Текст
                    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 ./€•/ 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 пассажирски