовый вес Go, то последователь-
ность определения веса отдельных ступеней должна быть такой: вес вто-
рого ускорителя; вес первого ускорителя; вес самолета-носителя.
Из уравнения (11.53) получим:
— вес второго ускорителя
Оу2=Л-----------------------1\овкс; (11-54)
I ^ ь~1 + ^у,-ь>у„.у, I
.должен быть знаг
большой вес BPZ
В период пр*
можно найти, enj
гона и набора -вы
С достаточш
— вес первого ускорителя
ОУ,=/-----------------j-----Л(оу*+С*кс): (11-55)
I s;.yi -1+\vvl+№„„ I
V е 9-8VT.yl /
214
где -HcT.yi и Ver.
Ср
— вес самолета-носителя
1 \(GylH-Gy2 + GBKc). (11.56)
Из уравнения (11.56) можно определить, какую нагрузку и до какой
скорости способен разогнать самолет-носитель
(11.57)
Чтобы решить систему уравнения (11.52) — (11.57), необходимо
знать величину GT и величину /т для всех работающих ступеней. Если
для ускорителей величина GT.y определяется только совершенством
конструкции и ее возможное значение фактически известно (это весовая
отдача по топливу верхних ступеней современных многоступенчатых
ракет), то для самолета-носителя величину OT.c.H=GT.CiH/Gc>H опреде-
лить на этапе эскизного проектирования значительно сложнее. Необхо-
димый вес топлива в данном случае будет зависеть (кроме совершенст-
ва конструкции) от характеристик силовой установки, от максимальной
скорости полета, от параллакса орбиты, от условий взлета и т. д. Поэто-
му окончательное значение величины GT.C.K можно установить только в
результате рабочего проектирования.
Точно также обстоит дело и с удельным импульсом по топливу. Для
силовой установки с ЖРД величина JT = const, а ее значение для различ-
ных топлив известно. Для силовой установки самолета-носителя с ВРД
величина 7т.с.н в приведенных уравнениях не является истинным удель-
ным импульсом по топливу для ВРД. В данном случае 7Т.С.Н — потреб-
ный условный импульс ВРД, т. е. это удельный импульс условного ЖРД,
который, выполняя ту же работу, израсходовал бы такое же количество
топлива (по весу), что и ВРД. Значения потребного истинного и услов-
ного удельных импульсов ВРД не совпадают из-за различной величины
оптимальной тяговооруженности самолета с ВРД и ЖРД. Истинный
удельный импульс ВРД, определяемый как
J 3600
€р
.должен быть значительно больше величины Л.сп, чтобы компенсировать
большой вес ВРД.
В период предварительного проектирования значения От.с.н и 7Тс.н
можно найти, определив относительный вес топлива, потребный для раз-
гона и набора высоты, т. е. величину GTC,H = GT>C,H/GO.
С достаточной для эскизного проекта точностью
р ____ (#сг.у1 + VcT-yl/2g) Ср ст PqKct
т'с-н~ 1300VCT,yl рокст„
(11.58)
где ZfcT.yi и Рст.у! — высота и скорость старта первого ускорителя соот-
ветственно в м и м/с;
Ср.ст — удельный расход топлива двигателями самолета-
носителя в момент старта первого ускорителя в
кгс/кгс.ч;
215
Po=Po/Go — стартовая (взлетная) тяговооруженность летатель-
ного аппарата;
/\ст — аэродинамическое качество аппарата (самолет с
разгоняемой нагрузкой) в момент старта первого
ускорителя.
Для предварительного (или дипломного) проектирования можно
воспользоваться данными рис. 11.22.
Рис. 11.22. Зависимость величин Кст и ср ст. от числа М
Величину 6/т.с.н найдем, решая уравнение весового баланса
о;.е.„= _ °т е , (11.59)
Ge, н.пуст “Ь Gy с.н
—- Gc н.пуст
где ис н, п ст — ,
и0
Gc н.пуст — вес самолета-носителя без разгоняемой нагрузки и без
топлива, затраченного на разгон до VCT.yi.
Для тяжелых сверхзвуковых и гиперзвуковых самолетов
GC>H.1I}CT —0,3—0,4.
Потребный условный импульс ВРД самолета-носителя легко опреде-
лить из уравнения (11,46), зная величину (?т.с.п:
Д^с н ^^п.с.н
9,81 ----
1 — ит с н
(11.60)
Определив таким образом для всех ступеней летательного аппарата
величины G-r и 7т, можно решить уравнения (11.52) — (11.57).
На рис. 11.23 и 11.24 показано влияние скорости старта первого ус-
корителя на величину б?н. с.н=—У”- и Оп.н=—— (для рекомендо-
Gq Go
ванного выше диапазона характеристик самолета-носителя и ускорите-
лей) .
Уравнения (11.52) —(11.57) для рассматриваемой схемы летатель-
ного аппарата позволяют определить оптимальную скорость разгона с
помощью самолета-носителя (скорость старта первого ускорителя):
Ж
для криогенного топлива Mopt —8—10;
для углеводородного топлива Mopt=4—6.
Вес полезной нагрузки. Важнейшим фактором при проектировании
орбитального летательного аппарата является, очевидно, вес истинной
полезной нагрузки, выводимой на орбиту.
Если под полезной нагрузкой ВКС донимать вес космонавтов и
транспортируемого груза, то величину бп.нвкс=Сп.пвкс/Совкс можно
определить, пользуясь уравнением весового баланса
Gn.H ВКС=1—(Овкс пуст + От ВКс),
где Овкс пуст = Овкс «уст/О0 вкс—относительный вес пустого ВКС (без
нагрузки и топлива);
Or вкс==От вкс/О0 вкс— относительный вес полного запаса топ*
лива ВКС;
Go вкс— вес полностью заправленного ВКС.
На величину Оп.нвкс существенное влияние оказывает требование к
сн сн%
Рис. 11.23. Зависимость относитель-
ного веса нагрузки, разгоняемой са-
молетом-носителем с ВРД, от скоро-
сти разгона:
а — двигатели работают на водороде, б—
двигатели работают на керосине
Рис. 11.24. Зависимость относи-
тельного веса полезной нагрузки,
выводимой на орбиту, от скорости
старта первого ускорителя:
а — двигатели всех ступеней работают
на водороде; 6 — двигатели самолета-
носителя работают на керосине, двига-
тели ускорителей — на водороде
маневренности на орбите (необходимый запас топлива для маневра) и
требование к маневренности в атмосфере на гиперзвуковых скоростях
(так как от величины гиперзвукового аэродинамического качества /<г
зависит вес конструкции ВКС).
При проектировании ВКС (в первом приближении) можно иметь в
виду следующие значения весовых характеристик (см. табл. 11.2).
На рис. 11.25 показана величина <7п.нвкс в зависимости от гиперзву-
кового аэродинамического качества аппарата.
Вес топлива. Полный вес топлива отдельной (i-й) ступени в общем
случае будет определяться как сумма
Gts=Gt>p-{- GTiM + GTiB-pGT>H<3,
где GT.p—GT.j — вес топлива, потребный для разгона нагрузки GHi (на
величину ДКг- и AGj);
Gt.m — вес топлива, потребный для выполнения маневра;
Gt.b — вес топлива для возврата на базу;
Ст.н.з — навигационный запас топлива.
217
I
Рассмотрим составляющие части полного запаса топлива для от-
дельных ступеней многоступенчатого орбитального аппарата.
Таблица 11.2
Весовые характеристики ВКС
Относительный вес
Яг=1,0
—2,3
Конструкция (с тепло-
изоляцией), оборудова-
ние, системы
Двигательная уста-
новка
Шасси
Управление (аэроди-
намическое)
Управление (газо-
струйное)
Топливо
Полезная нагрузка
(космонавты и грузы)
0,52-0,37 0,55—0,41
0,015—0,03
0,02—0,035
0,015—0,02
0,01—0,015
0,30-0,35
0,12—0,18 0,09—0,14
Зная стартовые веса отдельных ступеней и величину <?т/, найдем
вес топлива, потребный для разгона нагрузки GH
ва (при JT.вкс ~41
наклона Д(р орби1
№
Д Н в км
Д VM = Д VH в м'с
GT. m/GBKC
Топливо для
частей:
где Gt.cs. — вес '
ими
G-г.стаб —‘ ТОШ
этаг
Gt.пос — ТОШ
Величина GTJ
необходимо иметь
В период пре,
Практически все топливо ускорителей будет расходоваться на уве-
личение энергии разгоняемой
Рис. 11.25. Зависимость относи-
тельного веса полезной нагрузки
ВКС от гиперзвукового аэродина-
нагрузки, поэтому для ускорителей как
одноразовых ступеней GTM+GTB-|-
+ GT н.з=0.
Топливо, потребное самолету-но-
сителю с ВРД для выполнения манев-
ров после запуска нагрузки и для воз-
врата на аэродром вылета в первом
приближении, равно (топливо — водо-
РОД)
О,.м+ о,.. + GT.„.S«(0,02-0,03) Gc.„
Если в процессе выхода на орбиту
топливо ВКС не расходуется, то пол-
ный вес топлива ВКС будет равен
мического качества
Gt.b!<c = Gt_m-| GT.n4- GT.r.3-
Вес топлива, потребный для выполнения маневра в космосе, сущест-
венно зависит от вида маневра, который в свою очередь определяется ве-
личиной ДКМ— изменением вектора скорости. Соотношение между ве-
личиной ДУ'м и потребным весом топлива можно получить из уравнения
(11.45);
От.м=Овкс/1---------У (И.61)
I e9*8lJT.BKC j
Здесь Gbkc — начальный вес аппарата на орбите (перед маневром);
Л.вкс — удельный импульс двигателя ВКС, с помощью которого
выполняется маневр.
Представление о численном значении величины ДУМ и соответству-
ющем значении GT.M дает табл. 11.3, в которой показаны затраты топли-
Потребная тя
товая тяговооруж
ределяется как от
где Ро — суммарн
В данном сл>
ветствовать макси
говооруженность
ким образом, что£
ное значение вели’
лета-носителя мин
Так как Gt,c.h
чины через характ
получим функцион
ОТИ с основными х<
р
Где Кет и Срст — сг
Уди — удельны
теля.
218
ва (при Л.вкс~450 с) на увеличение высоты А// или на изменение угла
наклона Д<р орбиты.
Таблица 11,3
Исходная орбита: Я=200 км; Vo=V[k=779O м/с
Д Н в км 10 100 300 Д 1 7 15
-Д VM = Д УИ в м/с 10 85 200 Д Ум = Д У? в м/с 140 950 2050
Gt. m/GBKC 0,002 1 0,02 0,05 m/GBKC 0,03 0,19 0,38
Топливо для возврата в данном случае будет складываться из трех
частей:
^т.в ^т.сх ^т.стаб Ч- ^т.пэс’
где GT.CX— вес топлива для схода с орбиты (для создания тормозного
импульса);
Ст.стаб — топливо для стабилизации (и управления) на начальном
этапе планирования;
бт.пос — топливо для посадки на заданный аэродром.
Величина GT,CX определяется уравнением (11.61), в данном случае
необходимо иметь AVM=AVT = 30—70 м/с (см. § 2).
В период предварительного проектирования ВКС можно принимать:
От.стаб —(0,015 - 0,025)Go вкс;
GT <ппс (0,015 — 0,030) Go вкс!
GT.H>3^(0,010-0,015)Go вкс-
Потребная тяговооруженность многоступенчатого аппарата. Стар-
товая тяговооруженность многоступенчатого летательного аппарата оп-
ределяется как отношение
р ________Л) _ .*
0 Gc.h + GH.C.H G0
где Ро — суммарная стартовая тяга двигателей самолета-носителя.
В данном случае оптимальное_ значение величины р0 должно соот-
ветствовать максимуму критерия Gn.H- Поэтому выбирать стартовую тя-
говооруженность многоступенчатого летательного аппарата следует та-
ким образом, чтобы при прочих равных условиях получить максималь-
ное значение величины GH.C.H, а это можно сделать, обеспечив для само-
лета-носителя МИНИМУМ СуММЫ (Ст.с.н+Сдв.у) .
Так как GT.c.H=f (Рб) и GKB.y=ip(Po), то выражая указанные вели-
чины через характеристики самолета и решая уравнение
получим функциональную связь оптимальной стартовой тяговооруженно-
сти с основными характеристиками самолета-носителя:
11 C'f.yl "Г 2^ I *Р ст
16901/ст у1ТдвКст
(11.62)
где Кст и Грет — см. (11.58) и рис, 11.22;
Тдв — удельный вес двигателя силовой установки самолета-носи-
теля.
219
Стартовая тяговооруженность ускорителей и ВКС будет определять-
ся как отношение
-р __ Pyl__________.
? Gyl + GH у1 GH с н
р ___ __ , р _____ ^ВКС
J Gy2 + GH у2 GH yi gbkc
где Ру\—стартовая тяга первого ускорителя;
Ру2 — стартовая тяга второго ускорителя;
Рвкс — стартовая тяга ВКС.
Если на ускорителях и ВКС установлены ЖРД, то тяговооружен-
Рис. 11.26. Влияние стартовой
тяговооруженности первого ус-
корителя на величину
G^n.H. (Мст.у1=6)
ность не будет лимитироваться весом дви-
гательной установки, так как удельный
вес современных ЖРД значительно мень-
ше удельного веса ВРД
2зЛ?крд 0,05.
Тдв ВРД
Поэтому тяговооруженность ускори-
телей (не опасаясь перетяжения двига-
тельной установки) следует выбирать из
условия обеспечения приемлемой пере-
грузки при разгоне и потерь скорости на
гравитацию и аэродинамическое сопро-
тивление ДКп.у, которые при прочих рав-
ных условиях будут определять величину
Сп.н.На рис. 11.26 показано влияние стар-
товой тяговооруженности первого уско-
рителя на величину Gn.H (для MCT.yi = 6)_
В период предварительного проектирования, учитывая возможные
ограничения по перегрузкам, можно принимать
1 Ру2 ~ Рвкс— 1Д— 2,0.
Воздушно-космический самолет с ЯРД (38]
В оз душно-космический самолет с ядерным ракетным двигателем
(ЯРД), как было показано выше, может выйти на орбиту вокруг Земли
без помощи промежуточных ступеней-ускорителей, а при 7т.ярд>2000 с и
без помощи самолета-носителя. Относительный вес топлива, потребный
для выхода на орбиту одноступенчатого ВКС, определяется уравнением
(11.46), которое в данном случае будет иметь вид
__ пот _____ 1
т пот — ~ ' — 1
°0ВКС
1
^9,8ит.ЯРД
(11.63)
Здесь бовкс — стартовый вес ВКС с ЯРД (при Уст-0);
ДУП— см. рис. 11.11 (при Уст = 0).
Влияние /т.ярд на величину Ст.Пот показано на рис. 11.12 (при Мст = 0).
Если весом полезной нагрузки, выводимой на орбиту, считать вес
многоразового летательного аппарата при Уж, то для одноступенчатого
ВКС с ЯРД полезная нагрузка будет равна
Gh.h~ Gbkg — Gij ВКС Ст.пог,
220
а величина 0П1Н равна
л ______________________________ ^вкс ___ 1
п-н (7 V, 4-AV
UGBKC /1к^ц|т1
е9,8ит.ЯРД
Если полезную нагрузку для одноступенчатого ВКС понимать так
же, как и для обычного самолета, то в таком случае полезная нагрузка
будет определяться уравнением весового баланса, решая которое сов-
местно с (11.63), можно найти относительный вес истинной полезной на-
грузки, выводимой на орбиту, а следовательно, и вес одноступенчатого
ВКС с ЯРД
Gn.H у (GbKC.iijct~|“Gt.резерв), (11.65)
GOBKC Ик+йГп
е9,8ит,Ярд
(11.64)
где От.резеРв = б?т— Отлют — относительный вес резервного топлива.
В период предварительного проектирования ВКС с ЯРД ориентиро-
вочное значение относительного веса пустого самолета (с учетом биоло-
гической защиты) можно принимать в пределах бвкс.пуст = 0,40—0,65.
Величина 0т.резерв будет равна
G__ м + Gy в + ^т.н.з ___________ I z; । <1
т.резерв — —О'т.мТ'А.в I с'г.н.з’
^0 ВКС
Вес топлива для выполнения маневров в космосе в данном случае
также определяется уравнением (11.61), а величину Ст.в и <?т.н.3 в пер-
вом приближении можно принимать <7т.в + (?т.н.з=0,03—0,06. Если одно-
ступенчатый ВКС имеет комбинированную двигательную установку
(ВРД+ЯРД) и ЯРД включается при УСт=?^0, то относительный вес
истинной полезной нагрузки, выводимой на орбиту, аналогично (11.65)
будет определяться так:
<?п.н
__рп.н
Совкс
1" С-г.врд
^1к+^п-^т
е М^т.ярд
(£ -f- От.резерв)*
(11.66)
Здесь От.врд = —Т-ВРД —относительный вес топлива ВРД, потребный
вкс
для_выхода на высоту и скорость, при которой включается ЯРД. Величи-
на ёт.врд определяется из уравнения (11.58), в котором момент старта
первого ускорителя в данном случае является моментом включения
ЯРД;
ДУП— соответствует величине Уст (см. рис. 11.11)
£ — б?вкС .пуст Д' б?цв.у.ВРД»
где ОлВ,у.врд = Одв.у.врд/Оовкс~ 1ДтЛв^оврд [коэффициент 1,3 учиты-
вает вес воздухозаборников, воздушных каналов и т. д.]. Стартовая тяго-
вооруженность Pq врд ~Ро врд/<5о вкс определяется уравнением (11.62).
Наконец, если ВКС имеет ЯРД с Л. ярд<2000 с и для выхода на ор-
биту требуется самолет-носитель, разгоняющий ВКС до необходимой
величины Уст, то такой летательный аппарат можно рассматривать как
многоступенчатый при т=0. За счет собственного топлива ВКС должен
увеличить скорость на величину ДУвкс=У1к— Уст. Полный вес топлива
221
ВКС в этом случае будет равен Ст.вкс = б^.потЧ~ GT.M +ОТ,ВН~ GT.H_3,
где От,пот — вес топлива, потребный для выхода ВКС на орбиту после
старта с самолета-носителя [см. (11.46)]. Все параметры двухступенчато-
го летательного аппарата определяются приведенными выше зависимо-
стями.
Особенности выбора геометрических параметров ВКС
На геометрию ВКС оказывают одновременное влияние требования,
предъявляемые к летным характеристикам при гиперзвуковом плани-
ровании, и требования, предъявляемые к посадочным характеристикам
аппарата. Те и другие требования в конечном счете выражаются величи-
ной гиперзвукового и дозвукового аэродинамического качества (взлет-
ные характеристики в данном случае имеют меньшее значение, так как
для взлета воздушно-космического летательного аппарата целесообраз-
нее применять специальную стартовую тележку).
Рис. 11.27. Схема ВКС VL-3A
Немаловажное влияние на геометрию ВКС будет оказывать аэро-
динамический нагрев при входе в плотные слои атмосферы. Решение за-
дачи требует компромиссов между геометрией при гиперзвуковых и до-
звуковых скоростях полета. Изменение гиперзвуковой конфигурации
влияет на дозвуковые характеристики и наоборот. Эта взаимозависи-
мость и несовместимость характеристик для гиперзвукового и дозвуково-
го полета существенно усложняет аэродинамическую разработку и тре-
бует зачастую применения изменяемой геометрии. Поэтому большое зна-
чение в проектировании ВКС получила идея «разделения гиперзвуковых
и дозвуковых режимов». Конфигурация аппарата, спроектированного по
такому принципу облегчает проблему аэродинамических исследований и
обеспечивает достижение дозвуковых летных характеристик, близких к
обычным самолетным.
Примером ВКС с разделенными режимами полета может служить
проект аппарата VL-3A (рис. 11.27).
Данный ВКС имеет выдвигаемые крылья для разделения гипер-
звуковых и дозвуковых режимов. Гиперзвуковое аэродинамическое каче-
ство аппарата равно Кг=2,3, при дозвуковой скорости с выдвинутыми
крыльями К=8.
222
После завершения гиперзвуковой фазы планирования крылья частич-
но выдвигаются для управления положением центра давления в транс-
звуковой области. При дозвуковой скорости крылья выдвигаются полно-
стью. Выдвигаются и запускаются два ТРД, обеспечивающие самолет-
ную посадку. Имеется запас топлива (на 10 мин полета при
максимальной тяге) для управления при заходе на посадку, «подтягива-
ния» и ухода на второй круг. Для аварийной посадки и посадки на воду
применяется парашют. Удар при посадке с парашютом поглощается хво-
стовой частью аппарата, которая касается земли первой.
Одним из важнейших геометрических параметров летательных ап-
паратов является удельная нагрузка на крыло или на несущую поверх-
ность (для аппаратов с несущим корпусом). В данном случае под несу-
щей поверхностью понимается площадь проекции аппарата в плане. Для
ВКС при гиперзвуковом полете удельная нагрузка на несущую поверх-
ность будет обусловливаться уравнением (11.1), следовательно, величину
этого параметра, необходимую для равновесного полета (планирования)
при данной скорости на данной высоте, можно определить из уравнения
(П-4)
______. (11.67)
62 -106 _ (Vr.n ± 460 cos <₽)2
Значения су(а) и даны на рис. 11.28. Для расчета нагрузки на м2
поверхности ВКС следует принимать cVt соответствующий Кг max.
Рис. 11.28. Гиперзвуковые аэроди-
намические характеристики ВКС с
несущим корпусом при сбаланси-
рованном положении ц. т. (аппа-
рат VL-3A, У=6080 м/с; /7 =
==60,8 км)
Рис. 11.29. Дозвуковые аэродинамиче-
ские характеристики ВКС с несущим
корпусом (аппарат VL-3A; SHn =
==28,1 м2; SJtp—9,7 м2);
------крылом;
------без крыла
Задача выбора удельной нагрузки на крыло, необходимой для полу-
чения приемлемых дозвуковых характеристик ВКС (главным образом
посадочных), не имеет принципиальных отличий от аналогичной задачи
для обычного самолета. На рис. 11.29 приводится пример дозвуковых
аэродинамических характеристик ВКС с несущим корпусом.
На внешнюю форму ВКС существенное влияние оказывает аэро-
динамический нагрев. Удельный тепловой поток, поступающий к обшив-
ке из пограничного слоя, как известно, пропорционален местному коэф-
фициенту конвективной теплопередачи на границе воздух-обшнвка
[см. уравнение (11.35)], который существенно зависит от стреловидности
тела (при увеличении стреловидности коэффициент теплопередачи резко
уменьшается, рис. 11.30). Поэтому все выступающие в поток части ВКС
должны иметь большую стреловидность (из этих соображений управляю-
щие поверхности, следовательно, не должны отклоняться на большие
углы). Угол стреловидности следует принимать не менее 70—75°.
223
Коэффициент конвективной теплопередачи вблизи критической точ-
ки зависит от радиуса носовой части тела. Решая совместно уравнение,
описывающее теплопередачу путем теплоизлучения, и уравнение, описы-
вающее аэродинамический нагрев в критической точке на сфере, можно
получить приближенную зависимость, связывающую радиус носовой
части корпуса ВКС с параметрами гиперзвукового полета
^0,00019-g [(У/1000)2 + 0,6ГППВ/1000]2 вдоху .
еЧТ'ш в/1000)8 ’ ( • j
где г — радиус носовой части в м; ”/
q — скоростной напор в невозмущенном потоке в кгс/м2; 'г
V — скорость полета в м/с;
Люв — температура внешней поверхности в 0 К;
е — коэффициент теплоизлучения материала носовой части.
При проектировании внешней формы ВКС обычно рассматриваются
ских самолетов. Тем
проектирования аппа
Например, требу
аппарат, способный
10 космонавтов и 500
аппарата —- ВКС дол
нять наклонение орбг
звукового планирова
совершать боковой
^п.бок=40 "* км. Макс
ВКС, не защищенно!
1400° С, а время дейс
Рис. 11.30. Зависимость коэф-
фициента теплопередачи в зоне
передней кромки от угла стре-
ловидности
две системы теплозащиты от аэродина-
мического нагрева — абляционная и ра-
диационная. Считается, что для аппара-
тов с Кг<1,3 преимущество в весовом от-
ношении имеет абляционная система теп-
лозащиты, тогда как для аппаратов с бо-
лее высоким значением гиперзвукового
аэродинамического качества требуется
более сложная радиационная система.
Заслуживает большого внимания комби-
нированная теплозащита, когда абляци-
онная система используется только для
защиты нижней поверхности ВКС. Съем-
ный нижний тепловой экран, покрытый
абляционным материалом, хорошо защи-
щает конструкцию ВКС от высоких температур на нижней поверхности.
Примером комбинированной системы теплозащиты может служить
система теплозащиты ВКС VL-3A (рис. 11.31 и 11.32).
Приведенные в настоящей главе рекомендации не являются, конеч-
но, исчерпывающим материалом по проектированию воздушно-космиче-
670 615
I I
0,76
Максимальная
600 температура, в °C
I Т
' Таллина,
1,31 теплоизоляции 8 см
5,85 №
I I
3,2 3,12
I I
1600 .1580
Толщина
теплоизоляции б см
Толщина.
' абляционного
[ покрытия б см
1380 Максимальная
температура о °C
Рис. 11.31. Система теплозащиты аппарата LV-3A (аб-
ляционное покрытие — пурпурная смесь NASA, плот-
ность 650 кгс/м3; теплоизоляция — микрокварц, плот-
ность 70 кгс/м3
70 мин. Требуется оп
ров и летных харав
аппарата в целом.В
нять жидкий водород
Используя приве
висимости, находим:
а) воздушно-косм
Со вкс —
Ст.вкс=
/’вкс5
б) ВТ1 'й ускори
ОУ2=
V.
в) первый ycKopi
О,х=
V,
г) гиперзвуковой
Сс,н~ 71
Ст.с.н=0,^
224
8—1062
ских самолетов. Тем не менее они позволяют в период предварительного
проектирования аппарата решать многие важные вопросы.
Например, требуется спроектировать многоступенчатый летательный
аппарат, способный доставлять на околоземную орбиту //«150 км
10 космонавтов и 500 кг груза (Сп.нвкс= 1" JO кгс). Последняя ступень
аппарата — ВКС должна увеличивать высоту орбиты до 500 км и изме-
нять наклонение орбиты на угол до 7°. При возврате, в процессе гипер-
звукового планирования, ВКС должен пролетать не менее 6500 км и
совершать боковой маневр, достигая при этом боковую дальность
£п.бок=40км. Максимальная равновесная температура на поверхности
ВКС, не защищенной абляционным покрытием, не должна превышать
1400° С, а время действия температуры /^1000° С не должно превышать
Рис. 11.32. Конструкция ВКС VL-3A
70 мин. Требуется определить оптимальные значения основных парамет-
ров и летных характеристик ВКС и многоступенчатого летательного
аппарата в целом. В качестве горючего в дв, гателях всех ступеней при-
нять жидкий водород.
Используя приведенные в данной главе формулы и графические за-
висимости, находим:
а) воздушно-космический самолет
Go вкс = 12 тс; Оп.н. вкс=0,125; /-’вк<':=20 тс;
От.вкс=3520 кгс; Gt.bkc~0,3; <J>bkc==:=52 м2
Рвкс=230 кгс/м2; /Сг = 2; V1K=7810 м/с;
109,4 м/с; ДКр=954 м/с;
б) вт* ~й ускоритель
(?у2=11,9 тс; Р^’41 тс; GT.y2=10,7 тс;
VCT.y2^5255 м/с; ДИу2^2555 м/с;
в) первый ускоритель
6у1=29,2 тс; Ру1~90 тс; GTeyl—24,9 тс;
1/ст у1—2700 м/с; Д1/у1=2555 м/с;
г) гиперзвуковой самолет-носитель
GC.H=77,7 т; Рс>н = Р0^76 тс; G?.c.h=33,8 тс;
GT.C.H=0,244; G*.c.h=0,411; JT.C.B=1422 с; Ммах=9;
8—1062
225
д) многоступенчатый летательный аппарат
О0= 130,8 тс (при /п=1; О0=175 тс);
Ол.н=0Вкс/<?о=0,0917; Ро=О,58 и т. д.
до
где 7j=——суженш
ь\
bQ— корнев<
by— концевс
Раздел III
КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
где X) — расстояние
симметрии,
Для треугольна
симметрии, формуль
Глава XII
КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА, ОБЩИЕ ВИДЫ
САМОЛЕТА
После определения полного веса самолета во втором приближении
Gq" следует определять основные размеры (размах, длина) и параметры
(удлинение, сужение) его частей. Зная основные размеры и параметры
частей самолета, по весовым формулам для агрегатов самолета уточни- 1
ют все конструкции и определяют полный вес самолета третьего прибли-
жения Go'".
Затем определяют основные размеры и параметры, уточняют вес
Goz", после чего приступают к компоновке самолета, т. е. к взаимной про-
странственной увязке частей самолета, их формы и конструктивно-сило-
вой схемы с размещением двигателей, экипажа, основных грузов и снаря-
жения. Компоновку начинают после того, как сделан чертеж крыла в
плане, определены величина и положение средней аэродинамической хор-
ды, а также величина плеча горизонтального оперения Lr.o относительно
центра тяжести самолета, положение которого в начале проектирования
обычно принимают на расстоянии (0,25—0,35) ba от носка средней аэро-
динамической хорды.
Определение величин ba и Lr.o
Величина средней аэродинамической хорды крыла ba определяется
в виде
1/2
(12.1)
О J
о
Положение средней
аэродинамической хорды по оси Oxi самолета
определяется обычно расстоянием от ее носка
до перпендикуляра к оси самолета, проведен-
ного из носка корневой хорды (рис. 12.1).
Это расстояние можно вычислить по фор-
муле
1/2
хГАХ= — {xbdz. (12.2)
GAA SI V
о
Рис. 12.1. К определению В настоящее время, как правило, приме-
величин Ьсах и хсах няются трапециевидные или треугольные
крылья. Для трапециевидных крыльев с лю-
бой стреловидностью удобны следующие формулы:
2 1 + у; 4- т;2
3 1? (1 +1)
(12.3)
Плечо горизонт}
лета Lr.o определяю'
ной-горизонтали фк
звуковых самолетов
геометрической хор,
Величина Lr.o в
ной степени влияет
теристики устойчив'
равляемости само
увеличении Lr.o с
увеличивается усто
продольное дем1
самолета. Однако
увеличение Lr.o вед
му снижению изгиС
тильной жесткости
части фюзеляжа, <
ствует возникновен!
частотных колебани
го оперения и ухудт
бенно на сверхзвук!
стях) характерист
вости и управляв
лета.
Многолетний г
тирующими самоле
величины Lr.o, удо
мости и жесткости
Заметим тольк
за особенностей кс
шие длины фюзеля
малых самолетов-
Более подроби
гл. XVII.
Необходимо я<
личина Lr о в проце
уточняется, причем
со следующими пр
а) компоново’
фюзеляже грузов i
б) соображен!
гл: XVII).
226 '
8*
тс);
т. д.
где т]=——сужение крыла;
Ьо—корневая хорда (по оси симметрии самолета);
— концевая хорда;
КМОЛЕТА
ОБЩИЕ ВИДЫ
где Xi —расстояние от носка концевой хорды до перпендикуляра к оси
симметрии, проведенного через носок корневой хорды.
Для треугольных крыльев с задней кромкой, перпендикулярной оси
симметрии, формулы (12.3) и (12.4) упрощаются:
*а = 4-*0; (12-5)
<5
ЛСАХ=У Х1 —(12.6)
втором приближении
длина) и параметры
|азмеры и параметры
тов самолета уточни-
чета третьего прибли-
летры, уточняют вес
, т. е. к взаимной про-
1 конструктивно-сило-
эвных грузов и снаря-
дам чертеж крыла в
эродинамической хор-
‘ния Lr.o относительно
ачале проектирования
г носка средней аэро-
Плечо горизонтального оперения относительно центра тяжести само-
лета £г.о определяют как расстояние по прямой, параллельной строитель-
ной горизонтали фюзеляжа, от центра тяжести самолета до 0,25 (для до-
звуковых самолетов) или до 0,5 (для сверхзвуковых самолетов) средней
геометрической хорды горизонтального оперения (рис. 12.2).
Величина Ег,о в значитель-
0
рыла Ьа определяется
(12.1)
ю оси Oxi самолета
стоянием от ее носка
i самолета, проведен-
орды (рис, 12,1),
но вычислить по фор-
1 2
(12.2)
о
, как правило, приме-
ie или треугольные
идных крыльев с лю-
(12.3)
ной степени влияет на харак-
теристики устойчивости и уп-
равляемости самолета. При
увеличении Lr.o существенно
увеличивается устойчивость и
продольное демпфирование
самолета. Однако чрезмерное
увеличение Lr.o ведет к резко-
му снижению изгибной и кру-
тильной жесткости хвостовой
части фюзеляжа, что способ-
ствует возникновению высоко-
частотных колебаний хвостово-
го оперения и ухудшению (осо-
бенно на сверхзвуковых скоро-
стях) характеристик устойчи-
вости и управляемости само-
Рис. 12.2. К определению плеча горизонталь-
ного оперения Lt о и Л'г.о
лета.
Многолетний практический опыт, накопленный инженерами, проек-
тирующими самолеты, позволил выработать рациональные пределы для
величины Lro, удовлетворяющие требованиям устойчивости, управляе-
мости и жесткости фюзеляжа.
Заметим только, что для больших тяжелых самолетов, у которых из-
за особенностей компоновки приходится принимать относительно боль-
шие длины фюзеляжа, значение £г.о, как правило, несколько больше, для
малых самолетов — меньше.
Более подробно выбор параметров оперения рассмотрен нами в
гл. XVII.
Необходимо ясно представлять, что предварительно выбранная ве-
личина Zro в процессе компоновки и дальнейшего проектирования всегда
уточняется, причем первоначальная величина может измениться в связи
со следующими причинами:
а) компоновочными соображениями и условиями размещения в
фюзеляже грузов и элементов оборудования;
б) соображениями, вытекающими из условий центровки (см.
гл: xvii).
s*
227
Аэродинамический момент горизонтального оперения относительно
центра тяжести самолета может быть выражен таким образом:
(12.7)
где аг.о — угол атаки оперения
Из выражения видно, что при заданной величине ЛЦ.и уменьше-
нии £г.о площадь оперения Sr.o при прочих равных условиях должна уве-
личиваться и, наоборот, при увеличении Lro площадь Sro должна умень-
шаться, С увеличением Lr.o вес конструкции оперения будет уменьшать-
ся. При уменьшении же Lr.o и, следовательно, увеличении Sr,0 вес
фюзеляжа будет уменьшаться, а вес конструкции оперения будет увели-
чиваться. С другой стороны, при изменении величины Lr.o и 5Г.О будет из-
меняться величина аэродинамического сопротивления как фюзеляжа,
так и оперения. Очевидно, можно подобрать такую комбинацию величин
Лг.о и Sr.o (при заданном значении Мгг ), при которой тяга Рф+г.о,
потребная на преодоление аэродинамического сопротивления фюзеляжа
и оперения и на поддержание в воздухе веса их конструкции будет ми-
нимальная.
Расчеты показывают, что в пределах рекомендуемых величин
Аг.о/^а=1,5—3,5 величина тяги Рф+Г.о близка к наименьшей и изменяется
очень мало.
Размещение т
шению коэффицие
мула (2.26)],
где £ЛГс.г—сумм!
лета;
I — разма
что приводит, как
рукции крыла. П(
часть топлива раз
лива, размещение
где От
ст кр
кр
Go
h-^-S'/S-
Относительный ве
Компоновка самолета
При компоновке самолета окончательно определяется взаимное рас-
положение его основных частей (крыла, фюзеляжа и оперения), а также
определяются: схема силовой установки, схема шасси, схема размеще-
ния основных грузов, пассажиров, экипажа, схема размещения оружия
и боеприпасов, схема размещения специального оборудования, радио-
оборудования, радиолокационного оборудования и основных антенн,
схема средств спасения экипажа. При этом должны быть учтены усло-
вия эксплуатации силовой установки, различных агрегатов и аппарату-
ры оборудования и вооружения, а также их взаимное влияние. При
компоновке пассажирских самолетов необходимо учитывать также усло-
вия комфорта и безопасности пассажиров.
В процессе компоновку решаются вопросы выбора конструктивно-
силовой схемы, вопросы передачи и увязки сил, идущих с одного агре-
гата самолета на другой, а также рассматривается передача сил от раз-
личных грузов на конструкцию агрегата.
Конструктору следует хорошо уяснить себе, что от тех или других
решений при компоновке самолета зависят вес и технологичность его
конструкции, эксплуатационные свойства и даже аэродинамические ха-
рактеристики.
Компоновка производится с помощью компоновочного продольного
разреза самолета, поперечных сечений и разреза в плановой проекции.
Компоновочный разрез вычерчивается обычно в крупном масштабе
(1 :2; 1 :5; 1 :10).
На компоновке в значительной степени сказывается:
а) выбранная схема самолета;
б) выбранные параметры крыла и фюзеляжа;
в) тип и расположение силовой установки;
г) относительный вес запаса топлива;
д) требования по размещению топлива, основных грузов и пасса-
жиров.
При компоновке очень важно соблюдать требования к такому раз-
мещению расходуемых в полете грузов, при котором не было бы большой
разбежки центровки по мере расходования.
Важней
в ы п о л н
1. Центровка
mcv=xT— xF 61
звуковой скорост
восгь.
2. При компе
мещать в крыле д.
3. Запас тоги
был возможно бл
4. Двигатели
ние их силы тяги
всех лобовых сил
на устойчивость с
балансировку.
5. Крыло до/
молета р асполага
динамической хор
6. Величина
дываться в диапа.
7. Разбег цег
тающих
* В практике
долях САХ откошен]
САХ до центра тяжес
** Следует по
весу элементов коне
а потому при компо!
сти самолета.
*** Разбегом ц
ками, имеющими мес
228
зперения относительно
сим образом:
(12.7)
чине ^г>0 и уменьше-
: условиях должна уве-
адь Хго должна умень-
шил будет уменьшать-
увеличении Sro вес
оперения будет увели-
1ны Lr о и Sr.o будет из-
пения как фюзеляжа,
ю комбинацию величин
и которой тяга Рф+1 о,
1ротивления фюзеляжа
конструкции будет ми-
комендуемых величин
шеныпей и изменяется
деляется взаимное рас-
а и оперения), а также
ласси, схема размеще-
ia размещения оружия
оборудования, радио-
[ и основных антенн,
кны быть учтены усло-
агрегатов и аппарату-
щимное влияние. При
учитывать также усло-
(ыбора конструктивно-
идущих с одного агре-
:я передача сил от раз-
гго от тех или других
и технологичность его
аэродинамические ха-
новочного продольного
в плановой проекции,
в крупном масштабе
ается:
эвных грузов и пасса-
бования к такому раз-
)м не было бы большой
Размещение топлива в крыле приводит к разгрузке крыла и умень-
шению коэффициента разгрузки <р= 1— Г,с [см. также гл. II, фор-
О, IC/qZ
мула (2.26)],
где 2МС.Г—сумма моментов грузов в крыле относительно оси само-
лета;
I — размах крыла,
что приводит, как известно, к уменьшению относительного веса конст-
рукции крыла. Поэтому при компоновке следует возможно большую
часть топлива размещать в крыле. Наибольший относительный вес топ-
лива, размещенного в крыле, будет
Дкр- 850".1/—Тт. (12.8)
77 кр
где От ЕР—-------относительный вес топлива в крыле;
G°
n — S'/S— отношение площади занятой крыльевыми баками S
ко всей площади крыла S.
Относительный вес топлива, размещаемого в фюзеляже, будет
От.фОт | р.
Важнейшие требования, которые должны
выполняться при разработке компоновки
самолета
1. Центровка* самолета должна быть такой, чтобы значение
т^=хт—хР было минимальным на сверхзвуковой скорости, а на до-
звуковой скорости обеспечивалась продольная статическая устойчи-
вость. •
2. При компоновке возможно большую часть топлива следует раз-
мещать в крыле для получения разгрузки и уменьшения GK.
3. Запас топлива нужно размещать так, чтобы его центр тяжести
был возможно ближе к центру тяжести самолета без топлива.
4. Двигатели нужно располагать таким образом, чтобы направле-
ние их силы тяги проходило вблизи центра тяжести и центра давления
всех лобовых сил. Это будет способствовать уменьшению влияния тяги
на устойчивость самолета и в некоторых случаях уменьшит потери на
балансировку.
5. Крыло должно быть расположено так, чтобы центр тяжести са-
молета располагался на 0,25—0,35 величины Ь& от носка средней аэро-
динамической хорды.
6. Величина LT0 в соответствии со схемой самолета должна укла-
дываться в диапазоне
Лг.0-(1,2-3,5) V*-
7. Разбег центровок*** желательно иметь в пределах, не превы-
шающих
е=(0,1-0,2)6а.
* В практике под словом «центровка» понимают выраженное в процентах или
долях САХ отношение расстояния от спроецированного на плоскость симметрии носка
САХ до центра тяжести самолета хт к величине САХ — 6а : хт=хт/6а.
* * Следует помнить, что от Lr 0 зависят величины плеч ряда значительных по
весу элементов конструкции и грузов, расположенных в хвостовой части фюзеляжа,
а потому при компоновке нужно учитывать влияние £г о на положение центра тяже-
сти самолета.
* ** Разбегом центровок называется разница между передней и задней центров-
ками, имеющими место при нормальной эксплуатации самолета (см. гл. XVII).
229
8. Для существенного снижения веса фюзеляжа желательно, чтобы
основные силовые элементы крыла проходили неразрезанными сквозь
фюзеляж,
9. Разрабатываемая в процессе компоновки конструктивно-силовая
схема должна обеспечивать достаточно простую технологию общей и
агрегатной сборки самолета и изготовления деталей.
10. Разрабатываемая в процессе компоновки конструктивно-сило-
вая схема должна удовлетворять требованиям наиболее удобного распо-
ложения эксплуатационных люков и разъемов, размещения оборудова-
ния, силовой установки, грузов и т. д., обеспечивающего легкий доступ
для обслуживания и ремонта.
Центровка самолета
В процессе компоновки определяется центровка самолета, т. е. рас-
считывается положение центра тяжести, причем, как было уже сказано,
одно из условий, которому должна удовлетворять компоновка, состоит
в том, чтобы проекция центра тяжести самолета располагалась в опре-
деленном месте длины САХ крыла, спроецированной на плоскость сим-
метрии самолета.
Центровка определяется по двум осям: горизонтальной Ох и вер-
тикальной Оу. Ось 01/ обычно проводят касательно к носу фюзеляжа
(рис. 12.3) или вблизи предполагаемого положения центра тяжести са-
Рис. 42.3 Расположение осей Ох и Оу
при расчете центровки самолета
(а — абсцисса носка средней аэродина-
мической хорды)
молета. Ось Ох проводят через любую точку, расположенную возможно
ниже на чертеже боковой проекции самолета. Часто за такую точку бе-
рут ось колеса шасси в выпущенном состоянии.
Расчету центровки обязательно предшествует составление весовой
сводки или ведомости. Весовую сводку составляют на основании весо-
вых расчетов, проведенных в соответствии с требованиями, предъявляе-
мыми к самолету, ведомостей снаряжения грузов и т. д. При составле-
нии весовой сводки совершенно необходимо придерживаться строгого
порядка в расположении входящих в сводку наименований: вначале
записывают составные части конструкции самолета, затем основные
части силовой установки, наименования (по разделам) снаряжения
и т. д. (см. приложение I). Против каждого наименования записывают
соответствующий вес.
Весовая ведомость одновременно служит и центровочной ведо-
мостью, поэтому $ ней за графой веса помещается графа координат
центров тяжести грузов и затем графа статических моментов грузов
(пример центровочной ведомости — см. табл. 12.1). Координаты цент-
ров тяжести грузов замеряются по компоновочному чертежу.
Расчет центровки производится методом определения центра парал-
лельных сил. Сначала обычно делают прикидочный расчет центровки с
учетом только крупных грузов, а затем при достижении удовлетвори-
230
Таблица 12I
Наименование G кгс м G х кгс м У м Gy кгс - м
I. Конструкция Крыло 5700 16,5 82 500 2,5 12500
Фюзеляж 4500 16,0 72 000 4,1 18400
Горизонтальное оперение 300 30,0 9000 4,5 1350
Вертикальное оперение 258 28,0 7200 8,2 2 110
Передняя стойка (шасси выпущено) 140 4,0 560 1,5 210
Главные стойки (шасси выпущено) 1520 16,5 25 000 1,2 1 820
Передняя стойка (шасси убрано) 140 3,1 434 2,5 350
Главные стойки (шасси убрано) 1520 14,6 22 200 2,0 3 040
II. Силовая установка Двигатели Средние 7200 3600 14,8 53 300 2,0 7 200
Крайние 3600 15,2 54700 2,5 9000
III. Оборудования и т. д.*
* Подробнее список наименований весовой ведомости см. приложение I.
тельных результатов производят окончательный расчет с учетом всех
грузов, входящих в весовую сводку.
Абсциссу центра тяжести от начала координат можно найти по вы-
ражению
а ординату центра тяжести — по выражению
Ут=----~ •
VT 1G
Центровку или относительное положение центра тяжести на САХ
(от носка) определяют в виде
где а — расстояние от начала координат до носка САХ.
Абсцисса хт определяется для следующих вариантов:
а) взлетный вес самолета;
б) вес с (0,15—0,2) GT без целевой нагрузки;
в) вес самолета без расходуемой нагрузки;
г) при перегрузочном весе (при наличии такого варианта);
д) вес пустого самолета;
е) перегоночный вес самолета (для транспортных самолетов);
ж) с топливом, но без полезной нагрузки.
Варианты а), б), в), г) и е) определяются как с убранным, так и с
выпущенным шасси, варианты д) и ж) — только с выпущенным шасси.
Для самолетов с большим запасом топлива, размещаемого в фюзе-
ляже или крыле, иногда требуется определять крайнее переднее и край-
нее заднее положения центра тяжести по мере расходования топлива.
Такой расчет дает возможность судить о необходимости программного
расходования топлива с заданной последовательностью опорожнения
баков *.
* При использовании программного расходования топлива из баков обязательно
составляется график изменения центровки по мере выработки топлива из баков.
231
Ордината центра тяжести самолета ут определяется для вариантов
а) ив). Если при компоновке центр тяжести самолета не совпал с тре-
буемым положением, то в зависимости от величины отклонения для ис-
правления центровки можно воспользоваться одним из следующим спо-
собов:
1) смещением средней аэродинамической хорды крыла: либо путем
смещения крыла по оси симметрии самолета, либо путем изменения
угла стреловидности крыла (не более чем на 2—3°);
2) перемещением грузов по оси (перекомпоновкой);
3) изменением параметров оперения.
Изменение угла стреловидности не рекомендуется при значительной
величине несовпадения. Второй способ следует применять, имея в виду
тактические и эксплуатационные требования, предъявляемые к передви-
гаемым грузам. Иногда при значительных несовпадениях полученной и
потребной центровок перемещение грузов по оси Ох приходится соче-
тать с удлинением носа или хвоста фюзеляжа.
При стремлении получить нужную центровку путем перемещения
грузов полезно знать, насколько сдвинется центр тяжести самолета при
смещении груза Gr на заданную величину и, с другой стороны, насколь-
ко нужно переместить груз, чтобы получить заданное смещение центра
тяжести самолета.
Это можно легко решить, пользуясь двумя простыми формулами:
- Gr (х0 — 4)
ДЛГ = —----------,
ьл
хт—0,10—0,15 —
где Дхт—отнесенная к 5а величина смещения центра тяжести само-
__ лета;
Gr — относительный вес груза;
— координата груза GT в старом положении;
Ло — координата груза Gr в новом положении;
йа — средняя аэродинамическая хорда;
Gr
Известно, что взаимное расположение центра тяжести и фокуса
самолета определяет его устойчивость. При этом для обеспечения устой-
чивости необходимо, чтобы центр тяжести располагался впереди (по по-
лету) фокуса самолета. Положение фокуса' самолета на САХ крыла
изменяется в зависимости от сужения, удлинения и формы крыла в пла-
не *. Поэтому величина допустимой по запасу устойчивости (хт—xF)
центровки самолета в значительной степени зависит от геометрических
параметров крыла. Учитывая все сказанное, можно принимать следую-
щие диапазоны центровки (при полном весе) для современных само-
летов:
хт = 0,18—0,28 — для самолетов с прямым крылом;
хт =i 0,26—0,30 — для самолетов со стреловидным крылом, т; > 2,0,
Х^40°;
Хт = 0,30—0,34 — для самолетов со стреловидным крылом, ъ 2,0,
. _ у ^55°;
хт = 0,32—0,36 — для самолетов с треугольным крылом малого уд-
линения;
хт = 0,30—0,32 — для самолетов схемы «бесхвостка» с треуголь-
ным крылом малого удлинения;
Пример компон
или легко
Перед разработ!
бителя (рис. 12.4)
должны быть ИЗГОТ(
тежи (с указанием
жести) в масштабе
реза:
1) двигателя;
2) важнейшего
жения;
3) крыла и опер
жении);
4) фигуры летч
К этому времен
ны вес двигателей 1
ния; вес крыла и оп
вестей хотя бы в ле
летчика следует прг
енных самолетов и
ских самолетов. В(
принимать 75 кгс.
Затем необходи
1) определить <
жеиие на чертеже р
2) наметить на
центра тяжести сам
3) найти Дг,0 ]
(предварительно orf)
левого сечения фюз'
4) вычертить н
двигатель, фигуру
предусмотреть нео1
топливных баков, в
летчика.
Все главные гр
так, чтобы их общи
но совмещался с зг
ти самолета и оста
элементов крыла;
5) определить
его центр тяжести,
тяжести на черте»
вания
* От этих же параметров зависит и величина сдвига фокуса назад при переходе
на сверхзвуковые скорости.
6) определить
В случае удовл
центровки размещг
232
яется для вариантов
[ета не совпал с тре-
! отклонения для ис-
и из следующим спо-
ы крыла: либо путем
5о путем изменения
:ой);
гея при значительной
менять, имея в виду
>являемые к передви-
жениях полученной и
Ох приходится соче-
путем перемещения
яжести самолета при
гой стороны, насколь-
ное смещение центра
ростыми формулами:
ентра тяжести само-
и;
а тяжести и фокуса
.ля обеспечения устой-
1гался впереди (по по-
шета на САХ крыла
и формы крыла в пла-
гстойчивости (хт—xF)
сит от геометрических
но принимать следую-
я современных само-
ллом;
1ым крылом, т} > 2,0,
зым крылом, tj 2,0,
jm крылом малого уд-
:хвостка» с треуголь-
ния;
фокуса назад при переходе
ят = 0,10—0,15 — для самолетов схемы
«утка» с треугольным
крылом малого удли-
нения (горизонтальное
оперение не «плаваю-
щее» при М<1).
Пример компоновки истребителя
или легкого самолета
Перед разработкой компоновки истре-
бителя (рис. 12.4) или легкого самолета
должны быть изготовлены следующие чер-
тежи (с указанием положения центра тя-
жести) в масштабе компоновочного раз-
реза:
1) двигателя;
2) важнейшего оборудования и снаря-
жения;
3) крыла й оперения (в первом прибли-
жении);
4) фигуры летчика.
К этому времени должны быть извест-
ны вес двигателей и важнейшего снаряже-
ния; вес крыла и оперения должен быть из-
вестен хотя бы в первом приближении. Вес
летчика следует принимать 100 кгс для во-
енных самолетов и 80 кгс — для граждан-
ских самолетов. Вес пассажиров следует
принимать 75 кгс.
Затем необходимо:
1) определить и наметить ее поло-
жение на чертеже разреза;
2) наметить на Ьа желаемое положение
центра тяжести самолета;
3) найти Дг.о и длину фюзеляжа
(предварительно определяют диаметр миде-
левого сечения фюзеляжа £>м.ф);
4) вычертить на разрезе и в сечениях
двигатель, фигуру летчика, оборудование,
предусмотреть необходимые объемы для
топливных баков, воздухопроводов, кабины
летчика.
Все главные грузы следует располагать
так, чтобы их общий центр тяжести пример-
но совмещался с заданным центром тяжес-
ти самолета и осталось место для силовых
элементов крыла;
5) определить количество топлива и
его центр тяжести, намечая бак и его центр
тяжести на чертеже с соблюдением требо-
вания
0,056а;
от
6) определить центровку по оси Ох.
В случае удовлетворительной величины
центровки размещают оборудование и пр„
Рис. 12.4. Пример компоновки легкого самолета
233
предварительно очертив контуры обвода фюзеляжа в разрезах и сечени-
ях и наметив конструктивно-силовую схему.
При компоновке истребителя или легкого самолета должны быть
учтены следующие требования:
1. Мидель фюзеляжа должен быть минимальным.
2. ТРД должен быть размещен с обеспечением минимальной длины
выхлопной реактивной трубы с целью уменьшения веса трубы и сниже-
ния потерь, уменьшающих тягу двигателя, но при этом должна быть
обеспечена заданная центровка. Должна быть предусмотрена возмож-
ность достаточно простой замены двигателя и осмотра его важнейших
частей.
3. Площади сечений воздуховодных каналов от воздухозаборников
к двигателю должны быть заранее определены в соответствии с расчет-
ными случаями.
Задача размещения каналов решается совместно с задачей уборки
шасси в фюзеляж и с размещением оборудования и баков для топлива,
а также с задачей выбора конструктивно-силовой схемы крыла. Разме-
щение каналов определяет их форму и технологию.
4. Топливо должно быть размещено в минимальном количестве ба-
ков вблизи центра тяжести самолета. Должна быть обеспечена возмож-
ность монтажа и демонтажа баков * (необходимо учесть наличие возду-
хопроводов, шасси, крыла и т. д.).
5. Должны быть обеспечены достаточные размеры кабины летчика
при минимальном миделе фюзеляжа и заданной площади сечения воз-
духопровода; соответствующий требованиям обзор летчику и хорошая
аэродинамика фонаря.
6. Должно быть обеспечено надежное аварийное покидание самоле-
та летчиком.
7. Должны быть предусмотрены достаточные объемы для разме-
щения и вместе с тем удобные подходы для обслуживания и демонтажа
различного рода оборудования и снаряжения.
8. Должны быть предусмотрены проходы для трасс управления в
хвост и крыло.
9. Необходимо обеспечить конструктивное решение крепления кры-
ла и оперения к фюзеляжу, т. е. предусмотреть достаточно мощные
шпангоуты.
Пример компоновки пассажирского самолета
Перед началом компоновки пассажирского самолета (рис. 12.5) вы-
черчивают в масштабе компоновочного разреза с указанием центра тя-
жести чертежи:
1) двигателя;
2) пассажирских кресел (вид сбоку и спереди);
3) оборудования и снаряжения буфета, салонов и туалетов;
4) крупной аппаратуры радиолокационного и пилотажного обору-
дования, радиооборудования;
5) фигур членов экипажа;
6) крыла и оперения.
Затем производят следующие операции:
1) определяют и наносят Ьа на чертеже разреза;
2) на Ъа намечают желательное положение центра тяжести само-
лета;
3) определяют Lro и £ф;
В случае применения мягких баков.
234
з разрезах и сечени-
лета должны быть
I.
минимальной длины
зеса трубы и сниже-
этом должна быть
(усмотрена возмож-
iTpa его важнейших
' воздухозаборников
ответствии с расчет-
но с задачей уборки
[ баков для топлива,
хемы крыла. Разме-
ьном количестве ба-
обеслечена возмож-
честь наличие возду-
[еры кабины летчика
пощади сечения воз-
летчику и хорошая
)е покидание самоле-
объемы для разме-
шивания и демонтажа
трасс управления в
шение крепления кры-
достаточно мощные
4 о самолета
(олета (рис. J2.5) вы-
указанием центра тя-
IB и туалетов;
пилотажного обору-
Рис. 12.5. Пример компоновки магистрального пассажирского самолета
а,
(ентра тяжести само-
235
4) вычерчивают пассажирский салон, буфет, туалеты, гардеробы и
багажные помещения; одновременно решают вопрос о размещении сило-
вых элементов крыла;
5) вычерчивают на разрезе и в сечениях кабины экипажа, двигате-
ли, оперение; при этом предусматривают объемы для топливных баков;
6) определяют количество и места размещения топлива, стремясь к
тому, чтобы разбег центровки не превышал величины
GT
На дозвуковых самолетах топливо не должно располагаться в фю-
зеляже. На сверхзвуковых самолетах, где практически невозможно раз-
местить весь запас топлива в крыле, допускается расположение его в
фюзеляже (в центроплане крыла и в хвостовой части);
7) приближенно определяют центровку по оси Ох\
8) в случае удовлетворительного результата центровки, пользуясь
разрезами и сечениями, начинают размещение пассажирских мест, всего
оборудования и снаряжения, корректируя попутно центровку до точного
соответствия заданной величине.
При компоновке пассажирского самолета необходимо учесть следу-
ющие требования.
1. Должно быть обеспечено получение оптимального миделя фюзе-
ляжа для заданного количества пассажиров в одном поперечном ряду
(см. гл. IX), Необходима увязка расположения пассажирского салона с
центральной частью крыла, так как в полу и потолке салона не должно
быть никаких уступов и порогов.
2. Не следует помещать людей в плоскости винтов, если на самолете
установлены винтовые двигатели.
3. Число, размеры и размещение основных и аварийных дверей и
люков должно выбираться в зависимости от числа пассажиров в соответ-
ствии с требованиями (см. гл. IX).
4. Следует стремиться разместить топливо в крыле, так как это по-
вышает безопасность, а также приводит к разгрузке крыла и уменьше-
нию веса конструкции самолета. При размещении топлива в стреловид-
ном крыле необходимо предусматривать расход топлива из баков в оп-
ределенной последовательности во избежание большого разбега
центровок. Для этой цели может применяться автомат выработки топ-
лива.
5. Размеры гардеробов, туалетов и багажных помещений (для руч-
ной клади) должны быть выбраны в соответствии с требованиями в за-
висимости от числа пассажиров (см. гл. IX). Багажные отсеки (для
крупногабаритного багажа и грузов) размещаются, как правило, под
полом пассажирского салона.
6. В носовой части фюзеляжа помимо кабины экипажа должна быть
расположена радиолокационная аппаратура.
7. При размещении экипажа и пассажиров должны быть приняты
во внимание требования, изложенные в гл. IX.
В процессе компоновки должна быть проведена увязка основных
узлов конструкции (соединение крыла с фюзеляжем, крепление стоек
шасси и ниш для их уборки и др.) с размещением пассажирской каби-
ны, багажников и пр.
Общий вид и нивелировочно-регулировочный чертеж самолета
Предварительный чертеж общего вида самолета в трех проекциях
вычерчивают обычно перед тем, как приступить к компоновке после оп-
ределения в первом приближении основных размеров и параметров са-
молета и его частей. В процессе компоновки и центровки, а также в ре-
236
зультате аэродинамического расчета и расчета устойчивости в чертеж
общего вида самолета вносят необходимые изменения и дополнения, по-
сле чего чертеж, являющийся одной из важнейших составных частей
эскизного (или дипломного) проекта, оформляется окончательно. Три
проекции самолета на чертеже общего вида располагают обычно так,
как показано на рис. 12.6. На чертеже проставляют только основные
размеры самолета.
237
На втором этапе проектирования (разработка предварительного
проекта) составляют нивелировочно-регулировочный чертеж (рис. 12.7
и 12.8), который содержит данные по взаимному положению частей са-
молета относительно друг друга, а также и по предельным отклонениям
рулей, элеронов, стабилизатора, триммеров и т. д.
Взаимное положение частей самолета в нивелировочно-регулиро-
вочном чертеже определяется вертикальными и горизонтальными раз-
мерами между характерными точками конструкции (точки носков нер-
вюр, ось лонжерона крыла или стабилизатора, ось стыкового болта
С?
ПраЗое
Левое
E?=212,5+15
Вправо
Влево
перенос киля
Перекос
стабилизатора
Сг'С,^ I?
У
/з
b
b-as5
S,= 212,5+ 15
Асимметрия
поперечного и
Ег£?^в\—-~j
Е2-Е,^8
а
3899+30
Ось заднего
стрингера
Ось переднего
стрингера
Пуль высшлы
Вверх
Вниз
Руль высоты
вверх 32а±/1>1
вниЗ!6вИ’
4
(V .се\
Смещение точки 39 $
3 сторону 39+3 (----[ апраба
Влево
триммер
РУЛЯ выоо/пы
С^ЛВверхиг+р
С \ Вниз 1(1°+Iе
Ось i'sj»
передне-
лон-
жероно
/4
13
Элерон
L 1 Вверх
I iBHf/.з
!5
Щиток
щкрылка
С \Af
V
зо+з
Щиток
закрылка (Z
QAf=-444±7(7
11-198+7
ШП. №13 jt'Z
38
тормозной
ЩИПОК
С J Правый
CZO левый
F
Элерон
~ ZJBdepx 18°+1°
йЗЗнвз >8°+1°
,5 Триммер элерона
\вверх 15*+
Вниз
ллрингера замера по щитку закрылку
1в плоскости рельсов у
отклонения
для справки
и т. д.) или специально намеченными на поверхности агрегата так назы-
ваемыми реперными точками и базовыми плоскостями. Указанные точки
выбирают с таким расчетом, чтобы вертикальные размеры, обычно за-
даваемые от базовой плоскости, проходящей через строительную гори-
зонталь фюзеляжа *, удобно было определять в готовом самолете с по-
мощью нивелира и рейки, а горизонтальные размеры, задаваемые меж-
* Строительная горизонталь фюзеляжа — след плоскости на боковой проекции
фюзеляжа, проходящей перпендикулярно к шпангоутам и плоскости чертежа через ось
фюзеляжа или какие-либо приметные его точки, используемый как базовая линия.
угол установпй ставипизатора 33't/й
В-А=?0±2 Р-С=Ю,5±!
Правый I 1 ЛаавыйГ~~}
Левый l | Левый l_ 1
Правый левый
1536±/0
Jco гимнего сты-
ковочного волта
нервюрам0
ёрхнего'нйля
25а+Г
3368±20
Лравый
Левый
Руль поворота
Вправо влево
Смещение точно 2 относительно оси
Правый носовой части фюзеляжа зо± з
левый
\Правьк
\левый
1 ~1 от себя /4°± ]0 |----1 вправо 18,5°+Г |----1Вперед 28°±}е
С~~)на себя 2ве+^ | ]влево /6,5е±Iе [-----; Назад 29°+г°
Г I Нейтральное
положение 6*30’
Рис. 12.8. Пример нивелировочно-регулировочного чертежа самолета. Разница
в углах атаки крыла, измеряемая превышением соответствующих нивелиро-
вочных точек, между правым и левым крыльями не должна превышать:
2 мм между точками 9—10 и 13—14; 1 мм между точками 4—5 (прямоугольные клетки
на чертеже предназначены для замеренных значений)
231
ду указанными точками, — с помощью отвесов и измерительной ленты
(рулетки).
Заклинение крыла и стабилизатора, т. е. наклон хорды профиля кры-
ла и стабилизатора по отношению к строительной горизонтали фюзеля-
жа, задают двумя вертикальными размерами от базовой плоскости до
двух точек, намечаемых на нижней или верхней поверхности крыла или
стабилизатора в плоскости нервюры.
Отклонения рулей, элеронов и т. д. задают углами в градусах вверх
и вниз от нейтрального положения и одновременно размерами в мм,
проставляемыми между положениями какой-либо точки задней кромки
руля в нейтральном положении и в отклоненных положениях.
Все размеры и углы задают в нивелировочно-регулировочном чер-
теже с плюсовыми и минусовыми допусками (иногда только плюсовы-
ми). Величину допусков устанавливают, согласуясь с аэродинамически-
ми соображениями и учитывая технологические возможности
производства (агрегатной и общей сборки). Часто в нивелировочно-регу-
лировочном чертеже дают таблицу допусков на отклонения обводов аг-
регатов от теоретической формы. Составленный при предварительном
проектировании нивелировочно-регулировочный чертеж служит в каче-
стве исходного материала при разработке рабочих чертежей агрегатов
самолета. Контрольным документом при общей сборке самолета и при
приемке его отделом технического контроля служит нивелировочно-регу-
лировочный чертеж, составленный на основе рабочих чертежей.
Часть вторая
ПРОЕКТИРОВАНИЕ ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА
В этом разделе рассматривается главным образом выбор основных
размеров и расчет веса таких агрегатов как крыло, фюзеляж, оперение
и шасси, а также основы проектирования систем управления самолетом.
Глава ХШ
ОБЩИЕ ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА
При проектировании частей или агрегатов самолета должны быть
произведены следующие операции:
1) определение и выбор основных параметров и геометрических
размеров;
2) определение и увязка формы;
3) определение веса конструкции;
4) разработка конструктивно-силовой схемы.
§ 1. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА
Под основными параметрами какой-либо части самолета понимают
такие геометрические или весовые соотношения, изменение которых су-
щественно отражается на аэродинамических свойствах, весе конструк-
ции самолета и т. д. Для крыла, например, основными параметрами
являются удлинение X, сужение т], площадь крыла S, относительная тол-
щина с, стреловидность %, удельная нагрузка на крыло pG, являющаяся
одновременно основным параметром всего самолета, влияющим на
его летные характеристики и т. д.
Для фюзеляжа основными параметрами являются удлинение Хф и
площадь миделевого сечения 5ф.
§ 2. ОПРЕДЕЛЕНИЕ И УВЯЗКА ФОРМЫ
И ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ЧЕРТЕЖИ ОТДЕЛЬНЫХ ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА
Форма той или иной части (агрегата) самолета определяется рядом
требований, а именно: аэродинамическими, компоновочными, весовыми,
эксплуатационными, тактическими и технологическими.
Так, например, стреловидная форма крыла или оперения определя-
ются необходимостью уменьшения волнового сопротивления, т. е. аэро-
динамическими требованиями. Форма фюзеляжа современного самолета
также в большей степени определяется аэродинамическими соображе-
ниями и назначением самолета. Форма крыла в плане с уширенной кор-
невой частью (рис. 13.1) может применяться, в частности, для облегче-
ния уборки шасси в крыло при его малой относительной толщине, т. е.
из компоновочных соображений. Вместе с тем такое крыло по техноло-
гичности хуже простого трапециевидного.
241
того
рис. 13.1. Пример
влияния компоновки
самолета на форму
крыла в плане. На-
плыв крыла у корня
вызвано размещени-
ем колеса убираю-
щегося шасси в кор-
невой части крыла
Иногда форма диктуется требованиями наименьшего веса и наИ'
большей жесткости конструкции, как например, в случае крыла тре-
угольной формы (в плане), позволяющей без значительного увеличения
веса и уменьшения жесткости применять очень тонкие профили.
Примером влияния эксплуатационных требований на форму агрега-
та может служить фюзеляж грузового самолета с грузовым люком в
заднем торце фюзеляжа и оперением, закрепленным на балке, являю-
щейся продолжением фюзеляжа. Иногда при выборе формы агрегата
учитывают и технологические требования. Фюзеляж круглого сечения,
например, технологически выгоднее овального фюзеляжа. Назначение и
летные характеристики самолета обычно определяют, каким из перечис-
ленных выше требований нужно отдать предпочтение.
удовлетворить требования аэродинамики, формы
агрегатов и частей самолета должны быть очень
плавными, без резких изменений кривизны.
Известно, что для того, чтобы по поверхности
тела ламинарный пограничный слой имел воз-
можно большую протяженность и, следователь-
но, чтобы сопротивление трения было как можно
меньше, необходимо давать частям самолета об-
воды с постепенным, плавным нарастанием кри-
визны (рис. 13.2, б). Неплавные очертания с рез-
ким нарастанием кривизны (рис. 13.2, а) ведут к
образованию турбулентного пограничного слоя и
к повышенному сопротивлению трения.
То же самое требуется и для обеспечения
высоких значений критического числа Л11;гит и
малых значений Асетах» определяющих величину
волновых потерь при околозвуковых скоростях.
Так, например, очертание фонаря на рис. 13.3, а
в большей степени отвечает требованиям полета
с околозвуковой скоростью, чем очертание фонаря на рис. 13.3, б, где
могут быть повышенные местные скорости, влекущие за собой появление
скачков уплотнения и волнового сопротивления.
При сверхзвуковых скоростх (М>1,5) существенное значение имеет
степень остроконечности формы носовой части агрегата (фюзеляжа, гон-
дол, фонаря и т. д.), обеспечивающей появление косых скачков вместо
прямых (рис. 13.3, а).
ление^ координат об
ческой (вычерчивал
сти) взаимного соо'
В результате у
ший все данные по
и полностью опреде
теже обычно дается
Теоретический черп
гата, разработки ч(
К увязке форм!
его основные размер
ковой и плановой щ
Увязка формы
быть произведена oj
1) графическим
2) графо-анали
3) аналитичесю
г Строитель
’ нал гори -
зонт.аль
S)
Рис. 13.2. Очертания обтекае-
мых частей самолета:
а — с повышенным сопротивлением
трения при большой протяженности
турбулентного пограничного слоя;
б —с пониженным сопротивлением
трения при большой протяженно-
сти ламинарного пограничного слоя
Рис. ’13.3. Очертание фонаря:
а — для самолетов с околозвуковы-
ми и сверхзвуковыми скоростями;
б — только для самолетов с дозву-
ковыми скоростями
Высокие требования к форме отдельных частей самолета при увяз-
ке их формы вызывают необходимость применения кривых, выражаемых
уравнениями или строящихся с помощью точных графических методов.
Под увязкой формы понимают аналитическое или графическое опреде-
Нулевой dam
оок
Шпангоуты
Спо
Рис. 13.5. Увяз
Графический сп<
ный, так как отлича
костью. Этот спосо!
Обводы агрегата, фо
вычерчивают в 6okoj
ке с помощью эпюр!
токсов на боковой и
242
:еньшего веса и наи-
в случае крыла тре-
ительного увеличения
:ие профили.
ний на форму агрега-
с грузовым люком в
ым на балке, являю-
юре формы агрегата
ж круглого сечения,
(еляжа. Назначение и
от, каким из перечис-
1ие.
1эродинамики, формы
а должны быть очень
нений кривизны.
чтобы по поверхности
ный слой имел воз-
ность и, следователь-
ения было как можно
. частям самолета об-
!ым нарастанием кри-
вные очертания с рез-
(рис. 13.2, а) ведут к
) пограничного слоя и
1нию трения.
I и для обеспечения
ского числа М1фит и
ределяющих величину
озвуковых скоростях,
фонаря на рис. 13.3, а
т требованиям полета
я на рис. 13.3, б, где
ие за собой появление
зенное значение имеет
дата (фюзеляжа, гон-
косых скачков вместо
ление координат обводов агрегата и сечений по ряду -плоскостей с графи-
ческой (вычерчивание на плазе) последующей проверкой (при надобно-
сти) взаимного соответствия обводов и сечений в различных проекциях.
В результате увязки оформляется теоретический чертеж, содержа-
щий все данные по контурным обводам и сечениям агрегата самолета
и полностью определяющий его форму (рис. 13.4). В теоретическом чер-
теже обычно дается и разбивка конструктивно-силовой схемы агрегата.
Теоретический чертеж служит основой для разработки конструкции агре-
гата, разработки чертежей приспособлений и изготовления шаблонов.
Рис. 13.4. Пример теоретического чертежа
К увязке формы агрегата приступают после того, как установлены
его основные размеры и очерчены хотя бы приблизительно обводы в бо-
ковой и плановой проекциях.
Увязка формы таких агрегатов, как фюзеляж и гондола, может
быть произведена одним из следующих способов:
1) графическим способов батоксов и горизонталей;
2) графо-аналитическим способом;
3) аналитическим способом.
Шпангоуты
r/Улевой
/ оатпокс
батоксы
□
I
нособа я
часть
Хвостовая
часть
нал гори
зонт.алъ
Oct cj-Hf-iempuu и пл о с
кость нулевого /атоксп
Нулевой, ^атпокс^
жп
Плановал проекция
Следы плоскостей //Эпюра сов ме-
лите к сов
ш,енных сече-
ний
Рис. 13.5. Увязка формы фюзеляжа графическим способом батоксов
и горизонталей
я)
Следы
г. п плоскостей,
о оковал проек д а л горизонталей:
Шпангоуты /олушлроты /Горизонтали
J)
)чертание фонаря.
1етов с околозвуковы-
зуковыми скоростями;
1Я самолетов с дозву-
«и скоростями
ей самолета при увяз-
[ кривых, выражаемых
графических методов,
а графическое опреде-
Графический способ батоксов и горизонталей — наименее совершен-
ный, так как отличается небольшой точностью и значительной трудоем-
костью. Этот способ основан на методах начертательной геометрии.
Обводы агрегата, форму которого следует увязать (например, фюзеляж),
вычерчивают в боковой и плановой проекциях. Затем приступают к увяз-
ке с помощью эпюры совмещенных сечений (рис. 13.5), эпюр линии ба-
токсов на боковой проекции и линии горизонталей на плановой проек-
243
ции. Процесс увязки состоит в том, что на эпюре совмещенных сечений
откладывают по вертикальной и горизонтальной осям точки, определяе-
мые обводами в боковой и горизонтальной проекциях (нулевыми баток-
сами и полуширотами), а затем эти точки соединяют кривыми, дающими
обводы шпангоутов. Одновременно в боковой и плановой проекциях
строят линии батоксов и горизонталей.
Графический способ батоксов и горизонталей для увязки формы
скоростных самолетов вследствие своей неточности почти не применяет-
ся. Более точен графический способ, основанный на построении кривых
второго порядка, вытекающий из положений проективной геометрии
(теорема Паскаля). Для построения кривой второго порядка необходи-
мо, чтобы были заданы три точки, например А, В, С (рис. 13.6) и так на-
зываемый дискриминант кривой f = -——, ED — медиана хорды АС.
ED
Увязка с помощью этого графического способа начинается с того же,
минантов, например
потребностью, прич
ас и медиана ed.
Координаты кр
зом. На чертеже у в:
торых замеряют ко
жение которой мох
Ордината неко:
очевидно, так:
с чего начинается увязка с помощью
Рис. 13.6. Построение кривой второго
порядка, заданной точками А, В, С
и дискриминантом f^BDjED
способа батоксов и горизонталей —
в боковой и плановой проекциях
очерчивают на глаз линии нулевого
батокса и полушироты. Каждую из
этих линий разбивают на отрезки
кривых. Используя на каждом от-
резке кривой по три точки АВС и
задаваясь дискриминантом /, стро-
ят кривые второго порядка, близкие
к кривым, очерченным на глаз. По-
лучив таким образом линии нулево-
го батокса и полуширот, начинают
аналогично предыдущему увязку
поперечных сечений (шпангоутов).
Графо-аналитический способ увязки основан на вычислении коорди-
нат кривых второго порядка с использованием так называемого графика
Рис. 13.8. К определению координат
точек кривой второго порядка, задан-
ной точками А, В, С и дискриминан-
том f—BDjED
Рис. 13.7. Единичная кривая
второго порядка. Координаты
даны в относительных величи-
нах (х, у)
единичных кривых, аффинно соответствующих искомым кривым*. Гра-
фик единичных кривых второго порядка (рис. 13.7) вычерчивают в отно-
сительных прямоугольных координатах для ряда «стандартных» дискри-
* График единичных кривых вычерчивается таким образом, чтобы медиана хорды
была перпендикулярна к хорде ас (рис. 13.7). Всякая кривая, у которой медиана не-
перпендикулярна хорде, но которая имеет величину дискриминанта f, равную дискри-
минанту единичной кривой, будет аффинно соответствовать единичной кривой. При
аффинном соответствии кривых сохраняется порядок кривых и сохраняется отношение
между хордами, проведенными через соответственные точки, а также отношение между
отрезками хорд, отсекаемыми какой-либо хордой.
где а — угол накл
mk — отрезок, в
ц— масштабы
увязочной
Отрезок mk мо
единичной кривой) <
и отрезок
Если соединить
ет0 через точку т,
можно замерить вел
Масштабный mi
где jEAIq — замеряют
ницы чертежа един!
зок de, равный отрез
Можно также н
д ет0 по формуле
Этим способом
полуширот и шпангс
Ан а литичес!
вые нулевых батоко»
по которым и вычис
форму агрегата. Оче
уравнения окружное
Приведенные вы
агрегатов, как фюзе^
ных крылу, оперенш
ми на свойствах кон
рения, трапециевидн
дена графическим и
быть заданы: форма
244
ювмещенных сечений
:ям точки, определяе-
1ях (нулевыми баток-
iT кривыми, дающими
плановой проекциях
I для увязки формы
i почти не применяет-
ia построении кривых
эоективной геометрии
го порядка необходи-
7 (рис. 13.6) и так на-
медиана хорды АС.
начинается с того же,
яся увязка с помощью
<сов и горизонталей —
плановой проекциях
а глаз линии нулевого
пушироты. Каждую из
разбивают на отрезки
)льзуя на каждом от-
по три точки АВС и
скриминантом f, стро-
орого порядка, близкие
ерченным на глаз. По-
образом линии нулево-
[ полуширот, начинают
предыдущему увязку
ечений (шпангоутов),
на вычислении коорди-
к называемого графика
минантов, например 0,30; 0,31; 0,32 и т. д., до значения, определяемого
потребностью, причем за оси принимаются стягивающая кривую хорда
ас и медиана ed.
Координаты кривой второго порядка определяют следующим обра-
зом. На чертеже увязки наносят оси Ох и Оу (рис. 13.8), относительно ко-
торых замеряют координаты заданных точек А, С и Е и точки В, поло-
жение которой можно определить по заданному дискриминанту f.
Ордината некоторой точки К с абсциссой х кривой АВС выразится,
очевидно, так:
У= УА+(-*—лсл) tg а
где а — угол наклона хорды АС к оси 0х\
mk— отрезок, взятый по графику единичной кривой (см. рис. 13.7);
р— масштабный множитель для перехода от единичной кривой и
увязочной кривой.
Отрезок mk можно найти, отложив от точки d (начало координат
единичной кривой) отрезок
dm =
DM х — xD
DC xc — xA
и отрезок
DMq
dmQ =——
0 DC
лс хл
2
Если соединить mQ и e прямой и провести прямую, параллельную
ето через точку т, соответствующую точке М увязочного чертежа, то
можно замерить величину отрезка mk.
Масштабный множитель р, определяют по отношению
ет$
*JC
пределению координат
ггорого порядка, задан-
I, В, С и дискриминан-
й f=BD/ED
искомым кривым*. Гра-
3.7) вычерчивают в отно-
а «стандартных» дискри-
бразом, чтобы медиана хорды
>ивая, у которой медиана не-
сриминанта f, равную дискри-
вать единичной кривой. При
(вых и сохраняется отношение
ки, а также отношение между
где £Л10 — замеряют на увязочном чертеже в мм, a emG — в долях еди-
ницы чертежа единичной кривой (за единицу принимают обычно отре-
зок de, равный отрезку ed).
Можно также найти отрезок ЕМ0 по формуле
ЕМ^ у Е - [ у А - (хЕ - хА) tg а],
а ет0 по формуле
= /! + (</т0)2.
Этим способом определяют ординаты кривых — нулевых батоксов,
полуширот и шпангоутов.
Аналитический способ увязки формы состоит в том, что кри-
вые нулевых батокосов, полуширот и шпангоутов задают уравнениями,
по которым и вычисляют все необходимые координаты, определяющие
форму агрегата. Очень часто для увязки кривых шпангоутов используют
уравнения окружности или эллипса.
Приведенные выше способы целесообразны для увязки формы таких
агрегатов, как фюзеляж, гондолы и т. д. Увязку формы агрегатов, подоб-
ных крылу, оперению и т. д., обычно производят способами, основанны-
ми на свойствах конических поверхностей. Увязка формы крыльев и опе-
рения, трапециевидных в плане, довольно проста и может быть произве-
дена графическим или аналитическим способами. Для увязки должны
быть заданы: форма крыла в плане, разбивка нервюр, профили крыла у
245
корня и на конце крыла, профили промежуточные, если форма крыла
образуется не одним или двумя -профилями, и длины переходных зон (от
одного профиля к другому).
По каждому заданному профилю должны быть известны: семейство,
хорда и относительная толщина.
Графический способ увязки основан на- построении эпюры
совмещенных сечений (рис. 13.9) На эпюре вычерчивают корневой про-
филь и концевой профиль (в простейшем случае) таким образом, чтобы
плоскости нервюр были параллельны плоскости эпюры. После этого про-
Рис. 13.9. К определению ординат промежуточного про-
филя крыла или оперения
Таким образом,
технических данных
нию наименьшего во
та. Следует помнит
следовательно, и саь
рованию не только о
же и неответственны
статочно большое кс
«ст веса всей констру]
При завышении
рукции уменьшается
<ется удельная нагру;
водят линии равных долей (равных процентов) хорды, т. е. образующие
конической поверхности крыла. Линии равных процентов и соответству-
ющие ординаты корневого и концевого профилей составляют трапецию,
поэтому очень легко определить ординаты всех профилей, расположен-
ные на том же относительном расстоянии от их носков, что и ординаты
корневого и концевого профилей.
Все линии равных процентов хорды делят пропорционально расстоя-
нию между нервюрами и через полученные таким образом точки прово-
дят главные кривые промежуточных профилей. Графический способ ма-
лоупотребителен вследствие недостаточной точности получаемых резуль-
татов.
При аналитическом способе используются геометрические свойства
трапеций, составленных образующими и ординатами корневого и кон-
цевого профилей, при этом все искомые размеры определяются расчетом.
Обычно определяют верхнюю (ув) и нижнюю (t/и) .ординаты в отдель-
ности.
Результаты заносят в таблицы. Ординаты определяют по формуле
___ 2д t
!/в!— i/в.кн —
"Ь Ув.кр
Рис. 13.10. Влияние завы!
го веса самолета Go на
при перетяжелении кон
Лии при Рс.у = const, S=
J — околозвуковой самолет
2 — сверхзвуковой само;
(M >1,5)
где z/b.kh — ордината концевого профиля;
/Ув.кр — ордината корневого профиля;
Ci — расстояние нервюры от корня.
§ 3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЕСА КОНСТРУКЦИИ АГРЕГАТА
В современном машиностроении при проектировании машин (за ис-
ключением специальных случаев) большое внимание уделяется достиже-
нию возможно меньшего веса конструкции.
В самолетостроении задача получения минимального веса конструк-
ции приобретает особое важное значение, так как увеличение веса конст-
рукции свыше некоторого, возможного при заданных условиях, приводит
к завышению полного веса Go, что ухудшает летные данные самолета или
ведет к уменьшению веса нагрузки, вследствие чего ухудшаются эксплуа-
тационно-технические свойства.
246
характеристик самол
нии уменьшается (рг
сверхзвуковыми ско{
чину Гщах не так вел]
.делении, когда прию
будет понятно, если <
ваемом случае, т. е. i
вается и при этом р0.
ко при изменении сх
приМ = 2—2,5 велич)
при начальном его oi
ние Go влияет на Vma
Потолок самолет
ся (рис. 13.11), прич
.звуковыми скоростям
величин качества Кт.
новых самолетов (кр
На величине ма
сказывается более pt
ределении (см. рис.
формулы (2.15'). Есл
ного отщеделения бы.
•чение GT будет опре/
* Нагрузка р0 увел
можно обнаружить nepei
выбрана.
е, если форма крыла
вы переходных зон (от
ть известны: семейство,
на1 построении эпюры
рчивают корневой про-
таким образом, чтобы
поры. После этого про-
еёая
’мпежутпач
хорда
Таким образом, для получения хороших летных, и эксплуатационно-
технических данных самолета конструктор должен стремиться к получе-
нию наименьшего возможного веса конструкции проектируемого самоле-
та. Следует помнить, что минимальный вес конструкции агрегата, а
следовательно, и самолета, получается благодаря тщательному проекти-
рованию не только ответственных сильнонагруженных элементов, но так-
же и неответственных узлов и деталей, которых на самолете имеется до-
статочно большое количество и вес которых составляет ощутимую долю
ст веса всей конструкции.
При завышении полного веса Go в результате перетяжеления конст-
рукции уменьшается тяговооруженность Р(! и соответственно увеличива-
ется удельная нагрузка на крыло Ро*- Это приводит к ухудшению летных
орды, т. е. образующие
роцентов и соответству-
1 составляют трапецию,
профилей, расположен-
носков, что и ординаты
Рис. 13.10. Влияние завышенно-
го веса самолета Go на Ушах
при перетяжелении конструк-
ции при Рс.у. = const, S=const:
J — околозвуковой самолет (М<1);
2 — сверхзвуковой самолет
(М >1,5)
Рис. 13.11. Влияние
завышенного веса са-
молета Gq на -^^пот
При Pc.y = const
Рис. 13.12. Влияние
завышенного веса са-
молета Go при пере-
тяжелении конструк-
ции на £щах (p=var)
уточного про-
опорционально расстоя-
м образом точки прово-
"рафический способ ма-
сти получаемых резуль-
ео метрические свойства
нами корневого и кон-
определяются расчетом.
уи) .ординаты в отдель-
определяют по формуле
ИИ АГРЕГАТА
ировании машин (за ис-
ание уделяется достиже-
мального веса конструк-
к увеличение веса конст-
нных условиях, приводит
ше данные самолета или
его ухудшаются эксплуа,-
характеристик самолета. Максимальная скорость Утах при перетяжеле-
нии уменьшается (рис. 13.10). При этом для самолетов, летающих со
сверхзвуковыми скоростями (М^2,0), влияние завышения Go на вели-
чину Vmax не так велико, как при завышении Go при начальном его опре-
делении, когда принимают ро =const (см. рис. 8.1), Это обстоятельство
будет понятно, если обратиться к формуле (2.3) из гл. II. В рассматри-
ваемом случае, т. е. когда уменьшается, а р0 соответственно увеличи-
вается и при этом PqPq=const, завышение Go сказывается на УШах толь-
ко при изменении сх и £ (а в зоне больших сверхзвуковых скоростей
приМ=2—2,5 величина сх изменяется мало). В случае же завышения Go
при начальном его определении (см. гл. VIII), когда p0=const завыше-
ние Go влияет на Утах через Е, и сх и через тяговооруженность Ро-
Потолок самолета /Лют при перетяжелении конструкции уменьшает-
ся (рис. 13.11), причем для самолетов, летающих на потолке со сверх-
звуковыми скоростями, перетяжеление оказывается вследствие малых
величин качества /Стах в более резкой степени (кривая 2), чем для дозву-
ковых самолетов (кривая /).
На величине максимальной дальности перетяжеление конструкции
сказывается более резко, чем при завышении Go при начальном его оп-
ределении (см. рис. 13.12 и 8.4), Это может быть объяснено с помощью
формулы (2,15/). Если в начале проектирования в результате неправиль-
ного определения было завышено Go, то потребное для данного Lmax зна-
чение GT будет определено соответственно для этого Gq, и дальность по
* Нагрузка р0 увеличивается потому, что на том этапе проектирования, когда
можно обнаружить перетяжеление конструкции, площадь крыла S уже окончательно
выбрана.
247
сравнению с дальностью, возможной при правильном определении Gg,
уменьшится вследствие уменьшения тяговооруженности Ро и незначи-
тельного изменения У $/}. При завышении Go в результате перетяжеле-
ния конструкции дальность уменьшается в результате уменьшения GT, в
значительной степени влияющего на величину Lmax.
Малый вес конструкции агрегата самолета зависит от следующих
условий:
1) тщательности разработки конструктивно-силовой схемы агре:
гата;
2) рационального выбора материала для элементов конструкции
агрегата.
Кроме того, малый вес конструкции может быть обеспечен путем:
1) рационального подбора при конструировании сечений и формы
деталей агрегата;
2) правильного конструирования узлов агрегата.
Предварительно вес конструкции агрегата самолета определяется
при проектировании с помощью так называемых весовых формул. Эти
приближенные формулы вводятся обычно на основании теоретических
зависимостей между нагрузкой, основными геометрическими параметра-
ми агрегата и его весом с использованием эмпирических коэффициентов,
получаемых из статистических значений веса данного агрегата.
Совершенно ясно, что определение веса по любым приближенным
формулам может производиться лишь в начале проектирования. Уточ-
няют же вес конструкции частей самолета в конце проектирования пу-
тем расчета веса по рабочим чертежам.
§ 4. РАЗРАБОТКА КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВОЙ СХЕМЫ АГРЕГАТА
Под конструктивно-силовой схемой понимают схему взаимного рас-
положения основных силовых элементов конструкции самолета.
Разработка конструктивно-силовой схемы — сложный процесс, в ко-
тором конструктору необходимо учитывать самые разнообразные фак-
торы: рациональное размещение стыков обшивки и ее раскрой, особен-
ности распределения температур при нагреве конструкции, расположение
герметических отсеков и т. д.
Основные особенности конструктивно-силовой схемы выявляются в
процессе компоновки самолета, при проектировании же агрегата конст-
руктивно-силовая схема уточняется.
При разработке конструктивно-силовой схемы необходимо соблю-
дать следующие важнейшие условия:
1) полный вес самолета для заданных условий должен быть наи-
меньшим, что достигается рациональной передачей сил по элементам
конструкции при требуемой жесткости;
2) конструкция должна быть технологичной, т. е. такой, чтобы для
ее изготовления могла быть применена наиболее простая и рациональная
технология;
3) конструкция должна обладать высокой степенью живучести, т. е.
способностью выдерживать эксплуатационные нагрузки при частичных
разрушениях отдельных ее элементов, и надежностью в отношении уста-
лостной прочности;
4) конструкция должна обеспечивать наибольшие удобства в экс-
плуатации самолета благодаря рациональному размещению люков и
эксплуатационных разъемов в агрегатах для подхода к силовой уста-
новке, оборудованию, вооружению и т. д.
Какому из этих условий следует уделить при проектировании наи-
большее внимание, необходимо решать, учитывая назначение, летные
характеристики и количество выпускаемых в серийном производстве са-
молетов.
248
Если выбранная конструктивно-силовая схема обеспечивает наи-
меньший вес конструкции, то обычно такая схема приводит и к наимень-
шему полному весу самолета. Однако в некоторых случаях выгоды, по-
лучаемые при применении данной конструктивно-силовой схемы агрега-
та, могут существенно уменьшиться вследствие перетяжеления,
вызываемого данной схемой в других агрегатах, стыкующихся с рассмат-
риваемым.
Для решения задачи получения наименьшего для заданных условий
веса конструкции агрегата при разработке конструктивно-силовой схе-
мы необходимо учитывать следующие положения:
1) передача сил и моментов от одного элемента схемы к другому
должна осуществляться по кратчайшему расстоянию (при условии, что
величина сил и моментов при этом не изменяется);
Рис. 13.13. Схема панели крыла с обшивкой, подкрепленной
стрингерами, и с вырезом (пример невыгодной конструкции с
малым напряжением материала)
2) необходимо использовать элементы конструктивно-силовой схемы
с наибольшими возможностями для данного материала напряжениями;
3) следует стремиться к более рациональному распределению на-
пряжений по сечению элемента.
В тех случаях, когда величина действующего усилия или момента
зависит от направления элемента, минимальная длина элемента, оче-
видно, не может служить критерием наивыгоднейшего веса конструкции
и оптимум может быть, определен более сложным путем.
Не всегда элементы конструктивно-силовой схемы используются с
наибольшими допустимыми для данного материала расчетными напряже-
ниями. При этом возможны два случая.
I. Низкие напряжения в элементе могут обуславливаться особенно-
стями Нерациональной конструктивно-силовой схемы, примененной в
данном случае.
2. Низкие напряжения в элементе приходится допускать из-за явле-
ний потери устойчивости (местной и общей), возникающих в элементах
конструкции.
Примером невыгодной конструкции с низкими напряжениями мате-
риала может служить панель моноблочного крыла или фюзеляжа
(рис. 13.13), состоящая из дуралюминовой обшивки и приклепанных к
ней стрингеров. Панель имеет вырез и находится под действием нормаль-
ных растягивающих усилий.
Экспериментальным путем установлено, что и обшивка, и стрингеры
полностью включаются в работу лишь в сечении аа, расположенном от
249
края выреза на расстоянии В, равном приблизительно ширине выреза А, |
По мере приближения сечений к краю выреза напряжения в обшивке и j
стрингерах падают и у самого края выреза становятся нулевыми. Для
сохранения прочности панелей в области выреза крайние стрингеры (от
сечения аа) приходится соответственно усиливать. Таким образом, на
довольно значительном участке панели — от сечения аа и до края выре-
за — стрингеры и обшивка, за исключением крайних стрингеров и при-
легающей к ним обшивки, будут работать с весьма пониженными напря-
жениями, вес же конструкции будет намного больше того веса, который
бы имела панель без выреза.
Примером второго случая может служить длинный раскос фермы,
нагруженный сжимающим усилием. При его проектировании потребуется 1
большое поперечное сечение, так как критические напряжения сжатия
из-за потери устойчивости будут довольно низкими. Если же переменить ,
положение раскоса и сделать его работающим на растяжение, то сече-
ние можно значительно уменьшить и тем самым уменьшить вес конст-
рукции.
Распределение напряжений, близкое к равномерному, возможно при
чистом растяжении или сжатии (для коротких элементов). При изгибе и
кручении распределение напряжений, близкое к равномерному, иногда
может быть достигнуто за счет применения некоторых форм сечения
элемента.
Наиболее ярким примером такого сечения является сечение двухпо-
ясной балки с тонкой стенкой, подкрепленной вертикальными стойками,
где в поясах по сечению сравнительно равномерно распределены нор-
мальные напряжения, а по стенке — касательные напряжения. [
Требование технологичности конструкции приобретает особенно важ-
ное значение при проектировании самолета, предназначаемого для круп-
носерийного выпуска. Экономический эффект, получаемый от технологич-
ности конструкции, в этом случае чрезвычайно ощутим. Иногда для
улучшения технологичности идут даже на некоторое утяжеление
конструкции.
Технологичность конструкции зависит от конструктивно-силовой’
схемы. Примером влияния конструктивно-силовой схемы на технологич-
ность конструкции может служить двухлонжеронное крыло. Совершен- I
но ясно, что наличие четырех лонжеронных поясов усложняет изготовле- I
ние такого крыла по сравнению с однолонжеронным, имеющим только '
два пояса.
Для обеспечения наибольшей технологичности конструкции конст-
руктивно-силовая схема должна удовлетворять следующим требованиям:
— допускать удобное рациональное членение агрегата;
— обеспечивать возможность применения крупноблочной конструк-
ции агрегатов, допускающей высокопроизводительные технологические
методы (штамповка, литье и т. д.);
— обеспечивать такую конструкцию элементов агрегата, которая
могла бы быть изготовлена с помощью высокопроизводительных процес-
сов (групповая механическая клепка на прессах, автоматическая сварка,
точное литье и т. д.).
Этим требованиям наиболее удовлетворяет, например, кессонная
схема крыла и чисто моноблочный фюзеляж.
Живучесть конструкции имеет большое значение для военных само-
летов. Характерным примером конструктивно-силовой схемы, обеспечи- 1
вающей высокую степень живучести конструкции, является моноблочная
или кессонная схема, так как небольшие пробоины в сечении агрегата
(крыле, фюзеляже) выводят из строя лишь незначительную часть работа- i
ющего материала. |
Примером конструктивно-силовой схемы, имеющей малую степень F
живучести конструкции, может служить ферменный фюзеляж, легко раз-
рушаемый при разрушени
мой формы.
Примером конструкт]
тационные удобства, моя
хвостовой части фюзеляж
фюзеляже и с эксплуатав
осуществляемым четырьм
лонжеронов. Понятно, что
фюзеляжа при наличии р
выгодна, так как требует i
ветствующего числу стрин
§ 5. ВЫБОР МАТЕРИАЛА
В современном самол<
ные материалы: специалы
ные металлы, различные в
фанера, ткани, различные
Основными конструкт
готовления агрегатов само
зом алюминиевые и титан
и так называемые легкие
для элементов конструкщ-и
но-тактические характерис
изводстве и эксплуатации.
Материалы для элеме
летворять следующим оснс
— материал должен о
ми свойствами, которые мо
самолета при заданных пр
вес конструкции;
— материал должен об
вали бы возможность прим
ции наиболее целесообрази
— стоимость материал,
в конструкции самолета экс
— производство матер
сырьем.
Рассмотрим каждое из
При выборе материала
годность для данной kohctj
кой-то единый критерий ве
для любого случая, которы!
Совершенно очевидно,
для элементов конструкции
нагруженных, не может бьп
рии весовой выгодности при
на растяжение, сжатие, изп
ся вопрос о весовой выгодш
ментов в случае работы эле
явлений общей и местной пс
торый элемент конструкции
буется провести сравнение ,
элемента в случае применен
где Fj — площадь поперечш
250
льно ширине выреза А,
пряжения в обшивке и
овятся нулевыми. Для
крайние стрингеры (от
ъ. Таким образом, на
ния аа и до края выре-
йних стрингеров и при-
ia пониженными напря-
ыие того веса, который
[линный раскос фермы,
ктировании потребуется
яе напряжения сжатия
«и. Если же переменить
1а растяжение, то сече-
л уменьшить вес конст-
мерному, возможно при
[ементов). При изгибе и
равномерному, иногда
которых форм сечения
ваяется сечение двухпо-
гртикальными стойками,
рно распределены нор-
: напряжения.
иобретает особенно важ-
шазначаемого для круп-
лучаемый от технологии-
з ощутим. Иногда для
некоторое утяжеление1
конструктивно-СИЛОВОЙ'
ой схемы на технологич-
знное крыло. Совершен-
ов усложняет изготовле-
шным, имеющим только
1сти конструкции конст-
:ледующим требованиям:
е агрегата;
крупноблочной конструк-
ельные технологические’
шов агрегата, которая
роизводительных процес-
, автоматическая сварка,.
;т, например, кессонная
чение для военных Само-
йловой схемы, обеспечи-
и, является моноблочная
ины в сечении агрегата
ачительную часть работа-
[меющей малую степень
ный фюзеляж, легко раз-
рушаемый при разрушении хотя бы одного стержня статически определи-
мой формы.
Примером конструктивно-силовой схемы, обеспечивающей эксплуа-
тационные удобства, может служить моноблочно-лонжеронная схема
хвостовой части фюзеляжа легкого самолета с расположением ТРД в
фюзеляже и с эксплуатационным разъемом по одному из шпангоутов,
осуществляемым четырьмя стыковыми узлами, сконструированными у
лонжеронов. Понятно, что чисто моноблочная (безлонжеронная) схема
фюзеляжа при наличии разъема в экплуатационном отношении менее
выгодна, так как требует большого количества стыковочных узлов, соот-
ветствующего числу стрингеров.
§ 5. ВЫБОР МАТЕРИАЛА ДЛЯ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА
В современном самолетостроении находят применение разнообраз-
ные материалы: специальные легированные стали, легкие сплавы, цвет-
ные металлы, различные виды пластмасс, резины разных сортов, дерево,
фанера, ткани, различные лаки и клеи, краски и т. д.
Основными конструкционными материалами, применяемыми для из-
готовления агрегатов самолета, являются легкие сплавы (главным обра-
зом алюминиевые и титановые), специальные стали высокой прочности
и так называемые легкие наполнители. Правильный выбор материалов
для элементов конструкции самолета может существенно улучшить лет-
но-тактические характеристики самолета и экономичность при его про-
изводстве и эксплуатации.
Материалы для элементов самолетных конструкций должны удов-
летворять следующим основным требованиям:
— материал должен обладать такими механическими и физически-
ми свойствами, которые могли бы обеспечить в условиях полета данного
самолета при заданных прочности и жесткости наименьший возможный
вес конструкции;
— материал должен обладать такими свойствами, которые обеспечи-
вали бы возможность применения при изготовлении элементов конструк-
ции наиболее целесообразной для данного самолета технологии;
— - стоимость материала должна быть такова, чтобы его применение
в конструкции самолета экономически оправдывалось;
— производство материала должно обеспечиваться отечественным
сырьем.
Рассмотрим каждое из этих требований.
При выборе материала не всегда легко определить его весовую вы-
годность для данной конструкции, тем более невозможно установить ка-
кой-то единый критерий весовой выгодности материала, применяемый
для любого случая, который может встретиться при проектировании.
Совершенно очевидно, что, например, критерий весовой выгодности
для элементов конструкции, сильно нагруженных, и элементов, слабо
нагруженных, не может быть одним и тем же. Различными будут крите-
рии весовой выгодности при различных случаях нагружения элемента —
на растяжение, сжатие, изгиб, кручение и т. д. Наиболее просто решает-
ся вопрос о весовой выгодности материала для сильно нагруженных эле-
ментов в случае работы элемента на растяжение или чистое сжатие (без
явлений общей и местной потери устойчивости). Предположим, что неко-
торый элемент конструкции нагружен на растяжение или сжатие; тре-
буется провести сравнение двух материалов по весовой выгодности. Вес
элемента в случае применения первого материала будет
Gi —
где Fi — площадь поперечного сечения элемента;
251
I — длина элемента;
Yi — удельный вес материала.
Вес элемента в случае применения второго материала будет
g2—^Vt2-
Длина /, определяемая конструктиЬными соображениями, остается
в обоих случаях одинаковой.
Второй материал будет выгоднее, чем первый, если Gi>G2 или
Е1/у]>Е2/у2.
Тогда, очевидно, если материалы эквиваленты по весовой выгодно-
сти, то
Aqi Л°2
где ci и 02 — допускаемые расчетные напряжения для первого и второго
материалов.
Из последнего равенства можно получить условие эквивалентности
по весовой выгодности для двух материалов
а1 _ °2
71 72
Сравнение материалов по весовой выгодности с помощью критерия
б/у будет справедливо для любых по форме сечений элементов, работаю-
щих на растяжение или сжатие (без потери устойчивости), и ограничи-
вается одним лишь условием постоянства длины элемента Z. Заметим,
что указанный выше критерий сг/у иногда может применяться для растя-
нутых и сжатых поясов двухпоясной балки.
Путем несложных рассуждений можно получить условие эквивалент-
ности по весовой выгодности для случая нагружения элементов на по-
перечный изгиб
„2 з „2/3
°1 °2
71 72
Однако это равенство является условием эквивалентности весовой
выгодности двух материалов лишь при условии сохранения длины элемен-
та и подобия поперечных сечений (в случае перехода к другому материа-
лу), Кроме того, в элементе не должна возникать потеря устойчивости.
Условие эквивалентности весовой выгодности двух материалов при
продольном изгибе будет
£}'2 £V2
71 72
которое справедливо при сохранении длины элемента, при подобии по-
перечных сечений и при отсутствии явлений местной потери устойчи-
вости.
Числовые значения полученных выше соотношений называют коэф-
фициентами удельной прочности материалов.
Для тонкостенных элементов конструкции, в которых разрушение
происходит вследствие потери устойчивости стенки (местной потери ус-
тойчивости), можно также найти критерий весовой выгодности.
Если тонкостенная труба нагружена сжимающей силой, при которой
стенка трубы теряет устойчивость, то для двух материалов, эквивалент-
ных по весовой (выгодности, можно написать
,
JD1/&171 ^2/^272
где D — диаметр трубы;
б — толщина стенки трубы.
252
.терна л а будет
' соображениями, остается
первый, если Gi>Gz или
ленты по весовой выгодно-
Если принять условие геометрического подобия поперечных сече-
ний, то
Ei £2
71 72
При работе тонкой плоской стенки на сдвиг при равенстве ширины
bi=b2 и длины Zi = Z2. получим следующий критерий весовой выгодности.
ения для первого и второго
ъ условие эквивалентности
пости с помощью критерия
ечений элементов, работаю-
устойчивости), и ограничи-
1ины элемента I. Заметим,
кет применяться для растя -
лучить условие эквивалент-
ружения элементов на по-
Рис. 13.14. Пример непримени-
мости критерия весовой вы-
годности а/у при сравнении
двух материалов, значительно
отличающихся по прочности на
разрыв
При выборе материала с помощью коэффициентов удельной прочно-
сти необходимо убедиться в том, что условия, при которых справедлив
данный критерий весовой выгодности, имеют место в действительности.
Примером того, как неосмотритель-
ное применение критерия весовой выгод-
ности может привести к неверному ре-
зультату, может служить двухпоясная
балка с достаточно мощными сечениями
поясов, в которой расстояния между
центрами тяжести сечений поясов при
разных материалах будут значительно
отличаться друг от друга (рис. 13.14),
вследствие чего критерий о/у для данного
случая не может быть применен.
Выбор материала по коэффициенту
удельной прочности во многих случаях не
может быть использован. Так, например,
применение этого коэффициента при выборе материала для сжатых эле-
ментов, работающих на устойчивость, может приводить в ряде случаев
к неверным выводам. Иногда для сравнительной оценки веса применяют
критерий, названный «коэффициентом напряженности» [27].
Коэффициент напряженности — мера интенсивности нагрузки, дей-
ствующей на элемент. Если известна нагрузка Р, действующая на эле-
мент, то «коэффициент напряженности» будет Лн — Р{аЬ, где а и b —
характерные размеры элемента.
Для стойки длиною Z
м эквивалентности весовой
I сохранения длины элемен-
;рехода к другому матери а-
икать потеря устойчивости,
юсти двух материалов при
элемента, при подобии no-
ft местной потери устойчи-
ютношений называют коэф-
.ии, в которых разрушение
стенки (местной потери ус-
совой выгодности.
мающей силой, при которой
ух материалов, эквивалент-
Для цилиндрической оболочки с круговым поперечным сечением при
ее изгибе моментом М kK=M\ D2, где D — диаметр оболочки.
Коэффициент kn для шарнирной стойки, работающей на общую потерю
устойчивости, можно выразить в виде
Р _ с2
/2 ~ «205^! ’
где 6=-- ;
Е
Ек = кзсательный модуль (производная напряжения по дефор-
мации) ;
—коэффициент формы сечения;
Е—нормальный модуль упругости;
F— площадь сечения стойки;
I— радиус инерции стойки.
253
Если Pfl2 разделить на а и помножить на у, то получим величину
Fl G
—=— , которая характеризует вес стоики.
Графики, построенные для различных вариантов в координатах
G Р
— и — (рис. 13.15), дадут возможность выбрать наилучший вариант.
/3 /2
Для широких стоек с защемленными краями (типа панель) коэф-
фициент напряженности будет
Р q а8/2
где ^2=4-; 4=—^;
б Ус в
с — коэффициент заделки;
q — нагрузка на единицу ширины. _
Если qUu разделить на о, то получим б//0, где б — площадь сечения на
единицу ширины. Это выражение дает представление о весе широкой
стойки (панели). График в координатах 6//о и qU$ дает возможность
судить о наивыгоднейшем варианте (рис. 13.16).
Рис. 13.15. Зависимость весовой
характеристики защемленной
стойки <7с//3 от коэффициента
напряженности (с — коэффи-
циент заделки):
1 — нержавеющая сталь; 2 — дур*
алюмин
-£• кгсЛм
Рис. 13.16. Зависимость ве-
совой характеристики 6//о
для широкой стойки (типа
панели) от коэффициента
напряженности:
1 — нержавеющая сталь; 2 —
дуралюмин; 3 — магниевый
.. сплав
— усиление явлени
низких значениях о*.
Уменьшение при на
величине критериев уде
должны уменьшаться п<
Так как характер
увеличением температу]
временного сопротивлек
мации в конструкции сй
струкций, работающих 1
рию ов/у, а по критерию
На рис. 13.17 приве
личении температуры я
О 200 и
Рис. 13.17. В.ПИЯ1
пературы нагр<
Критерий Птек/У
ной прочности j
личных материя]
выдержке в те
30 мин:
/ — титановый сп/
алюминиевый сил
нержавеющая ста.
магниевый сп.
При выборе материалов для современных самолетов задача опреде-
ления наивыгоднейшего по весу материала значительно усложняется в
связи с необходимостью учета кинетического нагрева конструкции и тре-
бования ее долговечности.
Конструкция самолетов, летающих с большими сверхзвуковыми ско-
ростями (М>2), подвергается значительному нагреву вследствие выде-
ления большого количества тепла в результате торможения потока и
трения в пограничном слое.
При полете в течение достаточно продолжительного времени нагрев
распространяется на конструкцию и неблагоприятно влияет на материа-
лы элементов конструкции, приводя к более тяжелым условиям их рабо-
ты при больших нагрузках.
Нагрев вызывает следующие явления:
— уменьшение временного сопротивления материала ов и предела
текучести оТек;
— уменьшение модулей упругости Е и G;
риалов. Испытания прои:
чение получаса. На рис.
кости Е/у в зависимости
даны кривые для крите[
листов, работающих на с,
При нагреве констр'
механические характера
возникают дополнительш
линиями в величинах ко;
и наличием температуря
конструкции. Термически
ния формы конструкции
турных градиентов, поел
чезают и остаются толы
циентах расширения.
Снижение прочности
грева нередко приводит
* Явление ползучести со<
значительно меньшей нагрузю
мент начинает пластически де
соответствующие началу пласт
ки, резко уменьшаются.
254
то получим величину
пактов в координатах
ть наилучший вариант,
и (типа панель) коэф-
F .
В ’
— усиление явлении ползучести — появление ползучести при очень
низких значениях о*.
Уменьшение при нагреве значений ов, Е и G должно сказываться на
величине критериев удельной прочности и жесткости, которые, очевидно,
должны уменьшаться по мере увеличения температуры нагрева.
Так как характер изменения предела текучести материалов оТек с
увеличением температуры нагрева отличается от характера изменения
временного сопротивления ов, а допускать заметные остаточные дефор-
мации в конструкции самолета нельзя, то выбирать материалы для кон-
струкций, работающих в условиях сильного нагрева, нужно не по крите-
рию О"в/у, а ПО КрИТерИЮ Отеи/у.
На рис. 13.17 приведены кривые изменения критерия отеи/у при уве-
личении температуры нагрева для нескольких конструкционных мате-
6 —площадь сечения на
вление о весе широкой
qjlQ дает возможность
Рис. 13.17, Влияние тем-
пературы нагрева на
критерий Отек/у удель-
ной прочности для раз-
личных материалов при
выдержке в течение
30 мин:
/ — титановый сплав; 2 —
алюминиевый сплав; 3 —
нержавеющая сталь; 4 —
магниевый сплав
Рис. 13.18. Влияние тем-
пературы нагрева на кри-
терий £/у удельной же-
сткости при растяжении
для различных материа-
лов при выдержке в те-
чение 30 мин:
1 — титановый сплав; 2 —
алюминиевый сплав; 3—
нержавеющая сталь; 4 —
магниевый сплав
-%- к.ггЛн
vo
13.16. Зависимость ве-
ха р актер истики б//0
широкой стойки (типа
и) от коэффициента
напряженности:
ржавеющая сталь; 2 —
омин; 3 — магниевый
сплав
самолетов задача опреде-
[ачительно усложняется в
агрева конструкции и тре-
цими сверхзвуковыми ско-
нагреву вследствие выде-
гге торможения потока и
отельного времени нагрев
жятно влияет на материа-
[желым условиям их рабо-
риалов. Испытания производились при действии нагрузки и нагрева в те-
чение получаса. На рис. 13,18 даны кривые для критерия удельной жест-
кости Е/у в зависимости от нагрева для тех же материалов. На рис. 13.19
даны кривые для критерияV Е/у в зависимости от нагрева для плоских
листов, работающих на сдвиг.
При нагреве конструкции самолета не только изменяются физико-
механические характеристики материалов, но в элементах конструкции
возникают дополнительные термические напряжения, обусловленные раз-
личиями в величинах коэффициентов теплового расширения материалов
и наличием температурных градиентов между отдельными элементами
конструкции. Термические напряжения вызывают коробление и искаже-
ния формы конструкции. Напряжения, связанные с наличием темпера-
турных градиентов, после полного прогрева конструкции, очевидно, ис-
чезают и остаются только напряжения вследствие различия в коэффи-
циентах расширения.
Снижение прочности конструкции самолета из-за кинетического на-
грева нередко приводит к необходимости ограничивать максимальную
! материала ов и предела
* Явление ползучести состоит в том, что при длительном воздействии нагрузки,
значительно меньшей нагрузки предела текучести кратковременного нагружения, эле-
мент начинает пластически деформироваться. При высоких температурах напряжения,
соответствующие началу пластических деформаций при длительном воздействии нагруз-
ки, резко уменьшаются.
скорость (число М) полета. В этих случаях значение Ушах, соответствую-
щее Л^пред, определяется уже температурой кинетического нагрева кон-
струкции самолета из условий ее прочности.
Для того чтобы конструкция сверхзвукового самолета имела доста-
точную прочность при высокой температуре нагрева его поверхности,
можно рекомендовать:
— увеличение площади сечений силовых элементов, подвергающих-
ся сильному нагреву (обшивка, стрингеры, пояса лонжеронов и т. д.);
— применение д я силовых элементов сплавов, обеспечивающих не-
обходимые механические характеристики при высоких температурах;
— применение тепловой изоляции, преграждающей путь тепловому
потоку с поверхности к силовым элементам конструкции;
Рис. 13.20. Зависимость потребной стартовой тяго-
вооруженности Ро и температуры Т° С на поверх-
ности самолета от числа М полета. Влияние чис-
ла М на величину относительного веса конструк-
ции GK, определяемого прочностью при высоких
температурах:
1 — конструкция из дуралюминового сплава, действие
нагрева и нагрузки 0,5 ч; 2 — конструкция из дуралюми-
нового сплава, действие нагрева и нагрузки кратковре-
менное; 3 — конструкция из титанового сплава, действие
нагрева и нагрузки 0,5 ч; 4 — конструкция из нержавею-
щей стали, действие нагрева и нагрузки 0,5 ч
Рис. 13.19. Влияние темпе-
ратуры нагрева на критерий
jAЕ/у удельной жесткости
при сдвиге листов из сплава
титана (кривая /) и алюми-
ниевого сплава (кривая 2)
при кратковременном на-
гружении
— применение любой комбинации из приведенных выше мероприя-
тий;
— применение охлаждения конструкции.
Легко видеть, что все эти меры неизбежно влекут за собой увеличе-
ние веса конструкции и, следовательно, увеличение относительного веса
конструкции GK.
На рис. 13.20, наряду с кривыми температуры поверхности самоле-
та для Я= 12 км (с учетом радиации) и стартовой тяговооруженности
PQ, необходимой для получения данной скорости, даны кривые относи-
тельного веса конструкции GK, соответствующего такому увеличению се-
чений ее силовых элементов, которое необходимо для сохранения их
прочности при нагреве. Кривые 1, 3 и 4 построены с учетом явлений пол-
зучести материала при нагрузке, действующей при заданной температу-
ре в течение получаса.
График построен в предположении, что высокая температура нагре-
ва сказывается только на элементах, составляющих 50% веса конструк-
ции самолета, и что тепловая изоляция на поверхности самолета отсут-
ствует.
Температурные напряжения в конструкции вследствие различия в
коэффициентах теплового расширения материалов, из которых она изго-
товлена, могут быть велики. Для подтверждения этого приведем коэф-
фициенты теплового f
НЫХ КОНСТРУКЦИЯХ М31
| сталь ЗОХГС/
J алюминиевые
При выборе мате
ми необходимо счита
напряжений в констр^
Температурные н
наличия градиентов
структора.
Вопрос о долгове
вообще, и в частносп
лостной прочностью ]
конструкцию перемеь
не или по величине и
разрушение таковой 1
пряжениях, существе]
разрушающие напря.
кратном нагружении,
количество изменени)
лов) в единицу врем
то разрушение конст
быстрее. Чем меньшу
ет от кратковременн
разрушающей нагру:
переменная нагрузка,
личество циклов вы,
рукция. Зависимость
лов N от отношения i
пряжение усталостно
пряжение временной
грузке может быть и.
» изменяясь в количест
J няет свой общий хар
| с учетом усталости м
[ прочности, но с лучш
| отдано предпочтение,
ность материалов си;
ции, поэтому кривые
кривой для стандарт!
вать при выборе мат<
В конструкции сг
вой схеме могут быть
придать им размеры,
материала расчетные
малыми, не допустим
возможных в процеа
i нагрузок и ударов,
легких самолетов не!
нагрузки. Размеры тг
ми условиями. Если
такой материал как,
дя из действующей ci
* Переменные нагру
ном воздухе,
9—1062
256
e Vmax, соответствую-
.ческого нагрева кон-
амолета имела доста-
ева его поверхности,
щтов, подвергающих-
лонжеронов и т. д.);
, обеспечивающих не-
<их температурах;
ощей путь тепловому
кции;
фициенты теплового расширения а наиболее употребительных в самолет-
ных конструкциях материалов: г
сталь ЗОХГСА........................ а=11,0-Ю-6
алюминиевые сплавы................ а=20—23,9-10 ®
При выборе материалов для конструкции, очевидно, с этими данны-
ми необходимо считаться, чтобы избежать значительных деформаций и
напряжений в конструкции.
Температурные напряжения в конструкции, возникающие вследствие
наличия градиентов температуры, менее доступны воздействию кон-
структора.
Вопрос о долговечности при проектировании конструкции самолета
вообще, и в частности при выборе материала, возникает в связи с уста-
лостной прочностью конструкционных материалов. При воздействии на
отребной стартовой тяго-
аературы Т° С на поверх-
М полета. Влияние чис-
ительного веса конструк-
прочностью при высоких
атурах:
иминового сплава, действие
— конструкция из дуралюми-
грева и нагрузки кратковре-
титанового сплава, действие
— конструкция из нержавею-
1грева и нагрузки 0,5 ч
гнных выше мероприя-
[екут за собой увеличе-
ие относительного веса
ы поверхности самоле-
вой тяговооруженности
[, даны кривые относи-
такому увеличению се-
мо для сохранения их
I с учетом явлений пол-
зи заданной темпер ату-
кая температура нагре-
1их 50% веса конструк-
1ХН0СТИ самолета отсут-
вследствие различия в
IB, из которых она изго-
я этого приведем коэф-
конструкцию переменных (по величи-
не или по величине и знаку) нагрузок *
разрушение таковой Наступает при на-
пряжениях, существенно меньших, чем
разрушающие напряжения при одно-
кратном нагружении. При этом, если
количество изменений нагрузки (цик-
лов) в единицу времени уменьшается,
то разрушение конструкции наступает
быстрее. Чем меньшую долю составля-
ет от кратковременной (одноразовой)
разрушающей нагрузки действующая
переменная нагрузка, тем большее ко-
личество циклов выдерживает конст-
рукция. Зависимость количества цик-
лов N от отношения оу/сгв, где оу — на-
Рис. 13,21. Зависимость усталост-
ной прочности от числа циклов-
1 — гладкий образец; 2 — верхний пре-
дел, 3 — нижний предел У ста лестной
прочности конструкции
пряжение усталостного разрушения при переменной нагрузке; сгв— на-
пряжение временного сопротивления при статической одноразовой на-
грузке может быть изображена кривой 1 (рис. 13.21). Эта зависимость,
изменяясь в количественном отношении, для разных материалов сохра-
няет свой общий характер. Очевидно, при проектировании конструкции
с учетом усталости материалу, хотя и с меньшим значением удельной
прочности, но с лучшим протеканием правой ветви кривой, должно быть
отдано предпочтение. Необходимо отметить, что на усталостную проч-
ность материалов сильно влияет концентрация напряжений в конструк-
ции, поэтому кривые оу/<тв по N для конструкции всегда лежат ниже
кривой для стандартн го образца. Все это, конечно, необходимо учиты-
вать при выборе материала для конструкции самолета.
В конструкции самолета даже при рационально разработанной сило-
вой схеме могут быть элементы настолько слабо нагруженные, что, если
придать им размеры, при которых получались бы обычные для данного
материала расчетные напряжения, то эти размеры были бы слишком
малыми, не допустимыми с технологической точки зрения, а также при
возможных в процессе производства и эксплуатации самолета случайных
нагрузок и ударов. Так, например, в крыльевых ферменных нервюрах
легких самолетов некоторые раскосы несут часто очень незначительные
нагрузки. Размеры такого раскоса обычно определяются конструктивны-
ми условиями. Если принять для работающего на растяжение раскоса
такой материал как дуралюмин и определить толщину его стенки, исхо-
дя из действующей силы, расчетного напряжения для данного материала
* Переменные нагрузки действуют на самолет, например, при полете в неспокой-
ном воздухе.
9—1062 257
и определенных по конструктивным условиям размеров, то толщина стен-
ки может получиться настолько малой, что в процессе изготовления и
эксплуатации самолета заданная форма и даже целостность раскоса
могут быть легко нарушены. В таких случаях следует, придавая раскосу
практически приемлемую толщину, применять материал с возможно
меньшим удельным весом, например магниевый сплав, считаясь, однако,
с особенностями материала, влияющими на технологию изготовления
элемента и сборки.
Целесообразность той или иной технологии для данного самолета
определяется обычно следующими условиями: Ь
— размерами программы выпуска; I
— возможностями данного производства.
Если намечается выпуск самолета в больших количествах, то для
его изготовления следует применить такую технологию, которая, хотя и
потребовала бы в большом количестве дорогостоящей оснастки (при-
способления, штампы, кокили), но позволила бы изготовлять части и
детали самолета в больших количествах с наименьшей затратой време- j
ни. Для такой технологии требуется, чтобы материал обладал хорошими
литейными качествами, легко штамповался. Этим требованием вполне
удовлетворяют легкие алюминиевые сплавы. ।
Совершенно очевидно, что дорогостоящий материал может оказать- '
ся целесообразным при производстве как гражданских, так и военных
самолетов, если в результате уменьшения удельного веса или значитель-
ного повышения прочности при прежнем удельном весе значительно
улучшаются летно-технические характеристики самолета (см. гл. XIV).
В заключение необходимо подчеркнуть, что принимаемое при проек-
тировании конструкции частей самолета решение в значительной степени |
определяет технологию изготовления. С самого начала проектирования |
конструктор должен стремиться к максимальному упрощению и удешев-
лению технологических процессов, введению механизации. ।
Глава XIV |
ВЕСОВАЯ И ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ОЦЕНКА
КОНСТРУКТИВНО ПРОЕКТИРОВОЧНЫХ РЕШЕНИЙ
Для решения за/
местных эквиваленте
связано с весом и стон
Две величины сч
изменение приводит ]
знаку изменению кри
нению критерия оцен]
но выразить так:
где а — критерий оце!
i — количество ш
Рассмотрим весо]
ных параметров само/
— аэродинамичес
— силы вредного
— коэффициента <
— стоимости самс
— ресурса самоле
Условия получеш
щие из формулы (14.1
Для оценки конструктивно-проектировочного решения в процессе
проектирования самолета может быть использован метод градиентов
взлетного веса (см. гл. V).
Принимаем в качестве основного условия, что при разработке раз-
личных вариантов решений величины полезной нагрузки, скорость и
дальность полета остаются неизменными. Это условие не только суще-
ственно упрощает решение (так как в качестве критерия оценки во
многих задачах можно использовать вес самолета), но дает также воз-
можность рассмотреть большой круг задач, представляющих практиче-
ский интерес.
§ 1. ВЕСОВЫЕ ЭКВИВАЛЕНТЫ РАЗЛИЧНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА
И УСЛОВИЯ ВЫГОДНОСТИ
КОНСТРУКТИВНО-ПРОЕКТИРОВОЧНЫХ РЕШЕНИИ
Как известно, улучшение одних характеристик проектируемого са-
молета (например, аэродинамического качества, удельного часового рас-
хода топлива, ресурса и т. п.) нередко достигается лишь ценою ухудше-
ния других (например, весовых характеристик, стоимости и т. п.). В этом
случае в процессе проектирования требуется найти границу целесообраз-
ности улучшения одних параметров за счет ухудшения других.
Очевидно, что ког
ным, если оно приводг
Ради простоты бу
конструкторского рец]
затраты в виде дополн
Рассмотрим, как
ленты основных харак
§ 2. ВЕСОВЫЕ ЭК
Противоречия мез
сопротивлением возду
летами. Сущность пре
тивления агрегатов и
быть достигнуто, как
логичным является во
определенного увелич<
сопротивления?
В 20—30 годах ак
— насколько мож
от биплана к моноплг
боднонесущему?
* Возможно обращен
но, можно говорить не «в
эквивалент веса».
258
5*
змеров, то толщина стен-
фоцессе изготовления и
же целостность раскоса
едует, придавая раскосу
материал с возможно
сплав, считаясь, однако,
гхнологию изготовления
I для данного самолета
[их количествах, то для
ологию, которая, хотя и
стоящей оснастки (при-
)ы изготовлять части и
еньшей затратой време-
эиал обладал хорошими
гм требованием вполне
атериал может оказать-
1анских, так и военных
ого веса или значитель-
[ьном весе значительно
амолета (см. гл. XIV).
[ринимаемое при проек-
в значительной степени
начала проектирования
у упрощению и удешев-
тизации.
Для решения задач этого типа используется метод весовых и стои-
мостных эквивалентов, поскольку большинство параметров самолета
связано с весом и стоимостью.
Две величины считаются эквивалентными, если одновременное их
изменение приводит к равному по величине, но противоположному по
знаку изменению критерия оценки самолета (т. е. не приводит к изме-
нению критерия оценки). Аналитически эквивалентность величин мож-
но выразить так:
(14Л)
где а — критерий оценки самолета;
i — количество параметров.
Рассмотрим весовые эквиваленты* следующих, наиболее характер-
ных параметров самолета:
— аэродинамического качества;
— силы вредного аэродинамического сопротивления;
— коэффициента сопротивления сХо;
— стоимости самолета;
— ресурса самолета.
Условия получения перечисленных весовых эквивалентов, вытекаю-
щие из формулы (14.1), следующие (в том же порядке):
Дао4-Дая.=0; (14.2)
Да^ Дд у = 0; (14.3)
LaG -j- t\ac = 0; (14.4)
дао4-Дасс=0; (14.5)
Да0Н-Да =0. (14.6)
1 с
ОЦЕНКА
ЫХ РЕШЕНИЙ
) решения в процессе
•ван метод градиентов
го при разработке раз-
нагрузки, скорость и
ловие не только суще-
е критерия оценки во
а), но дает также воз-
.ставляющих практиче-
ГЕРИСТИК САМОЛЕТА
РЕШЕНИЙ
ик проектируемого са-
дельного часового рас-
я лишь ценою ухудше-
шмости и т. п.). В этом
1 границу целесообраз-
ная других.
Очевидно, что конструктивно-проектировочное решение будет выгод-
ным, если оно приводит к улучшению критерия оценки самолета.
Ради простоты будем считать, что для осуществления того или иного
конструкторского решения не требуются или требуются весьма малые
затраты в виде дополнительных капиталовложений.
Рассмотрим, как определяются приведенные выше весовые эквива-
ленты основных характеристик самолета.
§ 2. ВЕСОВЫЕ ЭКВИВАЛЕНТЫ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО КАЧЕСТВА
Противоречия между весом и аэродинамическим качеством, весом и
сопротивлением воздуха не новы. Они возникли вместе с первыми само-
летами. Сущность противоречий состоит в том, что уменьшение сопро-
тивления агрегатов и деталей самолета, находящихся в потоке, может
быть достигнуто, как правило, лишь за счет увеличения веса. Поэтому
логичным является вопрос: на какое увеличение веса выгодно идти для
определенного увеличения аэродинамического качества или уменьшения
сопротивления?
В 20—30 годах актуальными были такие задачи:
— насколько можно увеличить вес крыла и самолета при переходе
от биплана к моноплану, или при переходе от подкосного крыла к сво-
боднонесущему?
* Возможно обращение термина «весовой эквивалент». Например, когда это удоб-
но, можно говорить не «весовой эквивалент стоимости», а наоборот —- «стоимостный
эквивалент веса».
9*
259
— насколько можно увеличить вес убирающегося шасси по сравне-
нию с неубирающимся?
— насколько можно увеличить вес силовой установки за счет капо-
тирования двигателя?
— выгодно ли вместо двигателя жидкостного охлаждения устанав-
ливать более легкий двигатель воздушного охлаждения той же мощ-
ности, если он создает большее аэродинамическое сопротивление?
— где граница целесообразности увеличения веса деталей самолета,
находящихся в потоке, при переходе от менее обтекаемого сечения их
(например, круглого) к более обтекаемому?
К таким же типам задач относятся задачи о переходе от гофриро-
ванной обшивки частей самолета (в потоке) к гладкой, задачи о целесо-
образности герметизации частей самолета с целью уменьшения сопро-
тивления и т. д,
В последнее время появились новые задачи, например:
— найти целесообразное увеличение веса оборудования и конструк-
ции крыла, снабженного устройством для отсоса пограничного слоя на
крейсерском режиме полета, или увеличение веса проектируемой от-
клоняющейся носовой части фюзеляжа сверхзвукового пассажирского
самолета;
— какое увеличение веса конструкции сверхзвукового самолета мож-
но допустить ради увеличения среднего аэродинамического качества, ес-
ли самолет имеет крыло с изменяемым в полете углом стреловидности;
— насколько можно увеличить сопротивление рулей и элеронов для
уменьшения веса бустеров системы управления, если увеличить плечо
кронштейна привода, вывести кронштейны в поток и закрыть их обтека-
телями? Особое значение этот вопрос приобретает для сверхзвуковых
самолетов, у которых рули и элероны в местах крепления к кронштейнам
подвески имеют небольшие толщины.
Перечень аналогичных задач можно, разумеется, продолжить.
Все эти задачи можно решать:
либо «прямым» методом, предусматривающим полный проектиро-
вочный расчет каждого из вариантов самолета и сравнение результатов
с помощью критерия оценки;
либо методом весовых эквивалентов или другими подобными мето-
дами, с помощью которых находится лишь граница, отделяющая выгод-
ные варианты от невыгодных. Для этих методов в отличие от прямого
требуется значительно меньше вычислительных работ и меньше вре-
мени.
Следует заметить, что изысканию рациональных методов решения
подобных задач посвящено немало работ. Еще в 1917 году советский
ученый В. П. Ветчинкин, рассматривая задачу об улучшении аэродина-
мики самолета ценою увеличения веса конструкции, впервые ввел тер-
мин «авиационный вес». Под этим термином В. П. Ветчинкин понимал
некоторый условный вес. которым надо догрузить самолет вместо дета-
ли, убранной из потока воздуха. Этот вес равен реальному весу детали
плюс некоторую добавку, зависящему от аэродинамических характе-
ристик детали и всего самолета.
Развитию идеи В. П. Ветчинкина об «авиационном весе» посвяще-
ны работы Г. Г. Ростовцева (1925 г.), Н. Н. Фадеева (1932 г., 1940 г.),
В. С. Пышнова (1934 г.), О. Н. Розанова (1938 г.). Из работ иностран-
ных авторов можно отметить работы А. Баумана (1924 г.), К. Д. Вуда
(1932 г.) и др.
Н. Н. Фадеев [27], обобщая и развивая работы различных авторов
по «авиационному веср>, еще в 1940 г. пришел к выводу о необходимо-
сти введения понятия среднего «авиационного веса» самолета, являюще-
гося эквивалентом не только какой-либо одной летной характеристики,
но и всего их комплекса. Эта идея, однако, не получила дальнейшего
260
ощегося шасси по сравне-
й установки за счет капо-
ного охлаждения устанав-
эхлаждения той же мош-
ское сопротивление?
ия веса деталей самолета,
е обтекаемого сечения их
ш о переходе от гофриро-
гладкой, задачи о целесо-
целыо уменьшения сопро-
т, например:
оборудования и конструк-
юса пограничного слоя на
1 веса проектируемой от-
кзвукового пассажирского
>хзвукового самолета мож-
инамического качества, ес-
ете углом стреловидности;
;ние рулей и элеронов для
шя, если увеличить плечо
юток и закрыть их обтека-
р стает для сверхзвуковых
крепления к кронштейнам
умеется, продолжить.
ющим полный проектиро-
а и сравнение результатов
другими подобными мето-
аница, отделяющая выгод-
дов в отличие от прямого
ых работ и меньше вре-
нальных методов решения
ще в 1917 году советский
у об улучшении аэродина-
рукции, впервые ввел rep-
в. П. Ветчинкин понимал
гзить самолет вместо дета-
^eн реальному весу детали
эродинамических характе-
иационном весе» посвяще-
Фадеева (1932 г., 1940 г.),
38 г.). Из работ иностран-
лана (1924 г.), К. Д. Вуда
заботы различных авторов
>л к выводу о необходимо-
। веса» самолета, являюще-
ой летной характеристики,
не получила дальнейшего
развития в проектировании самолета из-за сложности определения
«удельного веса» или «цены» различных летных характеристик самоле-
та, не связанных между собой единым критерием.
Кроме того, Н. Н. Фадеев отмечал и другую слабую сторону работ
по «авиационному весу» — отсутствие связей, позволяющих определять
изменение веса самолета (с целью сохранения заданной прочности) при
изменении веса какого-либо агрегата или узла.
Приращение взлетного веса самолета AG0 принималось равным
приращению (изменению) веса i-ro агрегата AGit т. е. задача сводилась
к модификации построенного самолета при условии, что AGo/AGj =
—xg = 1. В действительности, как уже говорилось в гл. V, при проекти-
ровании самолета значение xg^2—5.
В отличие от авиационного веса весовые эквиваленты различных
характеристик могут служить не только для разрешения противоречий
между весом и аэродинамическими характеристиками, но и для реше-
ния других задач-противоречий, так называемых задач-антиномий.
Применение уравнения весового баланса при выводе производных
взлетного веса (см. гл. V) дает возможность найти весовые эквивален-
ты на любой стадии проектирования. Для этого достаточно знать, ка-
кие величины должны остаться неизменными при изменении веса, аэро-
динамических или других характеристик самолета и его частей, а также
знать зависимость веса частей самолета от взлетного веса и других па-
раметров. Иными словами, функции, связывающие частные и общие
изменения веса самолета, могут быть найдены при любых наперед за-
данных ограничениях, зависящих от стадии проектирования, и эти функ-
ции могут быть использованы при расчете весовых эквивалентов.
Задача нахождения весового эквивалента аэродинамического каче-
ства самолета формулируется следующим образом.
Допустим, что для увеличения аэродинамического качества самоле-
та требуется увеличить вес детали, узла или агрегата. Найти рациональ-
ный предел увеличения веса частей самолета для увеличения аэродина-
мического качества *, при котором величина критерия оценки самолета
остается неизменной.
Если считать, для простоты, что изменения веса и аэродинамиче-
ских характеристик не влияют на стоимость и ресурс какого-либо узла
или агрегата, то при (L, V, Gn,H) = const критерием оценки конструктив-
ного решения будет величина изменения взлетного веса.
В этом случае весовой эквивалент аэродинамического качества вы-
ражается так:
(ДОо)0-4~(Д^о)л'===О. (14.7)
Здесь (Дб?0)о — прирост взлетного веса самолета в связи с изменением
веса узла или детали;
(дС0)А- — прирост взлетного веса в связи с изменением аэродина-
мического качества самолета.
Если учесть, что
(ДС0)0=х0-ДО"
и (Д^о)№хл” Д^"ср»
то из (14.7) получим, что весовой эквивалент среднего за время полета
аэродинамического качества самолета равен
ДО*=-^.ДАГср. (14.8)
_________ V/
* Здесь имеется в виду среднее за полет аэродинамическое качество самолета Кср.
Заметим, что возможна и обратная формулировка: с помощью какого уменьшения веса
детали, узла или агрегата можно компенсировать уменьшение аэродинамического каче-
ства самолета?
261
Когда требуется получить прирост среднего аэродинамического ка-
чества (Ч-ДКср), то по формуле (14.8) получаем + AG*, так как произ-
водная хк всегда отрицательна.
При решении обратной задачи, когда требуется найти, насколько
следует снизить вес детали, узла или агрегата для компенсации умень-
шения качества (—АКСр), формула (14.8) дает рациональный минимум
снижения веса со знаком минус (—AG*).
Если формулу (14.8) записать в виде неравенства
ДО*=£-^-Д/Сср,
то получим условие выгодности конструктивно-проектировочного реше-
ния. Знак «меньше» соответствует прямой задаче (+ДКср), а знак
«больше» — обратной задаче (—АКср). Из неравенства (14.9) следует,
(14.9)
Рис. 14.1. К оценке целесообразности применения носовой части фюзеляжа из-
меняемой геометрии:
а —схемы изменения геометрии носовой части фюзеляжа (/—при М<]; 2— при М>1);
б — зависимость наибольших допустимых потерь веса фюзеляжа, связанных с изменени-
ем геометрии носовой части фюзеляжа (Мрасч “2.2; ОкОМ “13,5 тс; Л Кср=0,64)
что если увеличение среднего аэродинамического качества связано с
увеличением веса детали, узла или агрегата, то величина AG * должна
быть меньше, чем(/хд. |/xG). д/Сср. Аналогичное рассуждение можно про-
вести и в отношении обратной задачи.
При сравнении нескольких вариантов конструктивно-проектировоч-
ных решений критерием их выгодности будет величина снижения взлет-
ного веса самолета
ДО0=хо-Д(Г-г*^ДКср- (14-10)
лета и определить выг
ний, рассмотрим следуя
Продувками усташ
кового пассажирского с
фюзеляжа 2 (рис, 14.1)
при конфигурации 1,
специальной рампы, зак
отклонения носовой ча(
определенных весовых
Необходимо опреде
вес фюзеляжа, компена
ва СПС. Иначе говоря,
чения аэродинамическог
Будем считать, что
0,64 единицы.
Решим пример, каса
Чтобы получить вес
ницы, воспользуемся фо
зультате получим макс
Дбф = Дбагр=Дб* при ус
части фюзеляжа. Относ
3%. По приближенной ос
не превысит 0,5—0,7%’ о
Поэтому уже на ст:
сложных вычислений, м
смотренного конструктив
§ 3. ВЕСОВЫЕ ЭКВИ!
СОПРОТИВЛЕН
Определим весовые э
тивления и коэффициенте
— насколько можно
уменьшения силы вредно
или коэффициента с т
не изменилась?
В этой формулировке
обратной, которая формул
— насколько надо ум-
компенсировать увеличени
ления самолета или ее коэ
Здесь средние за поле
сопротивления Хо и ее ко:
формулам:
(
Здесь AG* и ДКср — фактические приращения веса агрегата и сред-
него аэродинамического качества самолета.
Сумма (14.10) является отрицательной, так как производная хк
всегда отрицательна, a > |хо. дО* j (в прямой задаче + АКср;
+AG*). В обратной задаче сумма (14.10) также отрицательна, потому
что AG* и А/Сср имеют знак минус, а | xG - ДО* | > | - Д/Сср |.
Конструктивно-проектировочное решение будет наивыгоднейшим при
( A Go) шах-
Для иллюстрации формул данного параграфа, по которым можно
найти весовые эквиваленты среднего аэродинамического качества само-
262
(С
Эти формулы примем
тов, у которых Хо и Схо суг
касается дозвуковых немат
ности определения весовы
= (Схо) крейс» з также (Хо) ср
взлета до посадки ведется
шем, ради краткости запис
то аэродинамического ка-
ем 4-AG*, так как произ-
юбуется найти, насколько
а для компенсации умень-
гт рациональный минимум
венства
(14.9)
ю-проектировочного реше-
задаче (+ЛКсР), а знак
еравенства (14.9) следует,
160 180 оотс
5)
носовой части фюзеляжа из-
а (/ — при М<1; 2 — при М>1);
озеляжа, связанных с изменени-
• “13,5 тс, А Л7Ср=О,64)
еского качества связано с
, то величина AG * должна
зе рассуждение можно про-
онструктивно-проектировоч-
т величина снижения взлет-
(14.10)
пения веса агрегата и сред-
, так как производная хА
| (в прямой задаче + АКср;
'акже отрицательна, потому
пж-дКср1-
сбудет наивыгоднейшим при
аграфа, по которым можно
шамического качества само-
лета и определить выгодность конструктивно-проектировочных реше-
ний, рассмотрим следующий пример.
Продувками установлено, что аэродинамическое качество сверхзву-
кового пассажирского самолета (СПС) при конфигурации носовой части
фюзеляжа 2 (рис. 14.1) на 0,64 единицы выше в крейсерском полете, чем
при конфигурации /, соответствующей взлету — посадке. Устройство
специальной рампы, закрывающей фонарь при М> 1, или механизмов для
отклонения носовой части фюзеляжа (для улучшения обзора) требует
определенных весовых затрат.
Необходимо определить максимально допустимый дополнительный
вес фюзеляжа, компенсируемый увеличением аэродинамического качест-
ва СПС. Иначе говоря, требуется определить весовой эквивалент увели-
чения аэродинамического качества СПС на 0,64 единицы.
Будем считать, что средний за полет прирост качества также равен
0,64 единицы.
Решим пример, касающийся СПС с Мрасч=2,2.
Чтобы получить весовой эквивалент прироста качества на 0,64 еди-
ницы, воспользуемся формулой (14.8) и данными табл. 5.1 и 5.2. В ре-
зультате получим максимально допустимый прирост веса фюзеляжа
AG$=AGarp=AG* при устройстве рампы или системы поворота носовой
части фюзелязка. Относительный вес (AG$/G0)max доп составляет около
3%. По приближенной оценке потребное увеличение веса фюзеляжа СПС
не превысит 0,5—0,7%' от взлетного веса СПС,
Поэтому уже на стадии эскизного проектирования, не производя
сложных вычислений, можно сделать вывод о целесообразности рас-
смотренного конструктивно-проектировочного решения.
§ 3. ВЕСОВЫЕ ЭКВИВАЛЕНТЫ ВРЕДНОГО АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО
СОПРОТИВЛЕНИЯ И КОЭФФИЦИЕНТА Сх0 САМОЛЕТА
Определим весовые эквиваленты вредного аэродинамического сопро-
тивления и коэффициента схо- Задача формулируется так:
— насколько можно увеличить вес агрегата, узла или детали для
уменьшения силы вредного аэродинамического сопротивления самолета
или коэффициента сч-о с тем, чтобы величина критерия оценки самолета
не изменилась?
В этой формулировке, задачу условно назовем прямой, в отличие от
обратной, которая формулируется иначе:
— насколько надо уменьшить вес агрегата, узла или детали, чтобы
компенсировать увеличение силы вредного аэродинамического сопротив-
ления самолета или ее коэффициента сх0?
Здесь средние за полет значения силы вредного аэродинамического
сопротивления Хо и ее коэффициента сх0 можно найти по следующим
формулам:
(A'o)t„=—(14.11)
/•расч J
= • fcx.di- (14.12)
*-расч J
Эти формулы применяются в основном для сверхзвуковых самоле:
тов, у которых Хо и Go существенно отличаются при М<1 и М>1. Что
касается дозвуковых неманевренных самолетов, то без ущерба для точ-
ности определения весовых эквивалентов можно принимать (сх0)ср=
= (схо)крейс, а также (Хо) ср = (Хо)крейс, так как полет этих самолетов от
взлета до посадки ведется практически на режиме q = const. В дальней-
шем, ради краткости записи, индексы «ср» и «крейс» опускаются.
Как и прежде будем считать, что (L, V, GnH) =const. Тогда условия
(14.3) и (14.4) для получения весовых эквивалентов силы Хо и коэффи-
циента схо имеют вид
В табл. 14 1 да
аэродинамического i
(о)с (Д ^о)х0 — 0; (14.13)
(Д^о)а + (Д^0)С =0 Ао (14.14)
или, по аналогии с предыдущим параграфом,
хо * Д G* -f-*Хо • ДЛ о = 0; (14.15) |
хо-ДО*4-кс -ДсХо=0. л0 (14.16)
Go в кгс
1^крейс В К
Тфасч В КМ
Весовые эквивал
Из уравнений (14.15) и (14.16) получим искомые весовые эквива-
ленты:
— весовой эквивалент силы Хо:
ДО* = ——’ДЛ^; (14.17)
хо
— весовой эквивалент коэффициента схо:
ДО*=—(14.18)
хо
При решении прямой задачи АХ0 и Асхо берутся со знаком минус, а
AG* по формулам (14.17) и (14.18) получается со знаком плюс, так как
*х0’ *сх и хс всегда положительны. При решении обратной задачи
(уменьшение веса при увеличении сопротивления) имеем (+АХо),
( + ДсХй1 и соответственно (-AG*).
Если (14.17) и (14.18) записать в виде неравенств, то получим усло-
вия выгодности конструктивно-проектировочных решений.
---^--ДЛ^; (14.19)
XG
ДбГ >- • Дс . (14.20)
XG
Знак «меньше» соответствует прямой задаче (—АХ0), а знак «боль-
ше»— обратной задаче ( + АХо).
Приращение ДХ0 равно [(Acx0)SJ9, где St — характерная площадь,
к которой отнесено приращение Асх0. Так как (Асх0)5г = const и <?=const,
то численное значение АХ0 не изменится от того, отнесено ДХ0 к агре-
гату, узлу, детали или к самолету в целом (т. е. к площади крыла).
В формуле (14.20) принято
ДсХо=± (CxJ^JS,
где (cxo)i — добавочный коэффициент вредного аэродинамического со-
противления агрегата, узла или детали, отнесенный к характерной пло-
щади 5г;
5— площадь крыла.
При сравнении нескольких вариантов решений наилучшим будет ва-
риант, который дает наибольшее снижение взлетного веса:
ДО0=(хо- ДО* +*Хо- ДХ0)тах. (14.21)
ЗДесь сумма xg-AG*+xX0-АХ0 всегда отрицательна при выгодных
вариантах и положительна — при невыгодных. i
264 ;
(А)> ?о) = corst
(S, Ро) = const |
(AG* — наибольши
оправдываемый уменыв
Из табл. 14.1 bi
узла или детали на
же, как изменение 1
(А6агр/ДХ0«1). На
вредного аэродинам
са агрегата, узла hj
Рассмотрим пр
проектировочного р>
дачу об условии j
молетах.
Несмотря на тс
сколько десятков л
не были получены б
самолета. Между.те
вании сравнительно
туристских, учебных
Применительно
динамического сопр
где Д(70— изм<
дОш—измс
xG = dGJdG*— npot
НИТЕ
ДХГО=ХГШ— изм(
рав!
пере
*хо ~ ПР01
ноге
Решение задач]
дящих в уравнение
У легких самол
значения. Так, при
= 1,40—1,6. Эти цие
пример на 1 кгс, е
* Первые самолет
t)= const. Тогда условия
нтов силы Хо и коэффи-
(14.13)
(14.14)
(14.15)
(14.16)
:комые весовые эквива-
В табл. 14.1 даны значения весовых эквивалентов силы вредного
аэродинамического сопротивления некоторых типов самолетов.
Таблица 14.1
Основные исходные данные
(14.17)
Go в кгс Ркрейс Б КМ/Ч Драен В КМ 12 500 ' 750 800 25 000 800 1200 50 000 850 2 000 140 000 900 5 000 160000 2 300 6500
Весовые эквиваленты силы вредного аэродинамического сопротивления
(Ро, Ро) = const А О * в кгс вий допустимый шением силы Хо 1,03 1,20 5,25 6,3 2,6
(5, Ро) = Const (AG* — наиболы оправдываемый умень 0,97 прирост на 1 кгс) 1,06 зеса агрег 4,60 ата, узла 4,8 или дек !ЛН В КГС,
(14.18)
>утся со знаком минус, а
со знаком плюс, так как
пении обратной задачи
пения) имеем (+ДХо),
венств, то получим усло-
решений:
(14.19)
(14.20)
е (—ДХо), а знак «боль-
— характерная площадь,
гхС)Si=const и q=const,
го, отнесено ДАо к агре-
к площади крыла).
। аэродинамического со-
жни к характерной пло-
[ий наилучшим будет ва-
тного веса:
вх. (14.21)
щательна при выгодных
Из табл. 14.1 видно, что только на легком самолете изменение веса
узла или детали на 1 кгс влияет на взлетный вес самолета примерно так
же, как изменение на 1 кгс вредного аэродинамического сопротивления
(ДОаГр/ДА'о-'-'1). На тяжелых дозвуковых самолетах изменение на 1 кгс
вредного аэродинамического сопротивления эквивалентно изменению ве-
са агрегата, узла или детали на 4-6 кгс, т. е. ДСагр/ДА0=4—6.
Рассмотрим пример определения целесообразности конструктивно-
проектировочного решения методом весового эквивалента силы Хо— за-
дачу об условии выгодности неубирающегося шасси на легких са-
молетах.
Несмотря на то, что задача об убирающемся шасси существует не-
сколько десятков лет*, условия выгодности применения такого шасси
не были получены в общем виде с учетом уравнения весового баланса
самолета. Между.тем эта задача возникает каждый раз при проектиро-
вании сравнительно тихоходных самолетов — для народного хозяйства,
туристских, учебных и т. п.
Применительно к рассматриваемой задаче весовой эквивалент аэро-
динамического сопротивления записывается так:
дО0—7-Хо - дХ0 = О, (14.22)
где Д(70—изменение взлетного веса;
Дбш—изменение веса при переходе к убирающемуся шасси;
xc=<%70/<?G*—производная взлетного веса .в связи с появлением допол-
нительного веса агрегата (шасси);
ДА'О=А'Ш—изменение пассивного сопротивления самолета (численно
равного аэродинамическому сопротивлению шасси) при
переходе к убирающемуся шасси;
*Yo — dGfJdX^— производная взлетного веса в связи с появлением пассив-
ного аэродинамического сопротивления.
Решение задачи состоит, следовательно, в определении величин, вхо-
дящих в уравнение (14.22).
У легких самолетов производные xg и хао имеют весьма стабильные
значения. Так, при (р0, Ро) =const можно принимать: xG = l,7—1,8;
= 1,40—1,6. Эти цифры говорят о том, что при изменении веса шасси, на-
пример на 1 кгс, взлетный вес самолета должен измениться на 1,7—
Первые самолеты с убирающимися шасси появились в начале 30-х годов.
265
1,8 кгс, а при изменении аэродинамического сопротивления шасси на
I кгс прирост взлетного веса должен составить 1,4—1,6 кгс, чтобы летные
данные (скорость, длина разбега, время полета) и прочность самолета
не изменились при появлении Абш и ДХ0.
Выразим аэродинамическое сопротивление шасси через параметры
колес:
где Хт- аэродинамическое сопротивление неубирающегося шасси
(колес и стоек);
— аэродинамическое сопротивление колес;
п=1,5 — если используются обтекатели*;
п=2,0— для шасси без обтекателей.
Запишем формулу для в обычной форме
где (сх)к=0,242 — коэффициент аэродинамического сопротивления колес
малого давления (полубаллонных) *;
5к.лоб — лобовая площадь всех колес в м2.
Из элементарных геометрических построений следует, что
з
5к.Лоб=2(вА-0-214В«)-
1
где DK — диаметр колеса;
Вк — ширина колеса.
Следовательно (при полете у земли р=1/8):
Хш=0,0151гг1/22(5А-0,214вк). (14.23)
1
Подставим (14.23) в условие эквивалентности (14.22) и решим урав-
нение относительно скорости полета. Тогда получим
/X - ДОцт
---------. (14.24)
0,0151хХол 2 (BKDK — 0,214В2)
Здесь Ткрит — критическая скорость, начиная с которой выгоднее приме-
нять убирающееся шасси, м/с.
Конструктивная проработка показывает, что Абшл;О,О16о (А6Ш—
увеличение веса убирающегося шасси по сравнению с неубирающпмся).
Учитывая эту величину, получим
----- ———— --------- км/ч. (14.25)
Л*Х0 2(вА-°’214вк)
Для легких самолетов можно принимать xg = 1,75; ххв = 1,5; п—2.
Тогда
S--------км/ч. (14.16)
2(BkDk-0,214B2)
•Щербаков К- С Аэродинамические исследования шасси самолетов и изо-
лированных колес, ЦАГИ, 1935.
266
^противления шасси на
,4—1,6 кгс, чтобы летные
। и прочность самолета
ласси через параметры
неубирающегося шасси
злее;
Если, например, самолет имеет шасси с носовым колесом и все три
колеса — равного размера (из условия проходимости по грунту), то при
£>к=0,6 м; Вк=0,2 м и Go=2200 кгс получим VKpitT = 181 км/ч.
На рис. 14.2 приведен график для определения Г1фит в функции ло-
бовой площади всех колес шасси.
ого сопротивления колес
шых) *;
; в м2.
‘дует, что
Рис. 14.2. Скорость полета, до которой выгодно применять
пеубирающееся шасси (25к.лоб—суммарная лобовая пло-
щадь колес; п=2)
!14Й). (14.23)
ги (14.22) и решим урав-
чим
-----------. (14.24)
<-0,2148’)
шторой выгоднее приме-
го Дбш~О,О1(7о (ДСш—
!Нию с неубирающимся).
------км/ч. (14.25)
2148’)
xg=1»75; Xxo = l,5j ft = 2.
— км/ч. (14.16)
зния шасси самолетов и изо-
§ 4. ВЕСОВЫЕ ЭКВИВАЛЕНТЫ РЕСУРСА КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА
Определим наибольшее допустимое (по соображениям экономичное -
ти перевозок) увеличение ресурса конструкции гражданского самолета,
когда оно связано с приростом веса т. е. найдем весовой эквивалент
ресурса конструкции.
Для упрощения решения полагаем, что исходная удельная стоимость
самолета Сс не зависит от исходного ресурса самолета TCt т. е.
дСс/дТс = 0.
Из условия (14.6) имеем
^-•дО«+^-дГ«=0' С14-27)
где а — себестоимость тонно-километра.
Производная da/dGK=da/dG * определяется следующим образом.
На ранней стадии проектирования, когда для ^сохранения заданных
значений скорости в дальности принимается (р0, Ро) = const,
^-=1,4-^ [/+*(! —ОтЛ-mGT.pacJ, (14.28)
с'иК «КОМ
*’ Например, в результате создания резервных силовых элементов, ограничителей
распространения трещин, местных усилений, снижения действующих напряжений для
увеличения усталостной прочности и т. п.
267
г СдвРо 1 + Лр.д [(7дв/6ш) 1] ,2 ... чО,
где /=------------------------------- копдтс)2 км; (14.29)
^ком l^peftc Т'дв
Сс 1 + Лр с [(Гс//с) — 1]
h=~~-7---------------—L коп/(тс)2 км; (14.30)
СЧсом Урейс *с
т=—___£т-------- коп/(тс)2 км. (14.31)
^ком^расч
Значения коэффициентов, входящих в формулы (14.29) — (14.31),
указаны в гл. I.
На более поздней стадии проектирования, когда (S, Ро) — const,
да — —
— = 1,4 —°—[Л (1 -GT) + mGt.MJ. (14.32)
^-'к ЛКОМ
Производную да/дТс, входящую в (14.27), можно определить по
формуле _
да 1,4 CcGnycT г /у
------------—-----------' | 1 —s
дТс----------------------------------------kK0U-Г2СК0М1/рейс-I Uc
1). (14.33)
Здесь Сс в коп/тс; Тс в ч; бпуст и GKOM в тс.
Подставляя значения daldGK и да[дТс в (14.27), после преобразова-
ний получим весовые эквиваленты ресурса конструкции самолета
— при (ро, Ро) —const:
Сс Г 1 —£р.с ( ~~ -
ДО(=—-------------------------------С_--------------; (U.34)
^cxjj (^ком/^щст) Урейс [/ + А (1 — GT) + тОт.расх]
— при (5, Рй}=const;
Сс Г1 + йр.с ( ~~ — 1^1
Д(?Е = -----!=------. (14.35)
^СХО (^ком/^пуст) Урейс (1 <?т) + т^т.расх]
В табл. 14.2 да
данских самолетов в
видно, что наибольи
увеличения ее ресур
при (ро, -Ро) = const,
ции самолета на себ<
§ 5. ВЕСОВЫЕ ЭКЕ
При проектиро]
прос — при каких ус
дорогую конструкци
Известно, напри
конструкции из тита
тельно дороже, чем
сплавов или стали. С
материалов могут да
веса и стоимости npi
лент стоимости, най'
структивно-проектир
При решении да
Считаем также,
изменению ресурса е
Из условия (14.1
В (14.29) СдВ и в (14.30) Сс — стоимость двигателей, отнесенная к взлет-
ной тяге в коп/тс, и стоимость самолета без двигателей, отнесенная к ве-
су пустого самолета без двигателей в коп/тс, Ст —5200 коп/тс — удель-
ная стоимость топлива; Тс — исходный ресурс конструкции самолета в ч.
Сравнив фактические затраты веса для увеличения ресурса на за-
данную величину ДГС (в часах) с наибольшими допустимыми затрата-
ми, определяемыми по формулам (14.34) или (14.35), можно сделать вы-
вод о целесообразности данного конструктивно-проектировочного ре-
шения.
Таблица 14.2
где ДОагр— изменен
ДСс—изменен
Производная да
молетам определяете
формуле (14.32) при
да _
<?Сс
Подставим значе
ное значение отноше!
Полагая (р0, P0)=coi
ДСс I____
Дбагп г
Р 105 | 1 _|_ йр с
Основные исходные данные
Go в кгс 12 500 25000 50000 140 000
Укрейс В км/ч 750 800 850 900
Урасч В КМ 800 1 200 2 000 5 000
Наибольший прирост веса конструкции самолета,
оправдываемый увеличением ее ресурса на 1000 ч (Гс)псх=40 000 ч
(ро, Ро) = const Д GK 10,3 24,5 42,5 135
(S, Pq) = const в кгс 20,3 44,5 75,0 250
При (S, Рй) =соп
I ДСс | ____
140аГР । 105^1
*1 Возможна и обратг
условиях выгодно примен
268
п/(тс)2 км; (14,29)
>п/(тс)2 км; (14.30)
1. (14.31)
мулы (14.29) — (14.31),
»гда (S, Ро) = const,
т.расхЬ ( 14.32)
можно определить по
(f-1 . (14.33)
X 'с /J
!7), после преобразова-
рукции самолета
т------; (14.34)
) ~г т^т.расх]
В табл. 14.2 даны весовые эквиваленты увеличения ресурса граж-
данских самолетов на 1000 ч при исходном ресурсе 40000 ч. Из таблицы
видно, что наибольший допустимый прирост веса конструкции с целью
увеличения ее ресурса при (S, Ро) = const примерно вдвое больше, чем
при (ро, Po)=const. Это объясняется меньшим влиянием веса конструк-
ции самолета на себестоимость т-км при (S, Ро) = const.
—---------. (14.35)
' т^т.расх]
ей, отнесенная к взлет-
гелей, отнесенная к ве-
=5200 коп/тс — удель-
струкции самолета в ч.
[ичения ресурса на за-
цопустимыми затрата-
55), можно сделать вы-
проектировочного ре-
Таблица 14.2
50 000 850 2 000 140 000 900 5000
амолета,
(T'c)IItx=40 ООО ч
42,5 135
75,0 250
§ 5. ВЕСОВЫЕ ЭКВИВАЛЕНТЫ СТОИМОСТИ КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА
При проектировании самолетов нередко приходится решать во-
прос— при каких условиях выгодно применить более легкую, но более
дорогую конструкцию агрегата, узла или детали Ч
Известно, например, что монолитные фрезерованные конструкции,
конструкции из титана или стеклопластиков в настоящее время значи-
тельно дороже, чем аналогичные сборные узлы, узлы из алюминиевых
сплавов или стали. Однако монолитные детали, детали из дорогостоящих
материалов могут дать и значительную экономию веса. Это противоречие
веса и стоимости приводит к необходимости определить весовой эквива-
лент стоимости, найти границу, разделяющую выгодные варианты кон-
структивно-проектировочных решений от невыгодных.
При решении данной задачи принимаем, как и раньше, что
(A, IZ, Onn)=const
Считаем также, что изменение стоимости самолета не приводит к
изменению ресурса его конструкции, т. е. считаем Тс = const.
Из условия (14.5) имеем
-£- ДОагр+-^~ДСс=0, (14.36)
^агр дСс
где ДОагр—изменение веса агрегата, узла или детали;
ДСс— изменение удельной стоимости самолета.
Производная da/dGarp=da/dG * применительно к гражданским са-
молетам определяется по формуле (14.28) при (ро, РоУ= const пли по
формуле (14.32) при (S, Ро) = const. Производная да[дСс равна
/ Т \
1 + с — — 1
да 1,4 Чс / Опуст
<5Сс ^ком GK0MVpeftC
Подставим значения производных в (14.5). Тогда получим абсолют-
ное значение отношения | ACc/AGarp| в руб/кгс при условии, что
ДСс= ДСс .Опуст.
Полагая (р0, Ро) = const, получим
1^-1-------T‘a™v^o руб/кгс. (14.37)
l4G’rfl
L \ 'c
При (S, PQ) = const получим
|-^-|= -[*(1-%)+"»О,.р.«1 руб/кгс. (14.3S)
|4°arpl los 1+лр.с Щ-1)
I \ fc / •
*> Возможна и обратная задача, которая ставится следующим образом: при каких
условиях выгодно применить более тяжелую, но более дешевую конструкцию?
269
В формулах (14.37) и (14.38) GK0M в тс, а многочлен в квадратных
скобках имеет размерность коп/(тс)2км.
Стоимость конструкции самолета составляет по статистике (65—
75) % от стоимости пустого самолета с оборудованием (Сс). Поэтому
при определении дополнительной стоимости конструкции самолета, оп-
равдываемой уменьшением ее веса на 1 кгс, значения | дСс/дОагр1, оп-
ределяемые по формулам (14.37) и (14.38), надо умножить на коэффи-
циент р:
p = —0,65 — 0,75.
Сс
В примерах расчета будем принимать 0 = 0,7.
Обозначим
дс:=|
ДСс
ДСагр
(14.39)
Сагр—стоимость 1 кгс исходного агрегата, узла или детали;
_ Сагр— вес исходного агрегата, узла или детали;
Carp.HJB> Сагр.н(в—стоимость 1 кгс и вес нового агрегата, узла или детали
(взамен исходных).
Рассмотрим для определенности случай, когда 6агр.нов<Сагр, а
Сагр.нов>Сагр. Стоимость исходной конструкции агрегата, узла или де-
тали
Сагр = CarpGarp руб. (14.40)
Стоимость новой конструкции с меньшим на Дбагр весом
Сагр.нов Сагр (Garp —ДОагр) + ДСсДб?агр руб, (14.41)
где ДСС—цена (стоимость) экономии 1 кгс веса конструкции, определяе-
мая по формулам (14.39), (14.37), (14.38).
Разделим левую и правую части (14.41) на произведение СагрСагр=
= Сагр:
Сагр.нов СаГрбагр СагрДбагр 4- ДСсДОагр Сагр(7агр 4-ДСагр (ДСс Сарр)
Carp CarpGarp Сагрбагр
Дбагр / ДСс \
— 1 ]-------I --------1 I .
Garp \ Сагр /
Но ДОагр— Сагр Оагр.нов- ТОГДЗ
Сагр.нов । Сагр ^агр.нов
Сагр Сагр
^агр.нов
Garp
Откуда
Garp ~ Сагр_________________
Сагр. нов ДСс Сагр.нсв
С а гр Сагр
(14.42)
270
эгочлен в квадратных
' по статистике (65—
займем (Сг). Поэтому
трукции самолета, оп-
ция | дСс/дОагр|, оп-
умножить на коэффи-
Формула (14.42) определяет весовой эквивалент стоимости конст-
рукции агрегатов, узлов или деталей самолета. Из этой формулы следу-
ет, что
. ч Сагр. нов -АС-
1) если ------3> то снижением веса уже невозможно ком-
Сагр Сагр
пенсировать увеличение стоимости агрегата, узла или детали (рис. 14.3);
(14.39)
ага, узла или детали;
детали;
згата, узла или детали
эгда
^агр.нов<^ 5агр, а
трегата, узла или де-
гр/^агр-нов
Зона це^
лесоойраз-
nosb кон-
структиу-
ного ре- Зона
тения
(14.40)
багр весом
гр руб, (14.41)
нструкции, спреде л яе-
оизведение СагрСдгр=
+лсагр (дсс сагр)
Саг[баГр
нецелесо-
образного
конструктив-
ного решения
*-агр.нов/^агр
Рис. 14.3. Зоны выгодности примене-
ния более дорогой, но более легкой
конструкции (агрегата, детали)
2) могут быть два случая, когда для компенсации относительного
увеличения стоимости новой конструкции требуется такое же по величи-
на гр Сагр.нов
не относительное снижение ее веса, т. е. когда ----------—•— ------*
С'агр.нов Сагр
Кроме тривиального случая, когда
6агр Catp нсв j
^агр.нов Сагр
возможен еще такой, когда
^агр Сагр нов ^Сс
^агр.нов Сагр Сагр
(14.43)
(14.42)
Если известны не абсолютные СТОИМОСТИ Сагр и Сагр нов, а относи-
те Сагр 7V Сагр.нпв
тельные: Сагр=——и Сагр>НОр = —---------------, то формула (14.42) при-
Cfarp с<агр.нов
нимает вид
Сагр.нов 1
. ,.0.fZ_,.= i+_^L-.----------. (14.44)
^агр.нов ДСс
Сагр
271
Записывая формулу (14.42) в виде неравенства
^агв Carp
^агр.нов ДСс Саррцод
Сагр СагР
получим условие выгодности конструктивно-проектировочного реше-
ния. В формуле (44.45) 6аГр/Сагр.нов— отношение фактических значений
веса новой и исходной конструкции. Зоны выгодных решений видны из
рис. 14.3.
В заключение рассмотрим три примера, иллюстрирующие метод ве-
совых эквивалентов стоимости конструкции.
1. Выгодно ли детали из алюминиевого сплава Д16-Т, работающие
в основном на растяжение, заменять деталями из стеклопластиков
АГ-4С или ВФТ-2СТ, если последние легче на (17—25)%, но в 2,4—6,4
раза дороже?
Предполагается, что по жесткостным, усталостным и другим харак-
теристикам указанные стеклопластики удовлетворяют требованиям,
предъявляемым к конструкции.
Основные данные сравниваемых материалов приведены в табл. 14.3,
где
у — удельный вес;
Е — модуль упругости;
сгв— временное сопротивление разрыву;
Оо,2 — нормальное напряжение при относительном удлинении 0,2%.
Таблица 14.3
(14.45)
Характеристики матери?лов Д16-Т АГ-4С ВФТ-2СТ
> в кгс/см3 2,8 1,8 1,9
• Е в кгс/смг 7,2-105 1,2 103 4 105
в кгс/мм2 45 40 60
в кгс/м ма 27 21 32
Оо.з/Т-Ю-5 9,65 11,7 16,9
Стоимость материала в руб/кгс 1.0 4,5 8
Средняя себестоимость деталей в руб/кгс 2,2 5,24 14
Относительная себестоимость деталей в % 100 238 636
Относительный вес в % 100 82,5 70-J-75
Рассмотрим задачу применительно к четырем типам дозвуковых
пассажирских самолетов, основные данные которых даны в табл. 14.4.
Исходную величину ЛСс = p[ACc/AGarp|, необходимую для решения, рас-
считаем по формулам (14.38) и (14.39) при условии (S, Ро) = const.
В данном случае исходная удельная стоимость агрегата, узла или
детали Carp=2,2 руб/кгс (себестоимость изготовления из Д16-Т). Най-
дем по формуле (14.44) относительный весовой эквивалент стоимости.
Например, для материала АГ-4С применительно к самолету № 1 имеем
Carp, нов
-----------_ 1
Garp ______j Carp
б?агр нов ЛСс СаГ|)
2,38-1_^ 1 04L
74,1,2,2
Фактическое отношение
G \
---1 = 100% /82,5 % = 1,21.
Garp нов 7факт
272
:гва
(14.45)
проектировочного реше-
ie фактических значений
иных решений видны из
пострирующие метод ве-
1ава Д16-Т, работающие
ли из стеклопластиков
47—25)%, но в 2,4—6,4
эстным и другим харак-
етворяют требованиям,
। приведены в табл. 14.3,
Таблица 14.4
Основные исходные данные № самолета
1 2 3 4
Oq в кгс %рейс в км/ч 7расч В КМ 12 500 750 800 25 000 800 1200 50 000 850 2 000 140 000 900 5 000
Стоимость экономии 1 кгс веса агрегата, узла или детали на дозвуковых пассажирских самолетах
(S, Ро) =- (Аъ Pq) = const S const Д Сс* py6jKic 74,0 150,0 72,0 138,5 79,5 150,5 102,5 200,0
льном удлинении 0,2%.
Таблица 14.3
АГ-4С ВФТ-2СТ
1,8 1,9
1,2-103 4-105
41) 60
21 32
11,7 16,9
4,5 8
5,24 14
238 636
82,5 70-75
Результаты расчетов даны в табл. 14.5.
Из табл. 14.5 следует, что во всех рассмотренных случаях
сплава Д16-Т стеклопластиками АГ-4С и ВФТ-2СТ выгодна.
Если узлы или детали из стеклопластика АГ-4С будут дороже не в
2,38 раза (как в табл. 14.3), а в 8—10 раз, но легче на 17,5% по сравне-
нию с узлами из Д16-Т, то и в этом случае переход на стеклопластик
будет оправдан.
2. Выгодно ли заменять болты из высокопрочной стали ЗОХГСНА
болтами из высокопрочного титана ВТ-14, если стоимость болтов возрас-
тет с 2 руб/кгс до 25 руб/кгс, а вес их уменьшится на 26%?
Основные характеристики рассматриваемых материалов при нор-
мальной температуре даны в табл. 14.6.
замена
рем типам дозвуковых
рых даны в табл. 14.4.
[имую для решения, рас-
ти (S, Ро) = const.
сть агрегата, узла или
зления из Д16-Т). Най-
эквивалент стоимости,
к самолету № 1 имеем
Таблица 14.5
№ самолетов 1 2 3 4
Материал АГ-4С ВФТ-2СТ АГ-4С ВФТ-2СТ АГ-4С . . - ВФТ-2СТ АГ-4С О <м 5 CQ
Относительный весовой эквива- лент (14.44) / GarP \ 1 А4 / \ ’“'агр. нов 'факт j 1,041 1,21 Таб. 1,159 1,33— 1,43 шца 14,6 1,042 1,21 1,163 1,33— 1,43 1,038 1,21 1,149 1,33— 1,43 1,03 1,21 Табл 1,15 1,33— 1,43 ица 14. 7
Характеристики материалов ЗОХГСНА ВТ-14 До самолета 1 2 3 4
у в гс, см5 Е В К ГС/см2 fff8 В КГС/ММ2 <709 В КГс/мм2 7,85 21-105 180 95 22,9 12,1 4,52 Q х 1 стал, бь-ir \ 11-105 } \ <71итан. бопт min 130 31 28,8 1,311 1,318 1,290 1,225
273
Предполагается, что удельная усталостная прочность титановых
болтов не хуже, чем стальных.
Возьмем для примера те же типы дозвуковых самолетов, что и в
предыдущем примере (табл. 14.4). Тогда
Сагр=2 руб/кгс; Сагр.нов=25 руб/кгс; -Р -=1,35.
^агр.нов
Определим далее по формуле (14.44) минимально допустимое отно-
шение веса стальных и титановых болтов I—ста— бп — I
\ ^титан. болт /min*
Результаты расчета даны в табл. 14.7.
Так как фактическое отношение весов в '1,35 раза больше, чем ми-
нимально допустимое для всех рассматриваемых типов самолетов, то
можно сделать вывод о целесообразности применения титановых болтов,
исходя из рассмотрения противоречия «вес — стоимость».
Следует подчеркнуть, что полезный эффект будет тем больше, чем
раньше реализуется его внедрение в процессе проектирования.
Применение нелегированного титана (например, ОТ-4-1) в качестве
жаропрочного материала вместо стали в несиловых конструкциях (вы-
хлопные трубы, противопожарные перегородки, трубопроводы обогрева
и т. п.) еще более оправдано, чем применение силовых титановых конст-
рукций, так как несиловые титановые конструкции получаются пример-
но вдвое легче стальных, хотя и значительно дороже.
3. Выгодно ли применять монолитные панели в конструкции крыла
пассажирских самолетов, если по сравнению с клепаными они на 8—
10% легче (с учетом герметизации топливных отсеков) и в 2,5—4,6 ра-
за дороже?
Рассмотрим фрезерованные и горячештампованные монолитные па-
нели. Материал панелей во всех случаях один и тот же — Д16.
Цена экономии 1 кгс веса ДСс для четырех^ рассмотренных ранее
типов самолетов при (S, Ро) = const и (р0, Ро) = const указана в
табл. 14.4. Основные характеристики панелей приведены в табл. 14.8.
Таблица 14.8
№ панели Эскиз панели Вес % G1 ^2;3 Стоимость в руб/кгс панели
клепаная фрезеро- ванная горячештам- пованная
1 100 1,00 3,67 — —
2 92 1,088 — 9,20 12,65
3 90 1 1,111 -— 12,30 16,90*
Прессованная панель.
274
Расчеты по формуле (14.44) сведены в табл. 14.9.
Таблица 14.9
Усло- вие № панели Самолет № 1 2 3 4
(S, Ро) = const 2 Минимально допустимое отно- шение / G1 \ \ ^2,3/min Фрезерованная Штампованная 1,075 1,121 1,077 1,124 1,070 1,113 1,054 1,088
3 Фрезерованная Штампованная 1,116 1,178 1,119 1,182 1,088 1,167 1,084 1,129
о 0 1? ч 2 Фрезерованная Штампованная 1,037 1,060 1,040 1,065 1,037 1,060 1,028 1,045
3 Фрезерованная Штамповгпп я 1,058 1,088 1,062 1,095 1,057 1,088 1,043 1,066
Из сравнения фактических и минимально допустимых отношений ве-
сов клепаных и монолитных панелей видно, что при (S, Ро) = const (и
прочих заданных условиях) выгодно применять лишь фрезерованные па-
нели (за исключением панели № 3 на самолетах № 1 и № 2).
В случае, когда_панели выбирают на более ранней стадии проекти-
рования— при (ро, Po)=const (т. е. когда производная xG значительно
больше, чем при (S, Ро) = const), применение монолитных панелей крыла
во всех рассмотренных случаях целесообразно *.
Глава XV
ПРОЕКТИРОВАНИЕ КРЫЛА САМОЛЕТА
Крыло вместе с силовой установкой составляют главный рабочий
орган самолета. Размеры, форма в плане, набор профилей, тип механи-
зации передней и задней кромок, а также конструктивно-силовая схема
крыла определяются при проектировании самолета в целом в соответст-
вии с его назначением и принятой аэродинамической схемой. Проектиро-
вание крыла — основного агрегата самолета (как, впрочем, и других аг-
регатов) — должно вестись с учетом научных достижений в области
аэромеханики, с учетом освоения новых конструкционных материалов и
передовых технологических процессов.
Крыло должно обеспечивать наивысшую эффективность самолета в
заданных условиях эксплуатации.
Несущая способность и другие свойства крыла определяются его
аэромеханическими характеристиками.
§ 1. ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА
Летно-технические и производственно-эксплуатационные данные са-
молета в большой мере зависят от следующих основных характеристик
крыла.
* При (ро, Ро) =const экономия на весе панелей приведет к значительно большему
снижению взлетного веса самолета и себестоимости т-км, чем при (S, Ро) = const
(см. гл. V).
275
Аэродинамические характеристики: величина аэродинамической
подъемной силы и ее максимальное значение на всех допустимых режи-
мах полета;
величина аэродинамической силы лобового сопротивления и ее ми-
нимальное значение;
отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления — аэро-
динамическое качество крыла и его максимальное значение;
положение центра давления и аэродинамического фокуса;
смещение фокуса от влияния сжимаемости воздуха при переходе от
дозвуковых к сверхзвуковым скоростям полета;
характер обтекания на больших и закритических углах атаки и свя-
занные с этим изменения сил и моментов,
влияние угла скольжения на аэродинамические характеристики
и т. д.
Весовые характеристики: вес конструкции крыла;
удельный вес крыла (вес крыла на единицу его площади);
относительный вес крыла (вес крыла, отнесенный к взлетному весу
самолета);
веса основных элементов, составляющих вес конструкции крыла
(вес продольного набора, стенок, нервюр, носков, механизации,элеронов,
крепежа и т, п.);
относительный вес силовых и удельный вес несиловых элементов
крыла.
Прочностные характеристики: максимальная расчетная перегрузка,
соответствующая основному расчетному случаю нагружения крыла;
расчетная нагрузка на крыло;
допускаемые расчетные напряжения по статической, динамической
и усталостной прочности;
общий запас прочности крыла и т. д.
Аэроупругие характеристики или характеристики статической и ди-
намической аэроупругости, определяющие соответственно статическую и
динамическую устойчивость конструкции крыла в зависимости от рас-
пределения материала или жесткостей и масс по крылу.
Эти характеристики показывают, насколько изменяются аэродина-
мические силы и моменты или запас продольной статической устойчи-
вости самолета от деформаций крыла при работе его на изгиб и кручение;
они определяют возможные скорости дивергенции крыла или реверса
элеронов, а также частоты и формы упругих колебаний конструкции
крыла в аэроупругой системе самолета и критическую скорость флат-
тера.
Технологические характеристики: возможность использования пере-
довых технологических процессов при изготовлении основных деталей
и узлов крыла (широкое применение литья, штамповки, программного
механического фрезерования, химического фрезерования, склейки ме-
таллов и т. п.); рациональная схема технологических разъемов, допуска-
ющая широкую механизацию и автоматизацию сборочно-монтажных
работ, уменьшающая трудоемкость сборки и повышающая производи-
тельность труда.
Эксплуатационные характеристики: возможность доступа к узлам
крыла и другим агрегатам в крыле для профилактического осмотра или
их замены;
высокая ремонтоспособность (удобство демонтажа и монтажа);
антикоррозионная стойкость;
высокая живучесть, надежность и долговечность, заданный ре-
сурс и т. д.
Наиболее важные характеристики крыла будут рассмотрены ниже.
Все указанные характеристики крыла определенным образом зави-
сят от его геометрических параметров.
276
жа аэродинамической
зсех допустимых режи-
опротивления и ее ми-
сопротивления — аэро-
: значение;
кого фокуса;
оздуха при переходе от
жих углах атаки и свя-
ческие характеристики
ыла;
то площади);
жный к взлетному весу
ес конструкции крыла
, механизации, элеронов,
: несиловых элементов
я расчетная перегрузка,
нагружения крыла;
ггической, динамической
§ 2. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ КРЫЛА
Под геометрическими параметрами крыла понимают его абсолют-
ные и относительные размеры, характеризующие форму крыла при ви-
де в плане, спереди и в отдельных сечениях.
Теоретический контур или форма крыла в плане образуется перед-
ней и задней кромками крыла (рис. 15.1). Передняя и задняя кромки
крыла в общем случае могут быть заданы уравнениями:
Х3.к = Хз.к (гз. J-
Расстояния между передней и задней кромками называются хорда-
ми сечений крыла:
- \~п.К’ '-з.к'—"г 1лз.к 1^3.kJ ^п.к (^з.к -п.к)” ХОрДЭ
произвольного сечения; при гп.к=23.к=г b—x3-K(z)—xn,K(z)—хорда сече-
ния по потоку. Могут быть и другие сечения, например, по перпендику-
ляру к передней кромке или к линиям, соединяющим точки, лежащие на
заданном расстоянии от передней кромки крыла (по постоянным про-
центам хорд, например, по 1/4 хорд).
стики статической и ди-
етственно статическую и
1 в зависимости от рас-
> крылу.
> изменяются аэродина-
)й статической устойчи-
е его на изгиб и кручение;
щи крыла или реверса
колебаний конструкции
щескую скорость флат-
Ьсть использования пере-
дний основных деталей
Штамповки, программного
езерования, склейки не-
вских разъемов, допуска-
ию сборочно-монтажных
(ювышающая производи-
кность доступа к узлам
актического осмотра или
юнтажа и монтажа);
эвечность, заданный ре-
5удут рассмотрены ниже,
деленным образом зави-
Основой построения крыла является крыльевой аэродинамический
профиль (рис. 15.2). Профиль крыла может быть симметричным и во-
гнутым (рис. 15.2, а и 15.2, б). Ои определяется уравнением верхней и
нижней поверхностей Уь(х) и //и(х) и характеризуется такими геометри-
ческими параметрами: максимальной толщиной c = max [yB(*)—{fa(x)J;
положением максимальной толщины по хорде хс; вогнутостью
У в (Х/) + рн (X/)
/(х) =----------------положением максимальной вогнутости
/max ПО
хорде х/; радиусом носика профиля г1Нос; углом схода (хвостика) профи-
ля о; толщиной хвостика t.
Для удобства сравнения профилей в различных сечениях крыла или
вообще для сравнения разных крыльевых профилей указанные линей-
ные геометрические параметры берутся в безразмерной форме, т. е. от-
несенными к_хорде профиля: с = сгаах/6; хс=хс/б; f=fmax/b; Xf = xf/b;
Гнос = Гнос/&; t — t!b\ абсцисса профиля также берется в безразмерной
форме: х=х/6 — безразмерная запись уравнений верхней и нижней по-
верхностей контура профиля (рис. 15.2,_в) принимается в виде: рв =
=£»(*) и yH=i/ir(x), где ув — уи=у(х)/с; f=f(x)/c.
Основными или наиболее общими абсолютными геометрическими
параметрами или геометрическими размерами крыла являются:
I — размах крыла в м;
277
вер — средняя геометрическая хорда в м;
сСр — средняя толщина крыла в м;
S — площадь крыла в плане в м2;
SM.Kp — площадь миделя крыла при виде спереди в м2.
Линейные размеры связаны с указанными площадями крыла соот-
ношениями:
S = lbc9 и -/Сер-
Рис. 15.2. Геометрия профиля крыла (а — угол схода профиля):
а — симметричный профиль; б — несимметричный профиль; в —зависи-
мость л—(х) для симметричного (—) и f(x) для несимметричного
(— —) профилей
Основными безразмерными геометрическими параметрами крыла
являются:
к— геометрическое удлинение крыла;
. сер — средняя относительная толщина крыла.
Они связаны с предыдущими геометрическими параметрами соотноше-
ниями:
S ^ср
— Сер 5м кр _____________—
СсР — “7 = е — д м. кр-
оср о
(15.1)
Из (15.1) следует, что
/=V\S и &ср=~
(15.2)
(15.3)
278
еди б м2.
лощадями крыла соот-
Геометрической характеристикой крыла является также форма его
срединной поверхности. Она определяется как полусумма ординат верх-
ней и нижней поверхностей крыла, образованных верхними и нижними
обводами профилей:
У<л(х; z)=y(z/B(x; г) + г/н(-*; г)].
Для некоторых крыльев срединная поверхность характеризуется на-
бором вогнутых профилей, повернутых на угол <p(z) относительно корне-
вого сечения (z = 0). В соответствии с этим различают аэродинами-
ческую крутку, характеризуемую распределением вогнутостей про-
филей по размаху/(z) и геометрическую крутку, определяемую
законом углов поворота сечений по размаху крыла ср (г). Средними па-
раметрами, характеризующими аэродинамическую и геометрическую
крутки крыла, могут служить:
X
f(z)b(z)dz
(f(z)b(z) dz
В качестве обобщенного параметра крутки можно принять величи-
ну <РсР = фср + 4/Ср.
В общем случае, для крыла, произвольного по форме в плане, обоб-
щенным параметром крутки, характеризующим искривленность средин-
ной поверхности, может быть принята величина
= у z)dxdzly
s J
где
ФО; z)^-----~---
ox
— угол между касательной к срединной по-
I схода профиля):
врофиль; в — завися-
для несимметричного
ши параметрами крыла
а.
параметрами соотноше-
(15.1)
(15-2)
s
к
(15.3)
верхности крыла и координатной плоскостью xOz.
Характеристическими размерами самолета являют-
ся: 5 — площадь крыла; I — размах крыла и ЬА— средняя аэродинами-
ческая хорда крыла (сокращенно — САХ крыла). Величина САХ для
произвольного по форме в плане крыла определяется выражением
Положение САХ по размаху определяется координатой
Координата носка САХ по оси Ох определяется выражением
b^-x^J^dz
(15.4)
(15.5)
(15.6)
279
Все крылья условно можно раделить на крылья больших удлине-
ний (Х>3,5) и крылья малых удлинений (Л<3,5).
По форме в плане крылья можно классифицировать так: прямые а,
стреловидные б, треугольные в, ромбовидные г, составные с изломами
по передней и задней кромкам, или с плавными криволинейными кром-
ками, так называемые «серповидные» д, е, оживальные ж, з и «готиче-
ские» и, к крылья (рис. 15.3).
Крылья,.образованные отрезками прямых линий, можно разделить
еще на группы по числу образуемых этими отрезками углов, например:
треугольные в, четырехугольные а, шестиугольные б, семиугольные ж
и т. д.
Относительная
отношением
Используя уравнен
где Хп.к и Хз.к — угль
кам соответственно
по оси Ох
Рис. 15.3. Формы крыльев в плане4
а также — соотноше
ней кромкам
’Л
или между передней
постоянным долям п
Далее, все крылья с прямыми образующими по передней и задней
кромкам и с концевой хордой, параллельной оси Ох, могут быть объе-
динены в одну группу, так как их форма в плане описывается одинако-
выми для них уравнениями (рис. 15.3, а, б, в, г).
Так, уравнение хорд этих крыльев будет иметь вид
где 0<п<1.
Вообще, углы ci
разным постоянным
*g
где Ьо — корневая хорда крыла (при z = 0);
61 — концевая хорда крыла (при 2=1!%).
Используя безразмерную координату по размаху крыла z=2z/Z, а
также безразмерный параметр х\ = Ь^Ь}— сужение крыла, предыдущее
уравнение для правого полукрыла можно записать в виде
Относительные с
ев с линейными крои
мулам:
^Мо
Используя (15.7), можно получить
а сопоставляя (15.8) с (15.3), будем иметь
На основании (15.4) можно вычислить САХ крыла
Ь-± ,
а 3 ° +1)
или
О
(15.7)
(15.8)
(15.9)
(15.10)
(15.11)
где D$=D$/l—относ
Очень важной ге
объем, который може
Для крыльев с прямс
кромкам максимальи
муле
где kw — коэффициен
280
лья больших удлине-
ровать так: прямые а,
оставные с изломами
<риволинейными кром-
альные ж, з и «готиче-
ний, можно разделить
<ами углов, например:
ае б, семиугольные ж
Относительная координата САХ по размаху крыла определяется со-
отношением
Д —_!_2_±2
_
Используя уравнения передней и задней кромок
•^п. к 1g Хи, к’
X3,K=50+ztgx3>K,
(15.12)
(15.13)
(15.14)
з),
по передней и задней
[ Ох, моглт быть объе-
описывается одинако-
ь вид
змаху крыла z—2z/l, а
ие крыла, предыдущее
ъ в виде
(15.7)
(15.8)
(15.9)
а
(15.10)
(15.11)
где хп.к и Хзк — углы стреловидности крыла по передней и задней кром-
кам соответственно, можно получить, например, координату носка САХ
по оси Ох
а г? 1 & Aikk’
(15.15)
а также — соотношение между углами стреловидности по передней и зад-
ней кромкам
tgZ3.K=tgx„.«—
А 1 4- I
или между передней кромкой и любой другой прямой, проходящей по
постоянным долям п (или процентам) хорд,
А т + 2
(15-16)
(15.17)
где 0<л<1.
Вообще, углы стреловидности двух любых прямых, проходящих по
разным постоянным долям (щ и п2) хорд, будут связаны соотношением
. . 4 у — I , 4тп — 1
(15.18)
Относительные омываемые (или смачиваемые) площади для крыль-
ев с линейными кромками (50М = 50М/5) могут быть определены по фор-
мулам:
•^ОМ
1-^Ф
о!
ф
2
I 1 т]--— 1 — для среднепланов;
' 1 + х>ф '
I- ^^Y
i+^——
1 ' -
— для высокопланов и
низкопланов,
(15.19)
(15.20)
где /)ф=£>ф// — относительный диаметр фюзеляжа.
Очень важной геометрической характеристикой крыла является его
объем, который может быть использован главным образом под топливо.
Для крыльев с прямолинейными образующими по передней и задней
кромкам максимальный теоретический объем можно вычислить по фор-
муле
7cpS3'2
Гьр=—-------
ьр х1/2
где few — коэффициент объема, вычисляемый по формуле
ь _ 4 +1 + if + 2
9 (1с + !) <1 + О
(15.21)
(15.22)
281
Здесь t)c=co/ci — сужение крыла при виде спереди. Из (15.22) следует,
что наибольший объем таких крыльев получается;
при tj—>оо и 7jc—>со;
при ^ = 1 kw—2/3, т. е. не зависит от ric-
при 7]—>оо kw =
_4
9
2^^ 1
’Ic + 1
откуда при 1?с->оо
—
= max kw.
Как правило, под топливо отводится только часть объема крыла.
В остальной части, занятой носками и хвостиками крыла, размещается
механизация, шасси, управление. По размаху крыло также не полностью
используется под топливо: например, законцовки крыла, или корневая
часть, занятая фюзеляжем (у некоторых пассажирских самолетов).
Рис. 15 4 Расчетные схемы топливных объемов в крыле:
а — форма баков, характеризуемая образующими крыла, б — форма баков,
определяемая прямыми, удаленными на одинаковое расстояние от передней
и задней кромок
Чаще всего топливо размещают в силовом кессоне крыла, который
называется кессон-баком. Весь кессон может быть разбит на отдельные
кессон-баки. Передние и задние стенки кессон-баков могут быть распо-
ложены либо на постоянном проценте хорд крыла, либо на постоянном
расстоянии от его кромок (рис. 15.4, а и б).
В обоих случаях объем топливных кессон-баков определится форму-
лой, аналогичной (15.21), только коэффициент объема в первом из них
будет kw = kw, а во втором—kw^=k^> В первом случае для п
кессон-баков;
4^г
kw~
03 + 1) + О
(15.23)
где А/-—коэффициент заполнения площади профиля крыла i-m кес-
сон-баком;
—коэффициент заполнения крыла по размаху t-м кессон-ба-
ком.
Эти коэффициенты могут быть вычислены по формулам:
, - Г - / - 2 - \ - -1
kPi = 2^ [(1 - 2^ —- bKJ + 2Z>H/ (1 - ЬН[)] ; (15.24)
282
k'h=(lK.-i^ Г 1_2т^ + ^+л + 2 (7, +r, ) +
L
+li=^«+V.,+S,i].
(15.25)
где bKi — b,.Jbt—относительная хорда i-го кессон-бака;
bv/=btlJl—относительное расстояние в долях хорд крыла от нос-
ка крыла до передней стенки i-го кессон-бака;
Ih.=IhJI—относительная координата начала i-го кессон-бака по
размаху крыла;
lK —IvL.iI—то же для конца i-го кессон-бака.
Во втором случае для п кессон-баков коэффициент объема можно
определить по упрощенной формуле
п
kw=
4у1С
01 + О Ос + О
(15.26)
где
(Ч+Ч-) +
2т]т;с + Ч + + 2
(15.27)
(15.28)
2^
(Й,.+^);
В_формуле (15.27) обозначено:
Ьа^Ьц /Ьср— постоянное расстояние от передней кромки крыла до пе-
редней стенки i-го кессон-бака, отнесенное к средней гео-
_ метрической хорде крыла;
bx^bx.jb^—то же для постоянного расстояния между задней кром-
кой крыла и задней стенкой i-го кессон-бака.
Зная объем топлива в крыле, можно подсчитать его вес:
з
— S2
Gt.k₽ = Tt^t.kP=^cp . (15.29)
Р
где k^-^-kw или
Ут — удельный вес топлива (для авиакеросина ут=800 кгс/м3).
Формулы для расчета объема (или веса) топлива в крыле (15.21)—
(15.29) являются достаточно общими: они охватывают практически все
возможные комбинации размещения кессон-баков в крыльях с прямоли-
нейными передними и задними кромками. Для случая одного кессон^ба-
ка (п = 1) МОЖНО ПОЛОЖИТЬ ZH = 0 И /1;—1 —/з.кр, ИЛИ 1н=Вф И Гк=1— ккр
(для некоторых пассажирских самолетов), где I з.кр — доля размаха, при-
ходящаяся на законцовку крыла и не занятая топливом.
Законцовка крыла округляется по передней кромке, как показано
на рис. 15.5 (площадь крыла остается при этом неизменной, а размах
считается до теоретической концевой хорды bi).
Как уже было сказано выше, для увеличения объема крыла выгод-
ны большие сужения (т]^1 и т]с^>1). Поскольку наибольший вклад в
полезный объем вносят корневые сечения крыла, то может оказаться,
что выгодно иметь Это следует, например, из анализа распределе-
283
ния относительных толщин по размаху для данного типа крыльев, кото-
рое описывается уравнением
с (z)
1-
— 1 —-----Z
— ъ
— — — Cq-------: »
(15.30)
откуда видно, что для выполнения условия со=с(О)>с(1) необходимо
иметь т]с>'П.
Наибольший объем можно получить для кессон-баков с постоянны-
ми расстояниями между их
стенками и кромками крыла.
Крылья больших удлине-
ний (у самолетов с дозвуковой
скоростью полета) сопрягают-
ся с фюзеляжем с помощью
так называемых «зализов» по
Рис. 15.6. Зализы и наплывы на крыле:
а — схема зализов: I — передний зализ; 2 — зад-
ний зализ; б — схема наплывов
Рис. 15.5. Законцовка
крыла
передней и задней кромкам (рис. 15.6, а). Иногда полезными оказы-
ваются корневые «наплывы» (задние и передние, рис. 15.6, б).
Относительное увеличение площади крыла за счет наплывов может
быть подсчитано по формулам
— для наплыва по передней кромке
•$п,к.н — — ^П.к.н
. ’(^ Хп.к.н Хп.к)
4
(15.31)
— для наплыва по задней кромке
-^=4.».» 4 -№х3.«—tgx,
S 4
(15.32)
где -п.к.н и гз.к.н — относительные размахи наплывов;
‘Хп.к.н и Хз.к.н —углы стреловидностей наплывов по передней и
задней кромкам.
Большое значение имеют передние наплывы для треугольных и ром-
бовидных крыльев, которые вместе образуют составные крылья, приме-
няемые на сверхзвуковых самолетах. По геометрическим характеристи-
кам и по ряду других характеристик к составным крыльям можно отне-
сти и оживальные крылья, которые получаются из составных путем
скругления изломов по передней кромке. Объемы таких крыльев и со-
ответствующий им вес топлива могут быть определены по предыдущим
формулам (15.21) — (15.29), если в них принять:
площадь крыла
S=S6(1+S,_..,);
284
шого типа крыльев, кото-
(15.30)
Z
i = c(O)>c(l) необходимо
ессон-баков с постоянны-
лизы и наплывы на крыле:
в: I — передний зализ; 2 — зад-
лз: б — схема наплывов
когда полезными оказы-
е, рис. 15.6, б).
за счет наплывов может
..-tg/oJ (15.31)
~ tg 7.3.к.н)*
(15.32)
аплывов;
аплывов по передней и
I для треугольных и ром-
оставные крылья, приме-
трическим характеристик
•хм крыльям можно отне-
гся из составных путем
мы таких крыльев и со-
еделены по предыдущим
среднюю геометрическую хорду
^ср.б ( 1 “Ь *^П,К,н)* 1
удлинение крыла X———;
1 + •Ь’п.к.н
сужение крыла ->1 = ^(1 +^п.к.н)+^п.к.н,
где Sg, бср.б, и т]б — геометрические параметры базового крыла (без
учета переднего наплыва).
Другой важной геометрической характеристикой составных и ожи-
вальных крыльев является положение центра тяжести их площади отно-
сительно носка САХ базового крыла. По сравнению с положением цент-
ра тяжести площади крыльев с прямыми передними кромками, которое
равно V2 в долях САХ, положение центра тяжести составных или ожи-
вальных крыльев относительно носка и в долях САХ базового крыла
можно определить по формуле
• <15-зз>
1 + «Sjt.K.H
где
V" — Г У 4-р- .. | | О — \ fry '/ _
П.К.Н о ри.К.н 1Ь Zn.K.H I I , , л<П,К.н1 Ап.К
о L Цб + 1 ' J
положение центра тяжести площади переднего наплыва в долях САХ
базового крыла относительно носка САХ базового крыла.
Для увеличения диапазона высот и скоростей полета за последние
годы большое внимание уделяется крыльям изменяемой геометрии и, в
частности, крыльям с изменяемой стреловидностью.
Такие крылья обладают тем положительным свойством, что при из-
менении стреловидности от х~0° до %^90° и более у них в широком
диапазоне изменяются и все другие геометрические параметры, что вы-
зывает желаемое изменение основных аэродинамических характеристик
крыла и самолета в целом.
За характеристические размеры крыла изменяемой стреловидности
могут быть приняты: общая теоретическая площадь S, САХ (6а) и раз-
мах I крыла одной из возможных его конфигураций (например, при наи-
меньшем или наибольшем Х=Х// = Хтах угле стреловидности
поворотной консоли). Аналитические зависимости для геометрических
параметров такого крыла от угла стреловидности поворотной консоли х
в общем случае получить трудно.
Учитывая важность этих зависимостей для проектирования самоле-
та, можно получить их приближенно, исходя из расчетной схемы, пред-
ставленной на рис. 15.7. Из этой схемы следует, что хорды консоли будут
изменяться по закону
= . (15.34)
cos х cos х
где Ь^~ хорда консоли при х=/==Хтш;
^ок — хорда консоли при х=0.
Учитывая, также, что строительная высота консоли не зависит от ее
поворота, относительная толщина профилей консоли будет изменяться
по закону
Г«(х)=-^ = Г0.еоз-/=Д-^, (15.35)
Ьк (X) COS X
где ск — относительная толщина консоли при X“X/=Xmm;
со< — относительная толщина при х=0.
285
Аналогично будет изменяться и относительная вогнутость профилей.
Если за характеристические размеры принять размеры крыла в развер-
нутой конфигурации, т. е. при x=X,=Xmin, то можно записать следующие
постоянные соотношения:
•S' = S4 iSK;
/' = ^ + ^K.cCOS /;
Ьа — ~ (5цЬа.ц Н" ^к^а.к) — Ь,
(15.36)
(15.37)
(15.38)
где
—площадь центроплана;
5К—площадь консоли при x=X/=Xmin;
5'— общая площадь крыла при x=X/=Xmin;
— размах между шарнирами;
/КеС—строительный размах консолей;
Ьа и—САХ центроплана;
Ьа.к—САХ консоли при %=х/;
/' — общий размах крыла при x=X/=Xmin-
Рис. 15.7. Расчетная схема крыла изменяемой стрело-
видности
Соотношения
(15.36) — (15.38) удобно записать
5ц+5к=1;
?ш-Нь.сСО5х'=1;
*^и^а.ц Т 5кЙа.к= 1>
в безразмерной форме
(15.39)
(15.40)
(15.41)
где
"с *^и - ”с’ . Д __ __^к.с . 77 _^а.ц .
— с, ’ — с. ’ Zm — ’ ^к.с — ,, * ”а.ц . » Va‘K .
о о / I "а
В общем случае площадь и размах крыла и поворотной консоли в
зависимости от х будут определяться соотношениями:
5(z)=s«+5,(x);
Их)=г».+4.еС05х;
I. (х)=Лх)-4-
(15-42)
(15.43)
(15.44)
Переходя к безразм
•S (/)=-'
используя соотноше
можно получить
Тогда удлинение кры
шением
1 X 0' )2
где л _ удлин
4XJ — ----— относг
S(X)
Легко заметить, <
эти величины уменьш
Х = х') средняя относи
изменяется по закону
Зависимости S(x)
на графике рис. 15.8. (
на не параллельна пот
штрих-пунктирная лин
дить несколько иначе
(15.47) для 5К необход
COS W — Хз ц)
cos (X — Xs.и)
Очень важными ,
крыла, определяющим!
с центропланом, являк
286
я вогнутость профилей,
азмеры крыла в развер-
кно записать следующие
(15.36)
(15.37)
k. (15-38)
Переходя к безразмерным величинам
•s’(z)=-^r-; 7(х)=^-; SK=^-; 7Ц=^
s 1 -% 1
к
7 / > Мх) . Мх)
меняемой стрело-
Г
используя соотношение (15.39) —(15.41), (15.42) —(15.43) и полагая
cos х (15.45)
можно получить 7К (z)=7Ш - 7Ц+(1 - 2Ш) ; COS X (15.46)
_ „ cos X' ‘ ('ц ^ш) S (у)— C0SX • (15.47)
1 -/ц
(1 - гш) cos x/cos xz; (15.48)
S'(z) = Sk(/) + [l-5lt(X)]\; (15.49)
7k*(z)=4^- Z(x) (15.50)
Тогда удлинение крыла в зависимости от х будет определяться соотно-
шением
Х=Х'Х(х), (15.51)
(Z')2
где л————удлинение крыла в развернутой конфигурации (х=х).’
^(х)— — относительное изменение удлинения при изменении х-
(х) __
Легко заметить, что при х^7/ 5 = 1=5К=Х = 1, а при увеличении х
эти величины уменьшаются. По сравнению с исходной величиной (при
Х=хЭ средняя относительная толщина крыла при увеличении х консоли
изменяется по закону
1ть в безразмерной форме
(15.39)
(15.40)
(15.41)
(15.52)
(ла и поворотной консоли в
шениями:
(15.42)
sZ; (15.43)
(15.44)
Зависимости 5(х); Z (х); Мх); S’k(x) ; сСр(х) и 1К (х) представлены
на графике рис. 15.8. Следует отметить, что если законцовка центропла-
на не параллельна потоку, а наклонена на угол хзп (см. рис. 15.7 жирная
штрих-пунктирная линия), изменение площадей и S будет происхо-
дить несколько иначе. Чтобы учесть это обстоятельство, в формуле
(15.47) для 6’к необходимо вместо отношения cosx'/cosx взять отношение
cos (х' — Хз ц)
cos (X —Хз.ц)
Очень важными дополнительными геометрическими параметрами
крыла, определяющими кинематику движения консоли и ее сопряжение
с центропланом, являются координаты центра шарнира или оси узла
287
поворота консоли. Исходя из условий, что передняя кромка консоли при
минимальной (%=%') и при максимальной (х=Х„) стреловидности долж-
на проходить через одну и ту же точку центроплана (в частности, через
точку на передней кромке центроплана, определяющей точку излома
передней кромки всего крыла), а также на основании схемы рис. 15.7 и
соотношения И 5.45) можно получить
= ‘2х,
sin (х" + xf )/2
cos (х" — Х')'2
cos /' 1 —
>' 1-Гц
(15.53)
Г
и
(15.54)
iz“-ctg^±
2
Ш г
по хорде
перпенди-
ДХ,
где хшк=хшк/&ок — относительное положение оси шарнира
консоли, проходящей через ось шарнира
кулярно передней кромке.
Другой важной геометрической характеристикой крыла является
величина смещения его центра тяжести при повороте консоли. Это сме-
щение в долях САХ крыла исходной конфигурации можно определить
по простой приближенной формуле
А^Ц.Т.К = ^К^'Ц.Т.1Л ^1
(15.55)
sin у — sin X'
К
В
7Т GKOHc
где Ок=- —
икр
Рис
Рис. 15.8. Относительное измене-
ние геометрических параметров
при изменении стреловидности по-
воротной консоли
15 9 Одношарнирнсс крыло измен
мой стреловидности
cos %'
вес поворотной консоли, отнесенный к ве-
су всего крыла;
расстояние от центра тяжести консоли до
оси шарнира, отнесенное к строительной
длине консоли; .
отношение средней геометрической хорды
средней аэродинамической хорде крыла
исходной конфигурации (при х=хЭ-
0,5
Наряду с рассмотренным двухшарнирным крылом изменяемой стре-
ловидности можно рассмотреть гипотетическую схему одношарнирного
крыла изменяемой стреловидности (рис. 15.9). Из-за -простоты определе-
ние геометрических характеристик одношарнирного крыла в зависимо-
сти от изменения его стреловидности здесь не рассматривается. Такое
крыло может быть
самолета с очень w
летящего самолета
Полезный объ
лезных объемов це
вычислить по фор
консоль как отдел!
и своим характеро
с учетом располо»
В заключение
крыльев играют р<
самолета, так как 1
и конструкгивно-ве
Основными, ил
ла можно считать
толщину с и стрел
аэродинамические
гие геометрическщ
геометрическую кр
сравнительно слаб<
можно считать, что
мическом отношен!
§ 3. АЭР(
Крылья самоле
силами и моментам
Подъемная сю
является главной <
Другой столь я
ся сила лобового с
ческих характерист
мическое качество
качества крыла Кг
ского совершенства
Наиболее суще
ся продольный мом
и фокуса крыла хР
пользуются чаще е
обтекания. При нес
нием, эти аэродина!
крыле возникают Д{
на АТхкр и момент
из этих последних л
При проектиро
динамических хара
С этой точки зрени
динамические коэф
аэродинамике, т. е.
сопротивления — сх,
и т. п.
Аэродинамичеа
динамических коэф<
точно полно и хоре
крыла. Это влияние
ных режимах обтек
тем, что основные р
обтекании. Во всякс
10—1062
288
{ромка консоли при
реловидности долж-
(в частности, через
щей точку излома
m схемы рис. 15.7 и
+ <>£ (15.53)
'-х')'2
(15.54)
шарнира по хорде
шарнира перпенди-
ой крыла является
те консоли. Это сме-
и можно определить
, (15.55)
- /'
эли, отнесенный к ве-
а тяжести консоли до
щное к строительной
геометрической хорды
йической хорде крыла
рации (при х=Х/)-
Т!
рнирнье крыло изменяв-
гречовидности
ылом изменяемой стре-
схему одношарнирного
i-за -простоты определе-
ого крыла в зависимо-
эассматривается. Такое
крыло может быть применено как взлетно-посадочная механизация для
самолета с очень малой площадью основного крыла (например, у низко-
летящего самолета, и т. п,).
Полезный объем крыла изменяемой стреловидности состоит из по-
лезных объемов центроплана и поворотной консоли. Эти объемы можно
вычислить по формулам (15.21) — (15.29), рассматривая центроплан и
консоль как отдельные крылья со своими геометрическими параметрами
и своим характером распределения кессон-баков вдоль хорд и размахов
с учетом расположения реальной конструкции узлов поворота консоли.
В заключение следует отметить, что геометрические характеристики
крыльев играют решающую роль при выборе оптимальных параметров
самолета, так как именно они в основном определяют аэродинамические
и конструктивно-весовые показатели самолета.
Основными, или строительными, геометрическими параметрами кры-
ла можно считать площадь -S, удлинение %, сужение т], относительную
толщину с и стреловидность /, так как от них зависит одновременно
аэродинамические и конструктивно-весовые характеристики крыла. Дру-
гие геометрические параметры, характеризующие аэродинамическую и
геометрическую крутку крыла, такие как /(z); <p(z); irc(z); Xf(z) и т. п.,
сравнительно слабо влияют на весовые характеристики крыла; поэтому
можно считать, что они всегда принимаются опитамальными в аэродина-
мическом отношении.
§ 3. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА
Крылья самолетов в аэродинамическом отношении характеризуются
силами и моментами, возникающими при движении в воздухе.
Подъемная сила крыла Укр определяет его несущую способность и
является главной аэродинамической характеристикой крыла.
Другой столь же важной аэродинамической характеристикой являет-
ся сила лобового сопротивления Акр. Сочетание этих двух аэродинами-
ческих характеристик в виде отношения У гр/Акр определяет аэродина-
мическое качество крыла К- Максимальное значение аэродинамического
качества крыла Лтах= (Укр/^кр)тах является мерой его аэродинамиче-
ского совершенства.
Наиболее существенной аэродинамической характеристикой являет-
ся продольный момент крыла АДкр или положение центра давления хдкр
и фокуса крыла xFKp. Указанные аэродинамические характеристики ис-
пользуются чаще всего п"ч условиях симметричного и безотрывного
обтекания. При несимметричном обтекании, т. е. при полете со скольже-
нием, эти аэродинамические характеристики несколько изменяются и на
крыле возникают другие силы и моменты: боковая сила ZKp, момент кре-
на АД гр и момент рысканья Мркр. Наиболее важной характеристикой
из этих последних для проектирования самолета является момент крена.
При проектировании самолета необходимо знать зависимости аэро-
динамических характеристик крыла от его геометрических параметров.
С этой точки зрения целесообразно рассматривать безразмерные аэро-
динамические коэффициенты сил и моментов, используемые обычно в
аэродинамике, т. е. коэффициенты: подъемной силы — су, силы лобового
сопротивления — сх, продольного момента — mz, момента крена — тх
и т. п.
Аэродинамические характеристики крыла в виде безразмерных аэро-
динамических коэффициентов являются наиболее общими в них доста-
точно полно и хорошо отражается влияние геометрических параметров
крыла. Это влияние часто бывает трудно обнаружить особенно при срыв-
ных режимах обтекания. Однако дело несколько упрощается в связи с
тем, что основные расчетные случаи полета происходят при безотрывном
обтекании. Во всяком случае, конструктор проектируемого самолета дол-
10—1062 289
жен обеспечить такое обтекание на всех режимах полета всеми имею-
щимися средствами (набор профилей, механизация, УПС и т. п.), иначе
придется вводить ряд ограничений в эксплуатацию самолета и сущест-
венно ухудшать его летные данные.
Несущая способность крыльев умеренных и больших
удлинений (Х>3) на малых дозвуковых скоростях полета при безотрыв-
ном обтекании характеризуется зависимостью коэффициента подъемной
силы от угла атаки или его производной по углу атаки
Су=Су(а.~ а0), (15.56)
где ао — угол атаки при Су=0, зависящий от аэродинамической компо-
новки крыла;
дсу
да
— 2л
л
+ 2
(15.57)
Такой аэроди
вается с увеличен
больших углов, К(
зованы. Общая те
до настоящего вр
вклад в ее разраб
Если использ
крыла конечного
вого приближенш
В. В. Голубевым
блаженную завис
углу атаки су=су
Одним из ось
кания верхней по
Здесь р — отношение полупериметра крыла к его размаху.
Для крыльев с прямолинейными передними и задними кромками и
с концевыми хордами, параллельными потоку, это отношение равно
-1/1 . 1 \ । 2
р— — I---1----------,
2 \ cos Хп.к cos Хз.к / X (т( + 1)
(15.58)
Рис. 15.10 Схемы обтекания крыльев малого
удлинения
где хп.к и Хз.к связаны соотношением (15.16) или (15.17). Формулы
(15.56) и (15.57) применимы практически для крыльев любой формы в
плане. Для крыльев малого удлинения эти формулы требуют некоторого
дополнения, следующего
из особенностей их про-
странственного обтека-
ния. Обтекание крыльев
малых удлинений (/.<3),
различных по форме в
плане, является сущест-
венно пространственным
даже при небольших уг-
лах атаки. Оно характе-
ризуется интенсивным пе-
ретеканием воздуха с
нижней поверхности кры-
ла на верхнюю через бо-
ковые или передние кром-
ки при большой стрело-
видности (рис. 15.10). Об-
разующаяся на этих
кромках пространствен-
ная вихревая пелена (вер-
тикальная или наклонен-
ная внутрь крыла) сворачивается в мощные вихревые жгуты над крылом
по его концам вдоль потока. Далее по потоку они соединяются с конце-
выми вихрями, образующимися от основной вихревой пелены крыла
(рис. 15.11), Такая пространственная вихревая система индуцирует на
верхней поверхности крыла вдоль хорд дополнительную скорость. Это
согласуется с вышесказанным положением о перетекании воздуха с ниж-
ней поверхности крыла на верхнюю, в результате которого увеличивает-
ся расход воздуха над верхней поверхностью и скорость потока над ней
возрастает. В соответствии с законами гидродинамики на верхней по-
верхности крыла возрастает разрежение. Это дополнительное разреже-
ние создает дополнительную подъемную силу, которая с избытком ком-
пенсирует потери от местных срывов потока вдоль боковых или передних
стреловидных кромок.
Рис. 15.11. Схе
тов на крыле
лируемое с помощ
отражением основ
плоскости крыла >
Тогда, пренеб
ревой пелены кры
хорд ДЕ от действ
ей Го будет связа!
ласти присоедине!
и — 2Го/л/, а У] ~р!
Дополнительн
нем будет равно
= -ApS=pVAVS;
Суммарная подъе
Н-4а/лл); переход?
где сУ1 (или У1) (
ляемого выражени
10*
290
< полета всеми имею-
я, УПС и т. п.), иначе
ю самолета и сущест-
меренных и больших
полета при безотрыв-
ффициента подъемной
аки
(15.56)
одинамической компо-
(15.57)
) размаху.
и задними кромками и
э отношение равно
-—, (15.58)
,^-1)
или (15.17). Формулы
>ыльев любой формы в
'лы требуют некоторого
полпенни, следующего
особенностей их про-
занственного обтека-
я. Обтекание крыльев
лых удлинений (а<СЗ),
з личных по форме в
ане, является сущест-
нно пространственным
1же при небольших у г-
ix атаки. Оно характе-
13уется интенсивным пе-
пеканием воздуха с
1жней поверхности кры-
1 на верхнюю через бо-
>вые или передние кром-
4 при большой стрело-
4ДНОСТИ (рис. 15.10). 06-
азующаяся на этих
ромках пространствен-
ая вихревая пелена (вер-
икальиая или наклонен-
ревые жгуты над крылом
ни соединяются с конце-
шхревой пелены крыла
[ система индуцирует на
тительную скорость. Это
)етекании воздуха с ниж-
те которого увеличивает-
скорость потока над ней
шнамики на верхней по-
дополнительное разреже-
которая с избытком ком-
>ль боковых или передних
Такой аэродинамический эффект у крыла малого удлинения усили-
вается с увеличением угла атаки. Он затягивает полный срыв потока до
больших углов, которые практически даже не всегда могут быть исполь-
зованы. Общая теория крыла малого удлинения в силу своей сложности
до настоящего времени окончательно еще не разработана. Наибольший
вклад в ее разработку был внесен В. В. Голубевым [7].
Если использовать известный результат теории несущей линии для
крыла конечного размаха или формулу (15.56) в качестве решения пер-
вого приближения и дополнить его положениями, сформулированными
В. В. Голубевым для крыла малого удлинения, то можно получить при-
ближенную зависимость коэффициента подъемной силы такого крыла по
углу атаки су~су(а) и его производную c* = c^(ct).
Одним из основных таких положений является представление обте-
кания верхней поверхности крыла как обтекания твердой стенки, моде-
Рис. 15.11. Схема вихревых жгу-
тов на крыле малого удлинения
Рис. 15.12. Схема для опреде-
ления дополнительной скоро-
сти на верхней поверхности
крыла малого удлинения от
концевых вихрей
лируемое с помощью фиктивной системы вихрей, получаемой зеркальным
отражением основной системы (упрощенной, П-образной) относительно
плоскости крыла (рис. 15.12).
Тогда, пренебрегая величиной опускания свободных вихрей или вих-
ревой пелены крыла, видим, что дополнительная скорость потока вдоль
хорд ДУ от действительных и фиктивных свободных вихрей с циркуляци-
ей Го будет связана с индуцируемой или нормальной скоростью и в об-
ласти присоединенного вихря соотношением &V=2nsma. Но так как
и — 2 Го/лI, а У] - - р У/Го, то
рУлР и дV =4sin а/pl/л/2
Дополнительное разрежение на верхней поверхности крыла в сред-
нем будет равно Др~—рУАУ, а приращение подъемной силы АУ=
= — ApS — рУАУ5; подставляя выражение для ДУ, получим
Дг --------sin a-------Y..
1 Л/2 ]
Суммарная подъемная сила крыла будет равна У = У1 + ДУ —У((1 +
-г4а/лЛ); переходя к'безразмерному коэффициенту, будем иметь
СУ~ сп(1+4а/лХ),
где cVl (или Ут) соответствует значению первого приближения, опреде-
ляемого выражением (15.57).
В последнюю формулу можно ввести поправку, учитывающую рас-
пределение подъемной силы по размаху, которое близко к эллиптическо-
му для крыльев малого удлинения. Обобщая, окончательно можно на-
писать
с„= 2лХ(1 + 2 . (15.59)
рХ + 2 \ рХ /
размерный пар?
дует вместо р п]
р —— [
2 I
Эту зависимость можно применять для крыльев умеренно малых
удлинений (1 <Л<3). Для крыльев очень малых удлинений (Х<1) зави-
симость (а) на малых углах атаки, как известно, имеет вид
^=уМ«-«0)-
(15.60)
Нелинейность по углам атаки для таких крыльев можно учесть с по-
мощью поправки в (15.59), если иметь в виду, что при Х->0 р->1/Х;
тогда
c«=-j-x(a-ao)[l+2(a-ao)l- (15.61)
Зависимость (15.59) действительна и для крыльев больших удлине-
ний, у которых нелинейность су(а) еще не успевает проявиться, так как
прирост подъемной силы от конечности размаха компенсируется паде-
Рис. 15.13. Зависимость cv (a)
для крыльев различных удлине-
ний:
Рис. 15.14. Зависимость с“ крыла
от чисел М полета:
— • — линейная теория,
------эксперимент
— • — • — линейная теория,
--------- нелинейная теория;
---------с учетом срывов
В приведен
Шую способност
шо отражено вл
щих различные
в околозвуковое
тей (М^ 0,85-1
ляется смешанн)
звуковых и свер
поля скоростей г
значительно бол
скоростями. В р
ний резко возрж
диапазоне скоро
тверждается экс
Общего мет*
скоростей и при
мерного потока 1
профилей простс
проектирования
аэродинамически
потоке существу!
линейной теории
является только
статочно хорошо
удлинений.
Наиболее це
бия воколозвуко!
воляют установи
правильно обраб
основании прави.
способности крьи
нием ее за счет развивающихся турбулентных срывов потока с верхней
поверхности. Поэтому для крыльев с Х>3 следует использовать зависи-
мость (15.57), а для крыльев с 1<Х<3— зависимость (15.59).
Необходимо все же отметить, что влияние срывов потока на умень-
шение нелинейного прироста су будет происходить на одних и тех же ис-
тинных углах атаки с учетом скоса потока, т. е. для профилей на одних
и тех же значениях су независимо от удлинений крыльев. При одинако-
вых профилях максимальные значения Сушах крыльев будут примерно
равны при любых удлинениях (рис. 15.13).
Влияние сжимаемости воздуха при дозвуковых скоростях полета
на подъемную силу крыла может быть учтено с помощью дозвукового
закона подобия, если вместо величины суу X, tg%< в формулах для су(а)
подставить величины су 1/Л1 — М2; X "И 1 — М2; tg ///К 1 — М2. Следует
заметить, что характеристика су(а.) для крыльев очень малых удлине-
ний Х<1 (15 60) при этом не изменится.
Влияние сжимаемости на су(а) для крыльев малых и больших удли-
нений может быть учтено в формулах (15.57) и (15.50) только через без-
При М= 1 эта з
1
Кривой Су (с)3 =
ному соотношени
щая имеющиеся [
можно определит
Г —
где р=р[ X(с)3;
В частности,
ми и концевой хор
292
равку, учитывающую рас-
ое близко к эллиптическо-
, окончательно можно на-
"«о
(15.59)
крыльев умеренно малых
лх удлинений (Х<1) зави-
•тно, имеет вид
(15.60)
льев можно учесть с по-
щу, что при Х->0 j5->l/X;
-а0)]. (15-61)
крыльев больших удлине-
ювает проявиться, так как
аха компенсируется паде-
14. Зависимость с“ крыла
от чисел М полета:
,ейная теория;
ссперимент
х срывов потока с верхней
гдует использовать зависи-
«жмость (15.59).
е срывов потока на умень-
шить на одних и тех же ис-
. е. для профилей на одних
1ий крыльев. При одинако-
х крыльев будут 'Примерно
вуковых скоростях полета
о с помощью дозвукового
tg Xi в формулах для су(а)
2; tgxf/Kl—М2. Следует
льев очень малых удлине-
ьев малых и больших удли-
и (15.50) только через без-
размерный параметр р: для крыльев с прямолинейными кромками сле-
дует вместо р принять
=ф (^i-M2 + ‘gZn.« + ^i-M2+tg2x3.K)+-
В приведенных выше зависимостях cy(ct), характеризующих несу-
щую способность крыльев конечного размаха в дозвуковом потоке, хоро-
шо отражено влияние геометрических параметров (X; у; определяю-
щих различные формы в плане. Однако они неприменимы для расчетов
в околозвуковом (так называемом «трансзвуковом») диапазоне скорос-
тей (М~0,85—1,15). При таких скоростях полета обтекание крыла яв-
ляется смешанным, т. е. на его поверхности имеются зоны местных до-
звуковых и сверхзвуковых скоростей. Вызываемые крылом возмущения
поля скоростей потока соизмеримы со скоростью полета. Эти возмущения
значительно больше, чем при полете с дозвуковыми или сверхзвуковыми
скоростями. В результате больших возмущений поля скоростей и давле-
ний резко возрастают силы, действующие на крыло. В околозвуковом
диапазоне скоростей они достигают максимального значения. Это под-
тверждается экспериментом (рис. 15.14).
Общего метода расчета несущих свойств крыльев в этом диапазоне
скоростей и при М=1 не существует. Получить расчетом скорость дву-
мерного потока в плоскости годографа можно только для специальных
профилей простой формы. Поэтому они практически не пригодны для
проектирования самолета, где требуются интегральные или суммарные
аэродинамические характеристики крыла. Для расчетов их в трехмерном
потоке существуют различные методы, основанные на приближенной не-
линейной теории обтекания крыла. Обоснованием первого приближения
является только требование конечности удлинения крыла, которому до-
статочно хорошо соответствуют реальные крылья умеренных и малых
удлинений.
Наиболее ценным результатом этой теории является правило подо-
бия в околозвуковой зоне скоростей и при М=1. Эти правила подобия поз-
воляют установить некоторые зависимости, с помощью которых можно
правильно обрабатывать и обобщать экспериментальные материалы. На
основании правила подобия общая зависимость характеристики несущей
способности крыла Су в околозвуковом диапазоне имеет вид
При эта зависимость может быть представлена в виде одной
кривой су(с)3 = /[цс)3 ], которая при Х(с)3<1 сводится к извест-
ному соотношению для крыльев малых удлинений су = л — . Обоб-
щая имеющиеся результаты [2; 7], с достаточной для практики точностью
можно определить величину с“ крыла при М^1 по формуле
с; = —Щ, (15.62)
рХ(7)3 +2
Г — 1
где р—3; у; .
В частности, для крыльев с прямыми передними и задними кромка-
ми и концевой хордой, параллельной потоку (для стерловидных крыльев
293
с сужениями), можно получить
1 1
-Ж ддз
2 Tj—
2
tg Хи.к _. „ ,
1 , „ X(c)13l)+1
l-{7j-l) —---------
V 1 + tg2 Хп.к J
Анализируя указанные результаты, можно получить число М, при
котором Су будет иметь максимальное значение
м »
су max
2
3Г 2
1
Х(?У
(15.63)
и отношение с у mix с” при М = 1
с* -г
2-
ra
1
12
(15.64)
Х(с)3 J
Несущие свойства крыльев, различных по форме в плане, на сверх-
тях не могут быть описаны какой-нибудь одной зависи-
границы крыла определяют характер взаимного влияния
. Например, в зависимости от того, являются ли
/х_.. ум2— 1) или
те или иные
крыла при
Несущие свойства кр Dl'/lDk'.L), ----
звуковых скоростях не могут быть описаны какой-нибудь одной зависи-
мостью, так как Г"......... "n"nuij'a
отдельных его участков. ххих.р..,.^, _
кромки крыла (передние и задние) дозвуковыми (tg X/ >
сверхзвуковыми (tg/f <УМ2 — 1), могут быть получены
формулы для зависимости с“дМ). Для прямого
X ]?м2 — 1 )> 1 имеем
— -4- - (1----------------1
у М2— 1 \ 2Х У.М2 — 1
При X Ум~1 < 1 получается более сложная и громоздкая зависи-
мость [2; 7]. Для прямого крыла с наклонными боковыми кромками в
случае, если они дозвуковые (I tg /б.к j >УМ2— 1), при хУм2—1>1
(15.66)
СУ---
(15.65)
где Е(К) —полны
k = У1 — т2; т =
В качестве уш
можно принять пр<
которая достаточн<
Для крыльев (
угольных (типа «л
передней кромке (/
При сверхзвуковой
a 8m
с —----------- -
У + 0
где р = ум2— 1, а
Большой интер
стреловидных крьи
теоретическое опре;
си мости (М) по.
мость от геомет]
основании формул (
них кромок,
а для случая сверхз)
СУ
a 4
Су^- -------
У М2 — 1
В случае, если они сверхзвуковые,
« 4
_ V М2 — 1 — tg 7/.к
1 ' 2Х
8
П tg 7п к
I
1--
____5
14-6
су —
(15.67)
т. е. как у крыла бесконечного размаха или при двумерном обтекании
плоской пластинки.
Для треугольных крыльев со сверхзвуковой передней кромкой вели-
чина с# вычисляется также по формуле (15.67). При дозвуковых перед-
них кромках (ig< | М2 — 1) для треугольных крыльев имеет место
зависимость
______2 л
Е (й) tg 7-п.к
(15.68)
Приведенные вь
крыльев по форме i
Для этих крыльев
летном диапазоне ск
трансзвуковую зону,
должна пройти чере:
(су при М = 1, -плав!
и сверхзвуковых ско]
Зависимость Су
примерно постоянно
сДа) у крыльев маль
ски исчезает.
Зависимость Су (
ределении максимал
294
где Е (К) — полный эллиптический интеграл второго рода с модулем
. Ь /М2 — 1
А=]/1 —т2; т =-----------
tgXn.K &
В качестве универсальной зависимости для сау треугольных крыльев
можно принять простую полуэмирическую формулу
, (15.69)
X-/М2—1 + 0,3
которая достаточно хорошо совпадает с экспериментом.
Для крыльев более общей формы в плане, например, для четырех-
угольных (типа «ласточкин хвост» или «ромбовидных») при дозвуковой
передней кромке (т<1):
4m
₽£(*)
1 + 5 (1 — 52)3'2
arccos (—
(15.70)
При сверхзвуковой передней кромке (т>1):
8m
*Ф(1 +5)
---- 1 — arccos ( ——-j----------* arccos —-
У m2 — 52 ' т ' /m2 — 1 т
, (15.71)
где ₽ = УМ2—1, а £= ёЛзк .
tg Хп к
Большой интерес для проектирования представляют характеристики
стреловидных крыльев на сверхзвуковых скоростях полета. Однако
теоретическое определение их несущей способности очень сложно: зави-
симости су (М) получаются весьма громоздкими. Приближенно зависи-
мость су от геометрических параметров и числа М можно получить на
основании формул (15.70) и (15.71). Тогда, для случая дозвуковых перед-
них кромок,
£(*) tgXn.K
(15.72)
1
arccos —
m
а для случая сверхзвуковых
8
«tgXu.K
2arccos (— 5) 1
(2-5) (1 + О1'2 -I
т] V т2 — 1
(15.73)
1 + 5 L Vт2 — £2
Приведенные выше зависимости сау (М) охватывают широкий класс
крыльев по форме в плане, наиболее часто применяемых на практике.
Для этих крыльев зависимости су (М.) могут быть построены во всем
летном диапазоне скоростей от дозвуковых до сверхзвуковых, включая и
трансзвуковую зону. Кривая С^(М) в околозвуковом диапазоне чисел М
должна пройти через ТОЧКИ (Мкрит) при М<1, = С£тах(М^1) И
(су при М=1, -плавно сопрягаясь с кривыми для дозвуковых
и сверхзвуковых скоростей.
Зависимость Су (М) для крыльев очень малых удлинений остается
примерно постоянной: Су=лХ/2. Следует заметить, что. нелинейность
^(а) у крыльев малых удлинений на сверхзвуковых скоростях практиче-
ски исчезает.
Зависимость с у (М) необходима для проектирования крыла при оп-
ределении максимальной эксплуатационной и расчетной перегрузок в
295
случае вертикального порыва ветра (если эти перегрузки становятся
больше маневренных, как, например, для тяжелых и большинства пасса-
жирских самолетов). Снижение эксплуатационных перегрузок за счет
уменьшения Су при полете на малых высотах и околозвуковых скоро-
стях может быть достигнуто применением крыльев изменяемой стрело-
видности. Для таких крыльев с относительно небольшим центропланом
(£ц^0,3) величина с у может быть определена по формулам для стре-
ловидных крыльев, если использовать кинематические зависимости
Х=Х(х); ё=с(х) и т. п. (см. § 2).
Для крыльев более сложных форм в плане несущая способность в
виде Су может быть определена численными методами с использовани-
ем ЭВМ. Однако при общем или эскизном проектировании самолета
применение этих методов нерационально из-за больших затрат времени.
Поэтому для большинства практически используемых крыльев их инте-
гральные характеристики с у могут быть определены с помощью приве-
денных выше аналитических выражений для крыльев по форме в плане,
аппроксимирующих заданное (например: оживальное крыло может быть
аппроксимировано треугольным при одинаковых Хит. п.). При оценке
несущей способности крыла в общей схеме самолета необходимо учиты-
вать его интерференцию с другими агрегатами (фюзеляжем, мотогондо-
лами, оперением и т. п.).
Максимальная несущая способность к р ы л а характе-
ризуется величиной Сушах, которая зависит от набора профилей по раз-
маху, крутки и формы крыла в плане, т. е. от его аэродинамической ком-
поновки, У плоского крыла произвольной формы в плане индуктивные
скосы потока >по размаху могут быть распределены так, что эффектив-
ные местные углы атаки профилей в отдельных сечениях крыла будут
неодинаковы. При увеличении общего угла атаки крыла в каком-то из
сечений местный угол атаки превысит критический и в этом сечении
будет развиваться срыв потока с верхней поверхности. По мере увеличе-
ния угла атаки крыла местные срывы будут возникать в других сечениях
крыла и при дальнейшем увеличении угла атаки срывы могут охватить
все крыло. Однако развитие срывов вдоль хорд может носить разный ха-
рактер в зависимости от относительных толщин профилей, из которых
составлено крыло. На толстых и умеренно толстых профилях (с>12%)
с большим радиусом косков срыв будет развиваться от хвостика про-
филя к носку (так называемый турбулентный отрыв потока). На тонких
профилях с малыми радиусами носков отрыв потока может происходить
в районе носка (так называемый ламинарный отрыв) с последующим
«прилипанием» и переходом пограничного слоя в турбулентное состоя-
ние. При увеличении угла атаки ламинарный отрыв может распростра-
няться все дальше вниз по потоку, но при достижении некоторого угла
атаки может произойти встречный отрыв с хвостика профиля.
Такое развитие, по сравнению со срывом первого типа, приводит к
резкому падению су после достижения в то время как в первом
случае падение от срывов после достижения сьтаах может происходить
сравнительно плавно (рис. 15.15). Увеличить с^шах профиля можно за
счет придания ему вогнутости, что особенно эффективно для тонких про-
филей (с<8%).
Наиболее часто применяются стреловидные крылья с сужением.
У этих крыльев местные углы атаки на концах больше, чем в корне,
поэтому срыв потока начинается с концов. Для того чтобы затянуть кон-
цевой срыв, необходимо выровнять индуктивные скосы или местные углы
атаки установкой менее несущих профилей в корне и более несущих на
концах. У стреловидных крыльев с сужением аэродинамическая компо-
новка может быть такой, что в корне необходимо установить более тол-
стые профили даже с отрицательной вогнутостью, а на концах крыла —
296
перегрузки становятся
t и большинства пасса-
IX перегрузок за счет
околозвуковых скоро-
ев изменяемой стрело-
ольшим центропланом
то формулам для стре-
1тические зависимости
несущая способность в
одами с использовани-
оектировании самолета
эльших затрат времени,
емых крыльев их инте-
[ены с помощью приве-
льев по форме в плане,
ьное крыло может быть
Хит. п.). При оценке
лета необходимо учиты-
фюзеляжем, мотогондо-
>сть крыла характе-
абора профилей по раз-
। аэродинамической ком-
ы в плане индуктивные
лены так, что эффектив-
сечениях крыла будут
<и крыла в каком-то из
жий и в этом сечении
сности. По мере увеличе-
шкать в других сечениях
и срывы могут охватить
может носить разный ха-
1 профилей, из которых
:тых профилях (с>12%)
►аться от хвостика про-
трыв потока). На тонких
пока может происходить
отрыв) с последующим
I в турбулентное состоя-
>трыв может распростра-
ижении некоторого угла
гика профиля.
[ервого типа, приводит к
то время как в первом
Сушах может происходить
ушах ПрофиЛЯ МОЖНО ЗЯ
фективно для тонких про-
ке крылья с сужением,
lax больше, чем в корне,
того чтобы затянуть кон-
е скосы или местные углы
юрне и более несущих на
аэродинамическая компо-
[мо установить более тол-
ыо, а на концах крыла —
счет утолщения нижней
малыми дозвуковыми скоростями), либо
с
а)
более тонкие с положительной вогнутостью. Такая аэродинамическая
крутка может быть применена в комбинации с геометрической круткой,
когда сечение крыла поворачиваются относительно корневого по опреде-
ленному закону ф(г). Затянуть срыв потока на крыльевом профиле мож-
но либо с помощью его модификации, либо за
части носков (для самолетов
за счет отгиба носков вниз
(для самолетов больших до-
звуковых и сверхзвуковых
скоростей полета).
Указанные меры по уве-
личению Сушах проводятся С
учетом интерференции кры-
ла с другими агрегатами
или частями самолета, а так-
же с учетом обеспечения тре-
бований минимального ин-
дуктивного сопротивления
крыла на основном крейсер-
ском режиме полета при за-
данном су и условии балан-
сировки самолета. Особен-
ность стреловидных крыльев
заключается в том, что при достаточно большой стреловидности
(Хп.к>30°) не удается сохранить значения сутах составляющих их про-
филей: даже для профиля скользящего крыла (или стреловидного крыла
бесконечного размаха) справедливо соотношение
В)
Рис. 15.15. Отрыв потока на профиле крыла:
а — отрыв турбулентного слоя на толстом профиле;
б — отрыв ламинарного слоя на тонком профиле
max !х>0 С у max =0 X-
Рис. 15.16. Сравнение границ отделе-
ния потока для различных профилей
по числам М свободного потока
Другой особенностью стреловидных крыльев является перетекание
пограничного слоя от корня к концам, что тоже приводит к преждевре-
менному срыву потока в концевых
сечениях крыла вследствие накопле-
ния заторможенного пограничного
слоя. Для устранения этого нежела-
тельного явления, кроме указанных
мер по аэродинамической компонов-
ке крыла, могут применяться также
средства как установка аэродинами-
ческих перегородок в одном-двух
сечениях на верхней поверхности
крыла, «запилы» на носке, скачко-
образное увеличение хорд при их
изменении от корня к концам кры-
ла. В некоторых случаях могут быть
использованы турбулизаторы, пере-
мешивающие пограничный слой со
свежим потоком, увеличивающие
его кинетическую энергию и предот-
вращающие преждевременный срыв
потока.
Для повышения Сушах крыла на
режимах взлета и посадки приме-
няются принципы изменения геометрии профиля с помощью щитков,
закрылков, предкрылков, носовых щитков, средств УПС и т. п. (см. § 8).
Большое влияние на Сушах оказывает сжимаемость воздуха. Для
современных умеренно толстых профилей (ся^Ю—13%), которые имеют
турбулентный тип отрыва, влияние сжимаемости начинает сказываться
297
уже при числах М~0,2—0,3, Углы атаки, при которых еще только начи-
нается отрыв на хвостике профиля (т. е. когда на профиле появляется
зона сверхзвуковых скоростей при су=0, заканчивающаяся скачком
уплотнения), почти монотонно убывают с увеличением чисел М до нуля
при М = Мкрит- У тонких профилей с ламинарным отрывом углы атаки
начала отрыва значительно меньше, чем у толстых профилей при малых
числах М; с увеличением числа М углы атаки начала отрыва у тонких
профилей изменяются мало (см. рис. 15.16). Изменения Сушах в зависи-
мости от числа М. для профилей различного типа показано' на рис. 15.17.
Видно, что тонкие профили при больших дозвуковых числах (М«0,65)
сохраняют более высокое значение cymax> чем толстые профили.
Влияние вогнутости на зависимость сущах от чисел М показано на
рис. 15.18.
Рис. 15.17. Зависимость между
числом М свободного потока и
Гута к ДЛЯ двух Профилей С боЛЬ-
шими радиусами носка и для
двух с малыми радиусами:
1 — NASA 0015 1 с большим радиу-
2 — NASA 23015 > сом носка;
3 — NASA 66,2—215 1 с малым ра-
4 — NASA 65,2—215 1 диусом носка
Рис. 15.18. Влияние кривизны (во-
гнутости) на Суш а у сходных про-
филей (Re= 1 10е—2- 10е):
/ — NASA 65,1-010 без кривизны, 2—
NASA 65,1 210 средней кривизны, 3 —
NASA 65,1 410 большой кривизны
При переходе к сверхзвуковым скоростям суТПах снова возрастает
примерно до 1, а затем монотонно убывает. Крылья с высокой макси-
мальной несущей способностью гугпах имеют большое значение для по-
вышения маневренных характеристик самолета или характеристик безо-
пасности полета на малых дозвуковых скоростях, а также в условиях
сильных вертикальных порывов ветра.
Выполнению совместного требования высоких значений сутах для
малых скоростей и низких значений Су для околозвуковых скоростей при
полете на малых высотах могут отвечать только крылья с изменяемой
геометрией и, в частности, — крылья с изменяемой в полете стреловидно-
стью.
Сила лобового сопротивления, действующая на крыло в
набегающем потоке, может быть разделена на две основные составляю-
щие: на силу вредного лобового сопротивления и силу индуктивного
лобового сопротивления.
Первая из них связана с профильным сопротивлением и включает
в себя силы трения и силы давления, возникающие при обтекании кры-
ла, без подъемной силы, вторая — связана с подъемной силой на крыле.
В общем случае суммарное сопротивление крыла в форме безраз-
мерных аэродинамических коэффициентов может быть представлено в
виде
сх—
(15.74)
298
где сх— коэффициент лобового сопротивления крыла;
сХа— коэффициент вредного лобового сопротивления;
сх.— коэффициент индуктивного сопротивления.
Уравнение (15.74) называется полярой крыла. На режимах безот-
рывного обтекания зависимость сх(су) имеет вид квадратичной поляры,
т. е. уравнение (15.74) можно записать еще в виде
+ (15.75)
где Do — коэффициент отвала поляры.
Коэффициент вредного лобового сопротивления может быть пред-
ставлен в виде
^о^=схр+сх0в, (15.76)
где схр — коэффициент профильного сопротивления, учитывающий тре-
ние пограничного слоя о поверхность профиля; зависит от
режима обтекания, т. е. от числа Рейнольдса и числа М, а так-
же от распределения давления по профилю или от формы
профиля;
СхОв — коэффициент волнового сопротивления от сил давления, кото-
рые возникают на скоростях полета, превышающих критическое число
М.Кри-г, т. е. вследствие сжимаемости воздуха на режимах трансзвуковых
и сверхзвуковых скоростей.
Коэффициент профильного сопротивления может
быть вычислен по формуле
сХр^2с/пл(\-K3F)(1 4-?М)$имЧ-0,0017щ, (15.77)
где относительная омываемая площадь крыла с учетом интер-
ференции
*^бм “ 1 ^инт ' *^пФ‘
Здесь 5пф— относительная площадь подфюзеляжной части крыла;
ЛИнт— коэффициент интерференции, равный для:
высокоплана — 0,9;
среднеплана — 0,7;
низкоплана — 0,5;
„л— коэффициент трения плоской пластины;
относительная суммарная длина (размах) щелей на крыле
(между крылом и элеронами; крылом и закрылками и т. д.).
Коэффициент трения плоской пластины может быть определен с уче-
том влияния сжимаемости при смешанном (ламинарно-турбулентном)
обтекании по формуле
С/ ч.пл
Г/ пл =
(1 +0.1М2)3
I-*,. 4-
40 «5'8
Re3'8
4/5
(15.78)
0,455 , .
— коэффициент трения
где по известной формуле стх пл
(IgRe)2-58
плоской пластинки при турбулентном обтекании;
Р ^ср
Ке =--------число Рейнольдса;
хп— относительная координата по хорде профиля точ-
ки перехода ламинарного пограничного слоя в
турбулентный.
299
Для профиля точка перехода может быть приближенно определена
следующим образом:
хп —ruin
где коэффициек
£= 1— дл
£ = —— дл
£=3 -4-4— дл
где хПЛ1Л— точка перехода для плоской пластины с учетом размеров
шероховатости ее поверхности;
хс и xf— относительные координаты местоположения максимальной
толщины и вогнутости профиля;
£пр— относительная хорда предкрылков.
Величина хп.пл может быть определена по следующей эмпирической
формуле:
(15.79)
где «=5-(-(1,3 ф 0,6М(1 — 0.25М)2]
йш — средняя высота бугорков шероховатости поверхности крыла.
В зависимости от отделки поверхности
3-10-6-15-10-6 м.
Волновое сопротивление на околозвуковых скоростях можно опреде-
лить по формуле
Итак, коэф
практически вс
чисел М.
Вредное ло(
ние может бы
формуле (15.76)
мул (15.77), (1
также во всем
М полета (рис.
си мости в ключ
ские параметры
и пр.), что по:
вать их три oi
метров самолет;
Следует з
трансзвуковой з
где
(М — м \3 / м — м \
J J ьрит \ / А о 1 ьрит 1
М — М II М — М 1
J с max 1 крит J \ с max - *крит j
(15.80)
= 1 1 (fe + l)43 (с)43 (А + 1)2/3(с)2>3
COSXc 2 C0S23Zr COS1;3Xe
(15.81)
от числа М =
зависимость cxol
как показано на
И н д у к т ИI
лено подъемной
лений: вихревогс
лета, второе —н
На малых ci
жением
Хс — стреловидность крыла по линии максимальных толщин;
М'крит — критическое число М. для крыла при су=0;
£=1,4 — показатель адиабаты воздуха;
2лХ (с)2 cos2Xr
СхОвтах=-------------------максимум сх;
Ов 2+X(c)13cos53/x °
М,.,« = — 11 + 0,4 [2—(с)’8 C0S2,3Xc] I
Д°В cos Хс I COS23/.c J
— ЧИСЛО М, соответствующее Ститах.
Волновое сопротивление на сверхзвуковых скоростях (М>
>1,2) может быть определено по формуле
+ (15.82)
У М2 »
ГДе Аэ несж —
рое связано с ге<
где
В условиях
скоростей полета
- _ 10”
Хп’ПЛ- Re >
300
)лиженно определена
где коэффициент £пр зависит от формы профиля:
1—для ромбовидного профиля;
_4
3
для профиля, образованного дугами окружности;
£=3:4—для дозвукового профиля;
с учетом размеров
гения максимальной
тощей эмпирической
(15.79)
при
1 +О,16(Х]/М2— 1 — Xtgy.f)2
0
при ]/М2 — l<tgxr
Итак, коэффициент волнового сопротивления может быть определен
0,08М2
+ 1 +0,312М2_
поверхности крыла.
практически во всем диапазоне
чисел М.
Вредное лобовое сопротивле-
ние может быть определено по
формуле (15.76) с помощью фор-
мул (15.77), (15.80) или (15.81)
также во всем диапазоне чисел
М полета (рис. 15.19). Эти зави-
симости включают геометриче-
ские параметры крыла (с; X; %; /
и пр.), что позволяет использо-
вать их при оптимизации пара-
метров самолета.
Следует заметить, что в
трансзвуковой зоне
Рис, 15.19. Зависимость вредного лобо-
вого сопротивления от числа М.
остях можно опреде-
-М' \
—---------|, (15.80)
— м I
»Х Крит ]
M)s'3(023
COS1,3Xc
ных толщин;
; (15.81)
[ 1
от числа М= maxj м
1м^овтах
[1,2
до числа M = min{ г______
|/l+tg2Ze
зависимость схо(М) может быть построена графически, например, так,
как показано на рис. 15.19.
Индуктивное лобовое сопротивление крыла обуслов-
лено подъемной силой. Можно считать, что оно состоит из двух сопротив-
лений: вихревого и волнового. Первое имеет место на всех скоростях 'по-
лета, второе — на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях.
На малых скоростях индуктивное сопротивление определяется выра-
жением
Л^э.несж
(15.83)
—
где Хэиесж — эффективное удлинение крыла в несжимаемом потоке, кото-
рое связано с геометрическим удлинением крыла соотношением
где
зых скоростях (М>
, (15.82)
+ ®несж
*
°несж
(15.84)
В условиях закритического обтекания в околозвуковом диапазоне
скоростей полета, когда сказывается сжимаемость воздуха,
с —
L Г/ --
’ц'лэ*сж
(15.85)
301
где X
Э.сж
^э.несж .
1 + 6сж
При су > О
Х(с)1/3(М — Мкрит)3 при М>МкрИТ
О при Л4 -Мкрит
(15.86)
Мкрит— МКрит—Су (с) \
(15.87)
где Мкрит вычисляется по формуле (15.81).
Зависимости (15.83) — (15.87) могут быть использованы для крыльев уме-
ренных и больших удлинений (Х^>3). Для крыльев малых удлинений
(Z<gC3) вихревое индуктивное сопротивление
2с2
cxi=-^. (15.88)
лх
На сверхзвуковых скоростях полета индуктивное сопротивление
(вихревое и волновое) этих крыльев при оптимальном (эллиптическом)
распределении нагрузки по размаху и хордам
лХ
(15.89)
Для всех крыльев со сверхзвуковыми передними кромками индуктивное
сопротивление может быть определено по формуле
с2
с„=—(15.90)
где соответствующая производная Су определялась ранее. Для дозвуко-
вых передних кромок индуктивное сопротивление с учетом подсасываю-
щей силы может быть определено с помощью выражения
с2
= —-----SA. (15.91)
где Ст — коэффициент подсасывающей силы; £т — коэффициент ее реали-
зации (для острых передних кромок £т~0, для скругленных
«0,8—1,15-су).
Коэффициент подсасывающей силы
пХ 1/1 — т2
8с“ £2(*) с*
Тогда коэффициент индуктивного сопротивления крыльев с дозвуковыми
передними кромками при полете на сверхзвуковых скоростях определит-
ся выражением
„ лХ ]/1 — m 2
^г-8^ £2(*)
*• Обратную величину £ (£) можно аппроксимировать выражением
(k) = —I— arccos k 4- arcs in k).
Я \ л
(15.92)
Следует заметить,
чена и на профиле
несколько превыш
С этой целью на <
называемую «кони
фективна только 1
сверхзвуковых ско
мального аэродина
мальное индуктив]
неплоской средний
Рис.
ПОСТИ У = у(Х', 2), W.
онной или экстрема
ния при заданных
определяющих либс
= const), либо —си.
пени продольной ст;
(minfV;- при Су=со1
На рис. 15.21 п]
для неплоской сред
Рис. 15.21. Оптим
мической
7(z) и геометрическ
таны надежные мет<
ной формой в плане
помощью экспериме
и расчетные методы
или деформаций сре
теоретическим путей
гут быть уточнены э1
мальной крутки крь
302
LKpkT
(15.86)
крит
(15.87)
Следует заметить, что подсасывающая сила может быть частично полу-
чена и на профиле с острым носком, если он будет отогнут вниз на угол,
несколько превышающий угол атаки крыла на данном режиме полета.
С этой целью на стреловидных и треугольных крыльях применяют так
называемую «коническую крутку» крыла (рис, 15.20). Такая крутка эф-
фективна только на околозвуковых скоростях, так как на больших
сверхзвуковых скоростях она может дать некоторое снижение макси-
мального аэродинамического качества. Для того чтобы обеспечить мини-
мальное индуктивное сопротивление, необходимо применять крылья с
неплоской срединной поверхностью. Закон изменения срединной поверх-
ьзованы для крыльев уме-
>ыльев малых удлинений
(15.88)
дуктивное сопротивление
яальном (эллиптическом)
J - (15.89)
in кромками индуктивное
/ле
Рис. 15.20. Коническая крутка на треугольных и
стреловидных крыльях
(15.90)
лась ранее. Для дозвуко-
1ие с учетом подсасываю-
выражения
(15.91)
ности у—у(х\ г), или крутка крыла, определяется при решении вариаци-
онной или экстремальной задачи на минимум индуктивного сопротивле-
ния при заданных изопериметрических условиях или условиях связи,
определяющих либо только заданную подъемную силу (пппсхг- при су~
-=const), либо — силу и нулевой продольный момент при заданной сте-
пени продольной статической устойчивости
(minrx/ при су=const и mZo~~— const).
На рис. 15.21 представлена одна из возможных зависимостей крутки
для неплоской срединной поверхности, состоящей из аэродинамической
— коэффициент ее реали-
для скругленных
я крыльев с дозвуковыми
»ых скоростях определит-
Рис. 15.21. Оптимальная форма срединной поверхности крыла с аэродина-
мической и геометрической круткой определенного класса
(15.92)
ь выражением
7(z) и геометрической <р(z) крутки крыла. В настоящее время разрабо-
таны надежные методы решения таких задач для крыльев с произволь-
ной формой в плане. Результаты этих решений могут быть уточнены с
помощью эксперимента в аэродинамической трубе. Экспериментальные
и расчетные методы должны дополнять друг друга, так как класс крутки
или деформаций срединной поверхности может быть определен только
теоретическим путем, а амплитуды деформаций в заданном классе мо-
гут быть уточнены экспериментально. Следует отметить, что выбор опти-
мальной крутки крыла является актуальной задачей не только при
303
проектировании крыльев сверхзвуковых тяжелых или пассажирских са-
молетов, но и при проектировании крыльев дозвуковых и околозвуковых
самолетов со стреловидными крыльями. Из выражения максимального
аэродинамического качества /fmax =—- следует, что для его
2]АЖ(Ро
повышения необходимо подбирать не только оптимальный отвал поляры
£>о, т. е. удлинение, форму в плане и крутку крыла, но также тщательно
подбирать форму профилей и их распределение по крылу, так как за
счет этого можно значительно уменьшить схо (без этого немыслимо
освоение околозвуковой зоны скоростей, когда М = 0,9—1,2).
На величину /Стах (через £>о) оказывает влияние продольная балан-
сировка самолета особенно на сверхзвуковых скоростях полета.
Продольный момент крыла mz зависит от аэродинамической
компоновки крыла и от режима полета (су и М).
В первом приближении mz—тгУс^ где нулевой момент mz0
зависит от аэродинамической и геометрической круток крыла, а также
от числа М полета; степень продольной статической устойчивости
тс^-^.хТ—зависит от положения фокуса крыла х^кр, который, в
свою очередь, зависит от формы крыла в плане и от числа М.
Для дозвуковых скоростей он может быть определен приближенно:
xF =xF +0,033 p.tgx (15.93)
кр преф \ ' KJ + 1/ >]
'— 1 — 9 v к»
где xF ——(1 — 2еср) — фокус профиля со средней толщиной
7проф 4
крыла.
Изменение фокуса от сжимаемости воздуха в диапазоне чисел
МкР<М<1,2 может быть определено тоже приближенно:
дхр(М)—AxFmaxMM), (15.94)
где ДА>тах =
= ±^0,12+0,03^^
(Т| + I)2
т}2 + + 1 ’
ММ)=
Эти зависимости
него наплыва (точне
одинакового положе!
скоростях.
Последнее обете
схемы, аэродинамиче
отношением mz0=-
Следует заметит
крылья оживальной (!
нейную характеристи
готических крыльев,
пени продольной ста'
жение между этими j
практически линейну!
На сверхзвуковь
сутствует для всех кр
Нелинейный xaj
крылья, что объяснж
сечений. Для того чт
значений cv, примени
вышения максим ал ьн
регородки, запилы и 1
На поперечн]
степени влияет крыле
ния характеризуется i
можно оценить по ф
о
М — МкрИт ¥ f 3 - 2 Мкрит
1,2—Мкрит / \ 1>2“МКрИТ /
при
при
при
М Мкрейс»
М;рит<М<1,2;
М>1,2.
Формулы (15.93) и (15.94) могут быть использованы для широкого
класса крыльев, в том числе и для крыльев изменяемой стреловидности,
если в них принять в виде зависимости Х(%) по (15.51), а
__ ___ COS 11)2
tgZl/2 = 'SutgZl/Su + 'SKtgXl(2« и 4=1 ------------—
1 COS х1/2
(индексы «ц» и «к» соответствуют «центроплану» и «консоли»).
Для составных или оживальных крыльев фокус на сверхзвуковых
скоростях полета можно определить по формуле (15.33) при условии,
что передние кромки наплыва становятся сверхзвуковыми:
tgxoH<VM^T
На дозвуковых скоростях фокус этих крыльев можно определить по
формуле (15.93), если в ней принять за основу геометрические парамет-
ры базового крыла.
где
Х7» — угол стреле
ф — угол попере
Из (15.95) видно
или на закритическил
ную реакцию на скол!
Для самолета в
и тх должны включа
агрегатами самолета
Необходимо име1
влияние оказывают >
молета.
Выбор геометрия
нии аэродинамически
цессе оптимизации в<
заданных тактико-те
Для определения
вес конструкции кры
современного свободн
кой, выведенной на о
304
лх или пассажирских са-
дковых и околозвуковых
[ражения максимального
— следует, что для его
о
тимальный отвал поляры
лла, но также тщательно
ie по крылу, так как за
о (без этого немыслимо
М=0,9—1,2).
ияние продольная балан-
коростях полета.
[сит от аэродинамической
где нулевой момент т2о
i круток крыла, а также
гатической устойчивости
1 крыла Хр-кр, который, в
; и от числа М.
определен приближенно:
Эти зависимости позволяют определить потребную площадь перед-
него наплыва (точнее Хон при заданном Z0H или наоборот) из условия
одинакового положения фокуса крыла на дозвуковых и сверхзвуковых
скоростях.
Последнее обстоятельство очень важно для самолетов бесхвостой
схемы, аэродинамическая компоновка крыльев которых определяется со-
отношением — mczycy для основного режима полета.
Следует заметить, что составные крылья (с передним наплывом) и
крылья оживальной формы на дозвуковых скоростях полета имеют нели-
нейную характеристику m2(cw) типа «ложка». У этой зависимости для
готических крыльев, наоборот, наблюдается некоторое возрастание сте-
пени продольной статической устойчивости по су. Промежуточное поло-
1 — 1.7
1
(15.93)
со средней толщиной
lyxa в диапазоне чисел
иближенно:
(15.94)
жение между этими крыльями занимают треугольные крылья, имеющие
практически линейную зависимость т2(су).
На сверхзвуковых скоростях нелинейность mz(cy) практически от-
сутствует для всех крыльев.
Нелинейный характер зависимости mz(cy) имеют стреловидные
крылья, что объясняется более ранними срывами потока с концевых
сечений. Для того чтобы сместить начало срывов в сторону больших
значений су, применяют те же средства, которые были указаны для по-
вышения максимальной несущей способности стреловидных крыльев (пе-
регородки, запилы и т. п.).
На поперечную устойчивость самолета в наибольшей
степени влияет крыло. Момент крена от крыла на единицу угла скольже-
ния характеризуется производной Величину этой производной
ер
можно оценить по формуле
вМ
су
д2су
дадМ.
(15.95)
где
при м<мкрейс;
I при Мкр ИТ 1,2;
при 1,2.
пользованы для широкого
меняемой стреловидности,
о (15.51), а
, cosx1/2
= 1 ----—
COS х1/2
ну» и «консоли»).
I фокус на сверхзвуковых
(уле (15.33) при условии,
рхзвуковыми:
X7S — угол стреловидности крыла по середине хорд;
ф — угол поперечного V крыла (все углы в радианах).
Из (15.95) видно, что на сверхзвуковых скоростях (при cJM <0)
или на закритических углах атаки ( су <0) крыло может иметь обрат-
ную реакцию на скольжение.
Для самолета в целом моментные статические характеристики mz
и тх должны включать интерференцию крыла с фюзеляжем и другими
агрегатами самолета, а также учитывать работу хвостового оперения.
Необходимо иметь в виду, что на эти характеристики существенное
влияние оказывают упругие деформации крыла и других агрегатов са-
молета.
Выбор геометрических параметров крыла производится на основа-
нии аэродинамических, весовых и объемных его характеристик в про-
цессе оптимизации всех параметров самолета при условии выполнения
заданных тактико-технических или технико-экономических требований.
льев можно определить по
у геометрические парамет-
§ 4. ВЕСОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Для определения влияния основных геометрических параметров на
вес конструкции крыла можно воспользоваться весовой формулой для
современного свободнонесущего крыла с жесткой металлической обшив-
кой, выведенной на основании предположения, что вес крыла
<Ар = + ^ст "Ь + Ощ.эл + О„роч,
305
где Gn— вес полок лонжеронов и всех элементов, воспринимающих
продольные силы, т. е. вес полок так называемого условного
лонжерона;
GCt — вес стенок и всех элементов, воспринимающих перерезыва-
ющие силы;
Сн — вес нервюр;
бщ эл — вес щитков, закрылков и элеронов;
бПроч — вес прочего.
Вес каждого слагаемого рассчитывается теоретически и корректи-
руется статистическими коэффициентами
Оьр=Wo (mt k,S3^+m^‘2Sv+m3 ) + 5,5$, (15.96)
\ Cq /
где ? == 1 — SAlrp/O,lGoZ— коэффициент разгрузки крыла грузами;
1Л7гр— сумма моментов грузов в крыле;
р—коэффициент, учитывающий утяжеление за
счет кинетического нагрева;
45,5(14~ 1/1) —(14~ 1)—коэффициент, учитывающий влияние суже-
ния крыла;
Шр m2; т3—статистические коэффициенты (см. стр. 318);
Па— расчетный коэффициент перегрузки;
Со—относительная толщина профиля у корня
крыла.
Полагая S = const; пА = const; р0 = const, получим
О„Р=А-Щл, + $Х,2+С—4-Z), (15.97)
«О х
где А, В, С и D — коэффициенты, не зависящие от Z, со и ту
Формула (15.97) дает возможность судить о влиянии Я,, со и т] на вес
крыла бКр.
Подставив в формулу (15.97) вместо к выражение X/cos2x, получим
формулу для веса стреловидного крыла
О.р=Л-4- — +С-^ + Д (15.98)
cos3 у Со cosy х1/2
которая дает возможность судить о влиянии угла стреловидности /
на вес.
Для треугольного крыла формула будет иметь вид
Щ = + /ЮЧС-’)Г t Н5.99)
Со 1
Большое значение имеют относительные величины <7«p = GKp/5—
удельный вес крыла и GKp= GhP/Gq.
Например,
, з 2 j \
4кР=^д^о/2Со21 £Т14-т2>Л24- тз~4-5,5; (15.100)
(15.101)
Эти формулы могут
Я
Gt
Введенные коэф
образом.
Для прямого кр
В'=Ълх,
С = ©U.J
1У=Б,1
Для стреловидн
С' = <$тАРо5
О' = 5,5; j
Для треугольного к{
А'=
В'=
С'=
D’ =
Однако влияние
осуществляться и к(
грузку п₽ (пА;м£и'
Выбор максим!
исходя из требовани
306
ентов, воспринимающих
называемого условного
питающих перерезыва-
Эти формулы могут быть записаны в таком виде:
7 3/2 1'9 1
?кр=Д' 4-+Л'л''2+С' —- + О';
с )
— I3-2 1 о 1
О = А" ------р 5"л 2 4- С"----k D".
«р _ -г -г х1/2 .
(15-102).
(15.103)
оретически и корректн-
^7У) + 5’55’ (15‘96)
зки крыла грузами;
зов в крыле;
вающий утяжеление за
[агрева;
вающий влияние суже-
(фициенты (см. стр. 318);
иент перегрузки;
1ина профиля у корня
и
r-LP, (15.97)
от X, со и тр
влиянии X, со и I] на вес
1жение Z/cos2x, получим
(15.98)
Х1/2
угла стреловидности х
гь вид
+ D. (15.99)
величины (/Кр = Gbp/S —
Введенные коэффициенты Д'; В' и т. д. будут выражены следующим,
образом.
Для прямого крыла
С1/2
А' = А"~^пл -2- mrkTi;
Ро
^^+5,5; (15.100)
ц— I (-Ь®. (15.101)
3 ?2 ) й>
В'=epp/z А pi/2G o/2m2; В" а^2 Ро
с^^ид^’Оо'Х; С" GJ2 = -Г2 Ро -т^
D'^5,5; 1),г ^5^ Ро '
Для стреловидного крыла
л, 1/2^12 Д =^rt.po Go т. ; соз3Х1;2 А" = О'о12 =^пл~^ zt?1 ; cos3 Xi/2
В’ = ^nAplJ2Gl 2т2 ; cos xi/2 В" = О'о2 Ро 1 m2 ; COS X1;2
r>f 1/2^1 2_ „„„ С =^nApo Go m3cosxiy2; С" = О'о2 m3 COS Xb2^
/У =--5,5; D"==5,5/p0.
Для треугольного крыла
G1/2
Д' = <ИШАРо Go2^; А"=^ПА
Ро
^1,2
В' = ^nA^Gol2m2; В"=^пА —~—т2;
Ро/2
С'= ^пАРо2С112т^ С"=утА т3;
Ро
Z)'=5,5; £>" = 5,5/р0.
Однако влияние геометрических параметров крыла на его вес может
осуществляться и косвенным путем, например, через расчетную пере-
грузку «р (пл; пв и т. д,),
Выбор максимальной расчетной перегрузки тах производится,
исходя из требований, предъявляемых к эксплуатации самолета.
307
Максимальная расчетная перегрузка связана с максимальной экс-
плуатационной перегрузкой соотношением
лр
max
=/л
э
у max»
где f — коэффициент безопасности. Для крыла и,/max и f выбираются
для расчетного случая полета, предусмотренного «Нормами прочности»
[12] в соответствии с назначением самолета.
Так, например, для тяжелых и транспортных самолетов наибольшее
значение /г^тах выбирается либо для случая маневра, либо для случая
«болтанки», т. е. для случая вертикального порыва ветра
1 + Wy^Vc^
p
fiy max—max
2 i I 11000
’ ”l”Go+45OO’
но не -<3,5,
где №уг — нормированная индикаторная скорость вертикального поры-
ва ветра;
рп—массовая плотность воздуха на расчетной высоте //;
k — коэффициент, учитывающий постепенное нарастание верти-
кального порыва по расстоянию.
Для легких маневренных самолетов
пэ ____r ?тах
max — •
Следует заметить, что в процессе проектирования самолета необхо-
димо непрерывно уточнять max или Дутах методом последовательных
приближений.
Формулы (15.97) — (15.101) позволяют сделать следующие выводы:
1) увеличение X ведет к существенному увеличению GItp, qKp и GKp;
2) увеличение со приводит к уменьшению GKP, (?кр и (7кр;
3) увеличение сужения q приводит к уменьшению веса крыла GKP,
<7кр и GKP;
4) увеличение угла стреловидности % влечет за собой увеличение
Сьр, <7ьр и (?кР; _
5) увеличение ро приводит к увеличению (?кр и уменьшению GKP;
6) увеличение Go увеличивает qh$ и GKp.
§ 5. ХАРАКТЕРИСТИКИ АЭРОУПРУГОСТИ КРЫЛА
Работа конструкции самолета вообще, а крыла в частности, харак-
теризуется взаимодействием аэродинамических сил, сил упругости и мас-
совых сил. При проектировании крыла необходимо учитывать это важ-
нейшее обстоятельство. Такой учет предполагает соответствующий вы-
бор геометрических параметров крыла в сочетании с выбором его
конструктивно-силовой схемы и рационального размещения масс конст-
рукционного материала. Рассмотрение взаимодействия только аэродина-
мических сил и сил упругости связано с решением задач статической
аэроупругости. К ним относятся вопросы дивергенции крыла, реверса
элеронов, потери запаса продольной статической устойчивости от упру-
гих деформаций крыла.
При добавлении к этим силам сил инерции от масс конструкции при-
ходится рассматривать динамическую аэроупругость.
При решении таких задач рассматриваются явления флаттера (ди-
намической устойчивости конструкции), бафтинга (динамического пове-
дения конструкции при срывном обтекании), динамических реакций в
конструкции на внешние возмущения (порывы ветра, посадки и т. п.).
308
ана с максимальной экс-
а Пу щах и / выбираются
го «Нормами прочности»
ых самолетов наибольшее
аневра, либо для случая
ыва ветра
C^Jmax
не <3,5,
>сть вертикального поры-
[етной высоте //;
генное нарастание верти-
рования самолета необхо-
етодом последовательных
;лать следующие выводы:
величению _GKP, ?кР и GKp;
<?кр и GKP;
тьшению веса крыла Gup,
:чет за собой увеличение
9кР и уменьшению Сщ»;
ОСТИ КРЫЛА
рыла в частности, харак-
сил, сил упругости и мас-
димо учитывать это важ-
ает соответствующий вы-
очетании с выбором его
размещения масс конст-
[ействия только аэродина-
ением задач статической
ергенции крыла, реверса
юй устойчивости от упру-
от масс конструкции при-
сесть.
:я явления флаттера (ци-
нга (динамического пове-
динамических реакций в
ветра, посадки и т. п.).
На рис. 15.22 представлена схема различных явлений аэроупругости
и соответствующих им задач, возникающих при проектировании крыла.
Флаттер; бафтинг', дина-
мическая устойчивость упру-
I гого самолета
Язр одинам ачески. е
силы
Динамическая устои
чивость жесткого
самолета_________
I
Инерционные
силы
Механические
колебания
конструкции
Дивергенция и реверс
органов управления i ста-
тическая устойчив ость
упругого самолета
Упруги е
силы
Рис. 15.22. Схема различных явлений аэроупругости
Статическая аэроупругость
При современных скоростях полета жесткость крыла при изгибе и
«ручении часто определяет выбор основных параметров крыла. Покажем,
что величины л и со существенно отражаются на значениях прогибов и
углов закручивания крыла. Для простоты рассмотрим однолонжеронное
свободнонесущее крыло с лонжероном, расположенным в месте макси-
мальной толщины профиля.
Общее выражение для максимального прогиба такого свободнонесу-
щего крыла будет
где В — некий коэффициент, зависящий от закона распределения на-
грузки по длине 1/2 и от изменения моментов инерции сечений
лонжеронов по длине //2;
Р— нагрузка, распределенная по длине 1/2 (полуразмах);
Jo— момент инерции лонжерона у корня.
Д4ожно приближенно принять, что
где ho=b0co — высота лонжерона у корня;
Fo — сечение пояса лонжерона у корня.
Подставим в формулу
Е* -^0 _ ^0
Г о — т— — "
“0° ^0с0°
значение изгибающего момента у корня
-^(0,455 - 0,011).
В результате получим, что
(1 + “Ч (0,455 — 0,01т})
р -___________\ .„.V-______________
г о — _
8Й0С0а
309
Тогда
(1
ro=-----------L
+ —(0,455 — 0,01т;)
V /_____________
16a
Так как
Полагая
P=^p<flAs-^ b„=bcf^,
1 +
4
получим
/ 1 \
25/ 1 +---I a
----i---V-------.
£c0^p (0,455 - 0,0 Ц)
Но так как при изменении q ,в практически используемых пределах
величину (0,455—0,01q) можно считать ’приближенно постоянной, то
у = д ЫХР + Уч)
где k ~-------—-------— const,
Е (0,455 — 0,0b])
откуда относительный прогиб будет
J_=b Щ + k
1 со
Из этой формулы следует, что при увеличении % относительный
прогиб на конце крыла увеличивается, а при увеличении со прогиб умень-
шается. При увеличении т], как нетрудно убедиться, коэффициент В
уменьшается, следовательно, В (1 + —) и относительный прогиб умень-
шаются.
Общее выражение для угла закручивания контура (нагруженного
моментом на конце) имеет следующий вид:
Л1кр/ Д? <^5
4GE2 У в ’
где <р0 —угол закручивания на конце крыла;
Мкр — крутящий момент, приложенный к концу крыла;
G — модуль упругости 2-го рода;
У7 —площадь контура сечения (рис. 15.23);
dS — элементарный отрезок контура;
б —толщина оболочки;
Г2 />472.2 ’
°0 с0кф
где Лф — коэффициент формы.
Следовательно, для крыла с q = l, считая, что (dS/д по размаху по-
стоянно, можно написать
р as
~ J 8
jl 2 cl 2
B2Mkd k *
с0
где В? — некоторый постоянный коэффициент.
то
Относительный у
или же, считая S=coi
Итак, относитель
линения л и уменыпа!
Недостаточность.
ся в полете самым не
тильные деформации
тому, что крыло BCJ
углов атаки сечений :
речного V значительн
динамические характ(
Очень большие
мац-ии при малой »
приводят к явлению
полной потери эффе]
называемому реверсо
Рассмотрим это я
крыла длиной dz.
При отклонении s
коэффициент подъемн
выражен следующим ।
а коэффициент момен1
причем приращение с4
а приращение ст0 всле
где — коэффиь
т3 — коэффиц
£i и е2 —числовы
бэ — угол OTKJ
310
-О.ОЦ)
Так как
2
1 ’
+
1
то
_ лл Л2
?0 — ^2^кр -2 *
Относительный угол закручивания на конце крыла при т] = 1 будет
)1т5) ’
ки используемых пределах
гиженно постоянной, то
или же, считая S = const,
^ = Вз‘«кр—
I е ~cl
roust,
г.
сличении X относительный
увеличении со прогиб умень-
убедиться, коэффициент В
'носительный прогиб умень-
ши контура (нагруженного-
а;
; концу крыла;
.23);
“2Ь2 '
₽(Гф
я, что jdS/b по размаху по-
, X12S12
Рис. 15.23. К определению угла
закручивания крыла
Итак, относительные углы закручивания растут при увеличении уд-
линения Л и уменьшаются при увеличении со-
Недостаточность жесткости крыла при изгибе и кручении сказывает-
ся в полете самым неблагоприятным образом. Большие изгибные и кру-
тильные деформации крыла приводят к
тому, что крыло вследствие изменения
углов атаки сечений крыла и угла попе-
речного V значительно меняет свои аэро-
динамические характеристики.
Очень большие крутильные дефор-
мации при малой жесткости кручения
приводят к явлению частичной и даже
полной потери эффективности элерона,
называемому реверсом элеронов.
Рассмотрим это явление для наглядности упрощенно для элемента
крыла длиной dz.
При отклонении элерона на абсолютно жестком крыле на угол бэ
коэффициент подъемной силы элемента крыла длиной dz может быть
выражен следующим образом:
da
гг.
а коэффициент момента относительно носка профиля
^=^(ГГ ^тО .
rfCty
причем приращение су вследствие отклонения элерона
Дс!/ = т1(т2 —^18Э)8Э,
а приращение сто вследствие отклонения элерона
где mi — коэффициент, зависящий от X;
т2; т3— коэффициенты, зависящие от Ьй/Ь (Ьэ — хорда элерона);
Bi и е2 —числовые постоянные коэффициенты;
бэ — угол отклонения элерона в градусах.
311
При отклонении элерона на упругом крыле на тот же угол 5Э коэф-
фициент подъемной силы элемента крыла длиной dz выразится так
(рис. 15.24):
den , I \ I *
су = а0 + а) + Му - — <р,
da da
Очевидно, что, ес.
будет настолько велик
где <р — угол, на который элемент крыла повернется в результате дейст-
вия момента от элерона.
Рис. 15.24. Влияние закручивания нежесткого крыла на
угол при воздействии на него силы R, создаваемой эле-
роном, на величину cv (явление реверса элерона;
d су
d а
Подъемная сила элемента крыла вследствие поворота его на угол <р
уменьшится, и эффективность элерона, следовательно, уменьшится, не-
смотря на то, что он будет отклонен на угол бэ.
Угол <р определится, очевидно, из условия равенства момента круче-
ния от действия элерона, отклоненного на угол и момента от действия'
внутренних сил упругости крыла при повороте крыла на угол <р.
Момент кручения от действия элерона может быть выражен следую-
щим образом:
I \ da / \ dcy b J
'то приращение подъе
кого элерона будет ш
угол <р в результате у
этом, следовательно, s
Аэродинамически
ствующей на элемент
жлонении элерона, бух
Аэродинамически!
на тот же элемент крь
Суммарный аэро/
от сил, действующих i
Afs=g
Если в уравнение
и выражения для Лст(
о ^СУ Г/
^2—- (из—62
da I
а момент от внутренних сил упругости
r Z
где Хц.ж — координата центра жесткости от носка профиля;
q — скоростной напор;
G/p — жесткость крыла при кручении (/р— полярный момент инер-
ции; G — модуль упругости на сдвиг).
Из уравнения Л4Э—М(; = 0 можно определить величину угла поворо-
та элемента крыла длиной dz при отклонении элерона на 6Э
<Р
Гл । л №ст Хц.ж XI
Дст0 + 1
_L_________XdCy Ь
GJp dcy / dcm -*ц.ж \
—- +------------------- Wa
zdz da \ dcy b )
(15.104)
* dcm/dcy есть, как известно, расстояние от носка фокуса профиля. Следовательно.
dCm -^ц. ж .
—— — —-— — расстояние между фокусом и центром жесткости.
dcy о
Очевидно, Afs будет х<
Воспользовавшис
изменения по скор
При некотором :
видно из графика, Ms
при <7 = <?р будет имеп
.верса элеронов —
утеряют свою эффект
Отсюда следует, ч
ния максимальных ск
предъявлять все боле
ния к жесткости на
так как с ростом ско^
опасность возникнове
нов; при увеличении
следует из формулы
<7Р все более и более
реверс появляется п]
ниях q.
На жесткости крь
Нетрудно понять, что
уменьшается, так как
312
i на тот же угол 6Э коэф-
линой dz выразится так
Очевидно, что, если угол закручивания <р при некотором значении q
будет настолько велик, что
? = Кси = mi (ш 2—е Д) 5Э,
da
нется б результате дейст-
а' а
ткого крыла на
юздаваемой эле-
са элерона;
то приращение подъемной силы элемента крыла от действия отклонен-
ного элерона будет погашено вследствие поворота элемента крыла на
угол ф в результате уменьшения подъемной силы (см. рис. 15.24); при
этом, следовательно, эффективность элерона будет равна нулю.
Аэродинамический момент относительно оси х самолета от силы, дей-
ствующей на элемент крыла длиной dz на плече z, возникающий при от-
клонении элерона, будет
9 = дтг (т2 — е$) ^bzdz.
Аэродинамический момент относительно оси х от силы, действующей
на тот же элемент крыла при поворачивании элемента на угол ф,
МхУ= q 4bz(iz'
Суммарный аэродинамический момент относительно оси самолета к
от сил, действующих на элемент крыла длиной dz,
Al— fyzdz — q ybzdz. (15.105)
je поворота его на угол ф
ательно, уменьшится, не-
равенства момента круче-
53, и момента от действия^
крыла на угол ф.
гт быть выражен следую-
Если в уравнение (15.105) подставить выражение для ф из (15.104)
и выражения для Дсто и Аср, то пблучим
Afs—qmx{tn2—^8°) b9bzdz —
[ь - »» + rn, (ms- е,»») •? ()1
L___________________________И£»_____L2J_____. (15.106;
CH, dcy I dCm хпх\
—.— г — - ।
zdz da \ dcy b }
Очевидно, Ms будет характеризовать эффективность элеронов.
Воспользовавшись уравнением (15.106), можно построить график
•изменения по скоростному напору q (рис. 15.25).
:а профиля;
-полярный момент инер-
ь величину угла поворо-
мерона на бэ
№q
1—. (15.104)
fig
куса профиля. Следовательно.
гкости.
При некотором значении Ц — как
видно из графика, Мв — 0. Следовательно,
при 9 = <7р будет иметь место явление ре-
верса элеронов — элероны полностью
утеряют свою эффективность.
Отсюда следует, что по мере увеличе-
ния максимальных скоростей необходимо
предъявлять все более высокие требова-
ния к жесткости на кручение крыльев,
так как с ростом скорости увеличивается
Рис. 15.25. Зависимость эф-
фективности элеронов от
скоростного напора для аб-
солютно жесткого 1 и упру-
гого 2 крыльев
опасность возникновения реверса элеро-
нов; при увеличении же G/p крыла, как
следует из формулы (15.106), значение
все 'более и более увеличивается, т. е.
реверс появляется при больших значе-
Ниях q.
На жесткости крыла при кручении сказывается величина сужения тр
Нетрудно понять, что деформация крыла при увеличении сужения т)
уменьшается, так как:
313
— величины bo и ho (хорда и высота лонжерона) в корневой части
при увеличении т) увеличиваются;
— центр давления при увеличении т] передвигается к корню
(рис. 15.26) и, следовательно, конструкция при одинаковой нагрузке даст
меньшие деформации благодаря более благоприятному ее распределе-
нию по размаху.
Рис. 15.26. Влияние су-
жения крыла ц на по-
ложение центра давления
Рис. 15.27. Зависимость стрелы
прогиба fCTp и угла закручива-
ния фетр от величины угла стре-
ловидности X (/стр и (рстр —
стрела прогиба и угол закру-
чивания стреловидного крыла:
/пр и фпр — то же соответст-
венно прямого крыла)
где S — площадь к
r = rjb cos х — OTHOCl
$ти сечения {Ь — хс
Формула (15.1(
крутильной жесткое
фокусом и центром
Из формулы (
уменьшении произв
приводились зависи
угла стреловидност
увеличения хумень
О 6
Рис. 15.29
ВЛИЯНИЯ ЛД.Г
критическую
флаттер
Стреловидность крыла весьма значительно влияет на изгибную и
крутильную жесткость крыла. Чем больше угол стреловидности %, тем
больше деформации при прочих равных условиях. На рис. 15.27 показа-
Рис. 15.28. Зависимость
потребной относитель-
ной толщины профиля
крыла с0 для двух раз-
личных сверхзвуковых
профилей при заданном
угле закручивания ф =
=const от числа М
на зависимость прогибов fCTp на конце стрело-
видных кессонных крыльев и углов закручива-
ния ерстр концевых сечений в зависимости от %.
Прогибы и углы закручивания здесь отнесены
к прогибам и углам закручивания прямых
крыльев со всеми прочими данными, равными
данным стреловидных крыльев.
Крутильная жесткость крыла зависит от
формы профиля. На рис. 15.28 представлен
график для двух призматических крыльев со
сверхзвуковыми профилями (ромбовидным и
шестиугольным), характеризующий разницу в
жесткости этих крыльев при кручении. График
дает величину потребной относительной тол-
щины профиля со в зависимости от скорости, со-
ответствующей числу М, при условии, что угол
закручивания обоих крыльев <р одинаков при
выбранном значении М.
Следовательно,
чении х и уменьшае
На рис. 15.29 г
циевидного крыла ]
няя геометрическа?
изменение Л происх
щади крыла S.
На рис. 15.30 и
риментальным дан1
рой угол стреловид
пазоне от 0 до 50°
личения х уменьша
Представление
с помощью следуюL
V
Динамическая аэроупругость
Вибрационные свойства крыла характеризуются величиной крити-
ческой скорости флаттера УЬрит. Общее представление о влиянии важ-
нейших параметров на ПНрИТ изгибно-крутильного флаттера можно со-
ставить на основании следующей приближенной формулы для крыла с
сужением т] = 1 иг, G, Jp, , постоянными по размаху [12]
(15.107)
где относите^
тяжести;
GJP — осреднен
корнем и
/— размах к
J
j
' Формула может
приведенной в указание
314
жерона) в корневой части
передвигается к корню
I одинаковой нагрузке даст
шриятному ее распределен
п 70 ЗП W 5П Xе
Зависимость стрелы
гр и угла закручива-
1 величины угла стре-
i X (/стр И <Рстр —
)гиба и угол закру-
тре л обидного крыла:
— то же соответст-
прямого крыла)
где S — площадь крыла;
r=rfb cos х — относительное расстояние между фокусом и центром тяже-
сти сечения (Ь — хорда крыла, взятая по потоку).
Формула (15.107) дает очевидную зависимость КкРИт флаттера от
крутильной жесткости крыла G/p, от относительного расстояния между
фокусом и центром тяжести г и от плотности воздуха на высоте полета р.
Из формулы (15.107) видно также, что Укрит увеличивается при
уменьшении производной dcyfda и уменьшается при ее увеличении. Выше
приводились зависимости производной dcy/da от удлинения крыла X и от
угла стреловидности х- При увеличении X увеличивается dejdu., а при
увеличения х уменьшается.
Рис. 15.29. Характер
влияния удлинения X на
критическую скорость
флаттера Уцрпт
Рис. 15.30. Влияние угла
стреловидности % на кри-
тическую скорость флат-
тера Укрпт при положе-
нии центра тяжести се-
чения крыла хц.т=0,45
и т|=4
но влияет на изгибную и
тол стреловидности х, тем
виях. На рис. 15.27 показа-
>гибов fCTp -на конце стрело-
крыльев и углов закручива-
сечений в зависимости от х-
жручивания здесь отнесены
лам закручивания прямых
прочими данными, равными
1ых крыльев.
есткость крыла зависит от
На рис. 15.28 представлен
призматических крыльев со
эофилями (ромбовидным и
арактеризующий разницу в
лльев при кручении. График
гребной относительной тол-
зависимости от скорости, со-
лу М, при условии, что угол
lx крыльев <р одинаков при
ш М.
)угость
зизуются величиной крити-
дставление о влиянии вале-
нного флаттера можно со-
гной формулы для крыла с
и по размаху [12]
, (15.107)
cosy,
Следовательно, Укрит увеличивается при уменьшении X и при увели-
чении х и уменьшается при увеличении X и уменьшении х-
На рис, 15.29 приведена кривая VnpnT = f(X), полученная для трапе-
циевидного крыла расчетным путем при условии, что сужение т] и сред-
няя геометрическая хорда бегх по величине остаются неизменными, т. е.
изменение X происходит за счет изменения размаха при изменении пло-
щади крыла 5.
На рис. 15.30 изображена кривая 1/кРит = Пх)> построенная по экспе-
риментальным данным [30]. Эксперимент проводился на модели, на кото-
рой угол стреловидности одного и того же крыла мог измениться в диа-
пазоне от 0 до 50° (т. е. аэродинамический размах крыла I по мере уве-
личения х уменьшался, а строительный размах был постоянен).
Представление о влиянии сужения крыла т] на УКрпт можно получить
с помощью следующей формулы *:
_7 -к]2 — 0,8i] +0,4
крит= _
^еГХ1!2 т О»
Ыр
0,6/р/(М),
где хц х— относительное расстояние от передней кромки до оси центров
тяжести;
Gfp — осредненная крутильная жесткость крыла на участке между
корнем и сечением на 0,75 от полуразмаха;
/—размах крыла;
f (М) — (1 — М)1/2, если 0<М<0,8;
/(М)«=1,67,
если М>0,8.
* Формула может быть получена из формулы для потребной жесткости крыла,
приведенной в указанном выше источнике.
315
Следует иметь в виду, что увеличение сужения т] влечет за собой
также и увеличение крутильной жесткости СЛрит- Характер зависимо-
сти Укрит флаттера от i] представлен на графике рис. 15.31. *
Необходимо отметить, что величина Йкрит в сильной степени зависит
от взаимного расположения оси фокусов и оси центров тяжести крыла,
а также от величины крутильной жесткости конструкции крыла (от из-
гибной жесткости Укрит зависит очень слабо). Смещение оси центров?
тяжести по хорде относительно оси фокусов может резко изменить вели-
чину Укрит (рис. 15.32). Совмещение осей фокусов и центров тяжести
приводит к увеличению критической скорости флаттера до Укрит = °°.
Практически, однако, осуществить конструкцию с совмещением указан-
ных осей невозможно. В практике проектирования для смещения ocir
центра тяжести сечений в сторону оси фокусов (т. е. вперед) часто при-
меняются балансирующие грузы, закладываемые в носки крыла (ближе-
Рис. 15.31. Характер
влияния сужения q
на критическую ско-
рость флаттера Укрит
при const
Рис 15 32. Влияние
относительного поло-
жения центра тяже-
сти хц т на величину
Укрит флаттера при
заданном положении
фокуса крыла xf =
=0,25
к концам крыла) или размещаемые в специальных обтекаемых крон-
штейнах, закрепленных в носке по концам крыла. Однако существенное
увеличение Укрит благодаря применению балансирующих грузов может
быть получено лишь ценой довольно значительного прироста общего ве-
са крыла, достигающего 10% и более от веса его конструкции.
Имея в виду сказанное, можно сделать важный вывод о том, что
суждение о влиянии того или иного параметра крыла на Укрит флаттера
может быть справедливо лишь при условии, что с изменением парамет-
ра крутильная жесткость крыла G/p, а также взаимное расположение
осей фокУсов и центров тяжести сечений остаются без изменения.
Таким образом, изменение величины основных параметров X;
т]; с и % приводит к изменению аэродинамических, весовых, жесткостных
и аэроупругих характеристик крыла.
Из всего сказанного выше можно сделать выводы, которые удобно»
представить в виде табл. 15.1
§ 6. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЕСА КОНСТРУКЦИИ КРЫЛА
О значении веса конструкции для летных характеристик самолета
было сказано выше. Причинами, вызывающими лишний вес конструк-
ции, т. е. перетяжеление конструкции, могут быть:
— неправильное (завышенное) определение расчетного полного веса
самолета;
— неправильно выбранные основные параметры, силовая и конст-
руктивная схема агрегатов.
316
;ния ц влечет за собой
)ИТ* Характер зависимо-
; рис. 15.31. *
сильной степени зависит
центров тяжести крыла,.
1струкции крыла (от из-
Смещение оси центров
сет резко изменить вели-
сов и центров тяжести
флаттер а до Укрнт — °°.
। с совмещением указан-
ная для смещения оси-
(т. е. вперед) часто при-
е в носки крыла (ближе
т
। ।
_i_____1-----
0,25 0,5 зСц.т
15.32. Влияние
ительного поло-
[ центра тяже-
ii т на величину
флаттера при
ном положении
а крыла Хр=
=0,25
ъных обтекаемых крон-
па. Однако существенное
сирующих грузов может
юго прироста общего ве-
э конструкции.
жный вывод о том, что
крыла на УКрит флаттера-
о с изменением парамет-
взаимное расположение-
гея без изменения.
сновных параметров X;.
их, весовых, жесткостных
выводы, которые удобна
:ции крыла
характеристик самолета
I лишний вес конструк-
ъ:
• расчетного полного веса
иетры, силовая и конст-
317
Так как крыло по весу составляет довольно значительную часть от
полного веса самолета, а именно
GKP=(O,O9^O,15)G0*>,
т. е. вес крыла иногда может составлять почти половину веса конструк-
ции самолета (Ск~0,3), то можно сделать заключение о том, что рабо-
та, направленная на создание возможно более легкой (но достаточно
жесткой) конструкции крыла, всегда приводит к ощутимому экономиче-
скому или тактическому эффекту как для гражданских, так и для воен-
ных самолетов.
Вес крыла при проектировании определяется обычно по весовым
формулам. Для крыла разработано довольно большое количество весо-
вых формул, простых и сложных. При этом нужно сказать, что слож-
ность формулы не всегда определяет степень ее точности.
В практике удобно путем расчета по формуле получить вес 1 м2 кры-
ла, т. е. величину <7Kp=GKp/S.
Выше были приведены формулы, пригодные для определения веса
1 м2 прямого, стреловидного и треугольного крыльев. Приводя формулы
к удобному для расчетов виду, получим:
для прямого крыла
зт/зт— отношен
при киш
Е- отношен
ментов
Для стреловщ
шом сужении) х б
Эти формулы 1
Некоторые ав1
собные давать удо!
ределенными зна>
формула Дриггса:
1 2^1/2 I X3'2
Go fflj —
\ с0
kr> 4- mJ? 2 + т3 —+5,5; (15.108)
для стреловидного крыла
--— — + т2-------f- m3 + 5,5; (15.109)
cos3 у Со cos х--X1'2 /
для треугольного крыла
?кр=№/Ж'+1-^ (15.110)
или ч>=1 — 3<1» + 1)- (гАО,+г^ );
Т] + 2
zi—расстояние от оси самолета до центра тяжести топлива в
крыле в долях полуразмаха;
—доля топлива в крыле;
Zz— расстояние от оси самолета до центра тяжести СУ в долях
полуразмаха;
е2 — доля веса СУ на крыльях
— 1 +
; 1,4-10”7 1,5-10-7;
ггц-----0,8-10“3;
ЕЛ4СТ— сумма статических моментов грузов в крыле относительно оси
самолета;
* ) Полезно вспомнить, что
_ ^кр 9кр
Gl<p = —р. =
Go Ро
где р0 — нагрузка ]
I — размах кр
k —числовой
Коэффициент I
и Со. Для свободн
т] = 2—3 и Со= 15%
Для более точ
<7к
где D—7,
— при проект]
прочности и
£>=157
— при проекта]
на кручение.
Здесь Из — коэффи
X — угол СТ{
Хп к — угол стр
Хк — угол стр
h = 0,68 — для нер
h = 0,91 — для кон
h = 1,13 — для кон
Hi — отношен
ператур
Уп — скоросп
Уп = Укрейс + 113
cosy-
0,9(1 +
л В первом прибли
318
ьно значительную часть от
*)
I J ,
ги половину веса конструк-
зключение о том, что рабо-
те легкой (но достаточно
it к ощутимому экономиче-
зжданских, так и для -воен-
яется обычно по весовым
) большое количество весо-
нужно сказать, что слож-
ее точности.
(уле получить вес 1 м2 кры-
ные для определения веса
[рыльев. Приводя формулы
1 \
FI 4”5,5;
112 I
(15.108)
+ m3-^ 1 + 5.5; (15.109)
X1'2 /
™з^т) + 5,5,
/
(15.110)
:2е2^с.у);
ентра тяжести топлива в
итра тяжести СУ в долях
)-7 4-1,5-10-7;
= 0,8-10-3;
з в крыле относительно оси
ат/ат— отношение пределов текучести при нормальной температуре и
при кинетическом нагреве;
е— отношение веса конструкции всех силовых нагруженных эле-
ментов к весу всей конструкции крыла *.
Для стреловидного крыла с углом стреловидности х>45° (при боль-
шом сужении) % берется по 0,5 хорды. В формулах (15.108) и (15.109)
А,=45,б( 1+-М-(ч+1).
Эти формулы могут служить для практического расчета веса крыла.
Некоторые авторы предлагали формулы довольно простые, но спо-
собные давать удовлетворительную точность лишь-для веса крыльев с оп-
ределенными значениями _некоторых параметров; такова, например,
формула Дриггса:
9кр=*1/ (15.111)
VKP J/ юоо
где ро — нагрузка в кгс/м2;
I — размах крыла в м;
k — числовой коэффициент, получаемый из статистики.
Коэффициент k меняется в зависимости от конструкции крыла, к и
и со. Для свободнонесущих крыльев легких спортивных самолетов с
t] = 2—3 и со= 15% можно принять значение 6 = 4—4,5.
Для более точных расчетов можно также применять формулу [31]
9кр=А,(р+Л/>010~5+-^1^-+4,4), (15.112)
где Z)=7,25- 10-e/?0Zz^ ----1--------15^
\ Со cos2 X cos X.U к J
— при проектировании крыла из условия удовлетворения только-
прочности и
D = 157,5- 10-10Z3cos -------V
\ c0 (1 — 0,166M cos xu k) J
— при проектировании крыла из условия удовлетворения жесткости
на кручение.
Здесь пэ — коэффициент эксплуатационной перегрузки;
X — угол стреловидности крыла по линии 25% хорд;
Хп к — угол стреловидности крыла по передней кромке;
Хк — угол стреловидности крыла по оси жесткости;
h = 0,68 — для неразрезного кессона;
й = 0,91 — для конструкций с небольшими вырезами;
h— 1,13 — для конструкций с большими вырезами;
pi — отношение модуля сдвига при 15° С к модулю сдвига при тем-
пературе нагрева, соответствующей числу М полета;
Ип — скорость пикирования;
Vn= УкрейсН- ИЗ км/ч — для гражданских самолетов;
---со9 ------для Н =cos3/2yn к — для /->3;
0,9(1 + 0,8/Х) ’•
* В первом приближении можно брать е=0,5.
31»
।
2Мст — сумма статических моментов грузов и конструкции для полови-
ны крыла относительно оси самолета;
^ = 1,1 — для крыла с сужением ц = 1;
^ = 0,97 — для крыла с ц—2,5;
А^ = 0,93 — для крыла с т]=4,0;
= 0,87 — для треугольного крыла.
В заключение отметим, что в однолонжерных крыльях вес отдель-
ных элементов конструкции распределяется примерно следующим обра-
зом (в % от веса крыла):
лонжероны и дополнительные стенки........... 30—40
стрингеры и обшивка..........,............... 29—30
нервюры ... . ............................. 12—14
узлы, закрылки, элероны..................... 16—20
прочее............. . .r,j.j.j.,. .j.,.--.;*» . 8—12
Центр тяжести крыла любой формы в плане и любого сужения
лежит обычно на расстоянии
хц.т.кР=(0Л2-0,45)Йсах.
§ 7. ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ КРЫЛА
Правильный выбор основных параметров крыла в значительной сте-
пени определяет наилучшие летные качества самолета. Влияние пара-
метров других частей самолета на его летные качества гораздо меньше.
Если величины летных характеристик, как это обычно бывает в
практике, заданы, то наивыгоднейшими величинами параметров можно
считать такие, при которых проектируемый самолет имеет наименьшую
возможную величину взлетного веса Go. Разумеется, при этом должны
удовлетворяться также все предъявляемые к проектируемому самолету
основные требования *.
Наивыгоднейшие параметры могут быть определены и из условия
получения заданной величины какой-либо одной летной характеристики
(например, УШах), и из условия получения заданных величин нескольких
характеристик.
Существование наивыгоднейших величин основных геометрических
параметров крыла обусловливается тем обстоятельством, что основные
геометрические параметры крыла влияют как на летные характеристики
самолета, так и на вес его конструкции. Поэтому при определении наи-
выгоднейших параметров крыла необходимо пользоваться зависимостя-
ми, связывающими летные характеристики самолета и вес конструкции
крыла с основными геометрическими параметрами крыла.
Определение наивыгоднейших параметров практически имеет смысл
лишь для тех из них, которые существенно влияют на величины летных
характеристик и вес конструкции крыла.
Значительное влияние на летные характеристики самолета и вес
конструкции крыла оказывают удлинение X и относительная толщина
профиля со, сужение же т] влияет на вес конструкции значительно сла-
бее, а на летные характеристики сужение оказывает лишь косвенное
влияние (через величину суПос). Поэтому здесь будет идти речь только
об определении наивыгоднейших величин X и относительной толщины
профиля со.
Определим в первом приближении** наивыгоднейшие X и со крыла
самолета с ТРД для условия получения заданной или наибольшей даль-
ности полета.
* В первом приближении (Go) min может служить критерием оптимальности и для
пассажирских самолетов.
* * Не учитывая, например, влияние X на £г о и, следовательно, на вес фюзеляжа.
320
Определить ochobhi
веса околозвукового са
дующим образом. Макс
ТРД выражается форМ1
Ц
где
Имея в виду, что GT=1
вес конструкции крыла,
7-та
где
Учитывая формулу (15.
Г ____ д’ У"А .
•Ьтах—^0------- 1—U — I
Сл()
откуда легко получить в
Gx=l-u^A,f
Можно предположить,
= const и poPo = P/S=cc
S—1) и тогда, диффере
вую производную нулю,
ЗА" -
откуда найдем величин;
или при заданном Gx=c
— В!-
Воспользовавшись
(15.76), (15.80), (15.82),
Определим теперь 2
— GT для условия
ной при заданном соотнс
* Например, военно-транс
11 — 1062
конструкции для полови-
рных крыльях вес отдель-
[римерно следующим обра-
........ 30—40
........ 29—30
........ 12—14
........ 16—20
. 8-12
плане и любого сужения
'САХ-
АРОВ КРЫЛА
крыла в значительной сте-
самолета. Влияние пара-
з качества гораздо меньше,
как это обычно бывает в
чинами параметров можно
:амолет имеет наименьшую
имеется, при этом должны
: проектируемому самолету
определены и из условия
ной летной характеристики
данных величин нескольких
основных геометрических
соятельством, что основные
: на летные характеристики
тому при определении наи-
пользоваться зависимостя-
амолета и вес конструкции
рами крыла.
IB практически имеет смысл
лияют на величины летных
сгеристики самолета и вес
и относительная толщина
ютрукции значительно сла-
эказывает лишь косвенное
есь будет идти речь только
и относительной толщины
ивыгоднейшие % и со крыла
иной или наибольшей даль-
> критерием оптимальности и для
следовательно, на вес фюзеляжа.
Определить основные параметры X и со для условия наименьшего
веса околозвукового самолета с ТРД * при заданной Ттах можно сле-
дующим образом. Максимальная дальность Ьколозвукового самолета с
ТРД выражается формулой
£tnax— jAq----- (G.r — ZZJ,
сл0
(15.113)
где
Q.021
Имея в виду, что GT = 1 — Gx/G0 — GKp/G0, где GX=GO — Gv — GKp, a GKp—
вес конструкции крыла, получим
Тщах == Aq ---(1 — Gx— GK9 — //),
СлО
где
Gx . __ ^кр
„ > *Ар — Д •
\Go Go
Учитывая формулу (15.103), можно написать
/ -4' f
^шах— -а 0-- I
L
1 -и - Gv — (А"— Х3/2Д С” —1-
' \ со X1/2
,(15.114)
откуда легко получить выражение
Ох = 1 — и — А" ~ X3'2 — 5"Х1/2—С" —-D" — . (15.115)
с0 хЛ2 Ло X
Можно предположить, что при изменении X значения u = const, D"—
= const и роЛ)=£7S=const (считаем, что для околозвуковой скорости
£~1) и тогда, дифференцируя выражение (15.115) и приравнивая пер-
вую производную нулю, получим уравнение
ЗЛ" 2L 4, в"\ ~(c,f Ур,
Со \ А) /
m куда найдем величину Хнв, соответствующую максимуму GX = GX/GO
или при заданном Gx=const— минимуму Go,
— В" + 1 / (В")2 + 12Л" —/ С" + —
-----------------------------------------• (15.116)
6Л"
со
Воспользовавшись формулами для GKp (15.97) и для сх0 — (15.77),
(15.76), (15.80), (15.82), нетрудно определить и снв.
Определим теперь Хнв и сОнв, если заданы величины Go и Gx = Gq —
— GKp— Gt ДЛЯ УСЛОВИЯ Получения Наибольшей ДаЛЬНОСТИ Lmax, возмож-
ной при заданном соотношении
GX = GJGO.
* Например, военно-транспортного самолета.
11-1062 321
Дальность околозвукового самолета (М<1), как уже было отме-
чено выше, может быть выражена формулой (15.114).
Считая, что при изменении Z коэффициент разгрузки <р изменяется
очень мало, примем ф = const и продифференцируем это выражение по
А, первую производную приравняем нулю. Тогда получим
А
1
х1'2
4 А"— X ~ 2Вп - Gx —
70 W J
=0.
Так как До'/с’хоТ^О, то, сокращая и упрощая выражение, получим
4 А" *8/2 + 2В"Х1/2 - (1 - и — IT - О Д=0, (15.117)
Со
или
F. -J-Л32-!-/7/72-E=Q, (15.118)
со
где F i=4т 51/2A^/cos3
F 2~ 2щ2срр-пд51/21/соз у;
А
Уравнение (15.117) относительно X можно решить графически. Для
этого следует определить Fi, F2 и Е для ряда значений X и построить
график (рис. 15.33) двух функций i- ^3/2 и б2 — Е—2. Пе-
со
ресечение кривых 01 и 62 дает величину ХНБ.
Для самолета с данными, характерными для
околозвуковых самолетов с ТРД, величина наи-
выгоднейшего удлинения, найденного для усло-
вия наибольшей Lmax при заданном соотношении
Gx, получится ХНв=7,2.
Рассматривая уравнение (15.117) и рис. 15.33,
можно сделать следующие выводы.
1. Есл». ёо увеличивается, то Л =- уменьшает-
ся, a E — F2 остается без изменения, следователь-
но, кривая 01 сдвинется вниз, а кривая 02 оста-
нется на месте, поэтому значение лнв увели-
чится.
2. Если сужение увеличивается, то, рас-
суждая аналогично предыдущему, находим, что
Хнв увеличится.
3. Если пА или ф увеличивается, то значение
Хнв уменьшается.
4. Если Go— Gx = GT + GKp увеличивается, то значение ХНв увеличи-
вается.
5. Если ро увеличивается вследствие уменьшения S при Go = const,
то значение Лпс будет увеличиваться.
Таким образом, для тяжелых самолетов с большой дальностью
и большой нагрузкой на 1 м2 значения Лнв должны быть выше, чем для
самолетов с небольшими значениями ро, небольшой дальностью и боль-
шими значениями Пд и ф.
Легко можно решить задачу и в том случае, если требуется опре-
делить для тех же условий наивыгоднейшие величины удлинения X и
322
Рис. 15.33. Графиче-
ское определение наи-
выгоднейшей величи-
ны удлинения крыла
в с помощью кри-
вых 0! И 02
относительной толщи
же равенство (15.117)
Решая уравнение
получим на графике
кривых 0] = F} -^Х3 2
со
которыми следует зад;
личных значений ?о,
и со в формулу (15.114
Рис. 15.34. К гра.
му определению
годнейших ^вели’
И ^Оив
график Ещах по со (рис
нейшее удлинение 1нв,
при помощи графика сс
Рис. 15.36. Гр
ское определен
личины Хнв Пр]
Для сверхзвуковог
ние величин X и со на д
Для этого используем 4
Коэффициент лобс
молотов на скоростях,
но выражен так:
где
н*
М<1), как уже было отме-
ни (15.114).
иент разгрузки ф изменяется
»енцируем это выражение по
Тогда получим
-2£"-Gx—— =0.
X1'2 _
1 выражение, получим
~D''-Gx) = 0,
(15.117)
(15.118)
•io решить графически. Для
[а значений X и построить
- X3''2 и Пе-
о
I 62 дает величину ХНв.
санными, характерными для
етов с ТРД, величина наи-
тия, найденного для усло-
при заданном соотношении
>
мнение (15.117) и рис. 15.33,
эщие выводы.
ивается, то г j ~ уменьшает-
Со
ез изменения, следователь-
:я вниз, а кривая 02 оста-
ому значение лНБ увели-
т| увеличивается, то, рас-
эедыдущему, находим, что
увеличивается, то значение
то значение 7НВ увеличи-
ъшения S при Go = const,
с большой дальностью
жны быть выше, чем для
ьшой дальностью и боль-
ше, если требуется опре-
величины удлинения л и
относительной толщины профиля со. Для этого можно использовать то
же равенство (15.117).
Решая уравнение (15.117) графически, как и в предыдущем случае,
получим на графике (рис. 15.34) кривую 0S=£'—и несколько
кривых 01=“ X3 2 для ряда значений относительной толщины со,
<?о
которыми следует задаться. Найдем ряд значений XHf,. Хнв, Хнв Для раз-
личных значений со, съ, со и т. д. Подставляя попарно величины Хнв
и со в формулу (15.114), получим ряд величин Lmax, после чего построим
Рис. 15.34. К графическо-
му определению наивы-
годнейших величин Анв
И Сонв
Рис. 15.35- Графиче-
ское определение ве-
личин Со нв
график 7-тах по со (рис. 15.35), из которого можно найти сонв- Наивыгод-
нейшее удлинение ХНв, соответствующее с0Нв, легко может быть найдено
при помощи графика со по Хнв (рис. 15.36).
Рис. 15.36. Графиче-
ское определение_ ве-
личины Хвв При Соцв
Рис. 15.37. К определе-
нию X и Со для дальнего
сверхзвукового самолета
Для сверхзвукового самолета рассмотрим лишь качественное влия-
ние величин к и со на дальность Lmax, полагая, что Go=const и Gx=const.
Для этого используем формулы (15.76) и (15.103).
Коэффициент лобового сопротивления при си=0 сверхзвуковых са-
молетов на скоростях, соответствующих М>1,3, может быть приближен-
но выражен так:
GkO АлГо--р Схф —~——1“ Г
лО • " А, Т *’ G0/SSM Г >'
где Л0=Ум2—1;
11*
323
Go/SSM — нагрузка на сумму площадей миделя фюзеляжа и гондол
двигателя самолета, равная в среднем 6000—8000 кгс/м2;
Cf — коэффициент трения, в среднем равный 0,004.
Задавшись рядом значений 2/, X", К"' и т. д. и рядом значений со, со",
со" и т. д., можно для каждого значения со определить крейсерскую ско-
рость при полете на дальность
=0,012
Г CJTO
Определить Мкрейс можно графически путем построения кривой Мзад
и Мист и луча под 45° (см. гл. II, рис. 2.17).
Зная для каждого значения со величину Мкрейс, можно определить
значения ф и величины схо и Do.
Для каждой комбинации значений со и X определяем по формуле
(15.101) величину GKP-
Затем,_имея в виду, что (6Т-«) = (1 — и—Gx—GKp), и^ задавшись
величиной Gx, определяем для различных со и Л величины (GT — «) и под-
ставляем в формулу (15.113) значения величин ф и (GT — и) для различ-
ных значений со и Л. В результате можно построить график зависимости
Т-max от X для нескольких значений с0 (рис. 15.37), График позволяет
сделать вывод о том, что для увеличения дальности Lmax сверхзвукового
самолета необходимо применять крылья малого удлинения с довольно
малой относительной толщиной профиля со.
Изложенная методика является весьма приближенной и получаемые
по ней результаты требуют дополнительной проверки для того, чтобы
удовлетворить физические, эксплуатационные и экономические ограни-
чения, накладываемые на проектируемый самолет.
Оптимизация параметров самолета является сложной многомерной
задачей, решить которую до конца даже современными методами с ис-
пользованием ЭВМ, не всегда представляет возможным. Коррект-
ная постановка задачи выбора оптимальных параметров самолета пред-
полагает наличие объективного критерия оптимальности и полного соста-
ва дисциплинирующих условий (связей и ограничений, см. гл. III).
С математической точки зрения постановка подобной задачи озна-
чает: найти такие параметры Хг=Лт*, чтобы имело место inf ф0(*) или
jr=x*
sup<p0(x) при <pj(x) =0 и фл(х)^0, где х—многомерный вектор иско-
мых параметров; qpo(x)—критерий оптимальности; cpj(x) и фь(х)—
дисциплинирующие условия (связи и ограничения); t = 1, 2, 3, ..., п; / =
= 1, 2, 3, ..., т; &=1, 2, 3, ..., I при 1 и n<l<n (inf, sup — нижняя
и верхняя грани).
Отсутствие одного из компонентов задачи (критерия оптимальности
или дисциплинирующих условий типа равенств или неравенств) делает
ее непоставленной, нереальной, т. е. она теряет смысл. Действительно, в
качестве критерия оптимальности может быть принята эффективность
самолета (боевая или технико-экономическая), а в качестве дисципли-
нирующих условий — тактико-технические требования, техническое за-
дание на разработку, технические условия на проектирование, изготов-
ление и эксплуатацию самолета, различного рода физические ограниче-
ния и т. п. В целом ряде случаев удовлетворить всем требованиям не
представляется возможным: отсутствует область допустимых парамет-
ров. Анализ такого положения всегда позволяет найти необходимый
компромисс для принятия рационального решения.
В общих чертах процесс оптимизации параметров самолета можно |
представить следующим образом! (см. гл. Ill): L
1. Задается диапазон искомых параметров. В
324 I
2. Рассчитыв:
а) взлетного
молета;
б) аэродинаы
молета;
в) летно-техг
3. Рассчитыв.
ных п. 2.
4. На зависи!
зи и отмечаются
самолета по ТТТ
допустимых знач<
ным (неравенства
5. На критер
отвечают граница
метров.
6. По критер,
если она существ;
ное (наибольшее
ответствующие зн
Следует заме
ниц неравенств, J
занная задача мо
раметров в выбр.
Выходом из тако!
чений искомых пг
димо пересмотрет
Из краткого ]
ко выходит за pai
экстремума, тем б
В настоящее
зации интенсивно
проектировании I
ники вообще, а т
сов. Необходимо ।
магического nporj
случайного поиск,
постановке еще в
ных ЭВМ. По-ви,
дачи на отдельнь
иска позволит зн
задачи на ЭВМ.
Другой путь
чтобы модель пр<
ности были дост
главное и решаю
Действительв
мальности как ег
например, в случ
молета по миним
коммерческого гр
шей маневренное
от геометрически:
В качестве и.
взлетного веса, /
перегрузки само;1
миделя фюзеляжа и гондол
среднем 6000—8000 кгс/м2;
t равный 0,004.
д. и рядом значений со', со",
пределить крейсерскую ско-
о
гем построения кривой М3ад
Мнрейс, можно определить
К определяем по формуле
(~GX-GKP), и, задавшись
i X величины (GT —и) и под-
1Н -ф и (Gt —н) для различ-
троить график зависимости
15.37). График позволяет
ЬНОСТИ Lmax СВерХЗВукОБОГО
юго удлинения с довольно
риближенной и получаемые
проверки для того, чтобы
е и экономические ограни-
олет.
ется сложной многомерной
ременными методами с ис-
ет возможным. Коррект-
параметров самолета пред-
мальности и полного соста-
шичений, см. гл. III).
вка подобной задачи озна-
имело место inf фо (х) или
х=х*
многомерный вектор иско-
нности; <рДх) и фк(х) —
[ения); i = l, 2, 3, и; / =
п<1<п (inf, sup — нижняя
I (критерия оптимальности
гв или неравенств) делает
я смысл. Действительно, в
ь принята эффективность
), а в качестве дисципли-
1ебования, техническое за-
1 проектирование, изготов-
эодд физические ограниче-
рить всем требованиям не
асть допустимых парамет-
шяет найти необходимый
;ния.
раметров самолета можно
к
2. Рассчитываются зависимости от искомых параметров:
а) взлетного веса и других необходимых весовых характеристик са-
молета;
б) аэродинамических характеристик (в основном — поляр) са-
молета;
в) летно-технических характеристик самолета.
3. Рассчитывается критерий оптимальности на основании дан-
ных п. 2.
4. На зависимостях 2 а), б) ив) устанавливаются необходимые свя-
зи и отмечаются заданные значения летно-технических характеристик
самолета по ТТТ в виде ориентированных связей, выражающих границы
допустимых значений летно-технических характеристик, равных задан-
ным (неравенства рассматриваются как равенства).
5. На критерии оптимальности отмечаются те параметры, которые
отвечают границам неравенств, и выявляется допустимая область пара-
метров.
6. По критерию оптимальности в допустимой области параметров,
если она существует, с учетом связей (равенств) находится экстремаль-
ное (наибольшее или наименьшее) значение критерия и отмечаются со-
ответствующие значения параметров.
Следует заметить, что optimum может лежать либо на одной из гра-
ниц неравенств, либо на пересечении двух и более таких границ. Ука-
занная задача может и не иметь решения, если допустимая область па-
раметров в выбранном диапазоне их значений будет отсутствовать.
Выходом из такого положения может быть расширение диапазона зна-
чений искомых параметров, а если это не дает результатов, то необхо-
димо пересмотреть ТТТ, т. е. сделать их более реальными.
Из краткого рассмотрения ясно, что решение подобной задачи дале-
ко выходит за рамки классических математических методов нахождения
экстремума, тем более — аналитических.
В настоящее время неклассические методы решения задач оптими-
зации интенсивно развиваются как у нас в стране, так и за рубежом при
проектировании в самых различных областях машиностроения и тех-
ники вообще, а также при проектировании сложных систем и комплек-
сов. Необходимо отметить, что существующие методы нелинейного мате-
матического программирования (различные градиентные методы, методы
случайного поиска и т. п.) для решения задачи оптимизации в общей ее
постановке еще весьма несовершенны и громоздки даже для современ-
ных ЭВМ. По-видимому рациональное расчленение решения такой за-
дачи на отдельные этапы и использование соответствующей логики по-
иска позволит значительно сократить объем и время решения подобной
задачи на ЭВМ.
Другой путь облегчения решений задач оптимизации состоит в том,
чтобы модель проекта, процесса проектирования и критерия оптималь-
ности были достаточно просты, чтобы они учитывали только самое
главное и решающее.
Действительно, в самолетостроении часто в качестве критерия опти-
мальности как его эквивалент может служить взлетный вес самолета;
например, в случае поиска оптимальных параметров пассажирского са-
молета по минимуму себестоимости перевозок при заданных значениях
коммерческого груза, скорости и высоты «полета или — в случае наиболь-
шей маневренности сверхзвукового самолета, когда сутах мало зависит
от геометрических параметров крыла и т. п.
В качестве иллюстрации на рис. 15.38—15.41 показаны зависимости
взлетного веса, дальности, сбалансированной длины ВПП и расчетной
перегрузки самолета от двух параметров крыла X и с:
G0 = O0(X; г); Lq~Lq{\', с)’,
Ъ25
Лвпп=1вппСл; *) и с)-
Следует заметить, что все взлетные веса рассчитаны при заданной рас-
четной перегрузке (fiy = const), а по полученному весу определялись
расчетные перегрузки, которые следовало бы принять для данного веса
самолета с такими параметрами.
Таким образом имеются следующие дисциплинирующие условия;
а) Пу = nj3ai —-условие связи;
б) £0>Л0зад и Лвпп <£впп за! —ограничения.
Рис. 15.38. Параметрическая зависимость взлет-
ного веса самолета от удлинения и средней отно-
сительной толщины крыла Go (к, с) с линиями по-
стоянных значении дальности полета £озад; дли-
ны ВПП — -бвпп зад и расчетной перегрузки
лрузад. заданных по ТТТ и ТУ
Рис. 15 39 Зависимость расчет-
ной перегрузки самолета от
удлинения и средней относи-
тельной толщины крыла —
лу (К, с)
Рис. 15.40. Зависимость рас-
четной дальности полета от уд-
линения и средней относитель-
ной толщины крыла самоле-
та £о (X; с)
В качестве критер
infG0(k; с).
X; с
На зависимостях
ми отмечены заданные
заштрихованные стор(
равенства).
Значения X и с, с<
чаются на зависимое!
б-впп (X; с) преобразу!
область параметров об*
Прямая nJ =сот
nJ (X; с) также преоб
на графике 60(Х; с), 1
допустимую область п;
Нетрудно видеть, <
б?о(Х; с) определится *
тами Х=Х* и с=с*, д!
с*) =infJ?o(X; с), где Л
X, с
мальными.
Если бы значения
с) рассчитывались сов
методом последов aTej
ний), то зависимость г
исключена и inf G0(X
X, с
бы только границ
const И Ьвпп^СОП!
Следует заметить,
nJ = const значительно
упрощаются, тем более,
ны для каждого класса
Проиллюстрировал!
раметров при их числе
большим числом искомь
§ 8. ВЫБОР КО
Выбор конструкта
условий, а именно.
— компоновкой сал
обслуживания располоз
чием внутри крыла баю
— компоновкой фк
центральной части крь
объемы в фюзеляже тре>
— требованиями ж«
Наиболее употреби
силовые схемы свободна
— однолонжеронная
— моноблочная или
— однолонжеронная
крыльев);
— многолонжероннг
Однолонжерон
ронной схемы по сущее
обшивки) крылом смет
326
Рис. 15.41. Зависимость расчет-
ной длины взлетно-посадочной
полосы от удлинения и средней
относительной толщины кры-
ла Хвпп
В качестве критерия оптимальности принимается взлетный вес
infG0(X; с).
к с
На зависимостях Z0(X; с) и Хвпп(\* с) горизонтальными прямы-
ми отмечены заданные значения дальности и длины ВПП по ТТТ так, что
заштрихованные стороны указывают на неприемлемые значения (не-
равенства) .
Значения Х и с, соответствующие границам этих неравенств, отме-
чаются на зависимости Go(X; с). Прямые на графиках £0(Х; с) и
£впп с) преобразуются в кривые на графике Go (X; с). Допустимая
область параметров обозначена штриховкой.
Прямая п& = const на графике
«J (X; с) также преобразуется в кривую
на графике G0(X; с), проходящую через
допустимую область параметров.
Нетрудно видеть, что на зависимости
G0(X; с) определится точка с координа-
тами Х=Х* и с—с*, для которой Gq(X*;
ё*) = infJj\j(X; с), где X* и с* будут опти-
Z. с
мальными.
Если бы значения Go(X; с) и п? (X;
с) рассчитывались совместно (например,
методом последовательных приближе-
ний), то зависимость nJ (X; с) была бы
исключена и inf G0(X; с) определился
Л, с
бы только границами неравенств
const и Хвпп^ const.
Следует заметить, что расчеты Go с
nJ = const значительно облегчаются и
упрощаются, тем более, что значения п? = const могут быть нормирова-
ны для каждого класса самолета.
Проиллюстрировать графически пример расчета оптимальных па-
раметров при их числе более двух затруднительно. Подобные расчеты с
большим числом искомых параметров рационально проводить на ЭЦВМ.
§ 8. ВЫБОР КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВОЙ СХЕМЫ КРЫЛА
Выбор конструктивно-силовой схемы крыла определяется рядом
условий, а именно:
— компоновкой самого крыла — наличием в обшивке люков для
обслуживания расположенных в крыле агрегатов оборудования, нали-
чием внутри крыла баков для топлива, ниш для убирания шасси и т. д.;
— компоновкой фюзеляжа — наличием достаточных объемов для
центральной части крыла в фюзеляже (при однолонжеронном крыле
объемы в фюзеляже требуются минимальные);
— требованиями жесткости.
Наиболее употребительными являются следующие конструктивно-
силовые схемы свободнонесущих крыльев современных самолетов:
— однолонжеронная (к концу переходящая в моноблочную);
— моноблочная или кессонная;
— однолонжеронная с «внутренним подкосом» (для стреловидных
крыльев);
— многолонжеронная (для треугольных крыльев малого удлинения).
Однолонжеронная схема. Современное крыло однолонже-
ронной схемы по существу является обычно (при применении жесткой
обшивки) крылом смешанной схемы: у корня или вблизи вырезов в об-
327
шивке— однолонжеронной схемы, а на конце крыла — моноблочной.
Лонжерон расположен в этой схеме вблизи максимальной толщины про-
филя, и его пояса воспринимают (у корня) полную величину нормаль-
ных сил от изгибающего момента. Для восприятия (совместно со стенкой
лонжерона) перерезывающих сил и нормальных сил от момента, дейст-
вующего в плоскости хорд крыла, устанавливаются одна или две про-
дольные стенки (рис. 15.42, а, б, в). Если стенка расположена позади
лонжерона, расстояние до нее от носка крыла принимается ~ (0,65—
0,7) Ь, где Ь — хорда крыла, а расстояние до лонжерона составляет
- (0,4- -0,5) Ь.
Если стенка расположена впереди лонжерона, расстояние от носка
до стенки составляет — 0,1 Ь, а до лонжерона ~ (0,45—0,55) Ь.
Моноблочная
блочным и кессонным
нормальные силы при
щими ее стрингерами
(рис, 15.43, а, в), а в к
обшивкой и стрингера
как обычно, средней ч
обшивкой и слабее noj
вует значительно мень
Рис. 16.42. Сечения крыльев однолонжеронной конструктивно-силовой схемы:
а — с одной продольной стенкой сзади и шарнирной стыковой опорой на ней, б — с
двумя продольными стенками и шарнирной стыковой опорой на передней стенке,
в — с двумя продольными стенками и шарнирными стыковыми опорами на каждой
из них, г — с внутренним подкосом или поперечной балкой
(0,6 0,7)
а — моноблочн(
структивно-си.т
При двух стенках (рис. 15.42, б) передняя располагается на 0,1 Ь,
задняя —на — 0,7 6*, а лонжерон — на 0,4 6. Стенка стыкуется с соот-
ветствующим элементом центроплана или фюзеляжа посредством одного
шарнира, воспринимающего только перерезывающую силу, нормальную
силу от изгиба в плоскости хорд крыла и реакции от действия крутящего
момента. Если установлены две стенки, на каждой из них может быть
иногда по стыковому шарниру (рис. 15.42, в). Так как крутящий мо-
мент крыла уравновешивается сосредоточенными в стыковых шарнирах
силами, составляющими пару, то нервюра по разъему должна быть уси-
ленной (рис. 15.47, а, нервюра 3).
Однолонжеронная схема крыла весьма целесообразна для примене-
ния в легких спортивных самолетах и других самолетах с прямыми
крыльями и достаточно большой относительной толщиной профиля
(ёо>8°/о), у которых из-за ограниченности объемов фюзеляжа трудно
пропустить сквозь фюзеляж моноблок или кессон, а также во всех слу-
чаях, когда в обшивке крыла (со>8%) неизбежны вырезы (для шасси,
оборудования и т. д.).
Однолонжеронная схема во всех этих случаях по весу заметно легче
схемы двухлонжеронной или многолонжеронной (в случае жесткой,
работающей на нормальные, силы обшивки). При небольших на-
грузках на крыло однолонжеронная схема также значительно легче схем
моноблочной и кессонной. В крыльях тонких (со<8%) однолонжеронной
схеме следует предпочесть схему многолонжеронную или кессонную.
жероны с сильными л
вающих сил служат
ясами.
При моноблочной
контуром (за исключе
зеляж проходит лишь
контура.
Рис. 15.44
* Расположение стенки более чем на 0,7 b от носка не имеет смысла, так как при
дальнейшем отодвигании стенки назад жесткость на кручение почти не увеличивается;
кроме того, последние 30% хорды заняты обычно механизацией и элеронами.
328
Кессонная схема
жесткости крыла на кр
мы (рис. 15.43, б) буд|
10%’ большей, чем кры.
летов со стреловидный
может быть применен)
ных крыльев с больп
ввиду возможности В(
элеронов. При небо,
уступает по весовым к
нять во внимание го (
нием нагрузки на кры.
так как толщина обши
и критические напряж
более высокими. Это е
t крыла — моноблочной,
гимальной толщины про-
жую величину нормаль-
на (совместно со стенкой
. сил от момента, дейст-
отся одна или две про-
ка расположена позади
принимается ~ (0,65—
лонжерона составляет
4а, расстояние от носка
- (0,45—0,55) Ь.
Моноблочная и кессонная схемы. Разница между моно-
блочным и кессонным крылом состоит в том, что в моноблочном крыле
нормальные силы при изгибе воспринимаются обшивкой и подкрепляю-
щими ее стрингерами по всему контуру поперечного сечения крыла
(рис. 15.43, а, в), а в кессонном крыле нормальные силы воспринимаются
обшивкой и стрингерами лишь по части контура, например носком или,
как обычно, средней частью; остальная часть контура с более тонкой
обшивкой и слабее подкрепленная стрингерами в работе на изгиб участ-
вует значительно меньше (рис. 15.43, б). В одной и другой схемах лон-
ъ
У,65)ь
Рис. 15.43. Сечения крыльев:
а — моноблочной конструктивно-силовой схемы, б—кессонной кон-
структивно-силовой схемы; в - моноблочной схемы нз штампован-
ных панелей
о-стыковой шарнир
стивно-силовой схемы/
)й опорой на ней, б —с
юй на передней стенке.
,ши опорами на каждой
1ной балкой
располагается на 0,1 6,
;нка стыкуется с соот-
жа посредством одного
цую силу, нормальную
от действия крутящего
эй из них может быть
'ак как крутящий мо-
в стыковых шарнирах
•ему должна быть уси-
юбразна для примене-
амолетах с прямыми
1 толщиной профиля
гов фюзеляжа трудно
а также во всех слу-
j вырезы (для шасси,
по весу заметно легче
(в, случае жесткой,
[При небольших на-
начительно легче схем
1%) однолонжеронной
то или кессонную.
шеет смысла, так как при
е почти не увеличивается;
<ей и элеронами.
жероны с сильными поясами отсутствуют, а для восприятия перерезы-
вающих сил служат стенки, скрепленные с обшивкой слабыми по-
ясами.
При моноблочной схеме сквозь фюзеляж проходит крыло почти всем
контуром (за исключением хвостика). При кессонной схеме сквозь фю-
зеляж проходит лишь кессон, т. е. наиболее сильно работающая часть
контура.
Рис. 15.44. Тонкостенные и толстостенные профили и
графики их работы при сжатии
Кессонная схема весьма целесообразна для получения большей
жесткости крыла на кручение. При одинаковом весе крыло кессонной схе-
мы (рис. 15.43, б) будет обладать жесткостью на кручение, примерно на
10% большей, чем крыло однолонжеронное (см. рис. 15.42, а). Для само-
летов со стреловидным крылом с большим удлинением кессонное крыло
может быть применено с большой эффективностью, так как для подоб-
ных крыльев с большой нагрузкой жесткость имеет важное значение
ввиду возможности возникновения на таких крыльях явления реверса
элеронов. При небольших нагрузках на крыло кессонная схема
уступает по весовым качествам однолонжероннои. Однако следует при-
нять во внимание то обстоятельство, что с ростом скорости, с увеличе-
нием нагрузки на крыло кессонная схема делается все выгоднее по весу,
так как толщина обшивки и стрингеров с ростом нагрузки увеличивается
и критические напряжения потери местной устойчивости оКрит делаются
более высокими. Это видно на примере двух дюралюминовых профилей
329
Рис. 15.45. Зависимость
критического напряжения
потери местной устойчи-
вости Окрит гладкого
алюминиевого листа, со-
гнутого по цилиндру с
радиусом при толщи-
не б, от отношения б//?
того, при малых
разной толщины (рис. 15.44). При толщине стенки 61 = 1 мм профиль
длиной / = 200 мм теряет местную устойчивость при оКрит=17 кгс/мм2,
а при толщине стенки 6=3 мм и той же длине профиль теряет местную
устойчивость при сгКрит = 33 кгс/мм2.
Обшивка (согнутая по цилиндру с радиусом R) при увеличении
толщины 6 или уменьшении работает на устойчивость при сжатии
значительно лучше (рис. 15.45).
Следует при этом иметь в виду, что толстая обшивка при потере
устойчивости может заставить стрингеры потерять устойчивость, если их
стенки недостаточно толсты. Поэтому при толстой обшивке должны быть
и достаточно толстые стенки стрингеров.
Очень выгодной по технологичности и до-
статочно удовлетворительной по весу оказы-
вается кессонная схема для тонких крыльев
(со<8%) при применении конструкции с прес-
сованными или штампованными панелями (см.
рис. 15.43, в).
Таким образом, можно утверждать, что
кессонная схема крыльев весьма целесообраз-
на для больших самолетов со стреловидным
крылом значительного удлинения и с большой
нагрузкой на 1 м2 и для самолетов с малыми
удлинениями, малыми относительными толщи-
нами (со<8%) и большой нагрузкой на 1 м2.
Для легких самолетов кессонная схема неце-
лесообразна, так как она требует значитель-
ных объемов в фюзеляже, объемы же фюзеля-
жей легких самолетов весьма ограничены и,
удлинениях и удельных нагрузках на крыло и
больших относительных толщинах кессонная схема будет менее выгодна
по весовым данным, нежели одноложеронная схема. Следует особо
отметить одно технологическое свойство кессонной схемы — она очень
удобна для панелирования.
Однолонжеронная схема с внутренним подкосом.
Эта схема применима для стреловидных крыльев с углом х не менее 35°.
Внутренний подкос — опора лонжерона в виде конца защемленной бал-
ки, идущей обычно перпендикулярно оси самолета на расстоянии 0,3—0,5
(в зависимости от величин угла стреловидности и сужения крыла) полу-
размаха от оси симметрии самолета (рис. 15.46). Внутренний подкос
работает аналогично лонжерону подкосного крыла как консольная
балка.
Лонжерон, расположенный на (0,3—0,4) Ь, для увеличения базы,
воспринимающей -реакцию от крутящего момента (между точками 4 и 5
на рис. 15.46), на месте соединения с поперечной балкой имеет перелом,
так что в бортовом сечении конец лонжерона отстоит от носка крыла на
(0,08—0,1) b (см. рис. 15.42, г). В точке 5 лонжерон крепится к фюзеля-
жу одним шарниром, воспринимающим только перерезывающую силу,
реакцию от крутящего момента и нормальную реакцию от изгибающего
момента, действующего в плоскости хорд.
Поперечная поддерживающая лонжерон балка в бортовом сечении
отстоит от носка крыла примерно на 0,65 6.
Схема однолонжеронного крыла с внутренним подкосом выгоднее в
конструктивном отношении, чем обычная однолонжеронная схема (см.
рис. 15.47) по следующим причинам.
1. Опорная база у корня (между точками 4 и 5) благодаря перело-
му лонжерона в крыле с внутренним подкосом при расположении лонже-
рона на 0,4 6 может быть больше, чем в крыле однолонжеронном.
330
генки 6i = l мм профиль
ь при акрит=17 кгс/мм2,
профиль теряет местную
сом AJ) при увеличении
:тойчивость при сжатии
тая обшивка при потере
зть устойчивость, если их
ой обшивке должны быть
стенки стрингеров.
по технологичности и до-
цельной по весу оказы-
ма для тонких крыльев
внии конструкции с прес-
пованными панелями (см.
можно утверждать, что
пьев весьма целесообраз-
элетов со стреловидным
о удлинения и с большой
для самолетов с малыми
1 относительными толщи-
ьшой нагрузкой на 1 м2.
•в кессонная схема неце-
она требует значитель-
яже, объемы же фюзеля-
)в весьма ограничены и,
[х нагрузках на крыло и
.ема будет менее выгодна
я схема. Следует особо
иной схемы — она очень
ренним подкосом,
вв с углом х не менее 35°.
конца защемленной бал-
;та на расстоянии 0,3—0,5
[ и сужения крыла) полу-
1.46). Внутренний подкос
крыла как консольная
?, для увеличения базы,
га (между точками 4 и 5
)й балкой имеет перелом,
гстоит от носка крыла на
:ерон крепится к фюзеля-
э перерезывающую силу,
реакцию от изгибающего
алкд. в бортовом сечении
ним подкосом выгоднее в
(лонжеронная схема (см.
4 и 5) благодаря перело-
1ри расположении лонже-
однолонжеронном.
2. Стыковые узлы в крыле с внутренним подкосом в точках 4 и 5
(см. рис. 15.46) конструктивно проще и легче, чем узлы однолонжерон-
ного крыла (см. рис. 15.47). Действительно, в стыковом узле лонжерона
обычного однолонжеронного крыла силы, действующие на пояса, и ре-
акции, возникающие на опорах, расположены по отношению друг к другу,
под острым углом. Это обстоятельство вызывает необходимость соеди-
нения этого узла с усиленной нервюрой № 3 в месте разъема. В резуль-
тате .получается трудный в конструктивном оформлении и тяжелый
узел 4.
Рис. 15.46. Схема стрело-
видного однолонжеронного
крыла с внутренним подко-
сом:
а — нервюры расположены по
потоку; о — нервюры располо-
жены перпендикулярно перед-
ней кромке или лонжерону;
1, 2, 3 — усиленные нервюры;
4, 5 — стыковые узлы
3. В крыле с внутренним подкосом центр давления полу крыл а рас-
полагается очень близко от нормали к оси самолета, проведенной из
главной опоры полукрыла узла 4 (см. рис. 15.46, а) на плече hi. В одно-
лонжеронном крыле центр давления полукрыла расположен на большем
плече &2 (см. рис. 15.47, а). Вследствие этого опорная реакция на узле 5
первой схемы (см. рис. 15.46) будет значительно меньше, чем на узле 4
второй схемы (см. рис. 15.47), и поэтому корневая нервюра № 1 крыла
с подкосом будет нагружена меньше, чем корневая нервюра № 1 одно-
лонжеронного крыла, так как изгибающий момент, действующий на
нервюру, в первом случае равен
а во втором случае
причем
Однако схема с внутренним подкосом технологически менее выгодна,
чем кессонная, так как она не так удобна для панелирования.
Л/г
7^2 = — h2t
Рис. 15.47. Схемы стрело-
видного однолонжеронного
крыла:
а — нервюры расположены по
потоку; о — нервюры располо-
жены перпендикулярно перед-
ней кромке или лонжерону;
1, 2, 3 — усиленные нервюры;
4, 5 — стыковые узлы
Расположение нервюр на стреловидных крыльях,
В стреловидных крыльях нервюры могут быть расположены двумя спосо-
бами:
1) параллельно оси симметрии
рис. 15.46, а; 15.47, а; 15.49, а);
самолета, или по потоку (см.
Рис. 15.48. Схема расположения сил в стыко-
вом узле однолонжеронного стреловидного
крыла:
а — лонжерон крыла обычной однолонжеронной схе-
мы; б — внутренний подкос однолонжеронной схемы
2) перпендикулярно к передней кромке или к оси лонжерона (см.
рис. 15.46, б; 15.47, б; 15.49, б) *.
Расположение нервюр в первом случае имеет некоторые недостатки,
например, нервюры в стреловидных крыльях имеют большую длину, чем
во втором случае, и поэтому их сложнее изготовить. Если крылья кессон-
Рис. 16.49. Схема стреловидного кессонного
крыла:
а — с нервюрами по потоку; б — с нервюрами, распо-
ложенными перпендикулярно к передней кромке кры-
ла или передней стенке кессона; Л 2t 3 — усиленные
нервюры
._________стенка,
--------стрингер
ные, т. е. нервюры подходят к лонжеронам или к стенкам (см.
рис. 15.49, а) под очень острыми углами, что создает конструктивную и
технологическую сложность; раскрой обшивки при этом расположении
получается невыгодным (в виде параллелограммов), дающим большие
отходы. Вместе с тем есть некоторые основания предполагать, что жест-
кость при изгибе у крыльев с расположением нервюр «по потоку» не-
* Часто нервюры располагают перпендикулярно к прямой, соединяющей точ-
ки 0,25 хорд.
332
сколько выше, ч
перпендикуляра
любой силовой
рис. 15.46), од
рис. 15.49) }сил
№ 1 на рис. 15.
во-первых, сила
бортовой н^рвю
нервюры, получе
-правлении поясе
ров (при кессон
лома лонжерона
вюры располоя
лонжерону, то
сколько усилен!
внутренним под1
установлены ус
и 3, а для воспр!
вследствие пере
назначается усы
М н о г о л о н
Многолонжеронн
стреловидных кр
молетов не упот
тивной точки 3р1
схема пpeдcтaвл^
удлинения (рис.
жу шарнирно, a j
выгодно распола!
лярно передней с
Выбор р а
р а м и.
Вес всех нерв
где qz — погонная
а — р асстоян
Ьг — хорда в (
— статисти
Но, так как
и
то
Следов ательнс
вюрами а, т. е. от к
Так как при о
элементов нервюр
Теоретически, к
и сдвиг при расположе
лярно к лонжерону.
10ВИДНЫХ крыльях.
>асположены двумя спосо-
ST3, или по потоку (см.
сколько выше, чем при изгибе у крыльев с нервюрами, расположенными
перпендикулярно к лонжерону*. При расположении нервюр по потоку в
любой силовой схеме — однолонжеронной с внутренним подкосом (см.
рис. 15.46), однолонжеронной (см. рис. 15.42) или кессонной (см.
рис. 15.49) усиленной будет только одна нервюра — бортовая (нервюра
№ 1 на рис. 15.46, а; 15.47, а, 15.49, а). Эта нервюра будет нагружена,
во-первых, силами от крутящего момента, действующего в сечении по
бортовой нервюре, и, во-вторых, силами, направленными в плоскости
нервюры, получающимися вследствие разложения сил, действующих в на-
<9
П В СТЫКО-
гловидного
ровной схе-
нной схемы
и к оси лонжерона (см.
ет некоторые недостатки,
1еют большую длину, чем
шть. Если крылья кессон-
сессбнного
ами, распо-
ромке кры-
- усиленные
I или к стенкам (см.
эздает конструктивную и
при этом расположении
ямов'), дающим большие
предполагать, что жест-
нервюр «по потоку» не-
: прямой, соединяющей точ-
правлении поясов лонжеронов и стринге-
ров (при кессонной схеме) в месте пере-
лома лонжерона и стрингеров. Если нер-
вюры расположены перпендикулярно к
лонжерону, то приходится делать не-
сколько усиленных нервюр. В схеме с
внутренним подкосом (см. рис. 15.46, б)
установлены усиленные нервюры № 2
и 3, а для восприятия сил, получающихся
вследствие перелома стрингеров, пред-
назначается усиленная нервюра № 1.
Многолонжеронная схема.
Многолонжеронная схема для прямых и
стреловидных крыльев современных са-
молетов не употребляется. С конструк-
тивной точки зрения многолонжеронная
Рис. 15.50. Схема много лонже-
ронного треугольного крыла
малого удлинения:
а — стенка, б — лонжероны
схема представляется целесообразной для треугольных крыльев малого
удлинения (рис. 15.50). Переднюю стенку а следует крепить к фюзеля-
жу шарнирно, а лонжероны б — с защемлением. Нервюры в такой схеме
выгодно располагать параллельно потоку, носки нервюр — перпендику-
лярно передней стенке.
Выбор расстояния между стрингерами и нервю-
рами
Вес всех нервюр в крыле будет
Л
о
где qz — погонная нагрузка в сечении с координатой г;
а — расстояние между нервюрами;
bz — хорда в сечении z;
kn — статистический коэффициент.
Но, так как
Л
p^aS
о-
и
то
о
Он = тз/70/гл5Йср= ГПтрцПдЬ^.
Следовательно, вес нервюр Gn не зависит от расстояния между нер-
вюрами а, т. е. от количества нервюр.
Так как при очень малом а из-за конструктивных соображений для
элементов нервюр приходится применять толщины большие, чем нужно,
* Теоретически, кроме того, доказано, что устойчивость обшивки крыла на сжатие
и сдвиг при расположении нервюр по потоку выше, чем при расположении перпендику-
лярно к лонжерону
то вес нервюр при очень малом расстоянии между ними начнет возра-
стать. Целесообразное расстояние а между нервюрами следует выбирать
из условий работы стрингеров и обшивки.
Очень малое расстояние а невыгодно из-за большого количества
заклепок, которое приводит к ухудшению поверхности крыла (даже при
потайных заклепках) и к усложнению производства крыльев.
В бесстрингерных крыльях в зависимости от толщины обшивки бОб
можно принимать а = 120—220 мм при 60б = 1,2—2,0 мм.
Соотношение а/бОб следует при этом выбирать так, чтобы расчет-
ное напряжение ораСч обшивки сжатой зоны не превышало
kE
а =,
(а/5об)2
где k — практически лежит в пределах /г^3,6—7,5 и определяется в за-
висимости от соотношения a2R)R(R— радиус кривизны обшивки [1]).
Бесстрингерные крылья из-за увеличенного веса конструкции крыла
не могут быть признаны целесообразными.
В крыльях со стрингерным набором расстояние между нервюрами а
выбирают в зависимости от мощности стрингерного набора и обшивки.
В кессонных и лонжеронных крыльях со
стрингерным набором расстояние между нер-
вюрами следует выбирать таким образом, что-
бы стрингер и обшивка в сжатой зоне при
длине а имели такое значение окрит, при кото-
ром наступали бы одновременно и местная и
общая потеря устойчивости (рис. 15.51). При
этом условии материал будет наиболее эконо-
мично использован и вес будет наивыгодней-
шим. Понятно, что величина а — 1стР зависит от
ZCTp/i и чем больше радиус инерции i (чем мощ-
ные стрингер), тем больше будет, следова-
тельно, ZCTp=a.
При подборе стрингера (площади и свободной длины) нужно учиты-
вать не только сжатие, но и его изгиб под действием воздушной нагруз-
ки. Изгиб стрингера ’(наружу вследствие разрежения) улучшает его ус-
тойчивость, так как стрингер и обшивка при потере устойчивости всегда
прогибаются внутрь крыла, т. е. к центру кривизны верхней поверхности.
В современных кессонных крыльях с большой нагрузкой на 1 м2 при
большой толщине обшивки и стенок стрингеров элементы крыла (стрин-
геры плюс обшивка) до разрушения работают в зоне пластических
деформаций. В подобных крыльях при не особенно мощных сечениях
стрингеров и обшивки (6Об=1,5—2,0 мм) расстояние между нервюрами
а берется равным 280—350 мм; при мощной обшивке (д0о = 3—5 мм) и
таких же стрингерах значения а могут доходить до 700—900 мм (так
как /стр”
\ I / opt
ду стрингерами в лонжеронных крыльях (один лонжерон) 6СтР=250—
300 мм.
В кессонных крыльях расстояние между стрингерами необходимо
брать очень небольшим бстр= 120—180 мм по следующим соображениям-
а) часто подкрепленная обшивка работает лучше; б) конструкция при
малых 6стр работает в зоне пластических деформаций без потери устой-
чивости.
Наивыгоднейшее расстояние между стрингерами
Остр) — напряжена
где R — радиус крив!
Коэффициент k <
пластины равным 1,9
I
§
Механизация hbj
ти каждого современ]
типа решаются следу
1. Увеличение су
2 Предотвращен
улучшение эффективг
зов ан ни механизации
Рис. 15 51. К выбору ра-
ционального расстояния
между нервюрами крыла
Рис 11
а — обыкновенные щ
г — выдвижные щнт>
^£-1 i, a i — у мощных стрингеров велико). Расстояние меж-
. г / opt
где боб — толщина обшивки в мм;
334
3. Кратковременв
чения крутизны сниж
торможения колес пр!
Для решения nepi
низаций по задней кр<
Наиболее употре(
— обыкновенные
— обыкновенные
— щелевые закрь
— выдвижные щи
— выдвижные ще
— выдвижные мн
Все эти устройщ
max и заметное уме!
крылом без меха низа)
по весу простые щитк
значительно слабее уь
ки. Наибольший прир
крылки, но они сложи
жду ними начнет возра-
юрами следует выбирать
за большого количества
хности крыла (даже при
ггва крыльев,
)Т ТОЛЩИНЫ обшивки боб
-2,0 мм.
)ать так, чтобы расчет-
ревышало
Петр — напряжение потери стрингером местной устойчивости
_ О,ЗЕ
Окрит_ Я/&об ’
где R — радиус кривизны обшивки.
Коэффициент k следует выбирать в зависимости от типа заделки
пластины равным 1,9—2,3.
§ 9. ВЫБОР МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА
7,5 и определяется в за-
явизны обшивки [1]).
веса конструкции крыла
ние между нервюрами а
ного набора и обшивки.
Механизация является неотъемлемой принадлежностью крыла поч-
ти каждого современного самолета. С помощью механизации различного
типа решаются следующие задачи.
1. Увеличение су крыла при посадке и взлете.
2. Предотвращение потери боковой устойчивости и управляемости и
улучшение эффективности элеронов на больших углах атаки при исполь-
зовании механизации, решающей задачу 1.
онжеронных крыльях со
расстояние между нер-
?ать таким образом, что-
вка в сжатой зоне при
значение окрит, при кото-
ювременно и местная и
[вости (рис. 15.51). При
л будет наиболее эконо-
вес будет паивыгодней-
[ичина а=/стр зависит от
диус инерции i (чем мощ-
больше будет, следова-
ли длины) нужно учиты-
ваем воздушной нагруз-
<ения) улучшает его ус-
ере устойчивости всегда
ны верхней поверхности,
загрузкой на 1 м2 при
элементы крыла (стрин-
Рис. 15.52. Различные виды механизации крыла:
а — обыкновенные щитки; б— обыкновенный закрылок; в — щелевые закрылки;
г — выдвижные щитки; д — выдвижные закрылки; е — выдвижные многощелевые
закрылки
л в зоне пластических
енно мощных сечениях
яние между нервюрами
шивке (6Об = 3—5 мм) и
ь до 700—900 мм (так
лико). Расстояние меж-
лонжерон) ЬСтр=250—
грингерами необходимо
дующим соображениям:
е; б) конструкция при
!ащщ без потери устой-
ами
3. Кратковременное уменьшение подъемной силы крыла для увели-
чения крутизны снижения самолета и для повышения эффективности
торможения колес при пробеге.
Для решения первой задачи применяются разнообразные виды меха-
низаций по задней кромке крыла.
Наиболее употребительны из них следующие:
— обыкновенные щитки (рис. 15.52, а);
— обыкновенные закрылки (рис. 15.52, б);
— щелевые закрылки с одной щелью (рис. 15.52, в);
— выдвижные щитки (рис. 15,52, а);
— выдвижные щелевые закрылки (рис. 15.52, б);
— выдвижные многощелевые закрылки (рис. 15.52, е).
Все эти устройства в рабочем положении вызывают увеличение
сушах и заметное уменьшение критического угла атаки (по сравнению с
крылом без механизации). Наиболее просты по конструкции и выгодны
по весу простые щитки и закрылки, но они при прочих равных условиях
значительно слабее увеличивают сутах, чем выдвижные щитки и закрыл-
ки. Наибольший прирост суШах создают выдвижные мпогощелевые за-
крылки, но они сложны по конструкции и обладают большим весом. При
335
выборе механизации крыла необходимо учитывать величину удельной
нагрузки на крыло ро.
Для решения второй задачи применяются следующие устройства:
—автоматические предкрылки с профилированной щелью
(рис. 15.53, а);
— щитки Крюгера (рис. 15.53, б);
— отклоняемые носки (рис. 15.53, в);
— турбулизаторы (рис. 15.53, г).
Рис. 15.53. Различные виды механизации носка
крыла:
а — предкрылок; б — щиток Крюгера; в — отклоняемый
носок; е — турболизаторы
Наиболее сложные по конструкции и тяжелые по весу предкрылки с
профилированной щелью весьма эффективны и способствуют безотрыв-
ному обтеканию крыла до больших углов атаки с плавным течением кри-
вой на закритических углах атаки (рис. 15.54). Применение предкрылков
с профилированной щелью совместно с закрылками и щитками повышают
Рис. 15.54. Характер зависимостей cv
от <х для различных видов механи-
зации:
/ — крыло без механизации; 2 — крыло с
предкрылком; 3 — с щитком Крюгера; 4—
отклоняемый носок; 5 — крыло с щелевым
закрылком; 6 — крыло с щелевым за-
крылком и предкрылком
Рис. 15.55. Схема механиза-
ции современного стрело-
видного крыла:
1 — предкрылок; 2 — щитки
Крюгера; 3—закрылки; 4 —
спойлеры или интерцепторы, ис-
пользуемые в полете для управ-
ления; 5 — спойлеры или интер-
цепторы, используемые при
посадке; 6 —элероны
tgmax, увеличивая критический угол атаки. Щитки Крюгера более про-
стые по конструкции, чем щелевые подкрылки и более легкие по весу,
эффективны, по на закритических углах атаки крыла вызывают быстро
нарастающий срыв потока с крыла и резкое падение су по а (см. поз. 3).
Поэтому применение щитков Крюгера целесообразно только в той
части размаха крыла, где имеется повышенное значение критического
угла атаки, например, в корневой части стреловидного крыла. Отклоняе-
мые носки сложнее по конструкции, чем щитки Крюгера и менее эффек-
336
тывать величину удельной
:я следующие устройства:
профилированной щелью
елые по весу предкрылки с
и способствуют безотрыв-
си с плавным течением кри-
. Применение предкрылков
1ками и щитками повышают
15.55. Схема механиза-
современного стрело-
видного крыла:
предкрылок; 2 — щитки
гера; 3 —закрылки; 4 —
леры или интерцепторы, ис-
.зуемые в полете дли управ-
ой. 5 —спойлеры или иитер-
оры, используемые при
посадке; 6 —элероны
тивны. Они имеют такой же срывной характер кривой су по а как и-
щитки Крюгера 4. Турбулизаторы представляют собой небольшие пла-
стинки, размещенные нормально к верхней поверхности крыла и откло-
ненные на небольшой угол к направлению потока. Эти устройства так
же, как и предыдущие, значительно увеличивают критический угол ата-
ки (угол атаки срыва) за счет чего и дают увеличение су тах. Примене-
ние механизации передней кромки нецелесообразно без использования
механизации задней кромки. В некоторых случаях для улучшения эффек-
тивности элеронов на больших углах атаки применяются щелевые пред-
крылки только в той части размаха, где расположены элероны.
Для решения третьей задачи применяются интерцепторы или спой-
леры, представляющие собой управляемые узкие пластины, располага-
емые на верхней поверхности вдоль размаха крыла (рис. 15.55),
утопленные в крыло и отклоняемые в рабочем положении нормально к
потоку. Обычно в полете спойлеры применяются для увеличения эффек-
тивности поперечного управления. Смысл применения спойлеров при.
посадке состоит в том, чтобы уменьшить при приземлении несущую спо-
собность крыла для увеличения нагрузок на колеса шасси с целью увели-
чения тормозящей силы и уменьшения дистанции пробега.
В механизированном крыле прирост Асутах, т. е. сутах, зависит от-
следующих факторов:
— типа и размаха механизации;
— сужения крыла tj;
— удлинения крыла X;
— стреловидности крыла %;
— хорды щитка или закрылка Ь3;
— типа профиля крыла и его относительной толщины с;
— угла отклонения поверхности механизации;
— величины сдвига сдвижного закрылка;
— формы щели между крылом и закрылком.
Большие т] и X усиливают эффект механизации. Малые с дают мень-
ший прирост сушах. Стреловидность х уменьшает эффект механизации.
Значительно влияет на Асу щах относительная хорда закрылка &з/&кр или
щитка и относительный размах /3//ь-р. Можно принимать при предвари-
тельных расчетах следующие значения Дсутах профиля крыла:
— обыкновенные щелевые закрылки Асушах = 0,8—1,0; а=13°—14°;
— выдвижные однощелевые закрылки Асутах = 1,4—1,5; а=12°;
— предкрылок Асутах=0,7—0,8; а=30°;
— обыкновенные щелевые закрылки и предкрылок Асутах = 0,9;
а = 20°;
— выдвижные однощелевые закрылки и предкрылок ДсУтах=1,7—
1,9; а=20°.
При расположении механизации не по всему размаху крыла мож-
но определить величину су тах крыла с механизацией по такой формуле:
1иткй Крюгера более про-
1 и более легкие по весу,
1 крыла вызывают быстро
адение су по а (см. поз. 3).
1есообразно только в той
ое значение критического
видного крыла. Отклоняе-
1 Крюгера и менее эффек-
где ctJ
max — коэффициент подъемной силы крыла с механизацией не по
всему размаху;
^кр.м — площадь крыла, обслуживаемая механизацией (рис. 15.56);
сУтах — коэффициент подъемной силы крыла с механизацией по
всему размаху.
Обычно выбирают относительную величину хорды щитков или за-
крылков по следующим соотношениям:
— для щитков бщ/^кр — 0,25;
— для закрылков 6.-#кр ~ 0,30;
— для выдвижных закрылков 63/ЬКр~0,3—0,4.
337
При очень больших хордах наблюдается существенное уменьшение
роста эффективности механизации (рис. 15.57).
Максимальные углы отклонения назначают следующие:
— для щитков 6Щ=55—60° (по потоку);
— для закрылков 63=40—50° (по потоку);
— для выдвижных закрылков б3=ЗО—40° (по потоку);
1/21
Рис. 15.56. К опре- Рис. 15 57. Характер влияния относи-
делению величины тельной хорды закрылков bs/bItp и отно-
Сктат крыла с меха сительной хорды щитков Ьщ/Ькр на ве-
низацией не по всему личину Acvmai
размаху
— для выдвижных закрылков тонких крыльев 63=25—35° (по
потоку);
— для отклоняемых носков бн~ 15—20° (перпендикулярно оси).
Большие углы отклонения 6 не следует применять ввиду заметного
замедления роста эффективности щитков и закрылков (рис. 15.58). Сле-
Рис. 15.58. Характер Рис. 15.59. Влияние угла стре-
влияния угла отклонения ловидности крыла на отиоси-
закрылков 1 и щитков 2 тельную величину Сушах
на величину Асетах 1—простые щитки, 2— выдвижные
щитки
дует иметь В виду, что угол атаки а<у тах> соответствующий Сушах, При
применении закрылков заметно уменьшается (~на 3—5°) по сравнению
с шах крыла без закрылков.
Протяженность механизации по размаху крыла обусловливается
протяженностью той части задней кромки крыла, которая не занята фю-
зеляжем, гондолами двигателей и элеронами.
Эффективность механизации значительно повышается, если закрыл-
ки или щетки идут по всей задней кромке между элеронами, по фюзеля-
жу и гондолам двигателей.
Стреловидность сильно снижает эффект механизации (рис. 15 59).
Чем больше угол стреловидности %, тем меньше будет отношение
(с// max) /
(CU шах)у «о
338
шественное уменьшение
следующие:
где (Сушах) —максимальный коэффициент подъемной силы с механи-
зацией стреловидного крыла; (Сутах)/.-=о — коэффициент с механизацией
прямого крыла.
Нужно иметь в виду, что для простых щитков и закрылков сниже-
ние Сушах вследствие стреловидности гораздо ощутимее (/), чем для вы-
движных (2).
о потоку);
ктер влияния относи-
крыл ков Ь3/Ькр и отно-
щитков Ьщ/hnp на ве-
ну Лсишах
крыльев 63=25—35° (по
ерпендикулярно оси),
вменять ввиду заметного
срылков (рис. 15.58). Сле-
59. Влияние угла сгре-
сти крыла на относи-
НуЮ ВеЛИЧИНу Сушах
ые щитки. 2 — выдвижные
ЩИТКИ
оответствующий Сушах> при
(~иа 3—5°) по сравнению
у крыла обусловливается
ыла, которая не занята фю-
) повышается, если закрыл-
жду Элеронами, по фюзеля-
механизации (рис. 15.59).
ше будет отношение
(Z) и) в) г)
Рис. 15.60. Стреловидные крылья с одинаковым уг-
лом стреловидности по передней кромке и с различ-
ными углами стреловидности по задней кромке
(Х=2.31);
с^Хэ.к“0°; б — Хз.к“20°; в-Хз.к“45°> г“Хз.к=60°
Для эффекта механизации стреловидных крыльев большое значение
имеет величина угла %3.к, образованного линией задней кромки крыла и
перпендикуляром к оси симметрии (рис. 15.60). Чем больше угол %3
тем больше отражается стреловидность на величине
рис. 15.61 представлена зависимость Сушах крыльев
с углом стреловидности по «передней кромке Хп.к=
=60° и с различными значениями углов стреловид-
ности по задней кромке от Хз.к=0° до Хзк=60° (см.
рис. 15.60).
Для иллюстрации невыгодности простых за-
крылков (или щитков) на стреловидных крыльях
по сравнению с выдвижными могут служить сле-
дующие данные.
Для %=35° при выдвижных закрылках с отно-
сительной хордой 63/i?ifp=0,3—0,35 и с относитель-
ным размахом /3Дкр = 0,6-можно получить Асутах~
«0,40—0,45.
Для того же самого крыла при тех же разме-
рах простых закрылков величина Асушах получает-
ся значительно меньше, а именно АдуЮах«0,25—
0,30.
В связи с этим на стреловидных крыльях при-
меняются исключительно выдвижные закрылки.
В последнее время на самолетах с ТРД нахо-
дят применение закрылки со сдуванием погранич-
ного слоя с верхней поверхности закрылка (воздух
подводится от компрессора двигателя). Воздух выдувается
ней кромке крыла таким образом, чтобы струя обдувала
верхность закрылка (см. гл. X).
Иногда в целях улучшения управляемости самолета
* -, к’
Сушах* На графике
15.61. Влия-
стрелобидно-
по задней
Рис
ние
сти
кромке на cumaK
крыла:
----* без механи-
зации;
----— выдвижные
закрылки
в щель в зад-
верхнюю по-
относительно
оси х в зоне расположения элеронов применяются так называемые ин-
терцепторы. Интерцептор представляет собой обычно узкую пластинку,
которая в рабочем положении стоит нормально к поверхности крыла и,
следовательно, перпендикулярно к потоку, способствуя срыву последне-
го, а в нерабочем состоянии—прижата к поверхности крыла (в специ-
альное углубление на поверхности крыла).
339
Удельный вес конструкции щитков и закрылков составляет в сред-
нем
q. = (0,3- 0,4) q^
где <714p — удельный вес конструкции крыла.
§ (0. ВЫБОР ПЛОЩАДИ И РАЗМЕРОВ ЭЛЕРОНОВ
И АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПЕНСАЦИИ
Площадь элеронов составляет от площади крыла
0,05 -0,08.
Для современных небольших самолетов со стреловидным или тре-
угольным крылом и большими Утах(М>1) площадь элеронов берут
меньше. Для тяжелых самолетов площадь элеронов больше.
При эскизном проектировании величину площади элеронов можно
подбирать по приближенной формуле
= 0,05-0,07,
•^кр/кр
где So—площадь заштрихованной части полукрыла (рис. 15.62);
а — расстояние между центрами тяжести площади So;
Sup — площадь крыла;
/1;р— размах крыла.
Величина коэф(|
рона 6Эл/&кр>0,25 j
6ЭЛ/6ИГ=0,20—0,25.
При увеличении
-близких к /^//^0,50
так как протяженное
Cymax, ТО обычно ПрЩ
При углах откло]
медленно, поэтому м;
образно брать не бол<
Для так назыв
вверх — бв = 25°; откл<
Аэродинамическа
следующая:
осевая
— с профилирова:
— с непрофилиро!
внутренняя, с мяг
При осевой компе
где So к — площадь ос
5ЭЛ — площадь эл
При внутренней ю
Рис. 15.62. К опре-
делению прибли-
женной величины
площадей элеро-
нов Sgn
Рис. 15 63. Влияние углов
отклонения элеронов оэл и
относительного размаха
элеронов 1зп/1 на коэффи-
циент поперечного момен-
та тх
Внутренняя компе
тях, однако осуществи
ВЫСОКИХ Ушах) ЗЭТруДГ
элерона (бэл=15—18°
Если в управленш
то величина компенса!
сации должна быть ум-
Площадь триммер
•S тр/^эл = 0,04—0,06 — д
летов, S^p/S
эл — 0,07-0
Удельный вес коне
Коэффициент момента элеронов для обычных
6дл/6Ср может быть выражен приближенно
соотношений /эл// и
(15.119)
где /эл — размах элеронов;
ЬЭТ1 — хорда элеронов;
А — коэффициент статического момента площади крыла, обслужи-
ваемой элероном, А =30й/5ьР/кр.
Если на основании статистики определить величину тх/А, то форму-
лой (15.119) можно пользоваться для подбора размеров элеронов. Для
современных реактивных самолетов
где qKp — удельный вес
В целях увеличена
весовую компенсацию,
с гидроусилителем весе
Иногда на сверхзв
или изменяемой геомет]
равления используются
лизатора.
§ II. ВЫБОР УГЛА Г
Угол поперечного \
чивости самолета, задав
-^£^0,16-0,17.
А
340
ылков составляет в сред-
)В ЭЛЕРОНОВ
ЕНСАЦИИ
крыла
з стреловидным или тре-
площадь элеронов берут
юнов больше.
шощади элеронов можно
укрыла (рис. 15.62);
и площади So;
63 Влияние углов
1ия элеронов Оэл и
льного размаха
1 на коэффи-
поперечного момен-
та т*
дчных соотношений и
(15.119)
i площади крыла, обслужи-
ь величину тх/А, то форму-
ра размеров элеронов. Для
Величина коэффициента момента тх при относительных хордах эле-
рона 6Эл/^гФ>0,25 растет очень медленно, поэтому обычно берут
ЬЭл/Ькр=0,20—0,25.
При увеличении относительного размаха элеронов /Эл// до величин,
близких к 0,50 рост коэффициента тх замедляется (рис. 15.63), а
так как протяженность механизации по размаху определяет величину
fymai, то обычно принимают /эл/7 = 0,30—0,40.
При углах отклонения элерона, близких к бэл = 25°, шх растет очень
медленно, поэтому максимальные углы отклонения элеронов 6ЭЛ целесо-
образно брать не более бэл=25—30°.
Для так называемых дифференциальных элеронов отклонения
вверх — 6е = 25°; отклонения вниз — 61Н= 15°.
Аэродинамическая компенсация для элеронов применяется обычно
следующая:
осевая
— с профилированной щелью;
— с непрофилированной щелью;
внутренняя, с мягкой перепонкой.
При осевой компенсации принимают
<0,25—0,28,
где Sok — площадь осевой компенсации;
5ЭЛ — площадь элеронов.
При внутренней компенсации принимают
= 0,30-0,31.
*^эл
Внутренняя компенсация особенно желательна при больших скорос-
тях, однако осуществление ее при тонких профилях (какие нужны для
высоких V'max) затруднено, так как очень ограничивает углы отклонения
элерона (6ЭЛ = 15—18° в одну сторону).
Если в управлении применяют обратимую схему с гидроусилителем,
то величина компенсации элеронов в целях предотвращения перекомпен-
сации должна быть уменьшена (~ 15%).
Площадь триммеров 5тр элерона выбирают из соотношений
5Тр/5эл=0,04—0,06 — для однодвигательных и двухдвигательных само-
летов; 5тр/50Л = 0,07—0,08 — для четырехдвигательных самолетов.
Удельный вес конструкции элеронов составляет в среднем
^л-(0,4-0,5)^₽,
где (/кр — удельный вес крыла.
В целях увеличения Екр флаттера элероны должны иметь полную
весовую компенсацию. При применении в управлении необратимых схем
с гидроусилителем весовая компенсация может быть частичной.
Иногда на сверхзвуковых самолетах при крыле малого удлинения
или изменяемой геометрии элероны отсутствуют и для поперечного уп-
равления используются дифференциально-отклоняемые половины стаби-
лизатора.
§ 11. ВЫБОР УГЛА ПОПЕРЕЧНОГО V И УГЛА ЗАКЛИНЕНИЯ КРЫЛА
Угол поперечного V крыла определяют при расчете боковой устой-
чивости самолета, задаваясь величиной отношения
— <0,7,
ти
341
Если поперечное се
Хн.ч, Ахв.ч вместо £)ф бе]
где т^х — производная коэффициента тх по углу скольжения 0;
mJ— производная коэффициента mv по углу скольжения р.
В начале проектирования обычно задаются величиной V приближен-
но. Для прямых крыльев (% —0°) берут:
— для низкоплана V=+54-+7°;
— для среднеплана V = + 34- + 5°;
— для высокоплана V= +14-2,5°.
Для стреловидных крыльев с углом %= +35— + 45° угол лежит в пре-
делах V= —1,54—3° с учетом работы автоматики в системе управления-
можно принимать V—0++30.
Углом заклинения крыла называется угол между хордой крыла и
строительной горизонталью фюзеляжа (СГФ). Обычно этот угол прини-
мается равным углу атаки крыла акр при полете на основном режиме,
т. е. для истребителя — на Vmax, для бомбардировщика — на V, соответ-
ствующей Lmax и т. д. Однако иногда, например в случае шасси велоси-
педной схемы, величину сскр берут несколько большей акр главного ре-
жима.
Для малых самолетов и истребителей принимают в начале проекти-
рования акр=0—1,0°; для больших самолетов акр =1,0—2,0°; для транс-
портных самолетов с ПД и ТВД принимают акр =3°.
Глава XVI
ПРОЕКТИРОВАНИЕ ФЮЗЕЛЯЖА
Фюзеляж самолета предназначен для размещения экипажа самоле-
та, полезной нагрузки, оборудования, топлива, двигателей, вооружения
и т. д. Фюзеляж на некоторых самолетах вмещает до 80% всей нагрузки.
Кроме того, в силовом отношении фюзеляж связывает между собой
другие основные части самолета — крыло, оперение, шасси, силовую ус-
тановку.
Вес конструкции фюзеляжа составляет около 40% веса всей конст-
рукции самолета, а его аэродинамическое сопротивление — до 50% пол-
ного сопротивления самолета. Таким образом, фюзеляж является важ-
нейшей частью самолета.
Если исключить задачи, связанные с выбором схемы и компоновкой
самолета (рассмотренные в предыдущих главах), то при общем проекти-
ровании фюзеляжа решаются следующие вопросы:
— выбор основных параметров и размеров фюзеляжа;
— выбор формы обводов носовой и хвостовой частей, а также фор-
мы поперечного сечения;
— выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа и увязка ее с дру-
гими агрегатами самолета;
— определение веса фюзеляжа.
Разбору этих вопросов и посвящена настоящая глава.
§ 1. ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ, РАЗМЕРОВ
И ОБВОДОВ ФЮЗЕЛЯЖА
Основными размерами фюзеляжа являются его длина £ф, диаметр
£>ф, площадь миделевого сечения SM, длина носовой части /,н.ч и длина
хвостовой части /ХБ.Ч (рис. 16.1).
Большое влияние на характеристики самолета, особенно на аэроди-
намические и весовые, оказывают параметры фюзеляжа:
%ф=£ф/£)ф—удлинение фюзеляжа;
Хн.ч = /н.ч/£ф—удлинение носовой части;
Х1ВЧ=/1ВЧ/Рф—удлинение хвостовой части.
342
Известно, что разм
выбирать на основании
всех частей самолета,
гл. I, III). Дело в том,
самолета связаны урав
Рис.
метров фюзеляжа в от[
основе какого-либо ча
ского сопротивления ил
женным решением зад<
фюзеляжа имеет следуй
— найти такие пар
которые при выполнен!
давали бы экстремалью
Общим критерием
его эффективность (эю
некоторых неизменных
Решение общей за;
ски возможно лишб с п
ся, то приходится испод
применять методику щ
оптимального удлинени
сажирских самолетов i
и т. д.).
Ниже даются неко
а также практические
эскизном и дипломном
Рис. 16.2. Зг
У*
Удлинение фюзеля
(£ф, £н.ч, АХБ ч) выбирае
ражений. Невыполнен?
(на одну-две единицы)
на основных режимах г
скольжения р;
I скольжения р,
ричиной V приближен-
ий0 угол лежит в пре-
в системе управления.
:жду хордой крыла и
ычно этот угол прини-
на основном режиме,
щика — на V, соответ-
1 случае шасси велоси-
ьшей аь-р главного ре-
ают в начале проекти-
= 1,0—2,0°; для транс-
Г.
1ЯЖА
гения экипажа самоле-
вигателей, вооружения-
до 80% всей нагрузки,
язывает между собой-
ие> шасси, силовую ус-
) 40% веса всей конст-
ивление — до 50% пол-
юзеляж является важ-
и схемы и компоновкой
то при общем проекти-
озеляжа;
й частей, а также фор-
тяжа и увязка ее с дру-
ги глава.
РАЗМЕРОВ
его длина £ф, диаметр
звой части Z.h.h и длина
га, особенно на аэроди-
1еляжа:
Если поперечное сечение фюзеляжа некруглое, то при расчете Хф,
Хн.ч, Ахв.ч вместо £>ф берется эквивалентный диаметр
Дм=21/ —
У л
(16.1)
Известно, что размеры и форму фюзеляжа следует, строго говоря,
выбирать на основании решения комплексной задачи по оптимизации
всех частей самолета, исходя из единого обобщенного критерия (см.
гл. I, III). Дело в том, что параметры и характеристики всех агрегатов
самолета связаны уравнением весового баланса. Поэтому выбор пара-
Рис. 16.1. Основные размеры фюзеляжа
метров фюзеляжа в отрыве от параметров крыла, оперения и шасси на
основе какого-либо частного критерия (по минимуму аэродинамиче-
ского сопротивления или по минимуму веса фюзеляжа) является прибли-
женным решением задачи. Строгая постановка задачи о параметрах
фюзеляжа имеет следующую формулировку:
— найти такие параметры фюзеляжа (и других частей самолета),
которые при выполнении требований компоновки, срока службы и др.,
давали бы экстремальное значение общему критерию оценки самолета.
Общим критерием оценки самолета может быть, как известно, либо
его эффективность (экономическая или боевая), (гл. I, III), либо при
некоторых неизменных величинах (L, V, 6п.н, Сс, Тс) взлетный вес Gq.
Решение общей задачи оптимизации всех частей самолета практиче-
ски возможно лишь с помощью ЭВМ. Если такой возможности не имеет-
ся, то приходится использовать ряд упрощений и допущений (например,
применять методику приближенного графо-аналитического определения
оптимального удлинения фюзеляжа; определять диаметр фюзеляжа пас-
сажирских самолетов в зависимости от числа мест в поперечном ряду
и т. д.).
Ниже даются некоторые аналитические и графические зависимости,
а также практические рекомендации, которые могут быть полезны при
эскизном и дипломном проектировании.
Рис. 16.2. Зависимость критического числа М полета от
удлинения фюзеляжа и его частей
Удлинение фюзеляжа. Величина удлинения фюзеляжа и его частей
(Хф, Хн.Ч1 ^хв.ч ) выбирается в первую очередь из аэродинамических сооб-
ражений. Невыполнение требований аэродинамики может значительно
(на одну-две единицы) уменьшить аэродинамическое качество самолета
на основных режимах полета.
343
От удлинения фюзеляжа, а также от удлинения его носовой и хво-
стовой частей зависит наступление критического значения скорости
(М=Мкрит) (рис. 16.2). Чтобы избежать резкого возрастания аэродина-
мического сопротивления фюзеляжа при выборе параметров Лф, Хн.ч>
Лхв.ч, необходимо учитывать зависимость Мирит фюзеляжа от этих пара-
метров. Очевидно, что число М полета для дозвуковых самолетов не
должно превышать Мкрит фюзеляжа. Следует заметить, что данное усло-
вие обычно выполняется, так как критическая скорость крыла, как пра-
вило, меньше критической скорости фюзеляжа.
Для сверхзвуковых самолетов большое значение приобретает удли-
нение носовой части фюзеляжа, так как на волновое сопротивление глав-
ное влияние оказывает форма носовой части тела.
Выбрать удлинение носовой части фюзеляжа сверхзвукового само-
лета можно, построив зависимость сх в max=f (^н.ч) по уравнению:
в max
0,8
^н.ч
0,01Хнч,
(16.2)
где 0,01Хнч~Схтр (СхтР — коэффициент трения).
Оптимальное удлинение носовой части фюзеляжа сверхзвукового са-
молета зависит от числа М полета и размеров самолета (рис. 16.3).
Рис. 16.3. Зависимость опти-
мального удлинения носо-
вой части фюзеляжа сверх-
звукового самолета от чис-
ла М полета:
/ — тяжелые самолеты; 2 —
легкие самолеты
Из аэродинамических соображений оптимальное значение удлинения
фюзеляжа и его частей (как для дозвуковых, так и для сверхзвуковых
самолетов) определяется минимумом полного аэродинамического сопро-
тивления. На дозвуковых скоростях это главным образом профильное
сопротивление (т. е. сопротивление трения и сопротивление давления)»
на сверхзвуковых скоростях это сумма волнового сопротивления и сопро-
тивления трения (рис. 16.4),
a) S)
Рис. 16.4. Схема образования оптимального удлинения фюзеляжа и его частей
из условия минимума аэродинамического сопротивления:
а —дозвуковые самолеты; б — сверхзвуковые самолеты
а) дозвуковые само
Хнч=1,2—1,5;
ХхвЧ=2,0—2,5;
Хф= 6-7-.
— 7 — 8 — I
* 1
Хф= 8-9 —с
1
-б) дозвуковые само
Хн ч= 1,7—2,0;
>.Хв ч=3,0-3,2;
^=10-13 —1
1
в) сверхзвуковые л«
\.ч = 4-'б 1 .
н с бо
\в.ч- 1,5 — 2, |
ч=4 — 5, ес.п
Хф —7—10;
г) сверхзвуковые тя
Хнч=5 —6;
Л. ч=5 — 7;
Лф = 16-20.
Длина фюзеляжа и
ся из условия обеспечени
пассажиров, оборудова
вооружения, грузов.
Кроме компоновоч
соображений, длина ф1
ляжа определяется ещ
потребным плечом гори,
тальиого оперения Lr.o-
Для определения дл
фюзеляжа в первом при!
жении можно воспол
ваться статистическими j
ними таблицы 16.1.
Из условия обеспече
потребного объема для з
найдена по следующей 4
Однако выбирать значение удлинения фюзеляжа и его частей сле-
дует, исходя не только из соображений аэродинамики, но учитывая и
такие важные факторы, как вес, компоновка и эксплуатация самолета.
Удлинения фюзеляжа современных самолетов по статистике имеют
следующие значения:
344
или
где Цф — необходимый об
— коэффициент ф'
звуковые самол
Кроме того, для дозе
ну фюзеляжа можно опр
фюзеляжа и крыла, кото]
висимостью:
где Лф — удлинение фюзе
ения его носовой и хво-
рого значения скорости:
з возрастания аэродина-
ре параметров Хф, Хн.ч>
фюзеляжа от этик пара-
)звуновых самолетов не
метить, что данное усло-
корость крыла, как вра-
щение приобретает удли-
)вое сопротивление глав-
1.
ка сверхзвукового само-
л) по уравнению:
(16.2}
дозвуковые самолеты (М.^0,7)
ХнЧ= 1,2—1,5;
\в.ч=2,0
=
\ф -
ляжа сверхзвукового са-
молета (рис. 16.3).
А,
с боковыми воздухозаборниками;
если двигатели вне фюзеляжа;
Зависимость опти-
удлинения носо-
ф юзе ляжа сверх-
самолета от чис-
М полета:
е самолеты; 2 —
кие самолеты
ьное значение удлинения
ак и для сверхзвуковых
>родинамического сопро-
>ш образом профильное
противление давления)*
1 сопротивления и сопро
>ptAxB4.opt) Лф.Анч-^хвч:
S)
I фюзеляжа и его частей
:опротивления:
е самолеты
гляжа и его частей еле-
шамики, но учитывая и
эксплуатация самолета.
ов по статистике имеют
2,5;
6 — 7 — легкие самолеты;
7 — 8 — пассажирские и транспортные самолеты для
местных авиалиний;
8 — 9 — средние магистральные пассажирские и тяжелые
транспортные самолеты;
дозвуковые самолеты (М.^0,9)
1,7-2,0;
.^.„=3,0-3,2;
Лф=10—13 —тяжелые пассажирские самолеты большой даль-
ности;
в) сверхзвуковые легкие самолеты (истребители)
<=4-5
Хв,= 1,5—2,
<,= 4-5,
Хф=7—10;
т) сверхзвуковые тяжелые самолеты (военные и пассажирские)
\,.ч-5-6;
лхв 4 = 5 — 7;
Лф=16-20.
Длина фюзеляжа и площадь миделя. Длина фюзеляжа определяет-
ся из условия обеспечения потребных объемов для размещения экипажа,
пассажиров, оборудования,
вооружения, грузов.
Кроме
соображений, длина фюзе-
ляжа определяется еще и
потребным плечом горизон-
тального оперения £го.
Для определения длины
фюзеляжа в первом прибли-
жении можно воспользо-
ваться статистическими дан-
ными таблицы 16.1.
Из условия обеспечения
потребного объема для заданной нагрузки длина фюзеляжа может быть
найдена по следующей формуле:
компоновочных
Таблица 16 1
Форма крыла в плане 7° крыла крыла
Прямое 0 9-11 6-8 0,65—0,75 0,75-0,85
Стреловидное 35—55 6-9 3-3,5 0,8—0,95 0,95—1,25
Треугольное 60—65 2—3 1,5—2,0
Лф ~
4иф
(16.3)
или
3
7.ф I
1 .Зг'фХф
(16.4)
где Уф — необходимый объем фюзеляжа;
fe* — коэффициент формы фюзеляжа (по объему), 0,75—0,8--до-
звуковые самолеты; 0,70—0,75 — сверхзвуковые самолеты.
Кроме того, для дозвуковых самолетов в первом приближении дли-
ну фюзеляжа можно определять, воспользовавшись связью параметров
фюзеляжа и крыла, которая выражается следующей приближенной за-
висимостью:
Лф = (0,25 - 0,30)-^,
(15.5)
где Лф — удлинение фюзеляжа;
345
I — размах крыла;
X — удлинение крыла.
Далее длину фюзеляжа уточняют в процессе компоновки самолета,
а также из условия выбора необходимой величины £г 0.
Если выбрана длина фюзеляжа, то длина носовой и хвостовой части
определится из соотношений:
г _____ Г ч . j _______________ г ч
4н.ч ’ ^хв.ч —
Лф Лф
(16.6)
ТСтах
0123456785
Рис 16.5. Влияние относительной площа-
ди миделевого сечения фюзеляжа на
аэродинамическое качество сверхзвуко-
вых самолетов (М=2—3)
вых самолетов показано на рис. 16
Диаметр фюзеляжа и площадь миделевого сечения, как было пока-
зано выше, связаны между собой уравнением (16.1).
При проектировании самолета (особенно сверхзвукового) следует
помнить, что площадь миделевого сечения фюзеляжа должна быть ми-
нимальной (при выполнении важ-
нейших требований, предъявляе-
мых к компоновке самолета). Ми-
нимальная величина площади
миделевого сечения отвечает тре-
бованиям аэродинамики — умень-
шаются силы аэродинамического
сопротивления фюзеляжа (Хф =
= Схф5м(/) и повышается аэроди-
намическое качество самолета.
Аэродинамическое качество само-
лета существенно зависит от от-
носительной площади миделевого
сечения фюзеляжа 5M=SM IS-
Влияние величины 6'м на аэроди-
намическое качество сверхзвуко-
).
Характер зависимости Amax=f(SM) является одной из причин того,
что для сверхзвуковых пассажирских самолетов приходится принимать
Хф = 16—20. Чтобы получить заданный объем фюзеляжа, приходится уве-
личивать его длину, так как увеличивать диаметр нежелательно (чтобы
не увеличивать £м)-
Для легких самолетов (с ТРД, расположенными в фюзеляже) не
удается получить 5м<60/о. Следствием этого является сравнительно не-
высокое значение аэродинамического качества на самолетах данного
класса. Например, пассажирский самолет «Конкорд» (Англия — Фран-
ция) при имеющемся значении теряет ~7% аэродинамического ка-
чества по сравнению с чистым крылом (без фюзеляжа), а истребитель-
бомбардировщик «Фантом» (США) теряет ~37%.
Б общем, можно сказать, что оптимальный диаметр фюзеляжа сле-
дует выбирать, исходя из разумного компромисса между аэродинамиче-
скими и весовыми характеристиками фюзеляжа и самолета в целом.
При проектировании военных самолетов размеры поперечного сече-
ния фюзеляжа часто определяются площадью сечения кабины летчиков
с учетом площади воздухозаборников или площадью сечения двигателей
(многоцелевые истребители). На размеры поперечного сечения влияют
также габариты грузов (военно-транспортные самолеты). При проекти-
ровании бомбардировщиков и пассажирских самолетов у конструктора
несколько больше свободы в варьировании диаметром и длиной фю-
зеляжа.
Практика самолетостроения выработала следующие размеры миде-
левого сечения фюзеляжей:
а) легкие самолеты без герметической кабины
Sm = 1,0—1,2 м2— одноместный самолет;
SM= 1,5—1,7 м2 — летчик и пассажир рядом;
346
б) многоцелевые истребители с ТРД в фюзеляже
5М = 1,3—2,5 № — самолет с одним ТРД;
SM=3,0—5,0 м2 — самолет с двумя ТРД;
в) средние бомбардировщики
SM=3—4 м2; £ф = 2,0—2,3 м;
г) тяжелые бомбардировщики
SM = 6—12 м2; /)ф = 2,8—3,9 м;
д) военно-транспортные самолеты
= 6,5—7,5 м2; £)ф = 2,9—3,1 м — легкие самолеты;
5м=10—15 м2; Рф=3,6—4,4 м — средние самолеты:
— ширина грузовой кабины 3,4—3,5 м;
— высота грузовой кабины 3,2—3,4 м;
Зм =28—50 м2; £)ф = 6—7 м — тяжелые самолеты:
— ширина грузовой кабины 4,5—5,9 м;
— высота грузовой кабины 3,7—4,5 м.
Определение диаметра фюзеляжа пассажирских самолетов дано в
гл. IX.
Форма и обводы фюзеляжа. Форма носовой и хвостовой части, фор-
ма поперечных сечений фюзеляжа, а также общий вид фюзеляжа вы-
бираются в период эскизного проектирования самолета.
Форма фюзеляжа современных самолетов по тем или иным причи-
нам часто отличается от формы, диктуемой аэродинамическими сообра-
жениями (цилиндр с обтекаемой симметричной носовой и хвостовой
-частью).
Форма носовой и хвостовой части фюзеляжа подвержена сильному
влиянию условий компоновки и эксплуатации самолета. Так как в носо-
вой части фюзеляжа всегда размещается кабина пилотов, а по требо-
ваниям компоновки необходимо обеспечить хороший обзор из кабины,
то носовую часть фюзеляжа приходится выполнять несимметричной (вид
сбоку).
Если на дозвуковых скоростях такая форма существенно не влияет
на аэродинамические характеристики самолета, то при М>1 несиммет-
ричный нос фюзеляжа (а точнее, фонарь кабины пилотов) создает за-
метное увеличение лобового сопротивления.
Из условия минимального волнового сопротивления форма носовой
части фюзеляжа сверхзвукового самолета (при заданном D$ и Хн.ч)
должна удовлетворять следующему закону:
7=1------1_(х-2\,.чЛ (16.7)
а,2..
г — текущий радиус сечения носовой части фюзеляжа;
х — расстояние от носка до данного сечения.
На тяжелых самолетах для уменьшения сопротивления на сверхзву-
ковых скоростях и улучшения обзора при взлете и посадке часто при-
меняется отклоняемая носовая часть фюзеляжа (рис. 16.6).
Пример решения задачи о целесообразности применения отклоняе-
мой носовой части фюзеляжа для уменьшения сопротивления при М>1
и улучшения обзора при взлете и посадке дан в гл. XIV. Из этого при-
мера следует, что на сверхзвуковых тяжелых самолетах большой даль-
ности применение изменяемой геометрии носа фюзеляжа безусловно
целесообразно.
На легких сверхзвуковых самолетах применяют неубирающийся
фонарь кабины. По требованиям компоновки для такого типа самолетов
Самолет фирмы Локхид С-5А (США) имеет SM = 50 мг.
347
(многоцелевые истребители) хороший обзор для летчика необходимо
обеспечить не только на взлете и посадке, но и в течение всего полета.
Чтобы снизить сопротивление, фонарь кабины выполняют с удлинением
не менее 5—6 (отношение длины фонаря к ширине или высоте). Угол
наклона лобового стекла р должен быть не менее 60—65° (рис. 16.7).
Лобовые стекла таких фонарей, как и на дозвуковых самолетах, долж-
ны быть 'плоскими (для улуч-
шения обзора), а поперечное
сечение средней части — круг-
лым (оптимальное сечение гер-
метизированных отсеков).
Угол р у фонарей дозвуко-
вых самолетов (М = 0,7—0,9)
делают не менее 50—55° для
улучшения аэродинамики са-
хвостовой части фюзе.1
иамических характери
заднего люка ВТС ш
/ —/, рис. 16.10), с пс
сопротивление фюзеля
ческое качество в кре(
пример, на английскол
Рис. 16.6. Конфигурация носовой части
фюзеляжа самолета «Конкорд» (Фран-
ция — Англия)
молета.
На обводы носовой части
фюзеляжа легких самолетов
существенное влияние оказы-
вает комлоновка воздухозабор-
ников. Даже если на самолете
установлены боковые воздухо-
заборники, их форма будет
определять форму носовой час-
Рис. 168 Н(
ти фюзеляжа. Например, если
воздухозаборник имеет плос-
кую форму, то и фюзеляж
вблизи воздухозаборника дол-
жен быть плоским (чтобы обеспечить равномерный поток на входе в воз-
духозаборник).
Носовая часть фюзеляжа тяжелых военно-транспортных самолетов
для удобства процесса погрузки — выгрузки иногда выполняется отки-
дывающейся (рис. 16.8). Такое конструктивное решение накладывает
определенный отпечаток на обводы носовой части, особенно в районе
фонаря (см. также самолет Боинг-747, США).
Рис. 16.7. Параметры фонаря кабины сверхзвуко-
вого истребителя
Обводам носовой части фюзеляжа следует уделять внимание и с
точки зрения эстетики (следует избегать обводов, показанных на
рис. 16.9).
Не меньшее внимание надо уделять и обводам хвостовой части фю-
зеляжа. Решающая роль здесь принадлежит требованиям эксплуатации,
особенно у дозвуковых военно-транспортных и пассажирских самолетов.
Хвостовая часть фюзеляжа пассажирских самолетов несколько припод-
нята для обеспечения нужных углов атаки при взлете и -посадке. У воен-
но-транопортных самолетов (ВТС) хвостовая часть еще более поднята
вверх и часто имеет плоскую нижнюю часть для обеспечения погрузки —
выгрузки и воздушного десантирования через задний люк. Такая форма
По форме попере’
кругу. Круг является .
ванной части фюзеля»
Поэтому не удивите;
современные граждан
самолеты имеют круг,
кое к кругу) сечение <
Однако форма се*
часто диктуется комг
ображениями. Даже д,
самолетов, где сечени<
наиболее рационально
пользовать, например,
окружностями. В этом
объем багажного отсе
1
о \
Рис. 16 10 1
ния фюзеля
1 — военно т
I
348
летчика необходим»
течение всего полета^
золняют с удлинением
1не или высоте). Угол
ге 60—65° (рис. 16.7).
)вых самолетах, долж-
• 'плоскими (для улуч-
эбзора), а поперечное
средней части — круг-
гимальное сечение гер-
званных отсеков).
[ р у фонарей дозвуко-
молетов (М = 0,7—0,9)
не менее 50—55° для
ия аэродинамики са-
обводы носовой части
ка легких самолетов
енное влияние оказы-
мюновка воздухозабор-
Даже если на самолете
лены боковые воздухо-
ки, их форма будет
ЯТЬ форму НОСОВОЙ ЧЭ'С-
;ляжа. Например, если
заборник имеет плос-
зрму, то и фюзеляж
воздухозаборника дол-
й поток на входе в воз-
эанспортных самолетов
1гда выполняется отки-
решение накладывает
:ти, особенно в районе
хвостовой части фюзеляжа ВТС неблагоприятно сказывается на аэроди-
намических характеристиках фюзеляжа. Для уменьшения схф в районе
заднего люка ВТС иногда применяются специальные ребра (сечение
/ — /, рис. 16.10), с помощью которых удается на 10—15% уменьшить
сопротивление фюзеляжа и примерно на единицу увеличить аэродинами-
ческое качество в крейсерском полете (указанные ребра применены, на-
пример, на английском ВТС «Белфаст»),
Рис 16.8. Носовая часть фюзеляжа военно-транспортного
самолета С-5А «Гэлакси» (США)
По форме поперечное сечение фюзеляжа должно приближаться к
кругу. Круг является лучшей формой поперечного сечения герметизиро-
ванной части фюзеляжа, обеспечивающей наименьший вес конструкции^
Поэтому не удивительно, что многие
современные гражданские и военные -----7 ----
самолеты имеют круглое (либо близ- г---- ) <
кое к кругу) сечение фюзеляжа. С__________$
Однако форма сечения фюзеляжа
часто диктуется КОМПОНОВОЧНЫМИ со- Рис- 16-9. Примеры неудачных ва-
ображениями. Даже для пассажирских рангов носовой части фюзеляжа
самолетов, где сечение в форме круга
наиболее рационально, часто приходится отступать от этой формы и ис-
пользовать, например, сечение, образованное двумя пересекающимися
окружностями. В этом случае фюзеляж имеет значительно увеличенный
объем багажного отсека.
уделять внимание и с
1ВОДОВ, показанных на
1м хвостовой части фю-
юваниям эксплуатации^
зссажирских самолетов,
етов несколько припод-
1лете и 'Посадке. У воен-
сть еще более поднята
обеспечения погрузки —
цний люк. Такая форма
i-т
Военно-транспортный самолет
Рис. 16.10. Коэффициент аэродинамического сопротивле-
ния фюзеляжа в зависимости от угла атаки (сХф отне-
сен к SM):
1 — военно-транспортный самолет; 2 — пассажирский самолет
34$>
Могут быть и другие причины отступления от круглого сечения фю-
зеляжа, вызванные, например, желанием получить аэродинамически
выгодную конфигурацию крыла с фюзеляжем и т. д.
Еще сильнее сказываются соображения компоновки на форме
поперечного сечения фюзеляжа транспортных и легких самолетов.
На рис. 16.11 показана форма сечения фюзеляжа тяжелого военно-транс-
портного самолета Локхид С-5А с убранным и с выпущенным шасси.
Фюзеляж легких самолетов в основном является не герметичным (гер-
метизируется только кабина пилота). Так как при равной площади фор-
ма сечения не оказывает заметного влияния на аэродинамическое сопро-
тивление фюзеляжа (при условии, конечно, что данная форма сечения
правило площадей пс
полет самолеты Грум
было реализовано пр;
в горизонтальном по.
модификации этот cai
скорость даже при на1
Сущность правил
тивленпе самолета (i
вращения с одинаков!
вдоль продольной ост
Если построить 5
«крыло — фюзеляж»,
Рис. 16.11. Два сечения фюзеляжа по грузовой кабине самолета С-5А
«Гэлакси» ч
Е
не увеличивает сопротивление интерференции с крылом), то форма не-
герметизированной части фюзеляжа может выбираться главным обра-
зом из компоновочных и эксплуатационных соображений. При этом,
естественно, следует стремиться к получению минимально возможной
площади поперечного сечения (особенно миделевого сечения фюзеляжа).
Так, например, истребитель с одним двигателем в фюзеляже имеет,
как правило, круглую форму сечения, а с двумя — овальную. Боковые
плоские воздухозаборники создают вместе с фюзеляжем сечение, близ-
кое к прямоугольной форме и т. д.
Если форма поперечного сечения фюзеляжа не оказывает заметного
влияния на сх самолета, то распределение площадей поперечных сече-
ний фюзеляжа по его длине оказывает весьма сильное влияние на вели-
чину сх, особенно в зоне трансзвуковых скоростей полета. Как показы-
вают исследования, от распределения площадей поперечных сечений
фюзеляжа по его длине существенно зависит сопротивление интерфе-
ренции (взаимного влияния) крыла и фюзеляжа.
Правило площадей
Исследования взаимного влияния крыла и фюзеляжа позволили
сформулировать правило проектирования трансзвуковых и сверхзвуко-
вых самолетов, получившее название правила площадей. Это правило
вначале было сформулировано теоретически иа базе линейной теории
сверхзвуковых течений. Согласно этому правилу волновое сопротивление
самолета зависит от характера распределения площадей сечений вдоль
оси фюзеляжа, и расчет волнового сопротивления самолета можно су-
щественно упростить, сведя его к расчету волнового сопротивления экви-
валентного тела вращения. Испытания моделей в аэродинамических тру-
бах подтвердили справедливость этого правила. Дальнейшую проверку
350
Рис 16.12 Комби
правила п,
а — комбинация «кр1
paci
тело вращения, то уж(
о волновом сопротивл
рот, если исходить из
и по его эпюре постр!
значительно снизить
Другими словами, чтс
меньшим, эпюра плош
должна ‘быть возможн
Применение правь
средней части фюзеляя
Наибольший эффе
роста су (с увеличение
объясняется тем, что с
лении самолета заним
щадей распространяет
однако, получается cyi
звуковых скоростях
Эксперименты пок
щей числу М==0,95—1,(
тивления на 60—80%’.
фект правила площадс
незначителен (рис. 16.1
Фюзеляжи многих
ковых) построены с у
следует учитывать при
от круглого сечения фю-
1учить аэродинамически
г. Д.
компоновки на форме
х и легких самолетов.
1 тяжелого военно-транс-
1 с выпущенным шасси.
:я не герметичным (гер-
ри равной площади фор-
аэродинамическое сопро-
> данная форма сечения
правило площадей получило на практике. В 1954 г. совершили первый
полет самолеты Грумман F11F-1 и Конвэр F-102A (США), на которых
было реализовано правило площадей. До модификации самолет F-102A
б горизонтальном полете не мог перейти через скорость звука. После
модификации этот самолет с тем же двигателем развил сверхзвуковую
скорость даже при наборе высоты.
Сущность правила площадей заключается в том, что волновое сопро-
тивление самолета (при М = 1) равно волновому сопротивлению тела
вращения с одинаковым распределением площадей поперечных сечений
вдоль продольной оси.
Если построить эпюру площадей поперечных сечений комбинации
«крыло — фюзеляж», а затем по этой эпюре построить эквивалентное
:абине самолета С-5А
Рис. 16-12. Комбинация «крыло — фюзеляж», выполненная без учета
правила площадей (/) и с учетом этого правила (2):
а —• комбинация «крыло — фюзеляж»; б — эквивалентное тело вращения; в —
распределение площадей поперечных сечений
крылом), то форма пе-
бираться главным обра-
оображений. При этом,
минимально возможной
soro сечения фюзеляжа).
елем в фюзеляже имеет,
мя — овальную. Боковые
озеляжем сечение, близ-
не оказывает заметного
щадей поперечных сече-
ильное влияние на вели-
тей полета. Как показы-
ей поперечных сечений
сопротивление интерфе-
и фюзеляжа позволили
сзвуковых и сверхзвуко-
площадей. Это правило
а базе линейной теории
' волновое сопротивление
площадей сечений вдоль
ния самолета можно су-
зого сопротивления экви-
в аэродинамических тру-
I. Дальнейшую проверку
тело вращения, то уже по внешнему виду тела вращения можно судить
о волновом сопротивлении комбинации «крыло — фюзеляж». И наобо-
рот, если исходить из сверхзвуковой обтекаемой формы тела вращения
и по его эпюре построить комбинацию «крыло — фюзеляж», то можно
значительно снизить волновое сопротивление для этой комбинации.
Другими словами, чтобы волновое сопротивление самолета было наи-
меньшим, эпюра площадей поперечных сечений самолета по его длине
должна быть возможно более плавной, без горбов и провалов.
Применение правила площадей приводит к необходимости сужения
средней части фюзеляжа (рис. 16.12).
Наибольший эффект правило площадей дает при су = 0. По мере
роста су (с увеличением угла атаки самолета) эффект уменьшается. Это
объясняется тем, что с ростом су все большую долю в лобовом сопротив-
лении самолета занимает индуктивное сопротивление, а правило пло-
щадей распространяется только на волновое сопротивление. Выигрыш,,
однако, получается существенным до су ~ 0,3, в то время как на транс-
звуковых скоростях Су потреб = 0,05—0,25.
Эксперименты показывают, что при скорости полета, соответствую-
щей числу М = 0,95—1,05, поджатие фюзеляжа уменьшает прирост сопро-
тивления на 60—80%'. При дальнейшем увеличении скорости полета эф-
фект правила площадей уменьшается, и при числе М = 1,7—2,0 он уже
незначителен (рис. 16.13).
Фюзеляжи многих современных самолетов (сверхзвуковых и дозву-
ковых) построены с учетом правила площадей. Этот эффект особенно
следует учитывать при проектировании самолетов с невысокой тягово-
‘Opуже ностью (пассажирские самолеты, бомбардировщики и т. д.), так
как сильное возрастание сопротивления на трансзвуковой скорости при
небольшом избытке тяги может привести к значительному перерасходу
топлива при наборе высоты.
Рис. 16.13. Влияние поджатия фюзеляжа на величину ко-
эффициента лобового сопротивления комбинации «фюзе-
ляж — крыло»
Следует обратить внимание на тот факт, что эффект правила пло-
щадей распространется не только на комбинацию «крыло — фюзеляж».
Плавную эпюру распределения площадей поперечных сечений необхо-
Рис. 16.14. Диаграмма распределения площадей поперечных сечений по длине
самолета В-58 «Хаслер» (США).
/ — фюзеляж, 2 — крыло, 3 — внутренние гондолы двигателей, 4, 6 — пилоны, 5 — внеш-
ние гондолы двигателей, 7 — зализ. 8 — оперение
димо получить для всего самолета с учетом оперения, двигательных гон-
дол и т. д. На рис. 16.14 показана эпюра площадей поперечных сечений
по длине сверхзвукового/бомбардировщика В-58 (США),
§ 2. ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВОЙ СХЕМЫ
ФЮЗЕЛЯЖА
Фюзеляжи современных самолетов в подавляющем большинстве
имеют полумонококовую конструкцию, состоящую из обшивки, стрин-
геров и шпангоутов. Ферменные конструкции применяются лишь для
легких самолетов (сельскохозяйственных, учебно-тренировочных и т. п.).
Расстояние между шпангоутами зависит от толщины обшивки моно-
блочного фюзеляжа, компоновки и веса. На практике шаг шпангоутов
принимается в пределах:
200—-300 мм —
300—400 мм —
450—500 мм —
Расстояние ме:
соображений, что и
(для снижения вес)
толщины обшивки
100—150 мм —
150—200 мм —
В зоне больши
окантовок усиленш
геры, балки).
При проектиро
димо учитывать еле
1. Сосредоточе
обходимо как мож1
где они уравновес?
жений.
2. Большие сос
шасси) следует пер
ными параллельно
на обшивку через (
поперек фюзеляжа,
3. Сосредоточе
фюзеляжа, следует
гоуты.
4. Конструкцщ
ворять требования!
ности; это особенн
полнения данного т
— величина нс
давления в гермет
— oTcyTCTBOBaj
зи вырезов для две
— были приня
трещин (принцип
5. При констрт
дует правильно на
зов под шасси, крь
верхностей для в
7000 кгс/м2).
Поперечные с(
вило, иметь форму
6. Для уменья
дует шире примен
ровании средних и
ки и различных сс
центрации напряж
возможность на 1С
ние стоимости ков
Ниже приведе
ваний и рекоменд
Передача с
а) сила Р npi
правлена паралле
башмаком 1, соед!
* В некоторых сл
12—1062
352
ювщики и т. д.), так
уковой скорости при
ельному перерасходу
величину ко-
ации «фюзе-
) эффект правила пло-
о «крыло — фюзеляж»,
ечных сечений необхо-
речных сечений по длине
О
й, 4, 6 — пилоны, 5 — внеш-
оиерение
рения, двигательных гон-
адей поперечных сечений
J (США).
ИЛОВОЙ СХЕМЫ
давляющем большинстве
щую из обшивки, стрин-
1 применяются лишь для
но-тренировочных и т. п.).
т толщины обшивки моно*
практике шаг шпангоутов
200—300 мм — для легких самолетов; {1,
300—400 мм — для средних самолетов (15<G0<30 тс);
450—500 мм — для тяжелых самолетов.
Расстояние между стрингерами в фюзеляже выбирают из тех же
соображений, что и в крыле, стремясь как можно полнее использовать
(для снижения веса) эффект подкрепления обшивки. В зависимости от
толщины обшивки расстояние между стрингерами принимают:
100—150 мм — для легких самолетов;
150—200 мм— для тяжелых самолетов.
В зоне больших вырезов (люков и т. п.) устанавливаются в виде
окантовок усиленные продольные силовые элементы (усиленные стрин-
геры, балки).
При проектировании конструкции моноблочного фюзеляжа необхо-
димо учитывать следующие требования и рекомендации.
1. Сосредоточенные силы, приложенные к элементам каркаса, не-
обходимо как можно более плавно распределить по обшивке фюзеляжа,
где они уравновесятся потоком касательных сил и нормальных напря-
жений.
12. Большие сосредоточенные силы (от двигателей, оперения, крыла,
шасси) следует передавать на обшивку элементами каркаса, направлен-
ными параллельно силе. Силы вдоль фюзеляжа должны передаваться
на обшивку через стрингеры и продольные балки, а силы, действующие
поперек фюзеляжа, — через усиленные шпангоуты.
I 3. Сосредоточенные < '/ты, направленные под острым углом к оси
фюзеляжа, следует передавать на обшивку через стрингеры и шпан-
гоуты.
4. Конструкция фюзеляжа современных самолетов должна удовлет-
ворять требованиям долговечности (до 60000 взлетов-посадок) и надеж-
ности; это особенно существенно для гражданских самолетов. Для вы-
полнения данного требования необходимо, чтобы:
— величина нормальных напряжений в обшивке от внутреннего
давления в герметической кабине не превышала 8—10 кге/мм2;
— отсутствовала высокая концентрация напряжений, особенно вбли-
зи вырезов для дверей, окон и люков;
— были приняты меры к ограничению скорости распространения
трещин (принцип безопасно разрушающейся конструкции).
| 5. При конструировании герметизированные отсеков фюзеляжа сле-
дует правильно назначать границы зоны герметизации (с учетом выре-
зов под шасси, крыло и т. п.); следует избегать применения плоских по-
верхностей для восприятия избыточного внутреннего вления * (до
7000 кгс/м2).
। Поперечные сечения герметизированных отсеков должны, как пра-
вило, иметь форму круга.
6. Для уменьшения веса и повышения срока службы фюзеляжа сле-
дует шире применять монолитные конструкции, особенно при проекти-
ровании средних и тяжелых самолетов. Чем меньше в конструкции клеп-
! ки и различных соединений, тем меньше вес и меньше источников кон-
центрации напряжений. Как правило, монолитные конструкции дают
возможность на 10—20% снизить вес, что вполне оправдывает увеличе-
ние стоимости конструкции.
Ниже приведены некоторые примеры выполнения указанных требо-
ваний и рекомендаций.
Передача сосредоточенных сил:
а) сила Р приложена на небольшом расстоянии от обшивки и на-
। правлена параллельно стрингеру 3 (рис. 16.15). Она воспринимается
башмаком /, соединенным со стрингером. Далее усилие переходит через
* В некоторых случаях могут быть исключения (стр 358).
12-1062
353
заклепки на обшивку фюзеляжа. Если момент Р Н будет значителен,
то нужно рассмотреть изгиб стрингера и в случае необходимости уси-
лить его в этом месте. Желательно, чтобы башмак 1 устанавливался
ближе к шпангоуту 2;
б) сосредоточенная сила Р приложена вблизи обшивки параллель-
но последней и направлена под острым углом к стрингеру (рис. 16.16),
Рис. 16.15. Схема конструктивного решения узла, вос-
принимающего силу, направленную параллельно стрин-
геру фюзеляжа вблизи обшивки:
1 — башмак; 2 — шпангоут; 3 — стрингер
В этом случае кронштейн /, воспринимающий силу, должен быть при-
креплен к шпангоуту 2 и к стрингеру 3 в месте их перекрещивания. При-
крепление кронштейна 1 только к стрингеру или только к шпангоуту при
значительных силах будет неправильным решением (возникает изгиб
стрингера или шпангоута, что нежелательно);
Рис. 16.16. Схема конст-
руктивного решения уз-
ла, воспринимающего
силу, направленную под
острым углом к стринге-
ру и шпангоуту вблизи
обшивки:
1 — кронштейн; 2 — шпан-
гоут; 3 — стрингер
Рис. 16.17.
Схема дей-
ствия силы,
приложен-
ной в плос-
кости шпан-
гоута:
1 — шпангоут;
2 — кронштейн,
3 — стенка;
4 — обшив-
ка фюзеляжа
в) сосредоточенная сила Р действует в плоскости шпангоута так,
как показано на рис. 16.17. Сила воспринимается кронштейном 2, сое-
диненным со стенкой 3. В свою очередь стенка 3 соединена со шпангоу-
том 1 и обшивкой фюзеляжа 4;
г) значительная сосредоточенная сила Р (например от подкоса
шасси) действует под острым углом в вертикальной плоскости по оси
симметрии фюзеляжа.
В этом случае целесообразно передать силу Р на обшивку фюзеля-
жа с помощью стенок, работающих на сдвиг. Два варианта решения
этой задачи показаны на рис. 16.18;
354
д) примеры силов
восприятия изгибающь
заны на рис. 16.19.
Вариант / (средне
а крыло занимает сред
Вариант II (низко]
варианта 7 (легче в 1,7-
как вариант I— это
фюзеляжная часть ло!
ла (кривой брус), bocj
изгибающий момент (
перерезывающую силу
по возможности избег
ния варианта /).
Вариант III обычн
ся в случае самолета
Вариант IV приме
требуется передать на
зеляжа значительную
щую силу Q или пере;
ную силу /V;
е) пример стыков*
показан на рис. 16.20.
Окантовка вы]
Все вырезы в обш
товивают силовыми э;
ных усилий, действую]
Шпаь
дюзе
Рис. 16.19. ।
шпангоутов i
тг
I — моментный
плана; II —мо
центроплане, п
крыла с фюзе.1
12*
эмент РН будет значителен,
в случае необходимости уси-
j башмак 1 устанавливался
1 вблизи обшивки параллель-
лом к стрингеру (рис. 16.16).
эешения узла, вое-
параллельно стрин-
Эшивки:
— стрингер
ций силу, должен быть при-
сте их перекрещивания. Прн-
или только к шпангоуту при
решением (возникает изгиб
Рис. 16.17.
Схема дей-
ствия силы,
приложен-
ной в плос-
кости шпан-
гоута:
/ — шпангоут;
2 — кронштейн;
3 — стенка;
4 — обшив-
ка фюзеляжа
I плоскости шпангоута так,
лается кронштейном 2, сое-
ка 3 соединена со шпангоу-
Р (например от подкоса
икальной плоскости по оси
:илу Р на обшивку фюзеля-
иг. Два варианта решения
д) примеры силовых шпангоутов фюзеляжа, предназначенных для
восприятия изгибающих моментов и перерезывающих сил крыла, пока-
заны на рис. 16.19.
Вариант I (среднеплан) —двигатель расположен внутри фюзеляжа,
а крыло занимает среднее положение.
Вариант II (низкоплан) в весовом отношении значительно выгоднее
варианта I (легче в 1,7—2 раза), так
как вариант I — это по существу
фюзеляжная часть лонжерона кры-
ла (кривой брус), воспринимающая
изгибающий момент (от сил N) и
перерезывающую силу Q (следует
по возможности избегать примене-
ния варианта /).
Вариант III обычно применяет-
ся в случае самолета-высокоплана.
Вариант IV применяется, когда
требуется передать на обшивку фю-
Рис. 16.18. Схемы действия силы, на-
правленной под острым углом к плоско-
сти шпангоута:
J — вертикальная стенка; 2 — горизонтальная
стенка; 3 — продольная стен А
зеляжа значительную перерезываю-
щую силу Q или передать нормаль-
ную силу /V;
е) пример стыкового узла вертикального оперения с фюзеляжем
показан на рис. 16.20.
Окантовка вырезов.
Все вырезы в обшивке фюзеляжа (как в крыле и оперении) окан-
товывают силовыми элементами для передачи нормальных *и касатель-
ных усилий, действующих на обшивку. Большие продольные вырезы
Рис. 16.19. Схемы конструктивных решений силовых
шпангоутов фюзеляжа, предназначенных для восприя-
тия сосредоточенных сил с крыла;
I — моментный стыковой узел на силовом шпангоуте средне-
плана; II — моментный стыковой узел на низко расположенном
центроплане, позволяющем облегчить шпангоут; III — стыковка
крыла с фюзеляжем в схеме высокоплана; IV — безмоментный
стыковой узел
12*
355
окантовываются балками-бимсами (рис. 16.21), роль которых состоит
не только в передаче нормальных сил от общего изгиба фюзеляжа, но
и усилий, вызванных крутящим моментом.
Вырезы под фонарь кабины пилотов окантовываются усиленными
стрингерами (лонжеронами), а вырезы для двери — специальной замк-
нутой рамой.
лее равномерное расп
В этом отношении ра
перед подкрепляющим
пассажирских самолет
ны распределяющие ц
ношении более выгодш
Шпангоуты типа t
принципа безопасно р
состоит из двух элемер
них, второй осуществг
нагрузок. Показанный
таким образом, из дву?
Рис. 16.21. Окантовка большого выреза в фюзеляже с помощью
балок-бимсов
05шлй
Рис. 16.23. Крепление шг
та, стрингера и обшивки
ляжа пассажирского са
Дуглас ДС-8 (СИМ
Для компенсации вырезов под окна в пассажирской кабине на совре-
менных самолетах устанавливают монолитные оконные панели, с по-
мощью которых снижают также и уровень концентрации напряжений в
местах вырезов.
Рис. 16.22. Типы штангоутов фюзеляжа:
а — распределяющий шпангоут; 6 — подкрепляющий шпангоут; 1 — обшивка фюзе-
ляжа
Вообще, задача конструирования усиления в месте выреза заклю-
чается в таком распределении материала по контуру выреза, чтобы
коэффициент qp = бокант/Свырез находился в пределах 2,5—3,0. Здесь
бокант — вес окантовки; бвырез — вес удаленного при вырезе материала.
Увеличение срока службы и надежности конструкции фюзеляжа:
а) для снижения концентрации напряжений, которая является по-
тенциальным источником разрушений, важно обеспечить возможно бо-
б) если в конструв
гоутом и обшивкой пре
(рис. 16.23), то уровен
уменьшится. Модуль у
алюмина, а если толщи
обшивки фюзеляжа, то
2 раза.
Т акое конструктш
службы фюзеляжа, тар
пряжений является осн
пространением трещин
Границы зоны
касается главным обра
ных самолетов):
а) на рис. 16.24, а
жа самолета низкопла!
здесь к минимуму (нин
бины над крылом). Ин
ки шасси (герметизацш
Пример неправиль
ляжа показан па рис.
воспринимает избыточн
ное давление в кабин<
мер {9].
356
), роль которых состоит
то изгиба фюзеляжа, но
повываются усиленными
ери — специальной замк-
ia, соединяющего вер-
нем
лее равномерное распределение всех нагрузок на обшивку фюзеляжа.
В этом отношении распределяющие шпангоуты имеют преимущество
перед подкрепляющими (рис. 16.22). Неудивительно, что почти на всех
пассажирских самолетах в конструкции герметических кабин установле-
ны распределяющие шпангоуты, хотя в технологическом и весовом от-
ношении более выгодны шпангоуты типа б.
Шпангоуты типа а, кроме того, являются примером осуществления
принципа безопасно разрушающейся конструкции, так как шпангоут
состоит из двух элементов. В случае возникновения трещины в одном из
них, второй осуществит свои функции в пределах эксплуатационных
нагрузок. Показанный на рис. 16 22 распределяющий шпангоут состоит,
таким образом, из двух дублирующих элементов;
Я
Рис. 16.23. Крепление шпангоу-
та, стрингера и обшивки фюзе-
ляжа пассажирского самолета
Дуглас ДС-8 (США)
Рис. 16.24. Границы герметизации фюзеляжа
пассажирского самолета.
а — правильное решение, б — неправильное ре-
шение
»еляже с помощью
кирской кабине на совре-
1 оконные панели, с по-
центрации напряжений в
;ляжа:
1 — обшивка фюзе-
в месте выреза заклю-
контуру выреза, чтобы
ределах 2,5—3,0. Здесь
। при вырезе материала,
конструкции фюзеляжа:
й, которая является по-
беспечить возможно бо-
б) если в конструкции герметической части фюзеляжа между шпан-
гоутом и обшивкой проложить тонкую титановую (или стальную) ленту
(рис. 16.23), то уровень цепных напряжений в этом месте значительно
уменьшится. Модуль упругости титана почти вдвое больше, чем дур-
алюмина, а если толщина титановой ленты в 3—4 раза меньше толщины
обшивки фюзеляжа, то уровень цепных напряжений уменьшится в 1,5—
2 раза.
Такое конструктивное решение способствует увеличению срока
службы фюзеляжа, так как снижение действующих в эксплуатации на-
пряжений является основным способом борьбы с возникновением и рас-
пространением трещин.
Границы зоны герметизации фюзеляжа (этот вопрос
касается главным образом пассажирских, грузовых и военно-транспорт-
ных самолетов):
а) на рис. 16.24, а показана типичная схема герметизации фюзеля-
жа самолета низкоплана. Количество плоских поверхностей сведено
здесь к минимуму (ниша для носовой стройки шасси и участок пола ка-
бины над крылом). Иногда герметизируют и колодец для носовой стой-
ки шасси (герметизация по створкам шасси).
Пример неправильного расположения границы герметизации фюзе-
ляжа показан на рис. 16.24, б. Здесь значительная часть пола кабины
воспринимает избыточное давление, равное 5700—6300 кгс/м2. Избыточ-
ное давление в кабине пассажирских самолетов составляет, напри-
мер [9].
357
Самолет Ту-104 ДС-8 Конвер 880 VC.10
рэ в кгс/см2 0,57 0,615 0,575 0,63
Вес конструкции
веса
Однако плоские панели являются невыгодными для восприятия внут-
реннего давления, так как работают на изгиб. Плоский герметизирован-
ный пол, если его осуществить, получился бы слишком тяжелым, а са-
молет неэкономичным;
б) герметическое днище без выреза под дверь имеет, как известно,
минимальный вес, если ему придать специальную форму, практически
исключающую изгибные напряжения от внутреннего давления (за исклю-
чением локальных зон краевого эффекта). Такую форму и имеют гер-
метические днища большинства транспортных самолетов. Однако если
Непосредственно
и т. д.) составляет 85
10—15%' от Оф. Вес о
и стрингеров — 30—3'
Для фюзеляжа,
удельный вес констрт
Удельный вес кон
где 5ф — площадь вне
Для самолетов р
фюзеляжа составляет
(0,37—0,49)^
&Ф= (0,5-у 0,6) g^
£ф= (0,75-^0,80)
&Ф = (0,77^-0,84) §кр
где £Кр — вес 1 м2 крыг
Для расчета относ
ном проектировании, а
других частей самолет
мости.
Дозвуковые naccai
вид А
Вид А
б)
Рис. 16.25. Варианты заднего герметического днища с
дверью:
а — выпуклое днище; б — плоское днище
Оф=е(1~л1о0)
большую часть площади герметического днища занимает вырез под
дверь (рис. 16.25), то напряженное положение существенно меняется
Выпуклое герметическое днище в этом случае не только усложняет
конструкцию, но 'И требует по соображениям компоновки увеличения
длины фюзеляжа на Д£ф (рис. 16.25, а), что влечет за собой увеличение
веса. Кроме того, герметическое днище с дверью работает далеко не в
идеальных условиях равномерно-распределенного внутреннего давления
(как без двери), так как нагрузки от двери передаются в виде сосредо-
точенных сил в петлях и замках и вызывают местный изгиб днища. По-
этому герметическое днище с дверью предпочитают делать, как правило,
плоским в виде трехслойной конструкции, как схематично показано на
рис. 16.25, б. Впервые такое днище было осуществлено на французском
пассажирском самолете «Каравелла».
§ 3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЕСА ФЮЗЕЛЯЖА
Под весом фюзеляжа понимают вес конструкции с полом, перего-
родками, днищами, окнами, фонарем, узлами стыковки крыла, оперения
и т. д., но без оборудования, силовой установки и топливной системы.
+ *>Т-.₽о-£
Здесь Go в кгс; £>ф в м;
/дв и /хв — соответст]
молета до центра тяже<
конца фюзеляжа. Напр
^дв/бсв = 0,55—0,60;
А[=2* 10~6 — в случае 3
= 0,6 - 10-6 — двигател
^2=0 — двигател;
&2 = 0Д —ТРД уста
/г3 = 1 — двигател»
&з = 2,5—3,5 — ТРД уста
си — на к
уборки к
' имеющие
йз=2,5 —
&з = 4,3 — главные с
раются в
Удв — уд
£=1 — ДВ]
1=1 — ДВЬ
358
Конвер 880 VC.10
0,575 0,63
ми для восприятия внут-
Плоский герметизирован-
слишком тяжелым, а са-
1верь имеет, как известно,
ьную форму, практически
ннего давления (за исклю-
1кую форму и имеют гер-
[ самолетов. Однако если
Вес конструкции фюзеляжа составляет от 7%' до 14% взлетного
веса
х 0ф = 6ф/00=0,07-0,14.
Непосредственно вес конструкции (обшивка, стрингеры, шпангоуты
и т. д.) составляет 85—90%, а пол, фонари, перегородки, двери и т. д.—
10—15%' от <7ф. Вес обшивки составляет 37—40% от бгф; вес лонжеронов
и стрингеров — 30—33%; вес шпангоутов — 21—30%.
Для фюзеляжа, так же как и для крыла, часто рассматривается
удельный вес конструкции.
Удельный вес конструкции фюзеляжа равен
См,
£ф=-~ КГС/м2,
лф
где 5ф — площадь внешней поверхности фюзеляжа (5ф~2,5РфДф).
Для самолетов различных назначений удельный вес конструкции
фюзеляжа составляет:
g$= (0,374-0,49) — для дозвуковых гражданских самолетов;
£ф= (0,54-0,6)gKP — для военно-транспортных самолетов;
£ф= (0,754-0,80) £кр — для тяжелых неманевренных сверхзвуковых
самолетов;
g$= (0,774-0,84)— для маневренных сверхзвуковых самолетов,
где ^кр — вес 1 м2 крыла: (gKp=GItp/<S).
Для расчета относительного веса фюзеляжа при эскизном и диплом-
ном проектировании, а также при оптимизации параметров фюзеляжа и
других частей самолета могут быть использованы следующие зависи-
мости.
Дозвуковые пассажирские самолеты:
0,0126 [31 -у (ХфОф)1’5] 1 + —zr (1 4- 0,2р.)
______________________\ KGq J__________________
, V Go cos X
ического днища с
t днище
ища занимает вырез под
ние существенно меняется
лучае не только усложняет
IM компоновки увеличения
влечет за собой увеличение
грью работает далеко не в
кого внутреннего давления
предаются в виде сосредо-
местный изгиб днища. Пс-
итают делать, как правило,
1к схематично показано на
ществлено на французском
ОЗЕЛЯЖА
нструкции с полом, перего-
стыковки крыла, оперения
овки и топливной системы.
+ А -М + + з 10-3 (*3 + 1,7). (16.8)
*хв J Cf0
Здесь Go в кгс; в м; рэ в кгс/см2;
/дв и /Хв — соответственно расстояние по оси х от центра тяжести са-
молета до центра тяжести двигателей и от центра тяжести самолета до
конца фюзеляжа. Например, у самолетов с ТРД на хвосте фюзеляжа
1дв/ = 0,55—0,60;
ki = 2-10_6 — в случае установки ТРД на фюзеляже;
fe1=0,6-10~6— двигатели расположены под крылом;
^2=0— двигатели не крепятся к фюзеляжу;
fe2 = 0,4 — ТРД установлены на фюзеляже;
fc3=l — двигатели установлены на крыле;
&з=2,5—3,5 — ТРД установлены на фюзеляже, а главные стойки шас-
си — на крыле, причем в фюзеляже имеются вырезы для
уборки колес основных стоек шасси (/г3 = 3,5 — вырезы,
имеющие протяженность до оси симметрии самолета;
А.’3 —2,5 — ограниченные вырезы);
£з=4,3 — главные стойки шасси установлены на фюзеляже и уби-
раются в обтекатели; двигатели установлены на крыле;
Удв — удельный вес двигателей;
|=1 —двигатели на крыле;
— двигатели на фюзеляже (Go^ 130000 кгс);
359
£ — 0,55+3,5’lO-eGo — двигатели на фюзеляже (Go>130 000 кгс);
Ро — тяговооруженность самолета на старте (при
MCA);
X — стреловидность крыла по линии ’А хорд.
В табл. 16.2 приводится сравнение фактического значения относи-
тельного веса конструкции фюзеляжа с величиной определенной по
формуле (16.8) для некоторых пассажирских самолетов.
Таблица 16.2
Тип самолета Gq в кгс 4 £>ф в м <4 фактический бф по (16.8)
Аэро Командэр 112'1 6 340 8,53 1,7* 0,1013 0,1007
Кара велла-1 44000 9,85 3,2 0,0956 0,0982
Трайдент-1 Е 60 000 8,6 3,66 0,0933 0,0974
Комета-4 В 71670 11,52 3,12 0,0697 0,0657
DC-8-.10 120200 11,0 3,93* 0,0742 0,0754
VC 10 141 500 11,0 4,035* 0,0772 0,0750
♦ Эквивалентный диаметр.
Дозвуковые военно-транспортные самолеты:
Оф = (1-0,6’10-5О0) / !33/)ф5 \ 0,014 [31+(АфОф)1’5] 1+ Д \ Р Go /
V Gocos у
згу.офф
Т Go
Тяжелые неманевренные сверхзвуковые самолеты:
Оф=0,00254 + — (6«фХф ф- 5Л)3Ф +400М ф- 500) 4- 0,0125.
Go
(16.9)
(16.10)
Здесь М — расчетное число М полета.
Маневренные сверхзвуковые самолеты:
Оф=О.ООЗХф + — (0,50*4 + 500*+250М) - 4-0,01. (16.11)
Go Gg
Здесь М — расчетное число М полета.
Положение центра тяжести конструкции фюзеляжа при центровке
самолета может быть принято в следующих пределах:
Хф = (0,45—0,50)£ф — неманевренные самолеты;
Хф=(0,50—0,60) £ф — маневренные самолеты; двигатели в хвостовой
части фюзеляжа;
Здесь Хф — расстояние от носа до центра тяжести фюзеляжа.
Глава XVII
ПРОЕКТИРОВАНИЕ ОПЕРЕНИЯ
§ I. ОСНОВНЫЕ ПОНЯТИЯ-
ВАЖНЕЙШИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ И ПАРАМЕТРЫ ОПЕРЕНИЯ.
ЗАДАЧИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Аэродинамические поверхности, образующие оперение самолета, яв-
ляются органами обеспечения его устойчивости и управляемости.
Горизонтальное оперение обеспечивает продольную устойчи-
вость и управляемость
дозвуковых самолетах i
щим из двух частей: не
механизмом) стабилиза
На сверхзвуковых само
руется в виде цельнопо!
дольное управление сак
лизатора.
В ряде случаев, koi
ганов поперечного упра
для управления полол
оси (создания и пар!
дифференциальное (т. е
половин управляемого с
Вертикальное опер
совместно с крылом по
ное оперение, как прави
подвижного киля и откл
назначенных для больш
ростей, на которых Э1
недостаточной, проектиу
без руля направления (с
Проектирование оы
мых характеристик уст
возможных режимах по
нов управления для вьп
ле непроизвольного npei
ливания и попадания сг
или штопора.
Эффективность опе{
который это оперение м
самолета:
ЛЧ.,= ГГ.Л
где ув.о — расстояние от
равнодействующей боко
Подставив Yr.o = cvr.
ментов оперения (17.1),
Mz =Су S
го О
A/jr =с2 5
во во
Чтобы получить ВЫ[
ментов *, первое выраз
третье — на Slq. Тогда г
mz с у kr tlSr
где Аг.о = <7г.о/<7 и &в.о=<7в.
сти горизонтального и в<
* Использование безраз!
вследствие того, что они в от
метрических размеров самоле
полета. Результаты всех про
мерных коэффициентов.
360
>130 000 кгс);
а на старте
(при
вость и управляемость (относительно .поперечной оси самолета Ozi). На
НИИ у4 хорд.
ого значения относи-
(7ф, определенной по
петов.
Таблица 16.2
дозвуковых самолетах горизонтальное оперение проектируется состоя-
щим из двух частей: неподвижного (или переставляемого специальным
механизмом) стабилизатора и подвижного руля высоты (см. рис. 19.5),
Оф
фактический
°Ф
по (16.8)
0,1013
0,0956
0,0933
0,0697
0,0742
0,0772
0,1007
0,0982
0,0974
0,0657
0,0754
0,0750
133Г1>5 \
!+—7—
УОр /| |
с
(16.9)
лети:
4-500)4-0.0125. (16.10)
На сверхзвуковых самолетах горизонтальное оперение обычно проекти-
руется в виде цельноповоротного стабилизатора без руля высоты, а про-
дольное управление самолета осуществляется поворотами этого стаби-
лизатора.
В ряде случаев, когда эффективность расположенных на крыле ор-
ганов поперечного управления (элеронов) оказывается недостаточной,
для управления положением самолета относительно его продольной
оси 0х\ (создания и парирования моментов крена) может использоваться
дифференциальное (т. е. в разные стороны) отклонение правой и левой
половин управляемого стабилизатора (см. рис. 19.8).
Вертикальное оперение обеспечивает путевую (флюгерную) и
совместно с крылом поперечную устойчивость самолета. Вертикаль-
ное оперение, как правило, проектируется состоящим из двух частей: не-
подвижного киля и отклоняемого руля направления. На самолетах, пред-
назначенных для больших сверхзвуковых (а также гиперзвуковых) ско-
ростей, на которых эффективность руля направления оказывается
недостаточной, проектируется цельно поворотное вертикальное оперение
без руля направления (см. гл. XIX и рис. 19.8).
Проектирование оперения должно обеспечить получение необходи-
мых характеристик устойчивости и упрвляемости самолета на всех
возможных режимах полета, а также достаточную эффективность орга-
нов управления для вывода самолета в нормальный режим полета пос-
ле непроизвольного превышения критических значений углов атаки, сва-
ливания и попадания самолета в режим пикирования после сваливания
или штопора.
Эффективность оперения может быть оценена по величине момента,
который это оперение может создать относительно соответствующей оси
самолета:
^гТ10 ~ ^г.о^г.о»
^^в.о ^в.сА.о* J^-VR.o ^в.о//в.о
(17.1)
_47402_+00i (16Л1)
°0
эзеляжа при центровке
.ел ах:
ъг,
1; двигатели в хвостовой
и фюзеляжа.
где z/b.o — расстояние от продольной оси самолета до точки приложения
равнодействующей боковых сил на вертикальном оперении.
Подставив Хг.о~r.oSr.ot/r о и о = Cz в oSb.o^b о в выражения для Мо-
ментов оперения (17.1), получим
J^r о~г^г.о‘^''.о7г.о7г.о; А19к cZb о5в<07в. ?в.о‘» (17 Г)
Мхв o=CzK
Чтобы получить выражения для безразмерных коэффициентов мо-
ментов *, первое выражение нужно поделить на Sbaq, а второе и
третье — на Slq. Тогда получим
>ЕНИЯ
ПЕТРЫ ОПЕРЕНИЯ.
ия
ie оперение самолета, яв-
и управляемости.
тродольную устойчи-
"Ч о С*г 0^'г,о‘'^г.о7'г.о> о ^гв сЛв.о*^в.о^в.о» ^хв 0 гв в.оУв.Ся
(17.2)
где kF.0 = qT,Jq и ^в.о = '7во/? — коэффициенты торможения потока в обла-
сти горизонтального и вертикального оперений соответственно (в ориен-
* Использование безразмерных коэффициентов при проектировании более удобно
вследствие того, что они в отличие от размерных величии моментов не зависят от гео-
метрических размеров самолета или модели, а на дозвуковых скоростях — и от режима
полета Результаты всех продувок моделей поэтому выдаются именно в виде безраз-
мерных коэффициентов.
361
тировочных расчетах можно принимать для дозвуковых скоростей
^.0 = ^0-0,85-0.95); ba = bcAx
*^г.о -^г.о ^Т.о/^а’ ^В.о *^в.о ^В.о/5, Ув.О Ув.о№'
Коэффициент подъемной силы горизонтального оперения (суГ.о)
есть функция углов атаки аг.о и отклонения руля высоты ёв:
СУ г.о =<;-,°о«г.о + с‘вг.о8»-
а коэффициент боковой силы вертикального оперения — функция углов
скольжения р и отклонения руля направления
Cz в.о ~ oL.oP Т ,о^н-
Подставив эти зависимости в выражения (17.2) и взяв частные про-
изводные по углу атаки и углу отклонения руля высоты от первого урав-
нения и по углам скольжения и отклонения руля направления — от вто-
рого и третьего, получим выражения для определения изменения коэф-
фициентов моментов при единичном изменении углов атаки и отклонения
руля высоты для горизонтального оперения и углов скольжения руля на-
правления — для вертикального:
Таким образом, за
лета является выбор о
метров горизонтальног
Тг.о И Ln.о» обеспечивав
самолета при наимены
чей проектирования он
зонтального оперения i
Наряду с выбором
задачу эскизного npoei
тпвно-силовой схемы и
Выбор места разм
крыла в плане (т. е. bi
или «утка») относится
рассматривался-ранее
ния продольной статич
самолета должен нахо
ми точками, отнесение
устойчивости
Ш г-° — ^„г'°^г.о‘^г.,>7'г.о 1/Г'О^г.о^г.о»
гг.о "г. о "г.о
"Ч 0~сгв^^в.о^в.о^в.о ~CZB.0^b.Q-^b.o>
т^х —<?z ^в.о^в.о//в.о’
в.о в.о
о = Cf'r.<Л*‘ °‘ ° = С<5’° Г'° ’
^,,к =rz" ^b.o^b.'J ^-b.'J * С£Н ^в.о^в.о*
-'в.о во в.о
тхП ==С/ ^в.о^в.о.(/в.о-
во в.о
(17-3)
(17.4)
Выражения (17.3) используются в практике для оценки эффектив-
ности оперения как органа обеспечения устойчивости, а выражения
(17.4) —для оценки эффективности расположенных на оперении рулей
высоты и направления. *
Как следует из выражений (17.3) и (17.4), эффективность оперения
определяется не только его относительной площадью S и плечом Л, но
a К ₽ 6
и аэродинамическими характеристиками с вг о, cZK.o и с2« 0, ко-
торые в значительной степени зависят от формы оперения, его удлине-
ния стреловидности у, сужения ц, формы и относительной толщины
профилей с, площади и относительной хорды расположенных на опере-
нии рулей (SPB, 5р.н и Бр в и БрП). Величина максимальных моментов уп-
равления зависит также от величины максимально возможных углов от-
клонения рулей, например, (тг г.,,)уПр. ипх—^^.о^в.шзх-
Для самолетов с безбустерным управлением (см. гл. XIX) большое
значение для обеспечения необходимых характеристик управляемости
имеет также выбор степени осевой аэродинамической компенсации ру-
лей 5о.к и площади триммеров или серовокомпенсаторов 5тр.
* Если при проектировании самолета принято решение о применении цельнопово-
ротных поверхностей оперения без рулей, то для оценки эффективности этих поверхно-
стей как органов управления используются производные соответствующих коэффици-
ентов моментов по углам поворота поверхностей: тгВг.о' тупв.о’ т/ •
Схема самолета ог
бинации «крыло — фю:
В нормальной схеме (<
назад, в схеме «утка»
этого сдвига оценивает
Д.
где E“=ds/da — измене]
при единичном изменен
Таким образом, не<
чивости самолета mCyz
тельной степени опред
ляемости, при выбращ
может быть обеспече!
центра тяжести (цент{
зонтального оперения.
§ 2. ПРЕДВАРИТ
ПО В
Сложность выбора
лета связана с тем, чт<
рения определяются пс
хт), а, с другой сторон
оперения, в свою очерс
ной центровке хт и нею
устойчивости m^IOTp
фюзеляж» хрб.го за сч
ределить из простого bi
+
а затем, пользуясь выр
ры этого оперения (нал
к нормальной схеме, а
362
1я дозвуковых скоростей
и.о = *^в.о/*^> Ув.о //в.оМ'
ального оперения (сут.о)
ля высоты бв-
оперения — функция углов
6н’
Г
(17.2) и взяв частные про-
1я высоты от первого урав-
уля направления — от вто-
•еделения изменения коэф-
1 углов атаки и отклонения
углов скольжения руля на-
А •
'ЛлГ.О'
4 :
А
.о^г.о ’
в.о^л.'Л
(17.3)
(17.4)
ике для оценки эффектив-
тойчивости, а выражения
кенных на оперении рулей
), эффективность оперения
ющадью 5 и плечом L, но
;!«. ^т.о< 4ь.о и СДо' к°-
эмы оперения, его удлине-
и относительной толщины
расположенных на опере-
аксимальпых моментов уп-
эльно возможных углов от-
р 0&в.т х-
ием (см. гл. XIX) большое
актеристик управляемости
мической компенсации ру-
[пенсаторов 5тр.
ление о применении цельнопово-
:и эффективности этих поверхно-
ше соответствующих коэффици-
Таким образом, задачей эскизного проектирования оперения само-
лета является выбор оптимальных значений перечисленных выше пара-
метров горизонтального и вертикального оперений и величин их плеч
Lr.o и LBfh обеспечивающих необходимую устойчивость и управляемость
самолета при наименьшем весе конструкции. Достаточно сложной зада-
чей проектирования оперения является выбор места размещения гори-
зонтального оперения по высоте /;г.о.
Наряду с выбором основных параметров и размещением оперения в
задачу эскизного проектирования входят также разработка конструк-
тивно-силовой схемы и схемы крепления оперения.
Выбор места размещения горизонтального оперения относительно
крыла в плане (т. е. выбор схемы самолета — нормальная, «бесхвостка»
или «утка») относится к вопросам общего проектирования самолета и
рассматривался-ранее (см. гл. VI). Напомним только, что для обеспече-
ния продольной статической устойчивости по перегрузке центр тяжести
самолета должен находиться впереди фокуса, и расстояние между эти-
ми точками, отнесенное к величине САХ крыла, определяет степень
устойчивости
(17.5)
Схема самолета определяет, в какую сторону сдвигается фокус ком-
бинации «крыло — фюзеляж» при установке горизонтального оперения.
В нормальной схеме (оперение позади крыла) этот сдвиг происходит
назад, в схеме «утка» (оперение .впереди крыла) — вперед. Величина
этого сдвига оценивается выражением
с°го
Дл>г.о-£г.оАг,0-^-(1 -е«), (17.6)
°*
где гл~дг)да — изменение скоса потока в зоне горизонтального оперения
при единичном изменении угла атаки крыла.
Таким образом, необходимая степень продольной статической устой-
чивости самолета тСуг, являющаяся важнейшим параметром, в значи-
тельной степени определяющим характеристики устойчивости и управ-
ляемости, при выбранном крыле в процессе проектирования самолета
может быть обеспечена путем соответствующего выбора положения
центра тяжести (центровки) и выбора положения и параметров гори-
зонтального оперения.
§ 2. ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЕ СООБРАЖЕНИЯ И РЕКОМЕНДАЦИИ
ПО ВЫБОРУ ПАРАМЕТРОВ ОПЕРЕНИЯ
Сложность выбора параметров оперения при проектировании само-
лета связана с тем, что, с одной стороны, необходимые параметры опе-
рения определяются положением центра тяжести самолета (центровкой
.гт), а, с другой стороны, параметры (и, следовательно, размеры и вес)
оперения, в свою очередь, влияют на центровку. Например, при извест-
ной центровке хт и некоторой потребной степени продольной статической
устойчивости wJiioTp необходимый сдвиг фокуса комбинации «крыло —
фюзеляж» ir.F6.ro за счет горизонтального оперения можно было бы оп-
ределить из простого выражения
— r.o=W2 потр Xr г.о’ (17*7)
а затем, пользуясь выражением (17.6), подобрать необходимые парамет-
ры этого оперения (напомним, что знак «плюс» перед Длр относится
к нормальной схеме, а знак «минус» — к схеме «утка»).
363
Но пока не выбраны параметры оперения, невозможно (даже при-
ближенно) определить его вес и плечо и, следовательно, учесть влияние
оперения на центровку самолета.
Из выражения (17.5) видно, что при передней центровке степень
продольной устойчивости самолета возрастает, а при задней центровке—
уменьшается. Слишком большая устойчивость делает самолет тяжелым
в управлении, требует больших расходов рулей при балансировке и ма-
неврировании. Дальнейший рост продольной устойчивости может при-
вести к невозможности балансировки самолета вследствие конструктив-
ного ограничения отклонения руля высоты и его недостаточной эффек-
тивности.
Слишком малая устойчивость также затрудняет управление, так как
на малейшие отклонения руля самолет отвечает чрезмерно большими
изменениями параметров полета, а при внешних возмущениях продол-
жительное время не возвращается к исходному режиму. Полет на таком
самолете без специальных средств автоматического повышения устойчи-
вости (см. гл. XIX) чрезвычайно утомителен для экипажа, а яри очень
малой степени устойчивости — практически невозможен.
Балансировка, необходимая степень устойчивости и достаточная
управляемость самолета при всех возможных положениях его центра
тяжести также обеспечивается соответствующим выбором параметров
горизонтального оперения. Чем более «мощное» оперение [т. е. чем боль-
S Z. а
ше Лг.а= ° и сцгг°о в выражениях (17.3) и (17.6)], тем большие
пределы изменения центровки допустимы. Но увеличение оперения,
естественно, приводит к увеличению его веса и сопротивления. Поэтому
при компоновке самолета необходимо стремиться уменьшать возможный
«разбег» центровок с тем, чтобы иметь возможность использования не-
большого горизонтального оперения.
Напомним, что выбранные параметры горизонтального оперения
определяют допустимые пределы изменения центровки самолета от пре-
дельно передней хт.Пп до предельно задней хт.пз- Предельно передняя
центровка ограничивается эффективностью органа продольного управ-
ления (руля высоты или управляемого стабилизатора), предельно зад-
няя — минимально допустимой степенью продольной статической устой-
чивости.
Выбор параметров вертикального оперения также зависит от поло-
жения центра тяжести и компоновки самолета.
В связи с вышеизложенным выбор параметров оперения в процессе
проектирования самолета производится методом последовательных при-
ближений.
После выбора параметров крыла и предварительной компоновки
фюзеляжа и силовой установки необходимые площади горизонтального
и вертикального оперений определяются приближенно по формулам
____ -Аг с. с1 _____ -Ав.о
г.о-- в.о J °*
bj 0 Z-B.O
Значения коэффициентов статических моментов горизонтального
Лг.о и вертикального Лв 0 оперений принимают из статистических данных
по самолетам аналогичных типов, величины плеч Lro и LB.o— по пред-
варительной компоновке.
Для ориентировочных расчетов можно принимать следующие значе-
ния коэффициентов статических моментов и плеч оперений.
Для дозвуковых самолетов с прямыми крыльями Lr.Q^La,o=
= (2,0—3,5) ba (причем тяжелым неманевренным самолетам соответст-
вуют большие значения, легким — меньшие); ДГ1О = 0,45—0,55; Дв.о =
= 0,04—0,055.
Для скоростнь
крыльями
Дг 0 ~ бв.О = (1,0-
Бг.о ™ о = (2,5
Д г о = 0,4—0,6,
скоростным самоле
Дв о = 0,06-0,15
Обработка ста
называет, что относ
тикального оперен
в о=5В O/S—0,1 —С
Для самолетов
если они проектиру
гоприятное влиянш
женное в хвостовот
эффективным мож!
оперения (двухкил
ские поверхности, (
ваться как у борт
так и на крыле с j
самолета (наприм!
последнем способ!
условия их работы
не затеняются фю=
Разнесенное в
ризонтального, наз
(например, на оте
нагрузок (в основ
прочности и жестк
большого выреза-j
проблемой.
При использо
килями потребные
приводимой ниже
случаи полета (на
из вертикальных
падает. В этих ycJ
спечить приблизит
вости и управляем
Если разнесен
горизонтального, i
уменьшена на 20-
тального оперения
чине несколько yi
яри верхнем расп
зываемое «Т-образ
может быть также
Хотя с ростом
моментов статичес
пропорционально
эффективности оп<
используется. Это
* При проектирс
характерен достаточж
нередко приходится г
этого коэффициента
ТУ-104 —0,768; Бойн
лас DC-8 (США) -0,
364
я, невозможно (даже при-
ювательно, учесть влияние
вредней центровке степень
г, а при задней центровке—
> делает самолет тяжелым
ай при балансировке и ма-
устойчивости может при-
'а вследствие конструктив-
его недостаточной эффек-
дшяет управление, так как
чает чрезмерно большими
ших возмущениях продол-
у режиму. Полет на таком
некого повышения устойчи-
для экипажа, а при очень
(евоэможен.
гойчивости и достаточная
[х положениях его центра
щим выбором параметров
е» оперение [т. е. чем боль-
7.3) и (17.6)], тем большие
Но увеличение оперения,
и сопротивления. Поэтому
гься уменьшать возможный
эжность использования не-
горизонтального оперения
1ентровки самолета от пре-
Гт.п.з. Предельно передняя
)ргана продольного управ-
мизатора), предельно зад-
юльной статической устой-
ия также зависит от поло-
д.
1етров оперения в процессе
юм последовательных при-
»дварительной компоновки
1 площади горизонтального
>лиженно по формулам
1в
-в.о
моментов горизонтального
г из статистических данных
плеч Lr.o и LB.o — по пред-
шнимать следующие значе-
плеч оперений.
МИ КрЫЛЬЯМИ Ьг.о^ЬБ.о =
ным самолетам соответст-
»); 71г.о = 0,45—0,55; .Ав.о”
Для скоростных самолетов со стреловидными и треугольными
крыльями
Lr_0«LB.0= (1,0—2,0)6а — для легких маневренных самолетов;
Lr.o ~LB.o= (2,5—3,5) ba — для тяжелых неманевренных самолетов;
^г.о = ОД—0,6, причем большие значения соответствуют тяжелым
скоростным самолетам *;
А в<о = 0,06—0,12.
Обработка статистических данных для современных самолетов по-
казывает, что относительные значения площадей горизонтального и вер-
тикального оперений не выходят за пределы 5Г0=5г 0/5 = 0,15—0,30;
5B.o = SB.0/S = 0,1-0,22.
Для самолетов с большими сверхзвуковыми скоростями, особенно
если они проектируются по схеме «утка», для которой характерно небла-
гоприятное влияние сбегающих с носового оперения вихрей на располо-
женное в хвостовой части фюзеляжа вертикальное оперение, достаточно
эффективным может оказаться применение разнесенного вертикального
оперения (двухкилевая схема). При этом вертикальные аэродинамиче-
ские поверхности, образующие вертикальное оперение, могут устанавли-
ваться как у бортов фюзеляжа (если фюзеляж достаточно широкий),
так и на крыле с довольно большим разнесением их от продольной оси
самолета (например, американские самолеты ХВ-70А и YF-12A). При
последнем способе установки поверхностей вертикального оперения
условия их работы оказываются наиболее благоприятными, так как они
не затеняются фюзеляжем, имеющим, как правило, значительную длину.
Разнесенное вертикальное оперение, устанавливаемое у концов го-
ризонтального, находит применение также и на транспортных самолетах
(например, на отечественном самолете-гиганте Ан-22) для уменьшения
нагрузок (в основном крутящего момента) на фюзеляж, обеспечение
прочности и жесткбсти которого вследствие наличия в его задней части
большого выреза-люка является достаточно сложной конструктивной
проблемой.
При использовании разнесенного вертикального оперения с двумя
килями потребные значения коэффициента Ав.о, полученные расчетом по
приводимой ниже методике, увеличивают на 25—30%, так как возможны
случаи полета (например, при больших углах скольжения), когда одна
из вертикальных поверхностей затеняется и ее эффективность сильно
падает. В этих условиях вторая вертикальная поверхность должна обе-
спечить приблизительно до 75% потребного момента путевой устойчи-
вости и управляемости.
Если разнесенное вертикальное оперение устанавливается у концов
горизонтального, то потребная по расчету величина Аг.о может быть
уменьшена на 20—25% вследствие увеличения эффективности горизон-
тального оперения за счет установки концевых шайб. По этой же при-
чине несколько увеличивается эффективность вертикального оперения
при верхнем расположении на нем горизонтального оперения (так на-
зываемое «Т-образное» оперение). В этом случае расчетное значение Ав.о
может быть также уменьшено на 15—20%.
Хотя с ростом плеча оперения Lon его эффективность при создании
моментов статической устойчивости, см, (17.3), и управления, см. (17.4),
пропорционально увеличивается, этот способ обеспечения необходимой
эффективности оперения (за счет увеличения его плеча) практически не
используется. Это объясняется тем, что увеличение плеча оперения может
* При проектировании пассажирских и транспортных самолетов, для которых
характерен достаточно большой разбег центровок при различных вариантах загрузки,
нередко приходится принимать еще большие значения Аг о. Так, например, значения
этого коэффициента у некоторых пассажирских самолетов с ТРД следующие:
ТУ-104 — 0,768; Боинг-707 (США)—0,764; Виккерс VG10 (Англия) — 0,7'10; Дуг-
лас DC-8 (США) —0,667. Самолеты с ТВД имеют еще большие значения Аг.о=0,8—1,1.
365
быть достигнуто только в результате увеличения длины фюзеляжа, а это
всегда связано с большими весовыми затратами, чем увеличение пло-
щади оперения.
После выбора ориентировочных размеров горизонтального и верти-
кального оперений с использованием статистических данных для пред-
варительной компоновки и центровки проектируемого самолета не-
обходимо определить приближенный вес оперений и величину сдвига
фокуса комбинации «крыло — фюзеляж» при установке горизонталь-
ного оперения.
Приближенно определить вес оперения можно по формуле Gon=
=g‘onSOn, где gon — вес одного м2 оперения (принимается на основании
обработки статистических данных по весу одного м2 оперения современ-
ных самолетов). Для дозвуковых самолетов с нестреловидными крылья-
ми и оперением можно принимать gOn= (0,5—0,6) gKp. Для самолетов со
стреловидными и треугольными крыльями и оперением gon=
= (0,7—0,9) £нр-
Обработка статистических данных по современным сверхзвуковым
самолетам дает значение GY.0= Gr.0/Go = 0,01—0,014, а значение GB.o =
= Gb.o/Go = 0,006—0,018 (большие значения GB.o, как правило, имеют
легкие маневренные самолеты, у которых горизонтальное оперение рас-
положено на верхней части киля, меньшие — 0,006—0,009 — тяжелые не-
маневренные самолеты).
Положение центра тяжести аэродинамических поверхностей опере-
ния приближенно можно принимать на 0,5&сгх .
При более точном определении веса оперения в процессе дальней-
шего проектирования не следует забывать о необходимости весовой ба-
лансировки * органов управления, если для обеспечения потребных
флаттерных характеристик не используются другие средства (например
необратимые гидроусилители или специальные демпферы). Вес противо-
флаттерных грузов органов управления современных самолетов может
достигать достаточно больших величин (до 40—45%' веса конструкции
РУЛЯ).
Помимо предварительно выбранного значения Дг.о для оценки сдви-
га фокуса комбинации «крыло — фюзеляж» при установке горизонталь-
ного оперения, необходимо знать величины kT.o, аг.0= с’гг.°0 и е°.
Важнейшей из этих характеристик является производная аг.о =
~с“гг'о, которая зависит от формы и геометрических параметров опере-
ния (Z, т], %, с)оп, выбор которых рассматривается ниже.
Выбор формы в плане и профиля оперения в известной мере зависит
ст выбранной формы и толщины профиля крыла. В настоящее время
наиболее часто применяется трапециевидная (прямая и стреловидная)
форма оперения, иногда — треугольная (рис. 17.1). На нескоростных са-
молетах, как правило, применяются различные разновидности формы,
показанной на рис. 17.1а. Довольно часто (особенно у вертикального
оперения) для получения прямой (т. е. нестреловидной) оси вращения
руля, при которой конструкция узлов его привода и навески получается
наиболее простой и создающей наименьшее сопротивление, применяется
трапециевидная форма с небольшой стреловидностью, показанная на
рис. 17.1, б.
На околозвуковых и сверхзвуковых самолетах, проектируемых по
нормальной схеме, чаще всего применяют стреловидное оперение. Такая
форма оперения позволяет получить достаточно высокие значения Мирит
при сравнительно небольп
кие значения коэффициент
шого удлинения), а также
Рис. 17.1. Различные
оживальнс
а — трапециевидная для
вндностыо, применяемой
(пестрелобидной) оси в]
д, е — различные Варна
сверхзвуковых с
ча, расположенного сзади
вой части его поверхности
В схеме «утка» после;
нию плеча £г.о, расположе
Тт.о. стр
пр
Рис. 17.2. К определению гео
параметров оперения
а — изменение параметров горизонта
ния при увеличении его стреловидна
штриховкой показана фюзеляжная 41
о.ф • поточная площадь оперени!
—Sr б — параметры верт!
рения; в — зависимость эффективне
вертикального оперения Хв<0,9 ’
удлинения
* Весовой балансировкой органов управления называют смещение их центров
тяжести вперед относительно оси вращения. Обычно это достигается установкой спе-
циальных грузов (балансиров) в носовых частях этих органов с тем, чтобы весовой
момент носовой части относительно оси вращения превышал бы весовой момент хво-
стовой части на 2—3% (весовая перебалансировка).
366
оперения, и следовательно
этому при проектировании
ного оперения стреловидна
Для носового горизонтальн
трапециевидная форма с ;
i длины фюзеляжа, а это
ли, чем увеличение пло-
оризонтального и верти-
еских данных для пред-
ируемого самолета не-
гний и величину сдвига
установке горизонталь-
жно по формуле 0Оп=
инимается на основании
о м2 оперения современ-
естр ел обидны ми крылья-
6) gKp. Для самолетов со
и оперением £оп=
еменным сверхзвуковым
0,014, а значение GB.O =
(.о, как правило, имеют
.октальное оперение рас-
106 4-0,009 — тяжелые не-
ких поверхностей опере-
ния в процессе дальней-
обходимости весовой ба-
обеспечения потребных
угие средства (например
демпферы). Вес противо-
[енных самолетов может
—45%' веса конструкции
1ия Лг.о для оценки сдви-
1 установке горизонталь-
но = cVyo и s'.
ется производная аг.о =
веских параметров опере-
гся ниже.
в известной мере зависит
1ла. В настоящее время
прямая и стреловидная)
’.1). На нескоростных са-
* разновидности формы,
обенно у вертикального
ловидной) оси вращения
>да и навески получается
гротивление, применяется
лдностыо, показанная на
тетах, проектируемых по
товидное оперение. Такая
з высокие значения Мкрит
>ывают смещение их центров
о достигается установкой спе-
зргэнов с тем, чтобы весовой
ышал бы весовой момент хво-
при сравнительно небольшом приросте волнового сопротивления, высо-
кие значения коэффициента яг.о — с“1'г-« (за счет относительно боль-
шого удлинения), а также позволяет несколько увеличить величину пле-
Рис. 17.1. Различные формы оперений (все виды оперений, кроме
оживальиого, имеют одинаковую площадь):
а — трапециевидная для нескоростных самолетов; б — с небольшой стрело-
видностью, применяемой на нескоростных самолетах для получения прямой
(кестреловидной) оси вращения руля; а — стреловидная; г — треугольная;
д, е — различные варианты трапециевидной формы малого удлинения
сверхзвуковых самолетов; ок — ожнвальная (вертикальная)
ча, расположенного сзади оперения, благодаря «сдвигу» назад конце-
вой части его поверхности (рис. 17.2, а).
В схеме «утка» последнее обстоятельство приводило бы к уменьше-
нию плеча Лг.о, расположенного впереди стреловидного горизонтального
СДХъ.п
7-В.о
М5СДХ
Форкиль
Lf.0. стр
-^г.о. пр
<Ж.О. пр
0,2.5СЛХхл, пр
В.0 г
С)
В.ОЭ
го Sr.o
Рис. 17.2. К определению геометрических
параметров оперения:
с — изменение параметров горизонтального опере-
ния при увеличении его стреловидности (двойной
штриховкой показана фюзеляжная часть оперения
$г о>ф ; поточная площадь оперения Sr,o. П()Т “
«Sr —$г Q ф’ 6 — параметры вертикального опе-
рения; в — зависимость эффективного удлинения
вертикального оперения АВе0,э от истинного
удлинения X о
gyp
^ЕДСТр
J,z?
Рортооая
нервюра,
крыла
Носок
2.1?
оперения, и следовательно, к снижению эффективности последнего. По-
этому при проектировании самолетов по схеме «утка» для горизонталь-
ного оперения стреловидная форма практически никогда не применяется.
Для носового горизонтального оперения этих самолетов выбирается^либо
тоапециевидная форма с достаточно малым удлинением и нулевой или
очень небольшой стреловидностью (как, например, на американских
самолетах Норт-Америкен ХВ-70А, Грумман F-14A), либо треугольная
форма (как, например, на самолете SAAB-37).
При выборе угла стреловидности оперения %оп, удлинения Аоп и от-
носительной толщины его профилей сОп необходимо стремиться обеспе-
чить достаточную эффективность оперения при всех возможных углах
атаки крыла, а также затянуть наступление кризисных явлений при око-
лозвуковых скоростях на большие числа М (т. е. обеспечить Мкрит.оп>
>MKpKT.Kp). Поэтому для оперения, как правило, выбираются симмет-
ричные профили с относительной толщиной, несколько меньшей, чем
принятая для профилей крыла, небольшое удлинение и большая стрело-
видность.
Относительная толщина профилей оперения для нескоростных само-
летов с нестреловидными крыльями и оперением принимается в преде-
лах соп= Ю—12%- Для скоростных самолетов со стреловидным опере-
нием эта толщина принимается на 1—2% меньше, чем относительная
толщина профилей крыла, и составляет, как правило, соп=5—6% (хор-
ды замеряются по потоку). Если для сверхзвукового самолета прини-
мается решение о применении нестреловидного оперения, то достаточно
высокие значения МкРИТ обеспечиваются за счет небольшого удлинения
(Лоп=1—2) и очень малой относительной толщины профилей (соп=
=3—4%). Приблизительно такая же относительная толщина профилей
(соп=4—5 %) принимается и для треугольных оперений.
Достаточно существенное влияние на повышение значений МкрИт
профилей и, следовательно, всего оперения оказывает положение макси-
мальной толщины профиля по длине его хорды (хс=хс/6). Наибольшее
значение М1{рит имеют профили, у которых максимальная толщина при-
ходится приблизительно на середину хорды (;гс==40—50%). Именно та-
кие профили выбираются для оперения.
Для повышения эффективности оперения и расположенных у его
задних кромок органов управления особенно при около- и сверхзвуко-
вых скоростях довольно существенное значение имеет такая модифика-
ция профилей, при которой уменьшается угол схода линий, образующих
хвостовую часть профиля (рис. 17.3). С этой целью профили оперения
нередко модифицируются таким образом, чтобы дугообразные образую-
щие хвостовой части профиля были заменены прямыми (показано ввер-
ху на рис. 17.3).
например, профили
перзвуковом самоле
При выборе сте
выполнения услови:
эмпирические вырат
где Хоп — стреловид
но считать по лини
формуле
М
значения суоп в кот
полета, для которы:
Для сверхзвуке
вую переднюю кро1
возмущений. Это у
чески стреловидное’
на 3—5°.
Выбор удлинен
оперений осуществл
струкнии и эффекта
Рис. 17.3. Изменение эффективности руля в зависимости от
чисел М при различных углах схода профиля у задней
кромки 0 (вверху справа пунктиром показана модификация
профиля для уменьшения угла схода)
На самолетах с большими сверхзвуковыми и, особенно, гиперзвуко-
выми скоростями для повышения эффективности оперения профили его
нередко делаются с тупыми задними кромками или клиновидными (как,
368
При увеличена
как за счет увелич!
шения части площ;
женного потока (pi
ния оперения его 1
ментов устойчивое!
(17.3) и (17.4)]. П]
[пример, на американских
[ F-14A), либо треугольная
I.
ИЯ %ОП, удлинения 10П И ОТ-
ВОДИМО стремиться обеспе-
три всех возможных углах
кризисных явлений при око-
(т. е. обеспечить М.ьрпт.оп>
[вило, выбираются симмет-
, несколько меньшей, чем
линение и большая стрело-
шя для нескоростных само-
шем принимается в преде-
>в со стреловидным опере-
еньше, чем относительная
правило, Соп = 5—6% (хор-
звукового самолета прини-
го оперения, то достаточно
чет небольшого удлинения
толщины профилей (ёОп =
'ельная толщина профилей
оперений.
)вышение значений Л1крИт
называет положение макси-
1ы (хс=хс/Ь). Наибольшее
жсимальная толщина при-
гс=40—50%). Именно та-
I и расположенных у его
при около- и сверхзвуко-
ie имеет такая модифика-
схода линий, образующих
целью профили оперения
)ы дугообразные образую-
прямыми (показано ввер-
например, профили вертикального оперения на экспериментальном ги-
перзвуковом самолете Норт-Америкен Х-15).
При выборе стреловидности оперения околозвуковых самолетов для
выполнения условия М.1;рит.0П>Мкрит кр можно использовать следующие
эмпирические выражения для определения МкрИт оперения [14]:
Мкриг, ОН А1КрИГ, пр оф — ,
' cos у_оп
где Хоп — стреловидность оперения по линии фокусов (приближенно мож-
но считать по линии ]/4 хорд профилей), а Мкрит.пРоФ определяется по
формуле
Мкрит. проф
1 — 0,7 —3,2сОпг^П;
значения су1>и в которой принимаются соответствующими тем режимам
полета, для которых определялись значения Мкрит для крыла.
Для сверхзвуковых самолетов обычно стараются получить «дозвуко-
вую переднюю кромку» оперения, т. е. кромку, лежащую внутри конуса
возмущений. Это условие выполняется при х„.к > зге s^n—• Практи-
Мщах
чески стреловидность оперения обычно превышает стреловидность крыла
на 3—5°.
Выбор удлинения К и сужения V) горизонтального и вертикального
оперений осуществляется с учетом влияния этих параметров на вес кон-
I
70°
з
й
в зависимости от
рофиля у задней
ана модификация
схода)
г и, особенно, гиперзвуко-
ти оперения профили его
или клиновидными (как,
увеличение веса конструкции при увеличе-
нии удлинения, 2 — зависимость, характе-
ризующая уменьшение веса оперения за
счет уменьшения потребной площади
При увеличении удлинения эффективность оперения увеличивается
как за счет увеличения аг 0=:с“г-0 (рис. 17.4, а), так и за счет умень-
* ^г.о
шения части площади оперения, находящейся в спутной струе затормо-
женного потока (рис. 17.4, б). Вследствие этого при увеличении удлине-
ния оперения его площадь, потребную для создания определенных мо-
ментов устойчивости и управляемости, можно уменьшать [см. выражения
(17.3) и (17.4)]. При этом, естественно, можно ожидать уменьшения ве-
369
Л)
Рис. 17.5. Изменение параметров потока за крылом:
а — потери давления в спутной струе за крылом при различных дозвуковых значениях чисел М. полученные при про-
дувках модели; б — пример изменения скоса потока за крылом при изменении коэффициента подъемной силы крыла и
чисел М полета (пунктиром показано изменение скоса в горизонтальном полете); « — характер изменения коэффициен-
та торможения потока (А ,0)за крылом и углов атаки оперения при различных положениях по высоте на большой
сверхзвуковой скорости (М = 4; а=20а); г — результаты замеров потерь динамического давления и изменения углов атаки
оперения по его размаху при изменении угла атаки фюзеляжа модели самолета Дуглас DC-9 (США) (пунктиром на
схеме самолета показаны первоначальные размеры горизонтального оперения, увеличенные по результатам испытаний
для обеспечения необходимой эффективности оперения на больших углах атаки)
параме!
мически
ляемост
са оперения. Однако при увеличении удлинения вес кон-
струкции оперения и узлов его крепления возрастает за
счет увеличения изгибающих и крутящих моментов (при
той же величине нагрузки на оперение). Кроме того, при
увеличении удлинения оперения существенно увеличива-
ется неблагоприятное влияние упругих деформаций опе-
рения на характеристики устойчивости и управляемости,
а также ухудшаются флаттерные характеристики (кри-
тическая скорость флаттера уменьшается).
Очевидно, что существует какое-то оптимальное зна-
чение (Хоп) opt, при котором вес конструкции получается
наименьшим (рис. 17.4, в).
При увеличении сужения оперения его вес умень-
шается за счет уменьшения изгибающих моментов, но
уменьшается также и эффективность части оперения,
находящейся в заторможенном потоке. Последнее об-
стоятельство заставляет увеличивать площадь оперения,
что, естественно, приводит к увеличению его веса.
Таким образом, на основании вышеизложенного
можно сделать вывод о том, что правильный выбор па-
раметров оперения, при которых вес конструкции само-
лета получается наименьшим, аналогично выбору пара-
метров крыла может производиться только методом ре-
шения задачи оптимизации.
Обработка статистических данных по современным
самолетам дает следующие значения для удлинения и
сужения горизонтального и вертикального оперений:
ХГо~3,5—4,5 — для нескоростных самолетов с боль-
шим удлинением крыла (Л>4,5);
Хг о = 2—3 — для скоростных самолетов с малым уд-
линением крыла;
т]го — 2—3,5 (для самолетов с треугольной формой
оперения т]Го=00);
Хв.о=0,8—1,2;
т]во=2—3,5 — для самолетов с горизонтальным опе-
рением, расположенным на фюзеляже или на нижней
части киля.
При расположении горизонтального оперения на \он-
це киля т]в0~1, т. е. вертикальное оперение проектирует-
ся практически без сужения. Это делается для получения
достаточно большой строительной высоты профиля киля
у его конца с тем, чтобы обеспечить размещение узлов
крепления горизонтального оперения и механизмов уп-
равления.
§ 3. ВЫБОР ПОЛОЖЕНИЯ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ
ПО ВЫСОТЕ
Как известно, в полете за крылом образуется зона
заторможенного и скошенного потока. А так как у само-
лета нормальной схемы горизонтальнее оперение находит-
ся позади крыла, то скоростной напор и углы атаки опе-
рения определяются параметрами этого заторможенного
и скошенного потока: коэффициентом торможения k =
_ ?мести, и уГЛ0М скоса потока е. Следовательно, от этих
параметров зависят действующие на оперение аэродина-
мические силы и характеристики устойчивости и управ-
ляемости.
371
Коэффициент торможения потока за крылом (потеря напора) и на-
правление потока (угол скоса е) в спутной струе зависят от расстояния
за крылом и расстояния по высоте от плоскости бортовой хорды крыла.
Кроме того, характер этого изменения параметров потока в спутной
струе зависит от формы и параметров крыла, а также от режима полета
(рис. 17.5).
При попадании горизонтального оперения в зону сильного торможе-
ния и неблагоприятного изменения скоса потока в спутной струе харак-
тер изменения аэродинамических сил на горизонтальном оперении при
изменении угла атаки крыла может существенно измениться. Например,
в результате неблагоприятного скоса потока при увеличении угла атаки
крыла вместо обычной, направленной вверх дополнительной подъемной
силы, на неудачно расположенном оперении может появиться сила, на-
правленная вниз. В результате вместо обычного момента продольной
статической устойчивости по перегрузке, действующего на пикирование
при увеличении угла атаки, возникнет дополнительный момент на каб-
рирование, стремящийся еще больше увеличить угол атаки. Другими
словами, в этих условиях самолет с таким расположением горизонталь-
ного оперения теряет продольную статическую устойчивость по пере-
грузке. Это иллюстрируется рис. 17.6 положительным наклоном кривых,
выражающих зависимость коэффициента продольного момента т2 от
коэффициента подъемной силы крыла су (угла атаки).
У самолетов с крыльями малых удлинений и достаточно длинной
хвостовой частью фюзеляжа (сверхзвуковые самолеты) зона макси-
мальных скосов у хвостовой части фюзеляжа, где располагается опере-
ние, как правило, смещается вверх. Поэтому у таких самолетов горизон-
тальное оперение размещается на фюзеляже (рис. 17.7).
Рис. 17.6. Влияние высоты распо-
ложения горизонтального опере-
ния на характер протекания зави-
симостей mI=f(cv)
Рис. 17.7. Характер изменения по
высоту величины скоса потока и
выбор места расположения гори-
зонтального оперения:
а — за стреловидным крылом среднего
удлинения самолета с коротким фюзе-
ляжем; б — за крылом малого удлине-
ния самолета со сравнительно длинным
фюзеляжем
Для сверхзвуковых самолетов всех типов можно располагать гори-
зонтальное оперение ниже линии продолжения бортовой хорды крыла
у нижней поверхности хвостовой части фюзеляжа.
Для дозвуковых самолетов с относительно небольшими скоростями
(У<800 км/ч) и сравнительно длинными хвостовыми частями фюзеляжа
(£гс = 2,7—-3,0) можно рекомендовать устанавливать горизонтальное
оперение с выносом вверх на величину /ir.o=(0,15—0,20)Ьборт, где бборт—
величина хорды крыла у борта фюзеляжа.
Особо следует остановиться на самолетах, у которых вследствйе их
компоновочных особенностей (например, при расположении двигателей
372
в хвостовой части фюзеляжа) приходится предусматривать верхнее рас-
положение горизонтального оперения на киле (Т-образное оперение).
Для этих самолетов при превышении допустимых значений углов атаки
возможно попадание в режим «глубокого срыва», в результате которого
может произойти сваливание самолета, если на этом режиме эффектив-
ность горизонтального оперения окажется недостаточной для создания
необходимого продольного момента на пикирование для перевода само-
лета на меньшие углы атаки.
Сущность явления заключается в том, что при случайном превыше-
нии допустимых значений угла атаки (например, при сильном верти-
кальном порыве) и наступлении срыва на крыле, спутная струя сорван-
ного и сильно заторможенного потока поднимается вверх и охватывает
горизонтальное оперение. При этом скос потока на оперении изменяется
таким образом, что появляется дополнительный момент на кабрирова-
ние, вызывающий дальнейшее увеличение угла атаки. Так как оперение
находится в сильно заторможенном потоке, то эффективность руля
высоты даже при полном отклонении его вниз может оказаться
недостаточной для преодоления возникающего момента на кабри-
рование.
Характер протекания зависимости mz=f(a) для самолета с Т-об-
разным оперением показан на рис. 17.8. На рисунке также показаны
различные положения (Д, Б, В, Г) спутной струи сорванного с кр>тла и
мотогондол потока при различных углах атаки.
Положение А. а=15—17° — начало срыва у концов стреловидного
крыла. Падение подъемной силы концов крыла (ДУкр<0), расположен-
ных за центром тяжести, приводит к появлению продольного момента на
кабрирование (+ДЛКкр) и потере продольной статической устойчивости
по перегрузке. Для затягивания начала срыва на концах крыла на боль-
шие углы атаки, а также для смещения зоны первоначального возник-
новения срывов в центральную часть крыла в настоящее время приме-
няют установку на крыле аэродинамических перегородок (гребней) и
генерирующих вихри пилонов («вортилонов»), «запилы» и «наплывы»
на передней кромке крыла, аэродинамическую и геометрическую крутку
крыла. Эти средства обеспечивают сохранение продольной устойчиво-
сти до значений углов атаки а» 18—20°.
Положение Б, а=18—22° — распространение срыва по всему крылу
приводит к исчезновению момента на кабрирование и восстановлению
продольной статической устойчивости.
Положение В. а=22—35° — неустойчивый режим глубокого срыва.
Спутная струя от крыла и пилонов двигателей охватывает расположен-
ное наверху горизонтальное оперение. Неблагоприятный скос приводит
к появлению дополнительной подъемной силы оперения ДУГ.О, создающей
момент на кабрирование + ДА1гГ0 и вызывающей потерю продольной
статической устойчивости (для самолета с низкорасположенным опере-
нием устойчивость восстанавливается за счет выхода оперения из спут-
ной струи скошенного и заторможенного потока).
Положение Г. а=40—45° — оперение выходит из спутной струи и
попадает в невозмущенный поток. Создается момент на пикирование
—ДМгг.о, и самолет балансируется на устойчивом режиме глубокого
срыва.
У самолетов с низкорасположенным горизонтальным оперением
(пунктир на рис. 17.8) после возникновения срыва на крыле и ухода
вверх спутной струи скос потока в зоне горизонтального оперения
уменьшается. Это вызывает появление действующей вверх дополнитель-
ной подъемной силы, которая создает момент на пикирование, способ-
ствующий переводу самолета на меньшие углы атаки. Кроме того,
низкорасположенное горизонтальное оперение не находится в сильно за-
373
торможенном потоь
няет свою эффекта
углы атаки и вы вес
Чтобы предупр,
оперением в режим
ления обычно пред
ства.
У самолета, сщ
реди горизонтальнс
потоке. Поэтому дл
§ 4. ПРЕДВАРИТ
ПАРАМЕТР
После предвар;
приближенного onpi
компоновку проект!
зеляж и установлен
Для этого по ф>
«крыло — фюзеляж:
дящие в выражение
брать по данным п]
приближенными рас
проверкой по резул
Рис. 17.9. Приближенн
мость коэффициента '
потока в зоне гори:
оперения от относитель
ны фюзеляжной часп
(при докритических зн|
сел М)
Коэффициент то|
тических значениях 1
графику рис. 17.9. Д
случаев можно прини
Скос потока в зо
изменении угла ата:
определить по метод!
динамике.
* При КурСОВО.М II Д]
использовать приближенн!
ского и И. В. Стражевой
яппаоатов. М., Машин остр
374
торможенном потоке спутной струи, благодаря чему руль высоты сохра-
няет свою эффективность, позволяющую перевести самолет на меньшие
углы атаки и вывести его из срыва.
Чтобы предупредить возможность попадания самолета с Т-образным
оперением в режим «глубокого срыва», в системах продольного управ-
ления обычно предусматриваются специальные автоматические устрой-
ства.
У самолета, спроектированного по схеме «утка», расположенное впе-
реди горизонтальное оперение находится практически в невозмущенном
потоке. Поэтому для такого оперения можно принимать /гг.0~ 1 и е~0°.
§ 4. ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ КОМПОНОВКА И УТОЧНЕНИЕ ОСНОВНЫХ
ПАРАМЕТРОВ ОПЕРЕНИЯ. МЕТОД ГРАНИЧНЫХ ЛИНИЙ
После предварительного выбора основных параметров оперения и
приближенного определения его веса можно закончить предварительную
компоновку проектируемого самолета, «соединив» скомпонованный фю-
зеляж и установленное на нем оперение с крылом.
Для этого по формуле (17.6) вычисляется сдвиг фокуса комбинации
«крыло — фюзеляж» за счет установки горизонтального оперения. Вхо-
дящие в выражение (17.6) коэффициенты krOt «го —с“>-о и £а лучше
брать по данным продувок, а при их отсутствии можно пользоваться
приближенными расчетными значениями * с обязательной последующей
проверкой по результатам продувок моделей проектируемого самолета.
Рис. 17.9. Приближенная зависи-
мость коэффициента торможения
потока в зоне горизонтального
оперения от относительной величи-
ны фюзеляжной части оперения
(при докритических значениях чи-
сел М)
Рис. 17.10. Изменение производной с/'*0
zr.o
в зависимости от чисел М для некото-
рых видов тонких оперений малого уд-
линения
Коэффициент торможения потока для полетных случаев при докри-
тических значениях чисел М приближенно может быть определен по
графику рис. 17.9. Для самолетов с Т-образным оперением для этих
случаев можно принимать &г.о~0,95.
Скос потока в зоне горизонтального оперения е и его изменение при
/ „ де де а \ „
изменении угла атаки крыла Is® = -^—су I можно приближенно
определить по методике, изложенной в известных руководствах по аэро-
динамике.
* При курсовом и дипломном проектировании для определения с“ и е“ можно
использовать приближенные методы, изложенные, например, в учебнике И. В. Остослав-
ского и И. В. Стражевой Динамика полета. Устойчивость и управляемость летательных
аппаратов. М., Машиностроение, 1967.
375
I
Коэффициент «г.о=г°гг‘® для прямых и стреловидных оперений с
относительной толщиной профилей с = 8—10% для докритических чисел
М полета может приближенно определяться по графикам, приведенным
на рис. 17.4, а. Изменение этого коэффициента для некоторых других ви-
дов оперений с тонкими профилями при различных числах М показано
на рис. 17.10.
После определения сдвига фокуса за счет установки горизонтально-
го оперения определяется расчетное положение фокуса самолета xF—
+ kxF )ba и наносится на САХ предварительно скомпонован-
ного крыла (рис. 17.11). Затем для различных вариантов загрузки под-
считывают вес предварительно скомпонованных фюзеляжа с оперением
бф' и крыла ОК[, а также положения центра тяжести этих агрегатов
хт.ф и хт.Кр. Задавшись определенной для данного типа самолета сте-
пенью продольной статической устойчивости т^отр, на САХ крыла на-
носится желательное положение центра тяжести самолета
Обозначив искомое расстояние от носка фюзеляжа до носка САХ
через л'а (рис. 17.11), можно получить равенство
^фА.Ф Окр (*^а «^т.кр)—(^Ф (ха -4* Хг),
откуда
ьр (^ф бКр) X
°ф
х-г. ф
д.т. ср юзе л я ми
Необходимое положение ц.т.
'"самолета. для обеспечения
"г/потр----Ц—
^т.кр
&а
Расчет мое положение
срок у со. самолета
и,л. к реяла
Рис. 17.11. К нахождению положения крыла, обеспечивающего
заданную степень продольной статической устойчивости по пере-
грузке при компоновке самолета
После предварительной компоновки самолета параметры оперения
уточняются. При этом используется метод «граничных линий». Этот ме-
тод позволяет при проектировании сразу ответить на вопрос, в каких пре-
делах можно выбирать параметры оперения для обеспечения выполне-
ния предъявляемых к самолету требований по характеристикам устой-
чивости и управляемости.
В продольной устойчивости и управляемости важнейшими из этих
требований являются:
— обеспечение минимально допустимой степени проводольной ста-
тической устойчивости по перегрузке (при предельно задней центров-
ке Хт.пз) »
— обеспечение
равления для бала!
на больших углах а
при максимально пе
После предвари
НИЯ (?-r,o, Т)г.о» Сг.о* /г.
фициента статичес]
== *^г.о7>г.о> а имея пр
ределению относите.
С учетом вырал
требования — требов
продольной статичес
центровке хт.пз — мо
При составлении нер
Значение необхо
ния для балансиров!
та (большие углы ai
ла при передней цен
продольных моменто
сировки на взлете
тг =тгоб.г.о 4-Д"Ъ
Х(а0тр — ео6мех-
В этом уравнени
мических параметров
«б.г.о» и «б.мех» — б
соответственно; ин де]
близости земли; 5'Ст =
дящейся в потоке (та
щади горизонтально
циент эффективности
ротного управляемой
отклонения стабилизг
если на самолете пр(
тор, то для взлеты
Ат;ДВ= - к<
>тр5Ьа
Из неравенства (
эффициента статичес^
^г.о "
* Строго говоря, как
ческая устойчивость по i
(см. выражения (19.1) и (1
фировании самолета мож*
2—3% САХ).
376
юловидных оперений с
ля докритических чисел
графикам, приведенным
[я некоторых других ви-
шх числах М показано
тановки горизонтально-
(юкуса самолета хр —
зрительно скомпонован-
ариантов загрузки под-
фюзеляжа с оперением
яжести этих агрегатов
го типа самолета сте-
10гр, на САХ крыла на-
самолета
— обеспечение необходимой эффективности органа продольного уп-
равления для балансировки самолета на взлетно-посадочных режимах
на больших углах атаки и полностью отклоненной механизацией крыла
при максимально передней центровке.
После предварительного выбора геометрических параметров опере-
ния (Zr0, Tjr.o» Сг oi Хг.о) можно перейти к уточненному определению коэф-
фициента статического момента горизонтального оперения Аг.о =
— Л’г 0£г о, а имея предварительное значение плеча оперения Zr.o — к оп-
ределению относительной площади оперения 5ro=Ar.o/Zro.
С учетом выражений (17.5) и (17.6) условие выполнения первого
требования — требования обеспечения минимально допустимой степени
продольной статической устойчивости по перегрузке 1 при задней
центровке пз — можно записать в виде
—А.пз4“^г.о^г.о —^(1 — 3*)<С Wzmin*-
б.Г.О
(17-8)
эзеляжа до носка САХ
(ха -|- лт),
При составлении неравенства следует учесть, что m^min<0.
Значение необходимой эффективности органа продольного управле-
ния для балансировки самолета на взлетно-посадочных режимах поле-
та (большие углы атаки) с полностью отклоненной механизацией кры-
ла при передней центровке ят.пп может быть получено из уравнения
продольных моментов на этих режимах. Например, для случая балан-
сировки на взлете
mz =mZo6 г.о 4- A^zMex + &mz 7в 4-cJ (хт.пп— хГ6 г.0)аотр- *г.оаг.оАг.о X
X (аотр—• мех £б.мех^°тр“ А®мек A£36v^- *^ст<Рв-Ь^р.й^в^ ( 1^-9)
'е положение ц.т.
Зля обеспечения
,0ТР"’7Г’
положение
а монет а
обеспечива ющего
[чивости по пере-
i
а параметры оперения
[чных линий». Этот ме-
на вопрос, в каких пре-
обеспечения выполне-
арактеристикам устой-
[ важнейшими из этих
юни проводольной'ста-
ельно задней центров-
В этом уравнении индексом «мех» отмечены изменения аэродина-
мических параметров при отклоненной механизации крыла; индексами
«б.г.о» и «б.мех» — без горизонтального оперения и без механизации
соответственно; индексом «зем» — изменение параметров от влияния
близости земли; 5ст=5сТ/5го— отношение площади стабилизатора, нахо-
дящейся в потоке (так называемой «поточной площади»), к общей пло-
щади горизонтального оперения; — коэффи-
циент эффективности руля высоты (в случае применения цельнопово-
ротного управляемого стабилизатора член првбв выпадает, а для угла
отклонения стабилизатора обычно принимают значение фв = 0,8фвшах!
если на самолете предполагается использовать переставной стабилиза-
тор, то для взлетно-посадочных режимов принимают фв=фвшах);
Arrc;:B = —— дв - — коэффициент момента от тяги двигателей.
ffiTpSi’a
Из неравенства (17.8) получим следующее условие для выбора ко-
эффициента статического момента горизонтального оперения:
^г.о
хН.б.г.о + хт я»с&
1 — ^г.о^г.о
(17.10)
* Строго говоря, как это будет показано далее (см. гл. XIX), продольная стати-
ческая устойчивость по перегрузке определяется коэффициентом ол = mzy 4*тzzfo,
[см. выражения (19.1) и (19.4)]. На малых высотах член пРи естественном демп-
фировании самолета может увеличить степень устойчивости на 0,02—0,03 (т. е. на
2~3% САХ).
а из уравнения (17.9) —условие
б.г.о 4~ мех "1" дв + су (-^т.пп хр б.го) а«ТР
г -О ~ ~
&г.оаг.о (аотр %.мсх Еб.мехагтр — Аемсх Д£зем + ^сттРв + Лр.в^в)
(17.11)
Построенные по выражениям (17.10) и (17.11) в координатах хт—Лг.о
граничные линии образуют так называемый «крест», ограничивающий
область выбора значений Дг.о в зависимости от диапазона разбега цент-
ровок хт.пз—#т.пп (рис. 17.12). Как видно из рис. 17.12, с увеличением
разбега центровок потребные значения Лг,0 увеличиваются. Наимень-
шее потребное .значение Лг.о тш, определяемое точкой пересечения двух
граничных линий, обеспечивает удовлетворение обоих условий при един-
ственном положении центра тяжести без разбега центровок.
Рис. 17.12. Характер граничных линий («крест»), ог-
раничивающих область выбора Лг.о и хт из условий
обеспечения минимально допустимой степени про-^
дольной статической устойчивости по перегрузке
т/. —1 (17.10) и балансировки самолета на
больших углах атаки — 2 (17.11) (пунктирными ли-
ниями показано расширение области выбора при уве-
личении производной aro=cv , штрих-пунктир-
- г.0
ной — расширение области выбора при применении
стабилизатора с изменяемым углом установки фп)
Если значения жт.пз и тт.цп уже определились при компоновке само-
лета, то по соответствующим граничным линиям определяют потребные
значения Лг.о Для каждой из центровок и принимают наибольшее зна-
чение.
Если значения хт.пз и тт.пп еще не определены, то, задавшись неко-
торым значением Лг.о>Лг.0 mIn, получают допустимый при этом диапазон
разбега центровок, а затем соответствующей компоновкой стараются
его обеспечить.
Увеличения допустимого диапазона разбега центровок при выбран-
ном значении Лг.о можно достигнуть также с помощью увеличения ко-
эффициента аг.о (например, путем увеличения удлинения оперения, как
показано на рис. 17.12 пунктиром). Однако не следует забывать, что
конечной целью проектирования является выбор таких параметров опе-
рения, при которых вес конструкции получился бы наименьшим (а при
увеличении удлинения вес растет). Поэтому всегда необходимо опреде-
лять, что является более выгодным для обеспечения минимального веса
конструкции — увеличение площади оперения или его удлинения.
Для тяжелых скоростных самолетов определяющим условием при
выборе Лг.о в случае передней центровки может оказаться условие обе-
спечения достаточной эффективности органа продольного управления
для отрыва передней стойки шасси от ВПП и увеличения угла атаки до
взлетного значения аот1
ны полосы.
Для маневренных (
ем при выборе Лг.о в с
вается условие обеспе
достаточной эффективн
сировки самолета на м
ковых скоростях на бол
Для нескоростных
ния область выбора ко.
лым рядом граничных л
1) получения необ
продольных колебаний
2) допустимых пре
управления;
3) допустимого Пр'
(показателя управляем
На скоростных cai
управления задачи обе
сти решаются, как npai
ния и искусственного (j
Для обеспечения н
и управляемости само.)
равления при выбрани
остается возможность (
ского момента вертик
речного V крыла, так
более существенное вл1
в наибольшей степени
вости и управляемости.
Для нескоростных
ванными системами уп
рения, угла поперечног
тевого и поперечного i
ними требованиями:
1) показатель
скоростей крена и рысь
жать в определенных п
2) степень затуха!
должна быть достаточь
3) запаздывание р
ления не должно превы
4) должны обеспе1
ная боковая управляем
ветром и при взлете с
полной и несимметрич]
5) эффективность
жна быть достаточной
можных режимах поле'
6) спиральное дви
женной неустойчивости
клонения параметров с
Для скоростных с;
выполнение пунктов 1)
нием специальных авт<
взлетного значения аотр при V=0,85 V0Tp в пределах ограниченной дли-
ны полосы.
Для маневренных сверхзвуковых самолетов определяющим услови-
ем при выборе Лг.о в случае передней центровки, как правило, оказы-
вается условие обеспечения заданной маневренности самолета, т. е.
достаточной эффективности органа продольного управления для балан-
сировки самолета на максимальной перегрузке, особенно при сверхзву-
ковых скоростях на больших высотах.
Для нескоростных самолетов с безбустерными системами управле-
ния область выбора коэффициента Лг.о определяется дополнительно це-
лым рядом граничных линий, построенных из условий:
1) получения необходимого декремента затухания собственных
продольных колебаний самолета;
2) допустимых пределов изменения усилий на рычаге продольного
управления;
3) допустимого предела изменения расхода усилий на перегрузку
(показателя управляемости Рп^) и ряда других.
На скоростных самолетах с необратимыми бустерными системами
управления задачи обеспечения потребных характеристик управляемо-
сти решаются, как правило, методами автоматизации системы управле-
ния и искусственного формирования этих характеристик (см. гл. XIX).
Для обеспечения необходимых характеристик боковой устойчивости
и управляемости самолета без применения средств автоматизации уп-
равления при выбранных основных параметрах крыла у конструктора
остается возможность соответствующего выбора коэффициента статиче-
(5 L X
ДВд0 —-в'° ° j и угла попе-
речного V крыла, так как изменение этих параметров оказывает наи-
более существенное влияние на изменение производных т$, и т'^
в наибольшей степени определяющих характеристики боковой устойчи-
вости и управляемости.
Для нескоростных самолетов с безбустерными и неавтоматизиро-
ванными системами управления выбор параметров вертикального опе-
рения, угла поперечного V крыла, а также эффективности органов пу-
тевого и поперечного управлений обусловливается следующими основ-
ными требованиями:
1) показатель % = ^тах , определяющий соотношение угловых
шах
скоростей крена и рыскания в развитии сокового движения, должен ле-
жать в определенных пределах;
2) степень затухания боковых короткопериодических колебаний
должна быть достаточной;
3) запаздывание реакции самолета на отклонение рычагов управ-
ления не должно превышать допустимых пределов;
4) должны обеспечиваться возможность балансировки и достаточ-
ная боковая управляемость самолета при посадке с заданным боковым
ветром и при взлете с односторонним отказом двигателя (т. е. при не-
полной и несимметричной тяге у многодвигательного самолета);
5) эффективность органов поперечного и путевого управлений дол-
жна быть достаточной для выполнения заданных маневров на всех воз-
можных режимах полета и надежного вывода самолета из штопора;
6) спиральное движение самолета не должно иметь сильно выра-
женной неустойчивости (ограничивается допустимое время удвоения от-
клонения параметров от исходных значений в спиральном движении).
Для скоростных самолетов с бустерными системами управления
выполнение пунктов 1), 2) и 6), как правило, обеспечивается примене-
нием специальных автоматических систем, независимо от летчика воз-
379
действующих на органы управления (демпферов рыскания и автоматов
скольжения).
Выбор параметров вертикального оперения и эффективности орга-
нов путевого управления (руля направления) при проектировании са-
молета также осуществляется путем последовательных приближений с
применением метода граничных линий. Эти линии после завершения
предварительной компоновки и определения аэродинамических ха-
рактеристик (например, производной ав,, в.о ) и плеча LB.o верти-
кального оперения строятся в координатах 5в.о — V или пр.н — Ав.о
(где И^р.н/^в.о —коэффициент эффективности руля направле-
ния).
При определении производной ав o = cfB.o можно использовать
экспериментальные и расчетные данные для производной сау крыльев и
оперений (например, показанные на рис. 17.4,а), однако вследствие не-
симметричного расположения вертикального оперения относительно фю-
зеляжа, как это по большей части имеет место у самолетов, действи-
тельное удлинение Хв.о необходимо заменять эффективным Хв.о.э, зна-
чения которого снимаются с графика на рис. 17.2, в. Для упрощения
замеров при ориентировочных расчетах координата приложения боковой
силы на вертикальном оперении г/в.о часто замеряется от оси 0х{ само-
лета до середины его высоты, а плечо оперения LB.O — от центра тяжести
самолета до оси вращения руля направления (оси вращения киля при
цельноповоротном вертикальном оперении) на середине высоты верти-
кального оперения, как это показано на рис. 19.18, а не до САХ и до
0,25 САХ вертикального оперения соответственно, как принимается при
уточненных расчетах и как показано на рис. 17.2, б.
Применение метода граничных линий можно показать на примере
определения области выбора значений коэффициентов Ав.о и пр.н из ус-
ловий обеспечения балансировки самолета при одностороннем отказе
двигателей на взлете и при посадке с боковым ветром, а также из усло-
вия обеспечения приемлемой величины показателя х в боковом дви-
жении.
Посадка с боковым ветром выбирается как один из основных рас-
четных случаев для определения потребного статического момента вер-
тикального оперения и эффективности руля направления, так как на
этом режиме необходимо обеспечить прямолинейный полет со скольже-
нием (по оси ВПП) на наименьшей скорости (V~Vnoc)-
Этот режим является также одним из главнейших расчетных случа-
ев при выборе степени поперечной статической устойчивости самолета
mJ. Угол скольжения в этих условиях определяется задаваемой в требо-
ваниях к самолету величиной максимальной скорости бокового ветра
Инглах, при котором ДОЛЖНа обеспечиваться посадка (Pmax~ И^тах/Упос)-
Из уравнений равновесия боковых сил и моментов в прямолинейном
полете со скольжением можно получить условие для построения линии,
ограничивающей область выбора Лво и пр,н:
Л.О>------, - ), (17-12)
I 1 j
^а.о| * Лр-Н
\ Ртах
ГДе бн = 0,8 бн. max-
При одностороннем отказе двигателя при взлете (на самолете с не-
сколькими двигателями, разнесенными от оси симметрии) создается
разворачивающий момент от несимметричной тяги Л4ут. Этот момент по-
лучается наибольшим, когда двигатели работают на взлетном режиме.
Поэтому этот режим также является определяющим для выбора геомет-
рических параметров вертикального оперения и эффективности руля на-
380
1 рыскания и автоматов
и эффективности орга-
три проектировании са-
гельных приближений с
[нии после завершения
аэродинамических ха-
, ) и плеча LBo верти-
!во —V ИЛИ ПрН —Ав.о
внести руля наиравле-
правления, поскольку эти органы должны обеспечить уравновешивание
момента несимметричной тяги при достаточно невысокой скорости
(обычно принимается И = Иотр=УZGfCy Из условия баланси-
ровки самолета в прямолинейном полете с несимметричной тягой урав-
нение линии, ограничивающей область выбора значений Лв0 и прн, име-
ет вид
(17.13)
где
myT=--P°in-^
?отр^
о можно использовать
эиз водной Су крыльев и
однако вследствие не-
рения относительно фю-
» у самолетов, действи-
(ффективным Хвоэ, зна-
17.2, в. Для упрощения
на приложения боковой
ряется от оси 0х\ само-
го— от центра тяжести
оси вращения киля при
середине высоты верти
.18, а не до САХ и до
о, как принимается при
, б.
io показать на примере
центов Лс0 и прн из ус-
1 одностороннем отказе
1етром, а также из усло-
'еля х в боковом дви-
Соотношение максимальных угловых скоростей крена и рыскания
при боковых колебаниях самолета определяется показателем
где тх~тх/ ri, tn‘'xx - т'^/1 гх, rr^—n/у/г2. Максимально допустимая
величина этого показателя хдоп обычно задается в требованиях к само-
лету.
Для ориентировочных расчетов приведенное выше выражение для
показателя к может быть упрощено:
один из основных рас-
иического момента вер-
травления, так как на
йный полет со скольже-
Vnoc)•
ейших расчетных случа-
устойчивости самолета
тся задаваемой в требо-
юрости бокового ветра
щка (₽тах~ Wmax/Vпос) •
тентов в прямолинейном
; для построения линии,
—в 0—2 г в ,
тх mvx гу , трх Jy
так как rj=4JJmZ2 и r*y=4Jy[mP.
Отсюда можно приближенно определить потребную степень путевой ста-
тической устойчивости, необходимую для выполнения требований х<
<КдОП (напомним, что т?<0)
.> [и
пГц
(17-14)
Отношение моментов инерции JyIJx для каждого класса самолетов-
достаточно устойчиво и может быть принято либо по статистическим
данным, либо определено расчетом по предварительной компоновке.
Выражения для определения производных тх и приводятся в
гл. XIX [см. формулы (19.8) и (19.9)]. В несколько преобразованном
виде их можно представить так:
~ ^в.Лв.оЛ.о ~
о
(17.12)
= (w?kB.o — Ав.0ав.0/в,0.
Если подставить выражения для тх и ту в условие (17.14), то оно
примет вид
(лете (на самолете с не-
симметрии) создается
ги AfyT. Этот момент по-
)т на взлетном режиме,
ним для выбора геомет-
эффективности руля на-
(Ч)б.в.О —^В.О«В.О^В.О< Г(^х)Ьр-^в.сА.оЛ.о 7^1—-
L ^-в.о J 'лхд<
38)
Отсюда
(«’U.-7^ (<”?)«₽
_______•' У* доп__
/1 Ув.о У \
«B.0aB.O | 1 г г „ I
\ *-в.о Jx7'Avn )
(17.15)
Построенные по условиям (17.12), (17.13) и (17.15) граничные ли-
нии имеют вид, показанный на рис. 17.13, а. Эти линии ограничивают
область выбора коэффициентов Лв.о и пр.н.
Ав.о
Область
выбора
^в.о
777777777
Рекомендуемые
пределы изменения
*SB(r^r О
пип b
Рекомендуемые
пределы йзмене-
ТТ7Т Нцд
3
гг
Ртах ftp
® п - г™
Минимальный диапазон рн S
эффективности роля
направления
тр
J Диапазон выбора
-1
-2
-з
Область |
ыборОЛ
-у
~5
Диапазон
выбора S-я о
С отклоненной^
,, механизацией
крыла
Рис. 17.13. К выбору параметров вертикального оперения и угла поперечно-
го V крыла:
а — область выбора коэффициентов статического момента вертикального оперения и эф-
фективности руля направления из условий: 1 — обеспечения посадки с боковым ветром
1Ртахсы- Формулу (17.12)]; 2 — обеспечения балансировки самолета при взлете с несим-
метричной тягой [см. формулу (17.13)]; 3 — обеспечения заданной степени гармоничности
колебаний по крену и рысканию [х<хлоИ> см. формулу (17.15)]; б — выбор относительной
площади вертикального оперения по рекомендованным пределам значений производных
и ; в—пример построения граничных линий и получения области выбора отно-
\ о
сительной площади вертикального оперения ———) и угла поперечного V крыла
для легкого дозвукового самолета со стреловидным крылом из условий: 1 — максималь-
но допустимого времени затухания, за которое амплитуда боковых короткопериодиче-
ских колебаний уменьшается в два раза; 2 — максимально допустимого значения пока-
зателя хтах; 3 — предельно допустимого отклонения руля направления при посадке с
заданным боковым ветром; 4 —предельно допустимого отклонения элеронов при посадке
с боковым ветром; 5—минимально допустимого значения показателя хт5П; 6 — макси-
мально допустимой степени спиральной неустойчивости (минимально допустимое время
увеличения в два раза первоначальной амплитуды в спиральном движении)
Благодаря использованию электронной вычислительной техники
при проектировании современных самолетов и, в частности, использова-
нию электронных интеграторов для решения уравнений движения при
исследованиях динамики движения проектируемого самолета на различ-
ных режимах полет
могут быть получен
обеспечат оптималы
го параметры верти!
гут выбираться с пол
В этом случае
ориентировочные зн;
проектируемого сам!
mJ и т%, строить
как показано на рис.
Имея ориентире!
лета, граничные лиш
угла поперечного V к]
Пример построения т
да требований к хар<
сти для легкого дозву
на рис. 17.13, в.
Однако для o6eci
жения современных ci
та могут понадобитьс!
тикального оперения |
реализация окажется
няются автоматически!
и улучшения характер!
§ 5. ВЫБОР
Выбор параметров
нии (рули высоты и н
осуществляется уже в
этого зависят многие ,
эффективность руля вь
предельную переднюю
оперения (см. рис. 17.12
Выбор параметров
рования необходим так
потребных скоростей от)
ными данными для прое
При выборе napai
= ^р/^оп1 So К = 5о It/Sp) (
тельных размеров руля
эффективность.
Действительно, как М
органов управления в
теризующими прирост к*
ничном отклонении руле
формулами для коэффиц
ном и вертикальном onej
скольжения соответствен
ко аэродинамическими
(17.4)] производные
емной и боковой сил при
ления соответственно. Вс
ПроИЗВОДПЫе C®<?g И Czb.o
сил при единичном измен
жения вертикального onej
382
ьр
(17.15)
и (17.15) граничные лп-
Иги линии ограничивают
ерения и угла поперечно-
вертикальнага оперения и эф-
№ посадки с боковым ветром
самолета при взлете с несим-
анной степени гармоничности
15)], б — выбор относительной
еделам значений производных
>учения области выбора отнО-
। угла поперечного V крыла
и из условий 1 — максималь
а боковых коротколериодиче-
> допустимого значения пока-
направления при посадке с
ионения элеронов при посадке
показателя Хулт.' 6 — макси-
|ннимально допустимое время
спиральном движении)
вычислительной техники
в частности, использова-
уравнений движения при
мого самолета на различ-
ных режимах полета, уже на стадии предварительного проектирования
могут быть получены такие значения производных т* и т^, которые
обеспечат оптимальные характеристики бокового движения. После это-
го параметры вертикального оперения и угла поперечного V крыла мо-
гут выбираться с помощью выражений (19.8) и (19.9).
В этом случае удобнее,_ приняв по предварительной компоновке
ориентировочные значения ZBO и других геометрических параметров
проектируемого самолета, входящих в выражения для производных
mJ и mJ, строить зависимости этих производных от параметра 5В0,
как показано на рис. 17.13, б.
Имея ориентировочные значения геометрических параметров само-
лета, граничные линии для выбора площади вертикального опе_рения и
угла поперечного V крыла удобнее сразу строить в координатах 5в0 — V.
Пример построения таких граничных линий из условий выполнения ря-
да требований к характеристикам боковой устойчивости и управляемо-
сти для легкого дозвукового самолета со стреловидным крылом показан
на рис. 17.13, в.
Однако для обеспечения приемлемых характеристик бокового дви-
жения современных скоростных самолетов на некоторых режимах поле-
та могут понадобиться по расчету такие большие площади и плечи вер-
тикального оперения (см., например, рис. 19.19), что их конструктивная
реализация окажется практически невозможной. В этом случае приме-
няются автоматические средства стабилизации, повышения устойчивости
и улучшения характеристик управляемости.
§ 5. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ
Выбор параметров органов управления, расположенных на опере-
нии (рули высоты и направления) и крыле (элероны или элевоны),
осуществляется уже в начальной стадии проектирования, так как от
этого зависят многие другие этапы проработки проекта. В частности,
эффективность руля высоты, зависящая от его параметров, определяет
предельную переднюю центровку и выбор параметров горизонтального
оперения (см. рис. 17.12).
Выбор параметров органов управления на ранней стадии проекти-
рования необходим также для определения их шарнирных моментов и
потребных скоростей отклонения, которые являются важнейшими исход-
ными данными для проектирования системы управления^
При выборе параметров органов управления (5р=5р/50п; 5р-=
= ^р/^оп1 <$ок=*$ок/3р) следует учитывать, что при увеличении относи-
тельных размеров руля шарнирный момент его возрастает быстрее, чем
эффективность.
Действительно, как мы уже отмечали в начале главы, эффективность
органов управления в практике оценивают производными, харак-
теризующими прирост коэффициентов управляющих моментов при еди-
ничном отклонении рулей [см. (17.4)]. Из сравнения этих выражений с
формулами для коэффициентов моментов, возникающих на горизонталь-
ном и вертикальном оперениях при единичном изменении углов атаки и
скольжения соответственно [см. (17.3)], видно, что они отличаются толь-
ко аэродинамическими производными. В первом случае [формулы
(17.4)] производные с^вг 0 и с^»0отражают прирост коэффициентов подъ-
емной и боковой сил при единичном отклонении рулей высоты и направ-
ления соответственно. Во втором [формулы (17.3)] — аэродинамические
производные g и cj в.о отражают прирост коэффициентов тех же
сил при единичном изменении угла атаки горизонтального и угла сколь-
жения вертикального оперений. Отношения о/т°£.о“г^г.о'с?г0о и
383
^/во ffl!’>-n==cho r*B-° называют обычно коэффициентами эффектив-
ности руля высоты и руля направления и соответственно обозначают
Цр.в И Пр.н *.
При дозвуковых скоростях коэффициенты эффективности рулей оп-
I / ‘S в
ределяются приводившимися ранее выражениями: I/ у~
/ Sp н
и др н I / .При сверхзвуковых скоростях эффективность рулей
существенно снижается и выражения для этих коэффициентов приобре-
тают вид: др.в^ ~^-в. и п?м ж .
^*Г-0 ^В‘0
Шарнирный момент руля, как известно, определяется выражением
-р *-^р^р,ср<7'
(17.16)
Для определенных условий полета можно считать, что (Шш аЧ-
+ «1^ б) q = A = const. Тогда А4ш=Л5рйр.ср. Если учесть, что при
Son = const площадь руля может изменяться только за счет изменения
его хорды, а размах руля остается постоянным (5р=/рЬр.Ср), то МИ1 =
Рис. 17.14. Характер из-
менения шарнирного мо-
мента и коэффициента
эффективности руля при
увеличении хорды руля
Для современных а
ные значения относител]
в пределах Sp=0.2—0,3
Важным вопросом
выбор степени их осевог
На небольших несю
управления S0.I{ обычно
вий обеспечения Heo6xoj
мости по усилиям, а таи
ступает перекомпенсаци
В продольном упра
намической конпенсащн
допустимыми пределам!
тальном полете Рв.бал и
Эти показатели пре
женин
1
— A Ipb ,ср.
Таким образом, при дозвуковых скоростях эффективность руля воз-
растает пропорционально V7xcp, а шарнирный момент пропорцио-
нально бр.ср (рис. 17.14).
С ростом относительной площади руле
-о __sp ___ М'р.ср за счет возра-
о . . zp°p.cp
*^оп ^он^ои ср
стания на нем воздушной нагрузки и шарнир-
него момента быстро растут усилия, переда-
ваемые с руля на неподвижную часть оперр
ния. Для восприятия этих возрастающих уси-
лий необходимо усиливать конструкцию не-
подвижных частей оперения (стабилизатора и
киля), а это приводит к быстрому увеличению
веса. Поэтому при выборе параметров опере-
ния и относительной площади рулей необходи-
мо сравнить, что выгоднее в весовом отноше-
нии: некоторое увеличение площади оперения
или увеличение площади руля, т. е. необходи-
мо выбирать оптимальные значения <?р.
где //бал — значение ско
рован по усилию (РВ=С
триммера.
Индексом «св» пом
которых берутся при св
высоты.
В этих выражения?
извод ные mc,J =тсу—
л: св z
При проектировании рулей стремятся выполнить условие постоян-
ства относительной хорды руля по размаху оперения — = const),
так как в противном случае, во-первых, заметно возрастает коэффи’
ент шарнирного момента [точнее его составляющая , см. выражение
(17.16)], а, во-вторых, полки заднего лонжерона неподвижной части опе-
рения (стабилизатора или киля), к которой крепится руль, получаются
с переменными (закрученными) малками, усложняющими производство.
Для нескоростных самолетов оптимальные относительные площади
рулей обычно лежат в пределах
5рл=0,3-0,4; 0,35 —0,45.
* Для цельноповоротных управляющих поверхностей (стабилизатора или киля)
X ——:-------зависят
/те k
Ш.в " аГ.О
ции руля высоты 50к>рв
Необратимая бусте
ность применения очень
сации рулей (так назьи
ность устранения весов
.^противление щели me
ликвидирует сопротивл/
отклонения передней i
пенсации.
Выбор максимальн]
изводится с учетом топ
горизонтального оперен
боковой силы вертикаль
по мере увеличения угл
падает при появлении с
шарнирный момент и со
понятие «коэффициент эффективности» не теряет свой смысл, так как
и X в.о т= cz в.о.
384
* На самолетах с длин
большими значениями плеч <
до значений Sp=0,1—0,15, кг
13—1062
фициентами эффектив-
ветственно обозначают
(фиктивности рулей оп-
эффективность рулей
)эффициентов приобРе-
гделяезся выражением
(17.16)
считать, что («ш а-|-
сли учесть, что при
ко за счет изменения
(5р=/рбр.ср), то ЛГШ =
|)фективность руля воз-
ый момент пропорцио-
ельнои площади рули
т за счет возра-
"р.ср
ой нагрузки и шарнир-
растут усилия, переда-
движную часть оперр
тих возрастающих уси-
1вать конструкцию не-
>ения (стабилизатора и
< быстрому увеличению
iope параметров опере-
ощади рулей необходи-
мее в весовом отноше-
ние площади оперения
1и руля, т. е. необходи-
!ые значения $р.
[нить условие постоян-
/— \
ния pD —-----= const! ,
\f Ь.:„ I
) возрастает коэффи*
ая т* , см. выражение
неподвижной части опе-
пится руль, получаются
няющими производство,
тносительные площади
),45.
(стабилизатора или киля)
сл, так как с*г-° ¥= с*8
*г.о “г.о
Для современных скоростных (околозвуковых) самолетов оптималь-
ные значения относительных площадей рулей несколько меньше и лежат
в пределах 5Р —0,2—0,3
Важным вопросом проектирования органов управления является
выбор степени их осевой компенсации («So.k=So.kASp)-
На небольших нескоростных самолетах с безбустерными системами
управления 5О.К обычно выбирается в пределах So.k = 0,2—0,25 из усло-
вий обеспечения необходимых характеристик маневренности и управляе-
мости по усилиям, а также с учетом того факта, что при £о.к5=0,28 на-
ступает перекомпенсация.
В продольном управлении, например, выбор степени осевой аэроди-
намической конпенсации руля высоты для этих самолетов определяется
допустимыми пределами изменения балансировочных усилий в горизон-
тальном полете Рв.бал и расхода усилий на единицу перегрузки
Эти показатели продольной управляемости определяются из выра-
жений
(1 — 47/^бал);
где <7бал — значение скоростного напора, при котором самолет сбаланси-
рован по усилию (Рв^О) на режиме горизонтального полета с помощью
триммера.
» Индексом «св» помечены аэродинамические производные, значения
которых берутся при свободной (незажатой) ручке управления рулем
высоты.
В этих выражениях коэффициент kr — и ПР°“
mz
таг.о
взводные тси =тсу— — дг/дсу) и ^т^ — гп^Х
X —г-------зависят от степени осевой аэродинамической компенса-
ции руля высоты SOI( рв через производные ш“гв° и т^в.
Необратимая бустерная система управления обеспечивает возмож-
ность применения очень малой степени осевой аэродинамической компен-
сации рулей (так называемой «конструктивной», рис. 17.15) и возмож-
ность устранения весовой балансировки рулей, что заметно снижает
^противление щели между неподвижной частью оперения и рулем и
ликвидирует сопротивление выступающей в поток при больших углах
отклонения передней части руля с ‘большой степенью осевой ком-
пенсации.
Выбор максимальных углов отклонения рулевых поверхностей про-
изводится с учетом того, что прирост коэффициентов подъемной силы
горизонтального оперения при отклонении руля высоты и коэффициента
боковой силы вертикального оперения при отклонении руля направления
по мере увеличения углов отклонения постепенно замедляется, а затем
падает при появлении срывов потока. Одновременно сильно возрастают
шарнирный момент и сопротивление.
* На самолетах с длинными хвостовыми частями фюзеляжа (и следовательно, с
большими значениями плеч оперений) относительные площади рулей могут снижаться
до значений Sp=0,1—0,15, как, например, на 'американском самолете Боинг В-52.
13—1062 385
Поэтому максимальные отклонения рулей ограничиваются. Так, для
руля направления эти углы не превышают обычно битах =±20—25°.
Определяющими режимами для выбора максимальных значений потреб-
ных углов отклонения руля направления являются взлет при односто-
роннем отказе двигателя и боковом ветре с той же стороны, а также при
посадке с несимметричной тя-
гой при боковом ветре (т. е. те
же, что и для выбора площади
вертикального оперения или
-^в.о) •
Углы отклонения руля вы-
соты вверх (отрицательные по
правилу знаков, см. рис. 19.25)
и вниз (положительные), как
правило, делаются неодинако-
выми. Отрицательные углы от-
клонения (на кабрирование)
делаются существенно больше
положительных (на пикирова-
ние), так как для обеспечения
балансировки на больших уг-
лах атаки (при полете на ма-
лых скоростях или при созда-
нии положительной перегрузки
во время выполнения манев-
ров) руль высоты должен со-
здавать значительно большие
моменты на кабрирование, чем
на пикирование. Поэтому мак-
симальные углы отклонения
руля высоты вверх обычно лежат в пределах бВтах= — 25 —30°, а вниз —
в пределах 5В max = ± 15-Р20°.
Потребные углы отклонения руля высоты можно определять по за-
висимости mz=f(a) самолета (см. рис. 17.16). Как видно из рис. 17.16
Минимальная щель
S)
Рис. 17.15. Возникновение шарнирного мо-
мента перекомпенсации ДЛ4шо.к руля с
большой степенью осевой компенсации
вследствие выхода его носка в поток при
больших углах отклонения (а) и образова-
ние «конструктивной» осевой компенсации
рулей скоростных самолетов (б)
Минимальный запас по отклонению
Мт 0,85
Мт 0,75
У 28 а'
1 4*
3:
И
м
а
*
у
О£доп
приразлыР!
ных числах _____
/ M=fl,85 I
к)
руля Высоты Вниз при М=0,85
мах
Sb
12
^8
К
Б т°*
*1=0,85'
20 а1
К бал max
(при. М>1) -
1 Нормируемый.
Заказчиком
запас по момен-
на пикирп- „
р— Ванне ~8
/ При полном отклонении,
руля Высоты Вниз
‘в max’
-20
'в tn.ai
0л
-Ч
-12
-16
V)
Рис. 17.16. Характер изменения коэффициента продольного момента по углам
атаки самолета со стреловидным крылом при различных числах М (а) и соот-
ветствующие балансировочные кривые отклонений руля высоты для чисел
M=0,8S и М>4 (б)
для современных самоле
ми на больших углах а’
продольной статической
никновепием концевых с]
скоса потока на горизош
Эти срывы и связав
вость, как правило, воз
критического акрит. Одна
рых наступает продольш
что вследствие появляюг
лет начинает самопроиз!
атаки (так называемое я
ся летчик (или автомата
быть превышены критич
ливанием.
Поэтому для совре
дить ограничения по до
нормальных условиях эр
дольной статической у
С1доп ccitpuTj несущие евс
зовать полностью не уда
Если же при попал
турбулентностью или вс
превышены, то эффект?
можность создания нео1
самолета на безопасные
деляющим для выбора
ты вниз.
Определяющими ре:
нения руля высоты ввер
ней центровкой и полет
рос тя ми.
При решении уравн
и определении максима,
нения руля высоты вве]
нии маневренного запас
димый для обеспечения
при корректировании тр
ний, может быть опреде.
где (dtiijdt) з — задавае.
нимально допустимое у:
ся эффективностью ор
бв max = б в ба л.max ± Адв за
Аналогичные «маш
быть обеспечены при bi
правления и элеронов.
Полет на больших
определяющим режимо
руля высоты вверх у ма
Вопрос об обеспеч
деляется диапазоном р
вестно, необходимо реи
щих свойств крыла, с <
эффективности органа
ограничиваются. Так, для
обычно бнтах~—20—25 .
шльных значений потреб-
иотся взлет при односто-
же стороны, а также при
ке с несимметричной тя-
ри боковом ветре (т. е. те
го и для выбора площади
кального оперения или
Тлы отклонения руля вы-
вверх (отрицательные по
лу знаков, см. рис. 19.25)
13 (положительные), как
1ло, делаются неодинако-
. Отрицательные углы от-
ния (на кабрирование)
этся существенно больше
кительных (на пикирова-
так как для обеспечения
[сировки на больших у г-
(таки (при полете на ма-
скоростях или при созда-
юложительной перегрузки
ремя выполнения манев-
руль высоты должен со-
1ть значительно большие
нты на кабрирование, чем
жирование. Поэтому мак-
пьные углы отклонения
1 max = —25 — 30°, а вниз —
можно определять по за-
Как видно из рис. 17.16
дольного момента по углам
иных числах М (а) и соот-
руля высоты для чисел
для современных самолетов со стреловидными и треугольными крылья-
ми на больших углах атаки (а= 15—18°) характерно появление зоны
продольной статической неустойчивости по перегрузке, вызываемой воз-
никновением концевых срывов на крыле и неблагоприятным изменением
скоса потока на горизонтальном оперении.
Эти срывы и связанная с ними продольная статическая неустойчи-
вость, как правило, возникают при значениях углов атаки, меньших
критического акрит. Однако превышение значений углов атаки, при кото-
рых наступает продольная статическая неустойчивость, приводит к тому,
что вследствие появляющегося прироста момента на кабрирование само-
лет начинает самопроизвольно стремиться еще больше увеличивать угол
атаки (так называемое явление «подхвата») и, если вовремя не вмешает-
ся летчик (или автоматическая система ограничения углов атаки), могут
быть превышены критические значения угла атаки с последующим сва-
ливанием.
Поэтому для современных скоростных самолетов приходится вво-
дить ограничения по допустимым углам атаки аДОп, обеспечивающие в
нормальных условиях эксплуатацию самолета с заданной степенью про-
дольной статической устойчивости. При этом вследствие того, что
сДоп< акрИт, несущие свойства крыльев современных самолетов исполь-
зовать полностью не удается.
Если же при попадании самолета в зону с сильной атмосферной
турбулентностью или вследствие ошибки летчика значения адоп будут
превышены, то эффективность руля высоты должна обеспечивать воз-
можность создания необходимого момента на пикирование для вывода
самолета на безопасные углы атаки а<«ДОп- Этот режим является опре-
деляющим для выбора максимального угла отклонения руля высо-
ты вниз.
Определяющими режимами для выбора максимальных углов откло-
нения руля высоты вверх являются взлет и посадка с предельно перед-
ней центровкой и полет на больших высотах со сверхзвуковыми ско-
ростями.
При решении уравнения продольных моментов самолета [типа (17.9)]
и определении максимального потребного балансировочного угла откло-
нения руля высоты вверх (бв.бал.тах) не следует забывать об обеспече-
нии маневренного запаса по углам отклонения руля. Этот запас, необхо-
димый для обеспечения минимально допустимой маневренности самолета
при корректировании траектории и парировании атмосферных возмуще-
ний, может быть определен из выражения
зап —
/в (du>zldf)3
m^Sbaq
где (d(a2ldi)з — задаваемое техническими требованиями к самолету ми-
нимально допустимое угловое ускорение, которое должно обеспечивать-
ся эффективностью органа продольного управления. Таким образом
бв max ~ бв бал.maxТ" Абв зап-
Аналогичные «маневренные» запасы по углам отклонения должны
быть обеспечены при выборе максимальных углов отклонения руля на-
правления и элеронов.
Полет на больших высотах со сверхзвуковыми скоростями является
определяющим режимом для выбора максимальных углов отклонения
руля высоты вверх у маневренных самолетов.
Вопрос об обеспечении продольной маневренности, которая опре-
деляется диапазоном реализуемых значений коэффициента су, как из-
вестно, необходимо решать путем обеспечения достаточно высоких несу-
щих свойств крыла, с одной стороны, и путем обеспечения достаточной
эффективности органа продольного управления для создания больших
13s 387
балансировочных моментов —с другой. Как известно, создаваемая при
маневрах вертикальная перегрузка определяется соотношением
П1Г С У [с У г. п>
(17.17)
где сУгъ = 2 G/pSV2 — значение коэффициента су в горизонтальном уста-
новившемся полете.
Значения су> на которых самолет может быть сбалансирован мак-
симальным отклонением руля высоты, определяются из уравнения про-
дольных моментов, написанного для случая установившегося полета с
перегрузкой,
mz = wz0 +- тсгдсу + max = О,
откуда
to б
-j- mzzt£>z + w2B5Bfflax
(17.18)
При переходе к сверхзвуковым скоростям степень продольной стати-
ческой устойчивости самолета тСу возрастает, а производная т®в =
= ЛГ о/гр йдГД)Лг о, характеризующая эффективность руля высоты, убы-
вает за счет уменьшения коэффициентов пр в и аг<о—-с“гг-^. Поэтому
значения су, на которых самолет может быть сбалансирован при сверх-
звуковых скоростях, убывают (рис. 17.17, а). Как следует из соотноше-
ния (17.17), уменьшение располагаемых значений су из-за невозможно-
сти сбалансировать с.
высоты приводит к уз
т. е. к ограничению i
кривые).
Это ограничение л
управление с помощь
тора, эффективность к
венно выше особенно
17.17, а, при переходе
воротного стабилизат<
скоростях используюк
щественно улучшается
Для облегчения (
больших углах атаки
проектируется, как пра
новки ((pB=var).
Изменение углов
центровок, сдвигая вп<
шт при том же значе]
На современных околс
ки стабилизатора изме
Выбор площади т]
саторов) осуществляет
ровки по усилиям) с р
полета, включая режив
ветре. Это условие вып
Рис. 17.17. Изменение эффективности продольного управления при
переходе на цельноповоротный управляемый стабилизатор:
а — используемые значения коэффициента су крыла при балансировке рулем
высоты и управляемым стабилизатором: с у дог(—ограничение коэффициента с у
несущими способностями крыла, началом тряски самолета или выходом в зону
продольной статической неустойчивости; ваттах —максимальные значе-
ния су, иа которых самолет может быть сбалансирован органом продольного
управления (при сверхзвуковых скоростях самолет может быть сбалансирован
на с у ~су доп только при применении управляемого стабилизатора); б — огра-
ничение высот, на которых самолет может быть сбалансирован на заданной
перегрузке рулем высоты, и увеличение этих высот при сверхзвуковых ско-
ростях в случае перехода на продольное управление цельноповоротным стаби-
лизатором (расчет по приведенным слева максимальным допустимым и балан-
сировочным значениям с^):
-----руль высоты;
------управляемый стабилизатор
откуда
(т
где производная т'ш
триммера 5Tp=STp/Sp г
Площадь триммере
0,12)«Sp, причем ббльп
портных и военных сав
шим диапазоном центр
Углы отклонения
= ±(8—12)°.
§ 6. ПРОЕКТИРОВАНИ1
И ।
Проектирование от
дипломного) проекта о(
ловой схемы, органичео
бранным типом органов
с фюзеляжем или гори:
ния друг с другом.
Проектирование ко
его стыковки должно п{
ки проекта самолета в i
ного и вертикального оп
силовыми элементами ф
от компоновки ХВОСТОВО]
жа, а именно: наличия
телей, днищ герметичесь
388
известно, создаваемая при
*тся соотношением
(17-17)
су в горизонтальном уста-
быть сбалансирован мак-
чяются из уравнения про-
^становившегося полета с
г®^вдпах ~ О,
— - (17.18)
степень продольной стати-
ст, а производная ту-
пость руля высоты, убы-
И аг.^~ Гуг‘.о- Поэтому
балансирован при сверх-
чэк следует из соотноше-
1ий су из-за невозможно-
'0 управления при
стабилизатор:
балансировке рулем
1ие коэффициента с у
или выходом в зону
аксимальные значе*
органом продольного
быть сбалансирован
лизатора), б — огра-
:ирован на заданной
сверхзвуковых ско-
ноповоротным стаби-
Юпустимым и балан*
сти сбалансировать самолет по продольному моменту с помощью руля
высоты приводит к уменьшению значений располагаемых перегрузок,
т. е. к ограничению маневренности самолета (рис. 17.17, б, сплошные
кривые).
Это ограничение и привело к необходимости перехода на продольное
управление с помощью цельноповоротного (управляемого) стабилиза-
тора, эффективность которого, оцениваемая производной сущест-
венно выше особенно на сверхзвуковых скоростях. Как видно из рис.
17.17, а, при переходе на продольное управление с помощью цельнопо-
воротного стабилизатора несущие свойства крыла при сверхзвуковых
скоростях используются гораздо полнее, а маневренность самолета су-
щественно улучшается (рис. 17.17, б, пунктирные линии).
Для облегчения балансировки дозвуковых тяжелых самолетов на
больших углах атаки стабилизатор (при управлении рулем высоты)
проектируется, как правило, переставным, т. е. с переменным углом уста-
новки ((pB = var).
Изменение углов установки стабилизатора расширяет диапазон
центровок, сдвигая вперед предельно допустимую переднюю центровку
хТПп при том же значении Аг.о (см. рис. 17.12, штрих-пунктирная линия).
На современных околозвуковых транспортных самолетах угол установ-
ки стабилизатора изменяют в пределах (+3°)ч-(—12°).
Выбор площади триммеров рулей (аэродинамических сервокомпен-
саторов) осуществляется из условия полного снятия усилий (баланси-
ровки по усилиям) с рычагов управления на всех режимах длительного
полета, включая режимы полета с несимметричной тягой и при боковом
ветре. Это условие выполняется при
тш = Ища 4- тщХ — О,
откуда
(т^)нотр= — (т^бал-Н^бал),
где производная rnul = dmul]dr зависит от относительной площади
триммера *$тР = 5Тр/5р и расстояния его от оси вращения руля.
Площадь триммеров рулей обычно лежит в пределах STp—(0,06—
0,12)5Р, причем большие значения характерны для тяжелых транс-
портных и военных самолетов с большим разносом двигателей и боль-
шим диапазоном центровок.
Углы отклонения триммеров обычно лежат в пределах ттат=
= ± (8 -12)°.
§ 6. ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВОЙ СХЕМЫ ОПЕРЕНИЯ
И СХЕМЫ СТЫКОВКИ ОПЕРЕНИЯ
Проектирование оперения на стадии разработки эскизного (или
дипломного) проекта обычно заканчивается выбором конструктивно-си-
ловой схемы, органически связанной как с видом самого оперения и вы-
бранным типом органов управления, так и со схемой стыковки о-перения
с фюзеляжем или горизонтальной и вертикальной поверхностей опере-
ния друг с другом.
Проектирование конструктивно-силовой схемы оперения и схемы
его стыковки должно проводиться уже на начальных стадиях разработ-
ки проекта самолета в связи с тем, что силовые элементы горизонталь-
ного и вертикального оперений должны быть увязаны друг с другом и с
силовыми элементами фюзеляжа, расположение которых зависит также
от компоновки хвостовой (или носовой при схеме «утка») части фюзеля-
жа, а именно: наличия в ней силовых элементов для крепления двига-
телей, днищ герметических кабин, окантовок люков и пр.
Достаточно часто применяемое в настоящее время расположение
турбореактивных двигателей в хвостовой части фюзеляжа выдвигает
новое требование по расположению основных силовых элементов фюзе-
ляжа и оперения, связанное с обеспечением безопасности полета в слу-
чае разрушения дисков турбин двигателей. На этот случай все основные
Рис. 17.18. Расположение двигателей и основных
силовых элементов хвостовой части английского
пассажирского самолета Де Хевилленд DH 121
«Трайдент», обеспечивающее минимальную веро-
ятность разрушения основных силовых элементов
конструкции разлетающимися осколками дисков
турбин двигателей:
1 — передний лонжерон киля, 2 — главный лонжерон ки-
ля, 3 — центральный двигатель, 4 — днище герметической
кабины, 5 — боковые двигатели
силовые элементы фюзеляжа и оперения должны быть расположены та-
ким образом, чтобы при разрушении турбины двигателя они либо сов-
сем не могли быть повреждены разлетающимися с большой скоростью
осколками, либо вероятность этого повреждения была бы наименьшей.
Особенно трудно это требование выполняется при наличии в хвостовой
Вариант установки
наклонных шпангоутов
Рис 17.19. Конструктивно-силовая схема стыковки оперения с силовыми шпан-
гоутами фюзеляжа, внутри которого установлен двигатель:
1 — усиленные продольные элементы; 2 — стыковые узлы; 3 — двигатель, 4 — кольцевой
силовой шпангоут
части фюзеляжа третьего (центрального) двигателя, устанавливаемого
в настоящее время на многих околозвуковых пассажирских самолетах
[Ту-154 Як-40, Боинг-727 (США), DH-121 «Трайдент» (Англия), рис.
17.18].
Рассмотрим основные конструктивно-силовые схемы и схемы сты-
ковки оперения, применяемые на современных самолетах. Остановимся
390
1щее время расположение
сти фюзеляжа выдвигает
силовых элементов фюзе-
•езопасности полета в слу-
1 этот случай все основные
3 Зона,
возможного
разрушения
лонжерона,
осколками
\ турбины
л основных
английского
ленд DH 12!
1Льную веро-
лх элементов
ками дисков
лонжерон ки-
гер метической
и
ны быть расположены та-
двигателя они либо сов-
!ИСЯ с большой скоростью
ния была бы наименьшей,
при наличии в хвостовой
перения с силовыми шпан-
овлей двигатель:
3 — двигатель; 4 — кольцевой
гателя, устанавливаемого
пассажирских самолетах
райдент» (Англия), рис.
зые схемы и схемы сты-
самолетах. Остановимся
сначала на конструктивно-силовых схемах и схемах стыковки поверхно-
стей оперения, состоящих из неподвижных частей (стабилизатора и ки-
ля) и шарнирно навешенных на них рулей.
При таком оперении конструктивно-силовые схемы стабилизатора и
киля практически не отличаются от соответствующих схем крыльев, рас-
смотренных ранее.
В конструкции этих агрегатов на легких самолетах применяется, как
правило, двухлонжеронная схема, на тяжелых самолетах — кессонная
или многолонжеронная схема.
Рули, как правило, выполняются по однолонжеронной схеме с нер-
вюрами, расположенными перпендикулярно лонжерону. Очень часто в
хвостовой части рулей вместо нервюр используют клееные или сварные
конструкции с сотовым или пено-заполнителем.
Рис. 17.20. Схема установки стабилизатора с изменяемым углом установки
в верхней части сечения фюзеляжа:
/ — передний лонжерон киля; 2 — продольные элементы (усиленные стрингеры, вос-
принимающие составляющую Мкр Ц1, возникающую при передаче изгибающего мо-
мента со стреловидного киля на прямые шпангоуты фюзеляжа (см. рнс. 17.19); 3 —
гайка г шарнирной подвеской; 4 — ходовой виит механизма перестановки стабилиза-
тора; 5 — привод механизма перестановки (гидро- или электродвигатель с редукто-
ром); 6 — передний усиленный шпангоут фюзеляжа (на поперечном сечении показан
условным контуром); 7 — полушпангоуты (со срезанной верхней частью); 8—борто-
вые продольные элементы (усиленные стрингеры, окантовывающие вырез для кессона
стабилизатора); 9— задний силовой шпангоут фюзеляжа; 10 — узлы крепления стаби-
лизатора к фюзеляжу; 11 — задний лонжерон киля; 12 — секторные пластины-обтека-
тели, закрывающие прорези в борту фюзеляжа (контур выреза обшивки в бортах
фюзеляжа для обеспечения возможности изменения угла установки кессона стабили-
затора показан пунктиром, кессон стабилизатора — заштрихован)
При расчленении рулей на секции с независимыми приводами, при-
меняемыми на тяжелых самолетах для повышения безопасности полета,
каждая из секций подвешивается на двух опорах и не связывается с
соседними. Количество секций в этом случае выбирается, исходя из при-
нятой в проекте степени резервирования и допустимого числа отказов
бустеров.
Наиболее легкой получается конструкция в том случае, если удает-
ся пропустить через фюзеляж основные силовые элементы оперения,
работающие на изгиб (лонжероны или кессон). Однако такую конструк-
цию не всегда удается выполнить на легких самолетах с двигателями,
расположенными в хвостовой части фюзеляжа.
Если горизонтальное оперение на таких самолетах нельзя перене-
сти в верхнюю или нижнюю часть сечения фюзеляжа, то лонжероны
стабилизатора, так же как и киля, крепятся стыковыми узлами к уси-
ленным шпангоутам фюзеляжа. Во избежание перетяжеления конструк-
ции необходимо стремиться к тому, чтобы стыковые узлы киля и стаби-
лизатора всегда располагались на одних и тех же усиленных шпангоутах
фюзеляжа (рис. 17.19). При такой схеме крепления стреловидного опе-
рения (так же как и крыла) изгибающий момент, воспринимаемый про-
391
дольным элементом оперения (изображен вектором Л/изг.оп), у борта
фюзеляжа раскладывается на две составляющие, действующие вдоль
плоскости наибольшей жесткости шпангоута ЛГкр.ш и перпендикулярно
ей ЛГпзг.ш.
При установке стабилизатора с неразрезанными продольными эле-
ментами в верхней части сечения фюзеляжа средняя часть (кессон) ста-
билизатора пропускается между двумя силовыми шпангоутами фюзе-
ляжа (рис. 17.20). Задний лонжерон стабилизатора крепится к заднему
из этих шпангоутов, передний — к переднему. Если стабилизатор проек-
тируется переставным, то неподвижными узлами, относительно которых
происходит поворот стабилизатора, как правило, делают задние, а пе-
редние узлы крепления заменяют кронштейном крепления механизма
привода, как это показано на рис. 17.20.
Для более равномерного распределения нагрузок на передний и зад-
ний усиленные шпангоуты фюзеляжа при несимметричном нагружении
правой и левой половин горизонтального оперения узел крепления меха-
низма привода переставного стабилизатора может выполняться с на-
правляющими рельсами или с шлиц-шарнирными звеньями, восприни-
мающими часть -нагрузок от изгибающего момента.
тично разгружается от
«а», воспринимается за
Изменение угла ус
ляется с помощью винт
вращение от гидро- или
аварийной механически
ным штурвальчиком в
непосредственно к крон
грузка с горизонтально]
ся на задние узлы кре
подъемником (рис. 17.2
больших скоростях, ког;
тельные углы установи
может применяться спе
тическим замком, bocci
подъемник. Звенья этог
узлы крепления стабил!
Полетное
ч
Рис. 17.21. Различные варианты выполнения переднего узла привода стаби-
лизатора с изменяемым углом установки:
а — без дополнительных силовых элементов; б — с шлиц-шарнирным трехзвепником;
в — с шлиц-шарнирным трехзвенником с кинематическим замком: 1 — кессон стаби-
лизатора; 2 — гайка с шарнирной подвеской; 3 — ходовой винт; 4 — привод механизма
перестановки; 5 — задние узлы крепления стабилизатора (к фюзеляжу или килю);
6 — кронштейн подвески гайки 2; 7 — звенья шлиц-шарнира; 8 — звенья кинематиче-
ского замка, выполненные в виде шлиц-шарнирного механизма; 9 — предохранитель-
ный упор кинематического замка
Взлет но - посадочное
положение
я/
Звенья кинематического
замка распрямлены,
нагрузка на ходовой
винт не передается
Рис. 17.22. Схема стыко
тов хвостового оперения
скоростного самолета (с
неразъемный, верхняя ча<
тов фюзеляжа срезана дл
средней части стабил!
1 — узлы стыковки киля по
заднему лонжеронам, 2 — <
руля направления; 3— крон!
руля высоты; 4 — передний и
стыковки стабилизатора с фг
усиленный стрингер по борт
ляжа; 6 — усиленные ш
Разновидностью ра
тора в вырезе верхней
щественно на легких не
рис. 17.22.
Рассмотрим особе
При такой схеме опере
время на околозвуковы
конструктивных задач,
оперения на фюзеляже.
Для уменьшения в
ризонтальное и вертик
Примеры таких конструкций показаны на рис. 17.21, бив. Для
сравнения на рис. 17.21, а приведена схема, в которой изгибающий мо-
мент от несимметричной нагрузки на правой и левой консолях горизон-
тального оперения воспринимается задними узлами крепления кессона
стабилизатора; балансировочная и маневренная нагрузка (Уго) воспри-
нимается задними узлами и ходовым винтом привода.
В схеме «б» благодаря установке у переднего узла шлиц-шарнир-
ного трехзвенника задний узел крепления кессона стабилизатора час-
392
Op ОМ Л/изг.оп ), у борта
.е, действующие вдоль
р.ш и перпендикулярно
1ыми продольными эле-
щин часть (кессон) ста-
ми шпангоутами фюзе-
ора крепится к заднему
:ли стабилизатор проек-
г, относительно которых
э, делают задние, а пе-
крепления механизма
»узок на передний и зад-
дметричном нагружении
яя узел крепления меха-
жег выполняться с на-
ми звеньями, восприня-
та.
тично разгружается от изгибающего момента; сила Уг.о, как и в схеме
«а», воспринимается задними узлами и ходовым винтом привода.
Изменение угла установки стабилизатора, как правило, осуществ-
ляется с помощью винтового механизма (подъемника), приводимого во
вращение от гидро- или электромоторов, а иногда и вручную с помощью
аварийной механической системы, связывающей подъемник со специаль-
ным штурвальчиком в кабине. Винтовой подъемник может крепиться
непосредственно к кронштейну стабилизатора. Но в этом случае вся на-
грузка с горизонтального оперения (за исключением части, приходящей-
ся на задние узлы крепления стабилизатора) должна восприниматься
подъемником (рис. 17.21, а, б). Для разгрузки подъемника в полете на
больших скоростях, когда стабилизатор отклонен носком вверх (положи-
тельные углы установки) и аэродинамические нагрузки максимальны,
может применяться специальный шпиц-шарнирный механизм с кинема-
тическим замком, восспринимающим эти нагрузки и разгружающим
подъемник. Звенья этого механизма также частично разгружают задние
узлы крепления стабилизатора от изгибающего момента (рис. 17.21, в).
замка распрямлены,
нагрузка на ходовой
винт не передается
I)
Рис. 17.22. Схема стыковки элемен-
тов хвостового оперения легкого не-
скоростного самолета (стабилизатор
неразъемный, верхняя часть шпангоу-
тов фюзеляжа срезана для установки
средней части стабилизатора):
1—узлы стыковки киля по переднему и
заднему лонжеронам, 2 — ось вращения
руля направления; 3 — кронштейн навески
руля высоты; 4 — передний и задний узлы
стыковки стабилизатора с фюзеляжем; 5 —
усиленный стрингер по борту среза фюзе-
ляжа; 6 — усиленные шпангоуты
Рис. 17.23. Схема размещения гори-
зонтального оперения на киле (Т-об-
разное оперение) и возникновение
дополнительного изгибающего момен-
та (Ж*и3г.в.о), действующего в плос-
кости киля
;го узла привода стаби-
(новки:
□арнирным трехзвенником;
замком: 1 — кессон стаби-
инт; 4 — привод механизма
(к фюзеляжу или килю};
га; 8—звенья кинематиче*
1изма; 9 — предохранитель^
рис. 17.21, б И в. Для
соторой изгибающий мо-
левой консолях горизон-
лами крепления кессона
нагрузка (Уг.о) воспри-
вода.
него узла шлиц-шарнир-
:она стабилизатора час-
Разновидностью рассмотренного выше способа установки стабилиза-
тора в вырезе верхней части фюзеляжа является применяемая преиму-
щественно на легких нескоростных самолетах установка, показанная на
рис. 17.22.
Рассмотрим особенности проектирования Т-образного оперения.
При такой схеме оперения, наиболее часто применяемой в настоящее
время на околозвуковых транспортных самолетах, возникает ряд особых
конструктивных задач, отличных от задач размещения горизонтального
оперения на фюзеляже.
Для уменьшения вредной интерференции потоков, обтекающих го-
ризонтальное и вертикальное оперения, рекомендуется горизонтальное
оперение устанавливать таким образом, чтобы линия максимальных тол-
щин его профилей была сдвинута назад относительно этой линии верти-
кального оперения на величину е~ (0,1—0,15) Ьв о-
Установка горизонтального оперения на вертикальном приводит к
существенно более высокой загрузке последнего, чем в рассмотренных
ранее схемах Эти дополнительные нагрузки на вертикальное оперение
возникают как при скольжении (вследствие неравномерного обтекания
правой и левой консолей горизонтального оперения на вертикальное опе-
рение действует изгибающий момент перпендикулярно его плоскости),
Рис 17 24 Различные варианты оформления внешних обводов при уста-
новке переставного стабилизатора на киле'
а — применение неподвижного обтекателя при небольших изменениях угла уста-
новки стабилизатора 1 — контур выреза обшивки по бокам обтекателя, 2 — кессон
стабилизатора, 3 — механизм перестановки стабилизатора, 4— передний лонже-
рон киля, 5 — силовая концевая нервюра киля, 6 — задний лонжерон киля, 7 —
шарнирный узел крепления стабилизатора к килю 8 — обтекатель, 5 — подвиж-
ные скользящие пластины, перекрывающие прорези в боковых панелях обте-
кателя, б — обтекатель стыка горизонтального и вертикального оперений с непо-
движной передней и подвижной задней частью 1 — подвижная (связанная со ста-
билизатором) задняя часть обтекателя, 2 — кессон стабилизатора, 3 — линия со-
членения подвижной и неподвижной частей обтекателя, 4 — кронштейн привода
стабилизатора, 5 — механизм перестановки стабилизатора, 6 — передняя непо-
движная часть обтекателя, закрепленная на киле 7—шарнирный узел крепления
стабилизатора, в — подвижный обтекатель, связанный со стабилизатором (схема
позволяет максимально увеличить хорду неразрезной части стабилизатора-кессо-
на) / — подвижный обтекатель, связанный со стабилизатором, 2— кессон стаби-
лизатора, 3 — механизм перестановки стабилизатора, 4 —верхняя законцовка ки-
ля, охватываемая обтекателем при взлетно посадочном положении стабилизатора,
5 —линия перехода обвода киля в обвод охватываемой обтекателем верхней за-
копцовкн, 6 — силовая концевая нервюра киля, 7 — шарнирный узел крепления
стабилизатора
так и в полете без скольжения (балансировочная и маневренная нагруз-
ки на горизонтальном оперении создают для неподвижной части верти-
кального оперения дополнительный изгибающий момент в его плоскости,
рис. 17.23).
Для восприятия этих дополнительных нагрузок конструкция верти-
кального оперения должна выполняться более мощной, что заметно ска-
зывается на увеличении ее веса (на 50—70%) по сравнению с весом сво-
бодного вертикального оперения той же площади.
394
тиния максимальных тол-
гелыю этой линии верти-
p.
гртикальном приводит к
'о, чем в рассмотренных
i вертикальное оперение
равномерного обтекания
ния на вертикальное опе-
кулярно его плоскости),
При выборе положения лонжеронов киля с расположенным на нем
горизонтальным оперением приходится искать оптимальное расстояние
между лонжеронами киля, при котором вес конструкции получается
наименьшим. Обычно это достигается при расположении переднего лон*
жерона в пределах (0,15—0,2) Ьв.о, а заднего — в пределах (0,6—0,65)feB 6-
Шарнирный узел поворота стабилизатора, как правило, устанавли-
вается на заднем лонжероне киля. Механизм привода стабилизатора кре-
пится к переднему лонжерону и усиленным нервюрам.
Ноярвбное увеличение
) овтекателя при закры-
/ Sanaa верхних щелей
\При взлете и посадке
щних обводов при уста-
ла киле*
их изменениях угла уста-
кам обтекателя, 2 — кессон
»ра, 4 — передний лонже-
дний лонжерон киля; 7 —
- обтекатель, 9 — подвнж-
в боковых панелях обте-
кального оперений с непо-
вижная (связанная со ста-
билизатора; 3 — линия со-
я, 4 — кронштейн привода
юра, 6—передняя непо-
рарнирный узел крепления
со стабилизатором (схема
1асти стабнлизатора-кессо-
затором; 2 — кессон стаби-
— верхняя законцовка ки-
положении стабилизатора;
I обтекателем верхней за-
1арнирный узел крепления
Рис. 17.25. Установка подшипников оси вращения стре-
ловидного стабилизатора:
а — подшипники установлены на силовых шпангоутах фюзеля-
жа, ось жестко связана с конструкцией стабилизатора; б —
подшипники установлены в стабилизаторе, ось жестко связана
с конструкцией фюзеляжа силовыми шпангоутами, в — разно-
видность второй схемы с отогнутым концом оси (рогом)
ая и маневренная нагруз-
(еподвижной части верти-
й момент в его плоскости,
зузок конструкция верти-
мощной, что заметно ска-
ю сравнению с весом сво-
ци.
Место стыка горизонтального и вертикального оперений закрывает-
ся обтекателем, конструкции которого могут быть разделены на три типа
(рис. 17.24).
Если обтекатель достаточно большой (рис. 17.24, а), конструкция
стыка напоминает соединение подвижного стабилизатора с фюзеляжем.
В конструкции, показанной на рис. 17.24, б, хвостовая часть обтека-
теля подвижна, так как связана со стабилизатором.
На тяжелых самолетах, где из-за большой площади горизонтального
оперения нагрузки весьма велики и кессон стабилизатора вследствие
этого имеет значительные размеры, применяется схема стыка с подвиж-
395
Рис. 17.26. Различные вариан-
ты положения оси вращения
стреловидного стабилизатора
ным обтекателем, -передняя часть которого охватывает носок верхней
части киля (см. рис. 17.24, в).
Рассмотрим теперь конструктивно-силовые схемы, схемы стыковки
и привода управляемого стабилизатора.
В конструкциях цельноповоротных поверхностей управления приме-
няются две схемы размещения подшипников оси вращения, которые во
многом определяют конструктивно-силовые схемы этих поверхностей.
В первой схеме (рис. 17.25, а) подшипники устанавливаются на силовых
шпангоутах фюзеляжа (или лонжеронах киля), ось неподвижно связана
с конструкцией стабилизатора. Во второй схеме (рис. 17.25, б) —ось не-
подвижно связана с конструкцией фюзеляжа, а подшипники устанавли-
ваются в самом стабилизаторе.
Конструктивные особенности первой
схемы связаны с тем, что все виды нагру-
зок (изгибающий и крутящий моменты,
перерезывающая и нормальная силы),
действующих на стабилизатор, передают-
ся на фюзеляж только через одну ось,
которая поэтому вне стабилизатора вы-
полняется трубчатого сечения. У борто-
вой нервюры (внутри стабилизатора)
трубчатое сечение оси переводится в
двутавровое сечение лонжерона стабили-
затора, которое лучше воспринимает из-
гиб, а крутящий момент воспринимается
контуром стабилизатора. Очевидно, что
для обеспечения наименьшего веса оси
при ее наибольшей жесткости необходимо проектировать ее максимально
большого диаметра. Для этого ось необходимо устанавливать в месте
наибольшей толщины профилей стабилизатора. Однако, как следует из
рис. 17.26, при таком положении прямой оси А расстояние от нее до
центра давления стреловидного стабилизатора, особенно на сверхзвуко-
вых скоростях, получается очень большим и, следовательно, большим
будет шарнирный момент стабилизатора. Если для уменьшения шарнир-
ного момента установить прямую ось стреловидного стабилизатора та-
ким образом, чтобы она проходила приблизительно посередине между
положениями центра давления при дозвуковых и сверхзвуковых ско-
ростях (Б), то шарнирные моменты стабилизатора существенно умень-
шатся, но обеспечить прочность (жесткость) оси вследствие малой строи-
тельной высоты в хвостовой части профиля практически невозможно.
Поэтому при проектировании управляемых стабилизаторов с боль-
шим углом стреловидности их ось часто устанавливают с некоторым уг-
лом стреловидности Хос> как показано на рис. 17.26, положение В, а так-
же в схемах, приведенных на рис. 17.25. При таком положении оси обес-
печивается размещение ее приблизительно по линии максимальных
толщин профилей стабилизатора и при наименьших значениях шарнир-
ных моментов. Благодаря этому применение стреловидной оси вращения
стабилизатора получило широкое распространение на многих сверхзву-
ковых самолетах.
При описанном выше положении оси на дозвуковых скоростях ста-
билизатор всегда оказывается перекомпенсированным, так как центр
давления смещается вперед. Это исключает возможность перехода на
аварийное ручное (безбустерное) управление стабилизатором и застав-
ляет изыскивать специальные меры для обеспечения безопасности полета
(см. гл. XIX).
Однако применение стреловидных осей вращения стабилизаторов,
позволяющее существенно уменьшить их шарнирные моменты, вызывает
ряд конструктивных трудностей, связанных с необходимостью разделе-
396
тывает носок верхней
хемы, схемы стыковки
:тей управления приме-
вращения, которые во
ш этих поверхностей,
вливаются на силовых
зь неподвижно связана
рис. 17.25, б) —ось не-
одшипники устанавли-
абилизаторе.
э1е особенности первой
ем, что все виды нагру-
и крутящий моменты,
и нормальная силы),
габилизатор, передают-
олько через одну ось,
вне стабилизатора вы-
гого сечения. У борто-
нутри стабилизатора)
е оси переводится в
ие лонжерона стабили-
учше воспринимает из-
юмент воспринимается
1затора. Очевидно, что
наименьшего веса оси
гровать ее максимально
устанавливать в месте
Эднако, как следует из
расстояние от нее до
собенно на сверхзвуко-
тедовательно, большим
[я уменьшения шарнир-
ного стабилизатора то-
шно посередине между
и сверхзвуковых ско-
ра существенно умень-
1следствие малой строи-
гически невозможно,
стабилизаторов с боль-
пивают с некоторым уг-
.26, положение В, а так-
ом положении оси обес-
линии максимальных
них значениях шарнир-
еловидной оси вращения
ие на многих сверхзву-
увуковых скоростях ста-
анным, так как центр
шожность перехода на
абилизатором и застав-
ния безопасности полета
ццения стабилизаторов,
иные моменты, вызывает
еобходимостью разделе-
ния осей для правой и левой половин, а также с ростом потребных углов
поворота этих осей при увеличении их стреловидности.
Если ось общая, то изгибающие моменты с правой и левой половин
стабилизатора замыкаются на ней и на фюзеляж не передаются. Поэто-
му, если ось прямая, конструкция стыковых узлов и шпангоутов получа-
ется наиболее легкой. Кроме того, в этом случае легко осуществляется
компоновка привода стабилизатора, так как закрепленный на оси рычаг
качается в плоскости, параллельной оси самолета. Поэтому силовые при-
воды стабилизатора (гидроусилители) легко компонуются даже в доста-
Рис. 17.27. Различные варианты установки и привода цельноповоротного
стабилизатора с прямой осью на фюзеляже:
а — с общей прямой балкой-осью для правой и левой половин стабилизатора:
1 — силовые шпангоуты фюзеляжа; 2—балка-ось с рычагом привода: ? —лонжероны
киля; 4 — крон штейны-цапфы подшипников оси; 5 — гидроусилитель привода стаби-
лизатора; 6 — кронштейны крепления гидроусилителя к усиленным продольным эле-
ментам, связывающим два силовых шпангоута; б — с изогнутой балкой-осью, огибаю-
щей двигатель снизу; J — кронштейн-цапфы подшипников оси; 2 — изогнутая бал-
ка-ось с проушинами подсоединения гидроусилителя; 3— гидроусилитель; 4— крон-
штейн крепления гидроусилителя; в — независимая установка правой и левой половин
стабилизатора с заделкой полуосей на силовом шпангоуте и раздельными приводами:
1 — кронштейны-цапфы подшипников полуосей; 2 — рычаги привода правой и левой
половин стабилизатора; 3 — гидроусилители; 4 — кронштейны крепления гидроусили-
теля к силовому шпангоуту и усиленным продольным элементам
точно узком пространстве между бортом фюзеляжа и расположенным
внутри двигателем, как наиболее часто бывает на легких сверхзвуковых
самолетах (см. рис. 17.27). В последнем случае приходится либо приме-
нять изогнутую балку-ось, огибающую двигатель (рис. 17.27, б), либо
резать прямую ось на две части и заделывать их на шпангоутах у пра-
вого и левого бортов фюзеляжа с раздельными приводами правой и ле-
вой половин стабилизатора (рис. 17.27, в).
В случае применения стреловидных осей очевидно, что выполнение
их неразрезными невозможно. Поэтому конструкция стыковых узлов и
шпангоутов получается более тяжелой, чем с общей прямой осью за счет
передачи на шпангоуты изгибающих моментов с каждой из двух половин
стабилизатора. При этом усложняется также компоновка приводов по-
ловин стабилизатора, так как рычаги, связанные со стреловидными ося-
ми, качаются в пересекающихся плоскостях, расположенных под углами
Хос к продольной оси самолета (см. рис. 17.25). Поэтому гидроусилители
могут устанавливаться горизонтально только либо выше, либо ниже ус-
397
тановленных в хвостовой части фюзеляжа двигателей (рис. 17.28, а).
Если стабилизатор установлен в среднем положении, компоновка гидро-
усилителей в достаточно узком пространстве между бортами фюзеляжа
и двигателями весьма затруднительна и единственным практически воз-
можным их положением является вертикальное (см. рис. 17.28, б).
Применение стреловидных осей стабилизатора, в отличие от общей
прямой оси, делает достаточно невыгодным использование одного гидро-
усилителя для привода правой и левой половин стабилизатора, так как
при этом усложняется конструкция проводки от гидроусилителя до ста-
Рис. 17.28 Компоновка гидроусилителей привода управляемого стабилизатора!
при стреловидных осях:
а — размещение гидроусилителей выше двигателя с креплением их на общем кронштейне,
связанном с усиленными продольными элементами между силовыми шпангоутами фюзе-
ляжа: /—подшипники полуосей правой и левой половин стабилизатора; 2 — рычаг»
Привода половин стабилизатора; 3 — гидроусилители; 4— кронштейн крепления гидро-
усилителей; б — вариант установки гидроусилителей в вертикальных плоскостях с креп-
лением на силовом шпангоуте / — силовые шпангоуты заделки подшипников полуосей-
правой и левой половин стабилизатора, 2 — рычаги привода правой и левой половин;
3 —подшипники полуосей, 4— кронштейн крепления гидроусилителей на силовом шпан-
гоуте, 5 — гидроусилители
билизатора, растет ее вес и, как правило, весьма ощутимо теряется жест-
кость. Последнеее неблагоприятно сказывается на флаттерных характе-
ристиках стабилизатора и заставляет устанавливать на нем достаточна
тяжелые противофлаттерные грузы-балансиры.
Перечисленные выше недостатки схемы со стреловидной осью неред-
ко делают более выгодным применение прямой оси даже при стреловид-
ном стабилизаторе, несмотря на увеличение шарнирных моментов. При
нестреловидных или треугольных стабилизаторах, как правило, приме-
няются прямые оси.
Наиболее часто применяемые конструктивно-силовые схемы управ-
ляемых стабилизаторов с заделанной осью (подшипники в фюзеляже)
показаны на рис. 17.29.
В отличие от рассмотренной выше первой схемы, в которой ось жест-
ко связана со стабилизатором и работает на все виды нагрузок, во вто-
рой схеме, в которой ось заделывается неподвижно в фюзеляж, а под-
шипники устанавливаются в стабилизаторе (рис. 17.25, б, в), крутящий
(шарнирный момент стабилизатора на ось не -передается. Этот момент
воспринимается гидроусилителем, подсоединяемым к рычагу, непосред-
ственно связанному с конструкцией стабилизатора.
Наиболее рациональна конструкция, в которой рычаг привода ста-
билизатора является продолжением силовой нервюры стабилизатора
(рис. 17.30, а). Этот рычаг может быть также продолжением дополни-
тельного лонжерона (рис. 17.30, б, в).
398
двигателей (рис. 17.28, а),
южении, компоновка гидро-
1 между бортами фюзеляжа
ютвенным практически воз-
юе (см. рис. 17.28, б).
затора, в отличие от общей
спользованис одного гидро-
вин стабилизатора, так как
[ от гидроусилителя до ста-
Поскольку в этой схеме ось вращения стабилизатора на кручение не
работает, то она может иметь наиболее благоприятное для работы на
изгиб двутавровое сечение. Стреловидная ось заделывается в фюзеляже,
как правило, на два шпангоута, чтобы обеспечить достаточно большую
базу заделки (а — на рис. 17.25).
управляемого стабилизатора-
гнием их на общем кронштейне,
< силовыми шпангоутами фюзе-
ин стабилизатора; 2—рычаги
- кронштейн крепления гидро-
ртнкальных плоскостях с креп-
заделки подшипников полуосей
вода правой и левой половин;
□усилителей на силовом шпан-
Рис. 17.29. Конструктивно-силовые схемы, применяемые при про-
ектировании цельноповоротных поверхностей управления с заде-
ланной осью (подшипники в фюзеляже):
а — при стреловидной форме с большим углом стреловидности (внизу по-
казан вариант оформления закоицовки при недостаточной жесткости и
возникновении вибраций); б — при сравнительно небольшой стреловидно-
сти; в — при треугольном оперении; е и д—различные варианты силовых
схем оперения малого удлинения с небольшой стреловидностью (в схеме г
пунктиром показана применяемая иногда в подобных схемах косая нер-
вюра); е — нестреловидное оперение малого удлинения
Если заделке внутреннего конца оси мешает расположенный в фюзе-
ляже двигатель, то ось может быть отогнута внутри фюзеляжа вдоль его
борта, как показано на рис. 17.25, в. При такой схеме заделки отогнутый
конец оси (между шпангоутами) работает^ а изгиб от составляющей
37крш изгибающего момента стабилизатора Мизгст, который раскладыва-
ется у борта фюзеляжа на два направления Мизг.ш и iii-
иа ощутимо теряется жест-
:я на флаттерных характе-
(ливать на нем достаточно-
стреловидной осью неред-
и оси даже при стреловид-
щрнирных моментов. При
эрах, как правило, приме-
вно-силовые схемы управ-
подшипники в фюзеляже)
:хемы, в которой ось жест-
че виды нагрузок, во вто-
вижно в фюзеляж, а под-
вис. 17.25, б, в), крутящий
‘ передается. Этот момент
;мым к рычагу, непосред-
ора.
торой рычаг привода ста-
нервюры стабилизатора
: продолжением дополци-
Pnc. 17.30. Конструктивно-силовые схемы цельно-
поворотных поверхностей управления с заделан-
ными подшипниками (ось заделана в фюзеляже):
a — при стреловидном оперении; б — при треугольном
оперении (условным контуром показана срезанная
часть поверхности треугольного оперения у бортовой
нервюры, имеющая недостаточную жесткость и склонная
к вибрации), в — при пестреловидном оперении малого
удлинения. Пунктиром показаны другие возможные ва-
рианты положения рычага привода поверхности
Составляющая Мизг.ш является изгибающим моментом для стыково-
го шпангоута и воспринимается им. Составляющая Л/крш при отсутствии
связывающего два шпангоута отогнутого конца оси —«рога» была бы
моментом кручения для стыкового шпангоута, на который шпангоут
практически не работает. С помощью отогнутого конца оси^-«рога»
неблагоприятный для стыкового шпангоута момент кручения Мкр.ш пре-
образуется в пару сил, действующих в плоскостях шпангоутов.
399
Прямая ось в рассматриваемой схеме, как правило, заделывается
на один стыковой шпангоут. При этом в конструкции могут широко при-
меняться штамповка и сварка (рис. 17.31).
Из показанных на рис. 17.30 схем видно, что при расположении под-
шипников оси вращения внутри стабилизатора в обшивке фюзеляжа не-
обходимо сделать соответствующие прорези для ввода рычага привода
стабилизатора внутрь фюзеляжа, которые во избежание дополнитель-
Управление стаби,
ется, как правило, гид
конструкции стабилиз.
ками устанавливаются
тель привода стаби л и;
схем установки и прив
ны на рис. 17.32.
Рис. 17.31. Сварная из трех поковок
из нержавеющей стали силовая рама-
шпангоут с осями правой и левой по-
ловин стабилизатора и цельнопово-
ротного вертикального оперения са-
молета Норт-Америкен А-5А «Виджи-
лент» (США)
него сопротивления должны каким-
либо способом закрываться. Конст-
руктивная реализация этого требо-
вания оказывается достаточно слож-
ной. Из тех же схем видно, что един-
ственным практически возможным
положением гидроусилителей приво-
да стабилизатора при такой схеме
установки подшипников оси оказы-
вается вертикальное (аналогичное
показанному на рис.
Рассмотрим
сти установки
упр являемого
торанакиле, В
ки управляемого стабилизатора на
киле вследствие недостаточной стро-
стреловидных осей стабилизатора
17.28, б).
особенно-
и привода
стабилиза-
схеме установ-
ительной высоты киля для заделки
применяются конструкции с прямой осью и неразрезанным лонжероном
стабилизатора. Чтобы не вызывать чрезмерного возрастания шарнирных
моментов при использовании прямой оси, стреловидная форма стабили-
затора с большим углом стреловидности при такой схеме не применяется.
Наиболее часто применяются различные варианты нестреловидной или
треугольной форм. Стреловидная форма может быть использована толь-
ко при достаточно малых углах стреловидности.
-J
П
Шасси необходимо
бега и пробега), а так
шасси используют как
транспортного самолет
Шасси самолетов
(колесно-лыжное). Ль
няется главным образ!
шасси применяется дл
грунтах.
При проектирован!
— возможно меньп
долговечности (20—30-
— необходимую ус
ге и пробеге;
— мягкую посадку
кинетической энергии с
— необходимую пр
— надежную фикс,
ложениях;
— уборку (и выпус
— возможно мены
— простоту осмотр
Рис. 17.32. Установка цельноповоротного управляемого стабилизатора на
киле (конструктивное оформление обводов):
а — передняя часть стабилизатора (до лонжерона) разрезана и охватывает носовую
часть киля (хвостовое оперение самолета Локхид F-104, США): 1 — цапфы оси вра-
щения стабилизатора на заднем лонжероне киля; 2 — законцовка обтекателя, связан-
ная со стабилизатором; 3 — часть подвижного обтекателя, входящая в неподвижную
законцовку киля; 4 — законцовка киля — неподвижная часть обтекателя привода ста-
билизатора; 5 — рычаг привода стабилизатора; 6 — гидроусилитель привода стабили-
затора; о — передняя часть стабилизатора цельная, задняя часть разрезана (от лон-
жерона) и охватывает хвостовую часть киля (хвостовое оперение английского экспе-
риментального самолета Бристоль Т.188); 1 — верхняя часть носка киля с прорезью
для прохода подвижного обтекателя привода стабилизатора; 2— связанный со стаби-
лизатором подвижный обтекатель привода; 3—цапфа оси вращения стабилизатора
на главном лонжероне-балке киля; 4 ~~ гидроусилитель привода стабилизатора;
5 — трубчатая ось руля направления; 6 — рычаг привода руля; 7 — гидроусилитель
привода руля
Под схемой (типо
бенности расположены
В настоящее время
— трехопорное шас
— трехопорное шас
— двухопорное или
Трехопорное шасс:
странение в авиации д<
ложены впереди центрг
леко позади. Такое ра<
ков, которые при больн
становятся весьма серь
а) интенсивность i
ностью капотирования
возникает, когда опрок.
(где // — высота центр
вающего момента от ве<
б) при посадке с
риодическое взмывание
* За счет уменьшения i
400
к правило, заделывается
укции могут широко при-
о при расположении под-
в обшивке фюзеляжа не-
я ввода рычага привода
избежание дополнитель-
гивления должны каким-
5ом закрываться. Конст-
реализация этого требо-
>1вается достаточно слож-
же схем видно, что един-
практическн возможным
I гидроусилителей приво-
затора при такой схеме
подшипников оси оказы-
тикальное (аналогичное
у на рис. 17.28, б).
I о т р и м особенно-
i н о в к и и привода
ем ого стабилиза-
киле. В схеме установ-
емого стабилизатора на
:твие недостаточной стро-
ых осей стабилизатора
изрезанным лонжероном
возрастания шарнирных
□видная форма стабили-
эй схеме не применяется,
нты нестреловидной или
быть использована толь-
кого стабилизатора на
,бводов):
1на и охватывает носовую
III А)- / — цапфы оси вра-
1цовка обтекателя, связан-
входящая в неподвижную
ь обтекателя привода ста-
:илитель привода стабили-
часть разрезана (от лон-
ерение английского экспе*
ь носка киля с прорезью
; 2 — связанный со стаби-
вращения стабилизатора
привода стабилизатора;
руля; 7 — гидроусилитель
Управление стабилизатором при такой схеме оперения осуществля-
ется, как правило, гидроусилителем, подсоединенным непосредственно к
конструкции стабилизатора. Узлы навески стабилизатора с подшипни-
ками устанавливаются чаще на заднем лонжероне киля, а гидроусили-
тель привода стабилизатора — внутри киля. Некоторые из возможных
схем установки и привода управляемого стабилизатора на киле показа-
ны на рис. 17.32.
Глава XVIII
ПРОЕКТИРОВАНИЕ ШАССИ
Шасси необходимо самолету для выполнения взлета и посадки (раз-
бега и пробега), а также для маневрирования по аэродрому. Иногда
шасси используют как устройство, облегчающее погрузку и разгрузку
транспортного самолета*, а также в качестве аэродинамического тормоза.
Шасси самолетов разделяется на колесное, лыжное и смешанное
(колесно-лыжное). Лыжное шасси на современных самолетах приме-
няется главным образом при эксплуатации на снегу, колесно-лыжное
шасси применяется для улучшения проходимости самолета на слабых
грунтах.
При проектировании шасси необходимо обеспечить:
— возможно меньший вес при достаточной прочности, жесткости и
долговечности (20—30 тысяч посадок);
— необходимую устойчивость и управляемость самолета при разбе-
ге и пробеге;
— мягкую посадку и возможно большее поглощение и рассеивание
кинетической энергии самолета при посадке;
— необходимую проходимость по аэродрому;
— надежную фиксацию стоек шасси в выпущенном и убранном по-
ложениях;
— уборку (и выпуск) шасси за время не более 10—12 с;
— возможно меньшие габариты, особенно в убранном положении;
— простоту осмотра и замену элементов шасси.
§ 1, ВЫБОР СХЕМЫ ШАССИ
Под схемой (типом) шасси понимается количество опор и их осо-
бенности расположения относительно центра тяжести самолета.
В настоящее время известны три схемы шасси (рис. 18.1):
— трехопорное шасси с хвостовым колесом;
— трехопорное шасси с носовым колесом;
— двухопорное или велосипедное шасси.
Трехопорное шасси с хвостовым колесом имело широкое распро-
странение в авиации до 40-х годов. В этой схеме главные стойки распо-
ложены впереди центра тяжести самолета, а вспомогательная стойка да-
леко позади. Такое расположение опор шасси порождает ряд недостат-
ков, которые при больших посадочных скоростях современных самолетов
становятся весьма серьезными:
а) интенсивность торможения после посадки ограничивается опас-
ностью капотирования, т. е. опрокидывания самолета. Капотирование
G dv ,,
возникает, когда опрокидывающим момент от силы инерции---------г!
g dt
(где Н — высота центра тяжести самолета) будет больше восстанавли-
вающего момента от веса самолета Ge;
б) при посадке с большой вертикальной скоростью возможно пе-
риодическое взмывание и снижение самолета («козление»). Это явление
* За счет уменьшения высоты шасси.
401
возникает вследствие того, что при посадке с небольшим углом атаки и
с большим значением Уу летчик не в состоянии с помощью рулей высоты
преодолеть момент от силы веса на увеличение угла атаки (относительно
точки касания колес земли). При некотором достаточно большом угле
атаки подъемная сила крыла становится больше веса самолета. Самолет
взмывает. Однако двигатель работает на малых оборотах и не может
удержать самолет в горизонтальном полете. Снижаясь, он снова ударяет-
ся колесами о землю. Явление повторяется, напоминая прыжки козла;
Рис. 18.1. Схемы шасси:
а — шасси с хвостовым колесом; б — шасси с носовым колесом:
в — велосипедное шасси
в) самолет с хвостовой опорой не обладает путевой устойчивостью
при движении на двух основных или на всех трех колесах (с ориентирую-
щимся хвостовым колесом), что видно на рис. 18.2.
Моменты от составляющих /V] си-
лы сопротивления движению на коле-
сах взаимно уравновешиваются отно-
сительно центра тяжести самолета,
тогда как момент от составляющих
стремится еще больше увеличить воз-
никший случайный разворот.
При посадке с боковым ветром
возможен переворот самолета через
крыло. В этом случае, приземляясь в
положении, указанном на рис. 18.2, при
боковом ветре W, самолет имеет тен-
денцию вращения от составляющей Л/г
в горизонтальной плоскости. Тенден-
ция эта реализуется, если летчик не
сможет удержать самолет рулем пово-
рота или застопоренным хвостовым ко-
лесом;
г) ухудшается обзор из кабины
опорах вследствие наклона фюзеляжа.
пилота при движении на трех
Наклон фюзеляжа создает также неудобство для пассажиров.
Перечисленные недостатки привели к тому, что трехопорное шасси с
хвостовым колесом на современных самолетах почти не применяется.
Трехопорное шасси с носовым колесом лишено всех указанных выше
недостатков, поскольку в этой схеме главные опоры расположены позади
центра тяжести самолета, а вспомогательная (носовая опора) далеко
впереди. В самом деле
му препятствует носов
от удара в момент кас
крыла, следовательно,
беге и пробеге обладае
сзади центра тяжести
горизонтальное полож<
жспии по аэродрому.
Трехопорное шасс:
современных самолете?
Возникает вопрос
шественными недостат
появления скоростных
Как известно, сам
тельно малые посадоч!
посадки самолета нед<
незначительно. Вместе
чем с носовой.
Интересно отмети
известны еще на зар<
В. М. Ольховского в
колесом, как и на тя
(1914—1916 гг.) [31].
Велосипедная cxei
военных самолетах, (
В-47, В-52 (США) и /
ной компоновочной за
мо было создать вмес-
расположению крыла
требования, присоедш
лись бы слишком выс<
леме уборки шасси в i
применение велосипед
пределы бомбового от
ка на переднюю опор
заднюю соответствен
та с велосипедным hi
тельными опорами, ш
их колеса делаются с
неврирования при дв
шасси делается упраЕ
Несмотря па то,
компоновки была уда1
ции, веса и другие:
1. Требуется бол*
на самолете с трехопс
ма точное приземлен]
жание сильного удара
2. Для взлета нес
(увеличения высоты)
задней опоре для уве;
ращения длины разбе
полнительный вес, но
3. Торможение п
неустойчивости пути,
(для избежания иеуср
4. Необходимост]
402
ольшим углом атаки и
помощью рулей высоты
[а атаки (относительно
гаточно большом угле
еса самолета. Самолет
оборотах и не может
аясь, он снова ударяет-
)миная ярыжки козла;
дкрыльнця
стойка
юовым колесом:
путевой устойчивостью
колесах (с ориентирую-
п составляющих си-
ний движению на коле-
гравновешиваются отпо-
ра тяжести самолета
шт от составляющих
больше увеличить воз-
шый разворот.
дке с боковым ветром
еворот самолета через
случае, приземляясь в
1занном на рис. 18.2, при
F, самолет имеет тен-
ния от составляющей
ной плоскости. Тенден-
зуется, если летчик не
ать самолет рулем пово-
июренным хвостовым ко-
ется обзор из кабины
1ие наклона фюзеляжа.
1Я пассажиров,
что трехопорное шасси с
эчти не применяется,
но всех указанных выше
>ры расположены позади
юсовая опора) — далеко
впереди. В самом деле, капотирование самолета исключено, так как это-
му препятствует носовая опора; «козленке» также невозможно, так как
от удара в момент касания земли самолет опускает нос, и угол атаки
крыла, следовательно, уменьшается; самолет с носовой опорой при раз-
беге и пробеге обладает устойчивостью пути (так как силы находятся
сзади центра тяжести самолета); обзор из кабины значительно лучше;
горизонтальное положение пола создает удобство пассажиров при дви-
жении по аэродрому.
Трехопорное шасси с носовым колесом применяется на большинстве
современных самолетов.
Возникает вопрос — почему шасси с хвостовой опорой, обладая су-
щественными недостатками, все же было наиболее распространенным до
появления скоростных самолетов с реактивными двигателями?
Как известно, самолеты с поршневыми двигателями имели относи-
тельно малые посадочные скорости, а при небольших скоростях отрыва и
посадки самолета недостатки шасси с хвостовым колесом проявляются
незначитёльно. Вместе с тем шасси с хвостовой опорой несколько легче,
чем с носовой.
Интересно отметить, что все три схемы шасси (см. рис. 18.1) были
известны еще на заре авиации. Например, на некоторых самолетах
В. М. Ольховского в 1916—1917 гг, устанавливалось шасси с носовым
колесом, как и на тяжелом самолете «Святогор» В, А. Слесарева
(1914—1916 гг.) [31].
Велосипедная схема шасси получила распространение в 50-х годах на
военных самолетах, особенно на тяжелых бомбардировщиках [Боинг
В-47, В-52 (США) и др.]. Эта схема явилась следствием решения слож-
ной компоновочной задачи. В районе центра тяжести самолета необходи-
мо было создать вместительный бомбоотсек, что приводило к высокому
расположению крыла относительно фюзеляжа. Если, выполняя заданные
требования, присоединить основные стойки шасси к крылу, они получи-
лись бы слишком высокими (3—4 м) и тяжелыми, не говоря уже о проб-
леме уборки шасси в тонкое крыло. Разумным решением в то время было
применение велосипедного шасси, когда основные опоры разносились за
пределы бомбового отсека и убирались в фюзеляж. Статическая нагруз-
ка на переднюю опору обычно составляла (45±5)°/о веса самолета, на
заднюю соответственно (55±5) %'. Поперечная устойчивость самоле-
та с велосипедным шасси на земле обеспечивается легкими вспомога-
тельными опорами, имеющими мягкую амортизацию с большим ходом;
их колеса делаются самоориентирующимися в пределах ±90°. Для ма-
неврирования при движении по земле передняя опора велосипедного
шасси делается управляемой как и носовое колесо трехопорного шасси.
Несмотря на то, что с введением велосипедного шасси проблема
компоновки была удачно решена, появились новые проблемы: эксплуата-
ции, веса и другие:
1. Требуется более высокая техника пилотирования при посадке, чем
на самолете с трехопорным шасси (с носовой опорой). Необходимо весь-
ма точное приземление одновременно на обе основные опоры (во избе-
жание сильного удара носовой опорой).
2. Для взлета необходим дополнительный механизм «вздыбливания»
(увеличения высоты) на передней опоре или механизм «приседания» на
задней опоре для увеличения угла атаки крыла при разбеге (с целью сок-
ращения длины разбега). Дополнительный механизм — это не только до-
полнительный вес, но и источник уменьшения надежности самолета.
3. Торможение при пробеге колесами обоих опор может привести к
неустойчивости пути. Торможение же только колесами задней опоры
(для избежания неустойчивости) приводит к увеличению длины пробега.
4. Необходимость маневрирования на аэродроме требует значитель-
403
но более мощного и тяжелого механизма поворота передних колес, на
которые приходится (45±5)% веса самолета, чем для поворота носо-
вого колеса, на которое обычно приходится не более (10±2) % веса са-
молета (шасси трехопорное).
5. Вес фюзеляжа самолета с велосипедным шасси на 15—20% боль-
ше вследствие больших нагрузок от опор, необходимости установки мощ-
ных рам (шпангоутов) для крепления передней и задней опор, а также
вследствие больших вырезов для уборки шасси.
Вес велосипедного шасси, несмотря на небольшую высоту основных
стоек, не получается меньше веса трехопорного шасси за счет установки
подкрыльных стоек, мощного механизма поворота передней опоры, а
также механизма изменения высоты одной из главных опор (обычно
задней).
Несмотря на указанные недостатки, для реактивных самолетов вер-
тикального взлета и посадки велосипедное шасси заслуживает внимания,
так как позволяет избежать воздействия горячих газов двигателей на
стойки и колеса *. Кроме этого, у самолетов вертикального взлета и по-
садки снимаются трудности обычного взлета и приземления, порождае-
мые велосипедным шасси.
Из изложенного выше следует, что наилучшей схемой шасси для са-
молетов с обычным взлетом и посадкой является трехопорное шасси с но-
совым колесом, которое наиболее удачно решает вопросы безопасности
эксплуатации и комфорта пассажиров.
§ 2. ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ ШАССИ
Рассмотрим выбор параметров трехопорного шасси с носовым коле-
сом, а также велосипедного шасси.
Рис. 18.3. Основные параметры шасси с носовым колесом
— база шасси bt т. е.
ной и носовой опор;
— колея шасси В, т.
стями симметрии главных
— вынос главных ко
вертикалью, проходящей
колеса (или средней лини
— вынос переднего к
вертикалью, проходящей
него колеса;
— высота шасси h, т
ности аэродрома при сто
(вес взлетный);
— высота центра тя»
Производными от этих па
— угол выноса главн
— угол касания хвое
Параметры шасси
колес и амортизаторов,
центра тяжести самолете
посадке.
Выбор параметров l
Вынос главных коле
тиров ан ии шасси самоле'
лес относительно центра
слишком большой, то пр
ги шасси (для полученш
дить на большей скор|
разбега самолета. Из \с
но иметь величину е как
ного оперения обеспечит
Однако при слишком ма
вание самолета на хвост
может зайти за точку оп
угол q~0). Перевалива]
ся. В первом приближет
£сах- Для прямых и ст]
центровках обычно
Определению геометрических параметров шасси должен предшество-
вать весовой расчет самолета и выполнение чертежа общего вида само-
лета 'в трех проекциях, т. е. необходимо знать положение САХ крыла и
центра тяжести самолета (а также угол заклинения крыла аз, рис. 18.3).
Основными параметрами трехопорного шасси являются:
Величину е следует
лета во время стоянки:
молета не должно захо
противном случае самол
Если схема самоле
центр тяжести все же л
бежание опускания саь
вертую (хвостовую) оп
погрузочный трап, либо
Угол выноса главн
ке не произошло перев
быть больше угла касат
метров шасси принима
* По этой причине велосипедное шасси применено, например, на английском
истребителе «Харпер» и его предшественнике Р.1127 «Кестрел».
404
>рота передних колес, на
чем для поворота носо-
более (10±2)% веса са-
шасси на 15—20% боль-
одимости установки мощ-
1 и задней опор, а также
олыную высоту основных
шасси за счет установки
рота передней опоры, а
i главных опор (обычно
активных самолетов вер-
и заслуживает внимания,
чих газов двигателей на
ртикального взлета и по-
призем ления, порождав-
ней схемой шасси для са-
1 трехопорное шасси с но-
ет вопросы безопасности
ЭОВ ШАССИ
го шасси с носовым коле-
— база шасси Ь, т. е. расстояние при виде сбоку между осями глав-
ной и носовой опор;
— колея шасси. В, т. е. расстояние при виде спереди между плоско-
стями симметрии главных колес (или тележек);
— вынос главных колес е, т. е. расстояние при виде сбоку между
вертикалью, проходящей через центр тяжести самолета, и осью главного
колеса (или средней линией тележки);
— вынос переднего колеса а, т. е. расстояние при виде сбоку между
вертикалью, проходящей через центр тяжести самолета, и осью перед-
него колеса;
— высота шасси й, т. е. расстояние от узлов крепления до поверх-
ности аэродрома при стояночном обжатии амортизаторов и пневматиков
(вес взлетный);
— высота центра тяжести самолета Н.
Производными от этих параметров являются:
— угол выноса главных колес у;
— угол касания хвостовой пяткой (хвостовой частью фюзеляжа) ср.
Параметры шасси выбираются обычно при стояночном обжатии
колес и амортизаторов, соответствующем взлетному весу. Положение
центра тяжести самолета — предельно заднее, возможное при взлете или
посадке.
Выбор параметров шасси удобно проводить в следующем порядке.
Вынос главных колес е. Существенно важным вопросом при проек-
тировании шасси самолета является выбор положения осей главных ко-
лес относительно центра тяжести самолета. Если величина е выбрана
слишком большой, то при разбеге будет затруднен отрыв передней но-
ги шасси (для получения взлетного угла атаки). Отрыв будет происхо-
дить на большей скорости, следовательно, будет возрастать длина
разбега самолета. Из условия легкого отрыва передней ноги желатель-
но иметь величину е как можно меньше (тогда момент от горизонталь-
ного оперения обеспечит отрыв передней ноги при небольших скоростях).
Однако при слишком малом выносе главных колес возможно перевали-
вание самолета на хвост, так как при посадке центр тяжести самолета
может зайти за точку опоры (при больших посадочных углах, т. е. когда
угол ф^О). Переваливание самолета на хвост категорически запрещает-
ся. В первом приближении величину выноса можно принимать в % от
Z'cax- Для прямых и стреловидных крыльев при нормальных полетных
центровках обычно
госовым колесом
[асси должен предшество-
ртежа общего вида само-
положение САХ крыла и
ения крыла а3, рис. 18.3).
си являются:
е=(0,15-0,20)Ьсдх. (18.1)
Величину е следует выбирать еще из условия эксплуатации само-
лета во время стоянки: предельно заднее положение центра тяжести са-
молета не должно заходить за ось главного колеса (или тележки), в
противном случае самолет опустится на хвост.
Если схема самолета такова, что при эксплуатации на земле его
центр тяжести все же лежит за линией опоры основных колес, то во из-
бежание опускания самолета на хвост необходимо предусмотреть чет-
вертую (хвостовую) опору. В качестве такой опоры применяют либо
погрузочный трап, либо специальную стойку шасси.
Угол выноса главных колес (необходим для того, чтобы при посад-
ке не произошло переваливания самолета на хвост), очевидно, должен
быть больше угла касания хвостовой пяткой. Поэтому при выборе пара-
метров шасси принимают
ю, например, на английском
рел».
7 = т4-(1^2°).
(18-2)
405
Угол касания хвостовой пяткой ф должен обеспечить использование
заданных посадочных углов атаки, поэтому
c?=Gnocmax Ctj б» (18.3)
где Кпос max — максимальный посадочный угол;
а3 = 0—4° — угол заклинения крыла (относительно продольной
оси фюзеляжа);
ф = (—2°) — ( + 2°) —стояночный угол.
Обычно ф^О, однако представляет интерес и отрицательный угол ф.
При этом высота, вес носовой стойки и длина пробега уменьшаются, а
длина разбега несколько увеличивается.
Для различных по назначению самолетов угол ф = 10—18°.
Высота шасси h непосредственно влияет на угол касания хвосто-
вой пяткой, а также определяет расстояние от поверхности аэродрома до
конструкции самолета. Минимальное расстояние от земли до конструкции
(до фюзеляжа, лопасти винта, до конца крыла при посадке с креном 3—
4° и т. д.) при полном обжатии пневматиков и амортизаторов допускает-
ся 200—250 мм. Высота шасси зависит от места крепления шасси и от
схемы самолета (высокоплан,среднеплан, низкоплан).
Вынос переднего колеса а выбирается таким образом, чтобы при
стоянке самолета нагрузка на переднюю опору составляла 6—12% от
веса самолета.
Из этих условий следует, что
а (0,94 - 0,88) д; е = (0,06 - 0,12) b, (18.4)
где b — база шасси.
При слишком малой нагрузке на переднюю ногу ухудшается управ-
ляемость самолета при рулежке по аэродрому. При очень большой на-
грузке увеличивается вес передней стойки шасси и носовой части фю-
зеляжа.
База шасси b должна выбираться из условия обеспечения хороших
эксплуатационных качеств самолета при маневрировании по аэродрому.
Из этих условий база шасси должна согласовываться с выносом главных
колес
6 = (8-16)е. (18.5)
Если база будет небольшой (^Дф/4), то при рулежке самолет мо-
жет испытывать значительные колебания в вертикальной плоскости, вы-
зывая неприятные ощущения у летчиков и пассажиров.
Поэтому база шасси зависит еще и от длины фюзеляжа. При проек-
тировании современных самолетов (различных схем и назначений) обыч-
но принимают
b = (0,3 — 0,4) Аф, (18.6)
молета которая, з (
мой самолета (низком
вуег высоте центра тя:
или разбега может оп]
шасси с носовым колес
кидывания относительн
опоры (рис. 18.4)..
Опрокидывание (б
можно, если • 1
или
где ГТр — сила трения i
/тр — коэффициент
колеи равный
Проекць
Рис 18.
Расстояние между
нали 1—2) равняется
треугольников 1—4-51
Следовательно, \сл
ния, запишется так:
tgJ
где £ф — длина фюзеляжа.
Ниже приводятся статистические данные по величине отношения
b/Lq для самолетов различных типов.
Самолет «Фантом» «Мираж» III F-111 Боинг-707 Ту-104 Ту-114 «Кон- корд» Боинг- 2707 (проект}
0,397 0,306 0,38 0,365 0,384 0,395 0,297 0,40
Колея шасси В должна обеспечивать устойчивость движения самоле-
та по аэродрому во время разбега и пробега, а также во время рулежки.
Колея шасси зависит главным образом от высоты центра тяжести са-
406
откуда
Так как п»0,9Ь, тс
от базы (можно пренеб
Поэтому в первом 1
Следует иметь в вц
молета при рулежке. Н,
пых дорожек и не должн
При проектировашп
высоте Н.
Для шасси велосипе
— угол ф (см. рис. К
— базу b и вынос пе]
— стояночный угол г]
— расположение под
обеспечить использование
(18.3)
I угол;
относительно продольной
и отрицательный угол ф_
пробега уменьшаются, а
тол ф = 10—18°.
на угол касания хвосто-
оверхности аэродрома до
• от земли до конструкции
три посадке с креном 3—
[мортизаторов допускает-
га крепления шасси и от
план).
ким образом, чтобы при
у составляла 6—12% от
молета И, которая, в свою очередь, определяется высотой шасси и схе-
мой самолета (низкоплан, высокоплан). Если величина В не соответст-
вует высоте центра тяжести самолета, то самолет во время пробега
или разбега может опрокинуться на бок. Поэтому минимальная колея
шасси с носовым колесом выбирается из условия предотвращения опро-
кидывания относительно линии 1—2, соединяющей носовую и главную
опоры (рис. 18.4).,
Опрокидывание (боковое капотирование) будет, очевидно, невоз-
можно, если
ИЛИ
tge
где Етр — сила трения при боковом скольжении самолета;
/т₽ — коэффициент бокового трения, принимаемый при определении
колеи равным 0,85.
-0,12)£>, (18.4)
ногу ухудшается управ-
При очень большой на-
си и носовой части фю-
ия обеспечения хороших
шровании по аэродрому,
аться с выносом главных
(18.5)
ри рулежке самолет мо-
икальной плоскости, вы-
киров.
□I фюзеляжа. При проек-
хем и назначений) обыч-
(18.6)
по величине отношения
Ту-114
«Кон-
корд»
Боинг-
2707
(проект}
0,395
0,297
0,40
1вость движения самоле-
акже во время рулежки,
юты центра тяжести са-
Рис. 18.4. К определению минимальной колеи В
Расстояние между носовым и одним из главных колес (по диаго-
нали 1—2) равняется Ь2 ^-/?2/4. Отрезок m определяется из подобия
треугольников 1—4—5 и 1—3—2:
аВ
т=------ .
2 +52/4
Следовательно, условие, при котором не происходит опрокидыва-
ния, запишется так:
откуда
т __ аВ
Н 2Н У Z-2 +В2.4
2НЬ/^
(18.7)
Так как а~0,9 6, то величина колеи шасси практически не зависит
от базы (можно 'пренебречь величиной //2/тр по сравнению с а2).
Поэтому в первом приближении можно принимать В^2Н.
Следует иметь в виду, что малая колея ухудшает маневренность са-
молета при рулежке. Наибольшая колея определеятся шириной рулеж-
ных дорожек и не должна превышать 12 м.
При проектировании шасси следует стремиться к возможно меньшей
высоте Н.
Для шасси велосипедной схемы необходимо определить:
— угол ср (см. рис. 18.3);
— базу b и вынос передней опоры а, см. рис. 18.1, в;
— стояночный угол ф (см. рис. 18.3);
— расположение подкрыльных стоек.
Угол <р определяется так же, как и для шасси с носовой опорой по
формуле (18.3).
Стояночный угол ф принимают обычно в пределах 0°— ( + 2°). В мо-
мент отрыва самолета стояночный угол увеличивается на 2°—3° из-за
«приседания» на заднюю опору (для укорочения длины разбега).
Наивыгоднейшая база шасси b получится при условии
ас = Й, ’ (18.8)
где а— вынос передней опоры;
с — вынос задней опоры (см. рис. 18.1, в);
iz — радиус инерции самолета относительно оси Oz (приближенно
4 = 0,165Лф).
Соотношение (18.8) можно получить из формул, определяющих
усилия на переднюю и заднюю опоры.
Известно, что полное ускорение любой точки движущегося тела рав-
но сумме поступательного ускорения центра тяжести тела и вращатель-
ного ускорения относительно центра тяжести. Следовательно, полное ус-
корение на передней опоре равно
Следовательно,
Р
Р
Из этих уравнений <
или
При наивыгоднейшей
ство
где /пост — поступательное ускорение передней опоры;
0г — угловое ускорение передней опоры относительно оси Oz;
tn-Celg—масса самолета;
Jz — момент инерции самолета относительно оси Oz;
Рп— усилие на переднюю опору.
Ускорение /п можно выразить так:
Л = ^И/^п>
где тп — приведенная (редуцированная) масса для передней опоры.
Следовательно, можно записать
РП Л, I Р п
тп т
откуда найдем значение приведенной массы на передней опоре
1 т
гп =---------------------- .
п 1 тй2
-f- 1
т Jz
Так как Jz=izm, то
Подставляя из (18.
иметь
Перемножая почленно
Аналогично для задней опоры
Можно записать
Ра ~ nEgm„; Р3 = nEgm3,
где Пе — перегрузка по вертикали при посадке;
Рп, Рз — усилия на передней и задней опорах.
408
откуда и следует форм
Наименьшая база
а — с -- iz.
Базу, меньшую че.
рулежке будет сильно
Боковую опору П[
гать так, чтобы
компоновки. Для верп
размещать боковые ог
избежать воздействия
боковых опор делают,
силы в начале хода. П[
боковыми опорами пр
новных опор.
Высота велосипед
§ 3 ВЛИЯНИЕ УСЛОВ
На выбор количе<
тележка из нескольки:
большое влияние оказ
ной полосе (ВПП).
Качество покрыт!
Класс аэродрома указ
Бетонированные 1
сти (возможности экс
тие эквивалентной ощ
шасси с носовой опорой по
Следовательно,
пределах 0°—(+2°). В мо-
лпчивается на 2°—3° из-за
!ия длины разбега).
при условии
(18.8)
2
П£С0
2
а
3 ( С. \2
”ggl>
( С \2
ьно оси Ог (приближенно
з формул, определяющих
чки движущегося тела рав-
гяжести тела и вращатель-
Следовательно, полное ус-
Л.
гг/а2 ’
дней опоры;
юры относительно оси Ог;
сительно оси Ог;
а для передней опоры.
передней опоре
а-
и3,
[ке;
ах.
или
Из этих уравнений следует
P&+P^=nEG&
Рз*2~^ Р3f2 ~ ^eGqIz,
Рпа2~(ПЕ@Ъ—Р п)^’>
P3c2=(nEGG — Р3) it
(18.9)
(18.10)
(18.11)
(18.12)
При наивыгоднейшем соотношении между Рп и Р3 имеет место равен-
ство
^п+Л-^Go- (18.13)
Подставляя из (18.13) в (18.11) и (18.12) значения Рп и А3, будем
иметь
р^=р&
Перемножая почленно эти равенства, получим
P№c2=PnPjt
откуда и следует формула (18.8).
Наименьшая база шасси велосипедной схемы £,min = 2iz; при этом
а ~ с — iz.
Базу, меньшую чем 0,3 Аф, выбирать не следует, так как самолет при
рулежке будет сильно раскачиваться в вертикальной плоскости.
Боковую опору при виде сбоку (рис. 18.1, в) желательно распола-
гать так, чтобы Хб^с. По размаху боковые опоры размещают из условия
компоновки. Для вертикально взлетающих самолетов выгодно, очевидно,
размещать боковые опоры на конце крыла (чтобы, как уже отмечалось,
избежать воздействия горячей струи газов от двигателей). Амортизаторы
боковых опор делают, как правило, «мягкими» со слабым нарастанием
силы в начале хода. При таких амортизаторах допускается касание земли
боковыми опорами при стояночном обжатии амортизаторов и колес ос-
новных опор.
Высота велосипедного шасси определяется углом <р и размером с.
§ 3. ВЛИЯНИЕ УСЛОВИЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ НА ХАРАКТЕРИСТИКИ ШАССИ
На выбор количества и тип опор (одно колесо, спаренные колеса,
тележка из нескольких колес и т. л.), а также на параметры самих колес
большое влияние оказывает проходимость самолета по взлетно-посадоч-
ной полосе (ВПП).
Качество покрытия и размеры ВПП зависят от класса аэродрома.
Класс аэродрома указывается в требованиях к проектируемому самолету.
Бетонированные ВПП. Для выполнения требований по проходимо-
сти (возможности эксплуатации без повреждения ВПП) вводится поня-
тие эквивалентной одноколесной нагрузки.
409
Эквивалентная одноколесная нагрузка РЭьв представляет собой на-
грузку от одноколесной опоры самолета, равную по силовому эффекту
воздействия на покрытие нагрузке от реальной опоры самолет с учетом
параметров, количества и схемы расстановки колес на этой опоре.
Если стойка шасси имеет одно колесо, то РЭКв равна нагрузке от этого
колеса. Если же стойка имеет несколько колес (рассредоточенных-по бе-
тонной плите), то, очевидно, можно допустить несколько большую на-
грузку на стойку без опасности сломать плиту, чем в случае одноколесной
опоры. Понятие об эквивалентной одноколесной нагрузке необходимо,
следовательно, для того, чтобы определить, насколько можно увеличить
суммарную рассредоточенную нагрузку на бетонную плиту по сравнению
с нормируемой сосредоточенной нагрузкой.
Аэродромы с искусственным покрытием взлетно-посадочной полосы
разделяются на несколько классов в зависимости от длины, ширины и
толщины покрытия. Для каждого класса ВПП указывается наибольшее
значение РЭКв.
В табл. 18.1 в качестве примера приведены нормы эквивалентной
одноколесной нагрузки, разработанные международной организацией
гражданской авиации.
Проектные значения Рзкв не должны выходить за пределы норми-
руемых величин для каждого класса аэродрома (табл. 18.1).
Таблица 18.}
Характеристики ВПП
Класс аэродрома Длина ВПП м Ширина ВПП м Рэ,.в тс Класс аэродрома Длина ВПП м Ширина ВПП м р 1 эк» тс
А >2550 >45 <45 Е 1280—1500 45 <13
В 2150—2550 >45 <35 F 1080—1280 30 <7
С 1800—2150 45 <27 G 900—1080 30 <2
D 1500—1800 45 <20
Так, если опора шасси представляет собой четырехколесную или восьми-
колесную тележку, то эквивалентная одноколесная нагрузка может быть
найдена в первом приближении по следующей формуле:
стояние между основный
шать ширину плиты.
Таким образом, пр]
рован ним покрытием с л
ние Рэкв не превышало н
Одним из средств I
очень эффективным, я вл
При уменьшении рш эк
снижается. Однако вме<
при заданной стояночно!
наилучшее сочетание п{
лежит в пределах 8—12
О,е 0,8 1,0 7,2
Рнс. 18.5. Влияние диамет
опоры на коэффиц
/—четырехколесная тележка;
тележка; 3 — спаренные ко
/г=1,09Пк;
> __Q 93/э4'3 f [1+0,04(1—0,0294Рст) (рщ — 4)°1 3 ] Лщ
1,75
- , (18.14)
1 +0,0534 (Ап — 4)0’675
где Рст — стояночная нагрузка на одно колесо четырехколесной или на
два колеса восьмиколесной тележки в тс;
рш — давление в пневматике шасси в кгс/см2;
— конструктивный коэффициент, зависящий от типа опоры и диа-
метра колеса (рис. 18.5).
Для опоры со спаренными колесами
[1 + 0,0352(Ан — 4)2 3j Ат V ’(18 15)
1 +0,0488 (Ап-4)23 /
PS].,--1,29<+
Наиболее эффектпв
желых самолетов по без
— установка трех-ч
тах весом более 200 тс):
— переход на четыр
колес на одной стойке.
Грунтовые ВПП. П
«у, зависит от параметр
ту понимается способно
с переувлажненного гр
должна быть в заданны
ное условие проходимое
где Ест — стояночная нагрузка на одно колесо в тс; остальные обозначе-
ния те же, что в формуле (18.14).
Формулы (18.14) и (18.15) применимы при рш^4 кгс/см2 и при усло-
вии, что на одну бетонную плиту ВПП попадает только одна опора само-
лета. Если на одной плите одновременно находятся две основные опоры
шасси, то проходимость самолета резко снижается. В этом случае вели-
чину Рэкв, рассчитанную по формулам (18.14), (18.15), следует увеличить
на 25—30%. Для того чтобы не снижать проходимость самолета, рас-
где Ро — стартовая тя]
/стр — коэффициент
Можно принимать
ния качению при скорое
от давления в пневмати
Если рш<2,5 кгс/са
при рш>4—5 кгс/см2 ра
Поэтому рациона л 1
для грунтовых ВПП лез
тояния грунта *.
* Современные пневма
«не рш из кабины пилотов.
410
,ьв представляет собой на-'
ную по силовому эффекту
й опоры самолет с учетом
колес на этой опоре.
зкв равна нагрузке от этого
с (рассредоточенных'по бе-
ь несколько большую ни-
чем в случае одноколесной
чой нагрузке необходимо,
школьно можно увеличить
энную плиту -по сравнению
члетно-посадочной полосы
эсти от длины, ширины и
[ указывается наибольшее
tw нормы эквивалентной
ународной организацией
стояние между основными опорами шасси при РЭкв>25 тс должно превы-
шать ширину плиты.
Таким образом, при проектировании самолета для ВПП с бетони-
рованным .покрытием следует стремиться к тому, чтобы расчетное значе-
ние РЭЕВ не превышало нормируемого.
Одним из средств повышения проходимости по бетону, правда не
очень эффективным, является снижение давления в пневматиках шасси.
При уменьшении эквивалентная одноколесная нагрузка несколько
снижается. Однако вместе с этим увеличиваются габариты и вес колес
при заданной стояночной нагрузке. Давление рш, при котором получается
наилучшее сочетание проходимости по Г “ ------ uwe
лежит в пределах 8—12 кгс/см2.
бетону, веса и габаритов колес,
Рис. 18.6. Изменение коэффи-
циента сопротивления качению
в зависимости от давления в
пневматике:
(дить за пределы норми-
(табл. 18.1).
Таблица 18. J
0,8 1,0 I,2- 1,6
Рис. 18,5. Влияние диаметра колес и типа
опоры на коэффициент /ги:
/ — четырехколесная тележка; 2 — восьмиколесная
тележка; 3 — спаренные колеса;
Zj=l,O9£»K:/3=ок
Длина ВПП м Ширина ВПП м р * эк»» тс
1280—1500 45 <13
1080—1280 30 <7
900—1080 30 <2
1 — в период распутицы; 2 — в пе-
риод просыхания; 3 — сухой и
плотный грунт
фехколесную или восьми-
ная нагрузка может быть
формуле:
ш—4)°>та|*ш Г-75
Л,675 [ ’
(18.14)
Еютырехколесной или на
те;
ии от типа опоры и диа-
i)23]^ j1’75
4)23 J ’
(18-15)
в тс; остальные обозначе-
кгс/см2 и при усло-
только одна опора само-
чтся две основные опоры
тся. В этом случае вели-
18.15), следует увеличить
одимость самолета, рас-
увеличения проходимости тя-
самоле-
Наиболее эффективными средствами
желых самолетов по бетонированным ВПП являются:
— установка трех-четырех основных опор вместо двух (на
тах весом более 200 тс);
— переход на четырех- и восьмиколесные тележки вместо спаренных
колес на одной стойке.
Грунтовые ВПП. Проходимость самолета по грунту, как и по бето-
ну, зависит от параметров шасси. Под проходимостью самолета по грун-
ту понимается способность его взлетать на тяге собственных двигателей
с переувлажненного грунта. При этом дистанция прерванного взлета
должна быть в заданных пределах, как и глубина колеи от колес. Основ-
ное условие проходимости по грунту записывается так:
> /стр»
где Ро—стартовая тяговооруженность самолета;
/стр— коэффициент сопротивления качению при страгивании с места.
Можно принимать /стр= 1,4/кач, где /кач— коэффициент сопротивле-
ния качению при скорости 1 м/с. Примерные значения /Кач в зависимости
от давления в пневматике приведены на рис. 18.6.
Если рш<2,5 кгс/см2, то сильно увеличиваются размеры и вес колес;
при рш>4—5 кгс/см2 растет коэффициент /Кач-
Поэтому рациональные величины давления в пневматиках шасси
для грунтовых ВПП лежат в пределах 3—5 кгс/см2 в зависимости от сос-
тояния грунта *.
* Современные пневматики для грунтовых ВПП позволяют регулировать давле-
ние рш из кабины пилотов.
411
Минимальную прочность грунта, при которой ооеспечивается прохо-
димость, можно в первом приближении рассчитать по формуле
в
ст
к
кгс/см2,
(18.16)
где Рст — стояночная нагрузка на одно колесо в кгс;
£>к и Вк— диаметр и ширина колеса в см;
Як — допустимая глубина колеи (^5 см).
Найденное по формуле (18.16) значение Птш сравнивается с задан-
ным значением в технических требованиях к самолету и делается вывод
о проходимости самолета по грунту. Необходимо, чтобы соблюдалось
условие
3mln расч агп1п норм*
Если это условие не соблюдается, то предпринимаются меры по улучше-
нию проходимости;
— увеличивается количество колес (снижается Рст);
— увеличиваются размеры колес;
— уменьшается давление в пневматиках.
Глубина колеи, которая образуется на поверхности грунтовой ВПП
при движении с малой скоростью, подсчитывается по формуле
(18.17)
где а— прочность грунта в кгс/см2;
— коэффициент, учитывающий деформацию пневматика в зоне
контакта с грунтом (рис. 18.7). Желательно, чтобы глубина ко-
леи не превышала 4 см на дерновом покрове и 6—8 см на грун-
те с сг^б кгс/см2 без дернового покрова.
Из формулы (18.17) видно, что наиболее сильными средствами
Рис. 18.7. Коэффициент 6К
уменьшения глубины колеи являются
снижение стояночной нагрузки на одно
колесо и увеличение ширины колеса.
Зная потребные значения ОпцП, мож-
но определить среднюю ожидаемую про-
должительность нелетного периода в ус-
ловиях данного аэродрома или группы
аэродромов. Например, для суглинистых
грунтов среднее нелетное время в меся-
цах равно
• 1 >25 °min 1
нелетн —' о
(18-18)
где Отт определяется по формуле (18.16).
Проходимость по грунту можно существенно улучшить, применив
лыжное или колесно-лыжное шасси.
Если применяется только лыжное шасси для грунта, то возникают
следующие проблемы:
— для страгивания самолета с места требуется тяговооруженность
не менее 0,6;
— неудовлетворительная маневренность на земле (самолет, по су-
ществу, лишается автономности передвижения).
Эти проблемы в значительной мере преодолеваются, если лыжное
шасси комбинировать с колесным. Такое шасси может иметь в общих
чертах следующее устройство.
Диаметр х ширина мм Индекс
Т ормозн
570X140
600X155
600Х155
660X160
660Х160
660X200
800X200
800X200
800x225
880x230
930x 305
950X250
1000X280
1050X300
1100X330
1150X355
1160X290
1230X260
1300X380
1500X500
1500 X 500
1700X550
500x180
700x250
840X300
865x280
950X350
1100 x 400
1325X480
500X150
600х 180
800x260
900X300
1200x450
600X155
660X160
660x200
660x 200
900X275
1100x330
480X200
700X250
КТ 51
КТ 78
КТ 44
КТ 28
КТ 28.3
КТ 37
КТ 71
КТ 50
КТ 39
КТ 69
КТ 81/2
КТ 59/4
КТ 72/2
КТ 77
КТ 88
КТ 36,'3
КТ 76/4
КТ 84
КТ 86
КТ 85
КТ 58
КТ 31
Тор мо
КТ 38
КТ 23
КТ 57 3
КТ 97
КТ 54
КТ 48
КТ 67
Тормозны
K14I-T
К142-Т
К163-Т
К145-Т
7755-774
Нетормоз)
К262
К257
К288
K2-I06
К286
К278
Неторм*
К329
К275
412
юй обеспечивается прохо-
ать по формуле
Характеристики авиационных колес
Таблица 18.2
/'см2, (18.16) j Диаметр х ширина мм Индекс Стояночная нагрузка кгс Максималь- ная нагрузка КГС Давление в шине кгс/см2 Вес колеса кгс Работа шины КГС'М
лесо в кгс;
Тормозные кдЬеса (пневматики высокого давления)
5 см). ' nin сравнивается с задан- 570X140 КТ 51 1200 5250 7 41,1 190
монету и делается вывод > 1мо, чтобы соблюдалось 600X155 600X155 660X160 КТ 78 КТ 44 КТ 28 1 800 2 100 2 850 6 800 5 800 8 300 8 6,8 8,7—9,2 50,6 50,8 53 275 245 315
660X160 КТ 28(3 3500 10 000 12,5 42 400
660X200 КТ 37 3 840 12 000 11 55,4 550
800X 200 КТ 71 4450 16500 10,5 107,4 930
маются меры по улучше- 800X200 КТ 50 5 500 18400 12,5 104,5 1030
800x225 КТ 39 4200 14200 8-9 80,8 800
880x230 КТ 69 5 100 16 000 11 128,5 910
тся РСт); 930x305 КТ 81;2 7200 19000 8 121,5 1450
950X 250 КТ 59/4 КТ 72/2 4 600 14000 9 127 820
Ю00Х280 6200 25 400 11—12 158 1 690
ер.хности грунтовой ВПП 1050x300 КТ 77 6 300 19 000 6,5 144 1570
иоохззо КТ 88 10 500 34 000 10 225 3 000
ся по формуле 1150X355 КТ 36/3 12000 36 000 8,5 251,7 3220
1160X290 КТ 76/4 11000 36000 14,5 272,5 2 600
(18.17) 1230X260 КТ 84 14000 35 000 14 328,0 2 200
1300X380 КТ 86 24000 64000 20 395,0 4900
1500 X 500 КТ 85 20 000 68000 9,2 446,3 8900
1500 X 500 КТ 58 26 000 81500 11 339,8 10 900
1700X550 КТ 31 23 000 78000 9,5 556,0 10 000
[ию пневматика в зоне
ельно, чтобы глубина ко- 1 Тормозные колеса (пневматики арочного типа)
жрове и 6—8 см на грун-
а. 500x180 КТ 38 1350 4700 6—7 31,0 150
:е сильными средствами ^бины колеи являются i 700X250 КТ 23 2 970 6 500 4 36,0 360
840X300 КТ 57 3 3 800 11000 5,2 84,0 680
865X280 КТ 97 3 800 12 000 5^5 121,0 745
)чной нагрузки на одно 950x350 КТ 54 4 800 15 300 5,2 118,0 1200
шие ширины колеса. II00X400 КТ 48 7920 24400 6,5 200,0 I 840
ные значения сгт111, мож- эеднюю ожидаемую про- [ 1325 X480 КТ 67 15000 39 000 6 211,5 4370
нелетного периода в ус- Тормозные колеса (пневматики полубаллонного типа)
аэродрома или группы [ример, для суглинистых ' 500X150 К141-Т 480 1 800 2,5 15,1 60
нелетное время в меся- ' 600x180 К142-Т 1300 4500 4,5 23,7 200
800 x260 К163-Т 2 800 8 900 4,5 58,5 670
900x300 К145-Т 3 830 12 300 4,7 84,5 1055
;1’25cmin~1 , (18.18) 3 1200x450 7755-774 6 000 20 800 3,8 132,0 2 600
Нетормозные колеса (пневматики высокого давления)
но улучшить, применив 600x155 К262 1490 5 150 6 21,5 220
660X160 К257 2250 6 100 7,5 29,0 227
1Я грунта, то возникают 660 x 200 К288 1500 6 500 6 26,4 275
660x200 К2-106 4 100 13000 12 31,9 610
900 X275 К286 3150 13 000 5,5 58,5 880
ется тяговооруженность иоохззо К278 9500 31000 9 119,0 2260
земле (самолет, по су- Нетормозные колеса (пневматики арочного типа)
деваются, если лыжное 480 X 200 К329 700 4150 4,5 11,7 190
I может иметь в общих 700 X 250 К275 3 100 7 500 4,5 29,2 410
413
Между спаренными колесами или между колесами четырехколесной
тележки устанавливают небольшую лыжу, которую можно использовать
и для улучшения проходимости самолета и в качестве дополнительного
тормоза на грунтовом аэродроме. При желании летчик может либо под-
нять лыжу, либо ввести ее в контакт с грунтом. При эксплуатации само-
лета на сухих грунтах лыжу можно снять для увеличения полезной на-
грузки самолета.
В табл. 18.2 приведены характеристики авиаколес, которые могут
быть использованы при проектировании шасси*. Колеса выбираются по
стояночной нагрузке при взлете.
§ 4. СХЕМЫ УБОРКИ ШАССИ
°) б)
Рис. 18.8. Основные схемы убирания но-
совой стойки шасси:
а—против полета, б — по полету
На всех скоростных самолетах шасси в полете убирается, так как
при больших скоростях (250 км/ч) оно создает значительное сопро-
тивление, снижая летные характеристики самолета.
Существует большое разнообразие конструктивно-силовых схем шас-
си и схем их убирания, зависящих от многих факторов: схемы самолета,
назначения самолета, расположе-
ния стоек шасси на самолете, ве-
личины нагрузки и т. д. Однако в
любом случае (учитывая особен-
ности конкретного самолета) схе-
ма убирания шасси должна обес-
печивать:
— наименьший вес шасси (с
механизмами убирания, гондола-
ми под шасси, створками люков
и т. д., а также с учетом усиления
вырезов под шасси в конструкции
планера);
— наименьший объем шасси в убранном положении;
— простоту кинематической схемы механизмов выпуска и убирания
шасси.
Кроме того, колеса и стойки при убирании не должны проходить
через пространство, отведенное для внешних подвесок.
Ниже рассмотрим основные схемы убирания шасси современных
самолетов.
Схемы убирания носовой стойки шасси сравнительно просты. На
большинстве самолетов носовые стойки убираются в переднюю часть
фюзеляжа движением вверх — вперед. Однако достаточно широко рас-
пространен и способ убирания вверх — назад. Другие схемы убирания
носовой стойки встречаются очень редко. Таким исключением является,
например, английский-пассажирский самолет ДН-121 «Трайдент», у ко-
торого носовая стойка смещена от плоскости симметрии фюзеляжа на
610 мм влево, убирается поворотом вверх — вправо.
В нормальных эксплуатационных условиях выпуск шасси осущест-
вляется гидравлической системой. В аварийных случаях определенные
преимущества имеет схема убирания вверх — вперед (рис. 18.8, н). Эта
схема обеспечивает выпуск носовой стойки под действием силы тяжести
и скоростного напора даже при отказе бортовых источников энергии.
У некоторых самолетов таким же образом выпускаются и главные стой-
ки шасси.
Схемы убирания главных стоек шасси подвержены гораздо больше-
му влиянию перечисленных выше факторов (назначения самолета, схемы
самолета и др.), поэтому они отличаются значительно большим разнооб-
разием. Тем не менее, все схемы убирания главных стоек шасси можно
разбить на три группы (рис. 18.9):
414
а) главные стойки к|
(стойки), частично в фю:
б) главные стойки к
гондолы, расположенные
в) главные стойки к
Все три схемы ncnoj
Схема а) пригодн
расположением крыла. Л
как правило, лишь в том
ние крыла (низкоплан),
ся на многих пассажирок
Рис. 189. Ос
а — колеса убир
Крылу; б — шас<
Схема б) применж
ним расположением крь
сравнительно небольших
сверхзвукового самолетг
кой (например, сверхзву
8-колеспая тележка;
Боинг-2707-300 — 12-кол(
Схема в) примем
крыла. Однако существу
крыла, на которых глав
(например, истребитель
молетов при такой схеме
ные гондолы по бокам
обеспечить необходимук
фюзеляже).
Схемы убирания гл;
схемам убирания Носовы
олесами четырехколесной
»рую можно использовать
сачестве дополнительного
[ летчик может либо под-
При эксплуатации само-
увеличения полезной на-
виаколес, которые могут
. Колеса выбираются по
а) главные стойки крепятся к крылу, а убираются частично в крыло
(стойки), частично в фюзеляж (колеса или тележки);
б) главные стойки крепятся к крылу и убираются в крыло (либо в
гондолы, расположенные на крыле);
в) главные стойки крепятся к фюзеляжу и убираются в фюзеляж.
Все три схемы используются и на легких и на тяжелых самолетах.
Схема а) пригодна для легких самолетов с нижним и средним
расположением крыла. Для тяжелых самолетов схема а) целесообразна,
как правило, лишь в том случае, если самолет имеет нижнее расположе-
ние крыла (низкоплан). По такой схеме главные стойки шасси убирают-
ся на многих пассажирских самолетах.
СИ
>лете убирается, так как
1ает значительное сопро-
ета.
(тивно-силовых схем шас-
акторов: схемы самолета,
[ия самолета, расположе-
к шасси на самолете, ве-
аагрузки и т. д. Однако в
случае (учитывая особен-
нкретного самолета) схе-
ания шасси должна обес-
аименьший вес шасси (с
нами убирания, гондола-
шасси, створками люков
также с учетом усиления
под шасси в конструкции
ложении;
мов выпуска и убирания
1И не должны проходить
)двесок.
ния шасси современных
равнительно просты. На
1ются в переднюю часть
достаточно широко рас-
Другие схемы убирания
и исключением является,
Ш-121 «Трайдент», у ко-
симметрии фюзеляжа на
аво.
выпуск шасси осущест-
г случаях определенные
перед (рис. 18.8, а). Эта
действием силы тяжести
ых источников энергии,
екаются и главные стой-
ержены гораздо болыпе-
начения самолета, схемы
гельно большим разнооб-
Я1ых стоек шасси можно
Рис. 18.9. Основные схемы убирания главных стоек
шасси:
а — колеса убираются в фюзеляж, главные стойки крепятся к
крылу; б — шасси убираются в крыло; в — шасси убирается В
фюзеляж
Схема б) применяется в основном на самолетах с нижним и сред-
ним расположением крыла. Данная схема требует применения колес
сравнительно небольших размеров. В этом случае даже в тонкое крыло
сверхзвукового самолета можно убрать стойку с многоколесной тележ-
кой (например, сверхзвуковой бомбардировщик В-58 «Хаслер», США —
8-колесная тележка; сверхзвуковой пассажирский самолет
Бонн г-2707-300 - 12-колесная тележка).
Схема в) применяется на-самолетах с высоким расположением
крыла. Однако существуют легкие самолеты и со средним расположением
крыла, на которых главные стойки шасси убираются по данной схеме
(например, истребитель F-104 «Старфайтер», США). Для тяжелых са-
молетов при такой схеме убирания главных стоек необходимы специаль-
ные гондолы по бокам фюзеляжа, в которые убираются шасси (чтобы
обеспечить необходимую колею шасси и не занимать большой объем в
фюзеляже).
Схемы убирания главных стоек велосипедного шасси аналогичны
схемам убирания носовых стоек трехопорного шасси.
415
Возможные кинематические схемы механизмов убирания и выпуска
шасси показаны на рис. 18.10. Колесо (или тележка) при убирании мо-
жет поворачиваться относительно стойки так, чтобы в убранном поло-
жении шасси занимало наименьший объем.
Рекомендовать какое-либо конкретное конструктивное оформление
стойки шасси весьма трудно. По существу для каждого самолета (вы-
полняя требования, преъявленные к данному самолету) создается своя
Рис. 18 10. Возможные кинематические схемы механизмов убирания и выпус-
ка шасси
Строительная горизонталь
конструктивная и силовая схема шасси. Даже размеры стойки зависят
не только от взлетного веса самолета, но и от его схемы и назначения.
Например, сверхзвуковой пассажирский самолет, обеспечивая получение
необходимых взлетных и посадочных углов атаки при большой длине
фюзеляжа, имеет высокие стойки шасси. Военно-транспортный самолет,
напротив, должен иметь очень низкое шасси, чтобы обеспечить выполне-
ние требования по эксплуатации самолета на земле и т. д.
фюзеляже
Рис. 18.11. Шасси сверхзвукового пассажирского самолета:
а — носовая стойка, б — основная стойка, 1 — пневматики, 2 — демпфер тангажа;
3— вертикальная амортизационная стойка, 4 — силовом цилиндр, 5 — ось,
6 — подкос
Рис. 18 13 Шаса
а - на
На рис. 18.11 приводится типичное шасси сверхзвукового пассажир-
ского самолета. Следует заметить, что конструктивно-силовая схема шас-
си дозвукового пассажирского самолета (при меньшей высоте стоек) не
имеет принципиальных отличий от приведенной схемы.
416
Шасси тяжелого вс
рис 18 12. В данном случг
три с каждой стороны) по
у этих самолетов могут б
(см. гл XVI, рис 1611).
На рис. 18 13 приводг
истребителя.
14—1062
iob убирания и выпуска
;жка) при убирании мо-
тобы в убранном поло-
труктивное оформление
каждого само чета (вы-
амолету) создается своя
линия земли при стоянке
Обводы фюзеляжа
у передней стойки
Обдоды фюзеляжа,
у задней стойки
Рис 1812 Геометрия носовой в
основной стоек шасси военно-
транспортного самолета (С-5А,
США) в выпущенном и убранном
положениях
, Строительная горизонталь
Г * фюзеля кс
змов вбирания и выпус-
аазмеры стойки зависят
его схемы и назначения.
обеспечивая получение
ки при большой длине
>трэкспортный самолет,
>бы обеспечить выполне-
ние и т. д.
ского самолета:
К 2—демпфер тангажа,
ой цилиндр, 5 — ось.
Рис. 18 13 Шасси современного многоцелевого истребителя:
а — носовая стойка, б —г авная стойка
ерхзвукового пассажир-
шно-силовая схема шас-
ньшей высоте стоек) не
схемы.
Шасси тяжелого военно-транспортного самолета показано на
рис. 18.12. В данном случае шесть очень низких главных стоек шасси (по
три с каждой стороны) полностью убираются в боковые гондолы. Однако
у этих самолетов могут быть и другие схемы убирания главных стоек
(см. гл. XVI, рис. 16.11).
На рис. 18 13 приводится пример шасси современного многоцелевого
истребителя.
14—1062 417
Как уже было сказано, кинематика шасси должна быть рассчитана
таким образом, чтобы стойки и колеса при убирании не препятствовали
наружным подвескам (снаряды, бомбы, топливные баки и т д.) Выпол-
нение данного требования можно наблюдать, например, на французском
самолете «Супер Мираж» F-1 (рис. 18 14). Кинематика убирания основ-
ных стоек шасси на этом самолете позволила сохранить нижнюю поверх-
ность фюзеляжа свободной и не препятствует подвеске грузов как под
крылом, так и под фюзеляжем.
О0 в тс <20
Сш 0,055—0,04(
Главная доля веса г
ми. Вес носовой стойки <
полного веса шасси С у
ный вес носовой стойки 1
Рис. 1814. Движение главных колес
шасси многоцелевого французского
истребителя «Супер Мираж» F-1 при
убирании
Рис. 18.15 Главная стоика шасси
французского самолета Бреге-941'
/ — передаточно разделительная емкость,
2 — корпус стойки с амортизатором 3 —
шток. 4 — шатун, 5 — рычаг подвески ко-
леса 6 — крепежный узел фюзеляжа
Со в тс <20
GK. щ/бщ 0,25—0,20
Вес шасси проектир
ческим зависимостям С
виде суммы
Стремление обеспечить нормальную эксплуатацию самолетов с эле-
ментарно подготовленных грунтовых ВПП отразилось на конструкции
главной стойки шасси (рис. 18.15), спроектированного французской фир-
мой «Л1ессье» (для истребителей, пассажирских и военно-транспортных
самолетов). Корпус стойки расположен горизонтально. При разбеге и
пробеге на грунтовой ВПП колеса, встречаясь с умеренными возвышен-
ностями и впадинами, качаются на рычагах подвески; при этом самолет
движется поступательно без значительных колебаний.
§ 5. .ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЕСА ШАССИ
Вес шасси можно представить в виде
где Gm— суммарный вес шасси (вес главных стоек, носовой
стойки, колес);
Gin=Gm/Go — относительный вес шасси.
Для современных самолетов относительный вес шасси составляет
3—5% от максимального взлетного веса Go- С увеличением взлетного
веса самолета относительный вес шасси несколько уменьшается:
где G^j = Gct/Gq — othoci
GK = GJGo~- относи
Для трехопорного шассг
пример, формулу В М. Е
GCT~(6,32A-
где h — расстс
__ ОСНОВ!
^noc~Gnoc/G0 — наибо.
тельнь
Go — взлети
При GT.pacX = 0,15-
Gr.расх=0,25 —
GT.parx= со-
относительный вес к
где —да влег
е=0,06—0,12 — до л я
сову к
Ниже приводится npi
временных самолетов
Конвер-24
Каравелла
Боинг-727
ДС-8-50
Супер VC
14:
418
си должна быть рассчитана
/бирании не препятствовали
[ивные баки и т. д.). Выпол-
>, например, на французском
кинематика убирания основ-
сохранить нижнюю поверх-
ет подвеске грузов как под
Gq в 1С | <20 20—100 100—150 >150
С/Ц1 0,055—0,040 0,05—0,040 0,045—0,035 0,040—0,032
Главна я доля веса шасси приходится на основные стойки с колеса-
ми Вес носовой стойки с колесом Онш составляет примерно ш—zu /о ш полного веса шасси. С увеличением взлетного веса самолета относитель-
ный вес носовой стойки уменьшается;
Go в тс <20 20—40 40—60 >60
бн. ш/^ш 0,25—0,20 0,20—0,13 0,13—0,11 ~0,Ю
Вес шасси проектируемого самолета можно определить по эмпири-
ческим зависимостям. Относительный вес шасси удобно представить в
виде суммы
—б?ст4"^м
815 Главная стокка шасси
ц j зского са молета Бр еге-941:
паточно разделительная емкость;
ус стойки с амортизатором 3 —
— шатун, 5 — рычаг подвески ко-
£ —крепежный узел фюзеляжа
где Ост — GCT/G0— относительный вес стоек шасси;
GK = GJGQ—относительный вес колес шасси.
Для трехолорного шасси (с носовой опорой) можно рекомендовать, на-
пример, формулу В. М. Шейнина [32}
Ост=(6,32й 4-7)ОпОС-КГ3-0,3- Ю“7О0 +0,0047, (18.19)
е h — расстояние от поверхности ВПП до шарнира поворота
основной стойки (высота шасси) в м;
^лос—^пос/^о— наибольший допустимый из условий прочности относи-
тельный вес самолета при посадке;
Gq — взлетный вес в кгс.
тлуатацию самолетов с эле-
отразилось на конструкции
юванного французской фир-
ких и военно-транспортных
изонтально. При разбеге и
:ь с умеренными возвышен-
подвески; при этом самолет
1лебаний.
ШАССИ
При 0трасХ = 0,15— 0,20 <?П(> =1,0-0,95;
Gt расХ=0,25 —0,35 G„()c = 0,80 —0,90;
I'PdLA ' г ll'JU r ' *
бт.^„= 0,40-0,50 G„c=0,70-0,75.
Относительный вес колес шасси по Д. Л. Припеву равен
iec главных стоек, носовой
•ный вес шасси составляет
. С увеличением взлетною
олько уменьшается:
GK=0,0293(2—е) —, (18.20)
1 + Гш
где рш — давление в пневматнках основных колес в кгс/см2;
5=0,06—0,12 — доля взлетного веса самолета, приходящаяся на но-
совую стойку шасси при стоянке.
Ниже приводится пример относительного веса шасси некоторых со-
временных самолетов:
Конвер-240 G0=17,5 тс 67ш=0,043
Каравелла-1 G0=44 тс =0,047
Боинг-727 G0=69 тс О1П=0,0405
ДС-8-50 G0=143 тс £ш=0,035
Супер VC-Ю Go=152 тс G/M = 0,0332.
419
14*
Вес колес составляет значительную долю от полного веса шасси, осо-
бенно колес, снабженных тормозным устройством. Вес колес может пре-
вышать суммарный вес силовых и конструктивных элементов шасси.
К силовым элементам шасси относятся: цилиндр и шток амортизато-
ра, подкосы, оси колес, коромысло тележки и т. д.
К конструктивным элементам шасси относятся: детали амортизатора,
узел штока у оси, узел подкосов на стойке, шлиц-шарнир (двухзвенник);
замки шасси и т. д.
Распределение веса (в процентах) м£жду элементами шасси имеет
примерно следующий характер:
зок и изменения усилг
значений параметров i
ванип определенных н
ляющие сигналы в ви
мещения рычагов прео
щие отклонения орган
органов управления пр
раметры полета. С noi
зультаты своих возле!
параметров полета са
между текущими и по
ствие па рычаги ynpai
другу.
Элементы шасси Главное шасси Носовое niacci
с 2 колесами с 4 колесами
Колеса 55—60 46—50 18—22
Силовые элементы 26—23 33—30 36—34
Конструктивные элементы 19—17 21—20 46—44
Глава XIX
ПРОЕКТИРОВАНИЕ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ
Процесс изменения во времени действующих на самолет сил и мо-
ментов для получения необходимой траектории полета называется уп-
равлением, а совокупность устройств, обеспечивающих этот процесс, —
системой управления самолета. Эта система нередко называется также
главной или основной системой управления, так как помимо нее на са-
молете существуют системы вспомогательного управления, обеспечиваю-
щие управление различными другими устройствами: аэродинамическими
триммерами, переставным стабилизатором, выпуском и уборкой шасси,
тормозами колес шасси, разворотом передней стойки шасси при руле-
нии, механизацией крыла (закрылками и предкрылками), тормозными
щитками, створками люков и пр.
Настоящая глава посвящена проектированию основной системы уп-
равления.
Проектирование систем вспомогательного управления, как прави-
ло, не представляет самостоятельной задачи н осуществляется в про-
цессе проектирования электро- и гидросистем самолета.
§ 1. КОНТУР УПРАВЛЕНИЯ. ЕГО ОСНОВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ
Управление самолетом может осуществляться либо летчиком, либо
автоматическими системами. Последние получили в настоящее врехмя
широкое распространение и решают разнообразные задачи от простого
выдерживания заданного летчиком режима полета (простейшие авто-
пилоты) до перехвата воздушных целей, захода на посадку и пр.
При управлении летчиком изменение положения самолета в npoci
ранстве (по высоте, углам крена, тангажа и рыскания), а также измене
ние режима полета (по скорости, перегрузке, углам атаки и скольжс
ния) обычно определяется летчиком визуально по земным ориентирам
и линии горизонта,'а при отсутствии видимости — по пилотажно-навига-
ционным и специальным приборам (по указателям скорости, перегруз-
ки, углов атаки, крена и скольжения, высотомеру, вариометру и др.).
Большую роль в информации летчика об изменении режима полета
и о действии органов управления играют физические ощущения перегру-
420
Рис. 19 I. Схема
система \правде
ратора-лез
£ — рзссогласованн
метров полета, Р,
их перемещения, <
Y — параметры по/
вые, ощущения ус
Таким образом, в и
состоящий из трех ochoi
ев): летчика, системы 1
ристики этого контура и
ми основных входящих
ления и самолета как о(
и их взаимным соответс
ного задания во много!
характеристики элемент
Как элемент контур
но может рассматривал
образующаяся тремя ос
(рис. 19.1, б) : органами
центральной нервной а
формации и выработки
лами рук, ног, спины),
развиваемые ими усил
дом») человека как зве!
действии исполнительнь
ную нервную систему ч
щие обратные связи в о
автоматического регули
элю от полного веса шасси, осо-
юйством. Вес колес может пре-
активных элементов шасси.
:я: цилиндр и шток амортизато-
и и т. д.
тносятся: детали амортизатора,
!, шлиц-шарнир (двухзвенник);
ежду элементами шасси имеет
явное шасси Носовое шасси
ами с 4 колесами
46—50
33—30
21—20
18—22
36—34
46—44
зок и изменения усилий на рычагах управления. Сравнение текущих
значений параметров полета с потребными позволяет летчику на осно-
вании определенных навыков по пилотированию формировать управ-
ляющие сигналы в виде перемещений рычагов управления. Эти пере-
мещения рычагов преобразуются системой управления в соответствую-
щие отклонения органов управления (рулей) самолета. Отклонение
органов управления приводит к тому, что самолет начинает менять па-
раметры полета. С помощью органов чувств летчик контролирует ре-
зультаты своих воздействий на органы управления (т. е. изменение
параметров полета самолета), стремясь устранить рассогласование
между текущими и потребными их значениями, и прекращает воздей-
ствие на рычаги управления, если эти значения соответствуют друг
другу.
а)
Вых
Вх
'Центральная
нервная
система
Ореаны
чувств
—
. Мускулы
ЯВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ
зующих на самолет сил и мо-
[тории полета называется уп-
лачивающих этот процесс, —
wa нередко называется также
я, так как помимо нее на са-
ого управления, обеспечиваю-
эйствами: аэродинамическими
, выпуском и уборкой шасси,
хней стойки шасси при руле-
предкрылками), тормозными
ованию основной системы уп-
юго управления, как прави-
ли и осуществляется в про-
!м самолета.
НОВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ
вляться либо летчиком, либо
случили в настоящее время
эбразные задачи от простого
а полета (простейшие авто-
кода на посадку и пр.
'сложения самолета в прост-
рыскания), а также измене-
же, углам атаки и скольже-
1ьно по земным ориентирам
эсти — по пилотажно-навига-
шателям скорости, перегруз-
этомеру, вариометру и др.).
»б изменении режима полета
зические ощущения перегру-
Кинестатииеская
обратная связь По усилиям
По перемещениям
Д)
Рис. 19.1. Схема замкнутого контура управления «летчик —
система управления — самолет» (с) и структурная схема опе-
ратора-летчика как звена контура управления (б):
Б — рассогласование между текущими и потребными значениями пара-
метров полета; Р, х — усилия, прилагаемые к рычагам управления и
их перемещения; б —отклонения органов управления; 1/, И, й), п, а,
V — параметры полета; вх — входные восприятия (зрительные, слухо-
вые, ощущения ускорений); вых — выходные воздействия на рычаги
управления
Таким образом, в полете образуется замкнутый контур управления,
состоящий из трех основных связанных друг с другом элементов (звень-
ев): летчика, системы управления и самолета (рис. 19.1, а). Характе-
ристики этого контура и его устойчивость определяются характеристика-
ми основных входящих в него элементов (т. е. летчика, системы управ-
ления и самолета как объекта управления), взаимосвязью этих элементов
и их взаимным соответствием. Поэтому успешность выполнения полет-
ного задания во многом зависит от того, насколько удачно подобраны
характеристики элементов контура управления.
Как элемент контура управления, летчик, в свою очередь, упрощен-
но может рассматриваться как система автоматического регулирования,
образующаяся тремя основными связанными между собой элементами
(рис. 19.1, 6): органами чувств (воспринимающие органы — «датчики»);
центральной нервной системой, выполняющей функции обработки ин-
формации и выработки решения, и исполнительными органами (муску-
лами рук, ног, спины). Движения исполнительных органов летчика и
развиваемые ими усилия являются «выходными сигналами» («выхо-
дом») человека как звена контура управления. При этом информация о
действии исполнительных органов (мускулов) передается в централь-
ную нервную систему через кинестатические рецепторы, осуществляю-
щие обратные связи в организме, подобно обратным связям в системах
автоматического регулирования. Эти внутренние связи в организме че-
ловека-летчика называются кинестатическими обратными связями,
благодаря которым система «регулятор — летчик» гполучается замк-
нутой, и оказывается возможным дозирование движений исполнитель-
ных органов как по величине перемещений, так и по развиваемым при
этом усилиям.
Возможность дозирования усилий и перемещений исполнительных
органов позволяет летчику, знакомому с характеристиками управляе-
мости данного самолета, осуществлять потребные изменения режима
полета путем соответствующего перемещения рычагов управления при
приложении к ним определенных усилий.
При этом следует отметить, что изменение усилий лучше ощущает-
ся летчиками, чем перемещения, и точность дозирования усилий сущест-
венно выше точности дозирования перемещений. Поэтому среди харак-
теристик управляемости большее значение имеют характеристики
управляемости по усилиям. Если летчик не ощущает изменений усилий
на рычагах управления при изменении режима полета (что может иметь
место, например, при необратимом бустерном управлении без соответ-
ствующих загрузочных устройств), то он лишается очень важной части
информации, а, система, «регулятор — летчик» оказывается разомкну-
той по одному из параметров обратной связи. Как правило, это приводит
к очень большим ошибкам в управлении, следствием которых может
быть потеря устойчивости всего контура управления, выражающаяся в
виде прогрессирующей «раскачки» самолета.
Как звено контура управления летчик обладает рядом свойств,
влияющих на процесс управления. Из этих свойств можно отметить:
1. Запаздывание ответной реакции на внешние сигналы. Эта вели-
чина сильно зависит от тренированности летчика и его психологического
и физического состояния. Для обычных условий можно принимать время
запаздывания реакции летчика средней квалификации 0,2—0,3 с.
2. Некоторую зону нечувствительности.
3. Способность к фильтрации внешних сигналов.
4. Способность к изменению собственной передаточной функции в
широких пределах, включая дифференцирование и интегрирование, т. е.
способность к реагированию не только на отклонения какого-либо па-
раметра полета от потребного значения, но и на первую и вторую
производные (скорость и ускорение) этого отклонения, а также и на
интеграл этого отклонения.
5. Способность к формированию выходных командных сигналов с
определенной ограниченной точностью, зависящей от величины этих сиг-
налов и их частоты.
6. Способность слежения за сигналами, поступающими с частотой
не свыше 2,5—3 Гц (наличие полосы пропускания).
Несмотря на способность к изменению собственной передаточной
функции в широких пределах, наиболее точно летчик работает в контуре
управления как одноканальный усилитель, последовательно устраняю-
щий рассогласование по какому-либо параметру. Учитывая это, необхо-
димо так проектировать остальные элементы контура управления, чтобы
на долю летчика приходилась именно эта простейшая функция—уси-
ление.
§ 2. САМОЛЕТ КАК ОБЪЕКТ УПРАВЛЕНИЯ
Рассматривая контур управления, нельзя не остановиться на осо-
бенностях характеристик объекта управления — самолета. *
Самолет в пространстве имеет шесть степеней свободы, и его дви-
жение описывается шестью дифференциальными уравнениями движения
* Эти характеристики достаточно подробно рассматриваются в других курсах
(«Динамика полета», «Устойчивость и управляемость самолетов»),
422
(Эйлера). Решение этих
делять характер простра
времени и, в частности,
ния, а также позволило
нако непосредственное р
трудности даже при при
ных) вычислительных ь
режим полета принять п]
жения и считать отклоне]
достаточно небольшими
благодаря симметрии с
можно разделить на две
степенью точности описы
метрии (так называемое
костях («боковое» движе!
При использовании ’
движений (продольное й
ференциальных уравнени
движения описывает два к
прекращения воздействия
ного воздействия, отклон<
гателей и пр.). Одно из эт
ким) развивается быстро
другое — развивается ср
больший период (порядк;
называют длиннопериоди»
сумма hopornxonep<
чески* и длиннопе/
чески* колебаний
Рис. 19.2. Характер I
затухания возмущенв
Т — период короткоперис
Решение системы ура
боковое движение, как пра
ких и одного колебательно:
Длиннопериодическое
чиком и не представляет ос
ческие боковые движения,
хающее движение крена, а
еся «спиральное» движение
так как не оказывают серь
ляемости самолета.
Другое дело — коротко
боковое движения. Характе
внешних возмущений или о
ется критерием оценки лет»
лета. Поэтому эти движени
процессе проектирования с
ми обратными связями,
летчик» (получается замк-
ие движений исполнитель-
гак и по развиваемым при
смещений исполнительных
рактеристиками управляе-
ебные изменения режима
i рычагов управления при
ie усилий лучше ощущает-
эзирования усилий сущест-
1ий. Поэтому среди харак-
е имеют характеристики
щущает изменений усилий
а полета (что может иметь
и управлении без соответ-
1ается очень важной части
:» оказывается разомкну-
Как правило, это приводит
ледствием которых может
авления, выражающаяся в
обладает рядом свойств,
юйств можно отметить:
!ешние сигналы. Эта вели-
1ка и его психологического
iii можно принимать время
ификации 0,2—0,3 с.
риалов.
I передаточной функции в
ние и интегрирование, т. е.
гклонения какого-либо па-
> и на первую и вторую
отклонения, а также и на
ах командных сигналов с
щей от величины этих сиг-
поступающими с частотой
ния).
собственной передаточной
летчик работает в контуре
оследовательно устраняю-
гру. Учитывая это, необхо-
контура управления, чтобы
ростейшая функция — уси-
РАВЛЕНИЯ
[ не остановиться на осо-
— самолета. *
пеней свободы, и его дви-
ми уравнениями движения
:матриваются в других курсах
юл его в»).
(Эйлера). Решение этих уравнений в общем случае позволило бы опре-
делять характер пространственного движения самолета в любой момент
времени и, в частности, после воздействия летчика на органы управле-
ния, а также позволило бы судить об устойчивости этого движения. Од-
нако непосредственное решение этих уравнений представляет известные
трудности даже при применении современных аналоговых (непрерыв-
ных) вычислительных машин (интеграторов). Если же за исходный
режим полета принять прямолинейный установившийся полет без сколь-
жения и считать отклонения параметров движения от исходных значений
достаточно небольшими (применить метод «малых возмущений»), то
благодаря симметрии самолета систему шести уравнений движения
можно разделить на две независимые системы уравнений, с известной
степенью точности описывающих движение самолета в плоскости сим-
метрии (так называемое «продольное» движение) и в двух других плос-
костях («боковое» движение).
При использовании уравнений кинематических связей каждое из
движений (продольное и боковое) описывается системой четырех диф-
ференциальных уравнений. Система четырех уравнений продольного
движения описывает два колебательных движения, развивающихся после
прекращения воздействия на самолет внешнего возмущения (атмосфер-
ного воздействия, отклонения органа управления, изменения тяги дви-
гателей и пр.). Одно из этих движений (называемое короткопериодичес-
ким) развивается быстро и имеет небольшой период (порядок 1—5 с),
другое — развивается сравнительно медленной имеет существенно
больший период (порядка нескольких десятков секунд). Это движение
называют длиннопериодическим (рис. 19.2).
Aai
Возмущение угла атаки
''Исходное значение
угла атаки (Да = 0)
Сумма короткопериоди-
ческих и длиннопериоди-
ческих
колебаний
1/2Тд
t
''Длиннопериодические колеба-
ния T^~(20~S0)T после зату-
хания короткопериодических
Рис. 19.2. Характер изменения угла атаки самолета в процессе
затухания возмущенного движения после действия внешнего воз-
мущения порыва ветра:
Т — период короткопериодических колебаний; ТД — период длиннопериоди-
ческих колебаний
Решение системы уравнений бокового движения показывает, что
боковое движение, как правило, представляет сумму двух апериодичес-
ких и одного колебательного движения.
Длиннопериодическое продольное движение легко парируется лет-
чиком и не представляет особого интереса для исследования. Апериоди-
ческие боковые движения, из которых одно представляет быстро зату-
хающее движение крена, а другое — достаточно медленно развивающе-
еся «спиральное» движение, также не представляет особого интереса,
так как не оказывают серьезного влияния на оценку летчиками управ-
ляемости самолета.
Другое дело — короткопериодическое продольное и колебательное
боковое движения. Характер развития этих движений после действия
внешних возмущений или отклонения рулей в решающей степени явля-
ется критерием оценки летчиками устойчивости и управляемости само-
лета. Поэтому эти движения самым подробным образом исследуются в
процессе проектирования самолета с тем, чтобы заранее разработать
423
соответствующие мероприятия на случай, если параметры этих движе-
ний окажутся неудовлетворительными. На стадии проектирования само-
лета эти движения исследуются с помощью электронных аналоговых
при Да). Условием у
тух а ния, будет полоз
машин.
Рассмотрим подробнее уравнения возмущенных продольного корот-
копериодического и бокового колебательного движений, так как харак-
тер последних полностью определяется коэффициентами при соответст-
вующих производных параметров движения, а эти коэффициенты в зна-
чительной степени могут изменяться проектировщиками самолета путем
выбора его форм, центровки и автоматизации системы управления.
Упрощенное уравнение, описывающее изменение угла атаки в про-
дольном возмущенном короткопериодическом движении, в безразмерной
форме имеет вид
( Су т"'г \
rf2Aa (, m^ + m;\dsa
~бг+ <•;-......*_, - — да=о. (19.1)
Если это уравнение написано для случая, когда возмущение исходного
режима полета происходит вследствие отклонения руля высоты ДбБ, то в
правой части появляется выражение >и2вД8в. Заметим, что соотноше-
d
ние между изменениями вертикальной перегрузки Лпи и углов атаки Да
имеет вид
д"*'=7^Г<?»Да
U/S
Су г.п
(19.2)
В уравнениях (19.1) и (192)
Да—изменение угла атаки в возмущенном движении от его значе-
ния в исходном режиме полета;
_<* <5сг/ dmz • dtnz
си^~~ ; т; т* =—~ ;
да dwz да
г* = -——— безразмерный радиус инерции самолета отно-
_ тЬа сительно ОСИ OZ\,
—— безразмерная угловая скорость тангажа;
da bz л
а = —-------безразмерная скорость изменения угла атаки
при вращении самолета;
/ — J---безразмерное время, где х:
т p5V
т — масса самолета;
2m
ц =-------относительная плотность самолета;
р5йа
с dmz _ _
т/ = ——=хТ—xF— степень продольной статической устойчивости
дСу по перегрузке;
s дт? . ,
mz* = ——-----эффективность руля высоты;
£/ Д б
2G
сус п=-------значение су в горизонтальном полете.
pSV2
Известно, что в дифференциальном уравнении второго порядка, опи-
сывающем колебательный процесс, быстрота затухания этого процесса
(т. е. степень демпфирования) определяется величиной коэффициента
„ „ , дДа
при первой производной (т. е. в данном случае при—— , а частота этих
d t
колебаний — величиной коэффициента при нулевой производной (т. е.
Сумма тси -|- ni°zzj^
называется коэфф ин
регрузке и играет в<
ших характеристик
всегда с“>0, то из i
самолета необходим!
Выражение (19.
проектировщиков са
вость самолета за с’
(так как всегда
ности, введением в
ний (демпфера тангг
У современных
выми существенно и
эффициенты, входяц
ческого движения.
Так, момент иг
сильно возрос за сче
их длине достаточно
Производные и й
уменьшились за счет
ния, а также за счет
ростях. Степень про
при М>1 значителы
Все это приводи
намической у стопчи!
характеристики пере
полета после действ!
ния новых значений
ления (рис. 19.3, б),
ходных процессов и
руля высоты на дозе
ром показано измен*
ти при введении дем!
Из рассмотренш
(на больших высота
му начальному забр
частотой регулируем
атаки и, следователт
нием (19.2)]. Самоле
чайно трудно, а ино]
ные ему характерист
гасить колебания, на
Явление «раскат
увеличении амплиту,
тере устойчивости к<
в начале освоения
систем управления н<
424
i параметры этих движе-
[ии проектирования само-
электронных аналоговых
при Да). Условием устойчивости этого движения, т. е. условием его за-
тухания, будет положительное значение этих коэффициентов:
1ННЫХ продольного корот-
(вижений, так как харак-
щиентами при соответст-
эти коэффициенты в зна-
вщиками самолета путем
системы управления.
енение угла атаки в про-
движении, в безразмерной
(19.3)
Сумма тсУ-|-m™z/\L— ап
(19-4)
(19-1)
ia возмущение исходного
1ия руля высоты Дбв, то в
Заметим, что соотноше-
нии Апу и углов атаки Да
(19.2)
движении от его значе-
__ дтг
да
шерции самолета отно-
жорость тангажа;
изменения угла атаки
2m
s X =----;
pSl/
ъ самолета;
пической устойчивости
соты;
льном полете.
1ии второго порядка, опи-
1атухания этого процесса
величиной коэффициента
disc
при—а частота этих
d t
невой производной (т. е.
называется коэффициентом продольной статической устойчивости по пе-
регрузке и играет весьма существенную роль в формировании важней-
ших характеристик продольной устойчивости, и управляемости. Так как
всегда с“>0, то из (19.3) следует, что для обеспечения устойчивости
самолета необходимо, чтобы сгп<0.
Выражение (19.4) показывает, что даже при тсги=°хТ — xF > 0 у
проектировщиков самолета есть еще возможность обеспечить устойчи-
вость самолета за счет увеличения абсолютной величины производной
(так как всегда ш“г<^0). Последнее может быть достигнуто, в част-
ности, введением в систему управления демпфера продольных колеба-
ний (демпфера тангажа).
У современных сверхзвуковых самолетов по сравнению с дозвуко-
выми существенно изменились все аэродинамические и инерционные ко-
эффициенты, входящие в уравнение (19.1) продольного короткопериоди-
ческого движения.
Так, момент инерции самолетов относительно поперечной оси Л
сильно возрос за счет значительного удлинения фюзеляжей и разноса по
их длине достаточно больших масс (оборудование, двигатели, топливо).
Производные Су и (и, следовательно демпфирование) существенно
уменьшились за счет применения тонких стреловидных крыльев и опере-
ния, а также за счет особенностей аэродинамики при сверхзвуковых ско-
ростях. Степень продольной статической устойчивости по перегрузке
при М>1 значительно возрастает за счет сдвига фокуса назад.
Все это приводит к неблагоприятному изменению характеристик ди-
намической устойчивости и управляемости, под которыми понимаются
характеристики переходного процесса возвращения к исходному режиму
полета после действия на самолет внешнего возмущения или установле-
ния новых значений параметров полета после отклонения органа управ-
ления (рис. 19.3, б). На рис. 19.3, а показан примерный характер пере-
ходных процессов изменения нормальной перегрузки при отклонении
руля высоты на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета (пункти-
ром показано изменение переходного процесса на сверхзвуковой скорос-
ти при введении демпфера продольных колебаний самолета).
Из рассмотрения рис. 19.3, а видно, что при сверхзвуковых скоростях
(на больших высотах) отклонение руля высоты приводит к интенсивно-
му начальному забросу и долго незатухающим колебаниям с большой
частотой регулируемого параметра [в рассматриваемом случае — угла
атаки и, следовательно, вертикальной перегрузки, связанных соотноше-
нием (19.2)]. Самолетом с такими характеристиками управлять чрезвы-
чайно трудно, а иногда и невозможно, так как летчик, имея свойствен-
ные ему характеристики (запаздывание и инерционность), пытаясь по-
гасить колебания, начинает «раскачивать» самолет.
Явление «раскачки» самолета летчиком, заключающееся в быстром
увеличении амплитуды колебаний самолета и свидетельствующее о по-
тере устойчивости контура управления, встречалось в летной практике
в начале освоения высоких скоростей полета, пока конструкторами
систем управления не были приняты специальные меры.
425
Правильно спроектированный самолет всегда обладает продольной
статической устойчивостью и продольным демпфированием [см. условия
(19.3)]. Поэтому на любых режимах полета возникшие в результате воз-
мущения короткопериодические колебания самолета, если их не пытает-
ся гасить летчик, обязательно затухают (правда, на некоторых режимах
полета для этого может понадобиться довольно большое время!) и са-
молет возвращается к исходному режиму (если возмущение было вы-
звано внешней причиной) или балансируется на новом режиме (если
возмущение было вызвано отклонением органа продольного управ-
ления) .
Рис. 19.3. Переходные процессы изменения перегрузки (Anv) в продольном
коротко периодическом движении самолета после отклонения руля высоты
(Дбв):
а — изменение, характера продольного короткопериодического движения при дозвуковых
и сверхзвуковых скоростях полета, а также при включении демпфера тангажа (при
Д£в = const); б — показатели, характеризующие динамическую устойчивость и управляе-
мость самолета: Т — период собственных короткопериодических колебаний; /Ср—время
срабатывания; Лл^за(5—начальный заброс регулируемого параметра (в данном случае —
перегрузки); Лп^уСТ—установившееся значение изменения регулируемого параметра;
т-Дп ^заб,йя1/\ст— относительный начальный заброс — перерегулирование; *зат— время
затухания переходного процесса; лзат—число периодов колебаний до момента затухания
Устойчивость самолета как динамической системы наглядно ил-
люстрируется рис. 19.4, где приведены амплитудно-фазовые частотные
характеристики некоторых самолетов, на которых в процессе летных
испытаний были зафиксированы случаи «раскачки». Как следует ИЗ ри-
сунка, эти самолеты на всех режимах полета устойчивы. В зависимости
от режима полета меняются только коэффициенты усиления, демпфиро-
вание (декременты затухания), собственные частоты, частоты среза
и др.
Если же летчик пытается стабилизировать самолет и погасить его
колебания движениями рычагов управления, то, вмешиваясь в управле-
ние, он подключает к устойчивому колебательному звену (самолету как
объекту управления) еще два звена: систему управления (передающее
звено) и самого себя (управляющее или командное звено), замыкая,
тем самым, контур управления (см. рис. 19.1, а). В этом случае на час-
тотные характеристики самолета (устойчивого самого по себе) накла-
дываются частотные характеристики системы управления и самого лет-
чика. От этого устойчивость контура управления ухудшается (напомним,
что, например, при частоте колебаний 1 Гц только собственное времен-
ное запаздывание реакции летчика 0,2 с создаст запаздывание по фазе —
72°, а при запаздывании 0,3 с—108°). В результате на некоторых режи-
мах полета (например, на режимах с повышенной эффективностью орга-
нов управления или с недостаточным демпфированием) контур управле-
ния может стать неустойчивым, наступает «раскачка». Первое и ради-
кальное средство борьбы с ней — «отключить» от устойчивого самолета
летчика и систему ynpai
случае самолет успокоил
Рассмотрим теперь С
рощенного дифференциа
в возмущенном движени
ет вид
Рис. 19.4. Амплитудно-фа
самолет
(где А —амплитуда 1
на управления с изменяюще!
ловиях (v=0) при отклонен hi
изменения угла атаки по отг
управления; V — частота знай
1со(
Тяжелый неманевренны
самолет
Легкий маневренный с
молет
Если возмущение выз
в правой части уравненш
₽ — угол скольжения;
dm» 1
my ——~ —— произвол
ги баний cai
—безразме
/-размах; г
носител ып
426
да обладает продольной
Жированием [см. условия
1икшие в результате воз-
дета, если их не пытает-
1, на некоторых режимах
о большое время!) и са-
и возмущение было вы-
на новом режиме (если
та продольного управ-
летчика и систему управления, т. е. зажать рычаг управления. В этом
случае самолет успокоится сам.
Рассмотрим теперь боковое колебательное движение на примере уп-
рощенного дифференциального уравнения изменения угла скольжения
в возмущенном движении (в безразмерной форме). Это уравнение име-
ет вид
гзки (Дп₽) в продольном
пк.юнения руля высоты
। движения при дозвуковых
и демпфера тангажа (при
Ю устойчивость и упра вл не-
ких колебаний, f—время
раметра (в данном случае —
регулируемого параметра;
регулирование; /зат — время
5аний до момента затухании
системы наглядно ИЛ'
^дно-фазовые частотные
»рых в процессе летных
чки». Как следует из ри-
стойчивы. В зависимости
1ты усиления, демпфиро-
частоты, частоты среза
самолет и погасить его
, вмешиваясь в управле-
эму звену (самолету как
'правления (передающее
ндное звено), замыкая,
). В этом случае на час-
самого по себе) накла-
правления и самого лет-
ухудшается (напомним,
ько собственное времен-
запаздывание по фазе —
ате на некоторых режи-
>й эффективностью орга-
>анием) контур управле-
качка». Первое и ради-
)т устойчивого самолета
——- игМЪ=О. (19.5)
dd \ 1 j at \ ‘ 2 /
Рис, 19.4. Амплитудно-фазовые частотные характеристики тяжелого и легкого
самолетов на различных режимах полета:
А-^А/Аа (где А — амплитуда изменения угла атаки при периодических отклонениях орга-
на управления с изменяющейся частотой; Ао — изменение угла атаки в статических ус-
ловиях (v=0) при отклонении того же органа управления); Д<р — фазовое запаздывание
изменения угла атаки по отношению к изменению угла отклонения органа продольного
управления; V — частота знакопеременных отклонений органа продольного управления;
vco6 — собственная частота самолета
Режимы полета
------большая высота, М>1 (vCo^=0,57 Гц)
большая высота, М<1 (vco6 =0,195 Гц)
— ----малая высота, М<1, режим ?тах(\.ск~
=0,29 Гц)
Легкий маневренный са- ( — — •— малая высота, М<1, режим большого
молет ( скоростного напора (g) (vcog=0,73 Гц)
Если возмущение вызывается отклонением руля направления бв, то
в правой части уравнения появляется член В этом уравнении:
р — угол скольжения;
1 pSV
—to,. дшц 1 ,
производная, характеризующая демпфирование коле-
$ыи гу баний самолета относительно оси Оу\\
= безразмерная угловая скорость рыскания;
/-размах; — безразмерный радиус инерции от-
mt2
носительно оси Огл самолета (в квадрате);
c'z=-^-; ;
r р5/
—p dm у 1
my — ——производная, характеризующая степень путевой ста-
гу тической устойчивости;
“г дту 1 . .
т"~'дЪ ~2-------производная, характеризующая эффективность орга-
н . гм
на путевого управления.
В уравнении (19.5) аналогично уравнению (19.1) коэффициент при
первой производной характеризует демпфирование собственных колеба-
ний (декремент затухания).
Для современных самолетов, особенно'при полетах на больших вы-
сотах с большими сверхзвуковыми скоростями, характерно существен-
ное уменьшение демпфирования. Следствием этого аналогично продоль-
ному движению является сильная колебательность процессов бокового
возмущенного движения со слабым затуханием. Здесь следует напом-
нить, что рассмотренное выше уравнение (19.5), описывающее изолиро-
ванное движение рыскания, приведено нами лишь в качестве упрощен-
ного примера для выявления связей между аэродинамическими и инер-
ционными характеристиками самолета. На самом деле боковое движение
самолета представляет совокупность одновременно развивающихся
движений крена и рыскания, в котором возникновение скольжения вы-
зывает появление моментов крена, а накренение — моментов рыскания.
Математически связь движений крена и рыскания в боковом движении
иллюстрируется известными аэродинамическим^ производными: т^х,
пф, т*к и а также показателем Х=®хтах/ш^ тах, ^1ри этом
вследствие свойственных современным самолетам аэродинамических и
инерционных особенностей (большая поперечная статическая устойчи-
вость Шх на больших углах атаки и малые значения момента инерции
Jx по сравнению с Jy) колебательное движение крена развивается очень
интенсивно, так что показатель х достигает значений 10 и более, а пе-
риод колебаний становится достаточно небольшим. Поэтому на некото-
рых режимах полета аналогично продольному управлению собственные
характеристики летчика и в контуре бокового управления могут оказать-
ся неудовлетворительными для обеспечения стабилизации самолета.
Вследствие этого контур управления перестанет быть устойчивым, про-
явлением чего также оказывается «раскачка» самолета летчиком в бо-
ковом движении.
В настоящее время устойчивость контура управления обеспечивает-
ся введением в систему управления самолетов специальных корректи-
рующих устройств, работающих параллельно с летчиком независимо от
него (демпферов колебаний, автоматов изменения передаточных чисел,
автоматов загрузки и пр.). Эти устройства существенным образом изме-
няют динамические характеристики самолета (см., например,
рис. 19.3, а), улучшают характеристики управляемости, повышают без-
опасность полета и делают пилотирование современных скоростных са-
молетов доступным для летчиков средней квалификации.
§ 3. ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ
На дозвуковых самолетах для продольного, поперечного и путевого
управлений используются рули высоты, элероны и рули направления
(рис. 19.5). На сверхзвуковых самолетах применяется цельноповорот-
ный (или управляемый) стабилизатор, так как руль высоты не может
обеспечить необходимую маневренность при больших сверхзвуковых
скоростях вследствие потери эффективности (рис. 19.6), в то время как
продольная статическая устойчивость самолетов по перегрузке на этих
428
режимах существенно у
назад.
Для поперечного упр
применяться интерцептор
вые элероны — поворотны
Рис. 19.5. Органы управл
} — тяги проводки управления
элерон (правый); 4— триммер
6 — руль высоты; 7 — киль; 8
триммегр руля высоты; 11— (
ния; 13 — тяги
клоняемые правые и лег
во поперечного управле!
крылом изменяемой стре
Рис. 19.6. Пример изменен
ности руля высоты (пг^в)
ротного (управляемого) i
в зависимости от ч1
лцая степень путевой ста-
эщая эффективность орга-
но (19.1) коэффициент при
ванне собственных колеба-
ш полетах на больших вы-
ии, характерно существен-
этого аналогично про’доль-
ьность процессов бокового
нем. Здесь следует налом-
,5), описывающее изолиро-
лишь в качестве упрощен-
эродинамическими и инер-
юм деле боковое движение
временно развивающихся
икповение скольжения вы-
ние—моментов рыскания.
;ания в боковом движении
ши производными:
^“хтах'Чтах- ПРИ ЭТ0М
стам аэродинамических и
чная статическая устойчи-
1начения момента инерции
ie крена развивается очень
значений 10 и более, а пе-
вшим. Поэтому на некото-
f управлению собственные
управления могут оказать-
стабилизации самолета.
1ет быть устойчивым, про-
самолета летчиком в бо-
управления обеспечивает-
)в специальных корректи-
с летчиком независимо от
:ения передаточных чисел,
цественным образом изме-
голета (см., например,
зляемости, повышают без-
временных скоростных са-
ификации.
[НЫХ САМОЛЕТОВ
о, поперечного и путевого
оны и рули направления
вменяется цельноповорот-
1к руль высоты не может
1 больших сверхзвуковых
рис. 19.6), в то время как
ов по перегрузке на этих
режимах существенно увеличивается в связи со смещением фокуса
назад.
Для поперечного управления наряду с обычными элеронами стали
применяться интерцепторы (или спойлеры), корневые элероны, конце-
вые элероны — поворотные концы крыльев и даже дифференциально от-
Рпс. 19.5. Органы управления и проводка управления легкого нескоростного
самолета:
/ — тяги проводки управления элеронами; 2 — педали управления рулем направления; 3 —
элерон (правый); 4 — триммер элерона; 5 — ручка управления рулем высоты и элеронами;
6— руль высоты; 7 — киль; 8— руль направления; 9 — тримметр руля направления; 10 —
трнмметр руля высоты; 11—стабилизатор; 12 — тяги проводки управления рулем направле-
ния; 13 — тяги управления рулем высоты; 14—элерон (левый)
клоняемые правые и левые половины
во поперечного управления наиболее
крылом изменяемой стреловидности.
стабилизатора. Последнее средст-
часто применяется у самолетов с
Рис. 19,6. Пример изменения эффектив-
ности руля высоты Im'^) и цельнопово-
ротного (управляемого) стабилизатора
(Ифн) в зависимости от чисел М полета
Рис. 19.7. Один из возможных вари-
антов кинематического смесительного
механизма управления элевонами:
/ — тяга управления по крену; 2— тяга
управления по тангажу; 3 — качалка-води-
ло; 4— двуплечая качалка параллело-
граммного механизма управления по кре-
ну; 5 — тяга параллелограммного меха-
низма; 6 — трехплечая качалка; 7 — тяга
к правому элевону; 8— тяга к левому эле-
вону; 9 — крепление качалки-водила смеси-
тельного механизма к конструкции само-
лета; 10 — ось вращения трехплечей ка-
чалки
429
Для сверхзвуковых самолетов характерно достаточно частое при-
менение схемы «бесхвостка», а иногда и схемы «утка». Продольное и
поперечное управления самолетов этих схем осуществляется установ-
ленными вдоль задней кромки крыла элевонами, которые отклоняются
на правом и левом крыльях в одну сторону для выполнения функций
рулей высоты или в разные стороны — для выполнения функций элеро-
нов. Для обеспечения этого в проводке управления к элевонам устана-
вливается специальный смесительный механизм (рис. 19.7), который
суммирует командные перемещения по управлению рулем высоты (тан-
гаж) и элеронами (крен) и выдает на элевоны в одно крыло сумму, а
в другое — разность этих перемещений.
Некоторые из перечисленных выше новых органов аэродинамичес-
кого управления показаны на рис. 19.8 условно совмещенными на одном
гипотетическом самолете.
Остановимся теперь на
особенностях органов управ-
ления вертикально взлетаю-
щих (СВВП) и воздушно-
космических (ВКС) само-
летов.
В отличие от обычных
самолетов, которые в про-
цессе разбега для взлета на-
бирают скорость не только
для создания достаточной
аэродинамической подъем-
ной силы, но и для обеспе-
чения необходимой эффек-
тивности органов аэродина-
мического управления (ру-
лей), для СВВП и ВКС ха-
Рис 19.8. Новые органы управления само-
летов (органы поперечного управления ус-
ловно показаны в положении для создания
левого крена):
1 — носовое горизонтальное оперение (дестабили-
затор); 2 — закрылок носового оперения; 3 — кон-
цевой элерон (правый); 4— корневые элероны,
5 — интерцепторы (спойлеры); 6 — дифференци-
ально отклоняемые правая и левая половины ста-
билизатора (элевоны); 7 — цельноповоротный
киль; 8 — нижний (подфюзеляжный) киль
рактерны режимы полета, при которых обычные аэродинамические орга-
ны управления не эффективны.
Для СВВП — это режимы вертикального взлета и посадки с прак-
тически нулевой горизонтальной скоростью, при которой обычные аэро-
динамические органы управления становятся бесполезными, хотя они
вполне эффективно используются на этих самолетах на других режимах
полета с достаточно большой скоростью.
Для ВКС — это режимы полета в разреженных слоях атмосферы,
где недостаток скоростного напора также не позволяет использовать
обычные аэродинамические органы управления, с успехом используемые
на режимах полета в более плотных слоях атмосферы.
Поэтому для этих самолетов наряду с обычными органами аэро-
динамического управления для обеспечения возможности изменения
положения самолета и стабилизации на режимах вертикального взлета
и посадки (для СВВП) или полета в разреженных слоях атмосферы
(для ВКС) приходится применять и другие способы создания управля-
ющих сил и моментов. Из этих способов наибольшее распространение
получили:
1) струйное управление;
2) дифференциальное изменение (модуляция) тяги подъемных дви-
гателей;
3) изменение направления векторов тяги двигателей.
При струйном управлении для создания управляющих сил и момен-
тов относительно всех трех осей самолета используются силы реакций
струй, выпускаемых из специальных сопел, располагаемых на макси-
мально возможном удалении от центра тяжести самолета.
Для струйного управления на СВВП обычно используется воздух,
430
но достаточно частое при-
емы «утка». Продольное и
t осуществляется установ-
ки, которые отклоняются
для выполнения функций
ыполнения функций элеро-
зления к элевонам устана-
низм (рис. 19.7), который
пению рулем высоты (тай-
ны в одно крыло сумму, а
х органов аэродинамичес-
о совмещенными на одном
[потетическом самолете.
Остановимся теперь на
обенностях органов управ-
ляя вертикально взлетаю-
их (СВВП) и воздушно-
омических (ВКС) само-
лов.
В отличие от обычных
молетов, которые в пре-
ссе разбега для взлета на-
дают скорость не только
,я создания достаточной
родинамической подъем-
й силы, но и для обеспе-
ния необходимой эффек-
вности органов аэродина-
[ческого управления (ру-
й), для СВВП и ВКС ха-
ае аэродинамические орга-
взлета и посадки с прак-
)и которой обычные аэро-
бесполезными, хотя они
летах на других режимах
енных слоях атмосферы,
позволяет использовать
, с успехом используемые
сферы,
зычными органами аэро-
возможности изменения
fax вертикального взлета
енных слоях атмосферы
особы создания управля-
юльшее распространение
ия) тяги подъемных дви-
шгателей.
равняющих сил и момен-
ользуются силы реакций
асполагаемых на макси-
самолета.
1но используется воздух,
431
На рис, 19.9 в
Рис. 19.10. Относительное
уменьшение тяги подъемных
ТРД с увеличением отбора воз-
духа за компрессором (------)
или газов за Турбиной (-----)
(Р = Рс.отб/Рбез отб)
отбираемый от двигателей, создающих вертикальную тягу (подъемных
или подъемно-маршевых). Выпуск воздуха через то или другое сопло
осуществляется открыванием клапана, связанного проводкой с соответ-
ствующим рычагом управления самолетом в кабине (ручкой, штурвалом
или педалями) и обычной рулевой поверхностью. Таким образом, при
движениях рычага управления одновременно происходит отклонение ру-
ля и открывание соответствующего клапана системы струйного управ-
ления.
примера такой системы показана система
струйного и аэродинамического управле-
ний английского экспериментального
СВВП Шорт SC-1, У этого самолета воз-
можны три режима управления:
1 — ручное управление (от летчика)
соплами и рулями (тяги в механизмах 11
и 16 установлены в положение РУ или
Авт., включены муфты Р);
2 — ручное управление рулями, авто-
матическое управление соплами от систе-
мы автостабилизации (тяги в механизмах
установлены в положение РУ, включены
муфты А);
3 — автоматическое управление ста-
билизацией с помощью рулей и сопел
(тяги в механизмах — в положении Авт.,
включены муфты А),
Переключение муфт осуществляется
(ГЦ), а в аварийном случае (отказ гидрав-
лики) муфты Р включаются аварийным пневматическим цилиндром
(АПЦ), что обеспечивает возможность ручного управления рулями и
гидравлическим цилиндром
Рис. 19.11. К определению потребного расхода воздуха через сопло
струйного управления:
а — пример определения плеча реактивной силы сопла относительно оси
самолета (центра тяжести);--------------отбор газов за турбиной;
-----отбор воздуха за компрессором; б — зависимости удельных тяг уп-
равляющих сопел, работающих на сжатом воздухе от компрессоров и на
выхлопных газах ТРД, от степени сжатия воздуха в компрессорах двига-
телей
меньше, если осуш,
за турбиной. Но прг
струйного управлен!
ной газовой смеси.
Потребные ynps
управления при изв(
ных характеристикг
19.11, а)
где Рпотр.с — потреб!
сматрш
J — момент
1С — pacciof
Впотр потреб!
носител
Значение еПОтр з;
намических характер
ческих данных, либо
СВВП на электроннь
После подсчета j
через сопло GB с опре
соплами. Тяги в механизмах переключения режимов управления 11 и 16
устанавливаются в положения РУ или Авт. на земле перед полетом.
Отбор воздуха от двигателей для системы струйного управления
приводит к падению тяги этих двигателей, которое_ сильно зависит от
относительного количества отбираемого воздуха б?Отб = б?отб/6дп. Как
видно из рис. 14.10, это падение тяги может составлять до 15—35% ис-
ходной тяги двигателя. Следует отметить, что падение тяги существенно
где РуД.с — удельная
1 кгс/с, снимается с г
ни сжатия воздуха в
телей Лк и относител
СОтб- Потребный расх
ся по выражению <7В>
Для струйного yi
продукты разложена
киси водорода (рис. 1
На СВВП с несю
гателями, разнесении
управления положени
кального взлета и пос
менение тяги разнесе!
торов тяги путем повс
Пример компонов
на рис. 19.13. Здесь на
крену осуществляется
вдоль фюзеляжа и по
шевых двигателей, а
тяги (поворотом кры
Для изменения nanpai
переходных режимах 1
на угол 90°, а для упр
педалей 1 на неболыш
Управление с поМ'
недостаточно высокой
* Более подробно об и
[19], откуда использованы п[
432
скальную тяг}’ (подъемных
через то или другое сопло
иного проводкой с соответ-
<абипе (ручкой, штурвалом
1стыо. Таким образом, при
происходит отклонение ру-
системы струйного управ-
систем ы показана система
эродинамического управле-
кого экспериментального
iC-1. У этого самолета воз-
жим а управления:
; управление (от летчика)
ими (тяги в механизмах 11
2ны в положение РУ или
I муфты Р);
! управление рулями, авто-
явление соплами от систе-
изации (тяги в механизмах
положение РУ, включены
ггическое управление ста-
помощыо рулей и сопел
1змах — в положении Авт.,
гы А).
ние муфт осуществляется
ном случае (отказ гидрав-
(евматическим цилиндром
го управления рулями и
воздуха через сопло
ппла относительно оси
газов за турбиной;
ости удельных тяг уп-
от компрессоров и на
в компрессорах двига-
симов управления 11 и 16
земле перед полетом.
1ы струпного управления
>торое_ сильно зависит от
уха Gqtg = Сотб/Сдц. Как
ютавлять до 15—35% ис-
:адение тяги существенно
меньше, если осуществлять отбор не воздуха за компрессором, а газов
за турбиной. Но при последнем способе сильно усложняется вся система
струйного управления, которая должна работать на высокотемператур-
ной газовой смеси.
Потребные управляющие усилия от сопел реактивного (струйного)
управления при известных размерах самолета, его весовых и инерцион-
ных характеристиках могут быть определены из соотношения (рис.
19.11, а)
Р ~ — г
потр.с < потр»
где Рпотр.с—потребное управляющее усилие сопла относительно рас-
сматриваемой оси самолета;
J — момент инерции самолета относительно этой оси;
/с — расстояние от оси до сопла;
еПотр— потребное при управлении угловое ускорение самолета от-
носительно этой же оси.
Значение ЕП0Тр зависит от весовой категории самолета и его аэроди-
намических характеристик и выбирается либо путем обработки статисти-
ческих данных, либо по результатам моделирования процессов движения
СВВП на электронных моделях.
После подсчета РПотр.с необходимый максимальный расход воздуха
через сопло <7В.С определяется из выражения
^в.с ^noip.c/^y.i.c КГСуС,
где Руд.с— удельная тяга сопла (кгс) при расходе воздуха через него в
1 кгс/с, снимается с графика рис. 19.11, б для каждой конкретной степе-
ни сжатия воздуха в компрессорах выбранного типа подъемных двига-
телей и относительного количества отбираемого воздуха или газов
Сотб- Потребный расход воздуха через двигатели при этом подсчитывает-
ся по выражению CrB^--SPC кгс/с.
Gq тб
Для струйного управления на ВДС вместо воздуха используются
продукты разложения каких-либо химических веществ, например, пере-
киси водорода (рис. 19.12) *.
На СВВП с несколькими подъемными и подъемно-маршевыми дви-
гателями, разнесенными по длине фюзеляжа и по размаху крыла, для
управления положением самолета и стабилизации на режимах верти-
кального взлета и посадки может использоваться дифференциальное из-
менение тяги разнесенных двигателей или изменение направления век-
торов тяги путем поворота всего двигателя или его соплового аппарата.
Пример компоновки агрегатов управления такого самолета показан
на рис. 19.13. Здесь на малых скоростях полета управление по тангажу и
крену осуществляется дифференциальным изменением тяги разнесенных
вдоль фюзеляжа и по размаху крыла групп подъемных и подъемно-мар-
шевых двигателей, а управление по рысканию — поворотом векторов
тяги (поворотом крыльевых гондол подъемно-маршевых двигателей).
Для изменения направления векторов тяги подъемно-маршевых ТРД на
переходных режимах гондолы одновременно поворачиваются от ручки 3
на угол 90°, а для управления по рысканию гондолы поворачиваются от
педалей 1 на небольшие углы в разные стороны.
Управление с помощью изменения тяги подъемных ТРД вследствие
недостаточно высокой приемистости последних обладает несколько худ-
* Более подробно об использовании и расчете струпного управления см., например,
[19], откуда использованы приводимые выше расчетные характеристики.
шими характеристиками быстродействия, а также требует уменьшения
общей вертикальной тяги при дифференциальном ее изменении у разне-
сенных двигателей для создания управляющего момента.
Рис, 19,12. Система управления экспериментального самолета-ракетоплана Норт-Амери-
кен Х-15 (США):
а — схема продольного аэродинамического управления: / — центральная (основная) ручка управле-
ния; 2 — боковая ручка (на правом пульте); 3— вспомогательный гидроусилитель; 4—исполнитель-
ный механизм демпфера продольных колебаний (тангажа); 5 — гидроусилитель привода поверхности
продольного управления (цельноповоротного стабилизатора); 6 — тросовая проводка; 7 — механизм
нелинейной передачи; 8 — автомат загрузки; б — схема размещения агрегатов реактивной (струй-
ной) системы управления; 1 — дублированные клапаны управления по тангажу и рысканию: 2 —
ручка управления реактивной системой; 3, 4, 5 — управление ручкой по тангажу, крену и рысканию
соответственно; 6 — дублированные клапаны управления по крену; 7,8 — баки с перекисью водо-
рода; 9 — дублированные сопла реактивной системы управления по крену; 10, 11, 12 — тросовая
проводка управления клапанами крена, тангажа и рыскания соответственно; 13 — сопла реактивной
системы управления по тангажу и рысканию в носовой части фюзеляжа: Л — основные сопла с
питанием перекисью из бака 7; В — дублирующие сопла с питанием из бака 8; в — принципиальная
схема реактивной системы управления, работающей на перекиси водорода: 1 — клапан управления
(открывающий выход газам через сопло); 2 — сопло; 3— бак с перекисью водорода; 4 — баллон с
азотом; 5—-регулятор давления: 6 — газогенератор; 7 — второе сопло системы; 8 — дренажные вы-
воды; 9 — предохранительный клапан
§ 4. УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА. ВАЖНЕЙШИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Коротко остановимся на управляемости самолета и ее характерис-
тиках *.
* Подробнее этот вопрос может быть изучен, например, по книге [11].
434
еже требует уменьшения
iM ее изменении у разне-
момента.
:та-ракетоплана Норт-Амери-
1ьная (основная) ручка управле-
•идроусилитель, 4 — исполнитель-
юуенлитель привода поверхности
росовая проводка; 7 — механизм
я агрегатов реактивной (струй-
I по тангажу и рНсканию; 2 —
t по тангажу, крену и рысканию
7, 8 — баки с перекисью иодо-
по крену, 10, И, /2 —тросовая
тственно; 13 — сопла реактивной
эзеляжа, А — основные сопла с
[ из бака 8, в — принципиальная
одорода I — клапан управления
эекисью водорода, 4 — баллон с
по системы, 8 —дренажные вы-
Е ХАРАКТЕРИСТИКИ
олета и ее характерно -
по книге [11].
Под управляемостью самолета понимают его способность изменять
режим полета в результате действий летчика,-которые сводятся к пере-
мещениям рычагов управления при приложении к ним определенных
усилий. Поэтому управляемость характеризуется зависимостями между
отклонениями рычагов управления и прикладываемыми к ним усилиями,
с одной стороны, и изменениями параметров движения самолета — с
другой. В практике нередко характеристики управляемости делят на две
группы: статической и динамической управляемости. Хотя такое разде-
ление и достаточно условно, оно все же широко применяется.
Характеристики статической управляемости определяют усилия на
рычагах управления и их отклонения, необходимые для балансировки
самолета на различных установившихся режимах полета, а также из-
менение этих усилий и перемещений, необходимое для перехода с одно-
го установившегося режима на другой с единичным изменением пара-
метров движения. Важнейшими из этих характеристик в продольном
управлении являются:
1) балансировочные кривые Н, пу)\ Рв—ММ, И, пу) и в
частном случае балансировочные кривые горизонтального полета хвгп =
=Л(М, Н, хт) и PBrjI=f2(M, //, хт).
Здесь и далее используются общепринятые обозначения: 6—-откло-
нение руля; х — линейное перемещение рычага управления (обычно в
практике замеряется в мм); Р —усилие на рычаге управления. Индек-
сы «в», «э», «н» обозначают соответственно каналы управления рулем
высоты (тангаж), элеронами (крен) и рулем направления (рыскание);
2) расходы рычага продольного управления и усилий на нем для
единичного изменения перегрузки x^^dxjdny и P*y=dPJdnff или ско-
рости Хв— dxJdV и Рв —dPJdV\
3) расходы усилий на рычаге продольного управления при выводу
самолета из горизонтального полета на режимы полета с предельно до-
пустимыми значениями коэффициента судоп или предельными значения-
ми перегрузки (Рв)с^ ДОп и (^в)л^лоп соответственно.
В качестве характеристик боковой статической управляемости рас-
сматриваются зависимости отклонений рычага поперечного управления
(ручки или штурвала) х3 и смещений педалей хн, а также возникающих
на них усилий Рэ и Рп соответственно от параметров бокового движения
самолета, в качестве которых рассматриваются угловые скорости сох и
wy, углы скольжения ip и крена -у, а также боковая перегрузка nz. Для
оценки боковой статической управляемости также используются:
1) балансировочные кривые x$=fi (р или nz), P3=f2 (Р или п2), хн=
= f3 (р или пг) и PH=f4 (Р или п2), определяемые из серии установив-
шихся прямолинейных полетов со скольжением, а также в установив-
шихся полетах с несимметричной тягой двигателей (для многомоторных
самолетов);
2) зависимости = (Хэ ИЛИ Ps), включая C9xmax = f2 (Xfl.max ИЛИ
Л)1ш) на различных режимах полета;
3) производные от перемещений и усилий на рычагах поперечного
и путевого управлений по какому-либо параметру бокового движения,
взятые на режиме исходного установившегося прямолинейного полета
без крена и скольжения х™х =dxjd®x, Р**=дР9[д&х, Р1—
=dP,ldt, xl=dxJd^,Pt=dPJ^ и др.
Для современных скоростных самолетов достаточно важными ока-
зываются также балансировочные кривые, характеризующие зависимо-
сти усилий на рычагах поперечного и путевого управлений и их переме-
щений от скорости (или числа М) прямолинейного полета при р=у=О.
Рис. 19.13. Принципиальная схема механической части системы
/ — педали управления по рысканию; 2—ручка управления по
тангажу и крену, 3 — ручка управления поворотом гондол для из
менеиия направления тяги при переходных режимах (ог вертикаль-
ною взтета к разгону и от горизонтального полета к вертикальной
посадке); 4 — проводка управления по крену, 5 —проводка управ-
ления по ташажу, 6 — проводка управления гондолами, 7 — рычаги
управления тягой ТРД (стрелками показано направление движения
рычагов на увеличение тяги), 8 — проводка управления тягои фю-
зеляжной группы, 9— проводка к механизмам отключения управ
лспня тягой при повороте гондол и переходе на горизонтальный
полет, 10— механизм отключения управления тягой по ташажу,
//—проводка управления тягой групп двшателей в гондолах уп-
равления по тангажу; 12—механизм отключения управления тягой
по крену, 13 — смесительный механизм управления тягой по тан-
гажу и крену (кинематику механизма см. на рис. 19 7), 14— про-
управления экспериментального СВВП VJ-101C (ФРГ)
водка в крыле управления тягой группы подъемно-маршевых ТРД
в левой гондоле, /5 — проводка управления левым элероном; 16 —
проводка управления поворотом левой гондолы; /7 —ось вращения
гондолы с рычагом; 18 — левая гондола с двумя подъемно марше-
выми ТРД (так же как и правая 27, расположена за центром тя-
жести самолета), 19—элерон левый, 20 — проводка управления
цельноповоротным стабилизаторов; 2/— гидроусилитель стабилиза-
тора; 22 — гидроусилитель руля направления, 23—управляемый ста-
билизатор (левая половина), 24 — руль направления; 25— проводка
управления рулем направления; 26 — элерон (правый), 28 — сме-
сительный механизм управления поворотом гондол; 29 — механизм
отключения системы поворота гондол для управления по рысканию;
30 — проводка управления поворотом гондол для управления по
рысканию; 31 — фюзеляжная группа подъемных ТРД (расположена
впереди центра тяжести самолета)
Из
<и
Эти кривые на различных высотах характери-
зуют усилия на рычагах управления и их пе-
ремещения, необходимые для парирования мо-
ментов крена и рыскания, возникающих вслед-
ствие влияния сжимаемости воздуха, упругос-
ти конструкции самолета или его производст-
венной асимметрии.
Динамическая управляемость характери-
зует пилотирование самолета при выполнении
различных неустановившихся движений, част-
ным случаем которых может быть перевод са-
молета из одного установившегося режима
полета в другой. Мы уже упоминали, что вся-
кое отклонение какого-либо органа управле-
ния, вызывающее изменение действующих на
самолет сил и моментов, можно рассматривать
как возмущение, отклоняющее самолет от ис-
ходного режима полета. Поведение самолета
после этого отклонения описывается соответст-
вующими уравнениями движения, из которых,
как более важные, рассматриваются уравне-
ния продольного и бокового короткопериодиче-
ских движений [см. уравнения (19.1) и (19.5)
с правыми частями]. Процесс изменения пара-
метров самолета при переходе от одного уста-
новившегося режима полета к другому после
отклонения органа управления (или процесс
возвращения к исходному режиму полета пос-
ле действия внешнего возмущения) называют
переходным процессом, а за характеристики
динамической управляемости принимают ха-
рактеристики этого процесса (см. рис. 19.3, б).
Так как характеристики переходного про-
цесса целиком определяются коэффициентами
при соответствующих производных параметров
в уравнениях движения самолета, а его устой-
чивость— условиями типа (19.3), то можно
сделать вывод, что характеристики динамиче-
ской управляемости (впрочем, так же, как и
статической) целиком определяются характе-
ристиками устойчивости самолета. А эти ха-
рактеристики при проектировании самолета и
его системы управления могут изменяться
проектировщиками в достаточно широких пре-
делах.
Значения важнейших показателей управ-
ляемости для самолетов различных типов за-
даются на основании многолетней практики
эксплуатации самолетов. В практике проекти-
рования систем управления современных само-
летов в результате специальных исследований
эти показатели могут корректироваться для
получения их оптимальных значений (наибо-
лее удобных с точки зрения летчиков), а также
для обеспечения устойчивости контура управ-
ления «летчик — система управления — само-
лет» на всех возможных режимах полета. Эти
исследования с участием летчиков проводятся
437
на специальных стендах с использованием аналоговой вычислительной
техники (рис. 19.14). Иногда эти стенды для наибольшего приближения
к реальным условиям полета делают с подвижными кабинами, имитиру-
ющими угловые и даже линейные ускорения, действующие на самолет
няться в процессе про
руля высоты осуществл
стабилизатор, эффекта
производной т^=дт2
Очень большое зн
В гл. VI уже указывав
увеличению потерь ка>
ние степени устойчив!
(именно такое измене)
к сверхзвуковым скорс
са (перерегулирована
отклонениях руля выс
дольной статической у<
важнейших показател<
а чрезмерное их
ти контура управлен
дольной статической у
Рис. 19.14. Типовой стенд для исследования динамики самолета (с непо-
движной кабиной):
/ — экран с подвижным изображением «местности»; 2—макет кабины самолета;
3 — приборная доска пилота; 4 — летчик-испытатель; 5 — блок загрузки пычагов
управления и датчиков усилий и перемещений; 6 — сигналы перемещении рыча-
гов управления к вычислителю; 7—сигналы усилий и перемещений на записы-
вающую аппаратуру; 8 — электронная модель системы управления самолета;
9 —сигналы отклонения органов управления (рулей) самолета; 10 — электронная
модель динамики самолета; 11 — сигналы изменения параметров полета на при-
боры летчика; 12—сигналы изменения параметров полета на записывающую
аппаратуру, пульт оператора и управляющий блок системы Перемещений прием-
ника «обзора местности»; 13 — записывающая аппаратура (осциллографы); 14 —
пульт оператора стенда; 15 — упрааляющий блок системы перемещения прием-
ника «обзора местности»; 16 — сигналы изменения положения приемника; 17 —
подвижная телевизионная головка приемника «обзора местности» с шестью дви-
жениями (3 поступательных и 3 вращательных); 18— макет местности (взлетно-
посадочная полоса аэродрома); /9 — сигналы изображения местности к проекто-
ру; 20— проектор
гДе *ш.в=-~-коэф(|
долы
Это выражение л
правой частью, напи
атаки
d2Aa__ d&a
di2 dT
(19.2) для определен!
стерном управлении i
стым выражением
в полете. Управление движениями такой кабины также осуществляется
электронными вычислительными машинами (ЭВМ), решающими урав-
нения движения самолета.
§ 5. ОБЩЕЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ САМОЛЕТА
И ХАРАКТЕРИСТИКИ УПРАВЛЯЕМОСТИ
Выше отмечалось, что характеристики устойчивости и управляемос-
ти самолета могут изменяться при его проектировании в достаточно ши-
роких пределах. Рассмотрев, например, выражения для коэффициентов
при производных в уравнении продольного короткопериодического дви-
жения (19.1), можно отметить, что такие производные как и
при проектировании самолета могут достаточно легко изменяться.
Производная —л>, характеризующая степень продольной
статической устойчивости по перегрузке, может изменяться за счет изме-
нения центровки хч и положения фокуса самолета .rF. Положение фоку-
са, как известно, определяется формой, размерами и характеристиками
крыла и горизонтального оперения, а также их взаимным расположени-
ем. Производная т^—дт^дЪ^ характеризующая эффективность руля
высоты, зависит от формы и размеров горизонтального оперения и руля
высоты и определяется характеристиками его профилей, плечом горизон-
тального оперения £г.о. Все эти величины достаточно легко могут ме-
где коэффициент Pi
рычага продольного у]
зочным устройством.
Из выражения (1
загрузки уменьшение
к соответствующему '
вании самолета прихо
речивым требованиям
можно меньше для у]
дальнего самолета ид
другой стороны, обес
мости.
Выражения (19.6)
для решения этой зад
малом значении тсо n
г
ля тремя способам
1) путем уменьше
го управления к рулю
логовой вычислительной
ибольшего приближения
ыми кабинами, имитиру-
1ействующие на самолет
и самолета (с непо-
(кет кабины самолета;
>лок загрузки оычагов
'ы перемещений рыча-
смещений на записы-
1?лравления самолета,
пета; 10 — электронная
[етров полета на при-
га на записывающую
I перемещений прием-
(осцилл огр а фы); 14 —
перемещения прием-
ния приемника, 17 —
тоста» с шестью дви-
г местности (взлети о-
местностн к проекто-
также осуществляется
1), решающими урав-
ОЛЕТА
)СТИ
[вости и управляемос-
нии в достаточно ши-
э для коэффициентов
опериодического дви-
дные как тСу и тг»
г z
'ко изменяться.
степень продольной
еняться за счет изме-
rF- Положение фоку-
и характеристиками
имным расположени-
эффективность руля
[ого оперения и руля
лей, плечом горизон-
те легко могут ме-
няться в процессе проектирования. При недостаточной эффективности
руля высоты осуществляется переход на цельноповоротный управляемый
стабилизатор, эффективность которого существенно выше и оценивается
производной m^=dmzld^e (см. рис. 19.6).
Очень большое значение имеет правильный выбор величины т^.
В гл. VI уже указывалось, что увеличение этой производной приводит к
увеличению потерь качества на балансировку. Наряду с этим, увеличе-
ние степени устойчивости, особенно при уменьшении демпфирования
(именно такое изменение этих характеристик происходит при переходе
к сверхзвуковым скоростям), приводит к возрастанию начального забро-
са (перерегулирования, см. рис. 19.3, б) регулируемого параметра при
отклонениях руля высоты. С другой стороны, уменьшение степени про-
дольной статической устойчивости по перегрузке приводит к уменьшению
важнейших показателей продольной статической управляемости и
Р^, а чрезмерное их уменьшение может привести к потере устойчивос-
ти контура управления. Зависимость показателя х"у от степени про-
дольной статической устойчивости по перегрузке имеет следующий вид:
ХПУ =----1_ (тсу Д_ Ji 1 (19.6)
В Аш.в \ г ‘ Z ,
Г , и
где в=-—-— коэффициент кинематической передачи в проводке про-
дольного управления.
Это выражение легко может быть получено из уравнения (19.1) с
правой частью, написанного для установившегося приращения угла
/ d2Aa rfia
атаки —~ = .—— = О I и преобразованного с помощью соотношения
X d& dt /i
(19.2) для определения приращения перегрузки. При необратимом бу-
стерном управлении показатель управляемости Распределяется про-
стым выражением
(19.7)
где коэффициент Рв = dPJdx*— градиент характеристики загрузки
рычага продольного управления по его отклонению, создаваемый загру-
зочным устройством.
Из выражения (19.7) следует, что при постоянной характеристике
загрузки уменьшение показателя хп“ при уменьшении rrfy приводит и
к соответствующему уменьшению Р"у. Таким образом, при проектиро-
вании самолета приходится каким-то способом удовлетворять противо-
речивым требованиям: с одной стороны, стремится сделать как
можно меньше для уменьшения потерь качества на балансировку для
дальнего самолета или улучшения маневренности — для легкого, а с
другой стороны, обеспечивать приемлемые характеристики управляе-
мости.
Выражения (19.6) и (19.7) в известной мере подсказывают пути
для решения этой задачи. Как следует из (19.6), даже при достаточно
малом значении тСу можно обеспечить приемлемые значения показате-
ля тремя способами:
1) путем уменьшения коэффициента передачи от рычага продольно-
го управления к рулю высоты (или стабилизатору) А’шв;
439
2) путем уменьшения эффективности органа продольного управле-
г
НИЯ т в;
Z
3) путем увеличения продольного демпфирования т“г.
Значения показателя Р”&, помимо перечисленных выше трех спосо-
бов, могут приводиться к приемлемому уровню путем увеличения гради-
ента загрузки Рв.
Все эти способы широко используются в современном самолетостро-
ении и находят свое техническое воплошенир-
Рис. 19.15. К пояснению работы демпферов колебаний самолета:
а„схема установки гироскопов датчиков угловых скоростей (ДУС) демп-
феров крена, тангажа и рыскания (Н — вектор кинетического момента
ротора гироскопа); б — принципиальная схема демпфера- / — гироскоп
датчика угловой скорости; 2 —усилитель, 3—силовое реле (PC), -/ — элект-
родвигатель; 5 — редуктор-преобразователь вращательного движения
электродвигателя в поступательное движение штока, 6 — выходной шток;
7 — потенциометр обратной связи (ОС); В — фильтр высоких частот; 9
потенциометр датчика (пунктиром показаны основные блоки комплекта
демпфера)- / — датчик угловой скорости (ДУС); И — релейно-усилитель-
ный блок (РУБ), III— исполнительный механизм — раздвижная тяга
— в регулировании передаточных чисел АШв по режимам полета;
— в применении продольного управления комбинированного типа,
при котором в качестве органа продольного управления на одних режи-
мах (М<1) используется руль высоты, а на других (М>1) — управляе-
мый стабилизатор;
— в повышении демпфирования самолета fftzz за счет установки ав-
томатических устройств — демпферов тангажа;
440
— в применении perj
полета,
В каждом конкретне
характеристик и предъяв
способ или их комбинаци
Практика показывае
приятные динамические
звуковых скоростях на б
ческой компоновки не уз
автоматических средст
повышений демпфировг
ния — демпферов колебг
НИИ,
В зависимости от тс
го, относительно какой и
осей самолета демпфе
должен гасить колебанш
различают демпферы таг
гажа, крена и рысканш
Устройство их совершен
но одинаково, а отличг
ются они только устало!
кой своих чувствительны
элементов — гироскопе
(рис. 19.15, а). Чувств!
тельный элемент демпф<
ра (гироскоп) реагируе
на изменение угловой ск<
рости самолета и выдае
сигнал на исполнител!
ный механизм — раздви»
навливается последовате
мещениях штока раздви
сование между положен!
ля или клапана струйио)
управления при иеподви
ветствующую сторону дл
При проектировании
тем или моделирование?!
ные законы работы и i
щие необходимое затуха
мое улучшение характер
контура «демпфер — сис1
Если демпфер тан г
точное число /гс„г), то п[
водной tn?z увеличиваете)
а,
на т —--------------
в ,т k и
(19.1), увеличение абсол;
увеличению коэффициен
* Передаточным числом
сколько градусов отклоняете/
скорости вращения самолета; ]
а продольного управле-
— в применении регулирования градиента загрузки Р* по режимам
вания m'*z.
[енных выше трех спосо-
бен увеличения гради-
ременном самолетостро-
полета.
В каждом конкретном случае в зависимости от типа самолета, его
характеристик и предъявляемых требований применяется тот или другой
способ или их комбинации.
Практика показывает, что существенным образом изменить неблаго-
приятные динамические характеристики самолетов при больших сверх-
звуковых скоростях на больших высотах только методами аэродинами-
ческой компоновки не удается. Эта задача решается путем применения
автоматических средств
повышения демпфирова-
ния — демпферов колеба-
ний.
В зависимости от то-
го, относительно какой из
осей самолета демпфер
должен гасить колебания,
различают демпферы тан-
гажа, крена и рыскания.
Устройство их совершен-
но одинаково, а отлича-
ются они только установ-
кой своих чувствительных
элементов — гироскопов
(рис. 19.15, а). Чувстви-
тельный элемент демпфе-
ра (гироскоп) реагирует
на изменение угловой ско-
рости самолета и выдает
Рис. 19.16. Изменение по скорости полета прира-
щений показателя управляемости хВу при работе
демпфера тангажа с различными передаточными
числами (k ш.в — 0,05 гр а д/мм)
ебаний самолета:
гостей (ДУС) демп-
тического момента
фера' / — гироскоп
yie (PC); -I — элект-
мьлого движения
f — выходной шток;
йсокнх частот; S —
J блоки комплекта
релейно-усплитель-
раздвмжная тяга
по режимам полета;
омбшшроваиного типа,
[вления на одних режи-
гих (М> 1) — управляе-
z за счет установки ав-
сигнал на исполнитель-
ный механизм — раздвижную тягу (рис. 19.15, б). Раздвижная тяга уста-
навливается последовательно в проводку управления. Поэтому при пере-
мещениях штока раздвижной тяги ла величину Дхд вводится рассогла-
сование между положениями рычага в кабине и органа управления (ру-
ля или клапана струйной системы на СВВП). Благодаря этому орган
управления при неподвижном рычаге управления отклоняется в соот-
ветствующую сторону для париривашгя вращения самолета.
При проектировании системы управления выбирают (расчетным пу-
тем или моделированием процессов .на электронных моделях) оптималь-
ные законы работы и передаточные числа демпферов *, обеспечиваю-
щие необходимое затухание собственных колебаний самолета, необходи-
мое улучшение характеристик статической управляемости и устойчивость
контура «демпфер — система управления — самолет».
Если демпфер тангажа работает по закону (йв)(7. = /’{,,г<<ц (переда-
точное число то при его установке абсолютная величина произ-
водной m°z увеличивается на (Дт^)т т‘* — , а показатель
л z ®
на -----^- — -57,3 (рис. 19.16). Как видно из уравнения
В в
(19.1), увеличение абсолютной величины производной т”г приводит к
увеличению коэффициента при d№\dt (так как m"’z<(0), определяю-
* Передаточным числом демпфера (k^ ) называют число, показывающее, на
сколько градусов отклоняется демпфером руль для парирования единичной угловой
град
скорости вращения самолета; размерность—-----=с,
град с
441
щего степень демпфирования собственных колебаний самолета, и, сле-
довательно, приводит к более быстрому их затуханию.
Как показывает исследование уравнений бокового движения [типа
(19.5)], наибольшую роль в формировании характеристик боковой управ-
ляемости играют следующие аэродинамические производные:
1) — степень поперечной статической устойчивости (т? < 0);
2) mf — степень путевой статической устойчивости (т^ < 0);
3) —производная, характеризующая демпфирование колеба-
ний рыскания (относительно оси Qyi самолета).
Рис. 19.17. Влияние изменения поперечного V крыла на
статические и динамические характеристики самолета в
боковом движении:
в
а — характер изменения зависимости самолетов со
стреловидным крылом; б— изменение характеристик боковой
динамической устойчивости самолета Боинг В-47 (США) на ре-
жимах захода на посадку <Н=0, V=240 км/ч, закрылки откло-
нены) Т— период боковых короткопериодических колебаний;
t2 — время уменьшения амплитуды колебаний вдвое
Величина производной тх меняется при изменении форм и разме-
ров крыла и вертикального оперения, а также в значительной мере при
изменении угла поперечного V крыла. Это хорошо видно из прибли-
женного выражения, определяющего значение производной mj:
/4= mLP -hwL.o —— ^fXTVcos2z-|vysin/-Kov^7’
z z о L
(19.8)
где x — угол стреловидности крыла;
V — угол поперечного V крыла;
Уво — координата точки приложения боковой силы на вертикаль-
ном оперении относительно оси 0xt самолета;
ав.о=^в.о/^;
Хет — расстояние от плоскости симметрии самолета до центра тяже-
сти площади полукрыла, отнесенное к полуразмаху; для тра-
пециевидного крыла гст =—- *—-- (г] — сужение крыла);
3 Ч] — 1
I — размах крыла.
Как следует из выражения (19.8), на самолете, основные парамет-
ры которого (5, х, SBi0, Су) уже выбраны, для уменьшения абсолютных
значений т? и улучшения тем самым динамики бокового движения на
больших углах атаки проще всего применить отрицательное попереч-
ное V крыла (V<0). При этом в выражении (19.8) второй член становит-
ся положительным и о
шаются (рис. 19.17).
Однако, как видно,
на больших скоростях)
производной trix, в рез
по крену на отклонение
Наряду с этим, опу
тельном поперечном V
новке шасси самолета
дится увеличивать дли
ек), а также при проек
нии топливных систем
мешенными в крыле toi
ми баками, так как топ
может самотеком под
из опущенных вниз к*
крыла к расходным бат
Поэтому в настоян
мя проблема обеспечен
емлемых динамических
теристик самолета в (
движении все чаще р<
только за счет примене!
личных автоматических
рыскания), а поперечно)
в этом сл\чае к надеж]
вышенные требования.
Что касается прои;
скую устойчивость, то Э'
ния площадей проекций
фюзеляжа и вертикальн
т[ — 0,06*
где
^0,32 (хф
Значения входящих в bi
ских параметров самоле
Характерное увели!
у современных скорости
поновки и необходимое
тивления, приводит к 1
члена в выражении (19
mJ. Наряду с этим, вь
атаки (заход на посадк
чивость также снижа)
(mJ)hp<^0, гак и за сч
фюзеляжем, в результа1
ния потока в зоне onepei
При больших числ;
снижения эффективное
убывает).
Все это приводит I
площади вертикальной:
442
гбаний самолета, и, сле-
анию.
юкового движения [типа
стеристик боковой управ-
чроизводные:
ойчивости (т^ < 0);
ивости (mf < 0);
демпфирование колеба-
yi самолета).
ся положительным и отрицательные значения производной tn* умень-
шаются (рис. 19.17).
Однако, как видно, из рис. 19.17, а, при малых углах атаки (полет
на больших скоростях) эта мера приводит к чрезмерному уменьшению
производной пгР в результате чего может появиться обратная реакция
по крену на отклонение руля направления («дачу ноги»).
Наряду с этим, опущенные вниз концы консолей крыла при отрица-
к целому ряду трудностей при компо-
> V крыла на
и самолета в
) самолетов со
истик боковой
(США) на ре-
акрылки откло-
их колебаний,
шй вдвое
пленении форм и разме-
.значительной мере при
'РОШО видно из прибли-
оизводной /пр
i I
(19.8)
гой силы на вертикаль-
иолета;
(молета до центра тяже-
: полуразмаху; для тра-
) —сужение крыла);
1ете, основные парамет-
гменьшения абсолютных
I бокового движения на
отрицательное попе ре ч-
J) второй член становит-
тельном поперечном v приводят
новке шасси самолета (прихо-
дится увеличивать длину сто-
ек), а также при проектирова-
нии топливных систем с раз-
мещенными в крыле топливны-
ми баками, так как топливо не
может самотеком подаваться
из опущенных вниз консолей
крыла к расходным бакам.
Поэтому в настоящее вре-
мя проблема обеспечения при-
емлемых динамических харак-
теристик самолета в боковом
движении все чаще решается
только за счет применения раз-
личных автоматических средств
Рис. J9.18. Определение геометрических па-
раметров самолета, входящих в выражения
для производных и характеризую-
щих боковую статическую устойчивость
(автоматов скольжения и демпферов
рыскания), а поперечное V применяется положительное. Естественно, что
в этом случае к надежности автоматических систем предъявляются по-
вышенные требования.
Что касается производной mf, характеризующей путевую статиче-
скую устойчивость, то эта производная в основном зависит от соотноше-
ния площадей проекций на плоскость симметрии самолета носовой части
фюзеляжа и вертикального оперения:
m’ » - 0,06с; tg 7 - a (m’), р - *а.,„Л„0+ , (19.9)
где
SS0,32(Хф-о,25) +ЛА.; = Хф=—
*ф' !ф
Значения входящих в выражения (19.8)и (19.9) обозначений геометриче-
ских параметров самолета приведены на рис. 19.18.
Характерное увеличение длин фюзеляжей /ф и их носовых частей Хф
у современных скоростных самолетов, связанное с особенностями их ком-
поновки и необходимостью максимального снижения волнового сопро-
тивления, приводит к возрастанию «дестабилизирующего» последнего
члена в выражении (19.9) и, следовательно, к уменьшению производной
тр Наряду с этим, выражение (19.9) показывает, что с ростом углов
атаки (заход на посадку или полет на больших высотах) путевая устой-
чивость также снижается как за счет неблагоприятного влияния
(^)К[,<'0, так и за счет увеличения затенения вертикального оперения
фюзеляжем, в результате которого уменьшается коэффициент торможе-
ния потока в зоне оперения k = V2^.0/V2<i.
При больших числах М производная уменьшается вследствие
снижения эффективности вертикального оперения (ав.о = дсгв о/др—
убывает).
Все это приводит к необходимости соответствующего увеличения
площади вертикального оперения для обеспечения путевой устойчиво-
сти, особенно в условиях сверхзвукового полета на больших высотах
(рис. 19.19, а).
Решение вопросов общего проектирования скоростных самолетов
невозможно также без обеспечения необходимой степени затухания бо-
ковых колебаний, определяемой в основном значениями производной
Из приближенного выражения для этой производной
о L2
т‘« (гп”»), Отф= - 2,4*а,.„ (19ЛО)
самолетов является ус
Если демпфер рыскани
производной т™# при
простого выражения
следует, что она достаточно быстро уменьшается при больших сверхзву-
ковых скоростях (вследствие уменьшения дво) и при больших углах ата-
ки (вследствие торможения потока и уменьшения k), а наиболее эффек-
тивными способами ее увеличения при выбранных параметрах крыла яв-
ляются увеличение плеча вертикального оперения и его площади.
Рис, 19.19. Влияние изменения площади вертикального опере-
ния на статические и динамические характеристики бокового
движения самолета:
а — изменение путевой статической устойчивости самолета на сверх-
звуковых скоростях; б — изменение характеризующей демпфирование
(11
колебаний рыскания производной Юу у при различных углах атаки
----- осредненные данные испытаний фирмы Бристоль; -------- — осред-
пенные данные испытаний RAE); в — изменение характеристик боковой
динамической устойчивости самолета Боинг В 47 на режимах захода на
посадку (Н-=0, V=240 км/ч, закрылки отклонены, начало осей коорди-
нат, так же как и па рис 19 17, б, соответствует исходному варианту
самолета)
Однако, как показывают расчеты, для получения необходимых зна-
чений этой производной требуется либо весьма существенное увеличение
площади оперения (рис. 19.19, бив), приводящее к значительному уве-
личению веса конструкции самолета, либо достаточно большое увеличе-
ние длины хвостовой части фюзеляжа LB0, приводящее к существенным
компоновочным трудностям и опять-таки к значительному увеличению
веса конструкции.
Поэтому наиболее рациональным способом улучшения характерис-
тик боковой динамической устойчивости и управляемости современных
Из этого выражен
передаточного числа д
димый прирост произв<
личение передаточного
вости контура «демпф|
димый прирост произ
обеспечении соответстт
Последнее в связи с ш
дит к необходимости п
на самолетах, предназв
р остям и па больших вы
§ 6. СОСТАВ СМСТЕМЬ
На самолетах, лета
дачей системы управл<
равляющих сигналов о
ни я. Эта задача выполг
чагов управления в ка(
рис. 19.5.
На скоростных саа
усложняются, а ее сост
темы управления на эти
1) передают управ
ния (режим пилотирова
2) передают управ
систем автоматического
3) обеспечивают н
управления;
4) обеспечивают ст
лизацию);
5) формируют необ
6) формируют упр
торного управления;
7) формируют сигн
л у авт ом этического пиле
8) обеспечивают пс
путем соответствующей
управления при подходе
полета (V, М, пу, а, у, ₽
Эти задачи решают
новых механических, ги,
* Практика показывает
(k wy)max ограничивается п
маневренных самолетов эта l
ном, частотными характерно
самолета (в частности, бустер
;та на больших высотах
я скоростных самолетов
эй степени затухания бо-
шачениями производной
изводной
L2
В О __0.0
S /2
(19.10)
я при больших сверхзву-
t при больших углах ата-
1я /г), а наиболее эффек-
лх параметрах крыла яв-
ит и его площади.
ющади вертикального опере-
тке характеристики бокового
молета:
тойчивости самолета на сверх*
арактеризующей демпфирование
у при различных углах атаки
фирмы Бристоль; — — — ссред-
вменение характеристик боковой
оинг В-47 на режимах захода на
отклонены, начало осей коорди-
ответствует исходному варианту
юния необходимых зна-
дцественное увеличение
;е к значительному уве-
гочно большое увеличе-
эдяшее к существенным
штельному увеличению
улучшения характерис-
ьтяемости современных
самолетов является установка в систему управления демпфера рыскания.
Если демпфер рыскания работает по закону то увеличение
производной т“’р при его установке может быть оценено с помощью
простого выражения
Из этого выражения следует, что при соответствующем увеличении
передаточного числа демпфера рыскания можно получить необхо-
димый прирост производной туу. Однако не следует забывать, что уве-
личение передаточного числа демпфера ограничено условиями устойчи-
вости контура «демпфер — система управления — самолет»*, а необхо-
димый прирост производной может быть обеспечен только при
у s
обеспечении соответствующей эффективности руля направления т».
Последнее в связи с падением эффективности руля направления приво-
дит к необходимости перехода на цельноповоротные управляемые кили
на самолетах, предназначенных летать с большими сверхзвуковыми ско-
ростями на больших высотах.
§ 6. СОСТАВ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ И ЗАДАЧИ ЕЕ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
На самолетах, летающих с небольшими дозвуковыми скоростями, за-
дачей системы управления является только обеспечение передачи уп-
равляющих сигналов от летчика (или автопилота) к органам управле-
ния. Эта задача выполняется посредством механической проводки от ры-
чагов управления в кабине к рулям самолета, подобной показанной на
рис. 19.5.
На скоростных самолетах задачи системы управления существенно
усложняются, а ее состав в связи с этим значительно расширяется. Сис-
темы управления на этих самолетах решают следующие задачи:
1) передают управляющие сигналы от летчика к органам управле-
ния (режим пилотирования летчиком);
2) передают управляющие сигналы от исполнительных механизмов
систем автоматического управления к органам управления;
3) обеспечивают необходимую мощность для отклонения органов
управления;
4) обеспечивают статическую и динамическую устойчивость (стаби-
лизацию) ;
5) формируют необходимые характеристики управляемости;
6) формируют управляющие сигналы для автоматического траек-
торного управления;
7) формируют сигналы на директорные приборы при режимах по-
луавтоматического пилотирования летчиком по директорным приборам;
8) обеспечивают повышение безопасности пилотирования летчиком
путем соответствующей сигнализации и ограничения отклонения органов
управления при подходе к предельно допустимым значениям параметров
полета (V, М, пу, а, у, р и др.).
Эти задачи решаются введением в систему управления целого ряда
новых механических, гидравлических и электрических устройств и авто-
* Практика показывает, что для современных тяжелых самолетов величина
„ град
(k wy )max ограничивается приблизительно значениями 1,5—2,5” >а Для легких
маневренных самолетов эта величина еще меньше. Эта величина определяется, в основ-
ном, частотными характеристиками системы самого демпфера и системы управления
самолета (в частности, бустера).
445
магических систем. Поэтому, помимо механической проводки, системы
управления современных скоростных самолетов включают (рис. 19.20, а) :
1) гидравлические усилители мощности — силовые приводы рулей
(бустеры) и гидросистемы их питания;
2) системы загрузки рычагов управления (при необратимом бустер-
ном управлении);
3) системы обеспечения необходимых характеристик статической и
динамической устойчивости и управляемости (регуляторы передаточных
чисел в проводке от рычагов управления к рулям, демпферы колебаний,
автоматы устойчивости, автоматы скольжения, автоматы балансировки,
автоматы тяги и др.);
Рис. 19,20. Примерный состав системы управления совре-
менного самолета (а) и новые связи в контуре управле-
ния (б):
/ —ди ректор ные приборы; 2 — рычаг управления; 3 — электриче-
ский сигнал триммирования усилий (балансировки по усилиям); 4 —
загрузочное устройство; 5 — механизм трнммерного эффекта (МТЭ);
6 — исполнительный механизм систем улучшения характеристик
устойчивости и управляемости; 7 — двухкамерный гидроусилитель с
двумя гидросистемами питания камер; 3 — поверхность управления
(руль); 9 — исполнительный механизм системы траекторного управ-
ления; 10 — механизм отключения механизма S’; 11 — элементы меха-
нической проводки; 12 — исполнительный механизм системы огра-
ничения предельных режимов (ОПР). Стрелками показаны электри-
ческие управляющие сигналы от вычислительных блоков автомати-
ческих систем к соответствующим исполнительным механизмам
4) систему директорных приборов с вычислителями командных сиг-
налов;
5) систему автоматического пилотирования (автопилот или другие
автоматические системы, выполняющие задачи автоматического поиска
и наведения, автоматической посадки и др.);
6) системы сигнализации и ограничения предельных режимов
(ОПР),
Конечно, на каждом конкретном самолете не обязательно наличие
всех перечисленных выше систем. Вопрос о необходимости применения
той или иной системы решается в процессе проектирования самолета и
его системы управления в зависимости от характеристик самолета и его
назначения. Пример размещения показан на рис. 19.21.
Проектирование ai
представляет достаточш
практике современного <
ми организациями по за
является предметом расе
В настоящем учебш
рования элементов смете
рования самолетов летчи
1) механическая пр<
2) гидроусилители с
3) система загрузки
4) подключенные к
обеспечения необходимы
а также систем ограничь
При проектировать
необходимо стремиться
при условии выполнения
надежности, технологиям
§ 7. ИСХОДНЫЕ Д
УПРАВЛ1
Проектирование сис
определения его основнь
также выбора органов '
экспериментально — про;
режимах полета. По пол^
вания проводятся расчет
шарнирных моментов нг
высоты, горизонтального
посадку и посадки, вклк
максимальные необходим
ровочные отклонения эти
ного полета.
Параллельно с этим
нах («моделях») провод*
тируемого самолета при
мущениях. Результаты э
обходимые средства ав1
предварительные законы
изменения параметров э,
устойчивость контура упр
Полученные данные ]
ных маневрах, а также г
позволяют определить не
редачи от рычагов к орга
чагов управления, обеспе
управляемости. При рас
тываются также требова
клонений органов управд
ваемые условиями прочие
Эти ограничения явл
летостроения, благодаря
струкции самолета. Б ка1
применяемое (особенно н
руля направления на 6oj
вертикальное оперение о
чика и чрезмерном отклс
Проектирование автоматических систем управления самолетов
представляет достаточно сложную самостоятельную задачу, которая в
практике современного самолетостроения решается специализированны-
ми организациями по заданиям самолетостроительных ОКБ. Эта задача
является предметом рассмотрения специальных курсов.
В настоящем учебнике мы остановимся лишь на вопросах проекти-
рования элементов систем управления, участвующих в процессе пилоти-
рования самолетов летчиками. К этим элементам относятся:
1) механическая проводка;
2) гидроусилители с гидросистемами питания;
3) система загрузки рычагов управления;
4) подключенные к проводке исполнительные механизмы систем
обеспечения необходимых характеристик устойчивости и управляемости,
а также систем ограничения предельных режимов.
При проектировании рассматриваемой части системы управления
необходимо стремиться к достижению минимального веса конструкции
при условии выполнения требований по обеспечению заданной степени
надежности, технологичности конструкции и удобства эксплуатации.
§ 7. ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ ДЛЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ СИСТЕМЫ
УПРАВЛЕНИЯ. ЭТАПЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Проектирование системы управления самолета начинается после
определения его основных весовых и аэродинамических параметров, а
также выбора органов управления и проверки (расчетным путем или
экспериментально — продувками) их эффективности на всех возможных
режимах полета. По получении этих данных на первом этапе проектиро-
вания проводятся расчеты потребных отклонений органов управления и
шарнирных моментов на них при различных режимах взлета, набора
высоты, горизонтального полета, маневрирования, снижения, захода на
посадку и посадки, включая случаи отказов двигателей. Определяются
максимальные необходимые отклонения органов управления и баланси-
ровочные отклонения этих органов на различных режимах горизонталь-
ного полета.
Параллельно с этими задачами на электронных аналоговых маши-
нах («моделях») проводится моделирование процессов движения проек-
тируемого самолета при отклонении органов управления и внешних воз-
мущениях. Результаты этого моделирования позволяют определить не-
обходимые средства автоматизации системы управления, подобрать
предварительные законы управления, установить допустимые пределы
изменения параметров элементов системы, при которых обеспечивается
устойчивость контура управления.
Полученные данные по отклонениям органов управления при различ-
ных маневрах, а также по условиям устойчивости контура управления
позволяют определить необходимые характеристики кинематической пе-
редачи от рычагов к органам управления и характеристики загрузки ры-
чагов управления, обеспечивающие выполнение ТТТ по характеристикам
управляемости. При расчетах потребных характеристик загрузки учи-
тываются также требования по ограничению максимальных углов от-
клонений органов управления на некоторых режимах полета, наклады-
ваемые условиями прочности конструкции самолета.
Эти ограничения являются характерной чертой современного само-
летостроения, благодаря которым удается существенно снизить вес кон-
струкции самолета. В качестве примера можно привести наиболее часто
применяемое (особенно на тяжелых самолетах) ограничение отклонений
руля направления на больших скоростях (рис. 19.22), предохраняющее
вертикальное оперение от разрушения при ошибочных действиях лет-
чика и чрезмерном отклонении руля направления. Конечно, прочность
447
14 -1062
Рис. 19.21. Схема размещения Основных элементов механической части необратимой бустерной системы уп-
равления рулями легкого скоростного самолета (I — центральный пост управления):
/ — ручка продольного н поперечного управлений; 2— тяга
управления элеронами; 3—педаль управления рулем на-
правления; 4 — параллелограммный механизм; 5 — тяга уп-
равления рулем направления; 6 — тяга управления стабили-
затором; 7 —защитный чехол от попадания в проводку по-
сторонних предметов; 8 — тяга управления элеронами; 9 —
загрузочный механизм педалей; 10 — центральный узел раз-
дачи управления элеронами в правое и левое крыло; 11 —
пров >дка управления элеронами в крыле; 12 — гндроусили*.
гель привода элерона; 13 — элерон (левый); 14 — ось вра-
щения стабилизатора; 15 — управляемый стабилизатор (ле-
вая половина); 16 — гидроусилитель привода руля направ-
ления; /7 — руль направления; /8 — гидроусилитель привода
стабилизатора; 19 — механизм триммерного эффекта про-
дольного управления; 20 — загруточный механизм продоль-
ного управления; 21 — механизм изменения передаточных
чисел в продольном управлении; 22 — роликовые направляю-
щие тяг управления стабилизатором и рулем направления;
23—механизм нелинейной передачи в управлении элерона-
ми; 24 — герметические выводы тяг из герметической каби-
ны; 25 — загрузочный механизм поперечного управления
тэ J-4 -о * Я .О Я X у
Ж Д X '< rt
д F ? и л К £ Й 3 2
оперения можно было бы обеспечить и соответству-
ющим усилением его конструкции и конструкции
хвостовой части фюзеляжа, но это потребовало бы
существенно большего увеличения веса, чем при
введении ограничений.
Наряду с теоретическими проработками, про-
водимыми, как правило, совместно специалистами
аэродинамиками, динамиками, управленцами и гид-
равликами, на первом этапе проектирования систе-
мы управления производится оборудование кабины
экипажа и размещение в ней рычагов основного уп-
равления, рычагов и тумблеров вспомогательного
управления, пультов управления, сигнализации и
контроля за работой гидросистемы и средств авто-
матизации. Эти работы, так же как и прокладка
трасс проводок основного и вспомогательного уп-
равлений, размещение и конструктивная увязка ос-
новных агрегатов системы управления и элементов
конструкции самолета, проводятся конструкторами
разных бригад в основном на натурном макете бу-
дущего самолета. е
Все перечисленные выше проработки составля-
ют основу эскизного проекта системы управления,
входящего как составная часть в эскизный проект
нового самолета. Эскизный проект, который завер-
шает первый этап проектирования системы управ-
ления, содержит:
1) краткое описание назначения и состава си-
стемы, ее элементов и их взаимодействия, органов
управления, рычагов и других элементов управле-
ния и сигнализации в кабине, описание принципов
повышения надежности и обеспечения безопас-
ности;
2) исходные данные для проектирования систе-
мы (балансировочные отклонения органов управле-
ния на различных режимах полета, включая отказ-
ные, потребные отклонения и скорости перекладки
органов управления при маневрах и стабилизации,
изменение шарнирных моментов на органах управ-
ления при различных режимах полета, инерционные
характеристики органов управления, потребные ха-
рактеристики демпфирования органов управления
для обеспечения необходимых флаттерных характе-
ристик) ;
3) принципиальные схемы управления (но всем
каналам основного и вспомогательного управлений)
с включенными в них исполнительными механизма-
ми систем загрузки, автоматизации и гидроусили-
телями;
4) кинематические зависимости отклонений ор-
ганов управления от отклонения рычагов управ-
ления;
5) характеристики загрузки рычагов управле-
ния (включая и ограничения);
6) расчеты характеристик и выбор гидроусили-
телей привода посверхностей управления (серийных
или новых, заказанных специально для данного са-
молета) ;
449
14 -1062
с
в
в
_______
Кгс____
100 —
SO —
60
50
00
30
го
10
\ Упругий уАрр
г ioepaHимение)
----------
50
—м °с1^
(ej2t
—^Snpu. крайнем
>5 положении иетока
’ мтэ
] ! I Ход педали хн
100 Отклонение руля
15 25° 6^
S-10 -Диапазон 5
-25 JnpuMMup*?
банил
Рис. 19.22. Характеристика загрузки педалей уп-
равления рулем направления тяжелого самолета
с ограничением углов отклонения руля на боль-
ших скоростях (в проводке применена нелиней-
ная передача от педалей к рулю)
7) принципиальную схему и расчеты мощностей гидросистемы пи-
тания гидроусилителей, включая различные случаи отказов;
8) принципиальные схемы и законы работы автоматических систем;
9) увязку размещения основных агрегатов системы управления
элементами конструкции и других систем самолета;
10) компоновку рычагов и других элементов системы управления
кабине.
Эскизный проект с учетом замечаний макетной комиссии ложится
основу конструктивной разработки элементов системы управления.
Второй этап разработки проекта системы управления включает ра-
боты по трем направле-
ниям:
1) конструктивная
разработка и выпуск ра-
бочих чертежей на эле-
менты системы управ-
ления, разрабатываемые
в самолетостроительном
ОКБ (как правило, это
механическая проводка с
включенными в нее раз-
личными механизмами,
система загрузки и мон-
тажи гидросистемы);
2) теоретическая и
конструктивная проработ-
ка в специализированных
организациях, заказан-
ных агрегатов и систем,
изготовление опытных об-
разцов и их испытания;
3) разработка и по-
стройка стендовых установок для комплексной отработки системы уп-
равления.
Последнее направление вследствие чрезвычайной сложности систем
управления и необходимости экспериментальной отработки многих кон-
структивных решений включает разработку целого комплекса стендовых
установок от натурного стенда, включающего все натурные элементы
системы управления и позволяющего отрабатывать вопросы их взаимо-
действия, до небольших стендовых установок, предназначенных для ре-
шения отдельных конструктивных задач.
Особое место среди работ этого этапа занимает создание стенда —
тренажера, предназначенного для окончательного решения вопросов вы-
бора оптимальных характеристик управляемости, подготовки экипажа
самолета к первому вылету, отработки методики пилотирования на раз-
личных режимах полета, включая отказные и другие.
Наконец, третий этап включает в основном экспериментальные от-
работки систем и комплексов на стендах, а затем на построенном само-
лете, и выполнение соответствующих доработок. Среди этих работ важ-
ное место занимают работы по снятию частотных характеристик систем
и отдельных агрегатов, проверка устойчивости контуров и устранение
возможных автоколебаний, исследование работы системы управления
при различных отказах.
§ 8. РАЗМЕЩ1
УПРА
Управление самоле
ся с помощью перемеще
ровен практике устаног
на легких маневренных
венно продольных и па
новленной между кс
летчика (рис. 19.23, а
19.5, 19.9 и 19.21), а ш
лых и неманевренных .
тах — с помощью шт
установленного на коло
чающейся в продол ыи
тикальной плоскости С!
(см. рис. 19.26, а, 19.27 j
Иногда штурвал устан
ется на валу, проходят
рез приборную доску и
щем возможность п
тельных перемещений
пр являющих вдоль про:
осн самолета (рис. 19.2Z
молетах осуществляется
Эти рычаги управл
правления полета — раз
Парирование или с
вом ветре или несиммет
ется смещением педалей
Для облегчения пр'
проектируется таким об
Рис. 19 24. Установка
штурвала на валу, про-
ходящем через прибор-
ную доску пилота:
а — общий вид установки,
б — конструкция установки
легкого самолета с тросовым
управлением I — кронштейн
с роликами, 2 — тросы уп-
равления элеронами, 3 — централ!
штурвал; 5 —• трубчатый вал шту
Ленин по тангажу (установлена
вращения штурвала при управлег
ния, Р — отверстия для ре гул и ров
параллелограммный механизм, J3
450
14»
1ностей гидросистемы пи-
учаи отказов;
ы автоматических систем;
эв системы управления с
лета;
гов системы управления в
if ной комиссии ложится в
системы управления.
управления включает ра-
боты по трем направлен
ниям:
1) конструктивная
разработка и выпуск ра-
бочих чертежей на эле-
менты системы управ-
ления, разрабатываемые
в самолетостроительном
ОКБ (как правило, это
механическая проводка с
включенными в нее раз-
личными механизмами,
система загрузки и мон-
тажи гидросистемы);
2) теоретическая и
конструктивная проработ-
ка в специализированных
организациях, заказан-
ных агрегатов и систем,,
изготовление опытных об-
разцов и их испытания;
3) разработка и по-
|й отработки системы уп-
1чайной сложности систем
ой отработки многих кон-
лого комплекса стендовых
> все натурные элементы
>1ва1ь вопросы их взаимо-
предназначснных для ре-
зимает создание стенда —
ого решения вопросов вы-
)сти, подготовки экипажа
ки пилотирования на раз-
1ругие.
эм экспериментальные от-
тем на построенном само-
ж. Среди этих работ важ-
ных характеристик систем
ги контуров и устранение
5оты системы управления
§ 8. РАЗМЕЩЕНИЕ РЫЧАГОВ И ДРУГИХ ЭЛЕМЕНТОВ
УПРАВЛЕНИЯ В КАБИНАХ ПИЛОТОВ
Рис. 19.23. Установка ручки управления
легкого маневренного самолета по тан-
гажу (поворот носом) и крену (поворот
крылом)
Управление самолетом при пилотировании летчиком осуществляет-
ся с помощью перемещения соответствующих рычагов управления. В ми-
ровой практике установилось, что продольное и поперечное управления
на легких маневренных самолетах осуществляются с помощью соответст-
венно продольных и поперечных
новленной между коленями
летчика (рис. 19.23, а также
19.5, 19.9 и 19.21), а па тяже-
лых и неманеврепных самоле-
тах— с помощью штурвала,
установленного на колонке, ка-
чающейся в продольной вер-
тикальной плоскости самолета
(см. рис. 19.26, а, 19.27 и 19.31).
Иногда штурвал устанавлива-
ется на валу, проходящем че-
рез (Приборную доску и имею-
щем возможность поступа-
тельных перемещений в на-
правляющих вдоль продольной
осн самолета (рис. 19.24). Поперечное управление на неманевренных са-
молетах осуществляется поворотами штурвала.
Эти рычаги управления используются также и при изменениях на-
правления полета — разворотах.
Парирование или создание угла скольжения при разворотах, боко-
вом ветре или несимметричной тяге на самолетах всех типов осуществля-
ется смещением педалей.
Для облегчения процесса управления кинематика проводки всегда
проектируется таким образом, чтобы направление движения командных
перемещении ручки управления, уста-
Рис. 19.24. Установка
штурвала на валу, про-
ходящем через прибор-
ную доску пилота:
а — общий вид установки;
б — конструкция установки
легкого самолета с тросовым
управлением- / — кронштейн
с роликами. 2— тросы уп-
равления элеронами; 3 — центральный пульт (секторы газа условно не показаны); 4—
штурвал, 5 — трубчатый вал штурвала; 6 — ролики, 7 — направляющая вала нри управ-
лении по тангажу (установлена в подшипниках и одновременно служит для передачи
вращения штурвала при управлении по крену), 8 — педаль управления рулем направле-
ния, 9— отверстия для регулировки установки педали; 10 — фиксатор; 11— сектор; 12—
параллелограммный механизм; J3 — тросы управления рулем направления, 14 — тросы
управления рулем высоты
14’
45Г
рычагов совпадало с необходимым направлением вращения самолета.
Так, например, при смещении ручки (или колонки штурвала) вперед «от
себя» нос самолета начинает опускаться вниз, перегрузка падает, ско-
рость растет. При смещении ручки «на себя» нос самолета начинает
подниматься вверх, перегрузка растет, скорость падает. При отклонении
ручки (повороте штурвала) вправо самолет также начинает крениться
вправо, а движение вперед правой педали вызывает движение носа са-
молета тоже вправо и т. д.
На рис. 19 25 изображены принятые правила знаков для отклонения
рулей, рычагов управления и усилии на рычагах управления.
Рис 19 25 Правила знаков для отклонения рулей,
рычагов управления и усилий на рычагах управле-
ния х — чинейное перемещение рычага управления,
Рн — Рн пр Рнлев! Рн>0, еСЛИ Рн ирЬ>Рц лев
На самолетах, для которых при полетах будет характерно длитель-
ное действие достаточно больших перегрузок, управление с помощью
обычных рычагов управления может оказаться неудобным. Поэтому для
управления на таких самолетах (например, гиперзвуковых или ВКС)
могут использоваться какие-то другие командные рычаги, например, бо-
ковая ручка, которая позволяет руке летчика лежать на подлокотнике
(см. рис. 19.12).
Для того чтобы управление было удобным и не вызывало утомления
летчика, командные рычаги управления должны быть расположены на
определенных расстояниях от сидения, приборной доски и друг от дру-
га. Учитывая различный рост летчиков, сидения пилотов выполняют ре-
гулируемыми Также регулируемыми делаются и педали.
Установочные размеры рычагов основного управления выработаны
практикой и закрепляются соответствующими рекомендациями. Пример
таких рекомендаций для магистрального пассажирского самолета пока-
зан на рис. 19.28, а *, а для военных самолетов на рис. 19.28, б [5],
ст]з. 208
Расстояние между педалями (по их центрам) для самолетов, у' ко-
торых продольное и поперечное управления осуществляются ручкой,
принимается порядка 420—460 мм, чтобы ноги летчика не мешали откло-
нениям ручки. На самолетах со штурвальным управлением это расстоя-
ние можно принимать несколько меньше (порядка 320—350 мм). Шири-
на самой педали принимается равной 150 мм.
Пост ножного управления на легких самолетах, как правило, вы-
полняется с вертикальной осью вращения параллелограммного механиз-
ма, на котором устанавливаются педали (см., например, рис. 19.21 и
Рис. 19 26. Основные способь
управлений при щ
а и б — управление ручкой (лепа
ления по тангажу, 3 — шарнирное
4 — тяга управления по крену, 5
р.уп — радиально-упорный подии
управления по крену при управ,
зубчатое колесо («звездочка»!, 1
7 — ролик; 8 — сектор; 9 — тяга С
управления по тангажу, 12 — Cbs
Рис 19 27 Ь
I — проворачивав
ynopi
* В настоящем параграфе используются материалы исследований Нефедова В К.,
опубликованные в статьях «Кабина экипажа самолета и комфорт» и «Эстетика и органы
управления самолета» (см. журнал «Техническая эстетика», № II, 1966 и № 10, 1968).
4Б2
15—1062
м вращения самолета
[ штурвала) вперед «от
ерегрузка падает, ско-
юс самолета начинает
адает. При отклонении
<е начинает крениться
iaei движение носа са-
знаков для отклонения
правления.
ния рулей,
х управле-
трав.тення,
>Рн лев
,ет характерно длитель-
управление с помощью
еудобпым Поэтому для
юрзвуковых или ВКС)
i рычаги, например, бо-
ежать на подлокотнике
не вызывало утомления
быть расположены на
й доски и друг от дру-
пилотов выполняют ре-
педали.
правления выработаны
комендациями Пример
ирского самолета пока-
ов на рис 19 28, б [5],
[) для самолетов, у ко-
су ществляются ручкой,
гчика не мешали откло-
равлением это расстоя-
а 320—350 мм). Шири-
етах, как правило, вы-
елограммного механиз-
например, рис. 19 21 и
продольного и поперечного
обеспечения независимости
Рис 19 2G Основные способы _______ .
управлений при проектировании центральных постов управления
а и б — управление ручкой (легкие маневренные самолеты) 1 — ручка управтения, 2— тяга управ
лення по тангажу, 3 — шарнирное звено, обеспечивающее возможность проворота наконечника тяги,
4 — тяга управления по крену, 5 — ось-кронштейн установки ручки (р п — радиальный подшипник,
р уп — раднатьио упорный подшипник), в, г и д — различные варианты вывода тяги или троса
управления по креиу при управлении штурвалом / - штурвал 2 — ось вращения штурвала, 3 —
зубчатое колесо («звездочка»), 4— цепь 1алтя 5 — .росы управления по крену, 6—колонка,
7 —ротик в —сектор, 9— тяга с шарниром, (0 —тяга (или трос) управления по крену,
управления по тангажу, 12 — связь со вторым штурвалом (тр м —тумблер управтения
ним механизмом в канале тангажа)
Рис 19 27 Конструкции шарнирного элемента тяги
1 — проворачивающийся вильчатый наконечник 2—радиально
упорные шарикоподшипники, 3 —труба ттги
It — тяга
триммер-
:ледований Нефедова В К,
форт» и «Эстетика и органы
№ 11, 1966 и № 10, 196S).
15-1062
453
Горизонтальная
линия зрения
Т i Г —
е? S
§ В 5
20°
Ю°-15с
f)
Линин пола
Ход 100-130
\Лродольная регулц-
ч ровна сиденья
Нейтральное положе-
ние педали
10°
Положение глаза ври
взлете а посадке ~_______________— |
’Максимальный угол наклона
для отдыха
анальный. угол наклона
пинки сиденья
Линия горизонтального визирЬвания
Угол наклона приборной
доски 10°-15°
Ход педалей
220-270
Регулировка педа-
лей под рост
А
г.
В
400-450
Ход 40-70
Л
Е
Ж
Регулировка
положения сиденья-,
по горизонтали. ±35мм,
по вертикали ±85 мм
ЛвариЛная лодка
Рис. '19.28. Рекомендации по размещению ры-
чагов основного управления в кабинах пилотов
магистральных пассажирских самолетов (а) и
самолетов с катапультируемыми сидениями (б)
3
3*
И
к
л
м
Л1*
о
п
С
т
925
975
1025
1075
810
822
840
846
125
125
125
125
21°
19’
16’
16’
3* и Af* —• даны
101’
101’
ЮГ
101
для
740
760
775
790
250
244
244
250
360
345
340
325
430
340
380
3^0
475
475
475
475
150
150
150
150
225
225
225
290
342
.340
410
250
262
268
275
900
875
8ь2
862
125
125
125
125
230
230
230
230
375
375
375
375
175
175
175
625
625
625
625
.. — ---- управления штурвалом. Остальные размеры для управлений ручкой и
штурвалом одинаковы (размеры даны в мм).
15*
19.24, б). На тяжелых самолетах педали выполня-
ются подвесными или рычажными с горизонтальны-
ми осями вращения (см. рис. 19.31).
При проектировании постов ручного управле-
ния необходимо обеспечить независимость продоль-
ного и поперечного управлений. Конструктивных
реализаций этого требования может быть множест-
во, однако, наиболее распространенными способами
при установке ручки являются:
1) вывод тяги управления по одному из кана-
лов (тангажа или крена) по теоретической оси вра-
щения ручки при управлении по другому каналу
(рис. 19.26, а);
2) вывод тяги управления по одному из кана-
лов по образующей конуса с осью, совпадающей с
осью вращения ручки при управлении по другому
каналу; ось вращения ручки и ось тяги при этом
способе должны пересекаться в точке (вершина ко-
нуса), конструктивно совмещаемой с точкой креп-
ления тяги к следующей качалке (рис. 26, б, этим
способом обеспечивается независимость управлений
на схемах рис. 19.5 и 19.21).
Если на самолете установлено штурвальное уп-
равление, то, как правило, используется первый спо-
соб. Если при управлении ручкой различных кон-
струкций через соответствующую ось могли выво-
диться как тяга управления по крену, так и тяга
управления по тангажу, то -при штурвальном уп-
равлении такой вывод осуществляется только тягой
или тросом управления по крену через ось враще-
ния колонки (управление по тангажу) (см. рис.
19.26, в, г, д и рис. 19.31).
Следует заметить, что при всех способах обес-
печения независимости управлений, тяга, относи-
тельно оси которой происходит вращение рычага уп-
равления, во избежание ее скручивания должна
иметь конструктивный элемент, допускающий про-
ворот одного из наконечников относительно другого
(рис. 19.27) j
Отклонения рычагов управления (так же как
и качалок в проводке) принято измерять по линей-
ным перемещениям (хордам) их расчетных точек.
Ход педалей обычно принимается в пределах ±904-
±135 мм, ход рычага продольного управления
280—480 мм, ход ручки при управлении элеронами
100—150 мм (здесь большие значения ходов, как
правило, соответствуют более тяжелым самолетам).
Максимальный угол разворота штурвала (при рас-
четном радиусе 250—300 мм) на неманевренных са-
молетах в настоящее время выполняется в пределах
±70± ±90°, в то время как на старых тяжелых ма-
шинах с безбустерным управлением для обеспече-
ния приемлемых усилий на штурвале приходилось
делать этот угол до ± 180°. Это приводило к очень
неудобному перекрестному положению рук пилота
при необходимости большого отклонения элеронов.
Большое значение имеет также выбор правиль-
ной формы и размеров штурвала, так как неудач-
455
ная форма штурвала может привести к затруднениям в пилотировании
вследствие задевания за колено (рис. 19.29).
Рис. 19.29. К выбору формы штурвала
Пл о ко за млгно
Максимальные отклонения рычагов управления должны обязатель-
но ограничиваться смонтированными в постах управления регулируемы-
ми ограничителями ходов — упорами.
Необходимо помнить, что при наличии на самолете двух пилотов, их
посты управления кинематически объединяются для того, чтобы рычаги
управления левого и правого пилотов отклонялись синхронно (см., на-
пример, рис. 19.31).
При проектировании управления в кабине и, в частности, постов уп-
равления, помимо выполнения требований по прочности, жесткости и
минимальному весу, следует обращать внимание и на технологичность
конструкции. Как показывает практика проектирования, управление в
кабине с загрузочными устройствами и многочисленными механизмами
(см., например, рис. 19.21 и 31) получается одним из самых сложных
узлов механической части системы управления, монтаж, регулировка и
снятие характеристик которого в стесненных условиях кабины самолета
представляет известные трудности.
Если же вопросы технологии продумываются на ранних стадиях
проектирования, то агрегаты управления в кабине могут быть скомпоно-
ваны таким образом, что их сборка, монтаж и снятие характеристик смо-
гут быть выполнены в открытых и удобных условиях вне кабины самоле-
Рис. 19.30. Рекомендации по размещению рычагов и других элементов управления в ка- бине пилотов магистрального пассажирского самолета с учетом удобства досягаемости
•dou ou Органы управления Координаты органов управления
левое с и тень е правое синенье
* у Z X у z
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 Штурвал управления рулем высоты и элеро- нами (нейтраль) . . Педали управления рулем направления (нейтраль) Рычаг управления двигателем (РУД) . Рычаг аварийного торможения колес . . Кнопка аварийного отключения автопилота Рычаг выпуска и уборки шасси Рычаг выпуска, уборки закрылков и пред- крылков . ... Рычаг аварийного выпуска шасси .... Орган управления передним колесом . . . Рычаг управления интерцепторами . . . Щиток управления автопилотом . . . . Тумблер триммера загр}жатсля руля высоты Рычаг триммера загружателя руля направ- ления . ............ Рычаг триммера загружателя элеронов 505 890 395 730 Прав 1£ 530 540 Пед 395 345 Лев 650 650 3"0 980 550 (00 ая рм.О! турвала —90 —140 али нол пульта 660 730 ая руно штурвал 140 140 л 1 7.5 500 310 1тка (80 500 ,ного 410 355 итка а 400 550 505 890 390 730 Лег 530 540 120 Пед 400 345 Пра 6Б0 650 3'0 980 550 600 ая руко штурвал -90 —140 640 али нож иjльта яо эая р\ к< штурвал 140 140 0 167,5 500 (90 яти а а 320 чю —420 HOI О 590 645 штка а 600 450
466.
!ниям в пилотировании
Пл о ко
3a.deSe.em
за колена
гурвала
зия должны обязатель-
равления регулируемы-
4олете двух пилотов, их
лля того, чтобы рычаги
1сь синхронно (см., на-
в частности, постов уп-
речности, жесткости и
• и на технологичность
рования, управление в
ленными механизмами
им из самых сложных
Аонтаж, регулировка и
}впях кабины самолета
зя на ранних стадиях
1 могут быть скомпоно-
тие характеристик смо-
1ях вне кабины самоле-
элемеитов управления в ка-
пом удобства досягаемости
цинаты органов управления
;иье Правое сиденье
Z У Z
и 505 3'0 0
1 7.5 890 980 167,5
с00 390 550 500
310 730 600 690
цка
680
500
(КОГО
I 410
। 355
|тка
Левая рукоятка
штурвала
БЗО —90 320
540 —140 500
120 640 —420
Лед дли нож КОГО
пульта
400 660 590
345 730 645
6Б0
630
600
450
Правая рукоятка
штурвала
те
140
4i0
550
457
Б-d повернуто
Рис. 19.31. Компоновка носовой части фюзеляжа и кабины экипажа современного магистрального пассажирского самолета:
/—левый пульт пилота; 2 — педали левого датчика (командира корабля); 3— левый пульт; 9 — элементы проводки управления под полом кабины; /0 — тяги
штурвал левого летчика; 4 — приборная доска пилотов; 5 — центральный пульт связи рычагов управления правого и левого пилотов; 11— выход тяг к органам
4л пилотов с РУД; о — штурвал правого летчика; 7 — педали правого летчика; 8— управления; 12—• пульт бортового инженера с РУД
та, а затем весь узел в сборе можно будет установить на самолет с
помощью достаточно небольшого числа крепежных деталей. При хоро-
шей технологичности конструкции можно пойти даже на некоторое уве-
личение веса, которое окупится повышением качества при сборке, лег-
костью эксплуатации, и следовательно, повышением надежности.
На рис. 19.30 в качестве примера приводятся некоторые рекоменда-
ции по размещению рычагов и других элементов управления в кабине
пилотов современного магистрального пассажирского самолета, а на
рис. 19.31—компоновка носовой части такого самолета. Как видно из
рис. 19.31, элементы системы управления в районе кабины пилотов за-
нимают достаточно большой объем, который необходимо предусматри-
вать при компоновке современного самолета.
§ 9. ПРОЕКТИРОВАНИЕ МЕХАНИЧЕСКОЙ ПРОВОДКИ
На самолетах с безбустерным управлением механическая проводка
соединяет командные рычаги управления самолета с его органами уп-
равления— рулевыми поверхностями. На самолетах с бустерным управ-
лением механическая проводка условно может быть разделена на две
части:
1) несиловую — от командных рычагов управления до входных ка-
чалок гидроусилителей (бустеров), воспринимающую усилия только рук
(или ног) летчика или загрузочного устройства;
2) силовую — от выходного звена бустера до рулевой поверхности,
воспринимающую и передающую на гидроусилитель нагрузки от шар-
нирного момента на рулевой поверхности.
В настоящее время проводку стремятся проектировать так, чтобы
практически полностью исключить ее силовую часть, а выходное звено
бустера присоединить непосредственно к рычагу рулевой поверхности.
К механической проводке подсоединяются устройства загрузки ры-
чагов управления (при необратимой бустерной системе), исполнитель-
ные механизмы систем улучшения характеристик устойчивости и управ-
ляемости и автоматического управления (автопилота),
В зависимости от компоновочных условий, весовых, жесткостных и
некоторых других факторов механическая проводка на современных са-
молетах может проектироваться трех основных видов:
1) жесткой, при которой управляющие сигналы передаются к ру-
левым поверхностям при помощи возвратно-поступательных перемеще-
ний трубчатых тяг, работающих на сжатие и растяжение (рис. 19.32, а);
2) гибкой, при которой управляющие сигналы передаются при по-
мощи возвратно-поступательных перемещений тросов или стальных лент,
работающих только на растяжение, в связи с чем гибкая проводка обя-
зательно должна состоять из двух ветвей (прямой и возвратной,
рис. 19.32, б);
3) вращательной, представляющей разновидность жесткой провод-
ки, в которой сигналы передаются реверсируемыми вращательными
движениями трубчатых тяг — валов, а отклонения рулевых поверхнос-
тей осуществляются с помощью винтовых шариковых преобразователей
вращательного движения в поступательное (рис. 19.32, в).
Часто применяются и комбинации различных видов проводок. Как
правило, это комбинации жесткой поступательной и тросовой или жест-
окой поступательной и вращательной проводок.
Основное назначение проводки — с наименьшими искажениями (по
фазе и амплитуде) передавать управляющие сигналы от летчика или ав-
томатической системы к рулевой поверхности.
Общая рекомендация по проектированию элементов проводки мо-
жет быть сформулирована следующим образом:
460
— необходимо стремиться заменить элементы, работающие на из-
гиб и кручение, элементами, воспринимающими только продольные силы
(рис. 19.33). Особенно следует избегать передачи движения с помощью
качалок (или секторов), соединенных длинными валами, работающими
на кручение (рис. 19.33, б). Кроме того, необходимо обращать особое
внимание на обеспечение жесткости крепления проводки к конструкции
самолета, так как от жесткости этого крепления в значительной степени
зависит общая жесткость проводки.
Рис. 19.32. Различные виды механической проводки:
а — жесткая с возвратно-поступательным движением тяг (пунк-
тиром показан вариант с включением в систему необратимого
гидроусилителя поступательного действия): 1— рычаг управле-
ния; 2 — система загрузки; 3 — тяги управления; -4 — необрати-
мый гидроусилитель; 5 — поверхность управления; б — гибкая
(вверху показан вариант использования гибкой проводки в не-
обратимой бустерной системе управления): 6 — ведущий сектор;
7 — ролики; 8 — тросы (или ленты); S — ведомый сектор; 10 —
сектор с рычагом (стрелкой показана прямая ветвь проводки,
передающая сигнал управления, при заданном движении ры-
чага управления); в — различные варианты вращательной про-
водки: внизу — гидромоторный привод установлен в носовой ча-
сти фюзеляжа (у кабины пилотов), проводка вдоль фюзеляжа
ц крыла — вращательная (трансмиссия); вверху — гидромотор-
ный привод установлен непосредственно у рулевой поверхности,
проводка вдоль фюзеляжа и крыла — поступательная; 11— гид-
роусилитель вращательного действия — гндромоторный привод;
12 — вращательная проводка (трансмиссия); /3 — шариковые
преобразователи движения (подъемники)
Трение в проводке ухудшает ее частотные характеристики и харак-
теристики управляемости. При большом трении в проводке, вызывающем
необходимость приложения к рычагам управления достаточно больших
сил для их страгивания, управление самолетом вообще может стать не-
возможным. Поэтому в общих технических требованиях (ОТТ) к само-
летам в зависимости от их типа оговариваются максимальные допусти-
мые силы трения в проводке, приведенные к рычагам управления.
Наличие комбинированных видов проводки на современных самоле-
тах объясняется стремлением конструкторов-проектировщиков макси-
мально использовать преимущества и по мере возможности избавиться
от недостатков проводок различных видов. Так, например, бесспорными
461
преимуществами жесткой проводки с поступательным движением тяг по
сравнению с тросовой проводкой является ее простота в эксплуатации и
меньшее трение при многократных изменениях направления движения
на качалках. В то же время тросовая проводка на прямых участках по-
лучается легче и занимает меньше места, облегчая се компоновку; тро-
совая проводка проще дублируется, что особенно важно для самолетов
военного назначения. Поэтому для современных самолетов характерно
достаточно частое применение жесткой проводки в местах, где по усло-
виям обеспечения кинематических связей между элементами системы
управления и компоновки их на самолете необходимы многочисленные
соединения и изменения направления трассы проводки (например, в ка-
бинах пилотов), а длинные прямые участки без изменения направления
часто выполняются при помощи тросовой проводки.
Рис. 19.33. Некоторые рекомендации по увеличению жесткости элементов провод-
ки при проектировании:
«—плоскостные качалки, б — пространственные качалки
рычагов качалок и под<
личины плеч рычагов 61
мальных отклонений эт
проводке управления р
которая имеет неодинат
большой разницы потре
вниз, оси рычагов кача
нормали к оси тяг в сто
нию руля высоты вниз (
Однако если условия компоновки это допускают, то применение
жесткой проводки кажется более предпочтительным, так как тросовая
проводка при одинаковом количестве переходных элементов обладает
большим трением и требует постоянного внимания в эксплуатации.
При проектировании жесткой проводки следует стремиться макси-
мально сокращать число соединительных элементов, так как каждое
соединение увеличивает люфт в проводке и вес соединительных и под-
держивающих элементов. Однако при излишне большой длине тяг их
придется делать очень толстыми из условия сохранения устойчивости
при сжатии *. Поэтому вес тяг будет быстро возрастать и, хотя при этом
вес соединительных и поддерживающих элементов уменьшается, общий
вес проводки будет тоже возрастать. Очевидно, что для каждой провод-
ки в зависимости от передаваемых усилий существует оптимальная
длина тяг на прямых участках, при которой вес проводки получается
наименьшим (обычно это длина порядка 1200—1500 мм).
В жесткой проводке в качестве поддерживающих элементов приме-
няются поводковые качалки или роликовые направляющие (рис. 19.34).
При применении поводковых качалок трение в системе получается мень-
шим, но зато трасса требует несколько больше места, так как тяги при
передаче управляющих сигналов смещаются не только вдоль своей оси,
но и параллельно ей.
Для предупреждения нежелательной дифференциальности и суще-
ственного изменения передаточных чисел в проводке при отклонениях от
нейтрального положения при проектировании проводки необходимо
стремиться к тому, чтобы в нейтральном положении углы между осями
Рис. 19 34. Поддерживают
а — соединение тяг на двойные
ние тяг на двойных наконечш
правляющие, справа показано
щего регулировку узла 7 — pt
* Критическая сила сжатия для тяги может быть определена по известной фор-
муле Эйлера Ркрит= —(где для тяг П=1). В практике чаще используются рас-
четные и экспериментальные кривые критических напряжений и усилий для стержней
трубчатого сечения различной длины. См., например, [1], стр. 286—307.
462
При проект и ровани
тов, особенно тяжелых с
ривать конструктивные
маций фюзеляжа и кры.
мя причинами:
1) действующими н
2) изменением окр}
временных сверхзвуков
— 6О-Н+25О0 С);
3) действием избьп
жирского самолета.
Как показывают ра
фюзеляжа под действие
ших величин (так, нап[
1ым движением тяг по
тота в эксплуатации и
управления движения
I прямых участках no-
fl ее компоновку; тро-
важно для самолетов
самолетов характерно
в местах, где по усло-
элементами системы
димы многочисленные
одки (например, в из-
менения направления
рычагов качалок и подсоединяющихся к ним тяг были равны 90°, а ве-
личины плеч рычагов были выбраны таким образом, чтобы углы макси-
мальных отклонений этих рычагов не превышали ±30—35°. Только в
проводке управления рулем высоты или управляемым стабилизатором,
которая имеет неодинаковый ход в одну и другую стороны вследствие
большой разницы потребных углов отклонения руля высоты вверх и
вниз, оси рычагов качалок в нейтральном положении «сбиваются» от
нормали к оси тяг в сторону меньшего хода, соответствующего отклоне-
нию руля высоты вниз (рис. 19.35).
i’Jnan?ogin
ости элементов провод-
качалки
Рис 19 34. Поддерживающие элементы жесткой проводки с поступательным дви-
жением тяг:
а — соединение тяг на двойных проушинах поддерживающих качалок (поводков); б — соедине-
ние тяг на двойных наконечниках, поводки — с одинаковыми проушинами, в — роликовые на-
правляющие, справа покачано сечение по одной тяге и разрез верхнего ролика, обеспечиваю-
щего регулировку узла / — ролик, 2 — эксцентриковый валик-регулятор, 3 — стопор, 4 — тяга,
5 — нижние нерегулируемые ролики
:ают, то применение
лм, так как тросовая
элементов обладает
в эксплуатации.
вт стремиться макси-
гов, так как каждое
единительных и под-
>льшой длине тяг их
>анения устойчивости
тать и, хотя при этом
уменьшается, общий
। для каждой провод-
ествует оптимальная
проводки получается
) мм).
1их элементов приме-
няющие (рис. 19.34).
еме получается мень-
;та, так как тяги при
1ько вдоль своей оси,
кнциальности и суще-
е при отклонениях от
роводки необходимо
и углы между осями
1елена по известной фор-
чаще используются рас-
: и усилий для стержней
i—307.
При проектировании механической проводки современных самоле-
тов, особенно тяжелых с длинными фюзеляжами, необходимо предусмат-
ривать конструктивные меры для устранения влияния линейных дефор-
маций фюзеляжа и крыла. Эти деформации вызываются в основном тре-
мя причинами:
1) действующими на конструкцию внешними нагрузками;
2) изменением окружающей температуры (а это изменение для со-
временных сверхзвуковых самолетов может происходить в пределах
— 60— + 250° С);
3) действием избыточного давления в герметической кабине пасса-
жирского самолета.
Как показывают расчеты и практические замеры, изменение длины
фюзеляжа под действием этих факторов может достигать весьма боль-
ших величин (так, например, для самолета типа «Конкорд» — порядка
463
120 мм). Поэтому, если не принять специальные конструктивные меры
для компенсации линейных деформаций конструкции самолета, то это
может привести к ограничению возможных отклонений руля. Это про-
изойдет потому, что почти весь ход жесткой проводки управления будет
уже выбран только для сохранения нейтрального положения руля, а
рычаги управления будут при этом близки к крайним положениям, огра-
ниченным упорами, или даже станут на эти упоры. Так, например, на
одном и* пассажирских самолетов до введения специального компенса-
ционного механизма (рис. 19.36, б) в проводку управления рулем на-
Рис. 19.35 Установка тяг по отношению к осям рычагов качалок.
Справа показана «сбивка» нейтрали (Дх) рычагов в проводке управ-
ления рулем высоты (управляемыми стабилизатором) в сторону
меньшего хода
правления смещение педалей для сохранения нейтрального положения
руля при деформациях фюзеляжа в полете составляло порядка 100 мм.
Если применяется тросовая проводка, то из-за наличия двух ее вет-
вей деформации конструкции самолета не приводят к «ножницам» в
управлении (т. е. рассогласованию положения рулей и рычагов управ-
ления), но тросы при этом могут или ослабляться и провисать, или силь-
но натягиваться. В первом случае в управлении появляется большой
люфт, во втором — сильно увеличивается трение. В обоих случаях управ-
ление могкет стать невозможным.
Для компенсации линейных деформаций конструкции самолета в
жесткой проводке применяются компенсационные качалки и механизмы
(см. рис. 19.36, а и б), а в тросовой — механизмы регулировки натяже-
ния тросов (см. рис. 19.36, в). Следует отметить, что при существующих
конструкциях механизмы натяжения тросов имеют диаметр порядка
300—400 мм, что необходимо учитывать при компоновке самолета, остав-
ляя для них соответствующие объемы.
Если применяется вращательная проводка, вопросы компенсации
деформаций конструкции самолета легко решаются применением шлице-
вых телескопических валов.
В заключение необходимо отметить, что конструктивные трудности
обеспечения необходимых характеристик механической проводки, слож-
ность ее компоновки и большой вес на современных самолетах, особенно
тяжелых, все чаще заставляют обращаться к рассмотрению вопросов
перехода на электродистанционное управление. Такая система в настоя-
щее время применяется, в частности, на французских самолетах «Ми-
раж» III и «Мираж» IV для управления рулями направления, а также
является основной (дублированной для повышения безопасности) систе-
464
[конструктивные меры
цин самолета, то это
нений руля. Это Про-
нин управления будет
|о положения руля, а
им положениям, огра-
ы. Так, например, на
финального компенса-
(правления рулем на-
мой управления на англо-французском СПС «Конкорд». Имеющаяся на
этом самолете механическая проводка является третьей (аварийной) си-
стемой управления.
мильный ход
тяги.
Ось
рычага
_ не долог
! SO °. 70°
чагов качалок,
доводке управ-
м) в сторону
Рис. 19.36. Конструктивные меры для компенсации линейных деформаций
конструкции самолета в проводке управления:
а — компенсационная качалка и ее установка на самолете; б — компенсационный ме-
ханизм: /— пол кабины (не деформируется от воздушных нагрузок к избыточного
давления); 2 — тяга управления (от летчика); 3— днище пассажирской герметиче-
ской кабины; 4 — компенсационный механизм; 5 — качалка; 6 — тяга к рулю; в —•
механизм натяжения тросов: / — тросы; 2 — верхний подвижный сектор; 3 — пружи-
ны натяжения тросов; 4 — качалка выравнивания натяжений верхнего и нижнего
тросов; 5 — качалка: 6 — ось вращения механизма, к которой неподвижно крепятся
рычаг 7 и коромысло S; 9 — нижний подвижный сектор; 10 — пружины натяжения
тросов при деформациях конструкции самолета; // — серьга с прорезью, 12 — пол-
зушка; 13 — упор ползушки при максимальном удлинении фюзеляжа; 14 — упор пол-
зушки при максимальном сокращении длины фюзеляжа; 15 — палец
бального положения
ло порядка 100 мм.
алиями двух ее вет-
кт к «ножницам» в
Н и рычагов управ-
)ровисать, или спль-
рявляется большой
боих случаях управ-
рукции самолета в
малки и механизмы
тулировки натяже-
при существующих
диаметр порядка
ке самолета, остав-
[росы компенсации
шменением шлице-
ктивные трудности
й проводки, слож-
амолетах, особенно
ртрению вопросов
! система в настоя-
|х самолетах «Ми-
равления, а также
^опасности) систе-
§ 10. ПОДКЛЮЧЕНИЕ К ПРОВОДКЕ ИСПОЛНИТЕЛЬНЫХ МЕХАНИЗМОВ
АВТОМАТИЧЕСКИХ СИСТЕМ
Различие назначений автоматических устройств, применяемых в си-
стемах управления современных самолетов, приводит и к различию спо-
собов подключения их исполнительных механизмов к механической про-
водке (см. рис. 19.20, а).
Быстродействующие исполнительные механизмы систем повышения
устойчивости и демпфирования подключаются к проводке последователь-
но с тем, чтобы их работа не отражалась на изменении положения ры-
чагов управления и усилий на них. Для обеспечения этого необходимо
устанавливать механизмы этих систем как можно ближе к входным уст-
ройствам гидроусилителей привода управляющих поверхностей с тем,
чтобы усилия, создаваемые этими механизмами в проводке и действую-
щие вдоль нее в обе стороны от их места установки (т. е. к рычагу уп-
равления у летчика и к входному звену гидроусилителя), со стороны
465
рычага управления гасились бы инерционностью элементов возможно
большего участка проводки.
Работа исполнительного механизма, установленного в проводку по-
следовательно, вносит рассогласование между положениями рычага и
органа управления, чем, собственно, и достигается возможность незави-
симой работы летчика и этого механизма. Вследствие этого, как пока-
зано на рис. 19.37, б, зависимости отклонений органа управления б от от-
клонения рычага х при не нейтральных положениях выходного звена
механизма могут появиться ограничения отклонений рычага и органа
управления.
Ограничения диапазона углов отклонений органа управления при
Ограничение отклонения
руля________
g
от летчикиРа^итНСн ^^(исполнительный механизму
Оглох
входная
началка
Ограничение хода рычага
Шток раздвижной тяги убран
'СШток 8 нейтральном положении
Шток выдвинут
выходная
качалка
а}
гидроусилителю
Рис. 19.37. Последовательное
подключение к проводке исполнительных механизмов авто-
матических систем:
а — раздвижная тяга; б — изменение кинематической зависимости отклонений руля при отклонениях
рычага управления при различных положениях штока, последовательно подключенного к проводке
исполнительного механизма (раздвижной тяги); в — два примера последовательной установки ис-
полнительных механизмов с помощью дифференциальной (суммирующей) качалки
возможных отказах автоматических систем в не нейтральных (а тем бо-
лее, в крайних) положениях выходных звеньев их исполнительных ме-
ханизмов может привести к затруднениям в балансировке самолета на
некоторых режимах полета. Ограничение диапазона отклонений рычага
управления за счет преждевременного упора входного звена гидроуси-
лителя при не нейтральном положении выходного звена исполнительного
механизма может привести к возникновению на этом механизме нерас-
четных нагрузок от усилий летчика на рычаге управления, который еще
не дошел до своего упора.
Эти особенности кинематики проводки управления с последователь-
но включенными исполнительными механизмами автоматических систем
необходимо учитывать при выборе диапазонов отклонений рычагов уп-
466
равления (которые регул
нов отклонения органов
входных звеньев гидроуа
Исполнительные мех
го управления (СТУ) и
рис. 19.20, а, на больши
проводке параллельно. П
ния в кабине летчика пе
нов управления самолета
и автоматической систем
пилотирования летчико!
траекторного управлени
имеют устройства отклн
проводкой, от остального
это специальные кулачк»
управлением, у гидравлг
вания полостей силовогс
ройств происходит ОДНОЕ
мы автоматического тра<
На самолетах с неоС
подключения к проводке
ческого траекторного ynj
занных с наличием загр-
этих механизмов должна
создаваемые загрузочны
летчик должны быть пр
связанных с ними оргаь
аварийном) системы ав'
тывают устройства откл!
механизмов. В результа'
устройств рычаги и свя;
миться быстро вернуться
котором они находились
пилотирования.
Эти проблемы могуч
го триммирования усил]
низма триммерного эфф
Однако это усложняет ci
надежность. Поэтому в 1
тематического траектор!
ханизмы устанавливают
рычаги управления в ка
л ано, например, на само.
Подобные системы
невозможностью контро
ложения рычагов управ;
не нейтральном положе!
приведут к описанным е
ственно большими отют
системы автоматическог
вышения устойчивости и
В связи с рассмотр
или иного способа подк,
систем автоматического
кого проектируемого с а
метить, что системы, в
тической системы управ
гичными и соответствую
равления (которые регулируются упорами у самих рычагов) и диапазо-
нов отклонения органов управления (которые регулируются упорами у
входных звеньев гидроусилителей).
Исполнительные механизмы (рулевые машины) систем траекторно-
го управления (СТУ) и, в частности, автопилотов, как это показано на
рис. 19.20, о, на большинстве современных самолетов подключаются к
проводке параллельно. Поэтому при работе этих систем рычаги управле-
ния в кабине летчика перемещаются соответственно отклонениям орга-
нов управления самолета, а возможность одновременной работы летчика
и автоматической системы исключается. Для обеспечения возможности
пилотирования летчиком при выключении системы автоматического
траекторного управления (автопилота) рулевые машины этих систем
имеют устройства отключения своих выходных звеньев, связанных с
проводкой, от остального механизма. У электрических рулевых машин
это специальные кулачковые или фрикционные муфты с электрическим
управлением, у гидравлических — электроуправляемые клапаны кольце-
вания полостей силового цилиндра. Включение и выключение этих уст-
ройств происходит одновременно с включением или выключением систе-
мы автоматического траекторного управления.
На самолетах с необратимым бустерным управлением такой способ
подключения к проводке исполнительных механизмов систем автомати-
ческого траекторного управления приводит к ряду новых проблем, свя-
занных с наличием загрузочных устройств. С одной стороны, мощность
этих механизмов должна быть достаточной, чтобы преодолевать усилия,
создаваемые загрузочными устройствами. С другой стороны, самолет и
летчик должны быть предохранены от быстрых отклонений рычагов и
связанных с ними органов управления при выключении (в частности,
аварийном) системы автоматического управления, при котором сраба-
тывают устройства отключения выходных звеньев рулевых машин от их
механизмов. В результате этого под действием усилий от загрузочных
устройств рычаги и связанные с ними органы управления будут стре-
миться быстро вернуться к исходному балансировочному положению, в
котором они находились в момент включения автоматической системы
пилотирования.
Эти проблемы могут решаться, например, введением автоматическо-
го триммирования усилий от загрузочных устройств с помощью меха-
низма триммерного эффекта при автоматическом управлении полетом.
Однако это усложняет систему управления и в какой-то мере снижает ее
надежность. Поэтому в настоящее время появились и такие системы ав-
томатического траекторного управления, в которых исполнительные ме-
ханизмы устанавливаются в проводку последовательно и при их работе
рычаги управления в кабине летчика остаются неподвижными, как сде-
лано, например, иа самолете В-58 «Хаслер» (США) и др.
Подобные системы также обладают рядом недостатков в частности,
невозможностью контроля летчиком работы системы по изменению по-
ложения рычагов управления. Отказы такой автоматической системы при
не нейтральном положении выходного звена исполнительного механизма
приведут к описанным выше затруднениям, которые усугубляются суще-
ственно большими отклонениями органов управления, потребными для
системы автоматического траекторного управления, чем для систем по-
вышения устойчивости и демпфирования.
В связи с рассмотренными выше проблемами вопрос о выборе того
или иного способа подключения к проводке исполнительных механизмов
систем автоматического траекторного управления для каждого конкрет-
ного проектируемого самолета должен решаться особо, хотя можно за-
метить, что системы, в которых рычаги управления при работе автома-
тической системы управления полетом перемещаются, кажутся более ло-
гичными и соответствующими психологии летчиков.
467
Особую группу подключаемых к проводке исполнительных механиз-
мов автоматических систем составляют механизмы изменения передаточ-
ного числа йш от рычага к органу управления самолета. По назначению
эти механизмы при выполнении своей задачи, в отличие от рассмотрен-
ных ранее исполнительных механизмов систем стабилизации и СТУ, не
должны отклонять органы управления. Однако если рассмотреть приво-
димые на рис. 19.38 зависимости отклонения органа управления б от хода
рычага управления х при различных передаточных числах, устанавли-
ваемых исполнительным механизмом системы регулирования передаточ-
ного числа в проводке, то хорошо видно, что при изменении передаточно-
•ЕуВ
или рычага
ббап
Траектории движения шарнира Р
ара изменении и сохранении. Sa
лансированного положения
руля
Jmax
Sd
Нейтраль
/| ^УВу, |
я ба л
7
(или рычага управления) при работе автомата
Рис. 19.38.
изменения , —------- управлении схема показана для случая
работы автомата при уменьшении передаточного числа, був — увод руля при непо-
движном рычаге; хув — отклонение рычага, потребное для компенсяпии nm,,
К явлению «увода» руля ( г__________,..г----HUUUic ашимата
передаточного числа в проводке управления (схема показана для случая
гомата пои уменьшении приела™.."*™ ——5^ уг?Д рудл **^**^-
отклонение рычага, потребное для компенсации увода руля
(увода рычага); k^—dbldx
Увод
рычага
Рычаг
управления
в балансира-
. вочном поло-
жении
Механизм
изменения к
Увод
руля
' ЛодВижный исток
ш тая
ш тпъп
Нейтраль
ув/^ба
Руль в йалансири >
с- вечном положении
го числа при не нейтральном положении рычага управления (напри-
мер, Хбал) неизбежно должно произойти и изменение положения
(«увод») органа управления на величину дув. Если при этом необходимо
сохранить исходное балансировочное положение органа управления ббал,
то при работе механизма изменения передаточного числа летчику придет-
ся изменить положение рычага управления на величину хув для компен-
сации «увода» руля.
«Увод» органов управления при работе механизмов изменения пе-
редаточных чисел в проводке путевого и поперечного управлений не вы-
зывает особых затруднений, так эти органы управления и соответствую-
щие рычаги в течение большей части полета находятся в нейтральном
(или близком к нему) положении, когда, как это видно из рис. 19.38,
изменение передаточного числа не влечет за собой изменения положения
рулевой поверхности или рычага управления.
Иначе обстоит дело в проводке продольного управления. Здесь, как
известно, положения рулевой поверхности и соответствующего рычага
управления изменяются на различных режимах полета в достаточно ши-
роких пределах для обеспечения балансировки самолета [в соответствии
с балансировочными кривыми dB=/(M, И, хт)]. Поэтому в канале про-
дольного управления работа механизма изменения передаточного числа
будет приводить к заметному изменению одного из важнейших показа-
телей продольной управляемости — балансировочных кривых xB = f(M,
468
Я, хт). Можно сущест]
пользуя явление «уводг
самолета по скорости 1
вых. В то же время не
точного числа может п
вочных кривых.
Заметим, что влпя1
изменение балансирово
закона регулирования
лета и соответствующе
дольного управления, •
ливаются под углом 90‘
низма движения шток*
ного числа в проводке,
равления. *
При установке исг
автоматического управ,
для обеспечения задаг
точно несложные кинем
рим ниже.
Как показано на р
тельных механизмов мс
ного включения их в i
мощью дифференциал!
рование узлов подключ
систем ведется уже по<
телей приводов рулевь
этих узлов должен быт
I) полный ход тяг
2) полный ход тяг
вающий полный диапаз
бтах, причем достаточке
3) передаточное 41
величиной хода его выз
раметра полета, которь
пример, угловая скоро<
угол атаки для автомат
4) потребное пере;
поверхности на единиц}
Выбор способа пос.
ханизма определяется 1
его конструкцией спосо
лагаемых свободных о(
механизма.
Установка исполнит
При этом методе и
как одна из тяг и uiapi
качалками (см. рис. 19х
числа длины плеч кач
Выходное плечо ZBI
ном ходе тяги к гидроус
шало бы, как мы реком!
* Подробнее вопрос о 1
сировочные кривые и нспо
стр. 242—248.
лолнительных механиз-
Jизменения передаточ-
олета. По назначению
ггличие от рассмотрен-
абилизации и СТУ, не
ли рассмотреть приво-
а управления 6 от хода
ых числах, устанавли-
улирования передаточ-
зменении передаточно-
1я) при работе автомата
ма показана для случая
।—}вод руля при непо-
компенсации увода руля
управления (напри-
*менение положения
при этом необходимо
'ана управления 6баЛг
исла летчику придет-
чину хув для компен-
измов изменения пе-
'о управлений не ВЫ-
ШИН и соответствую-
щей в нейтральном
видно из рис. 19.38,
зменения положения
равнения. Здесь, как
яствующего рычага
;та в достаточно ши-
лета [в соответствии
этому в канале про-
передаточного числа
важнейших показа-
ях кривых
Н, хт). Можно существенно улучшить эти балансировочные кривые, ис-
пользуя явление «увода» для компенсации околозвуковой неустойчивости
самолета по скорости и уменьшения «ложек» на балансировочных кри-
вых. В то же время неудачная установка механизма изменения переда-
точного числа может привести к существенному ухудшению балансиро-
вочных кривых.
Заметим, что влияние механизма изменения передаточного числа на
изменение балансировочных кривых xB=f(M, И, .гт...), помимо заданного
закона регулирования = Н), определяется выбором режима по-
лета и соответствующего ему балансировочного положения органа про-
дольного управления, при котором тяги проводки управления устанав-
ливаются под углом 90° к оси штока механизма. В этом положении меха-
низма движения штока, при которых происходит изменение передаточ-
ного числа в проводке, не приводят к изменению положения органа уп-
равления. *
При установке исполнительных механизмов систем стабилизации и
автоматического управления и подключении их к механической проводке
для обеспечения задаваемых передаточных чисел выполняются доста-
точно несложные кинематические расчеты, примеры которых мы рассмот-
рим ниже.
Как показано на рис. 19.37, последовательное подключение исполни-
тельных механизмов может осуществляться либо методом непосредствен-
ного включения их в проводку в качестве раздвижных тяг, либо с по-
мощью дифференциальных (суммирующих) качалок. Обычно проекти-
рование узлов подключения исполнительных механизмов автоматических
систем ведется уже после установки рычагов управления и гидроусили-
телей приводов рулевых поверхностей. Поэтому при проектировании
этих узлов должен быть задан:
1) полный ход тяги (или троса) от рычага управления летчика хл;
2) полный ход тяги (или троса) к гидроусилителю хгу, обеспечи-
вающий полный диапазон углов отклонения данной рулевой поверхности
Стах, причем достаточно часто задается хл=хг.у;
3) передаточное число исполнительного механизма р, выражаемое
величиной хода его выходного звена в мм на единицу изменения того па-
раметра полета, который для данной системы является командным (на-
пример, угловая скорость вращения самолета для демпфера колебаний,
угол атаки для автомата устойчивости и т. д.);
4) потребное передаточное число k в градусах отклонения рулевой
поверхности на единицу изменения того же параметра.
Выбор способа последовательного подключения исполнительного ме-
ханизма определяется как видом самого механизма и предусмотренным
его конструкцией способом крепления, так и величиной и формой распо-
лагаемых свободных объемов при проектировании узла установки этого
механизма.
Установка исполнительных механизмов методом раздвижной тяги
При этом методе исполнительный механизм включается в проводку
как одна из тяг и шарнирно закрепляется за два конца между двумя
качалками (см. рис. 19.37, а). Для обеспечения потребного 'передаточного
числа длины плеч качалок подбираются из следующих соображений.
Выходное плечо /Вых выбирается таким образом, чтобы при задан-
ном ходе тяги к гидроусилителю хгу общее отклонение качалки не превы-
шало бы, как мы рекомендовали ранее, ±30—35°. Если принять меньшее
* Подробнее вопрос о влиянии «увода» органа продольного управления на балан-
сировочные кривые и использовании этого явления для их улучшения см. [20},
стр. 242—248.
469
из этих значений (т. е. ±30°), то выходное плечо качалки определится:
^Bbix^Xiy. Из простой пропорции определяем, какой ход тяги к гидроуси-
лителю xh обеспечивает отклонение рулевой поверхности на угол, числен-
но равный потребному передаточному числу k:
Хг.у
®Л13Х
ВйХгу
а отсюда xk= —-----, где |3ft [ = (&[. С помощью второй пропорции
*niax
определяем плечо 1А подсоединения исполнительного механизма к вы-
ходной качалке= —, откуда = .
‘вых Xfy
Если по условиям задачи было задано хл=*гу, то входная качалка
будет иметь такие же плечи, т • е. /вх — /вых И I Б~ 1А.
Если же хл #= хгуЧ то длины плеч входной качалки находятся из
соотношения: или при 1А=1Б ZBX—/вЫХ . Если в ре-
-*ту А?х Zb -^Ту
зультате расчета узел получается неконструктивным или плохо компо-
нуется, то расчеты следует повторить, задавшись другой величиной /вых.
Установка исполнительных механизмов с помощью дифференциальных
(суммирующих) качалок
Наряду с непосредственной установкой исполнительных механизмов
систем автоматической стабилизации и СТУ в проводку управления, по
компоновочным соображениям могут применяться различные варианты
установок этих механизмов с помощью дифференциальных (суммирую-
щих) качалок. Примеры таких установок показаны на рис. 19.37, в.
Плечи качалок, образующих дифференциальный (суммирующий) ме-
ханизм, подбираются в зависимости от соотношения трех величин; ко-
мандного перемещения (хода) тяги (или тросов), подходящей к месту
установки механизма от рычага управления в кабине пилота хл, хода
тяги от этого места к гидроусилителю привода рулевой поверхности хгу
и хода штока исполнительного механизма. Естественно, что тяга (или
трос) с наибольшим ходом присоединяется к самому большому из имею-
щихся трех плеч качалок, образующих дифференциальный механизм.
Кинематический расчет такого механизма аналогично приведенному
выше сводится к решению ряда пропорций и нахождению длин плеч ка-
чалок, обеспечивающих потребное передаточное число автоматической
системы k и максимальный угол отклонения органа управления бтах-
Рассмотрим пример расчета механизма, показанного на рис. 19.37, в,
слева. Такой вид дифференциального механизма удобно применять, если
по условиям задачи хл>Хгу (если по условиям задачи задано хл<хгу, то
точки присоединения тяги от летчика и тяги к гидроусилителю следует
поменять местами).
Аналогично разобранному выше примеру расчета установки раз-
движной тяги сначала определим ход тяги проводки к гидроусилителю
Х/{, обеспечивающий отклонение органа управления на угол численно
•Хру
равный потребному передаточному числу k'.-----------•=—, откуда
вшах
xk = §k где | 8* | — | k I- После этого из конструктивных соображений
^тах
задаемся значением меньшего из трех плеч качалок механизма (д, b
или с на рис. 19.37, е): пусть, например, b~Bi. Тогда можем составить
пропорции: — —и —-—из которых легко находятся не-
известные плечи качалок дифференциального механизма а и с. Если в
результате первого кив
плеч качалок о, b и с,
структивно или плохо I
рить, задавшись другив
Аналогичные расче
ных механизмов других
Параллельное
механизмов (рулевых
В зависимости от
ке осуществляется либ
звено рулевой машинь
п), либо с помощью к
выходное звено, выпол!
щих при работе маши
19.39, б, в).
Заданные передат
результате соответству
плечих качалок и ради
представляет трудносг
сводится к решению пр-
Однако при napa.nj
в отличие от последовг
ствие максимальных х
симально возможным
чтобы при выключениг
звена рулевой машинь
управления.
При достаточно б<
звена (барабана) руле
чения ее к проводке уг
передачу, как это пока:
В заключение наст
самолетостроения хара
ных необратимых гидр
систем траекторного у
ные гидроусилители и
из которых одной у пр с
а другой —• вычислит ел
и траекторного управл
§ 11. ВЫБОР И
Правильный выбо
управления является (
комплекса управления
Для современных
молетов характерно вс
ных систем управлени:
управление с помощи
такого управления дае
зать на следующие:
1) возможность П]
ской компенсации, что
шения эффективности;
шению сопротивления
качалки определится:
й ход тяги к гидроуси-
1НОСТИ на угол, числен-
о второй пропорции
кого механизма к вы-
у, то входная качалка
<ачалки находятся из
^вых — - Если в ре-
ХГу
ым или плохо компо-
тругой величиной /вых.
ю дифференциальных
штельных механизмов
>водку управления, по
[ различные варианты
циальных (суммирую-
I на рис, 19.37, в.
[й (суммирующий) ме-
яия трех величин: не-
подходящей к месту
1бине пилота хл, хода
левой поверхности хгу
гвенно, что тяга (или
ну большому из имею-
нциальный механизм,
логично приведенному
ждению длин плеч ка-
число автоматической
а управления 6тах-
энного на рис. 19.37, в,
добно применять, если
ачи задано хл<хГу, то
дроусилителю следует
асчета установки раз-
цки к гидроусилителю
я на угол 6д, численно
Хгу Л ft
k :------—, откуда
^iii ах
уктивных соображений
1лок механизма (а, b
1гда можем составить
[ легко находятся не-
:анизма а и с. Если в
результате первого кинематического расчета получаются такие значения
плеч качалок а, b и с, при которых механизм трудно реализуется кон-
структивно или плохо компонуется на самолете, то расчет следует повто-
рить, задавшись другим значением Ь = В2.
Аналогичные расчеты проводятся и при применении дифференциаль-
ных механизмов других видов.
Параллельное подключение к проводке исполнительных
механизмов (рулевых машин) систем траекторного управления (СТУ)
В зависимости от вида этих механизмов подключение их к провод-
ке осуществляется либо с помощью двуплечих качалок (если выходное
звено рулевой машины имеет поступательные перемещения, рис. 19.39,
а), либо с помощью качалки с сектором (если рулевая машина имеет
выходное звено, выполненное в виде барабана или звездочки, совершаю-
щих при работе машины реверсируемые вращательные движения, рис.
19.39, б, в).
Заданные передаточные числа в этих установках определяются в
результате соответствующего кинематического расчета длин плеч дву-
плечих качалок и радиусов секторов секторных качалок. Этот расчет не
представляет трудностей и аналогично рассмотренным выше примерам
сводится к решению пропорций.
Однако при параллельном подключении исполнительных механизмов
в отличие от последовательного приходится обеспечивать еще и соответ-
ствие максимальных ходов тяг или тросов проводки управления мак-
симально возможным ходам выходных звеньев этих механизмов с тем,
чтобы при выключении рулевой машины ограничения хода выходного
звена рулевой машины не приводили бы к ограничению хода проводки
управления.
При достаточно большом максимальном ходе тросов от выходного
звена (барабана) рулевой машины вращательного действия для подклю-
чения ее к проводке управления приходится применять двухступенчатую
передачу, как это показано на рис. 19.39, в, справа.
В заключение настоящего параграфа заметим, что для современного
самолетостроения характерна тенденция к использованию комбинирован-
ных необратимых гидроусилителей вместо специальных рулевых машин
систем траекторного управления (СТУ) и автопилотов. Комбинирован-
ные гидроусилители имеют две группы распределительных золотников,
из которых одной управляет летчик с помощью механической проводки,
а другой — вычислительные блоки автоматических систем стабилизации
и траекторного управления с помощью электрических сигналов.
§ 11. ВЫБОР И УСТАНОВКА ГИДРОУСИЛИТЕЛЕЙ ПРИВОДА
РУЛЕВЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ
Правильный выбор и установка гидроусилителей привода органов
управления является одной из важнейших задач проектирования всего
комплекса управления современного самолета.
Для современных скоростных (околозвуковых и сверхзвуковых) са-
молетов характерно все более широкое применение необратимых бустер-
ных систем управления без возможности перехода на аварийное ручное
управление с помощью только мускульной силы летчика. Применение
такого управления дает целый ряд преимуществ, из которых следует ука-
зать на следующие:
1) возможность применения органов управления без аэродинамиче-
ской компенсации, что позволяет уменьшить их площади за счет повы-
шения эффективности; наряду с этим такая установка благодаря умень-
шению сопротивления повышает качество самолета (на 0,5—0,8);
Рис. 19.39. Параллельное подключение к проводке исполнительных механизмов
систем траекторного управления (рулевых машин автопилотов):
а — подключение рулевой машины с поступательными движениями выходного звена (штока)
1 — кронштейн, 2 — съемный кронштейн-щека крепления цапфы рулевой машины 3 — руле-
вая машина, 4 — качалка; 5 — тяги проводки управления, б — пример установки рулевой ма
шины с вращательным движением выходного звена (звездочки) и узла управления элсро
нами на заднем лонжероне центроплана* / — рулевая машина, 2 — звездочка, 3—вал при-
вода закрылков 4— ролик, 5 — рычаг привода проводки управления элеронами в крыле
й — трос, 7 — сектор подключения рулевой машины, 8 — вал передачи движения управления
элеронами, 9— рычаг подсоединения тяги из кабины пилотов (от штчрвача) 10 — рычаг си
стемы стояночного стопорения элеронов, 11—трос от рычага стопорения элеронов в каби
не (стрелкой показано направление Движения троса при стопорении), /2 —цепь 13—
стопор, 14 — гнездо стопора в рычаг, 9, /5 — опорный подшипник в — два примера подклю
чеиия к проводке рулевых машин с вращательным движением выходного звена — тросового
барабана (одноступенчатая передача слева и двухступенчатая — справа) 1 — трос 2 — руле
вая машина, 3— тросовый барабан, 4 — сектор с качалкой, 5 — проводка управления, 6 — за-
делка троса на секторе. 7 — двухшкивный сектор второй ступени
472
2) ВОЗМОЖНОСТЬ I
тик рулевых поверхне
использования жестк
лителей (на самоле'
450 кге весовых балат
3) возможность
вательно, повышения
устройств, обеспечив
ление.
Однако примене!
перехода на авариим
ные проблемы обеспе’
молета в случае воз)
ды решения этих пр<
Для того чтобы (
нять задачу по обесп
ностей, в их констру
тающих их динамич
рввернутой» кинемат
входного и выходног
ние дополнительных
внимание необходим
сти узлов крепления
жесткости участка п]
Выше отмечалос
терно стремление по
крепить выходное зв
вода рулевой поверх
тик за счет увеличв
верхности (зависяще
гидроусилителя), та!
минимальное колича
кой от шарнирного
минимальный вес nf
Заметим, что пр
левых поверхностей
стремиться «спрятан
ретического обвода. ।
в обвод, как правило
ладающим, кроме т<
шающими качество с
Значительно бол
получаются конструр
ся перпендикулярно
часть гидроусилителе
часть крыла или one
ственно за рычаг пр
случае может быть
мальный вес констру
левой поверхности п
щими в поток несплс
логичные показанное
самолетах как на до
щин профилей крыл
невозможности «спре
Естественно, чтс
мых потоком поверх!
2) возможность обеспечения необходимых флаттерных характерис-
тик рулевых поверхностей без их весовой балансировки, а только за счет
использования жесткостных и демпфирующих характеристик гидроуси-
лителей (на самолете VC.10, например, это позволило снять около
450 кгс весовых балансиров рулей);
3) возможность упрощения конструкции гидроусилителей (а следо-
вательно, повышения их надежности) вследствие изъятия целого ряда
устройств, обеспечивавших переход на ручное (безбустерное) управ-
ление.
Однако применение необратимых бустерных систем управления без
перехода на аварийное ручное управление выдвигает достаточно серьез-
ные проблемы обеспечения безопасности полета и совершения посадки са-
молета в случае возможных отказов в такой системе. Некоторые мето-
ды решения этих проблем будут рассмотрены в следующем параграфе.
Для того чтобы современные гидроусилители могли успешно выпол-
нять задачу по обеспечению флаттерных характеристик рулевых поверх-
ностей, в их конструкции применяется ряд усовершенствований, повы-
шающих их динамическую жесткость (применение так называемой «пе-
ревернутой» кинематической схемы, при которой направления движения
входного и выходного звеньев гидроусилителя противоположны, введе-
ние дополнительных обратных связей). Наряду с этим особо серьезное
внимание необходимо обращать на обеспечение максимальной жестко-
сти узлов крепления гидроусилителей к конструкции самолета, а также
жесткости участка проводки от гидроусилителя до рулевой поверхности.
Выше отмечалось, что для современного самолетостроения харак-
терно стремление полностью устранить эту силовую часть проводки и
крепить выходное звено гидроусилителя непосредственно за рычаг при-
вода рулевой поверхности. Помимо улучшения флаттерных характерис-
тик за счет увеличения динамической жесткости привода рулевой по-
верхности (зависящей, в частности, от жесткости проводки от руля до
гидроусилителя), такой способ установки гидроусилителей обеспечивает
минимальное количество элементов проводки, находящихся под нагруз-
кой от шарнирного момента рулевой поверхности, и, следовательно,—
минимальный вес проводки.
Заметим, что при установке гидроусилителей непосредственно у ру-
левых поверхностей (особенно в крыле и оперении) не всегда следует
стремиться «спрятать» гидроусилитель и рычаг привода руля внутри тео-
ретического обвода. Стремление «спрятать» привод рулевой поверхности
в обвод, как правило, приводит к сложным и тяжелым конструкциям, об-
ладающим, кроме того, еще значительным трением и люфтами, ухуд-
шающими качество системы управления.
Значительно более простыми и легкими, а главное, более жесткими,
получаются конструкции, в которых ось гидроусилителя устанавливает-
ся перпендикулярно оси вращения рулевой поверхности. Неподвижную
часть гидроусилителя при этом крепят за достаточно . жесткую среднюю
часть крыла или оперения, а его выходное подвижное звено — непосред-
ственно за рычаг привода рулевой поверхности, длина которого в этом
случае может быть выбрана оптимальной, т. е. обеспечивающей мини-
мальный вес конструкции привода. Гидроусилитель и рычаг привода ру-
левой поверхности при таком способе установки закрывается выступаю-
щими в поток несиловыми обтекателями (рис. 19.40). Конструкции, ана-
логичные показанной на рис. 19.40, широко применяются на современных
самолетах как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых, уменьшение тол-
щин профилей крыльев и оперения которых приводит к практической
невозможности «спрятать» привод руля внутрь обвода.
Естественно, что всякие выступы в теоретическом обводе обтекае-
мых потоком поверхностей самолета увеличивают его сопротивление. Од-
473
нако вследствие малости миделя обтекателей приводов рулей по срав-
нению с миделем самолета, этот рост сопротивления из-за выступающих
в поток обтекателей весьма незначителен и, безусловно, окупается зна-
чительным выигрышем в весе, жесткости и простоте конструкции при-
вода.
Рис. 19.40. Пример установки гидроусилителя привода рулевой
поверхности на тонком крыле сверхзвукового самолета:
/ — кронштейн крепления гидроусилителя; 2 — гидроусилитель; 3 — не-
подвижная часть обтекателя; 4 — подвижная часть обтекателя; 5 —
рычаг привода руля; 6 — руль; 7 — лонжерон руля с кронштейном на-
вески; 8 — задний лонжерон (стенка) крыла; 9—силовая нервюра
крыла; 10 — тяга управления гидроусилителем
При проектировании приводов цельноповоротных поверхностей уп-
равления (например, управляемого цельноповоротного стабилизатора
или киля) также необходимо стремиться устанавливать гидроусилители
таким образом, чтобы крепить их выходные звенья непосредственно за
рычаги привода этих поверхностей. Стремление улучшить флаттерные
х ар а ктеристики* цельноповоротного управляемого стабилизатора приво-
Рис. 19.41. Внешняя характеристика одномерного гидроусили-
теля (------) и изменение ее при двукратном резервировании
располагаемой мощности путем применения двухкамерного
гидроусилителя с питанием камер от двух независимых гидро-
систем (— —). Точки с цифрами на сплошной
кривой соответствуют двум расчетным режимам полета, по ко-
торым определяется потребная характеристика гидроусили-
теля:
1 — малые нагрузки, большие скорости перекладки; 2 — большие нагруз-
ки, малые скорости перекладки
дит к необходимости применения раздельных гидроусилителей для при-
вода его правой и левой половин. Только в случае применения общей
прямой оси, конструктивно связанной с обеими половинами стабилиза-
тора, возможно применение одного гидроусилителя, если удается обес-
печить достаточную жесткость сравнительно больших участков трубча-
той оси, работающих на кручение.
Выбор гидроусилителей для привода поверхностей управления са-
молета производится исходя из полученных значений потребных скоро-
стей перекладки (отклонения) этих поверхностей и их шарнирных мо-
474
ментов. При этом используется известная зависимость скорости движе-
ния выходного звена гидроусилителя от усилия, приложенного к его
выходному звену, т. е. его внешняя (механическая) характеристика (см.
рис. 19.41), описываемая уравнением
Х?у = ЛЛ(Р,„ах-Р), (19.11)
где хГу = dxTi/dt — скорость движения выходного звена гидроусилите-
ля в мм/с;
kx — коэффициент пропорциональности;
Р — текущее значение усилия, приложенного к выход-
ному звену гидроусилителя;
Ртах— максимальное значение противодействующего уси-
лия, при котором скорость движения выходного зве-
на гидроусилителя становится нулевой.
Величина Ртах для гидроусилителя определяется площадью его
поршня F и максимально возможным перепадом давлений ДРтах в ра-
бочих ПОЛОСТЯХ Лпа№^Л/?тах.
Для удобства и упрощения расчетов выражение (19.11) для внеш-
ней характеристики гидроусилителя используется в несколько другой
форме, раскрывающей зависимость возможной угловой скорости пере-
кладки органа управления б от шарнирного момента Л1ш:
(19.12)
где Л1штах— значение шарнирного момента, которое создает на выход-
ном звене гидроусилителя усилие Ртах-
Чтобы выбрать гидроусилитель, обеспечивающий необходимые скорости
перекладки органа управления на всех режимах полета, сначала исполь-
зуются данные о необходимых скоростях перекладки и соответствующих
шарнирных моментах на двух режимах полета:
1) режим полета, где необходимы максимальные скорости переклад-
ки б] при сравнительно небольших значениях шарнирных моментов Л4Ш1
(обычно это взлетно-посадочные режимы);
2) режим полета, где на органах управления возникают наибольшие
шарнирные моменты Л1Ш2, но потребная скорость перекладки бг — срав-
нительно невелика.
Уравнение (19.12), написанное для этих двух режимов полета, дает
два равенства, где остаются неизвестными и Л4штах:
81 = ^б( /Ищ max Лi); ^2 ^8 (^ш max
тл (®1)^ max— Л4щ1
Поделив эти равенства одно на другое, получим ,
(&2)2 max
откуда легко определить значение Л1Штах, а затем из любого равенства
и значение коэффициента /г в.
Полученные значения Л4Штах и ks позволяют построить потребную
внешнюю характеристику гидроусилителя, написанную в форме (19.12),
и проверить обеспечение неравенств Л1Шпотр^ /Ч1Прасп И бпотр^брасп ИЗ
всех режимах полета. Затем, используя соотношения 8 =—--- - и
R cos S
Л4Ш = РР cos б (где Р — длина рычага привода рулевой поверхности, а
6 — угол его отклонения от нейтрального положения, рис. 19.42), можно
получить потребную внешнюю характеристику гидроусилителя в форме
(19.11), по которой либо подбирается готовый гидроусилитель, либо за-
казывается новый специализированному ОКБ.
Заметим здесь, что потребная мощность гидроусилителя (Л/гупотр)
не зависит от длины 7? рычага привода рулевой поверхности и опредс-
475
ляется выражением
да - . . ^uj-trnx&max „ _ /
гу.потр----------------- КГС М/С
О/
(19.13)
(Aim.max выражен в кгс-м, а дгаах— в град/с).
Подсчитанная по формуле (19.13) потребная мощность гидроусили-
теля при заданном расчетном давлении р в гидросистеме определяет
потребный расход жидкости через данный гидроусилитель при движении
его выходного звена фгу.потрг==ААу.потр/0,167 р л/мин (А/Гу.потр выражена
в кгс-м/с, ар — в кгс/см2), а суммарный потребный расход на всех п гид-
роусилителях системы управления определяется суммой Qr-.noTp=
i = п
= zEQry.noTp2 Эта сумма определяет потребную мощность гидросистемы
/=1
для питания гидроусилителей приводов рулевых поверхностей. Если в;
эту гидросистему подключены еще и другие потребители, то общая по-
Рис. 19.42. Связь хода выходного звена гидроуси-
лителя хГу с углом отклонения рулевой поверх-
ности 6 и длиной рычага ее привода 7?
требная производительность насосов этой гидросистемы определится
суммой расходов всех потребителей с учетом коэффициента одновре-
менности их работы *.
С появлением и развитием бустерных систем управления мощность
самолетных гидросистем стала чрезвычайно быстро возрастать, хотя
потребные мощности для обслуживания других потребителей (например,
уборка и выпуск шасси и механизации крыла, привод механизма разво-
рота передней стойки и др.) практически мало возрастали. Так, напри-
мер, по данным журнала Aircraft Engineering (№ 12, 1966) мощности
гидросистем магистральных пассажирских самолетов DC-7 (безбустер-
ное управление), VC.10 и «Конкорд» составляют соответственно 34, 160
и 4*50 л. с.
Независимость потребной мощности для отклонения рулевой по-
верхности от длины R рычага ее привода не означает, однако, что воз-
можен произвольный выбор этой длины. При слишком малых величинах
R качество механизма привода ухудшается тем, что люфты в шарнирных
сочленениях становятся достаточно заметными на фоне сравнительно
малых потребных командных перемещений, вследствие чего увеличи-
вается угол свободного отклонения рулевой поверхности. Наряду с этим
сильно возрастают усилия от шарнирного момента, действующие на гид-
роусилитель и шарниры его крепления к рычагу и конструкции, что по-
вышает вес этих элементов. И хотя при малых потребных командных хо-
* При определении потребной мощности гидросистемы питания гидроусилителей
(так называемой бустерной) коэффициент одновременности работы потребителей при-
нимается равным 1, так как все приводы рулевых поверхностей в отличие от других
потребителей гидроэнергии могут работать одновременно.
дах выходного звена бус
шаются, общий вес узла
При слишком боль
вследствие уменьшения „
существенного возрастай
требном ходе его выход]
чнваться. Заметим, что у
(точнее — хода его пори
растанпи веса самого пи
должен воспринимать. S
бенно если гпдроусилите
а увеличение воспринял
увеличением диаметра с
больших значениях R д:
волнительно увеличиват
действующих усилий) д;
лителя и обеспечения н<
поверхности.
Очевидно, что для к
оптимальная длина рыч
общий вес элементов ко
ся наименьшим. Задача
При компоновке саь
поверхностей необходим
гидроусилители имеют д
камерные гидроусилнте.!
установочную длину пор
При проектированш
шое внимание следует с
щенпя, так как от этого
ность привода. Особенн
ным поверхностям, нал
стороны, увеличением с:
шарнирного момента от
увеличении стреловидно
ются поточные (т, е. от
ния этой поверхности <р
вательно, для обеспечен
при увеличении угла ст]
ворота оси б, а значит,
выражения (19.13), уве;
ности привода и, следо!
щей его гидросистемы.
Необходимо обрати
символ б обозначает yi
относительно его оси в]
задается в конструктор
органа. Связь поточных
определяют его эффек
ния — изменение коэфф
ле отклонения управляе
ворота его осп б описыв
где Хос — стреловидност
(19.13)
ющность гидроусили-
юсистеме определяет
литель при движении
и (Мгупотр выражена
расход на всех п гид-
суммой Qr, ,потр=
цность гидросистемы
юверхностей. Если в
эители, то общая по-
гидрохсм-
й поверх-
кстемы определит ся
ффиииента одновре-
правления мощность
о возрастать, хотя
ебителей (например,
>д механизма разве-
рстали. Так, напри-
12, 1966) мощности
>в DC-7 (безбустер-
этветственно 34, 160
►нения рулевой по-
ет, однако, что воз-
im малых величинах
гюфты в шарнирных
фоне сравнительно
гвие чего увеличи-
юти. Наряду с этим
ействующие па гид-
рнструкции, что яс-
ных командных хо-
ггания гидроусилителей
юты потребителей при-
i в отличие от других
дах выходного звена бустера его размеры и, следовательно, вес умень-
шаются, общий вес узла может оказаться достаточно большим.
При слишком больших величинах 7? вес конструкции самолета
вследствие уменьшения действующих усилий снижается; однако за счет
существенного возрастания веса самого гидроусилителя при большом по-
требном ходе его выходного звена общий вес узла также может увели-
чиваться. Заметим, что увеличение хода выходного звена гидроусилителя
(точнее —хода его поршня) гораздо существеннее сказывается на воз-
растании веса самого гидроусилителя, чем увеличение усилия, которое он
должен воспринимать. Это объясняется тем, что в первом случае, осо-
бенно если гидроусилитель двухкамерный, сильно возрастает его длина,
а увеличение воспринимаемого усилия достигается весьма небольшим
увеличением диаметра силового цилиндра. Кроме того, и при достаточно
больших значениях R диаметр этого цилиндра нередко приходится до-
полнительно увеличивать (по сравнению с потребным для восприятия
действующих усилий) для повышения демпфирующих свойств гидроуси-
лителя и обеспечения необходимых флаттерных характеристик рулевой
поверхности.
Очевидно, что для каждых конкретных условий существует какая-то
оптимальная длина рычага привода рулевой поверхности, при которой
общий вес элементов конструкции самолета и гидроусилителя получает-
ся наименьшим. Задача конструктора — найти эту длину.
При компоновке самолета и проектировании узлов привода рулевых
поверхностей необходимо учитывать, что современные многокамерные
гидроусилители имеют достаточно большую длину. Так, например, двух-
камерные гидроусилители с рабочим ходом штока 150—200 мм имеют
установочную длину порядка 1000—1200 мм.
При проектировании навески и привода рулевых поверхностей боль-
шое внимание следует обращать на выбор стреловидности их осой вра-
щения, так как от этого в значительной степени зависит потребная мощ-
ность привода. Особенно это относится к цельноповоротным стреловид-
ным поверхностям, например, управляемому стабилизатору. С одной
стороны, увеличением стреловидности оси можно добиться уменьшения
шарнирного момента относительно этой оси. Но, с другой стороны, при
увеличении стреловидности оси вращения рулевой поверхности уменьша-
ются поточные (т. е. относительно набегающего потока) углы отклоне-
ния этой поверхности ср при повороте оси на одни и те же углы б. Следо-
вательно, для обеспечения нужной эффективности рулевой поверхности
при увеличении угла стреловидности оси придется увеличивать углы по-
ворота оси 6, а значит, и скорости поворота этой оси б. Как следует из
выражения (19.13), увеличение б приведет к увеличению потребной мощ-
ности привода и, следовательно, к увеличению мощности и веса питаю-
щей его гидросистемы.
Необходимо обратить внимание, что в выражениях (19.12) и (19.13)
символ б обозначает угловую скорость перекладки органа управления
относительно его оси вращения. Относительно этой оси определяется и
задается в конструкторские бригады также и шарнирный момент этого
органа. Связь поточных углов отклонения органа управления <р, которые
определяют его эффективность (например, для продольного управле-
ния — изменение коэффициента продольного момента при единичном уг-
ле отклонения управляемого стабилизатора т*п ~ dmz/d<fB), с углами по-
ворота его оси б описывается выражением
tgcps^tgS cos/ос, (19.14)
где Хос — стреловидность оси вращения.
477
Как следует из выражения (19.14), при увеличении стреловидности
возрастает™** разНИца междУ осевыми 6 и поточными ф углами быстро
образом’ с Ростом стреловидности оси кос органа управления
потребная мощность привода за счет уменьшения шарнирного момента
Мш уменьшается, а за счет увеличения потребной угловой скорости по-
ворота оси б —увеличивается (рис. 19.43). На этом рисунке
у°с>(\ - л? — (Л4ц1)уос>о . дг _(ЛГпотр\ос>о
’ ш R,c-o ’ пот₽~(¥„отЛос=0’
За расчетные значения шарнирных моментов принимались большие из
их дозвуковых и сверхзвуковых значений. Очевидно, что существует ка-
кая.-то оптимальная стреловидность оси вращения (Хос)орЬ при которой
Рис. 19.43. Характер изменения относительных ве-
личин потребной скорости перекладки б, шарнир-
ного момента Мш и потребной мощности привода
jVnoTp цельноповоротного оперения при изменении
стреловидности его оси вращения Х
Х™альноМй°ЩНОСТЬ ПРИВ°Да ” питающей его гидросистемы окажется
Так как потребные мощности приводов поверхностей управления и
великиИСТеМ ИХ ПИтания у современных сверхзвуковых самолетов весьма
велики, то применение оптимальной стреловидности оси (при которой
эта мощность оказывается наименьшей) позволяет снизить вес этих эле-
ментов, а значит, и взлетный вес самолета.
§ 12. МЕРОПРИЯТИЯ ПО ПОВЫШЕНИЮ БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТА
ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТА
гол, При пРоектиРС1Вании безбустерных систем управления нескоростных
самолетов основными мерами по повышению надежности проводки было
проектирование ее с достаточно большим запасом прочности, а также
размещение проводки таким образом, чтобы вероятность попадания в
нее посторонних предметов была наименьшей *. Наряду с этими мерами
Ии₽мпНпп=Р’ В ЛеТН°Й Практике честны трагические случаи, вызванные гтопада-
ие 1 в проводку посторонних предметов, забытых в кабине после проведения каких
либо работ (отверток, ключей и пр.). Чтобы исключить воз."ож„ост₽ьтакТ случаев’
478
1иченип стреловидности
шыми <р углами быстро
Хос органа управления
я шарнирного момента
й угловой скорости по-
|м рисунке
(^потр)у -5,0
— ______' ГС
(^потр)у =, л
'ос
инимались большие из
1но, что существует ка-
я (Xoc)opt, при которой
Хм
ьных ве-
шарнир-
ггривода
менении
ОС ’
1Дросистемы окажется
)хностей управления и
)вых самолетов весьма
ста оси (при которой
г снизить вес этих эле-
1АСНОСТИ ПОЛЕТА
НИЯ САМОЛЕТА
явления нескоростных
-кности проводки было
м прочности, а также
оятность попадания в
аряду с этими мерами
случаи, вызванные попада -
! после проведения каких-
)зможность таких случаев,
одним из методов повышения надежности системы управления является
прокладка проводки в местах, легко доступных для обзора, проверки и
проведения различных регламентных работ. Это позволяет легко обнару-
жить появившиеся дефекты и своевременно их устранить.
Перечисленные меры обеспечивают достаточную надежность про-
водки и в бустерных системах управления. Однако в этих системах сте-
пень их надежности определяется в основном степенью надежности
гидроусилителя и гидросистемы его питания. Поэтому в первых бустер-
ных системах управления, в которых гидроусилители были еще недоста-
точно надежны, предусматривалась возможность перехода на аварийное
ручное управление с помощью мускульной силы летчика. Однако такой
способ обеспечения безопасности вызывал необходимость сохранения
аэродинамической и весовой компенсаций рулевых поверхностей, аэро-
динамических триммеров, а также, как правило, ограничивал возмож-
ность полета на некоторых режимах. Наряду с этим, при применении
варианта перехода на аварийное ручное управление в самих гидроуси-
лителях должен быть предусмотрен ряд устройств (как, например, уст-
ройство стопорения золотника, устройства обеспечения безударного пе-
рехода и т. д.), в свою очередь, снижающих надежность самого гидро-
усилителя.
При использовании для продольного управления цельноповоротного
стабилизатора аварийный переход на ручное управление невозможен не
только вследствие весьма больших шарнирных моментов, но и главным
образом потому, что на дозвуковых скоростях стабилизатор, как прави-
ло, оказывается перекомпенсированным (вследствие смешения центра
давления вперед от оси вращения).
При использовании необратимой бустерной системы управления без
возможности перехода в аварийном случае на ручное управление толь-
ко с помощью мускульной силы летчика безопасность полета, помимо
других мер по повышению надежности гидроусилителей и гидросистем
их питания, обеспечивается резервированием этих гидроусилителей и
гидросистем. В настоящее время принцип резервирования гидроусилите-
лей чаще всего осуществляется применением так называемых многока-
мерных (двух- и трехкамерных) гидроусилителей, имеющих две или три
изолированные камеры (цилиндра), в которых перемещаются поршни,
соединенные одним общим штоком. Каждая камера такого гидроусили-
теля питается независимой гидросистемой, а движение поршня в ней ре-
гулируется независимым распределительным золотником.
При нормальной работе многокамерного гидроусилителя силы дав-
ления жидкости на поршень в каждой камере складываются на общем
штоке, поэтому внешняя характеристика многокамерного гидроусилите-
ля по сравнению с однокамерным изменяется в сторону увеличения
преодолеваемой противодействующей силы при той же скорости движе-
ния выходного звена гидроусилителя.
На случай заклмнения одного из распределительных золотников
многокамерного гидроусилителя они соединяются между собой через
развязывающие устройства (чаще всего пружинные тяги или торсион-
ные валы, работающие на кручение), которые обеспечивают возмож-
ность (при приложении некоторого дополнительного усилия) перемеще-
ния остальных золотников и, следовательно, возможность управления
гидроусилителем. Заметим, что подача давления в камеру с заклиненным
в настоящее время рекомендуется изолировать отсек, где проходит проводка, от осталь-
ной кабины. Если по компоновочным соображениям проводка проходит над герметиче-
ским полом кабины, то от остальной кабины она должна быть отделена несиловым
(ложным) полом, отверстия в котором должны быть тщательно заделаны, а места
прохода через него рычагов управления — закрыты специальными мягкими чехлами.
479
золотником при этом должна быть отключена по сигналу обжатия раз-
вязывающего устройства.
При отказе одной из независимых гидросистем питания многокамер-
ного гидроусилителя давление в соответствующей его камере падает и,
как это видно из рис. 19.41, усилия, которые может воспринять гидроуси-
литель, уменьшаются, и, следовательно, уменьшаются воспринимаемые
(располагаемые) шарнирные моменты. Это приводит к необходимости
увеличения мощности гидроусилителей при резервировании с тем, чтобы
даже при одной работающей камере (одной исправной гидросистеме пи-
тания) располагаемые шарнирные моменты превосходили бы потребные.
В противном случае, при отказе одной из гидросистем питания многока-
мерного гидроусилителя, рулевая поверхность будет самопроизвольно
отклоняться под действием шарнирного момента со всеми вытекающими
из этого последствиями.
Поэтому при применении многокамерных гидроусилителей расчет
потребных мощностей, рассматривавшийся в предыдущем параграфе,
производится для одной камеры гидроусилителя и одной гидросистемы,
а вес остальные камеры и питающие их гидросистемы (число которых
равно принятому при проектировании допустимому числу отказов за по-
лет) создают избыточную мощность гидроусилителя. Величина этой из-
быточной (резервной) мощности и, следовательно, избыточного веса
системы определяется степенью резервирования и его схемой.
Поясним это на примере. Пусть необходимо обеспечить продолже-
ние полета самолета и совершение посадки после двух отказов. Эту за-
дачу можно решить двумя способами: либо для привода каждой рулевой
поверхности поставить один трехкамерный гидроусилитель с тремя неза-
висимыми гидросистемами питания, либо поставить два двухкамерных
гидроусилителя с четырьмя независимыми гидросистемами питания.
В первом случае суммарная мощность трех гидросистем будет рав-
на утроенной потребной, во втором — суммарная мощность двух гидро-
систем должна быть равна только удвоенной потребной, так как каждая
из четырех гидросистем может иметь только половину потребной мощ-
ности (после двух отказов останется как раз потребная мощность).
В каждом конкретном случае в зависимости от потребной мощности мо-
жет оказаться правильным то или другое решение, обеспечивающее
наименьшие затраты веса на конструкцию гидросистем и гидроусили-
телей.
На небольших самолетах военного назначения, как это следует из
сообщений зарубежной периодической печати, для привода поверхностей
управления, как правило, применяются двухкамерные гидроусилители с
питанием от двух независимых гидросистем. Также предусматривается
питание одной из камер от аварийной гидросистемы, насосы которой
приводятся не только от двигателей самолета, но и от какого-либо друго-
го независимого источника энергии. Такая схема предусматривается для
обеспечения возможности управления при отказе двигателей.
В случае допущения ограничения маневренности самолета при отка-
зе одной гидросистемы (при условии обеспечения возможности соверше-
ния посадки) при резервировании гидросистем питания камер двухка-
мерного гидроусилителя можно не предусматривать описанного выше
резервирования мощности (т. е. увеличения ее по сравнению с потреб-
ной), если только конструкция гидроусилителей обеспечивает при отказе
сохранение располагаемых шарнирных моментов и уменьшение только
располагаемых скоростей перекладки органов управления.
Это условие достаточно легко выполняется при применении гидро-
усилителей вращательного действия, два гидромотора которых с пита-
нием от независимых гидросистем имеют выход через дифференциал на
один общий вал. При отказе одной гидросистемы и возрастании нагрузки
на оставшийся гидромотор его регулятор поворачивает наклонную шай-
480
бу в положение, при коте
гаемый момент на валу yi
Такие характеристик)
ного действия можно обе<
висимых гидросистем под
ковым распределительны
система должна быть ос)
другой камеры; другая с
рийной для первой (рис.
Рис. 19.44. Запитка к
нутой» схемы) от дв'
кие характеристики
гидросистем (сплошн
(пунктирная линия).
ристика одн<
1 — входной рычаг, 2 —
сигнализация заклинени
5 — золотниковые paenpi
шток с двумя поршчя!
при за
тем давление в обеих кал-
мой и располагаемые )
Уменьшатся только расп
ления, так как производи
дет недостаточно для пе
скоростью.
Недостатками такой
гидроусилителя из-за дог
На современных тян
равнением для повышен]
отказов применяется раз
дая из которых приводи
этих гидроусилителей та
тем, число которых из с<
четырех (например, на с
даже более *.
Необходимо обратит
сматривается возможное
* На военно-транспортнс
независимых гидросистем.
3 сигналу обжатия раз-
у питания многокамер-
й его камере падает и,
!Т воспринять гидроуси-
аются воспринимаемые
водит к необходимости
вировании с тем, чтобы
авной гидросистеме ни-
сходили бы потребные,
стем питания многока-
>удет самопроизвольно
-О всеми вытекающими
вдроусилителей расчет
>едыдущем параграфе,
и одной гидросистемы,
стемы (число которых
У числу отказов за по-
ля. Величина этой из-
►но, избыточного веса
его схемой.
обеспечить продолже-
двух отказов. Эту за-
ивода каждой рулевой
-илитель с тремя неза-
1ть два двухкамерных
истемами питания.
!Дросистем будет.рав-
иощность двух гидро-
!бной, так как каждая
вину потребной мощ-
ютребная мощность),
'ребной мощности мо-
!ние, обеспечивающее
истем и гидроусили-
1, как это следует из
привода поверхностей
ibie гидроусилители с
:е предусматривается
мы, насосы которой
)т какого-либо друго-
едусматривается для
игателей.
и самолета при отка-
зам ожн ост и со верше-
гания камер двухка-
гь описанного выше
сравнению с потреб-
шечивает при отказе
уменьшение только
ления.
г применении гидро-
)ра которых с пита-
ез дифференциал на
взрастании нагрузки
ает наклонную шай-
бу в положение, при котором скорость мотора уменьшается, а распола-
гаемый момент на валу увеличивается.
Такие характеристики двухкамерного гидроусилителя поступатель-
ного действия можно обеспечить, например, если давление от двух неза-
висимых гидросистем подвести через клапаны переключения к золотни-
ковым распределительным устройствам обеих камер. При этом одна
система должна быть основной для одной из камер и аварийной для
другой камеры; другая система-—основной для второй камеры и ава-
рийной для первой (рис. 19.44). В этом случае при отказе одной из сис-
1
!
Рис. 19.44. Запитка камер двухкамерного гидроусилителя («перевер-
нутой» схемы) от двух гидросистем [(вверху справа показаны внеш-
ние характеристики гидроусилителя при нормальной работе двух
гидросистем (сплошная линия) и при отказе одной из гидросистем
(пунктирная линия). Там же для сравнения дана внешняя характе-
ристика одной камеры (штрих-пунктирная линия)]:
1 — входной рычаг; 2 — развязывающие пружинные тяги; 3 — электрическая
сигнализация заклинения золотника; 4— клапаны переключения гидросистем;
5 — золотниковые распределители; 6 — силовой цилиндр гидроусилителя; 7 —
шток с двумя поршнями (стрелкой показано направление движения штока
при заданном смещении входного рычага)
тем давление в обеих камерах будет создаваться оставшейся гидросисте-
мой и располагаемые шарнирные моменты при этом не изменятся.
Уменьшатся только располагаемые скорости перекладки органа управ-
ления, так как производительности насосов одной гидросистемы уже бу-
дет недостаточно для перемещения поршней в двух камерах с той же
скоростью.
Недостатками такой системы является снижение надежности самого
гидроусилителя из-за дополнительных клапанов переключения.
На современных тяжелых самолетах с необратимым бустерным уп-
равлением для повышения безопасности полета на случай возможных
отказов применяется разделение рулевых поверхностей на секции, каж-
дая из которых приводится независимыми гидроусилителями. Питание
этих гидроусилителей также осуществляется от независимых гидросис-
тем, число которых из соображений повышения безопасности достигает
четырех (например, на самолетах Норт-Америкен ХВ-70А, Боинг-747) и
даже более *.
Необходимо обратить внимание на то, что в системах, где преду-
сматривается возможность выхода из строя части гидроусилителей при-
* На военно-транспортном самолете Локхид С-5А (США) используется шесть
независимых гидросистем.
481
придода
элевонов левого крыла
Рис. (19 45 Компоновка агрегатов управления на французском СВВП Дассо «Бальзак»:
1 — размещение агрегатов механической части системы продоль
нога управления в носовой части фюзеляжа 1 — ручка продоль-
ного и поперечного управления, 2 — трехплечая качалка подклю-
чения системы загрузи, 3 — загрузочный механизм, 4— элект
ромеханизм триммерного эффекта, 5 — электрогидравтический
сервопривод управления клапаном струйных рулей продольного
управления от системы автоматической стабилизации, б — тяг?
управления клапаном, 7 — клапан струйных рулей тангажа, 8 —
смесите тьный механизм команд продольного и поперечного уп-
равлений элевонами 9 — размыкающееся звено, обеспечивающее
возможность перехода с ручного на автоматическое управление
клапанои 7 от системы стабилизации, 10 — вспомогательный
гидроусилитель продольного управления, // — размещение агре
гатов струйного управления и механической части системы уп
равления рулем направления 11—передние дублированные воз-
душные сопла струйного управления по тангажу, 12 — педали
управления рулем направления и клапаном струйного управле-
ния по рысканию, 13— тросовая проводка от педалей; 14— воз-
душный коллектор системы струйного управления; /5 — дублиро-
ванные воздушные сопла струйного управления по креку на
правом крыле, 16 — фильтры отбираемого от двигателей возду-
ха, 17 — подъемные ТРД (8 шт.); 18 — трехплечая секторная
качалка подключения системы загрузки педалей, 19—загрузоч-
ный механизм педалей, 20 — механизм триммерного эффекта,
2! —подсоединение механической проводки управления клапаном
струйных рулей рыскания 22 — руль направления, 23 — гидро-
усилитель, 24 — рычаг с. изменяемым плечом для peiулирования
передаточного числа 25 —тросовая проводка управления клапа-
ном струйных рулей рыскания, 26 — клапан струйных рулен
оыскания, 27 — воздушное сопло (левое) струйного управления
по рысканию, 28 — задние дублированные воздушные сопла
струйною управления по тангажу 29 — дублированные воздуш-
ные магистрали к соплам 28, 30 — отбор воздуха к турбонасос
иому агрегату, 31 — две секции элевонов (левого крыла), 32 —
гидроусилитель привода секции элевона, 33 — дублированные
воздушные сопла струйного управления по крену на левом кры
ле, 34 — дублированные воздушные магистрали к соплам 33,
35 — воздухопроводы отбора воздуха от компрессоров подъемных
ТРД, 36 ~ клапан струйных рулей крена, 37 — дублированные
воздушные магистрали к соплам И !!!—размещение агрегатов
механической части системы поперечного управления в носовой
части фюзеляжа, 38 — механизм загрузки ручки при поперечном
управлении, 39 — электромеханизм триммерного эффекта, 40 —
тяга управления клапаном струйных рулей крена, 41 — электро-
гидравлический сервопривод управления клапаном струнных ру-
лей крена от системы автоматической стабилизации, 42 — раз-
мыкающееся звено, 43 — вспомогательны!! гидроусилитель попе-
речного управления, 44 — трехплечая качалка подсоединения си
стемы загрузки, 45 — вывод тяги управления по крену через
ось вращения ручки при управлении по тангажу
вода одной поверхности управления (разделенной на секции), входные
звенья этих гидроусилителей должны подсоединяться к общей проводке
через «развязывающие» механизмы, допускающие возможность движе-
ния проводки и входных звеньев исправных гидроусилителей на полный
ход проводки при заклинении одного или нескольких гидроусилителей в
данном канале управления. Эти механизмы выполняются в виде так
называемых пружинных тяг с достаточно большим предварительным за-
тягом пружины или качалки с ограничительной пружинно-кулачковой
муфтой, рассчитанной на передачу определенного момента (рис. 1946).
Рис 119 46
Конструкция «развязывающей» качалки с ограничи-
тельной моментной муфтой
Z — входной рычаг с осью 2 — стопорное кольцо с зубьями, 3 —пружина,
4—гайка регулировки затяга пружины, 5 — втулка скольжения, 6 — ша-
риковый подшипник, 7 — распорная втулка, 8 — гайка, 9 — выходной ры-
чаг со стаканом
Современные скоростные, а особенно сверхзвуковые, самолеты час-
то обладают настолько неблагоприятными собственными характеристи-
ками устойчивости и управляемости, что отказ автоматических систем
улучшения этих характеристик даже при нормально работающих гидро-
усилителях может привести к невозможности управления. Поэтому на
таких самолетах эти автоматические системы также многократно резер-
вируются (известны системы с 3- и 4-кратным резервированием).
Более высокие требования по надежности системы управления
предъявляются к самолетам особых типов со струйным управлением
(СВВП, ВКС и др.). Так, для повышения безопасности на случай отказа
одного из подъемных двигателей, от которых воздух отбирается для
струйного управления, магистрали отбора воздуха от каждого двигателя
объединяются в общий коллектор, сжатый воздух от которого подводит-
ся к клапанам, управляющим его выпуском через сопла (струнники).
Магистрали подвода воздуха на СВВП или паро-газовых смесей на
ВКС к соплам реактивного управления так же как и клапаны управле-
ния, как правило, дублируются (см. рис. 19.12 и 19.45). Интересно от-
метить, что на СВВП военного назначения клапаны управления выпус-
ком воздуха через сопла располагаются ближе к коллектору. Это не-
сколько уменьшает быстродействие такой системы реактивного
управления по сравнению с системой, где клапаны располагаются не-
посредственно у сопел (сравни с рис. 19.9), но зато существенно повы-
484
шает живучесть за счет умен
стоянно находящихся под да1
Большую опасность для
емных двигателей на режим:
положение самолета при это
. автоматическими системами
этих систем к проводке у пр;
ления СВВП показано, нап]
мер, да рис. 19 9). BbicTf
компенсация вертикальной
ги посредством увеличения
ги оставшихся подъемных д
гателей для разгрузки летч]
в напряженной ситуации до;
на осуществляться также аг
матически, например, с
мощью так называемого гр
нового компенсатора тяги,
меряющего давление выхт
ных газов каждого из подт
ных двигателей данной гру1
и независимо от летчика, п(
мешающего рычаги упра
ния тягой в сторону ее увел
ния при падении давленг
выхлопном сопле одного
двигателей (рис. 19.47).
!
В заключение отметим
автоматизации систем уп
требных мощностей гидро;
безопасности относительны
современных самолетах за
с безбустерным управление
Так, обработка статис
ным управлением дает G
I систему управления механ
* Для самолетов с необ
но провести грань между
мы. Поэтому для этих сам:
Вследствие необходимостг
для легких и тяжелых са
сов, как правило, соответс
16—1062
эй на секции), входные
гться к общей проводке
йе возможность движе-
оусилителей на полный
ьких гидроусилителей в
полняются в виде так
м предварительным за-
пружинно-кулачковой
о момента (рис. 19146).
шает живучесть за счет уменьшения длины воздушных магистралей, по-
, стоянно находящихся под давлением.
Большую опасность для СВВП представляет отказ одного из подъ-
емных двигателей на режимах вертикального взлета и посадки. Угловое
положение самолета при этом, как правило, должно стабилизироваться
автоматическими системами (подключение исполнительных механизмов
этих систем к проводке управ-
ления СВВП показано, напри-
мер, на рис. 19.9). Быстрая
компенсация вертикальной тя-
' ги посредством увеличения тя-
ги оставшихся подъемных дви-
гателей для разгрузки летчика
в напряженной ситуации долж-
на осуществляться также авто-
матически, например, с по-
мощью так называемого груп-
пового компенсатора тяги, за-
меряющего давление выхлоп-
ных газов каждого из подъем-
ных двигателей данной группы
и независимо от летчика, пере-
мещающего рычаги управле-
ния тягой в сторону ее увеличе-
ния при падении давления в
выхлопном сопле одного из
двигателей (рис. 19.47).
Рис. 19.47. Установка автоматического группо-
вого компенсатора тяги группы подъемных
ТРД СВВП:
1 — рычаг управления дросселем двигателя; 2 — про-
водка управления к дроссельным рычагам; 3 — тяга
от рычага управления вертикальной тягой (у летчи-
ка); 4 — дифференциальная (суммирующая) качалка;
5 — групповой компенсатор тяги; 6 — подвод давле-
ния выхлопных газов ТРД к вычислителю компен-
сатора
# * *
вследствие все большей механизации и
ки с ограничи-
я мп; 3 — пружина;
эльжения; 6 — ша-
9 — выходной ры-
уковые, самолеты пас-
енными характеристп-
втомэтических систем
яо работающих гидро-
эавления. Поэтому на
ке многократно резер-
вированием).
системы управления
груйным управлением
ости на случай отказа
>здух отбирается для
от каждого двигателя
от которого подводит-
;з сопла (струйники).
о-газовых смесей на
к и клапаны управле-
19.45), Интересно от-
1ы управления выпус-
: коллектору. Это не-
истемы реактивного
[ы располагаются не-
го существенно повы-
В заключение отметим, что______
автоматизации систем управления современных самолетов, роста по-
требных мощностей гидросистем и резервирования с целью повышения
безопасности относительный вес управления Gynp и гидросистем Gr.c на
современных самолетах заметно увеличился по сравнению с самолетами
с безбустерным управлением.
Так, обработка статистических данных для самолётов с безбустер-
ным управлением дает Gynp = 0,006—0,015; Gr.c = 0,01—0,015 (включая
систему управления механизацией крыла).
Для самолетов с необратимым бустерным управлением очень труд-
но провести грань между агрегатами системы управления и гидросисте-
мы. Поэтому для этих самолетов можно принимать Gynp+rc = 0,025—0,045.
Вследствие необходимости использования ряда одинаковых агрегатов
для легких и тяжелых самолетов большие значения относительных ве-
сов, как правило, соответствуют самолетам с меньшим взлетным весом.
16—1062
ПРИЛОЖЕНИЯ
Приложение I
ТИПОВАЯ ВЕСОВАЯ СВОДКА САМОЛЕТА
I. Конструкция самолета.
1. Крыло (включая герметизацию топливных отсеков).
2. Фюзеляж (включая герметизацию отсеков).
3. Оперение (включая форкили и шайбы).
4. Шасси (включая створки и обтекатели).
5. Вес окраски.
II. Силовая установка.
1. Двигатели (основные и вспомогательные, с системами реверса
тяги и шумоглушителями).
2. Воздушные винты с коками и креплением (для самолетов с ПД
иТВД).
3. Средства установки двигателей:
а) мотогондолы с воздушными каналами (если воздушный канал
конструктивно связан с фюзеляжем, то он относится к весу фюзеляжа);
б) пилоны;
в) капоты;
г) моторамы и узлы крепления;
д) механизмы поворота двигателей (для самолетов вертикального
взлета и посадки).
4. Системы двигателей:
а) система запуска;
б) маслосистема;
в) система регулирования воздухозаборников;
г) система охлаждения;
д) система выхлопа;
е) система огнетушения;
ж) система управления двигателями;
з) система контроля работы двигателей;
и) противообледенительная система силовой установки.
5. Топливная система:
а) топливные баки с протекторами;
б) установочная арматура баков;
в) система подачи топлива (топливопроводы и насосы);
г) система наддува (инертного газа);
д) система автоматического управления расходом топлива;
е) система заправки;
ж) система аварийного слива;
з) система заправки в полете.
III. Оборудование и управление.
1. Гидросистема:
а) источники энергии;
б) арматура, баки, коммуникации;
в) рабочая жидкость;
г) крепления и эксплуатационные устройства.
2. Пневмосистема:
486
а) источники энергии; б) арматура, баллоны, коммуникации; в) сжатый воздух; г) крепления и эксплуатационные устройства. 3. Электрооборудование: а) генераторы и аккумуляторы;
Приложение I б) преобразователи энергии; в) электропроводка, аппаратура, детали крепления и эксплуатаци- онные устройства.
ЮЛ ETA 4. Управление самолетом: а) управление рулями и элеронами; б) управление закрылками, предкрылками, интерцепторами;
с отсеков), в) управление другими механизмами и агрегатами (кроме силовой установки). 5. Радиооборудование: а) аппаратура радиосвязи; б) радионавигационное оборудование; в) радиолокационное оборудование; г) системы автоматического взлета и посадки.
с системами реверса (для самолетов с ПД | Примечание. Радиооборудование включает коммуникации, антенны, аппара- | туру и устройства крепления, 6. Аэронавигационное оборудование: J а) аэронавигационные приборы;
гели воздушный канал тся к весу фюзеляжа); 1 б) приборы контроля работы систем и механизмов (кроме силовой установки); в) автопилот; г) вычислительные устройства, пульты, приборные доски. 7. Противообледенительная система.
лолетов вертикального 1 8. Система теплозвукоизоляции кабин и приборных отсеков. 9. Оборудование жизнеобеспечения и бытовое оборудование: а) сидения экипажа; б) сидения пассажиров; в) система кондиционирования; г) кислородная система; д) туалеты; е) кухни и буфеты (для пассажирских самолетов); ж) гардеробы и багажники (для пассажирских самолетов); з) противопожарное оборудование кабин; и) система катапультирования экипажа.
становки. 10. Специальное оборудование, вооружение и бронирование: а) система автоконтроля работы оборудования и конструкции са- молета; б) пушки, пулеметы с установкой (без боезапаса);
насосы); в) детали, установки и оборудование ракетного вооружения; г) оборудование бомбардировочное, крепление устройств активной
Юм топлива; и пассивной защиты; д) бронирование экипажа и оборудования; е) фотооборудование, системы обнаружения и т. п.; ж) швартовочное (несъемное) оборудование. IV. Пустой самолет. 1. Конструкция самолета. 2. Силовая установка. 3. Оборудование и управление. V. Снаряжение и служебная нагрузка. 1. Экипаж: а) летно-подъемный состав с личными вещами; ‘ б) вспомогательный состав (бортпроводники и т. п.). 16* 487
2. Вода в буфете и умывальниках (пассажирские самолеты).
3. Невырабатываемое топливо.
4. Масло.
5. Расходуемые в полете технические жидкости (например, проти-
вообледенительная жидкость).
6. Продукты в буфете пассажирского самолета (с контейнерами).
7. Литература для пассажиров, ковры, чехлы для сидений, аптечка
и т. п.
8. Спасательное оборудование (лодки, аварийные трапы и т. д.).
9. Запасные части, бортинструмент, чехлы для агрегатов самолета,
сигнальные ракеты.
10. Подвесные баки (без топлива), комплекты съемных подвесок
для спецгрузов, съемное санитарное оборудование.
И. Контейнеры для багажа, грузов и почты.
VI. Снаряженный самолет.
1. Пустой самолет.
2. Снаряжение.
3. Служебная нагрузка.
VII. Топливо.
1. Расходуемое топливо.
2. Навигационный запас.
3. Топливо в дополнительных и подвесных баках.
VIII. Полезная нагрузка.
1. Бомбы, торпеды, ракеты.
2. Боезапас (патроны, снаряды).
3. Спецгрузы и сбрасываемые вещества.
4. Снаряжение для фоторазведки.
5. Десантники с вооружением и парашю-
тами.
6. Боевая техника, включая вытяжные и
основные парашюты, платформы.
7. Пассажиры. 1
8. Багаж, грузы, почта. J
9. Химикаты (сельскохозяйственный самолет).
IX. Полная нагрузка.
1. Снаряжение и служебная нагрузка.
2. Топливо.
3. Полезная нагрузка.
X. Взлетный вес самолета.
1. Вес пустого самолета.
2. Вес полной нагрузки.
Истребители,
бомбардировщики
разведчики
Военно-
транспортные
самолеты
Пассажирский
самолет
Приложение II
ПРИМЕРНЫЙ ПЕРЕЧЕНЬ РАДИОТЕХНИЧЕСКОГО ОБОРУДОВАНИЯ
САМОЛЕТОВ
Тяжелые не маневренные самолеты,
1. Связное оборудование:
а) коротковолновые приемно-передающие радиостанции (два комп-
лекта для дублирования);
б) ультракоротковолновые приемо-передающие радиостанции (два
комплекта);
в) радиотелефон;
г) аппаратура для приема служебных передач.
488
2. Навигационное оборудование:
а) система ближней навигации и автоматической посадки;
б) система автономной навигации (инерциальной, астронавигации);
в) радиокомпас;
г) радиовысотомер;
д) маркерный приемник;
е) счетно-решающее устройство для оптимизации режимов полета.
3. Радиолокационное оборудование:
а) система индикации и обнаружения препятствий (транспортные
самолеты);
б) система обнаружения и наведения;
в) система управления вооружением;
г) система помех и защиты от нападения.
4. Система опознавания (ответчик и запросчик).
5. Внутренняя (бортовая) радиосвязь:
а) громкоговорящее устройство в кабинах;
б) самолетное переговорное устройство.
6. Бортовое электронное оборудование автоматического контроля
систем, механизмов и конструкции самолета.
Маневренные военные самолеты.
1. Связное оборудование:
а) ультракоротковолновая и дециметровая командная радио-
станции;
б) коротковолновая связная радиостанция,
2. Навигационное оборудование:
а) система ближней навигации и посадки;
б) радиокомпас, радиовысотомер, маркерный радиоприемник.
3. Система наведения с наземного командного пункта (бортовая
система приема команд).
4. Радиолокационное оборудование:
а) радиолокационный прицел;
б) система индикации;
в) счетно-решающее устройство;
г) система управления оружием.
5. Система опознавания (ответчик и запросчик).
6. Система воздушных сигналов и система «Курсовертикаль».
Приложение III
ХАРАКТЕРИСТИКИ СОВРЕМЕННЫХ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Предлагаемые ниже характеристики современных газотурбинных
двигателей (таблица и рис. Ш.1—III. 10) предназначены для выполне-
ния необходимых расчетов в период дипломного проектирования.
Высотно-скоростные характеристики ТРД и ТРДД
Не являясь характеристиками каких-либо конкретных двигателей,
данные характеристики, однако, с достаточной для их назначения сте-
пенью точности отражают влияние высоты и скорости полета на тягу и
удельный расход топлива современных авиационных двигателей (на гра-
фиках приведены относительные значения величины Р и ср).
Как было показано в гл. VII, характеристики ТРД и ТРДД имеют
определенные отличительные особенности, обусловленные типом двига-
теля и максимальной скоростью полета, но при выполнении расчетов к
489
Назначение* Двигатели для дозвуковых пассажирских самолетов Двигатели для сверхзвуковых самолетов Двигатели для СПС
многоцелевого назначения
Тип двигателя ТРДД ТРДД ТРДД ТРДД ТРД ТРДД ТРД ТРД
Фирма Пратт-Уитни Пратт-Уитни Пратт-Уитни Роллс-Ровс Джснерзл- Электрик Пратт-Уитни Брис юл’- Сиддли Дженерал- Электрик
Обозначение (марка) Степень двухконту р- пости Взлетный режим (с полным форсированием): тяга в кгс удельный расход топ лива в кгс/кгс-ч расход воздуха в кгс/с Взлетный режим (без форсирования): JT8D (США) m = 1,1 JT3D (США) т = 1,4 JT9D (США) т — 5 RB. 172/Т260 (Англия) т =1,25 3150 1,75 50 J79 (США) 7700 1,85 76,5 TF-30 (США) т = 1,3 9070 2,0 113 Олимп» 593 (Англия) 16 970 1,68 190 GE4/J5 (США) 28 700 1,72 280
тяга в кгс 6350 8165 19 750 2100 4950 5200 15 960 21 700
удельный расход топ- лива в кгс/кгс-ч 0,585 0,54 0,415 0,63 0,73 0,85 0,7 0,72
расход воздуха в кгс/с 143 204 685 50 76,5 113 190 280
Сухой вес в кгс 1405 1890 3 575 580 1670 1590 2 860 4760
Длина в м 3,7 3,98 7,05 3,1 4,6 ~5 -6 7,82
Диаметр (max) в м 1,08 1,35 2,43 0,81 1,1 1,2 1.4 1,88
Самолет (стартовый «Супер-Кара- Боинг-707 Боинг-747 «Ягуар» F-104 F-111 «Конкорт» Боинг-2707
вес, число двигателей) велла» (Go = 141 тс; (см. рис. (Go = 10 тс, (Go = (Go = 31,8 тс; (Go = 170 тс; (Go =270 тс;
(см. рис. Ш-1) (Go = 50 тс; «лв = 2), Боинг-727 (Go = 77 тс, ИдВ = 3), Дуглас ДС-9 (Go = 41 тс; Пдв = 2), Бойн: -737 (G0=45 тс;п1П=2) ЛдВ = 4), Дуглас ДС-8 (Go -- 140,5 тс; ллв = 4) Ш-2) (Go = 322 тс, «дв = 4) п (в = 2) = 10,2 тс, ТЦв *= 1), «Фантом»-!! (Go = 21 тс; и;я =2) /гЛВ ~ 2), «Корсар»-!! (см. рис. Ш. 3) (Go = 14,8 тс; ЛдВ = 1) tD = 4) ”дв = 4)
* Данная таблица основных характеристик наиболее совершенных зарубежных ТРД и ТРДД составлена по материалам, опубликованным в
открытой иностранной литературе.
(&0 = 50 тс, = 2) Ьоиш-727 (Go = 77 тс П JB ~ 3), Ду 1 лас ТС-9 (О0 = 41 тс, пдп — 2) Боиш -737 (Go=45 tc,/z7B-=2) ,1Лв — Дуглас ДС-8 (Со _ 140,5 тс, /глв = 4) tll-ZJ (Go 322 тс «w 4) п (В = 2) I =10 2 тс, 1 «1В - 1), «Фантом»-!! (&0 = 21 тс = 2) tn 2), «Корстр»-!! (см рис. III 3) (Go = 14,8 тс, /*дв “ 1) л 1В= 1) ш •= 4)
57нТтр7няойЦли?ера?уре характеРистик наиболее совершенных зарубежных ТРД и ТРДД составлена но материалам, опубликованным в
Рис III 1 Компоновка ТРДД Пратт Уитни Л8Д на фюзеляже французского самочета «Супер Юравелла»
/ — воздухозаборник с противообледени™ ^--пот J
з
с
О
or st
дипломному проект
теристиках можнс
рис. Ш-6) характ
Мтах «3,5) МОЖНО
ТРД (и ТРДФ), а
(без форсажа и с ।
современных многс
ростью, соответств}
ристики подъемные
с характеристикам]
Рис. III.3. Компонсвк
1 — ВОЭЛУ
Высотно-скор(
степенью двухкон'
Так как на гр
го расхода топлив
личин), следовате
получить для люб(
Как известно,
и М—const), удел!
гателя изменяется
ного воздуха, поэт
для какого-либо 31
Р — Р -
*13— 'll
492
дипломному проекту этими особенностями в высотно-скоростных харак-
теристиках можно пренебречь. Поэтому приведенные ниже (см,
рис. Ш-6) характеристики сверхзвукового ГТД (рассчитанного на
Мтах^3,5) можно в данном случае рассматривать как характеристики
ТРД (и ТРДФ), а также ТРДД с небольшой степенью двухконтурности
(без форсажа и с форсажем во втором контуре), предназначенных для
современных многоцелевых самолетов и самолетов с крейсерской ско-
ростью, соответствующей Мкрейс—2,0—3,0. Высотно-скоростные характе-
ристики подъемных двигателей для СВВП и СУВП можно отождествить
с характеристиками дозвукового ТРДД (рис. П1-4).
Рис. Ш.З. Компоновка ТРДД Пратт-Уитни TF-30 на истребителе-бомбардировщике
«Корсар» II (США):
1 — воздушный канал, 2 — двигатель; 3 — стартер; 4 — генератор
Высотно-скоростные характеристики дозвуковых ТРДД с большой
степенью двухконтурности (т = 5—8) приводятся отдельно (рис. Ш-5).
Так как на графиках даны относительные значения тяги и удельно-
го расхода топлива (отнесенные к стартовым значениям указанных ве-
личин), следовательно, зависимости P = f(M, Н) и ср=/(М, Н) можно
получить для любой выбранной величины Ро и ср0.
Как известно, на высотах, больших 11 км (при неизменном режиме
и М = const), удельный расход топлива остается постоянным, а тяга дви-
гателя изменяется пропорционально плотности или давлению атмосфер-
ного воздуха, поэтому она определяется простым пересчетом. Например,
для какого-либо значения числа М:
Ри=Ри^- или Р^Р^-, грп = гр13=гр1; = гр20.
г 11 / д 5
493
Переход от режима набора высоты к режиму крейсерского полета
(значения Ср.крейс приводятся ниже) осуществляется путем дросселиро-
вания двигателя (снижения оборотов). В крейсерском полете число
оборотов п = (0,8—0,9) /гтах.
Для сверхзвукового крейсерского полета на больших высотах при-
меняется обычно режим частичного форсажа (как правило, малый фор-
саж). Число оборотов при этом также несколько снижается.
Рис. II 1.4. Высотно-скоростные харак-
теристики ТРДД (т = 0—2), рассчи-
танного на дозвуковой крейсерский
полет
Р
Рис. II 1.5. Высотно-скоростные ха-
рактеристики ТРДД (т=6), рассчи-
танного на дозвуковой крейсерский
полет
Ниже приводятся:
~ зависимость удельного расхода топлива (керосин) авиационных
ВРД от крейсерского числа М (рис. III.7). Для криогенного топлива
(жидкий водород) указанная зависимость будет такой же, только
„ ~ ср(кер) .
* р(в°д) ~ 25 ’
— зависимость стартового секундного расхода воздуха ТРД и
ТРДД от максимальной стартовой тяги (рис. III-8). Резкое возрастание
расхода воздуха больших ТРДД объясняется высокой степенью двухкон-
турности этих двигателей (от = 5—8);
— зависимость приведенного расхода воздуха ТРД и ТРДД от тем-
пературы полного торможения (рис. Ш-9);
494
эейсерского полета
путем дросселиро-
ком полете число
гших высотах при-
авило, малый фор-
ается.
0>6 0,8 М
скоростные ха-
(yi=6), рассчи-
юй крейсерский
ih) авиационных
генного топлива
же, только
форсажа
воздуха ТРД и
кое возрастание
гпенью двухкон-
и ТРДД от тем-
495
— зависимость диаметра ТРД и ТРДД от стартовой тяги
(рис. ШЛО). Резкое возрастание диаметра больших ТРДД объясняется
высокой степенью двухконтурности этих двигателей (т = 5—8).
Рис. III.7. Зависимость удельного расхода
топлива (керосин) авиационных ВРД от
крейсерского числа М:
7—ТРДД (т=1—8; пк =20—27); 2 — ТРД к ТРДД
(т-0,5—1,5; Лк-9—10); 5— ТРД и ТРДД (т-
—0,5—1,5; Лв=3—4); 4 — ПВРД с дозвуковым сго-
ранием
Рис. III.8. Зависимость стартового
секундного расхода воздхха ТРД и
ТРДД от максимальной стартовой
/7=Г ^».ПР \
тяги GB.np — ———I
\ /
Рис. II 1.9. Зависимость приведенного о а сход а воздуха для раз-
личных ТРД и ТРДД от температуры полного торможения
(Gbo — стартовый секундный расход воздуха)
496
Рис. III. 10. Зависимость диаметра ТРД и ТРДД
от стартовой тяги
Приложение IV
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ И ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТОВ
Ниже приведены основные данные и общие виды в трех проекциях
многоцелевых самолетов, самолетов тактического назначения, военно-
транспортных, экспериментальных и пассажирских (рис. 1V.1—IV.21).
Эти данные могут быть полезны при дипломном проектировании.
Рис. IV. 1. Истребитель «Мираж»
П1С (Франция)
Рис. IV.2. Истребитель-бомбардировщик
«Ягуар» (Англия — Франция)
497
Рис. IV.3. Многоцелевой истребитель SAAB-37 «Вигген»
(Швеция)
Рис. II
Рис. I1
Рис. IV.4. Многоцелевой истребитель F4H-1 «Фантом» II
(США)
Рис. IV.5. Сверхзвуковой бомбардировщик «Мираж» IVA (Фран-
ция)
Рис. IV.8. Л
498
«Вигген»
Рис. IV.6. Многоцелевой самолет TSR-2 (Англия)
Ряс. IV.7. Истребитель-перехватчик Локхид YF-12A
(США)
•антом» II
1\ А (Фран-
Рис. IV.8 Многоцелевой самолет Дженерал-Дайнемикс F-111A (США)
499
Рис IV. 1
Рис. IV.9. Экспериментальный самолет Норт-Америкен Х-15
(США)
Рис. IV.10. Экспериментальный самолет Норт-Америкен ХВ-70А (США)
Рис.
моле!
Рис. IV.1I. Военно-транспортный самолет Локхид С-141 А
(США)
б
Рис. IV. 14. Ад
500
Рис. IV.13. Административный и пассажирский са-
молет Пьяджо-Дуглас PD-808 (Италия — США)
Рис. IV.14. Административный и пассажирский самолет HFB-320
«Ганза» (ФРГ)
501
Рис. IV. г
Рис. IV, 15. Пассажирский самолет для авиалиний
малой протяженности Дассо «Меркурий» (Франция)
OOSLh
Рис. IV. 1
1
Рис. IV. 16. Пассажирский самолет для авиалиний средней протяжен-
ности Ту-154 (СССР)
502
Рис, IV, 17, Пассажирский самолет для авиалиний большой
протяженности Ил-62 (СССР)
Рис. IV. 18 Самолет большой пассажировместимости Лок
хид L-1011 (США)
Рис. IV.21. Сверхзвуковой
Рис. IV. 19. Самолет большой пассажировместимости
Боинг-747 (США)
Рис. IV.20. Сверхзвуковой пассажирский самолет «Кон-
корд» (Франция — Англия)
504
ЙППП ДД ПШ -
Рис. IV.2I. Сверхзвуковой пассажирский самолет Боинг-2707-300 (проект, США)
505
Многоцелевые самолеты (истребители и бомбардировщики)
Параметры и характеристики «Мираж» III С (Франция) «Ягуар» (Англия—Франция) «Ви! ген> (Швеция) «Фантом»-!! (США) F-106A Дельта Дарт (США) «Виджичент» A3J-I (США)
Взлетный вес в кгс 8950 9980 16 000 24 800 16 000 27 000
Тяга двигателей на старте с форсажем (без форсажа) Число двигателей 7500 (4250) 6300 (4200) 12 000 (7 000) 15000 (9 500) 11000 (7 800) 15 400 (9 900)
1 дв. ТРДФ + ЖРД 2 дв. ТРДД 1 дв. ТРДД 2дв. ТРДФ 1 дв. ТРДФ 2 дв. ДРДФ
Тяговооруженность с форса- жем (без форсажа) Площадь крыла в м2 0,84 (0,475) 35 0,632 (0,424) 24,2 0,75 (0,44) 35 0,604 (0,383) 49,2 (есть УПС) 0,69 (0,49) 61,5 0,57 (0,367) 65 (есть У ПС)
Нагрузка при взлете в кгс/м2 Размах в м 256 8,2 412 8,5 457 10,61 505 11,7 260 11,62 415 16,15
Длина в м 13,3 15,5 16,31 17,76 21,56 22,25
Стреловидность крыла по пе- 60° 45° 42°—58° 50° 60° 45°
редней кромке 4,5 5,1 4,5 3 5
Относительная толщина кры-
ла у корня (на конце) в % Вес пустого в кгс (%) (3,5) 6350 (71) (средняя) 12 700 (51,2) 11800 (73,7) 12 300
Вес топлива во внутренних 1700 6 200
баках в кгс (%) (19) (^5)
Максимально ‘допустимый посадочный вес в кгс 6600 17 200
Максимальная скорость в км/ч 1100 М= 1,0
Н-0 М= 1,1 М-2,1 М = 2,1
И км 2350 (М.= 2,2) М= 1,7 М = 2,0 М== 2,4
Практический потолок: — без ЖРД в км 18 21,6 >17 21
— с ЖРД в км Дальность полета (топливо 22 1300 1250 >2 400 2 300 4 000
только во внутренних баках) в км Дальность перегоночная в км 3600 4500 3700 4 350 >6 000
Взлетная дистанция в м 900 715 2 000 1 300
Посадочная дистанция в м Вооружение (П — пушки; 950 П = 2х30; 850 УРС; PC УРС; Б 1500 УРС УРС УРС; PC; 5
УРС — управляемые реактив- 2ХУРС; Б = 6000 кгс
ные снаряды; PC — реактивные PC = 72 шт.
снаряды; Б—бомбы) Б = 1350 кгс
Самолет 1ак1ического назначения, экспериментальные и военно-транспортйыё
Тактические самолеты Экспериментальные Военно-транспортные
Параметры и характеристики самолеты самолеты
«Мираж» IVА (Франция) TSR-2 (Англия) YF-12A (США) F-1I1A (США) Х-15 (США) ХВ-70А (США) С-141А (США) С-5 А (США)
Взлетный вес в тс Тяга на старте Р0ф в ГС 30 13,6 40 30 45 29 31,8 18 15,14 250 81.5 143,6 323
/7 — 0 /7^11 км Практический потолок: — без ЖРД в км — с ЖРД в км Дальность полета (топливо только во внутренних баках) в км Дальность перегоночная в км Взлетная дистанция в м Посадочная дистанция в м Вооружение (П — пушки; УРС—управляемые реактив- ные снаряды; PC — реактивные снаряды, Б—бомбы) 2350 2,2) 18 22 1300 3600 900 950 П = 2х30; 2хУРС; PC = 72 шт. Б == 1350 кгс М == 1 ’,7 1250 4500 715 850 УРС; PC М 2,0 УРС; Б М=- 2,4 21,6 >2 400 3700 2 000 1 500 УРС Б 6000 кгс JV1 = ^ , 1 >17 2 300 4 350 1 300 УРС 21 4 000 >6 000 УРС; PC; 5
НИ II — t-Flft- иййь — - -
Самолеты тактического назначения, экспериментальные и военно-транспортныё
Параметры и характеристики Тактические самолеты Экспериментальные с а полеты Военно-транспортные самолеты
<Мираж> IVA (Франция) TSR-2 (Англия) YF-12A (США) F-111A (США) Х-15 (США) ХВ-70А (США) С-141А (США) С-5 А (США)
Взлетный вес в тс зо 1 40 45 31,8 15,14 250 , 143,6 323
Тяга на старте
Р„ф в тс 13,6 30 29 18 81,5
Ру в тс 9,8 18,2 26,1 54,2 38,1 74,4
Число двигателей 2ХТРДФ 2ХТРДФ 2XТРДД 2ХТРДД 1ХЖРД бхТДРФ 4ХТРДД 4XТРДД
Роф 0,454 0,750 0,645 0,565 0,326 — —
Ро 0,327 0,455 1,72 0,265 0,23
S в м2 63 60,5 120 48,8-58,74 18,6 585 300 576
р0 в кгс/м2 477 660 375 542- 652 815 427 479 560
Размах в м 11,8 10,7 15 19,2-9,74 6,7 32 48,8 67,8
Длина в м 23,5 27,4 28 22,4 15,24 56,4 44,2 75,0
Удлинение крыла X 2,21 1,91 1,90 7,56—1,34 2,42 1,75 7,91 7,98
X 25° 25°
Х°п.к 60 60 60 16—72,5 35 65
Со В % 4,5 -4 3,5—12 5 ~3 13 12
с1( в % 3,5 (средняя) (сре гняя) 10 11
Gп у с т В ТС 14,0 17,87 6,07 107,5 61,2 144,5 .
Продолжение
Параметры и характеристики Тактические самолеты Экспериментальные самолеты Военно-транспортные самолеты
<Мираж> IV А (Франция) TSR-2 (Англия) YF-12A (США) F-11IA (США) X-I5 (США) ХВ-70А (США) С-141А (США) С-5А (США)
Сдует В % 46,6 56,2 40 43 42,6 44,7
Gt В ТС 11,5 -6 8,33 136 48 76
Gt В % 38,4 18,9 55,0 55 33,5 23,5
Максимальный Ся.н в тс 3 0,68 10 32 99,8
Од.я в % 10 4,5 4 22,3 30,9
Максимальный 6,6 117 288
Gnoc. доп В ТС
V (или М) в км/ч, //=0 км 1220 М-1,5 М= 1,1 — 815
H^s 11 км М = 2,2 М = 2,2 М-3 М = 2,5 М - 6—7 М =3 815
^практ В КМ 18,3 -30 -18 >100 20—25 12,2
£*расч В КМ -3000 3200 -3200 12 000 6 700 5 600
imax В КМ 6400 6400 14500 10 000 10 200
L р а з б В М -1000 550 500 1 200
^ттроб В М -700 600 600 1400 2 000 535
£взл. ДИСГ В М 900 1600 2 285
^пос.ДИСТ В М Vnoc В км/ч 200 370 1 130 1220
Вооружение Б; PC УРС; PC; Б П; УРС; Б — —
Примечания УПС на закрылках ^впп_= 1800 ь
Пассажирские реактивные самолеты
Параметры и характеристики PD-808 (Италия *— .США) HFB-320 «Ганза» (ФРГ) Лассо «Меркурий» (Франция) Tv-154 (СССР) Ил-62 (СССР) Локхид L-1011 (США) Боинг-747В (США) «Конкорд» (Франция — Англия) Боинг-2707- 300 (проект, США)
Go в тс 7,5 8,2 52,5 84 151,5 186 352 118 340,2
Ро в тс 2,38 2,58 14 29,5 42 53,8 86,5 63,6 121,5
- OvTD Л 9уТРЛ п 2 УТР Л Л ЗхТРДД 4 УТР Л Л ЗхТРДД 4ХТРДД 4ХТРДФ 4ХТРДФ
L р а з б В М - 1000 550 500
7<проб В М -700 600 600 1400 2 000 535
7-взл. дис т В М 900 1 600 2 285
7*ПО О. ДИГ1 т В М 1 130 1 220
Упоо в км/ч 200 370
Вооружение Б; PC УРС; PC; Б П; УРС; Б — —
Примечания УПС на Лрпп « 1800 м
закрылках
Пассажирские реактивные самолеты
Параметры и характеристики PD-8O8 (Италия — .США) HFB-320 «Ганза» (ФРГ) Дассо «Меркурий» (Франция) Tv-154 (СССР) Ил-62 (СССР) Локхид L-1011 (США) Боинг-747В (США) «Коикорд» (Франция — Англия) Боинг-2707- 300 (проект, США)
Go в тс 7,5 8,2 52,5 84 154,5 186 352 148 ЗЮ,2
А с В тс 2,38 2,58 14 29,5 42 53,8 86,5 63,6 121,5
Пдв 2ХТРД 2хТРДД 2ХТРДД ЗХТРДД 4 X ТРДД ЗХТРДД 4ХТРДД 4ХТРДФ 4ХТРДФ
Двухконтуриость ТРДД 0 0 1,05 5,0 5,0
Л 0,317 0,315 0,268 0,339 0,272 0,29 0,245 0,43 0,357
S в м! 20,9 30,0 116 180 282 321 511 357 730
ро в кгс/м3 359 272 452 467 548 575 630 415 465
Размах в м 11,42 14,42 30,55 37,55 43,3 47,0 59,8 43,2
Длина в м 12,0 16,61 34,0 47,9 53,12 53,34 70,5 58,3 85,34
X 6,25 6,90 8,06 7,0 6,63 6,88 7,0 2,55
Xе 0 -15 25 35 35 35 37,5 7пк ™ 65° (средний) 7.1 пс = 50,5°
Со 0,09 0,13 0,127 0,120 0,124 0,0297 0,031
ск 0,09 0,10 0,10 0,082 0,08 0,0215 (средняя)
Пф в м 1,8 2,06 3,9 3,8 3,93 (средний) 5,97 6,5 3,00 (средний) ~4
Аф 6,66 7,55 8,46 11,4 13 8,7. 10,6 19,4 21,4
Пдас 7 12 155 158 186 345 490 136 321
Шаг кресел в см 76 75 75 86,5 86
СП
1. Астахов M. Ф. 1
кость. М., Об орон гиз, 1954.
2. Аэродинамика частей
«овэна и Г. Р. Лоурена. М., ИЛ
3. Б а д я г и н А. А., I
молетов с учетом экономики :
4. Болховитинов I
шиностроен ие», 1962.
5. В у д с о н У. и Ко
инженеров и художников-конст
6. Гиммельфарб А
тировании самолета.—'«Труды
запаса топлива и полного вес.
7. Г о л у б ев В. В. Тр
8. Горощенко В. Т
1948, стр. 330.
9. Е г е р С. М. Проек-
шиностроение», 1964.
10. Каган Б. М., Т э i
цифровых вычислительных it ап
11. Калачев Г. С, Г
самолетов. М., Оборонгиз, 1958
12. К а н С. Н. и С в е
ронгиз, 1958.
13. К р е й с о н П. М. С
самолетов, 1935.
14. Л и г у м Т. И. Аэрс
М., «Транспорт», 1967.
15. М. а р т ы н о в А. К.
16. О в р у цк и й Е. А.
Аэрофлота, 1940.
17. Остославский I
18. Остославский 1
ронгиз, 1963.
19. П а в л е и к о В. Ф.
из дат, 1966, стр. 144—186.
20. П о л и к о в с к и й В
стартового веса летательных <
21. П ы ш н о в В. С. ]
«ого флота», 1945, № 5.
22. Растригин Л. А
23. С а м с о н о в П. Д
НКТП, 1936.
24. С к л я н с к и й Ф.
строение», 1964, стр. 242—248.
25. Томашевич Д.
гиз, I960.
26. Ф а д е е в Н. Н. Т
<Труды МАИ», вып. 138, Обор
27. Ф а д е е в Н. Н. А
28—29. Фадеев Н. Б
ЦАРИ», вып. 461, 1939.
30. Ф о м и н Н. А. П]
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Астахов М. Ф. и др. Справочная книга по расчету самолета на проч-
ность. М., Оборонгиз, 1954.
2. Аэродинамика частей самолета при больших скоростях. Под ред. А. Ф. До-
нована и Г. Р. Лоурена. М., ИЛ, 1959.
3. Бадягин А. А., Овруцкий Е. А. Проектирование пассажирских са-
молетов с учетом экономики эксплуатации. М., «Машиностроение», 1964.
4. Болховитинов В. Ф. Пути развития летательных аппаратов. М., «Ма-
шиностроение», 1962.
5. Вудсон У. и Коновер Д. Справочник по инженерной психологии для
инженеров и художников-конструкторов. М., «Мир», 1968, стр. 208.
6. Г и м м е л ь ф а р б А. Л. Обработка и использование статистики при проек-
тировании самолета. — «Труды МАИ», вып. 2, 1946. Проектировочный расчет потребного
запаса топлива и полного веса самолета. — «Труды МАИ», вып. 108, 1969.
7. Голубев В. В. Труды по аэродинамике, М. — Л„ ГИТТЛ, 1957.
8. Горощенко В. Т. Аэродинамика скоростного самолета. М., Оборонгиз,
1948, стр. 330.
9. Е г е р С. М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов. М., «Ма-
шиностроение», 1964.
10. Каган Б. М., Тэр-Мнкаэлян Т. М. Решение инженерных задач на
цифровых вычислительных машинах. М., «Энергия», 1964.
11. Калачев Г. С. Показатели маневренности, управляемости и устойчивости
самолетов. М., Оборонгиз, 1958.
12. Каи С. Н. и Свердлов А. И. Расчет самолетов на прочность. М., Обо-
ронгиз, 1958.
13. К рей сон П. М. Самолеты за 20 лет. ОНТИ, 1934. Весовые характеристики,
самолетов, 1935.
14. Лигум Т. И. Аэродинамика и динамика полета турбореактивных самолетов.
JVE, «Транспорт», 1967.
15. Мартынов А. К- Экспериментальная аэродинамика. М., Оборонгиз, 1958.
16. Овруцкий Е. А. Экономическая оценка транспортного самолета, РИО
Аэрофлота, 1940.
17. Остославскнй И. В. Аэродинамика самолета. М., Оборонгиз, 1957.
18. О с т о с л а в с к и й И. В., Отражена И. В. Динамика полета. М., Обо-
ронгиз, 1963.
19. Павленко В. Ф. Самолеты вертикального взлета и посадки. М., Воен-
«здат, 1966, стр. 144—186.
20. П о л и к о в с к и й В. И., Бадягин А. А. О коэффициенте увеличения
стартового веса летательных аппаратов, ИВУЗ, 1966, № 1.
21. Пышно в В. С. Коэффициенты для оценки самолета. — «Техника воздуш-
«ого флота», 1945, № 5.
22, Ра стриги н Л. А. Случайный поиск. Рига, «Зинатне», 1965.
23. Самсонов П. Д. Проектирование и конструкции гидросамолетов, ОНТИ
НКТП, 1936.
24. Ск л ян скин Ф. И. Управление сверхзвукового самолета. М., «Машино-
строение», 1964, стр. 242—248.
25. Томашевич Д. Л. Конструкция и экономика самолета. М., Оборон-
гиз, I960.
26. Фадеев Н. Н. Теоретическая формула веса трапециевидного крыла.—
<Труды МАИ», вып. [38, Оборонгиз, 1961.
27. Фадеев Н. Н. Авиационный вес.—«Труды ЦАГИ», вып. 470, 1940.
28— 29. Фадеев В. Н. Изыскание рациональных размеров самолета. — «Труды
ЦАГИ», вып. 461, 1939.
30. Фомин Н. А. Проектирование самолетов. М., Оборонгиз, 1961.
511
31. Шавров В. Б. История конструкций самолетов в СССР. М., «Машино-
строение», 1969.
32. Шейнин В. М. Весовая и транспортная эффективность пассажирских
самолетов. М, Оборонгиз, 1962.
33. Шейнин В. М. Центровка самолета. М., Оборонгиз, 1952.
34. Ш е н л и Ф. Р. Анализ веса и прочности самолетных конструкций, Обо-
ронгиз, 1957.
35. Э л ьс г о л ьц Л. Э , Вариационное исчисление. М. — Л , Гостехтеорет-
издат, 1952.
36 Ever ling Е. Verglucks — grossen zur Flugzeugstatistick, ZFM, Nr. 10, 1926.
Second International Conferens, No. 4, 1950, pp. 556—576.
37. The college of Aeronautics Cranfield Note, No. 77, Sept. 1957.
38 Ш у ней к о И. И Крылатые космические корабли, АН СССР, 1966.
39. Скрипииченко С. Ю Изменяемая стреловидность М., Воениздат, 1969.
40. Гаухман Я Н, Казанский Б. Н. Основы разработки гиперзвуковых
пассажирских самолетов Р., изд-во РКИИ ГА, 1972.
41. Jane's ail the World's Aircraft, London, 11968—49(71.
Предисловие . . .
Основные обозначе
Введение .......
Теоретические оснс
Глава I. Краткий
и критер
Г лава II Основные
ных весо
характер]
§ 1. Уравнение
§ 2. Зависимое’
пара метро!
Г лава III. Методик
§ 1. Постановк:
§ 2. Методы пс
§ 3. Конструкт!
§ 4. Алгоритмы
Глава IV Приблия
§ 1 Определен)
§ 2. Последова
§ 3. Вариацион
щин крыла
Глава V. Метод гр.
сам о лето’
§ 1. Описание
§ 2. Определен
стей самол
§ 3 Определен1
теристинам
§ 4. Определен
расходу •
Выбор схемы, сило
Г лава VI. Схема с.
§ 1. Анализ и
§ 2. Анализ и
§ 3. Схема сам
§ 4. Расположе
Глава VII. Основн!
§ 1. Выбор двг
§ 2. Воздухоза)
§ 3. Размещен!
§ 4. Топливная
Глава VIII. Опредс
в СССР. М., «Машино-
жтивность пассажирских
1952.
тных конструкций, Обо-
де — Л, Гостехтеорет-
tistick, ZFM, Nr. 10, 1926.
t. 1957.
АН СССР, 1966.
>сть М, Воениздат, 1969.
разработки гиперзвуковых
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр
Предисловие ............................................................... 3
Основные обозначения и сокращения........................................ 5
Введение .................................................................. 8
Часть первая
Общее проектирование самолета
Раздел I
Теоретические основы и методы общего проектирования самолетов.............15
Г лава I Краткий исторический обзор развития методов общего проектирования
и критериев оценки самолетов ............................................ 15
Глава //. Основные и относительные параметры самолета, уравнение относитель-
ных весов. Влияние важнейших параметров самолета на его летные
характеристики............................................................26
§ I. Уравнение относительных весов самолетов...........................27
§ 2. Зависимость основных летных характеристик самолета от отдельных
параметров.........................................................27
Глава III Методика оптимального проектирования самолетов..................55
§ 1. Постановка задач................................................. 55
§ 2. Методы поиска оптимума............................................57
§ 3. Конструктивные и эксплуатационные ограничения.....................61
§ 4. Алгоритмы задач...................................................63
Глава IV. Приближенные методы оптимизации параметров самолета..............69
§ 1. Определение частных оптимумов параметров самолета.................70
§ 2. Последовательная оптимизация нескольких параметров................78
§ 3. Вариационные задачи. Оптимальное распределение относительных тол-
щин крыла по размаху...................................................78
Г лава V. Метод градиентов взлетного веса и его применение при проектировании
самолетов........................................................85
§ 1. Описание метода..............................................85
§ 2. Определение производных взлетного веса по дополнительному весу ча-
стей самолета.....................................................88
§ 3. Определение производных взлетного веса по аэродинамическим харак-
теристикам самолета 92
§ 4. Определение производных взлетного веса по удельному часовому
расходу топлива ................................................ 95
Раздел II
Выбор схемы, силовой установки и основных параметров самолета..............97
Глава VI Схема самолета. Анализ и выбор схемы . ...........................97
§ 1. Анализ и выбор схемы сверхзвуковых самолетов....................100
§ 2. Анализ и выбор схемы дозвуковых самолетов........................Ю8
§ 3. Схема самолета с крылом изменяемой в полете стреловидности ... .112
§ 4. Расположение двигателей на самолете...............................П4
Г лава VII. Основные вопросы проектирования силовой установки самолета . . .119
§ 1. Выбор двигателя для силовой установки самолета..................119
§ 2. Воздухозаборники современных самолетов . ......................126
§ 3. Размещение воздухозаборников на самолете . ....................135
§ 4. Топливная система самолета......................................139
Глава VIII. Определение основных параметров самолета.....................142
513
Стр.
§ 1. Определение величины удельной нагрузки на крыло....................ИЗ
§ 2. Определение потребной тяговооруженности самолета...................Н5
§ 3. Определение полного (взлетного) веса самолета.....................146
Глава IX. Особенности проектирования пассажирских самолетов................149
§ 1. Компоновка пассажирской кабины....................................149
§ 2. Компоновка служебной кабины и обслуживающих помещений ..... 153
§ 3. Обеспечение аварийной эвакуации пассажиров. Двери и окна в пасса-
жирском помещении......................................................157
§ 4. Выбор основных размеров крыла дозвуковых пассажирских самолетов . 159
§ 5. Выбор тяговооруженности и числа двигателей для дозвуковых пассажир-
ских самолетов.........................................................163
Глава X. Особенности проектирования самолетов вертикального и укороченного
взлета и посадки...........................................................164
§ 1. Самолеты укороченного взлета и посадки............................165
§ 2. Самолеты вертикального взлета и посадки...........................174
Глава XI. Особенности проектирования воздушно-космического самолета .... 189
§ 1. Особенности полета воздушно-космического самолета.................189
§ 2. Выбор схемы воздушно-космического самолета........................203
§ 3. Определение основных параметров в оз душно-космического летательного
аппарата ............................................................ 209
Раздел Ш
Компоновка и центровка самолета...................................226
Глава XII. Компоновка и центровка самолета, общие виды самолета...226
Часть вторая
Проектирование частей самолета
Глава XIII. Общие основы проектирования частей самолета................................................................................................241
§ 1. Основные параметры частей самолета............................................................................................................241
§ 2. Определение и увязка формы и теоретические чертежи отдельных частей
самолета...............................................................241
§ 3. Определение веса конструкции агрегата........................................................................................................246
§ 4. Разработка конструктивно-силовой схемы агрегата...............................................................................................248
§ 5. Выбор материала для элементов конструкции самолета............................................................................................251
Глава XIV. Весовая и экономическая оценка конструктивно-проектировочных
решений....................................................................258
§ 1. Весовые эквиваленты различных характеристик самолета и условия вы-
годности конструктивно-проектировочных решении....................258
§ 2. Весовые эквиваленты аэродинамического качества...............................................................................................259
§ 3. Весовые эквиваленты вредного аэродинамического сопротивления и ко-
эффициента Схо самолета................................................263
§ 4. Весовые эквиваленты ресурса конструкции самолета.............................................................................................267
§ 5. Весовые эквиваленты стоимости конструкции самолета...........................................................................................269
Глава XV. Проектирование крыла самолета................................................................................................................275
§ 1. Основные характеристики крыла...............................................................275
§ 2. Геометрические параметры крыла...............................................................277
§ 3. Аэродинамические характеристики крыльев............................................................. 289
§ 4. Весовые характеристики...............................................................305
§ 5. Характеристики аэроупругости крыла.308
§ 6. Определение веса конструкции крыла.316
§ 7. Выбор основных параметров крыла.320
§ 8. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла.327
§ 9. Выбор механизации крыла.335
§ 10. Выбор площади и размеров элеронов и аэродинамической компенсации 340
§ 11. Выбор угла поперечного V и угла заклинения крыла............................................341
Глава XVI. Проектирование фюзеляжа.........................................342
§ 1. Выбор основных параметров, размеров и обводов фюзеляжа.......................................................................................342
§ 2. Особенности конструктивно-силовой схемы фюзеляжа.............................................................................................352
§ 3. Определение веса фюзеляжа....................................................................................................................358
Глава XVII. Проектирование оперения....................................................................................................................360
§ 1. Основные понятия. Важнейшие характеристики и параметры оперения.
Задачи проектирования............................................... 360
§ 2. Предварительные соображения и рекомендации по выбору параметров
оперения..............................................................363
§ 3. Выбор положения горизонтального оперения по высоте..........................................................................................371
§ 4. Предварительная компоновка и уточнение основных параметров опере-
ния. Метод граничных линий............................................371
514
Стр.
§ 5. Выбор параметров органов управления..............................383
§ 6. Проектирование конструктивно-силовой схемы оперения и схемы сты-
ковки оперения........................................................389
Глава XVIII. Проектирование шасси.........................................401
§ 1. Выбор схемы шасси................................................401
§ 2. Выбор основных параметров шасси .................................404
§ 3. Влияние условий эксплуатации на характеристики шасси.............409
§ 4. Схемы уборки шасси...............................................414
§ 5. Определение веса шасси...........................................418
Глава XIX. Проектирование систем управления самолетом.....................420
§ 1. Контур управления. Его основные элементы.......................420
§ 2. Самолет как объект управления..................................422
§ 3. Органы управления современных самолетов........................428
§ 4. Управляемость самолета. Важнейшие характеристики ..............434
§ 5 Общее проектирование самолета и характеристики управляемости . . . 438
§ 6. Состав системы управления и задачи ее проектирования...........445
§ 7. Исходные данные для проектирования системы управления. Этапы про-
ектирования .........................................................447
§ 8. Размещение рычагов и других элементов управления в кабинах пилотов 451
§ 9. Проектирование механической проводки............................460
§ 10. Подключение к проводке исполнительных механизмов автоматических
систем...............................................................465
§ II. Выбор и установка гидроусилителей привода рулевых поверхностей. . 471
§ 12. Мероприятия по повышению безопасности полета при проектировании
системы управления самолета..........................................478
Приложения
I. Типовая весовая сводка самолета..................................486
II. Примерный перечень радиотехнического оборудования самолетов . . . 488
III. Характеристики современных авиационных двигателей................489
IV. Основные параметры и характеристики самолетов.....................498
Литература................................................................511
Александр Алексеевич Бадягин, Сергей Михайлович Егер,
Владимир Федорович Мишин, Феликс Иосифович Склянский,
Николай Александрович Фомин
ПРОЕКТИРОВАНИЕ САМОЛЕТОВ
Редактор Е. В. Сербиновскал
Техн, редактор В. И Орешкина
Художник Е. В. Бекетов
Корректор Е. П, Карнаух
Т-14337
Формат 70X108’/ie
Бум. л. 16,13
Цена 1 р. 74 к.
Сдано в набор 10/V-1972 г.
Печ. л. 32,25
Бумага № 1
Подписано в печать 28/VIII-1972 г,
(Уйл. печ, л. 45,15) Уч.-нзд. л. 39,6
Тираж 13 000 экз. Зак. № 2417.
Тем. плац 1972 г. № 180
Издательство «Машиностроение», Москва, Б-78, i-й Басманный пер., 3.
Московская типография № 8 Главполиграфпрома
Государственного комитета Совета Министров СССР по делам издательств,
полиграфии и книжной торговли. Хохловский пер , 7. Тип. зак. 1062.