ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ
МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ
(государственный технический университет)
А.Н. АРЕПЬЕВ
ПРОЕКТИРОВАНИЕ
ЛЕГКИХ
ПАССАЖИРСКИХ
САМОЛЕТОВ
Допущено Учебно-методическим объединением
высших учебных заведений Российской Федерации
по образованию в области авиации,
ракетостроения и космоса в качестве учебного
пособия для студентов высших учебных заведений,
обучающихся по специальности 160201 «Самолето- и
вертолетостроение»
Москва
Издательство МАИ
2006

ББК 27.5.14.4
А 80
А 80 Арепьев А.Н. Проектирование легких пассажирских
самолетов. - М.: Изд-во МАИ, 2006. - 640 с: ил.
ISBN 5-7035-1720-6
Изложены методики, рекомендации и справочный материал,
необходимые для выбора схемы и формирования облика легкого
пассажирского самолета с поршневыми или турбовинтовыми
двигателями. Приведены методики оценки весовых, аэродинамических,
летных и взлетно-посадочных характеристик легких самолетов.
Рассматриваются теоретические основы предлагаемых методик
и рекомендаций.
Большое внимание уделено учету требований норм летной
годности АП 23 при проектировании легких самолетов.
Издание предназначено для студентов авиационных
университетов и может быть полезно аспирантам и преподавателям.
Рецензенты: кафедра «Аэродинамика, конструкция и прочность
летательных аппаратов» Московского государственного
технического университета гражданской авиации (зав. кафедрой д-р техн. наук
проф. В.Г. Ципенко);
А.И. Матвеев главный конструктор ОАО «ОКБ им. А.С. Яковлева»
д-р техн. наук, профессор.
ISBN 5-7035-1720-6 © Арепьев А.Н., 2006
© Московский авиационный институт
(государственный технический университет), 2006

Посвящается
Московскому
Авиационному
Институту
ПРЕДИСЛОВИЕ
В настоящее время актуальным является разработка новых и
совершенствование существующих методов проектирования
легких пассажирских самолетов нормальной и переходной категорий,
которые составляют основу авиации общего назначения и парка
легких самолетов местных авиалиний. Взлетный вес этих
самолетов от 750 до 8600 даН и в качестве силовой установки - один или
два поршневых или турбовинтовых двигателя. Мощность одного
двигателя не менее 100 л.с.
Некоторые из приведенных в данной работе методов и
формул уже освещались в научной и учебной литературе, однако
многие из них разработаны автором впервые.
Автор книги очень признателен всем авторам литературных
источников, список которых размещен в конце работы.
Особая признательность сотрудникам конструкторского бюро
АО «ИНТЕРАВИА», совместная работа с которыми в свое время
оказала существенное влияние на взгляды автора на теорию и
практику проектирования гражданских легких самолетов с
поршневыми двигателями.
Автор глубоко благодарен А.Ф. Колганову за помощь
информацией и советы.
Автор с благодарностью принял конструктивные замечания и
методические советы В.В. Ефимова, Н.К. Лисейцева, В.В. Маль-
чевского и В.Г. Ципенко, принявших участие в обсуждении
рукописи и отдельных ее глав.
Автор выражает глубокую признательность рецензентам
рукописи: коллективу кафедры «Аэродинамика, конструкция и
прочность летательных аппаратов» Московского государственного
технического университета гражданской авиации и д-ру техн. наук,
профессору А.И. Матвееву.
3

ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ, СОКРАЩЕНИЯ,
ИНДЕКСЫ
Сокращения
АОН - авиация общего назначения
АП 21 - авиационные правила, часть 21
АП 23 - авиационные правила, часть 23
ВИШ - винт изменяемого в полете шага
ВО - вертикальное оперение
ВПП - взлетно-посадочная полоса
ВПХ - взлетно-посадочные характеристики
ВФШ - винт фиксированного шага
ГО - горизонтальное оперение
ИПМ - идеальная потребительская модель
КПД - коэффициент полезного действия
ЛТХ - летно-технические характеристики
МСА - международная стандартная атмосфера
МВЛ - местные воздушные линии
НЛГС - нормы летной годности самолетов
НП - направление полета
НУ - направление уборки (шасси)
НТП - научно-технический прогресс
ОЛС - очень легкий самолет
ПГО - переднее горизонтальное оперение, т.е. горизонтальное
оперение, расположенное впереди крыла
ПД - поршневой двигатель
ПР - проектное решение
РУД - рычаг управления двигателем
РУС - ручка управления самолетом
САХ -средняя аэродинамическая хорда
ТЗ - техническое задание
ТВД -турбовинтовой двигатель
У КС - уровень качества самолета
ЦПГО - цельно поворотное горизонтальное оперение
ЦТ - центр тяжести
ШК - штурвальная колонка
ЭТТ - эксплуатационно-технические требования
FAR 23 - американские авиационные правила, часть 23.
Условные обозначения
Ац - коэффициент падения мощности ПД на высоте Н
К - аэродинамическое качество
4

M - число Маха
Ь - ширина, хорда, м
Се ~ удельный часовой расход топлива, даИ/(л.с. ч)
~QC - относительный удельный часовой расход топлива
Сд- - коэффициент аэродинамического сопротивления*
/"• *
L У - коэффициент аэродинамической подъемной силы
с0 - относительная толщина профиля в корне крыла
с - среднее значение относительной толщины крыла,
относительная толщина профиля
C°J - производная от Су по углу атаки, 1/радиан
Dn -диаметр воздушного винта, м
с - коэффициент Освальда
/ - функция, коэффициент трения колес
"J - относительная вогнутость (кривизна) профиля
G - вес, даН
Gm, - вес полезной нагрузки, даН
Go ~ взлетный вес самолета, даН
Q - относительный вес (по отношению к взлетному весу)
И - высота полета, м
// - высота (геометрический размер), м
L -длина, плечо оперения, м
/_р - практическая дальность полета с максимальной
полезной нагрузкой (расчетная дальность), км
Lтех ~ техническая дальность полета, км
/ - размах; без индекса - размах крыла, м
УУо - суммарная мощность всех двигателей на максимальном
(взлетном, если он имеется) режиме в условиях МСА при
// = 0, У=0,л.с.**
Nе - эффективная мощность двигателя, л.с.
~N - степень дросселирования двигателя
iVnac ~ максимальное количество пассажирских кресел
N1K - число членов экипажа, включая бортпроводников
~Уо ~ взлетная энерговооруженность, л.с./даН
п - частота вращения винта, вала двигателя, об/мин
* Для упрощения написания индексы «а» в обозначениях
коэффициентов аэродинамических сил в скоростной системе координат опущены.
* Переводные коэффициенты для мощности: 1л.с. = 0,735 кВт,
1кВт= 1,36 л.с.

nc - частота вращения винта, вала двигателя, об/с
Pq - взлетная удельная нагрузка на крыло, даН/м
S - площадь; без индекса - площадь крыла, м
5 - относительная площадь
Т - ресурс, л.ч.; срок службы, годы; температура
атмосферного воздуха, К
V -скорость
Vy - вертикальная скорость, м/с
а - угол атаки, градус; коэффициент тяги винта
(J - коэффициент мощности винта
Д - изменение, приращение величины какого-либо параметра,
величина погрешности
Ан - относительная плотность воздуха на высоте И
г\ - КПД изолированного винта, сужение, без индекса - сужение
крыла
Г| - КПД воздушного винта с учетом влияния самолета
X - поступь винта, удлинение; без индекса - удлинение крыла
р - плотность воздуха, даН-с /м
0 - угол наклона траектории полета, радиан
ф - стояночный угол, угол опрокидывания, градус
ф - угол установки крыла, градус
(1 - коэффициент, учитывающий изменение мощности
двигателя в случае наличия взлетного режима
% - стреловидность какой-либо аэродинамической поверхности
(ГО, ВО, крыло, ПГО и др.) по линии 0,25 хорд, градус.
Индексы
0 - значение какого-либо параметра в условиях старта,
начальное значение параметра
в - воздушный винт
взл - взлетный (режим, условия, конфигурация)
вн - внешняя характеристика
дв -двигатель
др - дроссельная характеристика
з -закрылок
зп - заход на посадку (режим, условия, конфигурация)
исх - исходное значение
к - конструкция самолета
каб - кабина (пассажирская)
кр - критический, крыло
6

крейс - значение какого-либо параметра на крейсерском режиме
мг -мотогондола
м.г - значение параметра на режиме двигателя «малый газ»
мех - механизация крыла
нв - наивыгоднейшее значение какого-либо параметра
об - оборудование и управление
ок -осевая компенсация рулевых поверхностей или элеронов
о.с - основная стойка шасси
пос - посадочный (режим, условия, конфигурация)
проб -пробег
п.с - передняя стойка шасси
пуст -пустой
р - расчетное значение какого-либо параметра
разб -разбег
р.в - руль высоты
р.н - руль направления
с -сваливание
сн -снаряжение
су - силовая установка самолета
статист - статистическое значение какого-либо параметра
т -топливо
ф -фюзеляж
пн - полезная нагрузка
ш -шасси
э -элерон
эк -экономичный
экв - эквивалентное значение параметра
max - максимальное значение какого-либо параметра
min - минимальное значение какого-либо параметра.
Примечания: 1. Далее, если это специально не оговорено, размерность
величин совпадает с их размерностью в данном разделе.
2. При заимствовании формул из литературных источников принималось,
что силе в 1 кг приближенно соответствует ЮН или 1 даН.
7

Часть 1 ОБЩИЕ ВОПРОСЫ
ПРОЕКТИРОВАНИЯ
В гл. 1 в общих чертах освещаются: категории легких
гражданских самолетов; содержание предварительного ТЗ; общая
характеристика этапов проектирования и особенности разработки
технического предложения (предварительного проекта).
Одной из основных целей предварительного проектирования
является доказательство возможности создания самолета с
требуемыми в ТЗ свойствами при заданном (современном или
прогнозируемом) уровне развития науки и техники либо доказательство
необходимости корректировки ТЗ. Методология определения
варианта предварительного проекта самолета, удовлетворяющего ТЗ,
основана на уравнении существования самолета (гл. 2).
Вопросы сравнения различных вариантов проекта самолета
освещены в гл. 3. Само принятие окончательного решения о
наилучшем варианте выходит за рамки данной работы и относится к
компетенции ответственного лица (например, Главного
конструктора самолета).
Глава 1
ВВЕДЕНИЕ В ПРОЕКТИРОВАНИЕ
ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
1.1. О КАТЕГОРИЯХ ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
Нормы летной годности гражданских легких самолетов АП 23
[3] определяют следующие категории этих самолетов.
Нормальная категория - самолеты с количеством посадочных
мест, исюпочая места пилотов, не более девяти, с максимальным
взлетным весом не более 5700 даН и предназначенные для
неакробатического применения. Неакробатическое применение включает:
• все маневры, присущие нормальному полету;
8

• режимы сваливания (кроме «колокола»);
• плоские «восьмерки», «боевые развороты» и крутые
развороты с углом крена не более 60°.
Многоцелевая категория - самолеты с количеством
посадочных мест, исключая места пилотов, не более девяти, с
максимальным взлетным весом не более 5700 даН и предназначенные для
ограниченного акробатического применения. Самолеты многоцелевой
категории могут использоваться для всех видов применения
самолетов нормальной категории и для ограниченного акробатического
применения, которое включает в себя:
• штопор (если он необходим для данного типа самолета);
• плоские «восьмерки», «боевые развороты» и крутые
развороты с углом крена более 60°.
Акробатическая категория - самолеты с количеством
посадочных мест, исключая места пилотов, не более девяти, с
максимальным взлетным весом не более 5700 даН и предназначенные для
использования без ограничений, кроме тех, которые окажутся
необходимыми по результатам летных испытаний.
Переходная (коммьютерная) категория - винтовые
многодвигательные самолеты с количеством посадочных мест, исключая
места пилотов, не более 19, с максимальным взлетным весом не
более 8600 даН и предназначенные для неакробатического
применения (по аналогии с нормальной категорией).
В 1981 г. Международная авиационная федерация (ФАИ)
определила категорию сверхлегких самолетов (СЛС) как одно- и
двухместные самолеты с весом пустого самолета не более 150 даН.
Были определены и другие ограничения [31]. В правилах
сертификации АП 21 [2] приводится категория очень легких самолетов
(ОЛС) - самолеты с одним поршневым двигателем, с количеством
людей на борту не более двух, взлетным весом не более 750 даН и
скоростью сваливания не более 85 км/ч.
Кроме того, правила сертификации АП 21 определяют ограни-
ченную категорию воздушных судов, предназначенных для
следующих специальных целей:
• сельское хозяйство (опрыскивание, опыление, засев, контроль
за домашними животными);
• охрана лесов и диких животных;
9

•наблюдение с воздуха (аэрофотосъемка местности,
геологическая разведка, ледовая и рыбная разведка);
• патрулирование (трубопроводы, линии электропередачи,
каналы);
•борьба с пожарами (сбрасывание огнегасящих составов,
десантов);
• управление погодой (рассеивание облаков);
•воздушная реклама (дымовые надписи, буксировка знамен,
сброс листовок).
В США, например, существует следующая классификация
самолетов АОН:
• корпоративные самолеты (corporate) - самолеты, которые
используются фирмами или другими организациями для бесплатной
перевозки сотрудников или принадлежащего этим организациям
имущества. Для эксплуатации этих самолетов фирмы имеют в
своем штате пилотов;
• административные самолеты (business) - самолеты, которые
используются бесплатно работниками фирм или других
организаций для перелетов со служебными целями;
• частные самолеты (personal) - самолеты, используемые в
частных целях, не связанных с профессией пользователя;
•самолеты, используемые для сброса в полете каких-либо
грузов или веществ (aerial application);
•учебные самолеты (instructional) - самолеты, используемые
для летных тренировок с участием инструктора на борту;
• самолеты для местных авиалиний (commuter carrier) -
самолеты, которые в соответствии с правилами FAR 135 совершают в
неделю не менее пяти рейсов в обоих направлениях между двумя и
более пунктами или перевозят почту;
• самолеты, применяемые для контроля состояния
магистральных трубопроводов, аэрофотосъемок и т.д. (industrial aircraft);
• самолеты-воздушные такси (air taxi) - самолеты,
используемые организацией, имеющей сертификат на право применения
самолетов в качестве воздушных такси;
• самолеты, сдаваемые в аренду вместе с летчиком (rental aircraft);
10

•самолеты для научно-исследовательских целей,
демонстрационных полетов, парашютного спорта и т.д.
Отличительной чертой АОН является эксплуатация как
самолетов, имеющих сертификат соответствия типовой конструкции
требованиям соответствующих норм летной годности (например,
АП 23), так и самолетов, не имеющих такого сертификата - это
самолеты единичного изготовления и самолеты самодеятельной
постройки. Тем не менее, каждый экземпляр самолета единичного
изготовления или самодеятельной постройки проходит летно-
техническую экспертизу на соответствие общим техническим
требованиям летной годности, выполнение которых обеспечивает
удовлетворительный уровень безопасности полетов этих самолетов.
1.2. ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЕ ТЕХНИЧЕСКОЕ
ЗАДАНИЕ
Техническое задание - это весьма важный документ,
определяющий цели проектирования и потребные свойства нового
самолета как продукции, способной удовлетворять определенные
общественные или личные потребности в соответствии со своим
назначением. В данном разделе рассмотрена общая характеристика
содержания ТЗ, выделены приоритетные ЭТТ, а также приведены
примеры предварительных ТЗ на проектирование легких пассажирских
самолетов.
Содержание технического задания
Многочисленные требования к новому самолету гражданской
авиации можно разделить на две группы:
1. Эксплуатационно-технические требования, определяющие
потребительские свойства, интересующие, прежде всего, заказчиков
и покупателей нового самолета. Эта группа требований, как
правило, включает:
•требования к ЛТХ, ВПХ, полезной нагрузке, оборудованию и
экипажу самолета;
•технические требования к комфортабельности,
производственной технологичности и эксплуатационной (ремонтной)
технологичности;
11

•специальные требования, которые определяют специфику
назначения, производства и эксплуатации самолета.
2. Общие технические требования, содержащие минимальные
государственные требования к летной годности, направленные на
обеспечение безопасности полетов. Эти требования изложены в
соответствующих авиационных правилах (НЛГС).
Требования НЛГС оказывают существенное влияние на схему
самолета, его конструкцию и системы, их характеристики и летные
данные. Поэтому НЛГС являются важнейшим источником
информации при создании самолета.
В России требования к летной годности легких гражданских
самолетов приведены в АП 23.
Наиболее авторитетными зарубежными авиационными
правилами являются федеральные авиационные правила, изданные
Федеральным авиационным управлением США - FAR 23.
Приоритетные эксплуатационно-технические
требования
Разработка ТЗ - это итерационный процесс. В начале
проектирования ТЗ имеет предварительный характер. По результатам и в
процессе предварительного проектирования ТЗ может
корректироваться и уточняться.
Предварительное ТЗ содержит только основные
(приоритетные) ЭТТ:
•полезная нагрузка, определяемая количеством пассажиров и
весом перевозимого груза;
• расчетная дальность полета ;
• крейсерская скорость полета ;
•требования к взлету и посадке (длина разбега, длина пробега,
скорость захода на посадку и т.п.);
• проектные ресурс и срок службы.
Расчетная дальность полета самолета при его проектировании -
это, как правило, дальность полета (техническая или практическая) с
максимальной полезной нагрузкой. Иногда в качестве расчетного условия
проектирования назначают иное сочетание «дальность полета - полезная нагрузка».
** Для легких самолетов наиболее характерны две крейсерские
скорости: максимальная крейсерская и экономичная, которая, как правило,
соответствует режиму работы двигателя с наибольшей экономичностью.
12

Формально основные ЭТТ предварительного ТЗ имеют
характер условий в виде равенств и (или) неравенств (например, длина
разбега не больше указанной в ТЗ величины), которым должны
подчиняться характеристики проектируемого самолета. В процессе
маркетинговых исследований путем анкетирования потенциальных
потребителей (эксплуатантов, владельцев) перспективного самолета
возможно определение приоритетности (ранжирования)
показателей ЭТТ, которые существенно способствуют повышению
потребительских качеств самолета и конкурентоспособности его проекта.
Противоречия в требованиях
Требования ТЗ, как правило, противоречат одно другому.
Классическими примерами являются противоречия между
требованием многофункциональности (универсальности) самолета и его
специализацией, между максимальной скоростью полета и
минимальной скоростью посадки.
Суть противоречия между требованием
многофункциональности самолета и его специализацией состоит в следующем. С одной
стороны, чем больше функций выполняет самолет, тем он хуже
выполняет каждое из них в отдельности, поскольку в его конструкции,
оборудовании, площади крыла и мощности силовой установки
имеются «довески», необходимые для одного назначения и
ненужные для остальных. Но, с другой стороны, если удается создать
самолет, который помимо своего основного назначения находит
широкое применение в других областях экономики, то это значительно
повышает его экономичность, так как массовость производства
снижает стоимость самолета, и повышается интенсивность
эксплуатации каждого экземпляра.
Суть противоречия между максимальной скоростью полета
самолета и минимальной скоростью посадки состоит в следующем.
Как известно, для достижения максимальной скорости полета
самолета необходима малая площадь крыла. С другой стороны, для
достижения минимальной скорости посадки самолета необходима
возможно большая площадь его крыла. Изобретение механизации
крыла - типичный пример разрешения противоречий между
требованиями ТЗ за счет реализации достижений НТП.
Таким образом, из-за противоречий требований к самолету ни
одно их них нельзя выполнить по его максимуму.
13

Примеры технического задания
Предварительное ТЗ для легких самолетов может составляться
различными организациями (включая общественные) по
материалам анкет, распространяемых между возможными потребителями,
но в большинстве случаев ТЗ составляет разработчик самолета на
основе специальных маркетинговых исследований (анкетирование
возможных потребителей - лишь один из простейших методов
маркетинга).
Потребность в отечественных легких гражданских самолетах
для перевозки людей в основном сводится к следующим вариантам
(по данным работ [27, 36]):
1) легкий многоцелевой самолет вместимостью 1...2 человека
(пилот и пассажир-оператор) и 50...70 даН груза; самолет может
иметь 1 или 2 двигателя и развивать крейсерскую (рабочую)
скорость 120... 150 км/ч; практическую дальность полета с
максимальной полезной нагрузкой - 500...600 км; эксплуатационный потолок
до 3000 м; длина разбега и пробега по 150 м; базирование на
грунтовых площадках с травяным покровом;
2) самолет - аналог легкового автомобиля, типа «аэротакси»
вместимостью 3...6 пассажиров для обеспечения связи с малыми
населенными пунктами как в регулярных полетах, так и по вызову;
класс аэродрома базирования соответствует классу Д (длина ВПП
1000 м) или Е (длина ВПП 500 м), покрытие которых -
укрепленный грунт; практическая дальность полета 500... 1000 км на
скорости до 300 км/ч;
3) самолет - аналог «районного» автобуса на 12... 14
пассажиров для регулярных перевозок пассажиров и грузов (до 1500 даН);
класс аэродрома базирования соответствует классу Д (покрытие -
щебенка с пропиткой или укрепленный грунт) или Г (длина ВПП
1300 м, покрытие - асфальтобетон); практическая дальность полета
до 2000 км на скорости 350 км/ч и более;
4) легкий самолет МВЛ с максимальной пассажировместимо-
стью 15... 19 человек (шаг кресел 720 мм) при максимальной
полезной нагрузке 1500...2000 даН; практической дальностью полета с
максимальной полезной нагрузкой - 500...600 км при крейсерской
скорости 300...350 км/ч на крейсерской высоте 3000 м;
практической дальностью полета с максимальной заправкой топлива на
14

крейсерском режиме полета - 1000... 1200 км. Потребная для
эксплуатации длина грунтовой ВПП в условиях МСА - 550 м.
1.3. ЭТАПЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
С целью обеспечения разработки конкурентоспособных
проектов самолетов собственно проектированию самолета
предшествует этап разработки научно-технического задела.
Проектирование (составление описания) будущего самолета в
общем случае включает:
а) синтез или уточнение схемы самолета;
б) проведение расчетов для определения формы и размеров его
компонентов, включая конструкцию;
в) компоновку самолета.
Причем эти работы могут повторяться как на разных этапах
проектирования (предварительный, эскизный и рабочий проект),
так и внутри каждого этапа.
При проектировании самолета возможна следующая
последовательность описаний: техническое предложение (предварительный
проект), эскизный проект, рабочий проект.
Научно-технический задел
Научно-технический задел создается путем теоретической и
экспериментальной проработки новых идей и технических
решений, отработки перспективных материалов и технологий .
Фундаментальные и поисковые научно-исследовательские и
опытно-конструкторские работы по созданию научно-технического
задела заканчиваются выпуском технических документов,
подтверждающих эффективность предлагаемых технических и
технологических решений и (или) представлением программных продуктов.
Считается [74], что для создания нового эффективного технического
объекта требуется от 55...60 инноваций различного масштаба. Инновации -
это новая информация, подтвержденная экспериментом, использование
которой в новых научно-технических разработках позволяет повысить их
эффективность по сравнению с существующими. Термин «инновация» ввел
И. Шумпетер (США) в 1930-е годы.
15

Техническое предложение
На этапе технического предложения разработчик самолета:
• производит выбор общей схемы самолета;
• выбирает силовую установку;
•определяет параметры самолета и основные параметры его
частей;
• рассчитывает основные аэродинамические характеристики;
• вычисляет весовые характеристики;
•определяет структуру основных систем и оборудования
самолета (гидро-, пневмо-, электросистем, системы управления, пило-
тажно-навигационного и радиосвязного оборудования) и оценивает
их отказобезопасность;
•выбирает конструктивно-силовую схему частей самолета и
основные конструкционные материалы;
•составляет сертификационный базис (перечень пунктов
НЛГС, которым должен соответствовать самолет);
• рассчитывает ЛТХ и ВПХ, определяет их соответствие ТЗ;
•в случае необходимости производит коррекцию проектных
параметров самолета для выполнения требований ТЗ.
Область проектных параметров при предварительном
проектировании ограничена, главным образом, общей схемой самолета и
его параметрами, которые обеспечивают выполнение ТЗ. Объемно-
весовая компоновка и основные параметры частей самолета
определяются в мере, достаточной для оценки абсолютных размеров крыла
и фюзеляжа, а также согласования взаимного положения частей
самолета с приемлемыми значениями центровки. Техническое
обслуживание и ремонт самолета излагаются на уровне концепции.
Глубина проработки технического предложения минимальная,
но достаточная для получения содержательных результатов^
основная цель которых - доказательство возможности создания при
современном уровне развития науки и техники конкурентоспособного
самолета с требуемыми в ТЗ свойствами, либо обоснование
необходимости корректировки ТЗ.
Эскизный проект
На этом этапе осуществляется детальная проработка
технического решения, принятого на этапе предварительного проекта.
Уточняются аэродинамические, весовые, летно-технические и
взлетно-посадочные характеристики, характеристики устойчивости
16

и управляемости, силовой установки. Выполняется детальная
проработка всех систем и оборудования самолета. Определяются
нагрузки, действующие на самолет, их значения и повторяемость.
Осуществляется окончательный выбор конструкционных
материалов, типов соединений и технологических процессов. Проводятся
экспериментальные работы, включая продувки в аэродинамических
трубах.
Разрабатывается план-проспект программы технического
обслуживания и ремонта самолета, включая проекты планов
техобслуживания и ремонта функциональных систем.
Эскизный проект обычно заканчивается изготовлением
макета , на котором отрабатывается взаимная пространственная увязка
агрегатов самолета и систем, размещение оборудования,
оценивается удобство размещения экипажа и пассажиров.
На этапе проведения макета выполняется оценка [2]:
• полноты учета требований к летной годности и
необходимости разработки специальных технических условий для данного типа
самолета;
• степени реализации требований сертификационного базиса в
конструкции и характеристиках проектируемого самолета;
• проекта таблицы соответствия самолета требованиям
сертификационного базиса в части достаточности предлагаемых видов
проверок и испытаний;
• перечня комплектующих изделий, подлежащих квалификации;
• планов сертификационных испытаний самолета и его систем.
Рабочий проект
На этом этапе выпускается вся конструкторская и
технологическая документация, необходимая для изготовления, сборки,
монтажа отдельных агрегатов, систем и всего самолета в целом.
Оформляется эксплуатационная документация самолета.
Рабочее проектирование заканчивается сертификационными
заводскими и сертификационными контрольными испытаниями с
целью [2]:
• контрольной проверки и подтверждения соответствия само-
* В настоящее время на базе трехмерного компьютерного
моделирования имеется возможность разработки «электронного» макета.
17

лета, его характеристик и эксплуатационной документации
требованиям сертификационного базиса;
• окончательного уточнения (при необходимости) и
утверждения типовой конструкции самолета;
• оценки надежности самолета, его двигателей, воздушных
винтов, других компонентов и функциональных систем.
1.4. ОСОБЕННОСТИ ПРЕДВАРИТЕЛЬНОГО
ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Разработка технического предложения характеризуется
следующими основными особенностями.
Первая особенность вытекает из общей тенденции
современного инженерного творчества во многих областях техники, в том
числе авиационной. Эта тенденция состоит в том, что на разработку
новых идей и новых концепций на уровне предварительного
проектирования самолета должно отводиться много больше времени и
внимания, чем при традиционном подходе, тяготеющего к
проектированию «от прототипа» путем незначительного улучшения его
конструкции. Современное предварительное проектирование
предполагает рассмотрение вариантов проектного решения с большой
степенью новизны, сочетая широкую постановку задач с глубиной
проработки на уровне идей и принципиальных схем. Схема
самолета приобретает полную, хотя и не окончательную, определенность.
Вторая особенность связана с существенным проявлением
фактора неопределенности. Здесь под неопределенностью
понимается наличие в перспективе случайных событий (политических,
экономических, технических и др.), вероятность которых не может
быть получена даже из специально поставленных исследований и
экспериментов. Наличие такой неопределенности связано как с
большим промежутком времени, проходящим от начала
проектирования самолета до его серийной эксплуатации, так и с большим
сроком службы самолета, измеряемым десятилетиями. В связи с
фактором неопределенности значительная часть информации имеет
качественный характер и не поддается количественной оценке.
Кроме того, проектные решения часто принимаются в условиях, ко-
18

гда в принципе необходимую информацию получить можно, однако
это связано с большими затратами времени или средств. Поэтому
при предварительном проектировании применение расчетов тесно
переплетается с использованием суждений экспертов: Главного
конструктора, руководителя проекта, ученых и специалистов. В
отношении применяемого математического аппарата следует
заметить, что его простота и наглядность часто оказываются более
важными обстоятельствами, чем предполагаемая точность результатов.
Более того, так называемые точные решения не только громоздки,
но и очень чувствительны к малейшим изменениям постановки
задачи. Достаточно немного усложнить задачу и точное решение
можно и не найти. Приближенное решение более грубо, но и более
устойчиво относительно изменения задачи.
Отсюда следует, что основа методик предварительного
проектирования - это объединение простых приближенных
математических методов с эвристическими приемами, суждениями экспертов.
Третья особенность заключается в необходимости получения
и использования значительного объема результатов инженерного
прогнозирования в различных областях науки и техники.
Глава 2
МЕТОДОЛОГИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ
ПРОЕКТИРОВАНИЯ
2.1. О МОДЕЛЯХ, ПРИМЕНЯЕМЫХ ПРИ
ПРОЕКТИРОВАНИИ
Построение и исследование модели реального физического
объекта - обычная процедура в инженерной практике.
Модель - это любой образ, мысленный или предметный,
сохраняющий существенные черты реального объекта и замещающий
этот объект при его изучении. Моделью может быть текстовое
описание, схема, чертеж, график, математическое выражение и т.д.
19

Далее приведена классификация моделей и принципы
разработки математических моделей, которые имеют широкое
распространение при проектировании. Следуя этим принципам, в
дальнейшем были разработаны соответствующие формулы и методики
данной работы.
2.1.1. КЛАССИФИКАЦИЯ МОДЕЛЕЙ
Модели, применяемые при проектировании, бывают
эвристические, математические и физические, а также их комбинации.
Эвристические модели
Этот класс моделей реализует эксперт, который на основе
имеющихся знаний, опыта и интуиции проводит мысленные
эксперименты с техническим объектом с целью выявить его соответствие
требованиям или выбрать из двух вариантов наилучший по
определенному критерию (или критериям). Предложенные экспертом
зависимости (часто в виде формул или графиков), основанные на
мысленных или интуитивных моделях, называются эмпирическими
зависимостями (моделями). Эмпирические зависимости часто
являются основой для статистических моделей.
Математические модели
Математическая модель - приближенное описание
объекта, выраженное с помощью математической символики.
Необходимо отметить, что один и тот же объект может быть описан
несколькими различными математическими моделями, каждая из которых
будет иметь свои преимущества и недостатки.
Графическая модель - одна из распространенных
математических моделей объекта, представляющая собой его чертеж (график).
Графические модели лучше всего учитывают человеческий фактор,
поскольку, исходя из условия решаемой задачи, сначала в
воображении конструктора возникает геометрического образ объекта
проектирования, а затем вычисляются весовые и другие
характеристики. Кроме того, определенный класс проектных задач (например,
* Критерий - это показатель, используемый для принятия (выбора)
какого-либо решения.
20

компоновка пассажирской кабины) намного эффективнее решаются
с помощью чертежа.
Аналитические модели, применяемые при проектировании
самолета, представляют собой, как правило, либо статистические,
либо теоретические зависимости (зачастую с поправочными
коэффициентами).
Лингвистическая модель - это определенный объем текстовой
информации, достаточной для человека, чтобы реконструировать с
определенной точностью моделируемый объект.
Примечание. В настоящее время смысл слов человека математически
представляет и логически обрабатывает теория нечетких множеств, основу
которой составляет так называемая лингвистическая переменная, т.е. переменная,
значениями которой являются не числа, а слова или предложения в естественном
или формальном языке. С лингвистическими переменными можно производить
вычисления и получать соответствующие результаты. Родоначальником этой
теории является Л.А. Заде из Калифорнийского университета.
Учитывая особенности предварительного проектирования (фактор
неопределенности, тесное переплетение расчетов и суждений экспертов), следует
признать перспективным применение теории нечетких множеств как теоретической
основы для разработки лингвистических моделей, которые можно реализовать на
компьютере.
Физические модели
Физическая модель представляет собой объект,
уменьшенный (иногда увеличенный) и соответствующий исходному
техническому объекту по основным характеристикам.
В авиастроении физические модели применяются чрезвычайно
широко. Модель в аэродинамической трубе позволяет исследовать
различные режимы полета проектируемого самолета. Другой
обширной областью применения физических моделей является
испытание на прочность (статическую и динамическую), ресурс и
живучесть образцов конструкции будущего самолета. При разработке
самолетов принципиально новых схем, когда отсутствует как
прошлый опыт, так и результаты предварительных исследований,
физическое моделирование является единственным источником
достоверной информации для проектирования этого самолета. В основе
физического моделирования лежит теория подобия.
К физическим моделям относятся также макет и прототип.
Макет технического объекта обычно создается в масштабе и
изготавливается из легко обрабатываемых и дешевых материалов.
21

Он используется для проверки компоновки объекта и для
демонстрации его внешнего вида.
Прототип - это построенная в натуральную величину
действующая реальная физическая модель проектируемого объекта.
Прототип обеспечивает наибольший объем полезной информации.
Затруднения при создании прототипа обусловлены, как правило,
нехваткой времени и большими затратами. Поэтому прототип создают
(если в этом будет необходимость) только после того, как с
помощью макета и физических моделей будет показана реальная
ценность проектируемого технического объекта.
Выбор того или иного типа моделей обусловливается
требованиями по точности, затратам времени и стоимости моделирования.
В табл. 2.1.1 приведена приближенная относительная оценка по
этим показателям разных типов моделей [55].
Таблица 2.1.1
Показатели
Точность
Затраты времени
Стоимость
Типы моделей |
Мысленные
низкая
малые
низкая
Математические
средняя (высокая)
средние (малые)
средняя
Физические
высокая |
большие
высокая |
2.1.2. ПРИНЦИПЫ РАЗРАБОТКИ
МАТЕМАТИЧЕСКИХ МОДЕЛЕЙ
Методологической основой разработки математических
моделей являются законы природы, а также специфические законы и
закономерности техники [54].
Построение моделей - процедура неформальная, во многом
определяемая опытом и интуицией человека.
Статистические модели
Статистическая модель (статистическая формула) - это
регрессионная зависимость среднего значения какой-либо величины
от одной или нескольких других величин, полученная по
статистическим данным.
22

Статистические модели учитывают самое главное
(определяющее) и нивелируют всё второстепенное. Их получают методами
математической статистики на базе статистических или
экспериментальных данных. Процесс получения этих моделей включает
следующие этапы:
1) сбор исходных данных;
2) визуализация данных в графическом представлении;
3) преобразование данных (при необходимости);
4) статистический анализ;
5) представление результатов.
Сбор исходной информации сопровождается, как правило,
определенными трудностями, связанными с разнообразием методов
представления статистических и экспериментальных материалов,
отсутствием общей терминологии, неполнотой и
противоречивостью данных, изменениями понятий во времени. Несомненно, что
получение полной информации во многих практически важных
случаях оказывается невозможным.
Визуализация данных необходима, чтобы составить общее (в
том числе и интуитивное) представление о характере их изменения,
специфических особенностях и закономерностях. При этом
происходит осмысление физической сути и действующих факторов,
которое способствует подтверждению или опровержению правильности
выбранного направления моделирования.
Преобразование данных, как правило, становится
необходимым в результате их анализа при визуализации. Цель
преобразования данных состоит в том, чтобы получаемая в дальнейшем
формула предоставляла возможность максимального использования
имеющейся информации при удовлетворительной точности
конечного результата.
Статистический анализ, по сути, представляет собой
математический способ определения уравнения линии или кривой,
наилучшим образом приближающейся к множеству статистических
(экспериментальных) точек.
Множество статистических (экспериментальных) данных
можно аппроксимировать различными функциями: линейной или
нелинейной (например, степенной), от одной или нескольких
переменных.
23

Вид функции определяется (подбирается) в результате
итерационного выполнения предыдущих этапов (визуализация и
преобразование данных). Коэффициенты, входящие в функцию,
получают соответствующими методами регрессионного анализа.
Представление результатов осуществляют в виде графика и
математической зависимости.
В данной работе применялись следующие критерии выбора
конкретного уравнения регрессии:
1) физическая адекватность уравнения;
2) простота уравнения (предпочтение отдавалось линейным
уравнениям с минимальным количеством аргументов);
3) не превышение уровня 10% для среднеквадратической
ошибки аппроксимации
CKO = 100jl_I
Xi Xi ,
мод факт
факт
,%. (2.1.1)
Здесь х; » jc;. - теоретическое, т.е. вычисленное по математи-
' 'мод 'факт г
ческой модели, и фактическое значения параметра xi
соответственно; N- количество статистических «точек».
Последний критерий является общепринятым для точности
формул предварительного проектирования [60].
В качестве математического обеспечения в данной работе
применялся статистический пакет STADIA 6.0 [43].
Математические модели в виде уравнения регрессии требуют
внимательного подхода. Во-первых, важно не смешивать понятия
корреляция и причинность. Корреляция указывает на то, что
параметры имеют системный и взаимозависимый характер; например,
можно обнаружить, что, когда возрастает X, возрастает также и Y.
Но это не обязательно означает, что X служит причиной Y.
Причинно-следственные связи при проектировании самолета отнюдь не
самоочевидны. Во-вторых, необходимо убедиться, что
проектируемый объект попадает в диапазон данных, охватываемых моделью
этого типа. Наконец, следует помнить, что каждый самолет был
создан в результате рационального выбора его параметров и на
пределе возможностей НТП своего времени. Поэтому статистика
отражает опыт авиастроения и достижения НТП, ставшие уже историей.
24

Теоретические модели
При теоретическом подходе вид функции определяется по
результатам соответствующей теории. В этом состоит
принципиальное отличие теоретических формул от статистических. Для
повышения точности модели часто в теоретические формулы включают
поправочные коэффициенты. Метод определения этих
коэффициентов аналогичен статистическому способу, описанному ранее, только
на этапе статистического анализа вид функции не подбирают,
поскольку эта функция известна из соответствующей теории.
Таким образом, теоретическая модель (теоретическая
формула) - это функциональная зависимость, задаваемая какой-либо
теорией и уточненная по статистическим (экспериментальным)
данным.
Для подчеркивания различия между теоретическими моделями
со статистическими коэффициентами от статистических моделей,
последние часто называют эмпирическими.
Проверки модели
На любом этапе разработки и применения модели
необходимы, как правило, проверки двух видов: математические проверки и
проверки, которые производят, исходя из физического смысла.
Математическая проверка включает, например, проверку
правильности записи формул, проверку размерности и граничных
условий.
Проверка модели, исходя из физического смысла, включает,
например, поиск ответов на следующие вопросы:
1. Если одна величина возрастает, то ведут ли себя остальные
величины так, как это ожидается?
2. Если какая-либо величина приближается к некоторому
пределу (нулю, бесконечности или некоторой другой величине), то
ведет ли себя модель так, как ожидается?
3. Существуют ли другие существенные величины, которые не
входят в модель?
4. Имеют ли смысл результаты, полученные поданной модели?
25

2.2. УРАВНЕНИЕ СУЩЕСТВОВАНИЯ
САМОЛЕТА
Уравнение существования самолета в теории проектирования
имеет большое философское значение. В его основе лежат общие
законы строения (устройства) техники и специфические
особенности авиации.
Прежде всего, уравнение существования позволяет определить
допустимые варианты предварительного проекта (технического
предложения) нового самолета. Кроме того, оно образует
фундамент теории весового проектирования и может непосредственно
использоваться в практических расчетах взлетного веса самолета.
2.2.1. УРАВНЕНИЕ ВЕСОВОГО БАЛАНСА
Из закона соответствия функции и структуры технических
объектов следует, что для нормально работающего и правильно
спроектированного самолета каждая его часть и любой его элемент
имеют вполне определенную функцию (назначение) по
обеспечению целевой функции самолета.
Например, чтобы самолет доставил полезную нагрузку весом
GnH (в полезную нагрузку легких самолетов часто включают
экипаж со снаряжением) на расчетную дальность £р при определенных
условиях (на заданных высоте #Крейс и скорости крейсерского
полета УКрейс и Т-Д-Х 9Н должен иметь фюзеляж весом G$ для
размещения этой нагрузки, крыло весом GKp Для создания подъемной
силы, органы устойчивости и управляемости (оперение) весом G0n»
взлетно-посадочные устройства (шасси) весом Gm> силовую
установку весом Gey > создающую силу тяги для поступательного
движения самолета и определенный запас топлива GT Для работы
двигателей. Кроме того, в самолете должно устанавливаться пилотаж-
но-навигационное и другое оборудование, включая систему
управления, общим весом G06 •
26

Таким образом, взлетный вес самолета, способного выполнить
поставленную транспортную задачу, должен складываться из
суммы весов всех необходимых для этого его компонентов, т.е.
Go = GK + GCy + G06 + GT + GnH» (2.2.1)
где GK ~~вес конструкции самолета, равный сумме
GK = G$ + GKp + Gon + Gw •
Уравнение (2.2.1) называется уравнением весового баланса
самолета, поскольку вес самолета в начале выполнения поставленной
транспортной задачи (взлетный вес) должен быть сбалансирован
суммой весов всех необходимых для этого функциональных
компонентов самолета. Иначе говоря, взлетный вес самолета - это
сумма весовых эквивалентов всех необходимых функций.
Поделив все части уравнения (2.2.1) на величину взлетного
веса Go9 получим уравнение весового баланса в относительной
форме:
1 =GK + Gcy + G06 + GT + GnH- (22.2)
2.2.2. ПРИНЦИПЫ ВЫВОДА УРАВНЕНИЯ
СУЩЕСТВОВАНИЯ САМОЛЕТА
Вследствие одного из законов строения технического объекта
между свойствами и весом любой конструкции существует
корреляционная связь, поскольку конструкция является материальной
формой этих свойств: для получения любого свойства самолета не-
обходимо затратить определенное количество вещества, вес
которого пропорционален этому свойству, а коэффициент
пропорциональности зависит от уровня развития науки и техники на
момент проектирования и создания самолета.
Для самолетов указанная связь приобретает
причинно-следственный характер устойчивой закономерности «свойство - вес»,
которую возможно формализовать не только с помощью
статистических, но и более точных функциональных зависимостей.
Согласно закономерности «свойства - вес» вес каждого
компонента самолета, представленного в правой части уравнения
(2.2.1), будет пропорционален тем функциям и свойствам, для
реализации которых он создан.
27

Рассмотрим в упрощенном виде взаимосвязи между весом
основных компонентов самолета и его свойствами, которые
количественно представлены ЭТТ и НЛГС.
Вес топлива. Величина технической дальности полета
самолета с винтовым движителем определяется известным выражением:
(Кт\А ln_Go_^ (223)
^тех ~~ £р + f р ^крейс ~ ^^
V Се Jmax max Gnoc
где rp - время полета при расходовании резервного топлива
(определяется нормативными документами гражданской авиации).
Для приближенных расчетов допустимо принимать
К=Ктах и Се —Се min • (2.2.4)
Учитывая, что Gnoc = Go"~ GT, при допущениях (2.2.4)
формула (2.2.3) после элементарных преобразований примет вид
1 + , л/ ~о™ КтахЛВ|п *
£р + 'рУкрейс~270 — In —.
Се min 1 — Gj
Откуда получается следующая формула для определения
относительного веса топлива:
GT = l-exp
(2.2.5)
( Lp + f рУкрейс ' Се min
270КтахЛв
Используя известное разложение функции ехр(...) в ряд и
оставляя первых два члена этого ряда, формула (2.2.5) после
преобразований примет следующий вид:
__ ^ \Lp + tpVKpQftc'Ce min
Т 270КтахЛв
или
(£р + ГрУкрейс)Сстт
GT~Go • (2.2.6)
270КтахЛв
Итак, на основании выражения (2.2.6) можно записать
28

GT = <PT(Go* Lp,VKpefic> Kmax^C* тнгЛИЗ' схема> размеры, ... ),
(2.2.7)
где фТ(...) - некоторая функция*, устанавливающая
количественную зависимость веса топлива от перечисленных в скобках
аргументов; Т|из - КПД изолированного винта.
В выражении (2.2.7) влияние самолета на КПД винта
учитывается через аргументы «схема», включающая расположение винта, и
«размеры», включающие диаметр винта и размеры мотогондолы
(фюзеляжа).
Вес силовой установки самолета пропорционален
суммарному весу всех его двигателей
Gey = А: су
где коэффициент jtcy учитывает вес самолетных агрегатов, гондол,
моторам, воздушных винтов, управления двигателями и схему
расположения двигателей на самолете.
Вес двигателя пропорционален его мощности Ne0> те-
Как известно, энерговооруженность самолета
«^
Go
Таким образом, формула (2.2.8) с учетом выражений (2.2.9) и
(2.2.10) примет вид
Ссу = *суУДв^оСо- (2.2.11)
Основное условие для определения энерговооруженности
самолета состоит в том, чтобы тяга силовой установки самолета была
достаточной для движения по расчетной траектории с требуемой
перегрузкой и соблюдением соответствующих требований НЛГС.
Как показывает практика вывода расчетных формул для определе-
* Конкретный вид этой функции зависит от этапа проектирования
самолета и в простейшем случае - выражение (2.2.6).
29

ния параметров самолета Мц и р0 (см. гл. 7 и гл. 8), его
энерговооруженность есть некоторая функция \|/(...):
Afo = V(P0' £разб»Су max взл »Укрейс»#крейс»Ккрейс»Л/^дв»•••)•
С учетом полученного выражения для ]Vo> формулу (2.2.11)
можно записать в следующем виде:
| Go»£разб' V крейс»И крейс»Ро' N дв» ]
Ккрейс»Cv max взл'Удв'"*
ССу = фсу
(2.2.12)
где фсу(.) - некоторая функция*, устанавливающая
количественную зависимость веса силовой установки самолета от
перечисленных в скобках аргументов.
Вес оборудования и управления, как показывает
элементарный экспертный анализ, является некоторой сложной функцией от:
численности экипажа; пассажировместимости самолета; его
дальности, скорости и высоты полета; взлетного веса самолета;
удельного веса оборудования - у0б и ДР-'те-
Соб = ФОб(С0'
^тех»Vкрейс»//крейс♦ ^эк»Nnac'Уоб'•"'' (2.2.13)
где ф0б(-) - некоторая функция*, устанавливающая
количественную зависимость веса оборудования и управления самолета от
перечисленных в скобках аргументов.
Вес конструкции самолета. Как показывает экспертный
анализ и практика вывода соответствующих весовых формул [8, 11,
12], вес крыла, фюзеляжа, оперения и шасси является некоторой
сложной функцией от: взлетного веса самолета; величины
расчетной перегрузки; высоты и скорости крейсерского полета;
физических свойств конструкционного материала (удельный вес ук> пРе~
дел прочности ав> модуль упругости Ек и др.); удельной нагрузки
на крыло, которая, в свою очередь, является функцией £разб' ^проб*
Конкретный вид функции зависит от этапа проектирования самолета и
может представлять комплекс выражений, объединенных в вычислительную
процедуру различной сложности.
30

Ск = Фк
(2.2.14)
Укрейс #крейс Су max взл • Су тах пос и ДР-^ базовой схемы
самолета; геометрических параметров крыла, фюзеляжа и др., т.е.
[ бО'Ир'Укрейс'^крейс'Ук^в'^К'Су max взл» |
Су max пос'Ро,схема' ^' X' с, А,ф,-..
где фк(.-) - некоторая функция , устанавливающая
количественную зависимость веса конструкции самолета от перечисленных в
скобках аргументов.
С учетом выражений (2.2.7), (2.2.12), (2.2.13) и (2.2.14)
уравнение весового баланса (2.2.1) примет вид
[ бО'Ир'Укрейс'^крейс'Ук^в'^К'Су max взл»
с0=Фк
+Ф,
Су max посРо,схема' ^" ЗС» с> А,ф»--
Со^разб'^крейс^крейсРО'^ДВ' ]
(2.2.15)
су
[КкрейсСу max awi'TaB'"' J
+ Фоб^О'^тех^крейс'Якрейс'Л^эк'Л^пас'Уоб'-) +
+ Фт(Go. Lp*^крейс. Kmax.Се min.Лиз•схема' размеры, ...) + GnH •
Уравнение (2.2.15) можно переписать в обобщенном виде:
Go = GnH + l9/(Go»{3TT}, {НЛГС}, {НТП}, {параметр ПР} ),
(2.2.16)
где <pf.(...) -это функции: фт(...), фсу(...), ф0б(-)'Фк(-)- КонкРет"
ный вид этих функций в данном случае не имеет принципиального
значения. Философия методов их получения изложена в
специальной литературе по весовому проектированию, например [76]. Здесь
важно, что эти функции устанавливают взаимосвязь между
весовыми характеристиками самолета и его различными свойствами;
{НЛГС} - множество требований соответствующих норм
летной годности самолета;
{ЭТТ} - множество летных и технических характеристик, ука-
* Конкретный вид функции зависит от этапа проектирования самолета и
может представлять комплекс выражений, объединенных в вычислительную
процедуру различной сложности.
31

занных в ТЗ на проектирование нового самолета: Z^ex* Укрейс
//крейс, ^разб'Л^эк» ЛГПас и другие;
{НТП} - множество параметров, которые в наибольшей степени
подвержены влиянию научно-технического прогресса: Ук'Удв^об'
Gb' Ею Су max взл' С v max нос Ккрейс Се mirr Лиз и ДРУгие>
{параметры ПР}-общая схема самолета, его параметры
(р0,#о)> основные геометрические параметры его частей (к, %, А,ф,
^/ф,...)ит.п.
Таким образом, получено уравнение, в котором взлетный вес
самолета Go представляет собой сумму весовых эквивалентов всех
его свойств и условий его создания. Поэтому сущность уравнения в
том, что оно есть условие количественной совместимости всех
свойств проектируемого самолета. В конечном счете оно
определяет возможные условия создания самолета с заданным в ТЗ
комплексом свойств. Поэтому уравнение (2.2.15) (а также уравнение
(2.2.16)) называют уравнением существования самолета в явном
виде, в отличие от уравнения (2.2.1), которое можно назвать
уравнением существования в неявном виде.
Уравнение существования самолета - это математическая
форма физической реализуемости ТЗ.
Впервые уравнение существования самолета получил и
исследовал известный авиаконструктор и ученый В.Ф. Болховитинов [17].
Уравнение существования в форме (2.2.15) или (2.2.16)
называется уравнением существования в абсолютной форме, поскольку
взлетный вес самолета и веса его компонентов здесь представлены в
размерном виде. Если обе части уравнения существования
разделить на величину взлетного веса, то получится уравнение
существования в относительной (безразмерной) форме:
1 =Gnii + lG/. (2.2.17)
или
1 =GnH + GK + Gcy + GT + Go6' (2.2.18)
где компоненты, входящие под знак «2,», есть величины G,■,= •
Go
32

2.2.3. АНАЛИЗ УРАВНЕНИЯ СУЩЕСТВОВАНИЯ
САМОЛЕТА
Рассмотрим уравнение существования в относительной форме
(2.2.17), которое представим в виде
\= — + lGj{Go,{3TT} {НЛГС}, {НТП} {параметры ПР} ),
Go
откуда получим
G Спн
1 - iGi ( Go^TT}, {НЛГС}, {НТП}, {параметры П Р})'
(2.2.19)
или, раскрыв выражение под знаком суммы и учитывая (2.2.18),
Go = 7=—-^"Н =-т. (2.2.20)
1 -(GK + Gcy + Go6 + GT)
Тот факт, что величина Go присутствует в правой и левой
частях уравнений (2.2.19) и (2.2.20) означает только то, что они
решаются методом последовательных приближений.
Анализ выражений (2.2.19) и (2.2.20) позволяет
сформулировать следующие принципиальные выводы.
1. Уравнение существования не учитывает экономические
аспекты проектирования.
2. В общем случае только такая совокупность конкретных
значений {ЭТТ}, {НЛГС}, {НТП}, {параметры ПР} реально
осуществима в проекте самолета, при которой сумма их относительных
весовых эквивалентов удовлетворяет условию
IG/(G0'{3TT} {НЛГС} {НТП} {параметры ПР})<1,
т.е. сумма
(GK + Gcy + Go6 + GT)<l • (2.2.21)
В этом случае решение уравнения (2.2.20) приводит к
реальному значению взлетного веса самолета.
В противном случае, т.е. когда сумма относительных весовых
эквивалентов требуемых свойств самолета и условий его создания
удовлетворяет условию
33

XG/(C0'{3TT}, {НЛГС} {НТП} {параметры ПР})>1,
или в более короткой форме
(GK + Gcy + G06 + GT)^1 . (2.2.22)
решение уравнения (2.2.20) приводит к нереальному значению Go*
которое становится либо отрицательным, либо бесконечно большим
(самолет не существует).
При предварительном проектировании, когда задано
техническое задание ({ЭТТ} = {const}, {НЛГС} = {const}),
сформулированный вывод общего характера позволяет утверждать:
а) область поиска проектного решения должна включать:
•параметры {НТП}, которые являются функциями
реальных достижений науки и техники при инженерном
прогнозировании;
• {параметры ПР}, т.е. характеристики базовой схемы и
параметры самолета;
б) техническое задание на проектирование самолета
осуществимо только тогда, когда выполняется условие (2.2.21) и
неосуществимо, если имеет место условие (2.2.22);
в) техническое задание, которое не осуществимо при одном
уровне достижений науки и техники, может быть выполнено при
другом, более высоком научно-техническом уровне.
2. Уравнение существования соизмеряет все свойства самолета
через единый весовой эквивалент, зависящий не только от свойств
самолета, но и от эффективности использования массы
соответствующего вещества. Эта эффективность определяется, в конечном
счете, уровнем развития науки и техники. Сформулированный
вывод общего характера позволяет утверждать:
а) при неизменном уровне развития науки и техники
({НТП} = {const}):
•улучшение любого из свойств самолета возможно за
счет увеличения взлетного веса, а если это по каким-либо
причинам не приемлемо, то за счет ухудшения одного или
нескольких других свойств этого самолета;
• увеличение объема свойств для перспективного
самолета как количественно (уже существующих свойств, например,
34

увеличение скорости полета), так и качественно - появление
новых (прогрессивных) свойств, например, экологичность
самолета, увеличивает сумму
( Gk + Gey "*" Go6 ~*~ Gj) *
что ведет к росту взлетного веса (выражение (2.2.20));
б) реализация перспективных достижений научно -
технического прогресса ({НТП} = {var}) позволяет:
•улучшить любое из свойств самолета без ухудшения
других его свойств;
• при реализации ТЗ на проектирование нового самолета
уменьшить сумму
( Gk ~*~ Gey "*" G06 "*" Gj)•>
что ведет к уменьшению взлетного веса (выражение (2.2.20)).
Философия проектирования не только в том, чтобы создавать
самолеты минимального веса, но также и в том, чтобы создавать
новые самолеты, обладающие прогрессивными свойствами,
получаемыми без увеличения веса. Такие проектные решения являются
открытиями и ценятся чрезвычайно высоко - как высшее
воплощение инженерной и конструкторской мысли.
2.3. КАЧЕСТВО САМОЛЕТА
Самолет имеет множество различных свойств, которые могут
проявляться при его создании (разработка, сертификация,
изготовление) и эксплуатации (транспортирование, хранение, применение
по назначению, техническое обслуживание и ремонты). В
соответствии со стандартизованным определением качества продукции:
качество самолета - множество только тех его свойств, которые
связаны с возможностью удовлетворения определенных
общественных или личных потребностей в соответствии с назначением
самолета.
Количественная характеристика одного или нескольких
свойств самолета, входящих в его качество, рассматриваемая
применительно к определенным условиям его создания и эксплуатации,
называется показателем качества самолета. При рассмотре-
35

нии показателя качества самолета следует различать его
наименование -Ai и численное значение (оценку) - X/. Показатель качества
может выражаться в различных единицах (например, в даН, баллах
и т.п.) или может быть безразмерным.
Далее принимается гипотеза о том, что любые показатели
качества самолета могут быть отнесены к одной из трех групп:
•группе показателей А"ф = {А/ф}, связанных с
функционированием самолета, его комфортабельностью, эргономичностыо,
воздействием на окружающую среду и т.п. (условное название этой
группы - «показатели функциональности»);
•группе показателей А"Э = {А/Э}, определяющих
экономичность при создании и эксплуатации самолета (условное название -
«показатели экономичности»);
• группе показателей Кк = {А[ к}, определяющих степень
эстетичности, внешнюю привлекательность, красоту самолета как
приобретаемого продукта труда (условное название - «показатели
красоты»).
Примечание. Генеральный авиаконструктор O.K. Антонов утверждал: «Мы
прекрасно знаем, что красивый самолет летает хорошо, а некрасивый - плохо, а
то и вообще не будет летать. ... Здесь получается своего рода естественный отбор
внутри нашего сознания. В течение многих лет складывались какие-то чисто
технические, расчетные и экспериментальные, проверенные на практике решения.
Располагая этой частично даже подсознательной информацией, конструктор
может идти часто от красоты к технике, от решений эстетических к решениям
техническим». Подобные высказывания можно обобщить в виде следующего «закона»:
наиболее целесообразные и функционально совершенные технические объекты
являются наиболее красивыми. Красота любого технического объекта состоит из
внутренней (функциональной) красоты и дополнительной (декоративной).
Функциональная красота обусловлена, в первую очередь, законами техники, которые
знает инженер. Декоративная красота основана на законах психофизиологического
воздействия на окружающих людей. Эти законы знает дизайнер.
Далее предполагается, что нет никаких иных показателей
качества самолета, представляющих интерес для потребителя (экс-
плуатанта, владельца) самолета и которые не могли бы быть
отнесены к одной из перечисленных выше трех основных групп.
Таким образом, множество показателей качества самолета
будет объединением
Kc^K^Uk^Kk- (2.3.1)
36

Если показатель качества характеризует только одно простое
свойство, то он называется единичным показателем качества
самолета; если несколько простых свойств или одно сложное свойство,
то - комплексным показателем. Это деление показателей является
относительным из-за условности деления свойств самолета на
простые и сложные. Комплексные показатели качества могут иметь
определенное физическое содержание, а могут этого содержания не
иметь, например, когда они образованы методами
средневзвешенного (арифметического, геометрического и т.д.) показателя.
Оценка качества самолета (как и другой продукции) имеет
уровневыи характер, т.е. определяется уровень качества самолета
(УКС) путем отношения оценок его показателей качества X/ к
базовым оценкам Xi6- При этом получают относительные
показатели качества самолета х"/, выражаемые в безразмерной форме:
Х,- = —• (2-3.2)
Х/б
При выборе базы для сравнения возможны различные
подходы, например [13, 22, 23, 50]:
1. В качестве базы для сравнения выбираются показатели
качества конкретного самолета-аналога, как правило, из числа лучших
отечественных или зарубежных образцов.
2. Базовые значения показателей качества самолета
определяются экспертным методом.
3. База для сравнения - это устанавливаемая в маркетинге
модель самолета с идеальным для потребителя (эксплуатанта,
владельца) качеством.
Возможны и другие подходы к назначению базовых
показателей качества самолета.
В общем случае уровень качества самолета определяется
выражением
УКС = /(Х/), (2.3.3)
где вид функции/(...) определяется выбранным методом оценки
качества самолета [73]: дифференциальный метод (использование
единичных показателей), комплексный (использование
комплексных показателей) и смешанный метод оценки качества, при кото-
37

ром одновременно используются единичные и комплексные
показатели качества самолета.
Идеальное качество - эта совокупность свойств ИПМ
объекта, которая имеет наивысшие уровни качества по всем свойствам,
представляющим интерес для потребителей. Идеальное качество не
может быть реализовано одним конкретным самолетом, поскольку
многие (если не все) его свойства находятся в противоречии. В
определенном классе самолетов можно выделить самолет, который
имеет наивысшее (идеальное) значение какого-либо свойства,
другой самолет этого класса - другого свойства. Таким образом,
идеальное качество - это качество не конкретного объекта, а класса
объектов.
Модель самолета с идеальным качеством устанавливается в
результате маркетинга. В зависимости от возможностей общества и
достижений научно-технического прогресса ИПМ частично или
полностью трансформируется в ТЗ на проектирование нового
самолета. Уравнение существования самолета дает ответ на вопрос:
какая совокупность свойств самолета может быть реализована при
данном (прогнозируемом) уровне НТП.
Измерение и оценка качества продукции для обоснования
принимаемых решений, включая выбор наилучшего (или
оптимального) варианта продукции - это предметная область науки «квали-
метрия ».
От качества самолета полностью зависят его эффективность и
конкурентоспособность.
2.4. ЭФФЕКТИВНОСТЬ САМОЛЕТА
В настоящее время для гражданских самолетов отсутствуют
общепринятые определения эффективности, ее количественных
показателей, методов вычисления и др., хотя существуют широко
распространенные определения, показатели и методики [58]. В теории
и в инженерной практике эффективность обычно определяют как
категорию, выражающую единство «эффект - затраты». В
зависимости от содержания «затрат» и «эффекта» различают: техническую
(разд. 2.4.1) и экономическую (разд. 2.4.2) эффективность.
* Квалиметрия - научная область, объединяющая количественные
методы опенки качества.
38

2.4.1. ТЕХНИЧЕСКАЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ
Техническая эффективность отражает степень соответствия
самолета или его компонента своему функциональному
назначению. При этом эффективность часто отожествляется с
результативностью, полезностью. Поэтому показатели технической
эффективности относятся к показателям функциональности к<ь- Для
выявления основных показателей множества Кф рассмотрим коэффициент
полезного действия самолета как транспортного средства [61]
КТТП — э — Эксплуатационная работа за проектный ресурс
с Q Работа «идеального» самолета за проектный срок службы
(2.4.1)
Работа (в даН км), произведенная самолетом при его
эксплуатации за весь проектный ресурс,
еэ = еПнСпнУтех7\, (2.4.2)
где епн - коэффициент использования полезной нагрузки ,
учитывающий среднегодовую, как правило, неполную загрузку самолета
из-за сезонности и других факторов; Тч - проектный ресурс в
летных часах, T4 = WrTK'> Wr -технически возможный среднегодовой
налет часов; Тк- проектный срок службы самолета в годах; утех -
техническая скорость полета, км/ч.
Примечание. Реальный среднегодовой налет часов зависит как от
эксплуатационного совершенства самолета, так и от эффективности системы
поддержания его летной годности на этапе эксплуатации. Технически возможный
среднегодовой налет часов \уг здесь понимается как характеристика собственно
самолета, пропорционально зависящая от его эксплуатационной и ремонтной
технологичности.
Так как Gnu = Go~ Gnycr" GT, то выражение (2.4.2) станет
бэ = (Go " Gnycr " Ст)епн V™ W?T*' (2 А3)
Повышенный комфорт пассажиров может способствовать повышению
коэффициента использования полезной нагрузки епн [75].
Техническая скорость определяется как отношение расстояния
между пунктами вылета и посадки к интервалу времени от начала разбега
самолета при взлете и до окончания пробега на посадке.
39

Работа «идеального» самолета - это работа, совершаемая
самолетом, у которого конструкция, оборудование и силовая
установка ничего не весят, двигатели создают тягу без расхода топлива, и
этот самолет может летать весь срок службы без технического
обслуживания и ремонта:
<2и = СпнУкрейс8760Гк, (2А4)
где 8760 - годовой фонд времени в часах.
С учетом выражений (2.4.3) и (2.4.4), коэффициент полезного
действия самолета (2.4.1) будет
КПДС
( г А
Gp (-'пуст GT
GnH^Kpefic GnH^Kpefic GnH^Kpeuc J
\ i/ 1 Wr
М5пнУтех*87б0-
(2.4.5)
В условиях заданного ТЗ
GnH = const; УКрейс = const Q.A.6)
Следовательно, теоретическая производительность самолета
будет постоянной величиной
GnHVKpeftc = const- (2-4-7)
Теперь, анализируя (2.4.5), можно сформировать следующие
показатели, которые в условиях заданного ТЗ определяют
техническую эффективность самолета:
весовая эффективность - А\ = (GnycT "* min}'^ (2.4.8)
топливная эффективность - Л2 = (GT ~"* minh (2.4.9)
эксплуатационная эффективность - Аъ~ \Wr —> max}; (2.4.10)
комфортабельность- Ал = \^п\\Утсх "">тахЬ (2.4.11)
Если физический смысл первых двух частных критериев
эффективности достаточно очевиден, то для последних двух
целесообразно привести следующие комментарии.
Эксплуатационная эффективность самолета отражает ею
приспособленность к выполнению всех видов работ по техническо-
40

му обслуживанию и ремонту с необходимым качеством в заданных
условиях организации по техобслуживанию и ремонту.
Эксплуатационная эффективность самолета практически пропорциональна его
эксплуатационной и ремонтной технологичности, повышение
которой ведет к снижению стоимостных затрат на техническое
обслуживание и ремонт самолета.
Эксплуатационная и ремонтная технологичность определяется
рядом факторов, которые объединяются в две взаимосвязанные
группы: конструктивно-производственные и эксплуатационные факторы.
К конструктивно-производственным факторам относятся:
доступность, контролепригодность, легкосъемность,
взаимозаменяемость, унификация функциональных систем и агрегатов, а также
преемственность средств наземного обслуживания и контрольно-
измерительной аппаратуры. Эти факторы определяются, в
основном, свойствами самой конструкции самолета и должны
учитываться при его создании. От этих факторов главным образом зависит
технически возможный годовой налет часов.
В группу эксплуатационных факторов входят формы
организации выполнения технического обслуживания и ремонта, состояние
производственно-технической базы, квалификация специалистов,
наличие запасных частей, а также полнота и качество эксплуатационной
документации. Эти факторы определяют среду, в которой
проявляются свойства конструкции, и должны учитываться как при создании
самолета, так и при его эксплуатации. От этих факторов главным
образом зависит реальный в эксплуатации годовой налет часов wr •
Годовой налет частных самолетов, как правило, составляет
около 120 ч; административных самолетов - не менее 500 ч.
Расчет показателя wr B зависимости от проектных параметров
самолета при его предварительном проектировании практически
невозможен. Возможна лишь экспертная оценка.
Комфортабельность самолета определяется рядом физиоло-
го-гигиенических, бытовых и психологических условий,
соблюдение которых направлено на достижение минимальной
утомляемости пассажиров и экипажа, состояния удовлетворенности и
спокойствия во время полета.
В соответствии с действующими нормативами (санитарные
нормы, НЛГС) большинство из показателей комфортабельности при
41

проектировании конкретного легкого самолета должны
приниматься постоянными граничными условиями. Другие могут быть
отнесены к показателям технической эффективности.
Для формулы (2.4.11) расчет технической скорости VTex, как
правило, не вызывает затруднений. Определение коэффициента
использования полезной нагрузки епн при проектировании самолета
возможно лишь экспертным методом.
Таким образом, экспертно оцениваемый критерий (2.4.11)
Л4 = Комфортабельность —> max. (2.4.11 а)
Взлетный вес Go не включен в перечень критериев
технической эффективности (выражения (2.4.8)...(2.4.11)), поскольку он
является функцией от весовой и топливной эффективности самолета.
Совокупность весовой и топливной эффективности иногда
называют конструктивной эффективностью [20], поскольку они
отвечают на вопрос: насколько эффективно по критерию Go "^ min
реализованы ЭТТ конструкцией самолета.
Итак, множество частных критериев технической
эффективности {А,} (выражения (2.4.8)...(2.4.11)) является ядром множества
показателей функциональности самолета Кф-
2.4.2. ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ
Физический смысл экономической эффективности
заключается в сопоставлении на единой финансовой основе затрат с
получаемым эффектом.
Высокое качество самолета необходимо не только для того,
чтобы выполнять присущие ему функции, но и для того, чтобы, став
товаром, он в наибольшей мере удовлетворял потребителя.
Существует зависимость экономической эффективности от улучшения
качества продукции (самолета) [22, 50], которая в упрощенном виде
иллюстрируется следующим образом.
В простейшем случае экономическая эффективность будет
Э = Пс + П3 = (Ц-Зс) + [Рэ - Of+3Э)] -> max, (2.4.12)
где Пс ~ прибыль разработчика и изготовителя самолета; Яэ ~~ ПРИ~
42

быль эксплуатанта самолета (потребителя); Зс и Зэ - затраты на
создание и эксплуатацию самолета соответственно; Ц - продажная
цена самолета; (Ц+Зэ) = ЦП - цена потребления (величина цены
потребления в 3... 4 раза (до 10 раз) превышает продажную цену);
рэ - экономический результат от эксплуатации самолета.
При улучшении качества самолета, как правило,
увеличиваются затраты Зс разработчика и изготовителя (затраты на качество).
Это увеличение затрат ведет к увеличению продажной цены
самолета Ц. Чтобы самолет приобретался потребителем по более
высокой цене, нужно, чтобы улучшение качества самолета приводило к
увеличению экономического эффекта потребителя Яэ> как за счет
увеличения экономического результата рэ, так и, главным образом,
за счет сокращения затрат на эксплуатацию Зэ •
Главным законом развития техники является непрерывный
научно-технический прогресс, поэтому повышение качества самолета,
приводящее к увеличению экономической эффективности, должно
осуществляться за счет реализации в нем достижений НТП.
Примечание. По оценкам специалистов, за последние 50 лет свыше 90%
прибыли в мировой экономике получено за счет внедрения и использования
инноваций (результатов НТП) [22].
2.5. КОНКУРЕНТОСПОСОБНОСТЬ
САМОЛЕТА
Конкуренция (от лат. concurrere - сталкиваться) - это
соперничество между участниками рынка за лучшие условия
производства и купли-продажи товара. Таким образом, конкуренция
базируется на соперничестве и удовлетворении потребности.
Конкурентоспособность самолета - это такой уровень
его качества УКС (см. разд. 2.3), который позволяет выдержать
конкуренцию с другими аналогичными самолетами на рынке.
Главными компонентами конкурентоспособности самолета
являются его техническое совершенство, цена и условия
реализации, включая послепродажное обеспечение. Общая характеристика
показателей технического совершенства легкого самолета
приведена в разд. 2.5.1, а конкурентоспособности - в разд. 2.5.2.
43

2.5.1. ПОКАЗАТЕЛИ ТЕХНИЧЕСКОГО
СОВЕРШЕНСТВА САМОЛЕТА
В существующих нормативных документах понятие
«техническое совершенство» четко не определено. В данной работе
техническое совершенство самолета - это совокупность его
наиболее существенных свойств, определяющих качество самолета и
интегрально характеризующих уровень его новизны. Иными словами,
техническое совершенство самолета - это компоненты качества,
обусловленные технической новизной самолета.
При прямой оценке технической новизны самолета принимают
характеристики нововведений - их количество, новизна и научно-
техническая значимость, подтверждаемые авторскими
свидетельствами и патентами.
На практике, как правило, степень технической новизны
оценивается косвенно. Косвенная оценка технического совершенства
самолета основана на измерении эффекта (результата) от
применения достижений НТП, т.е. на измерении тех характеристик
самолета, для улучшения которых реализуются эти нововведения. В этом
случае показателями технического совершенства, очевидно,
являются частные критерии соответствующей технической
эффективности.
Пример 2.5.1. Весовое совершенство самолета связано с
реализацией при его создании различных достижений НТП (новые
материалы, технологии, оборудование и т.д.) в результате чего, при
прочих равных условиях, вес конструкции самолета и,
следовательно, вес пустого самолета уменьшатся, а весовая эффективность
(2.4.8) возрастет. Таким образом, весовое совершенство самолета
оценивается показателями весовой эффективности.
Под техническим уровнем (ТУ) самолета понимают
относительную характеристику его качества, основанную на
сопоставлении значений показателей, характеризующих техническое
совершенство оцениваемого самолета, с соответствующими базовыми
значениями.
Таким образом, технический уровень самолета - это один из
частных случаев оценки уровня его качества УКС. Поэтому методы
оценки ТУ аналогичны методам оценки качества самолета.
44

2.5.2. ПОКАЗАТЕЛЬ
КОНКУРЕНТОСПОСОБНОСТИ САМОЛЕТА
Конкурентоспособность самолета - это интегральное понятие,
отражающее способность самолета удовлетворять требованиям
потребителей при его приобретении на рынке аналогичной техники [5,
22, 50].
Одним из общих показателей конкурентоспособности
самолета (проектируемого (п) или конкурирующей фирмы (к)) является
отношение полезного эффекта к цене потребления [50], где за
полезный эффект принимается уровень качества самолета,
определенный на множестве показателей, представляющих интерес для
потребителя (например, технологичность изготовления не
представляет интереса для потребителя),
'/(Т;)Л
КСПП,К = \
ЦП
(2.5.1)
где ЦП = ЦП/ЦП$ -относительное значение цены потребления;
Z/776 - базовое значение цены потребления.
Если цена потребления исключается из анализа, то оценки
конкурентоспособности называются неценовыми. В этом случае,
очевидно, показатель конкурентоспособности равен уровню
качества самолета УКС, определенного на множестве функциональных
показателей и показателей красоты, исключая параметры, не
интересующие потребителя.
Оценка конкурентоспособности самолета производится на
основе сопоставления проектируемого самолета с соответствующими
самолетами других фирм
КСП = ^^. (2.5.2)
КСПК
Если это отношение более единицы (КСП>1\ то
проектируемый самолет считается конкурентоспособным аналогичному
самолету конкурирующей фирмы.
Итак, чтобы проектируемый самолет был конкурентоспособным,
необходимо обеспечить более высокий его технический уровень.
45

Глава 3
ВЫБОР ПРОЕКТНОГО РЕШЕНИЯ
Проектное решение -это промежуточное или конечное
описание объекта проектирования, необходимое и достаточное для
рассмотрения и определения дальнейшего направления или
окончания проектирования.
В общем случае инженерное проектирование состоит из трех
этапов: синтез нескольких вариантов ПР, их анализ и сравнение с
целью выбора наилучшего.
В данной главе предлагается одна из возможных методологий
выбора наилучшего варианта ПР.
3.1. КОНЦЕПЦИИ МЕТОДОВ
ОПТИМИЗАЦИИ ПРОЕКТНОГО РЕШЕНИЯ
В некоторых случаях наилучшее ПР можно найти, обращаясь к
формальным методам принятия решений, т.е. используя
математические методы оптимизации. В других случаях выбор наилучшего
ПР является исключительно сложным вопросом, который носит
субъективный характер и предполагает учет факторов
качественного характера и мнений экспертов. В любом случае методы можно
разделить по количеству учитываемых критериев - один или
несколько. В последующих разделах рассмотрены основные
положения обоих подходов.
Оптимизация по одному критерию
В настоящее время оптимизация по одному критерию
характеризуется глубокими теоретическими исследованиями, развитыми
формальными методами (например, математическое
программирование) и широкой практикой применения. Главный недостаток
математических методов оптимизации по одному критерию является
следствием их достоинств и состоит в том, что существенная не
формализуемая информация не может быть учтена при
оптимизации. Поэтому в практике проектирования наряду с термином
«оптимальный вариант», получаемого формальным методом
оптимизации, существует термин «рациональный вариант», при котором его
46

выбор обоснован не только формальными методами оптимизации,
но и с учетом мнения экспертов.
Примером широко применяемого критерия при оптимизации
проекта самолета (в условиях выполнения НЛГС и неизменности
ТЗ) является взлетный вес самолета
Go~~*min.
Поскольку все свойства и характеристики самолета
взаимосвязаны уравнением существования, то, оптимизируя самолет по
одному критерию, неизбежно ухудшают его другие показатели. Поэтому
для остальных показателей должны быть четко указаны границы,
образующие систему ограничений. Этими границами являются
значения не оптимизируемых параметров и характеристик самолета,
ниже (выше) которых они не должны опускаться (повышаться).
Иными словами, после процедуры оптимизации все остальные
параметры и характеристики будут любыми, лишь бы не хуже заранее
указанного значения.
На практике однокритериальная оптимизация широко
применяется в задачах поиска оптимальных значений параметров
самолета (/V No) и его частей (например, удлинение крыла).
Оптимизация по нескольким критериям
Главное достоинство многокритериального подхода состоит в
возможности учета влияния показателей качества самолета
(частных критериев), не имеющих математической (статистической,
функциональной) связи с критерием оптимальности при однокрите-
риальном подходе. Достоинства многокритериального подхода
обусловливают его главный недостаток - присутствие элемента
субъективизма.
Адекватное множество частных критериев для самолета может
формироваться его конструктором в результате неформальной
процедуры под воздействием многих факторов и при этом решаются
следующие проблемы [13, 73].
Проблема размерности связана с тем, что частные критерии,
как правило, имеют различные размерности, поскольку они
измеряют различные свойства самолета. Кроме того, не всегда возможно
47

использование абсолютной шкалы . Это затрудняет сравнение,
вследствие чего оценки по каждому частному критерию приводят к
безразмерному виду, т.е. нормализуют их.
Проблема компромисса состоит в том, что одновременное
достижение оптимума по всем частным критериям практически
невозможно, и для их сравнения необходим выбор принципа
оптимальности, который делает многокритериальную оптимизацию
условной. Существуют различные принципы оптимальности.
Например, принцип равномерности исходит из равноценности всех
частных критериев; принцип главного критерия, наоборот, исходит из
того, что один какой-то критерий является основным, его и надо
улучшать, не допуская, однако, ухудшения остальных ниже
определенного уровня; принцип уступок требует, чтобы улучшение одних
критериев не превышала определенной (задаваемой) степени
ухудшения остальных.
По сути, проблема выбора принципа оптимальности сводится
к двум проблемам: ранжирование критериев и назначение
глобального критерия.
Проблема ранжирования связана с учетом приоритета
частных критериев. При выборе оптимального ПР следует добиваться
наилучшего его соответствия по всем критериям, однако каждый из
них, как показывает практика, имеет различную значимость. Для
учета приоритета частных критериев для каждого из них вводится
его ранг , множество которых позволяет корректировать принцип
оптимальности или проводить дифференциацию масштабов
измерения частных критериев.
Существуют различные методы определения рангов [73]:
• метод параметрических и стоимостных регрессионных
зависимостей;
• метод эквивалентных соотношений;
• экспертный метод.
Проблема глобального критерия заключается в том, что при
многокритериальном подходе для принятия решения предполагает-
Абсолютная шкала характеризуется началом отсчета и масштабом,
позволяющими измерить на сколько или во сколько раз один объект
отличается от другого по выбранному показателю.
** Наряду с термином ранг употребляются термины: весовой
коэффициент, коэффициент весомости, коэффициент важности.
48

ся наличие (явное или неявное) одного глобального критерия
оптимальности.
Глобальный критерий должен удовлетворять ряду требований,
которые, как показано в работе [21], выполняются автоматически,
если все частные критерии имеют нормализованный вид.
Объективность оптимизации
Фактор неопределенности. При определении наилучшего
варианта ПР в условиях неопределенности всегда сохраняется элемент
неопределенности. Поэтому к точности и достоверности оценок
вариантов ПР нельзя предъявлять слишком высокие требования.
Следовательно, когда речь идет о ситуации с элементами неопределенности,
выводы не могут быть ни точными, ни однозначными [18].
Фактор субъективности. Методы многокритериальной
оптимизации имеют слабые места (субъективность выбора частных
критериев и их рангов, природа глобального критерия и применение
экспертных оценок), но это не значит, что эти методы вовсе не
нужны. Польза в том, что из множества возможных вариантов
«выбраковываются» заведомо неприемлемые, уступающие другим по всем
частным критериям. Тем самым выделяется область
квазиоптимальных вариантов, из которых лицо, уполномоченное принимать
решения, сделает окончательный выбор.
Таким образом, следует констатировать, что при выборе
проектного решения в условиях неопределенности при любой
постановке задачи неизбежен некоторый субъективизм* и элемент риска.
3.2. МЕТОДОЛОГИЯ ВЫБОРА
ПРОЕКТНОГО РЕШЕНИЯ
Данный раздел содержит обоснование предлагаемого метода
выбора оптимального варианта ПР (разд. 3.2.1), анализ показателей
ПР (разд. 3.2.2) и описание глобального критерия (разд. 3.2.3).
Постановка задачи о выборе оптимального ПР приведена в разд. 3.2.4.
* Известный ученый Е.С. Вентцель пишет: «Нечего надеяться полностью
избавиться от субъективности в задачах, связанных с выбором решений» [18].
49

3.2.1. ИДЕЯ МЕТОДА
Главная цель проектирования - это создание
конкурентоспособного самолета при известных ограничениях на затраты его
разработчика и изготовителя (Зс)доп-
При условии, что самолет конкурирующей фирмы является
одним из вариантов ПР, целевая функция будет (см. разд. 2.5.2)
ЦП
при условии (Зс) < (Зс)доп
(3.2.1)
Физический смысл выражений (3.2.1) заключается в том, что
для всех допустимых вариантов самолета, удовлетворяющих
требованиям ТЗ, НЛГС и ограничению на затраты при его создании,
оптимальным признается вариант с максимальным значением
критерия конкурентоспособности КСП.
Внешняя простота критерия конкурентоспособности КСП не
должна вводить в заблуждение. Дело в том, что если затраты на
эксплуатацию самолета Зэ (первая из двух компонентов цены
потребления ЦП) в основном зависят от свойств самолета и фактора
времени, то продажная цена самолета Ц (вторая компонента ЦП) во
многом определяется ситуацией (экономической, социальной,
политической и т.п.) на рынке продаж авиатехники. Поэтому
применение критерия конкурентоспособности самолета при выборе
оптимального варианта ПР связано с рядом специфических проблем, с
содержанием которых и возможными способами их решения можно
ознакомиться в специальной литературе [22,49].
Поэтому далее для выбора оптимального варианта ПР
предлагается упрощенный неценовой подход к определению КСП,
основанный на идеях квалиметрии .
Применение квалиметрии объясняется тем, что каждый
вариант ПР в своей основе - это вариант продукции с различным
уровнем качества.
Считается, что впервые в России определение наилучшего ПР
методами квалиметрии осуществил академик А.Н. Крылов при количественной
оценке конкурсных проектов военных судов [42].
50

Тогда предлагаемый глобальный критерий для выбора
оптимального варианта ПР легкого самолета - это уровень качества
самолета (УКС), вычисляемый как средневзвешенный
арифметический комплексный показатель для каждого у-го варианта ПР
ЖСтах = /(Х/)тах=тах|
'L. х^
Ibi
(3.2.2)
/=l Xi б
где X ji*Xi6 - соответственно оценка (численное значение) и
базовое значение /-го показателя качества самолета А, для j-го варианта
ПР; Ь\ - ранг /-го показателя качества самолета; / - общее
количество показателей качества и J - общее количество вариантов ПР.
Физический смысл критерия (3.2.2) состоит в том, что
выбирается вариант ПР с максимальным уровнем качества.
Определенная (но не полная) эквивалентность критерия КСП
(3.2.1) и критерия УКС (3.2.2) может быть достигнута при
выполнении соответствующих условий, касающихся показателей качества
самолета Л/ и их рангов Ь\.
Из методологических принципов квалиметрии вытекают
следующие главные условия для формирования множества {Л/}:
условие новизны - показатели технического совершенства
имеют приоритет;
условие минимальности и независимости - недопустимо
использование взаимообусловленных и, следовательно, дублирующих
показателей одного и того же свойства;
условие исключения - приоритет в выборе показателей
качества всегда должен быть в пользу показателей, интересующих
потребителя;
условие иерархичности - показатель любого уровня
обобщения предопределяется соответствующими показателями
предшествующего более высокого иерархического уровня.
При оценке конкурентоспособности самолета учитываются
только те показатели качества, которые интересуют его покупателя
(эксплуатанта, владельца) (см. разд. 2.5.2). Поэтому множество {Л/}
должно состоять из показателей функциональности Кф и
показателей красоты К к >те-
Шс(Кфикк). (3.2.3)
51

На основании принципа квалиметрии - «минимальность и
независимость показателей» - показатели из множества
экономичности кэ не включены в {Л/}, поскольку экономичность является
некоторой функцией (зависимой величиной) от показателей,
входящих в #фИ#к.
Все показатели из множества {Л/}, удовлетворяющие условию
(3.2.3) и применяемые для вычисления глобального критерия
(3.2.2), называются частными критериями.
Для определения рангов ы в выражении (3.2.2) предлагается
руководствоваться следующим правилом согласования технической
и экономической эффективностей:
f "Ч
В условиях известного ТЗ, чем больше
ожидается повышение экономической эффективно-
I сти самолета Э от соответствующего измене- [ и ? zn
| ния его свойства, измеряемого показателем Л,, f
тем важнее этот показатель и, следовательно,
[ тем больше должен быть его ранг ы • J
Но существует условие нормирования рангов
Zbf = l. (3.2.5)
/=1
Таким образом, хотя и предлагается неценовой подход к
выбору оптимального ПР, тем не менее степень важности каждого
показателя качества самолета определяется в интересах повышения его
экономической эффективности.
В соответствии с изложенной методологией формируется
множество пар {(Л/,6/)}, которое можно назвать концепцией
качества самолета.
Однозначно множество {(А/,6/)} определить невозможно -
необходимо учитывать множество факторов, включая и требования
конкретного ТЗ. В практических задачах необходимо прибегать к
методам экспертных оценок (некоторые из экспертных методов
приведены в разд. 3.3). В экспертной процедуре должны
участвовать ведущие специалисты по проектированию, технологии, экс-
52

плуатации, экономике, рынку сбыта авиатехники и другие
эксперты. Здесь важными могут быть традиции разработчика самолета и
результаты его научно - технического задела, а также другие
факторы (рис. 3.2.1).
Экономическая
ситуация
Научно-технический прогресс
i i
ПРОЕКТ
САМОЛЕТА
Социально-
политическая
ситуация
Окружающая среда и инфраструктура
применения
Рис 3.2.1. Факторы окружения проектирования
Пояснения к рис. 3.2.1 состоят в следующем.
Научно-технический прогресс подразумевает развитие
фундаментальных и прикладных исследований; развитие техники и новые
виды техники; новые изобретения и открытия в области науки и
техники; новые материалы и технологии; технический уровень и
оснащенность разработчика и изготовителя самолета; технический
уровень и оснащенность системы поддержания летной годности в
процессе эксплуатации авиатехники.
Экономическая ситуация - это развитие экономики регионов,
выделяемые ресурсы, списание авиатехники, экономическое
положение потребителей самолета, поставки топлива и др.
Социально-политическая ситуация подразумевает развитие
демографии, трудовых ресурсов, интересов людей в свободное
время, доходов на душу населения и спроса на авиационные работы и
перевозки, международных отношений, стратегического курса и др.
Окружающая среда и инфраструктура применения
предусматривают не только природно-климатические и экологические
условия эксплуатации самолета, но также развитие авиаперевозок, сети
авиалиний, маршрутов и аэропортов, развития системы управления
воздушным движением.
53

3.2.2. ПОКАЗАТЕЛИ ПРОЕКТНОГО РЕШЕНИЯ
Обозначим через {ПРу} множество вариантов ПР, где
ПР у - имя набора конкретных значений показателей,
составляющих описание j-го варианта ПР;
j - номер варианта, j = 1, J;
У- общее количество вариантов ПР.
Из описаний всех J вариантов ПР в соответствии с
множеством частных критериев {Д/} формируется матрица количественных
оценок этих критериев для всех вариантов ПР
\х\\ ... Xi/ .- Хи\ _ _
[Х] = \хп ... Хн ... хЛ У = 1,Л i=I7. О-2-6)
\Х\] ••
\Xjl -
\Xji ■
■ Xu ■■
■ Xji ..
■ Хм .
• xu\
■ Xfll
■ Xj,\
где X ji - оценка (численное значение) /-го частного критерия (из
множества {Л/}) дляу-го варианта ПРу
Оценки х ji могут быть получены следующими способами (в
порядке предпочтения):
• по результатам физического эксперимента,
• путем проектных работ и расчетов,
• экспертными методами.
Таким образом, каждая строка матрицы [X] в (3.2.6)
представляет набор оценок для всех частных критериев у-го варианта ПР, а
каждый столбец содержит перечень оценок по /-му частному
критерию для всех вариантов ПР.
Размерность всех показателей одного столбца в матрице (3.2.6)
должны быть одинаковыми, размерности показателей разных
столбцов, как правило, различны, поскольку они описывают
различные свойства самолета. Это затрудняет дальнейшее сравнение,
вследствие чего оценки по каждому критерию приводят к
безразмерному виду и нормируют. Существуют различные способы
нормализации. Наиболее предпочтительной считается так называемая
«естественная» нормализация, которая позволяет нормировать
значения X ji на основе приведения не только к общей безразмерной
54

шкале, но и к общему интервалу [0, 1]. Для этого следует
руководствоваться следующими формулами нормализации:
для оценок по критерию, когда «чем он больше, тем выше
качество»
Xji-minXji
afi = — ; (3.2.7)
max Х//-minx,;
MJ jeJ
для оценок по критерию, когда «чем он больше, тем ниже
качество»
nnxXji-Xji
я,; = —^ : , (3.2.7а)
maxx «-minx н
jeJ jeJ
где aji - нормированное значение /-го критерия для у-го варианта
ПР на множестве У; minx у, ~ минимальное значение /-го критерия
jeJ
среди все* вариантов ПР из множества У; max x а - максимальное
значение /-го критерия среди всех вариантов ПР из множества У.
Полученные таким образом нормированные значения aji
находятся в интервале 0 ^ aji ^ 1 (0 - «низкое качество по /-му
показателю»; 1 - «высокое качество по /-му показателю»).
3.2.3. ГЛОБАЛЬНЫЙ КРИТЕРИИ
Глобальный критерий для выбора варианта ПР легкого
самолета (3.2.2), с учетом нормирования оценок показателей его
качества (3.2.7) или (3.2.7а) будет
ft -Л
(3.2.8)
(/max = max
jeJ
i=\ Щ б
где щ 5 - базовое значение /-го показателя качества самолета Д/.
При выборе базы для сравнения вариантов ПР,
удовлетворяющих требованиям ТЗ и НЛГС, целесообразно использовать принцип
«идеального качества» (см. разд. 2.3), согласно которому количест-
55

венные значения показателей ИПМ совпадают с экстремальными
значениями этих же показателей у реальных объектов или
проектных вариантов. Следовательно, если an - нормированные
значения, то их базовые значения равны 1, т.е. а/5 = 1» для всех i' = 1,/.
Тогда выражение (3.2.8) станет
( l \
Umax = max
Ubidji
V<=1
(3.2.9)
Физический смысл критерия (3.2.9) состоит в том, что
выбирается вариант ПР, уровень качества которого максимально
приближен к уровню «идеального качества» для данного класса самолетов.
3.2.4. ПОСТАНОВКИ ЗАДАЧИ
Для этапа предварительного проектирования задача об
оптимальном варианте ПР может быть сформулирована так (неценовой
подход).
Дано:
1) техническое задание на проектирование самолета и
требования НЛГС;
2) концепция качества самолета{(Л/,6/)}, где множество
частных критериев {Д/} удовлетворяет условию
ШсЩиКк), (3.2.10)
и ранги £,, соответствующие частным критериям Д/, назначены по
правилу (3.2.4) и удовлетворяют условию нормирования (3.2.5);
3) множество альтернативных вариантов проектного решения
{ПРу}, описание которых представлено в виде матрицы [X] -
выражение (3.2.6).
Требуется выбрать вариант, максимально приближенный к
уровню «идеального качества» для данного класса самолетов,
( I \
t/max = max
jeJ
"Lbidji
/=1
(3.2.11)
где оценки а ji вычисляются по формулам нормализации (3.2.7).
56

В случае, когда концепция качества {(Лм£,)} не содержит
показателей красоты, т.е. {Л/}с=#ф, уровень качества самолета
трансформируется в технический уровень самолета, и выбирается
вариант ПР с наивысшим техническим уровнем.
Методы определения оптимального варианта ПР по критерию
наивысшего технического уровня приведены в гл. 4 (выбор базовой
схемы самолета) и гл. 5 (выбор типа двигателя).
3.3. ОСНОВЫ ЭКСПЕРТНЫХ МЕТОДОВ
Экспертные методы заключаются в том, что при экспертизе
объектов* экспертами выставляются оценки на основе своих знаний,
опыта, интуиции и мысленного моделирования. Следовательно,
эксперт- это своеобразный «измерительный инструмент».
Применяются методы ранжирования, непосредственной
оценки, парных сравнений, последовательное сравнение. Перечисленные
методы сравнения обладают различными качествами, но приводят к
близким результатам. Методом, требующим минимальных
трудозатрат, является ранжирование, а наиболее эффективным - метод
парного сравнения, который, однако, требует трудоемкой обработки
результатов.
Процедуры организации и проведения экспертизы здесь не
рассматриваются, они могут быть аналогичны процедурам,
изложенным в [25], а методы обработки - аналогичны методам,
изложенным в [24].
Метод ранжирования
Ранжирование объектов представляет собой измерение
объектов в порядковой шкале.
Числа в шкале порядка (порядковой шкале) устанавливают
только порядок следования объектов и не дают возможности
определить, на сколько один объект предпочтительнее другого.
* Здесь и далее под объектами экспертизы подразумеваются как
показатели качества {Л/h так и элементы любого из столбцов матрицы [X]
(выражение (3.2.6)).
57

Таким образом, ранжирование рекомендуется в тех случаях,
когда при оценке объектов не требуется производить их точное
измерение (или это измерение не может быть в настоящий момент
выполнено по причинам практического или теоретического характера).
Считается [24,25], что этот метод надежен при числе объектов 7±2.
Для иллюстрации основ ранжирования предлагается
следующий упрощенный пример.
Пример 3.3.1. Рассмотрим формальную сторону процедуры
экспертизы для гипотетического случая ранжирования шести
объектов, образующих множество {0;}. В экспертизе участвует два
эксперта.
Результаты работы эксперта с номером к = 1 состоят в
следующем. Анализируя множество {0,}, он пришел к следующему
ранжированному ряду по возрастающей шкале порядка :
05<Оъ<Ог<0\<0(><04
(3.3.1)
12 3 4 5 6
где запись, например, Os ~< Оъ означает, что объект Оъ строго
предпочтительнее объекта 0$\ в нижнем ряду (3.3.1) обозначены номера
мест ранжированного ряда.
Как видно из (3.3.1), эксперт считает самым важным объект
О а > который занимает шестое - самое высокое место, а наименее
важным - 05 > занимающий первое (начальное) место. Далее
оформляется табл. 3.3.1, в которой r/i - это ранг /-го объекта 0\ по
мнению эксперта с номером к = 1. В ранжированных рядах по
возрастающей шкале порядка со строгим предпочтением одного объекта
перед другим (по типу (3.3.1)) величина гц для /-го объекта
совпадает с номером его места в ранжированном ряду.
Таблица 3.3.1
\0i
[место
[г/]____
01
4
4
02
3
3
Оъ
2
2
04
6
6
05
1
1
^б!
5
5
* В возрастающей порядковой шкале наиболее важный объект занимает
место, имеющее наиболее высокое числовое значение.
58

Возможны случаи, когда эксперт не в состоянии указать
порядок со строгим предпочтением следования для двух или нескольких
объектов. В качестве примера рассмотрим работу эксперта с
номером к = 2. Анализируя множество {О/}, он пришел к следующему
ранжированному ряду по возрастающей шкале порядка:
(05~Оз~02)<(Об~04)*0[
12 3 4 5 6'
(3.3.2)
где запись, например 0б~#4> означает, что объект Ов
эквивалентен по важности объекту О а '•> в нижнем ряду (3.3.2) обозначены
номера мест ранжированного ряда с нестрогим предпочтением
следования.
В данном случае объекты Ов и Оа поделили межу собой
четвертое и пятое места. Тогда их ранги определятся по формуле
среднеарифметического
5 + 4
г42 = Г62 :
• = 4,5
В ряду (3.3.2) для объектов 02» #3 и к=1 которые делят 1-е,
2-е и 3-е места, коэффициенты их важности вычисляются по
формуле среднеарифметического
1 + 2 + 3
Г22 = П2 = Г52 = 1 = 2.
Далее результаты работы эксперта под номером к = 2
оформляются в табл. 3.3.2.
0/
место
I т
01
6
6
02
3
2
0з
2
2
Таблица
04
5
4,5
05
1
2
3.3.2
06
4
4,5
Результаты всех экспертов сводятся в итоговую табл. 3.3.3.
Далее должна проводится проверка согласованности
экспертных ранжирований по соответствующему правилу [24] - в данном
примере опущена.
59

Таблица 3.3.3
Эксперты
| Эксперт № 1
1 Эксперт № 2
Пк
п\
ГЦ
[Оценка, wj
Объекты 1
см
4
6
10
02
3
2
5
Оъ
2
2
4
02
6
4,5
10,5
Оъ
1
2
3
Об
5
4,5
9,5
В табл. 3.3.3 экспертная оценка каждого /-го объекта (нижняя
строка табл. 3.3.3) определяется суммированием г/* по всем эле~
ментам соответствующего столбца, т.е. по формуле
т
Wi= Хг/*> (3.3.3)
к=\
где т - количество экспертов (в данном примере т = 2):
wi = 10; w>2 = 5; и>з = 4; и>4 = 10,5; н>5 = 3; w>6 = 9,5.
Таким образом полученные оценки щ есть результат
экспертизы объектов Oi методом ранжирования. Оценки vv/ по сути метода
ранжирования устанавливают только порядок предпочтения
объектов и не дают возможности количественно определить, насколько
один объект превосходит другой. Поэтому ранжирование
применяется в качестве предварительного шага экспертизы объектов
количественными методами, например, методом непосредственной оценки.
Метод непосредственной оценки
Непосредственная оценка представляет собой процедуру
присваивания объектам числовых значений в шкале интервалов.
Шкала интервалов является количественной шкалой,
позволяющей определить, на сколько один объект превосходит другой
объект по одному или нескольким признакам.
Считается [24, 25], что метод непосредственной оценки
является достаточно эффективным способом в ситуациях,
характеризующихся отсутствием полной информации, и когда число объектов
не более 3...4.
При процедуре непосредственной оценки наилучшему (с
точки зрения эксперта) объекту назначается оценка, равная, например,
60

100 баллам. Последующим друг за другом по важности объектам их
оценки определяются последовательно как доля от оценки
наилучшего объекта. В затруднительных случаях рекомендуется
предварительное ранжирование объектов (разд. 3.3.1).
Пример 3.3.2. Рассмотрим формальную сторону процедуры
определения экспертных оценок {w,} для 4-х объектов, образующих
множество {О,}. В экспертизе участвует два эксперта (к - номер
эксперта).
Составляется матрица «эксперты - объекты», в которой
проставляются полученные от каждого эксперта оценки объектов rki
по 100 балльной шкале -табл. 3.3.4.
Таблица 3.3.4
Эксперты
Эксперт № 1
| Эксперт № 2
rki
r\i
ГЦ
[Оценка, щ
Объекты |
01
100
80
90
02
70
60
65
03
90
100
95
04
30
40
35
Далее должна проводиться проверка согласованности оценок
г к i по соответствующему правилу [24] - в данном примере опущена.
В качестве итоговых экспертных оценок {щ} принимают
величины
мч = -1ги. (3.3.4)
тк=\
где т - число экспертов (в данном примере т = 2).
61

Часть 2 СХЕМА И ПАРАМЕТРЫ
САМОЛЕТА
Проектирование нового самолета может начинаться со стадии
первого рисунка, когда варианты проектного решения представляют
собой эскизы возможных схем самолета и допустимые значения его
параметров. Методики и рекомендации для этой стадии
проектирования легких пассажирских самолетов приведены в данной части
книги.
Гл. 4 посвящена вопросам анализа возможных схем легкого
самолета и выбора наилучшей схемы.
При известном ТЗ параметры самолета /?0 и ~Nq определяются,
прежде всего, аэродинамическими свойствами самолета и
характеристиками двигателя и воздушного винта. Соответствующая
информация может быть получена из научно-технического задела на
проектирование самолета либо расчетным путем, например, по
методикам гл. 5 (авиационные двигатели) и гл. 6 (воздушные винты).
Методы выбора удельной нагрузки на крыло и взлетной
энерговооруженности самолета с ПД приведены в гл. 7, а самолета с ТВД - в
гл.8.
В данной части приведены методики и процедуры выбора
наилучшей схемы самолета (разд. 4.9) и наилучшего двигателя
(разд. 5.4). В зависимости от целей проектирования и времени,
отведенного на проект, эти процедуры могут выполняться как на
стадии первого рисунка, так и на последующих стадиях при более
детальной проработке проекта.
62

Глава 4
АНАЛИЗ И ВЫБОР СХЕМЫ САМОЛЕТА
Возможная классификация схем легких самолетов приведена в
разд. 4.1. Далее изложен анализ основных достоинств и недостатков
различных схем, который полезен при выборе схемы
проектируемого самолета. Методика выбора схемы самолета приведена в
заключительном разделе данной главы.
4.1. О КЛАССИФИКАЦИИ СХЕМ ЛЕГКИХ
САМОЛЕТОВ
При классификации схем самолетов традиционно первым
признаком называется аэродинамическая (балансировочная) схема,
среди вариантов которой выделяют: классическую (нормальную)
схему, схему «утка», тандемную схему и другие схемы.
Следующим признаком классификации является схема крыла:
моноплан или биплан.
Разновидности монопланов и бипланов характеризуются
наличием или отсутствием элементов внешнего силового набора и в
соответствии с этим разделяются на свободнонесущие, подкосные и
расчалочные.
Монопланы можно классифицировать по положению крыла
относительно фюзеляжа. Выделяют четыре основных типа:
«парасоль», высокоплан, среднеплан и низкоплан.
Схемы самолетов различаются также по типу фюзеляжа: од-
нофюзеляжные, двухфюзеляжные, двухбалочные с гондолой и
другие схемы.
Количество двигателей и их размещение существенно
отражаются на схеме при одном и том же сочетании крыла и фюзеляжа.
В одномоторных самолетах двигатель может быть размещен в
носовой и средней частях фюзеляжа, а также в носовой или хвостовой
части гондолы. В многомоторных самолетах с двигателями на
крыле их размещают перед крылом, за крылом или в комбинации
тандем: на передней и задней кромках. Все эти комбинации возможны
при различном положении двигателей по вертикали: над крылом,
63

под крылом, на уровне хорды. Возможны и другие схемы
расположения двигателей.
Винты делают тянущими, толкающими, устанавливаются в
комбинации тандем. Мощность двигателя может передаваться на
один винт посредством удлиненного вала или на два винта при
помощи трансмиссий. Применяется также передача мощности двух
двигателей на один винт.
Оперение самолета классифицируется по количеству килей - с
одним килем или двухкилевое оперение, может быть и большее
количество килей. При однокилевом оперении дальнейшая
классификация определяется положением ГО по высоте киля: Т-образное,
крестообразное или с низким расположением ГО на фюзеляже. При
двухкилевом оперении различают: оперение с разнесенным
вертикальным оперением (концевые шайбы на стабилизаторе), П-образ-
ное оперение и другие схемы. Может применяться и хвостовое
V-образное оперение.
Шасси легких самолетов выполняют по трехопорной схеме с
носовой или с хвостовой опорой.
4.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СХЕМА
В основу классификации аэродинамических схем самолетов
положено взаимное расположение несущих и стабилизирующих
аэродинамических поверхностей, а также органов управления и
балансировки. Поэтому наряду с термином «аэродинамическая схема»
используется термин «балансировочная схема». Здесь рассмотрены
следующие аэродинамические схемы: нормальная схема; схема
«утка»; тандемная схема; «бесхвостка».
На рис. 4.2.1 [66] показана примерная зависимость
аэродинамического качества самолета от относительной площади задней
несущей поверхности при одинаковой степени продольной
статической устойчивости и Су- const. Потери аэродинамического
качества самолета объясняются, главным образом, возникающими при
балансировке самолета индуктивным сопротивлением ГО,
сопротивлением отклоненного руля высоты и частью индуктивного
сопротивления крыла. Теоретические основы вычисления
аэродинамического качества самолета с учетом потерь на его балансировку
приведены в [60].
64

2
о
<
Н.П
1,0
Относительная площадь задней несущей поверхности
Рис. 4.2.1. Влияние схемы самолета на аэродинамическое качество:
1 - нормальная схема; 2 - тандемная схема; 3 - схема «утка»
4.2.1. НОРМАЛЬНАЯ СХЕМА
Нормальная схема самолета характеризуется расположением
горизонтального оперения позади крыла (или крыльев). Самолеты
этой схемы составляют большинство современной гражданской
авиации. Поэтому нормальную схему самолета часто называют
классической схемой. Эта схема самолета в наибольшей степени
удовлетворяет комплексу требований, предъявляемых к легким
самолетам по устойчивости и управляемости.
Основные достоинства нормальной схемы:
а) благодаря развитой хвостовой части фюзеляжа без
затруднений обеспечивается необходимая продольная и путевая
устойчивость и управляемость;
б) сохранение безотрывного обтекания ГО в некоторой
области закритических углов атаки крыла обеспечивает достаточную
эффективность продольного управления на больших углах атаки.
4.2.2. СХЕМА «УТКА»
Пример самолета, выполненного по схеме «утка», приведен на
рис. 4.2.2,я. Эффективная концепция этого самолета, созданного в
1974 г., способствовала росту популярности этой схемы. Для
улучшения срывных характеристик центр тяжести был сдвинут назад, а
для борьбы с раскачиванием и тенденцией к задиранию носовой
части введены отклоняемые носки и аэродинамические гребни [81].
65

5 10 15 20 25 30 35
Угол атаки, градус
б)
Рис. 4.2.2. Самолет схемы «утка» Vari Eze
Рассмотрение моментных характеристик (рис. 4.2.2,6)
показывает три области изменения обтекания. Первое наблюдается на
углах атаки около 4° (позиция 1 на рис. 4.2.2,6) - в связи с
нарушением линейного характера зависимости Cv = /(°0- Другие изменения
наступают в связи со срывом потока на ПГО - при сс= 14°
(позиция 2) и в связи со срывом на крыле при а ~ 22° (позиция 3).
Принципиальная особенность самолета схемы «утка»
заключается в том, что его горизонтальное оперение, расположенное
впереди крыла, является несущим, т.е. оно создает подъемную силу,
направленную вверх - рис. 4.2.3.
В связи с правилом
«продольного V»* для обеспечения
продольной устойчивости
самолета «утка» его ПГО должно быть
установлено под положительным
углом (примерно 2...3°)
относительно хорды крыла.
Рис. 4.2.3. Схема действия пооъ- Д™ обеспечения приемлемых
емных сил и силы веса самолета характеристик самолета на боль-
«утка» ших углах атаки перед сваливани-
*Для продольной статической устойчивости самолетов любых
аэродинамических схем, состоящих из двух тандемно расположенных плоских
поверхностей в условиях их балансировки, необходимо, чтобы угол атаки
передней поверхности был больше угла атаки задней несущей поверхности.
66

ем срыв потока должен наступать всегда на ПГО. В этом случае
самолет автоматически опустит нос («клевок» самолета) и перейдет
на малые углы атаки крыла. Здесь важно, чтобы «клевок» самолета
был плавным и с минимальной потерей высоты.
Поэтому допустимы такие проектные решения, когда
критический угол атаки ПГО меньше критического угла атаки крыла, т.е.
(акр)пго<(аКр)крыло. (4.2.1)
Для того чтобы выполнялось условие (4.2.1) и опускание носа
самолета при «клевке» было плавным с минимальной потерей
высоты, целесообразно, например, придавать ПГО прямоугольную
форму в плане с большим удлинением и (или) создавать на крыле
передний корневой наплыв, увеличивающий (осКр) , (схема
самолета Vari Eze на рис. 4.2.2). Как известно, у аэродинамической
поверхности прямоугольной формы в плане с большим удлинением
срыв потока на больших углах атаки начинается на относительно
небольшом участке в ее корневой части. Поэтому при срыве потока
с ПГО теряется только незначительная часть его подъемной силы,
что сопровождается медленным опусканием носа самолета,
незначительным уменьшением угла атаки крыла и последующим
увеличением скорости полета.
Недопустимым является проектное решение, создающее
условия, когда
(акр)пго>(аКр)крыло. (4.2.2)
Выполнение условия (4.2.2) означает, что при полете на малых
скоростях перед сваливанием срыв потока в первую очередь будет
наступать на крыле. Этот срыв потока на крыле приводит к
«подхвату» самолета, т.е. при сваливании самолет резко задирает нос и
переходит в штопор.
Как правило, самолеты схемы «утка» оборудуются шасси с
носовой опорой.
Для легких самолетов можно отметить следующие
положительные свойства схемы «утка».
1. Поскольку ПГО является несущим, то его подъемная сила
складывается с подъемной силой крыла самолета. По сравнению с
67

классической схемой это дает возможность уменьшить потребную
площадь крыла самолета «утка» и, следовательно, уменьшить вес
крыла, а также уменьшить балансировочное и профильное
сопротивления (рис. 4.2.1). Примерное сравнение самолетов классической
схемы и схемы «утка» однотипного назначения с одинаковыми
силовыми установками дает рис. 4.2.4 - по данным работы [36]. В
итоге, вес пустого самолета схемы «утка» по сравнению с
классической схемой может быть уменьшен на 5...7 %.
2. Благодаря
аэродинамическим особенностям,
правильно спроектированный
самолет схемы «утка»
гарантирован от срыва в штопор.
Однако если самолет «утка» все
же попадет в штопор,
например, в случае воздействия
сильного восходящего потока
воздуха при полете в
грозовой турбулентности, то для
выхода из него необходимы
Рис. 4.2.4. Сравнение однотипных са- дополнительные специальные
молетов нормальной схемы и схемы средства. В истории авиации
«утка» имеются катастрофы в
результате штопора
экспериментальных самолетов схемы «утка», например, ХР-55 Curtiss,
изображенный на рис. 4.2.5. Он был создан в начале 1940-х годов и
может служить примером неудачной концепции самолета «утки».
Из многих недостатков этого самолета наиболее известным была
его склонность к сваливанию [81]. При медленном увеличении угла
атаки эффективность ПГО постепенно уменьшалась и происходило
сваливание в штопор. При резком же увеличении угла атаки Х-55
срывался внезапно, стремясь занять перевернутое положение, из
которого уже не выводился.
3. Подъемная сила несущего ПГО разгружает носовую часть
фюзеляжа, что благоприятно сказывается на ресурсных
характеристиках этой части фюзеляжа.
68

4. Благодаря
«дестабилизирующему» эффекту ПГО,
расположенного впереди центра
тяжести самолета, маневренные
характеристики самолетов схемы
«утка» выше, чем маневренность
самолетов нормальной схемы.
5. При установке
толкающего винта количество частей
самолета, попадающих в струю
от винта, минимально.
Наряду с положительными
особенностями схема «утка»
обладает и рядом свойств,
затрудняющих ее применение.
1. Резкий «клевок»
самолета схемы «утка», совершенный
при его взлете или посадке,
может сопровождаться потерей вы- Рис- 4-2tS- Схема самолета Х-55
соты полета и последующим
ударом о землю, что считается одним из главных недостатков
схемы «утка».
2. На самолетах схемы «утка» размещение грузов, как правило,
реализуется впереди центра тяжести, что приводит к более
передним центровкам (до минус 20% £сах)> увеличивающим потери
аэродинамического качества на балансировку и приводящим к
затруднениям балансировки пикирующего момента от механизации
крыла. Но даже при нормальной для «утки» центровке (примерно минус
10% ЬСах) центр тяжести самолета находится впереди крыла и
плечо подъемной силы от механизации крыла и, следовательно,
пикирующий момент существенно больше, чем для классической схемы.
Для обеспечения приемлемого диапазона центровок ПГО
должно иметь максимальный коэффициент подъемной силы
больший по величине, чем для крыла. Это может быть достигнуто,
например, оснащением ПГО сложной механизацией его задней
кромки и перенесением органов продольного управления на крыло.
69

3. Вследствие причин, указанных выше, при наличии
продольной статической устойчивости эффективность продольного
управления быстро теряется с увеличением угла атаки и этим
ограничивается использование больших а и, следовательно, больших CV
Результаты исследований [66] показали, что с помощью ПГО
удается сбалансировать самолет, у крыла которого С у max мех —
2.
Поэтому применение высокоэффективной механизации крыла
(например, двухщелевых закрылков Фаулера) представляет техническую
проблему, для решения которой необходимо в каждом конкретном
случае проводить специальные исследования.
4. Наличие дестабилизирующего плеча носовой части
фюзеляжа и малого плеча ВО обусловливают, для обеспечения самолету
достаточной путевой устойчивости и управляемости, увеличенную
площадь ВО (иногда в 2...3 раза [66]) и, следовательно, увеличение
его веса и лобового сопротивления.
5. Вследствие скоса потока за ПГО изменяется закон
распределения аэродинамической нагрузки по размаху крыла таким
образом, что индуктивное сопротивление крыла повышается. Скос
потока от ПГО уменьшает местные углы атаки в корневой части
крыла, что снижает их несущую способность, и догружает концевые
части крыла. Решение этой проблемы в том, чтобы ПГО и крыло
разнести как можно дальше друг от друга по длине фюзеляжа и по
высоте, таким образом, чтобы крыло не попадало в вихревой след
от ПГО на крейсерских углах атаки - рис. 4.2.6.
6. Вихревая зона от расположенного впереди ПГО может
оказывать влияние на ВО, ухудшая путевую устойчивость на больших
углах атаки при полете со
скольжением. Поэтому
иногда путевая
устойчивость и управляемость
обеспечиваются
расположенными на концах
крыла вертикальными киля-
Рис. 4.2.6. Разнесение ПГО и крыла ми " «шайбами».
но длине и высоте фюзеляжа /36]
70

4.2.3. ТАНДЕМНАЯ СХЕМА
Особенность тандемной схемы заключается в двух крыльях,
расположенных одно за другим (рис. 4.2.7). По способу
балансировки эта схема принципиально не отличается от схемы «утка»,
хотя возможны варианты, близкие к нормальной схеме.
Рис. 4.2.7. Самолеты схемы тандем:
а - самолет П. Груши на; б - самолет Б. Рутана
Для обеспечения продольной устойчивости и уменьшения
потерь Cv max всей тандемной комбинации вследствие взаимного
влияния крыльев необходимо, чтобы переднее крыло было
установлено под положительным углом атаки по отношению к хорде
заднего крыла (примерно 2...3°) - соблюдение правила «продольного V».
Для сохранения продольной устойчивости на малых скоростях
(большие углы атаки) целесообразно переднее и заднее крылья
разнести друг от друга по длине фюзеляжа и по высоте, таким образом,
чтобы заднее крыло не попадала в вихревой след от переднего
крыла на больших углах атаки - рис. 4.2.8.
Центр тяжести самолета при тандемной схеме ориентируют
относительно расстояния между фокусами переднего и заднего
крыльев. При одинаковых крыльях центр тяжести размещается
71

Переднее крыло
Рис 4.2.8. Разнесение крыльев в схеме
тандем по высоте фюзеляжа [36]
Заднее крыло примерно у задней кромки
переднего крыла. Схема
тандем позволяет в
эксплуатации самолета
назначать широкий диапазон
центровок.
Для обеспечения
путевой устойчивости и
управляемости служит
нормальное вертикальное
оперение (рис. 4.2.8) или концевые шайбы на заднем крыле.
Концевые шайбы, кроме того, позволяют повысить эффективность
заднего крыла за счет уменьшения индуктивного сопротивления.
Поперечная управляемость обеспечивается элеронами,
установленными на обоих крыльях. Как показали результаты испытания
[68], работа элеронов в этом случае исключительно эффективна,
несмотря на меньшее плечо по сравнению с обычным крылом.
Допустимо элероны размещать только на заднем крыле, срыв потока
на котором наступает позднее.
Элероны можно использовать для обеспечения продольной
управляемости, причем при отклонении ручки или штурвала от себя
и на себя элероны переднего и заднего крыльев должны отклониться
одновременно на одном крыле вверх, а на другом - вниз. Рулями
высоты могут служить закрылки, размещенные между элеронами и
отклоняющиеся не только одновременно вниз, но и в разные стороны.
Срыв потока и критический угол атаки переднего крыла в тан-
демной комбинации наступают всегда раньше, чем у заднего крыла,
имеющего меньший угол установки и, кроме того, находящегося в
потоке, скошенном передним крылом. При потере скорости после
срыва потока с переднего крыла самолет переходит не в штопор, а в
пикирование. Это обстоятельство в некоторых случаях может
служить основным доводом в пользу тандемного размещения крыльев.
Аэродинамической особенностью схемы тандем является то,
что при малых углах атаки Сх заднего крыла (рис. 4.2.9) меньше,
чем того же крыла, взятого изолированно. На больших углах
атаки Сх заднего крыла в тандемной комбинации больше, a Cv
меньше, чем у изолированного крыла.
72

Cy\
1,2
1,0
0,81
0,6
0,4
0,2
0
Г Изолированное заднее
1 | крыло \,* **
7.7-
I
Vip
/5°
91,7°
IUl,4°
10.^
f if
r\\9
;°
\ Зад ii
в пр(
не]
L-J£
22°
ее крыло
1сутствии 1
эеднего 1
0,05 0,10 0,15 Сх
Рис. 4.2.9. Поляры заднего крыла
схемы тандем /68/
В тандемной схеме общая
несущая площадь разбивается
на два равных или
приблизительно равных крыла,
линейные размеры которых
примерно в 1,4 раза (по данным [36])
меньше аналогичного крыла
самолета нормальной схемы.
Следовательно, тандемная
схема по сравнению с нормальной
схемой имеет меньшие
габариты и меньший вес.
Таким образом,
основными достоинствами тандемной
аэродинамической схемы
самолета являются:
компактность, меньший вес,
повышенная поперечная управляемость,
меньший разнос масс в
направлении поперечной оси, широкий диапазон центровок.
К недостаткам тандемного расположения относятся: меньшее
аэродинамическое качество (рис. 4.2.1), необходимость усиления
фюзеляжа, усложнение установки и уборки основных стоек шасси,
разнос масс в направлении продольной оси и возможное затенение
передним крылом обзора вперед.
4.2.4. СХЕМА «БЕСХВОСТКА»
Для «бесхвостки» характерно отсутствие горизонтального
оперения (рис. 4.2.10). Вертикальное оперение, расположенное на
фюзеляже, или заменяющие его концевые шайбы не являются
обязательным признаком этой схемы.
Самолет схемы «бесхвостка» потенциально обладает многими
преимуществами по сравнению с нормальной схемой, которые
обусловлены значительным снижением веса конструкции,
аэродинамического сопротивления и стоимости благодаря исключению
хвостовой части фюзеляжа и аэродинамических поверхностей ГО и ВО.
Кроме того, вследствие меньшей инерционности повышается ма-
73

невренность самолета. В большинстве построенных самолетов
схемы «бесхвостка» двигатель, экипаж и т.п. размещаются в
укороченном (по сравнению с обычным) фюзеляже, который часто называют
гондолой.
Рис. 4.2.10. Схема двухместного самолета «Винг» Т-10
Как правило, рулевыми поверхностями на крыле «бесхвостки»
являются элевоны, которые действуют как рули высоты (при
отклонении в одну стороны) и как элероны (при отклонении в
противоположные стороны). Весьма существенный недостаток схемы
«бесхвостка» - это малое плечо ее органов продольного управления, что
снижает их эффективность и требует значительных углов
отклонения, увеличивающих их аэродинамическое сопротивление.
Путевая устойчивость «бесхвостки» может быть обеспечена
ВО, расположенным в хвостовой части фюзеляжа, или
расположением на концах крыла вертикальных килей-шайб, уменьшающих,
кроме того, индуктивное сопротивление крыла. Придание
стреловидной формы килю и шайбам увеличивает плечо ВО.
Крыло «бесхвостки» не допускает эффективной механизации.
Закрылки, расположенные в хвостовой части крыла, при
отклонении создают пикирующий момент и для продольной балансировки
самолета элевоны необходимо отклонять в сторону,
противоположную отклонению закрылков. Таким образом, подъемная сила крыла
с выпущенными закрылками и отклоненными для балансировки
элевонами практически не изменяется. Поэтому необходимая
подъемная сила для взлета или посадки достигается путем увеличения
площади крыла и, следовательно, его веса. В итоге, по данным ра-
74

боты [66], вес пустого самолета «бесхвостки» на 15... 18% больше,
чем для самолета нормальной схемы.
Увеличение площади крыла
самолета уменьшает удельную нагрузку
на крыло, что делает «бесхвостку»
чувствительной к турбулентности
воздуха не столько с точки зрения
прочности конструкции, сколько с
точки зрения нагрузки на экипаж и
комфорта пассажиров.
Рис. 4.2.11 дает представление
об аэродинамических
характеристиках схемы «бесхвостка» в сравнении с
«уткой» и нормальной схемой.
Исследованию схемы
«бесхвостка» в 1930-40-е годы уделялось
большое внимание. Были найдены
эффективные способы обеспечения
устойчивости и управляемости, определено,
что реальные преимущества
«бесхвостки» по сравнению с нормальной
схемой обеспечивались лишь на некоторых типах самолетов с
ограниченным диапазоном применения. В настоящее время к таким
самолетам относятся, например, очень легкие самолеты.
Рис. 4.2.11. Вид поляр само-
летов различных
аэродинамических схем /36]:
1 - схема «утка»;
2 - нормальная схема;
3 - схема «бесхвостка»
4.2.5. НЕТРАДИЦИОННЫЕ СХЕМЫ
Научно-производственное объединение «Молния» разработало
легкий пассажирский самолет «Молния-1» (рис. 4.2.12), имеющий
аэродинамическую схему «продольный триплан» -три несущих
поверхности, расположенных одно за другим по длине самолета. Не
следует путать со схемой, у которой три крыла расположены одно
над другим.
В работе [47] отмечается, что, двухбалочная схема, П-образное
хвостовое оперение и заднее расположение двигателя с толкающим
винтом обусловливают следующие преимущества самолета
«Молния-1»:
а) снижение шума в салоне;
75

б) улучшение переднего обзора летчика;
в) обеспечение безопасности пассажиров и персонала
аэродрома на земле, так как крыло и балки полностью изолируют
воздушный винт.
Рис. 4.2.12. Схема самолета «Молния-1»:
максимальная взлетная масса - 1740 кг; максимальная
коммерческая нагрузка - 550 кг; количество пассажирских мест - 4...5;
экипаж- 1...2; поршневой двигатель М-14Р мощностью 400л.с;
дальность полета с максимальной коммерческой нагрузкой - 500 км на
высоте 1500 м и скорости 225.. .285 км/ч; длина разбега - 350 м
Однако главное преимущество самолета «Молния-1» и схемы
«продольный триплан» перед «уткой» и нормальной схемой состоит
в том, что минимальное балансировочное сопротивление
сохраняется в широком диапазоне положения ЦТ самолета. Это достигается
за счет распределения балансировочной силы между ПГО и ГО (на
самолете Piaggio P. 180 Avanti (рис. 4.2.13) балансировочная сила
ПГО составляет около 25% от балансировочной силы ГО).
Кроме того, «продольный триплан» при сохранении
преимуществ, создаваемых ПГО, вследствие наличия ГО позволяет избежать
недостатков, присущих схеме «утка» (в частности, ГО удерживает
самолет от «клевка» на нос), хотя площадь крыла в схеме «продольный
триплан» может быть уменьшена не в такой степени как на «утке».
76

Рис. 4.2.13. Схема самодета Piaggio P.180 Avanti
В работе [47] отмечаются следующие особенности схемы
«продольный триплан»:
а) три несущих поверхности и механизация как основного, так
и переднего крыла позволяют получить максимальную подъемную
силу без существенных потерь на балансировку, упростить технику
пилотирования, уменьшить размеры самолета, вес конструкции и
обеспечивают снижение нагрузок на органы управления;
б) упреждающий срыв потока с переднего крыла, имеющего
больший угол атаки по сравнению с основным, приводит к
автоматическому уменьшению угла атаки самолета и обеспечивает
предотвращение сваливания и срыва в штопор и высокую устойчивость
при больших возмущениях и маневрировании;
в) быстрое затухание возмущенного движения, комфорт
пассажиров и удобство пилотирования.
Конструкторским бюро экспериментального самолетостроения
совместно с ЦАГИ, ВИАМ, АНПК «МиГ» разработан проект
шестиместного самолета «Сталкер» оригинальной аэродинамической
схемы (рис. 4.2.14).
77

Рис. 4.2.14. Схема самолета «Сталкер» [47]:
максимальная взлетная масса - 2310 кг; масса пустого - 1100 кг;
полезная нагрузка - 590 кг; формула кресел по длине салона 2-2-2; силовая
установка - два двигателя Т1О-360 мощностью по 215 л.с, позволяющие
производить полеты с расходом топлива 15,5 г/(пасскм); дальность
полета до 5000 км; крейсерская скорость - 390 км/ч на высоте 4000 м;
взлетная скорость - 135 км/ч; посадочная скорость - 128 км/ч; площадь
крыльев -14 м ; аэродинамическое качество - 20,5
4.3. БИПЛАНЫ
Бипланом называется самолет с двумя крыльями,
расположенными одно над другим (рис. 4.3.1).
Для уменьшения сопротивления интерференции между
верхним и нижним крыльями, а также для обеспечения необходимой
центровки самолета верхнее крыло, как правило, смещают вперед
относительно нижнего.
Верхнее и нижнее крылья биплана соединяют стойками и
лентами-расчалками, которые образуют пространственную ферму,
получившую название коробки крыльев. Все расчалки имеют
предварительное натяжение, что исключает провисание их при перемене
направления действующей в эксплуатации нагрузки. Внешние
расчалки придают коробке значительную жесткость на кручение. Вся
пространственная ферма в целом работает на вертикальный изгиб и
кручение. При этом в отдельных ее элементах действуют
растягивающие или сжимающие усилия.
78

Рис 4.3.1. Схема самолета Ан-2
Количество стоек в коробке крыльев зависит от величины
размаха крыльев. При большом количестве стоек (многостоечный
биплан (рис. 4.3.2)) вес бипланной коробки получается минимальный,
но сопротивление наибольшее.
Рис. 4.3.2. Вид спереди шести стоечного биплана «Илья Муромец»
Основная идея
конструкции бипланной
коробки заключается в
использовании большой ее
строительной высоты,
характеризуемой (рис. 4.3.3)
отношением строительной
высоты h к размаху крыла _____ _._
/. Крылья свободнонесу- ^ f
щих монопланов имеют Рис 433 Строительная высота биплана
h/l = 0,015... 0,025, и свободнопесущего моноплана
\ X И Х'7
V-
79

а для бипланных коробок это отношение больше [38] -
h/l = 0,14.. .0,20.
Другой особенностью биплана по сравнению с монопланом
является меньший размах его крыльев (при равной площади и
удлинении). Этим определяются меньшие габариты и меньший
момент инерции относительно продольной оси самолета, что
обеспечивает бипланам лучшие маневренные свойства.
Вследствие указанных особенностей (большая строительная
высота и меньший размах) вес бипланной коробки может быть
меньше веса крыла моноплана.
Вместе с тем бипланная схема обладает существенным
недостатком - это большое лобовое сопротивление бипланной коробки,
обусловленное взаимным влиянием верхнего и нижнего крыльев и
наличием в потоке элементов фермы (стоек, расчалок).
Кроме того, в эксплуатации бипланная схема оказывается
сложнее, чем монопланная, так как требует постоянного надзора за
регулировкой натяжения расчалок и проверки положения крыльев
(их вынос и углы установки).
Бипланная схема довольно широко применялась в
самолетостроении вплоть до середины 1930-х годов и достигла наибольшего
аэродинамического и весового совершенства в виде одностоечного полу-
тораплана (нижнее крыло короче верхнего). В гражданской авиации
долгожителем среди самолетов-бипланов является Ан-2 (рис. 4.3.1).
4.4. МОНОПЛАНЫ
Монопланы можно
классифицировать по
положению крыла относительно
фюзеляжа. Выделяют четыре
основных типа: «парасоль»,
высокоплан, среднеплан и
низкоплан.
Самолет схемы
«парасоль» (рис. 4.4.1) - это
высокоплан с крылом,
закрепленным на стойках и подкосах
Рис. 4.4.1. Самолет схемы «парасоль»
80

над фюзеляжем. Достоинство схемы - очень низкое по отношению
к крылу расположение ЦТ самолета, что обеспечивает повышенную
продольную устойчивость и допускает заднюю центровку до
40% £>сах- Благодаря этому достоинству, схема «парасоль» была
распространенной в 1920-30-е годы. Однако эта схема сложна
конструктивно, менее совершенна в аэродинамическом отношении и в
эксплуатации менее удобна, чем подкосный высокоплан. В
настоящее время схема «парасоль» применяется весьма редко в самолетах
любительской постройки.
Как правило, на легких самолетах, предназначенных для
перевозки пассажиров и грузов, применяют схемы с низким
(рис. 4.4.2,я) или высоким (рис. 4.4.2,6) расположением крыла.
а) б)
Рис. 4.4.2. Схемы расположения крыла:
а - низкоплан; б - высокоплан
Несмотря на аэродинамические преимущества, схема средне-
плана применяется весьма редко вследствие эксплуатационных и
компоновочных особенностей.
Различия в характеристиках вы-
сокоплана и низкоплана имеют место
при взлете и посадке из-за экранного
эффекта вследствие близости земли.
Этот эффект уменьшается с
увеличением высоты крыла над ВПП.
Качественное влияние близости
земли на зависимость Су = /(ос)
показано на рис. 4.4.3, из которого
видно, что на малых и средних углах
атаки влияние экрана приводит к увели- Рис/ 4'4'3' Влияние экРана
(земли) на подъемную
чению подъемной силы, однако силу крыла
81

Су max из-за экранного эффекта земли может существенно
уменьшиться.
Экранный эффект земли выражается и в уменьшении
индуктивного сопротивления, что может привести к уменьшению
взлетной и увеличению посадочной дистанций.
Кроме того, из-за экранного эффекта земли происходит
уменьшение скоса потока в области горизонтального оперения,
ведущее к появлению момента на пикирование. Это явление
потребует большего отклонения руля высоты для отрыва носового колеса
при взлете или при выравнивании самолета на посадке и может
стать определяющим фактором при выборе площади руля высоты.
Экранный эффект земли может вызвать и противоположный
эффект, заставляя самолет «приземляться самостоятельно». Это
означает, что после выполнения нормального захода на посадку
потребуется незначительное или вообще не потребуется отклонение руля
высоты для выравнивания самолета. Такое явление может
наблюдаться в случае, когда низко расположенное крыло вследствие
близости земли дает заметное приращение подъемной силы, а
указанный выше момент ГО на пикирование будет компенсироваться
моментом на кабрирование в результате прироста подъемной силы
крыла. Такое поведение самолета считается благоприятным, однако
достичь этого целенаправленным начальным выбором схемы
практически невозможно.
Различия между низкопланом и высокопланом в минимальном
сопротивлении могут быть уменьшены соответствующим выбором
зализов и обтекателей. Считается, что с точки зрения
максимального аэродинамического качества высокоплан выгоднее низкоплана.
По данным фирмы «British Aerospace Public Ltd» (BAe) при
одинаковых прочих условиях и круглом фюзеляже с зализами
высокоплан по сравнению с низкопланом характеризуется:
• меньшим на 8% сопротивлением при Су = О (из-за меньшей
аэродинамической интерференции);
•большим на 4% коэффициентом Су max> приближающимся к
Су max изолированного крыла, что объясняется сохранением
открытой верхней несущей поверхности крыла высокоплана над
фюзеляжем.
82

Низко расположенное крыло может выполнять роль
энергоемкой массы при вынужденной посадке самолета, хотя имеется
опасность пожара при контакте с поверхностью земли, поскольку в
крыле обычно находятся топливные отсеки или баки, повреждение
которых при посадке более вероятно, особенно топливных отсеков.
При не слишком сильном ударе о землю вероятность повреждения
и возникновения пожара у высокопланов меньше. При сильном
ударе для обеспечения безопасности экипажа и пассажиров в случае
поломки шасси делают усиление нижней поверхности фюзеляжа,
располагая, например, балку, воспринимающую на себя удар
(рис. 4.4.4).
Дополнительные
нагрузки на фюзеляж высокоплана
со стороны крыла при
аварийной посадке, как правило,
приводят к дополнительным
затратам веса конструкции
фюзеляжа для их восприятия
(по сравнению с низкопла- Рис. 4.4.4. Схема усиления фюзеляжа
ном). самолета DCS [68]
При вынужденной
посадке высокоплана на воду
фюзеляж будет погружен, в этом случае необходимо
предусматривать аварийный выход из кабины через верхний люк, компенсация
прочности которого также увеличивает вес конструкции фюзеляжа.
Из-за аэродинамического влияния крыла на ВО при высоком
расположении крыла площадь ВО должна быть больше, чем у
схемы низкоплана.
Уборка основных стоек шасси высокоплана представляет
специальную проблему для конструктора. При расположении
двигателей на крыле основные стойки шасси можно крепить к крылу и
убирать в мотогондолы (рис. 4.4.5,я) или в хвостовые балки (при
двухбалочной схеме самолета). Однако при этом стойки имеют
значительную высоту и вес.
Другим возможным вариантом является размещение основных
стоек шасси на фюзеляже (рис. 4.4.5,б,в). Этот вариант требует
усиления конструкции фюзеляжа для восприятия нагрузок при посадке
83

и сопровождается дополнительным приростом веса. В случае
уборки стоек и колес шасси в фюзеляж этот прирост веса конструкции
фюзеляжа увеличивается из-за компенсации прочности
соответствующего выреза.
е)
б)
Рис 4.4.5. Варианты компоновки
шасси самолета высокоплана:
а -убирающееся шасси в
гондолу двигателя; б - неубирающееся
шасси; в - убирающееся шасси в
гондолу на фюзеляже
В случае уборки стоек и колес шасси в обтекатели на
фюзеляже (рис. 4.4.5,в) появляется дополнительный вес этих обтекателей.
Частично прирост веса конструкции из-за уборки шасси в фюзеляж
(обтекатели) высокоплана компенсируется более короткими
стойками по сравнению с шасси для самолета низкоплана. Кроме того,
для варианта размещения шасси на фюзеляже трудно получить
широкую колею основных колес шасси.
На практике вариант размещения основных стоек шасси на
фюзеляже высокоплана, как правило, применяется в случае неуби-
рающегося шасси (рис. 4.4.5,6).
Перечисленные выше особенности размещения шасси на
самолете говорят в пользу схемы низкоплана (рис. 4.4.6).
В схеме низкоплана шасси могут убираться в гондолы
двигателей (рис. 4.4.6,я), в отсек фюзеляжа или в отсек между
лонжеронами крыла (рис. 4.4.6,6). Поскольку обшивка крыла легкого
самолета является неработающей или слабо нагруженной, то
компенсация соответствующего выреза в таком крыле будет сопровождаться
минимальными затратами веса.
84

а) б)
Рис 4.4.6. Схемы уборки шасси для низкоплана
Разновидности монопланов характеризуются наличием или
отсутствием элементов внешнего силового набора крыла и в
соответствии с этим разделяются на свободнонесущие (например,
рис. 4.4.2) и подкосные (рис. 4.4.7).
"°^jsk± —^=*W—
=ТШР= ^да-По^с
а) б)
Рис. 4.4.7. Разновидности подносных монопланов:
а - низкоплан; б - высокоплан
Из рис. 4.4.8 видно, что при одинаковых размерах и нагрузках
максимальное значение изгибающего момента крыла у подкосного
моноплана существенно меньше, чем у свободнонесущего.
Следовательно, при равных размерах и нагрузках наличие внешнего
силового элемента - подкоса, увеличивая строительную высоту h
(рис. 4.4.8), позволяет уменьшить вес крыла, но одновременно
приводит к увеличению лобового сопротивления.
Монопланы с подкосным крылом в настоящее время
проектируются по схеме высокоплан. Подкосы, прикрепленные к нижней
поверхности крыла, создают меньшую аэродинамическую
интерференцию и легче по весу в отличие от других вариантов, так как
расчетными для них являются растягивающие нагрузки.
85

Рис 4.4.8. Эпюры изгибающих моментов крыла моноплана:
а - подносное крыло; б - свободнонесущее крыло
4.5. СХЕМЫ САМОЛЕТОВ ПО ТИПУ
ФЮЗЕЛЯЖА
Традиционной схемой легкого самолета по типу фюзеляжа
является схема с одним фюзеляжем, предназначенным для
размещения экипажа, пассажиров, грузов, оборудования, часто силовой
установки, иногда топлива, а также для связи основных частей
самолета между собой. Существует две концепции фюзеляжа при одно-
фюзеляжной схеме самолета, отличающиеся формой хвостовых
частей -рис. 4.5.1.
а) б)
Рис. 4.5.1. Концепции хвостовых частей фюзеляжа
Вариант на рис. 4.5.1,6 используется, как правило, при
компоновке входной двери в хвостовой части фюзеляжа как, например, в
самолете Ан-14А.
Для легких самолетов рациональной может оказаться двухба-
лочная схема, хвостовое оперение в которой вынесено на балках.
Роль фюзеляжа выполняет центральная гондола (рис. 4.5.2).
86

а) б)
Рис. 4.5.2. Схемы двухбалочных самолетов:
а - двухмоторный с тянущими винтами;
б - одномоторный с толкающим винтом
Преимуществом двухбалочной схемы является удобство
загрузки и выгрузки гондолы, улучшенный обзор, а главные
недостатки связаны с возможным ухудшением аэродинамики и
увеличением веса конструкции.
Для схемы на рис. 4.5.2,я расчеты показывают [59], что
аэродинамическое сопротивление самолета на 10... 15% больше, чем
обычного (с одним фюзеляжем) за счет большей омываемой
поверхности и обдувки балок потоком от винтов.
При схеме на рис. 4.5.2,6 сопротивление может быть меньше,
чем аналогичного одномоторного самолета с тянущим винтом и
обычным фюзеляжем из-за минимального числа частей самолета,
обдуваемых винтом.
87

Суммарный вес гондолы и двух балок может быть на 31 ...37%
больше, чем одного фюзеляжа [59]. Но при нормальной схеме
самолета вес крыла может быть уменьшен, вследствие его разгрузки в
корневой части силами от ГО, передаваемых по хвостовым балкам.
Вес проводки управления возрастает на 20...25%. Кроме того, балки
занимают часть размаха механизации крыла, поэтому площадь
крыла приходится увеличивать на 5...7% для достижения одинаковых
ВПХ с однофюзеляжным самолетом.
Заел ужи вает
внимания техническое решение,
при котором совмещаются
функции хвостовых балок
и двухкилевого оперения
большой стреловидности
(рис. 4.5.3), например
самолет Як-58. В
одномоторном двухбалочном
самолете с толкающим вин-
Рис 4.5.3. Двухбалочном схема самолета том улучшается обзор.
Самолеты с двумя
фюзеляжами применяются
очень редко. В качестве примера на рис. 4.5.4,я приведена схема
перспективного самолета с двумя фюзеляжами для установления
абсолютного рекорда скорости для самолетов с поршневыми
двигателями [15].
Основным достоинством двухфюзеляжного самолета является
эффект разгрузки крыла, благодаря которому существенно
уменьшился момент, изгибающий крыло (рис. 4.5.4,6), и, следовательно,
уменьшается вес крыла двухфюзеляжного самолета по сравнению с
однофюзеляжным. Аэродинамическое сопротивление самолета с
двумя фюзеляжами может оказаться не больше сопротивления
самолета с одним фюзеляжем, если компоновочные особенности двух
фюзеляжей позволят не увеличивать их суммарную омываемую
поверхность или площадь миделя.
<^^^
88

Аэродинамическая нагрузка
а)
Изгибающий момент для
однофюзеляжной схемы
Изгибающий момент для
двухфюзеляжной схемы
б)
Рис. 4.5.4. Схема самолета с двумя фюзеляжами:
а - проект рекордного самолета «Теин Мустанг Рейсер»;
б - эпюры изгибающих моментов крыла
4.6. СХЕМЫ ОПЕРЕНИЯ
Различают следующие схемы оперения: однокилевое оперение
(рис. 4.6.1), разнесенное вертикальное оперение (рис. 4.6.2) и V-об-
разное хвостовое оперение (рис. 4.6.4).
Наиболее распространенной является схема с одним килем и
стабилизатором, установленным на фюзеляже или киле - рис. 4.6.1.
Она обеспечивает конструктивную простоту и жесткость, хотя в
случае Т-образного хвостового оперения (рис. 4.6.1,в) необходимо
принимать меры, предотвращающие его флаттер.
Схема Т-образного оперения обладает рядом преимуществ.
Расположение ГО в верхней части киля создает для последнего
эффект концевой шайбы, что может способствовать уменьшению
потребной площади ВО. Кроме того, высоко расположенное ГО нахо-
89

дится в зоне небольшого скоса потока от крыла при средних
(полетных) углах атаки, что позволяет уменьшить потребную площадь
ГО. Таким образом, площадь Т-образного оперения может быть
меньше площади оперения с низким расположением ГО.
а) б) в)
Рис. 4.6.1. Однокилевое оперение
Разнесенное вертикальное оперение характеризуется тем, что
кили (шайбы) могут располагаться на крыле, фюзеляже, на концах
стабилизатора или хвостовых балках. Примеры некоторых схем
разнесенного двухкилевого вертикального оперения приведены на
рис. 4.6.2. Эти схемы применяются либо при необходимости
устанавливать ВО большой площади (например, рис. 4.6.2,а), либо в
связи с двухбалочной схемой самолета (например, рис. 4.6.2,б,в).
а) б) в)
Рис 4.6.2. Разнесенное вертикальное оперение
Для одномоторных самолетов необходимая площадь ВО в
значительной мере определяется длиной и площадью боковой проекции
части фюзеляжа, находящейся впереди ЦТ самолета, а также
площадью боковой проекции хвостовой части фюзеляжа. Чем длиннее
носовая часть фюзеляжа (и больше площадь ее боковой проекции), тем
90

При прочих равных условиях больше площадь ВО, необходимая для
устранения дестабилизирующего момента этой части фюзеляжа.
Аналогично, при малой боковой площади хвостовой части фюзеляжа
(например, рис. 4.5.1,6) и, следовательно, ее малом
стабилизирующем эффекте также требуется увеличение площади ВО.
Если двигатели расположены на крыле, то полет с одним
отказавшим двигателем, как правило, является условием для выбора
размеров киля и руля направления многодвигательного самолета.
Значительная высота ВО (в случае его большой потребной
площади) может привести к появлению моментов по крену при
отклонении руля поворота в результате большого плеча между
центром давления ВО и продольной осью самолета. Если такая
опасность существует, заслуживает внимания разнесенная двухкилевая
схема хвостового оперения, уменьшающая этот эффект, (рис. 4.6.2,я).
Весьма хорошие характеристики путевой статической устойчивости
имеет ВО в виде шайб, развитых вниз на концах ГО. Высокая
эффективность ВО в этом случае обусловлена ослаблением или
практически отсутствием вредного взаимодействия ВО с другими
элементами самолета.
Для двухбалочной или двухфюзеляжной схемы самолета
выбор двухкилевого оперения очевиден (рис. 4.6.2,6 - с нижним
расположением ГО и рис. 4.6.2,в - с верхним расположением ГО (П-об-
разное оперение)).
Поскольку из-за аэродинамической интерференции килей
аэродинамическая эффективность единицы площади двухкилевого
ВО ниже, чем у однокилевого, то суммарная площадь двух килей
должна быть больше площади однокилевого ВО.
Поскольку в схемах на рис. 4.6.2 кили (килевые шайбы)
создают для горизонтального оперения эффект концевых шайб, то
площадь ГО может быть уменьшена.
В П-образной схеме (рис. 4.6.2,в) ГО расположено высоко и
находится в зоне небольшого скоса потока от крыла при средних
(полетных) углах атаки, что также позволяет уменьшить его
потребную площадь.
Применение схем крестообразного (рис. 4.6.1,6), Т-образного
(рис. 4.6.1,в) или П-образного (рис. 4.6.2,в) оперения улучшает
взаимодействие ГО и ВО, способствуя повышению путевой устойчивос-
91

ти. Однако следует иметь в виду, что характеристики продольной
устойчивости и управляемости могут быть при этом существенно
ухудшены. Особенность крестообразного, Т-образного или П-образ-
ного оперения заключается в том, что почти всегда существуют
области углов атаки, когда ГО попадает в отрывной след от крыла
(большие углы атаки, штопор). При попадании стабилизатора в этот
след резко уменьшаются его несущие свойства, что приводит к
сильному нарастанию момента на кабрирование и к появлению
неустойчивости (рис. 4.6.3). Поскольку при попадании в отрывной след
существенно снижается эффективность руля высоты, то применение
таких схем оперения требует особого внимания как при выборе плеча
ГО, так и при определении его положения по высоте.
-1,01
Рис. 4.6.3. Влияние П-образного оперения на
продольную устойчивость /4/
Весьма хорошие характеристики путевой статической
устойчивости имеет V-образное оперение (рис. 4.6.4,я), что обусловлено
ослаблением или практически отсутствием вредного
взаимодействия ВО с другими элементами самолета. Поэтому преимуществом
V-образного оперения является возможность выноса оперения из
аэродинамической тени крыла без применения Т-образного
оперения и уменьшение веса конструкции вследствие сокращения числа
поверхностей оперения.
92

Рис. 4.6.4. Схема V-образного оперения
V-образное оперение состоит из неподвижных частей,
называемых стабилизаторами, и отклоняемых рулей. Работу
V-образного оперения иллюстрирует рис. 4.6.4,б,в.
К недостаткам V-образной схемы относятся:
а) сложность кинематики управления рулями;
б) появление больших закручивающих фюзеляж моментов при
отклонении рулей в разные стороны (момент от силы 2Р на
рис. 4.6.4,в, который может потребовать увеличения веса хвостовой
части фюзеляжа);
в) снижение эффективности рулей при совместном действии
ручного и ножного управления (уменьшается располагаемый
диапазон отклонения рулей в каждом канале управления);
г) трудноустранимый люфт в проводке, что опасно и связано с
возможностью возникновения флаттера оперения.
Как показывает практика, V-образное оперение применяется
довольно редко, например самолет Beechcraft V35.
4.7. СХЕМЫ ШАССИ
Ранее упоминалось влияние схемы расположения крыла на
компоновку стоек шасси. Далее рассмотрены две основные схемы
шасси, представленные на рис. 4.7.1.
Трехопорное шасси с хвостовой опорой (рис. 4.7.1,а) обладает
следующими преимуществами:
1) хвостовая опора невелика, простая по конструкции и легкая;
2) схема допускает выполнение посадки на три точки путем
93

перевода самолета в срывной режим. При этом посадочная скорость
практически равна скорости сваливания в посадочной
конфигурации. Аэродинамическое сопротивление обеспечивает тормозящую
силу. Это особенно необходимо при посадке на грунтовой аэродром
(без тормозов);
3) при применении тормозов вертикальная нагрузка на
основные стойки увеличится, увеличивая силу торможения.
а) б)
Рис. 4.7.1. Основные схемы шасси легких самолетов
Причины, по которым трехопорное шасси с хвостовой опорой
почти полностью было вытеснено схемой с носовой опорой,
связаны со следующими его недостатками:
1)при сильном торможении самолет стремится опрокинуться
на нос;
2)сила трения торможения колес о ВПП приложена впереди
ЦТ самолета и создает дестабилизирующий момент, когда самолет
перемещается под небольшим углом рыскания по отношению к
ВПП. Это может вызвать крутой разворот на земле;
3)при посадке на две точки создается момент на кабрирование
в результате ударных нагрузок на основные опоры, что приводит к
увеличению подъемной силы и подскоку самолета;
4) значительный угол атаки крыла в стояночном положении
затрудняет рулежку при сильном ветре;
5) наклонный пол кабины неудобен для пассажиров, загрузки и
разгрузки;
6) наклон фюзеляжа ограничивает обзор летчику вперед.
Эти недостатки в конструкциях некоторых самолетов могут
быть частично устранены.
Взаимосвязь хвостового колеса с управлением рулем
направления обеспечивает простой способ управления самолетом на земле.
94

Принципиальные преимущества схемы трехопорного шасси с
носовой опорой (рис. 4.7.1,6) заключаются в следующем:
1)при нахождении на земле фюзеляж и пол кабины
практически горизонтальны;
2) хороший обзор летчика;
3) при разбеге сопротивление самолета невелико;
4) сила трения торможения колес о ВПП в этой схеме
приложена за ЦТ самолета и создает стабилизирующий путевой момент;
5) носовая стойка защищает от опрокидывания на нос и
предохраняет винты от повреждений, позволяя летчику полностью
использовать возможности тормозов основных колес;
6) при посадке на две точки в результате ударных нагрузок на
основные опоры создается пикирующий момент, обеспечивающий
самопроизвольное опускание передней опоры шасси и
последующий устойчивый пробег на трех опорах.
Постепенный рост посадочных скоростей современных
самолетов сделал перечисленные преимущества трехопорнои схемы
шасси с носовой опорой более весомыми по сравнению с
имеющимися недостатками:
1) носовая опора шасси должна при торможении воспринимать
значительные нагрузки и поэтому она относительно тяжелее
хвостовой опоры в трехопорнои схеме с хвостовой опорой;
2) для установки носовой опоры потребуется местное усиление
фюзеляжа, а для ее уборки - дополнительный объем, который
трудно обеспечить на легких самолетах, не выходя за обводы фюзеляжа.
Это один из наиболее трудных вопросов проектирования шасси на
этапе предварительного проектирования.
Самолет с убирающимся шасси (по сравнению с самолетом с
неубирающимся шасси) имеет меньшее аэродинамическое
сопротивление в полетной конфигурации. Однако вес самолета
увеличивается за счет системы и механизмов уборки - выпуска шасси, ниш
для уборки шасси и т.п. Кроме увеличения веса самолета при
убирающемся шасси, возрастает цена самолета и увеличиваются
расходы на его техническое обслуживание. Неубирающееся шасси
способствует безопасности полетов, поскольку по статистике летных
происшествий 3...4% происшествий связано с невыпуском шасси
из-за забывчивости пилота.
95

4.8. СХЕМЫ РАСПОЛОЖЕНИЯ
ДВИГАТЕЛЕЙ
Общее число построенных легких самолетов с одним ПД в
8...9 раз больше самолетов с двумя двигателями.
Кроме требований аэродинамики, при выборе компоновки
двигателя и винта необходимо учитывать конструктивные, весовые,
технологические и эксплуатационные факторы (см. приложение 3).
4.8.1. ОДНОМОТОРНЫЕ САМОЛЕТЫ
Для самолетов с одним двигателем основным является выбор
толкающего или тянущего винта (рис. 4.8.1). В обоих случаях с
целью повышения управляемости и маневренности следует
стремиться к сближению центров тяжести двигателя и планера самолета для
уменьшения «разноса» масс.
Рис 4.8.1. Схемы одномоторного самолета:
а-с тянущим винтом; б-с толкающим винтом
При установке на самолет толкающий винт имеет несколько
лучший КПД.
Шум винтового самолета значительно отличается от шума
изолированного винта и зависит от компоновки самолета. С
применением толкающих винтов увеличивается уровень шума на
96

5... 15 дБ по сравнению с тянущими винтами [4]. Наличие вблизи
винта и, особенно перед ним, каких-либо конструктивных
элементов или завихрений от них значительно увеличивает шум.
Например, шум винта, расположенного в следе за крылом, возрастает на
5..Л0дБ.
Размещая двигатель в фюзеляже по высоте, необходимо
добиваться наибольшего угла обзора пилота в плоскости симметрии
самолета без увеличения миделя фюзеляжа или фонаря. Обводы
носовой части фюзеляжа как сверху, так и снизу должны быть плавными
для предотвращения преждевременного срыва потока.
От расположения двигателя по продольной оси самолета в
значительной мере зависит удобство установки топливной системы,
а от положения по вертикали - наклон подкосов моторамы и способ
ее крепления к фюзеляжу.
При тянущем винте и двигателе, расположенном
непосредственно в носовой части фюзеляжа, задачи аэродинамики и обзора
решаются хуже, чем при размещении двигателя в средней части
фюзеляжа за кабиной с применением удлиненного вала к тянущему
винту (например, самолет Р-300 Equator - приложение 3) или
толкающему винту (самолет Як-58 - приложение 3), а также в гондоле
с толкающим винтом.
4.8.2. ДВУХМОТОРНЫЕ САМОЛЕТЫ
При размещении двигателей на крыле, кроме выбора
толкающего или тянущего винтов (рис. 4.8.2), необходимо учитывать ряд
дополнительных факторов: взаимное влияние гондолы, винта и
крыла, удобство уборки и вес шасси, перемещение центра тяжести
крыла и его разгрузку в полете, «разнос» масс по поперечной оси.
Расположение винтов перед крылом (рис. 4.8.2,я) является
наиболее приемлемой схемой с аэродинамической и
конструктивной точек зрения. Поток от винтов работающих двигателей
оказывает благоприятный эффект на срывные характеристики крыла и
повышает подъемную силу, особенно при выпущенных закрылках,
создавая своеобразную встроенную защиту от сваливания самолета.
С другой стороны, при отказе двигателя до перевода винта в режим
флюгирования, он создает значительное сопротивление при
авторотации, нарушая обтекание крыла. Моменты по крену и рысканию,
97

создаваемые при отказе двигателя, представляют серьезную
проблему управления, особенно при взлете. Кроме того, изменение
мощности двигателя в полете влияет на скос потока за крылом и
изменяет балансирующий момент от хвостового оперения.
а) б)
Рис. 4.8.2. Схемы двухмоторного самолета с мотогондолами на крыле:
а - тянущие винты; б-толкающие винты
Мотогондолы с тянущими винтами смещают центр тяжести
крыла вперед и поэтому в отношении флаттера они выгоднее, чем
гондолы с толкающими винтами.
Влияние гондол толкающих винтов относительно крыла
исследовано в основном с точки зрения взаимного влияния крыла и
гондолы без работающего винта. При размещении мотогондолы
непосредственно над крылом Су уменьшается, а Сх увеличивается по
мере приближения гондолы к крылу.
На самолетах с низким расположением крыла (рис. 4.8.3)
конструкторы часто вынуждены использовать сравнительно высокое
положение двигателей на верхней поверхности крыла для
обеспечения необходимого зазора между винтом и землей. Это может
привести к неблагоприятной интерференции между гондолой и кры-
98

лом, приводящей к преждевременному срыву потока и появлению
дополнительного индуктивного сопротивления.
а) б)
Рис 4.8.3. Расположение мотогондол относительно крыла низкоплана:
а - над крылом; б - под крылом
По сравнению с низкопланом высоко расположенное крыло в
общем случае создает больше возможностей в отношении
расположения в вертикальной плоскости двигателей относительно профиля
крыла (рис. 4.8.4), так как в этом случае легче обеспечить
необходимый зазор между винтом и землей.
в)
Рис. 4.8.4. Расположение
мотогондол по высоте относительно
крыла высокоплана:
а - над крылом; б- в плоскости
хорд; в - под крылом
Иногда два двигателя размещают вне крыла:
• внутри фюзеляжа - в носовой и хвостовой частях, например,
самолет Cessna 336 Skymaster (приложение 3);
• по бокам фюзеляжа в хвостовой части (рис. 4.8.5) или в
носовой части, например, самолет Do 28-2 (приложение 3).
В перечисленных случаях отсутствует разгрузка крыла весом
двигателя, что делает крыло более тяжелым, а также происходит
догружение конструкции фюзеляжа нагрузками от силовой
установки (увеличение веса фюзеляжа).
99

Рис. 4.8.5. Гондолы ТВД в хвостовой части фюзеляжа
4.9. МЕТОДИКА ВЫБОРА БАЗОВОЙ
СХЕМЫ САМОЛЕТА
Методика выбора базовой схемы основана на методологии
выбора оптимального проектного решения (гл. 3).
4.9.1. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ
Базовая схема легкого пассажирского самолета - это
количество и взаимное расположение основных его частей (крыло,
фюзеляж, оперение, шасси, двигатели и воздушные винты).
Альтернативные варианты базовой схемы самолета с именами
Схема №1, Схема № 2 и т.д. образуют множество {БС Л, где у -
номер варианта, j = 1,7 и У- общее количество вариантов.
Базовая схема не учитывает форму частей самолета, поэтому
вопросы эстетического восприятия самолета покупателем (эксплуа-
тантом) не могут быть рассмотрены. В этом случае, как показано в
разд. 3.2, концепция качества трансформируется в концепцию
технического уровня и критерий выбора - это наивысший
«технический уровень варианта ПР».
100

Итак, задача выбора оптимальной базовой схемы самолета
может иметь следующую постановку.
Дано:
1) техническое задание на проектирование самолета и
требования НЛГС;
2) концепция технического уровня самолета{(A/,fc;)h где
множество частных критериев {А;} удовлетворяет условию
Ыс/Сф, (4.9.1)
и ранги fa, соответствующие частным критериям А/, назначены по
правилу (3.2.4) и удовлетворяют условию нормирования (3.2.5);
Кф - множество показателей функциональности (см. разд. 2.3);
3) множество альтернативных вариантов базовой схемы {БС •},
описание которых представлено в виде матрицы [X] - выражение
(3.2.6).
Требуется выбрать вариант базовой схемы, обладающий
максимальным техническим уровнем для данного множества схем,
( I Л
f/max ~ max
jeJ
/=l
(4.9.2)
где aji - оценки, вычисляемые по формулам нормализации (3.2.7)
или (3.2.7а);
/-общее число показателей.
В укрупненном виде процедура определения оптимальной
базовой схемы самолета состоит в выполнении следующих операций:
•синтез множество вариантов {БС Л (разд. 4.9.2);
•формулировка концепции технического уровня самолета в
виде множества {А/, Ъ{\ (разд. 4.9.3);
• анализ вариантов базовой схемы (разд. 4.9.4);
• выбор оптимальной базовой схемы (разд. 4.9.5).
4.9.2. О СИНТЕЗЕ ВАРИАНТОВ БАЗОВОЙ
СХЕМЫ
Наиболее простой прием получения множества вариантов
базовой схемы проектируемого самолета {БС •} - это использование
101

схем уже существующих самолетов либо непосредственно, либо
после некоторых изменений.
Более сложные приемы синтеза (изобретения) вариантов
базовой схемы основаны на комбинациях существующих и новых идей
и конструкций при соблюдении определенных логических связей
между ними.
Весьма распространенным методом, основанным на
комбинаторике, является морфологический метод. Основы этого метода
изложены, например, в работах [28, 55, 60]. Суть его состоит в том,
что в объекте проектирования выделяют (как правило, по
функциональному признаку) группу основных конструктивных или других
признаков. Для каждого признака предлагают (на основе
статистики, патентов) или изобретают возможные варианты его исполнения
или реализации. Таким образом получают морфологическую
матрицу. Пример весьма подробной морфологической матрицы
(матрицы конструктивных признаков) схем самолетов приведен в
известной работе [30]. Затем, комбинируя между собой варианты
признаков, можно получить множество различных решений для схемы
самолета.
4.9.3. ФОРМИРОВАНИЕ КОНЦЕПЦИИ
ТЕХНИЧЕСКОГО УРОВНЯ САМОЛЕТА
Как уже отмечалось в разд. 4.9.1, при выборе базовой схемы
самолета элементами множества {А/} принимаются частные
критерии технической эффективности:
А\- весовая эффективность (минимум веса пустого самолета);
Аг -топливная эффективность (минимум веса топлива);
Аз ~ эксплуатационная эффективность;
А<\ - комфортабельность самолета.
Учитывая комплексный характер каждого их перечисленных
критериев, их при необходимости можно разделить на более
простые. Как пример подхода к такому разделению рассмотрен
комплексный показатель Ai -топливная эффективность.
Формула для определения относительного веса топлива имеет
вид (ее вывод в разд. 2.2)
102

_ (Lp + tpVKpei\c)Cemm ,Aqi\
Gt~ 270КтахЛв (49'3)
Как видно из выражения (4.9.3), вес топлива зависит: от
требований ТЗ (дальности Lp, времени jp, скорости Укрейс)> от
максимального аэродинамического качества самолета Kmax ~ критерия
его аэродинамического совершенства Агк и от эффективности
воздушного винта с учетом влияния самолета (КПД винта в
присутствии самолета Т|в) Агв- Кроме того, относительный вес топлива (в
условиях заданного ТЗ) зависит от удельного расхода топлива
Се min» но это критерий энергетического совершенства двигателя.
Таким образом, критерий топливной эффективности базовой
схемы самолета Аг заменяется двумя Агк и Агв- Примером
необходимости такой замены является ситуация в начале
проектирования, когда конструктор располагает расчетными данными об
относительном весе топлива для каждого варианта базовой схемы, но в
этих расчетах (из-за недостатка информации) не учитывалось
влияние схемы на аэродинамическое качество самолета и КПД винта.
Если в расчетах веса топлива учитывалось влияние схемы на
аэродинамическое качество и КПД винта, то нет необходимости
разделения комплексного показателя Аг на более простые.
В случаях, когда какой-либо комплексный критерий был
разделен на два и более простых, определение рангов Ъ\
осуществляется в два этапа. Сначала в соответствии с правилом (3.2.4)
определяются ранги Ъ\ч &2' &3' ^4 Для соответствующих частных критериев
Ль Аг, Аз> Аа- Затем ранг Ъг Для критерия Аг разделяется на ранг
Ъгк Для критерия Агк и Ранг Ьгв Для критерия Агв> но так» чтобы
выполнялось условие Ьгк + Ьгв = Ь2-
Таким образом, концепция технического уровня самолета
будет множество:
{(Ль&1);(Л2К^2к);(А2В^2в);(Аз^з)'(Л4^4)}' (4-9-4)
где А\, b\ - соответственно критерий и ранг весовой эффективности
самолета;
103

Л2К'^2К ~ соответственно критерий и ранг аэродинамического
совершенства самолета, характеризуемого
максимальным аэродинамическим качеством в полетной
конфигурации Ктах^
А2В'&2В ~ соответственно критерий и ранг эффективности
воздушного винта с учетом влияния самолета,
характеризуемой КПД винта в присутствии самолета Т|в;
ЛЗ'^з -соответственно критерий и ранг эксплуатационного
совершенства;
А4> Ы ~ комфортабельность самолета и ее ранг соответственно.
Перечисленные частные критерии {А/} в (4.9.4) направлены на
увеличение экономичности пассажирского самолета как за счет
снижения прямых эксплуатационных расходов, так и за счет
увеличения объема перевозок.
Пример 4.9.1. Этот гипотетический пример иллюстрирует
формальную сторону процедуры определения рангов Ъ\-
На первом этапе применяется экспертный метод
непосредственной оценки (см. разд. 3.3.2) частных критериев Ль А2> Аз> Аа-
В экспертизе участвуют два эксперта. Составляется матрица
«эксперты - критерии» (табл. 4.9.1), которая содержит уже
согласованные по методике [24] результаты оценок гк / (к - номер эксперта).
Таблица 4.9.1
(только в качестве примера)
Эксперты
| Эксперт № 1
| Эксперт № 2
т
r\i
ГЦ
Оценка, щ
| Ранг, Ъ[
Критерии
А\
10
8
9
0,316
Аг
1
6
6,5
0,228
Аз
9
10
9,5
0,333
А4
3
4
3,5
0,123
При процедуре непосредственной оценки частному критерию
технической эффективности Л/, который (с точки зрения эксперта)
является наиболее важным для повышения экономичности проек-
104

тируемого самолета, назначается оценка, равная 10 баллам. Иными
словами, rik = Ю» если, по мнению эксперта с номером к,
техническое совершенство, характеризуемое критерием Д/, является
важнейшим для повышения экономичности самолета, проектируемого
под данное техническое задание.
Например, как видно из табл. 4.9.1, эксперт №1 (к = 1) считает,
что в условиях заданного ТЗ для повышения экономической
эффективности проектируемого самолета важнейшим является его
весовое совершенство - А\ (гц=10). По мнению того же эксперта,
следующим по важности показателем технического совершенства (но
менее важным, чем А\) является эксплуатационное совершенство
самолета Аз> которому поставлена оценка ri3 = 9 и т.д.
В качестве итоговых экспертных оценок щ (табл. 4.9.1)
принимают среднеарифметические величины
1 т
и* = -Хг*/, (4.9.5)
тк=\
где т - число экспертов (в данном примере т = 2).
Например, для критерия А\ итоговая экспертная оценка будет
Нормирование рангов осуществляется по формуле
(4.9.6)
где п - число критериев /ц (в данном примере п = 4).
Например, для критерия А\ ранг будет
б1 = 9 + 6,5 + 9,5 + 3,5 = 0'316-
Результаты расчетов рангов записываются в нижней строке
табл. 4.9.1.
Далее следует проверка условия нормирования рангов
]££. = 0,316+0,228+0,333+0,123 = 1.
105

При необходимости переходят ко второму этапу, когда
комплексный критерий разделяют на два простых. Например, ранг
Й2 = 0,228 для критерия Аг -топливная эффективность можно
разделить на Ьгк = 0Л 14 - аэродинамическое совершенство самолета и
&2В = 0Л14 -эффективность воздушного винта. Конкретные
значения рангов Ьгк и &2В назначают экспертным методом
непосредственной оценки, но так, чтобы выполнялось условие &2К + Ь2В = Й2
(в данном примере - 0,114 + 0,114 = 0,228).
4.9.4. АНАЛИЗ
ВАРИАНТОВ БАЗОВОЙ
СХЕМЫ
Результаты анализа
оформляются в виде таблиц анализа по каждому
критерию Ai - табл. 4.9.2, где
обозначено:
X ji - оценка (численное
значение) /-го критерия Ai дляу'-го
варианта схемы;
ар - нормированное значение оценки Xji-
Оценки Xji могут быть получены различными методами (в
порядке предпочтения): по результатам физического эксперимента,
путем проектных расчетов или методом экспертных оценок.
Допустимо, что для одних критериев оценки X ji получают расчетом или
экспериментом (при этом оценки X ji - физические величины,
например Ктах)» Д*1* ДРУГИХ - экспертным методом и оценки X ji -
баллы по какой-либо балльной шкале.
В качества экспертного метода определения Xji по балльной
шкале рекомендуется метод непосредственной оценки, изложенный
в разд. 3.3.2.
Независимо от способа получения оценок X ji (эксперимент,
расчет, экспертиза) их нормирование осуществляется в
соответствии с формулами (3.2.7).
Таблица 4.9.2
Варианты
базовой схемы
Схема № 1
Схема № 2
Схема № 3
7 = 1
7 = 2
7 = 3
Ai
i I
X\i
Хц
ХЪ1
a\i \
an 1
fl3i
106

Полученные таким образом нормированные значения а и
находятся в интервале 0 <aji^l (0 - «худшая базовая схема по /-му
критерию»; 1 - «лучшая базовая схема по /-му критерию»).
Пример 4.9.2. При анализе различных базовых схем
самолета по критерию аэродинамического совершенства можно
воспользоваться результатами аэродинамических продувок или расчетов,
если они имеются в научно-техническом заделе конструктора.
Тогда таблица анализа будет иметь вид табл. 4.9.3, в которой оценки
Xji - это максимальное аэродинамическое качество каждой схемы.
Если экспериментальные или расчетные данные об
аэродинамическом качестве схем отсутствуют, то применяется экспертный метод
непосредственной оценки. Тогда возможный вид таблицы анализа -
это табл. 4.9.4.
Таблица
Варианты
базовой схемы
Схема № 1
Схема № 2
Схема № 3
; = 1
;' = 2
;=з
4.9.3
Агк \
i = 2К |
17,5
18,5
17
0,33
1,0
0 |
Таблица
Варианты
базовой схемы
Схема № 1
Схема № 2
Схема № 3
;=1
7 = 2
; = з
4.9.4
Мк
» = 2К
9
10
8
0,5
1,0
0
Для нормирования оценок X п применяется формула (3.2.7):
пример для данных «Схемы №1» в табл. 4.9.3
Xu-mmXji
a\i =
jeJ
17,5-17
max Л- a-minx » 18,5-17
jeJ J jeJ J
= 0,33;
пример для данных «Схемы №1» в табл. 4.6.4
9-8
ац-
Xu~mmXji
./ۥ/
maxXu-minXji Ю-8
jeJ jeJ
= 0,5.
107

4.9.5. ВЫБОР ОПТИМАЛЬНОЙ БАЗОВОЙ
СХЕМЫ
Процедура выбора оптимальной базовой схемы самолета
осуществляется с помощью матрицы принятия решения (табл. 4.9.5).
Таблица 4.9.5
Варианты
базовой
схемы
Схема № 1
Схема №2
Схема №3
II
СП
II
Концепция технического уровня самолета
Ai
Ь\
1 = 1
«и
«21
«31
W11
"21
W31
А2К
Ьгк
/ = 2К
«12К
«22К
«32К
W12K
W22K
W32K
А2В
Ьгв
/ = 2В
«12В
«22В
«32В
WI2B
W22B
W32B
Аз
Ъъ
i = 3
а\ъ
«23
«33
W13
И 23
W33
А4
Ы
i = 4
«14
«24
«34
W14
И 24
W34
Uj\
U\
и2\
из\
Методика заполнения табл. 4.9.5 состоит в следующем.
Вначале в табл. 4.9.5 переписываются нормированные оценки
а //, полученные ранее с помощью соответствующих матриц
анализа (разд. 4.9.4). Далее вычисляют и записывают произведение
uji = biaji, (4.9.7)
где индекс i принимает следующие значения: i = l,2K,2B,3,4.
Затем выполняется построчное суммирование ujh результат
которого U j (выражение (4.9.8)) записывается в соответствующую
клетку последнего столбца табл. 4.9.5
U j = uj\ + Uj2K + W;2B + Uj3 + Uj4 • (4.9.8)
Вариант базовой схемы самолета, у которого величина JJ j
будет наибольшей, является наилучшим (критерий (4.9.2)).
Пример 4.9.3 иллюстрирует заполнение первой строки в
матрице принятия решения и вычисление критерия и j (табл. 4.9.6).
Здесь принимаются известными ранги Ъ[ и нормированные оценки aji •
108

Таблица 4.9.6
p«""""—■
варианты
базовой
схемы
Схема №1
7\
Концепция технического уровня самолета
А\
0,316
1 = 1
1,0
0,316
Агк
0,114
| = 2К
0,5
0,057
Агв
0,114
/ = 2В
1,0
0,114
Аз
0,333
1 = 3
0,4
0,133
Ал
0,123
/ = 4
0
0
Vj\
0,62
Глава 5
ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ ЛЕГКИХ
САМОЛЕТОВ
Более 80% легких самолетов в качестве силовой установки
имеют ПД с воздушными винтами и около 10% - ТВД. Поэтому в
данной главе рассмотрены характеристики поршневых и
турбовинтовых двигателей.
Характеристики двигателей можно получить как
экспериментальным, так и расчетным (теоретическим) способом.
Экспериментальные характеристики более достоверны. Расчетно-теоретические
Методы получения характеристик двигателей широко применяются
в заводской практике, в научных организациях и в учебном процессе.
В первом приближении расчетные» характеристики двигателей
- это среднестатистические (обобщенные) зависимости в
аналитической или графической форме, которые получены на основе
соответствующей теории двигателя и обработки данных современных
авиационных двигателей.
109

5.1. ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Мощность Ne - это одна из важнейших и определяющих
характеристик авиадвигателя при его выборе для проектируемого
самолета.
Удельный часовой расход топлива Се характеризует
энергетическое совершенство двигателя
г _ Вес расходуемого топлива в час
е Мощность
Дроссельные характеристики - это зависимости
мощности и удельного часового расхода топлива от режима работы
двигателя.
В общем случае могут быть следующие режимы :
Взлетный режим - соответствует максимально допустимой
мощности двигателя на короткое (5... 10 мин) время его работы на
земле при взлете самолета или для ухода на второй круг при
прерванной посадке.
Максимальный режим - установившийся режим двигателя,
характеризующийся максимальной мощностью на земле или в полете.
Номинальный режим - режим наибольшего значения
мощности с неограниченной продолжительностью по времени работы за
полет.
Режим работы двигателя с наибольшей продолжительной
мощностью называется расчетным режимом.
Крейсерский режим - режим пониженной мощности, не
ограничен по времени непрерывной работы. Режим характеризуется
высокой экономичностью и используется для полетов самолета на
дальность и продолжительность. Как правило, назначаются
несколько крейсерских режимов, отличающихся по мощности и
рекомендуемых для различных условий полета. Среди крейсерских
режимов выделяют максимальный крейсерский режим и
экономический режим.
Режим малого газа - режим минимальной мощности, при
* Анализ документации современных авиадвигателей показывает, что
перечень режимов их работы зависит от конкретного двигателя.
110

котором обеспечивается устойчивая работа двигателя и требуемая
приёмистость.
При проектировании самолета для количественной
характеристики режимов работы двигателя часто используется:
степень дросселирования двигателя (относительная
дроссельная характеристика мощности)
Мощность дросселированного двигателя на //, V
ДР Мощность на расчетном режиме при //, V
относительная дроссельная характеристика удельного
часового расхода топлива двигателя
_ Удельный расход дросселированного двигателя на //, V
'"ДР Удельный расход на расчетном режиме при //, V
Высотные характеристики - это зависимости мощности и
удельного часового расхода топлива от высоты полета Н на данных
скорости V и режиме работы двигателя (степени дросселирования
По высотным характеристикам двигатели делятся на два
класса: невысотные и высотные. Для последних характерно
ограничение подачи топлива в диапазоне высот от 0 до #р -
расчетной высоты (граница высотности), вследствие чего в указанном
диапазоне высот мощность Ne = const.
Скоростные характеристики - это зависимости мощности
и удельного часового расхода топлива от скорости полета V на
данных высоте Н и режиме работы двигателя (степени
дросселирования лГдр).
Высотно-скоростные характеристики -это зависимости
мощности и удельного часового расхода топлива от высоты Н и
скорости V полета, на заданном режиме работы двигателя (степени
дросселирования ^др).
Удельный вес у является важнейшей весовой
характеристикой двигателя, которая используется при проектировании,
_ Вес сухого двигателя
* дв "" Мощность при взлете
111

Габаритные размеры двигателя -длина £дв> высота Ядв>
ширина Ддв, а также эквивалентный диаметр </дв, т.е. диаметр
круга, площадь которого эквивалентна площади миделевого
сечения двигателя.
Удельная площадь миделевого сечения двигателя
(«удельный лоб» двигателя)
Площадь миделя двигателя
N лоб "" Мощность при взлете
Основные характеристики некоторых поршневых и
турбовинтовых двигателей приведены в приложении 4.
Кроме перечисленных, авиационные двигатели
характеризуются уровнем шума и вибрации, ресурсными и другими
характеристиками.
5.2. АВИАЦИОННЫЕ ПОРШНЕВЫЕ
ДВИГАТЕЛИ
5.2.1. КЛАССИФИКАЦИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ
По конструктивным признакам авиационные ПД можно
классифицировать:
• по способу введения топлива в цилиндры: карбюраторные
или непосредственного впрыска топлива;
• по способу связи с воздушным винтом: прямая связь или
через редуктор;
• по способу подачи воздуха: нормальная, с нагнетателем или с
турбокопрессором;
• по способу охлаждения: воздушное или жидкостное;
• по расположению цилиндров: звездообразное, однорядное,
оппозитное и др.;
• по числу цилиндров.
Карбюраторный безредукторный ПД без нагнетателя -
наиболее простая конструктивная схема, применяемая для двигателей
мощностью до 300 л.с. Литровая мощность составляет около
25...30л.с./литр. Максимальная частота вращения 2500...2800 об/мин.
Следует отметить, что на многоцилиндровых двигателях с помо-
112

шью карбюраторов трудно обеспечить равномерное распределение
состава смеси по цилиндрам, поэтому возможен определенный
перерасход топлива. Более равномерное распределение смеси по
цилиндрам осуществляется при непосредственном впрыске. Поэтому
впрыскивание топлива приводит к его более эффективному
сгоранию и повышению теплоотдачи. Система впрыска топлива
применяется, как правило, на двигателях мощностью от 140 л.с. и выше.
Эта система увеличивает вес ПД и его стоимость.
Редуктор с понижающим передаточным числом между
коленчатым валом ПД и воздушным винтом применяется для
быстроходных двигателей, имеющих частоту вращения коленвала более
2900...3000 об/мин. Редуцирование частоты вращения приводит к
потере нескольких процентов мощности мотора, повышению его
веса и стоимости.
Двигатель может получать воздух с атмосферным давлением
или предварительно сжатым нагнетателем (турбокомпрессором),
что отражается прежде всего на высотной характеристике ПД.
Двигатели, не имеющие каких-либо нагнетателей воздуха,
часто называют невысотными, поскольку с подъемом на высоту их
мощность существенно уменьшается. Двигатели с нагнетателями
или турбокомпрессорами часто называют высотными.
Центробежный нагнетатель приводится в действие или от
коленчатого вала, или от турбины, работающей на выхлопных газах.
Турбокомпрессор увеличивает давление не только на входе в
цилиндр ПД, но и на выходе из него, в результате чего в процессе
рабочего такта каждый цилиндр делает большую работу. Нагнетатели
применяются на ПД мощностью от 120 до 400 л.с, имеющих малую
и среднюю высотность (до 5000 м). Турбокомпрессоры
применяются для двигателей с мощностью более 200 л.с. и большой высотности.
Двигатель с редуктором и нагнетателем может иметь
литровую мощность 40...50 л.с./литр и выше. Увеличение веса ПД
(примерно на 18% в случае применения нагнетателя с приводом от вала
и на 30% при использовании турбокомпрессора) может быть
оправдано улучшением летных характеристик самолета.
По способу охлаждения ПД разделяются на двигатели
воздушного и жидкостного охлаждения. Оба типа двигателей обладают
определенными преимуществами и недостатками, важность кото-
113

рых зависит от конкретных условий эксплуатации. Совершенное
выполнение капотов двигателей воздушного охлаждения и
радиаторов двигателей жидкостного охлаждения делает силовые установки
обоих типов двигателей с точки зрения аэродинамического
сопротивления почти равноценными. Вес силовой установки с ПД
воздушного охлаждения несколько меньше, чем вес установки с ПД
жидкостного охлаждения вместе с жидкостью. Однако если учесть
большие расходы топлива и масла двигателем воздушного
охлаждения, то и с точки зрения веса силовые установки обоих типов
можно считать почти одинаковыми. Эксплуатация ПД воздушного
охлаждения значительно проще, чем ПД жидкостного охлаждения,
но в холодных атмосферных условиях эксплуатация двигателя
воздушного охлаждения осложняется вследствие трудности запуска.
Большинство ПД, предназначенных для современных легких
самолетов, имеет воздушное охлаждение. Основные схемы таких
двигателей (по типу расположения цилиндров) следующие:
звездообразный, однорядный, оппозитный (с горизонтальными
противолежащими цилиндрами) и другие схемы (рис. 5.2.1).
г) д) е)
Рис. 5.2. L Примеры расположения цилиндров поршневого двигателя
114

Звездообразный ПД (рис. 5.2.1,а) имеет наибольшее миделево
сечение с большим аэродинамическим сопротивлением, но создает
прекрасные условия для охлаждения.
Однорядный ПД (рис. 5.2.1 Дв) с расположением цилиндров по
продольной оси самолета обладает наименьшим миделем. Если при
этом число цилиндров более четырех, то возникает проблема их
охлаждения, особенно в сочетании с толкающим винтом. Рядный
двигатель, установленный в гондолах на крыле, оказывает наименее
неблагоприятное влияние на сопротивление и подъемную силу. При
расположении двигателя с тянущим винтом в носовой части фюзеляжа
поперечное сечение кабины, как правило, определяет мидель фюзеляжа.
Наиболее распространенной схемой ПД является схема с
горизонтальными противолежащими цилиндрами (оппозитная схема) -
рис. 5.2.1,г. Двигатели этой схемы имеют относительно небольшой
мидель и хорошо сбалансированы. Эффективность воздушного
охлаждения сохраняется при расположении до четырех цилиндров на
каждой стороне.
Дальнейшая классификация ПД проводится по числу
цилиндров и их объему, например, для оппозитной схемы:
• двухцилиндровые двигатели имеют небольшую мощность
(около 80 л.с.) и объем до 1,5 л;
• четырехцилиндровые двигатели - мощность от 80 до 240 л.с.
и объем от 2,4 до 6,0 л;
• шестицилиндровые двигатели - мощность от 150 до 420 л.с.
и объем от 5,0 до 9,5 л;
• восьмицилиндровые двигатели, как правило, имеют
мощность не менее 400 л.с. и объем свыше 9,5 л.
5.2.2. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Как правило, мощность и удельный часовой расход топлива
авиационных ПД характеризуются внешней, винтовой
(дроссельной) и высотной характеристиками.
Эффективная мощность
В поршневом авиационном двигателе топливо (авиационный
бензин) сгорает внутри цилиндров и получаемая при этом энергия с
помощью кривошипно-шатунного механизма преобразуется в меха-
115

ническую работу. Мощность, получаемая в результате
преобразования энергии топлива в механическую работу, называется
индикаторной Nj. Часть индикаторной мощности, которая может быть
использована для совершения полезной работы (вращения
воздушного винта), является эффективной мощностью или мощностью
на валу ПД Ne- Следовательно,
Ne = Ni-NM,
где мм ~ мощность трения, т.е. мощность, необходимая для
преодоления трения поршней, трения в шатунных и коренных
подшипниках, трения в редукторе, на приведение в действие механизма
газораспределения, приборов зажигания, насосов (масляного,
топливного) и т.д. Экспериментально установлено, что мощность трения
пропорциональна квадрату частоты вращения вала двигателя.
Внешняя характеристика - здесь это зависимость
мощности от числа оборотов двигателя при фиксированном положении
дроссельной заслонки (как правило, полностью открытый
дроссель). При этом число оборотов изменяется только под действием
внешней нагрузки со стороны винта. На рис. 5.2.2 кривая ABC есть
внешняя характеристика ПД. Максимальная частота вращения
двигателя ограничена, как правило, условиями его прочности, а
минимальная частота пдв.тт Ус~
тойчивостью работы на малых
оборотах.
На рис. 5.2.2
заштрихована область возможных
значений мощности ПД.
Например, для точки В на кривой
ABC внешней характеристики
при частоте вращения идв1
двигатель может развивать
мощность от 0 (холостой ход)
до максимального значения
Л^вн-
На любом
установившемся режиме совместной ра-
*дв.тт
"дв1
'дв.тах
Рис. 5.2.2. Область возможных
значений мощности
116

боты двигателя и воздушного винта соблюдается равенство
потребной мощности винта Nв и располагаемой мощности двигателя Ne
Ne = NB. (5.2.1)
Если изменились условия работы винта (например, изменен
угол установки лопастей ВИШ) при неизменном положении
органов управления двигателем, то недостаток или избыток мощности
двигателя приведет к уменьшению или увеличению числа оборотов
системы двигатель-винт до такого значения, при котором равенство
(5.2.1) будет соблюдено. Совершенно та же картина получится, если
при неизменной мощности Мй изменится Л^, например, при дросе-
лировании двигателя. Тогда избыток или недостаток мощности
двигателя приведет к увеличению или, соответственно, уменьшению
числа оборотов до нового равновесного состояния, когда
выполняется условие (5.2.1).
Следовательно, из всевозможных допустимых значений Ne,
представленных заштрихованным полем на рис. 5.2.2, для системы
двигатель-винт возможно выделить область равновесных режимов,
которая определяется, с одной стороны, свойствами воздушного
винта, а с другой - внешней характеристикой двигателя и
значениями ПдВ. min и Ядв. max •
При установке на двигатель ВФШ зависимость его мощности
NB от числа оборотов, как известно, является кубической
параболой и имеет вид, например, кривой mbfk на рис. 5.2.3. Однако
только участок bf кривой mbfk может быть обеспечен двигателем и
поэтому кривая bf называется винтовой характеристикой ВФШ.
Поскольку винтовая характеристика зависит от параметров
конкретного ВФШ, то общее число винтовых характеристик системы
двигатель-винт может быть весьма велико - каждому типу ВФШ
будет соответствовать своя характеристика (рис. 5.2.4).
На рис. 5.2.4 кривая 1 соответствует ВФШ с большим шагом,
т.е. «тяжелому» винту, кривая 3 - винту с малым шагом, т.е.
«легкому» винту, и, наконец, кривая 2 соответствует винту с
нормальным шагом («нормальный» винт), при котором ПД развивает
максимальную мощность при максимальных для данного двигателя
117

оборотах. Эта характеристика называется винтовой
характеристикой двигателя, так как на ее базе осуществляется регулировка
двигателя и производятся его контрольные испытания на всех
режимах работы, определенных техническими условиями.
'дв mm
Иди. max
дв.пип
* дв. max
Рис. 5.2.3. Винтовая
характеристика ВФШ
Рис. 5.2.4. Винтовая
характеристика поршневого двигателя
При установке на двигателе ВИШ примерный вид области
равновесных режимов системы
двигатель-винт представлен на
рис. 5.2.5 заштрихованным
полем. Крайним положениям
лопастей винта соответствуют две
определенные винтовые
характеристики (на рис. 5.2.5 кривые 1 и 3).
Для каждого промежуточного
положения лопастей винта будет
своя винтовая характеристика.
Однако в качестве винтовой
характеристики двигателя
принимается одна из них (на рис. 5.2.5
линия 2), определение которой
аналогично ВФШ. В связи с этим
'ДВ.П11П
дв.тах
Рис. 5.2.5. Область
характеристик ВИШ
118

винтовая характеристика двигателя не зависит от типа
установленного на этот двигатель воздушного винта.
Известно, что каждая точка области под кривой внешней
характеристики получается при той или иной степени
дросселирования, поэтому винтовая характеристика двигателя является также его
дроссельной характеристикой.
Таким образом, дроссельной характеристикой называется
зависимость мощности от числа оборотов при переменном положении
дросселя.
Пример внешних и дроссельной характеристик мощности ПД
представлен на рис. 5.2.6. Кривая 1 есть внешняя характеристика
ПД на взлетном режиме и точке А соответствует мощность Ме взл
при частоте вращения двигателя лдв.взл- Кривая 2 это внешняя
характеристика двигателя на расчетном режиме и точке В
соответствует мощность Ме max ПРИ оборотах лдв. тах. Кривая 3 это внешняя
характеристика на одном из крейсерских режимах работы двигателя
и точке С соответствует мощность Ne крейс ПРИ оборотах лдв Крейс-
Наконец, кривая 4 представляет дроссельную характеристику
двигателя.
м
е max
N.
е крейс
Ядв. взл
Ядв. м.г Ядв. крейс Ядв.тах
Рис. 5.2.6. Характеристики двигателя
119

Итак, мощность и частота вращения вала ПД могут изменяться
путем управления дросселем (дроссельная характеристика) и при
заданном положении дросселя - под действием внешней нагрузки
на вал ПД (внешняя характеристика).
Высотные характеристики
ПД схематически представлены
на рис. 5.2.7, где кривая 1
соответствует высотному ПД с
нагнетателем; кривая 2 -
невысотному двигателю; Ме0 ~~ наи~
большая мощность в условиях
МСА, Я=0, V=0. Вид
высотных характеристик объясняется
следующим.
Из теории ПД известно, что
механические потери
практически не зависят от высоты,
поэтому зависимость эффективной
мощности ПД от высоты
обусловлена влиянием высоты на
индикаторную мощность.
Увеличение высоты сопровождается
падением давления и температуры воздуха окружающей
атмосферы. При этом индикаторная мощность уменьшается вследствие
падения давления и увеличивается вследствие падения температуры.
Однако влияние температуры значительно слабее, чем влияние
давления. Поэтому мощность невысотного ПД без нагнетателя с
увеличением высоты непрерывно падает. Нагнетатель высотного ПД
позволяет поддерживать постоянным давление поступающего в
двигатель воздуха, несмотря на понижение давления в атмосфере.
Однако постоянное давление возможно сохранять лишь до расчетной
высоты Яр, называемой границей высотности ПД, на которой
напорная способность нагнетателя оказывается полностью
использованной. Постоянство давления до расчетной высоты приводит к
тому, что на высотах ниже расчетной нагнетатель развивает излишнее
давление, для уменьшения которого приходится дросселировать
Рис. 5.2.7. Высотная
характеристика
120

двигатель, и при этом, чем меньше высота, тем больше степень
дросселирования. Вследствие этого при уменьшении высоты от #р
до 0 мощность высотного ПД уменьшается, а удельный часовой
расход топлива возрастает. Для высотного ПД с нагнетателем на
высотах выше границы высотности влияние высоты почти
полностью аналогично влиянию для невысотных ПД.
Эффективный удельный часовой расход топлива
По аналогии с мощностью ПД для удельного расхода топлива
существуют внешняя, дроссельная и высотная характеристики.
Как известно из теории ПД, удельный часовой расход топлива
зависит от теплотворной способности бензина, индикаторного и
механического КПД. Поскольку теплотворная способность бензина
есть постоянная величина, то формула для расчета удельного
расхода топлива имеет вид
_ 0,0608
Се ~~ '
где Л/'Лм ~" индикаторный и механический КПД соответственно.
Индикаторный КПД г\- характеризует совершенство
преобразования тепла, полученного при сгорании топлива, в механическую
работу. Теория и опыт показывают, что индикаторный КПД
зависит, главным образом, от степени сжатия и состава
топливо-воздушной смеси и, в меньшей мере, от размеров цилиндра, формы камеры
сгорания и других факторов.
Согласно теории ПД индикаторный КПД не зависит от
мощности двигателя и практически постоянен для внешней
характеристики ПД.
Механический КПД Г|м оценивает совершенство двигателя с
точки зрения механических потерь на трение и вспомогательные
приводы и процессы.
При изменении числа оборотов величина механического КПД
изменяется по-разному для внешней и дроссельной характеристик.
Для двигателя, работающего по внешней характеристике, при
увеличении числа оборотов мощность трения возрастает быстрее, чем
121

индикаторная мощность, которая в данном случае прямо
пропорциональна числу оборотов. Поэтому механический КПД двигателя,
работающего по внешней характеристике, при увеличении числа
оборотов падает.
Поскольку при увеличении оборотов по внешней
характеристике индикаторный КПД постоянен, а механический -
уменьшается, удельный расход топлива будет возрастать.
Для двигателя, работающего по дроссельной характеристике,
при увеличении числа оборотов мощность Ne возрастает быстрее
мощности трения NM, поскольку имеет кубическую зависимость от
оборотов. Поэтому увеличение
числа оборотов по дроссельной
характеристике сопровождается
увеличением механического КПД.
Пример внешних и
дроссельной характеристик мощности
ПД представлен на рис. 5.2.8.
Кривая 1 есть внешняя
характеристика ПД для удельного
часового расхода топлива на
расчетов, крейс Лдв.тах ном режиме# Кривая 2 - Дрос-
Рис. 5.2.8. Характеристики сельная характеристика.
двигателя
Расчетный режим работы поршневых двигателей
Основные режимы работы ПД указаны в разд. 5.1.
Для ПД расчетным режимом принимается:
для двигателя без нагнетателя - максимальный режим;
для двигателя с нагнетателем - номинальный режим.
Расчетному режиму работы ПД соответствует максимальная
частота вращения вала двигателя лДВтах> которая по данным
современных ПД без редуктора составляет
пДв. max = 2400...2800 об/мин.
122

5.2.3. ОЦЕНКА МОЩНОСТИ И УДЕЛЬНОГО
ЧАСОВОГО РАСХОДА ТОПЛИВА
Перечень характеристик
Для определения летных характеристик самолета с ПД, как
правило, необходимы следующие характеристики двигателя:
(ЛГе//)др, (Се//)др и пдв.др - соответственно мощность,
удельный часовой расход топлива и частота вращения вала ПД по
дроссельной характеристике двигателя на заданной высоте Н и при
заданной степени дросселирования ^др;
(#евн//)др' (Севня)др и "дв.вн -соответственно мощность,
удельный часовой расход топлива и частота вращения вала ПД по
внешней характеристике двигателя на заданной высоте Н и при
заданной степени дросселирования мдр-
Расчетные формулы данного раздела могут быть
рекомендованы для оценки в первом приближении указанных характеристик ПД
в случае отсутствия технической документации конкретного
двигателя. Формулы получены на базе теоретических формул пересчета
характеристик ПД и эмпирических зависимостей, приведенных в
работах [1,7, 48, 52, 53].
Исходные данные
В данной методике исходными данными являются:
Ne0> СеО и Идв.тах - соответственно мощность, удельный
часовой расход топлива и частота вращения вала ПД на расчетном
режиме работы ПД в условиях МСА, Н - О, V = 0 (в соответствие с
принятыми условными обозначениями введен индекс 0);
Примечание. Частота вращения идв тах не зависит от высоты полета.
Н- высота полета;
Мдр - степень дросселирования двигателя.
Примечание. Расчетному режиму работы двигателя, как правило,
соответствует ^Др = 1,0; крейсерскому режиму - 77др. крейс = 0,63.. Д75, где нижняя
граница характерна для экономического крейсерского режима, верхняя - для
максимального крейсерского режима.
123

Для справки: 1) при необходимости величина Мео может
быть вычислена по теоретической формуле (СКО не более 6,5%)
( 1 Л
Лдв. max
1-
£0.23
где поправочные коэффициенты к\^кл учитывают конструктивные
особенности двигателя и имеют следующие значения:
jti = 1,0 - двигатель с карбюратором;
jti = 1,02 - двигатель с непосредственным впрыском топлива;
кг = 1,0 - двигатель без редуктора;
кг = 0,99 - двигатель с редуктором;
&з = 1,0 - двигатель без нагнетателя (турбокомпрессора);
63 = 1,26 - двигатель с нагнетателем (турбокомпрессором);
—8 2
64 = 1~Ю Идвтах»
Уцил - суммарный объем всех цилиндров двигателя, литр;
е - степень сжатия;
2) также при необходимости величина Се 0 может быть
определена по известной формуле:
0,0608
Се0 = .
'П/о'ПмО
где механический КПД принимается:
• для невысотных двигателей без нагнетателей - г|м0 = 0,9;
• для высотных двигателей с нагнетателями - г|м0 = 0,85;
T|.q - индикаторный КПД, величина которого в первом
приближении равна Г|£ q = 0,325. Если для ПД известна его степень сжатия е,
то можно индикаторный КПД вычислить по формуле
^•0 = 0,915^1--^
124

Определение характеристик невысотного
двигателя без нагнетателя
Для невысотного ПД без нагнетателя:
N<?0' Ceо и Идв.тах -соответственно мощность, удельный
часовой расход топлива и частота вращения вала ПД на режиме
максимальной мощности ПД в условиях МСА, Я = О, V = 0.
Расчет дроссельных характеристик. На заданной
высоте Я дроссельные характеристики ПД (как функции от степени
дросселирования Мдр) вычисляются по следующим формулам:
1) частота вращения вала двигателя
Идв.др ~"Идв. max (лГдр)'"; (5.2.2)
2) мощность двигателя
я)др- Ne оАн NRp • (5.2.3)
где Ан - коэффициент падения мощности с высотой, определяемый
одним из следующих способов:
Способ 1. Используется известная формула Б.С. Стечкина:
Ан= 1,1 l^J^-0,11, (5.2.4)
где ТоуТн " температура атмосферного воздуха в условиях МСА
на высоте 0 и Я соответственно в градусах Кельвина; /?0, рн -
давление атмосферного воздуха в условиях МСА на высоте 0 и Я
соответственно.
Рн Тн
Примечание. В приложении 1 приведены значения и .
Ро То
Способ 2. Используется аппроксимирующая формула
Способ 3. Используется табличное значение (табл. 5.2.1).
f H N5,545
1 — (5.2.5)
44300 J
125

Таблица 5.2.1
tf,M
Ан
0
1,000
500
0,940
1000
0,886
1500
0,832
2000
0,781
2500
0,732
3000
0,685
3500
0,640
4000
0,598
3) удельный часовой расход топлива двигателя
(Сея)др=СеОСеяСДр, (5.2.6)
где Се н " коэффициент увеличения удельного расхода топлива с
подъемом на высоту, определяемый по формуле
1
Се Н ""
Ui_o,ii.^ I*.
Рн\То
(5.2.7)
либо по данным табл. 5.2.2;
Таблица 5.2.2
Н,м
Се Н
0
1,0
500
1,006
1000
1,013
1500
1,020
2000
1,028
2500
1,036
3000
1,045
3500
1,056
4000
1,067 1
Сдр - относительная дроссельная характеристика удельного
часового расхода топлива
Сло = 0,75 + 2,0410УДр-°>65) •
-др
(5.2.8)
Расчет внешних характеристик. На заданной высоте Н и
при заданном положении дросселя (т.е. заданной степени
дросселирования Мдр) внешние характеристики (как функции частоты
вращения лдв. вн) вычисляются по следующим формулам:
1) мощность двигателя
(N
//)др= (Ne //)до (1,16-0,16 ),
е вн н'лр
'др
(5.2.9)
Идв.др ^дв.др
где (Ne я)др - мощность ПД, определяемая по формуле (5.2.3) при
заданных высоте Ни степени дросселирования ^др;
126

пДв. Др - частота вращения вала двигателя, соответствующая
заданной степени дросселирования мдр>
Идв.др = Идв. тах(ЛГдр) ; (5.2.10)
2) удельный часовой расход топлива двигателя
(Севн я)др=(Се #)др » (5.2.1 1)
М6_0,16^^
Идв.др
где (Се А/)др -удельный часовой расход топлива, определяемый по
формуле (5.2.6) при заданных высоте Ни степени дросселирования
Л^др-
Пример 5.2.1. Для невысотного ПД оценить его
характеристики на высоте 1000 м при максимальном (расчетном) режиме
работы (степень дросселирования мдр = 1,0). Для двигателя известны:
мощность Ne0= 140л.с, удельный часовой расход топлива
Се о = 0,24 — и частота вращения вала идв тах = 2700 об/мин.
л.с.ч
Решение. 1. Расчет дроссельных характеристик:
1.1. Частота вращения вала двигателя, соответствующая
мощности (Ne я)дР> вычисляется по формуле (5.2.2)
"Дв. др = "дв. тах0Удр)1/3= 2700-(1,0),/3= 2700 об/мин.
1.2. Коэффициент падения мощности с высотой определяется
по табл. 5.2.1 при Н = 1000м
ЛЯ =0,886.
1.3. Мощность ПД по дроссельной характеристике на высоте
1000 м и при степени дросселирования ^др = 1,0 вычисляется по
формуле (5.2.3)
(^я)др=^оАяУУдр = 1400,8861,0-124л.с.
1.4. Относительная дроссельная характеристика удельного
часового расхода топлива рассчитывается по формуле (5.2.8)
127

Сло = 0,75 + 2,041 ( WДР-0,65Г = 0,75 + 2,041 (1,0-0,65)2 = 1,0.
-др
1.5. Коэффициент увеличения удельного расхода топлива с
подъемом на высоту определяется по табл. 5.2.2 при Н = 1000м
Се и = П013.
1.6. Удельный часовой расход топлива, соответствующий
мощности (Ne я)Др и оборотам идв др, вычисляется по формуле
(5.2.6)
(Сея)др=СеОС.яСдр = 0,24.1,013-1,0-0,243^У-.
г л.с.ч
2. Расчет внешних характеристик:
2.1. Для полученных по п.1 решения данного примера
дроссельных характеристиках ПД, его внешняя характеристика
мощности (как функции частоты вращения вала двигателя идв.вн)
определяется по формуле (5.2.9)
(Ли„*)др=(^я)п„^иб-0,16^;
др
ИДВ.ДР
, ИДВ. ВН
ИДВ.ДР
Идв. вн.
евнн/др 27(Ю 27(Ю
Результаты расчетов (Л^>Вн я)др сведены в табл. 5.2.3.
Таблица 5.2.3
"дв.вн>об/мин-
(Л^вня)др>л-С-
(г } даН
^w вн #/др»
| л.с.ч
2700
124
0,243
2500
116
0,240
2300
108
0,237
2100
100
0,235
1900
91
0,232
1700 1
83
0,229
2.2. Для полученных по п.1 решения данного примера
дроссельных характеристиках ПД, его внешняя характеристика
удельного часового расхода топлива (как функции частоты вращения
вала двигателя пдв вн) определяется по формуле (5.2.11)
128

(Се вн я)др"" (Се я)др ~ ~ 0,243
1,16-0,16^^1™. 1,16-0,16^^1
Идв.др 2700
Результаты расчетов (св Вн я)др сведены в табл. 5.2.3.
Определение характеристик высотного двигателя
с нагнетателем
Для высотного ПД с нагнетателем:
Ne0* (^н)Д1 и пдв.тах " соответственно мощность, удельный
часовой расход топлива и частота вращения вала ПД на
номинальном режиме в условиях МСА, Н = 0, V = 0;
Яр - граница высотности двигателя в метрах.
Для справки: 1) в случае, когда отсутствуют исходные
данные на номинальном режиме работы ПД, их можно принять в
зависимости от данных на взлетном режиме (условия МСА, # = 0,
V = 0):
мощность двигателя
Ne 0 = Двзл Ne взл = (0,83...0,9\)N e взл ;
удельный часовой расход топлива
Сео = (0,83...0,91)Севзл;
частота вращения вала двигателя
пдв.тах = (0,94..Д97)пдв взл.
2) при определении высотности двигателя следует иметь в
виду следующее. Если самолет предназначен для длительных полетов
на крейсерской высоте, то, как показали исследования ЦАГИ,
оказывается выгодным подбирать двигатель с таким расчетом, чтобы
его высотность была на 1500...2000 м ниже крейсерской высоты
полета. Для пассажирских самолетов с негерметичной кабиной
высота полета, как правило, ограничивается высотой 3000 м, поэтому
для таких самолетов следует подбирать двигатель с высотностью
1000...2000 м.
129

Примечание. Предлагаемая методика не учитывает изменение границы
высотности из-за дополнительного наддува скоростным напором.
Из-за разнообразия конструкций нагнетателей и турбокомпрессоров
существующие расчетные методы определения характеристик высотного ПД, в том
числе и предлагаемая ниже, обладают погрешностью, иногда значительной.
Расчет дроссельных характеристик. На заданной
высоте Н дроссельные характеристики ПД (как функции от степени
дросселирования Мдр) вычисляются по следующим формулам:
1) частота вращения вала двигателя
Идв.др = ИдВ.тах(ЛГдр) ' (5.2.12)
2) мощность двигателя
где (ме я)др - относительная мощность высотного двигателя от
высоты полета Н и степени дросселирования мдр> представленная
графиками на рис. 5.2.9.
(»ен)
Ядв. max
0,91 А7ДВ. max
0,88
0,84
0,80 А7дв. max
0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 Дм
Рис. 5.2.9. Относительная обобщенная характеристики мощности
высотного ПД воздушного охлаждения с нагнетателем
130

На рис. 5.2.9 кривая, соответствующая МДр = 1»0, относится к
номинальному режиму работы двигателя, к крейсерским режимам
работы ПД относятся кривые, соответствующие МДр.крейс=:0'75..Д60.
Крейсерским режимам работы ПД соответствуют частоты вращения
вала, указанные в долях от частоты вращения идв тах;
3) удельный часовой расход топлива:
для высот от 0 до границы высотности #р
(Се я)др""СеОС
др ^еи^др
( н \
1-0,06—
Яр
(5.2.14)
для высот, больших границы высотности Яр»
(С.я)др=С,оСДр[1+6,7.10-6(Я-Яр)], (5.2.15)
где СдР ~ относительная дроссельная характеристика удельного
часового расхода топлива
Сдр = 0,75 +2,041 (Л^др-0,65)2.
Расчет внешних характеристик. На заданной высоте Я и
при заданном положении дросселя (т.е. заданной степени
дросселирования Мдр) внешние характеристики (как функции частоты
вращения идв вн) вычисляются по следующим формулам:
1) мощность двигателя
(^внн)др=(^я)дР ^^(1,16-0,16^^),
Идв.др Идв.др
где (Ne 7/)Др - мощность ПД, определяемая по формуле (5.2.13) при
заданных: высоте Я и степени дросселирования д^др;
Идв. др ~ частота вращения вала двигателя, соответствующая
заданной степени дросселирования ^др,
(Ti \Х1Ъ-
Идв. др — Идв. max viv др/ »
131

2) удельный часовой расход топлива двигателя
(С,
иб-о,1б22Л
Идв.др
где (Сея)др -удельный расход топлива, определяемый по формуле
(5.2.14) или (5.2.15) при заданных: высоте Я, степени
дросселирования мдр и соответствующей частоте вращения вала идв лр.
Пример 5.2.2. Для высотного ПД воздушного охлаждения с
нагнетателем оценить дроссельные характеристики на высоте
4000 м при максимальном крейсерском режиме работы (степень
дросселирования МДр.Крейс = 0»75). Д™ Двигателя известны:
мощность на номинальном режиме NeO- 300 л.с, частота вращения
вала «дв max = 2700 об/мин., граница высотности #р = 1500 м, удель-
ныи часовой расход топлива Се о = 0,24 .
л.с.ч
Решение. 1. В соответствие с графиком на рис. 5.2.9 при
высоте полета 4000 м и кривой крейсерского режима,
соответствующей степени дросселирования мдр. крейс = 0,75, определяется:
• относительная мощность двигателя (ме #)др, равная 0,65;
• относительная частота вращения вала двигателя, равная
Идв. др = 0'9шдв тах.
2. Мощность ПД на высоте 4000 м и крейсерском режиме
работы ПД будет (формула (5.2.13))
(Ne я)др= Ne o(Ne И )др = 30°' °'65 = •95 лс«
3. Частота вращения вала двигателя
идв. дР = 0»91мдв тах = 0,91 • 2700 * 2460 об/мин.
4. Относительная дроссельная характеристика для удельного
часового расхода топлива
Сдр = 0,75 + 2,041 • (Af др-0,65)2 = 0,75 + 2,041(0,75 - 0,65)2 - 0,77.
132

5. Удельный часовой расход топлива для высот, больших
границы высотности Яр, определяется по формуле (5.2.15)
(Сея)др=СеОСдр[1+6,710"6(Я-Яр)]=
= 0,24 0,77[1+6,710~6(4000-1500)] = 0,216-^-.
л.с.ч
5.2.4. ВЕСОВЫЕ И ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ ПОРШНЕВЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ
В данном разделе Ne о обозначает мощность в условиях МСА
при #=0 либо на взлетном режиме (для двигателей с
нагнетателем), либо на максимальном режиме (для ПД без нагнетателя).
Весовые характеристики двигателя
Если значение удельного веса не известно, то его можно
вычислить по приближенным формулам.
Формула определения удельного веса ПД по данным [14]
удв = Л-0,012д/л^, (5.2.16)
где коэффициент к учитывает тип охлаждения двигателя: для ПД
воздушного охлаждения - 0,9, для ПД жидкостного охлаждения -
1,0.
Удовлетворительные результаты для оценки удельного веса
ПД получаются по статистической формуле [7]:
удв = 1,27^-0°Л168- (5-2.17)
Если вес двигателя не известен, то его оценка для
четырехтактного авиационного ПД может быть выполнена по
статистической формуле работы [70]
Одв = 30,465 ^Л2Ь^цил^ц0й3л33)0'6582. (5-2.18)
гДе jti учитывает наддув двигателя: при отсутствии нагнетателя или
турбокомпрессора (невысотный двигатель) этот коэффициент равен
133

0,97, при наличии нагнетателя - 1,05...1,25, при наличии
турбокомпрессора - 1,07...1,45 (чем больше величина наддува, тем,
соответственно, больше величина этого коэффициента);
ki учитывает способ подачи топлива в цилиндры:
карбюраторный - 1,0, с непосредственном впрыском топлива - 1,08;
&3 учитывает наличие редуктора для понижения числа оборотов
воздушного винта по сравнению с коленвалом. Если редуктор
имеется, то этот коэффициент равен 1,12, если отсутствует - 1,0;
Уцил - объем цилиндра, литр;
Мцил ~ количество цилиндров.
Геометрические характеристики
Оценка геометрических характеристик (при отсутствии
соответствующих данных конкретного ПД) выполняется по
статистическим зависимостям.
Длина двигателя в первом приближении
Z^B = 0,20751nWe0-0,2233. (5.2.19)
Эквивалентный диаметр ПД </дв в первом приближении
возможно определить по одной из следующих формул.
Если известен «удельный лоб» двигателя N лоб (например, по
данным двигателя-прототипа), то
daB=Ul2jNe0NnOG- (5-2.20)
Если известна литровая мощность, то
</лв=0,3./-^-. (5.2.21)
'-«if1'
где литровая мощность Мл.дв определяется либо по двигателю-
прототипу, либо по данным статистики, согласно которой литровая
мощность составляет 25...50 л.с./литр (см. также разд. 5.2.1).
134

5.3. ТУРБОВИНТОВЫЕ ДВИГАТЕЛИ
5.3.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Турбовинтовой двигатель - это газотурбинный двигатель,
турбина которого развивает большую мощность, чем требуется для
вращения компрессора, и избыточная мощность передается на
воздушный винт.
Существуют различные конструктивные схемы ТВД: одно-
вальный; с однокаскадным компрессором и свободной турбиной,
расположенной на отдельном валу и служащей для привода винта; с
двухкаскадным компрессором, когда винт и компрессор низкого
давления приводятся отдельной турбиной.
По схеме со свободной турбиной (турбовальный двигатель)
обычно выполняют двигатели вертолетов, но они находят
применение и на легких самолетах.
Система управления ТВД, как правило, выполнена так, чтобы
на всех режимах работы - от взлетного до полетного малого газа -
частота вращения винта пс остается постоянной, а изменяется угол
установки лопастей фв (шаг) винта
пс = const, cpB = var. (5.3.1)
Основные режимы работы ТВД указаны в разд. 5.1.
Важнейшими характеристиками ТВД являются:
Эквивалентная мощность N е (далее для краткости -
мощность) - сумма мощностей воздушного винта и реактивной струи
ТВД. Эквивалентную мощность можно представить как сумму
винтовой мощности (85...90%) и мощности выхлопной струи
(10.. .15%).
Удельный часовой расход топлива Се-> который
соответствует эквивалентной мощности.
Мощность и удельный часовой расход топлива зависят от
взаимосвязанных параметров рабочего процесса: степени сжатия
воздуха в компрессоре як и температуры газа перед турбиной 7>>
секундного расхода воздуха, высоты и скорости полета,
конструктивных особенностей двигателя и других факторов.
135

5.3.2. ОЦЕНКА МОЩНОСТИ И УДЕЛЬНОГО
ЧАСОВОГО РАСХОДА ТОПЛИВА
Для определения летных характеристик самолета с ТВД, как
правило, необходимы следующие характеристики двигателя:
(Мену)др и (Се ну)др ~~ соответственно мощность и удельный
часовой расход топлива на заданных: высоте Я, скорости V и
степени дросселирования ^др;
пс - частота вращения воздушного винта.
Расчетные формулы данного раздела могут быть
рекомендованы для оценки в первом приближении указанных характеристик
ТВД в случае, когда отсутствует техническая документация
конкретного двигателя. Формулы получены на основании
теоретических и эмпирических зависимостей.
Исходные данные:
Neo и Се о ~~ соответственно мощность и удельный часовой
расход топлива в условиях МСА, Н = О, V = 0 на расчетном режиме
работы двигателя (^др = 1,0). Расчетный режим работы ТВД, как
правило, это режим максимальной мощности в условиях МСА,
#=0,V = 0;
Примечание. Крейсерскому режиму работы ТВД соответствует степень
дросселирования МдР. Крейс = 0»70...0,75;
пс - частота вращения воздушного винта, которая постоянна
для всех режимов работы двигателя;
Мдр - степень дросселирования двигателя;
Я- высота полета;
V- скорость полета.
Для справки: 1) если отсутствуют исходные данные на
расчетном режиме работы ТВД, их можно принять относительно
данных для взлетного режима работы (условия МСА, Н = О, V = 0):
мощность двигателя
Ne 0 = Двзл Ne взл = (0,8.. .ОДО, взл;
удельный часовой расход топлива
Ceo = (1.05...UO)Ceian;
136

2) при необходимости удельный часовой расход топлива
может быть определен по статистической формуле, полученной
методом множественной регрессии, (СКО не более 4,5%)
Севзл = 0,367 -4• XQT^Neвзл-0,0043лк-5,6-КГ57>. (5.3.2)
Примечание. Размерности в формуле (5.3.2): Nemn* э.л.с; Тг> град.
Кельвина; Се взл- даН/(э.л.с.ч);
3) по статистическим данным ис = 15...29 об/с, но для
маломощных ТВД частота вращения винта может достигать 33...42 и
более об/с.
В общем случае, когда заданы Я, V и двигатель дросселирован,
предлагаются следующие формулы (условия МСА):
для расчета мощности двигателя
//у)др- NeONHvNw (5.3.3)
для расчета удельного часового расхода топлива
(Се я^)др== Се oChv СДр» (5.3.4)
частота вращения воздушного винта
пс = const. (5.3.5)
В формулах (5.3.3) и (5.3.4) обозначено:
Л ну " относительная высотно-скоростная характеристика
мощности ТВД
Максимальная мощность на Н, V Ne НУ
" HV Максимальная мощность при // = 0, V = 0 Ы о '
"CHV -относительная высотно-скоростная характеристика
Удельного часового расхода топлива ТВД
_ Удельный расход при максимальном режиме на //, V
Hv Удельный расход при максимальном режиме при Н = 0, V = 0
_ _ Се НУ
Сну -~ •
Се 0
137

Далее (рис. 5.3.1...5.3.6) высотно-скоростные и дроссельные
характеристики ТВД представлены в графическом виде как
относительные среднестатистические величины, учитывающие главные
факторы и нивелирующие второстепенные [32, 35].
О 50 100 150 200 250 Г, м/с
Рис. 5.3.1. Обобщенные высотно-скоростные характеристики для
мощности невысотного ТВД
06| 1 1 1 1 1 1
0 50 100 150 200 250 К, м/с
Рис. 5.3.2. Обобщенные высотно-скоростные характеристики для
удельного часового расхода топлива невысотного ТВД
138

1,0
0,8
0,6
0,4
Яр = 3000 м
ч\
ч ^
чЛ
к
V
\Лч
V
к
к
^
N
к
= 50 м/с
1 ^
_1
\
1. ^
Ns
\
к
100
1 Х-—
250
200
150
о
2000
4000
6000
8000
10000 Н,м
Рис. 5.3.3. Обобщенные высотно-скоростные характеристики для
мощности ТВД с ограничением подачи топлива (высотного ТВД)
(И р-расчетная высота)
1,00
0,95
0,90
0,85
0,80
0,75
0,70
- #п = ™ПП "
"р
1
У= 50 м/с ]
■100
•150
7Ш\
■250
О
2000
4000
6000
8000
10000 Я,м
Рис. 5.3.4. Обобщенные высотно-скоростные характеристики для
удельного часового расхода топлива ТВД с ограничением подачи
топлива (высотного ТВД)
(Нр-расчетная высота)
139

0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 N,
ДР
Рис. 5.3.5. Обобщенная дроссельная характеристика невысотного
ТВД
1,30
1,25
1,20
1,15
1,10
1,05
1,00
0,95
0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 мдр
Рис. 5.3.6. Обобщенные дроссельные характеристики для ТВД
с ограничением подачи топлива (высотного ТВД)
(Ну-расчетная высота)
f
1
.H<h
/>#n
Л -^ А. Л р
l
гп
р
140

5.3.3. ВЕСОВЫЕ И ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ
Весовые характеристики двигателя
На ранних этапах проектирования в качестве весовой
характеристики ТВД чаще используют его удельный вес удв> а на более
поздних этапах - вес ТВД GRB»
Анализ статистических данных ТВД, приведенных в
приложении 4, показал, что удельный вес ТВД мощностью до 1400 э.л.с, как
правило, находится в диапазоне
удв = 0,201±0,033. (5.3.6)
Уравнение регрессии, определенное методом наименьших
квадратов для данных на рис. 5.3.7, имеет вид (коэффициент парной
корреляции 0,95 и СКО 16%)
Одв = 0,355^. (5.3.7)
Примечание. Размерность в формуле (5.3.7): Ne взл • элс-.' С/дв • ДаН-
а
of
5
ч
и
4»
00
300
250
200
Ё 150
100
50
2(
)0
4(
)0
6(
^<
)0
*<*
8(
)0
*г^
10
^
•
00
+1(
У*
**
12
""l
00
ЕиП
^
14
0%
00
Взлетная мощность ТВД, э.лх.
Рис. 5.3.7. Статистическая зависимость между взлетной мощностью
ТВД и его весом (по данным приложения 4)
141

Геометрические характеристики
Оценка геометрических характеристик (при отсутствии
соответствующих данных конкретного ТВД) выполняется по
статистическим зависимостям.
Эквивалентный диаметр ТВД ^/дв в первом приближении
можно вычислить по формуле
£/дв=1,12^
е взл
#лоб>
(5.3.8)
где //лоб " «удельный лоб» двигателя.
Примечание. Размерности в формуле (5.3.8): Nе взл, э.л.с.; <^дв, м;
Л^лоб-м2/элс-
Величина Nлоб определяется по данным двигателя прототипа
или по уравнению регрессии, полученному методом наименьших
квадратов для данных на рис. 5.3.8 (коэффициент парной
корреляции 0,98 и СКО 10%)
0,023
Млоб~
W,
• + 0,000106.
(5.3.9)
е взл
Примечание. Размерность в формуле (5.3.9): мощностьNe взл, э.л.с;
«удельный лоб» Njio6. м2/э.л.с.
-Q 6
2 S
>5 «
-а Ч
s 3
й 5
#3
0,0016
0,0012
0,0008
0,0004
• I I I I I I I I I
II Г*
и 200 400 600 800 1000 1200 1400
Взлетная мощность ТВД, эл.с.
Рис. 5.3.8. Статистическая зависимость между взлетной мощностью
и удельным миделем ТВД (по данным приложения 4)
142

Удлинение двигателя, как правило, находится в диапазоне
(5.3.10)
^лв = — = Ш(±0,18).
*ДВ
Когда неизвестна длина двигателя, ее расчетное значение
может быть определено по элементарной формуле
£дв = А,дв " дв • (j.j.ll)
Длина ТВД мощности 200... 1400 э.л.с. практически не зависит
от его взлетной мощности - рис. 5.3.9.
5 2,5
05
ате;
1ВИГ
се
X
X
2,0
1.5
1,0
0,5
0
*
•
•
<
1 i
ft
>
<
1
Турбо 111 1
т
200 400 600 800 1000 1200 1400
Взлетная мощность ТВД, эл.с.
Рис. 5.3.9. Длина двигателя (по данным приложения 4)
5.4. ВЫБОР ДВИГАТЕЛЯ
5.4.1. ОБЩЕЕ СРАВНЕНИЕ ТИПОВ
ДВИГАТЕЛЕЙ
На выбор типа двигателя для конкретного проекта самолета
влияют следующие основные факторы.
Диапазон скоростей полета. Винт работает с высокой
эффективностью до чисел М= 0,5...0,6, после чего явление
сжимаемости воздуха на концах лопастей приводит к значительной потере
эффективности.
Расход топлива. До чисел М= 0,4...0,5 ПД имеют самый
низкий удельный расход топлива. ТВД имеют несколько больший
расход, чем ПД, но они работают на керосине, который дешевле
бензина.
143

Удельный вес двигателя. Удельный вес ПД обычно в
2...3 раза больше этого параметра для ТВД. Это означает, что
выбор ТВД может обеспечить большую полезную нагрузку при
одинаковом взлетном весе.
Внешние размеры. Когда двигатели размещены в
отдельных гондолах, их размеры играют существенную роль в создании
дополнительного аэродинамического сопротивления.
Первоначальная стоимость. По удельной стоимости,
измеряемой как отношение стоимости двигателя к его мощности, ПД
является самым дешевым типом силовой установки. Стоимость
ТВД примерно в два раза больше.
Шум и вибрации. Принципиальным недостатком ПД
являются шум и вибрации, создаваемые возвратно-поступательным
движением поршней, несмотря на все внимание, уделяемое
балансировке двигателя и борьбе с шумом. ТВД создает меньше
механического шума. Внешний шум винтового двигателя может быть
существенно уменьшен только снижением частоты вращения винта
(окружной скорости).
Окончательная оценка значимости перечисленных выше
факторов может быть сделана только путем детальной конструктивной
проработки с учетом особенностей установки двигателей на
самолет и их влияние на его общую схему. Вместе с тем из сказанного
вытекают следующие общие выводы.
1. Для малоскоростных самолетов (М <0,4...0,5) с потребной
мощностью каждого двигателя более 500 л. с. ТВД считается
оптимальным типом двигателя. При потребной мощности двигателя
менее 500 л. с. ПД предпочтительней ТВД, благодаря относительно
меньшей стоимости единицы мощности. Однако для небольших
пассажирских самолетов, административных и местных воздушных
линий стоимость силовой установки распределится на большое
число часов налета и ТВД могут оказаться в этом случае выгоднее
из-за низкой стоимости технического обслуживания и более
дешевого топлива.
2. Небольшие самолеты частного пользования (туристические,
тренировочные, спортивные) почти всегда оборудуются ПД.
144

5.4.2. МЕТОДИКА ВЫБОРА ДВИГАТЕЛЯ
Методика выбора двигателя легкого пассажирского самолета
основана на методологии выбора оптимального проектного
решения (см. гл. 3).
Постановка задачи
Пусть альтернативные варианты двигателя с именами Дв. №1,
Дв. № 2 и т.д. образуют множество {Дв •}, где./ - номер варианта,
у = 1,У и У - общее количество вариантов. Непременным условием
является то, что мощность каждого из них обеспечивает
выполнение требований ТЗ и НЛГС и близка к расчетной величине.
Итак, задача выбора наилучшего двигателя проектируемого
самолета может иметь следующую постановку.
Дано:
1) техническое задание на проектирование самолета и
требования НЛГС;
2) концепция технического уровня самолета {(А/,6/)}, где
множество частных критериев {Д;} удовлетворяет условию
{ЛЛс/Сф, (5.4.1)
и ранги ы, соответствующие частным критериям А/, назначены в
соответствии с правилом (3.2.4) и удовлетворяют условию
нормирования (3.2.5); Кф - множество показателей функциональности
(см. разд. 2.3);
3) множество альтернативных вариантов двигателя {Дв,},
описание которых представлено в виде матрицы [X] - выражение
(3.2.6).
Примечание. Элементы матрицы [X] - X и могут быть получены
различными методами (в порядке предпочтения):
• с помощью паспортных данных двигателя;
• путем проектных расчетов характеристик двигателя;
• методом экспертных оценок.
Допустимо, что одни оценки X п получают по паспортным данным двигателя или
расчетным путем (при этом оценки X ji - физические величины, например у ), для
других - экспертным методом и оценки X Ц - баллы по какой-либо балльной шкале.
145

Требуется выбрать вариант двигателя, обладающий
максимальным техническим уровнем для данного множества двигателей,
( I \
£/max = max
jeJ
ЪЪ[а
ч'=1 J
(5.4.2)
где aji - оценки, вычисляемые по формулам нормализации (3.2.7)
или (3.2.7а);
/ - общее число показателей.
При выборе двигателя его концепция технического уровня
должна быть согласована с концепцией самолета. Поэтому
считается известными (определенными, например, на этапе выбора базовой
схемы самолета):
А\,Ь\ - соответственно критерий и ранг весовой
эффективности самолета;
Аг^Ьг -соответственно критерий и ранг топливной
эффективности самолета;
Аз> из ~ соответственно критерий и ранг эксплуатационного
совершенства самолета;
Л4' Ы ~~ комфортабельность самолета и его ранг соответственно.
Особенность концепции технического уровня двигателя
состоит в том, что критерий топливной эффективности Аг заменяется
двумя:
Al Л ~" аэродинамическое совершенство двигателя,
характеризуемое «удельным лбом» двигателя - МЛоб>
АгЕ -энергетическая эффективность двигателя,
характеризуемая крейсерским удельным часовым расходом топлива С^крейс-
Соответственно и заданный в концепции самолета ранг для
показателя топливной эффективности Ъг разделяется на Ъцх и £?2Е'
но так, чтобы выполнялось условие Ъц\ + Й2Е = Ъг-
Таким образом, концепция технического уровня двигателя
будет
{(АьЬ1);(А2л^2л);(А2е^2е);(Аз.Ьз);(А4.Ь4)}. (5-4-3)
где А\,Ь\ -соответственно критерий и ранг весовой эффективности
двигателя (удельного веса двигателя Удв);
146

Л2Л'^2Л - соответственно критерий и ранг аэродинамического
совершенства двигателя («удельного лба» двигателя Nno^)',
AiE-tbiE " соответственно критерий и ранг энергетической
эффективности двигателя (крейсерского расхода топлива Се крейс)»
АЗ'Ьз - соответственно критерий и ранг эксплуатационного
совершенства, характеризуемого в данном случае отношением
трудозатрат на все виды технического обслуживания и ремонта к
наработке двигателя за один и тот же период эксплуатации (в человеко-
часах на час налета);
Аа->Ы~~ комфортабельность самолета и его ранг соответственно.
Комфортабельность самолета в данном случае может
характеризоваться уровнем создаваемых двигателем шума и вибраций.
Анализ вариантов двигателей
Для выбора наилучшего варианта двигателя предварительно
необходимо провести анализ достоинств и недостатков каждого
варианта. Результаты анализа оформляются в виде таблиц анализа по
каждому частному критерию Ai •
В нашем случае таблиц анализа типа табл. 5.4.1 должно быть пять.
В табл. 5.4.1 обозначено:
X // - оценка (численное значение) /-го частного критерия Д/
для j-vo варианта двигателя (данные
матрицы [X]);
а\\ - нормированное значение оценки
Xji-
Независимо от способа получения
оценок х и их нормирование
осуществляется по известным формулам (3.2.7) или
(3.2.7а).
Полученные таким образом
нормированные значения а}\ находятся в интервале
О <яу/<1 (0 - «худший двигатель по/-му
критерию»; 1 - «лучший двигатель по /-му критерию»).
Таблица 5.4.1
Варианты
двигателей
Дв. № 1
Дв. № 2
Дв. № 3
и
—»
(N
II
СП
II
Ai
i
X\i
Хц
ХЪ1
a\i
aii
аз/
147

Пример 5.4.1. Для проектируемого самолета требуется
двигатель мощностью 140... 150 л.с. Рассматривается множество из
трех альтернативных вариантов
Щв -}={М 332А; О-320-Е2А; ТВД-150}, J = 3.
Фрагмент матрицы [X] показателей двигателей представлен в
табл. 5.4.2.
Таблица 5.4.2
Марка
двигателя
М 332А
О-320-Е2А
| ТВД-150
Тип
пд
пд
твд
Показатели
Ne0>
л.с.
140
150
150
Хг
даН/л.с.
0,73
0,82
0,33
г даН 1
Секрейслс.ч
0,243
0,24
0,51
Таблица 5.4.3
Варианты
двигателей
М 332А
О-320-Е2А
ТВД-150
и
II
—»
ГО
II
—»
А\ 1
1 = 1 1
0,73
0,82
0,33
0,18
0
1,0
В табл. 5.4.3 представлены
результаты анализа по критерию А\ - весовая
эффективность двигателя (удв).
Для нормирования оценок Xji по
критерию удв -* тт применяется
формула (3.2.7а) - чем больше величина
критерия, тем ниже качество. Пример для
двигателя М 332А:
maxXji-Xji
0,82-0,73
ajl maxXji-m\r\Xji 0,82-0,33
= 0,18.
jeJ
jeJ
Выбор рационального варианта двигателя
Выбор наилучшего двигателя для проектируемого самолета
осуществляется с помощью матрицы принятия решения (табл. 5.4.4),
методика заполнения которой состоит в следующем.
Вначале в табл. 5.4.4 переписываются нормированные оценки
aji, полученные ранее с помощью соответствующих матриц анализа.
148

Таблица 5.4.4
Варианты
двигателя
Дв.№1
Дв. №2
Дв. №3
го
II
—>
Концепция качества двигателя
А\
Ъ\
/ = 1
а\\
аг\
аъ\
и\\
И21
«31
^2Л
Ьц\
/ = 2Л
«12Л
«22Л
«32Л
"12Л
"22Л
"32Л
^2Е
^2Е
/ = 2Е
«12Е
«22Е
«32Е
W12E
W22E
W32E
Лз
Ьз
1=3
а\ъ
агъ
аъъ
и\з
"23
"33
А4
64
1=4
а\4
«24
«34
«14
И 24
W34
Uj\
U\
и2\
из\
Далее вычисляют и записывают в табл. 5.4.4 произведение
uji = biaji> (5.4.4)
где индекс i принимает следующие значения: i = 1, 2Л, 2Е, 3,4.
Затем выполняется построчное суммирование и у/, результат
которого и j (выражение (5.4.5)) записывается в соответствующую
клетку последнего столбца табл. 5.4.4
U j = Uj\ + Иу2Л + Иу2Е + ИуЗ + Иу4 • (5.4.5)
Вариант двигателя, у которого величина (/у будет
наибольшей, является наилучшим для проектируемого самолета.
149

Глава 6
ВОЗДУШНЫЙ ВИНТ САМОЛЕТА
Воздушный винт является важнейшей составной частью
силовой установки легкого самолета. Как правило, на самолетах
используют уже сертифицированные воздушные винты, которые
изготовлены фирмами, специализирующимися на их проектировании и
производстве.
Материал данной главы предназначен не столько для расчета
винта, сколько для обоснования значений его проектных
параметров и характеристик.
6.1. КЛАССИФИКАЦИЯ ВОЗДУШНЫХ
ВИНТОВ
Воздушный винт -лопастный движитель, вращаемый валом
двигателя и предназначенный для создания силы тяги.
К воздушным винтам предъявляются следующие основные
требования:
•винт должен быть прочным, жестким и легким;
•должен обладать весовой, геометрической и
аэродинамической симметрией;
•должен развивать необходимую тягу при различных режимах
полета;
•должен работать с наибольшим коэффициентом полезного
действия.
Воздушный винт (рис. 6.1.1 [36]) состоит из лопасти, втулки
(ступицы) и может включать механизм изменения шага винта.
Лопасть - основная рабочая часть винта, создающая тягу при
вращении. На лопасти выделяют две части: перо и комель. Перо -
это профилированная часть лопасти, а комель предназначен для
крепления лопасти во втулке винта.
Втулка винта - часть воздушного винта, соединяющая
лопасти с валом двигателя.
Механизм изменения шага обеспечивает изменение угла
установки лопастей.
150

Рис. 6.1.1. Воздушный винт фиксированного шага легкого самолета:
1 - стальная опорная шайба; 2 - проволочная контровка болтов;
3 - болт крепления винта; 4 - латунная сетка; 5 - латунная
окантовка; 6 - лакокрасочное покрытие и шпаклевка (эпоксидная); 7 -
эпоксидная смола; 8 - стеклоткань (2 слоя); 9 - переклейка из сосновых
брусков
Для уменьшения аэродинамического сопротивления на
воздушный винт устанавливают обтекатель (эллиптический,
конический и др.), который часто называют коком винта. По данным
испытаний применение кока может повысить эффективный КПД
винта на 2...6%.
По конструкции воздушные винты подразделяются на
одиночные, двухрядные, соосные и винты в кольце.
Одиночный винт - воздушный винт, оси лопастей которого
лежат в одной плоскости, нормальной к оси вращения винта.
Двухрядный винт - воздушный винт, состоящий из двух
одиночных винтов расположенных непосредственно друг за другом
и вращающихся в одном направлении. Если винты вращаются в
противоположных направлениях, то такой винт в целом называют
соосным винтом.
По способу установки лопастей воздушные винты
подразделяют на ВФШ и ВИШ.
Винты фиксированного в полете шага могут быть двух видов:
• постоянный шаг обеспечивается при изготовлении винта;
• шаг лопастей регулируется на земле, но постоянен в полете.
151

Винты изменяемого шага в полете могут быть:
• с ручной ступенчатой или плавной регулировкой шага
летчиком в заданных пределах - применяется весьма редко;
• постоянной частоты вращения с автоматической
регулировкой шага;
• постоянной частоты вращения с ручным управлением шагом.
Преимущества ВФШ заключаются в том, что они просты в
производстве, легки и требуют минимального обслуживания. Как
правило, их применяют на небольших самолетах с мощностью
двигателя до 200 л.с.
Широкое распространение получили ВИШ с постоянной
частотой вращения и автоматической регулировкой шага (так
называемый ВИШ-автомат), поскольку их применение значительно
улучшает характеристики самолета. Основное отличие этого винта от
ВФШ заключается в более полном использовании располагаемой
мощности на всех режимах полета. Летчик в полете устанавливает
желаемую частоту вращения двигателя, а угол установки винта
регулируется автоматически на любой скорости так, чтобы
реализовать всю мощность двигателя. Существуют гидравлические,
электрические и аэромеханические методы автоматической регулировки
винта.
Аэромеханический (механический) ВИШ является наиболее
простым - в нем отсутствует специальный привод для изменения
шага. Источником сил, необходимых для поворота лопастей на
нужный угол установки, являются центробежные и аэродинамические
моменты, возникающие и действующие на лопастях работающего
винта. Изменение шага в полете происходит автоматически, без
вмешательства летчика. Аэромеханический ВИШ оправдан для
невысотных, нескоростных самолетов, имеющих деревянные винты
небольшого диаметра. Например, современный винт АВ-110
(табл. 6.1.1) является аналогичным винтом.
Несмотря на сложность, наибольшее распространение
получили гидравлические ВИШ. Механизм изменения шага представляет
собой поршень и цилиндр, расположенные во втулке винта. В
цилиндр по трубке подается под большим давлением масло из
системы смазки авиадвигателя. Необходимое давление создается
специальным насосом, приводимым в действие самим двигателем. Пре-
152

дусмотрен также регулятор оборотов двигателя. Для ВИШ
поршневых двигателей, как правило, применяют прямую схему действия,
при которой поворот лопасти на малый шаг производится
давлением масла, подаваемого во втулку винта, а на большой шаг - под
действием центробежных сил, создаваемых специальными
противовесами и аэродинамическими силами лопастей. Винты этой схемы
надежны в эксплуатации и при случайном падении давления масла
не переходят на малый шаг.
ТВД всегда оборудуются винтами постоянной частоты вращения.
Подробное описание принципов действия ВИШ можно найти в
специальной технической литературе.
Винт изменяемого в полете шага может оборудоваться:
а) механизмом флюгирования, который обеспечивает
установку лопасти по потоку (под углом атаки 80...90°) при неработающем
в полете двигателе, уменьшая таким образом внешнее
сопротивление винта и устраняя возможность повреждения двигателя от
авторотации винта;
б) механизмом реверса для придания лопасти такого
положения, когда создается отрицательная тяга (реверсирование тяги) с
целью, например, сокращения длины пробега самолета;
в) механизмом ограничения шага лопасти, который
автоматически при отказе системы
управления винта, изменяет угол установки
лопасти для защиты от раскрутки
винта с малыми углами атаки.
Кроме того, воздушные винты
классифицируют:
• по расположению на
двигателе - тянущие винты (впереди
двигателя) или толкающие винты (сзади
двигателя);
• по числу лопастей - двух-,
трех-, четырех- и многолопастные;
• по форме лопастей -
суживающиеся, веслообразные,
саблевидные (рис. 6.1.2);
ш
а) б) в)
Рис. 6.1.2. Основные формы
лопастей:
а - суживающаяся; б - весло-
образная; в - саблевидная
153

• по направлению вращения - левого и правого (смотреть из
кабины пилота);
• по материалу изготовления - деревянные (рис. 6.1.1),
металлические, композиционные (рис. 6.1.3).
Рис 6.1.3. Пример сечения
лопасти композиционного винта:
1 - обшивка из
стеклопластика; 2 - лонжероны из угле-
пластика; 3 - защитная
насадка на носке; 4 - полиурета-
новое покрытие; 5 - заполни-
тель из пенополиуретана
Воздушные винты нового поколения с большим числом
(6... 12) широких тонких саблеобразных лопастей называют винто-
вептиляторами.
В табл. 6.1.1 приведены технические характеристики
некоторых серийно производимых воздушных винтов.
Таблица 6.1.1
Марка
серии
В-231
В-541
В-341
В-546
АВ110
вм-з
Тип
Тянущий
(толкающий) ВФШ
Тянущий
(толкающий) ВИШ-автомат
с флюгированием
Винт изменяемого
на земле шага
Тянущий
(толкающий) ВИШ-автомат,
с реверсом и
флюгированием
Тянущий,
механический ВИШ с
реверсом
Тянущий ВФШ
*
Nmax'
л.с.
120
140
125
140
150
150
м
1,8
1,9
1,9
1,9
1,4
1,85
шт
2
2
2
3
4
2
Gb»
даН
11,8
24
17,5
33
25
5,0
лв>
-1
мин
2750
2250
до
3000
3000
2250
до
3000
2790
2850
Материал
Дерево
(пластик)
Металл
Дюраль
Металл
Дюраль
Дерево
154

Окончание табл. 6.1.1
Марка
серии
В350ТА-
Д35
MTV-9
АВ-2
АВ-17
АВ-50
Тип
Тянущий,
гидравлический ВИШ-
автомат
Тянущий
(толкающий) ВИШ-
автомат
Тянущий ВИШ
Тянущий ВИШ
с реверсом
Тянущий ВИШ-
автомат, с реверсом
и флюгированием
Nmax»
л.с.
340
400
1000
1280
1900
DB>
м
2,4
2,6
3,6
3,6
3,8
шт
2
3
4
3
4
GB»
даН
40
37,6
189
145
208
Ив>
-1
мин
1900
2700
2200
1590
2400-
2000
Материал
Дерево
-
Дюраль
Дюраль
Металл
*Nmax - максимальная мощность двигателя, на который может
устанавливаться винт.
6.2. ПРИНЦИПЫ РАБОТЫ ВОЗДУШНОГО
ВИНТА
Лопасть винта совершает сложное
движение - она вращается со скоростью
U (рис. 6.2.1) и движется вперед вместе с
самолетом со скоростью V.
Результирующая скорость W образует с хордой
сечения лопасти угол атаки а.
Изменение угла атаки сечения лопасти при
изменении скорости полета или частоты
вращения винта иллюстрирует
рис. 6.2.2.
В процессе обтекания лопасти
потоком воздуха она создает
аэродинамическую силу, проекции которой дают
(рис. 6.2.1) силу тяги R и силу
сопротивления вращению Q. В действительности
Рис. 6.2.1. К объяснению
работы винта
155

картина явления сложнее, так как винт засасывает и вращает
воздух, отбрасывает его назад, сообщая ему дополнительную скорость.
а) б) в)
Рис. 6.2.2. Угол атаки сечения лопасти
Работа лопасти винта основана на тех же принципах, что и
крыло самолета, но имеются и отличия. Известно, что крыло
наиболее эффективно «работает» на углах атаки, близких к углам
максимального аэродинамического качества (наивыгоднейшие углы
атаки). Аналогично этому, чтобы лопасть создавала наибольшую тягу
при наименьшей затрате энергии, угол атаки всех ее сечений
должен быть близок наивыгоднейшему значению.
Для ВФШ (у лопастей которого угол установки ф = const),
анализируя рис. 6.2.2, можно отметить:
•при работе винта в статических условиях (поступательная
скорость V = 0) угол атаки максимальный и равен углу установки
лопасти винта (рис. 6.2.2,6);
•при увеличении поступательной скорости (рис. 6.2.2,а) угол
атаки уменьшается (винт «облегчается»);
•чем больше скорость вращения (рис. 6.2.2,в) воздушного
винта, тем больше угол атаки (винт «затяжеляется»).
Эти выводы объясняют, как изменяется сила тяги ВФШ при
изменении скорости полета и числа оборотов. Если на данной
скорости и частоте вращения углы атаки сечений лопасти больше
наивыгоднейшего значения, то винт называют «тяжелым»; если
меньше - «легким». Как «тяжелый», так и «легкий» винт не позволяют
156

реализовать полную мощность двигателя. ВФШ, при котором
двигатель развивает наибольшую мощность при заданных оборотах,
как известно, является «нормальным винтом».
Винт изменяемого в полете шага, который благодаря
регулированию угла ф, может обеспечить наивыгоднейший угол атаки
сечений лопасти практически на всех режимах полета самолета: при
«облегчении» винта угол ф увеличивается, при «затяжелении» -
уменьшается. При этом для оптимальной совместной работы
двигателя и винта необходимо обеспечить постоянство числа оборотов,
задаваемое летчиком в зависимости от требуемого режима полета
самолета.
Возможны следующие режимы работы винта.
Вертолетный режим - режим, соответствующий работе
двигателя на месте (V = 0), когда винт создает тягу за счет подвода
мощности от двигателя.
Пропеллерный режим - режим работы винта в полете. Винт
получает мощность от двигателя и создает положительную тягу.
При этом угол атаки лопасти положительный (около 2...5°).
Реверсивный режим - режим, при котором на винт
затрачивается мощность, но угол атаки лопасти отрицательный (около
(минус) -2...-5°). При этом тяга винта отрицательная.
Режим авторотации (самовращения) - режим, при котором
двигатель не подводит мощность к винту и не воспринимает ее от
винта. Винт вращается за счет энергии набегающего потока.
Режим ветряка - режим, при котором винт вращается за счет
энергии воздушного потока, передает развиваемую им мощность
двигателю и создает отрицательную тягу.
Режим флюгирования - режим, который не зависит от того,
затрачивается мощность на винт или нет. Лопасти винта находятся
в положении наименьшего сопротивления.
При совместной работе ВИШ и двигателя в некоторых
условиях полета могут возникнуть недопустимые режимы, работа на
которых может привести к чрезмерной раскрутке двигателя, к
разрушению элементов двигателя и винта или к потере управляемости
самолетом из-за возникновения большой отрицательной тяги винта.
Для недопущения в эксплуатации опасных режимов работы
ВИШ и двигателя существуют защитные регуляторы и соответст-
157

вующие механические
(гидравлические) упоры,
ограничивающие положение
лопастей воздушного винта. На
рис. 6.2.3 показаны основные
положения лопастей винта,
соответствующие упору
минимального сопротивления
вращения ср0 (при режиме
малого газа),
промежуточному упору ф , упорам
реверса ф и флюгерного
положения ффл. Промежуточный
упор является защитным
устройством, которое исключает
возможность перехода
лопастей винта в положение ф0
без соответствующей
команды, ограничивая тем самым
отрицательную тягу винта
при отказах двигателя в полете. Величина ф выбирается из
условия компромисса между обеспечением минимальной
положительной тяги при посадке и минимальным временем выхода двигателя
на взлетный режим при уходе на второй круг.
Рис. 6.2.3. Положение лопастей
воздушного винта:
1 - диапазон рабочих режимов; 2 -
положение лопасти при выключении
двигателей; 3,4 - направление полета и
вращения
6.3. ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
ВИНТА
Диаметр винта DB " диаметр окружности, описываемой
концами лопастей при их вращении.
Ометаемая винтом площадь - площадь круга, диаметр
которого равен диаметру винта.
Нагрузка на ометаемую площадь винта - это отношение
F0M = 4Ne/(*Dl). (6.3.1)
158

Примечание. В некоторых работах под нагрузкой на ометаемую площадь
винта понимают отношение Ne/Ds ■
Нагрузка на лопасть определяется по формуле
F» = 4Ne 2 (6.3.2)
или с учетом (6.3.1)
#Л
где N л - количество лопастей винта.
Контрольное сечение лопасти - сечение лопасти, в котором
при сборке и в эксплуатации проверяют необходимые параметры
лопасти винта. Как правило, контрольное сечение расположено на
расстоянии, равном 75% радиуса винта от оси винта.
Сечения лопасти имеют профили, близкие к крыльевым.
Профиль лопасти характеризуется хордой, относительной толщиной и
относительной кривизной. У современных винтов относительная
толщина лопасти в контрольном сечении составляет: 0,065...0,085 -
для металлических винтов, 0,04...0,06 -для винтов из композитов.
Ширина лопасти - это хорда сечения лопасти на заданном
радиусе, как правило, в контрольном сечении. Обычно используют
относительную ширину лопасти, т.е. отношение ширины лопасти к
диаметру винта. У современных винтов относительная ширина
лопасти составляет 6... 15 %.
Угол установки лопасти - это угол, образованный хордой
контрольного сечения с плоскостью вращения винта, обозначается
ф0 75 (иногда для краткости употребляют ф без нижнего индекса).
По диапазону углов установки лопастей воздушные винты
подразделяются:
• на обычные -угол установки изменяется от 13 до 50°;
• на тормозные или реверсные винты, которые имеют
изменяемый угол от минус 15° до плюс 90°; таким винтом создается
отрицательная тяга;
• на флюгерные - угол установки меняется от 0 до 90°.
159

Крутка лопасти - изменение по радиусу углов установки
сечений лопасти относительно некоторого (контрольного) сечения.
Закон изменения толщины профиля по радиусу лопасти и ее
крутка, а также форма профиля определяются в процессе
проектирования винта и уточняются впоследствии на основании
результатов продувок в аэродинамической трубе и летных испытаний.
Шаг винта #в - это расстояние, на которое переместился бы
винт за один оборот, если бы он ввинчивался в воздух как в твердое
тело.
Отношение —- = h называется относительным шагом.
DB
Угол установки и шаг винта связаны зависимостью
¥0.75 = ««8 K.o"5.DB = &TCtg ЩШ'
откуда следует - h = 0,75 • я • tg(p0 75.
Таким образом, шаг винта будет тем больше, чем больше угол
установки его лопасти.
Поступь винта - это действительное расстояние, на которое
переместится винт за один оборот. В расчетах обычно используют
относительную поступь винта {коэффициент скорости или
режим работы винта):
Х = -¥—. (6.3.3)
DBnc
Аэродинамические свойства винта принято характеризовать
безразмерными величинами:
коэффициент тяги (не путать с обозначением для угла
атаки) - безразмерная величина:
<* = —?—; (6.3.4)
коэффициент мощности -безразмерная величина
p = J75W£_. (635)
Р"сЯв
160

коэффициент полезного действия -безразмерная величина
Л = ^. (6.3.6)
Смысл КПД винта состоит в следующем:
_ Полезная выходная мощность винта =__
Мощность на валу входная (от двигателя) 75Ne
Максимальная величина КПД винта соответствует высоким
скоростям полета и может достигать 0,9 и более. КПД винта всегда
меньше единицы вследствие:
а) потерь на преодоление профильных и волновых
сопротивлений лопастей;
б) индуктивных потерь, связанных с увеличением осевой
скорости струи;
в) индуктивных потерь, связанных с образованием окружной
скорости в струе;
г) потерь, связанных с неравномерностью потока в струе.
По данным работы [70] для режима крейсерского полета
наиболее типичными значениями являются Т|в = 0,8 для винтов,
установленных перед крылом, и Г|в = 0,78 для тянущего винта в носовой
части фюзеляжа.
Для режима скороподъемности при взлете типичными можно
считать следующие данные (в скобках указано СКО) [70]:
Г|в= О,610±(0,052) для ВФШ в носовой части фюзеляжа,
Г|в= 0,665±(0,059) для ВИШ в носовой части фюзеляжа,
Г|в= О,73О±(0,058) для ВИШ перед крылом.
В статических условиях (V= 0) КПД винта равен нулю,
поэтому при расчетах взлетно-посадочных характеристик самолета
имеются определенные особенности.
Тяга винта - это сила растяжения вала с изолированным
винтом. Ее величина может быть получена непосредственно через
коэффициент тяги
R =а-р-пс2о{
161

или по значению мощности двигателя и КПД винта
^ = 752WVe (637)
V
Удельная тяга винта - это отношение тяги винта к
мощности. Например, в условиях МСА, Н = О, V = О
Ь = -^-. (6.3.8)
We О
Серией винтов, как правило, называют совокупность винтов
с одинаковым количеством лопастей, одинаковой относительной (в
долях диаметра £)в) шириной лопасти и одинаковыми профилями
сечений лопасти, различающихся между собой значениями
относительного шага h (углом установки контрольного сечения лопасти).
Допускаются и другие признаки серии винтов.
Для получения аэродинамических характеристик серии винтов
их испытывают как в полете, так и в лаборатории с помощью
специальных винтовых приборов в аэродинамических трубах.
Результаты определения зависимости Р = f(k) для различных углов
установки лопастей обычно совмещают на одной диаграмме
характеристик серии винтов. Кроме того, на диаграмме характеристик
серии винтов наносят сетку кривых, помеченных равными
значениями КПД винта Т| (см. приложение 5).
Теоретически и экспериментально установлено следующее.
1. С ростом скорости полета при постоянных оборотах
воздушного винта его тяга уменьшается.
2. Увеличение F0M приводит к монотонному увеличению всех
видов потерь, кроме профильных, имеющих минимум, зависящий
от числа лопастей. Это приводит к тому, что при заданной
мощности двигателя существует некоторый оптимальный диаметр винта
(DB)0pt c определенным числом лопастей, при котором его КПД
будет максимальным.
3. Увеличение числа лопастей винта позволяет либо применять
более мощные двигатели, либо уменьшить диаметр винта.
Например, если компоновочные особенности самолета препятствуют
использованию двухлопастного винта расчетного диаметра и требует-
162

ся уменьшение диаметра на 10... 15%, то целесообразно рассмотреть
вариант трехлопастного винта. При необходимости уменьшить
диаметр винта на 20...25% рекомендуется рассмотреть четырехло-
пастной винт. Однако максимальное значение КПД винта с ростом
Fom и увеличением числа лопастей снижается, что объясняется
увеличением суммарных индуктивных потерь.
4. С точки зрения КПД винта на больших скоростях полета
форма лопасти в плане не имеет существенного значения - отличия
в КПД не более 3 %. Однако с точки зрения тяги в статических
условиях (V =0) и при взлете винты, имеющие узкие концы лопастей,
невыгодны (потери могут составлять 15...20 %); в этом случае
лучше применять винты с широкими концами лопастей (рис. 6.1.2,6).
5. При М >0,65 потери КПД винта существенно возрастают в
основном из-за волнового сопротивления. В этом случае
уменьшение относительной толщины, применение суперкритических
профилей и саблевидных лопастей (эффект стреловидности - рис. 6.1.2,в)
заметно повышают КПД винта.
В табл. 6.3.1 приведены основные характеристики воздушных
винтов, установленных на двигатели легких самолетов.
Таблица 6.3.1
Самолет
Тип
винта
Nmax»
л.с.
м
шт
Fn>
л.с./м2
Одномоторные самолеты |
Cessna 152
Cessna Skyhawk
Piper PA 28
1 Mooney 201
Cessna 180
1 Cessna Skylane
1 Cessna 310
Cessna 210M
Beech V35
1 Cessna 185
1 Mooney 301
|_Beech38P
ВФШ
ВФШ
ВФШ
ВИШ
ВФШ
ВИШ
ВИШ
ВИШ
ВИШ
ВИШ
ВИШ
ВИШ
108
160
160
200
225
230
240
285
285
300
360
550
1,77
1,92
1,89
1,89
2,13
2,07
2,04
2,04
2,13
2,04
1,98
2,35
2
2
2
2
2
2
2
3
2
3
3
3
22,0 1
27,6
28,5
35,7
31,6
34,2
36,7
29,1
40,0
30,6
39,0
42,3
163

Окончание табл. 6.3.1
Самолет
Cessna Caravan I
Ан-2
Тип
винта
ВИШ
ВИШ
Англах»
л.с.
600
1000
м
2,53
3,60
шт
3
4
л.с./м2
39,8
24,6
Двухмоторные самолеты 1
| Cessna T303
1 Beech Baron 95
BN2B Islander
Cessna 340A
Piper PA-31
1 Beech Duke
1 Cessna Conquest I
Beech King Air C90
Piper PA-3 IT
Cessna Conquest II
Beech C99
EMB-110
Arava201
Beech 1900
ВИШ
ВИШ
ВИШ
ВИШ
ВИШ
ВИШ
ВИШ
ВИШ
ВИШ
ВИШ
ВИШ
ВИШ
ВИШ
ВИШ
250
260
260
310
325
380
450
550
620
636
715
750
750
1100
1,89
1,98
1,98
1,95
2,40
1,89
2,38
2,38
2,38
2,29
2,38
2,38
2,59
2,77
3
2
2
3
3
3
3
3
3
3
3
3
3
4
29,7
42,2
42,2
34,6
24,0
45,2
33,7
41,2
46,5
51,5
53,6
56,2
47,5
45,7
* Nmax - максимальная мощность одного двигателя.
6.4. ПОДБОР ВИНТА К САМОЛЕТУ
Процесс выбора винта для легкого самолета включает
следующие задачи:
а) выбор расчетного режима полета;
б) выбор серии винтов;
в) выбор диаметра винта;
г) выбор шага винта в случае ВФШ или диапазона углов
установки ВИШ.
6.4.1. РАСЧЕТНЫЕ УСЛОВИЯ
При выборе винта принимают во внимание следующие
наиболее важные факторы: режим полета (высота, скорость), мощность и
обороты.
164

Расчетный режим полета, на который выбирается винт,
зависит от типа и назначения самолета. Для пассажирских самолетов
расчетным режимом может быть режим горизонтального
крейсерского полета на скорости, обеспечивающей минимальный
километровый расход топлива, или режим скороподъемности при
продолженном взлете самолета.
Если предполагается установка на самолет ВФШ, то при
выборе расчетного режима учитывается следующее.
1. Если расчетный режим - максимальная горизонтальная или
высокая крейсерская скорость полета на малой высоте (Н = 0), то
подобранный винт является «скоростным», имеющим достаточно
большой шаг. В условиях взлета такой винт окажется «тяжелым».
При этом двигатель не сможет развить максимальные обороты и
мощность. Поэтому условия взлета ухудшаются - разбег и взлетная
дистанция становится длиннее.
2. Если расчетный режим - взлет самолета (сравнительно
небольшая скорость у земли), то подобранный винт является
«взлетным», имеющим малый шаг. В условиях взлета и набора высоты
этот винт позволит реализовать взлетную мощность на
максимальных оборотах. Однако на больших скоростях полета «взлетный
винт» будет «легким» и обороты при полностью открытом дросселе
двигателя начнут возрастать сверх максимальных. Но по условиям
прочности двигателя и винта это недопустимо. Необходимо
дросселировать двигатель, уменьшая его мощность. Очевидно, что в этом
случае самолет не сможет достичь своей максимальной скорости
полета.
3. Если расчетный режим - максимальная горизонтальная или
высокая крейсерская скорость полета на высоте #Крейс> то
подобранный винт является «скоростным и высотным», имеющим
достаточно большой шаг. Для невысотного поршневого двигателя
подобранный винт оказывается «тяжелым» для всех высот #>#Крейс и
«легким» для Я<#Крейс- Для высотного двигателя вывод зависит
от соотношения между #Крейс и границей высотности двигателя.
Но общий вывод состоит в том, что к изменению высоты полета
ВФШ так же плохо приспособлен, как и к изменению скорости
полета.
165

Таким образом, ВФШ является однорежимным, т.е.
обеспечивает максимальный КПД только на одной - расчетной скорости, и
только на одной - расчетной высоте.
Итак, рекомендации для предварительного выбора расчетных
условий состоят в следующем.
Самолеты с поршневыми двигателями
Расчетная высота. При невысотном ПД за расчетную высоту
принимается либо Н= О, либо какая-нибудь малая высота в
зависимости от технического задания (например, Н= 500 м).
При высотном ПД в качестве расчетной высоты принимают,
как правило, границу высотности двигателя, либо высоту, которая
больше этой границы на 1000...2000 м. Применяя при этом ВФШ,
получают заметное ухудшение летных данных на малых высотах;
при ВИШ это ухудшение будет незначительным.
Расчетная скорость. Выше были рассмотрены
противоречивые условия, налагаемые на подбор ВФШ двумя основными
режимами полета: максимальной крейсерской скоростью и взлетом.
Как правило, в качестве расчетной принимается максимальная
крейсерская скорость, причем для высотного ПД - на границе
высотности.
Расчетные обороты и мощность. В качестве расчетных
оборотов ПД обычно принимают обороты, при которых двигатель
развивает расчетную мощность. Таким образом, расчетный режим
двигателя - это максимальный режим для двигателя без нагнетателя
или номинальный режим для двигателя с нагнетателем. Для ВИШ,
автоматически поддерживающих постоянное число оборотов,
расчетные обороты соответствуют номинальному режиму работы двигателя.
Самолеты с ТВД
Для самолетов с ТВД расчетные условия соответствуют
крейсерскому полету самолета на крейсерском режиме работы двигателя.
6.4.2. ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЕ ОПРЕДЕЛЕНИЕ
ДИАМЕТРА ВИНТА
Наиболее важным конструктивным параметром винта является
его диаметр, который играет такую же роль, как размах для крыла.
166

Наиболее существенными факторами, определяющими выбор
диаметра винта, являются:
•характеристики винта (и, прежде всего, КПД) на различных
режимах полета;
•допустимая по аэродинамическим характеристикам и уровню
шума окружная скорость;
•зазоры над землей и до конструкции самолета;
•установочный вес винта.
Существуют различные способы приближенного определения
диаметра винта самолета (в зависимости от имеющейся
информации). Некоторые из них приведены ниже.
Способ 1. Известная статистическая формула [40]
n0,25
Ne
(
У-Дя(б0-пс):
DB = kD
где fs[e - мощность
двигателя на расчетном режиме
полета, л.с;
V- скорость на
расчетном режиме полета, км/ч;
ко -статистический
коэффициент, значение
которого выбирается в
зависимости от типа винта по
табл. 6.4.1.
Способ 2. Первая предлагаемая статистическая формула
(6.4.1)
Тип винта
Скоростной
Скороподъемный
Экономичный
Табл!
ица 6.4.1
Материал винтов |
дерево
металл |
Число лопастей |
2
98
ПО
104
3
87
99
94
4
82
92
89
2
96
108
103
3
89
103
99
/ N е взл
(6.4.2)
Здесь статистическое значение нагрузки на ометаемую
площадь винта определяется по одной из зависимостей
_ fexp(0,84231n(£/)-0,6) при t/<460
/Гст~1ехр(0,6251п((/) +0,732) при (7>460,
167

где полетный параметр и = J~N~e взл'Укрейс » (л.с.км/ч) ' .
Способ 3. Вторая предлагаемая статистическая формула
основана на показателе нагрузки на лопасть (/^)CT> принимаемом по
винту-прототипу,
| 4УУевзл
DB"\K'Nn(Fn)CT
(6.4.4)
Рекомендуется принимать:
2
для одномоторных самолетов - (^л)ст= 28...40 л.с./м ;
для двухмоторных самолетов - (^л)ст= 34...51 л.с./м .
При этом следует учитывать тенденцию (табл. 6.3.1) - чем
больше мощность двигателя, тем больше нагрузка на лопасть
устанавливаемого на него винта.
Способ 4. Предварительный диаметр винта может быть
определен из условия ограничения окружной скорости концов его
лопасти. Это ограничение - наиболее важный фактор, играющий роль в
уменьшении шума. У современных самолетов окружные скорости
концов лопасти должны составлять 150 ... 200 м/с и пределом
считается 250 м/с [70]. Тогда
DB = -^JM2KOnn-M2 , (6.4.5)
К'ПС f
при этом для винтов нескоростного самолета (относительная
толщина профиля лопасти не более 0,1) Мконц -0*8; для винтов
скоростного самолета (относительная толщина лопасти не более 0,06)
Мконц-0,85...0,9. Значение скорости звука ан принимается для
высоты, соответствующей максимальной частоте вращения. На
нескоростном самолете частота вращения ПД при взлете больше, чем
в крейсерском полете, и является определяющим фактором. Для
винтов скоростного самолета максимальная частота вращения
соответствует крейсерскому режиму.
Диаметр винта, вычисленный по формуле (6.4.5), следует
принимать в качестве максимального значения по условиям шума.
168

За проектную величину диаметра винта рекомендуется
принимать среднее арифметическое, полученное по различным формулам.
Пример 6.4.1. Для легкого двухместного самолета
определить предварительное значение диаметра винта и число его
лопастей при следующих исходных данных: расчетный режим - полет
на крейсерской высоте 500 м со скоростью 140 км/ч; взлетная
мощность ПД - 140 л.с. при 2700 об/мин (45 об/с); крейсерская
мощность 97 л.с. при 2350 об/мин (39,2 об/с); винт деревянный, тип -
ВФШ; скорость отрыва - 100 км/ч (27,8 м/с).
Решение. По данным табл. 6.3.1 принимается экономичный
двухлопастной винт, т.е. уул = 2. Для крейсерской высоты
относительная плотность воздуха равна 0,953.
1. Расчет по формуле (6.4.1).
\0,25 f ч0,25
/
DB = kD
Ne
У&н(б0пс?
= 104
97
140 -0,953 (60 Ъ9Л?
D» = U98 м.
2. Расчет по формуле (6.4.2)
• полетный параметр
U =f~N
< е взл
■v«
крсйс =7 140 140 =140 (л.с. км/ч)
нагрузка на ометаемую площадь (формула (6.4.3))
FCT = exp(0,84231n(lO-0,6) = exp(0,84231n(l40)-0,6),
0,5.
FCT=35,2 (л.с/м );
• диаметр винта
DB =
V FCT V 35,2
3. Расчет по формуле (6.4.4).
Данные винтов прототипов приведены в табл. 6.4.2. По этим
данным нагрузка на лопасть составляет в около 24,6 л.с./м2, тогда
диаметр винта
169

Таблица 6.4.2
Марка
серии
ВМ-3
В-231
В-341
В-541
м
1,85
1,8
1,9
1,9
шт
2
2
2
2
л.с.
150
120
125
140
Л.С./м
27,92
23,59
22,05
24,70
J_j^£B3Jl_ =
я^л(^л)ст
_ / 4-140
~V*-2-24,6 '
9 м.
4. Расчет по формуле (6.4.5).
Принимаются
стандартные атмосферные условия
взлета ан = 340 м/с
К'ПС
/
2 2 _
Мконц-М -
-£р
27,8 *
340
-1,9 м.
Расчетное значение диаметра винта может быть принято
равным среднеарифметическому значению - 1,94 м, но лучше (с
учетом требований по шуму) принять £)в = U9 м.
6.4.3. ВЫБОР СЕРИИ ВИНТОВ
Для ответа на вопрос, какой серией винта следует
воспользоваться, необходимо произвести подбор по нескольким сериям и
выбрать наилучшую из них.
Способ 1. Для предварительного выбора рекомендуется:
1) на каждой диаграмме характеристик серии винтов найти
точку О, соответствующую
абсолютному максимуму КПД
(рис. 6.4.1);
2) определить
положение так называемой
расчетной точки, для которой
режим работы винта А,расч
(формула (6.3.3)) и
коэффициент мощности Р
(формула (6.3.5))
вычислены для расчетных условий
{nc>DB,AH>Ne>V}'>
'расч
Храсч
Рис. 6.4.1. К выбору расчетной точки:
о - точка максимума КПД;
• -расчетная точка
170

3) выбрать лучшую диаграмму характеристик винта, т.е. ту,
для которой расчетная точка располагается возможно ближе к
точке О.
Совпадение точки расчетного режима (А,Расч>РРасч) с точкой
абсолютного максимума КПД (точкой О на рис. 6.4.1) хотя и
желательно, но не всегда возможно, так как это может потребовать
специального винта для конкретного самолета и расчетного режима.
Достаточно, если точка расчетного режима находится в окрестности
абсолютного максимума КПД.
Способ 2. Схема выбора серии винта с одновременным
определением его диаметра и шага для расчетных условий по критерию
максимального КПД.
Исходными данными являются:
а) расчетная скорость V и расчетная высота полета Н\
б) мощность двигателя Ne и частота вращения его вала пс,
соответствующие расчетному режиму полета самолета;
в) варианты диаграммы винта
Л = (Р, К Ф).
Определение оптимального диаметра винта по заданной
диаграмме характеристик винта состоит в следующем.
Шаг 1. Для ряда значений диаметра винта £)в, вычисляется
зависимость Р,. = /(А,/) по формулам
Р/
15N*
PH"lD5Bi
A.i =
V
ncD
в;
При задании ряда диамет-
Ров £)В/ учитываются как
результаты предварительного
определения диаметра, так и
ограничения по шуму, а также
компоновочные требования.
Шаг 2. Полученную
кривую Pf. = /(А,/) наносят на
диаграмму винта (рис. 6.4.2).
р
Р
opt
Pi =/( X/b
AT/ySdPSd^ max
■**—ehfaO/jk
^^)
p4t
A opt
Рис. 6.4.2. К определению
оптимального винта
171

Шаг 3. Анализируя точки пересечения кривой Р/ = /(^/) с
линиями Г| = const, выделяют ту из них, в которой КПД винта будет
максимально возможным для данной серии в расчетных условиях
(рис. 6.4.2). Принимается, что координаты этой точки Р t, \
ф t соответствуют оптимальному винту для заданной диаграммы.
КПД этого винта будет Г| t.
Шаг 4. Искомый оптимальный диаметр винта определяется
через Р t или A,0pt B соответствии с формулами
А
в opt'
75Ne
Р//"сРорд
или DBOpt = • (6.4.6)
HcA,opt
Проделав выше указанные шаг 2 и шаг 3 для других
диаграмм характеристик винтов, получим для каждой диаграммы свое
максимальное значение Т| t и наивыгоднейший диаметр винта
DB opt •
Очевидно, что нужно выбрать такую диаграмму характеристик
винтов, которой соответствует наибольшее значение КПД винта
Т| t —> max, и далее для этой диаграммы по одной из формул (6.4.6)
определяют оптимальный диаметр винта.
Относительный шаг винта для ВФШ определяется с помощью
выбранной диаграммы характеристик винта при оптимальном угле
установки ф t (рис. 6.4.2) по формуле
h =-g^ = 0,75-7i-tg«popt).
Шаг толкающего ВФШ рекомендуется выбирать на 5... 10%
меньше тянущего винта [36].
При выборе серии винтов и определении оптимального
диаметра воздушного винта, установленного на самолет, схема в целом
остается той же самой, но процесс усложняется необходимостью
учета взаимовлияния винта и самолета. Вопросы этого
взаимовлияния рассмотрены в разд. 6.6.
172

6.5. ВИНТ В КОЛЬЦЕ
Система «винт в кольце» может использоваться либо для
увеличения тяги при небольших скоростях входящего в кольцо потока
воздуха (рис. 6.5.1,а), когда кольцо создает дополнительную тягу,
либо для уменьшения скорости потока непосредственно перед
винтом за счет применения «высокоскоростного» обтекателя
(рис. 6.5.1,6). Кроме того, кольцо выполняет защитную функцию
ограждения винта.
а) б)
Рис. 6.5.1. Основные варианты системы «винт в кольце»:
а - тяговое кольцо; б - высокоскоростной обтекатель
Далее рассматривается только вариант «тяговое кольцо».
Исследованиями установлено, что в системе «винт в кольце»
имеют место следующие факторы:
1) сечение отбрасываемой системой воздушной струи в два
раза больше сечения струи за свободным винтом. Поэтому скорость
отбрасывания струи и, следовательно, потери мощности на ее
отбрасывание уменьшаются;
2) воздушный винт, работающий в кольце, создает такое поле
скоростей внутри кольца и такое распределение на поверхности
последнего, что возникает дополнительная к тяге винта осевая сила - тя-
Материал раздела основан на данных работы [44].
173

V
Q
Q
bK _, га кольца, которая может
либо увеличить силу тяги
системы «винт в кольце»,
либо ее уменьшить;
3) при работе винта в
кольце практически
отсутствуют на лопастях
концевые потери и срывы
потока, которые имеют место
на лопастях свободного
винта.
На рис. 6.5.2
показана схема образования
силы тяги кольца. При
обтекании элемента кольца на
нем создается сила АК,
составляющими которой
являются силы AR и AT.
Силы AT сжимают кольцо
и в идеальном случае их
равнодействующая равна
нулю. Сила тяги кольца
(/?к = ХЛ/? ) зависит от скорости набегающего потока (скорости
полета) и подводимой к винту мощности. В статических условиях
тяга винта RK достигает максимального значения. С увеличением
скорости полета сила тяги кольца падает и при каком-то значении
этой скорости (критическая скорость) кольцо уже не создает тяги.
Такова качественная картина работы системы «винт в кольце».
Теоретически доля тяги кольца от суммарной тяги системы
«винт в кольце» может достигать 45 %. Практически наибольшая
доля тяги кольца составляет около 25 %. Выигрыш в тяге от
применения системы «винт в кольце» зависит от нагрузки на ометаемую
площадь винта и скорости полета.
Чем больше нагрузка на ометаемую площадь, тем выше
прирост тяги от применения кольца. С увеличением скорости прирост
тяги от применения кольца снижается до нуля.
Рис. 6.5.2. Образование тяги кольца
174

На практике система «винт в кольце» в варианте «тяговое
кольцо», как правило, используется для скоростей полета до
250 км/ч.
Из-за недостаточных теоретических и экспериментальных
данных при создании системы «винт в кольце» можно
руководствоваться графиком на рис. 6.5.3.
Л(Г 6'к
0,6
0,5
0.4
У одб
0,12
г 0,08
к
4v
*п
^^^^^
"*^
'--.
_ 5с 1
„JkJ
7"Н8
03L 0,04
100 150 200 250 300 350 V, км/ч
Рис. 6.5.3. Зависимость относительной длины кольца £к,
относительной его толщины ск и угла установки хорды профиля ук от
скорости полета:
- для несимметричных профилей кольца;
для симметричных профилей кольца
Относительная длина кольца (рис. 6.5.2) - это отношение
£к = —; определение относительной толщины профиля кольца ск
аналогично определению относительной толщины для профиля
крыла; угол установки хорды профиля кольца ук - это угол между
хордой профиля кольца и осью кольца (рис. 6.5.2);
относительный диаметр кольца (рис. 6.5.2) - это отношение 7)к =—-.
Db
При проектировании легкого самолета с системой «винт в
кольце» необходимыми исходными данными являются:
•потребная максимальная тяга системы «винт в кольце» - RBK ;
•расчетная скорость горизонтального полета;
175

•располагаемая мощность двигателя на расчетном режиме
полета Ме ■
Последовательность определения параметров системы «винт в
кольце» состоит в следующем.
1. С помощью графика на рис. 6.5.3 по величине расчетной
скорости определяют геометрические параметры кольца.
2. Зная потребную тягу системы, определяют в первом
приближении диаметр винта, пользуясь формулой
Дв =
(олО
1,5
(6.5.1)
kNe
где статистический коэффициент к = 22 ... 25.
Если диаметр винта, определенный по формуле (6.5.1),
получается чрезмерно большим и не удовлетворяет конструктора, то это
означает, что подводимая мощность к винту Ne слишком мала.
3. Зная £)в, ск и Ьк> определяют относительный диаметр
кольца по формуле
Dk = 1 + 2ck£k- (6-5-2)
4. По графику на рис. 6.5.4
определяют относительную
тягу кольца 7fK •
5. Вычисляют
относительную величину силы тяги винта
/?в = 1 -Як-
6. Определяют силу тяги
винта и кольца
Rb = Лвк /?в' Rk = /?вк /?к *
1,2 1,4 1,6 1,8 2,0 J)K
Рис. 6.5.4. Определение тяги кольца
7. Мощность, потребная
для вращения винта, работающего в кольце, определяется по формуле
N
потр'
(6.5.3)
где значения коэффициента к приведены в формуле (6.5.1).
176

Если мощность, определенная по формуле (6.5.3), больше
располагаемой мощности двигателя, подводимой к проектируемому
винту, то несколько увеличивают диаметр винта и производят
расчет второго приближения.
Таким образом, в результате предварительных расчетов
определены основные геометрические характеристики системы «винт в
кольце». При необходимости вычисляется КПД системы по
известному соотношению:
Лвк 15Ne
6.6. ВЗАИМОВЛИЯНИЕ ВИНТА И
САМОЛЕТА
При работе винта на самолете между ними возникает
взаимодействие: струя винта производит изменение скорости и давлений
около частей самолета, которые находятся на ее пути, а эти части в
свою очередь изменяют скорость и
направление потока вблизи винта.
Сила тяги и мощность,
затрачиваемая на вращение винта,
установленного на самолет, отличаются
от силы тяги и мощности того же
винта, работающего при той же
скорости полета, но изолированного от
частей самолета. Лобовое
сопротивление и подъемная сила самолета в
присутствии работающего винта
также будут отличаться от
подъемной силы и лобового сопротивления
того же самолета при той же
скорости полета, но без винта (рис. 6.6.1).
В общем случае при определенной
скорости полета и при
определенном угле атаки крыла самолета
каждому режиму работы винта будут со-
Су\
1,4)
1,2 {
1,0]
0,8
0,6
0,4
0,21
0
%у
/б°
/2°
1°°
\
10^
^
10° "
12^
*1?
<14^
Ч/
1 16е J
I? <^J
7б° '«''
0,1
0,2 Сх
Рис. 6.6.1. Влияние режима
работы двигателя на поляру
самолета Ан-2:
1 -режим малого газа;
2 - номинальный режим;
3 - взлетный режим
177

ответствовать различные величины подъемной силы и лобового
сопротивления.
КПД винта, установленного на самолете, увеличивается за счет
торможения потока частями самолета, расположенными за винтом,
и уменьшается за счет обдувки этих частей самолета.
На практике принято учитывать эффект увеличения лобового
сопротивления самолета вследствие обдувки винтом путем
уменьшения тяги винта. В этом случае эффективная тяга винта равна тяге
изолированного винта, уменьшенной на приращение профильного
сопротивления тех частей, которые расположены в спутной струе
винта.
Влияние спутной струи винта на КПД винта определяется при
помощи коэффициента
Эффективная тяга винта
^ Тяга изолированного винта
Таким образом, КПД винта, установленного на самолете, будет
Взаимное влияние винта и гондолы двигателя (фюзеляжа, если
двигатель расположен в его передней части) в основном
определяется двумя факторами: соотношением между ометаемой площадью
винта и миделем гондолы двигателя (фюзеляжа), а также
очертанием носовой части гондолы (фюзеляжа). Подробные методики расче-
та коэффициента ^ изложены в специальной литературе.
Приближенная оценка основана на экспериментальных результатах и имеет
вид [44, 67]
Кл = кцКф, (6.6.2)
здесь кц ~ коэффициент, учитывающий форму носовой части
гондолы двигателя (фюзеляжа); Ц = 0,99 -для заостренной
(сигарообразной) носовой части (например, носовая часть фюзеляжа самолета
«Грач» в приложении 3); ^ = 0,97 - для гондол двигателя
(фюзеляжа), у которых непосредственно за плоскостью вращения винта
имеется резкое изменение поперечного сечения (например, носовая
часть фюзеляжа Як-18Т в приложении 3);
Кф - поправочный коэффициент (рис. 6.6.2), зависящий от
178

отношения
эквивалентного диаметра гондолы
двигателя (фюзеляжа) к
диаметру винта
ж
D»
(6.6.3)
О 0,2 0,4 0,6
Рис. 6.6.2. К определению Кф
где F - площадь
поперечного сечения гондолы
двигателя (фюзеляжа) на
расстоянии 0,5DB от
плоскости вращения
винта [44, 67].
При проектировании
самолета учет
взаимовлияния винта и самолета обычно ограничивается формулой (6.6.1),
но можно использовать и сложные методы работы [67].
6.7. ТЯГА ВИНТА НА МАЛЫХ СКОРОСТЯХ
Тяга, развиваемая винтом на месте, называется статической
тягой. Определение ее в аэродинамическом расчете самолета
необходимо для расчета разбега и взлета. Для винтов, применяемых
на практике диаметров, тяга при разбеге и взлете почти всегда
меньше, чем тяга на месте. Поэтому величина статической тяги
неточно характеризует работу винта в условиях разбега и взлета;
кроме того, точность вычисления не всегда достаточна. Поэтому часто
принимают в качестве критерия работы винта при взлете тягу при
некоторой небольшой скорости, например 0,7VOTp.
Статическая тяга винта Rq (условия МСА, Н = 0, V = 0)
может быть определена следующими тремя способами.
Способ 1. Эмпирическая формула для предварительной
оценки [67]
/го = (зЗ,25л0^евзлОв)2/3, (6.7.1)
где относительный КПД винта Т|0 = 0,65...0,70.
179

Формула (6.7.1) не учитывает особенностей в работе ВФШ и
ВИШ.
Способ 2. Применение статистических формул первого
приближения [67].
Для ВФШ предлагается формула, учитывающая
относительный шаг винта,
-*(""♦?№•]
(6.7.2)
где элементы выражения
We
д>асч
относятся к расчетному режи-
расч
му при выборе параметров винта (разд. 6.4).
Для ВИШ рекомендуется следующая формула:
Ло =
15N
евзл (ХО
("с)тахЯв Ро
(6.7.3)
где коэффициент тяги
ао = (1,76-0,06^)^,
О"
0,005 1
,0,5
1+0,54
OMNf
(р0-0,005 У
-1
0,5
и коэффициент мощности Р0 вычисляются при стартовых условиях
N=New пс = (пс)тах и Р=Ро> которые приводят к следующей
расчетной формуле:
N е взл
р0 = 600
(«с)тах^в
(6.7.4)
Способ 3. Применение экспериментальной зависимости
между статической удельной тягой винта jt/? и нагрузкой на его
вметаемую площадь Fom (Рис- 6.7.1 [32]), тогда
Ro = kRN евзп- (6-7-5)
Примечание. Для ПД нагрузка на ометаемую площадь винта определяется
по формуле (6.3.1) при Nе = Nе взл • для ТВД ~ по следующей формуле, в кото-
180

рой коэффициент 0,9
учитывает долю
эквивалентной мощности ТВД,
подводимой к воздушному винту:
Fqm ~'
0,9N
е взл
kdI
и
X
cd
t=C
л
н
X
X
со
2
н
X
5
cd
Ъ6
о
<и
т
X
й
б
Для ТВД на
скоростях взлета тяга
аппроксимируется
следующей функцией:
/?v = (l-0,001V)/?0,
где скорость Vb км/ч.
Для ТВД и ПД,
оборудованных ВИШ,
среднюю тягу в
стандартных условиях
(МСА, Н=0) при
скорости 0,7V^р
возможно определить по приближенным формулам:
,033
л.с./м2
Нагрузка на ометаемую площадь винта
Рис. 6.7.1. Зависимость удельной тяги винта
от нагрузки на его ометаемую площадь
или
Лразб = 0,321Л^взл(^ом)
Яразб = 1 AN e взл
(6.7.6)
(6.7.7)
Примечание. Для ВФШ средняя тяга на 15...20 % меньше величины,
полученной по формуле (6.7.6) или (6.7.7).
Пример 6.7.1. Определить по ранее приведенным способам
статическую тягу винта для самолета с двигателем мощностью на
взлете 360 л.с; диаметр двухлопастного ВИШ 2,4 м, частота
вращения винта 1900 об/мин (31,7 об/с). Прототип с двигателем М14П и
винтом В530ТА-Д35 имеет статическую тягу в стандартных
условиях 535 даН [57].
Решение. 1. Расчет по приближенной формуле (6.7.1):
/го = (зЗ,25Ло^евзлОв)2/3 = Ь,250)65-360-2,4 )2/3 = 706 (даН).
181

2. Для ВИШ расчет по формуле (6.7.3).
Коэффициент мощности
р = 600^ = 600^^ = 0,0852.
nlDl 31,732,45
ао
Коэффициент тяги
= (1,76 - 0,06ЛГЛДР0 - 0,005 1
,0,5
1 + 0,54
0,01/Уд
(р0-0,005 Y
0,5
= (1,76 - 0,06 • 2X0,0852 - 0,005)
/
0,0 1-22
1 + 0,54
(0,0852-0,005^
0.5
-1
0.5
ао = 0,137.
Статическая тяга
75#евзл ао_ 75-360 0,137
/?0 =
("с)тах£>в Ро 31.7-2.4 0,0852
= 570 (даН).
3. Расчет по формуле (6.7.5). Нагрузка на ометаемую площадь
винта
_ Мевзл _ 360 _ ^л.с.
ОМ 9 9
тф\ л2,42
м
4 4
По графику на рис. 6.7.1 определяется Icr = 1,35... 1,51. Тогда
статическая тяга
/го = ^^евзл=(Ь35...1,51)-360 = 486...544 (даН).
182

Глава 7
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ
САМОЛЕТА С ПОРШНЕВЫМИ
ДВИГАТЕЛЯМИ
В данной главе рассматриваются методы определения
параметров пассажирских легких самолетов нормальной категории (по
классификации АП 23).
Предварительное значение параметров определяется по
формулам разд. 7.1, расчетное значение - по методике разд. 7.2.
1Л. ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЕ ЗНАЧЕНИЕ
ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
В данном разделе определение предварительных значений
проектных параметров легкого самолета основано на
статистических моделях, назначение которых - получение некоторой
начальной информации для процесса проектирования.
Вес полезной нагрузки
Вес полезной нагрузки GUh > включая вес экипажа и
снаряжения, как правило, указывается в ТЗ на проектирование нового самолета.
Для справки: статистическая зависимость имеет вид
Gm = kmNnM + 93N3K* (7.1.1)
где jfcnn = Gnu/Nnac ~ коэффициент, учитывающий вес пассажира, а
также вес багажа и грузов, приходящийся на одно пассажирское
место. Как показала обработка ограниченного статистического
материала, величина этого коэффициента составляет 81... 109 даН/пас
при наиболее вероятном значении, равном 90 даН/пас.
Взлетный вес
Предварительное значение взлетного веса самолета можно
определять различными способами.
Наиболее простой способ оценки взлетного веса самолета
реализован в виде следующей формулы:
183

~ _ Gnu
Go~7F~T
(7.1.2)
гДе (GnH^crr " относительный вес полезной нагрузки (весовая отдача
самолета), определяемый по статистическим данным одного или
нескольких самолетов, имеющих близкие к проектируемому
самолету ЛТХ, ВПХ и уровень технического совершенства.
Предлагаемый способ основан на уравнении весового баланса
самолета, которое здесь представлено в виде
Gnu "*" Спуст
Go = -
1-G„
(7.1.3)
Для вычисления веса пустого самолета предлагается
следующее уравнение регрессии, определенное методом наименьших
квадратов по данным на рис. 7.1.1:
Gnycr = 0,631Go-38 • (7.1.4)
о
ее
о
н
0Q
3000
2500
1500
1000
500
н
V»
ц_
1
»
33;
&
£
Р
t
;•
У
4^л
ft
у
*е'
^
++'
4
*-*
<
\'
*
*
У
*>
Г
*
«^
+ 10%|
1 I
-1С
Г/о
500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000
Взлетный вес самолета. даН
4500
Рис, 7. /. /. Зависимость веса пустого самолета от его взлетного веса:
• - самолеты с одним двигателем; А - самолеты с двумя
двигателями; 33 - номер самолета по таблице приложения 2, соответствую-
щи и самол ету Як- I8T
184

Уравнение (7.1.4) отражает очевидный факт, чем больше
взлетный вес самолета, тем больше у него вес пустого самолета.
СКО формулы (7.1.4) по данным 61 самолета составляет 8,8% [10].
Формула (7.1.3) с учетом (7.1.4) после элементарных
преобразований примет вид
Gnu ~~ 38
Go= (7.1.5)
0,369-GT
При расчете Go по (7.1.5) для вычисления сг предлагается
известное выражение:
— LTex Св min ,_ fl ,ч
GT~ , (7.1.6)
270КтахЛв
которое при среднестатистических значениях г|в и Се min
преобразуется к известной формуле:
GT = ^ех , (7.1.7)
800ККрейс
где аэродинамическое качество самолета в крейсерском полете
Ккрейс определяется по приближенным формулам
аэродинамического расчета или принимается в зависимости от степени
аэродинамического совершенства самолета [67]:
Ккрейс = 6...7 - самолет плохой аэродинамической формы
(шасси без обтекателей, подкосы и расчалки, фюзеляж с открытой
кабиной);
Ккрейс = 8...9 - самолет среднего аэродинамического качества;
Ккрейс = Ю...11 - самолет хороших аэродинамических форм;
Ккрейс - 12... 14 - самолет высокого аэродинамического
качества.
Пример 7.1.1. Определить предварительное значение
взлетного веса легкого двухместного (пилот и пассажир) одномоторного
самолета при следующих исходных данных: максимальная полезная
нагрузка сш = Gnac + С/груз + G3k = 77+90+93 =260 даН техническая
дальность полета с максимальной полезной нагрузкой составляет
185

LTex = 600км. Схема самолета - подкосный высокоплан с неуби-
рающимся шасси без обтекателей, ГО имеет подкосы, кабина
закрытого типа. Прототип (И-1Л) имеет весовую отдачу по полезной
нагрузке (включая пилота) 0,303.
Решение:
1. Расчет по формуле (7.1.2)
Go = _£™_ = 2*L « 860 (даН).
° (GnH)CT 0,303
2. Расчет по формуле (7.1.5)
2.1. Учитывая особенности схемы самолета, принимается
Ккрейс ~~ ''^ •
2.2. Вычисляется относительный вес топлива
- _ ^тех _ 600 Ql
Т 800Ккрейс 800-7,5
2.3. Предварительное значение взлетного веса при
значении относительного веса топлива 0,1
Guh-38 260-38 олс/ ¥1Ч
Go = — = « 825 (даН).
0,369-GT 0,369-0,1
Выбор способа определения Go зависит от конкретной
информации, располагаемой на данном этапе проектирования. Хороших
результатов можно достигнуть, если располагаемая информация
позволяет применить разные способы. В этом случае рекомендуется в
качестве расчетной величины Go использовать
среднеарифметическое значение взлетных весов, вычисленных разными способами. По
результатам примера 7.1.1 средняя величина взлетного веса
составляет 843 даН.
Взлетная энерговооруженность самолета
Статистическая обработка данных приложения 2 показала, что
для одномоторных самолетов взлетная энерговооруженность
составляет 0,14...0,18 л.с./даН, для двухмоторных-0,18...0,23 л.с./даН.
Отмеченные факты объясняются, прежде всего, отличием в
скоростных характеристиках указанных групп самолетов, от кото-
186

рых существенно зависит их взлетная энерговооруженность. Так,
крейсерская скорость одномоторных самолетов в среднем
составляет 231 (± 44) км/ч (в скобках указана СКО), а двухмоторных
самолетов - 317 (±50) км/ч.
При дальнейшем анализе были получены следующие
уравнения регрессии для предварительного определения No П01:
для самолетов с одним двигателем
(7.1.8)
yV0 = 0,18G0 + 0,146l/Kpeftc-53;
для самолетов с двумя двигателями (суммарная мощность)
W0 = 0,183G0 + 0,64\/ -128.
(7.1.9)
Примечание. Размерности в формулах (7.1.8) и (7.1.9): No,nc; Go-A3^
креис
, км/ч.
По данным 40 самолетов СКО формулы (7.1.8) около 10 %
(рис. 7.1.2); СКО формулы (7.1.9) около 8 % (рис. 7.1.3)- данные 18
самолетов.
Добавление
дополнительных членов, зависящих
от длины разбега £разб> почта
не повлияло на величину
СКО, что объясняется
близкими взлетными
характеристиками для каждой группы
самолетов.
Итак, с помощью
формул (7.1.8), (7.1.9)
вычисляется предварительное значение
взлетной мощности силовой
установки легкого самолета
yVo и его взлетной энерговоо-
450
£^ 350
о Ь
s£ 250
к со
get
5§ 150
50
75
30\
^~
\/%*
23
&
+ 10% |
г 1
• '
1>-10%|
33
24
150 250 350
Фактическая мощность
одного двигателя, л.с
— No
руженности No- — •
Go
Пример 7.1.2.
(продолжение примера 7.1.1). Оп-
Рис. 7.J.2. Иллюстрация точности
формулы (7.1.8):
15 - номер из таблицы
приложения 2, соответствующий
самолету Beagle «Terrier 2»; 23 - PZL-104;
24 - ЕЛ 7; 30 - Ил-103; 33 - Як-18Т
187

. .800
х>х
о 5 боо
i
«J CQ
О. П
200
!•/•*
?
\ У
_f\
fi
rf
►
/а
ш'
г
+10%|
1 У 1
У
щ
л»
г jy\
' 55]
% J
400 600 800
Фактическая мощность
двух двигателей, л.с.
Рис. 7.1.3. Иллюстрация точности
формулы (7.1.9):
44 - номер из таблицы
приложения 29 соответствующий самолету
Aero 145; 50 - F-20; 55 - В60
ределить предварительное
значение взлетной мощности уу0
и взлетной
энерговооруженности легкого одномоторного
самолета при следующих
исходных данных:
предварительное значение взлетного
веса 843 даН, крейсерская
скорость 140 км/ч.
Решение: 1. Расчет
предварительного значения
No (формула (7.1.8))
/V0 = 0,18G0-b0,146V/Kpefic-53 =
= 0,18-843 + 0,146140-53,
АГо = 120(л.с).
2. Расчет
предварительного значения взлетной энерговооруженности
— No 120 П1 л.с.
No = — = ~°>14 •
Go 843 даН
Взлетная удельная нагрузка на крыло
Из анализа статистических данных легких самолетов в
приложении 2 следует, что выбор в качестве аргумента Go ДЛЯ
определения площади крыла или удельной нагрузки на крыло не
обеспечивает необходимую точность расчетных формул. Например, для
уравнения регрессии на рис. 7.1.4 СКО составляет более 15 %.
Для предварительного определения /?0 методами
корреляционного анализа и множественной линейной регрессии были
получены [10] следующие зависимости:
для самолетов с одним двигателем
p0 = 0,185N0 + 0,0654VKpeflc+0,0558Lpa36 + 15,5; (7.1.10)
для самолетов с двумя двигателями
188

р0 = 0.0975Л^о + 0,302\/крейс+0,0142/.разб-22. (7.1.11)
Примечание. Размерности в формулах (7.1.10), (7.1.11): УКрейс км/ч;
М).л.с; ^разб.м- Ро-даН/м •
се
* 1
^^ 125
5 ?
е=: о.
75
25
1 J
^
75
"~W
"5?
еЛ*>
F
•
4/
Л
- *
▲
Га
j00^
.±.
-л
>
-10%
J*
+10.%|
■60'
500 1000 1500 2000 2500 3000
Взлетный вес самолета, даН
3500 4000
Рис. 7.1.4. Зависимость между взлетной удельной нагрузкой на крыло и
взлетным весом самолета:
• - самолеты с одним двигателем; А - самолеты с двумя
двигателями; 18 - номер самолета из таблицы приложения 2,
соответствующий самолету SOCA ТА ТВ10; 41 - IAR-824; 50 - F-20; 58 - Ан-14А;
60-Do 128-2
СКО для формулы (7.1.10) не превышает 8,9% (рис. 7.1.5);
СКО для формулы (7.1.11) составляет 9,4 % (рис. 7.1.6).
Рис. 7.1.5. Иллюстрация
точности формулы (7.1.10):
5 - номер самолета из
таблицы приложения 2,
соответствующий самолету Aero Boero 115;
6 - SOCA ТА MS-880B; 18 - S0-
СА ТА ТВ 10; 33 - Як-18Т
S
X
JQ
S5
Р*
>ч
ная
ъ
=;
2
я
X
Расч
2
CQ
*
Й
с*
el
О
О,
*
Л
узк
нагр
ZV
Г\Г\.
ии*
on.
olr
60-
ч
/
j
г
у
^
'•б
1
Р 1^
•33
J
V/
9 г
/
.<
4
1
+ 10%]
' f 1
-1
f
г
8
0%
40
60
80 100 120
Фактическая взлетная удельная
нагрузка на крыло, даН/кв.м
189

200
S *
I OQ
О
с?
о. 125
ed
X
s
CO
&
x
100
75
J
^
/
У
/if
'
/
Ml
щ w
*49
1 + I0%|
Й
ГЧГ
10%
50 100 150 200
Фактическая взлетная удельная
нагрузка на крыло, даН/кв.м
Рис. 7.1.6. Иллюстрация точности
формулы (7.1.11):
49 - помер самолета из таблицы
приложения 2у соответствующий Лк-
корд-201
Пример 7.1.3.
(продолжение примера 7.1.2).
Определить предварительное
значение взлетной удельной
нагрузки на крыло легкого
одномоторного самолета при
следующих исходных
данных: крейсерская скорость
140 км/ч, длина разбега 300 м
и предварительное значение
взлетной мощности силовой
установки 120 л.с.
Решение: для
самолетов с одним двигателем
(формула (7.1.10))
р0 = 0,185/V0 + 0,0654 Vh
крейс
+ 0,0558 Lpa36 +15,5 =
= 0,185•120 + 0,0654 140 + 0,0558 -300 + 15,5 = 63,6
даН
7.2. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА В
ОБЛАСТИ ЕГО СУЩЕСТВОВАНИЯ
Предлагаемый графоаналитический метод определения
значений взлетной энерговооруженности самолета 77о и его взлетной
удельной нагрузки на крыло /?0 основан на
теоретико-статистических зависимостях, когда вид какой-либо формулы дает теория
полета самолета, а статистическая информация позволяет уточнить
значения коэффициентов, входящих в формулу.
Вначале (разд. 7.2.1...7.2.5) отдельно рассмотрено влияние на /;0
и 77о основных ЭТТ и НЛГС при взлете, посадке и наборе высоты, а
также требований скоростных характеристик. В разд. 7.2.6 приведена
общая схема построения области допустимых значений проектных
параметров и в разд. 7.2.7 - основные рекомендации при ее анализе.
190

7.2.1. ПАРАМЕТРЫ САМОЛЕТА И
ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЗЛЕТА
Согласно АП 23.51 для самолетов нормальной категории
взлетная дистанция - это расстояние по горизонтали от точки старта
до точки на высоте 15 м над взлетной поверхностью (рис. 7.2.1).
Рис. 7.2.1. Схема взлета легкого самолета нормальной категории
Для получения формулы расчета LB3J1 применяется
энергетический подход с упрощающими предположениями, которые, не
искажая существа явления, позволяют получить решения в
окончательном виде при простом математическом аппарате.
Изменение энергии самолета при взлете, начиная с момента
старта (величина энергии £,Взл = 0) Д° конечной точки взлетной
дистанции, количественно равно полной энергии самолета на высоте 15 м:
Д£взл " А
Я=15
_тоУвзл , _ nlj _Г
= + mQgH = 0<
rv2
2g
\
(7.2.1)
где /;;о - взлетная масса самолета.
Изменение энергии Д£взл происходит вследствие работы силы
тяги силовой установки R и аэродинамического сопротивления Ха»
а на участке разбега и силы трения качения F (рис. 7.2.2,а). Все эти
силы действуют в направлении движения. Их равнодействующая
есть избыточная тяга AR (рис. 7.2.2,6)
ДЯ =/? -(F + Xa)-
191

kR, Xa, F, даН
500) —-.^^_
400-
300-
200-
100-
t ^^^^*"^**
AR
£t£>
xa
■ Sp^^Ese |
R
0
50 100 V, км/ч
6)
Puc, 7.2.2, Схема сил (а) и пример их зависимости от скорости движения
(б) при разбеге легкого самолета
Если для взлетной дистанции £взл принять некоторое среднее
значение избыточной тяги
ДЯсР =
1 U
£взл 0
взл г I
J [R -(F+Xa)№,
то ее работа будет
Авзл - Д/?Ср£взл -1R (F + Xа)1срLвзл •
(7.2.2)
Изменение полной энергии самолета ДЕВЗЛ количественно
равно работе Авзл- Поэтому, приравняв (7.2.1) и (7.2.2), после
элементарных преобразований можно получить формулу для
определения длины взлетной дистанции
£взл —
V2
V взл
2g
+ 15
VL+ 15-2*
[R-(F + Xa)l
ср
Go
2g
(r f+хЛ
Jcp
(7.2.3)
[Go Go
F+X
Если пренебречь значениями 15 -2g и (ввиду их отно-
Go
сительной малости), то из формулы (7.2.3) следует
192

,2
jb:
2g(R/Go\
У взл _
Uui = л ,\T_ ч • (7.2.4)
В соответствии с НЛГС (АП 23.53(b)) взлетная скорость увзл
на высоте 15 м над уровнем земли пропорциональна скорости
сваливания во взлетной конфигурации Усвзл и для проектировочных
расчетов можно принять (в условиях МСА, #= 0):
v2 =,2 „2 =,2 2G0 =,2 2£0
У взл Квзл^свзл *взл «^ взл п С '
^0 j/ max взл ^0 .V max взл
где JtB3J1 > 1,2 -коэффициент пропорциональности, определяемый в
соответствии с НЛГС (АП 23.53).
Таким образом, выражение (7.2.4) для взлетной дистанции
преобразуется к виду
*\
т кюл2р0 р0
ЬвЗЛ — г (р//^ \ ~~ U г* ~~ Kwl/вЗЛ' yi.&'J)
Ро£^>> max взл V*/Go /ср Су max взл /?0
гДе 7?о ~~ взлетная тяговооруженность самолета; ки ~ коэффициент
пропорциональности; [/взл -обобщенный взлетный параметр.
Учитывая, что тяговооруженность самолета #0
пропорциональна д^о> можно записать следующее выражение для
обобщенного взлетного параметра:
,2
(7.2.6)
^взл
даН2
м л.с.
Су max взл No
Очевидно, что от этого параметра зависит и дистанция разбега.
На рис. 7.2.3 приведены графики зависимостей от параметра
(/Взл как взлетной дистанции, так и длины разбега (то и другое
при #=0, условия МСА) для самолетов, сертифицированных по
FAR 23, [77].
Для взлетной дистанции и длины разбега уравнения регрессии,
определенные методом наименьших квадратов по данным на
2 2
рис. 7.2.3 (для [/взл = 150...500 даН /(м л.с)), имеют вид
193

Ьвзл — 1^4
/>о
-у max. взл
■^ + 74 ;
No
1разб = 0,00081/^,+057t/B
(7.2.7)
(7.2.8)
г
U*
1>
г?
Л
о.
S
ч
5
ж
S
=J
р
о
И1Г
ная
5
5
со
800
700
600
500
400
300
200
100
о
<■
f- i*
■
si
"Ч
"""■"<
• j?
ш
4
*
н*^
1 ' ■
■
<\А
s
X
i
^
■ .
,'
*
2 ...
100 200 300 400 500 600
Обобщенный взлетный параметр, (даН~)/(м"л.с.)
Рис. 7.2.3. Зависимости от обобщенного взлетного параметра Ue3Jt:
1 - взлетная дистанция; 2 - длина разбега
СКО формулы (7.2.7) не более 8%, СКО для формулы (7.2.8)
равно 15%. Однако коэффициенты корреляции этих уравнений
достаточно высоки - не менее 0,93.
Из формулы (7.2.7) следует зависимость между р0 и No Для
случая, когда в ТЗ задана взлетная дистанция (условия МСА, Н= 0)
1.24/>0
#0 = '
' у max взл v /^взл
(£взл~74)
(7.2.9)
.2. Т7
Примечание. Размерности в формуле (7.2.9): Pq, даН/м ; No- л.с/даН;
/>взл •м*
Уравнение (7.2.7) аппроксимирует LB3J1 в диапазоне
2 2
I/взл = 150...500 ДаН /(м л.с), поэтому формула (7.2.9) применима
194

при £Взл не менее 250 м. Если в ТЗ указана взлетная дистанция
менее 250 м, то в этом случае необходимы специальные исследования,
которые здесь не приведены.
Когда в ТЗ указана длина разбега, то расчетная формула была
получена следующим образом. Предварительно по данным
рис. 7.2.3 методом наименьших квадратов было получено уравнение
регрессии
£/взл=4,89^:™\ (7.2.10)
которое характеризуется высоким коэффициентом корреляции,
равным 0,95, и СКО не более 12%.
Из формулы (7.2.10) с учетом (7.2.6) следует зависимость ме-
ЖДУ Ро и Л^0 для случая, когда в ТЗ задана длина разбега (Н = 0,
условия МСА)
1±
4,89С v max MJ1 и>Разб)
"0 = "/ 40,746- (7-2Л1>
у max взл V-разб)
Примечание. Размерности в формуле (7.2.11): р^, даН/м2; £Разб. м'«
#0|л.с./даН.
Пример 7.2.1. Оценить влияние механизации крыла на
зависимость между д^о и Ро для легкого самолета, если задана длина
разбега 300 м (при Я=0, условия МСА). В расчетах принять:
Cv max взл = Су max = 1»2 - для крыла без механизации; а для крыла с
механизацией в виде простого закрылка - Cv max взл = 1*6.
Для проведения расчетов используется формула (7.2.11),
результаты приведены на рис. 7.2.4.
На рис. 7.2.4 показаны граничные линии Су max взл= const»
выше которых находится область допустимых значений 77о и Ро
при заданном значении Су max взл • Ниже этих линий - область
значений JJq и р0, при которых не выполняется требование заданной
длины разбега. Например, точка Л с координатами 77о = 0,15 л.с./даН
и р0 = 70даН/кв.м • Если на проектируемом самолете крыло без
механизации (в этом случае по условию примера Су max взл = 1»2),
195

то точка А и соответствующие ей параметры д^о и Ро нах°Дятся в
области недопустимых значений параметров самолета, что означает
не выполнение требования обеспечения длины разбега 300 м.
Однако если на крыле проектируемого самолета установить механизацию
(в примере - простой закрылок, обеспечивающий Су тахвзл = 1*6),
то точка А и, следовательно, параметры No = 0,15 л.с./даН и
/?0 = 70даН/кв.м будут находиться в области допустимых
значений параметров самолета и требование обеспечения длины разбега
300 м выполняется.
I
ей
с*
J3
в
о
X
X
*
о,
о
о
CQ
о.
X
«
X
0Q
0,25
0,20
0,15
0,10
0,05
^
L^^ I
А
А
^
ь-\\^
1
^ у:
2
5
0 20 40 60 80 100
Взлетная удельная нагрузка на крыло, даН/кв.м
Рис. 7.2.4. Область допустимых значений параметров самолета из
условия заданной длины разбега
7.2.2. ПАРАМЕТРЫ САМОЛЕТА И
ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Согласно НЛГС (АП 23.75) для легких самолетов посадочная
дистанция - это расстояние по горизонтали от точки на высоте 15 м
над посадочной поверхностью до момента полной остановки
(рис. 7.2.5).
196

2*
V>h3Vcnoc
Lnnn — L67Z,
ппд — ьи/^пос
V=K
.muuuuuMuwwuwmwimv
'ITOC
ПОС
У=0
^WkWWuiuuunuuJ
Потребная посадочная дистанция 1Ппд
А/с. 7.2.5. Схема посадки легкого самолета
В соответствии с НЛГС установившийся полет (планирование)
при заходе на посадку должен выдерживаться до высоты 15 м со
скоростью, которая не менее чем в 1,3 раза больше скорости
сваливания в посадочной конфигурации Vcnoc-
В эксплуатации самолета его вес при посадке может иметь
различное значение и обычно лежит в пределах между значением
веса пустого снаряженного самолета с максимальной полезной
нагрузкой плюс резерв топлива и величиной, равной взлетному весу.
Максимальное значение посадочного веса самолета
устанавливается его конструктором в зависимости от особенностей
применения самолета. Статистические значения относительного веса са-
— С/пос
молета при посадке Gnoc = по Данным легких самолетов при-
Go
ведены в табл. 7.2.1.
Таблица 7.2.1
Число двигателей
на самолете
Один двигатель
[ Два двигателя
Значение относительного посадочного веса
минимальное
0,95
0,88
среднее
0,99
0,99
максимальное
1,00
1,00
Предполагая движение при пробеге равнозамедленным, его
длину можно определить по известной формуле:
^проб —
V2
У ПОС
2а
(7.2.12)
проб
197

где \/Пос " посадочная скорость, пропорциональная скорости
сваливания Vcnoc (Jfcnoc - коэффициент пропорциональности),
Vnoc - к
ПОС У С ПОС '
(7.2.13)
аПроб -ускорение на пробеге, которое в основном (на 65...75 %)
определяется силами трения колес о поверхность аэродрома, т.е.
можно принять (Jtnpo6 " коэффициент пропорциональности)
Япроб — ^проб/торм^ '
(7.2.14)
здесь /торм - коэффициент трения заторможенных колес шасси о
поверхность аэродрома.
Таким образом, с учетом (7.2.13) и (7.2.14) выражение (7.2.12)
примет вид
£проб ~~"
к2 V2
к пос у с пос
к пос
т2
У£пос = const-Vi„ос- (7.2.15)
^%к проб J торм ^8* проб J торм
Следовательно, длина пробега легкого самолета
пропорциональна квадрату скорости сваливания в посадочной конфигурации.
На рис. 7.2.6 показана зависимость длины пробега от Vcnoc
(условия MCA, #=0) для легких самолетов, сертифицированных по
FAR 23, [77].
2
2
обе
Q-
г
Л
X
5
600
500
400
300
200
—•**
«г-*
^±
^
\
*4
i—
—v
*
**»
%
100
О 5000 10000 15000 20000 25000
Квадрат скорости сваливания в посадочной
конфигурации, (км/ч)2
Рис. 7.2.6. Зависимость между длиной пробега и скоростью сваливания в
посадочной конфигурации самолета
198

На основании зависимости (7.2.15) уравнение регрессии,
определенное методом наименьших квадратов по данным на рис. 7.2.6,
имеет вид
Lnpo6 = 0,0227Vc2noc. (7.2.16)
Коэффициент корреляции для выражения (7.2.16) составляет
0,92; СКО не превышает 16%.
Скорость сваливания в посадочной конфигурации (условия
МСА, Н=0) на этапе предварительного проектирования
определяется по формуле
Ус пос — J "
2Gnoc
(м/с). (7.2.17)
S PoCy max пос
Учитывая, что Gnoc = GnocG(b формула (7.2.17) преобразуется
-■
Ус пос = 4,4 J °ПОсР0 (км/ч). (7.2.18)
v max пос
Таким образом, на основании (7.2.16) и (7.2.18) зависимость
междур0, Lnp06 и типом механизации крыла (Су тах пос) будет
p0 = 0,212Lnpo6^maxnoc. (7.2.19)
Gnoc
Примечание. Размерности в формуле (7.2.19): р^, даН/м ; Lnpo6- M- Зна-
чение Gnoc можно принять по табл. 7.2.1.
Анализ посадочных характеристик легких самолетов показал
высокую корреляционную зависимость между посадочной
дистанцией и длиной пробега (рис. 7.2.7 [77]).
Для посадочной дистанции уравнение регрессии,
определенное методом наименьших квадратов по данным на рис. 7.2.7, имеет
вид
Lnoc = 3f308lJ$. (7.2.20)
Коэффициент корреляции для выражения (7.2.20) равен 0,95 и
СКО не превышает 11%.
199

DC
X
О
о
о
С
1000
800
600
400
200
0
-
А
**
<
* 1^^
£3
' •
*
>>г
г
i
#
4
100 200 300 400
Длина пробега, м
500
600
Рис. 7.2.7. Зависимость между посадочной дистанцией и длиной
пробега легких самолетов
В работе [77] предлагается более простая формула:
Lnoc = l,938Lnpo6, (7.2.21)
для которой коэффициент корреляции равен 0,92 и СКО около 12%.
Таким образом, если в ТЗ задана посадочная дистанция, то с
учетом зависимости (7.2.21) формула (7.2.19) примет вид
f\ * f\r\ LnocCy max noc
p0 = 0,109 =
(7.2.22)
'noc
Примечание. Размерности в формуле (7.2.22): /?q, даН/м ; Lnoc, м.
Значение Gnoc можно принять по табл. 7.2.1.
Пример 7.2.2 (продолжение примера 7.2.1). Оценить влияние
механизации крыла легкого самолета на зависимость между дГ0 и
/?0, если задана длина пробега 200 м (условия MCA, H =0).
Относительный посадочный вес Gnoc = 0,95. При расчетах принимается:
Су max noc = Cy max = Ь2 - Для крыла без механизации;
Cv max noc = W " Для крыла с механизацией в виде простого
закрылка.
Для проведения расчетов используется формула (7.2.19).
Полученные результаты представлены на рис. 7.2.8 в виде прямых,
параллельных оси ординат, поскольку принимается, что на посадке
200

двигатель работает на режиме, близком к «малому газу», и поэтому
отсутствует влияние силовой установки. Каждая из линий на
рис. 7.2.8 является границей между областью допустимых значений
параметра /?0 при соответствующем Cvmaxnoc (слева от граничной
линии) и областью недопустимых значений параметра /?q (справа
от граничной линии).
ас
х
%
о g
8 б
а:
(Г)
з
а:
ч
со
«
0,20
0,15
0,10
0,05
II 1 1 1
1 С v max пос 1
fetf ■
1
1
г
1
■ 1
А
№
§
г
20
40
60
80
100
Взлетная удельная нагрузка на крыло, даН/кв.м
Рис. 7.2.8. Область допустимых значений параметров самолета
из условий заданной длины пробега
В качестве примера рассмотрим на рис. 7.2.8 точку А с
координатами ]vo= 0,15 л.с./даН и /?о = 70даН/кв.м. Если на
проектируемом самолете крыло без механизации (по условию примера
граничная линия соответствует Cv max пос = 1»2), то точка А и,
следовательно, параметр /?о = 70даН/кв.м находятся в области
недопустимых значений параметров самолета, что означает невыполнение
требования обеспечения длины пробега 200 м. Однако если на
крыле самолета использовать механизацию (по условиям примера -
простой закрылок, обеспечивающий Су max пос = ''9), то точка А и,
следовательно, параметр /70 = 70даН/кв.м будет находиться в
области допустимых значений параметров самолета и требование
обеспечения длины пробега 200 м выполняется.
201

7.2.3. ПАРАМЕТРЫ САМОЛЕТА И ЕГО
СКОРОПОДЪЕМНОСТЬ
В приложении 6 приведен вывод формулы для определения
максимальной скороподъемности самолета на расчетном режиме
работы двигателя(ей):
УутмН = 151с№Ан\1взл\Мо- л 2'8 Jfr- <7-2-23>
: ^тах мех "
Для самолетов с ПД в формуле (7.2.23) обозначено: коэффици-
ент кПв= ПРИ неработающем одном двигателе многомо-
торного самолета и kRB = 1,0 - при нормальной работе всех
двигателей, а также в случае одномоторного самолета; |ИВЗЛ -
коэффициент, учитывающий наличие у двигателя взлетного режима: если
взлетный режим отсутствует, то Цвзл = 1> иначе Двзл<1; eMQX и
Ктах мех "" соответственно коэффициент Освальда и максимальное
аэродинамическое качество самолета с механизацией крыла в
выпущенном положении, если она имеется.
Согласно АП 23.65(a) требования к набору высоты со всеми
работающими двигателями предусматривают, что каждый самолет
должен иметь установившуюся скороподъемность на уровне моря
(МСА, Н= 0) не менее 1,5 м/с в следующих условиях:
1) скорость не менее 1,2VC взл;
2) шасси убрано (если оно убирающееся);
3) режим максимальной продолжительной мощности
(расчетный режим работы двигателя(ей));
4) закрылки во взлетном положении и другие условия [3].
В перечисленных условиях при МСА иЯ=0 для (7.2.23)
можно принять: Дя = 1; кдв = 1,0; Ан = 1,0; Г|в = °>61 ...0,73; емех = еюп;
Ктах мех = Ктах взл • ПРИ ЭТ0М выражение (7.2.23) примет вид
50Цвзл^о—г 1 f^- 02.24)
^/^взл Ктах взл
202

Если в соответствии с НЛГС принять Vy max 0- 1,5м/с, то из
формулы (7.2.24) после элементарных преобразований получается
расчетная зависимость между параметрами самолета #о и Ро
( \
»°-]г
взл
0,03 +
0,056
взл К
'у[Р0
взлетах взл
(7.2.25)
.2. Т7
Таблица 7.2.2
Примечание. Размерности в формуле (7.2.25): /?q, даН/м ; Nq, л.с./даН.
(Хвзл = 0,83...0,91, если двигатель имеет взлетный режим, иначе М-взл = '
Таким образом получена основная формула для определения
параметров самолета из условия обеспечения скороподъемности не
менее 1,5 м/с. Для расчетов первого приближения формулу (7.2.25)
можно упростить.
Во-первых, задавшись среднестатистическим значением
удлинения крыльев самолетов с одним ПД X = 7,33 и с двумя
двигателями - X - 8,24, а также, приняв коэффициент Освальда для крыла без
механизации е = 0,80...0,85 и при
взлетном положении закрылков
евзл = 0,75. ..0,80, получат
следующие значения для
коэффициента кх взл = Я*взл - табл- 7-2-2-
Во-вторых, можно
предположить, что величина Ктах взл
пропорциональна максимальному аэродинамическому качеству в
полетной конфигурации Кщах> те-
Ктах взл = £н.в Ктах> (7.2.26)
здесь значения коэффициента кн,в приведены в табл. 7.2.3.
Таблица 7.2.3
Количество
| двигателей
1 двигатель
[ 2 двигателя
Механизация крыла |
Есть
*Лвзл=5'86
6,49
Нет
6,18
6,81
Количество
двигателей
Один двигатель
Два двигателя
Механизация крыла
Есть
ШУ
*н.в = 0,78
0,80
ШнУ
0,85
0,86
Нет |
ШУ
1,0
1,0
ШнУ
1,0
1,0
203

Примечание. В табл. 7.2.3 обозначено: ШнУ - неубирающееся шасси;
ШУ - убирающееся шасси.
Таким образом, с учетом принятых допущений (табл. 7.2.2 и
формулы (7.2.26)) выражение (7.2.25) примет следующий вид:
- ^ ! L™ °'056 Г—
No> 0,03 + / Jp0
взл&н.вКтах
(7.2.27)
Примечание. Размерности в формуле (7.2.27): /?q, даН/м2; Nq, л.с./даН.
Значения коэффициента кХвзл в табл. 7.2.2, коэффициента &н.в в табл. 7.2.3.
|ИВЗЛ = 0,83...0,91, если двигатель имеет взлетный режим, иначе |LlB3J1 = 1.
7.2.4. ПАРАМЕТРЫ САМОЛЕТА И ГРАДИЕНТ
НАБОРА ВЫСОТЫ
В приложении 6 приведен вывод формулы для определения
угла наклона траектории наиболее крутого подъема самолета при
расчетном режиме работы двигателя(ей):
9тах г= J • ( /.Z.Z8)
| Кг
-мех
?тах
' ~ " 1Г ¥^тах мех
К max мех
Для самолетов с ПД в формуле (7.2.28) обозначено: коэффици-
ент kRB = при неработающем одном двигателе и £дв = 1,0
#дв
- при нормальной работе всех двигателей, а также в случае
одномоторного самолета; |ИВЗЛ = 1 - взлетный режим двигателя отсутствует,
иначе |1взл < 1; еМех и Ктах мех ~ соответственно коэффициент
Освальда и максимальное аэродинамическое качество самолета с
механизацией крыла в выпущенном положении, если она имеется.
Градиент набора высоты со всеми работающими
двигателями
Согласно АП 23.65(a) требования к набору высоты со всеми
работающими двигателями предусматривают, что каждый
сухопутный самолет должен иметь установившийся градиент набора
высоты не менее 1:12 (0Н = 0,0833 рад или 4,78°) в следующих условиях:
204

1) скорость не менее 1,2V c взл;
2) шасси убрано (если оно убирающееся);
3) режим максимальной продолжительной мощности
двигателями) (расчетный режим);
4) закрылки во взлетном положении и другие условия [3].
В перечисленных условиях при МСА иЯ=0 для (7.2.28)
можно принять: АН = 1; кдв = 1,0; Ан = Ю; К max мех = К max взл i
емех = еюп; Лв = 0,61...0,73. При этом выражение (7.2.28) примет вид
!£
етах=1^Ш^./-^зл !_. (7.2.29)
у/?0 у К max взл К
max взл
Если в соответствии с НЛГС принять 0тах = 0Н, то из формулы
(7.2.29) после несложных преобразований получается следующая
зависимость между проектными параметрами самолета J/q и /?0:
_ . 0,065 К max взл /—
#о*-—J— V^o
М^взл I ^взл
< 1 ^
—+е„
к
max взл
(7.2.30)
Таким образом, получена основная формула для определения
параметров самолета из условия обеспечения нормируемого
градиента наборы высоты при взлете со всеми работающими
двигателями.
Для расчетов первого приближения формулу (7.2.30) можно
упростить, приняв допущение (7.2.26) и статистическое значение
для коэффициента к\
- > 0,065 /fcH.BKmax ПГ
^взл I ^А. взл
I ^
&н.вК
•+е„
max
(7.2.31)
)
Примечание. Размерности в формулах (7.2.30) и (7.2.31): /?q, даН/м2;
^q, л.с./даН. Значения коэффициента кХвзп в табл. 7.2.2, коэффициента &н.в
в табл. 7.2.3. Угол 0Н равен 0,0833 рад; |ИВЗЛ = 0,83...0,91, если двигатель
имеет взлетный режим, иначе \1ЮЛ = 1 •
205

Градиент набора высоты с одним неработающим
двигателем
Для поршневых самолетов нормальной категории требования к
набору высоты с одним неработающим двигателем устанавливают,
что (АП 23.67(a)):
1) критический двигатель не работает и его воздушный винт
находится в положении минимального сопротивления;
2) остальные двигатели работают на режиме максимальной
продолжительной мощности или тяги (расчетный режим);
3) шасси убрано (если оно убирающееся);
4) закрылки в наиболее благоприятном положении и другие
условия [3].
Согласно АП 23.67(b) для многодвигательных поршневых
самолетов нормальной категории с неработающим двигателем
предусмотрено, что в условиях МСА на высоте 1500 м над уровнем
взлетной поверхности и на скорости полета не менее 1,2V51 (Vs\ -
скорость сваливания в принятой конфигурации) градиент набора
высоты должен составлять величину, указанную в табл. 7.2.4 [3].
Градиент траектории, равный 1,5%, соответствует углу наклона
траектории 0Н = 0,015 рад.
Таблица 7.2.4
Go^2720Krc
Успос- 113км/ч
[ Положительный градиент
^/спос> 113км/ч
Go>2720Krc
-
Градиент не менее 1,5%
В перечисленных условиях при МСА и #= 1500 м для (7.2.28)
принимается: дя = 0,863; кдв = — ; Лв = °>73-
Мдв
Таким образом, угол наклона траектории наиболее крутою
подъема самолета нормальной категории с одним неработающим
двигателем на высоте 1500 м определяется по формуле
^ = ^m^-^J^-—!—. (7.2.32,
^дв VA) | Kmax/7_i Kmax/;_i
206

где Kmax _,- максимальное аэродинамическое качество самолета с
одним неработающим двигателем и с закрылками в принятом для
этого случая положении.
Из выражения (7.2.32) при 0тах = 0Н следует расчетная формула
N0>
0,063
ЦвзлЛя N.
Мдв |Ктахя-1
дв-1 I Авмех I I
1
К
■+е„
fc (7-2.33)
тахл-1
Для расчетов первого приближения формулу (7.2.33) можно
упростить, приняв допущение (7.2.26) и статистическое значение
для коэффициента к\ при взлетном положении механизации крыла,
Nq>-
0,063
Мдв Гн.Вя-iKmax
^Д--1 ! ^взл
1
^н.вл-^тах
+е„
Wpo-
(7.2.34)
где коэффициент ки в , (табл. 7.2.5) учитывает сопротивление от
механизации крыла и винта неработающего двигателя.
Примечание. Размерности в формулах (7.2.33) и (7.2.34): /?q, даН/м2;
TVo» л.с/даН. Значения коэффициента к\ Взл в табл. 7.2.2, коэффициента
кн в , в табл. 7.2.5. |LlB3J1 = 1, если двигатель не имеет взлетный режим, иначе
|ИВЗЛ = 0,83...0,91. Величину Ан возможно определять для высоты
Н = 1500 м (если нет особых условий при взлете) по высотным характеристикам
двигателя, либо принимать: Ан = 0,832 - для невысотных двигателей, а для
высотных -Ан ~ КО или более. Угол наклона траектории 0Н определяется в
соответствии с НЛГС (например, табл. 7.2.4).
Пример 7.2.3 (продол- Таблица 7.2.5
жение примера 7.2.2). Для
сухопутного одномоторного
самолета определить
зависимость между дГ0 и /?0 из
условий обеспечения
скороподъемности не менее 1,5 м/с и нор- Примечание. В табл. 7.2.5: ШУ - уби-
, , л рающееся шасси; ШнУ - неубирающееся
мируемого градиента 1:12 шасси.
| Механизация крыла |
| есть
ШУ
|*н.в„-,=0'76
ШнУ
0,83
нет |
ШУ
0,91
ШнУ
0,93
207

(0H = 0,0833) при следующих исходных данных: шасси неубираю-
щееся, обтекателей колес нет - максимальное аэродинамическое
качество в полетной конфигурации Kmax = Ю,5. Двигатель не имеет
взлетного режима (Двзл = 1 )•
Решение. 1. По табл. 7.2.2 и 7.2.3 принимается: для варианта
без механизации крыла кХвзя = 6,18, kH.B = U0; для варианта с
механизацией в виде простого закрылка к\ВЗл = 5,86, JtH.B = 0,85.
2. С помощью формулы (7.2.27) получим следующие
расчетные выражения для граничных линий из условия нормируемой
скороподъемности V у ^ 1,5 м/с:
для варианта без механизации крыла
^взл
0,03 +
0,056
У^Хвзл^н.вК
w0> 0,03+0,007^;
ЧРо \=Т\ 0.03+ , Jpo
V U П V6.18-1,0-10,5V °
(7.2.35)
для варианта с механизацией крыла
^ВЗЛ
/
0,03 +
0,056
У^Хвзл^н.вК
*л[Р0
^ \(
max
0,03 +
0,056
V5,86-0,85 10,5
Jpo
Jj0> 0,03 + 0,0077^.
(7.2.35a)
3. С помощью формулы (7.2.31) получим следующие
расчетные выражения для граничных линий из условия нормируемого
градиента 0Н = 0,0833:
для варианта без механизации крыла
Try > 0.065 /*н.вКтах г~( ' , п )_
^° "й—J^ *Ро I—к— е" Г
^взл V *А.взл ^кн.в^тах )
0,065 /1,0-10,5 /—f 1 хППЙ„
= "Г V~6J8-V^0 [щоЗ + 0-0833
1^0^0,0151^;
(7.2.36)
208

для варианта с механизацией крыла
Tj > 0,065 ^н.вКшах /-f ' , п 1
^вал | *Л.взл ^Кн.в^тах J
0,065 /0,85 10,5 г—( 1 iAnQ„
= -rV-5^-^(o^l05+a()833
Jj0> 0,0151 J70.
(7.2.36а)
4. Результаты расчетов по формулам (7.2.35), (7.2.36) и
(7.2.35а), (7.2.36а) приведены на рис. 7.2.9.
СО
30 40 50 60 70 80 90 100 1
Взлетная удельная нагрузка на крыло, даН/м2
Рис. 7.2.9. Области значений параметров самолета из условий:
1 - градиент набора высоты не менее 1:12 (простой закрылок);
2 - градиент набора высоты не менее 1:12 (механизация крыла
отсутствует); 3 - скороподъемность не менее 1,5 м/с (простой закрылок);
4 - скороподъемность не менее 1,5 м/с (механизация крыла
отсутствует)
209

7.2.5. ПАРАМЕТРЫ САМОЛЕТА И
СКОРОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Известно, что установившийся режим горизонтального полета
с постоянной скоростью Vmax осуществляется при равенстве
потребной и располагаемой мощности двигателя на расчетном режиме
его работы (дГдр = 1):
3
Cp^f^S =75цвзл^0Аа/Лв. (7.2.37)
Разделив обе части уравнения (7.2.37) на Go и выполнив
элементарные преобразования, получим
VW = з] 120ШУоНвзИя W, м/с
V СхАн
Из выражения (7.2.38) следует, что максимальная скорость
пропорциональна полетному параметру {/пол, т.е.
У™\ сх {
1200^взл^Лв JnqPq
или
у max = /lttW> (7.2.39)
где полетный параметр равен
и ->[
NqPq
(7.2.40)
А// ^ м
Проведя аналогичные рассуждения, можно утверждать, что и
крейсерская скорость пропорциональна полетному параметру, т.е.
Укрейс = /2(£/пол)- V'2M)
По данным работ [67, 77] для определения максимальной
скорости полета рекомендуется формула
Vmax = *max 3J^, км/ч, (7.2.42)
I Ая
210

где коэффициент jfcmax учитывает аэродинамическое совершенство
самолета:
к max = 90...100 - бипланы и подкосные (расчалочные)
монопланы, шасси неубирающееся;
Jfcmax = 105...115 - свободнонесущие монопланы, шасси
неубирающееся;
Jfcmax = 120... 130 - свободнонесущие монопланы, шасси
убирающееся.
Для определения крейсерской скорости рекомендуется формула
i
NqPq
VKpefic = *3iJ—Г" ' км/ч'
Ая
(7.2.43)
где коэффициент к учитывает аэродинамическое совершенство
самолета, а также работу двигателей на крейсерском режиме.
Для обоснования величины к была рассмотрена статистическая
база, представленная на рис. 7.2.10 и в табл. 7.2.6.
* 500
g 400
о
8
о 300
3
8- 200
о
£ 100
0^
рй
ш
У
1
к^
к^
*"=105~|
__95 |
Si
Т.
1
1,0 1,5 2,0 2,5 3,0 3,5 4,0
Полетный параметр f/пол
4,5 5,0
Рис. 7.2.10. Зависимость крейсерской скорости от полетного
параметра (7.2.40):
• - низкопланы; А - свободнонесущие высокоплапы; ♦ - подкосные
высокоплапы; к - коэффициент в формуле (7.2.43); 1 - самолет Р-300;
2 - Ан-14А; 3 - IAR-824; 4-И-1Л
211

Таблица 7.2.6
Самолет
И-1Л
L-40
Piper PA28
Bolkow207
Ил-103
IAR-823
lAero 145
Beagle B-246
Cessna 206
Cessna 210
P-300 Equator
IAR-824
L-200D
Як-58
F-20
Cessna ТЗОЗ
B58 Baron
Super Star700
Ан-14А
|p-166
?
M
12,5
14,5
14,9
15,4
14,7
15
17,1
15,8
16,1
16,3
19
23,6
17
20
14,4
17,6
18,5
18
39,7
26,6
Go-
даН
880
934
975
1200
1460
1500
1600
1630
1635
1723
1800
1900
1950
2080
2200
2336
2450
2860
3270
3950
N(\,
Л.С.
140
140
150
180
710
?90
?90
400
300
300
310
290
420
360
600
500
570
600
600
760
V крейс
км/ч
140
204
214
235
225
245
265
320
255
248
345
180
280
285
340
333
335
350
170
285
Hкрейс*
M
500
2400
3000
4300
3000
3000
5900
2400
4500
2300
6000
3000
4950
4000
4000
3050
3650
3000
2000
4500
Ah
0,948
0,789
0,742
0,648
0,742
0,742
0,544
0,789
0,634
0,797
0,544
0,742
0,607
0,669
0,669
0,734
0,690
0,742
0,822
0,634
f/пол
2,28
2,30
2,38
2,62
2,68
2,96
3,15
3,18
3,09
2,85
3,11
2,55
3,44
3,00
3,96
3,38
3,55
3,55
2,64
3,56
к
61,5
88,6
89,8
89,7
84,0
82,7
84,3
101
82,7
87,2
111
70,7
81,5
95,2
85,9
98,6
94,5
98,6
64,5
80,2
ма* 1
ВгТ]
Hj
Hi
H1
H 1
В
H
H
Bn
Bn
В
В
н
н
н
н
н
с
Вп
в
* В табл. 7.2.6 обозначено: С - среднеплан, Н - низкоплан, В - высокоплан,
Вп -подкосный высокоплан.
Таким образом, величина коэффициента к = 75... 105
практически охватывает весь диапазон статистических данных. Более
детальный анализ позволяет для формулы (7.2.43) рекомендовать:
к = 75...85 - подкосные (расчалочные) монопланы, шасси не-
убирающееся без обтекателей;
fc=85...95 - свободнонесущие монопланы, шасси неубираю-
тееся;
к = 95...105 -свободнонесущие монопланы, шасси
убирающееся.
Существенное значение на величину к оказывает высотность
двигателя - высотный двигатель сохраняет мощность в условиях
взлета до границы высотности. Поэтому при одинаковом аэродина-
212

мическом совершенстве и одинаковой энерговооруженности ]\j0
самолет, имеющий высотный двигатель может иметь большую
крейсерскую скорость.
На основании (7.2.43) получено выражение для соотношения
между проектными параметрами легкого самолета из условия
заданной в ТЗ крейсерской скорости
- Ая
No =
Ро
у креис •
(7.2.44)
Примечание. Размерности в формуле (7.2.44): УКрейс км/ч; Pq< АаН/м I
7/q, л.с./даН. Значения коэффициента к приведены выше в комментарии к
формуле (7.2.43).
По аналогии с выражением (7.2.44) получается формула для
расчета соотношения между проектными параметрами легкого
самолета из условия заданной максимальной скорости
— Ан
N0 =
Ро
V
max
^max
(7.2.45)
Примечание. Размерности в формуле (7.2.45): Vmax. км/ч; /?q, даН/м ;
^Vq, л.с./даН. Значения коэффициента jfcmax приведены выше в комментарии к
формуле (7.2.42).
Пример 7.2.4 (продолжение примера 7.2.3). Для легкого
самолета с высоким расположением подкосного крыла и неубираю-
щимся шасси без обтекателей определить соотношение между No и
Pq для обеспечения на высоте 600 м (Д# = 0,9436) крейсерской
скорости полета Укрейс - 140км/ч и максимальной скорости полета
Vmax -180км/ч. Поршневой двигатель самолета - невысотный.
Решение. 1. С помощью формулы (7.2.44) получим расчетное
выражение для крейсерской скорости проектируемого самолета
— Ан
Ро
(
3
у крейс ] _ 0,9436 (\ 40 f 6,14
Pq I75
)
Ро
(7.2.46)
213

2. С помощью формулы (7.2.45) получим расчетное выражение
для максимальной скорости проектируемого самолета
а/ -Ан
No
Ро
Ут*} _ 0,9436р80f 7,55
ктах ) Ро {90 ) p0
(7.2.47)
Результаты расчетов по формулам (7.2.46) и (7.2.47)
представлены на рис. 7.2.11.
ь
о
X
X
К
ffl tt
а) ч
х
<п
S
X
СО
U,ZU"
Л 1 А .
U, 10"
л п ,
и, мв
Л ЛО .
U,Uo"
П П4 .
U,IH "
П «
и ч
2
.0
4
0
6
1
fck I
^L^ I
■
1
0
l/l
1 ^^L
С
Г""™
8
0
г тг
> r max I
^ крсйс
100
12
Рис.
Взлетная удельная нагрузка на крыло, даН/кв.м
7.2.11. Области допустимых значений проектных параметров
На рис. 7.2.11 показаны граничные линии соответственно для
максимальной Vmax и крейсерской скорости УКрейс- Например,
основные параметры самолета, соответствующие точке А на рис. 7.2.11
(/?0 = 70даН/кв.м и^о = 0'15 л.с/даН), удовлетворяют обоим
условиям: Ушах-180 км^4 и Укрейс-'^О км/ч. Значения основных
параметров самолета, соответствующие точке С на рис. 7.2.11, не
удовлетворяют обоим условиям. Наконец, значения основных
параметров, соответствующих точке В, удовлетворяют условию
Vкрейс ^'40 км/ч, но не удовлетворяют условию Vmax ^ 180 км/ч.
214

7.2.6. ПОСТРОЕНИЕ ОБЛАСТИ ДОПУСТИМЫХ
ЗНАЧЕНИЙ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
Выше были рассмотрены частные методики определения
проектных параметров самолетам #о и Ро в зависимости от
требований ТЗ и аэродинамических возможностей механизации крыла.
Если разместить на одном графике кривые, полученные по
результатам вычислений с помощью методик разд. 7.2.1...7.2.5, то можно
построить область допустимых параметров самолета No и /V
Исходные данные
Исходные данные должны включать следующие группы
информации:
1. Техническое задание на проектирование самолета.
2. Предварительные значения параметров самолета: взлетный
вес Со. (Ро)предв и (Л^предв (разд. 7.1).
3. Аэродинамические характеристики самолета (Kmax B
полетной конфигурации и др.).
4. Аэродинамические характеристики механизации крыла
(Су max взл» <- v max noc
и др.).
5. Внешние, дроссельные и высотные характеристики двигателя.
Характеристики двигателя, самолета и механизации его крыла
принимаются по результатам научно-технического задела
разработчика самолета, по данным аналогичных двигателей и самолетов или
определяются (рассчитываются) по известным методикам,
например, данной работы.
Схема построения области допустимых
значений параметров самолета
Предлагается следующая схема построения области
допустимых значений параметров самолета.
1. Определяется диапазон изменения параметров самолета,
например по формулам:
(/.2.4о)
0>5(ЛГо)Предв^ Wo ^'5(ЛГо)Предв-
215

При необходимости диапазон изменения параметров самолета
(7.2.48) может быть изменен.
2. Для диапазона параметров (7.2.48) вычисляют зависимости
Wo = /(Po);
•по формуле (7.2.9), если в ТЗ указана взлетная дистанция, или
(и) по формуле (7.2.11), если в ТЗ указана длина разбега.
Для справки: если в ТЗ указана длина ВПП, то
приближенно можно принять
т _ Ыпи
Ьвзл ~" »
*ВПП
где jtBnn = 1»0 " ВПП имеет концевую полосу безопасности или
свободную от препятствий зону за ВПП, иначе £впп = 1,25;
•по формуле (7.2.25) или (7.2.27) - из условия нормируемой
скороподъемности у земли;
•по формуле (7.2.30) или (7.2.31) - из условия нормируемого
градиента набора высоты со всеми работающими двигателями;
•по формуле (7.2.33) или (7.2.34) - из условия нормируемого
градиента набора высоты с одним неработающим двигателем (для
многодвигательных самолетов);
•по формуле (7.2.44), если в ТЗ указана крейсерская скорость;
•по формуле (7.2.45), если в ТЗ указана максимальная скорость
полета;
•по формуле (7.2.19), если в ТЗ указана длина пробега или (и)
по формуле (7.2.22), если в ТЗ указана посадочная дистанция.
Для справки: если в ТЗ указана длина ВПП, то можно принять
т _ £впп
Lnoc" 1,67'
3. В результате применения предлагаемой схемы строится
область допустимых значений проектных параметров самолета
(область существования самолета), пример которой приведен на
рис. 7.2.12.
4. Рекомендуется нанести на этот график предварительные
значения параметров (Мо)предв и (Ро)предв» а также Данные
самолетов-аналогов.
216

о
X
X
Q-
о
о
СО
г
а.
£
3
со
СО
* max
0=1:12-*
fy max ^
(у max noc
Л A yv
1
1
^^
i П
* 1
^крейс
Взлетная удельная нагрузка на крыло
Рис. 7.2.12. К определению области существования самолета
7.2.7. РЕКОМЕНДАЦИИ К АНАЛИЗУ ОБЛАСТИ
СУЩЕСТВОВАНИЯ САМОЛЕТА
Поскольку границы ограничений получены приближенными
методами, то не рекомендуется выбирать значения проектных
параметров 77о и Ро на гРани1*е ограничений, так как может оказаться,
что при последующем уточнении этих границ выбранные No и Ро
окажутся в области недопустимых значений. Кроме того,
существует общая и устойчивая тенденция увеличения взлетного веса в
процессе проектирования самолета, которая также является причиной
изменения положения границ ограничений.
При выборе значений #о» Ро необходимо учитывать опыт
создания существующих самолетов (данные аналогов) и
последующее развитие (модификации) самолета.
217

Таким образом, осуществляя инженерный анализ области
существования самолета, принимается решение о конкретных
значениях yv0'
Сосуществующая неопределенность выбора конкретных значений
No и Pq объясняется отсутствием количественного критерия в
аналитическом методе проектирования, что является его недостатком.
7.3. О ВЫБОРЕ ОПТИМАЛЬНЫХ
ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
Для обоснованного принятия решения о выборе
наивыгоднейшего типа механизации крыла и оптимальных значений проектных
параметров самолета необходимы параметрические исследования и
оптимизационные расчеты по выбранному или заданному критерию
оптимальности. Критерием оптимальности может быть, например,
взлетный вес самолета Go ~* т*п или какой-либо экономический
показатель, например, минимум прямых эксплуатационных
расходов (ПЭР). Эти вопросы в данной работе не рассматриваются. В
качестве иллюстрации идеи оптимального проектирования на
рис. 7.3.1 приведен гипотетический пример. Каждой точке на
графике соответствует вариант проектного решения самолета, для
которого может быть рассчитан критерий оптимальности.
Для случая на рис. 7.3.1 критерий выражен в процентах от
минимально достижимой величины - точка О (100%),
соответствующая варианту комбинации параметров #о» А)' ПРИ К0Т0Р0М
критерий оптимизации имеет «абсолютный оптимум». Для примера на
рис. 7.3.1 эта точка лежит в области неприемлемой комбинации
параметров.
На рис. 7.3.1 точка В - это вариант комбинации параметров
570» Л)' ПРИ К0Т0Р0М удовлетворяются все требования и
ограничения с наилучшим значением критерия (так как линия ограничений
является касательной к линии постоянного значения критерия
оптимальности). Точка С - это вариант, принятый конструктором,
учитывая неопределенность границ и уменьшая риск попадания в
недопустимую зону.
218

Взлетная удельная нагрузка на крыло
Рис. 7.3.1. Пример выбора рациональных параметров самолета
Хотя «абсолютный оптимум» (точка О) не имеет
существенного значения, однако вариант проектного решения, соответствующий
этой точке, целесообразно рассмотреть, так как разница между
вариантами, соответствующими точкам О и С, покажет во что
обходится выполнение требований, которые не позволяют достигнуть
теоретический абсолютный оптимум.
Существуют две основные возможности приблизиться к
оптимуму:
1) применение технических новшеств (достижений НПТ). Этот
шаг обычно ведет к увеличению стоимости создания самолета,
однако не исключает снижения прямых эксплуатационных расходов;
2) изменение технического требования ТЗ, создающего
ограничение.
Пример на рис. 7.3.1 является очень упрощенной схемой.
219

Глава 8
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ
САМОЛЕТА С ТУРБОВИНТОВЫМИ
ДВИГАТЕЛЯМИ
В данной главе рассматривается выбор параметров самолетов
переходной категории (по классификации АП 23), которые
составляют основу парка легких самолетов с ТВД пассажировместимо-
стью 10... 19 кресел.
Принцип последовательных приближений к определению
параметров самолета реализован в виде выбора их предварительного
значения (разд. 8.1) и расчетного значения (разд. 8.2).
8.1. ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЕ ЗНАЧЕНИЕ
ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
Вес полезной нагрузки
Вес полезной нагрузки СПн> как правило, указывается в ТЗ на
проектирование нового самолета.
Для справки: статистическая информация о полезной
нагрузке самолетов МВЛ представлена в табл. 8.1.1 [6].
Среднестатистическое значение максимальной полезной нагрузки этих
самолетов (даН)
GnH = (105...115)Nnac, (8.1.1)
где величина в скобках учитывает: 77 даН - вес пассажира; 10 даН -
багаж пассажира, а остальной вес - груз и почта.
Взлетный вес
Предварительная оценка взлетного веса самолета с ТВД может
быть получена с помощью его весовой отдачи по формуле
Go = f^-' (8.1.2)
где (Grh^ct "" относительный вес полезной нагрузки (весовая отдача
220

самолета), определяемый по статистическим данным одного или
нескольких самолетов, имеющих близкие к проектируемому
самолету ЛТХ, ВПХ и уровень технического совершенства, либо по
графику на рис. 8.1.1, построенному по данным табл. 8.1.1, при
технической дальности полета с максимальной полезной нагрузкой Lrex,
указанной в ТЗ на проектирование.
= 0,50i 1 1 1 1 1 1 1 1
р I I I I I I I I I
I 0-45
х
с 0,40
х
<и
§ 035
с
8 030
5 0,25
<и
5 0,20
о
О 0,15
0 250 500 750 1000 1250 1500 1750 2000
Техническая дальность полета, км
Рис. 8.1.1. Статистическая зависимость между технической
дальностью полета самолета с максимальной полезной нагрузкой и его
весовой отдачей
Таблица 8.1.1
Самолет
King Air B200
GAF Nomad N22B
Cessna 208
Cessna 406
Beech C99
[DornierDo228-100
Nnac
10
12
14
14
15
15
GnH'
даН
1571
1686
1694
1406
1470
1917
iVnac
157
141
121
100
98
128
Go,
даН
5670
3856
3629
4246
5126
5700
GnH
0,277
0,437
0,467
0,331
0,287
0,336
KM
1418
-
206
802
1112
547
^крейс
км/ч
523
284
289
333
380
371
^крейс»
м
7620
3050
3050
3050
3050
3050 |
221
/
1 Л\
v&L
' / X^y
П 1 IV/P
Do22
i
8-201
>
C_Js
s / / f}

Окончание табл. 8.1.1
Самолет
L410UVP
GAF Nomad N24A
EMB 110P1
BAe Jetstream 31
DomierDo228-201
Beech 1900C
| СВА 123
Л/пас
И
16
18
18
19
19
19
Gnu*
паН
1710
1685
1802
1703
2033
1882
2160
iVnac
81
105
100
95
107
99
114
Go,
даН
5800
4265
5670
6900
5980
7540
8500
Gnu
0,209
0,395
0,318
0,247
0,340
0,250
0,254
^тех'
км
790
213
334
1370
1245
1867
1396
Укрейс
км/ч
300
297
343
486
333
447
587
^ крепе
м
3000
3050
3050
4570
3050
6100
10670
Взлетная мощность двигателей
Потребное значение суммарной взлетной мощности всех
двигателей самолета (в условиях МСА, Я = 0 и V = 0) предварительно
оценивается по эмпирической зависимости, СКО которой по
данным 13 самолетов (табл. 8.1.2) не превышает 11% (£впп ~~ длина
ВПП для взлета),
^0 = 0,266G0 + l,69VKpeftc-ai51LBnn-519 . (8.1.3)
Примечание. Размерности в формуле (8.1.3): Go» Aa^« ^ креме км/ч;
Lsnn• м Если исключить данные Cessna 208 и Nomad N24A, то СКО для
выражения (8.1.3) около 6%.
Таблица 8.1.2
Самолет
King Air B200
GAF Nomad N22B
Cessna 208
| Cessna 406
Beech C99
DornierDo228-100
L410UVP
GAF Nomad N24A
| EMB 110P1
Go»
даН
5670
3856
3629
4246
5126
5700
5800
4265
5670
Укрейс»
км/ч
523
284
289
333
380
371
300
297
343
£впп>
м
786
442
367
803
997
579
750
520
675
N0'3J1C-
факт
1700
840
1200
1000
1430
1430
1460
840
1500
расчет
1754
920
879
1052
1336
1537
1418
1039
1467
Ошибка,
% 1
3,2
9,5
-26,7
5,2
-6,6
7,5
-2,9
23,7
-2,2
222

Окончание табл. 8.1.2
Самолет
BAe Jetstream 31
DornierDo228-201
Beech 1900C
СВА 123
«0.
даН
6900
5980
7540
8500
У крейс»
км/ч
486
333
447
587
£впп>
м
1430
655
991
1080
No> э-л.с.
факт
1880
1430
2200
2600
расчет
1922
1536
2092
2571
Ошибка,
%
2,2
7,4
-4,9
-1.1
Удельная нагрузка на крыло
Предварительная оценка потребного значения /?0 может быть
выполнена по формуле, СКО которой по данным 13 самолетов
(табл. 8.1.3) не превышает 8,5% (£впп -длина ВПП для взлета),
р0 = 0,025G0 + 0,074LBnn. (8.1.4)
Примечание. Размерности в формуле (8.1.4): Go. ДаН; £впп, м. Если
исключить данные Cessna 208 и L 410 UVP, то СКО для выражения (8.1.4) не
превышает 4 %. Включение в число аргументов выражения (8.1.4) крейсерской скорости
незначительно влияет на коэффициент корреляции и СКО.
Таблица 8.1.3
Самолет
King Air B200
GAF Nomad N22B
Cessna 208
1 Cessna 406
Beech C99
DornierDo228-100
L 410 UVP
GAF Nomad N24A
EMB 110P1
BAe Jetstream 31
DornierDo228-201
Beech 1900C
CBA 123
Go>
даН
5670
3856
3629
4246
5126
5700
5800
4265
5670
6900
5980
7540
8500
Lsnn »
м
786
442
367
803
997
579
750
520
675
1430
655
991
1080
5,
2
M
28,15
30,1
26
23,5
26
32
35,18
30,1
29,14
25,2
32
28,16
27,2
/?0,даН/м2
факт
201
128
140
181
197
178
165
142
195
274
187
268
313
расчет
200
129
118
166
202
185
201
145
192
278
198
262
292
Ошибка,
%
-0,7
0,8
-15,5
-8,4
2,4
4,1
21,6
2,4
-1,5
1,6
5,9
-2,2
-6,4 |
223

Пример 8.1.1. Определить предварительные значения
параметров легкого пассажирского самолета при следующих исходных
данных: максимальный вес полезной нагрузки Gnu = 1^00 даН;
техническая дальность полета с максимальной полезной нагрузкой
составляет £тех=800 км; крейсерская скорость УКрейс = 350 км/ч на
высоте 3000 м; длина полосы для взлета в условиях MCA (H = 0)
Lenn = 800 м. На самолете установлены два ТВД.
Решение.
1. С помощью рис. 8.1.1 принимается, что при £^ = 800 км
весовая отдача проектируемого самолета будет (GnH)CT = 0,3. Тогда
предварительное значение взлетного веса (формула (8.1.2))
Go = -z^--~ = 5000UaH).
(GnH)cT °'3
2. Предварительное значение суммарной взлетной мощности
двух ТВД определяется по формуле (8.1.3)
Wo = 0,266G0 + 1,69Укрейс - 0,15 lLBnn -519 =
= 0,266-5000 +1,69-350 -0,151-800 -519 = 1282 (э.л.с).
3. Предварительное значение удельной нагрузки на крыло
определяется по формуле (8.1.4)
/?0 = 0,025G0 + 0,074LBnn =0,025-5000 +0,074-800 = 184 (даН/м2).
8.2. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
МЕТОДОМ РАСЧЕТНЫХ СЛУЧАЕВ
Предлагаемый метод расчетных случаев для
последовательного определения р0 и ^о является разновидностью аналитического
метода и концептуально соответствует работе [60].
Исходная информация
Исходные данные должны включать следующие группы
информации:
1. Техническое задание на проектирование самолета.
2. Предварительные значения параметров самолета.
224

3. Аэродинамические характеристики самолета (Kmax B
полетной конфигурации и др.).
4. Аэродинамические характеристики механизации крыла
(С
v max взл ' С у max hoc
и др.).
5. Высотно-скоростные и другие характеристики двигателя.
Характеристики двигателя, самолета и механизации его крыла
принимаются по результатам научно-технического задела
разработчика самолета, по данным аналогичных двигателей и самолетов или
определяются (рассчитываются) по известным методикам,
например, данной работы.
8.2.1. ВЫБОР УДЕЛЬНОЙ НАГРУЗКИ НА КРЫЛО
Основное условие для определения удельной нагрузки на
крыло р0 заключается в том, чтобы подъемная сила крыла
уравновешивала инерционные силы и силу веса самолета во всех расчетных
точках траектории полета (табл. 8.2.1) с учетом соответствующих
требований НЛГС.
Таблица 8.2.1
Этап полета
Взлет
Крейсерский полет
Посадка
Параметры расчетной точки
траектории в условиях МСА
Высота
10,7 м
Лкрейс
15м
Скорость
V2
Укрейс
V3n
Вес
Go
Спол
Gnoc
Обозначение
(^0>взл
^О'крейс
(Ыюс
*(7пол " полетный вес самолета.
За проектное значение взлетной удельной нагрузки на крыло
принимается наименьшее из трех
р0= шт{(р0)взл, (Ро)КрейС <МюсЬ (821)
Величина р0 может иметь конструктивные и
эксплуатационные ограничения, зависящие от конкретного ТЗ, схемы и
компоновки самолета. Для составляющих выражения (8.2.1) далее приведены
выводы расчетных формул: (8.2.12); (8.2.15); (8.2.20) или (8.2.22).
225

Расчетный случай - взлет
На рис. 8.2.1 представлены упрощенные схемы взлета легкого
самолета переходной категории согласно требованиям АП 23.
Нормальный взлет
l~g^
1»• 5 (L В1Л )н взл
Отрыв ^00t0^0^t
\ L взл /н.вчл
^пдв
Угр*
10,7 м
Продолженный взлет
Отказ двигателя Отрыв
L 1
У^втл)п,в:>л
Прерванный взлет f
i^^ — - -
Разгон
Отказ двигателя.
дпв _ ,
_ Торможение _
Рис. 8.2.1. Схемы взлета самолета переходной категории
Предполагается, что выбором скорости принятия решения V\
(когда при отказе двигателя летчик принимает решение о продолжении
взлета или его прекращении) обеспечивается выполнение условия
^ПДВ — АдПВ ' (o.Z.Z)
где £Дпв -дистанция прерванного взлета (рис. 8.2.1);
£пдв ~ потребная дистанция взлета, которая определяется как
наибольшая из двух дистанций:
£пдв = тах
{М5авзл)„.взл'^взл)п.в3л}' (8-2-3)
226

(^взл)н взл"" взлетная дистанция нормального взлета (рис. 8.2.1);
О^взл)п взл " взлетная дистанция продолженного взлета (рис. 8.2.1).
Из-за недостатка информации при предварительном
проектировании в отношении безопасной скорости взлета Vz
представляется возможным учитывать только следующее требование НЛГС (АП
23.53(c)(2)) - скорость самолета переходной категории на высоте
10,7 м должна обеспечить требуемый в АП 23.67 градиент набора
высоты 9Н и удовлетворять условию
V2*UVCBM, (8.2.4)
где Vc взл "" скорость сваливания во взлетной конфигурации самолета.
При предварительном проектировании принимается
допущение, что скорости ус взл соответствует полет при Су = Су max взл •
Тогда
*
Vc взл = J- 2G° , (м/с). (8.2.5)
у max взл
Ро5
Итак, в расчетной точке траектории взлета (табл. 8.2.1) крыло с
механизацией во взлетном положении должно создавать подъемную
силу, которая способна уравновесить силу веса самолета Go ПРИ
условии выполнения требований НЛГС к безопасной скорости
взлета (формула (8.2.4)).
На основании выражения (8.2.4) и допущения (8.2.5)
коэффициент подъемной силы, соответствующий безопасной скорости взлета,
Су max взл ,й - ,
с*=-мГ- (816)
Условие равенства Go и подъемной силы будет
Go = Cy2-pS • (8.2.7)
На основании выражения (8.2.7) с учетом (8.2.6) получается
формула для определения потребного значение удельной нагрузки
227

на крыло из условия взлета (условия МСА, //= 0)
2
/ \ Су max взл У 2 /с ^ о
Ызл =—Yi—' ( ]
В требованиях ТЗ величину безопасной скорости Vi, как
правило, не регламентируют. Основной взлетной характеристикой в ТЗ
является длина ВПП, необходимая для взлета самолета, которая,
очевидно, и будет определять величину V2 •
Для получения теоретической зависимости между длиной
ВПП для взлета самолета и скоростью Vi применяется
энергетический подход, суть которого изложена в разд. 7.2.1. В соответствии с
этим подходом можно получить следующую формулу (см. также
выражение (7.2.4)):
lAjcp kvkRNo
где средняя для взлета величина тяги силовой установки [/?]
пропорциональна ее взлетной мощности, т.е. [/?] = kvkRNo
(подробнее - разд. 6.7).
В общем случае, когда кроме нормального взлета
рассматривается и продолженный взлет, можно принять, что потребная
дистанция взлета Ьтъ будет пропорциональна дистанции взлета £взл •
Тогда из выражения (8.2.9) следует
vi = /(Iivuptfo)- (8-21°)
По данным 35 винтовых многодвигательных самолетов МВЛ
[6] методом нелинейной регрессии получено конкретное выражение
для формулы (8.2.10):
vi = 59^BWo)0'685. (8.2.11)
Примечание. Размерности в формуле (8.2.11): \?2> м/с; £пдв- м-
^0, э.л.с./даН.
Рис. 8.2.2 иллюстрирует удовлетворительную точность
формулы (8.2.11), для которой коэффициент парной корреляции
составляет 0,95 и СКО около 10 %.
228

100 150 200 250
Безопасная скорость взлета (факт), км/ч
Рис. 8.2.2. К иллюстрации точности формулы (8.2.11)
Таким образом, из выражения (8.2.8) с учетом формулы
(8.2.11) следует, что для данного расчетного случая (взлет самолета
с ВПП длиной Lbuu (Lbuu = £пдв)> удельная нагрузка на крыло
определяется по следующей формуле:
I. - \0,685
Л^впп/vo/
WL = W7C
у max взл
(8.2.12)
Примечание. Размерности в формуле (8.2.12): Nq, э.л.с./даН; Lbuu • м;
(ргх) , даН/м2. Здесь взлетная энерговооруженность определяется по формуле
^ взл
7^0 = /Vo/C/0' гАе предварительное значение Go вычисляется по формуле (8.1.2),
а мощность /Vo может быть задана, в случае проектирования под назначенный
двигатель, или вычислена по формуле (8.1.3).
Расчетный случай - крейсерский полет
В расчетной точке траектории крейсерского полета (табл. 8.2.1)
площадь крыла должна создавать подъемную силу, которая
уравновесит силу веса самолета (?пол ПРИ условиях:
229

а) полет осуществляется на режиме наименьшего расхода
топлива
GT => min при Lrex = const• (8-2-13)
Как известно, для самолетов с ТВД режим (8.2.13)
осуществляется при максимальном аэродинамическом качестве Ктах и>
следовательно, Су крейс = Су нв»
б) расчетный полетный вес
G™ = (0,90..A95)G0 = JfcTGo.
где коэффициент кт учитывает уменьшение веса самолета в
расчетной точке крейсерского полета за счет расходования топлива.
Из равенства Gnon и подъемной силы с учетом перечисленных
условий после элементарных преобразований следует, что
потребная площадь крыла, необходимая для крейсерского полета
самолета, определяется по следующей формуле:
5= 2кт°°2 , (8.2.14)
Су нвР я У крейс
откуда
_ 0,0048 2
'крейс""-7 СунвЛяУкрейс (8.2.15)
Примечание. Размерности в формуле (8.2.15): (р0) « , даН/м2;
Vкрейс • км/ч; Коэффициент кт = 0,90...0,95.
Расчетный случай - посадка
Схема посадки легкого самолета переходной категории
аналогична схеме посадки самолета нормальной категории и показана на
рис. 7.2.5. В расчетной точке траектории посадки (табл. 8.2.1)
площадь крыла с механизацией в посадочном положении должны
создавать подъемную силу, которая уравновесит силу веса самолета
Gnoc ПРИ условии выполнения требования НЛГС (АП 23.75(a)) для
скорости захода на посадку
Vm*l,3Vcmc, (8.2.16)
где ус пос - скорость сваливания в посадочной конфигурации самолета.
w,
230

Принимается допущение, что
* с пос
■*
2G
пос
v max пос
Ро^
■, (м/с).
(8.2.17)
На основании выражения (8.2.16) и допущения (8.2.17)
коэффициент подъемной силы, соответствующий скорости захода на
посадку, будет
Сутах пос
узп 1,69
Условие равенства Gnoc и подъемной силы
с -с НоГн,
^пос "" <- у зп 0 о •
(8.2.19)
Для пассажирского самолета его максимальный вес при
посадке Gnoc назначается конструктором в зависимости от особенностей
эксплуатации. Результаты статистического анализа расчетной вели-
~~ Cf пос
чины относительного веса при посадке Gnoc= _ приведены в
табл. 8.2.2.
Go
Таблица 8.2.2
Минимальное
значение
vGnoc/min
0,90
Среднее
значение
\Gnoc/cp
0,96
Максимальное
значение
\G пос /max
1,0
Стандартное
отклонение
О
0,03
Из выражения (8.2.19) с учетом формулы (8.2.18) следует
(условия MCA, H = 0)
/ \ _ С у шах пос 2
V^O/noc - -~73= ^зп
(8.2.20)
27G
пос
Примечание. Размерности в формуле (8.2.20): V3n • м/с; V^O/noc • Аа^/м
Величина скорости захода на посадку иногда задается в
требованиях ТЗ. В случаях, когда требование к величине V3n отсутству-
231

ет, основной посадочной характеристикой в ТЗ является длина
ВПП, необходимая для посадки самолета, которая, очевидно, и
будет определять величину V3n- Потребная посадочная дистанция
и скорость V3n связаны статистической зависимостью
^ппл
(рис. 8.2.3) (по данным 20 винтовых многодвигательных самолетов
МВЛ с ТВД и с ПД [6])
I/2 = 1QQ/0,71
V зп 1 y*yL,mm '
(8.2.21)
о
"^.
3
о
о
ж
3
СТИ 3
о
О.
О
14
СЗ
о,
з
4000
3500
3000
2500
2000
1500
1000
500
СО
Рис.
/У^
€
*s\s
*
ъ^щ ^»
^
s^t
• •^"*
+ 1S% J
\
-"^15%
250 500 750 1000 1250
Потребная посадочная дистанция, м
1500
8.2.3. Статистическая зависимость между потребной посадочной
дистанцией и квадратом скорости захода на посадку
СКО формулы (8.2.21) не превышает 13 %, при коэффициенте
парной корреляции не менее 0,92.
Таким образом, из выражения (8.2.20) с учетом формулы
(8.2.21) следует, что для данного расчетного случая (посадка
самолета на ВПП длиной £впп (Lenn =£ппд)> УДельная нагрузка на
крыло может определяться по следующей формуле:
232

04ос°0,737^"Кпп)0-7' (8.2.22)
Gnoc
Примечание. Размерности в формуле (8.2.22): £впп. м; \р$) , даН/м2.
пос
Пример 8.2.1. Определить расчетное значение взлетной
удельной нагрузки на крыло методом расчетных случаев.
Исходные данные: длина ВПП - 800 м; крейсерская скорость -
350 км/ч на высоте 3000 м (Д//= 0,742); механизация крыла - од-
нощелевой закрылок (Cv max взл = W, Су max пос = 2'1)» СуНв = 0'6;
принимается Gnoc = 0,96 (табл. 8.2.2) и £т = 0,92; предварительное
значение взлетного веса 5000 даН и суммарной взлетной мощности
1282э.л.с. (пример 8.1.1).
Решение. 1. Определение предварительной
энерговооруженности самолета
0 Go 5000 [ даН J
2. Определение взлетной удельной нагрузки на крыло по
формуле (8.2.12)
Мвзл = 2'57С>- max взл I *ТИ1П # 0 ) * =
= 2,57• 1,8(8000,256)°'685 = 1771 ^ 1
3. Определение взлетной удельной нагрузки на крыло по
формуле (8.2.15)
/ \ 0,0048 9 0,0048 2 ™/даН ^
WKpeKc = -Т-Су нв Ая У2рейс = -^-0,6.0,742.3502 а 285 —
^ Т ' ^ М J
4. Определение взлетной удельной нагрузки на крыло по
формуле (8.2.22)
/ ч °<737Сутахпос^ , \о,71 0,737-2,1 р71 ^ ,о^ f Д*Н Л
Ыос = 5Г (LBnn ) =-096_80° ~,86Н"
5. Выбор расчетного значения удельной нагрузки на крыло
(формула (8.2.1))
233

p0 = min{(p0)B3ji, (р0)крейС' iPolJ =
= min{177;285;186} = 177
6. Итак, в качестве проектного значения взлетной удельной
нагрузки на крыло принимается
р0=177даН/м2.
8.2.2. ВЫБОР ЭНЕРГОВООРУЖЕННОСТИ
САМОЛЕТА
Основное условие для определения энерговооруженности
состоит в том, чтобы мощность силовой установки самолета
обеспечивала силу тяги, достаточную для преодоления сил сопротивления
движению самолета на всех расчетных этапах траектории полета
(табл. 8.2.3) с учетом соответствующих требований НЛГС.
Таблица 8.2.3
Этап полета
Взлет
1 Взлет при
неработающем двигателе
Крейсерский полет
Параметры расчетной точки
траектории в условиях МСА
высота
10,7 м
до 120 м
^крейс
скорость
Уг
V2
Укрейс
вес
Go
Go
Gnon
Обозначение
ОЫзл
^о)пр0д 1
Wo)Kpefic J
За проектное значение энерговооруженности принимается
наибольшее из трех, т.е.
N0 = «™х№)взл' (^0)Прод' ^0)Крейс} • <8-2-23)
Для составляющих выражения (8.2.23) далее приведены
выводы следующих расчетных формул: (8.2.27); (8.2.30) или (8.2.31);
(8.2.37).
234
даН
м

Расчетный случай - взлет
Для самолета с известной площадью крыла (или известной /?0)
и механизацией во взлетном положении взлетная мощность силовой
установки должна обеспечить силу тяги, необходимую для
нормального и продолженного взлета самолета при соблюдении
требований НЛГС к безопасной скорости взлета (8.2.4) и допущений:
(8.2.2), (8.2.3) и (8.2.5).
Основой для получения формулы расчета
энерговооруженности самолета из условий взлета \No\3n является зависимость между
взлетной дистанцией и параметрами самолета - выражение (8.2.9)
L^JCp кукяЫо
В общем случае, когда, кроме нормального взлета,
рассматривается и продолженный взлет, можно принять, что потребная
дистанция взлета £пдв будет пропорциональна LB3J1 (kL ~ коэффициент
пропорциональности). При этом допущении из выражения (8.2.24)
следует
N0= f°V* или No = fN(uwJ. (8.2.25)
2
Go V2 « даН • м
где f/взл = " взлетный параметр, —.
£пвд С
Статистическая зависимость между No и f/взл показана на
рис. 8.2.4 (по данным винтовых многодвигательных самолетов
МВЛ [6]).
С учетом данных рис. 8.2.4 выражение для функции f N([/взл)
в (8.2.25) приобретает следующий вид:
2
No = k2^1t (8.2.26)
£пдв
где коэффициент к принимает следующие значения:
ПРИ £ПДв<550м £=0,0668;
235

при 550 < LnjXB < ЮООм *=0,0886;
ПРИ ^Пдв> 1000м £=0,103.
-а
о
X
3
о
2
05
CG
X
н
п
с*
СО
X

сааз
S
и
6000
5000
4000
3000
2000
1000
0
0 >
i |
Аг= 0,103
>*£* = 0,0886
<>^* 1 1
S* 1
^А= 0,0668
10000 20000 30000 40000 50000 60000
Взлетный параметр, (даН-м)/с2
Рис. 8.2.4. Статистическая зависимость между суммарной взлетной
мощностью силовой установки самолетов МВЛ и взлетным
параметром Uevi
СКО формулы (8.2.26) не превышает 8,5 % при коэффициенте
парной корреляции не менее 0,95.
Таким образом, из выражения (8.2.26) с учетом (8.2.4) и (8.2.5)
следует, что для данного расчетного случая (взлет самолета с ВПП
длиной Ьъии (£впп = £пдв))> взлетная энерговооруженность
определяется по следующей формуле:
/ ч 23кр0
wo)B3Jl--—-—
£впп Су max взл
(8.2.27)
где /?q - расчетное значение взлетной удельной нагрузки на крыло
(выражение (8.2.1)).
Примечание. Размерности в формуле (8.2.27): /?q, дан/м2; Lenn • м-
0Уо/Взл • э.л.с./даН. Значения коэффициента к - в пояснении к формуле (8.2.26).
236

Расчетный случай - набор высоты при взлете
с одним неработающим двигателем
В приложении 6 приведен вывод формулы для определения
угла наклона траектории наиболее крутого подъема самолета, на
базе которой получена следующая зависимость (при максимальной
взлетной мощности работающих двигателей и неработающем одном
двигателе):
23,5(#дв-1ШяуЛв^о
Отах"""
I 1А/ДеМех
| К max мех
1
(8.2.28)
МдвуРо | К max мех К max мех
где емех и Ктах мех " соответственно коэффициент Освальда и
максимальное аэродинамическое качество самолета с механизацией
крыла в выпущенном положении, если она имеется.
Для самолета переходной категории рассматривается участок
его взлета с одним неработающим критическим двигателем,
который начинается сразу после набора высоты 10,7 м или по окончании
уборки шасси (если шасси убирающееся) и заканчивается на высоте
120 м (АП 23.67(e)(1)(H)). В соответствии с НЛГС принимается:
воздушный винт отказавшего ТВД находится во флюгерном
положении, механизация крыла во взлетной конфигурации. НЛГС
регламентируют минимальный градиент набора высоты, которому
соответствует угол наклона траектории в радианах 9Н - табл. 8.2.4.
В перечисленных условиях при МСА и #= 0 м для выражения
(8.2.28) можно принять:
Ая = 1; Nhv = 1; Лв = 0»73; емех = £взл» Ктах мех = Ктах,,.] •
Таблица 8.2.4
где Ктах _, - максимальное аэродинамическое качество самолета с
одним неработающим двигателем (винт
неработающего двигателя во флюгерном
положении) и с закрылками во взлетном
положении.
Таким образом, угол наклона
траектории наиболее крутого подъема самолета
переходной категории с одним
неработающим двигателем при продолженном взлете
определяется по формуле
ЛГдв
2
3
1 4
Градиент
2,0%
2,3%
2,6%
е„
0,020
0,023
0,026
237

em^ = i7^il^--^p^M____!—. (8.2.29)
N№~\ No I Xemn 1_
^дв V^o V Kmax„-i Kmax„_j
Из выражения (8.2.29) при 9max = 9H следует расчетная формула:
/ . "\
(8.2.30)
:0L058_£fi_J]
Л^дв-1 V
v V ОЛ
7прод \г -\ \ fa
мех
1
—+е„
Ктахя_1
Примечание. Размерности в формуле (8.2.30): /?q, даН/м ; 0Н, рад.
(табл. 8.2.4); 07о)прод. э.л.с./даН.
При отсутствии поляры самолета во взлетной конфигурации
можно принять: Хевзп = 6,7...7,2; величина Ктах ,
пропорциональна максимальному аэродинамическому качеству в полетной
конфигурации Ктах, т.е.
Ктахл_1 = ^H.Bn-i Ктах»
где коэффициент пропорциональности для самолетов
рассматриваемой категории принимает следующие значения:
шасси неубирающееся кИ в , = 0,82;
шасси убирающееся кн в =0,76.
Таким образом, при отсутствии поляры самолета во Ьзлетной
конфигурации его взлетная энерговооруженность при наборе
высоты при одном неработающем двигателе может быть вычислена по
приближенной формуле
0,022W
^о)прод " {N .^V^H.Bn-iKr
( 1 Л
+е„
^H.B,i_iKmax j
(8.2.31)
Примечание. Размерности в формуле (8.2.31) аналогичны размерностям
соответствующих величин в формуле (8.2.30).
Расчетный случай - крейсерский полет
На крейсерском участке полета самолет летит горизонтально с
постоянной скоростью Укрейс на высоте 7/Крейс- При этом
предполагается крейсерский режим работы двигателя, соответствующий
степени дросселирования (77Др)Крейс •
238

Из условия Якрейс = const следует равенство подъемной силы
и силы веса самолета
2
Ря У крейс rR 9 о9ч
^пол"" <- .у крейс ~ ^ » Vo-^-->^;
откуда после упрощений следует
Ра
Cv крейс = 208JtT 1 . (8.2.33)
Л" У крейс
Примечание. Размерность в формуле (8.2.33): /?q, даН/м2; УКрейс км/ч-
Коэффициент JtT = 0,90...0,95 учитывает расходование топлива в расчетной
точке крейсерского участка полета.
Коэффициенту Су крейс на поляре самолета в полетной
конфигурации соответствует значение аэродинамического качества ККрейс •
Из условия УКрейс= const следует равенство располагаемой
ДГр и потребной Nu мощности
Np = Nn. (8.2.34)
Располагаемая мощность силовой установки самолета
Np = 75ЦВзЛ^о(ЛГ^)крейс(^дР)крейсЛв' (8-2-35)
где |ИВЗЛ - коэффициент, учитывающий наличие у двигателя
взлетного режима: если взлетный режим отсутствует, то Цвзл = 1, иначе
|UB3J1 = 0,8...0,9; OV//vXcpeilc ~ относительная ВСХ двигателя при
расчетном режиме его работы, # = #крейс и V = Vкрейс •
Потребная мощность
_ _ Р//*'крейс rQ 0 ~АЧ
//п-Ха^крейс-Сд: крейс ~ S • (5.2.30)
Таким образом, для данного расчетного случая (обеспечение
крейсерского режима полета) формула для определения взлетной
энерговооруженности получается на основе выражений (8.2.34) и
(8.2.32) с учетом формул (8.2.35) и (8.2.36)
239

/ту } - 0,0037^тУкрейс гя?™
Wo/крейс " 77 м 7Т7 ^ 7Т7—^ ?Г"' vo.z. J /)
к ^крейсРвзл^^^^^крейс^/Удр;КрейсЧв
где УКрейс имеет размерность в км/ч;
Г|в= 0,8 - среднестатистическое значение КПД винта ТВД в
крейсерском полете;
(Мдр)крейс= 0,70....0,75 - степень дросселирования на
крейсерском режиме работы ТВД [32].
Пример 8.2.2. (продолжение примера 8.2.1). Определить
расчетное значение взлетной энерговооруженности двухмоторного
самолета с ТВД методом расчетных случаев.
Исходные данные: длина ВПП равна 800 м; крейсерская
скорость - 350 км/ч на высоте 3000 м (дя = 0,742); расчетное значение
взлетной удельной нагрузки на крыло 177 даН/м ; механизация
крыла - однощелевой закрылок (Су тах взл = '$); в полетной
конфигурации Ктах = 14 при Су Нв = 0,6; шасси убирающееся; двигатель
невысотный, имеет взлетный режим работы (цюл = 0,85); при
Якрейс = 3000 м и УКрейс = 350 км/ч высотно-скоростная
характеристика для мощности (77я^)Крейс=1'0; (77др)Крейс=0'7 - степень
дросселирования на крейсерском режиме; КПД винта с учетом
влияния самолета Г|в= 0,8; коэффициент jfcT = 0,92.
Решение. 1. Формула (8.2.27) (при £впп=800 м
коэффициент к = 0,0886)
73кр0 ^23-0,0886-177 ^э.л.сЛ
К0,ВЗЛ ^ВппСутахвзл 800-1,8 ~' [ даН /
2. Приближенная формула (8.2.31) при кн в =0,76 - шасси
убирающееся, 9Н = 0,02 радиана
,_ . 0,022ЛГДВ .
wm-\)
1
■+е„
\
*н.в„-1Ктах
0,022-2
" (2-1)
240
V177-0.76-14L J , +0,02 lsO.218(Щ^Х
у I 0,76-14 J ^ даН J

3. Определение крейсерского аэродинамического качества
самолета (см. формулу (15.6.7))
Су крейс = 208*т Ц = 208 0,92 ^-^s 0,373;
Дя^крейс 0J42-3502
_ Су крейс _ 0,373 _
С у крейс" с^нв " 06 -U-0Z1-
„ 2^крейс _ 2-0,621
1+(С^ крейс)2 1+0-621
4. Формула (8.2.37)
,_ч = 0,0037А:ТУКрейс =
КкрейсМ^взл^^^^крейс'Л^др^крейс^в
0,0037 0,92-350 /э.л.сЛ
12,5 0,85 1,0 0,7 0,8 ' ( даН /
5. Выбор расчетного значения энерговооруженности по
формуле (8.2.23)
Щ= max{Ov0)B3ji, Шпрод- OVoXpefic/ =
= max{0,25; 0,218; 0,2} = 0,251 ЭЛ'°'
даН J
6. Итак, проектная величина взлетной энерговооруженности
самолета
— л->г Э.Л.С.
"0 = 0,25-^-.
241

Часть 3 ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ
ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА
В данной части приведены методики и рекомендации для
выбора параметров крыла, фюзеляжа, оперения и шасси самолета.
Методики основаны как на статистических, так и теоретических
моделях. Для принятия обоснованного решения в каждой главе
приводится не только используемая статистическая информация, но и
качественный анализ применяемых закономерностей, поясняющий
суть процесса проектирования.
Глава 9
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ КРЫЛА И
ЕГО МЕХАНИЗАЦИИ
9.1. НАЗНАЧЕНИЕ И ОСНОВНЫЕ
ТРЕБОВАНИЯ
Основное назначение крыла - создание аэродинамической
подъемной силы, потребной для всех предусмотренных
назначением самолета режимов полета, а также участие в обеспечении
устойчивости и управляемости самолета. Кроме того, крыло может
использоваться для размещения и крепления ряда агрегатов (шасси,
топливных баков, силовой установки).
Важнейшие технические требования, предъявляемые к крылу,
можно объединить в следующие группы.
242

Аэродинамические требования
Создание потребной подъемной силы должно достигаться:
• при малом значении аэродинамического сопротивления в
полете;
• при высоком значении крейсерского качества самолета;
• при максимальном использовании положительной
интерференции крыла с другими частями самолета и минимизации их
отрицательной интерференции;
• при обеспечении устойчивости и управляемости на всех
допустимых для самолета эксплуатационных режимах.
Прочностные требования:
а) достаточная прочность, долговечность и жесткость при
наименьшем весе;
б) обеспечение эксплуатационной живучести конструкции при
ее частичных разрушениях;
в) согласование силовых схем крыла и примыкающих к нему
частей самолета на участке их сопряжения.
Эксплуатационные требования
Эксплуатационная технологичность конструкции крыла
должна обеспечить простое и быстрое проведение всех операций
контроля и обслуживания, включая хороший доступ ко всем
ответственным деталям крыла и к агрегатам, в нем расположенным,
простоту их установки и съема. Поверхность конструкции крыла
должна быть защищена от действия внешней среды и от случайных
повреждений при эксплуатации.
Легкие самолеты - это самолеты с «малыми дозвуковыми»
скоростями и прямое крыло, обеспечивающее компромисс между
аэродинамическими, прочностными и эксплуатационными
требованиями, наиболее применимо на этих самолетах.
Термин «прямое крыло» можно интерпретировать как крыло
со стреловидностью в пределах -15° < х ^ +15° и его не следует
путать с термином прямоугольное крыло.
Основные геометрические характеристики крыльев некоторых
легких самолетов приведены в табл. 9.1.1.
* Под стреловидностью крыла легкого самолета, как правило,
подразумевается стреловидность линии 1Л хорд.
243

Таблица 9.1.1
Тип самолета
Beagle В. 121
Beagle B.206
Beechcraft V35
Beechcraft D55
Bolkow 207
Bolkow 208C
| Cessna 150
| Cessna 172
| Cessna 185
Dornier Do-28
Piper PA-23
Piper PA-24
Piper PA-28
Piper PA-31
Ан-14А
И-1Л
Ил-103
Як-12М
Як-18Т
Як-112
Twin Otter 300
| Short Skyvan
L410UVP
[ Jetstream 31
X
8,04
10,0
6,10
7,16
7,60
6,90
7,00
7,52
7,41
8,50
6,80
7,28
5,63
7,25
12,17
8,00
7,58
6,65
6,60
7,20
10,1
11,3
10,8
10,0
Л
1,82
2,50
2,22
2,44
2,50
1,00
1,45
1,48
1,48
1,00
1,00
2,18
1,00
2,69
2,07
1,00
1,90
1,00
1,88
1,00
1,00
1,00
2,00
3,17
X
3°
0°
0°
0°
3°
-3°
0°
0°
0°
0°
0°
-2,5°
0°
0,5°
0°
-
0°
0°
2°
0°
0°
0°
0°
0°
с
0,15
0,13
0,143
0,14
0,16
0,09
0,12
0,12
0,12
0,18
0,14
0,15
0,15
0,135
0,14
0,15
-
0,11
0,12
0,14
0,16
0,14
0,14
0,18/0,12
Тип механизации
ЗК
Щ1
Щ2
Щ1
Щ1
Пщ
Пр
Щ1
Щ!
Щ1
Щ2
Пр
Щ1
Щ1
Щ1
1Д2
ПК
-
-
-
-
-
-
нет
нет
нет
П
нет
нет
нет
нет
П
отсутствует
Щ1
3
Пщ
3
Щ2
Щ1
Щ2
Щ2
нет
П
нет
нет
нет
нет
нет
-
*з^|
0,21 ]
0,28 1
0,22
0,23
-
0,22
0,28
0,33
0,30
0,33
0,25
0,18
0,17
-
-
-
-
-
-
-
-
-
-
г- J
Примечания к табл. 9.1.1: ЗК - задняя кромка; ПК - передняя кромка;
Пр - простой закрылок; Щ1 - однощелевой закрылок; Щ2 - двухщелевой закрылок;
Пщ - посадочный щиток; П - предкрылок; 3 - закрылок.
9.2. ВНЕШНИЕ ФОРМЫ КРЫЛА
Формы крыла характеризуются:
а) очертаниями крыла в плане;
б) очертаниями крыла при виде спереди;
в) профилями сечений крыла.
244

9.2.1. ФОРМА КРЫЛА В ПЛАНЕ
Форма крыла в плане определяется его видом сверху. При этом
основными параметрами являются: площадь крыла, удлинение,
сужение и стреловидность. Площадь крыла и его удлинение тесно
связаны с летными характеристиками, а остальные параметры
(сужение и стреловидность) в основном влияют на характеристики
сваливания.
Площадь крыла S - площадь, ограниченная контуром крыла,
включая элероны, закрылки и предкрылки в убранном положении
(пример на рис. 9.2.1). При
этом передняя и задняя кромки
проходят через гондолы
двигателей и фюзеляж, как
продолжение контура крыла. Размах /
крыла - это расстояние между
концами крыла в направлении,
перпендикулярном
продольной оси самолета, исключая
аэронавигационные огни.
Наибольшее распространение в настоящее время получили три
формы прямого крыла (рис. 9.2.2): трапециевидное крыло, крыло с
прямым центропланом и трапециевидными консолями, а также
прямоугольное крыло.
Рис. 9.2.1. К определению площади и
размаха крыла
Рис. 9.2.2. Основные формы в плане прямого крыла:
а - прямоугольная; б - трапециевидная; в - трапециевидная с прямым
(прямоугольным) центропланом
Применяются центропланы с сужением, когда хорда в корне больше
(или меньше) хорд на концах центроплана.
245

Для прямоугольного крыла (рис. 9.2.2,а и рис. 9.2.3)
характерна простота изготовления в связи с единообразной формой профиля,
упрощающей оснастку. С аэродинамической точки зрения оно
уступает трапециевидному крылу, однако его применение оправдано
на недорогих самолетах, когда небольшая начальная стоимость
самолета является важным фактором его конкурентоспособности.
Прямоугольное свободнонесущее крыло обычно бывает
небольшого удлинения для снижения веса, но подкосные крылья могут иметь
большое удлинение, несмотря на отсутствие сужения. Эта форма
крыла может быть прямой (рис. 9.2.3,в) и обратной (рис. 9.2.3,6)
стреловидности.
а) б) в)
Рис. 9.2.3. Модификации прямоугольного крыла по углу стреловидности:
а - нестреловидное крыло (х — 0); б - обратная стреловидность (Х<0);
в - прямая стреловидность (х > 0)
Трапециевидное крыло (рис. 9.2.2,6 и рис. 9.2.4) обладает
низким индуктивным сопротивлением и малым весом конструкции.
При умеренном сужении крыла могут быть получены приемлемые
характеристики при сваливании. Модификациями трапециевидной
формы могут быть крылья с прямыми (нестреловидными) передней
(рис. 9.2.4,6) или задней кромками (рис. 9.2.4,в).
а) б) в)
Рис. 9.2.4. Модификации формы в плане трапециевидного крыла:
а - стреловидная передняя кромка; б - прямая передняя кромка;
в - прямая задняя кромка
246

Для крыла с прямым центропланом (рис. 9.2.2,в и рис. 9.2.5)
появляется дополнительный параметр - размах центроплана /ц
(рис. 9.2.5,а).
Ось самолета
-Л
нп
Линия фокусов
i£-%
/ц
а) б) в)
Рис. 9.2.5. Модификации формы в плане трапециевидного крыла с прямым
(прямоугольным) центропланом:
а - исходная; б-с прямой передней кромкой; в-с прямой задней
кромкой
По данным ограниченного статистического материала
относительный размах центроплана составляет:
для самолетов с одним двигателем
/ц = — = 0,32 ...0,55 при среднем значении /ц = 0,46; (9.2.1)
для самолетов с двумя двигателями
/^ = 0,29... 0,48 при среднем значении /^ = 0,40. (9.2.2)
Крыло с прямым центропланом обладает хорошими
аэродинамическими характеристиками и может быть выгодно с
конструктивной и производственной точек зрения. Модификациями этой
формы могут быть крылья с прямыми передней (рис. 9.2.5,6) или
задней кромками (рис. 9.2.5,в).
При прямой (нестреловидной) передней кромке в крыльях всех
типов (рис. 9.2.3,а, 9.2.4,6, 9.2.5,6), а также в крыле с отрицательной
стреловидностью передней кромки (рис. 9.2.3,6) срыв потока
происходит в середине крыла раньше, чем на его концах.
Стреловидность крыла влияет на положение САХ, поэтому иногда
стреловидность определяется из условий центровки самолета.
Форма крыла в плане влияет на форму линии фокусов и,
следовательно, на положение фокуса крыла (рис. 9.2.6).
247

Если линия фокусов крыла представляет собой прямую, то
фокус крыла лежит на ней. При линии фокусов, направленной
выпуклостью назад (рис. 9.2.6,а), фокус крыла находится перед фокусом
корневого сечения; при линии фокусов, направленной выпуклостью
вперед (рис. 9.2.6,6), фокус крыла лежит за фокусом корневого
сечения. Положение фокуса крыла оказывает существенное влияние
на выбор центровки самолета.
НП
Фокус крыла Линия фокусов
а) б)
Рис. 9.2.6. Влияние формы линии фокусов на положение фокуса крыла
(на примере крыла эллиптической формы)
Влияние формы крыла в плане на аэродинамические
характеристики можно оценить по величине известного коэффициента 8,
который используется в расчетах индуктивного сопротивления:
1 + 8 2
Сдг,'~ пКСу9
где 8 = 0- эллиптическое крыло; 8 = 0,002.. .0,005 - трапециевидное
крыло с прямым центропланом; 8 = 0,02...0,08 - трапециевидное
крыло; 8 = 0,05...0,12- прямоугольное крыло.
Конкретные значения 8 зависят также от удлинения и сужения
крыла и приводятся в специальной литературе [67].
9.2.2. ФОРМА КРЫЛА ПРИ ВИДЕ СПЕРЕДИ
Как правило, крылья легких самолетов в направлении размаха
образованы прямолинейными образующими и в виде спереди
имеют прямолинейные очертания (рис. 9.2.7).
Одним из основных размерных параметров крыла при виде
спереди является толщина профиля в корне со и на конце ск крыла.
Прямоугольные крылья имеют, как правило, постоянную толщину
профиля по всему размаху (рис. 9.2.7,а). Трапециевидные крылья с
248

прямоугольным центропланом имеют, как правило, по размаху
центроплана постоянную толщину профиля со (рис.9.2.7,б).
О ЧГ О
а) б)
Рис. 9.2.7. Основные формы крыльев в виде спереди:
а - прямоугольное крыло; б - трапециевидное крыло с прямым
центропланом
Сравнение крыльев, имеющих постоянную или переменную
толщину по размаху, а также приближенное построение поляры
трапециевидного крыла по одному из его сечений производится по
средней относительной толщине:
для крыла любой формы Сср =
- _ ^кр.мид
S '
для крыла трапециевидной формы сСр = »
(9.2.3)
(9.2.4)
Линия 1/4 хорд
где 5Кр. мид " площадь проекции крыла при виде спереди (мидель
крыла).
Следующий параметр
для всех форм крыла при
виде спереди - это угол
поперечного V, который
образуется между линией
V4 хорд крыла и
горизонтальной плоскостью - угол „ л * в «.
^ о J Рис. 9.2.8. К определению угла
V на рис. 9.2.8. В общем поперечного Vкрыла
249

случае по форме и величине поперечного V крылья можно
разделить на три типа:
\|/ = 0°; \|/ < 0°; \|/ > 0°.
Например, на рис. 9.2.9 угол поперечного V положителен
(\|/>0°).
Угол поперечного V крыла оказывает существенное влияние
на поперечную устойчивость самолета - чем больше в
определенных пределах V-образность крыла, тем лучше поперечная
устойчивость самолета. Однако избыточная поперечная устойчивость
может быть причиной боковой неустойчивости самолета.
Взаимодействие крыла и фюзеляжа в схеме высокоплана
создает благоприятные моменты по крену и поэтому угол поперечного
V крыла для высокопланов составляет 0...20, а для схемы
«парасоль» - 2...3° (отсутствие положительной для поперечной
устойчивости интерференции крыла с фюзеляжем). Аэродинамическая
интерференция между низкорасположенным крылом и фюзеляжем
приводит при скольжении самолета к появлению неблагоприятного
момента по крену, для компенсации которого необходим больший
угол поперечного V. Поэтому для низкопланов этот угол составляет
около 5...7°. Для бипланов угол поперечного V около 2...3°.
Степень статической поперечной устойчивости зависит, кроме
поперечного V и схемы самолета (высокоплан, низкоплан), от
стреловидности и удлинения крыла, площади ВО, боковой поверхности
фюзеляжа и т.п.
9.2.3. ФОРМА КОНЦОВ КРЫЛА
Концы крыльев в плане и при виде спереди закругляют по
кривым различных очертаний (рис. 9.2.9 (по данным приложения 3)).
Большую роль в выборе формы закруглений играют
аэродинамические и производственные соображения. Характерным
размерным параметром является отношение расстояния начала
закругления от конца крыла /зр к концевой хорде крыла Ьк (рис. 9.2.10,я).
Это отношение колеблется в пределах
/зр/*к = 0.20...1,20.
250

Концы крыла при
виде спереди обычно
закругляют радиусами г,
близкими к полусумме
абсолютных значений верхней YB
и нижней YH ординат
профиля, расположенного
у начала закругления
(рис. 9.2.10,5).
О влиянии формы
концов крыла на
аэродинамическое сопротивление в
существующей литературе
имеются противоречивые сведения:
от незначительного уменьшения
коэффициента Cxmin по Дан~
ным работы [69] до увеличения
Сх i вследствие уменьшения
эффективного удлинения крыла
на величину [33]
д^эф = 0,05.. .0,4.
На концах крыла иногда
располагают концевые
аэродинамические шайбы (рис. 9.2.11)
или вертикальные законцовки
крыла (ВЗК) (рис. 9.2.12).
Рис. 9.2.9. Примеры форм концов крыла
Рис. 9.2.10. Схемы традиционных
форм концов крыла
Рис. 9.2.П.
Аэродинамическая концевая шайба:
1 - шайба; 2 - крыло
1 2
251

Концевыми аэродинамическими шайбами (рис. 9.2.11)
называют тонкие поверхности, размещаемые вдоль концевой хорды
крыла. Если хорда концевой шайбы равна или более концевой
хорды крыла, то это приводит к уменьшению интенсивности концевых
вихрей, сбегающих с крыла, и к увеличению эффективного
удлинения крыла, которое можно оценить, например, по формуле Шренка:
1/2
где h - высота шайбы (рис. 9.2.11).
Если хорда концевой шайбы меньше концевой хорды крыла и
она расположена в хвостовой части концевой хорды крыла
(рис. 9.2.12), то за счет перетекания потока от концевого вихря на
этой концевой шайбе создается аэродинамическая сила с
составляющей, направленной против потока и уменьшающей на 3...6 %
индуктивное сопротивление крыла. При этом увеличение
аэродинамического качества может составлять дКтах = 1 и более. Подобную
концевую шайбу называют вертикальной законцовкой крыла.
&
А Рис. 9.2.12. Верти-
// коль ноя законцовка
J крыла:
;\ 1 - законцовка;
2 - крыло
Таким образом, ВЗК представляют собой разновидности
концевых аэродинамических шайб, выполняемых в виде одной или
нескольких профилированных поверхностей, которые могут
располагаться как над верхней поверхностью крыла (рис. 9.2.12), так и под
нижней или же с обеих сторон поверхности крыла. В общем случае
они располагаются под углом развала \|/ -17...20° и могут иметь
крутку (по высоте К). Площадь ВЗК невелика (около 1,5...4 % от
площади крыла). Характерным размером для ВЗК является высота h
(рис. 9.2.12). Их применение требует экспериментальных
исследований и последующей отработки при летных испытаниях.
252

Уменьшение индуктивного сопротивления сопровождается
увеличением сопротивления трения (за счет увеличения омываемой
поверхности) и дополнительным интерференционным
сопротивлением, обусловленным стыком шайбы или ВЗК с крылом. Кроме
того, неблагоприятно изменяются такие параметры, как изгибающий
момент в корне крыла, момент на пикирование и т.д.
Итак, выбор формы крыла в конкретном случае не так
свободен, как это можно предполагать на основании существующего
многообразия. Он зависит как от опыта, накопленного
конструкторским бюро, так и выполненного объема научно-технического задела
при проектировании самолета.
9-3- УДЛИНЕНИЕ И РАЗМАХ КРЫЛА
Удлинение крыла X - это важнейший его проектный параметр,
для выбора которого существуют различные подходы. Например, в
работе [70] считается, что для нескоростных самолетов выбор А,
должен предшествовать выбору р0. В работе [64] предлагается
одновременное определение Ьр0, /7q-
Далее предлагается два способа определения X:
статистический (разд. 9.3.2) и теоретический (разд. 9.3.3). При этом считаются
известными:
• техническое задание на проектирование самолета;
• схема самолета, включая внешнюю силовую схему крыла;
• параметры самолета: Go» Po и Ж)-
9.3.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Статистическая зависимость (по данным приложения 2) между
взлетным весом легкого самолета и удлинением его крыла
представлена на рис. 9.3.1.
Как видно из рис. 9.3.1, отсутствует существенная взаимосвязь
между удлинением крыла и взлетным весом самолета.
Распределения значений удлинения крыла характеризуются
следующими параметрами:
самолеты с одним ПД - 7,33 (±0,94);
самолеты с двумя ПД - 8,24 (±1,5);
самолеты с двумя ТВД - 9,5 (±1,05).
253

14
3 12
о.
$ 10
g 8
s
i* 6
\L*
*$
A
A
▲
а'аЛ '
+
* i-
+f
i i
1 +
+
0
10000
2000 4000 6000 8000
Взлетный вес самолета, даН
Рис, 9,3,1, Зависимость между взлетным весом самолета и удлинением
его крыла:
• - самолеты с одним ПД; А - самолеты с двумя ПД; + - самолеты
с двумя ТВД
При прочих равных условиях увеличение удлинения крыла
легкого самолета приводит к изменению следующих характеристик:
1) геометрических: увеличение размаха крыла, уменьшение
хорды крыла;
2) аэродинамических: уменьшение коэффициента
индуктивного сопротивления, незначительное увеличение сопротивления
трения, уменьшение значения критического угла атаки; увеличение
Су, повышение эффективности механизации крыла;
3) прочности и жесткости: увеличение изгибающего момента,
уменьшение строительной высоты крыла, уменьшение жесткости
крыла на изгиб и кручение. Сохранение прочности и жесткости
крыла требует увеличения веса его конструкции;
4) маневренности по крену - увеличение массового момента
инерции самолета относительно продольной оси и большого
аэродинамического демпфирования.
9.3.2. СТАТИСТИЧЕСКИЙ МЕТОД ВЫБОРА
УДЛИНЕНИЯ КРЫЛА
Предлагаемая в данном разделе методика выбора удлинения
крыла основана на статистическом способе определения его
размаха. Предварительный анализ [9] показал, что по критерию
254

СКО -» min наилучшей является зависимость размаха крыла от его
площади. В качестве примера на рис. 9.3.2 представлена такая
зависимость для самолетов с ПД.
25
с, 20
«=;
е-is
х
со
3 'о
Си
-26,
■49;
п
1 *
—1—1—1
42j
г~к*^
— ~~
*•*
-** '•
. — *
ш ^ -
/ -
/ -
лт.
- —
- л о
+
^-^
10%]
0%
- 4,Vz. т u,j /jo ^
111
15 20 25 30
Площадь крыла, м2
35
40
45
Рис. 9.3.2. Зависимость между размахом крыла и его площадью:
• - самолеты с одним ПД; А - самолеты с двумя ПД; 9 - помер из
приложения 2, соответствующий самолету Piper PA28; 26 - А-111;
42 - Ирбис; 49 - АККОРД-201
Общее для самолетов с ПД и с ТВД уравнение регрессий,
полученное методом наименьших квадратов, имеет вид
l = k\+k2S, (9.3.1)
где значения коэффициентов k\* кг приведены в табл. 9.3.1.
Примечание. Размерности в формуле (9.3.1): /, м; 5, м2.
Таблица 9.3.1
Особенности схемы самолета
Самолет с одним ПД и подкосным крылом
Самолет с одним ПД и свободнонесущим крылом
Самолет с двумя ПД и свободнонесущим крылом
Самолет с двумя ТВД и свободнонесущим крылом
к\
5,85
6,37
4,60
4,92
кг
0,308
0,261
0,409
0,373
СКО
4,4%
6,7%
6,1%
5,5% ]
В табл. 9.3.1 разделение статистических данных в зависимости
от внешней силовой схемы крыла (подкосное или свободнонесу-
щее) основано на общей закономерности: если какое-либо техниче-
255

ское решение или изменение какого-либо параметра крыла ведет к
уменьшению относительного веса крыла, то это способствует
увеличению удлинения (размаха крыла), и наоборот. Эта
закономерность объясняет тот факт, что удлинение подкосных крыльев
больше удлинения свободнонесущих крыльев.
На данном этапе проектирования площадь крыла, необходимая
для применения (9.3.1), вычисляется по формуле
5=-^, (9.3.2)
Ро
где взлетный вес Go и удельная нагрузка на крыло р0 определены
ранее - на этапе выбора параметров самолета.
При вычисленном размахе (формула (9.3.1)) и площади крыла
(формула (9.3.2)) проектное значение удлинения крыла
рассчитывается по формуле
/2
А, = —.
S
Пример 9.3.1. Для легкого одномоторного высокоплана с
ПД определить размах подкосного крыла. Проектное значение
удельной нагрузки на крыло составляет 65,8 даН/м , взлетный вес
самолета 875 даН.
Решение. 1. Расчет площади крыла по формуле (9.3.2)
с Go 875 2
S = —- = ~ 13,3 м .
Ро 65>8
2. Расчет размаха крыла по общей формуле (9.3.1) при
коэффициентах, принятых по табл. 9.3.1
/ = 5,85 + 0,3085 = 5,85 + 0,308-13,3 = 9,95 м.
3. Проектное значение удлинения крыла
X = i- = iZ2- = 7,44.
S 13,3
256

9.3.3. ТЕОРЕТИЧЕСКИЙ МЕТОД ОПРЕДЕЛЕНИЯ
УДЛИНЕНИЯ КРЫЛА
Теоретический метод основан на применении критерия «на-
Go
грузка на размах крыла» .
Вывод критерия «нагрузка на размах крыла»
Рассматривается горизонтальный полет винтового самолета с
постоянной скоростью на режиме, при котором аэродинамическое
качество имеет максимальное значение, т.е. К=Ктах- С учетом
того, что подъемная сила равна силе веса самолета, потребная
мощность определяется известным выражением
Nn = VXa=^-V =-£-V . (9.3.3)
Kmax Kmax
При аппроксимации поляры самолета квадратичной параболой
максимальное аэродинамическое качество определяется известной
формулой
-1 frc^g
(9.3.4)
Учитывая известные выражения для Cxi = c\ и X = l2/S,
кке
формула (9.3.4) примет вид
ке12
Кшах=Т^-- (9.3.5)
ISCv
Если произведение SCy определить из условия
PV2
G -Cy——S ,
то формула (9.3.5) примет следующий вид:
пре I2 V~
Kmax= r An • (9.3.6)
257

С учетом выражения (9.3.6) формула (9.3.3) примет вид
G-4GV 4 ( G \2\
Kpel2V2 ЯРЧ 1
(9.3.7)
V
Располагаемая мощность самолета с ПД определяется по
известной формуле
ЛГр = 75ЛГо¥дрЛ//Т1в- (9-3-8)
Приравнивая выражения (9.3.7) и (9.3.8), после элементарных
преобразований получат
С \ 75
J = ^—npeNoN>xpAH\V • (9.3.9)
Поскольку для винтовых самолетов полет на режиме К=Ктах
близок к режиму полета на максимальную дальность со скоростью
Укрейс ПРИ степени дросселирования 77др = 0,65, то выражение
(9.3.9) можно представить в виде
С4 I 7S
у = у — npeNQ0,65 ЛяЛвУкрейс- (9-31°)
Таким образом, учитывая пропорциональность между
полетным и взлетным весами, нагрузка на размах есть некоторая функция
Y = AjNoVKpacl (9.3.11)
гДе V ЛГоУкрейс " паРаметР Uc.
Статистический анализ
На рис. 9.3.3 представлена статистическая зависимость
нагрузки на размах крыла легкого самолета нормальной категории с ПД от
параметра Uq.
По данным на рис. 9.3.3 уравнения регрессии, полученные
методом наименьших квадратов, имеют вид:
для самолетов с одним ПД (СКО не более 9,5 %)
^ = 23,5 + 0,437^0- Укрейс; (93Л2)
258

для самолетов с двумя ПД (СКО около 8 %)
^ = -57,6 + 0,632^о-Укрейс;
для самолетов всей статистики - на рис. 9.3.3.
(9.3.13)
5 JKJKJ*
X
3 250-
g zuu-
3
cd 1 <fi.
X Ijv
£ 1ПП.
е-
X 50.
1—1
1—1
г
1—1
1—1
1—1
г——
1—1
-^ = 21,5 + 0,439(У<
1
\^
2i?
4i
30-ь
С«
ъ 5
г
V/
»:
<
--*
*» ^
> —
<*
г-
«*
^j&i
А-/5
61^
SjLl 1^
— ^
**
**
^
+ f
А^
^ -
+ю%|
-10%
100 150 200 250 300 350 400 450 500 550
Параметр UG, (л.с. км/ч)
Рис. 9.3.3. Зависимость нагрузки на размах от параметра Uq :
• - самолеты с одним ПД; А - самолеты с двумя ПД; 24 - номер из
приложения 2, соответствующий самолету ЕА 7; 30 - Ил-103;
38 - UTVA 60; 41 - IAR-824; 45 - Beagle B-246; 54 - Super Star 700;
61 - Р-166
На рис. 9.3.4 представлены статистические данные о
зависимости нагрузки на размах крыла легкого самолета с двумя ТВД от
параметра Uq. По этим данным уравнение регрессии, полученное
методом наименьших квадратов, имеет вид
Go.
^° = 86,3 + 0,338^о- Укрейс-
(9.3.14)
Примечание. Размерности в формулах (9.3.12)...(9.3.14): Go- ДаН; /. м;
259

250 500 750 1000 1250 1500
Параметр UG, (эл.с. км/ч)0,5
Рис. 9.3.4. Зависимость нагрузки на размах от параметра Uq
для самолетов с двумя ТВД
Для самолетов с ПД и с ТВД на основе теоретико-
статистических зависимостей (9.3.12), (9.3.13) и (9.3.14)
предлагается следующий общий вид формулы для расчета размаха крыла
Go
/ = *! +
•Укрейс
(9.3.15)
где jt|, £2, и кз -статистические коэффициенты, которые
определялись методами нелинейной регрессии по данным самолетов
приложения 2; их значения приведены в табл. 9.3.2.
Примечание. Размерности в формуле (9.3.15): Go- ДаН- No- лс-; I* м;
Укрейс.км/Ч
Таблица 9.3.2
Особенности схемы самолета
Самолет с одни ПД и подкосным крылом
Самолет с одним ПД и свободнонесущим
крылом
Самолет с двумя ПД и свободнонесущим
крылом
Самолет с двумя ТВД и свободнонесущим
[ крылом
к\
1,62
7,0
5,23
0
кг
149
348
-46,7
70,5
къ
1,18
0,106
0,977
0,36
ско J
4,5%
6,5%
6,6%
9,5%
260

Определение удлинения крыла
На данном этапе проектирования необходимая для применения
выражения (9.3.15) суммарная мощность всех двигателей на
взлетном режиме в условиях МСА при Н = О, V = 0 принимается по
данным выбранного двигателя или вычисляется по формуле
No = Tf0Go, (9.3.16)
где взлетный вес Go и взлетная энерговооруженность дГ0
определены ранее - на этапе выбора параметров самолета.
Площадь крыла вычисляется по известной формуле:
Ро
где удельная нагрузка на крыло р0 определена на этапе выбора
параметров самолета.
При вычисленном размахе (формула (9.3.15)) и площади крыла
S проектное значение его удлинения рассчитывается по формуле
S
Пример 9.3.2. Для легкого одномоторного высокоплана с
ПД определить удлинение его подкосного крыла. Проектные
параметры самолета: взлетный вес 875 даН, взлетная удельная нагрузка
на крыло 65,8 даН/м , взлетная энерговооруженность 0,142 л.с./даН.
Крейсерская скорость, указанная в ТЗ, 140 км/ч.
Решение. 1. Расчет мощности двигателя на взлетном режиме
в условиях МСА при #= 0, V= 0 (формула (9.3.16))
Wo = ]VoGo = 0,142-875-124 л. с.
2. Расчет размаха крыла по формуле (9.3.15) при
коэффициентах по табл. 9.3.2
/ = *,+ fGo =7,62+ 8?.5 -10,49 м.
*2 + *3^0-Укрейс 149 + 1.18 V 124-140
3. Таким образом, размах крыла составляет около 10,5 м.
261

4. Расчет площади крыла
5. Проектное значение удлинения крыла будет
S 13,3
-8,3.
9.3.4. ОБ ОПТИМИЗАЦИИ УДЛИНЕНИЯ КРЫЛА
Философия оптимизации
удлинения крыла иллюстрируется
рис. 9.3.5. От удлинения крыла
зависят, в основном, две величины -
вес крыла и вес топлива.
С увеличением удлинения
растет вес крыла при прочих
неизменных параметрах (в том числе и
площади крыла), так как
увеличивается изгибающий момент и
уменьшается строительная высота
крыла (при с = const).
С другой стороны, с
увеличением X индуктивное сопротивление
крыла, потребная тяга двигателей и вес потребного топлива будут
уменьшаться. Вес силовой установки можно приближенно считать
независящим от удлинения крыла.
Таким образом, оптимум удлинения крыла приближенно
можно определять по минимуму суммы весов крыла и топлива.
На практике эта простая схема имеет определенные
особенности, связанные с конкретным ТЗ на проектирование легкого самолета.
^-opt А,
Рис. 9.3.5. Схема возникновения
оптимального удлинения крыла
9.4. СУЖЕНИЕ КРЫЛА
Сужение крыла Г| оказывает большое влияние на
распределение подъемной силы по размаху. С увеличением Г| центр давления
консоли крыла перемещается в направлении корневой части,
снижая соответственно изгибающий момент от подъемной силы. Так
262

как строительная высота корневой части крыла также возрастает
(при заданных площади, размахе и профиле), сильно сужающееся
крыло может быть меньше по весу и более жестким, чем
прямоугольное. У легких самолетов практический верхний предел Г|
может определяться строительной высотой концевой части крыла,
необходимой для установки элеронов и размещения проводки
управления к ним.
Для прямого крыла сужение Г| - это главный параметр,
определяющий распространение срыва по размаху, так как оказывает
большое влияние на распределение Су по размаху. На рис. 9.4.1
приведено распределение коэффициента подъемной силы в сечении
крыла С^ сеч п0 полуразмаху трапециевидного крыла при
различных Г|. Из графиков видно, что с увеличением сужения наибольшее
значение С^сеч на Данном угле атаки сдвигается к концу крыла.
Отсюда следует, что на угле атаки максимальной подъемной силы
данного крыла срыв потока наступит тем ближе к его концам, чем
больше сужение.
Для прямого
крыла постоянного
профиля и без крутки
относительная координата (по
размаху)сечения, в
котором будет начинаться
срыв потока,
определяется приближенной
зависимостью [70]:
7срыв = 1 "4- (9А1)
Например, у крыла с
постоянным профилем
и Г| = 2,5 начало срыва
следует ожидать в
сечении, расположенном
на 60% полуразмаха от
оси самолета.
^у сеч
Су
1,2
1,0
0,8
0,6
0,4
°-2о
г—1
10
1
1
5 •
Т^
NJhl
1 \иУ
0,2 0,4 0,6 0,8
т
Рис. 9.4.1. Иллюстрация влияния сужения
крыла па распределение Су сеч для
полуразмаха крыла трапециевидной формы /67]
263

Чтобы использовать конструктивные и аэродинамические
преимущества крыла с большим сужением без снижения поперечной
устойчивости на больших углах атаки, следует либо придать крылу
отрицательную крутку, тем большую, чем больше сужение, либо
применять на концах крыла специальные способы для повышения
поперечной устойчивости (например, профили с затяжным срывом,
концевые предкрылки, отрицательная стреловидность концевых
участков крыла).
При большом сужении крыла следует ожидать заметного
снижения максимального коэффициента подъемной силы в концевой
части из-за уменьшения местных чисел Re, что повышает
тенденцию к раннему концевому срыву. Хотя с этим явлением можно
бороться путем смещения точки
начального срыва ближе к
внутренней части крыла
выбором профиля и крутки, все
же величина сужения имеет
определенный предел.
Принимая во внимание,
что величина индуктивного
сопротивления сужающегося
крыла минимальна при
Г| = 2,0.. .2,5 и
малочувствительна к большим
отклонениям от этого значения, можно
считать, что для прямого
крыла величины Г| > 2,5
малопригодны (табл. 9.1.1 и рис. 9.4.2).
Для прямого трапециевидного крыла (без центроплана)
концевая хорда Ьк и корневая хорда Ьо определяются по известным
формулам:
§
§4
&
О)
§
* О
ill
ш
Ш?§1Шр|»|
1ДЩ
1,00
1,34 1,68 2,01
Сужение крыла
2,35
Рис, 9.4.2. Распределение значений
сужения крыла
Ьо =
S 2ц
Ьк =
Ьо
(9.4.2)
/ 1+Т| Ц
Для трапециевидного крыла с прямым центропланом основные
размеры для вида в плане получают, задавшись по статистике раз-
264

махом центроплана /ц (см. выражения (9.2.1) и (9.2.2)), корневая
хорда при этом определяется по известной формуле:
S
Ьо = -
/ц +
1 +-
1 V-/u"
(9.4.3)
Концевая хорда Ьк трапециевидного крыла с прямым
центропланом вычисляется по формуле (9.4.2).
9.5. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ КРЫЛЬЕВ
БИПЛАНА
Задачей проектирования бипланной коробки (т.е. верхнего и
нижнего крыльев) является выбор параметров, указанных на
рис. 9.5.1, обеспечивающих минимальное индуктивное
сопротивление и высокую несущую способность.
Рис. 9.5.1. К определению основных параметров бипланной коробки
Подбор параметров бипланной коробки может осуществляться
следующим образом:
1. Ранее выбранная площадь крыла рассматривается как
суммарная площадь верхнего S\ и нижнего 52 крыльев.
265

2. На основании конструктивных и компоновочных
соображений выбирается размах верхнего 1\ и нижнего 1^ крыльев (/| > /2), а
также высота коробки Л.
3. По графику рис. 9.5.2 в зависимости от — и |ll = — опре-
l\ h
деляется коэффициент со (сплошные линии).
0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 у
Рис. 9.5.2. Основные коэффициенты для расчета бипланной коробки
{I
4. Вычисляется эквивалентное удлинение А,Экв = • Реко~
со- S
мендуется, чтобы \экв находилось в пределах 4<А,Экв^6. Здесь
возможны последовательные приближения по схеме
{/1>/2>й }исх->с°->А,Экв->{ /b/2>/l }нов
266

5. По графику рис. 9.5.2 в зависимости от — и ц = — опре-
/1 /1
деляется коэффициент к (пунктирные линии).
6. Вычисляются площади верхнего Si и нижнего 52 крыльев:
Возможны и другие схемы выбора основных параметров би-
планной коробки.
О влиянии деградации ф и выноса Р (рис. 9.5.1). При
деградации ф, равной нулю, вынос Р не влияет на величину подъемной
силы и индуктивного сопротивления биплана. Также в случае
нулевого выноса деградация не оказывает влияния на подъемную силу и
лобовое сопротивление коробки.
При наличии выноса и деградации оказывается выгодным
комбинировать их следующим образом: в случае положительного
выноса деградацию следует делать также положительной
(рис. 9.5.3а); наоборот, при отрицательном выносе деградация
должна быть также отрицательной (рис. 9.5.36). Объясняется это
тем, что, отодвигая назад крыло с большим углом атаки, несколько
уменьшается вредное влияние сбегающих с него вихрей.
а) б)
Рис. 9.5.3. Примеры сочетания выноса и деградации бипланной коробки
В общем случае величина выноса крыльев должна выбираться
не из условий аэродинамического качества (поляры) коробки, а из
конструктивных соображений (наилучший обзор, условия
прочности и т. п.) и из условий устойчивости и штопорных свойств
самолета, так как, варьируя вынос, изменяются моменты
аэродинамических сил, действующих на коробку крыльев относительно ЦТ
самолета.
267

Пример 9.5.1. Определить площади и размахи каждого
крыла проектируемого самолета-биплана, прототипом которого
является Ан-2. Проектируемый самолет должен иметь общую площадь
крыльев 70 м и эквивалентное удлинение А,Экв ~ 5.
Расчет.
А /?
1. С учетом данных Ан-2 принимаются: — ~ 0,1 и jll = — » 0,8.
Л /l
2. По графику рис. 9.5.2 (сплошные линии) при — = 0,1 и
/l
(X = 0,8 определяется коэффициент со = 0,93.
3. Вычисляется размах верхнего и нижнего крыльев
/1 = VcoS>.3kb = V0,93-70-5 = 18m,
/2 = JLi/1 = 0,8 18 = 14,4 м.
4. По графику рис. 9.5.2 (пунктирные линии) в зависимости от
— ==0,1 и (1 = 0,8 определяется коэффициент к = 0,25.
1\
5. Вычисляются площади:
верхнего крыла - S\ = S{\ -k) = 70(1 - 0,25) = 52,5 м2;
2
нижнего крыла- Si = k-5=0,25-70=17,5 м .
2 2
6. Окончательно принимается: S\ = 50м и 52 = 20м .
9.6. ВЫБОР ПРОФИЛЯ КРЫЛА
9.6.1. ВЛИЯНИЕ ФОРМЫ ПРОФИЛЯ НА ЕГО
ХАРАКТЕРИСТИКИ
Аэродинамические и другие свойства профиля зависят от
следующих его геометрических параметров:
1) относительной толщины профиля с и относительной
координаты положения по хорде максимальной толщины ~хс;
2) относительной вогнутости (кривизны) профиля / и
относительной координаты положения максимальной вогнутости ~Xf i
268

3) общего очертания профиля, в особенности его носовой
верхней части и хвостика.
Основные геометрические параметры профилей приведены в
приложении 7 и табл. 9.6.1.
Таблица 9.6.1
Профиль
ЦАГИР-И-12
ЦАГИР-И-14
ЦАГИР-И-18
ЦАГИР-Ш-12
ЦАГИ Р-ША
ЦАГИР-Ш-15,5
1 ЦАГИ-683 (плоская пластика)
Clark-YH
NACA23015
NACA0012
FX-61-184
FX-67-K-170
GA(W)-1
Параметры профиля
с
0,12
0,14
0,18
0,12
0,15
0,155
0,02
0,117
0,15
0,12
0,184
0,17
0,17
Хс
0,25
0,25
0,25
0,25
0,25
0,25
-
0,30
0,30
0,30
0,36
0,425
0,40
/
0,034
0,042
0,040
0,0345
0,0445
0,0445
0
0,031
0,0184
0
0,032
0,05
0,021
Xf
0,25
0,25
0,25
0,225
0,225
0,225
|
0,31
0,15
|
0,55
0,39
0,65
Относительная толщина профиля
При прочих равных условиях (в частности, при неизменной
вогнутости) увеличение относительной толщины профиля крыла
приводит к изменению следующих характеристик:
1) геометрических: увеличение строительной высоты и
внутреннего объема крыла;
2) весовых: уменьшение веса конструкции крыла;
3) увеличение жесткости крыла на изгиб и кручение;
4)аэродинамических:
• увеличение профильного сопротивления Cjcmin»
• увеличение Су max пр "~ Д™ профилей с относительной
толщиной до 0,13 ... 0,16, при больших с коэффициент Су max падает
(кривая 1 на рис. 9.6.1);
• уменьшается аэродинамическое качество Ктах»
269

• не изменяется угол
нулевой подъемной силы од;
• не изменяется
коэффициент продольного момента
Cm О-
Необходимая величина
удлинения для легкого
самолета может быть получена
только при достаточной
строительной высоте корневого
профиля крыла, где
изгибающий момент достигает
максимального значения. Если
относительная толщина крыла
растет пропорционально А,,
благоприятный эффект
снижения индуктивного
сопротивления с увеличением
удлинения крыла несколько сокращается из-за приращения
профильного сопротивления.
Относительная толщина крыла в пределах от 0,14 и до 0,16
представляет наибольший интерес с точки зрения характеристик
при использовании простой механизации по задней кромке
(кривая 2 на рис. 9.6.1). Толщины более 0,18 приводят к возрастанию
профильного сопротивления при небольшой подъемной силе.
Причем это ухудшение характеристик, как правило, не может быть
компенсировано уменьшением веса крыла, так как при очень
больших строительных высотах площадь элементов конструкции
определяется не из условий прочности, а из
«конструктивно-технологических соображений».
Концевые профили следует применять с толщиной 0,10...0,12.
Это уменьшение по отношению к корневому сечению способствует
снижению веса конструкции. Минимальная практическая толщина
на конце крыла легких самолетов должна быть достаточной для
обеспечения размещения проводки управления.
Су
3,0
2,5
2,0
1,5
1,0
6 10 14 18 22
Относительная толщина профиля, %
Рис. 9.6.1. Зависимость Сушах пр от
относительной толщины для
профилей NACA:
1 - исходные профили;! - профили с
выпущенными закрылками
шах
1 ч
Us
Г2!
9
/
*J
Г
алий
8W
0
SJKS
m
i
m
-2
4b\rt> i
i*WN
^
Л
5**4*S*{|
270

Положение максимальной толщины профиля
Положение максимальной толщины профиля по хорде
определяется координатой ~хс. Чем дальше эта точка по хорде, тем
меньше минимальное профильное сопротивление. Однако это снижает
Су щах и повышает профильное сопротивление при больших углах
атаки.
Относительная вогнутость профиля
При прочих равных условиях (в частности, при с = const)
увеличение относительной вогнутости (кривизны) / профиля
приводит к изменению следующих характеристик:
1) увеличивается коэффициент Су max '•>
2) значительно увеличивается профильное сопротивление
Сх min»
3) уменьшается аэродинамическое качество Ктах»
4) увеличивается угол нулевой подъемной силы ocq;
5) увеличивается Ст0> поэтому для балансировки
продольного момента самолета может потребоваться значительное отклонение
руля высоты с соответствующим возрастанием сопротивления;
6) увеличивается перемещение центра давления.
Кривизна обычно выбирается таким образом, чтобы в
крейсерском полете профиль работал на Су, близком к расчетному [70].
Положение вогнутости профиля
Положение максимальной вогнутости средней линии профиля
вдоль его хорды определяется относительной координатой х"/>
которая влияет на следующие аэродинамические характеристики
профиля:
1) наибольшее значение Су max достигается при Y/ = 0,2...0,3;
2) наибольшее значение аэродинамического качества Ктах
достигается при X/ = 0,2...0,4;
3) наименьшее профильное сопротивление C.vmin ~~ ПРИ
7/=0.4;
271

4) наименьшее значение ао - при Y/ = ОД;
5) наименьший Ст О " ПРИ X/ = 0,1.
Таким образом, смещение вперед точки максимальной
вогнутости при средних значениях относительной толщины профиля
способствует повышению С^тах и возникновению срыва по передней
кромке. Более низкие значения Су max и плавный срыв характерны
при смещении точки максимальной вогнутости назад.
Профили крыла с положением
Су\ Л максимальной кривизны вблизи
передней кромки проявляют склонность к
срыву потока с резкой потерей несущих
свойств - кривая 2 на рис. 9.6.2. Более
пологая форма пика в окрестности
Л Су max (кривая 1 на рис. 9.6.2) достига-
/ ^ ется, когда положение максимальной
0| ОС кривизны смещено назад. При этом
Р 9 62 3 С обеспечиваются благоприятные харак-
от угла атаки а ' теристики самолета на режиме
сваливания.
Форма носовой части профиля
Увеличение радиуса носка профиля в передней кромке до
некоторого предела увеличивает:
• максимальное значение аэродинамического качества Ктах»
• коэффициенты Су на углах атаки, превышающих
критический (кривая 1 на рис. 9.6.2).
Острая передняя кромка обычно приводит к резкому падению
Су позади критического угла (кривая 2 на рис. 9.6.2).
Форма задней части профиля
По мере увеличения ординат задней части профиля (например,
с целью увеличения высоты заднего лонжерона) СХт\п немного
повышается, качество Ктах понижается, а перемещение центра
давления, как правило, увеличивается.
272

Отгибом кверху хвостовой части средней линии профиля
диапазон перемещения центра давления может быть уменьшен до нуля
(на эксплуатационном диапазоне углов атаки), при этом Ст О
стремиться к нулю, а качество Ктах уменьшается.
9.6.2. О КЛАССИФИКАЦИИ ПРОФИЛЕЙ
Классификация профилей весьма многообразна.
При прочих равных условиях с позиции летных свойств
самолета профили классифицируются:
1) по критерию Сх min ~~* m'n > от которого зависит достижение
наибольшей максимальной скорости;
2) по критерию Су max ~~* тах > ЧТ0 способствует достижению
хороших ВПХ;
с'/
3) по критерию —-—>тах, от которого зависит скороподъ-
Сх
емность и потолок самолета;
4) по параметру аэродинамического совершенства профиля
Су max
> max;
Сх min
5) по критерию Ктах->тах, от которого зависит дальность
полета;
6) по противоштопорным свойствам. Для анализа противо-
штопорных свойств профиля необходимо иметь продувки его на
авторотацию. При выборе профиля следует обратить внимание на
отсутствие склонности к плоскому штопору на углах атаки свыше 30°;
7) по форме пика в окрестности Су max (Рис- 9.6.2). Пологая
форма этого пика (кривая 1 на рис. 9.6.2) обеспечивает
благоприятные характеристики самолета на режиме сваливания.
В качестве примера в табл. 9.6.2 и 9.6.3 представлены
основные аэродинамические характеристики некоторых известных
профилей (^ = оо)? где обозначено Су opt ~~ коэффициент Су, при
котором C.r = Cjcmin-
273

Таблица 9.6.2
Тип профиля
Р-П-12
Р-И-14
Р-И-18
Р-Ш-12
Р-ША
P-III-I5
Р-Ш-18
ЦАГИ 846-14
MS 16/209
FX61-184
FX67-K170/17
GA(W)-1
СтО
-0,012
-0,048
-0,056
-0,022
-0,032
-0,035
-0,036
-0,042
-0,005
-0,097
-0,095
-0,110
dCm
dCy
-0,235
-0,232
-0,227
-0,247
-0,228
-0,228
-0,228
-0,242
-0,232
Xf =
0,27
~X~f =
0,26
~Xf =
0,25
С у max
Cx min
185
152
154
173
189
180
151
180
200
213
203
265
К max
59,0
60,7
47,5
58,1
67,0
59,2
52,2
59,8
82,5
133
163
84,4
Cj/HB
0,620
0,740
0,806
0,691
0,770
0,790
0,848
0,745
0,64
1,080
1,270
0,760
,-1,5
cx
50,2
54,6
45,3
51,5
60,8
55,1
48,8
54,6
-
-
-
-
Re-10-6
0,800
0,810
0,770
0,830
0,835
1,370
0,800
0,770
0,75
1,50
1,50
1,90
Таблица 9.6.3
Тип профиля
Р-И-12
Р-П-14
Р-И-18
Р-Ш-12
Р-ША
Р-Ш-15
Р-Ш-18
ЦАГИ 846-14
MS 16/209
FX61-184
FX67-K170/17
1 GA(W)-1
Cx min
0,0078
0,0100
0,0106
0,0087
0,0089
0,0088
0,0108
0,0085
0,0050
0,0066
0,0066
0,0062
Су opt
0,32
0,41
0,16
0,33
0,15
0,21
0,20
0,31
0,125
0,22
0,48
0,10
СхО
0,0097
0,0110
0,0112
0,0096
0,0090
0,0092
0,0114
0,0098
0,0054
0,0080
0,0114
0,0069
Cto
-3,2°
-3,4°
-3,6°
-2,1°
-3,5°
-3,2°
-3,8°
-3,2°
-0,6°
-4,3°
-5,0°
^1,0°
dCy
da
5,12
5,22
4,95
5,48
5,49
5,44
5,16
5,22
5,32
5,57
6,22
7,16
С у max
1,44
1,42
1,63
1,595
1,68
1,58
1,63
1,53
1,15
1,41
1,34
1,64
Су min
-0,49
-0,81
-0,82
-0,50
-0,53
-0,95
-0,83
-0,47
-1,11
|
|
1
274

Однако выбор профиля на основании простого сравнения
перечисленных критериев их аэродинамического совершенства,
полученных из ряда индивидуальных продувок, приведенных в разных
аэродинамических трубах при разных условиях испытания, может
привести к неправильному результату. Обязательно необходимо
учитывать влияние числа Рейнольдса и возможные технологические
ограничения. Для легких самолетов, имеющих сравнительно
небольшие скорости полета, существенным является влияние числа
Рейнольдса на аэродинамические характеристики. На рис. 9.6.3
показано влияние числа Рейнольдса Re на величину Су max пр • В
связи с этим можно отметить следующее:
1) при с < 0,1 величина Су max пр мало зависит от изменения Re;
2) при с > 0,12 величина С^тахпр становится чувствительной
к изменению числа Re.
Для более детальной количественной оценки влияния числа Re
на Су max пр следует обратиться к материалам продувок или
специальной литературе.
При увеличении числа Re лобовое сопротивление профиля, как
известно, уменьшается.
С позиции производственной технологичности большинство
применяемых прафилей для крыла можно условно разделить на три
группы [34, 63]:
1) профили, которые не
предъявляют особых требова- у ^ "р
ний к качеству поверхности и
точности выполнения своего
контура, и поэтому могут быть 1,6
использованы на крыльях с , ,
гибкой обшивкой (передняя
часть крыла от носка до точки
максимальной толщины
желательна с жесткой обшивкой).
При этом потери в несущих Относительная толщина, %
свойствах и аэродинамическом Рис. 9.6.3. Влияние числа Рейнольдса
сопротивлении, по сравнению на Су max пр четырех- и пятизнач-
с крылом, имеющим жесткую ных профилей NACA
1,8
1,2
1 1 1 1
Увеличение Re
Профили с кривизной
1 1 1 1
1,06 10 14 18 22
275

обшивку, будут не очень значительны. К этой группе профилей
относятся классические профили, разработанные в 1930-е годы,
например профили ЦАГИ серий Р-И, Р-Ш, ЦАГИ-846;
2) профили, которые предъявляют повышенные требования к
соблюдению формы контура, и могут быть рекомендованы для
применения на легких самолетах с крылом, имеющим жесткую
обшивку. К этой группе относятся, например профили типа Р-ША,
MS 16/209, GA(W)-1 и другие;
3) ламинарные профили, которые предъявляют высокие
требования к качеству поверхности и точности выполнения контура
профиля при создании самолета и в процессе эксплуатации. Такие
профили могут быть рекомендованы для легких самолетов только с
жесткой обшивкой крыла. К этой группе относятся профили NACA с
обозначением из шести цифр (например, NACA 65з-218) или их
модификации, у которых тире заменено буквой А (например, NACA
632А415). Примером таких же профилей являются профили серии
FX, разработанные Вортманом.
9.6.3. ПРИНЦИПЫ ВЫБОРА ПРОФИЛЯ
Как видно из вышеизложенного, при выборе профиля следует
руководствоваться рядом различных критериев, как-то:
С * min -> min i Су max "> max ; Kmax ""> ™ax i
Су С у max
— > max; — > max и др.
Cjc Cx min
Так как все эти критерии часто противоречат друг другу, то
выбор профиля крыла - одна из сложнейших задач, возникающих
перед конструктором.
Общепризнанных методов выбора профиля для крыла легкого
самолета не существует. Например, в работе [53] рекомендуется
метод, основанный на ранжировании аэродинамических критериев. В
работе [67] утверждается, что при Vmax менее 650 км/ч и высотах
полета ниже 5000 м форма профиля крыла (с положением
максимальной толщины на 0,30...0,35 хорды) мало влияет на величину
коэффициента сопротивления крыла.
276

При выборе профиля крыла целесообразно руководствоваться
следующими основными принципами.
1. Профиль на большей части размаха крыла должен иметь
низкое профильное сопротивление в диапазоне коэффициентов
подъемной силы, характерных для крейсерского полета.
2. Профиль концевых участков крыла должны иметь
приемлемый максимальный коэффициент подъемной силы и, главное,
плавные характеристики срыва.
3. Корневые сечения крыла с выпущенными закрылками
должны иметь высокое значение коэффициента подъемной силы и
небольшое сопротивление, особенно на режиме набора высоты
после взлета.
4. Коэффициент продольного момента крыла должен быть
небольшим, чтобы уменьшать балансировочное сопротивление и
крутящий момент при максимальном скоростном напоре.
5. Аэродинамические характеристики профиля должны быть
малочувствительны к производственным отклонениям в форме
крыла и условиям эксплуатации (например, наличие на поверхности
пыли и т. п.).
6. В интересах снижения веса конструкции профиль крыла
должен иметь максимально возможную относительную толщину.
Должны быть обеспечены достаточные внутренние объемы для
размещения топлива, шасси, проводки управления и других элементов.
Общепринятая рекомендация - это ставить на крыло самолета
один из уже проверенных на практике или при испытаниях и
облетанных профилей (например, табл. 9.6.4).
Таблица 9.6.4
Тип самолет
Ан-14А
И-1Л
Як-18Т
Профиль крыла
в корне
на конце
P-II-14
P-II-14
Р-Ш-15
Р-Ш-15
Кларк УН-14.5%
Кларк УН-9% 1
Тип самолета
Cessna 150, 172
Cessna T210
Piper РА-24
Профиль крыла
в корне
на конце
NACA2412
NACA2412
NACA64,A415
NACA64,A412
NACA64,A215
NACA642A215 |
277

Окончание табл. 9.6.4
Тип самолет
Beagle B.206
L410UVP,
[Jetstream 31
Профиль крыла 1
в корне
на конце
NACA23015
NACA4412
NACA63A418
NACA63A412 |
Тип самолета
Piper PA-31
Metro III
Профиль крыла 1
в корне
на конце
NACA 63,-415
NACA 63,-215
NACA65?A215
NACA642A415 |
В ЦАГИ разработаны высоконесущие профили для самолетов
АОН, характеризующиеся передним положением максимальной
толщины, вогнутости и специальной профилировкой носка [4]. Это
профиль классического типа - ПЗ-15 и профили с задним нагруже-
нием (типа профиля GA(W)-l): П-301-15, П4-15М, ПЗ-15М6 и
другие. Относительная толщина этих профилей 0,15, относительная
вогнутость 0,025...0,0335. Большая часть этих профилей имеет
высокое значение Су max (Cv max = 1,9...2,1; при Re = 310 ) и умеренные
величины коэффициента продольного момента. Величина
критического числа М для перечисленных профилей составляет 0,54...0,72
в зависимости от расчетного значения Су конкретного профиля,
которое находится в пределах от 0,3 до 0,6.
9.7. ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА ПРИ
БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ
Цель получения приемлемых характеристик самолета при
сваливании заключается в том, чтобы свести до минимума вероятность
непроизвольного попадания в этот режим и обеспечить выход из
него в случае, если пилот непреднамеренно привел самолет к срыву.
9.7.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Если отрыв потока начинается на конце крыла, то сваливание
самолета, вероятнее всего, будет сопровождаться резким креном,
так как нестационарность аэродинамических характеристик в
области срыва может создать момент по крену. При этом эффектив-
278

ность поперечного управления может быть частично потеряна из-за
расположения элеронов в зоне отрыва потока. Тем не менее, срыв,
начинающийся на конце крыла, можно считать приемлемым, если
концевой профиль имеет плавный максимум подъемной силы. В
этом случае конец консоли крыла будет создавать достаточную
подъемную силу после срыва без возникновения значительного
момента по крену.
Начало срыва в корневой части крыла может (в зависимости от
положения ГО относительно крыла) привести к попаданию на
горизонтальное оперение спутного следа и вызвать бафтинг оперения.
При ограниченных масштабах этого явления на легких самолетах
его можно считать приемлемым, однако слишком сильный бафтинг
с возможными повреждениями конструкции недопустим. Кроме
того, след от срыва в корневой части крыла может затенять киль с
уменьшением эффективности путевого управления.
Положительными факторами корневого срыва считаются практическое
отсутствие крена и момент на пикирование, уменьшающий угол атаки.
Для получения удовлетворительных характеристик самолета
при сваливании необходимо уменьшить действительные углы атаки
концов крыла следующими основными способами:
• геометрической и аэродинамической крутками крыла
(разд. 9.7.2);
• формой крыла в плане (разд. 9.7.3);
• механизацией концевых участков крыла (разд. 9.7.4).
9.7.2. КРУТКА КРЫЛА
Круткой данного сечения крыла называется угол установки
этого сечения по отношению к корневому сечению, измеренный в
вертикальной плоскости. Различают геометрическую и
аэродинамическую крутки.
Геометрическая крутка крыла - это изменение по размаху
крыла углов между хордой местного сечения и хордой корневого
сечения крыла (ср на рис. 9.7.1) при постоянном по размаху
значении кривизны профиля /. Под углом геометрической крутки
крыла обычно понимают крутку хорды концевого сечения (<pKD)K-
279

1Г~
Рис. 9.7.1. Углы геометрической крутки
крыла в различных сечениях по размаху:
1 - корневая хорда; 2,3 - хорды в сечениях
ааиЬЬ
Крутка считается
положительной, когда
передняя точка хорды
находится выше задней, и
отрицательной, когда
ниже. На рис. 9.7.1
показан пример
отрицательной
геометрической крутки. При
отрицательной
геометрической крутке крыла
срыв потока на концах
крыла наступает тем
позднее, чем больше угол крутки по абсолютной величине.
Аэродинамическая крутка - это изменение кривизны
профилей по размаху крыла при расположении всех местных хорд в
одной плоскости (нулевая геометрическая крутка (фкр)к=0). Кри-
визна профиля определяет угол нулевой подъемной силы од - чем
больше кривизна профиля, тем больше по абсолютной величине
угол од. Поэтому под углом аэродинамической крутки крыла
подразумевают угол между линией нулевой подъемной силы профиля
на конце крыла и аналогичной линией в корне крыла, т.е.
аэродинамическая крутка крыла равна разности углов атаки в корне (ао)о и на
конце (ао)к • Если эта разность положительная, то аэродинамическая
крутка считается положительной и наоборот.
Пример 9.7.1. Поданным работы [69] целесообразным
представляется вариант комбинации отрицательной геометрической
крутки с положительной аэродинамической. Если на конце крыла
поставить профиль с большей относительной вогнутостью профиля,
чем в корне (положительная аэродинамическая крутка), то общий
диапазон углов атаки между од (угол нулевой подъемной силы) и
акр (критический угол атаки) на конце будет больше, чем в корне.
Эту разницу в диапазоне углов атаки можно использовать для
геометрической крутки конца крыла на отрицательный угол. Углы
отрицательной геометрической и положительной аэродинамической
круток должны быть равны по абсолютной величине. При комбини-
280

рованнои крутке достигаются характеристики сваливания, как при
отрицательной геометрической крутке, но на малых углах атаки
подъемная сила не уменьшается и сопротивление не увеличивается.
9.7.3. МОДИФИКАЦИИ ФОРМЫ КРЫЛА В
ПЛАНЕ
Основная форма крыла может меняться после многочисленных
продувок в аэродинамических трубах. Не исключено, что в
процессе летных испытаний выявится необходимость применения
устройств, контролирующих срыв. Например, срыв потока с корневой
части крыла вызывает наплыв, установленный в корневой части
(рис. 9.7.2). При этом корневой профиль получает меньшую
относительную толщину и менее несущую форму. Установка такого
наплыва на экспериментальном самолете Як-50 когда-то существенно
изменила характер сваливания этого самолета: при выходе на
большие углы атаки он опускал нос и переходил в пикирование [36].
Модифицируя форму
крыла в плане за счет
стреловидности передней кромки,
влияют на срывные
характеристики. На крыльях, форма
которых показана на рис. 9.7.3,
возникает поперечный поток,
направленный от концов к
середине крыла. При возникшей
таким образом косой обдувке
крыла в направлении от концов
к центру срыв потока
происходит в середине крыла раньше,
чем на его концах. У крыльев с
положительной
стреловидностью передней кромки
поперечный поток имеет
направление от середины к концам, на
которых срыв потока наступает
раньше, чем в корне.
'Наплыв
чИсходный контуре
Л&
Рис. 9.7.2. Наплывы крыла:
1 - экспериментальный вариант
самолета Як - 50; 2 - учебный само-
лет Lr-70
281

Рис 9.7.3. Модификации формы крыльев по углу стреловидности.
Стрелками указано направление поперечного потока
Пример 9.7.2. По данным работы [69], при X = 7,2, Г| = 4 и
прямой передней кромке (%пк = 0) срыв потока наступает позже
(даКр~1,5°) по сравнению с аналогичным крылом, но имеющим
прямую заднюю кромку.
9.7.4. ПРИМЕНЕНИЕ ПРЕДКРЫЛКОВ
Весьма сложным и поэтому редко применяемым на практике
способом обеспечения хороших характеристик крыла при больших
углах атаки является применение фиксированного предкрылка по
всему размаху крыла или в виде автоматических предкрылков на
концах крыла.
Фиксированные предкрылки по всему размаху существенно
увеличивают критический угол атаки осКр • Например, для крыла с
А, = 5 и профилем Р-П применение предкрылка по всему размаху
крыла увеличивает угол осКр с 20 до 30° [69], и как следствие этого
увеличивается коэффициент С^тах- При этом аэродинамическое
качество самолета уменьшается.
Концевые автоматические предкрылки размахом до 0,5/ не
увеличивают Су max по сравнению с исходным профилем, но
критический угол атаки существенно возрастает (с 20 до 44° в примере
из работы [69]). Объясняется это тем, что потеря подъемной силы
среднего участка крыла без предкрылков на некотором диапазоне
углов атаки компенсируется ее приращением на концах крыла с
открытыми предкрылками. В результате кривая Су- /(ос) идет почти
горизонтально до углов атаки, значительно больших, чем осКр
исходного профиля - кривая 3 на рис. 9.7.4.
Например, на легком самолете типа Як-12.
282

с
у
Л
/
V2
ч
3
1ч
а
а2 а3
а
Рис. 9.7.4. Влияние предкрылка на
критический угол атаки:
1-без предкрылка; 2-е пред-
крылком; 3-е концевым пред-
крыл ком
Эффективность концевых
предкрылков в отношении
затягивания срыва потока зависит от
их длины, характера кривой
Су = /(ос) исходного профиля,
сужения, стреловидности и
крутки. Основные рекомендации
состоят в следующем.
1. Концевые предкрылки
рекомендуется для крыльев,
имеющих Г| > 4.
2. Суммарная длина
предкрылков должна составлять
40...50% от размаха крыла. О
достаточности выбранной длины
предкрылков судят по виду кривой Су = /(о0, полученной при
аэродинамических продувках модели крыла - если после достижения
Су max кривая идет наклонно вверх или почти параллельно оси а
(кривая 3 на рис. 9.7.4), то длина предкрылков достаточна.
Примечание. Построение кривой Су = /(&) для крыла с концевыми
предкрылками методом интерполяции, исходя из зависимостей Су = /(&) без
предкрылков и с предкрылками по всему размаху, дает результаты, не
соответствующие действительности.
3. Внешние концы предкрылков необходимо располагать
возможно ближе к концам крыла, применяя законцовки крыла
минимального размера.
4. Концевые предкрылки должны быть автоматическими и их
открытие должно начинаться при угле атаки, меньшем осКр на 4...5°.
При правильно выборе размеров концевых предкрылков можно
добиться сохранения поперечной устойчивости до углов 35...40°.
Примечание. Если самолет без концевых предкрылков при полете на аКр
получит крен, то у опускающегося крыла действительный угол атаки а > акр • a У
поднимающегося крыла ос < ОСКр и> следовательно, Су концов крыльев
уменьшится по сравнению Су max • Обычно ввиду того, что кривая Су = /(ОС) за
283

OCKn падает круче, чем в сторону меньших углов атаки, у опускающегося крыла
Су меньше, чем у поднимающегося, т.е. самолет теряет поперечную
устойчивость. При постановке концевых предкрылков в подобном же случае Су У
опускающееся крыла остается почти постоянным и равным Су max • несмотря на
увеличение угла атаки, а у поднимающегося уменьшается по сравнению с Су max
Таким образом, в этом случае поперечная устойчивость сохраняется на некотором
диапазоне углов атаки, больших аКр • хотя и в меньшей степени, чем на
прямолинейном участке кривой Су = /(ОС) до аКр •
Сохраняя поперечную устойчивость, концевые предкрылки
одновременно повышают поперечную управляемость на больших
углах атаки, поскольку они повышают эффективность элеронов на
больших углах атаки крыла, против которых они и располагаются.
На малых скоростях полета (до 200 км/ч), кроме концевых
автоматических предкрылков, удовлетворительные характеристики на
больших углах атаки могут быть получены за счет применения тур-
булизаторов.
9.7.5. ОСНОВНЫЕ ПРИНЦИПЫ
Применяя изложенные выше способы улучшения
характеристик крыла на больших углах атаки, рекомендуется
руководствоваться следующим.
1. Сечение крыла, с которого начинается срыв, должно
располагаться на расстоянии до 40% полуразмаха от корневого сечения
(рис. 9.7.5 [70]).
2. Развитие срыва должно распространяться в корневую часть
крыла, а не в сторону его конца.
3. Запас по Су на расстоянии около 70% полуразмаха от
корневого сечения (соответствует внутреннему концу элерона) должен
быть не менее 0,1 в условиях начавшегося срыва (рис. 9.7.5).
4. Кривая местных Су max (кривая 1 на рис. 9.7.5) вдоль
размаха определяется исключительно формой профиля и
аэродинамической круткой крыла. Распределение Су (кривая 2) по размаху
зависит, главным образом, от формы крыла в плане и его
геометрической крутки.
284

5. При выборе профиля для
концевых сечений крыла
необходимо учитывать форму пика в
окрестности Су max (Рис- 9.6.2).
Пологая форма этого пика (кривая 1
на рис. 9.6.2) обеспечивает
благоприятные характеристики самолета
на режиме сваливания.
Многообразие форм крыльев
при проведении анализа можно
сократить, если ввести ограничения
[70].
1. Хотя удлинение является
важным параметром для
характеристик самолета, его влияние на
характеристики срыва невелико.
2. Лучшими характеристиками
сваливания обладают крылья с
постоянной относительной толщиной
профиля вдоль размаха.
Для тонких профилей с относительно острым носком
характерен резкий срыв потока, что сопровождается быстрой потерей
подъемной силы и резким сваливанием самолета. Особенно опасен
резкий срыв, в случае когда крыло имеет сужение в плане и более
тонкий профиль на конце крыла, поскольку в этом случае срыв
потока, как правило, наступает несимметрично на одном из концов
крыла. Для более толстых профилей с тупым носком характерен
«мягкий срыв» с медленным падением подъемной силы. В этом
случае пилот располагает временем для анализа и принятия решения.
3. Геометрическая крутка крыла более 5° приводит к
чрезмерному увеличению индуктивного сопротивления .
4. Большое сужение применимо только на крыльях с толстым
корневым профилем и относительной толщиной концевого профиля
около 0,12.
0,6 0,8 JL
'Л
Рис. 9.7.5. К выбору запаса при
срыве:
1 - местный Су max» 2 -
местный Су при угле атаки
начала срыва; 3 - сечение, в
котором начинается срыв потока
* По данным работы [68] крутка минус 2° увеличивает сопротивление
всего самолета на 1 %.
285

5. Интерференция крыла и фюзеляжа, наличие внешних гондол
и струй от винтов могут оказать значительное и неопределенное
влияние на характеристики срыва крыла.
9.8. ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ ПО КРЕНУ
Основные типы органов управления по крену показаны на
рис. 9.8.1.
а) б) в)
Рис. 9.8.1. Основные типы применяемых органов управления по крену
На рис. 9.8.1 типы а и б - элероны, применяющиеся на
большинстве самолетов. В типе а проще обеспечить жесткость конца
элерона и его крепления. Тонкий конец элерона б может
вибрировать и вследствие недостаточной жесткости представляет
некоторые затруднения при изготовлении.
На рис. 9.8.1 тип в - интерцептор. При повороте штурвала
(РУС) отклоняется вверх только один интерцептор (например, для
правого крена - правый), так как действие интерцептора основано
на срыве потока и последующем уменьшении подъемной силы на
части размаха.
9.8.1. ЭЛЕРОНЫ
Основные размеры и расположение элеронов
На рис. 9.8.2 показано расположение элеронов на крыле и
даны обозначения: —— площадь крыла на участке, занятом од-
ним элероном; — - площадь одного элерона; /э - размах элерона;
Ьэ - хорда элерона; L3 - расстояние между серединами площадей,
обслуживаемых элеронами; / - размах крыла; z3 ~ расстояние ме-
286

жду внешними концами элеронов; z3o ~ расстояние между
внутренними концами элеронов.
. ь А ' ,
и Mz'° ч
Рис. 9.8.2. К определению геометрических характеристик элеронов
Проектными параметрами элеронов принято считать:
- Ьэ
ЬЪ = "Г - относительная хорда элерона;
/э = -у— относительный размах элерона;
- Z3
Z3=j- относительная координата внешнего конца элерона;
- S3
S3 = -тг- относительная площадь всех элеронов.
В табл. 9.8.1 приведены данные об элеронах некоторых легких
самолетов (самолеты с ПД - нормальной категории, с ТВД -
переходной). В дополнение к указанным выше параметрам элеронов в
табл. 9.8.1 приняты следующие обозначения: z3o ~ относительная
координата внутреннего конца элерона; £э0, £э1 - соответственно
начальная и конечная относительные хорды элерона.
287

Таблица 9.8.1
Самолет
1 Cessna Skywagon 207
| Cessna Cardinal RG
1 Cessna Skylane RG
1 Cherokee Lance
Warrior
Turbo Saratoga
Bellanca Skyrocket
Grumman Tiger
Trago Mills SAH-1
Rockwell Commander
Cessna 310 R
Cessna 402B
Cessna 414A
Cessna T303
Cessna Conquest I
Piper PA-3 IP
Piper PA44-180T
Piper Chieftain
Piper Cheyen. I
Piper Cheyen. Ill
Beech Duchess
Beech Duke B60
Beech Lear Fan 2100
Rockwell Cjmdr 700
PiaggioP166-DL3
EMB-121
Beech 1900C
Beech King Air B200
GAF Nomad N22B
BAe Jetstream 31
Nm
1хПД
1хПД
1хПД
1хПД
1хПД
1хПД
1хПД
1хПД
1хПД
1хПД
2хПД
2хПД
2хПД
2хПД
2хПД
2хПД
2хПД
2хПД
2хПД
2хПД
2хПД
2хПД
2хПД
2хПД
2хПД
2хПД
2хТВД
2хТВД
2хТВД
2хТВД
S-,
0,10
0,11
0,11
0,064
0,078
0,057
0,076
0,055
0,080
0,072
0,064
0,058
0,061
0,087
0,060
0,056
0,077
0,060
0,057
0,046
0,059
0,054
0,044
0,087
0,073
0,052
0,064
0,059
0,085
0,061
2Э0
0,61
0,65
0,47
0,56
0,48
0,52
0,60
0,56
0,58
0,64
0,60
0,64
0,62
0,64
0,61
0,59
0,45
0,66
0,62
0,66
0,67
0,50
0,72
0,58
0,61
0,71
0,60
0,60
0,54
0,59
z3
0,94
0,97
0,96
0,88
0,96
0,84
1,0
0,92
0,97
0,97
0,90
0,91
0,87
0,91
0,86
0,97
0,90
0,98
0,93
0,94
0,97
0,84
0,98
0,99
0,94
0,97
1,0
1,0
1,0
0,97
7э
0,33
0,32
0,49
0,32
0,48
0,32
0,40
0,36
0,39
0,33
0,30
0,27
0,25
0,27
0,25
0,38
0,45
0,32
0,31
0,28
0,30
0,34
0,26
0,41
0,33
0,26
0,40
0,40
0,46
0,38
ЬэО
0,25
0,38
0,17
Ьэ\
0,22
0,37
0,24 |
0,20
0,27 | 0,24
0,19
0,25 | 0,22
0,24
0,25
0,27
0,30
0,29
0,30
0,31
0,29
0,36
0,29
0,27
0,28
0,30
0,29 |
0,24
0,19
0,24
0,24
0,23
0,29 1
0,18
0,30
0,29
0,26 1
0,28 |
0,24
0,31
0,28
0,19
0,26 1
0,24
0,24
0,22 |
0,22 1
0,21
0,21
0,24
0,28 | 0,30 |
Коэффициент эффективности элерона определяется формулой
n3 = J^cosx3 = /IIcosx3, (9.8.1)
где хэ - угол стреловидности передней кромки элерона.
288

В первом приближении коэффициент момента крена,
создаваемого элеронами, определяется известным выражением:
mлэ = ^""^nЛ'J^'2fnэ6эCOSX, (9'8'2)
здесь поправочный коэффициент к^х учитывает распределение
подъемной силы по размаху крыла. Этот коэффициент увеличивает
свое значение, как при увеличении сужения крыла Т|, так и при
увеличении удлинения крыла X.
Учитывая, что L3~Z^~l3, выражение (9.8.2) после простых
преобразований примет следующий вид:
тхэ « "/:пл5кр.э(0,52э-0,25/;)^со8Хэ8эСО8Х. (9.8.3)
Влияние на момент крена проектных параметров элерона £э,
7Э» Z3 и 8Э не является таким простым и однозначным, как это
может следовать из формулы (9.8.3).
Имеющиеся в [60] данные свидетельствуют о том, что
величина коэффициента момента тх э растет очень медленно при
относительных хордах £э > 0,25 и углах отклонения элеронов 5Э ^ 25°.
При увеличении относительного размаха элерона /э
увеличивается площадь участков крыла, обслуживаемых элеронами 5Кр.э
(увеличение тхэ), но уменьшается значение Ьъ (уменьшение тхэ),
поэтому величина коэффициента момента тхэ ПРИ относительном
размахе элерона /э > 0,4 растет очень медленно.
Кроме того, существует большое количество факторов, не
связанных непосредственно с размерами элеронов, но влияющих на
работу элеронов (например, поведение крыла на больших углах атаки).
Таким образом, сложность явлений объясняет общепринятый
подход к выбору основных размеров элеронов по статистическим
данным с последующими уточнениями по результатам
аэродинамических продувок и летных испытаний.
Результаты обработки статистики по размерам элеронов
легких пассажирских самолетов приведены в табл. 9.8.2.
289

Таблица 9.8.2
| Самолет с одним двигателем | Самолет с двумя двигателями
1 Относительная площадь всех элеронов 5Э
1 наиболее вероятное значение равно
£э = 0,079(±0,018) при диапазоне
от 0,055 до 0,11
наиболее вероятное значение равно
5Э = 0,0622(10,0127) при диапазоне
от 0,044 до 0,087
1 Относительный размах элерона /э
наиболее вероятное значение равно
/э = 0,37(±0,063) при диапазоне
от 0,32 до 0,49
наиболее вероятное значение равно
/э = 0,315(±0,058) при диапазоне
от 0,25 до 0,45
Относительная хорда элерона £э
наиболее вероятное значение равно
Ъэ = 0,26(±0,058) при диапазоне
от 0,17 до 0,38
наиболее вероятное значение равно
£>э = 0,26(±0,038) при диапазоне
от 0,18 до 0,31
Относительная координата конца элерона £э
наиболее вероятное значение равно
2f3 = 0,94(±0,046) при диапазоне
от 0,84 от 1,0
наиболее вероятное значение равно
Z3 = 0,93(±0,048) при диапазоне
от 0,84 до 0,99
Выбирая по статистическим данным параметры элерона ьэ и
/э, их значения следует контролировать таким образом, чтобы
получаемая при этом площадь элеронов £э также соответствовала
данным табл. 9.8.2.
Для повышения эффективности элеронов (как следует из
формулы (9.8.3)) их необходимо располагать непосредственно от
концов крыла - z3 = 0,97... 1,0. Существенно меньшие значения £э
(элероны располагаются не от концов крыла) бывают в случаях,
когда дополнительная площадь крыла была добавлена к концу крыла
при модификации самолета. Как правило, при этом технологически
не экономично продление размаха элеронов, если самолет при
модификации обладает достаточной поперечной управляемостью.
При отклонении элеронов, вследствие несимметрии
распределения нагрузки по размаху, результирующая подъемной силы
перемещается в сторону опущенного элерона и возникает необходимый
290

для маневра момент крена Мх и, как вторичное явление, момент
рыскания My Этот момент рыскания от элеронов вызывает
скольжение и, как следствие, момент крена от скольжения,
противоположный моменту крена от элеронов. Таким образом момент
рыскания My от элеронов уменьшает эффективность элеронов.
Средствами уменьшения Му элеронов обычной схемы являются:
• дифференциальное отклонение элеронов - максимальные
углы отклонения элеронов вверх, как правило, до 25°, вниз -до 15°;
• профилирование носка элеронов таким образом, чтобы при
отклонении элерона вверх носок элерона выступал под крылом и
увеличивал сопротивление концевой части крыла больше, чем при
отклонении элерона вниз.
Дифференциальное отклонение применяют для элеронов всех
типов с целью не только уменьшения моментов рыскания,
получающихся при создании крена, но для увеличения их
эффективности около критических углов атаки (элерон, отклоненный вниз на
меньший угол, меньше влияет на критический угол атаки своей
консоли крыла).
Аэродинамическая компенсация элеронов
Аэродинамическая компенсация уменьшает шарнирные
моменты и необходима для облегчения усилий на штурвале или РУС
при отклонении элеронов. Основные разновидности
аэродинамической компенсации показаны на рис. 9.8.3.
Сервокомпеисация элеронов на крыльях легких самолетов
(позиция 4 на рис. 9.8.3) практически не применяется, поскольку
она усложняет конструкцию, требует постоянного наблюдения в
эксплуатации и может вызывать необходимость в специальных
балансирах для предотвращения флаттера.
Наиболее распространенным видом аэродинамической
компенсации является осевая компенсация, в которой
компенсирующей поверхностью служит часть элерона, расположенная перед его
осью вращения S0K (позиция 3 на рис. 9.8.3,6/). Степень
аэродинамической компенсации определяется отношением
50К=Т*- (98'4)
291

Минимальная щель
* Элерон Элерон
а) б)
Рис. 9.8.3. Аэродинамическая компенсация элеронов:
а - аэродинамические компенсаторы различного типа: 1 - роговой
компенсатор; 2 - ось вращения элерона; 3 - осевая аэродинамическая
компенсация; 4 - сервокомпенсатор;
б - пример конструктивной компенсации, определяемой радиусом г
Элерон
Практика показывает, что при скоростях полета до 250 км/ч и
площади крыла до 12... 15 м аэродинамическая компенсация
элеронов может иметь минимальную величину (так называемая
конструктивная компенсация, величина которой определяется радиусом г на
рис. 9.8.3,6) или оказаться не нужной (рис. 9.8.4).
Достоинством
некомпенсированных элеронов считается почти
линейная зависимость
коэффициента шарнирного момента тш от угла
отклонения элерона 5Э в диапазоне
от -25° до +25°. При этом
производная тщ мало меняется при изменении
профиля элерона, угла атаки (в
пределах летного диапазона), а также хорды
и размаха элерона. По
экспериментальным данным [67] величина mJi составляет от -0,008 /фадус Д°
-0,011 /фадуС при среднем значении -0,0095 /фадус-
Рекомендуемые предельные значения осевой
аэродинамической компенсации составляют:
для самолетов с одним двигателем - £ок = ^»^2... 0,25;
для самолетов с двумя двигателями - £ок = ®^5... 0,27.
Рис. 9.8.4. Пример элерона без
аэродинамической компенсации
292

Для выбора степени осевой аэродинамической компенсации
50К элерона рекомендуется номограмма на рис. 9.8.5. При этом
следует учитывать рекомендации, изложенные далее.
ок к; Роговая компенсация
О 1,0 2,0 3,0 5э,кв.м
Рис. 9.8.5. К выбору осевой компенсации элеронов /36]
Рациональные варианты элеронов с осевой аэродинамической
компенсацией показаны на рис. 9.8.6. Эти элероны дают меньший
момент рыскания, чем некомпенсированные, так как выступающий
носок поднятого элерона повышает местное профильное
сопротивление.
"^ОВ
а) б)
Рис. 9.8.6. Основные типы осевой компенсации элеронов:
а - элерон Фрайз; б - щелевой элерон; ОВ - ось вращения
Элероны типа Фрайз (рис. 9.8.6,я и рис. 9.8.7) дают в
нейтральном положении меньший прирост лобового сопротивления,
чем щелевые элероны (рис. 9.8.6,6).
293

.0,0056,
-OB
Г^( 0,15 ...0,20)6*
Рис. 9.8.8. Схема элерона самолета
Cessna-150
Рис. 9.8.7. К построению профиля элерона типа Фрайз с осевой
компенсацией. Между точками 1-2 очертания носика по эллипсу
На практике
встречаются и более простые
конфигурации профиля
элерона с осевой
аэродинамической компенсацией,
например, рис. 9.8.8.
Для элеронов с
осевой аэродинамической
компенсацией производная от
шарнирного момента по углу 5Э вычисляется по известной формуле:
т^=-0,14[1-6,5(5Ок)3/2]С?.
Частным случаем осевой компенсации является роговая
компенсация (позиция 7 на рис. 9.8.3 и рис. 9.8.9).
Роговой компенсатор располагают на внешних концах
элеронов, внутренняя часть которых имеет конструктивную
компенсацию. Компенсаторы выступают за концы крыла (рис. 9.8.9,я) или
помещаются внутри его контура (рис. 9.8.9,6). Заднюю кромку
крыла в последнем случае или обрезают по радиусу, равному хорде
компенсатора (вариант 7), или постепенно уменьшают по толщине
(вариант 2).
Площадь рогового компенсатора не должна превосходить
10... 12% от площади элерона. При этом конец элерона на участке
расположения рогового компенсатора должен имеет местную аэро-
294

динамическую компенсацию не более 60%. По сравнению с
некомпенсированным элероном роговой компенсатор уменьшает
шарнирный момент примерно на 30% и увеличивает сопротивление
элерона на 10% [69].
А |——
Рис. 9.8.9. Типы роговых компенсаторов элеронов
Вследствие недостаточной жесткости (малая толщина
элерона), роговые компенсаторы могут вызывать вибрацию элерона и
крыла [67, 69]. Поэтому компенсаторы этого типа на элеронах
применяются редко.
Если площадь компенсатора превышает определенный предел,
то может иметь место перекомпенсация на углах отклонения
элерона вверх, когда передняя кромка элерона выходит за обводы
крыла. Перекомпенсация элерона, в отличие от перекомпенсации руля,
может не вызывать обратных усилий на штурвале (РУС) и остаться,
таким образом, незамеченной летчиком, но она может вызвать
вибрации элерона и крыла.
Если устранить перекомпенсацию полностью не
представляется возможным, то следует добиваться, чтобы она не происходила
при углах отклонения 5Э ~ -5...-6°, необходимых для маневра в
полете на Vmax. Для этого используют крутку компенсатора, которая
295

состоит в том, что в корне элерона носок компенсатора поднимают
выше, чем на конце; радиус закругления в корне делают больше. В
результате этой крутки при отклонении элерона вверх корневые
сечения будут выходить из габаритов крыла позднее концевых.
Величина запаздывания корневого сечения относительно концевого
должна быть около 5° [67, 69].
Триммеры элеронов
На элероне рекомендуется устанавливать триммер, имеющий
углы отклонения от +17° (вниз) до -25° (вверх).
На самолетах с одним двигателем, как правило, применяются
фиксированные компенсирующие триммеры, снимающие
шарнирные моменты элеронов, отклоняемых от нейтрального положения с
целью погасить влияние возможной несимметричности крыла,
обдувки самолета и реактивного момента винта. Площадь этого
триммера составляет 4...6% от площади элерона, и они представляют
собой пластины, которые прикреплены к задней кромке элерона.
У самолетов с двумя двигателями триммеры необходимы,
кроме того, для снятия усилий с элеронов при полете на одном
двигателе или при весовой несимметричности (разный расход топлива из
правых и левых баков). Отклонение элеронов, необходимое для
уравновешивания моментов при полете на одном двигателе,
достигает 8... 10°. Площадь триммера составляет 6...8% от площади
элерона. Эти триммеры, как правило, имеют непосредственное
управление от пилота с помощью электрического и (или) механического
привода.
Весовая балансировка элеронов
На легких самолетах с небольшой скоростью полета весовая
балансировка устраняет отклонения элеронов под влиянием
инерционных сил и достигается совмещением центров тяжести
отдельных сечений или всего элерона с осью вращения. Для скоростных
самолетов весовая балансировка необходима, кроме того, для
предотвращения флаттера.
Весовая балансировка элерона достигается рациональным
размещением его силовых элементов или добавлением грузов
внутри (рис. 9.8.10,г) или снаружи крыла, а также на проводке уп-
296

равления. Элероны с
роговой компенсацией
балансируют, размещая груз
в аэродинамическом
компенсаторе (рис. 9.8.10,а).
В элеронах с осевой
компенсацией грузы
размещают внутри носка по всему
размаху (рис. 9.8.10,6). В
некомпенсированных
элеронах весовой балансир
располагают на внешних
кронштейнах, вынесенных
вперед от оси вращения
(рис. 9.8.10,в).
к*
ов
б) и в) ов
Рис 9.8.10. Способы весовой балансировки
элеронов:
1 - груз; 2 - рычаг, 3 - тяга
9.8.2. ИНТЕРЦЕПТОРЫ
Первое предложение об использовании интерцепторов для
поперечного управления относится к 1932 г. Эта идея проверялась в
летных испытаниях на легких самолетах и в аэродинамических
трубах. Выявились как преимущества, так и недостатки такой системы
управления [67].
Преимущества: возможность использовать закрылки по всему
размаху крыла, момент рыскания благоприятного знака (что
препятствует колебаниям типа «голландский шаг»), сохранение
эффективности на больших углах атаки, малое лобовое сопротивление в
убранном положении. Интерцепторы могут быть подключены к
системе непосредственного управления подъемной силой крыла
(без изменения угла атаки), а также к системе управления
нагрузками, благодаря чему можно улучшить точность пилотирования,
уменьшить перегрузки при полете в неспокойном воздухе.
Снижение «болтаночных» перегрузок повышает комфорт пассажиров и
экипажа, увеличивает ресурс конструкции самолета.
297

Основные недостатки: нелинейное изменение поперечного и
шарнирного моментов при отклонении интерцепторов,
запаздывание действия и потеря эффективности при полете самолета на
«спине», возможность обратного действия (реверса) интерцепторов при
весьма малых и больших углах отклонения его, уменьшение
величины подъемной силы крыла при выпуске интерцептора и
последующая потеря высоты. Последний недостаток для легких
самолетов практически не имеет значения. В специальных летных
экспериментах [67] было установлено, что потеря высоты не превышает
0,3 м/с. Это соизмеримо с потерей высоты, например, при
неправильном отклонении руля высоты во время разворота и выхода из
него.
На существующих легких самолетах интерцепторы для
поперечного управления размещают только на верхней поверхности
крыла, на 0,6...0,7 хорды от передней кромки. Чем больше
расстояние от передней кромки, тем меньше запаздывание действия
интерцептора, но и тем меньше угол атаки, при котором теряется его
эффективность. Размеры интерцепторов: суммарная площадь
составляет 3,3...4,3% от площади крыла, хорда около (0,05...0,1)£;
положение - вблизи 55...65% полуразмаха крыла. Во избежание реверса
интерцепторов максимальный угол их отклонения от поверхности
крыла должен быть не более 45...50° [67]. Практически
целесообразно применять интерцепторы в комбинации с укороченными
элеронами. Причем интерцепторы отклоняются только при больших
потребных углах отклонения элерона.
9.9. МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА
Под термином «механизация крыла» понимается комплекс
устройств (закрылки, предкрылки и др.), изменяющих
аэродинамические характеристики крыла.
9.9.1. НАЗНАЧЕНИЕ МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА
С помощью механизации различного типа решаются
следующие основные задачи.
1. Увеличение Су max крыла при взлете и посадке
(применение закрылков и предкрылков).
298

2. Предотвращение потери боковой устойчивости и
управляемости и улучшение эффективности элеронов на больших углах
атаки, особенно при использовании механизации, необходимой для
решения задачи п. 1.
3. Кратковременное уменьшение подъемной силы крыла для
увеличения крутизны снижения самолета и для повышения
эффективности торможения колес при посадке (применение спойлеров
(интерцепторов)).
4. Обеспечение поперечной управляемости самолета в
условиях, когда трудно предотвратить реверс элеронов (применение
интерцепторов).
5. Снижение нагрузок на конструкцию крыла при маневре
(применение интерцепторов и закрылков совместно с элеронами).
6. Снижение нагрузок на конструкцию крыла от
турбулентности атмосферы (интерцепторы совместно с элеронами).
При решении перечисленных задач конструкция механизации
крыла должна удовлетворять следующим требованиям.
Аэродинамические требования:
а) минимальная величина ДС* при убранной механизации на
всех летных режимах. Здесь имеется в виду не только
сопротивление щелей между крылом и убранной механизацией, но и
сопротивление, связанное с механизмами и опорами, у которых часть
деталей выступает из обводов крыла;
б) небольшие изменения продольного момента и
незначительные перемещения центра давления при выпущенном положении
механизации.
Эксплуатационные требования:
а) надежность работы механизмов и их простота. Механизмы
должны безотказно работать при деформациях крыла и исключать
заклинивание;
б) наивыгоднейшие положения механизации не должны
изменяться при нагрузке;
в) минимальное количество отдельных элементов механизации
крыла (увеличение числа элементов усложняет управление и
понижает надежность работы);
299

г) минимальное усилие, необходимое для выпуска
механизации крыла (уменьшение мощности (веса) приводов и веса
различных передач).
Прочностные требования предусматривают достаточную
прочность и долговечность при наименьшем весе.
9.9.2. ВИДЫ МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА
Дополнительная подъемная сила от простых закрылков
(рис. 9.9.1) создается главным образом в результате увеличения
кривизны профиля при отклонении закрылка на угол 53 •
Рис. 9.9.1. Простой закрылок:
Ь3 - хорда закрылка;
3 6з -угол отклонения
закрылка
Кроме эффекта кривизны профиля, щелевые закрылки
(например, рис. 9.9.2) создают дополнительный прирост подъемной силы
за счет стабилизации пограничного слоя на верхней поверхности в
зоне отклоненного закрылка. Это обеспечивается благодаря
перетеканию потока с нижней поверхности через профилированные щели
на верхнюю поверхность.
а) б)
Рис. 9.9.2. Однощелевой закрылок:
а - поворотный; б - выдвижной; х3 - сдвиг закрылка назад при выпуске
Наряду с однощелевыми закрылками имеются варианты с
двумя и тремя щелями (рис. 9.9.3) в зависимости от требуемой
подъемной силы.
Аэродинамическое преимущество многощелевых закрылков
объясняется более благоприятным распределением давления по
хорде в задней части крыла вследствие менее резкого локального
изменения кривизны профиля при общем ее увеличении.
300

Двухщелевой закрылок Трехщелевой закрылок
Рис. 9.9.3. Многощелевые закрылки
JbJr***^
^
б)
Закрылки Фаулера (рис. 9.9.4) используют (наряду с
увеличением кривизны профиля и управлением погранслоем) эффект
увеличения площади крыла, так как при их выпуске кроме отклонения
вниз они перемещаются назад по направляющим почти на длину
своей хорды (jc3 = Ьз)- Имеются также варианты с двумя (рис. 9.9.4,6) и
с тремя (рис. 9.9.4,в) щелями.
Отличительной чертой
закрылков Фаулера является
небольшой прирост
сопротивления, однако конструктивная
сложность их опор и
направляющих, а также вес много
выше, чем простых щелевых
закрылков.
Непременным условием
безотрывного обтекания для
щелевых закрылков любого вида
является обеспечение плавного
сужения ширины каждой щели.
Основным недостатком
закрылков является то, что при их
выпуске (отклонении) резко (в
несколько раз!) увеличивается
величина продольного момента крыла на пикирование, что требует
для балансировки самолета «нормальной» балансировочной схемы
создание на оперении отрицательной подъемной силы, которая
значительно уменьшает (в сумме) прирост подъемной силы самолета.
Для схемы «утка» резкое увеличение пикирующего момента при
выпуске механизации крыла может быть причиной,
ограничивающей применение некоторых видов механизации.
^ч
■ъ
х
Рис. 9.9.4. Закрылки Фаулера:
а - однощелевой; б -
двухщелевой; в - трехщелевой; jc3 - сдвиг
закрылка назад при выпуске
301

Кроме того, отклонение механизации задней кромки крыла
оказывает неблагоприятное влияние на обтекание его носовой
части. В частности, критический угол атаки крыла с выпущенными
закрылками, как правило, становится меньше критического угла атаки
крыла с убранными закрылками (это уменьшение составляет около
3...5°). Этот отрицательный эффект обусловливает применение
механизации передней кромки, которая задерживает срыв потока до
больших углов атаки.
Наибольшее
распространении— .-Г^ *-«■— ние (из средств механизации пе-
^ редней кромки) в гражданской
а' авиации получил предкрылок
(рис. 9.9.5,я).
Различают фиксированные,
б) автоматические и управляемые
Рис. 9.9.5. Механизация передней предкрылки.
кромки: Фиксированный предкрылок
а - предкрылок; имеет постоянную щель между
б- щиток Крюгера крылом и предкрылком на всех
режимах полета. Автоматический
предкрылок открывается лишь на больших углах атаки, причем
открытие происходит под действием собственных аэродинамических
сил. Управляемый предкрылок приводится в действие по команде
пилота.
Работа предкрылков на профиле крыла заключается в
следующем. Установлено, что распределение давления у
изолированного профиля и у профиля с предкрылком при одинаковых
значениях С у практически одинаково при 0°<ос <15°- При выпущенном
предкрылке на больших углах атаки а > 15° скорость
пограничного слоя над верхней поверхности профиля крыла увеличивается
струей воздуха, протекающего через сужающуюся щель. Это
обстоятельство препятствует возникновению срыва потока на углах
атаки, при которых у исходного профиля он уже образуется. Кроме
того, вследствие собственной подъемной силы предкрылка за ним
образуется заметный скос потока, который также препятствует
отрыву пограничного слоя от верхней поверхности профиля крыла.
302

Затягивание срыва потока у профиля с предкрылком
сопровождается увеличением его подъемной силы до тех пор, пока предкрылок не
достигнет своего критического угла атаки.
Таким образом, предкрылок при больших значениях а влияет
на характер обтекания, на с у max профиля и приводит к
значительному увеличению критического угла атаки (на 8... 12°).
Максимальный коэффициент подъемной силы профиля крыла при наличии
предкрылка увеличивается благодаря подъемной силе собственно
предкрылка (около 20% от подъемной силы изолированного
профиля) и отсутствию отрыва потока на крыле.
Механизм воздействия предкрылка, описанный выше для
изолированного профиля, реализуется и в сечениях крыла.
Особенностью работы предкрылка на крыле является то, что он уменьшает
различие между значениями критического угла атаки в сечениях
крыла. Из этой особенности работы предкрылка следует, что с
целью достижения максимальной его эффективности необходимо
применять предкрылок по всей передней кромки крыла.
Кроме влияния на с у max крыла выпуск предкрылка
незначительно увеличивают сопротивление крыла по сравнению с
исходным профилем на малых углах атаки и существенно - на больших
углах (ACjc ПРИ Су max составляет около 0,02...0,04). Коэффициент
продольного аэродинамического момента mzo У крыла с
предкрылком немного уменьшается по сравнению с исходным, а центр
давления передвигается к передней кромке на величину l,5...2%foa.
Основным конструктивным недостатком предкрылков
является то, что в полете основное крыло и предкрылки деформируются
(изгибаются) по-разному. Вследствие этого между задней кромкой
предкрылков и верхней поверхностью крыла (в убранном
положении предкрылка) может образоваться щель-ступенька, значительно
увеличивающая C.v0 самолета.
Щитки Крюгера (рис. 9.9.5,6) более простые по конструкции,
чем предкрылки, более легкие по весу, но уступают по
эффективности предкрылкам. Они обеспечивают безотрывное обтекание до
определенного угла атаки, после чего вызывают резкий срыв потока с
передней кромки и со всего крыла, создавая значительный
пикирующий момент.
303

Другие виды механизации передней кромки крыла (например,
отклоняемый носок) не получили распространения на самолетах
гражданской авиации из-за низкой эффективности и значительного
веса.
Наибольший эффект для увеличения подъемной силы крыла дает
совместное применение механизации задней и передней кромок крыла
(рис. 9.9.6).
Интерцепторы могут
s{^~~^ —^f^^*" '^^ применяться по различным
^ "*^*ч. причинам. Они обычно вы-
Рис. 9.9.6. Профиль крыла с предкрыл- полняют несколько функций
ком и закрылком Фаулера и располагаются на верхней
обшивке за задним
лонжероном. Выпуск интерцепторов сопровождается срывом потока,
уменьшением подъемной силы и увеличением сопротивления.
Внешние интерцепторы используются в полете для увеличения
сопротивления, необходимого для получения крутой траектории
спуска (например, аварийное снижение) или для улучшения
устойчивости при снижении с постоянным углом тангажа. При
отклонении внешних интерцепторов одновременно с перемещением вверх
элеронов (после определенного угла отклонения последнего)
увеличивается эффективность управления по крену.
Внутренние интерцепторы (тормозные щитки, спойлеры) в
полете не отклоняются, чтобы не вызвать бафтинг оперения. Они
применяют только на земле. Приводятся в действие летчиком или
автоматически после касания ВПП или в случае прерванного взлета. В
результате их отклонения подъемная сила крыла уменьшается, а
вертикальная нагрузка на шасси при этом возрастает, что
увеличивает эффективность торможения. С учетом увеличения
аэродинамического сопротивления выпуск внутренних интерцепторов
позволяет увеличивать перегрузку торможения на 20%.
9.9.3. ВОЗМОЖНОСТИ МЕХАНИЗАЦИИ
Для выбора типа механизации крыла самолета необходима
информация о ее аэродинамических возможностях. В табл. 9.9.1 [70]
приведены ориентировочные значения Су max мех в0 взлетной и по-
304

садочной конфигурациях механизации различного типа на
нестреловидном крыле большого удлинения (А, > 5).
Таблица 9.9.1
1 ип механизации
Закрылок
| Простой
1 Однощелевой
|Двухщелевой
1 Двухщелевой
| Однощелевой Фаулера
| Однощелевой Фаулера
| Двухщелевой Фаулера

Предкрылок
нет
нет
нет
есть
нет
есть
есть
бз
Взлет
20°
20°
20°
20°
15°
15°
15°
Посадка
60°
40°
50°
50°
40°
40°
40°
Су max мех
Взлет
1,4...1,6
1,7... 1,9
2Д..2.2
2,5...2,7
2,0...2,2
2,5...2,7
2,9...3,1
Посадка
1,7...2,0
2.0...2.2
2,4...2,6
3,0...3,2
2,6...2,8
3,1...3,3
3,2...3,4
9.9.4. КОМПОНОВКА И ГЕОМЕТРИЯ
МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА
Предкрылки
Основными геометрическими характеристиками предкрылка
(щитка Крюгера) являются размах /п (рис. 9.9.7), длина хорды Ьп»
угол отклонения 8П и высота щели (если она есть) hn ■
I
ZK
0,51 п
0,5 /п
^
{ к т i ■ пт ■■ тг jua^^^^a^
Рис. 9.9.7. К определению размаха предкрылка
305

Размахом предкрылка /п (рис. 9.9.7) называется разность
(ZK""Zo)> где 2К ~ расстояние между концевыми (наружными)
хордами левой и правой половин предкрылка (рис. 9.9.7)
(расположенных на полукрыльях), a Zo ~ аналогично определяемое
расстояние между внутренними хордами половин предкрылка.
Хордой предкрылка ЬП (рис. 9.9.8) называется отрезок
прямой в сечении крыла
плоскостью, параллельной плоскости
симметрии крыла,
ограниченный передней и задней точками
предкрылка.
Проектными параметрами
предкрылка являются его отно-
предкрылка
Передняя кромка
крыла и предкрылка
Рис. 9.9.8. Хорда и угол отклонения
предкрылка
Внутренняя
хорда профиля
Рис. 9.9.9. Высота щели предкрылка
Г In
сительныи размах /п =— и от-
носительная хорда ьп =—•
b
Высота щели предкрылка
(если она есть) hn (рис. 9.9.9) -
наименьшее расстояние между
задней кромкой отклоненного
предкрылка и поверхностью
крыла
йп = (0,015... 0,025)6.
Эффективность предкрылка в значительной мере зависит от
формы щели, образующейся между ним и основным профилем крыла.
Как правило, механизация передней кромки располагается по
всему размаху крыла. Даже незначительные перерывы между
отдельными участками предкрылков существенно уменьшают их
эффективность.
Размещая предкрылки по всему размаху, не имеет смысла
начинать предкрылки непосредственно от концов крыла, так как там
действительные углы атаки незначительны вследствие большого
скоса потока. Допустимо устанавливать предкрылки таким образом,
чтобы их внешние концы находились примерно на 1,5 — 3% размаха
от концов крыла.
306

An Су
0,4
0,3
0,2
0,1
0 0,2 0,4 0,6 0,8 Jn
Рис 9.9.10. Влияние
относительного размаха предкрылка на
прирост подъемной силы при выпуске
предкрылка а„Су max
max
Влияние относительного
размаха предкрылка на его
эффективность иллюстрирует
рис. 9.9.10 [69].
Эффективность
предкрылка по мере увеличения его хорды
возрастает; однако, исходя из
конструктивных соображений,
обычно ограничиваются хордой
fon, равной в среднем 12... 17%
от хорды исходного профиля.
Профиль предкрылка сам
по себе почти не влияет на
прирост Су max крыла, если предкрылок находится в наивыгоднейшем
положении относительно профиля основного крыла. При неудачном
расположении предкрылка Cvmax крыла может оказаться меньше
Су max крыла без предкрылка. Определение оптимального положения
предкрылка, обеспечивающего наибольшее значение Дп Сушах* ПР°"
водится по результатам испытаний моделей самолетов в
аэродинамических трубах.
Существуют различные способы предварительного построения
формы предкрылка и определения его положения [4, 63, 67].
Способ 1 из работы [4].
Форма предкрылка определяется по данным рис. 9.9.12, где
Хн = (0,18...0,27)&пр1.
Оптимальные вынос (координата
jt = jc/fo на рис. 9.9.11) и снижение
вниз (координата у = у/b на
рис. 9.9.11) относительно плоскости
хорд крыла определяются по
следующим формулам:
~*opt= (U5... l,25)5ncos5n;
у „-, = (0,75... 0,85)ЬП sin 5П.
Рис. 9.9.11. Определению
координат х и у передней
кромки предкрылка в способе 1
307

Угол отклонения предкрылка 5П = 35...45°, причем большие
значения 5П соответствуют большим углам отклонения закрылка.
Y*+YH
0,8
0,6-1
0,4
0,2
J_,
и
V
и
к
J
L
У
*л-
}
. „ Ьп\ ч
Ы ]
1 h*—
г L
1 I I i
"Н 1
м "I
J f \
I7BT/H J
L_J I
X/d
0 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0
Рис, 9,9,12. К построению сечения крыла и предкрылка
Способ 2 из работы [63] (рис. 9.9.13).
С
В
г
1 J
L
s.
"~ 1
А *Ф
Щ^
' профиля-
участку траектории предкрылка
Рис. 9.9.13. К построению контура предкрылка и его положения в
рабочем состоянии
На расстоянии (рис. 9.9.13)
Хн = (0,025.. Д035)&
308

от носка основного профиля проводится линия, перпендикулярная
хорде до пересечения с контуром профиля в точках А и В. Точка А
является нижней кромкой предкрылка. Носок основной части
профиля крыла образуется дугой радиуса /? = 0,8Л, проведенной через
точку А из центра, лежащего на линии, построенной из точки А под
углом ф = Ю°- -15° к хорде профиля. Затем из точки С проводится
плавная линия до касания с дугой. Внутренний контур предкрылка
по носку основной части профиля с оставлением некоторого зазора
так, чтобы соприкосновение предкрылка с крылом происходило
только в точках An С.
Положение предкрылка относительно крыла в рабочем
состоянии определяется размерами (рис. 9.9.13) л\ у, Лп, относительную
величину которых рекомендуется выбирать в пределах:
- = 0,05.. .0,06; ^ = 0,015...0,02; ^ = 0,25...0,35.
b b х
Большие hnjx рекомендуется принимать для предкрылков,
устанавливаемых на профилях с более тонким носком.
Вследствие относительно малых размеров профиля
предкрылка конструкция предкрылка может быть недостаточно жесткой на
кручение и изгиб. Однако деформации предкрылка должны быть
возможно меньше для того, чтобы выбранные на основании
аэродинамических исследований расстояния между его задней и передней
кромками и основным профилем не изменялись при максимальной
нагрузке. Наиболее жесткими можно сделать предкрылки, имеющие
закрытое сечение. Щитки Крюгера в этом отношении значительно
хуже.
Ввиду незначительных размеров сечений, даже предкрылки
закрытого сечения трудно сделать достаточно жесткими; таким
образом, вопрос сводится к рациональному размещению
минимального количества опор. Поэтому предкрылки (щитки Крюгера)
делаются секциями из консольных балок на двух опорах, причем величину
консолей подбирают из условия минимальных прогибов пролетных
частей и самих консолей.
309

Закрылки
Основными геометрическими характеристиками механизации
задней кромки крыла (рис. 9.9.14) являются хорда закрылка £3'
размах закрылка /3, угол отклонения 5з и площадь крыла,
охватываемая влиянием закрылка (площадь, обслуживаемая закрылком)
^кр.з-
Рис. 9.9.14. К определению характеристик закрылков:
1 - секции внутреннего закрылка; 2 - секции внешнего закрылка; /jq,
/lK " соответственно расстояние между корневыми и концевыми
хордами внутреннего закрылка; /20 > /2К " соответственно расстояние
между корневыми и концевыми хордами внешнего закрылка; 5Кр.з1>
5Кп.з2 " площадь крыла, обслуживаемая внутренним и внешним
закрылками соответственно
Размахом закрылка /3 называется разность (рис. 9.9.14)
(/31<-/зоХ где 1зК -расстояние между плоскостями, параллельными
плоскости симметрии крыла и проходящими через концевые
(наружные) хорды левой и правой половин закрылка (расположенных
310

на полукрыльях), а /3о - аналогично определяемое расстояние
между плоскостями, проходящими через внутренние хорды половин
закрылка (рис. 9.9.14).
Примечание. По данным рис. 9.9.14 размах внутреннего закрылка,
состоящего из правой и левой секций 1, будет l\ = /|к ~~ /ю •
Проектными параметрами закрылка являются его
относительная хорда £3 = — и относительный размах /3 = —.
b I
Более информативной характеристикой, чем относительный
размах закрылков, является относительная площадь крыла, обслу-
— ^кр.з
живаемая закрылками - 5крз = — ' где ^кр.з ~ площадь крыла,
о
обслуживаемая закрылками (заштрихована на рис. 9.9.14).
Хордой закрылка Ь3 называется отрезок прямой в сечении
крыла плоскостью, параллельной плоскости симметрии крыла,
ограниченный передней и задней точками закрылка. В случае
многозвенного (раздвижного) закрылка хорда определяется в его неот-
клоненном (убранном) положении. Как правило, хорда закрылка
ограничена положением заднего лонжерона крыла.
Угол отклонения закрылка 5з определяется как угол между его
хордами в отклоненном и убранном положениях. Он измеряется в
плоскости, перпендикулярной оси вращения закрылка, и считается
положительным, если задняя кромка закрылка отклонена вниз. Для
каждого вида закрылка существует критический угол отклонения
Р , при превышении которого прирост подъемной силы начинает
уменьшаться.
Как правило, закрылки располагаются по всему размаху
крыла, который не занят элеронами, фюзеляжем, (мото)гондолами.
Даже незначительные перерывы между отдельными участками
закрылков существенно уменьшают их эффективность. Закрылок,
размещенный посредине размаха, эффективнее двух отдельных
закрылков, имеющих такую же суммарную длину, но размещенных
на концах крыла.
Дальнейшие рекомендации сводятся к следующему.
Простые закрылки. Контур сечения простого закрылка
должен быть образован плавным сопряжением дуг без резких пере-
311

ходных участков. На практике относительная хорда простого
закрылка составляет £3 = 0,22 ...0,25 (по данным работ [63, 69]
оптимальной хордой считается величина 0,26), его углы отклонения:
во взлетном положении - 83 = 15...20°;
в посадочном положении - 83 = 40...45° •
Щель между крылом и закрылком должна быть тщательно
закрыта, в противном случае приращение Су max ПРИ отклонении
закрылка уменьшается на 10...20%.
Пример 9.9.1. Поданным работы [36] на зарубежных легких
самолетах получил распространение простой закрылок, схема
которого на рис. 9.9.15.
Рис. 9.9.15. Простой закрылок
Пример 9.9.2. Статистические данные самолета Piper PA-23,
крыло которого оборудовано простым закрылком с параметрами:
Ъ3 = 0,25; Т3 = 0,50; (83 )ПОс= 50°; Су тах пос = 2,12.
Однощелевой закрылок. По ограниченным
статистическим данным (табл. 9.9.2) наиболее вероятное значение
относительной хорды щелевого закрылка составляет £3 = 0»22...0,28 при
минимальном значении 0,17 и максимальном - 0,33. В работах [63, 67]
оптимальным считается размер хорды щелевого закрылка, равный
30% от хорды крыла.
Форма сечения закрылка должна быть близка к форме
несущих (при малых числах Re) профилей. В первом приближении
форма носовой части закрылка может быть определена по данным,
представленным на рис. 9.9.16.
312

Таблица 9.9.2
Самолет
Beagle В. 121
Beechcraft V35
Beechcraft D55
| Cessna 150
| Cessna 172
Piper PA-24
| Piper PA-28
fr,
0,21
0,22
0,23
0,28
0,33
0,18
0,17
/i
0,59
0,55
0,49
0,62
0,46
0,60
0,57
5з
Взлет
10°
20°
-
-
20°
-
25°
Посадка
40°
30°
-
40°
40°
-
50°
Су max мех |
Взлет
1,60
-
-
-
-
-
-
Посадка 1
1,87
1,85
1,76
1,73
2,10
1,71
1,74 |
Т I |7мГ|г
чип '—
1111
0 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 x/d
Рис. 9.9.16. К определению формы носка закрылка
На рис. 9.9.16 величина d = (0,04...0,08)6 (далее обводы
закрылка могут совпадать с обводами исходного профиля крыла).
Плавность очертания задней кромки основного профиля и
передней кромки закрылка имеют меньшее значение, чем траектория
перемещения.
При отклонении закрылка его передняя кромка должна
возможно меньше перемещаться по вертикали и возможно больше по
хорде крыла. Однако при всех углах отклонения закрылка его носок
313

не должен доходить до перпендикуляра, опущенного из задней
кромки основного профиля (точка А на рис. 9.9.17,а) на хорду
крыла, т.е. задняя кромка основного профиля крыла должна
перекрывать закрылок (рис. 9.9.17,а).
а) б)
Рис. 9.9.17. Основные параметры щели между крылом и закрылком в
зависимости от относительной толщины С и хорды Ь крыла /63]
Щель должна образовываться после отклонения закрылка на
10... 15°. Основными параметрами щели между закрылком и
основной частью крыла являются (рис. 9.9.17,а): ширина щели h между
задней кромкой основной части профиля и контуром закрылка и
расстояние d, характеризующее степень выдвижения закрылка, из
которых h является определяющей величиной (рис. 9.9.17,6). При
подборе d необходимо следить за тем, чтобы на всем протяжении
щели ее ширина плавно сужалась. Это является непременным
условием для щелевых закрылков любого вида и определяет условия
безотрывного течения на выходном участке щели между основной
частью профиля и отклоненным закрылком.
Центр вращения закрылка должен быть вынесен на 20...22%
хорды закрылка назад от его передней кромки для достижения
аэродинамической компенсации. Центр давления щелевого закрылка
остается довольно устойчиво на 37% его хорды. В убранном
положении щель между носком закрылка и крылом должна быть
обязательно закрыта сверху.
Двухщелевой закрылок с дефлектором. При
определении взаимного расположения основного профиля и двухщелевого
закрылка элементы закрылка рассматриваются как единое целое, и
314

используются те же геометрические параметры, что и для одноще-
левого закрылка.
Для двухщелевого
закрылка с дефлектором
(рис. 9.9.18) взаимное
расположение основного звена
закрылка и дефлектора
определяется такими же
параметрами, как расположение
предкрылка относительно основ-
ного профиля: относительная рцс 99П Параметры расположения
ширина щели (по задней дефлектора
кромке дефлектора) 0,01,
расстояние между передними кромками дефлектора и основного звена
закрылка
*д = со8бд 40,01..Д03)£д.
Рекомендуемые параметры дефлектора (рис. 9.9.18) [4]:
хорда дефлектора ЬД = (0,2...0,35)Ь3;
толщина профиля с max = (0Л9...0,2)£д;
положение максимальной толщины *стах = (0»2..Д25)6Д;
максимальная кривизна /max = (W —W2)£д;
положение максимальной кривизны */тах = (0,4...0,5)ЬД.
Форма основной части носовой части основного звена
закрылка может быть определена по данным рис. 9.9.16.
Двухщелевые двухзвенные закрылки (рис. 9.9.19):
параметры 1 -го звена:
fc3i = (0,5.. .0,7)^3,
531 = 25...30°;
параметры 2-го звена:
&з2 = (0,З..А5)Ь3.
532 = 25...30°.
Рис. 9.9.19. Двухщелевой двухзвенный
закрылок
315
Ч?

Пример 9.9.3. Статистические данные некоторых самолетов,
крыло которых оборудовано двухщелевыми закрылками, в табл. 9.9.3.
Таблица 9.9.3
Самолет
Beagle B.206
Dornier Do-28
Twin Otter 300
L410UVP
Ьз
0,28
0,33
0,27
0,29
/з
0,51
0,71
0,88
0,21
бз
Взлет
20°
-
-
-
Посадка
-
-
-
-
Су max мех
Взлет
-
-
2,2
-
Посадка
2,10
2,36
2,55
2,45 J
Закрылок Фаулера. Существующая опубликованная
информация о закрылках Фаулера дает возможность сформулировать
следующие выводы.
1.
Наивыгоднейшее положение
закрылка Фаулера в
отношении приращения
Сушах не зависит от
ширины хорды и
определяется координатами
(рис. 9.9.20)
у =-0,025Ь и х = Ь,
Ось вращения - в центре
окружности, вписанной
в носок закрылка Фаулера
Рис. 9.9.20. Положение закрылка Фаулера
относительно крыла
т.е. сдвиг закрылка
назад практически равен его хорде
2. Наибольшее приращение Су max У закрылков Фаулера с
относительными хордами Ъ3 = 0,3 и 0,4 получается при 53 = 40° > а для
относительной хорды 0,2 - при 53 = 30°.
3. Угол отклонения узкого закрылка Фаулера (ь3<0,2)
одинаков как для взлета, так и для посадки и равен 30°. Закрылки с
относительными хордами 0,3 и 0,4 при взлете необходимо отклонять на
меньшие углы, чем при посадке.
316

4. Влияние профиля закрылка Фаулера на его эффективность
невелико. Очертание нижней поверхности закрылка должно
совпадать с нижней кривой хвостовой части исходного профиля.
5. При выборе относительной толщины закрылков Фаулера
должны, в первую очередь, быть учтены конструктивные факторы:
достаточная строительная высота лонжеронов и удобство крепления
механизмов.
Глава 10
ОПРЕДЕЛЕНИЕ РАЗМЕРОВ
ФЮЗЕЛЯЖА
10.1. НАЗНАЧЕНИЕ И ОСНОВНЫЕ
ТРЕБОВАНИЯ
Основное назначение фюзеляжа состоит в следующем:
а) он предназначен для размещения экипажа, оборудования,
полезной нагрузки, двигателей, а иногда и топлива;
б) фюзеляж является силовой базой для других частей
самолета, прикрепленных к нему.
Важнейшие технические требования, предъявляемые к
фюзеляжу, можно объединить в следующие группы.
Эксплуатационные требования:
а) обеспечение защиты полезной нагрузки, экипажа и т.д. от
неблагоприятных факторов, связанных с полетом (высокий
скоростной напор, внешний шум, низкие давление и температура);
б) обеспечение соответствующих комфортных условий
пассажирам и экипажу;
в) удобство и быстрота загрузки самолета перед полетом и
разгрузки после полета;
г) возможность экстренного выхода людей из самолета при
авариях;
317

д) обеспечение обзора из кабины экипажа и пассажирских
салонов;
е) удобство и быстрота технического обслуживания, включая
контроль состояния конструкции фюзеляжа.
Прочностные требования:
а) достаточная прочность, долговечность и жесткость при
наименьшем весе;
б) обеспечение эксплуатационной живучести конструкции при
ее частичных разрушениях;
в) согласование силовых схем фюзеляжа и примыкающих к
нему частей самолета на участке их сопряжения.
Аэродинамические требования предусматривают
получение минимального лобового сопротивления фюзеляжа и
небольших дестабилизирующих моментов по тангажу и рысканию.
10.2. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Геометрические характеристики фюзеляжа
Для фюзеляжа (рис. 10.2.1), площадь сечения £ф которого
имеет некруглую форму, основными размерами являются длина £ф*
ширина 5ф, высота Нф и эквивалентный диаметр */фэ> т- е- Диа~
метр условного круга с площадью, равной площади миделя:
<*ф.э = 2 (Щ. (10.2.1)
Рис. 10.2.1. Основные геометрические характеристики фюзеляжа
одномоторного самолета (кок винта не входит в длину фюзеляжа)
318

Если мидель фюзеляжа круг, то кроме длины £ф основным
размером является диаметр d§ • Очевидно, что для круглого
фюзеляжа
Для пассажирских самолетов переходной категории часто
выгодно делать фюзеляж, состоящий из носовой части длиной LH.4»
цилиндрической средней части - £ц ч и хвостовой части - LXb.h
(рис. 10.2.2).
Рис. 10.2.2. Размеры фюзеляжа с цилиндрической средней частью
Относительными характеристиками фюзеляжа считаются
(рис. 10.2.1 и 10.2.2):
удлинение фюзеляжа
^%.э;
(10.2.2)
удлинение носовой части
^н.ч ~~
удлинение хвостовой части
__ ^хв.ч
^хв.ч
^ф.з
На рис. 10.2.3 (по данным работы [14]) приведена
статистическая зависимость для длины носовой и хвостовой частей фюзеляжа
легкого самолета.
Важной геометрической характеристикой фюзеляжа является
площадь его омываемой поверхности 5ф.0м> для определения кото-
319

рой можно пользоваться одной из двух эмпирических формул [52]
5ф.ом = 2,85£ф^; (10.2.3)
5ф.ом ~~ \£ф.пл "*" 5ф.б/
2-0,4
5ф.
пл
5ф.б J
где 5ф.пл ~ площадь проекции фюзеляжа (вид в плане);
5ф.б ~ площадь проекции фюзеляжа (вид сбоку).
(10.2.4)
в g
о У
= !
я- )S
х 2
О
н
о
о
«
X
и
II111111 И U#$ff]
s \2 llA^EPrlTl
1 Je^v\b>rri
4 1 .,—J—- 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
4
2 4 6 8 10 12 14 16 18
Количество пассажирских кресел, шт
Рис. 10.2.3. Длина носовой и хвостовой частей фюзеляжа:
1 - двигатели на крыле; 2 - двигатели на фюзеляже
Для фюзеляжа с цилиндрической средней частью площадь его
омываемой поверхности может быть определена по формуле [70]
5ф.ом ~~ Тшф.э^ф
ч
,0,667
1-
Хф
'♦-г
(10.2.5)
Предварительная длина фюзеляжа
Размеры фюзеляжа пассажирского самолета определяются
заданным в ТЗ общим числом кресел для пассажиров (пассажировме-
стимостью NnacX особенностями компоновки пассажирской
кабины, потребным объемом грузовых помещений и размерами кабины
экипажа.
320

Приближенное значение длины фюзеляжа L(\> рассчитывается
по эмпирической зависимости:
для самолетов с одним двигателем
/.ф = 0,538/ +1,66; (10.2.6)
для самолетов с двумя двигателями
£ф = 1,224/ -5,76. (10.2.7)
При определении длины фюзеляжа необходимо обеспечивать
необходимую длину плеча ГО, которую можно ть по формуле
£го = Lrobcax»
где относительное плечо ГО рекомендуется определять по данным
самолета-прототипа или по среднестатистическим значениям из
разд. 11.2:
самолеты с одним двигателем
1ГО = 3,09(±0,565);
самолеты с двумя двигателями
1ГО = 3,05(±0,447).
Необходимое для оп- ц
ределения плеча ГО
предварительное положение
ЦТ самолета вычисляется
следующим образом. Если
обозначить (рис. 10.2.4)
через Хпт расстояние от
носа фюзеляжа (кок винта
не учитывается) до
положения ЦТ самолета,
соответствующего центровке* Рис- 10.2.4. К определению предваритель-
0,25focax, то отношение »<>го положения центра тяжести само-
сах лета
Под термином «центровка» понимают выраженное в процентах или
долях САХ отношение расстояния от носка САХ до центра тяжести самолета
Хт к величине САХ 6сах: "хт = Хт/бсах •
321

Хпт к длине фюзеляжа L^ по статистическим данным легких
самолетов составляет:
для самолетов с одним двигателем
*цт= — = 0,ЗК±0,022);
для самолетов с двумя двигателями
Хпт= — = 0,385(10,023).
Назначив Хцт > Далее вычисляют координату ЦТ самолета
Хщ^Т^Ьф (Ю.2.8)
и затем определяют предварительное положение крыла по длине
фюзеляжа.
Принципы проектирования фюзеляжа
Дальнейшее проектирование фюзеляжа должно вестись по
схеме «от внутренней компоновки к внешней форме» и оболочка
вокруг полезной нагрузки должна выбираться по принципу
обеспечения минимальной омываемой поверхности и исключения по
возможности срывов потока.
Аналитические методы проектирования фюзеляжа не всегда
позволяют получить удовлетворительные результаты, поэтому
внутреннюю компоновку и размеры фюзеляжа определяют с
помощью чертежа или геометрического моделирования на компьютере.
Основные принципы проектирования фюзеляжа состоят в
следующем.
Первый этап -это проектирование поперечного сечения
наименьшего периметра, поскольку в большинстве случаев это
обеспечивает наименьшие вес и лобовое сопротивление. Вначале
прорабатывают два поперечных сечения: по кабине экипажа и по
кабине пассажиров.
Второй этап проектирования фюзеляжа состоит в
определении его длины.
Ранее приведены рекомендации по определению
предварительного значения длины фюзеляжа (формулы (10.2.6) или (10.2.7)).
322

Далее выполняется чертеж общего вида фюзеляжа сбоку и сверху, с
помощью которых уточняются:
• основные размеры кабины экипажа;
• основные размеры и компоновка пассажирской кабины.
Третий этап выполняется, если первые прикидки не дают
желаемого результата, или когда необходимо проанализировать
несколько вариантов компоновки фюзеляжа. Тогда процедура
проектирования фюзеляжа повторяется с первого этапа.
Дальнейшее уточнение размеров и формы фюзеляжа
осуществляется в процессе компоновки самолета в целом.
Учет человеческих факторов
На стадии выполнения внутренней компоновки фюзеляжа
необходима эргономическая проработка рабочего места пилота и
пассажиров. Для этих целей желательно иметь модель фигуры
человека в соответствующем масштабе.
В простейшем случае по законам соматографии строится
шарнирная плоская модель человеческого тела. В соматографии
используются схематические фигурки человека различной степени
подробности, построенные по законам черчения и начертательной
геометрии на основе существующих реальных размеров элементов
человеческого тела. В специальной литературе по антропометрии
можно найти значения размеров элементов человеческого тела.
Размеры определяются для особых статистических групп,
называемых процентилями. Например, при проектировании кресел
пассажиров расчет ведут для людей в интервале от 2,5-го до 97,5-го
процентилей; в этом случае лишь 5% пассажиров испытывают
неудобства. Рабочие места пилотов рассчитывают на рост от 1600 мм
до 1900 мм. Если конструкторская задача требует использования
точных данных, то необходимо обращать внимание на дату
получения антропометрических данных. Поскольку размеры тела среднего
человека изменяются с течением времени. Например, за последние
20 лет рост среднего мужчины увеличился с 1730 мм до 1778 мм.
Для построения модели фигуры человека необходимо знать
размеры между основными суставными точками человека, которые
на рис. 10.2.5 даны в буквенном обозначении, и размеры диаметров
окружностей, описанных из центров этих суставных точек. Диамет-
323

ры обозначены цифрами. В табл. 10.2.1 приводятся значения
размеров в долях от роста человека. Для получения требуемого размера
следует перемножить рост человека (в мм) на взятую в соответствующей
графе десятичную дробь. Размеры диаметров в таблице даны для
построения макета в масштабе 1:10. При построении фигуры в другом
масштабе следует пропорционально пересчитать размеры диаметров.
-*■
у\
10
>
'*+-
\/
Г05
V/.
Л.
£
06
п
г
пзк
г /\
07
Л м
г
5*
■
**ъ1г
\ i Г
1 1
■*
08 1
■—
Г01|
[09
\*±
04
\02
Y t
.1.
ft
1 k
, А
Ц
1
L.M к
R
1j
А
п
J £
J i
и
L5
4 А
1Н
1 у
F
Рис. 10.2.5. Простейший плоский макет тела человека (М 1:10)
324

Таблица 10.2.1
Относительный размер элемента тела |
А
0,109
Б
0,190
В
0,148
Г
0,042
Д
0,268
Е
0,535
Ж
0,640
3
0,815
И 1
0,075 |
1 Диаметр окружности, мм |
01
1 18
02
16
03
14
04
12
05
9
06
6
07
13
08
6
09
5
Рабочие места пилотов и места пассажиров компонуют,
используя требования эргономики. Эргономика позволяет так
спроектировать рабочее место пилота и пространство для
пассажиров, чтобы самолет обеспечивал необходимый комфорт и
безопасность полета. Эргономика устанавливает определенные
требования и к воздушной среде в кабине самолете: давлению,
температуре, влажности, химическому составу воздуха и его
обмену. Учитываются и другие условия окружающей среды в
кабине, например вибрации, шум, запыленность и т.д.
10.3. КАБИНА ЭКИПАЖА
Минимальное число членов летного экипажа зависит от
объема выполняемой работы. НЛГ легких гражданских самолетов
допускают экипаж из одного пилота, если число посадочных мест, не
считая места пилотов, не более 9. При этом в случае выполнения
полетов по приборам на самолете должно быть установлено
соответствующее оборудование, включая автопилот.
Экипаж из двух пилотов должен быть на самолете переходной
категории с числом посадочных мест, исключая места пилотов,
более 10, и на всех самолетах, предназначенных для захода на
посадку, начиная со II категории ИКАО.
Размеры и компоновка кабины экипажа
Кабина экипажа должна занимать возможно меньший объем,
но в то же время обеспечивать пилоту нормальные условия для
работы и отдыха. НЛГ легких самолетов (например, АП 23.771)
требуют, чтобы кабина экипажа и ее оборудование обеспечивали
пилотам выполнение их обязанностей без чрезмерного напряжения и
утомляемости.
325

На легких самолетах кабина экипажа может компоноваться с
учетом индивидуальных конструктивных требований. В
соответствие с этим приведенные далее данные являются статистическими, а
не стандартными требованиями.
В соответствии с требованиями эргономики пилот должен
быть размещен таким образом, чтобы так называемые суставные
углы обеспечивали ему физиологически оправданную позу, т.е.
иметь такое положение, при котором не затрудняется кровоток и не
смещаются элементы
позвонков. Значения
суставных углов для пилотов
легких самолетов показаны на
рис. 10.3.1 и должны лежать
в пределах, указанных в
табл. 10.3.1 - по данным
работ [36, 70, 79].
НЛГС регламентируют
расположение командных
рычагов в кабине (например,
АП 23.777), их перемещение
и действие (АП 23.779), а
также форму рукояток (АП
23.781).
Общее эргономическое
требование: наиболее часто
используемые командные
рычаги и рукоятки
управления должны размещаться в зоне видимости
и в наиболее удобной оптимальной рабочей
зоне; другие - в зоне досягаемости и по
возможности в зоне видимости.
Для выполнения этого правила и
требований НЛГС при размещении командных
рычагов и средств отображения
информации используется метод расчетных точек,
(рис. 10.3.2) при котором положение линии
визирования, условных точек положения
Рис. 10.3.1. Суставные углы в шарнир-
ном макете человека при правильной
посадке
Таблица 10.3.1
Суставной
угол
(рис. 10.3.1)
Д
а
Y
6
9
1 е
Значения,
град
15...20
170... 190
85...100
90...120
10...15
85...95
326

глаз летчика и основные командные рычаги задают таким образом,
чтобы в процессе полета летчик сохранял на рабочем месте
физиологически оправданную позу. Командные рычаги размещают в
пределах зон досягаемости для летчика, одетого в легкий костюм или
специальное снаряжение в зависимости от назначения самолета.
Линия визирования
■190Ч901
Рис. 10.3.2. Координаты расчетных точек в кабине пилота
На рис. 10.3.2 (по данным работ [26, 36, 51, 70, 79]) показаны
значения линейных и угловых размеров расчетных точек. За
основную точку отсчета принимается контрольная точка кресла S (точка
пересечения плоскостей спинки, сидения в обжатом состоянии и
вертикальной плоскости симметрии кресла).
Точка Л (рис. 10.3.2) -точка проекции линии соединяющей
середины обеих рукояток ШК (нейтральное положение середины
рукоятки РУС) при нейтральном положении поверхностей управления
тангажом и креном самолета. Ее координаты приведены в
табл. 10.3.2. Максимальный угол поворота штурвала 85°. Боковой
ход РУС (вправо - влево) 150(±20) мм в каждую сторону.
327

Таблица 10.3.2
Командный рычаг
Штурвальная колонка
Мини-штурвал
Ручка управления
L, не более, мм
630
565
610
L\, мм
325(±10)
325(+10)
345
L2> MM
640(±40)
540(±20)
630
а, град ]
45°:73
53°(±2°)
48°
Расстояние между осями рукояток обычного штурвала
340^50 мм' мя мини-штурвала на укороченной колонке - 210^fq мм*
Особенности компоновки командных рычагов легких
самолетов проявляются в компоновке педалей в вертикальном
направлении, так как этот размер влияет на высоту кабины и, следовательно,
на размеры миделя фюзеляжа. Педали должны располагаться ниже
уровня сиденья для уменьшения утомляемости летчика. На
рис. 10.3.2 показаны две концепции расположения педалей: первая
характеризуется положением точки В\ и вторая - положением
точки #2- Каждая из этих точек - это центр опорной площадки педали
в их нейтральном положении и нейтральном положении руля
направления (поверхности управления по углу скольжения). Точка В\
соответствует расположению педалей для штурвального
управления самолетов транспортной категории [26]. Точка Вг встречается в
рекомендациях по легким самолетам с РУС. Ход педалей ±100 мм.
В крайних положениях педали должны регулироваться -
дополнительное перемещение до 90 мм. При применении укороченной
колонки с мини-штурвалом значение рабочего хода педалей может
сокращаться до 50%.
Расстояние между осями педалей при штурвальном
управлении 415_|оо мм> ПРИ РУС -450(±50) мм.
Точка D на рис. 10.3.2 - это центр РУД в положении «малый газ».
Задав положение командных рычагов, можно определить
положение кресла летчика (рис. 10.3.3), на котором:
• точка С - это расчетное положение глаз пилота при взлете и
посадке;
• угол у - это угол установки спинки кресла, который может
изменяться от 5° при взлете и посадке самолета до 15... 19° при дли-
328

тельном крейсерском полете. На многих легких самолетах спинки
кресла пилотов имеют фиксированное положение с углом
установки 13...16°.
Рис. 10.3.3. К определению положения кресла пилота
Кресла летного экипажа обязаны иметь привязную систему,
которая должна позволять пилоту, сидящему с застегнутыми
поясными и плечевыми привязными ремнями, исполнять все функции,
необходимые для полета.
Задав положение пилота и командных рычагов, определяют
расстояния до приборной доски и до передней стенки (рис. 10.3.4).
На рис. 10.3.4 расчетные точки А, В и S имеют тот же смысл, что
и на рис. 10.3.2, а точка С аналогична этой же точке на рис. 10.3.3.
В соответствии с данными работ [36, 51, 70, 79] рекомендуется
назначать:
• расстояние от передней стенки кабины до расчетной точки S
не менее 1085 мм, но лучше, чтобы размер L\ на рис. 10.3.4 был в
пределах 450±50 мм;
• расстояние от линии визирования до нижней линии
внутреннего контура кабины (размер Яна рис. 10.3.4) в пределах 1200±10 мм;
329

• расстояние от нижнего края приборной доски до вертикали,
проходящей через точку S (на рис. 10.3.4 размер Li\ не менее
700 мм, но лучше 775±25 мм;
• расстояние от нижнего края приборной доски до нижней
линии внутреннего контура кабины (размер Нг на Рис- 10.3.4) не
менее 380 мм, но лучше в пределах 500±25 мм;
• размер Н\ на рис. 10.3.4 в пределах 345±10 мм.
660 ... 760
Линия визирования
12°min
Приборная доска
Нижняя линия внутреннего
Подпедальная площадка контура кабины
Рис. 10.3.4. К выбору границ кабины экипажа
Рабочее место пилота могут использовать люди разного роста,
с разными анатомическими характеристиками. Поэтому
необходимо предусмотреть возможность изменения принятого расстояния до
органов управления, что достигается регулировкой кресла в
горизонтальной и вертикальной плоскости, а при закрепленном кресле -
применением пространственно регулируемого блока педалей.
Для определения минимальной высоты потолка в кабине
экипажа и ее ширины следует исходить из данных на рис. 10.3.5.
330

Рис. 10.3.5. К определению
основных размеров по ширине и
высоте кабины:
R - радиус зоны безопасности
для головы пилота - это верхняя
полусфера из расчетной точки С
(не менее 200 мм, получше 270 мм);
Б - расстояние между осями
кресел пилотов - в среднем 760 мм
(минимальный размер 500 мм);
Ei - от оси симметрии кресла
пилотов до внутреннего контура
кабины в плоскости приборной доски
- не менее 270 мм; Б2 - от оси
симметрии кресла пилота до
внутреннего контура кабины в зоне
расположения локтей пилота - не менее 300 мм
На практике применяются и другие размеры кабины (рис. 10.3.6).
720
Рис. 10.3.6. Допустимая поза пилота [14у 36]
331

Таким образом, приведенные рекомендации определяют
минимальную высоту кабины пилота (сумма размера Яна рис. 10.3.4 и
размера R на рис. 10.3.5) около 1400 мм. На практике применяются
и меньшие величины (см. приложение 9), которые достижимы при
допустимой позе летчика, показанной на рис. 10.3.6, (сравните
размер #=1200 мм на рис. 10.3.4 с аналогичным размером 1050 мм на
рис. 10.3.6).
Ширина кабины пилотов составляет от 900... 1100 мм и более.
При полетах с пассажиром на правом кресле должны быть приняты
меры, исключающие его вмешательство в управление самолетом.
Например, убираются командные рычаги.
По данным работы [70] длина кабины экипажа легких
самолетов колеблется в пределах от 1,5 м для самолетов нормальной
категории до 1,8 м -для самолетов переходной категории.
В кабине экипажа легких самолетов нормальной и переходной
категорий два кресла, как правило, находится рядом (бок о бок).
Левое кресло всегда занимает пилот. Второе кресло либо пассажир,
либо второй пилот.
Как правило, на легких самолетах отсутствует жесткая
перегородка между кабиной экипажа и кабиной пассажиров. Но если
кабина пилотов отделена от кабины пассажиров перегородкой, то в
ней должно быть предусмотрено либо отверстие, либо открываемое
окно, либо дверь для облегчения связи между летным экипажем и
пассажирами.
Обзор из кабины экипажа
Нормы летной годности легких гражданских самолетов не
дают конкретных количественных требований к обзору из кабины
экипажа. Например, АП 23.773(a)(1) требуют, чтобы обеспечивался
достаточно широкий беспрепятственный и неискаженный обзор,
позволяющий пилоту осуществлять руление, взлет, заход на
посадку, приземление, а также производить любые маневры в пределах
эксплуатационных ограничений самолета.
Таким образом, во время визуального полета пилот должен
хорошо видеть такую часть воздушного пространства, которая
позволяла бы ему контролировать траекторию полета и избегать
столкновений с другими самолетами или препятствиями. На прак-
332

тике это определяет минимальные углы визирования. Отправным
моментом при определении углов обзора является точка расчетного
положения глаз пилота (точка С на рис. 10.3.4). Реальный обзор
измеряется с учетом бинокулярности зрения и подвижности пилота -
при свободном, без напряжения, повороте головы и наклоне
туловища (без поворота) на рабочем месте с привязными ремнями.
В общем случае обзор из кабины вверх может ограничиваться
крылом высокоплана или биплана, но, как правило, специальных
мер по его улучшению не требуется. Обзор вниз определяется
размерами приборной доски, носовой частью фюзеляжа и капотом
двигателя. Минимальный рекомендуемый угол обзора вниз составляет
12°, но лучше не менее 15°.
Внутренний обзор
Внутренний обзор (обзор своего и соседнего рабочего места в
кабине) необходим всем членам экипажа. Для обеспечения
нормальных условий считывания показаний индикаторов (снижения
погрешностей, вызванных параллаксом) приборные доски пилотов
устанавливают наклонно, т.е. под углом не менее 12° к вертикали.
Расстояние от приборной доски до глаз пилота, находящегося в
нормальном рабочем положении, должно быть около 800...900 мм.
Более точно это расстояние определяют с учетом места установки
штурвала, величины его перемещения в продольном направлении и
других факторов.
Во избежание ложного представления о наклоне видимой
линии горизонта рекомендуется, чтобы верхний обрез приборных
досок первого и второго пилотов имел горизонтальный участок не
менее 1/3 их длины.
Аварийные выходы для экипажа
В случае, если аварийные выходы для пассажиров не являются
удобными и легкодоступными для аварийной эвакуации летного
экипажа, то нормы летной годности легких самолетов (например,
АП 23.805) требуют расположения в кабине экипажа либо одного
аварийного выхода на каждом борту, либо верхний аварийный люк.
Размеры аварийного выхода (люка) не менее 485x510 мм.
333

10.4. ГАБАРИТЫ КАБИНЫ ПАССАЖИРОВ
Параметры пассажирских кабин некоторых легких самолетов
£каб» #каб» ^каб (длина» высота и ширина) приведены в
табл. 10.4.1, данные которой приведены на рис. 10.4.1 для ширины и
на рис. 10.4.2 для высоты кабины пассажирских самолетов.
Примечание. Различные источники информации в длину пассажирской
кабины включают или нет длину багажного отсека, а иногда включают и длину
кабины пилота.
Таблица 10.4.1
Тип самолета
G 110
SF.260C
GY-80 "Horizon"
| Аего-45
Як-18Т
DR400
L-200D «Morava»
Ил-103
Е-1
1 Lockheed 60
Cessna 402C
Beech King Air C90-1
P.68C
Cessna T303
Ан-14А
Cessna 180
1 Aero Commander-1121
1 Kuin Air A-65
PA-32-301
Learjet-25B
P.166-GL3
P680FJP
DornierDo 128-2
AP68T3-600
| EMB 121
Nnac
1
2
3
3
3
3
4
4
4...5
5
5
5
6
6
6
6
6
7
7
8
8
9
9
9
9
Размеры кабины, м ]
длина
1,70
1,66
1,64
1,41
1,40
1,62
2,00
2,65
2,32
3,60
3,65
3,87
3,58
-
3,10
2,64
2,60
3,94
-
3,76
-
4,41
3,97
-
3,57
высота
1,15
-
1,25
1,18
1,20
1,23
1,20
1,30
1,28
1,30
1,13
1,46
1,20
1,20
1,60
1,32
1,52
1,45
1,07
1,32
1,76
1,42
1,52
1,20
1,52
ширина 1
1,28
1,00
1,10
1,12
0,90
1,10
1,30
1,27
1,38
1,22
1,34
1,37
1,16
1,21
1,53
1,51
1,45
1,38
1,24
1,50
1,57
1,32
1,37
1,12
1,74 |
334

Окончание табл. 10.4.1
Тип самолета
Т101 Грач
Starship I
F406 Caravan II
SF.6WTP
Super King Air B200
Beechcraft B-99
Ah-28
L4I0UVP
1 В Ae Jetstream 31
Jetstream 200
1 Метро
EMB1I0P1
| DornierDo-228-100
#nac
9
11
12
12
13
15
15
16
18
18
19
19
19
Размеры кабины, м |
длина
4,50
-
-
5,05
-
7,60
5,26
6,25
7,40
7,40
7,70
-
-
высота
1,85
1,66
1,31
1,27
1,45
1,45
1,62
1,65
1,80
1,80
1,40
1,60
1,55
ширина 1
1,60
1,68
1,42
1,23
1,37
1,40
1,63
1,75
1,83
1,83
1,60
1,60
1,35 |
I I I I I I I I ♦
* А Т Т~
1 I* \ \ \А\ *
М—т ■ t • ——*————
1 • ! • Т
—?—————————
2,00
s 1,75
| 1,50
1 1,25
! uoo
0.50
0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20
Количество пассажирских кресел, шт
Рис. 10.4.1. Статистические данные о ширине пассажирской кабины:
• - самолеты с ПД; А - самолеты с ТВД
Статистика по параметрам пассажирских кабин легких
самолетов показывает, что ширина, высота и удельный объем
приближенно следует линейным зависимостям [14]
Якаб = 0,92+0,062#пас, м;
ЯКаб = 1>09+0,0364УУпас, м;
335

^- = 0,655+0,0145#пас, м3/кресло.
#пас
2,0
1,6
2
i 1,2
ю
g 0,8
CQ
0,4
• 1
—— —j——— —т
—\——*——ИЧ—ь±4—h*
rt«ls и H *
• i • i t I I
» • t • t—Ни—f———\—
I • I
2 4 6 8 10 12 14 16 18 20
Количество пассажирских кресел, шт
Рис. 10.4.2. Статистические данные о высоте пассажирской кабины:
• - самолеты с ПД; ▲ - самолеты с ТВД
Компоновки пассажирских кабин некоторых легких самолетов
приведены в приложении 9.
Форма миделя фюзеляжа
На легких самолетах сечение фюзеляжа делают различной
формы, например, прямоугольной, круглой и др. (рис. 10.4.3).
а) б) в) г)
Рис. 10.4.3. Примеры формы поперечного сечения фюзеляжа
Каждая из форм сечений имеет достоинства и недостатки.
336

Преимуществом
прямоугольной формы (рис. 10.4.3,я
и рис. 10.4.4) является
простота изготовления плоских
панелей фюзеляжа. Эта форма
фюзеляжа удобна для
размещения экипажа, пассажиров и
крупногабаритных грузов.
Однако фюзеляж с такой формой
сечения нецелесообразно
делать герметичным, поскольку
плоские панели, нагруженные
избыточным давлением,
имеют значительный вес.
Поэтому прямоугольная форма
сечения фюзеляжа может быть
рекомендована для самолетов
с крейсерской высотой полета
до 3000 м. Кроме того,
требуется дополнительные
конструктивно-технологические мероприятия для повышения местной
жесткости плоских панелей: частое подкрепление каркасом или
поверхности фюзеляжа с прямоугольным миделем придают кривизну
(рис. 10.4.3,6).
Прямоугольная форма фюзеляжа при одинаковом миделе с
другими формами сечения фюзеляжа имеет наибольший периметр
и, следовательно, большую площадь смачиваемой поверхности.
Прямоугольное сечение, даже с закругленными углами, создает
дополнительное сопротивление при обдувке закрученной струей за
воздушным винтом, но сводит к минимуму интерференцию с
крылом и требует небольших зализов, закрывающих щели между
крылом и фюзеляжем.
При высоте крейсерского полета свыше 3000 м, когда может
потребоваться избыточное давление в кабине пассажиров и
экипажа, целесообразной формой является форма, составленная из дуг
окружности (рис. 10.4.3,в и рис. 10.4.5) или круг - рис. 10.4.3,г.
Круглое сечение малого диаметра невыгодно для размещения эки-
Рис. 10.4.4. Пример прямоугольной
формы сечения фюзеляжа легкого
самолета МВЛ /14/
337

// ^
iooJ
if f^^W
i Щ \
l\ 4 ^\
ii/ t
Y r
j/S дзоо/j
П Г
1400 .1
l«" 152° ~-L
f
1 °
1 ЧО
1 £*[
\ 1
d 1
1 1
\ 1
1 £
Pi/c /0.4.5. Пример овальной формы
сечения фюзеляжа легкого самолета МВД /14/
пажа, пассажиров и
грузов, так как значительные
по площади сегменты с
боков и снизу остаются
незаполненными и
бесполезно увеличивают мидель
и поверхность фюзеляжа.
Круг считается наилучшей
формой сечения фюзеляжа
легких самолетов при
высоте крейсерского полета
свыше 4500...5000 м.
Для работы
конструкции фюзеляжа на
кручение лучшим сечением
является круг, а худшим -
прямоугольник.
Вытянутые по вертикали сечения
работают на изгиб в
вертикальной плоскости
лучше круглых.
Ширина и высота кабины
Отправным пунктом в разработке поперечного сечения обычно
является количество кресел в поперечном ряду тКр, их размеры и
ширина продольного прохода, если он имеется.
Для самолетов рассматриваемых классов величина шКр не
превышает трех кресел.
Пассажирские кресла являются важнейшим элементом
пассажирского оборудования самолета, их размеры и конструкция
определяют уровень комфорта для пассажира в полете. В условиях
аварийной посадки пассажирские сиденья должны:
а) защищать пассажира от ударов посторонними предметами;
б) всегда оставаться связанными с конструкцией самолета;
в) не причинять пассажиру серьезных повреждений при ударе
его о кресло или при частичном разрушении кресла.
338

Нормы летной годности легких самолетов (например,
АП 23.785) требуют, чтобы каждая система «кресло + система
фиксации человека», установленная по направлению или против
направления полета легкого самолета,
должна состоять из кресла,
поясных и плечевых привязных ремней,
обеспечивающих защиту человека
при аварийной посадке. При других
установках кресла должен
обеспечиваться такой же уровень
безопасности.
Пассажирские кресла легких
самолетов при N пас - 5 иногда
выполняются как элементы
конструкции фюзеляжа. При этом можно
руководствоваться данными рис. 10.4.6,
где приведены некоторые
минимальные статистические данные о
месте для пассажиров легких само- Рис. 10.4.6. Место пассажира
летов.
Осредненные размеры серийно производимых пассажирских
кресел приведены в табл. 10.4.2 [70] и на рис. 10.4.7.
Таблица 10.4.2
Размер на
| рис. 10.4.7
а, мм
1 е, мм
с, мм
| d, мм
| И, мм
к, мм
L/Lmax , MM
1 а/атах.
Класс пассажи
Второй
430 (420...445)
не менее 60
рских кресел
Третий
420 (405...430)
не менее 50
580...610 |
220
1070 (1040... 1120)
450
690/960
15736°
220
990 (920... 1040)
450
660/910
15725°
| Блок из двух кресел
#2, ММ
1020 (990... 1060)
990 (970... 1020) |
1 Блок из трех кресел
1 /?з, мм
1520 (1500... 1600)
1450
339

#2
\/ \
ft. a н
3£
r
528
amax
Рис 10.4.7. Основные размерь! пассажирских кресел
Примечание. Для легких самолетов выпускаются также кресла без
подлокотников и с подлокотником с одной стороны.
Потребная из компоновочных соображений ширина
пассажирской кабины на уровне подлокотников определяется по формуле
Вкаб = Ят1 + В2Л2 + Вп + 28 • (10.4.1)
где В\ и п\ч Вг и пг ~ соответственно ширина и число одноместных
и двухместных блоков кресел; Ви ~ ширина продольного прохода
(минимальный размер указывается в НЛГС, например АП 23.815,
но лучше 440 мм); 8 - зазор между сидением и внутренней
поверхностью стенки кабины (0...30 мм).
Ширина фюзеляжа определяется добавлением к ширине
кабины /?каб толщины его конструкции - по 50...60 мм с каждого борта.
По аналогии с позой пилота (рис. 10.3.1 и табл. 10.3.1)
изображается поза пассажира. Зона безопасности для головы пассажира,
сидящего у борта фюзеляжа, которая (по аналогии с пилотом)
представляет верхнюю полусферу из условной точки положения глаз
пассажира радиусом не менее 150 мм, но лучше 250 мм. Потолок
кабины должен находиться на расстоянии не менее 100 мм от
верхней точки контура головы.
340

Длина пассажирского салона
Длина пассажирской кабины (салона) LKa6> потребная для
размещения МрЯд ~ количества поперечных рядов пассажирских
кресел, определяется формулой (при МПас - Ю)
Ua6 = U + (Npm-l )LKp + LT + L6ar' (10.4.2)
где Ц ~ • м - расстояние от плоскости передней перегородки до
первого ряда кресел;
Lj и Z^ar ~~ Длина туалета и багажника, м;
LKp = 0,72...0,78 м - шаг рядов кресел.
Заднее кресло для двух или трех пассажиров иногда делают с
общим сиденьем (диван). Однако более комфортабельным
считается вариант с индивидуальными креслами и подлокотниками.
Если число пассажиров меньше 15 и время полета менее двух
часов, то на легких самолетах туалет можно не устанавливать и в
формуле (10.4.2) принять Lj = 0. Часто багажники располагают в
носовой и хвостовой частях фюзеляжа. В этих случаях £баг = 0.
При пассажировместимости 18... 19 кресел обязательным
считается наличие буфета и туалета.
Объемы багажно-грузовых отсеков определяют, исходя из сле-
дующих удельных объемов: 120 даН/м - багаж пассажиров;
3 3
270 даН/м - почта; 300 даН/м - грузы.
Пассажирская кабина должна иметь легкодоступную
наружную дверь.
Размеры аварийных выходов и подходы к ним должны
соответствовать требованиям НЛГ легких самолетов (см.
приложение 8).
10.5. О ФОРМЕ ФЮЗЕЛЯЖА
Предварительную форму носовой и хвостовой частей
фюзеляжа рекомендуется принимать по аналогии с фюзеляжем самолета,
близкого по пассажировместимости к проектируемому самолету.
Все фюзеляжи, независимо от вида сбоку, имеют в плане
симметричную форму с минимальным количеством надстроек, выхлоп-
341

ных и всасывающих патрубков. При звездообразном и оппозитном
двигателе в носовой части фюзеляжа форма определяется капотом
(рис. 10.5.1), а при рядном двигателе - обтекателем винта и
габаритами двигателя в плане.
а)
\^~рп Смещение
Рис 10.5.1. Форма фюзеляжа в плане
При отсутствии двигателя в носовой части ей придается
заостренная форма в плане.
В пределах корневой хорды крыла рекомендуется, чтобы
участок фюзеляжа имел постоянную ширину (рис. 10.5.1,6) или
возрастающую в направлении к хвосту. Нежелательно совмещение
ширины фюзеляжа с максимальной строительной высотой крыла. Лучше
сдвигать максимальную ширину фюзеляжа к задней кромке крыла,
так как это понижает интерференцию (рис. 10.5.1,а). У скоростных
самолетов для уменьшения сопротивления рекомендуется смещать
максимальную ширину и высоту фюзеляжа на 40% его длины и
более.
При однокилевом оперении хвостовую часть делают
минимальных размеров, однако при разнесенном вертикальном оперении
хвостовая часть фюзеляжа делается более широкой в плане - для
увеличения базы крепления стабилизатора.
342

Глава 11
ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ
ОПЕРЕНИЯ САМОЛЕТА
Проектирование оперения всегда ведется методом
последовательных приближений от предварительного выбора его параметров
на основе статистических данных самолетов-аналогов к уточнению
и конкретизации этих параметров на основе продувок в
аэродинамической трубе и летных испытаний самолета.
Для определения оптимальных параметров ГО и ВО
необходимо больше данных, чем имеется на этапе предварительного
проектирования самолета. Поэтому в данной главе предлагаются
рекомендации к предварительному выбору параметров оперения,
основанные на статистике, и закономерности, определяющие их
рациональные значения.
11.1. НАЗНАЧЕНИЕ ОПЕРЕНИЯ И
ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ
Оперение самолета обеспечивает:
1) устойчивость, управляемость и балансировку на всех
режимах полета, предусмотренных назначением самолета;
2) достаточную управляемость для выхода из критических
режимов полета.
Важнейшие технические требования, предъявляемые к
оперению, можно объединить в следующие группы.
Аэродинамические требования:
а) исключение взаимного аэродинамического влияния ГО и ВО
и затенения их другими частями самолета. В полной мере этим
требованиям удовлетворить не всегда удается;
б) обеспечение монотонного прироста продольного момента
по углу отклонения органа управления во всем эксплуатационном
диапазоне углов атаки и скоростей полета;
в) минимальное сопротивление при балансировке самолета;
г) обеспечение аэродинамической эффективности на закрити-
343

ческих углах атаки, достаточной для вывода самолета из этой
области на безопасные режимы полета.
Прочностные требования:
а) достаточная прочность, долговечность и жесткость при
наименьшем весе конструкции и весе балансиров рулей;
б) обеспечение эксплуатационной живучести конструкции при
ее частичных разрушениях, включая разрушение узлов навески рулей.
Эксплуатационные требования
Эксплуатационная технологичность конструкции оперения
должна обеспечить простое и быстрое проведения всех операций
контроля и обслуживания, включая хороший доступ ко всем
ответственным деталям и узлам навески. Поверхность конструкции
оперения должна быть защищена от действия внешней среды и от
случайных повреждений при эксплуатации.
11.2. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
При проектировании самолета эффективность оперения и
расположенных на нем рулевых поверхностей в основном определяется:
а) схемой оперения и его расположением относительно других
частей самолета;
б) относительной площадью ГО - Sro = —^ и относительной
площадью ВО - SB0 = —^ (определение £г0 на Рис- 11.3.4, SB0 ~~ на
рис. 11.4.1);
в) удалением оперения от центра тяжести самолета, т.е. плечом
ГО - Lro и плечом ВО - LB0;
г) производными от подъемной силы ГО - яг0 = С" Го и
боковой силы ВО - аЪо = С\ во'
д) эффективностью руля высоты - лр.в = J SP.B и РУЛЯ на~
с
правления - лр н = J 5Р.Н» где 5р.в = "~^~" ~~ относительная площадь
S го
руля высоты и 5Р.н =— руля направления.
S во
344

Наиболее общей характеристикой эффективности оперения
является коэффициент статического момента:
для горизонтального оперения
Аго = — = Sro £го; (11.2.1)
Sdcbx
для вертикального оперения
Лво = ——— = 5Во £во • (1' -2-2)
В табл. 11.2.1 приведены некоторые статистические данные о
геометрических параметрах эффективности оперения легких
самолетов, их средних значений и СКО.
Таблица П.2.1
Тип самолета
Горизонтальное one
Sro
£го
Аго
рение
Sp. в
Вертикальное оперение |
£во
Lbo
Л во
Sp.н J
| Одномоторные |
1 Cessna Sky wagon
1 Cessna Cardinal RG
1 Cessna Skylane RG
1 Piper Cherkee
1 Piper Warrior
1 Bellanca Skyrocket
1 Grumman Tiger
1 Rockw. Commander
SAH - 1
1 Aviation Bullfinch
И-1Л
Як-112
Средние значения
СКО
0,258
0,201
0,223
0,198
0,156
0,233
0,269
0,206
0,183
0,213
0,219
0,231
0,213
0,031
3,56
2,99
3,16
3,07
3,04
2,60
2,84
2,38
4,52
3,0
2,78
-
3,09
0,565
0,92
0,60
0,71
0,61
0,48
0,61
0,76
0,49
0,83
0,63
0,60
-
0,658
0,135
0,45
1,00
0,41
1,00
1,00
0,38
0,28
0,34
0,46
0,58
0,44
0,50
0,422
0,085
0,092
0,10
0,107
0,079
0,068
0,099
0,060
0,112
0,143
0,176
0,144
0,095
0,107
0,034
0,503
0,380
0,441
0,466
0,377
0,377
0,400
0,348
0,606
0,352
0,347
-
0,418
0,081
0,046
0,038
0,047
0,037
0,026
0,037
0,024
0,039
0,086
0,062
0,050
-
0,045
0,017
0,44 1
0,37
0,37
0,31
0,36
0,33
0,43
0,28
0,40
0,39
0,47
0,43
0,395
0,082
| Двухмоторные |
Cessna 31 OR
Cessna 402B
1 Cessna 414А
1 Cessna T303
0,303
0,310
0,269
0,254
3,12
3,46
3,47
3,04
0,95
1,07
0,93
0,78
0,41
0,29
0,27
L0,42
0,146
0,193
0,183
0,123
0,431
0,414
0,385
Lp,423
0,063
0,080
0,071
0,052
0,45
0,47
0,38
0,44
345

Окончание табл. 11.2.1
Тип самолета
Piper РА-3 IP
Piper PA-44-180T
1 Piper Chieftain
I Beech Duchess
Beech Duke B60
Beech 1900
1 BAe Jetstream 31
CASAC212
Metro П1
Metro IV
L-410UVP
Dornier 228-200
Ан-14А
Среднее значение
| СКО
Горизонтальное оперение
S го
0,300
0,127
0,268
0,216
0,291
0,235
0,311
0,313
0,246
0,267
0,275
0,272
0,202
0,259
0,048
£го
2,80
3,62
2,68
3,07
2,20
5,66
3,93
3,73
4,33
5,24
3,50
4,00
3,61
3,61
0,89
Аго
0,84
0,46
0,72
0,67
0,64
1,33
1,22
1,17
1,07
1,40
0,96
1,09
0,73
0,93
0,26
Sp. В
0,44
1,00
0,38
0,35
0,27
0,43
0,46
0,35
0,28
-
-
-
-
0,363
0,071
Вертикальное оперение |
S во
0,131
0,117
0,128
0,141
0,135
0,157
0,308
0,180
0,181
0,162
0,209
0,161
0,184
0,167
0,045
^во
0,423
0,373
0,426
0,374
0,443
0,486
0,398
0,398
0,489
0,484
0,335
0,519
0,31
0,418
0,056
Ло
0,056
0,044
0,055
0,053
0,060
0,076
0,123
0,072
0,089
0,078
0,070
0,084
0,057
0,070
0,011
Sp. н
0,38
0,37
0,40
0,29
0,43
0,35
0,26
0,41
0,35
- |
- |
- |
- |
0,383
0,06lJ
Примечание. В табл. 11.2.1 плечи оперения измерялись отточки,
соответствующей 0,25Ьсах крыла, до то точки, соответствующей 0,25Ьсах оперения.
5р#в = 1,0 соответствует цельноповоротному горизонтальному оперению.
11.3. ПРОЕКТИРОВАНИЕ
ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ
11.3.1. О ФОКУСЕ САМОЛЕТА
Как известно, фокус - это точка приложения приращения
аэродинамической силы при изменении угла атаки. Следует различать
понятия фокуса и центра давления. Для реального самолета они не
совпадают.
Фокус самолета определяется фокусом изолированного крыла
и его смещениями из-за влияния остальных частей самолета. Фокус
самолета без ГО ~xF бго расположен ближе к носку САХ, чем фокус
крыла, из-за влияния фюзеляжа, мотогондол и воздушного винта. В
отдельных случаях это смещение может достигать (0,08...0,10)Ьсах и
346

более. Наиболее существенен сдвиг фокуса ах Fro из-за влияния
ГО, который приближенно равен:
для нормальной схемы
*> го ^гс
для схемы «утка»
лХ/г го = ikroAro^(l-6a) = (0,4...0,6)ЛГО; (11.3.1)
Су
aXf го - -*пго^го*"^' С11 -3.2)
с?
гДе кГо ~ коэффициент торможения потока воздуха в области ГО
(зависит от схемы оперения, плеча ГО, обдувки струей винта и др.;
в среднем кго в 0,9 [52, 63]);
Jtnro>l учитывает влияние фюзеляжа на обтекание ПГО и по
данным [63] jfcnro e 1,5. Знак минус перед jfcnro означает сдвиг
фокуса вперед;
Яго = Сау го - есть Функция параметров ГО: А,го, Хго и др.
(например, рис. 11.3.8);
еа - производная от угла скоса потока е по углу атаки (зависит
от геометрии крыла, схемы оперения, плеча ГО, влияния земли и др.).
Таким образом, фокус самолета будет
Х/г = Х/гбго + дХгго- (11.3.3)
Методы определения фокуса самолета в различных
конфигурациях приведены в специальной литературе, например, [4, 52, 63].
От взаимного расположения фокуса и центровки самолета Хт
зависит запас продольной статической устойчивости
Примечание. Как правило, минимальный запас продольной статической
устойчивости пассажирских самолетов равен m^mm = —0,10... — 0,15. Большие
значения рекомендуются для самолетов с обдувкой крыла винтами.
Таким образом, при прочих равных условиях необходимая
степень продольной статической устойчивости самолета т£у может
быть обеспечена выбором положения ГО и его параметров.
347

11.3.2. О МЕТОДЕ ГРАНИЧНЫХ ЛИНИЙ
Для обоснования выбора основных параметров ГО
используется графоаналитический метод граничных линий (рис. 11.3.1),
физические основы которого приведены в данном разделе.
Рис 1L3.L К определению требуемого коэффициента АГ0 самолета
нормальной схемы
Потребное значение основных параметров ГО пассажирского
самолета (Лго, 5Го» ^гс ХГо) Д°лжно выбираться из следующих
условий, вытекающих из назначения ГО:
1. Обеспечение заданного запаса продольной статической
устойчивости m^njn при предельно задней центровке Тт.пз
(граничная линия 1 на рис. 11.3.1).
2. Обеспечение продольной балансировки самолета с
выпущенной механизацией крыла при предельно переднем положении
центра тяжести Хт.пп на следующих режимах:
а) посадка самолета (граничная линия 2 на рис. 11.3.1);
б) отрыв носового колеса при взлете;
в) уход на второй круг при заходе на посадку.
3. Обеспечение при предельно задней центровке Хг.пз
пикирующего момента, достаточного для возвращения самолета с боль-
348

ших (закритических) углов атаки в эксплуатационную область
режимов полета (граничная линия 3 на рис. 11.3.1).
Обеспечение заданного запаса устойчивости
Минимальный запас устойчивости т^п определятся
предельно задней центровкой Xг.пз самолета и положением его фокуса
™?тт = Тт.пз-Т/г. (И.3.4)
Из выражения (11.3.4), с учетом (11.3.3) и (11.3.1), следует
уравнение для первой граничной линии (прямая 1 на рис. 11.3.1)
Аго = • (П-3.5)
У ДГО/< <Х\
Посадка самолета
Для определения второй граничной линии рассматривается
посадка самолета, при которой действующие на него силы и моменты
должны соответствовать посадочному углу атаки, посадочному
положению механизации крыла с учетом влияния экрана земли и при
работе двигателя на режиме малого газа. При этих условиях
выражение для продольной балансировки самолета будет
mMzfro + mzro = 0, (11.3.6)
где т™5го ~~ коэффициент момента тангажа самолета без ГО,
который на рассматриваемом режиме посадки будет иметь
максимальное значение при предельно передней центровке
mz6ro==mz06ro"~^/76ro""^rT.nn)C>/noc • (11.3.7)
Коэффициент момента тангажа от ГО для балансировки
самолета на рассматриваемом режиме посадки определяется
выражениями (с учетом правила знаков моментов)
349

ffiz го "" —кгоСу го^го'
или
^гго--^гойГго(«р.в5р.в + Фго+апос"'епос)^го' (11.3.8)
где фго - угол установки ГО по отношению к САХ (по правилу
знаков - отклонение задней комки ГО вверх считается отрицательной
величиной);
5р.в -угол отклонения руля высоты, который принимается
равным 0,85р в тах (по правилу знаков - отклонение руля высоты вверх
считается отрицательной величиной).
Таким образом, с учетом формул (11.3.7) и (11.3.8) из условия
продольной балансировки (11.3.6) следует уравнение для второй
граничной линии (прямая 2 на рис. 11.3.1)
мех . (-г;
Аго-
^Обго
i XF бго'Су пос
&го<2го(лр.в^»ойр.в max "*" Фго ~*~ апос Епосу
(11.3.9)
Отрыв колеса передней опоры шасси
Рассматривается положение самолета при разбеге в момент
подъема носового колеса. Схема действующих сил и моментов
приведена на рис. 11.3.2. В дополнение к аэродинамическому моменту
самолета с механизацией во взлетном положении (с учетом влияния
экрана земли) - Mz бго на Рис- 11.3.2 - добавляется момент от силы
тяги двигателя на взлетном режиме R и момент от силы веса
самолета Go ПРИ предельно передней центровке. При этом поворот
самолета осуществля-
AY ется относительно
__ оси вращения колес
R ^ основных опор.
Для
самолетов с шасси,
имеющим переднюю
опору, этот случай,
как правило,
является расчетным ус-
Рис. 11.3.2. Схема сил и моментов при взлете ловием.
350

Уход самолета на второй круг
При рассмотрении режима ухода самолета на второй круг с
посадочной глиссады с минимально разрешенной высоты полета
(# = 15м) принимают: предельно переднюю центровку самолета в
посадочной конфигурации, перегрузка маневра пу ~ 1,4, отклонение
руля высоты не более 80% от максимального значения и
максимальный режим работы двигателя [65].
Потребное значение Аго
По потребному, из условий эксплуатации самолета, диапазону
центровок дХт.э с помощью графика граничных линий определяют
потребную величину коэффициента статического момента (лГо)Потр
(рис. 11.3.1) и далее величину потребной площади £го = —_ " S
при фактическом (по чертежу проектируемого самолета) плече ГО.
По существу выбор £го - это также определение предельно
передней центровки Тт.пп и предельно задней центровки Хт.пз
самолета при заданном диапазоне центровок дХг.э*
Пример 11.3.1. Определить Хт.пз W* самолета со
следующими данными: Л>бго = 0''6; аго = 0,06 (соответствует
градус
А,го = 4); С? = 0,075 (соответствует удлинению крыла X = 7);
градус
*го = 0,9; ea = 0,3;m%in = -0,15; АГО = 0,65.
Из выражения (11.3.5) следует
Су
= 0,16+ 0,9 0,65-^^(1-0,3)-0,15 = 0,34.
0,075
Пример 11.3.2. Определить "хт пп из Условия посадки
самолета при следующих данных: СуПос = 1'6; аПос = 12°; А:ГО = 0,86;
351

wzOe6ro = "0'14; епос = 2,4°; Фго = -2°: 5р.втах=-25°; np.B = 0,65;
Х/гбго = 0>16-
Из выражения (11.3.9) следует
&гоЯго^го(лр.вО>°Ор.в max "*" Фго "*" аиос ~" £пос)
Л^т.пп"" ~
Сд/ ПОС
мех
mz06ro _
Су ПОС
0,86 • 0,06 - 0,65(0,65 - 0,8 • (-25) + (-2) + 12- 2,4) -0,14
1,6 1,6
+ 0,16 = 0,134.
Примеры приведены только для иллюстрации порядка чисел.
Для построения граничных линий необходима полная
информация о параметрах ГО и его расположении относительно крыла.
Поэтому при проектировании самолета график, подобный
рис. 11.3.1, может быть построен в конце этапа технического
предложения и уточнен добавлением ряда граничных линий,
построенных из условий:
а) получения необходимого декремента затухания
собственных колебаний самолета;
б) допустимого предела изменения расхода усилий на
перегрузку (показателя управляемости) и ряда других.
11.3.3. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ
ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ
Концепция стабилизатора
В пассажирском самолетостроении применяются следующие
основные концепции стабилизатора.
1. Неподвижный стабилизатор.
В этом случае балансировка самолета и управление при
маневре на всех режимах полета выполняется только рулем высоты.
Поэтому для обеспечения балансировки самолета требуются большие
размеры, как рулей высоты, так и всего ГО. Одна из особенностей
352

этого стабилизатора состоит в том, что рули высоты почти на всех
режимах полета находятся в отклоненном положении, что приводит
к снижению аэродинамического качества. Для снижения потерь
аэродинамического качества при балансировке самолета
целесообразно рули высоты выполнять с минимальной аэродинамической
компенсацией, а это, как известно, приведет к увеличению шарнирных
моментов.
Потребный угол установки стабилизатора относительно САХ
крыла (фго) определяется из условия балансировки самолета на
режиме полета с заданной ККрейс с неотклоненным рулем высоты, т.е.
с близким к нулю усилием на РУС или ШК
9°™ = — [(тго)бго+(^т-Х/г)СУкрейс]-оо + еф, (11.3.10)
здесь £ф - угол скоса потока у ГО фюзеляжем (по данным [63]
бф ~ Г- для обычных фюзеляжей и е(°. « 0° - для фюзеляжа с
тонкими хвостовыми балками); oq ~ Угол атаки нулевой подъемной силы,
градус; #го - производная от подъемной силы ГО, 1/градус.
Примерные значения угла установки стабилизатора фго
приведены в табл. 11.3.1.
Преимуществом неподвижного стабилизатора является
простота и надежность системы управления.
2. Дискретно переставной стабилизатор.
В случае дискретно переставного стабилизатора управление и
балансировка самолета при изменении высоты, скорости, веса и
центровки осуществляются рулем высоты. Изменение угла
установки стабилизатора связано (дискретно) с изменением угла
отклонения механизации крыла, т.е. происходит только на режимах взлета,
полета и посадки. Подобный стабилизатор имеет ограниченное
применение на некоторых пассажирских самолетах, так как
обладает существенными недостатками: не учитывает изменение веса и
изменение центровки самолета. Кроме того, на самолетах с
дискретно переставным стабилизатором автоматическая балансировка
обычно осуществляется рулем высоты и на многих установившихся
353

режимах это приводит к значительному рассогласованию между
штурвалом управления и углом отклонения руля высоты - штурвал
находится в нейтральном положении, а рули высоты могут быть
отклонены на значительный угол.
При прочих равных
условиях (например,
постоянный диапазон
эксплуатационных
центровок ДХт.э) переставной
стабилизатор позволяет
уменьшить потребное
значение (А™)'^. и,
(^го)потр
О^потр
v^rcvnoTp
Рис 1L3.3. Влияние концепции
стабилизатора на потребное значение Аго
следовательно, площадь
и вес ГО, что
иллюстрирует рис. 11.3.3, на
котором линия 2
соответствует неподвижному
стабилизатору, а линия 2' - дискретно переставному.
Углы установки стабилизатора для каждой из дискретно
установленных позиций определяются по формуле, аналогичной
(11.3.10), но с соответствующими каждому случаю входящими
величинами.
3. Управляемый стабилизатор.
Отличительная особенность этого стабилизатора состоит в
том, что он используется на всех режимах полета для полной
продольной балансировки самолета, а руль высоты применяется только
для управления при маневре и коррекции траектории полета
автопилотом. При этом на всех установившихся режимах полета
имеется полное соответствие между отклонением штурвала и рулем
высоты. Независимо от веса самолета и положения его ЦТ
располагаемые моменты тангажа при отклонении руля высоты (на
пикирование и кабрирование) всегда максимальные, что повышает
безопасность полета даже в случае грубых ошибок загрузки самолета.
При управляемом стабилизаторе полный располагаемый
момент тангажа, используемый на взлете и посадке, определяется
суммой моментов от руля высоты и стабилизатора. Вследствие это-
354

го требуемые размеры ГО и руля высоты получаются значительно
меньшими, чем при неподвижном стабилизаторе.
Влияние управляемого стабилизатора на граничные линии при
выборе Аго принципиально иллюстрируется рис. 11.3.3, на котором
следует принимать, что линия 2 соответствует неподвижному
стабилизатору, а линия 2' - управляемому.
Диапазон отклонения стабилизатора может составлять
<рго = +1 ...-12° при скорости отклонения го = 0,3...0,5— .
Существенным недостатком управляемого стабилизатора
считается его сложность и дополнительный вес, а также
необходимость в мероприятиях против его «увода» при возможных
отказах в системе управления стабилизатором.
4. Цельноповоротное ГО без руля высоты дает возможность:
• снизить вес ЦПГО (неразрезного по размаху) за счет
ликвидации руля высоты с узлами подвески и балансировочными грузами;
• упростить и удешевить конструкцию ГО путем уменьшения
числа деталей.
ЦПГО применяется на некоторых легких гражданских
самолетах, например Cessna Cardinal RG, Piper Cherkee и др. Однако на
пути применения ЦПГО стоит ряд существенных трудностей.
Во-первых, для снижения шарнирного момента ось вращения
ЦПГО должна располагаться близко к центру давления. При этом
есть опасность получить на некоторых углах атаки ЦПГО
перекомпенсацию шарнирного момента (изменение знака шарнирного
момента), что совершенно недопустимо при ручном
непосредственном управлении .
Вторым недостатком ЦПГО является существенное
уменьшение степень продольной статической устойчивости с брошенной
ручкой (при обычной механической связи между ручкой
управления и ЦПГО).
Широко применяемая на легких самолетах система управления, в
которой передача усилий от рулей к командным рычагам и обратно
осуществляется при помощи тяг и (или) тросов. Усилия от аэродинамических сил
рулей ощущаются пилотом непосредственно.
355

Следовательно, применение ЦПГО на легких гражданских
самолетах требует дополнительного доказательства возможности
безопасного полета.
0у25Ьг
Площадь горизонтального оперения
Как правило, при
проектировании самолета за площадь ГО
принимают его габаритную площадь
(заштрихована на рис. 11.3.4).
В начале проектирования (в
первом приближении) площадь ГО
самолета рекомендуется определять в
зависимости от площади крыла - по
данным на рис. 11.3.5 или по формуле
5го = 5го5, (11.3.11)
где S - площадь крыла
проектируемого самолета, ~sro - величина
относительной площади ГО, определяемая
по данным самолета-прототипа или
среднестатистическим значениям из
табл. 11.2.1:
Рис. 11.3.4. Основные
геометрические характеристики ГО
самолеты с одним двигателем
5ГО = 0,18...0,23;
самолеты с двумя двигателями
5ГО = 0,24...0,29.
(11.3.12)
(11.3.13)
Если применяется разнесенное вертикальное оперение,
установленное на концах ГО, то вычисленная по статистике £го может
быть уменьшена на 20...25% вследствие увеличения эффективности
ГО за счет эффекта концевых шайб (например, данные Ан-14А на
рис. 11.3.5).
Для самолета схемы «утка» относительная площадь ПГО
составляет 5Пго = 0,15...0,20, а плечо (2,5...3)£сах.
356

CQ
ё
а
о
12
10
8
6
4
2
0
• ф*
,
4/4*'
Jfp
^^Pipei
i
-•tf
•PA-44-18UI
i i
^^
4—.
Ь*^^
АН-14АН
10
15
40
45
20 25 30 35
Площадь крыла самолета, кв. м
Рис. 11.3.5. Зависимость площади ГО от площади крыла:
• - самолеты с одним двигателем; А - самолеты с двумя двигателями
Параметры формы горизонтального оперения
Эффективность ГО зависит не только от его площади и
расстояния до ЦТ самолета, но и от его аэродинамических
характеристик. Важнейшие из них - это критический угол атаки ГО и
производная подъемной силы ГО по углу его атаки #го = С" го> которые в
наибольшей степени зависят от удлинения ХГо и стреловидности
Хгои в меньшей - от сужения Т|го, относительной толщины и
формы профиля ГО.
Иллюстрация влияния производной аТ0 на АГо приведена на
рис. 11.3.6, где пунктирные линии 3 и 4 соответствуют новому,
более высокому, значению аго (см. также формулы (11.3.5) и (11.3.9)).
"ГО
(^го)потр
('Мпотр
Хт. пп Xj. пз Хт
Рис. 11.3.6. Влияние коэффициента аго наАГ0
357

Из данных рис. 11.3.6 видно, что потребный диапазон
центровок в эксплуатации может быть обеспечен при меньшем значении
(Лго)" и, следовательно, при меньших площади и весе ГО.
Статистические данные по основным геометрическим
характеристикам ГО легких самолетов нормальной аэродинамической
схемы приведены в табл. 11.3.1.
Таблица 11.3.1
Схема
самолета
1 двигатель
2 двигателя
А*го
4,0...6,3
3,7...7,7
Лго
0...100
0...170
\о
1,0...2,2
1,0...2,1
*
0°
0...+120
Фго
-5...00 или
управляемый стабилизатор
0° или управляемый
стабилизатор |
*8 табл. 11.3.1. Vro - угол поперечного V горизонтального оперения.
Удлинение ГО, оказывая влияние на аго (Рис- 11.3.7 [59]),
влияет на эффективность ГО: чем больше удлинение ГО, тем выше
его эффективность (по схеме рис. 11.3.6).
аго. 1/градус
0,07
0,06
0,05
0,04
0,03
0,02
И
2 3 4 5 6 7 X
к2>Х{>3
ОСкр 2 &кр 1
Рис. 11.3.7. Влияние удлинения ГО на его Рис. 11.3.8. Влияние удлинения
эффективность на критический угол атаки
Однако увеличение удлинения ГО сопровождается
уменьшением критического угла атаки, что иллюстрирует рис. 11.3.8 и, кро-
358

ме того, при увеличении ХГо не только существенно увеличивается
вес ГО (вследствие увеличения изгибающего момента при той же
величине нагрузки на ГО), но и ухудшаются его флаттерные
характеристики.
С другой стороны, чрезмерному уменьшению удлинения ГО
кроме уменьшения аго (ухудшение эффективности) препятствует
также то, что при уменьшении Хго увеличивается как часть
площади ГО, находящейся в заторможенном потоке (пограничном слое
фюзеляжа), так и фюзеляжная
А*го ~3,5
Заторможен ны й\
часть ГО - рис. 11.3.9. Таким
образом, для сохранения
эффективности ГО при уменьшении
Хго необходимо увеличивать его
площадь £го, что может
сопровождаться увеличением веса ГО.
Очевидно, что существует
оптимальное значение
удлинения ГО. Подход к оптимизации
\го изложен в работе [59] и
здесь не рассматривается.
Установка на концах ГО
шайб разнесенного ВО равноценна увеличению эффективного
удлинения ГО, которое можно определить по известной формуле:
Фюзеляжная часть ГО
Рис. 11.3.9. Влияние удлинения ГО
на его эффективную площадь
(11.3.14)
где Аво - высота шайбы.
В этом случае для определения #го можно использовать
рис. 11.3.7 при удлинении ГО, равном ^гоэф-
Для обеспечения приемлемых характеристик продольной
устойчивости и управляемости самолета нормальной схемы на
больших углах атаки (перед сваливанием) срыва потока на ГО не
должно быть. Поэтому для самолета нормальной схемы должно
выполняться условие
(аКр)го>(акр)крыло. (П.3.15)
359

Исходя из данных рис. 11.3.8 и данных табл. 11.3.2, для
достижения условия (11.3.15) рекомендуется удлинение ГО самолета
нормальной схемы делать меньше удлинения его крыла Х,Го < А,.
Таблица 11.3.2
Самолет
Zlin 43
1 Beechcraft
DUCHESS 76
BN-2A
ISLANDER
Cessna 402C
Cessna
CONQUEST II
[Cessna
SKYLANE RG
A^ro/A,
0,530
0,445
0,372
0,547
0,598
0,497
Самолет
Як-18Т
Cessna T303
INTERCTPTOR
400
1 Socata
TOBAGO
1 Beechcraft
DUCKE60
1 Cessna
STATIONAIR8
A<ro/A,
0,555
0,744
0,796
0,643
0,561
0,492
Самолет
Valmet L-70
1 Trago mills
SAH-1
Piper PA-
32R-301T
1 Robin
R-3140
Piper PA-
31-350
1 Partenavia
|P.68C
A<ro/A,
0,663
0,446
0,606
0,609
0,777
0,512
Таблица 1 1.3.3
Для самолета схемы «утка» с целью обеспечения приемлемых
характеристик на больших углах атаки (перед сваливанием) срыв
потока должен начинаться с ПГО, и поэтому
(акр)пго<(аКр)крыло. (П.3.16)
Исходя из данных рис. 11.3.8 и табл. 11.3.3,
для достижения условия (11.3.16)
рекомендуется удлинение ПГО самолета схемы «утка»
делать больше удлинения крыла А,Пго > А,. В
этом случае срыв потока в средней части
ПГО будет вызывать незначительное
уменьшение подъемной силы ПГО и самолета,
поэтому «клевок» и проседание «утки» будут
медленными и плавными.
Зная удлинение крыла А,, удлинение ГО(ПГО) можно
вычислить по следующей формуле:
Самолет
Vari Eze
Дефиант
Starship l
[Avtek400
А,пго/А,
1,50
1,71
1,50
1,03 |
360

А<го(пго)"~ ^
(X
го(пго)
(11.3.17)
/статист
где величину
(X
го(пго)
V
стическим данным
табл. 11.3.2
рекомендуется принимать по стати-
>Лггатист
самолетов аналогов. Например, по данным
X
= 0,48...0,68.
/статист
Стреловидность ГО (%го на рис. 11.3.4) влияет на его
эффективность (рис. 11.3.7) и вес конструкции. Кроме того,
увеличение стреловидности ГО снижает величину его Су max • Однако при
практически применяемых углах стреловидности ГО (табл. 11.3.1)
перечисленные факторы имеют слабое влияние и поэтому на легких
самолетах нормальной схемы стреловидность ГО часто
используется для увеличения его плеча , хотя и с некоторым ущербом для
кривой Су = /fa). В этих случаях угол стреловидности до 20° создает
определенные преимущества. Угол стреловидности ГО иногда
ограничивается стремлением обеспечить прямую ось руля высоты с
целью повышения его эффективности, а также для упрощения
конструкции, повышения жесткости руля и устранения его вибраций.
Стреловидность передней кромки ГО, так же, как и у крыла,
влияет на срыв потока с концов ГО.
Сужение ГО на практике в целях снижения веса конструкции
и затягивания срыва потока имеет средние значения (табл. 11.3.1).
Для ГО с расположенными на нем шайбами Т|го ~ 1,0 с целью
обеспечения необходимой конструктивной базы крепления шайб.
Поперечное Vro. Положение ГО относительно спутных
струй винтов приводит иногда к необходимости его небольшого
перемещения в вертикальном направлении. Это достигается путем
придания оперению определенного угла поперечного V (табл. 11.3.1).
Для самолета схемы «утка» стреловидность ПГО приводит к
уменьшению его плеча.
361

Для разнесенного вертикального оперения величину
поперечного Vro выбирают из условия достаточного расстояния между
нижними концами шайб и поверхностью земли при стоянке
самолета с шасси, имеющего хвостовую опору, или при посадке на
основные опоры самолета с шасси, имеющего носовую опору.
Рекомендуется, чтобы расстояние от нижней части шайбы до прямой,
проходящей через точку касания хвостового колеса (хвостовой
предохранительной опорой) под углом 15° к горизонту было не менее 200 мм [69].
Профиль ГО. Основное требование к профилю ГО -
обеспечить большой диапазон рабочих углов атаки.
Широко применяются симметричные и близкие к ним
профили с большим радиусом носка, например NACA 0012 и С-Пс.
Относительная толщина профиля ГО находится в диапазоне 0,09...0,14.
Уменьшать относительную толщину ГО не рекомендуется, так как
это невыгодно в отношении
флаттера и не дает
существенного выигрыша в скорости.
Уменьшение относительной толщины
затрудняет устройство осевой
компенсации необходимых
размеров и сохранения
эффективности руля при его
больших отклонениях. Наконец,
уменьшение строительной
высоты понижает жесткость оперения
и увеличивает его вес.
На некоторых легких
одномоторных самолетах встречается
профиль типа «плоская
пластинка» с относительной толщиной не
более 0,05 и формой носовой
части в виде полуокружности
(рис. 11.3.10). Жесткость и
прочность ГО с таким профилем
обеспечиваются расчалками. Достоин-
Рис. 11.3.10. Хвостовое оперение ~ ,
п.„ л \, ством подобного профиля можно
самолета «Pitts» трубчатой кон- r ^
струщии и его профиль считать простоту изготовления.
362

Срыв потока на нижней поверхности ГО (при выходе самолета
нормальной схемы на большие углы атаки) может быть задержан
благодаря:
• применению на нижней поверхности ГО фиксированного
предкрылка (рис. 11.3.11);
• отгибанию носка профиля вверх (рис. 11.3.11);
• отрицательной кривизне профиля (например, NACA 23012 в
перевернутом виде).
В случае
существенной вогнутости
профиля ГО
возможно дополнительное
сопротивление в
крейсерском полете из-за
несимметрии
профиля.
Для ПГО схемы
«утка»
рекомендуются крыльевые
профили ЦАГИ Р-И, Р-Ш,
0,12...0,14.
Носок ГО с
предкрылком
^з-
Носок ГО
симметричный
Носок ГО
ОТОГНУТЫЙ
Рис. 11.3.11. Модификации носовой части
профиля стабилизатора
Clark-YH с относительной толщиной
Уточнение параметров горизонтального оперения
Определив концепцию стабилизатора, площадь £го, А,Го» 5СГо'
Т|го, рекомендуется определить по чертежу фактическое значений
плеча ГО Lr0 и вычислить коэффициент статического момента
проектируемого самолета АГо (формула 11.2.1), который также должен
соответствовать данным самолета-прототипа или
среднестатистическим значениям в табл. 11.2.1:
самолеты с одним двигателем
ЛГО = 0,6...0,8;
самолеты с двумя ПД
ЛГО = 0,65...0,96;
самолеты с двумя ТВД
Лго = 1,0...1,3.
(11.3.18)
(11.3.19)
(11.3.20)
363

Для справки: существуют статистические зависимости
между коэффициентом статического момента ГО и максимальным
значением Су в посадочной конфигурации самолета:
для самолетов с одним двигателем
Ло^ 0,254^ тахпос+ 0,087;
для самолетов с двумя двигателями
^го^0,497СутахпОс-0,281.
11.3.4. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ РУЛЯ ВЫСОТЫ
Площадь и хорда руля
Предварительное значение площади руля высоты
рекомендуется определять в зависимости от площади горизонтального
оперения - по данным на рис. 11.3.12 или по формуле
5р.в = SroSp.B' \ii.j.Z\)
где величину sp B рекомендуется принимать по данным самолета-
прототипа или по среднестатистическим данным табл. 11.2.1:
самолеты с одним двигателем - 5Р.В = 0,34...0,49;
самолеты с двумя двигателями - Sp. B = 0,35...0,45;
на управляемом стабилизаторе - £ в = 0,27...0,31.
5
£2 4
j м, з
3 о 9
ой
с; А
а * 1
о
'
•
1 гЛ
и *
1
у
L
ра4
1 Jk
(
+.
о*
1
Д
*+
*
к
\
i
^
*
1
. -*■
0
**
^
1
я <**
9 А
2
14
Площадь горизонтального оперения, кв.м
Рис. 11.3.12. Зависимость площади руля высоты от площади ГО:
• - самолеты с одним двигателем; А - самолеты с двумя двигателями
364

Относительная площадь руля высоты £ р в сказывается на
смещении диапазона предельных центровок: при увеличении 5 B
диапазон центровок смещается вперед, в сторону меньших
центровок, при уменьшении £р в ~" назаД- Кроме того, изменение £ в
влияет на продольную управляемость самолета: с увеличением £р в
чувствительность к действию рулей возрастает, а с уменьшением -
падает.
Относительная хорда руля высоты ]?р.в = £р.в/£го' как
правило, имеет следующее значение:
£рв = 0,38...0,46.
При проектировании руля
высоты рекомендуется выполнять
условие постоянства
относительной хорды руля по размаху ГО,
т.е. Бр в = const. В противном
случае заметно возрастает
коэффициент шарнирного момента и полки
заднего лонжерона стабилизатора
должны быть с переменными
закрученными малками,
усложняющими производство. Тем не менее,
на практике это условие не всегда
выполняется (табл. 11.3.4).
На эффективность руля
высоты существенное влияние
оказывает стреловидность его
передней кромки %рв
Ч.в)хЛ = (лр.в)х=0со8Хр.в.
Разрывы руля (рис. 11.3.13) и
вырезы для кронштейнов его
навески снижают эффективность
руля как за счет уменьшения его
Таблица
Самолет
Одномото!
1 Cessna Skywagon
1 Cessna Skylane RG
1 Bellanca Skyrocket
1 Grumman Tiger
1 Rockw. Commander
SAH-1
1 Aviation Bullfinch
11.3.4
Бр.в |
Корн. | Конц. 1
зные |
0,48
0,47
0,36
0,47 1
0,39
0,42 |
0,39
0,33 | 0,44
0,46
0,45
1 Двухмоторные |
Cessna 31 OR
Cessna 402B
1 Cessna 414A
Cessna T303
Piper PA-3 IP
1 Piper Chieftain
1 Beech Duchess
Beech Duke B60
Beech 1900
1 ВAe Jetstream 31
Metro III
CAS A 212-200
0,42
0,41
0,37
0,41
0,41
0,39
0,39
0,38
0,44
0,51
0,38
0,40
0,39
0,43
0,43
0,31
0,49
0,48
0,48
0,48
0,53
365

Рис. 11.3.13. Примеры разрыва руля
высоты
площади, так и за счет
перетекания потока между нижней и
верхней поверхностями руля.
Например, по данным [4]
разрыв в 10% от размаха ГО
(—^ = 0,1) приводит к
уменьшено
нию производной Су го на
10... 12%.
Аэродинамическая компенсация руля
На легких самолетах с непосредственной системой управления
усилия на командных рычагах управления являются следствием
преодоления шарнирных моментов руля, например, усилие на РУС
от шарнирного момента руля высоты Мш> будет
Ръ = -кшМц
где
q - скоростной напор;
кш - передаточное число от руля к РУС (обычно кш = 3...5 —);
тш - коэффициент шарнирного момента [52],
тш - >пш «го + гпш 5р.в + mix tp.в»
mS = -0,125nB(l-3,65o>K)aro;
5 _
77 1.5ч
mSi =-0,14(1-6,550^)^;
тш
J,—0.017-
5Т Ув1
>р.в "р.в
/Ьр.в1
5о.к = 50.к/5р.в ~ величина осевой аэродинамической
компенсации руля высоты;
366

Тр.в -Угол отклонения триммера руля высоты;
5Т * Ьт - площадь и хорда триммера соответственно;
Ьр.в -средняя хорда руля высоты;
Ьр.в\ ~ хорда руля высоты на той его части, на которой
расположен триммер.
Усилия на командных рычагах управления должны быть
ощутимыми по величине и знаку, чтобы обеспечить пилоту чувство
управления. С другой стороны, усилия должны быть достаточно
большими, чтобы предупредить непреднамеренный выход самолета
за эксплуатационные ограничения, но не должны вызывать
физического утомления пилота. Малые усилия требуют высокого нервного
напряжения пилота, что также приводит к ошибкам пилотирования.
Величины и знаки усилий на командных рычагах управления
регламентированы НЛГС.
В процессе проектирования рулей легких самолетов, как
правило, стоит задача уменьшения шарнирного момента за счет выбора
величины их аэродинамической компенсации.
Выбор степени аэродинамической компенсации руля высоты
для самолетов с непосредственной системой управления
определяется допустимыми пределами изменения балансировочных усилий
на штурвале (РУС) в горизонтальном полете и расхода усилий на
единицу перегрузки.
Для рулей высоты рекомендуется осевая аэродинамическая
компенсация, достоинство которой заключается в том, что при
освобождении руля устойчивость понижается незначительно.
Минимальной величиной осевой аэродинамической
компенсации руля можно считать так
называемую «конструктивную»
компенсацию (рис. 11.3.14).
Максимальная осевая
компенсации обычно ограничена
величиной £ОК*=0,28. ПРИ
^о.к>0,28...0,30 может насту-
^JJJJ/t:
h -*
"o.K^
Трг-
h
С
Ось вращения руля
t —-==** '
\ -~^ '
п f L/z
\
'
пить перекомпенсация, т.е. из-
Рис 11.3.14. Конструктивная
аэродинамическая компенсация
367

менение знака шарнирного момента, что не допустимо при
непосредственной системе управления самолетом. Обычно назначают (также
рис. 11.3.15)
S0#K = 0,20.. .0,25.
0,5 1,0 1,5 2,0
Площадь руля высоты, кв.м
Рис /7.5.75. К выбору аэродинамической компенсации
руля высоты /36/
На выбор величины £0.к влияет форма носовой части руля:
окружность, эллипс и др.
Роговая аэродинамическая компенсация при полете со
свободным рулем хуже осевой, но при том же отношении ее площади £р к
к площади руля этот вид компенсации эффективнее осевой.
Недостаток роговой компенсации заключается в возможной тряске руля
при больших углах отклонения.
Углы отклонения руля высоты
Для самолета нормальной схемы определяющими режимами
для выбора максимального угла отклонения руля высоты вверх
является взлет и посадка при передней центровке. Обычно этот угол
равен 25...30°. Определяющим режимом для выбора максимального
368

угла отклонения руля высоты вниз является вывод самолета на
безопасные углы атаки в случае сваливания самолета. Обычно
максимальные углы отклонения руля высоты вниз лежат в пределах
15...200.
На выбор величины угла отклонения руля, до которого он
сохраняет эффективность, влияет форма его носовой части. Учитывая
разные максимальные значения углов отклонения руля высоты,
профиль его носовой части может быть несимметричным.
Триммер руля высоты
Аэродинамическая компенсация, если она правильно
подобрана, только уменьшает шарнирный момент, но не сводит и не должна
сводить его к нулю. Однако при длительном крейсерском полете
даже небольшое постоянное усилие, прикладываемое к РУС или
ШК, утомляет летчика. Поэтому для получения нулевого усилия на
РУС или ШК рекомендуется на руле высоты применять триммер в
виде управляемой пилотом поверхности.
Примечание. Очевидно, что на управляемом стабилизаторе можно не
применять триммер руля высоты.
Выбор площади триммера осуществляется из условия полного
снятия усилий (балансировка по усилиям) с командного рычага
(РУС или ШК) на всех режимах длительного полета. Площадь
триммера, как правило, составляет4...8% от площади руля высоты,
его удлинение около 4 и углы отклонения обычно лежат в пределах
±(8... 12)°.
Весовая балансировка руля
Весовой балансировкой руля называют смещение его центра
тяжести вперед относительно оси вращения. Обычно это
достигается установкой специальных грузов (балансиров) в носовой части
руля с тем, чтобы весовой момент носовой части относительно оси
вращения был бы равен (или больше) весовому моменту хвостовой
части руля.
Величину весовой балансировки определяют исходя их
потребных флаттерных характеристик оперения. Вес противофлаттер-
ных грузов может достигать 40% веса конструкции руля.
369

11.4. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ВЕРТИКАЛЬНОГО
ОПЕРЕНИЯ
11.4.1. ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ВЕРТИКАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ
Почти все, что ранее было изложено по отношению к ГО, в
принципе справедливо в отношении ВО, если помнить, что угол
скольжения (5 самолета есть угол атаки для ВО.
Особенности выбора параметров ВО связаны с тем, что при
летной эксплуатации самолета диапазон изменения углов
скольжения (боковой угол атаки ВО) может быть существенно больше, чем
диапазон углов атаки самолета. Например, в первый момент после
отказа одного двигателя самолета переходной категории угол
скольжения может достигать 20. ..25°, и при этом для парирования
разворота самолета обтекание ВО должно быть безотрывным.
Другой особенностью выбора параметров ВО является
сложность расчета аэродинамических характеристик в путевом и
поперечном направлениях, так как они связаны со сложным
асимметричным полем скоростей за системой крыло-фюзеляж и обтеканием с
углом скольжения.
Важнейшими условиями при выборе параметров ВО являются:
• обеспечение путевой устойчивости и управляемости самолета;
• взлет и посадка самолета при боковом ветре;
• обеспечение гармоничности колебаний по крену и рысканию;
• обеспечение балансировки и управляемости после отказа
двигателя (для многодвигательных самолетов) и другие условия.
На легких самолетах, не имеющих автоматических устройств в
системе управления, удовлетворительные характеристики боковой
устойчивости и управляемости обеспечиваются путем выбора
необходимых запасов путевой и поперечной статической устойчивости
самолета. Это достигается выбором площади ВО и
соответствующего угла поперечного V крыла.
370

11.4.2. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ ВЕРТИКАЛЬНОГО
ОПЕРЕНИЯ
Площадь вертикального оперения
Как правило, при
проектировании самолета за площадь
ВО принимают его габаритную
площадь (рис. 11.4.1).
В начале проектирования (в
первом приближении) площадь
ВО рекомендуется определять в
зависимости от площади крыла -
по данным на рис. 11.4.2 или по
формуле
Sbo = 5BoS, 01-4-2)
где S - площадь крыла
проектируемого самолета; 5В0 -
величина относительной площади ВО,
определяемая по данным
самолета-прототипа или
среднестатистическим значениям в
табл. 11.2.1:
самолеты с одним двигателем
Рис. 11.4.1. Основные геометрические
характеристики ВО
5ВО = 0,070...0,128;
самолеты с двумя двигателями
Т=0,12..Д19.
(11.4.3)
(11.4.4)
Если при определении 5В0 применялись среднестатистические
значения (11.4.3) или (11.4.4), то по данным работы [59]
рекомендуется:
• для высокоплана увеличить на 20...25% полученное значение
площади ВО;
• для Т-образного оперения, учитывая эффект концевой
шайбы, уменьшить на 15...20% полученное значение площади ВО;
•для разнесенного ВО с двумя килями увеличить на 25...30%
371

полученное значение площади ВО, так как возможны случаи полета
(например, при больших углах скольжения), когда одна из
вертикальных поверхностей затеняется (снижается ее эффективность), а
вторая вертикальная поверхность должна обеспечить
приблизительно 75% потребного момента путевой устойчивости и
управляемости.
О
00
3
э
о
10
8
6
4
2
0
1 А
1 ф
10
t#"
•
1
.44
JC
5
А
i"0"*
2
1
i 1
1 1
1
Jcibiicani л
А
0
.
<^^*"^
2
L
_ *
5
А_^
1
■*** А1
30
k f-
35
- "4L I
4
0
Площадь крыла, кв.м
Рис 11.4.2. Зависимость площади ВО от площади крыла:
• - самолеты с одним двигателем; А - самолеты с двумя двигателями
Для справки: в работах [68, 69] для проверки величины
площади двухмоторного самолета SB0 из условия обеспечения
полета с одним работающим двигателем рекомендуется выражение
7 .. г* \
>во
1
0,86,
р.н max
20000
NeC
е ^ У отр
LV
+ 1 Р + 0,3
(11.4.5)
Go У0тр
где Ne - максимальная мощность работающего двигателя в
условиях продолженного взлета, л.с; уотр - скорость отрыва, км/ч; d -
расстояние от плоскости симметрии самолета до оси винта, м;
8р н max " максимальный угол отклонения руля направления.
В качестве одного из мероприятий, предупреждающих срыв
потока на ВО, является применение форкиля (рис. 11.4.3,6),
который незначительно влияет на путевую устойчивость при малых
углах скольжения, но задерживает срыв на нижней части киля при
больших углах скольжения. При расчетах площадь форкиля не
включается в площадь ВО. Также не включается в площадь киля и
площадь подфюзеляжного гребня (киля), который существенно по-
372

вышает эффективность ВО на больших углах атаки, в случаях,
когда спутная струя за крылом затеняет корневую часть ВО.
Параметры формы однокилевого оперения
Форма однокилевого оперения в виде сбоку часто близка к
форме половины ГО в плане. Форма ВО зависит, главным образом,
от его положения относительно фюзеляжа и ГО. В этом отношении
имеется три основных типа (рис. 11.4.3).
а) б) в)
Рис. 11.4.3. Основные формы вертикального однокилевого оперения:
1 - форкиль; 2 - горизонтальное оперение
Статистические данные о параметрах ВО приведены в
табл. 11.4.1.
Таблица 11.4.1.
1 Схема самолета
[ Самолет с одним двигателем
| Самолет с двумя двигателями
А,во
0,9...2,2
0,7... 1,8
5Сво
12е... 42°
18°...45°
Лво
1,72...3,12
1,35...3,00
Профиль ВО обычно симметричной формы с относительной
толщиной около 0,12 и сравнительно большим радиусом носка для
работы в широком диапазоне углов атаки ВО. Замечания по выбору
относительной толщины профиля ГО полностью справедливы и для
профиля ВО. На некоторых легких одномоторных самолетах
встречается профиль ВО типа «плоская пластинка» с относительной
толщиной не более 0,05 и формой носовой части в виде
полуокружности (пример такого профиля на рис. 11.3.5).
Удлинение ВО выбирается с учетом обеспечения
эффективности ВО при больших углах скольжения (например, при отказе
373

Рис. 11.4.4. Влияние удлинения на
критический угол атаки аэродинамической
поверхности с симметричным профилем /39/
двигателя). Поэтому
удлинение ВО имеет
малую величину, что
иллюстрирует рис. 11.4.4. Для
обеспечения
конструктивной базы крепления
ГО в Т-образной схеме
оперения удлинение ВО
делают меньше, чем у
ВО в схеме оперения с
ГО на фюзеляже, без
снижения
эффективности ВО, так как ГО
является концевой шайбой
для ВО.
Меньшие значения \во в табл. 11.4.1 характерны для
Т-образного оперения.
Влияние удлинения ВО на путевую устойчивость самолета
иллюстрирует рис. 11.4.5 [63], на котором д'во - коэффициент
эффективности ВО, зависящий от cf Bo и торможения потока в области ВО.
Примечание. С^во зави"
сит, главным образом, от
геометрических параметров ВО:
удлинения, стреловидности, сужения.
Стреловидность
передней кромки ВО является
одним из способов
предупреждения срыва потока на
ВО при скольжении
самолета. Кроме того, при
увеличении стреловидности
%во возрастает плечо ВО, а
в случае Т-образного
оперения увеличивается и
плечо ГО. Однако при увеличении угла стреловидности %во
эффективность ВО снижается, так как уменьшается коэффициент
(«'во)х^05= (я'bo)x=0cos Xbo *
Рис. 11.4.5. К оценке влияния удлинения
однокилевого ВО на его эффективность
374

Поэтому можно ставить задачу об оптимизации величины j£B0,
которая здесь не рассматривается.
Сужение ВО слабо влияет на характеристики боковой
устойчивости. Его значение часто выбирают с учетом внешнего облика
самолета. На Т-образном оперении необходимы малые значения
сужения для получения достаточно большой строительной высоты
профиля киля на его конце, чтобы обеспечить размещение узлов
крепления ГО.
Особенности двухкилевого оперения
Форма разнесенного вертикального оперения (рис. 11.4.6)
зависит от его расположения по отношению к горизонтальному
оперению.
а) б)
Рис. 11.4.6. Основные формы разнесенного двухкилевого оперения
При верхнем расположении шайб их площадь иногда
развивают в горизонтальном направлении (рис. 11.4.6,(7). Чаще
максимальную хорду шайб совмещают с хордой концов стабилизатора
(рис. 11.4.6Дв,г). Максимальная хорда шайб равна или несколько
больше концевой хорды горизонтального оперения. Для отклонения
рулей направления внутрь обычно делают срез концов руля высоты.
При большом поперечном V горизонтального оперения для
уменьшения интерференции рекомендуется ставить шайбы не вертикаль-
375

ano- 1/градус
0.030
но (рис. 11.4.6Дв), а нормально к плоскости хорд горизонтального
оперения (рис. 11.4.6,г). Нежелательна установка обтекателей с
наружной стороны от шайб для размещения управления.
Наименьшее аэродинамическое сопротивление имеет двухки-
левое оперение в случае, когда каждая шайба располагается на
конце стабилизатора таким образом, что ее высота над стабилизатором
равно высоте под стабилизатором (симметричные шайбы)
рис. 11.4.6,<?,г.
Симметричные шайбы создают минимальный крутящий
момент фюзеляжа и минимальный изгибающий момент в узлах
крепления шайб.
Удлинение шайб
колеблется от 1 до 2. На рис. 11.4.7
показано влияние удлинения
шайб на эффективность ВО.
Шайбы могут иметь и
симметричный, и крыльевой
профиль с относительной
толщиной 6...8%. Крыльевой
профиль шайб с
вогнутостью, направленной к
плоскости симметрии самолета,
так же, как и смещение
передней кромки шайб
симметричного профиля внутрь к
плоскости симметрии самолета, применяют для погашения момента
силы тяги при полете на одном двигателе (рис. 11.5.3,(7,6).
Уточнение параметров вертикального оперения
Определив площадь SB0, ХВ0' ХВо и ^вс рекомендуется
определить по чертежу фактическое значений плеча ВО LB0 и
вычислить коэффициент статического момента проектируемого самолета
Аво - выражение (11.2.2), который также должен соответствовать
данным самолета-прототипа или среднестатистическим значениям в
табл. 11.2.1:
Рис. 11.4.7. Влияние удлинения двухки-
левого ВО на его эффективность
для самолетов с одним двигателем
ЛВО = 0,036...0,50;
(11.4.6)
376

для самолетов с двумя ПД
ЛВО = 0,045...0,070;
для самолетов с двумя ТВД
Аво = 0,070...0,095.
(11.4.7)
(11.4.8)
11.4.3. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ РУЛЯ
НАПРАВЛЕНИЯ
Статистические данные по относительной площади руля
направления ^р н приведены ранее в табл. 11.2.1. Предварительное
значение площади руля направления определяют по данным
рис. 11.4.8 или вычисляют по формуле
"р.н — 5во5р,н ' (.11.4.У)
где величину SnH рекомендуется принимать по данным самолета-
прототипа или по среднестатистическим данным раздела 11.2:
самолеты с одним двигателем
(11.4.10)
5р.н = 0,33...0,42;
самолеты с двумя двигателями
5р.н = 0,35.. .0,46.
(11.4.11)
X
л *> S "I
|S ri 2
18.* ,
о'
1 •
У
**
А .
000*ьШ
* L
t^tf0*
t
*~
5 (
~*»
▲
1 1
5 7 8
Площадь вертикального оперения, кв.м
Лиг. П.4.8. Зависимость площади руля направления от площади ВО:
• - самолеты с одним двигателем; А - самолеты с двумя двигателями
377

При выборе величины аэродинамической компенсации руля
направления следует учитывать те же факторы, что и при выборе
аэродинамической компенсации руля высоты. Обычно назначают
осевую аэродинамическую компенсацию руля направления в
пределах 50.к = 0,20...0,25. Рекомендуется номограмма на рис. 11.4.9.
25
о
<D о4
о х 20
л х
Is
i g 15
с *
18
§а
0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1,0 1,1
Площадь руля направления, кв.м
Рис. 11.4.9. К выбору аэродинамической компенсации
руля направления /36/
4
^
4
у
f/\
f
х\
У)
Определяющими режимами для выбора максимальных
значений углов отклонения руля направления являются взлет при
одностороннем отказе двигателя и боковом ветре с той же стороны.
Максимальные углы отклонения руля направления обычно
составляют 25...30° в каждую сторону.
Руль направления должен иметь весовую балансировку.
На руле направления рекомендуется устанавливать триммер с
площадью 4...8% от площади руля направления. На легких
самолетах триммер руля направления часто делают в виде дюралевой
пластинки на задней кромке руля, угол отгиба которой вправо или
влево подбирают в процессе летных облетов изготовленного
экземпляра самолета.
378

11.5. О ВЛИЯНИИ ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА НА
РАБОТУ ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ
О влиянии частей самолета на работу оперения существуют
различные рекомендации, физические основы которых приведены
далее. Точный ответ может быть получен только после продувок
модели в аэродинамической трубе и окончательный - по
результатам летный испытаний.
Влияние винта на оперение
У самолетов с двигателем в носовой части фюзеляжа ВО,
несмотря на присутствие фюзеляжа, в большей своей части
обдувается струей, имеющей скорость больше скорости полета. Воздействие
этой струи на ВО вызывает момент, заворачивающий самолет в
сторону, обратную вращению воздушного винта (например,
самолеты с воздушным винтом левого вращения стремятся заворачивать
вправо). Уравновесить указанный заворачивающий момент можно
при помощи руля направления. Для снятия возникающих при этом
усилий с педалей отгибают пластинчатый триммер руля
направления.
У самолетов с двумя двигателями на крыле и винтами разного
вращения при движении сверху вниз лопастей, ближайших к
фюзеляжу (рис. 11.5.1,а), однокилевое оперение находится в зоне
повышенной скорости. Струи от
винтов делятся крылом на две
части, причем верхние имеют
составляющие скорости,
направленные по размаху крыла
•с плоскости симметрии
самолета. За крылом обе верхние
струи соединяются и
увеличивают скоростной напор у
ВО. Если направление
вращения винтов будет обратным
(рис. 11.5.1,6), то струи с по- б)
ВЫшенной скоростью не будут рис. 11.5.1. Влияние струи воздушного
Попадать на ВО. винта и направление его вращения на
однокилевое оперение
379

"Йё£
Рис. 11.5.2. Влияние струи воздушного
винта и направление его вращения на
двухкилевое оперение
При выборе места расположения шайб двухкилевого оперения
следует учитывать, что затенение от силовой установки с тянущим
винтом распространяется в виде цилиндра, ось которого совпадает с
осью струи винта, а диаметр примерно равен диаметру миделя
мотогондолы.
При нижнем
расположении крыла и направлении
движения лопастей,
ближайших к фюзеляжу, сверху вниз
(рис. 11.5.2,а) ВО выгодно
смещать от плоскостей
симметрии мотогондол внутрь к
плоскости симметрии
самолета. При обратном
направлении вращения винтов и
прочих равных условиях шайбы
необходимо смещать наружу
от плоскости симметрии
мотогондол.
При среднем и, особенно, верхнем расположении крыла и
совпадении плоскости крыла и ГО дополнительная скорость от
обдувки над ГО может оказаться направленной к плоскоети симметрии
самолета, а под оперением - наружу к концам оперения (рис. 11.5.2,6).
В этом случае необходимо располагать шайбы несимметрично
относительно плоскости хорд ГО и смещать их от плоскости
симметрии мотогондол внутрь (к фюзеляжу) или наружу, в зависимости от
того, где находится большая часть площади шайб.
Влияние струи от воздушного винта на многомоторных
самолетах используют для создания момента, который автоматически
при остановке одного из двигателей создает разворачивающий
момент, направленный против момента, создаваемого тягой
работающего двигателя (рис. 11.5.3).
Как видно из рис. 11.5.3, струями от винтов противоположного
вращения двухмоторного самолета при их нормальной работе
создаются следующие силы: zBol ~ сила, создаваемая струей от
воздушного винта левого двигателя; ZBo2 ~ от правого двигателя. При
остановке, например левого двигателя, можно принимать, что сила
380

Zbo1~0 и действует только сила ZBo2> которая создает
восстанавливающий момент.
еа
Рис. 11.5.3. Способы устранения
заворачивающего момента
двухмоторного самолета при
остановке двигателя:
а - крыльевой профиль шайб;
б - разворот шайб;
в - однокилевое оперение
При выборе углов установки шайб симметричного и
крыльевого профилей необходимо учитывать горизонтальную
составляющую скорости закрученной струи.
Влияние крыла на оперение
В летном диапазоне углов атаки крыло в области оперения
вызывает скос потока, а на больших углах атаки - затенение оперения
(рис. 11.5.4 [70]).
Для обеспечения устойчивости и особенно управляемости
самолета на больших углах атаки очень важным является
расположение ГО относительно крыла и ВО относительно ГО.
В работе [69] предлагается график, приведенный на рис. 11.5.5
и показывающий спектр скоростей, полученный на основании
исследования потока за аэродинамической поверхностью (крыло, ГО,
ПГО). Спектр представляет линии одинаковых скоростей за крылом
Vq (в долях скорости полета V), построенные в зависимости от
координат х/Ь и у/Ъ для различных углов атаки. Здесь jc - абсцисса, а у
- ордината точки потока относительно носка крыла с хордой Ь.
Зона затенения на графиках, подобных рис. 11.5.5,
соответствует \7о = 0 и на больших углах атаки ограничивается линиями,
381

проходящими через переднюю и заднюю кромки аэродинамической
поверхности и наклонными к ее хорде под углами, близкими к 45° [69].
а
'ГО
САХ
1 1 1
Допустимо только для самолетов
нормальной категории
Избегать - затенение ГО
--f 1 *
Возможное расположение ГО
Лучшая зона расположения ГО
|на всех режимах
I I «
'ГО
Рис. 11.5.4. К выбору положения ГО относительно крыла
Рис. 11.5.5. Спектр скоростей за крылом (аэродинамической
поверхностью)
Примечание. По другим источникам, например [70], зона затенения
ограничивается линией, проходящей через переднюю кромку под углом наклона 60°, и
линией, проходящей через заднюю кромку под углом 30°.
382

Пользуясь такими графиками, можно определить
наивыгоднейшее положение оперения относительно крыла (рис. 11.5.6).
Рис. 11.5.6. Определение положения ГО относительно крыла и
положения ВО относительно ГО
Влияние горизонтального оперения на
вертикальное оперение
Известно, что число катастроф в АОН по причине сваливания
и штопора самолета составляет примерно 30% общего их числа.
В штопоре центр тяжести самолета описывает весьма крутую
спираль малого радиуса; шаг спирали от 60 до 150 м; угол атаки от
25° (крутой штопор) до 60...65° (плоский штопор). Требования к
режиму штопора сформулированы в НЛГС к легким самолетам
(например, АП 23.221). В настоящее время не существует достаточно
надежных средств по оценке вида штопрра и способа выхода из
него до момента начала летных испытаний опытного образца.
Для выхода их штопора на легких самолетах используется, как
правило, руль направления, который должен быть эффективным на
углах атаки самолета до 45°. При этом необходимо учитывать
влияние ГО, зона затенения которого снижает эффективность ВО в
целом, но в первую очередь - эффективность руля направления.
Для определения рационального положения ВО относительно
ГО возможно использование тех же графиков (рис. 11.5.5), но
начало координат размещается в носке стабилизатора (рис. 11.5.6). При
этом руководствуются тем, что при сваливании или штопоре само-
383

/\
\
'\ \ \
лета руль направления должен сохранять свою эффективность.
Рекомендуется, чтобы вне зоны затенения от ГО было не менее 30%
площади руля направления и некоторая площадь киля под ГО для
демпфирования движений в штопоре.
Затенение однокилевого ВО
горизонтальным оперением имеет
максимальную величину при
выносе вперед передней кромки
стабилизатора относительно киля,
совпадении задних кромок рулей и
расположении ВО над фюзеляжем.
На рис. 11.5.7 показан вариант
взаимного расположения ВО и ГО,
когда киль и руль направления не
эффективны.
Для уменьшения затенения
при штопоре необходим сдвиг ВО
относительно ГО по оси самолета (рис. 11.5.8) или по вертикали
(рис. 11.5.9).
Рис. 11.5.7. Полное затенение ВО
Хорошо Удовлетворительно Хорошо
Рис. 11.5.8. Разнесение ГО и ВО в горизонтальном направлении
При этом следует иметь в виду, что большое поднятие
стабилизатора вверх (например, Т-образное оперение), может привести к
ухудшению продольной устойчивости - к образованию «ложки»
на зависимости mz(oc).
В разнесенном вертикальном оперении ГО затеняет только
внутренние поверхности верхних участков шайб (рис. 11.5.10).
384

Рис. 11.5.9. Разнесение ГО и ВО в
вертикальном направлении
Рис. 11.5.10. Затенение в
двухкилевом оперении
Рис. 11.5.11. Техническое решение,
увеличивающее эффективность руля
направления
Как показывает опыт [4],
значительное влияние на эффективность руля
направления может оказывать наличие
разрыва в руле высоты (рис. 11.5.11).
Наличие такого разрыва повышает
эффективность руля направления на
режимах штопора.
Широкий в хвостовой части
фюзеляж (рис. 11.5.12) оказывает
отрицательное воздействие на эффективность
руля направления.
На эффективность руля
направления на штопорных углах, при
отсутствии неблагоприятного воздействия ГО,
существенное влияние может оказывать
стреловидность руля по передней
кромке. Угол стреловидности руля
направления на больших углах атаки может
приводить к уменьшению эффективности
Рис. 11.5.12. Широкий в
плане хвост фюзеляжа
385

руля в результате уменьшения составляющей скорости Vn,
перпендикулярной рулю направления (рис. 11.5.13,а), а при больших
углах стреловидности - к полной потери эффективности
(рис. 11.5.13,5). В этом смысле более эффективным может оказаться
руль направления, имеющий по четверти хорд обратную
стреловидность (рис. 11.5.13,в), у которого составляющая Vn, больше, чем
при прямой стреловидности.
а) б) в)
Рис. /7.5.75. Зависимость нормальной Уп и тангенциальной Ут
составляющих скорости от угла стреловидности передней кромки руля
направления
386

Глава 12
ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ
ШАССИ САМОЛЕТА
В данной главе рассматривается только колесное шасси
сухопутных самолетов.
12.1. НАЗНАЧЕНИЕ И ОСНОВНЫЕ
ТРЕБОВАНИЯ
Шасси самолета, как система опор, необходимая самолету для
взлета и посадки, стоянки и маневрирования по аэродрому,
обеспечивает:
1) опирание и проходимость самолета при его эксплуатации
на аэродроме;
2) управление самолетом при его движении по аэродрому;
3) амортизацию ударов при посадке самолета и движении по
аэродрому;
4) торможение послепосадочного пробега.
На этапе предварительного проектирования существенное
значение имеют следующие функциональные требования:
1. При всех случаях нормальной эксплуатации самолета на
аэродроме контактировать с поверхностью аэродрома могут только
колеса шасси. Между поверхностью аэродрома и другими частями
самолета, такими, как хвостовая часть фюзеляжа, концы крыла,
лопасти винтов, должны быть обеспечены соответствующие зазоры.
2. Давление в пневматиках и конфигурация шасси должны
быть выбраны в соответствии с прочностью ВПП аэродрома, с
которого предполагается эксплуатировать самолет.
3. Эффективность торможения должна быть высокой, при этом
максимальные возможные силы определяются состоянием ВПП.
4. При движении по аэродрому не должно быть тенденций
самолета к неустойчивости движения, например к разворотам и
наклонам.
'Проходимость - способность самолета перемещаться по аэродрому без
повреждения поверхности аэродрома.
387

5. В качестве узлов крепления шасси должны быть выбраны
соответствующие силовые элементы самолета. Если шасси
убирающееся, то должны быть предусмотрены достаточные
внутренние объемы.
6. При сокращении амортизационных стоек основные колеса
не должны перемещаться в направлении продольной оси самолета
или эти перемещения должны быть сведены к минимуму.
7. Время уборки шасси должно быть минимальным (8.,. 12 с).
8. В выпущенном и убранном положениях шасси должно иметь
надежные замки и сигнализацию.
12.2. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Вследствие склонности самолета, оборудованного шасси с
хвостовой опорой, к козлению и капотированию необходимо
ограничивать величину посадочной скорости, что обусловливает
посадку с полным выдерживанием.
Схема шасси с носовой опорой позволяет совершать посадку
на более высоких скоростях без участка выдерживания. Но при
посадке на грунтовые ВПП целесообразна посадка с полным
выдерживанием с целью уменьшения посадочной скорости.
Основные среднестатистические характеристики шасси легких
самолетов приведены в табл. 12.2.1 [78].
Таблица 12.2.1 *
Самолет
Go»
даН
750
1100
1700
2200
3600
5400
5700
8600
ЛГдв
1хПД
1хПД
1хПД
2хПД
2хПД
2хПД
2хТВД
2хТВД
Основные стойки
DK*BK,
мм
380x150
430x150
415x150
400x150
560x165
675x180
460x140
610x185
&О.С
0,80
0,84
0,84
0,83
0,88
0,84
0,89
0,90
Wo.k
2
2
Передняя стойка |
ДкХЯк.
ММ
380x130
320x130
360x130
400x150
430x150
490x165
560x170
460x140
*п.с
0,20
0,16
0,16
0,17
0,12
0,16
0,11
0,10
ЛГп.к|
2
388

*Втабл. 12.2.1 обозначено:
Dk*Bk -диаметр и ширина колеса;
к0 с = —— - доля взлетного веса, приходящаяся на все основные стойки
Go
шасси при стоянке самолета;
, Р п. с
кп с= - доля взлетного веса, приходящаяся на переднюю стоику
Go
шасси при стоянке самолета;
Рох " нафузка, приходящаяся на все основные стойки шасси при стоянке
самолета;
Рп.с ~ нагрузка, приходящаяся на переднюю стойку шасси при стоянке
самолета;
No. к - количество колес на одной основной стойке шасси;
yVn.K ~ количество колес на передней стойке шасси.
12.3. ТРЕХОПОРНОЕ ШАССИ С
ХВОСТОВОЙ ОПОРОЙ
Общие замечания
Практика применения трехопорного шасси с хвостовой опорой
показала, что посадочная скорость пассажирского самолета Vnoc не
должна превышать 120 км/ч, но лучше, когда эта скорость около
90 км/ч. Увеличить Vmc свыше 120 км/ч не целесообразно, так как
ошибки, допускаемые пилотами средней квалификации при
совершении посадок самолетов с таким шасси, могут привести к
авиационному происшествию или инциденту. Дело в том, что с
возрастанием упос пилоту труднее выдерживать посадочную траекторию
движения самолета. На высоких скоростях у поверхности ВПП
пилот, как правило, делает высокое выравнивание, что увеличивает
высоту парашютирования при приземлении. С другой стороны, на
участках выравнивания или выдерживания при повышенной
скорости самолет может преждевременно коснуться ВПП основными
опорами. В этом случае самолет под действием момента,
создаваемого силой тяжести относительно точек касания, опускает
хвостовую часть фюзеляжа и переходит на большие углы атаки.
Подъемная сила крыла становитея больше силы тяжести самолета, и само-
389

лет поднимается на некоторую высоту, с которой в дальнейшем из-
за потери скорости парашютирует. Этот процесс называется
«козлом» (рис. 12.3.1). Если «козел» протекает на скорости, значительно
превышающей посадочную, то высота парашютирования может
быть большой и падение с нее самолета приводит к серьезным
поломкам.
Рис, 12.3,1, «Козел» при посадке самолета
Кроме того, самолеты, имеющие шасси с хвостовой опорой, не
являются устойчивыми на пробеге и разбеге, и имеют ограниченные
возможности при их торможении из-за опасности капотирования,
т.е. опрокидывания самолета на нос фюзеляжа или на спину через
нос. Эти факторы также является существенной причиной к
уменьшению посадочной скорости.
Нормальная посадка самолетов, имеющих шасси с хвостовой
опорой, обеспечивается лишь при одновременном касании ВПП
тремя опорами на скорости, равной посадочной, которая должна
быть близка к скорости сваливания.
Таким образом, главным фактором при выборе параметров
трехопорного шасси с хвостовой опорой является посадка, так как
самолет должен производить касание ВПП в условиях, близких к
сваливанию. Поэтому принимают, что угол атаки крыла в момент
приземления аПОс должен быть
апос=г(оСкР)пос~3°, (12.3.1)
где (аКр)пос " критический угол атаки самолета в посадочной
конфигурации.
Параметры шасси - вид сбоку
Параметры шасси при виде сбоку определяются
последовательными приближениями по критерию минимальной высоты
основных стоек. При этом должен выполняться ряд условий.
390

1. Пневматики колес и амортизационные стойки имеют полное
обжатие.
2. Положение ЦТ самолета соответствует предельно передней
центровке самолета - Хг.пп •
3. Стояночный угол ф (рис. 12.3.2) определяется зависимостью
Ф = «пос-фуСТ' <12-3-2)
здесь ф - угол установки крыла по отношению к СГФ;
посадочный угол атаки определяется выражением (12.3.1).
Для справки: среднестатистическое значение ф= 11... 13°.
Рис. 12.3.2. Основные геометрические характеристики шасси
с хвостовой опорой
4. Угол выноса колес основных стоек шасси у (рис. 12.3.2)
образуется перпендикуляром ОД опущенным из ЦТ на поверхность
аэродрома, и прямой ОА, проведенной через ЦТ и точку касания
колес при стоянке на трех точках. Угол у характеризует безопасность
против капотирования самолета. Чтобы при посадке не произошло
капотирования, рекомендуется при тормозных колесах
7 = 27 ...31°, (12.3.3)
причем наименьшим значением угла выноса считается 17°.
391

Примечание. Угол выноса определяется из условия, что результирующая
сила от нагрузки, действующей на колесо перпендикулярно поверхности ВПП, и
силы трения с ВПП, должны создавать момент на кабрирование. Это условие
будет выполняться тогда, когда tgy> /T0DM • Например, при торможении на
пробеге с коэффициентом трения заторможенных колес /T0DM = 0,6 получается
у = 31°.
Чрезмерное увеличение угла выноса нежелательно, так как
приводит к увеличению размера е (вынос колес основного шасси -
рис. 12.3.2), а при больших значениях е самолет имеет склонность к
развороту при боковых ударах в основные колеса. Кроме того, при
увеличении е возрастает нагрузка на хвостовое колесо, что
ухудшает условия взлета - затрудняется отрыв хвоста, вследствие чего
увеличивается длина и время разбега.
5. Расстояние 5i (рис. 12.3.2) от конца лопасти воздушного
винта при нижнем ее расположении до поверхности аэродрома при
горизонтальном положении СГФ и полном обжатии
амортизационных стоек и пневматиков должно быть не менее 250 мм. Это
условие вызвано необходимостью наличия зазора между неровностями
аэродрома (120... 160 мм) и концами лопасти винта при разбеге. При
вычислении 8i необходимо учитывать, что в этот размер входит не
величина полного хода амортизатора, а его вертикальная проекция.
6. Рекомендуется, чтобы расстояние 52 (Рис- 12.3.2) от самой
нижней точки хвостовой части самолета до поверхности аэродрома
при полном обжатии пневматиков и амортизаторов основных и
хвостовой опор было не менее 200 мм.
7. Вынос хвостовой опоры - размер а на рис. 12.3.2 - должен
быть таким, чтобы нагрузка на хвостовую опору не превышала 10%
веса самолета при предельно задней центровке Тт.пз •
8. Для получения необходимого угла аПос ПРИ минимальных
5i и 52 без увеличения высоты стоек шасси применяют
положительный угол установки крыла ф или поднимают хвостовую
часть фюзеляжа по отношению к СГФ.
Примечание. С целью уменьшения сопротивления фюзеляжа в
крейсерском полете фуст должен соответствовать углу атаки (Хкрейс Пределом для
поднятия хвостовой части фюзеляжа является параллельность верхнего
очертания фюзеляжа его СГФ (рис. 12.3.3), так как сопротивление фюзеляжа возрастает
392

при дальнейшем подъеме
хвостовой части.
Кроме положительного
угла ф и подъема
хвостовой части фюзеляжа,
уменьшению высоты стоек шасси
способствует применение
многолопастных воздушных
винтов меньшего диаметра.
Рис, 12,3.3, Ограничение угла
отклонения хвостовой части фюзеляжа
Параметры шасси - вид спереди
Параметры шасси при виде спереди определяются
последовательными приближениями по критерию минимальной высоты
основных стоек. При этом должны выполняться следующие условия.
1. Ширина колеи В (рис. 12.3.4) должна обеспечивать посадку
с креном в 10°. Поэтому предельный угол крена е (рис. 12.3.4), при
котором лопасть воздушного винта (12.3.4,#), крыло самолета
(12.3.4,6) или какая-либо другая часть самолета не задевают о
поверхность аэродрома, должен быть не менее 15°.
а) б)
Рис 12,3,4, Основные геометрические характеристики шасси с
хвостовой опорой
2. Ширина колеи В должна обеспечивать стоянку на поверхности,
наклонной к горизонту под углом в 15°. Поэтому угол (3 (рис. 12.3.4)
между прямыми, проведенными из ЦТ в точки касания колес,
должен удовлетворять условию
р>30°. (12.3.4)
3. Кроме того, необходимо стремиться обеспечить поперечную
устойчивость самолета и маневренность при рулении. Чем шире ко-
393

Рис. 12.3.5. Схема схода колес в
плане
лея шасси, тем устойчивее самолет в поперечном направлении и
маневреннее на рулении с применением тормозов, но, с другой
стороны, при большой колее разница в торможении колес или их
сопротивлении качению создает большой разворачивающий момент,
нежелательный для самолета.
Некоторое улучшение путевой
устойчивости самолетов,
оборудованных шасси с хвостовой опорой,
при движении по аэродрому
достигается образованием схода колес в
плане е = 3...4° (рис. 12.3.5). Это
техническое решение делает самолет
устойчивым, так как образующаяся
на одной из опор сила трения
действует против разворота,
образованного возмущением. Однако угол схода
колес в плане приводит к
увеличению износа протектора пневматиков из-за постоянных сил трения
на колесах.
На основании опыта эксплуатации рекомендуется назначать
ширину колеи в пределах
Я = (0,18...0,30)/. (12.3.5)
4. Для избежания срыва покрышек колея шасси не должна
изменяться при сокращении амортизационных стоек или это
изменение должно быть минимальным.
5. При боковом скольжении или повороте поперечный момент
от сил инерции стремиться накренить самолет на бок. Чем больше
расстояние от ЦТ до поверхности аэродрома (при сохранении
прочих размеров), тем сильнее проявляется действие на самолет
инерционных сил.
Хвостовая опора
Для обеспечения маневренности при движении по аэродрому
хвостовое колесо должно быть свободно ориентирующимся или
управляемым.
Для обеспечения устойчивости пути на пробеге (особенно в
начале пробега) осуществляется стопорение хвостовой опоры в
394

плоскости симметрии самолета. Таким образом создают силу
трения, препятствующую заносу хвоста. На конечном участке пробега
сила ГО, прижимающая хвостовую опору, пропадает, и в случае
возникновения разворота самолета пилот должен успевать
создавать соответствующие управляющие моменты.
12.4. ТРЕХОПОРНОЕ ШАССИ С НОСОВОЙ
ОПОРОЙ
Общие замечания
У самолетов, имеющих шасси с носовой опорой, приземление
на ВПП основными опорами не требует высокой квалификации
пилота. Под действием сил, возникающих на основных опорах,
самолет опускает носовую часть и становится на все опоры. В процессе
этого движения уменьшаются угол атаки и подъемная сила крыла.
Если амортизаторы на основных и носовой опорах должным
образом поглотили энергию самолета, то он уже не имеет возможности
оторваться от ВПП. Вследствие этого допустимы высокие
посадочные скорости Vnoc. Возможные ошибки пилотирования таких
самолетов на посадке, связанные с увеличенной посадочной скоростью,
не являются опасными.
Самолеты, имеющие шасси с носовой опорой, из-за действия
боковых сил на колеса основных опор при возмущениях являются
устойчивыми на разбеге и пробеге.
Параметры шасси - вид сбоку
Параметры шасси при виде сбоку определяются
последовательными приближениями по критерию минимальной высоты основных
стоек. При этом должен выполняться ряд условий (рис. 12.4.1).
1. Пневматики колес и амортизационные стойки находятся в
необжатом состоянии.
2. Положение ЦТ самолета соответствует предельно задней
центровке самолета - ~хт. пз •
3. Угол опрокидывания ф (рис. 12.4.1) определяется в
зависимости от схемы посадки:
3.1. Если принята схема посадки с полным выдерживанием, то
главным фактором при выборе параметров трехопорного шасси с
395

носовой опорой является посадка, так как самолет производит
касание ВПП в условиях, близких к сваливанию. Поэтому принимают,
что угол атаки крыла в момент приземления аПос должен быть равен
апос==(осКр)пос"3°, (12.4.1)
где (оскр)пос ~ критический угол атаки самолета в посадочной
конфигурации.
В этом случае угол опрокидывания определяется выражением
здесь ф - угол установки крыла по отношению к СГФ; \|/ -
стояночный угол, т.е. угол между СГФ и поверхностью ВПП.
Рис. 12.4.1. Основные геометрические характеристики шасси с носовой
опорой
Значение стояночного угла принимается равным \|/ = 0...+30.
Оптимальное значение этого угла соответствует минимуму
лобового сопротивления самолета при разбеге, обеспечивающее
наименьшую длину разбега. На пробеге угол \|/ уменьшается, так как силы
инерции при торможении догружают носовую опору, уменьшая
угол атаки при пробеге и сокращая длину пробега.
3.2. Если принята посадка с выравниванием без участка
выдерживания, то посадочный угол атаки будет
ОСпос = ОСзп + Д(Х ИЛ И апос ~ аз» + 1,5° ' ^12*4'3)
где Да - приращение угла атаки на участке выравнивания.
396

СУзп=^^. (12А4)
В выражении (12.4.3) угол атаки ос3п> соответствующий
скорости захода на посадку у3п> определяется по зависимости
Су =Дос) для посадочной конфигурации самолета при
коэффициенте Су зп> вычисляемом по формуле
~1,69
При выводе формулы (12.4.4) принимается, что скорость
захода на посадку удовлетворяет условию V3n = l»3Vcnoc, а скорости
сваливания ус пос соответствует Су тах пос-
Для выбора угла опрокидывания ф помимо посадки следует
рассмотреть и отрыв самолета при взлете с учетом того, что в
момент отрыва между хвостовой частью фюзеляжа и ВПП должен
быть запас по углу не менее 3° на случай, если пилот в момент
отрыва непреднамеренно несколько увеличит угол атаки и это не
приведет к касанию хвостовой части фюзеляжа поверхности ВПП.
Следовательно, при взлете угол атаки должен удовлетворять условию
(Хвзл^осотр + З0, (12.4.5)
здесь угол атаки 0СоТр определяется по зависимости Cy=f(a) во
взлетной конфигурации самолета для соответствующего
коэффициента подъемной силы
С^^Р- (12.4.6)
При выводе формулы (12.4.6) принимается, что скорость
отрыва удовлетворяет условию уотр = 1,1 Vс взл, а скорости сваливания
Усвзл соответствует Су max взл •
Итак, если принята посадка с выравниванием без участка
выдерживания, то угол опрокидывания будет
Ф = тах(апос, аВЗл) - У-фуст • (] 2А7>
где выражение тах(апос,осВзл) означает выбор наибольшего
значения между оспос " выражение (12.4.3) и осВзл ~ выражение (12.4.5).
397

4. Наличие угла выноса основных опор у (рис. 12.4.1) не
позволяет самолету при посадке переваливаться на хвостовую часть
фюзеляжа. Этот угол определяется выражением
у = ф+(1...2)°. (12.4.8)
Зная угол выноса у и угол опрокидывания ф (выражение
(12.4.2) или (12.4.7)), в первом приближении графическим способом
определяют е - вынос колес основных опор (рис. 12.4.1) и Л -
высоту от ЦТ самолета до поверхности аэродрома при стоянке самолета.
При этом следует иметь в виду, что при большом значении
угла выноса у затрудняется отрыв носовой опоры при взлете,
увеличивая длину разбега самолета. Уменьшение угла выноса
обеспечивает легкий отрыв носовой опоры, однако возможно переваливание
самолета на хвостовую часть фюзеляжа.
5. Расстояние от конца лопасти воздушного винта при нижнем
ее расположении до поверхности аэродрома при полном обжатии
амортизационных стоек и пневматиков должно быть не менее 200 мм.
Для одномоторных самолетов с ПД в носовой части учитывают
обжатие только колеса и амортизатора передней опоры. Это условие
вызвано необходимостью наличия зазора между неровностями
аэродрома (120... 160 мм) и концами лопасти винта при разбеге.
6. Рекомендуется, чтобы расстояние от самой нижней точки
хвостовой части самолета до поверхности аэродрома при полном
обжатии пневматиков и амортизаторов основных опор было не
менее 200 мм (рис. 12.4.1).
7. Значение выноса колес носовой опоры а (рис. 12.4.1)
выбирают таким образом, чтобы при стоянке самолета доля силы веса
самолета, приходящаяся на носовую опору, составляла 10...20%
(также табл. 12.2.1). Из этого условия следует
а = (0,9...0,8)6 и, следовательно, е = (0,1...0,2)/?, (12.4.9)
где Ь - база шасси самолета.
При слишком малой нагрузке на носовую опору ухудшается
управляемость самолета при рулении. При увеличении нагрузки на
носовую опору увеличивается ее вес и вес носовой части фюзеляжа.
Для справки: существуют различные среднестатистические
зависимости для базы шасси: по отношению к высоте ЦТ самолета
398

над землей b = (1,88...2,16)й, по отношению к длине фюзеляжа
/? = (0,25...0,44)1,ф или размаху крыла Ъ = (0,15...0,28)/, по
отношению к колее шасси Ъ = (0,75... 1,25)Я.
Параметры шасси - вид спереди
Величина колеи шасси В (рис. 12.4.2) в основном зависит от
места крепления и способа убирания шасси.
Рис 12.4.2. Основные геометрические размеры шасси с носовой опорой
Величина В влияет на поперечную устойчивость самолета при
движении его по земле. Уменьшение колеи при постоянных прочих
размерах увеличивает склонность самолета к опрокидыванию на
крыло при боковом скольжении или крутом повороте и приводит к
поперечному раскачиванию самолета при движении по неровностям
и несимметричном обжатии амортизации. С другой стороны,
нежелательна и чрезмерно большая колея, так как при несимметричных
передних ударах возникают значительные разворачивающие
моменты.
Ширина колеи В должна обеспечивать посадку с креном в 10°.
Поэтому предельный угол крена е (рис. 12.4.2), при котором
лопасть воздушного винта, крыло самолета или какая-либо другая
часть самолета не задевают о поверхность аэродрома, должен быть
не менее 10°.
Ширина колеи В должна обеспечивать стоянку на
поверхности, наклонной к горизонту под углом в 15°. Поэтому угол (3
399

(рис. 12.4.2) между прямыми, проведенными из ЦТ в точки касания
колес, должен быть не менее 30°, но лучше, когда Р > 90°.
Для справки: среднестатистическое значение ширины колеи
Я = (0,22.. .0,28)/.
Носовая опора
Колесо передней опоры должна быть выполнено
ориентирующимся. В этом случае реализуется преимущество шасси с передней
опорой - устойчивость движения. Управление поворотом передней
опоры используется для управления самолетом при рулении.
Передняя опора шасси может быть выполнена как по схеме с
непосредственным креплением колеса к амортизатору, так и с
рычажной подвеской колеса.
Схема с непосредственным креплением колеса к амортизатору
целесообразна при наличии высокого шасси. Рычажная подвеска
обеспечивает возможность амортизации удара любого направления
в плоскости колеса.
Основными параметрами,
характеризующими расположение колеса передней
стойки шасси, являются (рис. 12.4.3):
• угол наклона оси вращения (оси
ориентира) \|/п;
• вынос колес X.
При телескопической навески колеса к
амортизатору ось амортизационной стойки
может быть наклонена вперед на угол
V|/n = 8...20°. При рычажной подвеске колеса
Вертикаль
Рис. 12.4.3. Передняя
опора
угол \|/п = 0° •
Величину t называют выносом колеса
передней стойки или плечом
устойчивости. Положительный вынос соответствует расположению точки
касания колес о землю позади оси ориентира. При назначении
величины t учитывают, что в случае движения по мягкому и
неровному грунту точка касания колеса смещается вперед и может
стать даже отрицательной. При этом возможен разворот колеса
400

отрицательной. При этом возможен разворот колеса поперек
движения.
При эксплуатации самолетов на аэродромах с
бетонированными дорожками или травянистым покровом для обеспечения
устойчивости движения достаточна величина относительного выноса
? = —— = 0,08.. .0,10,
£>п.к
где Dn.K -диаметр переднего колеса.
При движении самолета по аэродрому возможно
самовозбуждающиеся колебания колес передней опоры относительно оси
ориентира - «шимми». Для увеличения скорости начала «шимми»
применяют: демпферы, спаренные колеса (жестко сидящие на одной
оси, установленной в подшипниках), пневматики с увеличенной
жесткостью на кручение или пневматики с двумя беговыми дорожками.
12.5. ВЫБОР КОЛЕС ШАССИ
Характеристики колес
Изготовители устанавливают ряд характеристик колес:
Per.max ~ максимальная допустимая стояночная нагрузка при
взлете или при посадке;
рк - рабочее давление в пневматике (шине) колеса;
Scj - допустимое стояночное обжатие пневматика при
взлетном весе;
Рдин. max ~ максимальная динамическая нагрузка на колесо,
установленное на переднюю опору, действующая при торможении
самолета;
Рм д - максимальная допустимая нагрузка на колесо,
действующая при поглощении амортизационной системой шасси
эксплуатационной работы;
5м.д - максимальное допустимое обжатие пневматика;
Дм д - работа, воспринимаемая пневматиком колеса при PMR\
Vmc - максимальная допустимая посадочная скорость;
401

увзл - максимальная допустимая взлетная скорость и другие
характеристики.
Пневматики авиационных колес, устанавливаемых на шасси
легких самолетов, как правило, бывают полубаллонного или
арочного типа, а также пневматиками высокого давления.
Каталог некоторых авиационных колес, применяемых на
легких самолетах, приведен в приложении 10.
Определение типа, размера и числа колес на опоре
Выбор пневматика начинается с определения допустимого
давления в пневматике колеса шасси /?к, назначаемого в
соответствии с прочностью ВПП аэродрома, на котором предполагается
эксплуатировать самолет (табл. 12.5.1 [70]).
Таблица 12.5.1
Тип ВПП
Бетонные ВПП аэродромов высокого класса
Асфальтобетонные ВПП аэродромов высокого класса
Асфальтобетонные ВПП аэродромов МВЛ
| Твердая травяная ВПП в зависимости от почвы
| Твердый песок
рк, даН/см2 1
8,5...14
5...6,3
3,5...5
3,2...4,2
2,8... 4Д |
Пневматики основных стоек подбирают так, чтобы
стояночная нагрузка, определенная по взлетному и посадочному весам,
взлетная и посадочная скорости самолета, а также потребная
энергоемкость тормозов были бы равны или меньше значений
соответствующих величин, указанных в каталоге колес. Окончательный
выбор пневматиков основных стоек осуществляется после
определения характеристик амортизационной системы шасси, так как
может оказаться, что выбранные колеса не рассчитаны на нагрузки,
которые приходятся на них при работе амортизатора. В таких
случаях изменяют характеристики амортизационной системы с целью
снижения действующих на колеса нагрузок или заменяют колеса,
выбирая рассчитанные на работу при больших нагрузках.
402

Предварительный (в первом приближении) выбор размеров
колеса основных стоек основан на допущении, что при стоянке
самолета основные стойки шасси воспринимают нагрузку от взлетного веса
Po.c = k0.cGo- (12.5.1)
где коэффициент jt0#c » 0,9...0,95.
Конкретное значение нагрузки р0 с определяется с помощью
чертежа боковой проекции самолета с выпущенными стойками
шасси по известной формуле:
Ъ-е
Pox = -7-Go< (12.5.2)
Ъ
в которой вынос колес основных опор (параметр е в (12.5.2)
определяется при условии:
самолет с носовой опорой - предельно задняя центровка;
самолет с хвостовой опорой - предельно передняя центровка.
Далее определяется нагрузка на одно колесо основной опоры
/>o.cl = РоС » (12.5.3)
No.cNo.k
где Мох = 2 - количество основных стоек шасси;
N0. к ~ принятое количество колес на одной основной стойке
(например, табл. 12.2.1).
Зная стояночную нагрузку Рох\, по каталогу подбирают
колесо так, чтобы
Л).с1<Лгг.тах- (12.5.4)
Обобщая выражение (12.5.4) следует отметить, что оно должно
выполняться для всех весов и центровок самолета, которые могут
быть при его эксплуатации на аэродроме.
Для сохранения стояночного обжатия пневматика при
взлетном весе устанавливают эксплуатационное давление в колесе
Pl = PK-^- 02.5.5)
"ст. max
Пневматик хвостовой опоры определяется по стояночной
нагрузке, действующей на него при предельно задней центровке
самолета и весе Go •
403

Пневматик передней опоры выбирается по величине
нагрузки на него при максимальном торможении самолета.
Примечание. При максимальном торможении обжатие пневматика передней
опоры не должно быть более 50% его полного обжатия [37].
Используя обозначения на рис. 12.5.1, можно рассчитать
нагрузку на переднюю опору при постоянном ускорении торможения
ах из уравнений движения. Пренебрегая аэродинамическим
моментом и предполагая, что носовое колесо не имеет тормоза, получают
следующие зависимости для участка торможения самолета:
(12.5.6)
G—У а — Ро.с~ Рп. с = "'
еР0.с + hfTP0X- aP„.c = 0.
(12.5.7)
(12.5.8)
Рис. 12.5.1. Силы, действующие на самолет при торможении
Нагрузка на переднюю стойку определяется формулой
Рп.с _ е
G Ъ
1--
h a±
\Ъ 8
R ^
8
(12.5.9)
Поскольку хг (лобовое сопротивление) и уа (подъемная
сила) - величины положительные, максимальная нагрузка на перед-
404

нюю опору наблюдается на малой скорости. Реверс тяги
воздушного винта (если он имеется) уменьшает нагрузку на переднюю опору,
поэтому условие R = О приводит к максимальной нагрузке
/Yc = C
(е h аЛ
-+—•
Ь Ъ
(12.5.10)
ё )
Типичная величина ax/g = 0,35 для сухого бетона и простой
системы торможения и ax/g = 0*45 для сухого бетона и
автоматической системы торможения [70]. При отсутствии автоматики
торможения колес летчик средней квалификации, из-за неспособности
поддерживать для них оптимальный коэффициент
проскальзывания, может обеспечить ax/g = 0,1...0,15. Расчетным случаем
является предельно передняя центровка при расчетном посадочном весе
самолета.
Для справки: выражение (12.5.10) можно представить как
сумму
Pnx = G
{и±<^
ь ь 8)
= (Л1.с)ст + ЛЛ
ДИН'
е
где (рп C)CT=G нагрузка на переднюю стойку шасси при стоян-
Ъ
ке самолета;
дРдин - дополнительная нагрузка, возникающая при
торможении самолета.
Приближенно />n.cs=(1»5...2)(pnc)CT
Далее определяется нагрузка на одно колесо передней стойки
/>п.Ы=—> (12.5.11)
#п.к
где wn K - принятое количество колес на передней стойке
(например, табл. 12.2.1).
Нагрузка на одно колесо передней стойки /Vcl должна быть
меньше нагрузки Рдин. тах, взятой из каталога колес
Ai.cl</Wmax- (12.5.12)
405

Подобранное таким образом колесо должно иметь рст тах
больше, чем нагрузка на колесо при стоянке при взлетном весе и
предельно передней центровке
/Vcl= * G<>-
Для колес всех опор обязательной должна быть проверка
допустимых для колес скоростных характеристик (VB3J] и Vmc) на их
соответствие характеристикам самолета уотр и Vnoc.
12.6. ВЫБОР ПРИНЦИПИАЛЬНОЙ СХЕМЫ
СТОЙКИ ШАССИ
12.6.1. ТИПЫ НАВЕСКИ КОЛЕСА
Амортизационные системы, применяемые в шасси легких
самолетов, состоят из пневматика и амортизатора различной
конструкции.
Для самолетов, предназначенных для эксплуатации на
аэродромах с грунтовыми ВПП, целесообразно применять такое
расположение колес и амортизаторов, при котором кроме вертикальных
нагрузок хорошо воспринимаются нагрузки от лобовых ударов,
когда самолет движется с большими скоростями по ВПП и наезжает
на неровности.
Существует следующие основные схемы навески колеса к
амортизатору: телескопическая и рычажная (рис. 12.6.1).
Телескопическая подвеска плохо воспринимает лобовые
нагрузки вследствие возникающих изгибающих моментов стойки и
появления в направляющих буксах значительной силы трения. Для
восприятия лобовых нагрузок телескопической подвеской стойку
наклоняют на угол 0, который, однако, не должен превышать 20°
(рис. 12.6.1,а). Считается, что стойка шасси с телескопической
подвеской колеса имеет наименьший вес конструкции.
Рычажная схема может иметь разновидности в зависимости от
расположения амортизатора и вариантов крепления рычага к стойке
и амортизатору (12.6.1 ,б, в, г).
406

а) б) в) г)
Рис. 12.6.1. Основные типы навески колеса к амортизатору:
а - телескопическая; б - рычажная; в -полурычажная; г-рычажная
с выносным амортизатором
Рычажная подвеска может быть выгодной при небольшой
высоте стойки шасси. Компоновочные условия размещения шасси
также могут обусловить применение рычажной подвески колеса.
Например, несмотря на значительный вес, рычажная подвеска с
выносным амортизатором часто используются на самолетах, на
которых шасси убирается в фюзеляж. Для получения нужного размера
колеи опора на таких самолетах наклонена на значительный угол по
отношению к вертикальной плоскости YOX, и применение других
типов амортизаторов приводит к недопустимо большой силе трения
в буксах и перемещениям колес в направлении оси Z при их сжатии.
Действующие при этом на колеса боковые силы обычно срывают
пневматики с корпусов колес.
12.6.2. НЕУБИРАЮЩЕЕСЯ ШАССИ
Считается, что неубирающееся шасси (рис. 12.6.2), может быть
выгодно на легких самолетах со скоростью полета до 250.. .300 км/ч.
На одно- двухместных самолетах с неубирающимся шасси
широкое распространение получило рессорное шасси (рис. 12.6.2,а). В
качестве материала рессоры используется сталь (65С2А, 30ХГСА),
титан (ВТ-23) или композиты. Рессорным делают не только
основную стойку шасси, но и переднюю и хвостовую опоры.
Як-55 - первый отечественный самолет с рессорным шасси.
407

а) б)
Рис. 12.6.2. Основные схемы неубирающегося шасси:
а - рессорное шасси основных опор; б - основные стойки самолета
Лн-2 пирамидальной схемы
Другой распространенной схемой неубирающегося шасси
является ферменное (пирамидальное) шасси (12.6.2,6), в котором оси
колес крепятся к стержням фермы. Стержни работают на осевые
силы; в число стержней обычно входит и амортизатор.
12.6.3. УБИРАЮЩЕЕСЯ ШАССИ
Прежде чем выбирать геометрию и кинематическую схему
уборки шасси, целесообразно проанализировать существующие
варианты. Например, работы [30, 37], а также технические описания
самолетов содержат весьма полезную информацию по этому вопросу.
Направление уборки колес шасси
Наиболее распространены две схемы уборки основных опор
шасси (рис. 12.6.3):
• уборка в поперечной плоскости (уборка вбок);
• уборка в продольной плоскости, параллельной плоскости
симметрии самолета.
При установке основных стоек шасси на крыле, как правило,
уборку колес осуществляют в направлении хорды (рис. 12.6.3,а,б)
или вдоль размаха (рис. 12.6.3,в).
Уборка шасси вперед (например, рис. 12.6.3,а) в направлении
носа самолета является более рациональной по следующим причинам:
• благоприятно изменяется центровка. Смещение центра
тяжести вперед улучшает характеристики продольной устойчивости
самолета в крейсерском полете, и вместе с тем более задняя центровка
408

(в пределах допустимой) при выпущенном шасси уменьшает
потребные отклонения руля высоты при взлете и посадке;
• упрощается система аварийного выпуска шасси. Встречный
поток воздуха способствует выходу шасси и постановке на замок
выпущенного положения;
• при расположении шасси на крыле после уборки вперед оно
играет роль противофлаттерного груза.
Е
£.---.
НУ
б)
Рис. 12.6.3. Основные схемы уборки
колес главных опор шасси,
установленных на крыле:
а, б - в направлении хорды
крыла;
в-в направлении размаха крыла
к фюзеляжу
При уборке в поперечной плоскости почти не изменяется
центровка самолета, но требуется наличие больших свободных отсеков
в фюзеляже (рис. 12.6.3,в и рис. 12.6.4,а).
Схемы шасси, показанные на рис. 12.6.4,аД применяются на
высокопланах. В этом случае сложно получить большую колею
шасси.
Рассмотренные схемы уборки основных опор шасси (рис. 12.6.3
и рис. 12.6.4) просты, так как поворот опоры происходит только
относительно одной оси. Однако условия компоновки, требующие
уменьшения габаритов ниш шасси в убранном положении, приводят
409

к необходимости применения и более сложных схем, в которых
уборка сопровождается поворотом колес относительно
амортизационной стойки. Этот поворот может происходить либо за счет
кинематической связи поворачиваемых элементов с другими частями
опоры или с конструкцией самолета, либо при помощи отдельных
гидравлических силовых цилиндров.
** НП
а) б)
Рис. 12.6.4. Схемы уборки колес основных опор шасси, прикрепленных к
фюзеляжу самолета-высокоплана:
а - уборка в поперечной плоскости; б - уборка в продольной
плоскости (в гондолу шасси)
Передние и хвостовые опоры шасси убираются в фюзеляж
поворотом в плоскости симметрии самолета. Для передних опор, как и
для основных, более целесообразной является уборка вперед, хотя
это и приводит к некоторому уменьшению базы шасси.
Кинематические схемы стоек
Кинематические схемы уборки и выпуска стоек шасси
разрабатываются с учетом общей компоновки самолета (см. гл. 4),
допустимого диапазона эксплуатационных центровок, наличия
достаточных для размещения шасси свободных объемов в крыле или
фюзеляже, расположения основных силовых элементов каркаса и т. п.
В работе [37] приведена классификация кинематических схем
уборки стоек и колес шасси (основных, передних и хвостовых опор),
которая предусматривает четыре основные группы. Некоторые
примеры первых трех представлены на рис. 12.6.5, 12.6.6 и 12.6.7.
Четвертую группу составляют стойки очень большой высоты, которые,
как правило, не применяются на легких самолетах. В приводимых
ниже схемах узлы крепления шасси к планеру обозначены цифрами, а
410

замки, обеспечивающие геометрическую неизменяемость силовой
схемы, обозначены словом «замок».
Замок
у Замок
2 1\
jL/\3aMOK
Рис. 12.6,5, Схемы шасси I группы
К первой классификационной группе относятся шасси
(рис. 12.6.5), в которых:
1) геометрическая неизменяемость силовых схем при
выпущенном положении шасси обеспечивается нулевыми стержнями с
замками или замками, устанавливаемыми в складывающиеся
подкосы;
2) гидравлические цилиндры уборки и выпуска шасси не
являются элементами силовых схем шасси.
Замок
Рис, 12.6,6. Схемы шасси II группы
411

Ко второй классификационной группе относятся шасси
(рис. 12.6.6.), в которых:
1) геометрическая неизменяемость силовых схем в
выпущенном, положении обеспечивается замками, прикрепляющими балки
или подкосы шасси непосредственно к планеру;
2) гидравлические цилиндры уборки или выпуска не являются
элементами силовых схем шасси.
К третьей классификационной группе относятся шасси
(рис. 12.6.7), в которых:
1) геометрическая
неизменяемость
силовых схем при
выпущенном положении шасси
обеспечивается
механическими замками;
2) гидравлические
цилиндры уборки или
выпуска являются
силовыми стержнями
силовых схем.
По законам
строительной механики
механизмы уборки и
выпуска являются силовыми
стержнями, воспринимающими действующие на шасси нагрузки.
Шасси третьей группы (рис. 12.6.7) обладают следующими
достоинствами:
• малым числом силовых элементов (два элемента: опорная
балка и силовой гидравлический цилиндр - подкос, который
является одновременно цилиндром уборки и выпуска);
• малым числом шарниров (три шарнира);
• малым числом узлов (два узла);
• отсутствием влияния на расчетные силовые схемы
деформаций и зазоров в узлах и шарнирах, что приводит к уменьшению
массы конструкции из-за возможности более точного определения
расчетных сил, действующих в элементах шасси;
• большой надежностью конструкций.
Рис. 12.6.7. Схемы шасси IIIгруппы
412

После выбора приемлемой кинематической схемы необходимо
определить траектории уборки, оценить нагрузки на цилиндр и
сделать ряд контрольных проверок [70]:
а) убедиться, что длина цилиндра достаточна для выпуска и
уборки;
б) КПД механизмов уборки (т. е. работа, выполняемая
цилиндром, деленная на произведение максимального развиваемого
усилия и общий ход цилиндра уборки) должен быть не менее 50%;
в) узлы крепления шасси должны располагаться максимально
близко к силовым элементам конструкции самолета (лонжеронам
крыла, силовым нервюрам и шпангоутам и т.п.);
г) должны быть предусмотрены соответствующие зазоры
между элементами механизма уборки.

Часть 4 ВОПРОСЫ КОМПОНОВКИ
САМОЛЕТА
Под компоновкой самолета понимают его общую и
конструктивно-силовую схемы, а также размещение внутри самолета
экипажа, пассажиров, топлива, оборудования и других компонентов. При
этом термин «компоновка» употребляется в двух смыслах: во-
первых, в смысле процесса размещения объектов как внутри, так и
снаружи поверхности самолета, т.е. компонование самолета при его
проектировании и, во-вторых, как результат этого процесса.
Задачи, методы и принципы компоновки самолета приведены в
гл. 13.
С процессом компоновки современного самолета неразрывно
связана отработка его дизайна. В гл. 14 приведены некоторые
основные понятия с целью обратить внимание проектировщиков на
необходимость сочетания функционального совершенства самолета
с его декоративной красотой, дизайном.
Глава 13
КОМПОНОВКА САМОЛЕТА
13.1. ЦЕЛИ, ЗАДАЧИ И МЕТОДЫ
КОМПОНОВКИ
Компоновка самолета должна наилучшим образом отражать
его концепцию.
Основными целями и задачами компоновки являются:
• определение объемов, необходимых для размещения
полезной нагрузки, топлива и основных систем самолета. Вызванное
нерациональной компоновкой увеличение объемов отсеков приводит
414

к увеличению как лобового сопротивления самолета, так и веса
отсека;
• уточнение внешней геометрии самолета, т.е. уточнение
формы и размеров, характеризующих его внешнюю поверхность;
• разработка и взаимная увязка конструктивно-силовых схем
основных частей самолета;
• обеспечение требуемого положения центра тяжести самолета
при различных вариантах его загрузки, т.е. обеспечение заданной
центровки самолета, являющейся важнейшим условием его
устойчивости и управляемости.
Основные требования к компоновке сводятся к следующему:
• компоновка должна обеспечивать выполнение ТЗ;
• каждый компонент самолета (агрегат, система и т.д.) должны
быть расположены так, чтобы они наиболее успешно выполняли
свои функции;
• обеспечение наилучших эргономических характеристик
взаимодействия экипажа с объектами в кабине с целью уменьшения
физической и психологической нагрузки на экипаж самолета и тем
самым повысить безопасность полетов;
• компоновка должна обеспечивать доступность и удобство
контроля, технического обслуживания и замены частей систем и
агрегатов;
• конструктивно-силовая схема конструкции должна
обеспечивать (при возможно полном выполнении предыдущих
требований) наименьший вес конструкции при достаточных прочности и
жесткости;
•технологическое членение конструкции должно
предусматривать широкий фронт работ при производстве и удобство общей
сборки самолета.
Очевидно, что перечисленные требования противоречивы
(например, стремление снизить трудозатраты при монтаже и
техническом обслуживании потребует создания менее плотных
компоновок, что ухудшит использование объемов отсека и приведет к
увеличению его размеров и веса). Поэтому получение рациональных
компоновок связано с нахождением разумных компромиссов между
перечисленными требованиями.
415

Основные принципы компоновки самолета заключаются в
следующем.
1. Степень важности требований к самолету обусловлена его
концепцией, поэтому в первую очередь выполняются наиболее
важные требования, а остальные - по мере возможности.
2. В компоновке самолета, если это целесообразно,
используются хорошо зарекомендовавшие себя на предшествующих
самолетах конструктивно-технологические решения с некоторыми
изменениями в соответствии с новыми требованиями.
3. В компоновке самолета должен широко использоваться
принцип совмещения нескольких функций, которые выполняются
одним и тем же элементом конструкции или агрегатом.
Процесс компоновки самолета состоит из трех одновременно
протекающих и взаимосвязанных процессов:
• аэродинамической компоновки;
• объемно-весовой компоновки;
• конструктивно-силовой компоновки.
Методы компоновки
Аппликативный метод является разновидностью
графического моделирования и основан на том, что при любых вариантах
компоновки самолета состав его компонуемых объектов остается
неизменным. Это позволяет отказаться в процессе компонования от
выполнения чертежей объектов каждый раз заново и использовать
их аппликации, т.е. выполненные в уменьшенном масштабе и
вырезанные по контуру ортогональные изображения компонуемых
объектов. Изготовленные таким образом аппликации компонуемых
объектов перемещают по чертежу самолета до получения
рациональной (с точки зрения конструктора) компоновки, которую затем
переносят на чертеж. Аппликативный метод обладает высокой
степенью наглядности, хотя в этом случае процесс компонования
должен сопровождаться процессом расчета весовых и центровочных
характеристик самолета.
Модельный метод является разновидностью объемного
моделирования и предусматривает выполнение моделей отсеков
самолета и компонуемых объектов с достаточно подробной детализацией.
Модели изготавливают из легкообрабатываемых материалов (дере-
416

ва, фанеры, пенопласта и т.п.), хотя и для этих материалов
трудоемкость изготовления моделей остается весьма значительной.
Несмотря на трудоемкость модельного метода компоновки, его
преимуществом, помимо полного исключения случаев взаимного пересечения
компонуемых объектов, является максимальная наглядность,
позволяющая проводить на объемных моделях отработку дизайна
самолета и предварительную оценку его эксплуатационных
характеристик. Дальнейшим развитием модельного метода является натурная
компоновка, использующая вместо объемных моделей реальные
компонуемые объекты. Несмотря на еще большую детализацию
проектных решений, применение этого метода ограничено из-за
сложности его технической реализации.
Принципиальным недостатком методов графического и
объемного моделирования компоновок является их низкая
производительность, обусловленная, в свою очередь, низкой
производительностью графических и модельных работ. Время, необходимое для
реализации такими методами даже одного варианта компоновки,
весьма значительно, что не позволяет рассмотреть множество
вариантов компоновки и выбрать из них наилучший. Однако
рассмотрение даже ограниченного количества вариантов существенно
увеличивает общее время проектирования самолета. Качество
компоновки в основном определяется квалификацией и индивидуальными
способностями проектанта-компоновщика. Зачастую весь процесс
компоновки сводится к получению одного-единственного варианта
размещения, наконец-то удовлетворяющего всем предъявленным
требованиям.
Математическое моделирование. Возможности
математических моделей чрезвычайно велики. Выдающимся примером
использования математического моделирования с применением
компьютерной техники и современных информационных технологий
является разработка самолета Boeing 777. Этот самолет - первый в мире,
полностью спроектированный по «безбумажной технологии». Его
проект был смоделирован с помощью пакета программного
обеспечения CATIA без единого «бумажного» чертежа и физического
макета. Объем информации составил 3,5 терабайт.
417

13.2. ОСНОВНЫЕ ПРИНЦИПЫ
АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИ
Основной целью аэродинамической компоновки является
определение таких форм, размеров и взаимного положения частей
самолета, омываемых воздушным потоком, которые обеспечивают
требуемые летно-технические характеристики при минимальных
энергетических затратах и выполнении требований НЛГС.
Результатом аэродинамической компоновки можно считать
предварительный вариант габаритного чертежа, содержащего три проекции
самолета.
Аэродинамическая компоновка пассажирского самолета
сводится к решению следующих основных задач:
1. В крейсерском полете самолет должен иметь возможно
меньшее аэродинамическое сопротивление. В связи с этим
рекомендуется:
• уменьшать площадь омываемой поверхности самолета;
• уменьшать площадь миделя частей самолета;
• уменьшать отрицательную интерференцию частей самолета и
усиливать их положительную интерференцию;
• избегать резкого изменения сечений, обрывов поверхностей в
продольном направлении фюзеляжа;
• уменьшать потери аэродинамического качества, связанные с
балансировкой самолета и др.
2. При взлете и при посадке самолет должен обладать
возможно большей величиной коэффициента подъемной силы при
обеспечении требуемых для безопасности полета запасов по углу атаки.
3. Выход самолета на критические режимы полета не должен
сопровождаться опасными последствиями. Развитие срыва потока
должно быть плавным.
4. На всех режимах полета, допустимых в эксплуатации,
самолет должен обладать требуемой управляемостью и запасами
устойчивости.
418

13.3. ОСНОВНЫЕ ПРИНЦИПЫ
ОБЪЕМНО-ВЕСОВОЙ КОМПОНОВКИ
Основной целью объемно-весовой компоновки является
определение и минимизация размеров, главным образом, фюзеляжа, а
также согласование взаимного расположения частей самолета с
потребными значениями центровки самолета.
При размещении агрегатов и грузов внутри самолета
необходимо учитывать, что все грузы, которые необходимо разместить на
самолете, можно разбить на две основные группы:
1) грузы, требующие вполне определенного места на самолете;
2) грузы, расположение которых не связано жесткими
требованиями с каким-либо определенным местом на самолете.
Так, например, экипаж, пилотажно-навигационное и другое
оборудование и снаряжение, с которым работает экипаж, должны
быть обязательно размещены в носовой части фюзеляжа.
Основные рекомендации по компоновке пассажирской кабины
и кабины экипажа приведены ранее в гл. 10.
Центровку (положение центра тяжести) самолета определяют
относительно носка САХ.
Определение средней аэродинамической хорды
В данном разделе приведены общеизвестные способы
определения величины и положения САХ крыла.
Для прямоугольного в плане крыла САХ совпадает с хордой
крыла на виде самолета сбоку и лежит в плоскости симметрии
самолета.
Для трапециевидных крыльев САХ лежит в плоскости и
габаритах крыла, поэтому ее величину и положение удобно находить
известным графическим способом (рис. 13.3.1). Способ состоит в
следующем: на линии продолжения корневой хорды откладывают
отрезок, по величине равный концевой хорде (получают точку В на
рис. 13.3.1); на линии продолжения концевой хорды откладывается
отрезок, по величине равный корневой хорде (получают точку D на
рис. 13.3.1); точки В и D соединяют. Точки, делящие корневую и
концевую хорды пополам, также соединяют прямой. Проведенные
419

прямые пересекутся в точке А (рис. 13.3.1), через которую и
проходит средняя аэродинамическая хорда крыла.
J
орн
}
J:
£ 1
1
«О
о"
Г<Г1=>-ш
ТЛ с—1Н
\
[
!
Г
'Т Л
тип
l-i™ ilJ
В
li
п!
[А--
САХ
Рис. 75.5. У. Определение САХ трапециевидного крыла
Для крыла сложной формы САХ определяется известным
способом, иллюстрируемым рис. 13.3.2.
Рис. 13.3.2. К определению САХ крыла с центропланом
Полукрыло разбивается на ряд секций, каждая из которых
имеет прямоугольную или трапециевидную форму в плане (на
рис. 13.3.2 таких секций две; их площадь S\ и 52 выделены
различной штриховкой). Для каждой секции определяется своя САХ
(fecax l'6Cax2)- Средняя аэродинамическая хорда всего крыла
определяется по формуле
bCax\S\ + bCax2S2
fecax = • (13.3.1)
S\ + S2
420

Центровка для би- . _ ^сахв
плана (рис. 13.3.3)
определяется относительно
эквивалентной хорды,
величина которой
вычисляется по формулам
работы [67], когда
известны САХ верхнего
fccax в и нижнего Ьсах н
крыльев биплана,
определяемых для каждого
крыла отдельно по изложенным выше способам,
Я .
Рис. 13.3.3. Эквивалентная хорда биплана
й=-
1 +
Snb{
сах Н
^В^сах В
h
и Ьэкв - 6Сах Н + "jjVcax В"~ ^сах Н Л
где величины h и Я показаны на рис. 13.3.3.
Для самолета схемы тандем или «нестандартная утка »
предлагается эмпирический метод работы [36], который основан на
приведении компоновки самолета подобной схемы к нормальной
аэродинамической схеме с эквивалентным крылом, как показано на
рис. 13.3.4.
Центровка самолета тандем или «нестандартная утка» должна
быть в пределах 0,15...0,205экв (хорды условного эквивалентного
крыла), которая определяется по формуле
5экв ~"
м
+/?
где 5П и 53 "■ площадь соответственно переднего и заднего крыла;
/п и /з"" размах соответственно переднего и заднего крыла.
«Нестандартная утка» - здесь самолет схемы «утка», у которого
площадь ПГО более 20% от площади крыла.
421

Рис. 13.3.4. Схема определения эквивалентной хорды
Расстояние до носка эквивалентной хорды:
L В3
Лэкв ~~"
>экв
где L - плечо (рис. 13.3.4);
к - коэффициент, учитывающий разность углов установки
крыльев, скосы и торможение потока за передним крылом,
1+0,07Дф
*=■
0,9 + 0,2—У 1-0,02^
. LX S3
у
Аф - превышение угла установки переднего крыла над задним;
Н - высота расположения переднего крыла над плоскостью
заднего.
422

Расчетные случаи центровки
Обязательным этапом объемно-весовой компоновки самолета
является определение положений его центра тяжести при
различных вариантах нагрузки (топлива, пассажиров, грузов).
Центр тяжести легких гражданских самолетов рекомендуется
определять для следующих случаев эксплуатации.
1. Взлетный вес самолета: шасси выпущено; шасси убрано (для
самолетов с убирающимся шасси). Полезная нагрузка 100%.
2. То же, но полезная нагрузка и ее расположение варьируются
(например, вес нагрузки 0%, 20%, 40% и т. д., расположение ее - в
передней части кабины, в задней части).
3. Посадочный вес самолета: шасси выпущено, топливо на
борту в количестве, необходимом на 30 мин полета при работе
двигателей на режиме максимальной продолжительной мощности. Вес
полезной нагрузки и ее расположение варьируются.
4. Самолет без нагрузки (пустой, стоит на земле). Этот случай
центровки является проверкой опрокидывания на хвост самолета,
имеющего шасси с носовой опорой.
5. Взлетный вес самолета: шасси убрано; шасси выпущено; вес
топлива максимально возможный по объему баков; полезная
нагрузка отсутствует или часть ее имитируется для центровки
балластом. Этот случай соответствует перегоночному варианту при
эксплуатации самолета.
Проектное положение центра тяжести
Для удобства эксплуатации легких гражданских самолетов
необходим широкий диапазон допустимых центровок, который может
обеспечить:
• отсутствие жестких ограничений на размещение пассажиров
и грузов;
• беспрепятственную возможность перекомпоновки
пассажирской (грузовой) кабины.
Представление о предельных значениях центровок некоторых
легких самолетов дает табл. 13.3.1.
По статистике предельно передняя центровка, допустимая в
эксплуатации,
(Хтпп)э= 0,11...0,21. (13.3.2)
423

Таблица 13.3.1
Тип
| самолета
Cessna 172
1 Cessna 177
Cessna 206
1 Cessna 337
Beechcraft B-45
Beechcraft M80
Piper PA-30C
DornierDo28-D-l
И-1Л
Як-52
|як-112
Пределы центровки в полете, % САХ|
передняя
15,6
5,0
12,2
17,3
19,0
16,0
12,0
10,7
23,0
17,0
26,0
задняя
36,5
28,0
39,4
30,9
28,0
29,9
27,8
30,8
36,0
25,0
34,0
диапазон
20,9
23,0
27,2
13,6
9,0
13,9
15,8
20,1
13,0
8,0
_8,0
По статистике предельно задняя центровка, допустимая в
эксплуатации,
(Хтпз)э= 0,25.. .0,35. (13.3.3)
Условия (13.3.2) и (13.3.3) не являются требованиями. В
каждом конкретном проекте легкого самолета конструктор
устанавливает необходимые значения предельных центровок.
Для самолета схемы «утка» центр тяжести должен
располагаться в пределах от -0,10 до - 0,206сах.
Итак, из расчетов центровки определяют и уточняют:
• положение крыла вдоль продольной оси самолета;
• параметры оперения;
• местоположение стоек шасси;
• расположение основных видов нагрузки (топлива,
пассажиров, грузов и т.п.) из условия минимального их влияния на разбежку
центровки.
Расчет положения центра тяжести
Один из возможных способов определения центровки
самолета с помощью центровочной ведомости включает следующую
последовательность.
1. На чертеже предварительной компоновки (рис. 13.3.5)
задают систему координат XOY.
424

Рис. 13.3.5. К расчету положения центра тяжести самолета:
I - положение ЦТ грузов первой группы; II - положение ЦТ грузов второй группы

2. Отмечают центры тяжести отдельных компонентов
самолета: пилотов, пассажиров, топлива, оборудования, крыла, ГО, ВО,
фюзеляжа и т.д. На данном этапе проектирование даже
приближенное задание ЦТ этих компонентов, как правило, бывает
достаточным. Рекомендуется принимать:
• положение ЦТ крыла на (0,37...0,42)Ьсах;
• положение ЦТ оперения на (0,42...0,45)£сах го или £сах во;
• положение ЦТ конструкции фюзеляжа от его носка:
самолет с одним двигателем и тянущим винтом
(0,32...0,35)£ф;
самолет с двумя двигателями на крыле - (0,38.. Д40)£ф;
• положение ЦТ топлива в центре площади топливного бака на
плановой проекции самолета;
• положение ЦТ какого-либо агрегата в центре его объема.
3. Определяют координаты центра тяжести для каждого
компонента Xi и заполняют две центровочных ведомости - для
компонентов первой и второй групп.
В первую группу включают компоненты самолета, несложное
перемещение которых относительно планера самолета может дать
существенный сдвиг центровки.
Например, для самолета с двигателем в носовой части
фюзеляжа:
группа I - двигательная установка (двигатель, воздушный винт
и т.д.) (табл. 13.3.2);
группа II - все оставшиеся компоненты (табл. 13.3.3).
Для самолета с двигателями на крыле в первую группу войдут:
крыло, топливо и двигательная установка.
Таблица 13.3.2
Наименование
[компонентов I группы
1 Двигатель
1 Воздушный винт
1 и так далее
Сумма
Вес G/, даН
Id-
Координата
(плечо) х/,м
Статический
момент G/JC/, даН-м 1
Z(G/jc/)
426

Таблица 13.3.3
Наименование
компонентов II группы
[Фюзеляж
1 Крыло
[Топливо
[и так далее
Сумма
Вес G/>
даН
НС-
Координата
(плечо) х/,м
Статический мо-
мент G/Jt/.даН-м |
l(GjXj)
4. Определение координаты ЦТ каждой из групп компонентов
самолета по формуле
v _l(GiXj)
(13.3.4)
5. Перемещением компонентов первой группы (двигательной
установки) добиваются требуемой центровки. Расстояние между
точками центров тяжести компонентов I и II групп (рис. 13.3.5) для
получения заданной центровки относительно £сах должно
составлять
/
А = С
1 +
(lG/)ll
(13.3.5)
Практика проектирования и эксплуатации самолетов
рекомендует [14]:
• чтобы в процессе расходования топлива ЦТ самолета был
постоянным или перемещался незначительно (не более 3% САХ);
• в процессе сброса полезной нагрузки (парашютистов, грузов
и т.п.) ЦТ самолета не должен перемещаться более, чем на 15%
САХ;
• после сброса полезной нагрузки ЦТ самолета не должен
перемещаться более, чем на 3% САХ.
Методы исправления центровки
Если в процессе центровки или компоновки самолета
возникает необходимость приведения его ЦТ в проектное положение, то
рекомендуется:
а) сдвинуть крыло по оси Х\
427

б) изменить координаты установки отдельных агрегатов;
в) изменить стреловидность крыла (до 5°).
13.4. ОСНОВЫ КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВОЙ
компоновки
Главная цель конструктивно-силовой компоновки самолета
заключается в разработке его конструктивно-силовой схемы,
согласованной с аэродинамической и объемно-весовой компоновками. Так
как детальная проработка конструкции самолета не является
задачей предварительного проектирования, то результатом
конструктивно-силовой компоновки можно считать чертеж директивной
силовой схемы самолета, на котором изображены концепции силовых
схем агрегатов и их взаимная увязка. Под концепцией силовой
схемы агрегата здесь понимается принципиальная схема расположения
только основных силовых элементов его продольного и
поперечного набора (оси лонжеронов, стенок, балок и бимсов, а также оси
силовых нервюр и силовых шпангоутов). Эти концепции силовых
схем агрегатов в дальнейшем могут стать основой для
оптимизационных и параметрических исследований, направленных на поиск
рациональной конструктивно-силовой схемы самолета в целом.
Далее приведены основные принципы и рекомендации для
проектирования силовых конструкций, которыми следует
руководствоваться при разработке силовой схемы самолета. Большинство
этих рекомендаций носит общий характер и в некоторых случаях
противоречивый.
Общие принципы проектирования силовых
конструкций
Принцип специализации -для восприятия нагрузок
определенного вида в конструкции должны использоваться
специальные, наиболее целесообразные силовые элементы.
Принцип многофункциональности состоит в том, чтобы
одни и те же силовые элементы использовались для передачи
разных нагрузок. Этот принцип противоположен принципу
специализации, но не отрицает его, а дополняет.
428

Принцип прямоточности требует передачи сил по
кратчайшим путям. Разновидностями этого принципа можно считать:
принцип разгрузки;
принцип замыкания силового контура;
принцип компактности, т.е. экономия поверхности, объема,
длин, а также числа конструктивных элементов.
Принцип равнонапряженности предусматривает
равномерное распределение силовых потоков и напряжений в
конструкции. Следующие приемы реализуют этот принцип:
передача сосредоточенной силы в виде распределенной
нагрузки;
исключение концентраторов напряжений;
обеспечение равнопрочности и равноустойчивости;
использование максимального контура конструкции при
кручении;
использование возможно большей строительной высоты
конструкции при ее изгибе;
предпочтение в передаче нагрузок растяжением-сжатием перед
изгибом.
Принцип оптимальности заключается в обеспечении с
позиции заданного критерия (например, веса конструкции)
оптимального соответствия размеров и форм силовых элементов
конструкции величине и характеру действующих на них нагрузок.
Рекомендации для конструктивно-силовой
компоновки
При разработке концепции силовой схемы крыла, фюзеляжа и
оперения ограничиваются определением расположения лонжеронов,
стенок, балок и бимсов, а также силовых нервюр и силовых
шпангоутов. В процессе компоновки указанных элементов необходимо
выполнить увязку силовых схем, заключающуюся в следующем:
а) балочные элементы крыла (лонжероны, балки и стенки)
должны опираться на силовые шпангоуты фюзеляжа;
б) балочные элементы оперения (лонжероны, балки и стенки)
должны опираться на силовые шпангоуты фюзеляжа;
в) узлы крепления стоек шасси должны опираться на
усиленные элементы (силовые нервюры, силовые шпангоуты, стенки ниши
шасси).
429

Для уменьшения нагрузок на конструкцию целесообразно:
а) размещать сосредоточенные грузы в фюзеляже возможно
ближе к центру тяжести для уменьшения инерционных нагрузок;
б) избегать установки сосредоточенных грузов на крыло за
осью жесткости, так как это может привести к флаттеру;
в) при установке шасси на крыле так выбирать его положение,
чтобы нагрузки, возникающие при посадке, не были для крыла
критичнее, чем нагрузки в полете;
г) использовать стойки шасси минимальной длины;
д) уменьшать нагрузки на хвостовое оперение путем
увеличения его плеча;
е) не крепить сосредоточенные грузы и узлы шасси консольно
к шпангоутам или нервюрам.
13.5. КОМПОНОВКА ВИНТОВ НА
САМОЛЕТЕ
На чертеже общего вида и компоновочном чертеже самолета
винт вычерчивается в принятом масштабе на всех проекциях,
причем допускаются отступления от обычных правил согласования
проекций. На боковом виде самолета винт вычерчивают таким
образом, чтобы одна из лопастей была направлена вертикально вниз.
Это необходимо для нанесения на чертеж размера от конца винта до
земли.
В плане принято вычерчивать винт горизонтально. На виде
спереди для определения деталей, обдуваемых винтом, кроме
проекции винта, проводят окружность, проходящую через концы
лопастей. Расположение винта здесь допускается любое; иногда лопасти
немного наклоняют от вертикали для того, чтобы не затемнять
находящихся за ними деталей фюзеляжа, шасси, крыла. По этой же
причине винт на виде спереди иногда вовсе не вычерчивают.
К установке винтов на самолете существуют следующие
требования (см. также АП 23.925).
1. Должен быть обеспечен зазор не менее 178 мм (для
самолетов с носовой стойкой шасси) и 229 мм (для самолетов с хвостовой
опорой) между каждым вином и землей при выпущенных стойках
430

у*у////////Ш
Рис. 13.5.1. Практически минимальное
расстояние от конца винта до земли и зазор
между капотом и винтом
шасси в статических
условиях, при разбеге или
при рулежке в
зависимости от того, какая
ситуация более критична
(рис. 13.5.1).
2. В дополнение к
этому должен быть
обеспечен
гарантированный зазор между
винтом и землей во
взлетном положении
при полностью спущенном критическом пневматике шасси и
полностью выбранном ходе амортизатора этой же стойки.
3. Должны быть обеспечены:
• минимальный радиальный зазор не менее 25,4 мм между
концами лопастей и конструкцией плюс любой дополнительный
зазор, необходимый для компенсации возможных вибраций;
• продольные зазоры не менее 12,7 мм между лопастями или
коком винта и неподвижными частями самолета.
Указанные выше величины являются минимальными; для
ограничения шума в кабине желательно обеспечивать зазор между
концами лопастей и
фюзеляжем не менее
100 мм плюс 16,5 мм
на каждые ЮОл.с.
одного двигателя
(рис. 13.5.2).
Необходимо помнить, что в
случае роста
мощности двигателя
оптимальный диаметр
винта соответственно
возрастает.
4. Расстояние между смежными вращающимися винтами при
виде спереди должно быть не менее 230 мм (рис. 13.5.3), наложение
полей винтов друг на друга не рекомендуется, хотя это трудновы-
Рис. 13.5.2. Практически минимальные
расстояния от конца винта до фюзеляжа
431

Рис. 13.5.3. Практически минимальное
расстояние между концами винтов
250 полнимо на самолетах
укороченного взлета с отклонением
спутных струй.
5. Другие важные
требования (АП 23.771)
указывают, что экипаж и основные
органы управления, за
исключением проводки (тросов и
тяг), должны размещаться
таким образом, чтобы ни один
из членов экипажа и сами эти
органы не располагались в
плоскости диска винта, отклоненной
вперед и назад на 5°. Графически
это требование представлено на
рис. 13.5.4 и на практике является
важным условием для
размещения винтов и для компоновки
кабины.
Необходимо избегать
размещения пассажиров в указанной
зоне. Рекомендуется, чтобы
грузовые отделения, туалеты и т.п.
не попадали в плоскость
вращения винтов. Винты не следует
располагать вблизи дверей
кабины. Фюзеляж должен быть усилен в местах возможного удара
кусков льда, срывающихся с винта.
6. Когда направление потока не перпендикулярно плоскости
вращения винта, лопасти подвергаются воздействию переменных
нагрузок с периодом, равным времени оборота. Эти периодические
нагрузки могут быть уменьшены путем соответствующего выбора
установочного угла по отношению к крылу.
7. Каждый толкающий воздушный винт (например, схема
самолета Як-58 в приложении 3) должен быть маркирован, чтобы он
был хорошо виден при вращении на земле в дневное время.
Рис. 13.5.4. Недопустимая зона для
размещения экипажа и органов
управления
432

8. Если выхлопные газы двигателя попадают в плоскость
вращения толкающего воздушного винта, должно быть доказано
испытаниями, что воздушный винт может эксплуатироваться
продолжительное время.
9. Все капоты двигателя, смотровые лючки и другие съемные
элементы конструкции самолета не должны отделяться от самолета
и попадать во вращающийся толкающий воздушный винт.
10. Все поверхности самолета впереди толкающего
воздушного винта, способные накапливать и сбрасывать лед, который
попадет в плоскость вращения этого винта, должны быть защищены от
обледенения, либо оторвавшийся лед не должен приводить к
возникновению опасных условий.
Глава 14
О ХУДОЖЕСТВЕННОМ
КОНСТРУИРОВАНИИ ЛЕГКИХ
САМОЛЕТОВ
Значительная часть легких гражданских самолетов находится в
личном пользовании. По аналогии с личными автомобилями для
повышения конкурентоспособности легкого самолета необходима
отработка его дизайна.
В данной работе не ставится цель изложить систему
художественного конструирования легких самолетов. Насколько известно,
этой системы пока нет. Цель работы - привести некоторые
основные понятия и обратить внимание проектировщиков на
необходимость приобретения соответствующих знаний и применения их при
проектировании легких самолетов.
При проектировании легкого самолета результаты
оптимизации его параметров по экономическим критериям свидетельствуют
о весьма малой «глубине оптимума». Почти все параметры самоле-
433

та, включая размах, сужение и площадь крыла, плечо оперения и
т.д., без существенного влияния на летные данные можно менять в
пределах ±5% и более. В этой ситуации целесообразным может
быть принятие решения исходя из требований эстетического
восприятия самолета его владельцем, пилотами и пассажирами. Кроме
того, легкий самолет (как и личный автомобиль) должен быть не
только красивым, современным, но и отличаться
индивидуальностью своей формы от других, уже существующих моделей. Решить
такую проблему можно с помощью художественного
конструирования - метода, позволяющего определить форму самолета,
которая, в свою очередь, должна раскрыть структурные и
функциональные связи его отдельных частей, превратив их в единую систему.
Форма - основа дизайна
Начиная с первых шагов авиации, в форме и конструкции
самолета стали появляться черты, отражающие определенный
фирменный стиль его конструктора.
Огромное влияние на форму самолета оказывает появление
новых технологий, новых конструкционных материалов. И
наоборот, поиск новых форм ведет к поиску новых технологий. Так, при
изготовлении конструкции самолета из дерева форма его будет
диктоваться формой брусьев и их соединений. Самолеты,
изготовленные из металла, имеют другие очертания. В них немаловажное
значение будет иметь технология изготовления отдельных деталей:
штампованные, клепаные, сварные. Применение композиционных
материалов и пластмасс дает почти неограниченные возможности
формообразования.
Если на заре авиации самолет представлял собой сумму
отдельных элементов, собранных вместе, то постепенно в его облике
появляются черты целостной законченной композиции.
Резким скачком был переход от открытой кабины к закрытой.
И можно сказать, что вместе с закрытой кабиной пришло в
самолетостроение художественное конструирование (дизайн). Теперь у
самолетов форма как будто упростилась, но она стала требовать
более тщательной проработки.
Если прежние формы самолета мог создавать инженер,
обладавший художественным вкусом, то при резком возрастании компо-
434

зиционной целостности формы для ее проработки требуется
дизайнер. В настоящее время легкий самолет как будто исчерпал
возможности развития. Форма самолета стала максимально
соответствовать его функции - с возможно большей скоростью и комфортом
перемещать человека, обеспечив необходимую безопасность.
Авиационные фирмы, а также небольшие конструкторские бюро ищут и
находят свое решение формы, как правило, только благодаря
тщательной ее проработки.
Чтобы решать вопросы формообразования на современном
уровне, необходима серьезная теоретическая и практическая
подготовка. В процессе обучения будущие конструкторы такой
подготовки не получают. Поэтому в большинстве случаев при
проектировании легких самолетов поиск формы происходит интуитивно путем
сравнения своих разработок с существующими современными
моделями.
О теории композиции
В теории композиции дизайна существуют свои
закономерности. Это, в первую очередь, общие закономерности
формообразования, категории композиции, свойства и качество, а также средства
гармонизации формы. Чтобы технический объект был эстетически
совершенным, его форма должна наиболее полно отвечать
функциональному назначению. Однако сама функция не остается
постоянной и претерпевает изменения вместе с развитием формы.
Категории раскрывают основные закономерности в
композиции. Другие связи в ней раскрывают такие понятия, как свойства и
качество. К свойствам и качеству относятся: целостность формы,
соподчиненность ее частей и элементов, композиционное
равновесие, симметрия и асимметрия, статичность и динамичность,
единство характера формы. Уже в самом названии этих закономерностей
заложено их понятие. Целостность и соподчиненность теснейшим
образом связаны друг с другом, так как любая композиция основана
на соподчинении главных (доминирующих) и менее значимых
элементов. Чем гармоничнее форма, тем она целостнее и легче
воспринимается глазом человека. Расчлененная, раздробленная форма
требует много времени на ее осмысление и воспринимается как
некрасивая. Понятие композиционного равновесия для легких самолетов
435

теснейшим образом связано с их статическим и динамическим
равновесием, положением центра тяжести и распределением массы по
осям.
Технические объекты высокого эстетического уровня
обязательно обладают единством характера формы. Это понятие, близкое
к такому, как фирменный стиль, и является совокупностью чисто
индивидуальных черт, отличающих формы технических объектов,
созданных в одно и то же время. Единство характера формы имеет
большое значение для легких самолетов.
В теории композиции существуют категории: тектоника и
объемно-пространственная структура.
Тектоникой называют зримое отражение в форме работы
конструкции и организации материала. Она связывает две важнейшие
характеристики объекта: его конструктивную основу и форму. Все
элементы конструкции должны работать, воспринимать нагрузки;
только тогда правильно раскрывается ее тектоника. В форме
технического объекта не должно быть элементов, не несущих нагрузки,
не выполняющих какую-либо функцию.
Соотношение объема и пространства без учета материала
говорит об объемно-пространственной структуре объекта - структуре
организованной, а не хаотичной.
При работе над формой любого технического объекта, чтобы
решить композиционные задачи и раскрыть его свойства,
необходимо умело использовать средства композиции (средства, с
помощью которых добиваются эстетической выразительности). К таким
средствам гармонизации формы относятся: композиционный прием,
пропорции и пропорционирование, масштаб и масштабность,
контраст, нюанс, метрический и ритмический повторы, цвет, тени и
пластика. Все это как бы своеобразный инструмент дизайнера,
помогающий ему достичь эстетического совершенства.
При поиске своей формы любой проектировщик перебирает
множество вариантов. Чтобы сократить время на поиск формы,
надо с самого начала выявить идею композиции, т.е. тот прием,
который затем будет развит дальнейшими средствами композиции.
Пропорции и пропорционирование - одно из важнейших
средств организации формы. Инженерная проработка конструкции
идет одновременно с художественной отработкой формы, а поэтому
436

пропорциональный строй, соразмерность частей и целого служат
важной проверкой совершенства технического объекта.
Соотношения элементов формы надо подбирать, используя гармоничные
пропорциональные геометрические отношения.
Самолет создается для человека, а поэтому размеры его
должны соответствовать размерам тела человека. Эта соразмерность
технического объекта с человеком носит в теории композиции
название - масштаб. Чтобы показать масштаб, художник-конструктор
обычно рядом с рисунком изделия изображает фигурку человека.
Масштаб самым непосредственным образом связан с пропорциони-
рованием.
Два других понятия: контраст и нюанс позволяют художнику-
конструктору более успешно решать свои композиционные задачи.
Контраст - это противопоставление двух начал. Он делает форму
заметной, выделяя ее среди других, активизирует форму. Но в
композиции необходимо соблюдать определенную меру и умело
пользоваться контрастом, дополняя его нюансной проработкой. Без
этого форма может оказаться жестко примитивной. Если форма,
лишенная контраста, маловыразительна, то форма, не дополненная
тонкими нюансными отношениями, неизбежно окажется грубой.
Членение элементов формы (объемов, поверхностей, линий) с
определенной закономерностью создает либо метрический повтор,
либо ритм. Метрический повтор - это неоднократное, с одинаковым
интервалом повторение какого-либо элемента. Однако применение
метрического повтора большей частью позволяет подчеркнуть
статичность технического объекта, а поэтому в форме самолета
применятся редко.
Чаще используется при формообразовании такое средство, как
ритм. Ритм - это постепенное количественное изменение
чередующихся элементов. Ритм задает форме активное композиционное
движение и помогает художнику-конструктору подчеркнуть
динамичность формы и ее композиционное равновесие.
Следующим средством гармонизации формы является цвет,
хотя его значение как средства гармонизации еще мало изучено. Но
цвет играет большую роль в области техники. Цвет используется не
только как средство композиции, но и как средство
психофизиологического комфорта, а также как средство информации. Он
позволяет активизировать другие средства композиции. Им можно
подчеркнуть контраст и, наоборот, выполнить нюансную проработку,
437

выделить метрический повтор и подчеркнуть ритм. Цвет - это
средство в развитие и дополнение идей композиции. В то же время цвет
- одно из самых субъективных средств композиции. Применяя цвет,
следует подумать, какое воздействие на форму он будет оказывать.
Неумелое использование цвета может привести к разрушению
целостности композиции.
Следующее понятие - пластика формы. Она характеризует
особенности объемно-пространственной структуры, определяя ее
рельефность, глубинность, насыщенность светом и тенями, ее
пластичность и скульптурность. Очень важно, чтобы на форме хорошо
выражалась светотеневая структура. При проектировании и
изготовлении необходимо уточнить ее действие на форму. Не нарушит
ли она объемно-пространственную структуру всего технического
объекта, как пройдут блики по его внешней поверхности. Это очень
сложная и важная задача при создании формы самолета.
Поверхность самолета не может состоять из простых геометрических форм
- плоских поверхностей, прямых линий, пирамид. Но при
разработке сложных поверхностей нельзя не учитывать влияния световых
бликов, световых линий. Блики сразу выявят дефекты поверхности,
а световая линия - правильный выбор сложной поверхности. При
разработке сложной поверхности световой блик и световая линия
являются самым лучшим контролером. Поэтому, построив макет
(модель) самолета, тщательно отработав его поверхность, его
освещают с разных сторон и проверяют по световым бликам и линиям
правильность построения сложных поверхностей.
Если в форме самолета используется линия значительной
длины, то со стороны она будет казаться искривленной. Точно так же
значительные поверхности, образованные плоскостью, будут
казаться вогнутыми. Все это требует при выполнении формы самолета
пользоваться лекальными кривыми.
Художественно-конструкторская проработка самолета не
должна ограничиваться его внешней формой. Эстетической
проработке следует подвергнуть элементы рабочего места пилота и
внутреннее пространство кабины. Весь интерьер и все элементы
рабочего места пилота должны быть взаимосвязаны принципом целостной
организации объемно-пространственной структуры и выполнены с
учетом закономерностей композиции.
438

Часть 5 I ОЦЕНКА
ХАРАКТЕРИСТИК
САМОЛЕТА
Материалы предыдущих частей позволяют в первом
приближении выполнить предварительный проект самолета.
Следующим шагом является анализ основных данных и
летных свойств проектируемого самолета с целью проверки их
соответствия требованиям ТЗ и НЛГС.
Хотя многие характеристики самолета достоверно могут быть
определены только после его детальной проработки и испытаний,
некоторые из характеристик, такие, как весовые характеристики,
крейсерские параметры (скорость, дальность), взлетно-посадочные
характеристики и некоторые летные ограничения, могут быть
оценены в начальной стадии. Возможные для такой оценки поверочные
методы и формулы приведены в данной части.
Аэродинамические характеристики проектируемого самолета
рассчитываются по методам гл. 15. Весовые формулы приведены в
гл. 16. Методы определения летных характеристик - в гл. 17.
Глава 15
РАСЧЕТ ПОЛЯР ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
Наиболее надежным способом получения необходимой для
аэродинамического расчета поляры самолета является испытание
модели самолета в аэродинамической трубе или в полете при
условиях, соответствующих полету самолета в воздухе.
Однако (особенно в начале проектирования самолета)
результаты таких испытаний имеются не всегда. Поэтому приходится
прибегать к теоретическому расчету, несмотря на всю его приближенность.
439

15.1. АНАЛИТИЧЕСКОЕ ВЫРАЖЕНИЕ
ПОЛЯРЫ
В теоретических расчетах поляра самолета представляется, как
правило, в одном из двух вариантов:
(15.1.1)
вариант 1
вариант 2 -
-сх
сх--
=сх
Г2
кке
(СУ~
" Сх min +
'£±
.£_
(15.1.2)
кке
где сх 0 ~~ коэффициент лобового сопротивления при нулевой
подъемной силе Су = 0;
Суо - коэффициент подъемной силы, соответствующий Сх min-
Если С у о = 0, то С* min = С* о- В первом приближении
принимается Cv о = (0,05...0,15) зависит от профиля, аэродинамической и
геометрической крутки крыла;
е - коэффициент Освальда, учитывающий отклонение эпюры
распределения подъемной силы от эллиптической формы, а также
увеличение профильного сопротивления крыла, фюзеляжа,
оперения, гондол и сопротивления от различных эффектов
интерференции с изменением угла атаки.
Ориентировочное значение коэффициента Освальда по
данным работы [70] составляет0,80...0,85.
Точный расчет коэффициента Освальда на этапе
предварительного проектирования практически неосуществим, однако для
его оценки используют приближенные формулы, например:
Формула 1 (формула Бреге)
е = ? . (15.1.3)
1+0,025-^
Этот вариант принят в данной работе в качестве основного выражения
для поляры самолета.
440

Формула 2, полученная по результатам обработки
экспериментальных данных для нестреловидных крыльев (х < 15°),
е = 1-0,0218 X. (15.1.4)
Формула 3 (формула Шренка) - для сравнительной оценки
эффективности применения концевых шайб
1
е = -
• + Йк.
(15.1.5)
1 + 0,04 X
гДе Лк.ш = /I " относительная высота концевой шайбы.
Примечание. Произведение коэффициента Освальда и геометрического
удлинения крыла называют эффективным удлинением крыла А,эф = е-Х.
Аналитическое выражение поляры хотя и является
приближением, наиболее грубым при больших углах атаки, весьма удобно
для получения приближенных формул, с помощью которых можно
быстро определять основные летные характеристики самолета при
предварительных расчетах.
Поляру самолета рекомендуется строить в следующей
последовательности:
1) определить коэффициент Су max и построить зависимость
Ф = Да);
2) определить коэффициент лобового сопротивления Сх о»
3) оформить дальнейший расчет поляры в виде табл. 15.1.1.
Таблица 15.1.1
Су
с2
1 СУ
_Су
Сх i ~ л
1 ШК
\ CX = CXQ + Cxi
0
0,1
0,2
0,3
0,4
0,5
Су max |
441

15.2. НЕСУЩАЯ СПОСОБНОСТЬ
САМОЛЕТА
Несущая способность самолета определяется зависимостью
коэффициента подъемной силы от угла атаки Су = Да).
Предполагается, что подъемная сила от фюзеляжа в первом приближении равна
подъемной силе центроплана крыла при отсутствии фюзеляжа.
Другими составляющими (например, подъемной силой горизонтального
оперения) пренебрегают. Следовательно, для легких дозвуковых
самолетов можно принять, что подъемная сила создается крылом с
полной площадью.
15.2.1. ПОЛЕТНАЯ КОНФИГУРАЦИЯ
САМОЛЕТА
Построение зависимости
Су=Ло) осуществляется по
характерным ее точкам,
определяемых углами (рис. 15.2.1):
осо - угол атаки, при
котором Су = 0;
«не " Угол атаки начала
срыва потока с крыла, при
котором нарушается линейность
кривой Су = Да);
акр ~ критический угол
атаки, при котором Су = СУтм-
су
'У max
п
^у нс
Да .
^ч"
а
аь
ак
CLq u.hc и>кр
Рис. 15.2.1. К построению
зависимости Су =/((# крыла без
механизации
Определение угла атаки а0
Угол атаки крыла осо определяется известным выражением:
(хо=ао/+аот. (15.2.1)
Здесь угол атаки ао у зависит от кривизны профилей крыла и
определяется по их характеристикам. Угол атаки аот зависит от
442

крутки крыла и определяется по методикам, опубликованным в
специальной литературе.
В первом приближении можно допустить осо~ссопр> приняв
величину осопр по данным выбранного профиля, результатам
продувок модели крыла или по эмпирической зависимости:
осопР = -(86...95)7. (15.2.2)
Определение Су max
Максимальный коэффициент подъемной силы крыла
определяется на основании предположения о том, что он достигается,
когда коэффициенты подъемной силы локальных сечений по размаху
крыла равны местному Cv max пр Для соответствующего профиля.
Максимальный коэффициент подъемной силы крыла большого
удлинения без механизации может определяться различными
методами.
Метод 1 основан на результатах продувок модели крыла.
Пренебрегая различного рода поправками, можно принять для
крыла проектируемого самолета
Су max — Су max мод» (15.2.3)
где су max мод " коэффициент Су тах> полученный по данным
продувки модели крыла с выбранным профилем (см. приложение 7).
При аэродинамических экспериментах, как правило, удлинение
модели прямоугольного крыла (п = 1) без крутки составляет X = 5...6.
Метод 2 основан на определении коэффициента CVmax КРЫ~
ла проектируемого самолета с помощью данных о максимальном
коэффициенте подъемной силы профиля крыла Су max пр-
Для крыльев без крутки наиболее известными являются:
а) формула работы [52]
Cymax=0,5Cymaxrip/:n(l4-cosx), (15.2.4)
где kj) - коэффициент, зависящий от сужения крыла,
П 1 2 3 4
кц 0,90 0,94 0,93 0,92
443

б) формула работы [70]
_ т \Су max пр'корн+'Су max пр'конц /,/-~,-ч
Су max = ks— " cos*, (15.2.5)
где jtj = 0,88 для Т| = 1 и 0,95 для сужающегося крыла; нижние
индексы «корн» и «конц» относятся к профилю в корне и на конце
крыла соответственно.
Примечание. Максимальное значение коэффициента подъемной силы
профиля Су max пр может приниматься по данным выбранного профиля или по
данным рис. 9.6.3, рис. 15.2.2 [39].
Су max пр
i,6
1,4
1,2
1,0
°'80,04 0,08 0,12 0,16 0,20 с
Рис. 15.2.2. Зависимость Су max пр от относительной толщины и
относительной кривизны профиля (~хс = 0,25; X/ = 0,4):
1 - симметричный профиль; 2- f = 0,02; 3- f = 0,04;4- f = 0,06
4t
3/
1
/1
r 2
у
f
^
+-—*
^
=^
^
^
Л
s.
v
\
Порядок расчета и построения
зависимости Су =/(а)
1. Определяется производная Су, например, по известной
формуле:
с« = 2я^2^, (1/радиан).
7 2 + Х
(15.2.6)
444

2. Вычисляется значение коэффициента подъемной силы,
соответствующего углу атаки осНс»
Сунс=0,85Сз,тах- (15-2-7>
3. Рассчитывается значение угла атаки
аНс = ао + ^£57,3 . (15.2.8)
Су
4. Определяется значение критического угла атаки
аКр = осо+^21^157,34-Аа , (15.2.9)
Су
где Да =1...2° (рис. 15.2.1).
5. Линейная часть зависимости Су = f(oC) (рис. 15.2.1)
проводится по двум точкам с координатами:
первая- а =осо> Су = 0;
вторая - а = анс» Су = Су Нс •
6. Далее на графике отмечают точку с координатами а = аКр'
Су = Су max и с помощью лекала проводят кривую через эту точку
и точку с координатами ((ХнсСунс)» плавно переходящую в
прямую в точке с координатами ((ХнсСунс)» и имеЮ1ДУю максимум в
точке (акр» Су max)-
15.2.2. КРЫЛО С МЕХАНИЗАЦИЕЙ
Здесь предлагается метод построения приближенной
зависимости Cy=J{a) для прямого крыла большого удлинения (А,>4) с
механизацией (закрылки и предкрылки). Суть метода
иллюстрируется рис. 15.2.3. Кривая 2 (крыло с механизацией) на рис. 15.2.3
смещается вверх относительно исходной кривой 7 (крыло без
механизации). Кривая 2, как и кривая 7, имеет линейный участок
значительной протяженности. Как правило, принимается допущение, что
наклон кривой 2 на линейном участке равен наклону кривой 7,
форма кривых в окрестности критического угла атаки крыла с
выпущенной и убранной механизацией аналогичны.
445

^у max мех
Я,
АСу(0)
1
ъ
У
Y,
X
1
"\ .
'
с
\
А<-у max
i
^max
0
a
Указанные
допущения позволяют принять
следующую схему
приближенного определения
Су =Да) для крыла с
механизацией в
выпущенном положении.
1. Считается
известной зависимость Су = Да)
для крыла в полетной
конфигурации и,
следовательно, известны: a ,
&кр» Су max-
2. Приращение мак-
ициента подъемной силы при выпуске закрылка
АзСутах=Л5Бз5кр.зС>с08Хср, (15.2.10)
где £3 -среднее значение относительной хорды закрылков на крыле
проектируемого самолета;
5крз -относительная площадь крыла, обслуживаемая
закрылками (определяется по чертежу проектируемого самолета);
&5 ~ коэффициент, зависящий от типа закрылка и угла
отклонения закрылка 53- Его вели-
Рис. 15.2.3. К построению зависимости
Cy=f(a):
1 - крыло без механизации;
2 - крыло с механизацией
симального коэа
Таблица 15.2.1
Тип закрылка
Простой
Однощелевой
Двухщелевой
Фаулер однощелевой
Фаулер двухщелевой
Коэффициент jt5
взлет
0,34
0,45
0,63
0,70
0,79
посадка
0,52
0,65
1,01
133
1,49
чина приведена в табл. 15.2.1
для среднестатистических
значений углов отклонения
закрылков;
ХСр ~Угап
стреловидности линии 0,5 хорд крыла
проектируемого самолета.
Примечание. Угол
стреловидности линии 0,5 хорд крыла может
быть определен из соотношения
tgX,
ср
2(л-1
= tgx -т
Цг\+\
446

3. Приращение коэффициента подъемной силы при нулевом
угле атаки ДСу(О) (рис. 15.2.3) определяется по формуле
АСу(0) =*0ЛзСутах> (15.2.11)
где коэффициент ко учитывает влияние многочисленных факторов
и имеет значение 1,25 ... 1,40 для крыльев, имеющих
относительную толщину более 0,10.
4. Если применяется механизация передней кромки
(предкрылок или (и) щиток Крюгера), то приращение максимального
коэффициента подъемной силы при ее выпуске
AnC^max^nfcosx)2, (15.2.12)
где коэффициент jfcn имеет следующие значения: 0,3 - для щитков
Крюгера и 0,4 -для щелевых предкрылков.
Примечание. При отсутствии механизации передней кромки - &п = 0.
Выражение (15.2.12) справедливо при условии расположения
предкрылка по всему размаху крыла - от борта фюзеляжа до концов
крыла. Если площадь крыла, обслуживаемая предкрылками
(щитками Крюгера) менее 0,4, то кп = 0-
5. Приращение максимального коэффициента подъемной силы
при выпуске механизации вычисляется по формуле
АС у max мех = Аз Су max "** An С у max • (1 J.Z.IJ)
6. Построение зависимости Cy=J{a) при выпуске механизации
(как во взлетной, так и для посадочной конфигураций) выполняется
с помощью рис. 15.2.3 и при этом максимальное значение
коэффициента Су крыла с выпущенной механизацией вычисляется по формуле
Су max мех = Су max + АС у max мех • \' b.z. 14)
Построение зависимости Cy=J{a) для крыла с выпущенной
механизацией (кривая 2 на рис. 15.2.3) удобно выполнять
графическим способом с помощью прозрачной кальки, перенося кривую 1
исходной зависимости Су =/(ос) крыла без механизации таким
образом, чтобы в новом положении одновременно выполнялись
следующие три условия (рис. 15.2.3):
1) кривая 2 проходит через точку а;
447

Cvk
Рис 15.2.4. Зависимости Су =f(a):
1 - механизация крыла в
убранном положении;
2 - взлетное положение
механизации крыла;
3 - посадочное положение
механизации
2) линейные участки
кривых 7 и 2 параллельны;
3) вершина кривой 2
касается прямой be.
Применяя изложенную
методику для взлетного и
посадочного положения механизации,
получают зависимости Су=Да),
например, на рис. 15.2.4.
Пример 15.2.1. Для
самолета типа Cessna 172 вычислить
коэффициент Су max пос ПРИ
следующих исходных данных:
крыло имеет удлинение 7,52,
сужение 1,48, стреловидность 0°
и профиль NACA 2412; по
данным профиля
-у max
=с
у max мод
= 1,58.
Механизация крыла - однощелевой закрылок с относительной
хордой 0,33, угол отклонения закрылка в посадочном положении 40°.
Относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылком, равна 0,46.
Расчет. 1. Определяется производная Су (формула (15.2.6))
у 2 + \ 2 + 7,52 рад
2. Принимается по табл. 15.2.1 для однощелевого закрылка в
посадочном положении ^5 = 0,65.
3. Вычисляется приращение Су max ПРИ выпуске закрылка в
посадочное положение (формула (15.2.10))
Аз Су max пос = Ш3 5кр.з С$ cos^ = 0,65 • 0,33 • 0,46 • 4,96 • 1 = 0,49.
4. Предкрылок отсутствует и поэтому АиСу max = 0-
5. Определяется приращение Су max ПРИ выпуске механизации
в посадочное положение (формула (15.2.13))
448

АС у max пос "" Аз Су max пос "** Лп Су max ~~ ОДУ + U — 0,49.
6. Вычисляется Су max пос крыла по формуле (15.2.14)
Су max пос = Су max + АС у max пос = Ь5о 4-0,49 = 2,07.
7. Прототип (Cessna 172) имеет в посадочной конфигурации
Су max пос = 2Л0.
Таким образом, в данном примере погрешность определения
Су max пос по предложенной методике не превышает 2%.
15.3. СОПРОТИВЛЕНИЕ САМОЛЕТА В
ПОЛЕТНОЙ КОНФИГУРАЦИИ
15.3.1. ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ ОЦЕНКА
Величина коэффициента сопротивления С* о ДЛ* легких
самолетов составляет [70]:
0,022.. .0,028 - для двухмоторных самолетов,
0,020...0,038 -для одномоторных самолетов с убирающимся
шасси,
0,025.. .0,040 - для одномоторных самолетов с неубирающимся
шасси.
Для предварительной оценки аэродинамических характеристик
самолета здесь предлагается два способа.
Способ 1. Предлагается следующая расчетная формула:
С,о = *(С/)планерр0с8~1 + АС,ш, (15.3.1)
где к и Р - статистические коэффициенты (табл. 15.3.1);
ACjc ш =0,015...0,025, если шасси неубирающееся (меньшие
значения соответствуют шасси с обтекателями стоек и колес), если на
самолете шасси убирающееся, то АСХ ш = 0;
2
(С/)Планер - коэффициент трения 1 м омываемой поверхности
планера (крыло, фюзеляж, оперение, мотогондолы) (табл. 15.3.1);
449

Таблица 15.3.1
Число
двигателей
1хПД
2хПД
[ 2хТВД
{С f) планер
0,0055...0,0065
0,0045...0,0055
к
1,71
1,06
0,144
Р
0,515
0,563
0,810
Примечание
Go ^ 3200 даН
1800<£0<5700даН
Со^5700даН
Примечание. Размерности в формуле (15.3.1): взлетный вес Go» АаН^
удельная нагрузка на крыло /?q, даН/м2.
Пример 15.3.1. Определить расчетное значение
коэффициента CjcO самолета типа Як-18Т, который имеет следующие
характеристики (см. приложение 2 и приложение 3, а также работу [57]):
взлетный вес 1500даН; удельная нагрузка на крыло 79,8 даН/м ;
стойки шасси убираются в обводы самолета. Фактическое значение
Сх 0 = 0,026.
Расчет. В формуле (15.3.1) коэффициент ДС;сш = 0 - шасси
убирающееся
СЛо = ^С/)планер^о4"1 + АС.Гш = 1.710,006-79,81500а515-1,
Сх о = 0,0235.
Таким образом, для данного примера погрешность составляет
0,0235-0,026,
Д = -
0,026
-100% = -9,6%,
что можно считать приемлемой ошибкой для предварительных
оценок при минимальном объеме информации.
Способ 2. Для предварительных оценок можно
рекомендовать данные табл. 15.3.2. В этом случае
C,o = C,Kp + (W5...UO)-^,
(15.3.2)
где ZC.rS представляет собой сумму произведений CXS для всех
ненесущих частей самолета, определенных по табл. 15.3.2, а
коэффициент (1,05... 1,10) учитывает лобовое сопротивление мелких
частей самолета.
450

Таблица 15.3.2
Наименование
[ 1. Минимальное профильное сопротивление
крыльев умеренной кривизны:
относительная толщина 9%
относительная толщина 12%
относительная толщина 15%
относительная толщина 18%
Для поверхностей крыла с выступающими
заклепками добавляется 10%
1 Для подкосного крыла добавляется 10... 15%
12. Фюзеляжи с плавно заостренным носом без
мотора А,ф = 6
Ьф = 7
k(b = 8
13. Фюзеляжи с моторами жидкостного
охлаждения без радиаторов А^ = 6
Ьф = 7
14. Фюзеляжи с моторами воздушного
охлаждения с капотами Х,ф = 5
А,ф = 6
Хф = 7
5. Радиаторы в капоте
6. Хвостовое оперение: тонкое
средней толщины
средней толщины, включая подкосы и расчалки
7. Труба диаметром 25мм
50мм
75мм
1 ЮОмм
1 8. Профил
1 '
1
ированные подкосы (стойки):
i b/d=3 </ = 20мм
-TK^w- </ = 30мм
jeSuS^T </ = 40мм
J I) J */ = 50мм
'* *' </ = 75мм
сх
0,0088
0,0095
0,0105
0,0117
0,07
0,08
0,09
0,08
0,09
0,10
0,12
0,13
0,14
0,4
0,014
0,016
0,024
0,026
0,052
0,078
0,105
0,0010
0,0016
0,0022
0,0026
0,0035
Характерная
площадь
Площадь 1
крыла
S
Площадь
миделя
фюзеляжа
5ф J
Площадь
миделя
фюзеляжа
5ф
Площадь
миделя
фюзеляжа
5ф
Мидель
радиатора
О ро "*" О во
Отнесено к
1 метру длины
трубы
Отнесено к
1 метру длины
подкоса
451

Окончание табл. 15.3.2
Наименование
9. Колеса с обтекателями
10. Колеса без обтекателей
11. Моторные гондолы (включая
интерференцию): мотогондола над крылом
мотогондола под крылом
сх
от 0,08
до 0,17
от 0,178
до
0,237
0,253
0,122
Характерная |
площадь
Площадь
прямоугольника,
описанного
вокруг шины и
обтекателя
Площадь
прямоугольника,
описанного
вокруг шины
Площадь
миделя
мотогондолы SMr \
Пример 15.3.2. Оценить Сх0 самолета тила Як-18Т, который
имеет следующие характеристики (см. приложение 2 и приложение 3,
а также работу [57]): удлинение фюзеляжа с мотором воздушного ох-
лаждения А,ф = 5,5, площадь миделя фюзеляжа £ф = 1,75 м ; крыло
прямое со средней относительной толщиной профиля 0,118 и пло-
2
щадью 18,8 м; хвостовое оперение с подкосами и расчалками
2
Son = 4 м ; стойки шасси убираются в обводы самолета.
Расчет. В полетной конфигурации сопротивление создается
крылом, оперением и фюзеляжем с мотором воздушного
охлаждения. По формуле (15.3.2) и данным табл. 15.3.2 вычисляется
Схо = СХКп + Щ
w ф « w on «
л
= 0,0095 + 1,07
.1,75
4 ^
0,125^—+ 0,024
18,8 18,8 J
-0,0274.
Фактическое значение Сх 0 = 0,026.
Таким образом, для данного примера погрешность
определения коэффициента сопротивления при нулевой подъемной силе
составляет
452

д 0,0274- 0,0261ЛЛЛ,
Д = 100% « +5,4%,
0,026
что можно считать приемлемой ошибкой для предварительных оценок.
15.3.2. МЕТОД ПЕРВОГО ПРИБЛИЖЕНИЯ
Приведенный метод основан на приближенной
теоретико-статистической оценке коэффициента лобового сопротивления при су = 0.
Расчетная формула имеет вид [70]
Cx0 = kRek
ш
/
^оп
(cxs )ф
-х кр
(l+0,l-M2)-
(cxs)
мг
(15.3.3)
Формулы для определения составляющих этого выражения
приведены ниже.
Коэффициент сопротивления крыла определяется по
следующей формуле [70]:
Сх кР = 0,0054* п [1 + Зс (cos х)2 ] + АСХ кр >
где коэффициент кп учитывает внешнюю схему крыла, для свобод-
нонесущего крыла £П = 1Л для подкосного крыла Jtn = U- Если
обдувка крыла винтом имеется, то ДС*кр = 0»001; если обдувки
крыла нет, то ДС* Кр = 0.
Сопротивление фюзеляжа самолета предлагается определять
по формуле
(cxsl-
кф
0,0267+ДС^ф + 0,0069-
1ф
ВфНф»
^фВфНф I
где коэффициент £ф учитывает влияние формы сечения миделя
фюзеляжа: &ф = 0,8 - круг, &ф = 0,9 - бочкообразная форма, для
прямоугольника — А:ф = 1,0 .
Влияние фонаря пилота учитывается величиной ДС* ф •
ДСд ф = 0,028 - для фонаря без обтекателя (рис. 15.3.1);
453

ACX ф = 0,002 - для фонаря с обтекателем (рис. 15.3.2);
АС* ф = 0 - для фонаря самолета MBJ1 (рис. 15.3.3).
Рис. 15.3.1. Примеры фонаря без обтекателя
Рис 15.3.2. Примеры фонаря с обтекателем
Рис. 15.3.3. Примеры фонаря самолета МЕЛ
Сопротивление хвостового оперения в выражении (15.3.3)
учитывается коэффициентом коп = 1,24.
Сопротивление двигателя, расположенного в носовой части
фюзеляжа, с тянущим винтом определяется по формуле [70]
(CXS )мг=0,015ЯфЯф.
Сопротивление одной гондолы с ПД предлагается определять
по эмпирической зависимости
( CXS )мг= 1,5410-5^дв(9-0,004^е0)^е0'
где коэффициент &дв = 1 - для высотного ПД (двигатель с
нагнетателем или турбокомпрессором), &дв = 1,5 -для невысотного ПД.
Сопротивление одной гондолы с ТВД предлагается определять
по эмпирической зависимости
454

(CXS )мг=0,1*двЛГеОЛГлоб'
где клв = 1 ~ для кольцевого воздухозаборника, кт = 1,6 - для
ковшового воздухозаборника, увеличивающего мидель мотогондолы;
#лоб " УДельная площадь миделя («удельный лоб») ТВД, м7э.л.с.
(см. разд. 5.3).
Сопротивление шасси в выражении (15.3.3) учитывается
коэффициентом £ш, который имеет следующие значения [70]:
кш = 1,00 - шасси полностью убирается в обводы фюзеляжа;
jtuj = 1,03 - шасси убирается в мотогондолы;
кш = 1,08 - шасси убирается в гондолы на фюзеляже;
кш -1*25 - шасси неубирающееся с обтекателями колес и стоек;
кт = 1,35 - шасси неубирающееся без обтекателей.
Поправка на число Рейнольдса (Re) и дополнительные
источники сопротивления определяется в выражении (15.3.3) с помощью
коэффициента £Re> который вычисляется по формуле [70]
47
к Re ~~ q 2 '
Иеф '
где число Re рассчитывается для длины фюзеляжа в условиях
крейсерской высоты Якрейс и крейсерской скорости Укрейс
Кеф = Прейс^ф (1534)
VicpeHC
или по упрощенной формуле
Иеф = 69000УКрейс£фД|/ * (15.3.4а)
Крейсерская скорость Укрейс в формуле (15.3.4) и (15.3.4а)
имеет размерность м/с.
Пример 15.3.3. Самолет типа Як-18Т имеет следующие
характеристики [57]: крейсерская скорость 250 км/ч на высоте 2000 м,
крейсерское число Маха 0,21; длина фюзеляжа 7,26 м, ширина 1,42 м,
высота 1,23 м, площадь миделя фюзеляжа 5ф = 1,75 м ; свободноне-
сущее прямое крыло со средней относительной толщиной профиля
0,118 и площадью 18,8 м ; хвостовое оперение с подкосами и рас-
455

чалками; стойки шасси убираются в обводы самолета. Фактическое
значение С* о = 0,026.
Расчет:
Сх кР = 0,0054/:п [1 + 3? (cos %)2 \ + АСХ кр =
= 0,0054-l-[l + 3-0,118(cosO°)2] + 0 = 0,0073.
( . \
(С*5 )ф = *Ф
0,0267 + ДСгф + 0,0069
£ф
= 1
0,0267 + 0,002 + 0,0069-
7,26
Яф#ф =
\
VI 1,42 1,23 J
(CXS JMf = 0,0155фЯф = 0,015-1,42-1,23 = 0,0262
D Укрейс^ф 69,4-7,26 7
Re<h =— - = = 310 или
vKpefic 0,168/10000
,42 1,23 = 0,116.
Яеф = 69О00УКрейс Ц Ая =69000-69,4-7,26-0,822 = 2,86-107.
47 _ 47
47 47
&Re = 7 Г7ГТ = - Т77Т=15 ИЛИ
*Re =
I^F"(2,86..07)0'2
= 1,52.
CxO-^Re^m
= 1,5-1
ton
(CxS У
Cjckp"^"
W+o,im2)-
k*s I
1,24-
0,0073+2^1-(l + 0,1.0,2»2)+^^
18,8 V ; 18,8
Oo = 0,0272.
Таким образом, в данном примере погрешность составляет
0,0272-0,026,
Д = -
0,026
-100% = +4,6%.
456

15.3.3. ОБОБЩЕННЫЙ СПОСОБ
Этот метод основан на знании Ктах самолета и
аппроксимации его поляры уравнением (15.1.1). В этом случае коэффициент
сопротивления вычисляется по формуле
Сх0 = ——• (15.3.5)
4 Ктах
Оценка Ктах приведена ниже - в разд. 15.6.
15.4. СОПРОТИВЛЕНИЕ САМОЛЕТА ВО
ВЗЛЕТНОЙ ИЛИ ПОСАДОЧНОЙ
КОНФИГУРАЦИИ
Коэффициент лобового сопротивления самолета при взлете
или посадке определяется выражением
Cx = k\k2Cxo + &CXMQX + Cxi, (15.4.1)
гДе СхО ~ коэффициент сопротивления в полетной конфигурации;
1с\ учитывает приращение лобового сопротивления самолета от
воздушного винта: fci = l,04 - при отказе двигателя винт во
флюгерном положении [70], при нормальной работе двигателя к\ = 1;
1с2 - эмпирический коэффициент, определяемый с учетом
следующего: если на самолете шасси неубирающееся, то
сопротивление шасси во взлетной или посадочной конфигурации уже учтено в
CjO и> следовательно, коэффициент Jt2 = l. Если шасси
убирающееся, то для учета сопротивления шасси в выпущенном
положении (если это характерно для этапа взлета или посадки) #2 = 1,3, в
убранном положении шасси, очевидно, #2 = 1.
Коэффициент АСХ мех
Точное определение прироста коэффициента лобового
сопротивления самолета из-за отклонения механизации крыла - АСХ мех
возможно только путем аэродинамического эксперимента.
457

Среди расчетных способов определения ДС* мех выделим
следующие.
Таблица 15.4.1
Способ 1. Приращение
сопротивления от механизации
крыла определяется, в основном,
сопротивлением закрылков по
табл. 15.4.1, в которой приведены
ориентировочные значения
АС* мех ПРИ
среднестатистических параметрах крыла и
механизации [77].
Способ 2. Для уточнения
влияния на величину ДС*мех
геометрии крыла и механизации рекомендуется рис. 15.4.1, на
котором функция /(73) учитывает долю площади крыла,
обслуживаемой закрылком, и вычисляется по формуле
Тип закрылка
| Простой
Однощелевой
Двухщелевой
Фаулер
АС* мех
взлет
0,024
0,021
0,020
0,010
посадка
0,120
0,054
0,059
0,034
Л73)=73
:+2tW
Т1 + 1
(15.4.2)
Коэффициент Cxi
Расчетная формула для коэффициента индуктивного
сопротивления крыла с механизацией имеет вид
С2
nkeki
(15.4.3)
где ki - коэффициент, учитывающий влияние выпуска механизации
крыла на индуктивное сопротивление, 0,96 - для взлетного
положения закрылков и 0,88 -для посадочного положения;
ДС;с - дополнительное сопротивление, определяемое по графику
на рис. 15.4.2 [14] в зависимости от параметра
- СУ
<- у max мех
458

b3 = 0,\5 0,20 0,25 0,30
Д/з)=1,0
Рис 15.4.1. Зависимость приращения коэффициента сопротивления
самолета из-за выпуска механизации:
1 - простой закрылок; 2 - однощелевой закрылок; 3 - двухщелевой
закрылок; 4 - закрылок Фаулера
459

AC*
0,04
0,03
0,02
0,01
0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 с\.
Рис. 15.4.2. Дополнительное сопротивление
15.5. ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТА ПОЛЯРЫ
БИПЛАНА
Приближенный расчет аэродинамических характеристик
самолета-биплана основан на методе Прандля [67]. Далее принимается,
что индекс 1 относится к верхнему крылу, а индекс 2 - к нижнему.
Несущая способность самолета-биплана
Несущая способность биплана, как в полетной конфигурации,
так и с выпущенной механизацией, определяются по следующей
схеме.
1. Считаются известными зависимости Cy=f\(o0 для
верхнего крыла и CY=f2(°0 для нижнего крыла с соответствующим
положением механизации. Эти зависимости могут быть рассчитаны по
изложенным ранее методикам.
2. Определяется CVmax бипланной коробки, как наименьшее
из Су щах 1 и Су щах 2 •
460

3. Задаваясь рядом значений ось находят a2 = <P+0Cj, где ср -
деградация бипланной коробки (см. рис. 9.5.1), и по
соответствующим кривым Су = /(ос) для верхнего и нижнего крыльев
определяются Су\ и СУ2 •
4. Для каждого oci определяется значение С^бип биплана
_Cy\S\ + Cy2S2
СубШ= 51 + 52 '
Поляра биплана в полетной конфигурации
1. Вычисляется коэффициент лобового сопротивления
бипланной коробки по формуле
, ч _(С,о)|5| + (С,о)252
\СХ 0)бип ~"~~~ >
5i + 52
где (Cxoh и (Схо)2 ~ коэффициенты сопротивления верхнего и
нижнего крыла при (Cpi=0 и (СУ)2=® соответственно.
2. Определение коэффициента сопротивления при С^бип =0
С х0 = (С хо)бш+(Ю5.. АЛ)
1(CXS)
5i + 52
где S(CjfS) представляет собой сумму произведений CXS всех
ненесущих частей самолета, определенных известными способами,
а коэффициент 1,05... 1,1 учитывает лобовое сопротивление мелких
частей самолета.
3. Вычисляется эквивалентное удлинение бипланной коробки
X =^—
^экв »
co(5i + 52)
где со- коэффициент, определяемый по графику рис. 9.5.2 (сплош-
h h
ные линии) или по табл. 15.5.1 в зависимости от — и д = — , взя-
/1 /|
тых по чертежу самолета.
461

Таблица 15.5.1
^
0,6
0,7
0,8
0,9
1,0
V/i 1
0
1
1
1
1
1
0,05
0,990
0,982
0,974
0,950
0,890
0,10
0,974
0,956
0,932
0,893
0,827
0,15
0,954
0,926
0,892
0,847
0,779
0,20
0,932
0,897
0,855
0,807
0,742
0,25
0,911
0,871
0,825
0,773
0,710
0,30
0,892
0,849
0,800
0,744
0,684
0,35
0,875
0,830
0,778
0,719
0,662
0,40
0,861
0,812
0,758
0,699
0,645
0,45
0,848
0,797
0,740
0,983
0,629
0.50
0,839
0,783
0,728
0,671
0,615 |
4. Коэффициент индуктивного сопротивления бипланной
коробки определяется по формуле
г2
v _ Убип
\СХ /)бип"~ Г •
КеАжв
5. Построение поляры самолета-биплана в дальнейшем
осуществляется по известной формуле:
Сх = Сх0 + (Сх/)бип-
Поляра биплана с механизацией крыла
Поляра биплана с механизацией крыла вычисляется по
методике разд. 15.4.
г2
^ v бип
Сх = к{к2Схо + АСХМСх+— - + ДС,.
леАэкв*/
гДе Схо " коэффициент сопротивления в полетной конфигурации;
к\ учитывает приращение лобового сопротивления самолета от
воздушного винта, jti = l,04 - при отказе двигателя винт во
флюгерном положении [70], при нормальной работе двигателя jfcj = 1;
jt2 - эмпирический коэффициент, определяемый с учетом
следующего: если на самолете шасси неубирающееся, то
сопротивление шасси во взлетной или посадочной конфигурации уже учтено в
С.гО и> следовательно, коэффициент &2 = 1. Если шасси
убирающееся, то для учета сопротивления шасси в выпущенном положе-
462

нии (если это характерно для этапа взлета или посадки) &2 = 1,3, в
убранном положении шасси, очевидно, кг = 1;
АС* мех ~ прирост коэффициента лобового сопротивления
самолета из-за отклонения механизации крыла
_ (AC* Mex)l Si + (AC*мсх)2$2
АС* мех "~ Л , „ »
5i + 52
(АС*мех)ь (АС*мех)2 ~ приросты коэффициента лобового
сопротивления при выпуске механизации верхнего и нижнего крыла
соответственно;
ki - коэффициент, учитывающий влияние выпуска
механизации крыла на индуктивное сопротивление: 0,96 - для взлетного
положения закрылков и 0,88 - для посадочного положения;
ДС* ~ дополнительное сопротивление, определяемое по
графику на рис. 15.4.2, в зависимости от параметра
Су
Су =
с
у max мех
15.6. ОЦЕНКА АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО
КАЧЕСТВА САМОЛЕТА
В данном разделе предлагаются две формулы для
предварительной оценки максимального значения аэродинамического
качества самолета.
Формула 1 применима в начале проектирования (когда
отсутствует чертеж общего вида самолета)
Kmax ~ - J _
2\С*0
тХ (15.6.1)
С* о
где е - коэффициент Освальда, вычисляемый по одной из формул
(15.1.3)...(15.1.5);
С* о " коэффициент лобового сопротивления при нулевой
подъемной силе Су = 0, вычисляемый по формуле (15.3.1).
463

Рис. 15.6.1. Схема самолета Бе-32
Пример 15.6.1.
Оценить Ктах самолета в
полетной конфигурации при
следующих исходных
данных в начале
проектирования: взлетный вес 7300 даН,
удельная нагрузка на крыло
220даН/м удлинение
крыла А, = 9, стойки шасси
убираются в гондолы ТВД,
базовая схема самолета
аналогична схеме Бе-32 (рис. 15.6.1).
Расчет. 1. Вычисление коэффициента С* о по формуле (15.3.1)
Cxo = k(Cf)njiaHepp0Gfri + ACXUi =
= 0,144 • 0,005 • 220 • 73000'81_| + 0 = 0,029.
2. Вычисление коэффициента Освальда по формуле (15.1.4)
е = 1-0,0218-Л. = 1-0,0218-9 = 0,804.
3. Вычисление аэродинамического качества по формуле (15.6.1)
-I f^-I И'804'9
КтаХ = 2^Сх0 = 2\ 0,029
= 14.
Формула 2 применяется при наличии чертежа общего вида
самолета, позволяющего определить площадь омываемой
поверхности самолета S0M >
Ктах = 0,5^ J—L^- » 0,886t/aK L^-,
(15.6.2)
где С/ - коэффициент трения 1 м омываемой поверхности
самолета (крыло, фюзеляж, оперение, мотогондолы, шасси);
— S
S0M=~~ ~ относительная площадь омываемой поверхности
•J
самолета;
464

£/ак = I параметр совершенства аэродинамической компо-
новки самолета, способы определения которого приведены ниже.
Достоинство формулы (15.6.2) заключается в возможности
получения достоверных результатов при минимуме практически
всегда доступной информации. Кроме того, метод применим для
оценки Ктах самолетов не только нормальной схемы, но и других схем,
например, для «бесхвостки», для схемы с «несущим» фюзеляжем
[64,70].
Площадь омываемой поверхности самолета определяется
по чертежу его общего вида с помощью следующих эмпирических
формул [64]:
(50М)кр, ГО, ВО= 0>977 + 0,52c)S'Kp, го, во; О5.6.3)
'5ом'мг= *»''5мг. пл "*" 5мг. б), (15.6.4)
гДе 5'кр, го, ВО ~ площадь проекции омываемой поверхности крыла,
ГО, ВО соответственно;
5мг. пл " площадь проекции мотогондолы (вид в плане);
5мг. б ~ площадь проекции мотогондолы (вид сбоку).
Площадь омываемой поверхности фюзеляжа вычисляется по
формуле (10.2.4).
Параметр совершенства аэродинамической компоновки
проектируемого самолета рекомендуется определять по данным
аналогичных самолетов.
1. По данным каждого /-го аналога определяется параметр
(Кшах)/ (15.6.5)
2. Выбирается среднестатистическое значение (£/ак)стат-
Грубая оценка параметра совершенства аэродинамической
компоновки проектируемого самолета может быть выполнена по
формуле
465

"--/
, (15.6.6)
*ш'С//планер
где коэффициент Освальда е вычисляется по одной из формул
(15.1.3)...(15.1.5), коэффициент трения планера самолета без шасси
(С/)штнер ~ по та^л- 15.3.1, коэффициент кш учитывает
сопротивление шасси:
кш = 1,00 - шасси полностью убирается в обводы фюзеляжа,
кш = 1,03 - шасси убирается в мотогондолы,
кш = 1,08 - шасси убирается в гондолы на фюзеляже,
кш = 1,25 - шасси неубирающееся с обтекателями колес и стоек,
кш = 1,35 - шасси неубирающееся без обтекателей.
Пример 15.6.2. Оценить Ктах самолета в полетной
конфигурации при следующих исходных данных: удлинение крыла
А, = 10, относительная площадь омываемой поверхности £ом = 5,5,
базовая схема самолета аналогична схеме Бе-32 (рис. 15.6.1),
который имеет: Х = 9, относительная площадь омываемой поверхности
составляет £ом = 5'9 и Kmax = 14 t65!-
Расчет. 1. Определение по данным Бе-32 параметра
совершенства аэродинамической компоновки (формула (15.6.5))
(Ктах)Бе-32 _ 14
(rj \ — ^шал'рс-j^ '__ — 1?Я
^ак/стат"~ п= - п= =г" 1^»°-
0,!
•mI\f\ °-шШ
1 L^omJbc-32 I l j
2. Вычисление аэродинамического качества, если параметр
совершенства аэродинамической компоновки проектируемого
самолета £/ак принимается поданным Бе-32 (формула (15.6.2))
Ктах = 0,886(С/ак)стат Д- = 0,886 • 12,8№ « 15,3.
3. Вычисление аэродинамического качества, если параметр
совершенства аэродинамической компоновки проектируемого
самолета иш определяется по формуле (15.6.6):
466

I e 8[Ж,|23-
\^ш(С/)Планер 11,03-0,005
(? = 1-0,0218>. = 1-0,0218-10 = 0,782;
Kmax = 0,886(/ак L^- = 0,886 • 12,3/^ «14,7.
Зная величину максимального аэродинамического качества
самолета Ктах ПРИ СуНв> можно определить значение
аэродинамического качества К при любом другом коэффициенте Су по формуле
2CV _ Су
К =Ктах 33» где Су = —• (15.6.7)
1 + Су Су НВ
В свою очередь для поляры (15.1.1) величина
наивыгоднейшего коэффициента подъемной силы будет
тске
СуНВ = 2КтахСх0 = — • (15.6.8)
2Ктах
Глава 16
РАСЧЕТ ВЕСА ЛЕГКОГО САМОЛЕТА
16.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Весовая классификация
Весовая классификация пассажирского самолета представлена
на рис. 16.1.1, в дополнение к которому определяются следующие
термины.
Расчетный взлетный вес (взлетный вес) - максимальный вес
самолета в начале разбега при взлете (на старте) в условиях
нормальной эксплуатации.
467

Взлетный вес
самолета
Вес пустого
самолета
Конструкция
самолета
Оборудование
и управление
Силовая
установка
Полная
нагрузка
Снаряжение
Полезная
нагрузка
Топливо
Вес пустого
снаряженного
самолета
Рис. 16.1.1. Весовая классификация
Конструкция самолета - крыло с герметизацией отсеков;
фюзеляж без створок шасси; оперение с форкилем и гребнем; шасси со
створками и обтекателями; окраска.
Силовая установка - двигатели; воздушные винты;
самолетные агрегаты, включая маслосистему; гондолы и капоты; пилоны и
моторамы; управление двигателями; топливная система.
Оборудование и управление:
самолетное - энергетические системы (электрическая и
гидравлическая); навигационные (радиотехнические и
пилотажные); системы безопасности (противообледенительная,
противопожарная, кислородная и т.п.); бытовое оборудование
кабины экипажа (кресла и пр.); система управления: самолетом
(включая управление шасси, механизацией крыла и
оперением);
пассажирское - система кондиционирования; тепло -
звукоизоляция; интерьер пассажирской кабины, включая кресла;
конструкция вспомогательных помещений - буфетов,
туалетов, гардеробов; перегородки бытовых помещений;
багажно-грузовых помещений - перегородки, стеллажи,
элементы крепления (сетки).
468

Полезная нагрузка пассажирского самолета состоит из
пассажиров, багажа, почты и грузов. Для самолетов АОН нормальной
категории часто пилот включается в состав полезной нагрузки.
Вес топлива включает расходуемое в полете топливо и
аэронавигационный запас. Аэронавигационный запас топлива состоит
из резервного и компенсационного запасов. В соответствии с НЛГС
резервный запас включает топливо, необходимое для ухода на
второй круг и перелет на запасной аэродром, выполнение полета на
режиме ожидания над запасным аэродромом в течение
регламентированного времени и посадки. Компенсационный запас - это
топливо, необходимое для компенсации погрешностей пилотирования и
отклонения от стандартных характеристик самолета и метеоусловий.
Снаряжение самолета - летный экипаж и бортпроводники с
личным багажом; съемное бытовое оборудование и продукты;
аварийно-спасательные средства; технические жидкости и газы.
Расчетный полетный вес самолета равен расчетному
взлетному весу за вычетом определенного запаса топлива,
израсходованного до момента достижения той или иной конфигурации самолета
или режима его полета.
Максимальный вес без топлива определяется как сумма веса
пустого самолета, веса снаряжения и максимального веса полезной
нагрузки.
Расчетный посадочный вес - наибольший вес,
соответствующий требованиям прочности конструкции при
эксплуатационных посадках. Значение расчетного посадочного веса
устанавливается разработчиком самолета в пределах от максимального веса
самолета без топлива до максимального взлетного веса самолета.
Весовые закономерности
В связи с уравнением существования ранее уже
рассматривалась важнейшая закономерность «свойства - вес».
Вторая основная весовая закономерность состоит в
следующем: для каждого типа и класса самолетов, на каждом этапе их
развития относительные веса компонентов пустого самолета
сохраняют примерно постоянное значение. Эта закономерность на практике
применяется как для контроля достоверности результатов
вычислений весов компонентов самолета, так и для определения первого
приближения его взлетного веса.
469

В условиях непрерывно растущих требований постоянство
относительных весов достигается увеличением технического
совершенства самолета. Из закономерности «постоянства относительных
весов» вытекает следствие, важное для проектирования: для
сохранения постоянной величины относительного веса конструкции
самолета (или его части) отрицательное влияние одного параметра
стремятся компенсировать изменениями других параметров.
Метод множественных вычислений
Специалисты по определению весовых характеристик частей
самолета давно заметили, что среднее арифметическое значение
веса какого-либо компонента самолета, полученное по различным
формулам, приводит к большей точности, чем каждая из формул в
отдельности. Впервые идея этого метода, получившего вначале
название метода многократных, а затем множественных вычислений
была высказана В.М. Шейниным. Этот метод, основанный на
теории вероятностей, считается весьма эффективным, поскольку
состоит в максимальном приближении прогнозируемой величины
путем увеличения числа наблюдений.
16.2. РАСЧЕТ ВЗЛЕТНОГО ВЕСА
САМОЛЕТА
Как было показано при
анализе уравнения существования
самолета (см. разд. 2.2), величина
Go присутствует как в правой,
так и левой его частях:
Go = /«*>)• (16.2.1)
Это означает, что уравнение
является трансцендентным и
относительно Go B явном виде не
решается. Поэтому для определе-
(G0)Pac4 Gq^ ния Go применяют графический
Рис. 16.2.1. К определению взлет- спос°б Решения Уравнения весо-
ного веса графическим способом вого баланса самолета (рис. 16.2.1)
470

либо вычисление взлетного веса самолета выполняют методом
итераций.
При графическом способе уравнение (16.2.1) представляют
системой двух уравнений:
>>l = G0; (16.2.2)
У2 = /(Со). (16.2.3)
Для построения функции (16.2.3) задаются рядом величин
взлетного веса (Go); и вычисляют соответствующие значения
(y2)j=f((Go)j) = GmHlGi)jHGo)j(lGk)r (16.2.4)
где (SG/). - сумма весов 1-х компонентов взлетного веса самолета,
вычисляемых в даН, при (Go) .•;
(EG*). ~сУмма относительных весов к-х компонентов
взлетного веса самолета, вычисляемых в относительной форме при (Go) у
По полученному ряду точек ((Go)j*(y2)j) B системе
координат (Goi У/) строят график функции - кривая у2 на рис. 16.2.1.
График функции у{ - это прямая из начала координат. Определение
расчетного значения взлетного веса ясно из рис. 16.2.1.
Метод простых итераций реализуется выражениями:
вычислять выражение
(Go);+i = GnH + (I Gi)j + (Go); (I Gk )r (16.2.5)
i2
до тех пор пока
(Go)j+\-(Go)j
>е2, (16.2.6)
(Go)7+i
где обозначения (SG/). и (IG&)/ имеют тот же смысл, что и в
выражении (16.2.4).
Примечание. В учебном проектировании за величину невязки итераций
принимают е = 0,03...0,05, т.е. процесс итераций по формуле (16.2.5) продолжают
до тех пор, пока разность между двумя последними из них по абсолютной
величине не станет меньше 3...5 %.
Величина (Go); B начале итерационного процесса - это
предварительное значение взлетного веса, методы определения которого
471

приведены в гл. 7 (самолеты нормальной категории с ПД) и гл. 8
(самолеты переходной категории с ТВД). По окончании
итерационного процесса вычислений значение взлетного веса последнего
приближения принимается в качестве расчетной величины Go-
Методы определения составляющих в формулах (16.2.4) и
(16.2.5) изложены в последующих разделах данной главы.
Приведенные ниже формулы часто названы именами их авторов. В ряде
случаев формулы несколько модифицировались применительно к
легким самолетам.
16.3. РАСЧЕТНЫЕ УСЛОВИЯ
НАГРУЖЕНИЯ САМОЛЕТА В ПОЛЕТЕ
Максимальное значение расчетной перегрузки, которую
конструкция должна выдержать до разрушения, определяется
зависимостью
"p=/-"max' (16.3.1)
где/- коэффициент безопасности, как правило,/= 1,5;
п^ах ~ максимальная эксплуатационная перегрузка.
Максимальная эксплуатационная перегрузка в полете
определяется как наибольшая из двух значений:
"max = max("max (a)' «max (б)>* (16.3.2)
где птах (а) - максимальная эксплуатационная перегрузка при
маневре;
пmax (б) " максимальная эксплуатационная перегрузка при
полете в неспокойном воздухе (перегрузка от «болтанки»).
Максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка для
самолетов нормальной и переходной категорий определяется
зависимостью (АП 23.337)
<ax(a)^,l +_!°**_, (16.3.3)
тах(а) 4540+Go
но нет необходимости устанавливать п^^ (а\ больше 3,8.
472

Для справки: для самолетов нормальной категории
минимальная эксплуатационная маневренная перегрузка не должна быть
меньше (по абсолютной величине), чем 0,4-Птах(а) •
Максимальная эксплуатационная перегрузка при полете в
неспокойном воздухе определяется по следующей формуле (АП
23.341):
-'-.«о-'* * ,6Ро '• <'«4>
где kg - коэффициент ослабления порыва ветра;
Ude ~ эффективная индикаторная скорость порыва ветра;
Vi - индикаторное значение расчетной скорости, м/с.
По данным работы [70] приближенно перегрузка при полете в
неспокойном воздухе рассчитывается по формуле (16.3.4) при
крейсерской скорости УКрейс на высоте 6000 м для герметичных кабин и
на уровне моря (Н = 0 м) для негерметичных.
НЛГС задают: скорость порыва ветра равна 15,2 м/с для высот
полета до 6100 м на расчетной крейсерской скорости и уменьшается
линейно от 15,2 м/с на высоте 6100 до 7,6 м/с на высоте 15250 м.
Значение коэффициента ослабления порыва ветра определяется
по АП 23.341, но приближенно - одной из статистических формул
[70]:
дпяр0>78даН/м2-^=03-/ ' , (16.3.5)
для/>0<78даН/м2-^=0,3 (р0)0Л5. (16.3.5а)
Пример 16.3.1. Пассажирский самолет переходной
категории характеризуется взлетным весом 7343 даН, удельной нагрузкой
на крыло 226 даН/м2, крейсерской скоростью 450 км/ч (125 м/с) на
высоте 4500 м. Самолет имеет герметичную кабину. Крыло
нестреловидное (х = 0) имеет удлинение 10,3 и сужение 1,5. Требуется
определить расчетную перегрузку.
473

Решение. Из аэродинамического расчета известно, что
производная
п _ ^cosy . 10,3* 1 *.„,,,,
с"=2лТа=2712ТЩ=5'26(1/рад)-
Максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка
(формула (16.3.3))
10890
п Lv (*\ = 2,1 + = 3,02.
"max (а) 4540 + 7343
Эффективная индикаторная скорость порыва ветра, когда
высота полета не превышает 6100 м - JJde =15,2 м/с.
В расчетных условиях для самолета с герметичной кабиной
(У=УКрейс Н= 6000 м) крейсерской скорости 125 м/с соответствует
индикаторная скорость
Vi = л/ЛбООО^крейс = Д538 • 125 = 91,7(м/с).
Приближенное значение коэффициента ослабления порыва
ветра (формула (16.3.5))
*g=0'8"7^7S=0'8"/ 1fo75=0'77-
(р0)0-75 (226)0J5
Максимальная перегрузка при полете в неспокойном воздухе
(формула (16.3.4))
э .kgUdeViC^ , ,0,77 15,2-91,7-4,79 . „■
«тах(б) = 1+ 1б.ро =1+ [^ = 2,56.
Таким образом,
«max = тах("тах (a)' "max (б)> = тах( 3'02; 2'56 ) = 3'02;
пр = /пэтах = 1,5-3,02 = 4,53.
474

16.4. ВЕС КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА И
ЕГО АГРЕГАТОВ
16.4.1. СТАТИСТИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ
Вес конструкции самолета складывается из веса его агрегатов:
крыла GKp> фюзеляжа G$, оперения Gon и шасси Gm
G^GKp + Gcjj + Gon + Gm- (16.4.1)
Весовые данные о конструкции некоторых легких самолетов
приведены в табл. 16.4.1.
Таблица 16.4.1
Самолет
Go-
даН
Крыло,
даН | %
Оперение,
даН | %
Фюзеляж,
даН | %
Шасси, |
даН | % |
| Одномоторные самолеты |
[Cessna 150А
И-1Л
Cessna 172B
Cessna 180D
Cessna 182D
| Saab Safir
Cessna 210A
1 Beechcraft J-35
Rockwell 112TCA
I Cessna 185
Cessna 210J
Среднее
680
880
990
1200
1200
1207
1320
1320
1340
1450
1544
-
Дв:
Beechcraft G-95
Cessna 31 ОС
Beechcraft G-50
Beechcraft G-65
Ah-14
1 Cessna 404-3
[Beechcraft D-18S
1800
2190
3250
3350
3500
3813
3970
100
100
ПО
120
120
125
119
173
152
120
152
-
14,7
11,4
11,1
10,0
10,0
10,4
9,0
13,1
11,3
8,3
9,9
10,8
20
20
30
27
27
27.2
32
26
44,5
32
39
-
2,94
2,27
3,03
2,25
2,25
2,25
2,42
1,97
3,3
2,21
2,5
2,5
91
ПО
124
139
140
175
158
119
163
150
185
-
13,4
12,5
12,5
11,6
11,7
14,5
12,0
9,0
12,1
10,3
12,0
12,0
50
48
55
54
62
54
94
93
73
60
87
-
7,35
5,45
5,56
4,50
5,17
4,47
7,12
7,05
5,45
4,14 1
5,6
5,6
ухмоторные самолеты
207
206
298
305
-
390
389
11,5
9,4
9,2
9,1
-
10,2
9,8
37
53
71
70
106
82
80
2,06
2,42
2,18
2,09
3,03
2,15
2,02
124
145
225
273
330
277
333
6,9
6,6
6,9
8,1
9,4
7,3
8,4
98
119
203
202
169
143
254
5,44
5,43
6,25
6,03
4,83
3,75
6,40
475

Окончание табл. 16.4.1
Самолет
De Havilland
"Dav"
BeechcraftE-18S
Rockwell 690B
ЕМВП0Р2
1 Short Skyvan
Scottish Aviation
Среднее
Go.
лаН
4000
4400
4632
5675
5680
6628
-
Крыло,
даН
424
396
454
682
550
963
-
%
10,6
9,0
9,8
12,0
9,7
14,5
10,4
Оперение,
даН
89
82
94
206
170
262
-
%
2,23
1,86
2,03
3,63
2,99
3,95
2,5
Фюзеляж,
даН
339
348
625
615
980
627
-
%
8,5
7,9
13,5
10,8
17,3
9,5
9,3
Шасси,
даН
178
265
198
244
210
319
-
%
4,45
6,02
4,27
4,30
3,70
4,82
5,05
По данным табл. 16.4.1 относительный вес конструкции
легкого самолета, как правило, заключен в интервале:
для самолетов с одним двигателем - 0,28.. .0,34;
для самолетов с двумя двигателями - 0,24.. .0,30.
Уравнение регрессии, определенное методом наименьших
квадратов для данных рис. 16.4.1, имеет вид (СКО не превышает 8%)
GK = 179+0,006G()44.
Примечание. Размерность в формуле (16.4.2): Gk и Go-A3^
(16.4.2)
i
03
3000
2500
2000
1500
1000
500
| | | —fi
■т г-
0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000
Взлетный вес самолета, даН
Рис. 16,4.1, Зависимость веса конструкции самолета от его взлетного
веса по данным табл. 16.4.1:
• - самолеты с одним двигателем; ш - самолеты с двумя двигателями
476

16.4.2. ВЕС КРЫЛА
На этапе предварительного проектирования определение веса
крыла может быть достаточно точным, так как нагрузки на крыло
хорошо известны. Обычно определяющим фактором является
изгибающий момент в полете. Заметную часть веса крыла составляют
конструктивные элементы и приращения от неоптимальной
толщины обшивки, соединений, узлов крепления шасси и т. п.
Статистический анализ
Весовые характеристики крыла некоторых легких самолетов
представлены в табл. 16.4.1. Их статистический анализ показал, что
относительный вес крыла легкого самолета, как правило, заключен
в интервале 0,09.. .0,12.
Уравнение регрессии, определенное методом наименьших
квадратов для данных на рис. 16.4.2, имеет вид (СКО не более 12%,
коэффициент парной корреляции равен 0,98)
1,22
GKp = 33+0,0153G(>
Примечание. Размерность в формуле (16.4.3): Gkd и Go«AaH
(16.4.3)
1200
1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000
Взлетный вес самолета, даН
Рис. 16.4.2. Зависимость веса крыла от взлетного веса самолета по
данным табл. 16.4.1:
• - самолеты с одним двигателем; ш - самолеты с двумя двигателями
Весовой состав крыла легких самолетов по элементам, % [14]:
Силовая и несиловая обшивка
(без элеронов и механизации) 35.. .40
477

Лонжероны 23... 28
Стрингеры 4... 8
Нервюры 8... 10
Узлы, стыки 3.. .4
Элероны, закрылки, предкрылки 10... 15
Крепеж и прочее 4...6
Формулы для оценки веса крыла
Первоначальная оценка веса конструкции крыла основана на
статистических (эмпирических) формулах.
Оценку веса крыла самолета-биплана можно выполнить по
следующей формуле, которая аппроксимирует соответствующий
график работы [19]
GKp = (5B + 5H)(0,967+2,021gG0). (16.4.4)
Примечание. Размерности в формуле (16.4.4): площадь верхнего £в и
нижнего крыла £н, м2; Go и Скр. Аа^-
Оценку веса крыла самолета-моноплана можно выполнить по
предлагаемой формуле (по данным табл. 16.4.2 СКО не более 7,5%)
'ki + ki-l^V (16A5)
С/кр Якр$ ~~
lOOObcpJ
1 2
где q - удельный вес крыла, т.е. вес 1 м площади крыла;
bcp = S/' - средняя хорда крыла;
Ир - расчетная перегрузка, определяемая по формуле (16.3.1);
jfcl и #2 - статистические коэффициенты, зависящие от внешней
силовой схемы крыла:
под косное крыло - jfc \ = 3,9, кг = 0,85;
свободнонесущее крыло - iti = 0,488, jfc2 = 1,283.
Примечание. Размерности в формуле (16.4.5): S, м ; fecp, м; Go и
GKp.AaH
478

Таблица 16.4.2
Самолет
[Cessna 150A
[И-1Л
[Cessna 172B
[Cessna 180D
[Cessna 182D
[Cessna 210 A
[ Cessna 185
Beechcraft V35B
Cessna 210J
Beagle B.206
Beechcraft G-65
1 Cessna 404-3
1 De Havilland«Dav»
1 Short Skyvan
1 Бе-30
Схема
крыла
П
П
П
П
П
М
п
м
п
м
м
м
м
п
м
даН
680
880
990
1200
1200
1320
1450
1540
1544
3232
3350
3813
4000
5680
5700
S,
2
М
14,86
12,50
16,26
16,16
16,16
16,35
16,16
16,8
16,35
19,88
25,73
22,48
31,10
34,65
32
м
1,49
1,25
1,49
1,48
1,48
1,46
1,48
1,65
1,46
1,43
1,84
1,59
1,79
1,77
1,88
Ир
5,70
5,70
5,70
5,70
5,70
5,70
5,70
5,70
5,70
5,25
5,22
5,11
5,06
4,75
4,75
GKp,a*H
факт
100
100
ПО
120
120
119
120
117
152
347
305
390
424
550
620
расчет
91
91
116
127
127
116
140
123
148
313
326
364
466
583
606
А,
%
-9,0
-9,0
5,5
5,8
5,8
-2,5
16,7
5,1
-2,6
-9,8
6,9
-6,7
9,9
6,0
-2,3 1
Примечание. В табл. 16.4.2 обозначено: П - подкосное крыло; М - свободнонесу-
щее крыло; расчетная перегрузка nD вычислялась по формулам (16.3.1) и (16.3.3).
Аналогичный подход к оценке веса крыла предложен в [36]
GKp = SqKr (16.4.6)
здесь удельный вес крыла q определяется по графику на рис. 16.4.3.
Примечание. Формулу (16.4.6) можно рекомендовать для самолетов с
взлетным весом до 1500 даН. Перегрузка п^ах вычисляется по формуле (16.3.3).
Размерности в формуле (16.4.6) и на рис. 16.4.3: S, м2; £?сах, м; Gkd и Go- Аа^-
В работе [36] не приведена информация о точности формулы
(16.4.6) и рис. 16.4.3.
Для легких самолетов (£о-5700даН), скорость которых не
превышает 350 км/ч, в работе [80] предложена следующая формула
оценки веса крыла с подкосом, в которую был добавлен
поправочный коэффициент £дв (по данным табл. 16.4.3 СКО не более 8,5%):
Сгкр = кокдв51ШХ2А73п°р-Ш, (16.4.7)
где 1сс = 0,0174 - коэффициент пропорциональности при площади
479

крыла 5, м , вес крыла GKp> Д&Н; £дв - поправочный коэффициент,
имеющий следующие значения: 1,0 - если двигатели отсутствуют
на крыле и 0,9 - при расположении двигателей на крыле.
10
I 9
S 8
03
3
О.
2
5
1 Свободнонесущие моноплань!^^-*-""
/ЧПодкосные монопланы, бипланы |
/
1 :
\ 4
nLxG0
юоо ы
сах
Рис. 16.4.3. К определению удельного веса крыла легкого самолета
по формуле (16.4.6)
Самолет
Cessna 150A
И-1Л
Cessna 172В
Cessna 180D
1 Cessna 185
Cessna 210J
| Short Skyvan
Go.
даН
680
880
990
1200
1450
1544
5680
S,
2
M
14,86
12,50
16,26
16,16
16,16
16,35
34,65
X
6,7
8,0
7,3
7,4
7,4
7,7
11
&ДВ
0,9
np
5,70
5,70
5,70
5,70
5,70
5,70
4,75
Таблица
GKp^aH
факт
100
100
ПО
120
120
152
550
расчет
86,4
113
119
120
120
134
565
16.4.3
А,
% 1
-13,6
12,8
8,1
0
0
-12,0
2,6j
Для свободнонесущих крыльев самолетов с взлетным весом от
1300 даН до 8600 даН предлагается следующая формула (СКО по
данным табл. 16.4.4 не превышает 6,5%):
Скр^с^двСпрСо)1-6^-0-46/0'324, (16.4.8)
где jfcG = 6,8810~5 - коэффициент пропорциональности при Go* Да^
480

размахе крыла /, м и площади крыла 5, м , вес крыла GKp> ДаН;
кдв - поправочный коэффициент, имеющий следующие значения:
1,0 - на крыле двигателей нет и 0,9 - при расположении двигателей
на крыле.
Самолет
Cessna 210А
Beechcraft V35B
Beagle B.206
Beechcraft G-65
1 Cessna 404-3
1 De Havilland «Dav»
EMB110P2
Бе-30
|HS"DH114 Heron"
Go»
даН
1320
1540
3232
3350
3813
.4000
5675
5700
6124
s,
2
M
16,35
16,8
19,88
25,73
22,48
31,10
29,08
32
46,4
/,
M
11,2
10,21
13,94
13,98
14,12
17,37
15,33
17
21,8
np
5,70
5,70
5,25
5,22
5,11
5,06
4,75
4,75
4,68
Таблица
GKp.-QaH
факт
119
117
347
305
390
424
682
620
650
расчет
104
128
350
327
417
410
650
647
651
16.4.4
A,
%
-12,9
9,5
0,9
7,3
6,9
-3,4
-4.6
4,4
0,2 |
Формулы первого приближения для веса крыла
Вывод формул первого приближения основан на
теоретической предпосылке, что при постоянном среднем уровне напряжения
в конструкции количество материала, необходимого для восприятия
изгибающего момента, пропорционально этому моменту в корневом
сечении крыла, умноженному на конструктивный размах, и обратно
пропорционально толщине корневого сечения.
Вес свободнонесущего (без подкоса) крыла в первом
приближении рекомендуется определять по одной из следующих
теоретических формул со статистическими коэффициентами [14].
Формула Зимина для прямых крыльев:
,-6,
GKP = 16,4-10 и£мехфл
GpA>' yfS л + 1
+ 25.
всо Л
Формула Лебедева для прямых и стреловидных крыльев:
(16.4.9)
Gkd = 510 5Ф^г
npG(AVs i\ + 2 (. ц-П
гкр"
?0cos2X Л + 0,5^ T1 + 3J
1-^
+ 25.
(16.4.10)
481

Формула Бадягина и Мухамедова для прямых и стреловидных
крыльев:
_4? ^ ^ ^ XGoJS T|-h4
/SJ (cos*)1'5 Л+1
Gkp = 1,M0 4Лмех*кон*мтФ«р-7==—~ fj—T- (16.4.11)
В формулах (16.4.9)...(16.4.11) вес крыла GKp и взлетный вес
2 -
Go, даН; площадь крыла 5, м ; со ~~ относительная толщина
профиля в корне крыла; [I = со/ск ~~ отношение толщины крыла в корне и на
конце ск; itMex ~ коэффициент, учитывающий наличие и тип
механизации крыла; JtMex = 0,9, если механизация отсутствует; JtMex = l>0 -
щитки и однощелевые шарнирные закрылки; £мех = U5 - закрылки
Фаулера и предкрылки перед элеронами; fcK0H - коэффициент,
учитывающий тип конструкции крыла; fcK0H = 0,9, если широко
применяются монолитные элементы и сотовые конструкции; jfcK0H =0,95 -
в случае клееклепаной конструкции, а также ограниченного
применения монолитных силовых элементов; jfcK0II = 1,0 - в случае
применения клепаной конструкции; fcMT ~ коэффициент, учитывающий
марку основного материала конструкции крыла; jfcMT = l,15 - для
АМГ6 (гидросамолеты); кмт = \,0 - для Д16Т; если для силовых
элементов применяются композиционные материалы (углепластик
и т.п.), то кК0Нкмт = 0,80...0,85; в - коэффициент, учитывающий
эффективность работы продольных силовых элементов; 0=1,0 -
для однолонжеронного, трехлонжеронного или кессонного крыла;
0 = 0,9 - для двухлонжеронного крыла; <р - коэффициент разгрузки,
значение которого определяется формулой
ф =0,93-0,014А:су-0,0063А:ш-Ст.кр(2т.кр)2' (16.4.12)
где кс.у = 1Д если двигатели установлены на крыле, кс.у =0, если
двигателей на крыле нет; кш = 1,0, если основные стойки шасси
установлены на крыле, £ш=0, если основные стойки шасси не со-
482

единены с крылом; qt - относительный вес топлива,
расположенного в крыле; Zt.kp = Zt.kp/(^2) - относительная
наибольшая координата топлива в крыле (в долях полуразмаха).
Примечание. По данным примеров, приведенных в работе [14],
коэффициент разгрузки характеризуется следующими значениями:
самолеты с одним двигателем - <р = 0,86...0,91;
самолеты с двумя двигателями - ф = 0,65...0,82.
По данным самолетов с взлетным весом 920...6350 даН
погрешность составляет [14]: для формулы (16.4.9) - от -9,5% до
17,6% (СКО около 7%); формулы (16.4.10) - от -8,8% до +16%
(СКО около 8%); формулы (16.4.11) - от -2,2% до +3,1% (СКО
менее 2%).
Формула, предлагаемая для расчета веса прямого подкосного
крыла, (по данным табл. 16.4.5 СКО не более 5,5%)
, -гч^СП + О, J'254
GKp-^C^B^Mex(l-Zn) = (flpGo)
л-1
+ 76,8, (16.4.13)
5с0Л
где Icg = 7,6810"' - коэффициент пропорциональности при Go>
даН, размахе крыла /, м, 5, м , GKp> Д&Н;
itMex = 0,9 - механизация отсутствует;
&мех = 1>0 " простая механизация (щитки и однощелевые
шарнирные закрылки);
&мех = U ~ сложная механизация (многощелевые закрылки и
закрылки Фаулера);
кдВ = 0,95, если на крыле установлены два двигателя;
£дв = 1,00, если на
крыле двигателей нет;
Zn = Zjl ~
относительный размах подкосов
крыла (рис. 16.4.4).
Собственно вес
подкосов в формуле (16.4.13)
составляет около 10 % от
^кр- Рис. 16.4.4. К определению размаха подкосов
483
1 —j
Zn
i
I
k

Таблица 16.4.5
Самолет
1 Cessna 150А
И-1Л
Cessna 172В
Cessna 182D
| Cessna 185
Cessna 210J
1 Short Skyvan
naH
680
880
990
1200
1450
1544
5680
a,
2
M
14,86
12,50
16,26
16,16
16,16
16,35
34,65
/
M
9 97
10
10,92
10,92
10,92
11,2
19,53
CO
0,12
0,15
0,12
0,12
0,12
0,15
0,16
Л
1,46
1,00
1,49
1,48
1,48
1,38
1,00
"P
5,70
5,70
5,70
5,70
5,70
5,70
4,75
Zn
0,42
0,44
0,42
0,46
0,46
0,42
0,54
Окр.ДаН
факт
100
100
110
120
120
152
550
расчет
96
103
113
121
132
138
551
A,
%
-4
3
2,3
~1
10
-9,2
о
Следуя принципу множественных вычислений, рекомендуется
за расчетное значение веса крыла принимать среднее
арифметическое, вычисленное по нескольким различным формулам.
Пример 16.4.1. Определить методом множественных
вычислений расчетное значение веса подкосного крыла одномоторного
самолета при следующих исходных данных: Go= 880 ДаН; А, = 8;
S = 12,5m2;/ = 10m;c0 = 0,15; 4 = l;Zn = 0,44; i&ax = 3& ир = 5,7;
Ьсах = Ьср = 1,25 м; Укрейс = 140 км/ч; механизация крыла
отсутствует. Фактическое значение веса крыла самолета GKp = 100 ДаН [46].
Решение. 1. Расчет по формуле (16.4.5)
(
GKp-
к\ + к2'
ripGp
1000fccp J
5 7-880 А
|S = | 3,9 + 0,85,_'_ 12,5 = 91,4 даН.
1000-1,25 )
2. Расчет по формуле (16.4.6) и рис. 16.4.3:
„^Go_ = J^880_= j
lOOOfccax ЮОО-1,25 F Чкр
GKP = Sq =12,5-6J=S4 даН.
даН.
..2 '
'кр
3. Расчет по формуле (16.4.7)
Скр = ]кс*дв51Л18Х2'473п?-61" = 0,0174 ■ 1,0- 12^1Л1882-4735.7°-61!;
Скр^ПЗдаН.
484

4. Расчет по формуле (16.4.13)
Скр = ^C^flB^Mex(l-Zn2)^^(npGo),,254 + 76,8=
= 7,68-1(Г71,0-0,9(1-0,44 2) '° ^f +1} (5.7880)1'254 + 76,8;
Скр^ЮЗдаН.
5. Определение среднего арифметического значения веса
крыла
91,4 + 94 + 113 + 103 no u
GKp = ~ 98 даН.
к 4
6. Погрешность составляет величину
Д = ^-^х100% = 2%.
100
7. Таким образом, в данном примере среднее арифметическое
значение веса крыла имеет погрешность, меньшую, чем расчет по
каждой из формул в отдельности.
16.4.3. ВЕС ФЮЗЕЛЯЖА
В отличие от крыла теоретического метода расчета веса
фюзеляжа легкого самолета не существует. Причина заключается в
большом количестве добавок в виде веса полов, узлов крепления,
поддерживающей конструкции, дверей, окон и других
конструктивных элементов. Поэтому основным параметром для определения
веса фюзеляжа является полная площадь его внешней поверхности,
которая зависит от размеров фюзеляжа: длины £ф, ширины Вф и
высоты #ф.
Весовые характеристики фюзеляжа некоторых легких
самолетов представлены в табл. 16.4.1. Их статистический анализ показал,
что относительный вес фюзеляжа, как правило, находится в
интервале:
для самолета с одним двигателем - 0,12±(0,016);
для самолета с двумя двигателями -0,081...0,105.
485

При этом минимальное значение - 0,066 и максимальное - 0,173.
Уравнение регрессии, определенное методом наименьших
квадратов для данных на рис. 16.4.5, имеет вид (коэффициент
парной корреляции 0,96 и СКО 17%)
Сф = 94+7,810"5 Go'82. (16.4.14)
Примечание. Размерность в формуле (16.4.14): Go и Оф.ДаН.
1000
2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000
Взлетный вес самолета, даН
Рис. 16.4.5. Зависимость веса фюзеляжа от взлетного веса самолета
(по данным табл. 16.4.1):
• - самолеты с одним двигателем; ■ - самолеты с двумя двигателями
Весовой состав фюзеляжа легких самолетов по элементам, % [14]:
Обшивка 26...30
Стрингеры и лонжероны 12... 15
Шпангоуты 20...22
Пол 6...9
Фонарь 10... 12
Окна 3.. .5
Двери-трапы, люки 6...8
Прочее (перегородки, соединения,
багажник, герметизация) 7.. .9
Одномоторные самолеты
Оценку веса фюзеляжа одномоторного легкого самолета
можно получить по следующей эмпирической формуле (по данным
табл. 16.4.6 СКО не более 5%):
486

(16.4.15)
где поправочный коэффициент fccx принимает значения: 1,0 - для
высокоплана и 0,83...0,87 -для низкоплана.
Примечание. Размерность в формуле (16.4.15): Gfo и Go-AaH-
Самолет
Cessna 150A
И-1Л
Cessna 172B
Cessna 180D
Cessna 182D
Cessna 210А
Cessna 210J
Beechcraft J-35
| Cessna 185
Схема*
В
В
В
В
В
В
В
Н
В
Go*
даН
680
880
990
1200
1200
1320
1544
1320
1450
&СХ
1,00
1,00
1,00
1,00
1,00
1,00
1,00
0,85
1,00
Таблица
</ф.
факт
91
ПО
124
139
140
144
185
119
150
даН
расчет
89
109
119
138
138
149
168
126
160
16.4.6
А,
%
-2,00
-1,10
-3,92
-0,59
-1,30
3,28
-9,28
6,23
6,59 |
*В табл. 16.4.6 обозначено: В - высокоплан, Н - низкоплан.
Для легких одномоторных самолетов высокопланов, имеющих
скорость полета до 350 км/ч, вес фюзеляжа может быть определен
по формуле работы [80]
Сф - /cgGq
0,144
[ ^ф-мг
max
Р.778
(Ч-мг)°,383(^эк+^пас)а455^ (16.4.16)
где коэффициент пропорциональности равен fcG = 11,91 при длине
фюзеляжа без мотоотсека в его носовой части £ф-мг и периметре
миделя фюзеляжа Ртах> м; Go и G(|), ДаН.
Оценка точности формулы (16.4.16) в работе [80] не приведена.
Двухмоторные самолеты
Оценку веса фюзеляжа двухмоторного легкого самолета
можно получить по следующей эмпирической формуле (по данным
табл. 16.4.7 СКО не более 10,5%):
487

вф = 0,0249*ф Jch) 11ф(Яф + Дф)]1'432, (16.4.17)
где поправочный коэффициент £ф принимает следующие значения:
1,0-для прямоугольного сечения фюзеляжа, 0,95...0,97 -для
круглого сечения фюзеляжа.
Примечание. Размерности в формуле (16.4.17): длина £ф. высота //ф и
ширина Вф фюзеляжа, м; взлетный вес Go и вес фюзеляжа (7ф. даН.
Таблица 16.4.7
Самолет
Ан-14
1 De Havilland «Dav»
L-410
EMB110P2
Бе-30
HS«DH114 Heron»
1 Scottish Aviation
L«Twin Pioneer»
Go>
даН
3500
4000
5100
5675
5700
6124
6628
M
11,4
11,5
12,9
14
14,9
14
13,5
Яф,
M
2,14
1,66
2,38
1,9
198
2,0
2,33
M
1,65
1,66
2,38
1,7
1,62
2,0
2,12
Оф.даН
факт
330
339
621
615
565
540
630
расчет
322
290
646
518
563
621
714
A,
%
-2,4
-14,5
4,0
-15,7
-0,3
15,0
13,4
Для расчета веса фюзеляжа легкого самолета в работе [14]
рекомендуются следующие формулы.
Формула Хоуви:
Сф = ^с^[Ь85 + ^0(Лф + Яф)]^'2, (16.4.18)
где коэффициент fcc = 0,086, если Со<6000даН и fcc = 0,078, если
Go = 6000... 10000даН; F^ -боковая поверхность фюзеляжа, м ;
уп - расчетная скорость пикирования, которая для самолетов
нормальной и переходной категорий может быть принята равной
УпяУкрейс + 31А м/с'
Погрешность формулы (16.4.18) для гражданских самолетов со
взлетным весом от 3500 до 10660 даН составляет от -6,7% до
+11,5°/о,СКОнеболее7%.
488

Формула Бадягина и Мухамедова:
Gb = U4kcy(l + OAApm6)LlfG°o2\ (16.4.19)
где jfcc.y = l,0, если двигатели не соединены с фюзеляжем;
кс у = 1,14, если двигатели установлены на фюзеляже; Дризб -
избыточное давление в гермокабине на наибольшей эксплуатацион-
ной высоте полета, даН/см .
Погрешность формулы (16.4.19) для гражданских самолетов со
взлетным весом от 3500 до 10660 даН составляет от -5,7% до +4%,
СКОнеболееЗ%[14].
Следуя принципу множественных вычислений, рекомендуется
за расчетное значение веса фюзеляжа принимать среднее
арифметическое, вычисленное по нескольким различным формулам.
При наличии хвостовых балок (например, по типу самолета на
рис. 16.4.6) вес каждой из них возможно вычислить по формуле [59]
Схв,б = 0,2з)у L™6 feXB.6)12, (16.4.20)
f #ХВ.б + "ХВ.б
гДе £хв.б ~ длина хвостовой балки, определяемая как расстояние
между точками четверти хорд в местном сечении крыла и
горизонтального оперения; 5Хв.б и #хв.б ~ соответственно ширина и
высота хвостовой балки; 5Хв.б ~ омываемая площадь оболочки балки.
Для учета ниш уборки шасси и узлов крепления шасси необходимо
добавить 7%.
Рис. 16.4.6. Двухбалочная схема самолета
489

16.4.4. ВЕС ОПЕРЕНИЯ
Точная оценка веса оперения затруднена из-за большого
разнообразия конфигурации хвостового оперения и ограниченной
информации о его прочности, жесткости и других параметрах. Для
нескоростного легкого самолета (Vmax Д° 460 км/ч) наибольшую роль
играют маневренные нагрузки. Если площадь хвостового оперения
еще неизвестна, его общий вес.можно принять равным 3,5...4% веса
пустого самолета.
Весовые характеристики оперения некоторых легких
самолетов представлены в табл. 16.4.1. Их статистический анализ показал,
что наиболее вероятное значение относительного веса оперения
легкого самолета заключено в интервале 0,019...0,026. При этом
минимальное значение - 0,0186 и максимальное - 0,0363.
Уравнение регрессии, определенное методом наименьших
квадратов для данных на рис. 16.4.7, имеет вид (коэффициент
корреляции 0,97 и СКО не более 14%)
Gon = 13+0,0003Gj5. (16.4.21)
Примечание. Размерность в формуле (16.4.21): Go и GorrAaH
X
я
п
«
к
D
О.
1)
С
о
о
V
CD
250
200
150
100
50
и 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000
Взлетный вес самолета, даН
Рис. 16.4.7. Зависимость веса оперения от взлетного веса самолета (по
данным табл. 16.4.1):
• - самолеты с одним двигателем; ■ - самолеты с двумя двигателями
Весовой состав оперения легких самолетов по элементам, % [14]:
Обшивка 40 ... 44
490

38
9
4
6
Лонжероны и стрингеры 35
Нервюры 7
Узлы, стыки 3
Узлы крепления 4
Законцовки, балансиры рулей,
триммер, крепеж ит.п 10
Оценку веса оперения нескоростного (Угкрейс<320км/ч)
одномоторного легкого самолета можно получить по следующей
эмпирической формуле (по данным табл. 16.4.8 СКО не более 9%):
1,13
12
Gon = 0,02174VKpeftc5o1n1
(16.4.22)
Примечание. Размерности в формуле (16.4.22): VKpefic км/ч- Gon'AaH;
(«Son = 5го"+■ »>во)• м •
Самолет
Cessna 150А
И-1Л
Cessna 172B
Cessna 210
Beechcraft J-35
Son»
2
M
3,9
4,5
4,9
5,2
3,3
Укрейс'
км/ч
200
140
210
248
320
Таблица
Gon.aaH
факт
20
20
30
32
26
расчет
20,2
16,7
27,5
34,7
26,8
16.4.8
А,
% |
1,2
-16,7
-8,3
8,6
3.1 1
Для расчета веса оперения легкого самолета могут
применяться следующие статистические формулы.
Формула Бадягина и Мухамедова [14]:
Gon = Gro + GBo = <7onSon> (16.4.23)
2 2
где qon - вес 1 м площади оперения (даН/м ) вычисляется по
формуле
qon = (0,643+0,00102VKpefic)(4,4+0,0008G0) • (16.4.24)
Примечание. Размерности в формуле (16.4.24): Укрейс • км/ч» Go» Aa^
Погрешность формулы (16.4.23) для гражданских самолетов со
взлетным весом от 3500 до 10660 даН составляет от -13% до +1,2%.
491

Формула Торенбика для легких самолетов с Vmax до
460 км/ч [70]:
Gon = 0,64 (npSln)0'15- (16.4.25)
Примечание. Размерности в формуле (16.4.25): £оп, м*; Gon> ДаН Рас"
четная перегрузка вычисляется по формулам (16.3.1) и (16.3.3).
В работе [70] не приводится погрешность формулы (16.4.25).
Формулы Хоув и [14] для легких самолетов нормальной и
переходной категорий:
J 11^Х1/.„.Л
(16.4.26)
Gro - 7,25 го
GBo ~ 6,85 во
ПЗ^Укрейс
935
0,4 + -
1,21 rv /i . ПЗ+Укрейс 1
1100
(16.4.27)
Примечание. Размерности в формулах (16.4.26) и (16.4.27): VKpefic км/ч;
2
5го и 5во« м «Gro и Geo1
ДаН.
Погрешность формул (16.4.26) и (16.4.27) для гражданских
самолетов со взлетным весом от 3500 до 10660 даН составляет от
-25% до+9% [14].
Следуя принципу множественных вычислений, рекомендуется
за расчетное значение веса оперения принимать среднее
арифметическое, вычисленное по нескольким различным формулам.
16.4.5. ВЕС ШАССИ
Весовые характеристики шасси некоторых легких самолетов
представлены в табл. 16.4.1. Их статистический анализ показал, что
наиболее вероятное значение относительного веса шасси легкого
самолета заключено в интервале 0,0532(±0,011). При этом
минимальное значение - 0,037 и максимальное - 0,0735.
Формула Шейнина для самолетов с колесным шасси с
передней опорой, модифицированная в работе [14],
Glu = *кон W11,3+6Я0 ш)10-3 + 0,0625Лш-^^- + 0,005,
1+Л).Ш
(16.4.28)
492

где JtK0H = 1Л если основные опоры шасси выполнены из стали
средней удельной прочности (например, ЗОХГСА), А:Кон = 0,65,
если из металла высокой удельной прочности (например, ЗОХГСНА,
ВТ-20, ВТ-22); &0бт = 1Л если на колесах неубирающегося шасси
не имеется обтекателей, &0бт = 1»05, если на колесах есть
обтекатели, &0бт = 1»2, если обтекатели для шасси на фюзеляже по типу
самолета L-410 и т.п. (см. приложение 3); £Ш = 1Д если шины с
обычными камерами, £ш=0,93 - для бескамерных пневматиков;
Ро ш "" Давление в шинах основных колес, даН/см ; #0.ш - длина
основной опоры шасси от поверхности ВПП до шарнира поворота
стойки или до узла крепления, м.
Погрешность формулы (16.4.28) для гражданских самолетов со
взлетным весом от 990 до 10660 даН (шасси с передней опорой)
составляет от -2% до +5% [14].
Формула Торенбика [70], в которой вес шасси определен
суммированием весов основных опор и передней (хвостовой) опоры:
Guj = Go.c + Gn(xB).c> (16.4.29)
где суммарный вес основных опор G0.c и вес передней (хвостовой)
опоры Gn(x).c определяются по следующей общей зависимости:
G =kCx(A +BG0a75 + CGo + DG01'5X (16.4.30)
где jtcx = 1 Д-пя низкоплана и 1,08 для высокоплана. Значения
остальных коэффициентов приведены в табл. 16.4.9.
Таблица 16.4.9
Конфигурация шасси
Неубирающееся
шасси
Убирающееся
шасси
Основные опоры
Передняя опора
Хвостовая опора
Основные опоры
Передняя опора
Хвостовая опора
А
9,1
11,3
4,1
18,1
9,1
2,3
В
0,082
0
0
0,131
0,082
0
С
0,019
0,0024
0,0024
0,019
0
0,0031
D
0
0
0
2,23-10"5
2,97 Ю-6
0
493

В работе [70] не приведена оценка погрешности формул
(16.4.29) и (16.4.30).
Пример 16.4.2. Оценить вес неубирающегося шасси с
хвостовой опорой одномоторного высокоплана со взлетным весом
880 даН. Вес шасси прототипа равен 48 даН.
Решение. 1. Расчет по формуле (16.4.30) веса хвостовой опоры
шасси при следующих значениях коэффициентов, определенных по
табл. 16.4.9: А = 4,1, В = 0, С = 0,0024, D = 0
Схв.с = *сх(А +BGoJ5 + CGo + DGq'5) =
= 1,08(4,1 + 0,0024 • 880) = 6,7 даН.
2. Расчет по формуле (16.4.30) веса двух основных опор шасси
при следующих значениях коэффициентов, определенных по
табл. 16.4.9: л=9,1, В = 0,082 С = 0,019, D = 0
G0.c = kcx(A +BG<?J5 + CGo + DGq'5) =
= 1,08(9,1 + 0,082 • 880°'75+0,019 • 880) = 42,2 даН.
3. Расчет суммарного веса всех опор по формуле (16.4.29)
Сш = Go.c + Gxb.c = 42>2 + 6>7 = 48,9 даН.
4. В данном примере погрешность определения веса шасси равна
48,9-48,
48
-100% «2%.
Вес лыж. Для лыжного варианта самолета расчет веса шасси
проводят следующим образом [14].
Из веса шасси вычитается вес колес (известный по каталогам
авиаколес) и добавляется вес лыж:
Слыж = ^лыж $ лыж» (15.4.31)
2 2
где qnhm = 30...35 даН/м - вес 1 м площади лыж в плане;
Sлыж ~ площадь лыж в плане, м ; лЛыж = Go/p
ЛЫЖ'
Ршж = ,00° ДаН/м - для снега.
Таким образом, в среднем,
Слыж = 0,0325G0; £лыж = 0,0325. (16.4.32)
494

16.5. ВЕС СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ
Весовые характеристики силовой установки некоторых легких
самолетов представлены в табл. 16.5.1. Их анализ показывает, что
относительный вес силовой установки, как правило, находится в
диапазоне:
GCy = 0,205(±0,024) - самолеты с одним ПД;
Gcy = 0,259(±0,024) - самолеты с двумя ПД;
Gcv =0,15...0,16 -самолеты с двумя ТВД.
Таблица 16.5.1
Самолет
Go>
даН
Тип
двигателя
даН
GMr>
даН
GB,
даН
GT.c
даН
Gnp>
даН
GCy.
даН
Gcy
| Одномоторные самолеты |
^essna 150 А
И-1Л
Cessna 172B
Cessna 180D
Cessna 210J
1 Beechcraft J-35
680
880
990
1200
1544
1320
ПД
ПД
ПД
ПД
ПД
ПД
Среднее значение в % от GCy
89
132
115
189
204
196
67,1
10
10
12
15
87
28
11,7
10
5
15
29
29
33
8,8
8 | 14
29
10
12
11
14
4,6
17
17
20
22
7,8
131
176
169
262
350
293
100%
0,192
0,200
0,169
0,218
0,227
0,222
- |
1 Двухмоторные самолеты |
Beechcraft G-95
Cessna C310
Beechcraft G-50
Cessna404-3
1800
2190
3250
3813
ПД
ПД
ПД
ПД
Среднее значение в % от Gey
ЕМВ110Р2
| Short Skyvan
5675
5680
ТВД
твд
236
387
458
454
54,5
282
324
82
59
118
129
13,8
90
115
74
74
117
98
12,8
518
167
38
35
62
49
6,5
39
169
49
73
90
138
12,4
0
39
478
626
846
867
100%
929
815
0,263
0,286
0,261
0,227
-
0,164
0,144
Примечание к табл. 16.5.1: Gb ~ вес воздушного винта; G-r.c ~~ вес топ"
ливной системы; Gno " вес ПР0ЧИХ элементов силовой установки.
Вес силовой установки возможно оценить по одной из
следующих формул.
Формула Бадягина и Мухамедова [14]:
GCy = NJlbNeH3n(y^kN^ (16.5.1)
495

где значение коэффициента jtyv лежит в пределах: 0,5...0,6 -
самолеты с ПД; 0,22... 0,25 - самолеты с ТВ Д. С увеличением числа
двигателей его значение увеличивается в указанных пределах.
Удельный вес двигателя удв определяется по двигателю-прототипу или
вычисляется по соответствующим формулам гл. 5.
В работе [14] не приведена оценка точности формулы (16.5.1).
Формула Торенбика [70]:
Gey — к су AU^B + 0,109WeB3J1) + GMr> (16.5.2)
где коэффициент JtCy = U6- для одномоторных самолетов и
JtCy = l*35 - для многомоторных самолетов, коэффициент 0,109 в
формуле (16.5.2) учитывает вес воздушного винта.
Вес гондол ПД включает вес узлов крепления двигателей, вес
пилонов и капотов, а также вес противопожарных перегородок. В
формуле (16.5.2) вес гондол ПД определяется по одной из формул:
один ПД в носовой части фюзеляжа
Смг = и34^взЛ; О6-5-3)
одна гондола ПД многомоторного самолета
Омг = 0,175Л^взл; (16.5.4)
одна гондола ТВД многомоторного самолета
GMT = 0,0635* ш jfcBblx Ne взл. О 6-5-5)
где кш = 1,018 - при уборке шасси в мотогондолу, иначе кш = И
&вых = 1»05 - при наличии длинных выхлопных труб,
проходящих над (под) крылом, иначе £Вых = 1.
В работе [70] не приведена оценка точности формулы (16.5.2).
Следуя принципу множественных вычислений, рекомендуется
за расчетное значение веса силовой установки принимать среднее
арифметическое, вычисленное по нескольким различным формулам.
В работе [40] предлагается следующая формула для веса винта:
GB = *(DB)3. (16.5.6)
Здесь значения статистического коэффициента к для ВФШ
примерно следующие: деревянные винты -0,8... 1,0; дюралевые- 1,8...2,6.
496

На рис. 16.5.1 показана зависимость веса деревянных и на
рис. 16.5.2 - металлических винтов от их диаметра. Зависимость веса
винта от мощности двигателя и типа винта иллюстрирует рис. 16.5.3.
Рис 16.5.1. Зависимость
веса деревянных ВФШ от
диаметра
X
S
а
о
о>
СО
10
9
8
7
6
5
4
3
2
0,8 1,0 1,2 1,4 1,6 1,8 2,0 2,2
Диаметр воздушного винта, м
^Ш
п^Я
ЛУ/
мЛ
Ш
Ж
м
ж
Ж
Jr/r
ж
Ш
7Ш\
У
Рис 16.5.2. Зависимость веса
металлических ВФШ от диаметра
1100
Ч 80
х 60
СО
о 40
* 20
0 1 2 3 4
Диаметр воздушного винта, м
Рис 16.5.3. Вес винта в
зависимости от мощности
двигателя и типа винта:
I - двухлопастный деревянный
ВФШ; 2 - двухлопастный
металлический ВФШ; 3 -
трехлопастный металлический
ВФШ; 4 - двухлопастный
металлический ВИШ; 5 -
трехлопастный металлический
ВИШ; 6 - четырехлопастный
металлический ВИШ
140
§ 120
е
о
X
а
о
со
и
г>
100
80
60
40
20
*6
V
^
~2
-I
100 300 500 700 900
Мощность двигателя, л.с.
497

16.6. ВЕС ОБОРУДОВАНИЯ И УПРАВЛЕНИЯ
Наиболее надежным является поагрегатное определение веса
оборудования на основе технической документации разработчиков
оборудования и систем.
Данные о весе оборудования и управления некоторых легких
самолетов приведены в табл. 16.6.1 (рис. 16.6.1). По данным этой
таблицы относительный вес оборудования и управления составляет:
G06 = 0,087 - для самолетов с одним ПД;
G06 = 0,147 - для самолетов с двумя двигателями.
В работе [70] приведены следующие данные:
С/об = 0,08 - для самолетов с одним двигателем;
G06 = 0,11 - для самолетов с двумя двигателями.
Самолет
Одномотори
Cessna 150А
И-1Л
Cessna 172B
Cessna 180D
Cessna 210А
Beechcraft J-35
Go,
даН
Вес
оборудования
даН | %
ые самолеты
680
880
990
1200
1320
1320
46
92
71
78
124
152
Среднее значение
6,8
10,5
7,2
6,5
9,4
11,5
8,7
Самолет
Таблица 16.6.1
Go,
даН
Вес
оборудования
даН | %
Двухмоторные самолеты
Cessna C310
Beechcraft G-50
Cessna404-3
Rockwell 690B
ЕМВ110Р2
2190
3250
3813
4632
5675
226
371
511
866
1124
Среднее значение
10.3
11,4
13,4
18,7
19,8
14,7
В начале предварительного проектирования вес оборудования
и управления самолетов нормальной категории можно оценить по
следующим статистическим зависимостям (рис. 16.6.1):
для самолетов с одним двигателем
Go6 = 0,00635G0U7;
для самолетов с двумя двигателями
(16.6.1)
Go6 = 14+9,0710"5G0K89-
(16.6.2)
Примечание. Размерность в формулах (16.6.1) и (16.6.2): Go и Go6AaH
498

I
DC
s
X
л
CD
О
>4
o
Ю
О
о
<D
OQ
1200
1000
800
600
400
200
1000 2000 3000 4000
Взлетный вес, даН
5000 6000
Рис. 16.6.1. Статистические зависимости веса оборудования и управ-
пения от взлетного веса самолета (по данным табл. 16.6.1):
• - самолеты с одним двигателем; ш - самолеты с двумя двигателями
Для определения относительного веса оборудования и
управления самолета переходной категории (5600цаН<С0<8600 ДаН)
предлагается формула (СКО не превышает 11%.)
823
Go6 = 0,00262Wnac + —.
Go
(16.6.3)
Для легких пассажирских самолетов в работе [14]
предлагаются следующие формулы для веса управления и оборудования
(самолетного, пассажирского и багажно-грузового)
Go6 = 200+0,06G0 + 0,2GnH(l+0,lLp/vTCX) + Gynp» (16.6.4)
где утех - техническая скорость, км/ч; вес управления самолетом, в
среднем, равен:
Gynp = 0,0135Gq - одинарное управление самолетом;
Gynp = 0,02Gq - сдвоенное управление самолетом.
При необходимости отдельно оценить вес пассажирского
оборудования можно использовать формулу [14]
Gn.o6-12(yV3K + ^nac)- (16.6.5)
499

В случае установки антиобледенительной системы ее вес
можно оценить по формуле [14]
Оан.об~3/, (16.6.6)
где / - размах крыла, м; 3 - статистический размерный коэффициент.
В работе [14] не приведены оценки точности формул (16.6.4),
(16.6.5) и (16.6.6).
Примечание. В формулах (16.6.4)...(16.6.6) размерность весовых
характеристик, даН.
16.7. ВЕС СНАРЯЖЕНИЯ
Определение веса снаряжения легкого пассажирского самолета
требует аккуратности, поскольку вес экипажа иногда включается в
вес полезной нагрузки.
В общем случае вес снаряжения легкого пассажирского
самолета представляет сумму [70]
Gch = Gch1 + Gch2 + G;ch3 + Gch4 + Gch5 + Gch6' (16.7.1)
где GCh1 " вес экипажа, определяемый по следующему правилу:
если вес экипажа не включен в вес полезной нагрузки, то
Ссн1 = 93ЛГЭк; (16.7.2)
если вес экипажа включен в вес полезной нагрузки, то
Ссн1=0; (16.7.3)
GCH2 " вес снаряжения пассажирской кабины (съемное
оборудование туалетов, напитки, газеты):
для самолетов, используемых на местных авиалиниях,
Gc„2 = 0,435yVnac; (16.7.4)
для остальных самолетов АОН
GCh2 = 0; (16.7.5)
GCh3 " в°Да и химжидкость для туалетов:
на самолете предусмотрен туалет
ССнЗ = 0,68ЛГпас; (16.7.6)
500

на самолете не предусмотрен туалет
Gc„3 = 0; (16.7.7)
GCH4 -аварийно-спасательное снаряжение:
для самолетов, используемых на местных авиалиниях,
Gc„4 = 0,907Wnac; (16.7.8)
для остальных самолетов АОН
Gc„4 = 0; (16.7.9)
GCH5 " масло, расходуемое при работе двигателя:
самолеты с ПД
GCh5 = 0,045Gt; (16.7.10)
самолеты с ТВД
Gch5 = 0,151V;;667, (16.7.11)
где VT.6 ~~ общий объем топливных баков, л;
GCH6 ~~ вес остаточного (невырабатываемого) топлива:
самолеты с ПД
Gch6 = 0,008G0; (16.7.12)
самолеты с ТВД
GC„6 = 0,151V?:667. (16.7.13)
16.8. ВЕС ТОПЛИВА
Теоретические формулы для определения веса топлива
применимы, когда известны как характеристики двигателя, так и
аэродинамические характеристики самолета (поляра в полетной
конфигурации).
Наиболее простая теоретическая формула из работы [ 14]
GT= J* —, (16.8.1)
270 ^в крейс Ккрейс
гДе Lp - расчетная дальность полета; гр - время полета на
резервном топливе, определяемое нормативными документами граждан-
501

ской авиации (например, в России для самолетов МВЛ гр = 0,5ч).
Для формулы (16.8.1) значение С^крейс принимается по
характеристикам двигателя, КПД винта можно принять Лв крейс = ®$ для
тянущих винтов перед крылом и Т|в йс = 0,78 для тянущего винта
в носовой части фюзеляжа; величина Ккрсйс определяется по
поляре самолета при С v = Су крейс •
С v крейс = 208р0 1~°^т , (16.8.2)
ДяУкрейс
где УКрейс - крейсерская скорость, км/ч.
Для справки: для самолетов с винтовым движителем
относительный вес топлива приближенно определяется известной
формулой:
— _ Lp + tpVкрейс
800 К крейс
Глава 17
ОЦЕНКА ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК
В данной главе приведены способы определения основных
летных характеристик в условиях МСА.
Для винтовых самолетов существенное влияние на
аэродинамику оказывает обдувка струями от винтов. За счет обдувки
происходит увеличение Cv на средних и больших углах атаки (углы
атаки при взлете и посадке). Однако ограничения НЛГС для
характерных скоростей при взлете и посадке связаны, как правило, со
скоростью сваливания, которая, как следует из тех же НЛГС,
определяется на режиме малого газа работы ПД или ТВД. Поэтому влияние
обдува на взлетно-посадочные характеристики не приводит к умень-
502

шению скоростей взлета и захода на посадку, а проявляется в
уменьшении углов атаки самолета при взлете и заходе на посадку.
Последнее обстоятельство влияет на угол тангажа СГФ при
посадке, уменьшая его на 1 ...2°.
На малых (крейсерских) углах атаки влияние обдувки крыла на
Су незначительно.
Таким образом, в оценках летных характеристик влияние на
Су обдува крыла струями от винтов не учитывается.
17.1. РАСПОЛАГАЕМАЯ И ПОТРЕБНАЯ
МОЩНОСТИ
Максимальная скорость горизонтального полета, потолок
самолета и другие летные характеристики винтовых самолетов
определяются известным методом мощностей, при котором
сравниваются мощности, потребные для горизонтального полета, и
располагаемые мощности силовой установки самолета.
Теоретические основы метода мощностей приведены,
например, в работе [52].
17.1.1. ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ И ДОПУЩЕНИЯ
1. Расчетное значение полетного веса самолета можно
определить по формуле
G =Go-0,5GT, (17.1.1)
в которой вес топлива GT и взлетный вес Go определяются по
данным центровочной ведомости.
2. Для построения графика потребной и располагаемой
мощностей для полетного веса G на заданной высоте Я задается с
некоторым шагом AV ряд скоростей полета
Vmm Н * -Vi н * -Утгх Н * (17.1.2)
где V/ и -текущее (/-е) значение скорости на высоте Я, м/с;
Vmin И ~ нижняя граница, которую рекомендуется определять по
формуле
503

.«-^
mm» — J— <мЛ* <т-3>
\ S Су max Л#
Vmax Я ~ веРхняя граница, которую можно оценить по формуле
Vmax H ~ Укрейс + (30 • • 40 и более) м/с. (17.1.4)
3. Графики потребной и располагаемой мощностей для
полетного веса G строят для ряда высот (с определенным тагом АН)
О •••//крейс • #тах' (17.1.5)
здесь верхнюю границу расчетного диапазона высот можно оценить
по формуле [67]
tfmax = 180WKmaxAfoJ— > (м)-
I Go
Примечание. Ряд высот (формула (17.1.5)) рекомендуется назначать с
учетом имеющихся высотных характеристик двигателя.
4. Известна поляра самолета в полетной конфигурации -
механизация крыла в убранном положении, убирающееся шасси - убрано.
5. Для ТВД известны высотно-скоростные и дроссельные
характеристики, для ПД - внешняя, дроссельная и высотная
характеристики. Если отсутствует техническая документация двигателя с
указанными характеристиками, то возможно использование
расчетных методик, например, приведенных в разд. 5.2.5 для ПД и для
ТВД-в разд. 5.3.2.
6. Для воздушного винта известны: диаметр £)в, диаграмма
его характеристик Г| = ($, X, К) или Г| = (Р, X, (р), тип (ВФШ или
ВИШ). Для ВФШ известен угол установки лопасти в контрольном
сечении ср или шаг винта h.
Если используется диаграмма характеристик изолированного
винта, то вводится соответствующая поправка, например, по
методике разд. 6.6, и определяется эффективный КПД винта Т|в с учетом
взаимовлияния винта и самолета. Если используется диаграмма
характеристик винта в присутствии мотогондолы (крыла) или
фюзеляжа, то полагают т|в = Т|.
Если отсутствует техническая документация по характеристи-
504

кам воздушного винта, то возможно использование диаграмм
приложения 5.
7. Принимаются условия МСА.
17.1.2. ПОТРЕБНАЯ МОЩНОСТЬ
Как правило, для самолетов, имеющих МКрейс<0Д можно
пренебречь влиянием сжимаемости на поляру самолета. При этом
допущении расчет сводится к определению потребной мощности
при полете на уровне моря (Я = 0) и пересчете ее на другое
значение высоты Нф 0.
Расчет потребной мощности при Я= 0
1. При дя = 1 для полетного веса G задается ряд скоростей
полета (17.1.5) - Vmin о,... Vi 0> -. Vmax 0-
2. Для каждой скорости Vio вычисляется:
а) потребное для горизонтального полета значение
16G
Су; = г- и по поляре самолета в полетной конфигура-
s-vfo
ции - значение аэродинамического качества К/,
соответствующее коэффициенту Су / '•>
б) потребная мощность (Nni)n = .
0 75 К;
Таким образом, изменяя скорость в выбранном диапазоне,
получают зависимость потребной мощности от скорости полета на
уровне моря (Н = 0) - кривая 1 на рис. 17.1.1:
(tfni)o=/(V/o)-
Расчет потребной мощности при Я* 0
При переходе от полета на уровне моря к полету на какой-
либо высоте Нф 0 потребная скорость и потребная мощность
изменяются в соответствии с формулами
(Vi)H = (Vi0)-^"(Nni)H = (Nni)QlL=. (17.1.6)
505

Точка i на кривой
2 рис. 17.1.1 - это
пример потребной
мощности на #= 2000 м,
построенной по
приведенным формулам
(17.1.6) для скорости и
мощности в точке i на
кривой 1 при высоте
Я=0.
17.1.3. РАСПОЛАГАЕМАЯ МОЩНОСТЬ
График располагаемой мощности силовой установки самолета
строится для степени дросселирования двигателя МДр> величина
которой задается в соответствии с требуемым режимом работы
двигателя (расчетный или крейсерский).
Основные летные характеристики гражданских самолетов
принято определять при расчетном режиме работы ТВД или ПД.
Как правило, расчетный режим:
это номинальный режим для высотного ПД с нагнетателем;
это максимальный режим для ТВД и невысотного ПД без
нагнетателя.
Характеристики самолета в крейсерском полете определяют
при крейсерских режимах работы ТВД или ПД (номенклатура
крейсерских режимов зависит от конкретного двигателя).
Способ построения графиков располагаемых мощностей
зависит от типа двигателя (ПД или ТВД) и типа винта (ВФШ или ВИШ).
Поршневой двигатель с винтом фиксированного
шага
Известно, что располагаемая мощность ПД с ВФШ
определяется по внешней характеристике двигателя (Nевн #)др при степени
дросселирования* ^др, установленной в соответствии с требуемым
режимом работы двигателя (расчетный режим или крейсерский),
506
Я=0
^0 (Ю// V
Рис. 17.1.1. Пример кривых потребной
мощности самолета

(#евня)др является функцией частоты вращения вала двигателя
по внешней характеристике ис. В случае двигателя с редуктором
внешняя характеристика двигателя перестраивается в зависимости
от числа оборотов вала винта. Поэтому в дальнейшем пс - частота
вращения винта (об/с).
Для заданной высоты полета Н расчет графика располагаемой
мощности ведется по следующей схеме (рис. 17.1.2).
1. По внешней характеристике двигателя задаются рядом
частот вращения (позиция 1 на рис. 17.1.2 - это одна из точек ряда пс )•
Рис. 17.1.2. Схема расчета располагаемой мощности самолета с ВФШ
2. По графику внешней характеристики (кривая 2 на рис. 17.1.2)
определяют соответствующие им значения мощности Ме вн н и
вычисляют для каждой пары значений (ис, Ne вн н) коэффициент
мощности винта
бООЛГевн//
Рв = '
ДяИсОв5
(17.1.7)
507

3. По характеристике винта для полученных значений Рв и
известной величины угла установки лопасти ф ВФШ (кривая 3 на
рис. 17.1.2) определяют значения относительной поступи А, и КПД
изолированного винта Г| и далее - КПД винта на самолете Т|в.
4. Вычисляют скорость полета (в м/с) (точка 4 на рис. 17.1.2)
V =lncDB. (17.1.8)
5. Располагаемая мощность для каждого значения скорости
будет (точка 5 на рис. 17.1.2)
Np = r\BNeBHH- (17.1.9)
Совокупность точек (V, Мр) образуют кривую 6 на рис. 17.1.2,
которая является зависимостью располагаемой мощности ПД с
ВФШ от скорости полета V на данной высоте Я.
Расчеты можно оформить в виде табл. 17.1.1.
Таблица 17.1.1
Угол установки лопастей ф = const
Высота полета И = const
Степень дросселирования уудр = const
«с
Л^евнЯ'Л.с.
Рв
Г
Ь
Лв
V, м/с
[ V, км/ч
7Ур,л.с.
п\
т
пъ
Примечания
Задаются с учетом охвата
диапазона скоростей
(формула (17.1.2)
Снимают с внешней харак-1
теристики двигателя
Формула (17.1.7)
Снимают с характеристики
изолированного винта
По методике разд. 6.6
Формула (17.1.8) 1
Вычисляется 1
Формула (17.1.9)
В случае многомоторного самолета, когда все двигатели
одинаковые, результат расчетов по формуле (17.1.9) умножают на ко-
508

личество двигателей. В случае различных двигателей подсчеты
ведут для каждого двигателя в отдельности и результаты складывают.
При переходе на другую высоту Н необходимо повторить
расчет при новых значениях относительной плотности воздуха Ан и
новой внешней характеристики ПД (fsfe я)др-
Поршневой двигатель с винтом изменяемого шага
Располагаемая мощность ПД с ВИШ определяется по
дроссельной характеристике двигателя (Ме #)др при степени
дросселирования Мдр> установленной в соответствии с требуемым режимом
работы двигателя (расчетный режим или крейсерский).
Установленному режиму соответствует конкретная частота вращения вала
двигателя Пс • Эта частота поддерживается ВИШ, благодаря
особенностям его работы. В случае двигателя с редуктором пс ~ частота
вращения винта на установленном режиме ПД (об/с).
Для заданной высоты полета Н расчет располагаемых
мощностей ведется по следующей схеме
(рис. 17.1.3).
1. Определяют коэффициент
мощности на заданной высоте
600(Л^„)др
Рв=-
Ah^dI
(17.1.10)
Поскольку на данной высоте
постоянны: мощность двигателя,
его обороты, диаметр винта и
плотность воздуха, то очевидно,
что Рв = const.
2. Проводят на диаграмме
характеристик винта прямую,
параллельную оси абсцисс, Рв = const -
прямая 1 на рис. 17.1.3.
Рис. 17.1.3. К расчету
располагаемой мощности самолета с
ВИШ
509

3. Задаются рядом значений скорости горизонтального полета
от Vmin и ДО Vmax И (выражение (17.1.2)).
4. Вычисляют значения относительной поступи винта по
формуле
Х = ——. (17.1.11)
ncDB
5. Для полученных значений X на горизонтали (5В = const
(прямая 1 на рис. 17.1.3) определяют КПД изолированного винта г\ и
далее - КПД винта на самолете Г|в.
6. Располагаемая мощность для каждого значения скорости
Wp = TlBOVe//V (17.1.12)
Расчеты можно оформить в виде табл. 17.1.2.
Таблица 17.1.2
((#е//)др»лс. РВ'/У' А//) = const
V, м/с
V, км/ч
X
л
Лв
УУр,л.с.
Ki
К2
Уз
Примечания
Задаются по диапазону (17.1.2) |
Вычисляется 1
Формула (17.1.11) 1
Снимают с характеристики
изолированного винта
По методике разд. 6.6
Формула (17.1.12)
В случае многомоторного самолета, когда все двигатели
одинаковые, результат расчетов по формуле (17.1.12) умножают на
количество двигателей. В случае различных двигателей подсчеты
ведут для каждого двигателя в отдельности и результаты складывают.
При переходе на другую высоту необходимо по новым
значениям Ан и (NeH^np определить новое значение (5В, и повторить
расчет.
Силовая установка с ТВД
Из программы управления ТВД (см. выражение (5.3.1)) и
особенностей работы ВИШ следует, что на всех режимах работы дви-
510

гателя поддерживается постоянная частота вращения воздушного
винта (число оборотов винта в секунду ис).
В предлагаемой методике принимается, что 90%
эквивалентной мощности ТВД расходуется на создание силы тяги ТВД
воздушным винтом, а 10% - на создание силы тяги ТВД реактивным
соплом.
Схема расчета располагаемой мощности силовой установки
самолета с ТВД состоит в следующем.
1. Из диапазона высот (выражение (17.1.5)) задается высота
полета Н j- На этой высоте по характеристикам МСА определяется
относительная плотность воздуха Дя ..
2. Из диапазона скоростей (выражение (17.1.2)) задается
скорость полета у,.
3. По характеристикам двигателя на высоте Яу и скорости у,-
при заданной степени дросселирования мдр определяется его
мощность (NeHv)jxpi •
4. Вычисляется мощность на валу винта, идущую на его
вращение,
МвНУ = 0,9(МеНУ)лр1, (17.1.13)
где коэффициент 0,9 учитывает долю эквивалентной" мощности
ТВД, подводимой к валу воздушного винта.
5. Рассчитывается коэффициент мощности винта
600N в hv
р,. = \^. (17.1.14)
• AHjniDl
6. Вычисляется относительная поступь винта
Х/ = -^-. (17.1.15)
7. При вычисленных значениях поступи винта А,/ и
коэффициента мощности винта (5, по характеристике винта Т| =/(Р/;А,/;ф )
определяют КПД изолированного винта т^- и далее - КПД винта на
самолете Т|в.
511

8. Располагаемая мощность силовой установки на высоте // •
скорости Vi и заданной степени дросселирования ^ будет равна
NpHv=\NJlB(NeHv)jxpi' (17.1.16)
Расчеты по пп. 2...8 можно оформить в виде табл. 17.1.3.
Таблица 17.1.3
(лс. МДР' Ну, А//) = const
V, м/с
| V, км/ч
(Л^еЯ^)др/»
э.л.с.
1 NB//v
р,-
к
к
к
| NPHv. лс-
V\
Vi
Уъ
Примечания
Задаются по диапазону (17.1.2) |
Вычисляются 1
Определяется по ВСХ и
дроссельным характеристикам двигателя
Формула (17.1.13)
Формула (17.1.14)
Формула (17.1.15)
Снимают с характеристики
изолированного винта
По методике разд. 6.6
Формула (17.1.16) I
9. При переходе на другую скорость необходимо повторить
расчет по пп. 2...8.
10. При переходе на другую
высоту необходимо повторить
расчет по пп. 1...9.
Таким образом будет
построена (в табличном и (или)
графическом виде) функция располагаемой
мощности силовой установки
самолета на заданном режиме
работы двигателей Np hv = /(НУ).
На рис. 17.1.4 показан пример
Рис. 17,1,4, Пример графиков рас- для располагаемых мощностей вы-
полагаемыхмощностей сотного двигателя (ПД или ТВД).
высотного двигателя
512

17.2. ОБЛАСТЬ РЕЖИМОВ ПОЛЕТА
САМОЛЕТА
Область возможных
режимов полета самолета, как
правило, определяется из
анализа совмещенных кривых
располагаемых и потребных
мощностей, построенных в
одних и тех же координатах
для различных высот. На
рис. 17.2.1 показан пример
подобных графиков
(невысотный двигатель).
Область допустимых в
эксплуатации режимов полета
меньше области возможных
режимов на величины,
определяемые, как правило,
требованиями НЛГС.
УУ,л.с.
350
300
250
200
150
100
50
1 //= о,
1 2.
V4'
Lc
N>
//=р
2
,4
100
200
300 Ккм/ч
Рис. 17.2.1. Графики потребных и
располагаемых мощностей
17.2.1.ГОРИЗОНТАЛЬНЫЕ СКОРОСТИ ПОЛЕТА
Максимальная скорость полета Vmax определяется из
условия равенства потребной и располагаемой мощности на
расчетном режиме работы двигателей. На диаграмме мощностей это
равенство соответствует точке пересечения кривых потребной и
располагаемой мощностей. На рис. 17.2.2 в качестве примера
приведены располагаемые и потребные мощности только для одного
значения высоты Н = 0. Аналогично определив Vmax на других высотах,
получим зависимость Утгх = f(H) (Рис- 17.2.3).
Максимальная скорость при эксплуатации Vmax э
должна соответствовать требованиям НЛГС (АП 23.1505). В первом
приближении можно принять
Vmax3^0,9VD, (17-2.1)
где скорость пикирования
VDeVKpcftc + 31,4 м/с.
(17.2.2)
513

Примечание. Приведенные выше зависимости в формулах (17.2.1) и
(17.2.2) не заменяют соответствующих требований АП 23.
я!
Рис. 17.2.2. Определение максимальной
скорости горизонтального полета
Рис. 17.2.3. Кривая
максимальных скоростей по высотам
Для справки: для самолетов с ПД приближенную оценку
величины максимальной скорости на высоте Я можно получить по
статистической зависимости [67]:
(Vmax)//""
(17.2.3)
где (Л^//)Др - мощность всех двигателей на расчетном режиме и
высоте Я; значения коэффициента к\ принимаются по табл. 17.2.1 в
зависимости от степени аэродинамического совершенства самолета.
Примечание. Размерности в формуле (17.2.3): (Ме//)др- л.с; S, м ;
(Vmax)//.KM/4-
Таблица 17.2.1
Характеристика самолета
Самолет плохой формы (шасси без обтекателей,
внешние расчалки и подкосы, фюзеляж с открытой кабиной)
Самолет среднего аэродинамического совершенства
Самолет хорошего аэродинамического совершенства
Самолет высокого аэродинамического совершенства
к\
90... 100
100...110
ПО...120
120...130
К щах J
6
8 J
11 J
14
514

Наивыгоднейшая скорость полета. Касательная к
кривой потребной мощности, проведенная из начала координат,
определяет в точке касания наивыгоднейшую скорость унв (рис. 17.2.4),
которая соответствует наивыгоднейшему углу атаки осНв- При этом
потребная сила тяги имеет минимальное значение. Понятием
«наивыгоднейшая скорость» удобно пользоваться для приближенных
расчетов наибольшей дальности полета.
Экономическая
скорость полета.
Касательная к графику
потребной мощности, проведенная
параллельно оси абсцисс,
определяет в точке касания
экономическую скорость
полета уэк, которая
соответствует экономическому
углу атаки аэк (Рис- 17.2.4).
При этом потребная
мощность горизонтального
полета имеет минимальное
значение. Понятие
экономической скорости удобно
пользоваться для приближенных расчетов наибольшей
продолжительности пребывания самолета в воздухе.
В теории доказано, что экономическая скорость на поляре
самолета соответствует точке, в которой отношение Сх/Су5 имеет
наименьшее значение. Если поляра самолета является параболой
вида сх = CjcO + AC\, то минимум указанного отношения
соответствует коэффициенту подъемной силы, определяемому по формуле
Рис. 17.2.4. Диаграмма потребных
мощностей
- у эк
/ЗС.хО
(17.2.4)
Тогда экономическая скорость вычисляется по известной
формуле:
V,K = 14.
'}
AhSC у эк
, (км/ч).
(17.2.5)
515

Таким образом, экономическая скорость определяется либо
точкой минимальной потребной мощности (в методе мощностей),
либо по формулам (17.2.4), (17.2.5) в аналитических методах.
Минимальная скорость полета. Теоретическое значение
минимальной скорости полета соответствует режиму, когда
Су = Су max
Vmin = 14,4 J .(км/ч) (17.2.6)
у Ан SCу max
На диаграмме потребной мощности (рис. 17.2.4) минимальная
скорость соответствует критическому углу атаки осКр •
Минимальная скорость в эксплуатации Vmm 3 должна
удовлетворять соответствующим требованиям НЛГС, например,
если Vн ~ скорость полета легкого самолета в крейсерской
конфигурации (закрылки убраны, опоры убирающегося шасси убраны) на
высоте Я, то должно выполняться условие
Vw^UVc.Kpefic (17-2-7>
где Vc. крейс -скорость сваливания в крейсерской конфигурации.
Вероятность сваливания оценивается в один случай на 10
полетов, а вероятность достижения режима, предупреждающего о сва-
ливании, составляет один случай на 10 или 10* полетов [70]. В
процессе сертификационных испытаний должны быть
продемонстрированы приемлемые характеристики управляемости при
сваливании, а результаты этих летных испытаний являются основой для
назначения минимальных скоростей полета.
В истории авиации были многочисленные попытки исключить
сваливание вообще таким образом, чтобы в эксплуатации
пассажирского самолета никогда не достигался критический угол атаки.
В настоящее время общепринятым является подход, основанный
как на предупреждении о приближении сваливания, так и на
обеспечении управляемости на режиме сваливания, если он наступил.
Рекомендуется, чтобы сваливание сопровождалось выраженным и
первоначально неуправляемым кивком на пикирование, а в
процессе выхода в горизонтальный полет должна быть предусмотрена
возможность предотвращения углов крена и рыскания более 15°.
516

Нормы летной годности легких самолетов (см. АП 23.207)
предусматривают предупреждение о приближении сваливания,
которое должно осуществляться при всех конфигурациях самолета,
как в прямолинейном, так и в криволинейном полете. Это
предупреждение может обеспечиваться либо благодаря присущим
самолету аэродинамическим свойствам, либо с помощью устройства,
которое будет давать ясно различимое предупреждение. Однако
применение одного лишь визуального устройства в кабине,
требующего внимания членов экипажа, неприемлемо. Предупреждение о
приближении сваливания должно начинаться на скорости,
превышающей скорость сваливания не менее чем на 9 км/ч и не выше
большей из следующих двух величин - 18,5 км/ч или 15% от
скорости сваливания. Предупреждение должно продолжаться до
возникновения сваливания.
Наиболее безошибочным сигналом обычно является резкое
увеличение усилий на штурвале или ручке управления. Вибрации и
бафтинг самолета и тряска РУС или ШК при подходе к режиму
срыва также считаются эффективными предупредительными
сигналами, если они не представляют опасности для конструкции. При
отсутствии у самолета естественно возникающих сигналов о
сваливании применяются различные механические и электронные
устройства (автоматы тряски, сигнальные лампы, звуковые сигналы).
В практике эксплуатации пассажирских самолетов не
рекомендуется принимать минимальную скорость Vmjn3 меньше
экономической. Дело в том, что скорость уэк является границей первого
и второго режимов горизонтального полета (рис. 17.2.5). Первый
режим горизонтального полета - это полет на скорости, большей
экономической. Первый режим характеризуется простой техникой
пилотирования самолета. Например, для увеличения скорости
горизонтального полета на первом режиме пилоту необходимо
отклонить, как ручку управления самолетом, так и рычаг управления
двигателем вперед: ручку с целью уменьшения угла атаки самолета,
рычаг - для увеличения мощности двигателя. Второй режим
горизонтального полета - это полет на скорости, меньшей
экономической. Второй режим характеризуется усложнением техники
пилотирования. Например, для увеличения скорости горизонтального полета
517

Nt
1
N>
Второй режим
Первый режим
на втором режиме пилоту
необходимо отклонить
ручку управления
самолетом вперед (для
уменьшения угла атаки самолета),
а рычаг управления
двигателем - назад (для
уменьшения мощности
двигателя). Имеются и другие
факторы,
неблагоприятные для нормальной
эксплуатации пассажирского
самолета на втором режиме горизонтального полета.
Таким образом, очевидно, что для пассажирского легкого
самолета рекомендуемая минимальная скорость в эксплуатации
(механизация крыла убрана, убирающееся шасси убрано) должна
удовлетворять условию
(17.2.8)
Рис 17.2.5. Первый и второй режимы
Ут1пэ^тах^ЗУс.кРейс^Эк}-
17.2.2. ПОТОЛОК САМОЛЕТА
Расчет максимальной высоты полета, т.е. потолок самолета,
основан на определении вертикальных скоростей по диаграмме
потребных и располагаемых мощностей для расчетного режима
работы двигателей.
Набор высоты самолетом возможен при наличии избытка
мощности:
AN=Np-Nn- (17.2.9)
Из этого условия вертикальная скорость (в м/с) самолета равна
Vr.2J!L. (17.2.10)
Для определения наибольшей на данной высоте вертикальной
скорости (Vymax)// необходимо определить наибольший избыток
мощности (A/V)max по скорости полета.
518

Расчет выполняется по следующей схеме (рис. 17.2.6).
1. По графикам потребных и располагаемых мощностей
определяют избытки мощностей для ряда значений скорости полета для
одной заданной высоты и строят зависимости AN = f(V).
2. По кривым AN = f(V) определяют максимальные избытки
мощности на каждой высоте и Vу тах по формуле (17.2.10).
3. Определяют скорости, соответствующие Д/Утах> Т* е* наи"
выгоднейшие скорости набора высоты VHB, по графику рис. 17.2.6.
Рис. 17.2.6. Построение кривой
избытка мощности
6 Уу,м/С
Рис. 17.2.7. Зависимость верти-
калькой скорости от высоты
полета
4. Строят зависимости максимальных вертикальных скоростей
от высоты полета Vут-ах = f(H) и определяют теоретический и
практический потолки самолета (рис. 17.2.7).
Практическим потолком легкого самолета считается такая
высота, на которой Vу тах =0,5 м/с (рис. 17.2.7).
Результаты расчетов оформляются в виде табл. 17.2.2.
519

Таблица 17.2.2
Высота
\Н - 0 км
\Н = 1 км
| и т.д.
№
1
?
3
4
5
6
1
2
3
4
5
6
Величина
К
км/ч
м/с
Np
Nn
AN
Vy
V
км/ч
м/с
Np
Nn
AN
Vy
Принятые или полученные данные |
Задакотся
Вычисшяются
Вычисляются
(17.2.10)
Вычисшяются К 17.2.11)
Максимальная высота полета Я max э в эксплуатации
самолетов с гермокабиной ограничена, как правило, величиной
максимального избыточного давления, на которое рассчитана
конструкция кабины и система ее наддува.
Высота Я max э определяется следующим образом.
1. Вычисляется относительное значение атмосферного
давления на высоте Я max э
(Ря)тахэ=(Ря)крейс"0,058, (17.2.11)
где (ря)крейс " относительное значение атмосферного давления на
высоте #Крейс (определяется по данным МСА).
2. По данным МСА определяется высота Я, при которой
относительное давление соответствует величине (ря)тахэ. Это
значение Я соответствует максимальной высоте полета в эксплуатации
Ящах э •
Формула (17.2.11) получена при следующих условиях [70]:
а) на расчетной высоте крейсерского полета ЯКрейс высота в
кабине соответствует 1830 м;
520

б) максимальная допустимая высота в кабине составляет
2440 м.
Для справки: приближенную оценку величины
максимальной высоты полета легкого самолета (теоретический потолок)
можно получить по эмпирической формуле [67]:
#T = 200WKmaxN(J— (м)- (17.2.12)
I Go
Практический потолок будет
#пР = 0,95#т. (17.2.13)
Приближенную величину вертикальной скорости у земли
можно определить
_ 48 I
VymaxO = 50No-—L— V Р0 ■ м/с. (17.2.14)
К max
Для приближенных оценок можно принимать, что
вертикальная скорость изменяется линейно с увеличением высоты полета.
17.3. ДИАГРАММА «НАГРУЗКА-ДАЛЬНОСТЬ»
17.3.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Диаграмма «нагрузка - дальность» - это зависимость
перевозимой полезной нагрузки от дальности полета (рис. 17.3.1), кривая
Gnu • На этой диаграмме имеется три характерных участка:
А-В - полет с максимальной полезной нагрузкой,
определяемой пассажировместимостью, емкостью грузовых отсеков и
прочностными характеристиками самолета;
В-С - полет с максимальным взлетным весом;
C-D - полет с максимальной заправкой топливом.
На рис. 17.3.1 точка В соответствует дальности полета с
максимальной полезной нагрузкой при максимальном взлетном весе.
Участок В-С реализуется при полете с максимальным взлетным
весом и при замене части полезной нагрузки топливом. Точка С
соответствует дальности полета с максимально возможным весом
заправляемого топлива, ограниченного емкостью топливных баков.
521

KM
Рис 17.3.1. Зависимость от дальности
полета составляющих веса самолета
Дальнейшее увеличение
дальности полета (участок
C-D) возможно только в
результате уменьшения
взлетного веса за счет
уменьшения полезной нагрузки.
Точке D соответствует
максимальная дальность,
реализуемая при полете без
полезной нагрузки и с
максимальным топливом. Эта
дальность называется
перегоночной.
Для пассажирского
самолета существуют две
основные схемы выполнения
полета (рис. 17.3.2).
Рис. 17.3.2. Основные схемы полета пассажирского самолета:
1 - взлет; 2 - набор высоты круга (с разворотом или без разворота)
и выход на маршрут; 3 - набор высоты эшелона; 4 и 49- крейсерский
полет; 5 - снижение; б - ожидание; 7- предпосадочное маневрирование; 8 -
посадка; 9 -руление; 10-уход на запасной аэродром
Первая схема (рис. 17.3.2,а) представляет собой типовую
транспортную операцию - полет с аэродрома вылета до аэродрома
назначения. В общем случае он может осуществляться по
ступенчатому профилю (со ступенчатым изменением высоты крейсерского
эшелона) и ожиданием перед посадкой.
522

Вторая схема (рис. 17.3.2,6) состоит из двух участков - полета
до основного аэродрома планируемой посадки и далее - перелет до
запасного аэродрома. Эта схема включает все этапы, присущие
первой схеме, плюс этап 10 - уход на запасной аэродром.
Каждой схеме полета может соответствовать один или
несколько режимов полета, применяемых в эксплуатации. Режим
полета представляет собой сочетание таких параметров, как скорость,
высота, угол наклона траектории и др.
Режимы полета классифицируются:
на экономичный режим, которому соответствует, в
частности, минимум себестоимости перевозок или максимум прибыли;
на режим минимального расхода топлива;
нарежим минимального времени полета и другие режимы.
17.3.2. ТЕХНИЧЕСКАЯ ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА
Расчет дальности проводится для конкретного варианта
сочетания значений взлетного веса С?ои веса топлива GT- Например,
полет на максимальную дальность с максимальной полезной
нагрузкой (точка В на рис. 17.3.1), полет с максимальным запасом
топлива (точка Q или перегоночный полет (точка D).
В предлагаемой методике реальный полет схематизируется в
виде профиля полета, состоящего из крейсерского участка и
участков наборы крейсерской высоты и снижения. Поэтому расчетная
формула имеет вид
^тех^крейс + Д^' (17.3.1)
гДе £Крейс "~ пРотяженность крейсерского участка полета самолета,
выполняемого при следующих условиях:
• двигатели работают на постоянном крейсерском режиме,
которому соответствует заданная 'степень дросселирования NWKpefic (Ре~
комендации к выбору мдр. крейс приведены в гл. 5);
• высота крейсерского полета #Крейс постоянна;
• крейсерская скорость УКрейс постоянна и определяется
заданным режимом работы двигателей;
AL - дальность, проходимая самолетом при наборе высоты и
523

снижении и определяемую из соответствующего
аэродинамического расчета, либо по эмпирической формуле:
AL = (0,0024+0,1410-6Якрейс)ЯКрейс 3J ^г. (17.3.2)
I No
Примечание. Размерности в формуле (17.3.2): AL, км; //Крейсм;
2
Рд.даН/м ; Д^0, л.с./даН.
Протяженность крейсерского участка полета
_ <?т крейс 3,6Укрейс ппъъ\
Ькрейс- ' (11.3.3)
Уч крейс
где qH к йс - часовой расход топлива на крейсерском участке полета;
GT крейс " вес топлива, расходуемый на крейсерском участке
полета,
Gt крейс = Gt ~ AGT» (17.3.4)
AGT - вес топлива, расходуемый на участках: выруливания,
взлета, набора крейсерской высоты, снижения, предпосадочного
маневрирования, посадки и руления после посадки, [14]
AGT= *"Kpe*C Go, (17.3.5)
\—кН крейс
здесь к = (3...3,5) 10 для самолетов с ПД; к = (4...5) 10 для
самолетов с ТВД.
Примечание. Размерности в формулах (17.3.3)...(17.3.5): qH Kpe^c, лаН/ч;
V крейс- м/с; #крейс м; ^крейс км'« Go и другие весовые характеристики, даН.
В формулах (17.3.4), (17.3.5) и далее вес топлива GT и
взлетный вес Go определяются по данным центровочной ведомости для
заданного варианта их сочетания.
Для формулы (17.3.3) часовой расход топлива на крейсерском
участке полета вычисляется по формуле
^ч крейс = Се крейс^су^крейс» (I /.З.о)
гДе Се крейс и (МсуЭкрейс - соответственно удельный часовой рас-
524

ход топлива и мощность силовой установки самолета (суммарная
мощность всех двигателей) на крейсерском участке полета
определяются по следующей схеме.
1. Вычисляется расчетное значение полетного веса самолета
G =Go-0,5GT. (17.3.7)
2. Для заданных #крейс и /Удр.крейс °ДНИМ из методов
разд. 17.1.3 рассчитывается зависимость располагаемой мощности
силовой установки на крейсерском режиме работы двигателей от
скорости полета (рис. 17.3.3).
N
К
р крейс
Н — #крейс
Расчетный
режим
Крейсерский
режим
Рис. 17.3.3. Графики потребной и располагаемых мощностей
3. Из условия равенства потребной и располагаемой мощности
определяется крейсерская скорость полета УКрейс и
соответствующая располагаемая мощность Мркрейс (Рис- 17.3.3).
4. Для выражения (17.3.6) мощность силовой установки
самолета на крейсерском участке полета определится по формуле
(^су)крейс=^1- (17-3.8)
^Лв'крейс
5. Следующие ниже варианты (пп. 5.1, 5.2 и 5.3)
конкретизируют особенности определение <7чкрейс для самолетов,
оборудованных ПД и ТВД.
525

5.1. Поршневой двигатель с винтом фиксированного шага.
Самолет оборудован поршневыми двигателями с ВФШ. Выбор
(т1в)крейс и Лкрейс иллюстрирует табл. 17.3.1 (аналог табл. 17.1.1),
построенная для одного двигателя при #=#Крейс и
Мдр =/УДп.Крейс в nP0Uecce выполнения п. 2. В табл. 17.3.1 столбец
характеристик с индексом «крейс» появился позже, когда была
определена крейсерская скорость УКрсйс (п- 3), в результате
интерполяции соответствующих характеристик.
Угол установки лопаете
Высота полета //Крейс •
"с
лин//'л-с-
Рв
Г
ь
к
V, м/с
V, км/ч
Мр,л.с.
п\
Таблица
17.3.1
й ф = const
Степень дросселирования /7Дп. крейс
Л|
...
(V,
Vi
Икрейс
-
-
-
-
'Лв'крейс
Укрейс
-
-
П/+1
(Лв)/+1
VM
Примечание. В табл. 17.3.1 многоточием (...) обозначены конкретные
значения соответствующих характеристик.
При линейной интерполяции зависимости КПД винта от
скорости полета величина (т|в)крейс ПРИ скорости УКрейс определится
по формуле
4W=4W (17.3.9)
Vi+l-Vi
где входящие величины определены в табл. 17.3.1.
Далее по формуле (17.3.8) определяется мощность,
развиваемая силовой установкой.
526

Выполняя линейную интерполяцию зависимости пс от
скорости полета, получают частоту вращения лКрейс ПРИ скорости Vкрейс
Икрейс - Щ + (V крейс " V/)
Л|+1 — Л/
(17.3.10)
Се крейс т*
Vi+i-Vi
где входящие величины определены в табл. 17.3.1.
Когда известны обороты лКрейс> то определение Се крейс ДЛ*
ПД с ВФШ осуществляется по внешней характеристике двигателя
для удельного часового расхода топлива (рис. 17.3.4). Эта внешняя
характеристика должна соответствовать заданной степени
дросселирования #др крейс .
При отсутствии
расходных характеристик
конкретного ПД можно
воспользоваться
методикой разд. 5.2.5.
По формуле (17.3.6)
вычисляется часовой
расход топлива на
крейсерском участке полета
^ч крейс *
5.2. Поршневой
двигатель с винтом
изменяемого шага. Самолет
оборудован поршневыми
двигателями с ВИШ. В
данном случае частота вращения лКрейс известна, поскольку для
заданной Якрейс она однозначно определяется по дроссельной
характеристике ПД заданной степенью дросселирования УУДр.Крейс- Эта
частота поддерживается ВИШ, благодаря особенностям его работы.
Выбор (г|в)крейс иллюстрирует табл. 17.3.2 (аналог табл. 17.1.2),
построенная для одного двигателя при #Крейс и #др = Мдр. крейс в
процессе выполнения п. 2. В табл. 17.3.2 столбец характеристик с
индексом «крейс» появился позже, когда была определена крейсер-
креис
Рис. 17.3.4. Расходные характеристики ПД:
1 - дроссельная характеристика; 2 -
внешняя характеристика при УУДр.Крейс
527

екая скорость УКрейс (п- 3), в результате интерполяции
соответствующих характеристик.
Таблица 17.3.2
крейс' пс ~ "крейс • Рв' "крейс * &Н 1
V.m/c
V, км/ч
\
Л
Лв
| Л/'р.л.с.
Vi
...
...
...
V/
...
Ч)/
...
Укрейс
-
-
-
'Лв'крейс
-
Vi+1
...
...
(Лв)|+1
Примечание. В табл. 17.3.2 многоточием (...) обозначены конкретные
значения соответствующих характеристик.
При линейной интерполяции зависимости КПД винта от
скорости полета величина (Т|в)крейс ПРИ скорости УКрейс определится
по формуле (17.3.9), где входящие величины определяются по
табл. 17.3.2.
Далее по формуле (17.3.8) вычисляется мощность, развиваемая
силовой установкой.
Определение Се крейс
для ПД с ВИШ
осуществляется по дроссельной
характеристике ПД для
удельного часового
расхода топлива при
степени дросселирования
Л^др. крейс (рис. 17.3.5).
Там же показана схема
определения Се крейс ПРИ
лс=лКрейс
Примечание. Для ПД с ВИШ построение внешней характеристики не
обязательно.
Се
крене
'крейс "с
Рис. 17.3.5. Расходная характеристика ПД
528

При отсутствии расходных характеристик конкретного ПД
можно воспользоваться методикой разд. 5.2.5.
По формуле (17.3.6) вычисляется часовой расход топлива на
крейсерском участке полета qH йс.
5.3. Турбовинтовой двигатель. Самолет оборудован ТВ Д. В
этом случае выбор (т|в)крейс иллюстрирует табл. 17.3.3 (аналог
табл. 17.1.3), построенная для одного двигателя при #=#Крейс и
#др = Мдр крейс в процессе выполнения п. 2. В табл. 17.3.3 столбец
характеристик с индексом «крейс» появился позже, когда была
определена крейсерская скорость Ущкйс (см- п- 3), в результате
интерполяции соответствующих характеристик.
Таблица 17.3.3
| Ис» N Др. крейс И крейс дя |
1 V, м/с
[ V, км/ч
|(Л^//и)др.э.л.с.
| Nbhv
Р
\Х
Л
hB
| NpHv^-c-
Примечание. В
Vi
табл. 17
3.3 мк
Vi
(Л.)/
юготочиек
Vкрейс
-
-
-
-
-
-
'Лв'крейс
-
л (...) обознач<
V.-+1
...
...
(Лв)|+1
эны конкре!
гные зн<
чения соответствующих характеристик.
При линейной интерполяции зависимости КПД винта от
скорости полета величина (т|в)крейс ПРИ скорости Укрейс определится
по формуле (17.3.9), где входящие величины определяются по
табл. 17.3.3.
Далее по формуле (17.3.8) вычисляется мощность, развиваемая
силовой установкой.
529

Значение Се крейс Для ТВД определяется по формуле
Се крейс = Се о(Сяу)крейсСдр. крейс (17.3.11)
где Се о ~ удельный часовой расход топлива ТВД в условиях МСА
при# = 0и V=0;
(Сяу)крейс ~ значение относительной ВСХ двигателя для
удельного часового расхода топлива при Я=ЯКрейс и У=Укрейс»
Сдр. крейс " знацение относительной дроссельной
характеристики ТВД для удельного часового расхода топлива при степени
дросселирования #др = ¥др. крейс •
Для справки: для предварительной оценки технической
дальности полета (в км) может применяться известная формула:
Z^ex =800Ккрейс<7т- (17.3.12)
17.4. ВЗЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
В данном разделе скорости имеют размерность [м/с], а
дистанции участков взлета измеряются в метрах. Предполагается, что
известна поляра и зависимость Су = Да) для проектируемого
самолета во взлетной конфигурации.
17.4.1 ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ
Взлетная дистанция самолета LB3J1 ~ это расстояние по
горизонтали, которое самолет проходит от начала разбега до момента,
когда он поднимется на безопасную высоту Ябез наД поверхностью
аэродрома. Для самолетов нормальной категории Ябез = 15 м, а для
самолетов переходной категории Ябез = 10,7 м (АП 23.51(a)).
На практике применяют два способа пилотирования легкого
самолета после отрыва от земли (рис. 17.4.1).
При первом способе (рис. 17.4.1,а) после отрыва самолет
некоторое время летит на небольшой высоте (0,75... 1,25 м) почти
параллельно земле; на этом участке разгона (выдерживания) самолета
530

он постепенно увеличивает скорость до тех пор, пока скорость не
станет достаточной для набора высоты #без> после чего самолет
переходит непосредственно к набору безопасной высоты. Таким
образом, при этом способе пилотирования взлетная дистанция
складывается из трех отрезков пути: длины разбега, длины участка
разгона и длины участка, проходимого при наборе высоты.
Разбег и отрыв
Выдерживание , Подъем
т \т »j
и разгон
V=0
V=VC
V=V*
а)
^взл
Разбег и отрыв
Подъем и разгон
V=VC
V=Vb:
#без
Рис. 17.4.1. Способы взлета легких самолетов
При втором способе пилотирования (рис. 17.4.1,6) сразу после
отрыва от земли пилот производит одновременно и набор высоты и
разгон самолета. Взлетная дистанция в этом случае складывается из
двух отрезков пути: длины разбега и длины воздушного участка,
проходимого при одновременном разгоне и наборе высоты #без*
При прочих равных условиях оказывается, что при обоих
способах пилотирования длина взлетной дистанции получается прак-
531

тически одинаковой. Однако при первом способе пилотирования
самолет может меньше времени двигаться по земле, что может быть
решающим фактором, если разбег происходит на неровном грунте.
В дальнейшем будем различать два этапа взлета: разбег, длина
которого £Разб> и воздушный участок - LB.y •
Определение взлетных характеристик основано на
теоретических зависимостях механики, определенных допущениях и
поправочных статистических коэффициентах. Теория дает вид формулы,
а статистическая информация - значения коэффициентов.
Теоретические зависимости бывают двух видов: основанные на
интегрировании дифференциальных уравнений движения самолета, как
материальной точки, и основанные на допущении о среднем значении
ускорения на каждом этапе взлета самолета. В данном разделе
изложены только теоретические зависимости, основанные на среднем
значении ускорения.
17.4.2. НОМЕНКЛАТУРА СКОРОСТЕЙ
При проектировании допустимо принимать, что скорость
сваливания самолета во взлетной конфигурации достигается на
критическом угле атаки. Тогда расчетная формула будет следующей (при
#=0):
с. взл -*+ -\^г~ • (17.4.1)
-•
SC
"^утах взл
В отношении скорости отрыва уотр в НЛГ легких самолетов
отсутствуют конкретные требования. Очевидно, что отрываться от
земли следует при такой скорости, когда самолет управляем
аэродинамическими рулями, и располагает значительным избытком тяги
для дальнейшего разгона или подъема. Эта скорость близка к
экономической скорости уэк во взлетной конфигурации. Практически
скорость при отрыве можно принимать на 10...20% больше
минимальной скорости во взлетной конфигурации, т.е.
Vmp^(U...l2)Ve^Bm. (17.4.2)
532

Угол атаки осотр определяется по зависимости Су=/((х) во
взлетной конфигурации самолета для соответствующего
коэффициента подъемной силы
Cy<np = -^f- (17.4.3)
SVojp
Здесь рекомендуются следующие проверки:
1) запас между осотр и критическим углом атаки во взлетной
конфигурации должен быть не менее 4°;
2) в момент отрыва самолета между хвостовой частью
фюзеляжа (или хвостовым колесом) и ВПП должен быть запас по углу не
менее 3° (рис. 17.4.2) (стояночное обжатие шасси).
Рис. 17.4.2. Запас по углу при отрыве самолета
Проверки необходимы на случай, если пилот в момент отрыва
непреднамеренно несколько увеличит угол атаки и это не приведет
к сваливанию самолета и касанию хвостовой части фюзеляжа
(хвостового колеса) поверхности ВПП.
По результатам проверки возможна корректировка, как
скорости отрыва, так и параметров шасси.
Нормы летной годности легких самолетов (АП 23) требуют,
чтобы скорость самолета нормальной категории по достижении
высоты 15 м над уровнем взлетной поверхности (взлетная скорость
Увзл) ^ыла не менее !'2VC взл> т.е.
Увзл^1>2Ус.взл. О7-4-4)
533

Для самолетов переходной категории безопасная скорость
взлета на высоте 10,7 м Vi должна удовлетворять требованиям
НЛГС, одно из которых
^и^авзл- (17-4-5)
Таким образом, скорость легкого самолета на безопасной
высоте Ябез может назначаться по следующей рекомендации, которая
не является нормой или требованием НЛГС:
Увзл = у2 = Уотр + Av, но в пределах (1,25... 1,35)VC взл, (17.4.6)
где Ду = 2...7 м/с.
17.4.3. ДЛИНА РАЗБЕГА
Известные приближенные методы оценки длины разбега
основаны на простейшей теоретической формуле
V2
£разб = —^ (17.4.7)
2#ср.р
где аСр.р - среднее значение ускорения при разбеге, м/с .
Для расчета яср р используются различные способы.
Способ 1 предлагает определять среднее ускорение при
разбеге по известной формуле:
/?разб ~" ^разб ~~ ^разб [ м |
Go
2 ,, (17.4.8)
где /?разб» ^разб» ^разб ~ соответственно сила тяги силовой
установки, сила аэродинамического сопротивления самолета и сила
трения колес о ВПП, вычисленные при скорости Уразб'
КРазб = ^ = 0,7Уотр. (17.4.9)
Суммарная тяга всех нормально работающих двигателей /?разб
на скорости разбега Vpa36 определяется по одному из способов
534

разд. 6.7 с обязательным учетом типа установленного воздушного
винта - ВФШ или ВИШ.
Для выражения (17.4.8) сила аэродинамического
сопротивления Л'разб на скорости разбега Уразб вычисляется по формуле
(Я=0)
_ * разб
X разб ~ Сх разб 77 S »
(17.4.10)
где коэффициент сопротивления Сх разб определяется по поляре
самолета во взлетной конфигурации при Су = Су разб- Определение
коэффициента аэродинамической подъемной силы при разбеге
Су разб зависит от схемы шасси самолета.
Для самолета, имеющего шасси с носовой опорой, Су разб оп"
ределяется по поляре самолета при угле атаки o^j,
соответствующему углу атаки крыла самолета при его стоянке (самолет
опирается тремя опорами).
В начале разбега самолет, имеющий шасси с хвостовым
колесом, движется по земле на трех точках: на основных колесах и на
хвостовом колесе. Уже при сравнительно небольшой скорости
движения хвостовое колесо отделяется от земли, и дальнейшее
движение самолета продолжается на основных колесах вплоть до момента
отрыва от земли. В связи с этим Су разб Для самолета, имеющего
схему шасси с хвостовым колесом, рекомендуется принять [14]
кг г
J тр'
^ у разб ~~
(17.4.11)
Су отр
где / - коэффициент трения колес при взлете определяется в
зависимости от вида и состоя- Таблица 17.4.1
ния ВПП, давления в пневма-
тиках и скорости движения
(табл. 17.4.1 [14]);
]t|, кг - коэффициенты,
учитывающие наличие
механизации крыла, имеют значе-
Вид покрытия ВПП
Сухой бетон, асфальт
| ВПП с травяным покровом
1 Твердый грунт
| Мягкий песчаный грунт
/тр
0,03...0,04
0,06...0,07
0,08...0,10
0,12...0,30
535

ния: для крыла без механизации iti = 3,5 и &2 = 2,45; для крыла с
механизацией к\ = 4,5 и кг = 4,09;
С>>отр ~ коэффициент Су, соответствующий назначенной
скорости отрыва Votd (выражение (17.4.3)).
Для выражения (17.4.8) сила сопротивления трения колес
шасси FPa36 на скорости Уразб вычисляется по формуле
/грюб = /тр(Оо-ГрЮб). (17.4.12)
здесь подъемная сила при разбеге определяется по формуле
Гразб = СУРазб"^5. (17.4.13)
Таким образом, по формулам (17.4.8)...(17.4.13) вычисляется
среднее ускорение при разбеге и длина разбега по выражению
(17.4.7).
Способ 2 определения среднего ускорение при разбеге не
учитывает особенности схемы шасси самолета и основан на
известной формуле:
Лразб ^/ Тр 1
Дср.р = 9'81
Go 3 ЗК
OTpJ
(17.4.14)
где Лразб ~ суммарная тяга всех нормально работающих двигателей
на скорости разбега Уразб (выражение (17.4.9)), определяемая по
одному из способов разд. 6.7 с обязательным учетом типа
установленного воздушного винта - ВФШ или ВИШ;
/ - коэффициент трения колес при взлете (табл. 17.4.1);
К0тр " аэродинамическое качество самолета при скорости Vorp'
определяемое по поляре самолета во взлетной конфигурации с
выпущенным шасси при Суотр> вычисляемом по формуле (17.4.3).
Для справки: для приближенной оценки длины разбега
можно рекомендовать формулу
536

o,(w;L
LPa36= - 7 . (17.4.15)
где коэффициент jtB учитывает работу винта при взлетных
скоростях и определяется по эмпирической зависимости:
159
кв = 0,864 + - . (17.4.16)
Vmax э
Примечание. В формулах (17.4.15) и (17.4.16) скорости имеют
размерность км/ч.
Пример 17.4.1. Одномоторный самолет Як-18Т [57]:
взлетный вес 1470 даН, взлетная энерговооруженность 0,204 л.с./даН,
максимальная скорость у земли 295 км/ч. При скорости отрыва
129 км/ч его длина разбега по грунтовой ВПП равна 340 м. Оценить
длину разбега этого самолета по приближенной формуле (17.4.15).
Решение. 1. Вычисление коэффициента кв по формуле (17.4.16)
159 159
JtB = 0,864 + = 0,864 + —--1,4.
Vmax3 295
2. Вычислить длину разбега по формуле (17.4.15) при среднем
значении коэффициента трения, равном 0,09 (табл. 17.4.1)
ОДЦУотр 0,0041292 _
£оазб = ~ в 340 м.
Р ksNo-frp 1.4-0,204-0,09
17.4.4. ДЛИНА ВОЗДУШНОГО УЧАСТКА ВЗЛЕТА
На величину воздушного участка взлетной дистанции
существенное влияние оказывает техника пилотирования. НЛГС не
регламентируют способ пилотирования на воздушном участке взлета, а
имеющиеся в них ограничения могут выполняться различным
образом (рис. 17.4.1).
При принятии допущения о равноускоренном движении на
воздушном участке взлетной дистанции энергетическим методом
получена следующая расчетная формула:
537

a-'B.V
У MBy
v взл у отр t
+ //без
2g
(17.4.17)
здесь величина Д/?ву - среднее на воздушном участке значение
избыточной тяги силовой установки
Д/?ву = ^2 ' (17.4.18)
где избыточная тяга при v=V0Tp определяется по формуле
Мотр=75ДЛир; (17419)
Уотр
избыточная тяга при У=УВзл определяется по формуле
Мвзл = 75ДЛ^зл (17420)
^ВЗЛ
В формулах (17.4.19) и (17.4.20) избыточные мощности ДМ0тр
и ДМвзл определяются из графиков располагаемых и потребных
мощностей при скорости Уотр и УВзл соответственно. При этом
располагаемая мощность определяется при взлетном, если он
имеется у двигателя, или максимальном режиме его работы.
Для справки: для предварительной оценки LB.y можно
использовать следующее упрощение. Множитель перед скобкой в
выражении (17.4.17) есть величина
-££--—, (17.4.21)
ДЛву вв. у
где 0В у - среднее значение угла наклона траектории в радианах,
величина которого при нормальном взлете может быть определена с
помощью эмпирической зависимости [65]:
9ву=^б _оз (17422)
Go vA
538

Пример 17.4.2. Одномоторный самолет Як-18Т [57]:
взлетный вес 1470 даН; удлинение крыла 6,6; скорость отрыва 35,9 м/с;
скорость на высоте 10 м равна 47,2 м/с; тяга воздушного винта при
скорости 25 м/с (=0,7Vотр) равна 350 даН; длина разбега 340 м;
взлетная дистанция до высоты 10 м составляет 725 м. Оценить по
приближенным формулам длину воздушного участка взлета этого
самолета (фактическое значение равно 385 м).
Решение. 1. Определение среднего значение угла наклона
траектории воздушного участка взлета по формуле (17.4.22)
Яразб 0,3 350 0,3
9Bv = т=- ==«0,121 радиан.
У Go Л 1470 Дб
2. Определить длину воздушного участка взлета до #без = Юм
по формуле (17.4.17) с учетом выражения (17.4.21)
L =-SL
a-'B.V
У ДЯву
( т/2 _т/2 Л , (Ап~2 ~СЛ2 Л
Увзл Уотр
- + #без
2g
0,121
«476м.
47 2 - 35 9"
2-9,87
17.4.5. ПОТРЕБНАЯ ДИСТАНЦИЯ ВЗЛЕТА
Определение длины ВПП, потребной для взлета, зависит от
категории самолета.
Для самолетов переходной категории в соответствии с
(АП 23.59) потребная дистанция взлета может определяться
зависимостью
£Пдв = U 5аразб + W • (17.4.23)
где 1разб вычисляется по формуле (17.4.7), LBy ~ по формуле
(17.4.17).
Выбором соответствующего значения скорости принятия
решения V\ обеспечивается условие, при котором потребная
дистанция продолженного взлета при отказе одного двигателя и потребная
дистанция прерванного взлета будут не более £пдв •
539

Таким образом, для предварительного заключения о
возможности самолета переходной категории совершить взлет с ВПП,
длина которой указана в ТЗ, необходимо, чтобы выполнялось условие
^впп^пдв- (17.4.24)
Для самолетов нормальной категории АП 23 не определяют
величину потребной дистанции взлета. Поэтому здесь
рекомендуется длину ВПП, потребную для взлета, определять по формуле
£пВПП - *впп (£разб + £в.у)» (• 7.4.25)
где £впп - коэффициент, определяемый нормативными
документами по эксплуатации гражданских самолетов. Например, если взлет
осуществляется с ВПП, имеющей концевую полосу безопасности и
(или) свободную от препятствий зону за ВПП, то £впп = 1,0, иначе
&впп = 1»^э.
В работе [14] для легких самолетов, эксплуатируемых с
коротких грунтовых ВПП, рекомендовано следующее выражение:
£пВПП = £разб + £/ + £проб + 25 <550м, (17.4.26)
гДе /-проб -длина пробега (разд. 17.5);
ц - расстояние, проходимое самолетом за время срабатывания
автоматики тормозов и принятия пилотом решения при прерванном
взлете,
£/=/v0Tp; r = 3c-
Взлетные характеристики легких самолетов, как правило,
определяют для эксплуатации на бетонных и грунтовых ВПП.
17.5. ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
В данном разделе скорости имеют размерность [м/с], а
дистанции участков посадки измеряются в метрах. Предполагается, что
известна поляра и Су = j{o) проектируемого самолета в посадочной
конфигурации.
540

17.5.1. СХЕМЫ ПОСАДКИ
Для легких пассажирских самолетов возможно применение
следующих схем (методов) посадки (рис. 17.5.1):
1) посадка с выравниванием и полным выдерживанием, при
котором угол атаки увеличивается до посадочного (верхняя схема
на рис. 17.5.1);
2) посадка с полным выравниванием без выдерживания или
небольшим участком выдерживания, чтобы самолет получил
необходимое посадочное положение (нижняя схема на рис. 17.5.1).
Как правило, посадочная дистанция при посадке с
выравниванием и полным выдерживанием оказывается больше из-за более
протяженного воздушного участка.
Вследствие склонности самолета, оборудованного шасси с
хвостовой опорой, к «козлению» и капотированию необходимо
ограничивать величину посадочной скорости, что обусловливает
посадку с полным выдерживанием.
Схема шасси с носовой опорой позволяет совершать посадку
на более высоких скоростях без участка выдерживания (вторая
схема посадки). Но при посадке на грунтовые ВПП целесообразна
посадка с полным выдерживанием с целью уменьшения посадочной
скорости.
В дальнейшем будем различать два этапа посадки: воздушный
участок посадки, длина которого LB.y > и пробег Lnpo6-
Определение посадочных характеристик основано на
теоретических зависимостях механики, определенных допущениях и
поправочных статистических коэффициентах. В данном разделе
изложены только теоретические зависимости, основанные на среднем
значении ускорения.
17.5.2. НОМЕНКЛАТУРА СКОРОСТЕЙ
При предварительном проектировании скорость сваливания в
посадочной конфигурации самолета допустимо определять по
формуле (Я = 0)
V-oc = 4 1-^^. (17.5.1)
| оСу max пос
541

to
Планирование Выравнивание Выдерживание Призем- Пробег
\ \^IГ ление \
Аа= 1,5°
#=15м
1 Яначвыр1 е>^Р? ^j^^^^p ^sd
Планирование Выравнивание и Пробег
Рис: 17.5.1. Схемы посадки самолета

Скорость захода на посадку должна соответствовать
требованиям НЛГС (АП 23.75(a))
Как правило, принимается
V3n = 1.3Vcnoc. (17.5.2)
Когда назначена скорость у3п> т0 соответствующий ей угол
атаки азп определяется по зависимости Су =Да) для посадочной
конфигурации самолета при коэффициенте Су зп> вычисляемом по
формуле (Я =0)
Су 30=^%. (17.5.3)
Скорость в момент приземления самолета называется
посадочной скоростью Vnoc. В НЛГС не содержатся конкретные
количественные требования к величине этой скорости, но требуется,
чтобы посадка выполнялась без чрезмерных вертикальных
перегрузок, тенденций к «козлению», капотированию, неуправляемому
развороту на земле, а также не должно требоваться исключительное
мастерство или быстрота реакции пилота.
Назначение конструктором посадочной скорости и
соответствующего ей угла атаки осПос зависит от схемы шасси самолета.
Шасси с хвостовой опорой
Самолеты, оборудованные шасси с хвостовой опорой,
совершают приземление одновременно на основные и хвостовую опоры.
Поэтому угол атаки при посадке будет
0Спос = 0Сст' (17.5.4)
где Ост - угол атаки самолета при стоянке.
Шасси с носовой опорой
Самолеты, оборудованные шасси с носовой опорой,
совершают приземление только на основные опоры шасси. Поэтому в
предположении полного обжатия шасси должны выполняться
следующие конструктивные ограничения:
543

во избежание приземления на переднюю опору (рис. 17.5.2,я)
ОСпос^СХст + 20; (17.5.5)
во избежание касания ВПП хвостовой частью фюзеляжа в
момент приземления (рис. 17.5.2,6)
аПоС^Фуст + Фо-2°, (17.5.6)
где ф -угол установки крыла; ф0-угол опрокидывания
самолета (определяется по взлетно-посадочной схеме (чертежу) самолета).
а) б)
Рис. 17.5.2. Конструктивные ограничения при посадке
Самолеты, оборудованные шасси с носовой опорой, могут
совершать посадку сразу после выравнивания (без выдерживания),
либо после выдерживания. При этом угол атаки в момент
приземления может быть равен
ОСпос = ОСзп + А0С1 + Д(Х2 . (17.5.7)
где Дос1 ~ 1,5...2° - приращение угла атаки после полного
выравнивания;
Д0С2 > 0° - приращение угла атаки на последующем участке
выдерживания, если он необходим, чтобы выполнялось условие
(17.5.5). Если после полного выравнивания самолет получил
необходимое для посадки положение и последующее выдерживание для
снижения скорости Vnoc не нужно, то Дос2 = 0°.
При посадке с полным выдерживанием самолет производит
касание ВПП в условиях, близких к сваливанию. Поэтому принимают,
что угол атаки крыла в момент приземления осПос может быть равен
544

оспос * (акр)пос"-3° • (17.5.8)
где (акр)пос " критический угол атаки самолета в посадочной
конфигурации.
При посадке с полным выдерживанием ограничение (17.5.6)
может быть определяющим для выбора аПос •
Кроме того, как показывает практика, при нормальном
приземлении в эксплуатации угол тангажа СГФ равен 4... 6°
(#пос ~ 4° ••• 6°). В этом случае угол атаки при посадке будет
апос = дпос-впос + ФУст' (17.5.9)
где 0ПОС = -0,50... -0,75° - угол наклона траектории самолета в
момент приземления, соответствующий вертикальной скорости
снижения от 0,3 до 0,8 м/с.
Таким образом, для самолета, оборудованного шасси с
носовой опорой, угол атаки при посадке назначается конструктором в
зависимости от схемы посадки и по результатам анализа условий
(17.5.5)...(17.5.9). Здесь может потребоваться несколько
приближений.
Посадочная скорость
Итак, когда посадочный угол осПос выбран, посадочная
скорость определяется по формуле
t
Vnoc = 4 J-™5-. (17.5.10)
пос
' Ы" У ПОС
где коэффициент Су пос определяется по зависимости Су =/((Х) для
посадочной конфигурации самолета при ос = <хпос.
Величина посадочной скорости должна удовлетворять
следующей рекомендации:
Vnoc^nocVc.noc* (17.5.11)
где кпос ~ 1,05... 1,1 и более - до 1,2. Меньшие значения характерны
' Угол тангажа СГФ - здесь это угол между СГФ поверхностью ВПП.
545

для самолетов, оборудованных шасси с хвостовой опорой и (или)
совершающих посадку на ВПП без искусственного покрытия.
Соблюдение перечисленных условий может потребовать
изменения величины скорости упос (и, следовательно, угла атаки
(Хпос)> либо перекомпоновки стоек шасси.
17.5.3. ДЛИНА ВОЗДУШНОГО УЧАСТКА
ПОСАДКИ
Теоретические основы приближенной оценки длины
воздушного участка LB y посадочной дистанции приведены, например, в
работах [52, 53], и в принятых обозначениях расчетная формула
имеет вид
£в.у = 15Кзп"*"1 Ктахпос(Узп""Упос)' (17.5.12)
где Кзп ~ аэродинамическое качество самолета, определяемое по
его поляре в посадочной конфигурации при Су-Су Зп (см-
выражение (17.5.3));
Ктах пос " максимальное значение аэродинамического качества
самолета в посадочной конфигурации.
Для определения LB.y иногда применяется следующая
формула, которая является разновидностью выражения (17.5.12) [39]:
Л/2 172 Л
Lb.у — Кср
ПОС
2g
+ 15
(17.5.13)
гДе КСр ~ среднее значение аэродинамического качества на
воздушном участке посадки
Кср ~ _ (Кзп "*■ Кпос/»
Кпос ~ аэродинамическое качество самолета, определяемое по
его поляре в посадочной конфигурации при Су = Су пос (см- пояс"
нения к выражению (17.5.10)).
546

Пример 17.5.1. Одномоторный самолет Як-18Т [57]:
скорость захода на посадку 150 км/ч (41,7 м/с); посадочная скорость
125 км/ч (34,7 м/с); Ктах пос =7*7» К3п = 4»5- Оценить длину
воздушного участка посадки этого самолета (фактическое значение
равно 300 м).
Решение. Определение длины воздушного участка посадки
по формуле (17.5.12)
£в.у = 15Кзп +Т Ктах пос'^зп ~~УПо(У =
= 15-4,5 + —!—7,7(41,72-34,72)«277 м.
2-9,87
Для справки: теоретическое минимальное значение длины
воздушного участка посадочной дистанции при схеме посадки без
выдерживания (только планирование с высоты 15 м и выравнивание
в горизонтальный полет) можно оценить по формуле
1™+. = -1^Н4. (17-5.14)
где #н.в = 5...6м - высота начала выравнивания; 0зп -угол
наклона траектории при заходе на посадку в радианах.
Угол наклона траектории 0ЗП задается так называемой
«системой посадки» - 0,0464...-0,052 радиана (-2°40'...-3°). Такой угол
рекомендуется принимать в расчетах при посадках на сравнительно
большие аэродромы, имеющие ВПП длиной 1000... 1300 м и более.
Поскольку такая пологая глиссада затрудняет визуальное
определение точности расчета посадки, то большие аэродромы обязательно
имеют радиотехнические системы посадки. При визуальных
посадках на ВПП меньшей длины рекомендуется увеличивать угол 0ЗП до
-0,10...-0,12 радиан (-5...-7°) для облегчения точности расчета
захода на посадку. Более крутые глиссады захода на посадку могут
усложнять технику пилотирования.
Для самолетов переходной категории требования АП
23.75(h)(2) устанавливают градиент траектории захода на посадку
не более 5,2% (0ЗП = -0,052 радиана).
547

17.5.4. ДЛИНА ПРОБЕГА
Приближенная оценка длины пробега самолета основана на
известной теоретической формуле:
т — У ПОС
2яторм
(17.5.15)
где яТОрМ ~ средняя величина ускорения торможения, которая
может вычисляться различными способами.
Способ 7, рекомендуемый, например, в работе [14],
яторм ~~ 8
2/.
торм
1
ЗКПроб
(17.5.16)
где Кпроб ~~ аэродинамическое качество самолета при его
стояночном положении (а=0Сст) В посадочной конфигурации -
определяется по соответствующей поляре самолета; /торм=0,2 ...0,3 -
коэффициент трения заторможенных колес о покрытие ВПП - зависит
не только от покрытия и состояния поверхности ВПП, но и от
конструкции колеса, рисунка его протектора, степени совершенства
автомата торможения, а также от фактического давления в пневмати-
ках. Неопределенность коэффициента/ м является основной
причиной погрешности вычисления длины пробега.
Способ 2, рекомендуемый в работе [29], определяет среднее
ускорение при пробеге как полусумму ускорений в начале и в конце
пробега:
*торм
= 0,5g
Сх проб
-у пос
+/
торм
Су проб
у пос
/-J
(17.5.17)
где Су проб» С* проб " значения коэффициентов подъемной силы и
сопротивления при стояночном положении (ос=(Хст) самолета в
посадочной конфигурации - определяются по соответствующей поляре.
Пример 17.5.2. Одномоторный самолет Як-55, имеющий
шасси с хвостовой опорой [39]: посадочная скорость 130 км/ч
548

(36,1М/С); СупОС = Супроб = 0'73; С;спОС = С;спроб = 0>061 (С УЧвТОМ
влияния земли); коэффициент трения - 0,2. Определить длину
пробега этого самолета (фактическое значение 465 м).
Решение.
1. Определение ускорения торможения:
по формуле (17.5.16)
я торм ~~ 8
2/
торм
1
ЗКпроб
= 9,87
2-0,2
1
по формуле (17.5.17)
1торм — 2
Сх проб
+/.
3 3-0,73/0,061 J
Су проб
-1.594;
9,87
'У ПОС
0,061
0,73
торм
'У ПОС
/J
+ 0,2
2-
0,73
0,73
«1,4
м
2. Определение длины пробега по формуле (17.5.15):
£проб ~~
_ Упос _
2а
торм
^проб ""
_ У ПОС _
2а
торм
36,Г
2 1,59
36,12
2 1,4
-410 м;
- 465 м.
Среднее тормозное ускорение от действия реверсирования
тяги зависит от многих факторов, влияние которых не всегда известно
в начале проектирования самолета. Кроме того, из АП 23.75(g)
следует, что если применение каких-либо средств торможения зависит
от работы двигателя(ей) и посадочная дистанция возрастает при
неработающем двигателе, то посадочная дистанция в этом случае
должна определяться при неработающем двигателе. Поэтому
реверсирование тяги винта ПД или ТВД не является основным средством
торможения самолета при пробеге и посадочные дистанции при
нормальных посадках рекомендуется оценивать без использования
реверсирования тяги и применение последнего должно
рассматриваться только как обеспечение запаса безопасности.
549

Для пассажирских самолетов величина аторм ~ 4,5 м/с2
считается предельным значением для ускорения торможения по условию
комфорта пассажиров.
17.5.5. ДЛИНА ВПП ДЛЯ ПОСАДКИ САМОЛЕТА
Посадочная дистанция есть сумма
£пос = £в.у + £проб • (17.5.18)
Согласно требованиям АП 23.75 потребная посадочная
дистанция для посадки самолета должна быть (сухая ВПП)
Lraw = li67Lnoc. (17.5.19)
В соответствии с правилами эксплуатации гражданских
самолетов длина ВПП для посадки
^впп^ппд- (17.5.20)

Приложение 1
ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ МСА
2 4
На высоте Н= 0 м: ро = 0,125 даН-с /м ; ро = 760 мм.рт.ст.;
7Ъ = 288К.
Я,м
2900
3000
3100
3200
3300
3400
3500
3600
3700
3800
3900
4000
4100
4200
4300
4400
4500
4600
4700
4800
4900
5000
5200
5400
5600
5800
6000
6200
6400
6600
6800
| 7000
Ро
0,7497
0,7420
0,7344
0,7269
0,7194
0,7120
0,7046
0,6972
0,6900
0,6828
0,6757
0,6686
0,6616
0,6545
0,6476
0,6408
0,6340
0,6273
0,6205
0,6139
0,6073
0,6008
0,5879
0,5752
0,5627
0,5505
0,5384
0,5265
0,5149
0,5034
0,4921
0,4810
Ejl
Ро
0,7007
0,6918
0,6831
0,6744
0,6658
0,6574
0,6490
0,6406
0,6324
0,6242
0,6162
0,6082
0,6004
0,5925
0,5848
0,5771
0,5696
0,5621
0,5547
0,5474
0,5401
0,5330
0,5189
0,5051
0,4916
0,4784
0,4655
0,4528
0,4405
0,4284
0,4166
0,4151
JjL
То
0,9346
0,9323
0,9301
0,9278
0,9255
0,9233
0,9210
0,9188
0,9165
0,9143
0,9120
0,9097
0,9075
0,9052
0,9030
0,9007
0,8985
0,8962
0,8939
0,8917
0,8894
0,8872
0,8827
0,8781
0,8736
0,8692
0,8646
0,8601
0,8556
0,8511
0,8466
0,8420
//,м
1 °
50
100
150
200
250
300
400
500
600
700
800
900
1000
1100
1200
1300
1400
1500
1600
1700
1800
1900
2000
2100
2200
2300
2400
2500
2600
2700
|_ 2800
Рн
Ро
1,0000
0,9952
0,9904
0,9856
0,9809
0,9762
0,9715
0,9621
0,9528
0,9436
0,9345
0,9254
0,9163
0,9074
0,8985
0,8897
0,8810
0,8723
0,8637
0,8551
0,8467
0,8382
0,8299
0,8216
0,8133
0,8052
0,7971
0,7891
0,7811
0,7732
0,7652
0,7575
Ell
Ро
1,0000
0,9941
0,9882
0,9823
0,9765
0,9707
0,9649
0,9534
0,9421
0,9308
0,9197
0,9087
0,8977
0,8870
0,8762
0,8656
0,8551
0,8448
0,8345
0,8243
0,8142
0,8042
0,7943
0,7845
0,7748
0,7652
0,7557
0,7463
0,7370
0,7278
0,7186
0,7097
То
1,0000
0,9989
0,9978
0,9966
0,9955
0,9944
0,9933
0,9910
0,9887
0,9865
0,9842
0,9820
0,9797
0,9775
0,9752
0,9729
0,9707
0,9684
0,9662
0,9639
0,9617
0,9594
0,9571
0,9549
0,9526
0,9504
0,9481
0,9459
0,9436
0,9413
0,9391
0,9368
551

Приложение 2
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
В данном приложении таблицы содержат сведения о пассажирских легких самолетах.
Таблицы составлены по многочисленным литературным источникам, рекламным
проспектам и информации в глобальной компьютерной сети INTERNET.
В таблицах обозначено: Н - свободнонесущий низкоплан; В - свободнонесущий высоко-
план; Вп - подкосный высокоплан; С - свободнонесущий среднеплан.
П2.1. САМОЛЕТЫ С ПОРШНЕВЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ
Взлетный вес самолетов от 750 до 5700 даН. Силовая установка - один или два ПД с
воздушными винтами. Мощность одного двигателя не менее 100 л.с. Число людей на борту не
более 9.
В табл. П2.1 самолеты разделены ла две группы: с одним двигателем и с двумя
двигателями. В каждой группе самолеты располагаются по возрастанию их взлетного веса.
Таблица П2.1
с
re
Название самолета
о
се
Размах,
м
2
со
Длина,
м
X
О
6
s
•4
>> *
6
аз
Самолеты с 1 -м двигателем |
гт
2
12
Partenavia P59
Piper Tomahawk
Beechcraft 77
2
1
2
10,2
10,36
9,14
15,2
11,6
12,06
6,56
7,06
7,35
750
758>
760
520
483
500
100
112
115
810
866
760
189
202
-
172
-
195
-
-
-
-
-
-
210
250
-
110
180
-
Вп
H
н

виэхэ
ул iQOdllrj
Vi
h/WM
Vi
оиэсЬгг
h/WM
оиэсЬ)14
h/WM
4 XCLU ^
wm '7
•э-if 40дг
H^ '°0
'BHHirJ/
w 4c
1 Vi
DBU^
Название самолета
LI/LI ojsf
С
OQ
'
1
1
1
8
CN
1
О
0
u6
8

Tiro
ON
un
Tfr
ON
ON
CN
CN
»n
ed
С
СЛ
СЛ
U
^f
С
OQ
О
1
1
О
2
0
CN
8
00
»n
Tj-
0
ON
vd
vd
4
0
CN
£
0)
0
OQ
£
<
»n
X
О
ON
О
Tfr
О
1
0
00
On
8
8
vO
8
00
ON
vd
en
CN
vq
ON
CN
OQ
0
00
00
<
<
и
о
GO
VO
с
OQ
О
00
О
en
m
8
8
3
О
О
Tj-
0
Tj-
0
0
00
00
vd
CN
0
0
-
2
1
s
r-
X
1
1
ON
CN
s
CN
1
8
Tj-
§
Tj-
m
en
ON
1
0
0
en
0
3
00
X
en
0
'
en
2
CN
CN
CN
8
0
en
ON
r-~
T*
ON
en
00
CN
<
o-
Urn
<D
Q.
ON
X
VO
VO
00
CN
en
ON
1
CN
CN
О
i
0
ON
ON
ON
00
vd
0
en
ON
m
J-
>
ce
<
<
О
X
I
•
•
I
0
CN
1
О
ON
00
S
§
00
ON
en
О
m
с
PC
с
OQ
00
3
CN
00
1
0
CN
en
CN
CN
О
VO
Tj-
VO
en
3
CN
OO"
CN
vd
0
en
CN
ce
e
СЛ
СЛ
и
CN
С
OQ
О
2
0
00
CN
1
1
00
CN
О
CN
8
00
VO
0
CN
VO
О
0
VO
vd
en
ON
en
Oh
.2
*>
ce
e
.s
0-
en
X
О
О
vo
00
1
CN
CN
CN
ON
CN
VO
0
CN
VO
О
VO
О
О
00"
О
Tfr
ON
m
8
CN
<
'Я
T*
с
OQ
en

Tien
CN
1
1
CN
ON
О
en
Tt
VO
CN
00
00
0
r^
К
О
CN
CN
'£
H
<u
Tab
ce
<u
OQ
»n
с
OQ
О
00
О
CN
1
1
CN
CN
en
CN
8
00
VO
0
8
Tt
4
VO
0
m
0
00
2
0
OQ
2
<
vo
X
1
1
1
1
О
en
CN
1
О
ON
О
00
0
00
VO
0
00
en
00
ON
ON
m
m
CN
U
2
PQ
r^
X
•
CN
en
'
'
un
en
CN
'
О
CN
О
00
0
VO
О
un
en
vo
ON
VO
Os
Tf
O
s
<
<
8
CO
00
X
8
CN
8
en
1
'
О
VO
CN
CN
8
ON
8
CN
i
vq
Tt
0
o4
en
E'
О
ё
<
1
ON
X
8
en
S
CN
00
'
0
CN
S
en
un
О
8
CN
§
r^
8
CN
un
О
Tt
ON
ON
m
0
Гр
Jl
E
cd
>
CN
X
8
tj-
0
CN
O
1
О
CN
00
CN
8
CN
8
CN
8
8
CN
en
tj-
Tt
О
ON
en
8
I
С
CN
"xl
0
00
CN
8
en
en
00
si
en
tj-
en
CN
1
CN
00
8
8
CN
1
Tt
00
0
en
CN
—
jOQ
CN
CN
553

1 виэхэ
L «godu^
Vi
tgcedry
h/WM
<эои/1
h/WM
ОИЭСЫд
h/WM
л
wm '7
•О'и-'Одг
Н^'°0
1 w
'BHHirff
zn>S
1 w
DBU^
Название самолета
1 ц/ц окг
OQ
В
о
CN
1
1
О
00
CN
8
Г-
О
СП
CN
О
Tfr
г-
о
СП
CN
00*
»о*
5
СП
cn
СП
CCJ
jap
р
3
i
Он
СП
cn
и
1
1
1
1
ь
cn
о
8
8
CN
о
00
СП
CN
vO
00*
00
un
о
cn*
(N
CCJ
Ё
о
Г-
<
а
X
1
1
1
1
СП
1
8
00
8
CN
8
о
Tl-
CN
1
о
СП
о
CN
с
8
CN
с
СО
СП
о
СП
СП
г*-
CN
1
СП
1
vO
CN
1
о
CN
CN
ON
о
CN
оо
СП
Tfr
00
СП
1
<
V©
CN
с
СП
о
СП
CN
о
CN
1
о
ON
о
CN
о
00
8
CN
VO
00
S
CN
VO
ON
о
г**
8.
сп
CN
1
CN
с
00
1
1
1
1
VO
cn
1
«о
Tl-
о
СП
CN
о
о
CN
00
г-*
VO
vO*
CN
ON
О
VO
О
00
CCJ
с
«Л
и
00
CN
X
CN
00
CN
CN
сп
CN
1
'
сп
ON
CN
CN
СП
8
On
CN
CN
т*
00
Tl-
r**
VO
з
»n
5
Oh
ON
CN
X
О
CN
3
СП
1
CN
CN
О
CN
О
8
О
CN
VO
8
т*
О
00*
r^
V
VO
о

Tien
о
ii
сп
X
8
CN
О
СП
CN
1
1
О
00
CN
8
СП
8
CN
CN
О
00
00
8
CN
00*
О
о
о*
сп
СП
сп
О
се
О
оо
СП
00
8
CN
О
СП
CN
8
сп
Tl-
CN
8
СП
8
о
ON
CN
О
On
8
Tl-
CN
00*
о
о
о
СП
СП
CN
00
i
CN
СП
X
Tl-
о

Tien
00
CN
'
о
CN
8
СП
8
VO
8
СП
Tl-
ON
8
Tf
00*
00*
CN
en
oo
1
СП
СП
с
PQ
'
1
1
'
о
CN
1
о
8
СП
о
г**
VO
VO*
CN
ON
о*
VO
00
се
с
(Л
«Л
<и
и

Tien
X
1
1
1
1
о
CN
сп
1
CN
СП
00
CN
ON
о
т1-
8.
00*
00
VO*
CN
о*
т1-
СП
>
1
:8
СП
с
0Q
CN
CN
CN
8
8
т1\
CN
о
00
CN
8
CN
8
СП
CN
СП
00
СП
VO
00*
VO*
ON
о*
»о
CN
2
«Л
«Л
и
VO
СП
с
PQ
СП
CN
СП
СП
8
8
СП
CN
00
т1-
CN
CN
CN
СП
8
2
8
СП
8
СП
CN
vq
00*
СП
VO*
CN
VO
о
CN
S
«Л
«Л
б
СП
с
0Q
о
СП
ON
1
1
On
CN
00
СП
CN
о
о
CN
CN
8
о
СП
CN
00*
00*
Tf
СП
S
<
1
00
СП
с
PQ
о
00
о
ON
00
1
CN
CN
1
о
ON
00
8
CN
00
ON
ON
VO
'
ON
ON
»n
8
"8
1
ON
СП
OQ
о
2
1
ON
VO

Tien
о
ON
en
8
00
о
en
8
ON
8
00
en
00*
о
ON*
4
CN
VO
2
ce
O"
Ш
8
en
1
°
Tf
OQ
о
о
ON
en
о
00
8
CN
8
о
ON
CN
о
8
ON
CN
ON
vq
en
CN
Tf
CN*
»n
Tf
CN
00
i
т?
x
8
CN
8
CN
1
1
1
о

Tien
1
8
Tf
I
о
VO
ON
en
о
en
СП
»n
о
s
CN
Tf
ac]
1
1
CN
Tf
00
CN
8
en
i
VO
en
CN
00
о
CN
00*
о
CN
CN
»n
00
in
en
Tf
554

CN
С
с;
ю
CD
X
X
се
аг
х
о
О
Пеиэхэ
w tgodu^
W
tgeedrj
h/WM
<эои/1
HI
оиэсЫгг
h/WM
О^Яд
h/WM
4 ХСШ л
л
wm '7
•0-1Г *0дг
н^
tioXu^-v
н^ too
Vi
'BHHlfff
Vi 'C
z *
w
'XBWEBJ
DBU^
амолета
азвание с
X
| U/Uotf
s
я двигателя
i
CN
О
молет
ее
и
X
U
CN
О
»n
CN
1
8
ON
»n
*o
VO
CN
О
00
CN
8
r^
О
ON
CN
о
^5
CJ
8
VO
—"
»n
r^
-H
r^
~*
СЛ
CN
СЛ
его 145
<
3
X
i
о
»o
CN
a
.-4
8
Tf
CN
О
CN
СЛ
00
ТГ
ел
8
»o
8
ТГ
О
Tf
О
СЛ
VO
VO
r^
00
»o
*~*
CN
~
4fr
VO
eagle B-2<
PQ
»n
^t
1
*
CN
О
00
CN
1
1
О
4fr
СЛ
<n
m
СЛ
8
oo
8
4fr
О
ел
о
о
oo
~^
VO
00
CN
r^
~*
VO
^"^
»n
[AI-S210
CO
VO
4fr
Ш
CN
CN
VO
CN
О
ON
1
CN
«—4
ел
m
CN
СЛ
о
VO
8
^f
8
О
VO
00
~*
CN
ON
VO
00
w"*
О
CN
»n
68 Victor
Oh
r^
^f
X
В
m
о
CN
~*
CN
~*
О
ON
^f
О
00
CN
О
СЛ
8
r^
о
CN
4fr
<n
r^
CN
О
ON
VO
OO
О
r^
~*
о
CN
^f
>rava
-200D Mc
H
00
l2.
с
OQ
О
CN
CN
О
CN
CN
<n
~*
Q
(3)
~^
m
r^
CN
r^
ON
CN
8
О
CN
4t
CN
r^
CN
8
<N
(S
8,08
s
r^
СЛ
VO
о
КК0РД-2
<
ON
i^
X
о
CN
CN
О
m
CN
CN
"■"'
Q
<3j
^f
§
СЛ
о
^t
8
00
8
VO
8
CN
8
CN
CN
ГЛ
00
4fr
4fr
*-*
CN
ON
»n
О
CN
ii
о
m
X
о
CN
ON
OO
СЛ
1
о
о
СЛ
ГЛ
СЛ
СЛ
1
VO
»n
8
»n
о
^м
m
VO
СЛ
СЛ
CN
1
VO
r^
~*
ON
~*
VO
ел
essna T30
|U
^H
<n
X
о
~*
о
T*
4fr
(
1
r^
m
СЛ
о
00
СЛ
о
CN
о
CN
Ю
00
r^
4fr
ON
ON
СЛ
CN
О
ON
VO
VO
~*
СЛ
~*
»n
essna 310
U
CN
»n
X
о
CN
СЛ
О
СЛ
4fr
§
"■"'
о
VO
СЛ
m
СЛ
СЛ
£
СЛ
о
ON
О
m
о
oo
4fr
О
4fr
CN
^ .
ON
»n
00
^*
СЛ
VO
58 Baron
OQ
СЛ
\in
U
о
CN
CN
О
Ю
VO
CN
^^
Q
сЗз
СЛ
О
<n
СЛ
CN
4fr
^t
О
r^
g
VO
8
00
8
oo
CN
1
о
oo
w"*
CN
»n
8
uper Star7
CO
^f
^
X
8
^f
о
^H
VO
О
4fr
*™^
§
NO
r^
§
СЛ
8
4fr
О
ON
8
r^
«n
СЛ
ON
о
СЛ
СЛ
о
00
ON
^^
VO
ON
VO
60 Duke
OQ
»n
<n
X
1
1
I
i
»n
ON
СЛ
1
OO
CN
CN
О
VO
О
»n
oo
о
^-4
СЛ
8
00
ON
О
CN
3
СЛ
VO
Г)
essna 402
U
VO
лп
X
00
СЛ
CN
oo
VO
CN
1
1
00
4fr
СЛ
CN
»n
СЛ
Q
СЛ
CN
VO
00
r^
ON
СЛ
CN
CN
СЛ
СЛ
о
ON
ON
w"*
ON
СЛ
VO
*
eagle B-21
PQ
T^
y\
с
OQ
8
о
ON
о
00
Q
^3
CN
о
r^
^^
1
580
8
VO
о
ел
СЛ
CN
о
CN
СЛ
VO
СЛ
—
г^
ON
СЛ
о
CN
CN
г^
Н-14А
<
00
\УГ\
X
о
CN
CN
»о
VO
»о
СЛ
•^
g
vO
г^
CN
»n
СЛ
Tt
УГ\
^
8
CN
CN
о
г^
00
8
CN
о
00
СЛ
СЛ
о
г^
ON
w"*
VO
CN
VO
essna 421
и
ON
»n
OQ
1
о
00
CN
1
1
»n
о
СЛ
1
640
s
r^
»n
Tt
СЛ
CN
о
00
СЛ
^f
ON
CN
»n
00
Do 128-2
s
ffl]
00
CN
8
^t\
s\
"""*
Щ
»n
^
»n
00
CN
Щ
^t\
8
CN
8
r^
о
CN
»n
CN
ON
СЛ
°4
VO
VO
CN
"1.
СЛ
00
-166
PU
—H
[vol

П2.2. САМОЛЕТЫ С ТУРБОВИНТОВЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ
Взлетный вес самолетов до 8600 даН. Силовая установка - два ТВД. Число пассажиров
на борту 10... 19.
В табл. П2.2 обозначено: £пдв - потребная дистанция взлета и £ппд - потребная
посадочная дистанция.
Таблица П2.2
с
г
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
[\4
Название самолета
Beech King Air 200
GAF Nomad N22B
Cessna 208
Cessna 406
Beech Comm. C99
DornierDo228-100
L410UVP
GAF Nomad N24A
Бе-32
EMB 110P1
BAe Jetstream 31
DornierDo228-201
Beech 1900C
CBA 123
10
12
14
14
15
15
15
16
16
18
18
19
19
19
Размах,
м |
1661
16,52
15,9
15,1
13,98
16,97
19,49
16,52
17
15,33
15,84
16,97
16,61
17,72
s
03
9.8 15
30,1
26
23,5
26,0
32,0
35,18
30,1
32
29,14
25,2
32,0
28,16
27,2
I
5670
3856
3629
4246
5126
5700
5800
4265
7300
5670
6900
5980
7540
8500
Si
= s
3419
2150
1860
2449
2950
3403
3960
2466
-
3648
4341
3557
4286
5640
4$
1700
840
1200
1000
1430
1430
1460
840
2100
1500
1880
1430
2200
2600
1418
-
206
802
1112
547
790
213
750
334
1370
1245
1867
1396
>**
523
284
289
333
380
371
300
297
363
343
486
333
447
587
6
7620
3048
3048
3048
3048
3048
3000
3048
3000
3048
4572
3048
6104
-
I1
0 a
1571
1686
1694
1406
1470
1917
1210
1685
1550
1802
1703
2033
1882
2160
786
442
367
803
997
579
750
520
490
675
1430
655
991
1080
St
867
632
218
758
884
442
567
695
500
850
1230
518
972
1030
-
133
154
181
-
-
170
148
-
157
210
148
211
196
-
130
148
187
-
-
160
139
-
185
197
-
209
196
ed
H
Bn
- |
- |
- |
В
в
- 1
в
н
н
в
н
н

Приложение 3
СХЕМЫ ГРАЖДАНСКИХ ЛЕГКИХ
САМОЛЕТОВ
В данном приложении приведены схемы и общая характеристика
известных одно- и двухмоторных легких самолетов. На базе этой
информации сформулированы обобщающие выводы. Однако следует
помнить, что эти выводы получены на ограниченном материале.
П3.1. ОДНОМОТОРНЫЕ САМОЛЕТЫ
На рис. П3.1 ... П3.19 показаны различные схемы одномоторных
легких самолетов, в отношении которых можно установить следующее.
1. Весьма распространенной является схема с низким
расположением крыла. Высоко расположенное крыло, как правило, делается с
внешним подкосом.
2. Двигатель располагается в носовой части фюзеляжа.
Исключение составляют схемы самолетов на рис. П3.11, П3.14 и П3.19.
3. Наиболее распространенной схемой хвостового оперения
является схема с низким расположением ГО - на фюзеляже или в корневой
части ВО. При Т-образной (рис. П3.2, П3.8 и П3.19) или П-образной
(рис. П3.11, П3.14) схемах хвостового оперения возникают проблемы, на
которые необходимо обратить внимание перед окончательным выбором
этих схем оперения:
а) высокое расположение ГО затрудняет его осмотр без стремянки;
б) расположение ГО вне струи винта уменьшает эффективность ГО
при взлете.
4. При низком расположении ГО для улучшения штопорных
характеристик часто применяется разнесение ГО и ВО по строительной
горизонтали (ГО располагается около задней кромки ВО или позади
ВО). Однако это не означает, что при других схемах низкого
расположения ГО нельзя обеспечить выход самолета из штопора.
5. За исключением схемы самолета на рис. П3.4 ВО расположено
над фюзеляжем и не имеет подфюзеляжных частей (гребней).
6. Как правило, шасси самолета имеет трехопорную схему с
носовой опорой. Исключение составляет, например, схема самолета на
рис. П3.16иП3.17.
7. Как правило, шасси не убирается.
557

Рис. ПЗЛ. Схема легкого одномоторного самолета Рис П3.2. Схема легкого одномоторного самолета
INTERCEPTOR 400 PIPER TOMAHAWKII
■ft ж"
Рис ПЗ.З. Схема легкого одномоторного самолета Рис П3.4. Схема легкого одномоторного самолета
CESSNA SKYLANE RG TRAGO MILLS SAH-I

Рис. П3.5. Схема легкого одномоторного самолета Рис ПЗ.б. Схема легкого одномоторного самолета
CESSNA STATIONAIR 8 VALMETL-70 MILTRAINER
v©
Рис. ПЗ. 7. Схема легкого одномоторного самолета Рис. 173.8. Схема легкого одномоторного самолета
BEECHCRAFT MUSKETEER SUPER R ROBIN R 3140

On
О
Рис. П3.9. Схема легкого одномоторного самолета Рис. П3.10. Схема легкого одномоторного самолета
SOCATA TOBAGO PIPER PA-32R-301T TURBO SARATOGA
Рис. ПЗ.П. Схема легкого одномоторного самолета Рис. ПЗ. 12. Схема легкого одномоторного самолета
ЕА7 «ОПТИКА» Як-112

Рис. П3.13. Схема легкого одномоторного самолета Рис 173.14. Схема легкого одномоторного самолета
Як-18Т Як-58
On
Рис. 173.15 Схема легкого одномоторного самолета Рис 773.16. Схема легкого одномоторного самолета
Ил-103 И-1Л

OS
Ю
Рис П3.17. Схема легкого одномоторного самолета Рис П3.18. Схема легкого одномоторного самолета
сТВД «ГРАЧ» ZUN43
Рис. П3.19. Схема легкого одномоторного
самолета POSCHEL Р-300 EQUATOR

П3.2. ДВУХМОТОРНЫЕ САМОЛЕТЫ
На рис. П3.20...П3.35 показаны различные схемы двухмоторных
легких самолетов, в отношении которых можно установить следующее.
1. Как правило, оба двигателя располагаются на крыле.
Исключение составляет схема самолета на рис. П3.20 (двигатели располагаются в
носовой и хвостовой частях фюзеляжа) и схема самолета на рис. П3.24.
2. Схема низкоплана применяется чаще, чем высокоплан. Среди
высокопланов подкосные крылья не являются доминирующими.
3. В большинстве схем применяется низкое расположение ГО. При
этом взаимное расположение ГО и двигателей обеспечивает обдувку ГО
струями от воздушных винтов. Однако следует учитывать, что струя
воздушного винта может создать проблему усталости ГО.
4. Другая концепция расположения ГО относительно струй от
воздушных винтов состоит в таком расположении ГО, при котором работа
двигателей не будет влиять на работу ГО, что может быть необходимо в
случае прерванной посадки и ухода на второй круг. Эта концепция
реализуется в виде Т-образной схемы оперения, а при низком
расположении ГО - приданием ему поперечного V.
5. Схема вертикального оперения, как правило, однокилевая. Для
повышения эффективности ВО на больших углах скольжения
(например, при отказе одного из двигателей) применяется форкиль.
6. Двухкилевое оперение используется редко (рис. П3.20, П3.21,
П3.26). Отличительной чертой схем самолетов с двухкилевым ВО - это
малая площадь боковой проекции хвостовой части фюзеляжа, что
уменьшает путевую устойчивость самолета.
7. Как правило, шасси самолета выполнено по трехопорной схеме с
носовой опорой. Исключение - схема самолета на рис. П3.24.
8. В большинстве случаев шасси самолета делается убирающимся.
Неубирающееся шасси, как правило, применяют у высокопланов.
9. Отсутствует единообразие в форме мотогондол и их
расположении относительно крыла. Часто в хвостовых отсеках мотогондол делают
багажник.
10. Для некоторых самолетов расположение элеронов начинается
не от концов крыла. Это возникает, когда дополнительная площадь
крыла добавлена к концу крыла при модификации самолета. Как правило,
при этом технологически не экономично продление размаха элеронов,
если самолет при модификации обладает достаточной поперечной
управляемостью.
563

Рис, П3.20. Схема легкого двухмоторного
самолета CESSNA MODEL 336 SKYMASTER
Рис 173.21. Схема легкого двухмоторного самолета
Ан-14А
Рис 773.22. Схема легкого двухмоторного
самолета BEECHCRAFT DUKE A60
Рис 773.23. Схема легкого двухмоторного самолета
CESSNA T303 CRUSADER

Рис П3.24. Схема легкого двухмоторного
самолета DO 28-2
ON
Рис П3.26. Схема легкого двухмоторного
самолета L-2QQD «MORAVA»
Рис. П3.25. Схема легкого двухмоторного самолета
BRITTEN- NORMAN BN-2A ISLANDER
Рис П3.27. Схема легкого двухмоторного самолета
BEECHCRAFT DUCHESS 76

ON
Рис. П3.28. Схема легкого двухмоторного
самолета с ТВД ВАЕ JETSTREAM 31
&
^а
Ш5Э
Рис ПЗ.ЗО. Схема легкого двухмоторного
самолета с ТВД EMBRAER ЕМВ-110
Рис П3.29. Схема легкого двухмоторного
самолета PARTENAMA P.68C VICTOR
Рис. П3.31. Схема легкого двухмоторного
самолета PIPER PA-31-350 CHIEFTAIN

Рис П3.32. Схема легкого двухмоторного
самолета PIPER PA-44-I80T TURBO SEMINOLE
On
Рис. П3.34. Схема легкого двухмоторного
самолета CESSNA MODEL 402C
Рис ПЗ.ЗЗ. Схема легкого двухмоторного
самолета с ТВД 1^410 UVP
<сХ
Рис П3.35. Схема легкого двухмоторного
самолета с ТВД BEECHCRAFT1900

Приложение 4
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ АВИАЦИОННЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ
В данном приложении приведена статистическая информация
о современных авиационных двигателях, применяемых на легких
самолетах. Информация взята в основном из рекламных проспектов
МАКС и работ [1,45, 56].
ПОРШНЕВЫЕ АВИАЦИОННЫЕ
ДВИГАТЕЛИ
Авиационный двигатель М-14П предназначен для
установки на многоцелевые и спортивные самолеты.
Двигатель М-14П - четырехтактный, воздушного охлаждения,
однорядный со звездообразным расположением цилиндров и с
карбюраторным смесеобразованием. Двигатель невысотный, но для
улучшения эксплуатационных характеристик имеет низконапорный
нагнетатель. Редуктор понижает число оборотов вала воздушного
винта относительно числа оборотов коленчатого вала в 1,52 раза.
Равномерное охлаждение цилиндров обеспечивают воздушные
дефлекторы, установленные на каждом цилиндре. Запуск двигателя
производится сжатым воздухом. Время работы на номинальном
режиме в перевернутом полете не более 2 мин. Время перехода
(приемистости) от малого газа до взлетного не более 3 с.
Основные технические данные двигателя М-14П приведены в
табл. П4.1 и П4.2, на рис. П4.1 - внешняя и винтовая
характеристики, а на рис. П4.2 - высотная. Вся информация по двигателю М-14П
получена из работы [45].
Таблица П4.1
Характеристики двигателя
Максимальная (взлетная)
1 мощность, л.с.
Модель двигателя
М-14П
360
М-17
200
М332
А
140
М 137
А
180
М337
А
206
АПД 1
2300
210
568

Окончание табл. П4.1
Характеристики двигателя
Максимальное (взлетное)
число оборотов в минуту
Объем цилиндров, л
Число цилиндров
| Степень сжатия
Диаметр поршня, мм
Ход поршня, мм
Удельный расход топлива
при максимальной
мощности, даН/(л.с.ч)
1 Крейсерский удельный
расход топлива, даН/(л.с.ч)
1 Вес двигателя, даН
Ширина двигателя, мм
| Высота двигателя, мм
| Длина двигателя, мм
Модель двигателя |
М-14П
2900
10,16
9
6,3
105
130
0,315
0,210
214
985
985
921
М-17
2800
-
4
-
-
-
-
0,175
125
810
550
850
М332
А
2700
3,98
4
6,3
105
115
0,265
0,243
102
425
628
1118
М137
А
2750
5,97
6
6,3
105
115
0,366
-
141
444
628
1350
М337
А
2750
5,97
6
6,3
105
115
0,373
-
153
444
628
1410
АПД 1
2300
5500
2,3
4
10
92
86,5
0,190
0,180
165
588
703
975
Л^.л.с. С«>,даН/(л.с. ч)
\
ч
W
к.
|V->
\
>
у
7\
\
1000 1500 2000 2500 л, об/мин ' Ю00 1500 2000 2500 //, об/мин
Рис. /74.1. Внешняя и винтовая характеристики двигателя М-14П:
1 - изменение эффективной мощности по внешней характеристике;
2 - изменение эффективной мощности по винтовой характеристике
при малом шаге винта; 3 - изменение эффективной мощности по
винтовой характеристике при большом шаге винта; 4 - удельный расход
топлива по внешней характеристике; 5 - удельный расход топлива по
винтовой характеристике при малом шаге винта; 6 - удельный расход
топлива по винтовой характеристике при большом шаге винта
400
300
200
100
п
\j
X
У
\ +
^
/
*/
569

Таблица П4.2
1 Наименование
режима
1 Взлетный
1 Номинальный 1
Номинальный 2
1 Крейсерский 1
1 Крейсерский 2
1 Малый газ
Мощность,
л.с.
360
290
240
180
144
-
Частота вращения
коленвала, об/мин
2900
2400
2050
1860
1730
Не менее 700
Удельный расход
топлива, даН/(л.с. ч)
0,285...0,315
0,280...0,310
0,265...0,300
0,210...0,230
0,215...0,235
-
Ne, л.с.
400
300
200
100
гт
„^^
"ч^/
"»^7
J
1000 2000 3000 Я, м
Рис П4.2. Высотная
характеристика М-14П:
1 - взлетный режим;
2 - первый номинальный;
3 - второй номинальный;
4 - первый крейсерский;
5 - второй крейсерский
режим
Авиационный двигатель М17 - четырехтактный,
воздушного охлаждения, с непосредственным впрыском топлива,
имеет четыре цилиндра, расположенных оппозитно. Основные
технические данные представлены в табл. П4.1.
Авиационный двигатель М 332А - четырехтактный,
воздушного охлаждения, с однорядным расположением цилиндров,
низконапорным впрыском топлива, с непосредственным приводом
570

ВИШ или ВФШ. На крейсерском режиме развивает 2400 об/мин.
Двигатель невысотный, но может иметь низконапорный
нагнетатель. В основном исполнении двигатель не предназначен для
высшего пилотажа, но с дополнительным оборудованием может
применяться на акробатических самолетах. Страна - изготовитель
Чехия. Основные данные двигателя М 332А приведены в табл. П4.1.
На рис. П4.3 - внешняя и высотная характеристики, на рис. П4.4 -
его общий вид.
Л^,л.с.
19SU
J Z. J Г
innL
75 L
г
501-
/
/
г
/
/
771
2
3
4 1 1
Ne,n.c.
125
100
Се,даН/(л.с.ч) 75
0,30
0,25
0,20
2000 2500 я, об/мин
50
R
б
к
*
Sk
ч^
^
d
о
2000
#,м
Рис. /74.3. Внешняя и высотная характеристики двигателя М332А:
1 - мощность с нагнетателем; 2 - мощность без нагнетателя;
3 - удельный расход топлива с нагнетателем; 4 - удельный расход
топлива без нагнетателя; 5 - мощность с нагнетателем при
2700 об/мин; 6 - мощность с нагнетателем при 2550 об/мин;
7-мощность с нагнетателем при 2400 об/мин; 8 - мощность без
нагнетателя при 2400 об/мин
Авиационный двигатель М 337А - четырехтактный,
воздушного охлаждения, с однорядным расположением цилиндров,
низконапорным впрыском топлива, с непосредственным приводом
ВИШ или ВФШ. На крейсерском режиме развивает 2400 об/мин.
Двигатель с наддувом. В основном исполнении двигатель
предназначен для высшего пилотажа, но полеты на спине не разрешаются.
571

Страна-изготовитель Чехия. Основные данные двигателя М 337А
приведены в табл. П4.1. Двигатель имеет модификации: М 337А -
без наддува, полностью акробатический (табл. Г14.1); М 337Ак - с
усовершенствованной масляной системой, позволяет
акробатические полеты на спине.
Рис. П4.4. Двигатель М 332Л
Авиационный двигатель АПД2300 (рис. П4.5) -
четырехтактный, с жидкостным охлаждением (Тосол 40),
непосредственным впрыском топлива, турбонаддувом, электронной системой
управления зажиганием и топливопитанием. Однорядное
расположение цилиндров. Привод воздушного винта - через редуктор,
который понижает число оборотов выходного вала по отношению к
коленвалу в 2,11 раза. Запуск двигателя осуществляется от
встроенного электростартера.
Рис. П4.5. Двигатель АПД2300
572

Двигатель предназначен для самолетов АОН. Производство
НПО «Молния» и ЦИАМ совместно с АО «Заволжский моторный
завод». Двигатель разработан на базе автомобильного двигателя
ЗМЗ.406-10. Основные технические данные двигателя АПД2300
представлены в табл. П4.1. На рис. П4.6 представлены высотные
характеристики.
Ne, л.с.
Гс, даН/(л.с. ч)
200
100
0
х£
^^
^
^
^^
#=
--•
) км
1
.2 J
3 |
0,20
0J5
#=з
км
• 2
1
0
3000 4000 5000 п. об/мин 3000 4000 5000 л. об/мин
Рис. П4.6. Высотные характеристики двигателя АПД2300
Поршневые двигатели BOMBARDIER-ROTAX GE-
SELSCHAFT MBH MOTORENFABRIK - четырехтактные,
комбинированного охлаждения с оппозитным расположением
цилиндров, карбюраторным смесеобразованием, электрическим
стартером и интегрированным редуктором, понижающим число
оборотов выходного вала по отношению к коленвалу в 2,273 раза.
Охлаждающая жидкость на основе этиленгликоля. Двигатели 912UL и
914UL предназначены для установки на самолеты единичного
изготовления, экспериментальные и ультралегкие летательные
аппараты. Основные технические данные представлены в табл. П4.3.
Авиационный двигатель 914UL с турбонаддувом, допускается
взлетный режим в течение 3 минут при мощности 115 л.с.
(5800 об/мин коленвала).
Таблица П4.3
Характеристики двигателя
Максимальная (взлетная) мощность, л.с.
[ Максимальное (взлетное) число оборотов в минуту
912UL
80
5500
914UL
100(115)
5800
573

Окончание табл. П4.3
Характеристики двигателя
1 Объем цилиндров, л
Число цилиндров
Степень сжатия
Диаметр поршня, мм
Ход поршня, мм
Удельный расход топлива при максимальной
мощности, даН/(л.с.ч)
Крейсерский удельный расход топлива, даН/(л.с.ч)
| Вес двигателя, даН
Ширина двигателя, мм
Высота двигателя, мм
Длина двигателя, мм
912UL
1,21
4
9,5
79,5
61
0,213
-
56
576
376
579
914UL1
1,21
4
8,75
79,5
61
0,202
0,199
65
631
363
682
Авиационные поршневые двигатели TELEDYNE
CONTINENTAL MOTORS широко используются на легких
самолетах. Основные технические данные некоторых
распространенных типов этих двигателей и их модификаций приведены в
табл. П4.4 и П4.5. Общим для них является то, что все они
четырехтактные, воздушного охлаждения и имеют оппозитное
расположение цилиндров.
Таблица П4.4
Характеристики
двигателя
Максимальная
продолжительная
мощность, л.с.
Максимальное число
оборотов в минуту
Объем цилиндров, л
Число цилиндров
Степень сжатия
Диаметр поршня, мм
Ход поршня, мм
Вес, даН
Модель и модификация двигателя
О-200
100
2750
3,28
4
7,0
103
98,3
85,4
О-300А
145
2700
4,92
6
7,0
103
98,3
123
Ю-360
ES
210
2800
5,9
6
8,5
113
98,3
159
Ю-360
Н
210
2800
5,9
6
8,5
113
98,3
133
TSIO-
360 D
225
2800
5,9
6
7,5
113
98,3
126
Ю-470
V
240
2600
7,7
6
8,6
127
102
186
574

Окончание табл. П4.4
Характеристики
двигателя
1 Ширина, мм
| Высота, мм
| Длина, мм
Модель и модификация двигателя |
О-200
802
589
724
О-300А
800
591
1010
Ю-360
ES
839
570
847
Ю-360
н
798
618
879
TSIO-
360 D
798
618
879
Ю-470
V
852
502
1110
В наименовании зарубежных поршневых двигателей
используют следующие условные обозначения: G - привод с редуктором,
TS - с турбонаддувом, /-с непосредственным впрыском топлива,
О - оппозитная схема расположения цилиндров, L - с жидкостным
охлаждением. Например, «TSIO-360-KB» расшифровывается так:
75 - с турбонаддувом, / - непосредственный впрыск, О -
оппозитная схема, 360 - рабочий объем в куб. дюймах, KB - порядковая
модификация.
Двигатель О-200 (табл. П4.4) с карбюраторным
смесеобразованием, невысотный, с непосредственным приводом воздушного
винта. Общий вид представлен на рис. П4.7. Двигатель установлен
на самолетах типа Cessna 150.
Рис 174.7. Двигатель О-200
Двигатель О-300А (табл. П4.4) с карбюраторным
смесеобразованием, невысотный, с непосредственным приводом
воздушного винта.
Двигатели типа Ю-360 (табл. П4.4 и рис. П4.8) с
непосредственным впрыском топлива, невысотные, с непосредственным
приводом воздушного винта. Имеется несколько модификаций:
575

К - (195 л.с); Н - (210 л.с); ES - (210 л.с). Для ПД IO-360ES
крейсерский режим соответствует мощности 160 л.с. при 2600
об/мин. Ресурс этого двигателя составляет 2000 ч.
Двигатели типа Ю-360 установлены на самолетах Cessna 172,
Cessna 337 и других легких самолетах.
Рис. П4.8. Двигатель Ю-360
Двигатели типа TSIO-360 с турбонаддувом,
непосредственным впрыском топлива, высотные, с непосредственным
приводом воздушного винта; имеется несколько модификаций, в том
числе модификация D (табл. П4.4). Двигатели типа TSIO-360
установлены на самолетах Cessna T337, Piper SENECA, Mooney 231 и
других легких самолетах.
Двигатель IO-470V (табл. П4.4) с непосредственным
впрыском топлива, невысотный, с непосредственным приводом
воздушного винта.
Двигатели типа Ю-550 с непосредственным впрыском
топлива, невысотный, с непосредственным приводом воздушного
винта; имеется несколько модификаций (табл. П4.5). Двигатели
этого типа установлены на самолетах Beech Bonanza АЗЗ, Beech
Bonanza 58 и других. Общий вид Ю-550А приведен на рис. П4.9.
Общий вид IO-550G приведен на рис. П4.10. Расход топлива на
максимальном режиме этого двигателя составляет 57...59 кг/ч.
Максимальный крейсерский режим соответствует мощности 240 л.с.
при 2400 об/мин, экономический крейсерский режим - мощности
200 л.с. при 2300 об/мин.
576

Таблица П4.5
Характеристики
двигателя
1 Максимальная
продолжительная
мощность, л.с.
Максимальное число
оборотов в минуту
Объем цилиндров, л
1 Число цилиндров
| Степень сжатия
1 Диаметр поршня, мм
Ход поршня, мм
Вес, даН
Ширина, мм
Высота, мм
[Длина, мм
Модель и модификация двигателя
Ю-550
G
28')
2500
9,01
6
8,5
133,4
ПО
218
852
518
1189
Ю-550
А
300
2700
9,01
6
7,5
133,4
ПО
188
852
518
1189
Ю-520
К
300
2850
8,52
6
8,5
133,4
102
194
852
502
1039
TSIO-550
А
360
2600
9,01
6
7,5
133,4
ПО
193
1080
851
1083
GTSIO-520
К
435
3400
8,52
6
7,5
133,4
102
272
865
665
1429
Рис. П4.9. Двигатель Ю-550А
Рис. 174.10. Двигатель 7O-550G

Двигатели типа Ю-520 с непосредственным впрыском
топлива, невысотные, с непосредственным приводом воздушного
винта; имеется несколько модификаций, в том числе и
модификация К (табл. П4.5 и рис. П4.11). Двигатели типа Ю-520 установлены
на самолетах Cessna 185, Cessna 210, Cessna 206, Bellanca Viking
300, Beech Bonanza 33 и других легких самолетах.
Рис П4.11. Двигатель 1О-520К
Двигатель TSIO-550A (табл. П4.5) с турбонаддувом и
непосредственным впрыском топлива, высотный, с непосредственным
приводом воздушного винта. Этот тип ПД установлен на самолетах
Beech Baron 58P, Cessna 402, Cessna 414 и других.
Двигатель GTSIO-520K (табл. П4.5 и рис. П4.12) с
турбонаддувом и непосредственным впрыском топлива. Высотный -
максимальная мощность сохраняется до высоты 7620 м. Привод
воздушного винта через коробку передач (редуктор).
Рис. П4.12. Двигатель GTSIO-520K
578

Дизельные авиационные двигатели. Новые материалы
и технологические процессы, применение турбонаддува создали
реальные возможности для уменьшения главного недостатка этих
высокоэкономичных двигателей - большой удельный вес. В ряде
стран проводятся работы по созданию авиационных дизелей
мощностью 100...300 л.с. Например, в нашей стране разработаны
авиадизели типа ДН-200 и типа ТДА-450.
Авиационный дизельный ПД типа ДН-200 - это двухтактный
трехцилиндровый двигатель, работающий по конструктивной схеме
с противоположно движущимися поршнями. Основные
характеристики этого двигателя следующие [56]: мощность - 200 л.с. при
частоте вращения 2700 об/мин, вес сухого двигателя - 150 даН и
удельный расход топлива 0,18даН/(л.с.ч). Предполагается разработка
еще двух двигателей подобного типа: пятицилиндрового
мощностью 335 л.с. и шестицилиндрового мощностью 410 л.с.
При разработке семицилиндрового авиационного дизельного
ПД ТДА-450 реализована идея аксиального двигателя с приводом
поршней с помощью кулачковых шайб. В этом двигателе нет
коленчатого и распределительного валов, как в двигателе
традиционной схемы. На основной вал насажен кулачковый вал
(синусоидальная шайба), который преобразует поступательное движение
поршней во вращательное движение вала. Двигатель ТДА-450
имеет следующие основные характеристики [56]: мощность - 450 л.с.
при частоте вращения 1750 об/мин, крейсерский удельный расход
топлива - 0,165 даН/(л.с.ч) и вес сухого двигателя - 180 даН.
Авиационные роторно-поршневые (ротативные)
двигатели пока еще не получили широкого распространения. Для
этих ПД характерна большая литровая мощность, что делает их
легче и компактнее. Второе важное преимущество - отсутствие
возвратно-поступательного движения, что дает возможность
уменьшить уровень шума и вибрации. Однако наряду с этим они имеют
несколько большую неравномерность теплового напряжения
конструкции и некоторые осложнения с токсичностью продуктов
сгорания. Для уверенного применения ротативных двигателей в авиации
требуется решить сложные научно-технические задачи как в
области рабочего процесса, так и в части совершенствования
конструкции и технологии производства, включая поиск более совершенных
579

конструкционных материалов. С учетом требований АП 33 были
разработаны отечественные роторно-поршневые двигатели ВАЗ-416,
ВАЗ-426, ВАЗ-4265 и ВАЗ-526 (табл. П4.6 и рис. П4.13, П4.14). Все
модели двигателей имеют минимальный удельный расход топлива
0,19даН/(л.с.ч).
Двигатели ВАЗ-426 и ВАЗ-416 имеют редуктор,
обеспечивающий обороты воздушного винта 1900...2800 об/мин (по
требованию заказчика). Обороты вала двигателя ВАЗ-4265 и ВАЗ-526
составляют 6000 об/мин.
Таблица П4.6
Модель двигателя ВАЗ
Взлетная мощность, л.с.
Число цилиндров
Рабочий объем, л
Вес сухого двигателя, даН
Высота двигателя, мм
Ширина двигателя, мм
Длина двигателя, мм
-416
180
2
1,308
125
614
600
877
-426
270
3
1,962
155
614
645
1032
-4265
270
3
1,962
130
614
645
967
-526
400
4
2,616
175
460
422
1386
Рис. П4.13. Двигатели ВАЗ-416, ВАЗ-426
Роторно-поршневые двигатели ВАЗ имеют жидкостную
закрытую систему охлаждения; комбинированную, с «мокрым» или
«сухим» картером (в зависимости от назначения самолета);
распределенный впрыск топлива с электронным управлением,
дублированной гидромеханической системой.
580

Рис. П4.14. Двигатель ВАЗ-4265
ТУРБОВИНТОВЫЕ АВИАЦИОННЫЕ
ДВИГАТЕЛИ
Основные характеристики некоторых отечественных и
зарубежных ТВД приведены в табл. П4.7.
Таблица П4.7
Марка
двигателя
Ровер
ТРЭД
LTP101-
700
ТВД-150
ТВД-400
Аллисон
250-В17С
АИ-450
Аллисон
250-С28
РТ6А-20
ТРЕ331-1
Взлетный режим,
# = 0, V=0, MCA
э.л.с.
ПО
150
150
400
420
465
500
588
605
С £»
даН
э.л.с.ч
-
0,25
0,52
0,28
0,298
0,26
0,274
-
0,287
Як
2,8
8,5
-
-
7,2
-
7,1
6,3
8,0
тгк
-
1313
-
-
-
1073
1000
1256
Крейсерский режим,
МСА
я,
км
6
-
V,
км/ч;

число
М*
450
-
Э.Л.С.
49
-
С £»
даН
Э.Л.С .4
0,609
-
ВСХ на рис. П4.15
ВСХ на рис. П4.16
0
-
-
0
-
-
300
-
-
0,297
-
-
Габариты,м
длина
0,9
0,91
-
-
1,14
0,95
1,58
1,20
ширина
0,52
0,53
-
-
0,48
0,55
0,56
высота
-
0,53
-
-
0,57
0,59
0,64
| 0,483
0,58|0,66
Вес, даН
91
31
50
96
88
103
100
130
152 1
581

Окончание табл. П4.7
Марка
двигателя
LTP 101-600
[Аллисон
250-СЗО
|«Астази»Х11
ТРЕ-331-2
|«Джем»
РТ6А-41
ТРЕ331-8
ГБастан IV
ТВД-10
МТМ.380
Бастан VII
Т-5313А
РТ6А-67А
Турбо III
Т-5313В
ТВД-1500
GE27
Т-5321
Взлетный режим,
# = 0, V=0,MCA
Э.Л.С.
620
700
74 Э
757
830
903
905
935
940
1050
1065
1250
1273
1300
1400
1500
1560
1740
даН
э.л.с.ч
0,25
0,768
0 740
0 787
0,240
0,268
0,259
-
0,265
0,222
0,265
-
0,248
0,290
-
0,234
0,210
-
Як
8,5
8,5
7,6
8
12
7,0
10,3
5,8
7,4
13
5,8
8,3
5,8
7,4
-
16
5,3
ТГК
1313
1077
1028
1292
1240
1268
1278
1143
1126
1400
1143
1150
930
1210
-
1373
ИЗО
Крейсерский режим,
МСА
я,
км
-
-
-
6
-
-
-
6
3
-
-
6
-
6
3
-
6
V,
км/ч;

число
М*
-
-
-
450
-
-
-
450
0,47*
-
-
450
-
450
0,35*
-
450
Ne,
э.л.с.
-
-
-
355
-
-
-
552
750
-
-
780
-
800
1050
-
930
даН
э.л.с.ч
-
-
-
0,255
-
-
-
0,251
0,24
-
-
0,247
-
0,24
0,240
-
0,308
Габариты, м
длина
0,91
1,10
1,91
1,18
1,04
1,70
1,20
1,55
-
0,94
2,03
1,39
1,88
2,19
1,48
-
1,19
2,43
ширина
высота
0,53 |0,53
0,56 Ю,64
0,46
0,55
-
0,60
0,483
0,58 (0,66
0,75
-
0,45
-
-
0,45
0,69 Ю.78
0,41
•-
0,483
0,64
0,58
-
0,64
0,56
0,72
-
-
0,58
-
Вес, даН
152
116
128
129
150
183
168
222
225
145
212
130
230
225
274
310
195
4941
582

УУе,э.л.с.
165
145
125
105
85
.
__ГПП
0 100 200 300 400 500 V, км/ч
J H = 0 км Се, даН/(э.л.с.»ч)
0,50
0,45
0,40
0,351
О 100 200 300 400 500 V, км/ч
Рис. П4.15. Высотно-скоростные характеристики ТВД-150
500
400
300
200
100.
Э.Л.С.
Я = Окм
2
4
6
О 100 200 300 400 500 V, км/ч
Се, даН/(эл.с.^ч)
0,28
0,27
0,26
0,25
0,24
0,23
0,22
■
#=Окм
4
6
О 100 200 300 400 500 V, км/ч
00
Рис. П4.16. Высотно-скоростные характеристики ТВД-400

Приложение 5
ХАРАКТЕРИСТИКИ ВОЗДУШНЫХ
ВИНТОВ
0,75
о
00
00
о"
°7ч
о
г-1
П"0"
40
о
°1г
<*"> 7л!
и
00
о4
II
CN
О
°*С
1
^
-Г о
ON
о4
о
с
00
о4
t
с
=> сГ
^^ 1
Им
y*\rA~ 1
\v^ '^
A o^ 1
rT° "I
>ц/
о4
CN
00
o4
40
cT
cT
cT
CO.
00
о
о
о
О
584

с
1 с
с
с
-О -
о ч
5 Si
о
и
9«-
0,60
> к
of
CO
00
сГ
•^
00
о
II
г—
\ 0,86
ъ
or
с
0,86
v
>0,85
о
г*
> сТ~"
ji JlUtM
с'
с 1
О!
^1 I
4#
/1НГ 1
ТлПЕГ]
Ш/1
ffltttfx
с'
о
1 1
о
00
VO
<N
00
о"
о4
о"
СО. "♦
4t
CN
О
О
CN
О
ЧО
1-Н
О
<N
О
00
о
о
,04
о
585

00
OS
p
0,28
0,24
0,20
0,16
0,12
0,08
0,04
1,5
1,25 —
1,0
0,7-
h~te
u
L
^
A = 2,5 «
Л
z
1,8-
0 m
J.+
0,6
0,70
J
H
0,8
Г
0
^
_0,8-
-0,88-
3,8
Э
\ r
— /
■^ йс
^o
J9OZ70
1
4 1 I
„J^Ln QQ.
-П
^ vA
85
<o,
JO"
Po,70
^0,60
0 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1.2 1,4 1,6 1.8 2,0 2,2 2,4 2,6 2,8 3,0 X
Рис. П5.3. Характеристики серии изолированных двухлопастных английских винтов /40/

о
1 С
1 а
1 г*
1 °° J
1 ^А\
©I /1
1 /\[|
■0.70
=2
■4N
©1 1 1
II 1/ ГУ
' /rv 11
^ 1
"* 1
II 1 " " Т
9- 1
J
i ***
1 ^
| \А
оо //л
\Лауп
0.83
Mm
[ЩШм
ЩШН]
l T 1м IIX 1 IN
Ч / Ы N1 г
NJNJ N
/ 1 njI J i^l
/ 1 ° /wf I f
/ 1 rn IM п
1 1 1
1 it 1
1 ° 1 1
^ 1
ж
J Л vC
г 1/ТУ Л
1Йх
Й1Л
j^iur-^^'
N/ jl/v
4Жл
1ш/
чЧМГы
TjplQ
II
pi
^\ \v
Ух
1" \ 9
W
Лл
' ^lyf ^/l
Л А Л\ '*' X
Щ(УЛ
ушШм
О 'о'
U 1 1"
■
ЧгМаА \
Ж
Ш№[\\ 1
/// Гь/1 1
°о
ЧО
(N
СО.
О
<N
О
ЧО
»—м
О
CN
^•ч
О
00
о
о
п-
о
о
587

p
л <.
U,D •
ft А ш
U,4 ■
0,3"
П Э •
yj.L9
0,1-
40°.
35°-
30°-
.25°.
-20°-
.15°;
10°*
N>
fvs
</?""
о
/ '$ S SJ?J?,*J>^.
с
2
]ц
1
■v v"
^ Cr
b?1
ФУ
F ^'^2?
*=&
' $0°
1
Jo...
TO0'
° w
^Jo£^
OJBO
s
r ^
"^4
0,2 0,4 0.6 0,8 1,0 1.2 1,4 1,6 1,8 2,0 2,2 2,4 2,6 X
Рис. П5.5. Характеристики серии изолированных трехлопастных
винтов Гамильтон Стандарт /70/
Р
0.8
0,7
0.6
0.5
0,4
0,3
0,2
0,1
0
40°
35°
30°
1 25°
]20°"
1 15°.
/
^
^
9>
? **c4?J*jS*
Ь V Г-
4S°\
ъЛ
f ^'jZZA
>6^с
^
к&
~S0o
У^г
* Ъ?\
%ър
Tfiy*
—1
4*
jS
0,88:
. О*0
1—
p~* '■
s ^
V\
0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 1,4 1,6 1,8 2,0 2,2 2,4 2,6
Рис. П5.6. Характеристики серии изолированных четырехлопастных
винтов Гамильтон Стандарт /70/
588

u,oi
Л 5«
"P
0,4-
п ч.
0.2-
П 1 ■
U. 1'
<P=57V-
1
Г5
|~4
i°-
5°4(и
39°j
r3/
29?
[25SvCd
2i JXXJL
1 17'C/Al^
i3* jjgj
91
1
4
KS
$
>
—Г~Г"7"
0.60 0.70
0,50JfiT
ctao'o^ov^Z
1^
&
4#
W
к 1
J0,80
L ACv
Or
<?■
r^
*\
^ «4
$-
Л&
^
0.4
0,8
1,2 1,6 2,0 2,4 2,8 3.2
3,6
Рис. П5.7. Характеристики серии изолированных четырехлопастных
винтов DVL-6140]
Р
U
1,0
0,9
0,8
0,7
0,6
0,5
0,4
0,3
0,2
0.1
\
<^#
-с>у—
i
«s/e
К8
^>Ly
I I
Л = ОЯЛ
оЬ
^4Р"У
S^
^§**Jr
к-
.
' >^j
/^
h0,75
•0,70-
\ ш I ш
f /
У
X
ГУ
L/
&ГX
v>
ir\S
|ВГ».7*#>,'<У/4^гЛ&Х.'1^41^*202»^1
^""2С
Цз
0"
\40°-
НГрО0
45 I
УЕ^
Ltt°
г
<P = 6
/
/
/ 5
'y
X'
o^
3
>u
«?.
?y
//
r/
0,5 1,0 1,5 2,0 2,5 3,0 3,5 4,0 4,5 5,0 5,5 X
Рис П5.8. Характеристики серии изолированных четырехлопастных
винтов /40/
589

0,8
0,6
0,4
0,2
a)
_
ф
-J
1—
1 rv°
10
i
' „
£]
1 о
Lit
"
rO
2э
И 1 1
rut
3u
L_ju
0,5
1,0
P
1.00
0,75
0,50
0.25
0
<l>=35"
40°
45V
lk^'
V ■■
„ 4=0,75
31L/N;
%V **
к
4.0,80
^^ *
СИ
oz ■
L0.84
>P-
^r^x
86
X ^Лтах
>Nm6«
^,0 80
^X0J5 1
^^^^x,
sas
X
1,0
1,5
2,0
2,5
3,0 A.
<У
Pwc. П5.9. Характеристики серии изолированных шестилопастных
винтов /4/:
а - число М до 0,3; б - число М = 0,4
590

Приложение 6
ХАРАКТЕРИСТИКИ НАБОРА ВЫСОТЫ
В процессе проектирования легких самолетов обязательно
проверяется выполнение требований НЛГС к набору высоты.
При наборе высоты (рис. П6.1) нормы летной годности легких
самолетов регламентируют при
соответствующих условиях
градиент набора высоты или
скороподъемность У у таХ .
Градиент набора высоты - j£&**^ l'x
это тангенс угла наклона траек- ^^\®
тории. Например, градиент набо- >Jw.'»'+' Л -.-w/sm 'у/луу/м'у/ш'/а
ра высоты 1:12 это tg(l/12), что Р|/с. Яб./. Набор высоты
соответствует углу наклона
траектории набора высоты 0Н = 0,0833 радиана или 4,78°.
Известно, что режим полета самолета с максимальной
скороподъемностью Vymax не совпадает с режимом наиболее крутого
подъема Qmax.
СКОРОПОДЪЕМНОСТЬ САМОЛЕТА
Известно, что в общем случае вертикальная скорость набора
высоты определяется из условия
Vy= *—±. (П6.1)
Сг
где Np и ffn -соответственно располагаемая и потребная мощности.
Примечание. Для легких самолетов в большинстве случаев набора
высоты справедливо допущение, что полетный вес G=Go
В данном случае располагаемая мощность самолета - это
мощность его силовой установки на расчетном режиме его работы,
т.е. при степени дросселирования мдр = 1
Wp = Лда^/л^взл^оСсь (П6.2)
591

где |ИВЗЛ - коэффициент, учитывающий наличие у двигателя
взлетного режима: если взлетный режим отсутствует, то Цвзл = ^' иначе
|ИВЗЛ<1 (например, для ТВД jLiB3J1 = 0,8...0,9, для невысотного ПД
|ИВЗЛ = 1, для высотного ПД с нагнетателем Цвзл = 0,83...0,91);
коэффициент kRB = - при неработающем одном двигателе и
ЛГдв
£дв = 1,0 - при нормальной работе всех двигателей, а также в
случае одномоторного самолета.
Мощность, потребная для горизонтального полета со
скоростью V, равна
Wn = XaV ' <П6-3)
где Ха ""сила аэродинамического сопротивления самолета.
С учетом (П6.2) и (П6.3) выражение (П6.1) примет вид
_ _ V
Vy = 15kJIBNHvVBMr\BNo-—X*. (П6.4)
Go
При малых углах траектории набора высоты
\АнСу
Га5СоиУ = 41-^-. (П6.5)
С учетом (П6.5) после несложных преобразований из
выражения (П6.4) получается формула для определения максимальной
скороподъемности самолета
VymaxH =75£двЛГяуДвзлЛвЛГо-4
V у Утт
(П6.6)
Приняв аналитическое выражение поляры самолета во
взлетной конфигурации в виде параболы и продифференцировав сх/С1/
по Су, определяют наименьшее значение
( \ Г0-25 л^л
Сх) _17f, сх0 _ 1,24
-1J53- Гол?" / (П6.7)
\кХемех) ' уЛЛ^мехКтах мех
КСУ
1.5
min
592

где еМех и КШах мех ~~ соответственно коэффициент Освальда и
максимальное аэродинамическое качество самолета с механизацией
крыла в выпущенном положении, если она имеется.
Таким образом, максимальная скороподъемность самолета
определяется по зависимости
— — 2,8 I Ро
^утах// = 75^дв^//^ЦВЗлЛв^0- / J "^ • (П6-8)
\ А^мех К max мех 1 Д//
ГРАДИЕНТ НАБОРА ВЫСОТЫ
Принимается, что режим полета самолета при наборе высоты с
нормируемым градиентом соответствует режиму наиболее крутого
подъема, когда аэродинамическое качество равно максимальному
значению, т.е.
6 -> max при условии К=Ктах мех • (П6.9)
Поскольку нормируемые градиенты набора высоты
соответствуют малым углам наклона траектории (8 < 5°), то выполняются
условия (рис. П6.1)
tg(G) = sin(G) = G = ^.
Для последнего условия, с учетом выражения (П6.4),
0„Уу_75кдвЛНу11юлГ)ъ7?0 Ха
V V Go
или с учетом (П6.9)
Qmax- 7= JAh сунвмех~" ' ЩЬА\)
уРо Кг
чпах мех
где Сунвмех"" наивыгоднейшее значение коэффициента Су при
выпущенной механизации крыла, если она имеется. В случае
аппроксимации параболой поляры самолета
СУнвмех=.Л^МеХ • (П6.12)
2К
max мех
593

Таким образом, угол наклона траектории наиболее крутого
подъема самолета определяется по зависимости
Отах= 7= J— — • (Пб.13)
I Кг
ЗЗ^двЛ^уМ-цзл^в^О |дя\емех 1_
у Ро I К max мех К max мех
Приложение 7
ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРОФИЛЕЙ
КРЫЛА
В специальной литературе (например, [34, 63, 67]) имеется
обширный материал по характеристикам профилей. Данное
приложение в учебных целях включает сведения об ограниченном
количестве профилей, применяемых на практике.
П7.1. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Геометрические характеристики некоторых применяемых
профилей крыла приведены в табл. П7.1...П7.6. Приведенный
материал основан на работе [70].
Наиболее распространенными сериями профилей являются
профили NACA. Обозначение профилей NACA из четырех цифр
(например, NACA 2412) основано на геометрии профиля. Первая
цифра указывает максимальную величину ординаты средней линии
(кривизна профиля) в процентах хорды. Вторая цифра показывает
расстояние от передней кромки до точки максимальной кривизны в
десятых долях хорды. Последние две цифры соответствуют
толщине профиля в процентах хорды. Таким образом, профиль
NACA 2412 имеет кривизну 2% на расстоянии 0,4 хорды от
передней кромки и толщину 12%. Благодаря плавному изменению
сопротивления и момента с подъемной силой четырехзначные профили
594

часто используются на легких самолетах, эксплуатируемых в
различных условиях. Наиболее известными являются профили серии
NACA2412 и NACA4412. Последний часто рекомендуется для
концевых сечений крыла.
Обозначение профилей NACA из пяти цифр (например,
NACA 23015) основано на комбинации теоретических
аэродинамических и геометрических характеристик. Первая цифра показывает
величину кривизны в единицах относительной величины
расчетного коэффициента подъемной силы; расчетный коэффициент
подъемной силы составляет три вторых от первой цифры. Вторая и
третья цифры вместе соответствуют расстоянию от передней кромки
до точки максимальной кривизны; это расстояние в процентах
хорды равно половине числа, представленного этими цифрами.
Последние две цифры указывают толщину профиля в процентах
хорды. Таким образом, профиль NACA 23015 имеет расчетный
коэффициент подъемной силы 0,3, максимальную кривизну на 0,15
хорды и относительную толщину 15%. Пятизначные профили NACA
имеют такое же распределение толщин, как и четырехзначные
профили, но их средняя линия отличается тем, что максимальная
ордината сдвинута вперед. Хорошо известные профили 230 серии
(например, упоминавшийся NACA 23015) обладают наибольшей
подъемной силой из всех стандартных серий, но их срывные
характеристики менее благоприятны. Поэтому профили 230 серии
применяются, как правило, в комбинации с четырехзначным профилем на
конце крыла.
Ламинарные профили NACA с обозначением из шести цифр
(например, NACA 65з-218). Первая цифра - это обозначение серии
семейства профилей. Вторая цифра - положение точки
минимального давления в десятых долях хорды от передней кромки для
основного симметричного профиля при нулевой подъемной силе.
Цифра, написанная после запятой или в виде индекса, означает
благоприятный диапазон изменения в ту или иную сторону
коэффициента подъемной силы в десятых долях от значения расчетного
коэффициента подъемной силы, при котором распределение давлений
создает малое сопротивление на обеих поверхностях. Цифра, сле-
595

дующая за тире, дает расчетный коэффициент подъемной силы в
десятых. Последние две цифры представляют толщину профиля в
процентах хорды. Таким образом, профиль NACA653-218 - это
профиль шестой серии, точка минимального давления при нулевой
подъемной силе для исходного симметричного профиля 65-018
находится на 0,05 хорды. Благоприятный диапазон изменения
коэффициента подъемной силы лежит в пределах 0,1...0,5; расчетный
коэффициент подъемной силы равен 0,2; максимальная толщина
составляет 18% хорды.
Имеются модификации
шестизначных профилей, у которых тире
заменено буквой А. Эти профили,
начиная с расстояния около 0,8 хорды и
до задней кромки, имеют практически
прямые поверхности. Шестизначные
профили без этого обозначения имеют
кривизну в хвостовой части.
Максимальная подъемная сила
шестизначных профилей NACA
меньше четырех- и пятизначных
профилей, но профильное сопротивление
в ограниченном диапазоне значений
коэффициента подъемной силы
значительно меньше (так называемая
«ложка» на поляре профиля - рис. П7.1).
Однако шероховатость поверхности,
загрязнения и т.п. ликвидируют
«ложку».
Рис. П7.1. Поляры профилей:
7- обычный;
2-ламинарный профиль; 3 - «ложка»
сопротивления
596

ЦАГИР-Н-18 |
ЦАГИР-П-14
ЦАГИР-И-12
1^
со
|Г*
it*
ш
1>н
|Г*
IX*
MS 16/209
G6-549
X
|Г*
X
It*
ffl
IX
о
О
О
О
О
О
О
6,1
6,1
3,45
3,45
о
-1,812 |
3,156
-1,260
2,604
-1,080
2,232
-
4,0
7,7
1,95
5,70
1 1,25
-2,572 |
4,556
-1,780
3,764
-1,525
3,226
CN
3,0
8,8
1,60
6,80
2,5
-3,361 |
6,619
-2,252
5,517
-1,930
4,728
тг
2,1
1*01
1,10
8,45
0*5 |
-3,811 |
8,119
-2,486
6,794
-2,131
5,822
VO
1,6
cs
0,75
9,65
7,5
9,265
-2,630
7,778
-2,254
6,666
00
1,3
о
0,55
10,70
о
-4,370 |
10,202
-2,750
8,582
-2,357
7,355
о
0,7
12,8
0,25
12,25
»о
-4,724 |
11,828
-2,885
9,988
-2,472
8,560
-
0,3
13,2
0,05
13,20
о
CN
О
ON
Y
12,690
-2,955
10,735
-2,532
9,200
о
CN
0,0
13,2
0,00
13,85
о
со
-5,000 |
13,000
-3,000
11,000
-2,571
9,427
CN
3*0
12,3
0,10
13,40
о
-4,986 |
12,982
-2,989
10,985
-2,558
9,414
о
со
0,3
10,55
0,30
50*31
о
-4,692 |
12,254
-2,809
10,371
-2,407
8,888
о
0,2
8,2
0,55
10,05
о
VO
-4,147 |
10,839
-2,482
9,174
-2,127
7,862
о
0,0
6,1
0,65
7,90
о
г**
-3,472 |
9,020
-2,084
7,632
-1,786
6,541
о
VO
0,15
4,3
0,55
5,35
о
00
-2,705 |
6,981
-1,628
5,910
-1,395
5,065
о
5*0
2,7
0,30
2,70
о
On
-1,870 |
4,786
-1,131
4,047
-0,969
3,468
о
00
0*1
2,0
0,15
1,40
ON
-0,984 |
2,446
-0,603
2,063
-0,517
1,770
о
ON
1,4
1,4
о
о
| 100
-0,498 |
1,122
-0,307
1,015
-0,263
0,868
ON
О
о
о
о
о
о
100
597

Таблица П7.2
х9%
0
0,5
1
2
3
5
7
10
15
20
25
30
40
50
60
70
80
90
100
ЦАГИР-Ш-12
Ув>%
0
1,78
2,55
3,75
4,62
6,00
7,01
8,05
9,57
9,43
9,43
9,22
8,44
7,28
5,88
4,41
2,94
1,46
0
у„,%
0
-0,82
-1,12
-1,51
-1,73
-2,04
-2,25
-2,41
-2,52
-2,56
-2,57
-2,52
-2,38
-2,12
-1,78
-1,39
-0,94
-0,47
0
ЦАГИР-Ш-14
Ув-%
0
2,30
3,30
4,84
6,00
7,75
9,05
10,40
11,70
12,18
12,18
11,92
10,90
9,40
7,60
5,70
3,80
1,90
0
у„,%
0
-1,06
-1,45
-1,95
-2,23
-2,63
-2,90
-3,12
-3,25
-3,31
-3,32
-3,26
-3,08
-2,74
-2,30
-1,80
-1,22
-0,61
0
ЦАГИР-ША-15
Ув>%
0
1,98
2,80
4,16
5,24
6,98
8,34
9,87
11,41
12,02
12,16
11,92
10,66
9,05
7,28
5,46
3,64
1,82
0
у„,%
0
-0,91
-1,29
-1,75
-2,03
-2,35
-2,51
-2,65
-2,77
-2,82
-2,82
-2,80
-2,61
-2,30
-1,95
-1,52
-1,04
-0,52
0
ЦАГИР-Ш-15,5
Ув>%
0
2,30
3,30
4,84
6,00
7,75
9,05
10,40
11,70
12,18
12,18
11,92
10,90
9,40
7,60
5,70
3,80
1,90
0
у„,%
0
-1,06
-1,45
-1,95
-2,23
-2,63
-2,90
-3,12
-3,25
-3,31
-3,32
-3,26
-3,08
-2,74
-2,30
-1,80
-1,22
-0,61
0
ЦАГИР-Ш-18 |
Ув.*
0
2,68
3,83
5,62
6,97
9,00
10,51
12,73
13,58
14,14
14,14
13,84
12,65
10,91
8,83
6,62
4,41
2,21
0
Гн>% |
0
-1,23
-1,68
-2,28
-2,59
-3,05
-3,37
-3,62
-3,77
-3,84
-3,85
-3,79
-3,57
-3,18
-2,68
-2,09
-1,42
-0,71
о 1

Таблица П7.3
FX61-184
Х,%
0,000
0, 02
0,422
0,960
U02
2,650
3,802
5,158
6,694
8,422
10,330
12,403
14,643
17,037
19,558
22,221
24,998
27,891
30,861
37,056
FB.%
0,000
0,812
1,520
2,251
3,006
3,790
4,598
5,407
6,205
6,980
7,724
8,427
9,082
9,681
10,228
10,710
11,127
11,466
11,724
11,973
Y^%
0,000
-0,243
-0,671
-1,103
-1,538
-1,975
-2,414
-2,851
-3,285
-3,713
-4,129
-4,529
-4,906
-5,251
-5,560
-5,831
-6,055
-6,230
-6,349
-6,400
Х,%
43,469
49,997
56,525
62,938
69,133
74,995
80,435
82,970
85,350
87,590
89,644
91,571
93,299
94,848
96,192
97,344
98,291
99,034
99,571
100
7*,%
11,850
11,355
10,511
9,323
7,877
6,395
5,035
4,417
3,842
3,309
2,819
2,369
1,957
1,580
1,234
0,920
0,640
0,408
0,218
0,000
у„,%
-6,156
-5,524
-4,462
-3,148
-1,888
-0,853
-0,075
0,215
0,440
0,601
0,702
0,747
0,742
0,696
0,610
0,494
0,361
0,244
0,129
0,000
FX67-K-170/17 |
т,%
0,000
0,107
0,428
0,961
1,704
2,653
3,806
5,156
6,699
8,427
10,332
12,408
14,645
17,033
19,562
22,221
25,000
27,866
30,87
37,059
FB>%
0,000
0,653
1,292
2,012
2,765
3,487
4,309
5,158
6,011
6,856
7,685
8,490
9,263
9,994
10,677
11,305
11,870
12,365
12,783
13,370
FH>%
0,000 w
-0,217
-0,514
-0,815
-1,057
-1,321
-1,580
-1,827
-2,062
-2,282
-2,490
-2.682
-2,856
-3,011
-3,146
-3,261
-3,354
-3,425
-3,474
-3,501
Х,%
40,245
46,730
50,000
53,270
59,755
62,941
66,072
69,134
72,114
75,000
77,779
80,438
82,967
85,355
87,592
91,573
94,844
97,347
99,039
100
FB>%
13,526
13,490
13,274
12,919
11,808
11,063
10,208
9,263
8,259
7,233
6,229
5,287
4,437
3,689
3,040
1,991
1,201
0,631
0,243
0,000
YH,%
-3,480
-3,365
-3,272
-3,155
-2,844
-2,654
-2,437
-2,187
-1,896
-1,572
-1,236
-0,913
-0,625
-0,386
-0,197
-0,037
-0,124
-0,105
-0,044
0,000 1
о
о

Таблица П7.4
\х,%
0
1,25
2,5
5,0
7,5
10
15
20
25
30
40
50
60
70
80
90
95
100
N АС А 2412
ГВ'%
0
2,15
2,99
4,13
4,96
5,63
6,61
7,26
7,67
7,88
7,80
7,24
6,36
5,18
3,75
2,08
1,14
0
ун,%
0
-1,65
-2,27
-3,01
-3,46
-3,75
^,10
^,23
^,22
-4,12
-3,80
-3,34
-2,76
-2,14
-1,50
-0,82
-0,48
0
NACA4412
Ув.*
0
2,44
3,39
4,73
5,76
6,59
7,89
8,80
9,41
9,76
9,8,0
9,19
8,14
6,69
4,89
2,71
1,47
0,13
гн,%
0
-1,43
-1,95
-2,49
-2,74
-2,86
-2,88
-2,74
-2,50
-2,26
-1,80
-1,40
-1,00
-0,65
-0,39
-0,22
-0,16
-0,13
NACA0012
Гв.*
0
1,894
2,615
3,555
4,200
4,683
5,345
5,737
5,941
6,002
5,803
5,294
4,563
3,664
2,623
1,448
0,807
0,126
у„,%
0
-1,894
-2,615
-3,555
^,200
-4,683
-5,345
-5,737
-5,941
-6,002
-5,803
-5,294
^,563
-3,664
-2,623
-1,448
-0,807
-0,126
ЦАГИ 846-14
F>.%
6,1
7,7
8,8
10,1
11,2
11,0
12,8
13,2
-
13,2
12,3
10,55
8,2
6,1
4,3
2,7
2,0
1,4
ун,%
6,1
4,0
3,0
2,1
1,6
1,3
0,7
0,3
-
0,0
0,2
0,3
0,2
0,0
0,15
0,5
1,0
1,4
Clark" YH |
т,%
0
1,25
2,50
5,0
7,5
10
15
20
30
40
50
60
70
80
90
95
100
F».%
0
2,10
3,10
4,59
5,62
6,42
7,57
8,33
8,85
8,66
7,91
6,71
5,07
3,39
1,73
0,90
0,08
Гн. % |
0
-1,55
-2,03
-2,54
-2,81
-3,03
-3,24
-3,25
-3,14
-3,00
-2,81
-2,69
-2,43
-1,98
-1,21
-0,69
-0,08

Таблица П7.5
1 NACA 642-215
\хв,%
0,0
0,399
0,637
1,122
2,353
4,836
7,331
9,831
14,840
19,857
24,878
| 29,901
| 34,926
39,952
1 44,977
50,000
55,020
60,036
65,048
| 70.055
75,058
80,055
85,046
1 90,033
| 95,016
| 100,00
Ун-*
0,0
1,254
1,522
1,945
2,710
3,816
4,661
5,356
6,456
7,274
7,879
8,290
8,512
8,544
8,319
7,913
7,361
6,691
5,925
5,085
4,191
3,267
2,349
1,466
0,662
0,0
дг„.%
0,0
0,601
0,863
1,378
2,647
5,164
7,669
10,169
15,160
20,143
25,122
30,099
35,074
40,048
45,023
50,000
54,980
59,964
64,952
69,945
74,942
79,945
84,954
89,967
94,984
100,00
Кн.*
0,0
-1,154
-1,382
-1,731
-2,338
-3,184
-3,813
-4,322
-5,110
-5,682
-6,089
-6,346
-6,452
-6,402
-6,129
-5,707
-5,171
^1,549
-3,865
-3,141
-2,401
-1,675
-1,003
-0,432
-0,030
0,0
NACA 642-415 I
Тв'%
0,0
0,299
0,526
0,996
2,207
4,673
7,162
9,662
14,681
19,714
24,756
29,803
34,853
39,904
44,954
50,000
55,040
60,072
65,096.
70,111
75,115
80,109
85,092
90,066
95,032
100,00
F„.*
0,0
1,291
1,579
2,038
2,883
4,121
5,075
5,864
7,122
8,066
8,771
9,260
9,541
9,614
9,414
9,016
8,456
7,762
6,954
6,055
5,084
4,062
3,020
1,982
0,976
0,0
ж..*
0,0
0,701
0,974
1,504
2,793
5,327
7,838
10,338
15,319
20,286
25,244
30,197
35,147
40,096
45,046
50,000
54,960
59,928
64,904
69,889
74,885
79,891
84,908
89,934
94,968
100,00
F„,%
0,0 1
-1,091 |
-1,299
-1,610
-2,139
-2,857
-3,379
-3,796
-4,430
-4,882
-5,191
-5,372
-5,421
-5,330
-5,034
-4,604
-4,076
-3,478
-2,834
-2,167
-1,504
-0,878
-0,328
0,086 |
0,288
0,0
601

Таблица П7.6
| GA(W) 1
х,%
0
0,20
0,50
1,25
2,50
3,75
5,00
7,50
10,00
12,50
15,00
17,50
20,00
25,00
30,00
35,00
1 40,00
45,00
[ 50,00
F..%
0,000
1,300
2,035
3,069
4,165
4,974
5,600
6,561
7,309
7,909
8,413
8,848
9,209
9,778
10,169
10,409
10,500
10,456
10,269
у„,%
0,000
-0,974
-1,444
-2,052
-2,691
-3,191
-3,569
^,209
-4,700
-5,087
-5,426
-5,700
-5,926
-6,265
-6,448
-6,517
-6,483
-6,344
-6,091
Х,%
55,0
57,5
60,0
62,5
65,0
67,5
70,0
72,5
75,0
77,5
80,0
82,50
85,0
87,5
90,0
92,5
95,0
97,5
100
F..%
9,917
9,674
9,374
9,013
8,604
8,144
7,639
7,096
6,517
5,913
5,291
4,644
3,983
3,313
2,639
1,965
1,287
0,604
-0,074
F„.%
-5,683
-5,396
-5,061
-4,678
-4,265
-3,830 1
-3,383
-2,930
-2,461
-2,030
-1,587
-1,191
-0,852
-0,565
-0,352
-0,248
-0,257
-0,396
-0,783
П7.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ
Характеристики, представленные на рис. П7.2...П7.10, были
получены из испытаний моделей прямоугольных крыльев. Поэтому
на этих рисунках фактически приведены характеристики крыльев,
имеющих соответствующие профили. На поле этих рисунков есть
указание на величину удлинения. Исключение составляет рис. П7.6,
где характеристики соответствуют профилю, т.е. X = °°.
602

Рис. П7.2. Аэродинамические характеристики крыла с профилем Р-Н-14
Рис. П7.3. Аэродинамические характеристики крыла
с профилем Р-Ш-15,5
603

Рис. П7.4. Аэродинамические характеристики крыла
с профилем P-IIIA-15
Рис. П7.5. Аэродинамические характеристики крыла
с профилем NACA 2412

-i—с,
•8° -4° О
Су
3,6
3,2
2,8
2,4
2,0
1,6
1,2
0,8
0,4
0
-0,4
х =
- 00
8,-
•20°
% =
0°
1 1
6, = 40^ ■
1 6,02" 0,04 0,06 0,08 0,10 0J2 0,14 0,16 Сх
1 1 М 1 1 ГЧ 1 1 1 1
о
4" 8" 12° а
а) б)
Рис. П7.6. Аэродинамические характеристики профиля GA(W) -1:
а - зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки;
б- поляры профиля при различных углах отклонения закрылка (предкрылок отсутствует)

с
L
—
к—
/
M"
0,81
0,4]
J
A
V
1 ' *
1 Cv(a)
1 *
0,04
0,08
5° 10° 15° 20° <
-C
ЛС
0,12
2.
v)A
j.
/?<?
i6
X = 5 П
-0,78-10 —1
0,20
GJ
Л/с. Я7.7. Аэродинамические характеристики крыла
с профилем Clark YH
Cm -0,32
0,20 С
Л/с. #7.& Аэродинамические характеристики крыла
с профилем MS 16/209
606

Стол*
I
р
J
W
Vi
-0,2i
'-0,V
-/1
/
0
0,11
ICv
1 1
•
0,8
/
fo7
-0,4
W
V
f
1 !
1
•
0,004
8°
u
то
i6°Y
;
1 = 5
0,012
a
■
ReAO
о 1,0
e 1,5
• 2,0
• 3,0
Рис. П7.9. Аэродинамические характеристики крыла
с профилем FX61-184
OJI-0,41
Рис. П7.10. Аэродинамические характеристики крыла с профилем
FX67-K-170/17
607

П7.3. О МОДИФИКАЦИИ ПРОФИЛЯ
Первый метод модификации основан на изменении
относительной толщины при неизменной средней линии профиля
(рис. П7.11), т.е. _ _
c = var; /= const. (П7Л)
Рис. П7.11. Первый способ модификации профиля f = const
В этом случае исходные ординаты профиля ув и ун пересчи-
тываются на любую требуемую относительную толщину ём п0 из"
вестным формулам, в которых нижний индекс «м» относится к
ординатам модифицированного профиля,
_YB(\+kc) + YH(\-kc)
Увм" 2 ;
_YB(l-kc) + YH(l+kc)
Ун м- 2
где ytc = См/г - коэффициент модификации относительной
толщины.
Крылья, имеющие модификацию типа (П7.1), называются
плоскими, так как у них Су = 0 для всех сечений при одном и том же
угле атаки осо> ПРИ этом Для всех профилей данной серии величины
Су и ао можно считать постоянными.
Второй метод модификации основан на одновременном
изменении относительной толщины и относительной вогнутости
(рис. П.7.12),т.е.
608

c = var; / = var. (П7.2)
Положительная аэродинамическая крутка крыла получается
при уменьшении с в направлении к концу крыла и увеличении / в
том же направлении; отрицательная аэродинамическая крутка - при
одновременном уменьшении с и / в направлении к концу крыла. В
этом случае исходные ординаты профиля ув и ун пересчитываются
на требуемую относительную толщину ём и относительную
вогнутость ~fM по известным формулам:
_YB(kf + kc) + YH(kf-kc)
Гвм- 2 ;
_YB(kf-kc) + YH(kf + kc)
Гнм- 2
где к/ =7м/7 *"" К0ЭФФиииент модификации относительной
вогнутости профиля.
Рис. П7.12. Второй способ модификации профиля f = var
Модификации профилей изменяют их аэродинамические
характеристики, для определения которых следует обратиться к
специальной литературе.
609

Приложение 8
КОМПОНОВКА АВАРИЙНЫХ
выходов
Данное приложение содержит текст НЛГС, который в
настоящей работе носит методический характер и не может считаться
официальным текстом. При необходимости следует обратиться к
официальному изданию*.
23.807. Аварийные выходы
(a) Количество и расположение. Расположение аварийных
выходов должно обеспечивать эвакуацию без давки при любом
вероятном положении самолета после аварии. Самолет должен иметь,
по крайней мере, следующие аварийные выходы:
(1) На всех самолетах с количеством посадочных мест 2 и
более, за исключением самолетов с кабинами, закрываемыми
фонарями, по крайней мере, один аварийный выход на борту кабины,
противоположном основной двери, установленной согласно 23.783.
(2) [Зарезервирован].
(3) Если кабина экипажа отделена от пассажирской кабины
дверью, которая при небольшой аварии, вероятно, может
блокировать эвакуацию пилотов, то в кабине экипажа должен быть выход.
Тогда количество выходов, требуемое пунктом (a)(1) настоящего
параграфа, должно определяться отдельно для пассажирской
кабины с учетом количества посадочных мест в этой кабине.
(b) Тип и открытие. Аварийными выходами должны быть
подвижные иллюминаторы, панели, фонари или наружные двери,
открываемые как изнутри, так и снаружи самолета, которые
обеспечивают открытый и беспрепятственный проем, достаточно
большой, чтобы в него вписался эллипс размерами 483x660 мм.
Дополнительные запирающие устройства, используемые для охраны
самолета, должны быть рассчитаны на их преодоление обычными
внутренними средствами открытия. Кроме того, каждый аварийный
выход должен:
* Авиационные правила часть 23. Нормы летной годности гражданских
легких самолетов. - Межгосударственный авиационный комитет, 1997.
610

(1) Быть легкодоступным, не требующим исключительной
ловкости при использовании в аварийных ситуациях.
(2) Иметь простой и очевидный способ открытия.
(3) Быть расположен и промаркирован для обеспечения легкого
его обнаружения и открытия, даже в темноте.
(4) Иметь приемлемые меры по предотвращению заклинивания
при деформации фюзеляжа.
(5) На самолетах акробатической категории - позволять
каждому человеку быстро покинуть самолет с парашютом на любой
скорости от Vsojxo V/>
(c) Испытания. Безотказное функционирование каждого
аварийного выхода должно быть продемонстрировано испытаниями.
(d) Двери и выходы. Кроме того, к самолетам переходной
категории относятся следующие требования:
(1) В дополнение к пассажирской входной двери:
(i) На самолетах с общим количеством пассажирских мест 15 и
менее на каждом борту кабины должен быть аварийный выход,
соответствующий требованиям пункта (Ь) настоящего параграфа.
(и) На самолетах с количеством пассажирских мест от 16 до 19
должно быть три аварийных выхода, соответствующих требованиям
пункта (Ь) настоящего параграфа; один - на одном борту с
пассажирской входной дверью и два на противоположном борту.
(2) Должны быть предусмотрены средства запирания каждого
аварийного выхода и предотвращения возможности его случайного
открытия в полете людьми или в результате механического
повреждения. Кроме того, должны быть предусмотрены средства для
прямого визуального осмотра запирающего механизма, позволяющие
установить, что каждый аварийный выход, при открытии которого
первое движение направлено наружу, полностью закрыт.
(3) Каждый требуемый аварийный выход, за исключением
аварийных выходов на уровне пола кабины, должен быть
расположен над крылом или, если он находится на высоте более 1830 мм от
земли, должен быть оснащен приемлемым вспомогательным
средством для облегчения спуска людей на землю. Аварийные выходы
должны быть распределены равномерно, насколько это практически
возможно, принимая во внимание расположение пассажирских
мест.
611

(4) Если только Заявитель не обеспечил соответствие
требованиям пункта (d)(1) настоящего параграфа, то на борту,
противоположном входной пассажирской двери, должен быть предусмотрен
аварийный выход с условием, что:
(i) На самолетах с количеством пассажирских мест 9 или менее
этот аварийный выход имеет прямоугольный проем шириной не
менее 485 мм и высотой не менее 610 мм с радиусом закругления
углов не более 1/3 ширины выхода, расположенный над крылом,
при этом высота порога под выходом внутри самолета не
превышает 735 мм, а снаружи самолета 915 мм.
(и) На самолетах с количеством пассажирских мест от 10 до 19
этот аварийный выход имеет прямоугольный проем шириной не
менее 510 мм и высотой не менее 915 мм с радиусом закругления
углов не более 1/3 ширины выхода, при этом высота порога под
выходом внутри самолета не превышает 510 мм. Если выход
расположен над крылом, высота порога снаружи самолета не превышает
685 мм.
(Hi) Самолет соответствует дополнительным требованиям,
изложенным в 23.561(b)(2)(iv), 23.803(b), 23.811(c), 23.812, 23.813(b) и
23.815.
(е) На многодвигательных самолетах должны быть
предусмотрены аварийные выходы при аварийном приводнении в
соответствии со следующими требованиями, если только аварийные выходы,
требуемые в пунктах (а) или (d) настоящего параграфа, не
удовлетворяют этим требованиям:
(1) Один аварийный выход на каждом борту самолета выше
ватерлинии с размерами, установленными в пунктах (Ь) или (d)
настоящего параграфа, в зависимости от того, что применимо.
(2) Если нецелесообразно располагать бортовые выходы выше
ватерлинии, то должен быть предусмотрен легкодоступный верхний
аварийный люк, который имеет ширину не менее 510 мм и длину не
менее 915 мм с радиусом закругления углов не более 1/3 ширины
выхода.
23.813. Проход к аварийным выходам
(а) На самолетах переходной категории проход к аварийным
выходам типа иллюминаторов (окон) не должен перекрываться
612

креслами или спинками кресел.
(Ь) Кроме того, если запрашивается сертификация аварийных
выходов в соответствии с требованиями 23.807(d)(4), то должно
быть обеспечено следующее:
(1) Проход для пассажиров, ведущий из продольного прохода к
входной пассажирской двери, должен быть беспрепятственным и
иметь ширину не менее 510 мм.
(2) Должно быть предусмотрено достаточное пространство
около входной пассажирской двери для оказания помощи
пассажирам при эвакуации, при этом беспрепятственная ширина прохода
для пассажиров должна быть не менее 510 мм.
(3) Если для подхода к любому аварийному выходу с любого
кресла в пассажирской кабине необходимо пройти через проход
между пассажирскими кабинами, то этот проход должен быть
беспрепятственным. Однако могут быть использованы шторы, если
они допускают свободное движение по проходу.
(4) В любой перегородке между пассажирскими кабинами не
может быть установлена дверь, если только она не имеет средств
для ее фиксации в открытом положении. Средства фиксации
должны выдерживать воздействие на них инерционных нагрузок от
двери в результате действия расчетных статических перегрузок,
установленных в 23.561(b)(2).
(5) Если для подхода к любому требуемому аварийному
выходу с любого пассажирского кресла необходимо пройти через дверь,
отделяющую пассажирскую кабину от других зон, то дверь должна
иметь средства для ее фиксации в открытом положении. Средства
фиксации должны выдерживать воздействие на них инерционных
нагрузок от двери в результате действия расчетных статических
перегрузок, установленных в 23.561(b)(2).
23.815. Ширина прохода
(а) За исключением установленного в пункте (Ь) настоящего
параграфа, на самолетах переходной категории ширина основного
продольного прохода для пассажиров в любой точке между
креслами должна быть не менее значений, приведенных в следующей
таблице:
613

1 Количество пассажир-
| ских кресел
10^19
Минимальная ширина основного прохода, мм
менее 635 мм от пола
229
635 мм и более от пола
381
(Ь) Если запрашивается сертификация аварийных выходов в
соответствии с требованиями 23.807(d)(4), ширина продольного
прохода в любой точке между креслами должна быть равна или
превосходить значения, указанные в следующей таблице:
Количество пассажир-
1 ских кресел
10 и менее
10- 19
Минимальная ширина основного прохода, мм |
менее 635 мм от пола
305*
305
635 мм и более от пола
381
510
* Может быть одобрен более узкий проход, но шириной не менее 229 мм, если его
достаточность будет подтверждена испытаниями, которые Компетентный орган
сочтет необходимыми.

Приложение 9
ПРИМЕРЫ КОМПОНОВОК КАБИН
1Л\
Ci ■
vo
aIjSv <§/ \
^^IL\
^v^^^^ \ ysj
jrK22^f^JT
\^ул]у^^
TX/
* I
Is
£ i
eg*
\^*Hk\
\ % *
^^Ш^$$к
La
tiSOtiW \
Шх
%\n p.
§ §•
a»
i
a
5*
5
§
8-
I
615

ON
CN
S7 и 9<*y^fc
гГ^Зч^
Iх7"
^v) i
-K)j
■""^"/Ч
Pitc. П9.4. Кабина двухместного высокоплана.
Вход через боковые двери
Pi>r. П9 5. Кабина четырехместного высокоплана.
Вход через боковые двери
Рис. П9.6. Варианты кабин четырехместных
низкопланов

^~
—-T-]
^2710
SnESSBi
»l
Рис. 179.7. Кабина самолета высокоплана на шесть мест
Xl <£L
. 2710
■ ■ '
N
ш
i.l тЛ
>\
\Ш
т
~0
2820 .
1Q||
Рис. П9.8. Варианты кабины самолета низкоплана на шесть мест
617

Рис. П9.9. Варианты кабины самолета на семь мест
6705
Рис. П9.10. Кабина самолета на восемь мест

Рис 179.11. Кабина самолета на девять мест
Люк
560 х 700
Люк
790 х 460
Рис. 779.12. Кабина легкого самолета типа Piper PA-31 на 8...9
пассажирских мест
Рис. 179.13 .Кабина самолета 1L-410 UVP на 15 пассажирских мест:
1 - кресло летчика; 2 - блоки пассажирский кресел; 3 - задний
багажник; 4 - туалет; 5 - гардероб (полка-вешалка); 6 - входная дверь
(аварийный выход); 7- передний багажник
619

4000
0,73 м3
660 х 430
1100x660
ПООх 1200
Рис, 179,14, Кабина легкого самолета типа BN 2 на десять
пассажирских мест
1,25 м
0,48 м3
Дверь
1300x680
Рис, 179,15, Кабина легкого самолета Beechcraft B-99 на тринадцать
пассажирских мест
620

LP LP U LP LP LP П
Рис. /79.16. Кабина легкого самолета ВЛе Jetstream 31 на 18
пассажирских мест
<^Wf^ff^.
шшшшшшщ
^нтзшы^иуьга
Рис. 179.17. Схема пассажирской кабины самолета Fair child Metro V:
1 - багажный отсек и отсек с радиоэлектронным оборудованием
(общий объем 1,27 м ); 2 - пассажирская кабина на 19 пассажиров: длина
7,9 м, высота 1,4 м, ширина 1,6 м и объем 17,6 м ; 3 - хвостовой
багажный отсек длиной 2,82 м и объемом 5,83 м ; 4 - грузовая дверь шириной
1,35 м; 5 - пассажирская дверь шириной 0,63 м и высотой 1,5 м;
аварийные выходы на крыло одинакового размера: ширина 0,48 м и высота
0,66 м, по правому борту - два выхода, по левому - один выход
621

Приложение 10
ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
АВИАКОЛЕС
Данное приложение содержит основные характеристики
авиаколес. В табл. П10.1 обозначено: Р^тах ~ максимальная
допустимая стояночная нагрузка; рк - рабочее давление в пневматике;
бет - допустимое стояночное обжатие пневматика при взлетном ве-
се» Лдин.тах ~ максимальная динамическая нагрузка на колесо;
5м.д - максимальное допустимое обжатие пневматика; Vnoc -
максимальная допустимая посадочная скорость; уъзл - максимальная
допустимая взлетная скорость.
Таблица П10.1
Размер
колеса, мм
*
. СО
2
2
2
J
ю
s
2
ч
S
(О
5-1
Вес
колеса,
даН
1 Нетормозные колеса с полубаллонными пневматиками
200x80
300x125
400x150
470x210
500x125
600x180
600x250
700x150
165
370
925
1150
575
1300
1300
925
3,5
3,5
4,0
3,5
3
4,5
2,5
3,0
19
20
35
45
-
-
57
-
!65
500
1050
1600
-
-
1750
-
32
65
99
115
64
104
159
94
90
150
205
160
-
-
ПО
-
160
200
205
160
-
-
125
-
|
5,5
7,55
13,7
14,9
17
22,4
19,1
1 Тормозные колеса с полубаллонными пневматиками |
310x135
400x150
500x150
500x150
500x150
500x150
560x170
1 595x185
160
450
480
560
1000
800
865
880
3,0
3,0
2,5
3,0
5,0
4,3
4,0
3,5
-
-
-
-
-
30
39
46
-
-
-
-
-
3120
1070
1120
64
94
85
-
88
125
121
128
-
-
105
-
-
90
90
85
-
-
120
-
-
160
120
ПО
|
-
-
-
-
13,6
-
20,3 |
622

Окончание табл. П10.1
Размер
колеса, мм
650x200
700x220
750x250
800x260
880x285
900x300
950x320
*
. се
Q'4
1450
2000
2600
2800
3500
3830
4300
2
4,2
4,5
4,5
4,5
4,0
4,7
4,5
s
45
53
62
60
70
75
81
ЕЖ
1860
2500
3250
3600
4400
4850
5400
s
s
й
X
со
120
140
160
164
182
190
210
8-S
*в2
150
160
150
150
160
180
170
^"1
160
170
160
160
170
200
190
Вес
колеса,
даН
|
|
|
58,5
|
84,5
|
1 Нетормозные колеса с арочными пневматиками |
250x110А
255x1 ЮА
310Х135А
370x160А
420x185А
420Х200А
480Х200А
530Х230А
277
320
500
660
1050
1050
1300
1800
3,0
4,0
3,0
3,5
3,0
4,5
4,0
4,5
25
-
31
38
42
-
45
-
370
-
500
785
1150
-
1550
-
58
44
59
88
83
98
95
134
200
-
180
200
180
-
180
-
260
-
200
260
200
-
200
-
|
3,1
4,7
6,8
|
10,4
11,7
15,8
1 Тормозные колеса с арочными пневматиками
500x180А
500x180А
600Х200А
650Х225А
650Х225А
700х250А
750Х260А
840Х300А
865Х280А
| 950Х350А
1000
1500
1480
1850
2700
2350
2650
3600
4180
4600
4,0
6,0
4,0
4,0
6,0
4,0
4,5
4,5
6,0
5,0
35
35
42
45
45
55
52
65
72
75
1150
1700
1830
2400
3850
2750
3400
4500
5350
6250
80
80
98
107
107
121
123
150
172
180
200
210
200
200
210
200
200
200
200
200
200
220
300
200
220
300
200
300
225
200
31 1
|
|
|
|
35,9
|
84
72
36,5

В табл. П10.2 приведены основные характеристики
непневматических колес производства США специально для хвостовых опор
шасси.
Таблица П10.2
Размер, дюйм
Размер, мм
1 'ст. max»
даН
| Вес колеса, даН
3,5"
88,9
90,6
0,38
4м
101,6
101
0,48
5"
127
122
0,61
6м
152,4
147
0,85
6" "1
152,4
208
1,24

БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
1. Авиационные двигатели. Сборник справочных материалов
/ Под ред. Г.В. Сеничкина. - М.: Машгиз, 1951.
2. Авиационные правила. Часть 21. Процедуры сертификации
авиационной техники. - Межгосударственный авиационный
комитет, 1999.
3. Авиационные правила. Часть 23. Нормы летной годности
гражданских легких самолетов. - Межгосударственный
авиационный комитет, 1997.
4. Авиация общего назначения. Рекомендации для
конструкторов. - М.: Изд. ЦАГИ, 1996.
5. Азоев Г.Л. Конкуренция: стратегия и практика. - М.: Центр
экономики и маркетинга, 1996.
6. Арапов Г.Д., Рябов В.А. Магистральные пассажирские
самолеты: Методические рекомендации для курсового и дипломного
проектирования. -М.: ГосНИИ ГА, 1990.
7. Арепьев А.Н. Вопросы проектирования легких самолетов:
Учебное пособие. - М.: Изд-во МАИ, 1998.
8. Арепьев А.Н. Вопросы проектирования легких самолетов:
Анализ проектного решения. - М.: МГТУГА, 2000.
9. Арепьев А.Н. Вопросы проектирования легких самолетов:
Выбор схемы и параметров. - М.: МГТУГА, 2001.
10. Арепьев А.Н. Предварительное определение параметров
легкого пассажирского самолета. // Научный вестник МГТУ ГА
№ 35 серия «Аэромеханика, прочность, поддержание летной
годности ВС», 2002.
11. Арепьев А.Н. Теоретическая формула для определения
массы крыла с учетом ресурса самолета. // Наука и техника
гражданской авиации. 1981, № 1.-С.З-7.
12. Арепьев А.Н. Теоретическая формула для определения
массы основной конструкции фюзеляжа с учетом ресурса самолета.
// Наука и техника гражданской авиации. 1982, № 2. - С.3-7.
13.Афанасьев П.П., Вититин В.Ф., Голубев И.С. Оценка
качества машиностроительной продукции: Учебное пособие / Под
ред. И.С. Голубева. - М.: Изд-во МАИ, 1995.
625

14. БадягинА.А., Мухамедов Ф.А. Проектирование легких
самолетов. -М: Машиностроение, 1978.
15. Бакурский В.А. Самые быстрые самолеты. - М.:
Предприниматель Захарова Ирина Борисовна (ИЛБИ), 2000.
16. Бауэре П. Летательные аппараты нетрадиционных схем.
/Пер. с англ.-М.: Мир, 1991.
17'.Болховитинов В.Ф. Очерки развития летательных аппаратов
// Конструкция и боевая эффективность летательных аппаратов.
- М.: ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 1964.
ХЪ.Вентцелъ Е.С Исследование операций. Задачи, принципы,
методология: Учебное пособие. - М.: Высшая школа, 2001.
19. Вуд К. Проектирование самолетов. - М.: Оборонгиз, 1940.
20.Голубев КС. Соизмерение технического уровня и
эффективности при проектировании конструкций летательных аппаратов:
Учебное пособие. - М.: МАИ, 1986.
21.Голубев КС, Парафесь СГ. Экспертиза проектов
летательных аппаратов: Учебное пособие. - М.: Изд-во МАИ, 1996.
22.Голубев КС, Протопопов В.К. Проектная
конкурентоспособность авиа- и автотранспортных средств: Основы теории и
практические приложения: Учебное пособие. - М.: Изд-во МАИ, 2000.
23. ГОСТ 15467-79. Управление качеством продукции.
Основные понятия, термины и определения. - М.: Издательство
стандартов, 1979.
24. ГОСТ 23554.2-81. Экспертные методы оценки качества
промышленной продукции. Обработка значений экспертных оценок
качества продукции. - М.: Издательство стандартов, 1982.
25. ГОСТ 23554.1-79. Экспертные методы оценки качества
промышленной продукции. Организация и проведение экспертной
оценки качества продукции. - М.: Издательство стандартов, 1980.
26. ГОСТ 24396-88. Кабина самолета для двух летчиков.
Общие требования к размещению основных и аварийных органов
управления. - М.: Издательство стандартов, 1988.
27. Егер B.C. Новые МВЛ - альтернатива российскому
бездорожью! // Авиация общего назначения. 1997, № 10.
28.Егер СМ., Лисейцев Н.К., Самойловым О.С Основы
автоматизированного проектирования самолетов: Учебное пособие. - М.:
Машиностроение, 1986.
626

29. Ермаков А.Л., Жуков А.Я., Ципенко В.Г. Методические
указания к выполнению курсовой работы по динамике полета. - М.:
МИИГА, 1984.
30. Житомирский Г.И. Конструкция самолетов: Учебник для
вузов. - М.: Машиностроение, 1995.
31. Зарубежные ультралегкие самолеты: Обзор № б/н. - М.:
ЦАГИ, 1987.
32.Казанджан П.К., Тихонов Н.Д., Шулекин В.Т. Теория
авиационных двигателей: Рабочий процесс и эксплуатационные
характеристики газотурбинных двигателей: Учебное пособие / Под ред.
Н.Д. Тихонова. - М.: Транспорт, 2000.
ЪЪ.КапковскийЯ. Летающие крылья / Пер. с польск. Ю.П.
Терехова. - М.: ДОСААФ, 1988.
34.Кашафутдинов СТ., Лушин В.К Атлас аэродинамических
характеристик крыловых профилей. - Новосибирск: СибНИА, 1994.
35. Кобылянский А.А., Урбанович В.А. Алгоритм и программа
определения взлетной массы самолета: Учебное пособие. -
Харьков: ХАИ, 1987.
36. Кондратьев В.П., Яснопольский Л. Ф. Самолет - своими
руками. - М.: Патриот, 1993.
37. Кондратов Я. А. Проектирование убирающихся шасси
самолетов.-М.: Машиностроение, 1991.
38. Конструкция и прочность самолетов и вертолетов: Учебник
для вузов гражданской авиации I М.С. Воскобойник Г.С. Лагосюк
Ю.Д. Миленький и др.; Под ред. К.Д. Миртова и Ж.С. Черненко. -
М.: Транспорт, 1972.
39. Коровин А.Е., Новиков Ю.Ф. Практическая аэродинамика и
динамика полета самолетов Як-52 и Як-55. - М.: ДОСААФ, 1989.
40.КравецА.С Характеристики воздушных винтов. - М.:
Государственное издательство оборонной промышленности, 1941.
41. Красильщиков П.П. Практическая аэродинамика крыла. -
М.: ЦАГИ, Труды вып. 1459, 1973.
42. Крылов А.Н. Об оценке представленных на конкурс
проектов. Собр. соч., т I, ч. 1. - М.-Л.: Изд-во АН СССР, 1961. - С. 242-244,
247-248.
627

43. Кулаичев А.П. Методы и средства анализа данных в среде
Windows. STADIA 6.0. Изд. 2-е, перераб. и доп. - М.: Информатика
и компьютеры, 1998.
44.Курочкин Ф.П. Основы проектирования самолетов с
вертикальным взлетом и посадкой. -М.: Машиностроение, 1970.
45.Лапшин A.M., Анохин П.И. Авиационный двигатель М-14П.
-М.: Транспорт, 1976.
46. Легкий многоцелевой самолет И-1Л. Техническое
описание. - М.: АО «Интеравиа», 1995.
47. Московский авиационно-космический салон IO.B. Барсуков,
П.И. Качур, Л.Р. Милованова и др.; Под ред. Н.Н. Новичкова. - М.:
«Афрус», ИПТК «Логос», 1995.
М.Мелькумов Т.М., Добрынин А.А. Теория авиационных
поршневых двигателей. - М.: Издание ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 1958.
49. Нечаев П.А., Самойлов И.А., Самойлов В.И.
Конкурентоспособность гражданских самолетов. Интегральная оценка: Учебное
пособие / Под ред. П.А. Нечаева. - М.: Издательство МАИ, 2004.
50. Окрепилов В.В. Управление качеством и
конкурентоспособностью: Учебное пособие. - СПб.: СПбГУЭФ, 1997.
51. ОСТ 1 02721-91. Кабина самолета с двумя летчиками.
Общие требования.-М., 1991.
52. Остославский КВ. Аэродинамика самолета. - М.:
Оборонно, 1957.
53. Остославский И.В., Титов В.М. Аэродинамический расчет
самолета. - М.: Оборонгиз, 1947.
54. Половинкин А.И. Законы строения и развития техники:
Учебное пособие. - Волгоград: ВолгПИ, 1985.
55.Половинкин А.И. Основы инженерного творчества: Учебное
пособие для студентов втузов. - М.: Машиностроение, 1988.
56. Пономарев Б.А., Бехли Ю.Г. Двигатели для авиации общего
назначения. // Техника Воздушного Флота. 1995, № 1-2.
57. Практическая аэродинамика самолета Як-18Т. / К.Н. Лале-
тин, Г.Т. Ганус, Ю.П. Иванов и др.: Учебное пособие для средних
учебных заведений гражданской авиации. - М.: Транспорт, 1976.
58. Проектирование гражданских самолетов: Теории и методы
/ ИЯ. Катырев, М.С. Неймарк, В.М. Шейнин и др.; Под ред. Г.В.
Новожилова. - М.: Машиностроение, 1991.
628

59. Проектирование самолетов: Учебник для вузов /А.А. Бадя-
гин, СМ. Егер, В.Ф. Мишин, Ф.И. Склянскш, Н.А.Фомин - 2-е изд.,
перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1972.
60. Проектирование самолетов: Учебник для вузов / СМ. Егер,
В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев и др.; Под ред. СМ. Егера. - 3-е изд.,
перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1983.
61. Протопопов В.И. Введение в оценку технического уровня
самолета и эксплуатационно-ремонтного комплекса // Труды
всесоюзной конференции, посвященной 60-летию Аэрофлота. - М.:
МИИГА, 1980.
62. Ревенков А.В., Панасенков В.П. Анализ и синтез
технических решений при производстве ЛА: Учебное пособие. - М.: Изд-во
МАИ, 1992.
63. Руководство для конструкторов летательных аппаратов
самодеятельной постройки (РДК СЛА). В 2-х томах. Том 1. Общие
технические требования. Аэродинамика. Изд.2, исп. - Новосибирск:
СибНИА, 1994.
(А.Самойлович О.С Формирование области существования
самолета в пространстве проектных параметров: Учебное пособие.
- М.: Изд-во МАИ, 1994.
65. Самолеты и вертолеты. Книга 1. Аэродинамика, динамика
полета и прочность. / Под ред. Г.С. Бюшгенса. - М.:
Машиностроение, 2002.
66. Соболев Д.А. Самолеты особых схем. - 2-е изд., перераб. и
доп. -М.: Машиностроение, 1989.
67. Справочник авиаконструктора. Том 1. Аэродинамика
самолета. - М.: Изд. ЦАГИ, 1937.
68. Сутугин Л.И. Основы проектирования самолетов. - М.:
Оборонгиз, 1945.
69. Сутугин Л.И. Проектирование частей самолета. - М.:
Оборонгиз, 1947.
70. Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолетов. /Пер. с
англ. Под ред. Е.П. Голубкова. - М.: Машиностроение, 1983.
71. Устройство и эксплуатация силовых установок самолетов
Ил-96-300, Ту-204, Ил-114. Б.А. Соловьев, А.А. Куландин, И.А. Рож-
ков, B.C. Акуленко /Под ред. Б.А. Соловьева. - М.: Транспорт, 1993.
629

72. Фадеев Н.Н. Аналитический метод аэродинамического
расчета с винтом изменяемого шага. Труды ЦАГИ. Вып. 410. М., 1939.
73. Федюкин В.К., Дурнев В.Д., Лебедев ВТ. Методы оценки и
управления качеством промышленной продукции: Учебник. Изд.
2-е перераб. и доп. - М.: Информационно-издательский дом «Фи-
линъ», Рилант, 2001.
74.Хилл П. Наука и искусство проектирования. Методы
проектирования, научное обоснование решений / Пер. с англ. Е.Г.
Коваленко; Под ред. В.Ф. Венды. - М.: Мир, 1973.
15. Шейнин В.М.% Козловский В.И. Проблемы проектирования
пассажирских самолетов. -М.: Машиностроение, 1972.
16. Шейнин В.М., Козловский В.И. Весовое проектирование и
эффективность пассажирских самолетов. - М.: Машиностроение,
1984.
ll.RoskamJ. Airplane Design. Part I: Preliminary Sizing of
Airplanes. - Kansas:DARcorporation, 1997.
ll.RoskamJ. Airplane Design. Part II: Preliminary Configuration
design and Integration of the Propulsion Systen. - Kansas: DARcorpora-
tion, 1994.
79. Roskam J. Airplane Design. Part III: Layout Design of the
Cockpit, Fuselage, Wing and Empennage: Cutaways and Inboard
Profiles. - Kansas: DARcorporation, 1989.
SO. Roskam J. Airplane Design. Part V: Component Weight
Estimation. - Kansas: Roskam Aviation and Engineering Corporarion, 1985.
81. A historic review of canard configurations. Anderson Seth B.
Feistel Terrell W. «AIAA 12th Atmos. Flight Mech. Conf., Snowmass,
Col, 1985. Collect. Techn. Pap.» New York, 1985, 306-318.
630

ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие 3
Основные обозначения, сокращения, индексы 4
Часть 1. ОБЩИЕ ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ 8
Глава 1. Введение в проектирование легких самолетов 8
1.1. О категориях легких самолетов 8
1.2. Предварительное техническое задание 11
1.3. Этапы проектирования 15
1.4. Особенности предварительного проектирования 18
Глава 2. Методологические основы проектирования 19
2.1. О моделях, применяемых при проектировании 19
2.1.1. Классификация моделей 20
2.1.2. Принципы разработки математических моделей 22
2.2. Уравнение существования самолета 26
2.2.1. Уравнение весового баланса 26
2.2.2. Принципы вывода уравнения существования
самолета 27
2.2.3. Анализ уравнения существования самолета 33
2.3. Качество самолета 35
2.4. Эффективность самолета 38
2.4.1. Техническая эффективность 39
2.4.2. Экономическая эффективность 42
2.5. Конкурентоспособность самолета 43
2.5.1. Показатели технического совершенства самолета 44
2.5.2. Показатель конкурентоспособности самолета 45
Глава 3. Выбор проектного решения 46
3.1. Концепции методов оптимизации проектного решения 46
3.2. Методология выбора проектного решения 49
3.2.1. Идея метода 50
3.2.2. Показатели проектного решения 54
3.2.3. Глобальный критерий 55
3.2.4. Постановка задачи 56
3.3. Основы экспертных методов 57
Часть 2. СХЕМА И ПАРАМЕТРЫ САМОЛЕТА 62
Глава 4. Анализ и выбор схемы самолета 63
4.1. О классификации схем легких самолетов 63
631

4.2. Аэродинамическая схема 64
4.2.1. Нормальная схема 65
4.2.2. Схема «утка» 65
4.2.3. Тандемная схема 71
4.2.4. Схема «бесхвостка» 73
4.2.5. Нетрадиционные схемы 75
4.3. Бипланы 78
4.4. Монопланы 80
4.5. Схемы самолетов по типу фюзеляжа 86
4.6. Схемы оперения 89
4.7. Схемы шасси 93
4.8. Схемы расположения двигателей 96
4.8.1. Одномоторные самолеты 96
4.8.2. Двухмоторные самолеты 97
4.9. Методика выбора базовой схемы самолета 100
4.9.1. Постановка задачи 100
4.9.2. О синтезе вариантов базовой схемы 101
4.9.3. Формирование концепции технического
уровня самолета 102
4.9.4. Анализ вариантов базовой схемы 106
4.9.5. Выбор оптимальной базовой схемы 108
Глава 5. Двигатели для легких самолетов 109
5.1. Основные характеристики авиационных двигателей 110
5.2. Авиационные поршневые двигатели 112
5.2.1. Классификация двигателей 112
5.2.2. Общие сведения 115
5.2.3. Оценка мощности и удельного часового
расхода топл и ва 123
5.2.4. Весовые и геометрические характеристики
поршневых двигателей 133
5.3. Турбовинтовые двигатели 135
5.3.1. Общие сведения 135
5.3.2. Оценка мощности и удельного часового
расхода топлива 136
5.3.3. Весовые и геометрические характеристики
двигателя 141
5.4. Выбор двигателя 143
5.4.1. Общее сравнение типов двигателей 143
5.4.2. Методика выбора двигателя 145
632

Глава 6. Воздушный винт самолета 150
6.1. Классификация воздушных винтов 150
6.2. Принципы работы воздушного винта 155
6.3. Основные характеристики винта 158
6.4. Подбор винта к самолету 164
6.4.1. Расчетные условия 164
6.4.2. Предварительное определение диаметра винта 166
6.4.3. Выбор серии винтов 170
6.5. Винт в кольце 173
6.6. Взаимовлияние винта и самолета 177
6.7. Тяга винта на малых скоростях 179
Глава 7. Определение параметров самолета с
поршневыми двигателями 183
7.1. Предварительное значение параметров самолета 183
7.2. Выбор параметров самолета в области его существования .. 190
7.2.1. Параметры самолета и характеристики взлета 191
7.2.2. Параметры самолета и посадочные характеристики ... 196
7.2.3. Параметры самолета и его скороподъемность 202
7.2.4. Параметры самолета и градиент набора высоты 204
7.2.5. Параметры самолета и скоростные характеристики ... 210
7.2.6. Построение области допустимых значений
параметров самолета 215
7.2.7. Рекомендации к анализу области
существования самолета 217
7.3. О выборе оптимальных параметров самолета 218
Глава 8. Определение параметров самолета с
турбовинтовыми двигателями 220
8.1. Предварительное значение параметров самолета 220
8.2. Выбор параметров самолета методом расчетных случаев .... 224
8.2.1. Выбор удельной нагрузки накрыло 225
8.2.2. Выбор энерговооруженности самолета 234
Часть 3. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА 242
Глава 9. Основные параметры крыла и его механизации 242
9.1. Назначение и основные требования 242
9.2. Внешние формы крыла 244
9.2.1. Форма крыла в плане 245
9.2.2. Форма крыла при виде спереди 248
9.2.3. Форма концов крыла 250
633

9.3. Удлинение и размах крыла 253
9.3.1. Общие сведения 253
9.3.2. Статистический метод выбора удлинения крыла 254
9.3.3. Теоретический метод определения
удлинения крыла 257
9.3.4. Об оптимизации удлинения крыла 262
9.4. Сужение крыла 262
9.5. Выбор параметров крыльев биплана 265
9.6. Выбор профиля крыла 268
9.6.1. Влияние формы профиля на его характеристики 268
9.6.2. О классификации профилей 273
9.6.3. Принципы выбора профиля 276
9.7. Характеристики крыла при больших углах атаки 278
9.7.1. Общие сведения 278
9.7.2. Крутка крыла 279
9.7.3. Модификации формы крыла в плане 281
9.7.4. Применение предкрылков 282
9.7.5. Основные принципы 284
9.8. Органы управления по крену 286
9.8.1. Элероны 286
9.8.2. Интерцепторы 297
9.9. Механизация крыла 298
9.9.1. Назначение механизации крыла 298
9.9.2. Виды механизации крыла 300
9.9.3. Возможности механизации 304
9.9.4. Компоновка и геометрия механизации крыла 305
Глава 10. Определение размеров фюзеляжа 317
10.1. Назначение и основные требования 317
10.2. Общие сведения 318
10.3. Кабина экипажа 325
10.4. Габариты кабины пассажиров 334
10.5. О форме фюзеляжа 341
Глава 11. Выбор основных параметров
оперения самолета 343
11.1. Назначение оперения и основные требования 343
11.2. Общие сведения 344
11.3. Проектирование горизонтального оперения 346
11.3.1.0 фокусе самолета 346
11.3.2. О методе граничных линий 348
634

11.3.3. Выбор параметров горизонтального оперения 352
11.3.4. Выбор параметров руля высоты 364
11.4. Проектирование вертикального оперения 370
11.4.1. Особенности проектирования
вертикального оперения 370
11.4.2. Выбор параметров вертикального оперения 371
11.4.3. Выбор параметров руля направления 377
11.5. О влиянии частей самолета на работу
хвостового оперения 379
Глава 12. Выбор основных параметров шасси самолета 387
12.1. Назначение и основные требования 387
12.2. Общие сведения 388
12.3. Трехопорное шасси с хвостовой опорой 389
12.4. Трехопорное шасси с носовой опорой 395
12.5. Выбор колес шасси 401
12.6. Выбор принципиальной схемы стойки шасси 406
12.6.1. Типы навески колеса 406
12.6.2. Неубирающееся шасси 407
12.6.3. Убирающееся шасси 408
Часть 4. ВОПРОСЫ КОМПОНОВКИ САМОЛЕТА 414
Глава 13. Компоновка самолета 414
13.1. Цели, задачи и методы компоновки 414
13.2. Основные принципы аэродинамической компоновки 418
13.3. Основные принципы объемно-весовой компоновки 419
13.4. Основы конструктивно-силовой компоновки 428
13.5. Компоновка винтов на самолете 430
Глава 14. О художественном конструировании
легких самолетов 433
Часть 5. ОЦЕНКА ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА 439
Глава 15. Расчет поляр легких самолетов 439
15.1. Аналитическое выражение поляры 440
15.2. Несущая способность самолета 442
15.2.1. Полетная конфигурация самолета 442
15.2.2. Крыло с механизацией 445
15.3. Сопротивление самолета в полетной конфигурации 449
15.3.1. Предварительная оценка 449
15.3.2. Метод первого приближения 453
635

15.3.3. Обобщенный способ 457
15.4. Сопротивление самолета во взлетной или
посадочной конфигурации 457
15.5. Особенности расчета поляры биплана 460
15.6. Оценка аэродинамического качества самолета 463
Глава 16. Расчет веса легкого самолета 467
16.1. Общие сведения 467
16.2. Расчет взлетного веса самолета 470
16.3. Расчетные условия нагружения самолета в полете 472
16.4. Вес конструкции самолета и его агрегатов 475
16.4.1. Статистические данные 475
16.4.2. Вес крыла 477
16.4.3. Вес фюзеляжа 485
16.4.4. Вес оперения 490
16.4.5. Вес шасси 492
16.5. Вес силовой установки 495
16.6. Вес оборудования и управления 498
16.7. Вес снаряжения 500
16.8. Вес топлива 501
Глава 17. Оценка летных характеристик 502
17.1. Располагаемая и потребная мощности 503
17.1.1. Исходные данные и допущения 503
17.1.2. Потребная мощность 505
17.1.3. Располагаемая мощность 506
17.2. Область режимов полета самолета 513
17.2.1. Горизонтальные скорости полета 513
17.2.2. Потолок самолета 518
17.3. Диаграмма «нагрузка-дальность» 521
17.3.1. Общие сведения 521
17.3.2. Техническая дальность полета 523
17.4. Взлетные характеристики 530
17.4.1. Общие положения 530
17.4.2. Номенклатура скоростей 532
17.4.3. Длина разбега 534
17.4.4. Длина воздушного участка взлета 537
17.4.5. Потребная дистанция взлета 539
17.5. Посадочные характеристики 540
17.5.1. Схемы посадки 541
636

17.5.2. Номенклатура скоростей 541
17.5.3. Длина воздушного участка посадки 546
17.5.4. Длина пробега 548
17.5.5. Длина ВПП для посадки самолета 550
Приложение 1. Основные характеристики МСА 551
Приложение 2. Основные данные легких самолетов 552
П2.1. Самолеты с поршневыми двигателями 552
П2.2. Самолеты с турбовинтовыми
двигателями 556
Приложение 3. Схемы гражданских легких самолетов 557
ПЗ. 1. Одномоторные самолеты 557
П3.2. Двухмоторные самолеты 563
Приложение 4. Основные данные авиационных двигателей 568
Поршневые авиационные двигатели 568
Турбовинтовые авиационные двигатели 581
Приложение 5. Характеристики воздушных винтов 584
Приложение 6. Характеристики набора высоты 591
Скороподъемность самолета 591
Градиент набора высоты 593
Приложение 7. Характеристики профилей крыла 594
П7.1 Геометрические характеристики 594
П7.2. Аэродинамические характеристики 602
П7.3. О модификации профиля 608
Приложение 8. Компоновка аварийных выходов 610
Приложение 9. Примеры компоновок кабин 615
Приложение 10. Основные характеристики авиаколес 622
Библиографический список 625
637

Тем. план 2006, поз. 1
Арепьев Анатолий Николаевич
ПРОЕКТИРОВАНИЕ ЛЕГКИХ ПАССАЖИРСКИХ
САМОЛЕТОВ
Редактор Р. К Фурсова
Подписано в печать 9.08.06.
Бум. офсетная. Формат 60x84 /\в. Печать офсетная.
Усл. печ. л. 37,2. Уч-изд. л. 40,0. Тираж 750 экз.
Зак. 3441/1999. С.496.
Отпечатано с готового оригинал-макета
Издательство МАИ
«МАИ», Волоколамское ш., д. 4, Москва, А-80, ГСП-3 125993
Типография Издательства МАИ
«МАИ», Волоколамское ш., д. 4, Москва, А-80, ГСП-3 125993

Для заметок