Э.Торенбик

Проектирование
дозвуковых
самолетов

Введение к предварительному проектированию
дозвуковых транспорных самолетов
и самолетов общего пользования:
выбор схемы, аэродинамический расчет,
выбор силовой установки и оценка
летных характеристик

Перевод с английского
канд. техн, наук Е. П. ГОЛУБКОВА

МОСКВА

« МАШИНОСТРОЕНИЕ »
1983
Проектирование

дозвуковых самолетов

В книге дан систематизированный анализ
процесса выбора конфигурации дозвукового
самолета и оптимизации его схемы на этапе
предварительного проектирования.
Представлены методы и расчетные данные
по оценке размеров и взаимной увязке
основных частей самолета и выбору
силовой установки. Вместе с материалами
справочного характера большое внимание
в книге уделено качественному описанию
и оценке основных принципов, применяемых
на этапе предварительного проектирования.
Библиографический материал книги
базируется на официальных изданиях
и может быть полезен как студентам, так
и сотрудникам конструкторских бюро.
Книга снабжена систематизированным
по главам обширным списком литературы.
Э. Торенбик окончил в 1961 г. Дельфтскую
высшую техническую школу, кафедра
«Авиакосмическая техника», специальность —
самолетостроение, работал на кафедре
в отделе «П роектирование самолетов»
в качестве научного сотрудника,
специализируясь по вопросам
предварительного проектирования самолета
и выбора силовой установки.
Synthesis of subsonic
airplane design

An introduction to the preliminary design of subsonic
general aviation and transport aircraft, with emphasis on
layout, aerodynamic design, propulsion and performance

Egbert Torenbeek

with a foreword by
H. Wittenberg

1976

Delft University Press
ББК 39.52
Т59

УДК 629.7.01

Торенбик Э.

Т59 Проектирование дозвуковых самолетов: Пер. с англ./Пер.

Е. П. Голубков. — М.: Машиностроение, 1983.— 648 с., ил.

В пер.: 4 р.

Изложены вопросы проектирования пассажирских, специальных транспортных
и *легких самолетов, тенденции их развития. Приведены новые методики оптими-
зации отдельных агрегатов самолета.

Большое внимание уделено вопросам учета требований нормативно-технической
документации на всех этапах проектирования и норм летной годности.

Для инженеров авиационной промышленности; может быть полезна также пре-
подавателям и студентам авиационных вузов.

т

3606030000-432

038(01)-83

КБ-15-47-83

ББК 39.52

6Т5.1

© Nijgh-Wolters-Noordhoff Universitaire Uitgevers В. V., Rotterdam, 1976
©Перевод на русский язык, примечания, «Машиностроение», 1983 г.
С момента организации преподавания аэродинамики в Дельфтской высшей тех-
нической школе в 1940 г. под руководством проф. X. Д. Ван-дер-Мааса курс про-
ектирования самолетов стал составной частью программы обучения. Кроме про-
слушивания лекций каждый студент должен был выполнить курсовую работу по
предварительному проектированию самолета. Цель курсовой работы — научить
студента практически использовать знания, полученные по отдельным дисципли-
нам: аэродинамике, устойчивости, управляемости, конструкции самолетов, дина-
мике и т. п.

Руководство курсовыми проектами выполнялось сотрудниками кафедры авиа-
космической техники. Автор настоящей книги Э, Торенбик сделал большой вклад
, в эту часть программы. Он не только накопил огромный опыт в обучении проек-
тированию самолетов на университетском уровне, но и принимал участие в ис-
следованиях практических проблем проектирования, разработке методов расчета
и систематизации информации. Результаты этой деятельности нашли отражение
в данной книге.

В минувшие двадцать лет в университетском курсе подготовки инженеров
много внимания уделялось фундаментальным дисциплинам, таким как матема-
тика и физика. В последнее время вновь возрос интерес к конструированию, в
. связи с чем появился ряд книг на эту тему. Однако очень немногие из них посвя-
щены теории и практике проектирования самолетов. Книга Торенбика, несомнен-
но, является своевременной и вызывает интерес специалистов по проектированию
самолетов.

Создание современной книги по проектированию самолетов — сложная зада-
it । ча, требующая от автора большой смелости, так как со времен второй мировой
войны накоплен огромный объем информации и знаний в области авиационных
наук, В связи с этим трудно ожидать равной глубины проработки всех проблем
проектирования самолетов в одной книге, и ее качество в большой степени будет
зависеть от умения автора выбрать необходимый материал, С моей точки зрения,
Торенбик великолепно подобрал материал, придав книге качества руководства и
справочника по проектированию самолетов. Книга представляет интерес для всех,
кто связан с практическим проектированием самолетов или готовится к этой ин-
F тересной и перспективной деятельности.

Дельфтская высшая
техническая школа

X. ВИТТЕНБЕРГ

I	проф. кафедры

г	«Авиакосмическая

техника»
Предисловие автора

В книге рассмотрены в обобщенном виде современные методы проектирования,
дополненные большим Количеством данных, которые будут полезны при
выполнении начальных расчетов, связанных с определением размеров всех
основных частей самолета С одной стороны, кнша является справочником, с
другой,— в ней представлены качественное описание явлений и теоретические
выкладки

Некоторые приведенные методы и принципы уже освещались в литерату-
ре, другие недавно разработаны автором Их выбор производился на основании
двух критериев, получаемые результаты не должны быть завышены с точки зре-
ния современного уровня техники и должны быть достаточно надежными при на-
личии минимума информации Большая часть методик оценивалась и совершен-
ствовалась в течение десятилетнего периода работы автора со студентами на ка-
федре «Авиакосмическая техника» Дельфтской высшей технической школы. Основ-
ное внимание уделялось проектированию обычных дозвуковых гражданских са-
молетов, к которым могут быть предьявлены требования американских Норм лет-
ной годности FAR 23 и 25 или эквивалентные английские требования BCAR
(к легким и транспортным самолетам) Хотя многие аспект ы, рассмотренные в кни-
ге, применимы к самолетам вертикального или укороченного взлета и посадки и
военным самолетам, ряд факторов и особенностей, связанных со спецификой та-
ких летательных аппаратов, приводит к радикально отличному подходу при их
проектировании Многообразие технических требований к самолетам таких типов
и их схем не позволяет выработать общий подход к процессу проектирования

Автор не скрывает того факта, что изложенные методы проектирования про-
ходили проверку в университетской обстановке, которая не является идеальной
для этой цели. Процесс обучения проектированию самолетов в университетах и
институтах, к сожалению, отстает от практики промышленного проектирования.
Проектирование и разработка даже небольшого самолета требуют больших капи-
таловложений Трудоемкость этих процессов значительно возросла за последние
годы, а время, когда конструктор мог считать себя создателем самолета нового
типа, почти миновало.

Несмотря на усовершенствование и усложнение процесса проектирования са-
молетов в промышленности, программы университетов и институтов по курсу
проектирования обновляются и пересматриваются крайне редко.

Написать авторитетную книгу по проектированию самолетов, очевидно, луч-
ше всего могли бы опытные конструкторы, работающие в промышленности, но они,
как правило, не имеют на это времени и разрешения руководства. Поэтому чита-
телю может показаться, что данная книга полезна прежде всего молодым специа-
листам, вступающим в обширную область предварительного проектирования и
разработки самолетов Тем не менее некоторые из приведенных в книге методов
и данных представляют несомненный интерес и для работников конструктор-
ских бюро

Наибольшую пользу от этой книги получат те, кто знаком с принципами при-
кладной аэродинамики, конструкцией самолета, характеристиками устойчивости,
управляемостью и силовой установкой самолета. Поэтому она необходима для
студентов старших курсов.

При изложении отдельных курсов стремятся научить студентов находить ра-
циональные и обоснованные схемные решения Это тема второй главы, где об-
суждаются вопросы выбора общей схемы самолета на основе соображений само-
го различного характера. Основная часть книги посвящена существу процесса
разработки общей схемы самолета, а методы расчета подъемной силы, сопротив-
лснпя, геометрии самолета и т п. (немаловажные составляющие процесса про-
ектирования) сведены в отдельные приложения с небольшими пояснениями Зна-
чительное внимание уделено в книге Нормам летной годности и их влиянию на
процесс проектирования, что практически не рассматривалось другими автора-
ми. Компоновка фюзеляжа и пассажирского салона рассмотрена в гл. 3, воз-
можности современных и перспективных двигателей — в гл. 4, расчет летных ха-
рактеристик— в гл. 5, методы оценки массы самолета и его частей — в гл 8
Проблемы взаимного влияния положения крыла, ЦМ и горизонтального оперения
самолета обсуждены в гл. 8 и 9. Обобщенные методы расчета подъемной силы,
сопротивления и поперечного момента могут оказаться полезными конструкторам
при проектировании крыла (гл. 7) и расчете характеристик самолета (гл. 11).
Большой объем статистических данных, иллюстрации и таблиц придаст книге ка-
чество справочника, полезного конструкторам и студентам. Некоторые методы,
изложенные в книге, пригодны для применения в конструкторских бюро после не-
которого уточнения или расширения

К книге приложен обширный систематизированный список литературы по
проектированию самолетов и другим связанным с ним вопросам. Внимание чи-
тателя могут привлечь специфические вопросы проектирования, которые также
отражены в литературе

Автор обязан многим лицам за помощь при составлении книги Прежде все-
го он выражает признательность проф. X Виттенбергу за общую поддержку, про-
смотр текста и написание предисловия Проф. Виттенберг в течение многих лет
возглавлял курс предварительного проектирования самолетов, и идея написания
подобной книги принадлежит ему.

Большую помощь по сбору информации, подготовке графиков и таблиц, со-
ставлению указателя и проверке текста оказал Г. X Береншот Его дружеская
поддержка в течение многих лет была особенно ценной.

Автор выражает благодарность проф Д X Блому, главному аэродинамику,
и П. Ф. Клигнетту, инженеру бригады предварительного проектирования фирмы
Фоккер —VFW, а также И К. Риду, руководителю научно-исследовательского
отдела фирмы KI М и своим коллегам Ф. В. Девентеруг и доктору Т. Ван Хол гену
за ценные предложения и чтение рукописи Первыми читателями книги были сту-
денты, которые также сделали полезные замечания

Автор благодарит кафедру «Авиакосмическая техника» Дельфтскоп высшей
технической школы за разрешение на издание этой книги, печать и размножение
текста Многие сотрудники кафедры и фотолаборатории оказали помощь в оформ-
лении иллюстрации Автор признателен издательству Дельф гской высшей школы
и особенно И Р Маасу и А М Хорстен Вольде за поддержку, одобрение и по-
мощь в издании книги

Автор выражает признательность Д. Ван-Хаттум, Д. В Ватсон и Д. Р. Велш,
которые перевели книгу на датский язык и выполнили ее литературное редакти-
рование

Автор очень обязан К. Г. Ван Ниль-Вилдеринку за перепечатывание текста и
оригинала для размножения, своему дяде преподобному Э. Торенбику за правку
верстки и П. К. Де-Сверту за подготовку окончательной схемы книги и методиче-
скую корректировку

Кроме того, при составлении книги следующие лица, фирмы и учреждения
оказали помощь по предоставлению данных и чертежей’

Консультативная rpvnna по авиакосмическим исследованиям — рис 5 24, 10,1.
10.2, 10.3, F 17 и F22;

Институт астронавтики США — рис. 2 1, 4 39, 7 20, 8.1, 9 11, 10 5. F 12 и G 25;
Совет по исследованиям в области аэронавтики—рис. 2 24, G 16, G 17 и К 6;
Аэроспасьяль — рис. 2 3, 2 10 и 7 25;

Эирбас Индастрпс — рис. 11 5 и 119;

Эркрафт Инжиниринг—рис. 3 1, 3.11, 321, 3.26, 6.16, 7 25, 10.17, 10 18,
12 3, 125;

Элата Интернасиопаль—рис 2 3;

Акитекчурал Пресс — рис. 3 6,

Авко Лапкомивг — рис. 4 14;

Авиасьон магазин — рис. 2 8,

Марсель Дассо-Бреге — рис. 3 3, 3 11 и 10.20;
Боинг — рис 2 11, 2 15, 3 11, 5 18 7 25 и 10 6;

С Ф Батчер — рис F22,
Канадер Лимитед —рис 3 21,
Институт авиации и космонавтики Канады — рис 3 27,
Центр по документации ВВС Франции —рис 25 и 10 21,
Де Хэвилленд Эйркрафт оф Канада лимитед — рис 3 11,
Отделение Эллисон Детройд Дженера т Моторе Корпорейшн—рис 446;
Доути — рис 6 27
Инжиниринг Саиенс Дейт Юнит лимитед — рис F 23, G 26 и к 9,
Лаборатория динамики попета ВВС США рис А 2, А 3, Е 3, Е 9,
Фоккер —VFW Интернэшит— рис 11 14,
Фчапт Интернэшн i — рис 2 2 2 10,2 11,38 730,
Гамичьтон Стандард — рис 6 5,
Хартзепл Пропеччер — рис 6 7,
Хокер Сиддчи —рис 2 20, 3 21, 12 2 и 12 4,
ICAO —рис 10 4, 10 5,
Де инжпнер — рис 5 22,
Институт космонавтики — рис 6 24,
Локхид—рис 3 17,
Макдоннет Дуглас — рис 3 14, 6 2 и 7 25,
Макгро* ** Хилл Бу к — рис 6 19,
Мессершмитт Бе шков Б том — рис 2 7
Министерство авиации Англии — рис 10 6,
КАСА —рис 2 25 6 5 7 56, 7 22, 9 8 Е 2, Е 5, Е 6, G 11, G 12, G 19, G 22,
Пергамон пресс — рис 5 11,
Д. X Перри — рис К 6,
Пайпер Эйркрафт Корпорейшн — рис 4 10
Политехниш Тиджшрифт — рис 2 10, 7 25е,
Пратт энд Уитни — рис 4 46,
Королевское авиационное общество — рис 1 1, 2 14, F 6, F 22, К 8,
Ро чле Ройс — рис 4 15, 4 19, 4 20, 4 37, 4 46 и 6 25,
Докт В Шнейдер — рис С 2 и С 3
Г Д Шотт — рис 5 22
Общество инженеров весовиков (SAWE) — рис 117 D 1
Общество инженеров-двигателистов (SAE) — рис 4 7 4 8, 4 9, 6 2, 6 7, 6 23,
6 27, 75 и 113,

В К Сван — рис F 17,
Тхрбомека — рис 4 46,
Верке Фоккер — рис 3 11,
Р Е Волас — рис 5 24,
Джон Внчей и сыновья — рис F8
Наконец я хотеч бы поблагодарить свою жену Нэл за ее понимание и посто-
янную помощь, без которой эта книга не была бы написана

Э Торенбик

СИСТЕМА ЕДИНИЦ

В соответствии с традицией принятой в таких изданиях как Джейн < Само четы
мира» и журнал «Фтайт Интернэшнл», все данные и большая часть рисунков да
ны в технической системе как английских Д так и метрических единиц Счедова
течьно, фунты и кге относятся к фунтам и килограммам силы соответственно Ис
кчюченне составляет при южение J, где представлены данные по Международной
стандартной атмосфере на уровне моря как в технических единицах, так и в СИ

* Английские единицы исключены из книги (Примеч переводчика)

** В связи с принятием в СССР стандартов по массово инерционным характеристи
кам самолетов термины книги связанные с весом заменены массой которая обозначена G
Для сохранения единства формул и графиков вес в кге обозначен G Так например, взлет
ной массе самотета GB34=5000 кг соответствует все бвэл = 5000 кге (Примеч перевод
ГЛАВА 1

Разработка схемы самолета

В настоящей главе показано, что между процессом проектирования самолета и
раз щчными факторами, опредетяющими необходимость его разработки сущест-
вует тесная взаимосвязь Предварительное проектирование яв 1яется существен
ной частью процесса разработки самолета, цель предварительного проекта состо
ит в получении информации необходимой для решения вопроса о технической и
экономической це ^сообразности разработки самолета

Подчеркнуто значение первонача шных технических требований к проекту и
влияние требовании Норм летной годности В общем виде рассмотрен вопрос оп-
тимизации параметров при проектировании самолета

1	1. ВВЕДЕНИЕ

На заре развития гражданской авиации конструктор само юта пнет очень ограни-
ченный выбор В ei о распоряжении сущестовата практически одна разновнт
ность ситовой установки а именно поршневой двигатель, почти всегда с воздуш
ным охлаждением и ограниченной мощностью Так как аэродинамические
средства у вс шчения подъемной си гы в виге механизации крыта дтя матых скоро
стей полета или не существовали или не применялись по разным причинам, удель-
ные нагрузки на крыло были невелики, что не позвотято поучать на самолетах
высокие скорости Низкая нагрузка на крыто способствовала распространению
схемы биплана с большим паразитным сопротивлением что также прспятствов<з ю
росту скорости Из за отсутствия герметичных кабин полеты редко вьшотнялись
на высоте более 3000 м В этот период проект самолета был результатом работы
одного или нескольких человек и объем предварительной разработки дтя каждо-
го нового типа самолета быт ограниченным В двадцатые годы можно было спро-
ектировать и изготовить новые самотеты дтя заказчика в течение полхгода так
как серийное производство было невелико Это обстоитетьство позволило Энтони
Фоккеру и его группе построить четырнадцать разнотипных конструкции граж-
данских самолетов за 18 лет (1918—1936 гг)

Характер проектирования самолетов радикально изменится со второй мировой
воины Создание реактивных двигателей и затем турбовентиляторных, тяга кото-
рых к настоящему времени возросла до 22 500 кге значительно расширило ши
мощность выбора силовой установки Транспортные самолеты летают в настоя-
щее время на высотах 9—12 км на скоростях, близких к скорости звука Взлетно-
посадочные скорости и дистанции также постепенно возросли, но уже появились
технические средства борьбы с этой тенденцией Воздушный транспорт в отдель-
ные периоды развивался невиданными темпами Так, с 1950 по 1970 гг средний го
довой прирост объема пассажирских перевозок в пассажирокилометрах до
стига л 14%

Рост производительности (полезная нагрузка на скорость) больших транс-
портных самолетов также значите юн Соврехенные самолеты должны удовлет
ворять постоянно растущим требованиям безопасности полетов В резх льтате кон
куренции более важными стали требования к экономическим показателям и, ко
нечно возросли затраты в связи с чем разработка новою типа самолета даже
неботьшого требует ботьшпх капита ювтожений и связана со значительным ф1
нансовым риском Современная авиационная фирма не способна как правило
создавать новый тип самолета быс!рее чем через 12 месяцев, безоiноситетьно к
вопросу о целесообразности- замены с такой периодичностью находящихся в экс-
птуатации самолетов Исключением из этого правила являются такие гиганты
авиационной индустрии как фирмы Боинг и Макдоннел Дуглас, которые способ
ны за этот же период создать дополнительно один или два новых типа самолета
Уже сами размеры современных самолетов и огромный объем работ по их про
цитированию заставляют раз гичные фирмы вст\пать в сотрудничество, раздетяя
риск, а в Европе это привело к созданию международных объединенин

Хотя новые концепции летате жных аппаратов появлялись и будут появляться
благодаря таланту отдельных конструкторов, время, когда главный конструктор
мог считаться создателем нового самотета, прошло Исключением могут быть
лишь небольшие самолеты частного пользования Отделы предварите гьного про
оптирования в наши дин насчитывают от нескольких десятков до нескольких со-
тен высококва шфицированных специалистов, имеют вычислительные машины, а в
некоторых случаях и свои аэродинамические трубы Трудозатраты на составление
только предварите гьного проекта современного самолета бо шше, чем па детало-
ную разработку самолета в прошлом

Работа в конструкторском бюро стала узкоспециализированной по бригадам
и требует обязательных консультации между специалистами в различных об-
ластях

Это не означает, что руководитель предварительного проекта должен быть
узк^м специалистом Как будет показано дальше, он должен иметь широкий кру-
гозор и обладать знаниями во многих областях, связанных с самолетостроением

1.2 ПРОЕКТИРОВАНИЕ И РАЗРАБОТКА САМОЛЕТА

Проектирование современного самотета не следует рассматривать в виде труда
избранных творцов, как это часто представляют Существует тесная взаимосвязь
между процессом разработки самолета нового типа и уровнем и темпами разви-
тия авиационной науки и промышленности Так как эта взаимосвязь имеет свою
специфику для различных типов самолетов (пассажирские и грузовые админи
стративные, туристские, тренировочные нт п ), в дальнейшем будет использо-
ваться в качестве примера один тип самолета

Разработка новых воздушных лайнеров всегда стимулировалась ростом объ-
ема перевозок и повышением технических и эксплуатационных требовании На
рис 1 1 изображена схема взаимосвязи различных факторов, влияющих на про-
гресс воздушного транспорта Рост объема воздушного движения происходит в
результате снижения тарифа на билеты, улучшения качества самолета (скорость,
комфорт), повышения уровня жизни и деловой активности общества повышения
вместимости самолетов, увеличения чиста маршрутов, частоты полетов на суще-
ствующих маршрутах, расширения возможностей самолетов и наземного обору-
дования Роль исследований и разработки в этом процессе обозначенная квадра-
том в левом нижнем углуг, особенна в том смысле, что этот квадрат имеет то жко
выходные связи Хотя изображенная диаграмма, очевидно, сильно упрощена по
сравнению с реальностью и не может считаться исчерпывающей , она все же по-
казывает, что процесс разработки самспета яв тяется первоисточником прогресса
Поэтому при запуске новой программы разработки самолета необходимо оцени-
вать обстановку заранее, чтобы нс вступать в конфликт с будущими потреб-
ностями покупателя, пассажиров и общества Кроме того, на приемлемость
нового проекта могут повлиять ограничения общего характера, к их чг слу
относятся

а)	располагаемые организационные и технические возможности фирмы раз-
работчика,

б)	уровень техники и технологии, требуемый для разработки самолета новой
категории,

в)	возможность конкуренции,

г)	наличие финансовой поддержки

Инициатива на проработку проекта не всегда исходит от конкретной лично-
сти (главного конструктора) или отдела’(предварительного проектирования) и нс
обязательно носит форму приказа, изданного начальством Идея оценивается

* Например, роль государственных авиационных учреждений не отражена на диа
I рамме
Рис 1 1 Факторы,

влияющие на рост объема воздушных перевозок по Моргану [126].

1 — потребность в административных самолетах, 2 — потребность в личных самолета\ 3 —
объем воздушных перевозок 4 — стоимость билетов о — эксплуатационные расходы 6 —
^кстуатациопные факторы 7 — регулярность частота полетов тип маршрутов 8—косвен
ные расходы 9 — прямые расходы Ю — размеры и потребное количество самолетов, 11—
финансовые факторы, 12 — стоимость самолета, 13—производство 14 — разработка 15 —
технические факторы, 16 — аэродинамика 17 — силовая установка, 18—конструкция и ма
териалы 19— системы и оборудование 20— требования пассажиров, 21 — скорость ком
форт, 22—надежность безопасность

бригадой предварительного проектирования в процессе начальной умозрительной
проработки Цель этого этапа оценки общей концепции заключается в том, чтобы
изучить жизнеспособность проекта и получить первоначальное представление
о наиболее существенных характеристиках

Если результаты окажутся обнадеживающими с технической точки зрения и
в отношении рынка сбыта, может быть принято решение продолжить разработку
проекта дальше, дтя того чтобы начать серьезную программу' создания нового
самолета (рис 1 2) Будет еде тан сравнительный анализ несюльких вариантов с
некоторыми изменениями Вариант, который получит наивысшую оценку, будет
принят к более дстатьной проработке на этапе предварите тьного проектирования
Характерной чертой этого этапа является возможность непрерывного внесения
изменений до момента «замораживания схемы» *, что говорит об окончании эта
па предварительного проектирования Если па рынке сбыта бучу г благоприятные
условия для будущего самотета и будет финансовое обеспечение начатьство мо-
жет дать разрешение на дальнейшую разработку Дальнейшие элапы технического
проектирования, постройки и испытаний завершатся получением сертификата
лстнон годности, дающим право поставки самолетов заказчике Информация со
бираемач в этот период, обычно сопровождается различными доработками, кото-
рые загружают конструкторское бюро еще длительное время

После поставки головной серии фирма будет продолжать дальнейшее усо-
вершенствование проекта Эти усовершенствования могут пойти по пути удли-
нения фюзеляжа, установки утучшенного двигателя, аэродинамической доводки
(совершенствование внешней формы) и т п Удачный самотет облчно проходит
через это, существуя в нескольких вариантах, каждый из которых предназначен

* Понятие «схема» используется в данной главе, когда речь идет об общем виде
самолета внешней форме размерах и других существенных характеристиках Оно не имеет
в виду реальную конструкцию самолета которая характеризуется уже положением ко i
кретных элсме нов закрылков шасси и т д
Рис. I 2 Схема процесса проектирования и разработки самолета

/ — исследования 2 — разработка 3 — поставь; 4— разработка концепции 5 — предвари-
тельное проектирование 6—«замораживание схемы» 7 — технический проект, 9 — решение
о разработке самолета 9—изютовление, 10 — испытания 11 — сертификация 12 — постав-
ка головной партии 13 — доработки, 14 — разработка схемы, 15 — технический проект,
16 — эксплуатация

для решения специальной транспортной задачи, что значительно повышает его
конкурентоспособность

На рис 12 эти этапы разделены на три периода жизни самолета этап
разработки схемы *, разработка технического проекта и этап эксплуатации Пер-
вые два периода схществмют как отдельные фазы, поскольку решения, принима-
емые на первом этапе, частично базируются на вероятностно-статистических дан-
ных о том, что технические показатели самолета будут достигнуты Реальная кон-
струкция рассматривается пока в самом общем виде, в то время как в процессе
выполнения технического проекта самолет разрабатывается детально «до заклеп-
ки» и составляется подробный график его постройки Количество документации
и чертежей в этот период достигает максимума с соответствующим возрастанием
стоимости работ

1.3.	РАЗРАБОТКА СХЕМЫ

Главной целью этого этапа разработки проекта самолета (рис 1 3) является по-
лучение информации, необходимой для принятия решения о технической и эко-
номической ценесообразности его постройки В отличие от технического проекта
детальная проработка конструкции и план постройки самолета не играют пока
существенной роли

Важной особенностью всего процесса разработки самолета нового типа явля-
ется последовательная цикличность его этапов В процессе каждого из этих цик-
лов проект самолета прорабатывается в целом с одинаковой для всех основных
узлов систем и элементов оборудования степенью деталировки Глубина детали-
ровки с каждым циклом увеличивается до момента окончательной разработки
технического проекта На основании терминологии, данной на рис 1 2 и 1 3, мож-
но назвать следующие циклы

а)	проработка концепции;

б)	выбор базовой схемы,

в)	разработка базовой схемы,

г)	техническое проектирование

Эти циклы можно было бы назвать соответственно умозрительным проекти-
рованием, оценкой осуществимости проекта, выбором наиболее подходящей схе-

* Обычно называется «этап предварительного проектированияж
Рис 1 3 Выбор схемы и разработ-
ка современного скоростного транс-
портного самолета

/ — этап разработки концепции са
молета, 2 — этап предварительного
проектирования 3 — оценка требо
ваний покупателя по дальности,
полезной нагрузке скорости и т п ,
4 — требования НЛГ и заказчика
по материалам, уровню произвол
ства обслуживания управляемости
ит п , 5 — первоначальные техни
веские требования 6 — проработка
концепции 7 — выбор двигателя,
8 — начальный базовый вариант
схемы 9—параметрические иссле
дования влияние параметров из
менении в схеме и т п, 10 — раз
работка базового варианта схемы
крыло (характеристики на боль
ших скоростях механизация), фю
зеляж (обводы макет), управляе
мость, каркас, системы, установка
двигателей, оценка характеристик
экономика, шум, 11—техническое
описание

мы и окончательной разработкой Основные аспекты первых трех циклов и яв-
ляются предметом обсуждения настоящей книги Проработка концепции самоте-
та изложена во второй 1 таве Гл 3—10 посвящены выбору схемы самолета и
составляют основу книги Наконец, гл Ии 12 отражают некоторые вопросы,
относящиеся к дальнейшей проработке и оформлению проекта Учитывая большой
объем существующей информации по проектированию самолетов, автор еде тал
попытку представить ее тематически, причем некоторые темы изложены в форме
приложений В связи с тем, что прямой специальностью автора является расчет
аэродинамических и летных характеристик, в книге отражены и эти
аспекты

1.3.1.	Проработка концепции

В начальной стадии оценивается вероятная потребность в новом типе самолета
путем изучения рынка сбыта и проведения совещаний с потенциальными покупа-
телями Для изучения рынка сбыта на крупных фирмах существует специальный
отдет, а меткие предприятия поручают это конструкторскому отделу Во всяком
случае важно, чтобы конструктор или конструкторская бршада участвовала в
этом, поскольку нет смысла начинать проектирование до изучения технических
требований со всех точек зрения и составления ясной картины, на основе которой
должна базироваться концепция самотета

Изучение рынка приводит к выработке первоначальных требований, которые
будут ограничены транспортными параметрами — потезной нагрузкой, максималь-
ной да тьпостью, крейсерской скоростью, а также взлетно посадочными данными,
параметрами набора высоты, компоновкой кабины, ресурсом конструкции, обору-
дованием и т п С самого начала должно быть принято решение о том, каким
Нормам летной годности и эксплуатационным требованиям должна соответство-
вать конструкция Рис 1 3 несколько упрощает значение требований Норм летной
точности В действительности нормы влияют на весь процесс разработки самоте-
та и являются доминирующим фактором при принятии каждого конструктивного
решения до последней детали. Поэтому требованиям Норм летной годности по-
священ отдельный раздел в конце этой главы До и в процессе разработки про-
екта конструктор будет внимательно изучать другие типы самотетов или проек-
ты, которые больше других соответствуют первоначальным техническим требова
ниям на проектируемый самолет Критическая оценка и сравнение самолетов по
Рис 1 4 Первоначальная концепция самолета коротких линий на 30 пассажиров*

/ — хороший доступ к двигателю 2 — ручное вправление, 3 — простая конструкция крыла
с небольшим сужением 4 — двухщелевые закрылки с фиксированной осью, 5 — баки во
внешней части консоли 6 — малошумпыс двигатели со степенью двучкоитурности более 5
7 — ручное управление, 5 —тросовая проводка управления за пределами пассажирской ка-
бины 9 — хороший обзор для экипажа 10 — коническая часть фюзеляжа, 11— простые
стойки шасси 12 — входная дверь с встроенными стхпеньками

основным параметрам, систематизация литературы учет опыта эксп )уатаци/
и т п — все это выполняется конструктором будущего самолета

В этот период устраиваются бхрные заседания «мыслителей* для выработки
«новых идей*, большая часть которых неизбежно будет отвергнута Читатель най-
дет интересные данные по творческому поиску, стимулирующему создание новые
концепций в работе [1 13], а в работе [1 35] увлекательно описана деятельность
крупной фирмы при проектировании нового самолета Маловероятно, чтобы про-
ставления, выработанные в процессе умозрительного этапа создания самолета^
внесли как}ю-то определенность, ведущую к принятию повои лонцепции Трудно
представить, какой степенью оригинальности должен обладать инженер, который
способен на первом этапе «пробить» внедрение новой идеи, аналогичной, напри
мер, монококовой конструкции, стреловидному крылу, реактивному двигателю в
хвостовой части фюзеляжа (по образцу «Каравеллы»), правилу площадей и
другим, которые иногда рождаются в среде проектировщиков Поэтому разра-
ботка новых идеи ведется непрерывно и только очень малая их доля реализуется
при предварительном проектировании и последующей разработке программы
(< м рис 1 2) Проработка концепции самолета приводит к созданию эскизов, ана-
логичных изображенному на рис 1 4, составлению перечня основных характери-
стик и базовой схемы самолета, которые явятся фундаментом для следующих
циклов проектирования Хотя на этом этапе не обращается внимание на детали,
все же самолет целиком изображен на бумаге и у конструктора появляется ощу-
щение, что схема «вырисовывается»

1.3.2.	Выбор базовой схемы и проработка вариантов

Поскольку процесс проектирования самолета нс является строги упорядоченным,
на первых этапах, когда происходит реализация концепции, возможно появление
нескольких вариантов при решении однои и той же транспортной задачи Если
после оценки всех за и против окажется невозможным однозначно прийти к наи-
более реальной схеме самолета, основанной на интуиции и опыте конструктора,
необходимо провести сравнительный анализ нескольких схем В связи с тем, что
полная конструктивная проработка всех схем практически невозможна, анализ
проводится обычно по результатам параметрических исследований, как изобра-
жено на рис 1 3 На основании этого анализа и с использованием относительно
простых методов масштабирования рождается первоначальный базовый вариант
схемы будущего самолета

В книге представлен ряд этих методов, основанных частично на теоретических
зависимостях и частично на статистическом м?1српале (см, например гл 5, 6 и 7)
По первоначальной базовой схеме выполняется общий вид в трех проекциях с се-
чениями Следующим шагом бу\ет оценка степени соответствия параметров и ха-
рактеристик самолета предъявляемым требованиям

На этом этапе в базовый вариант вносятся изменения, которые целесообраз-
но систематизировать Таким образом, появится семенство однотипных конструк-
ции самолета, легко сравнимых друг с другом и с первоначальным базовым ва-
риантом схемы Цель такой многотипности двойная во первых, улучшить данные
проекта, которые не соответствуют требованиям, и, во вторых, исследовать наи-
более вероятные пути развития схемы в поисках лучших вариантов Проработка
может также показать, что изменение некоторых требовании к самолету приведет
к наиболее сбалансированной со всех точек зрения схеме Хотя для данных на
рис 1 3 тип двигателя уже выбран до установления начальной базовой схемы,
этап параметрических исследований может, тем не менее, включать расчеты ва-
риантов с различными типами двигателей и даже различным числом двигателей
на самолет Когда исследовано достаточное число вариантов, необходим система-
тизированный подход для выработки здравых критериев их сравнения Хотя аб-
солютная точность используемых методов расчета должна быть по возможности
выше, главная цель расчетов —это все же дифференциация варианлов между со-
бой Подведение итогов в конце этого этапа приведет к созданию базовой схемы
самолета, утвержденной всеми отделами для дальнейшей разработки Считается,
что эта схема после детальной проработки будет, вероятно, удовлетворять перво-
начальным техническим требованиям на самолет и, кроме того, будет наитучшим
возможным вариантом самолета Если отсутствует уверенность в правилвности
аэр линамичсских характеристик при сравнении однотипных конструкций с раз-
ными массами, параметрические исследования могут и не привести к определен-
ном', решению В этом елхчае можно пойти пхтем дальнейшего исследования двух
различных схем до принятия окончательного варианта Этот вопрос более полно
освещен в работе [1 38]

Для получения представления о трудозатратах на первый этап предваритель-
ного проектирования необходимо отметить, что создание начальной базовой схе-
мы небольшого транспортного самолета требует нескольких тысяч человеко-часов.
а проработка вариантов и параметрические исследования — во много раз больше.
Эти цифры, естественно, имеют широкий разброс и зависят от типа самолета и
степени готовности фирмы проводить исследования В книге приведено много
примеров параметрических исследований (разд 5 5) и даны ссылки на литературу
в гл 5 Примеры методов оценки массы, аэродинамических характеристик и раз-
меров хвостового оперения можно найти в гл 8, 9 и приложениях

1.3.3.	Разработка базовой схемы

В процессе этого цикла базовая схема прорабатывается с большей глубиной де-
талировки и его можно назвать осмысливанием самолета. На этом этапе привле-
каются различные бригады конструкторского отдела аэродинамики, прочности,
каркаса, оборудования и т п Для определения внешних обводов целесообразно
по возможности раньше начать продувки моделей самолета в аэродинамических
трубах, а для оценки внутренней компоновки фюзеляжа, проводки управления и
установки оборудования — постройку макета

При разработке базовой схемы будут выявтяться ошибки, сделанные на пер-
вом ^тапе проектирования из за недостатка данных Исправление этих ошибок
приведет к изменениям в конструкции, которые отразятся на всех связанных с
этими изменениями параметрах самолета Бригада предварительного проектиро-
вания, как наиболее осведомленная о проекте и способная представить в черте-
жах последствия вносимых изменений, должна координировать работу на этом
этапе Наиболее распространенной формой координации является установление
программы контроля массы, особенно для тех составляющих массы, которые оп-
редетялись целиком по статистическим данным

Эти программы и поправки должны быть отражены на рис 1 3 линиями
с обратной связью, что для ясности итлюстрации не было сдетано

После того как проект считается «созревшим» и все сомнения, касающиеся
его основных характеристик, рассеяны, руководитель может принять решение о
замораживании схемы, что означает конец этапа предварительного проектирова-
ния Характеристики самолета суммируются в техническом описании, которое
служит основой для обсуждения с потенциальным покупателем

Некоторое представление об обкоме работ при разработке предварительного
проекта можно получить из работы [1 36], которая дает следующую информацию
по самолету фирмы Локхид L 1011 «В течение двух лет разработки предваритель-
ного проекта более двух миллионов человеке часов было затрачено на исследова-
ние различны^ схем в поисках оптимального варианта Более 10 000 ч испытаний
в семи различных аэродинамических трубах израсходовано дчя установления наи-
более эффективной внешней конфигурации»

1.3.4.	Отдел предварительного проектирования

Распространенной практикой в настоящее время при создании самолета нового
типа является создание проектировочной группы, в состав которой кроме конст-
рукторов отдела предварительного проектирования входят такие cneunanncibi по
отдельным дисциплинам, как

аэродинамики, занимающиеся внешней формой,

каркасники, составляющие предварительную силовую схему и определяющие
оптимальные размеры,

технологи и специалисты по материалам, оценивающие будущие виды произ-
водства,

специалисты по эксплуатации, оценивающие условия технического обслужи-
вания и ресурс,

весовики, осх шествляющне оценку и контроль массы и моментов
пнершы,

специалисты по проектированию систем управления и анализу летных харак-
теристик;

конструкторы по оборудованию и самолетным системам,

экономисты, которые могли бы не только оценить первоначальную стоимость
самолета, но и контролировать финансирование программы в целом.
Поскольку организационная сторона разраоотки проекта самолета не являет-
ся темой книги, ниже оговариваются только различные задачи, решаемые отде юм
предварительного проектирования В отличие от других отделов конструкторского
бюро этот отдел постоянно занят проектной работой и его деятельность проводит-
ся в следующих направлениях

анализ рынка сбыта, составление начальных технических требований для но-
вого типа самолета в тесном контакте с отделом сбыта,

поиск различных решений данной задачи,

предварительная оценка различных конструктивных предложений с учетом
всех положительных и отрицательных сторон для принятия обоснованных реше-
ний,

постановка и координирование исследований, направленных на решение аэро-
динамических, конструктивных и других проблем Эти исследования могут носить
общий характер, например разработка расчетных методов для сцепки сопротивле
ния, массы и т д, или конкретный д ш данною проекта, например аэродинамиче-
ский расчет системы закрылков,

обсуждения с потенциальными покупателями и будущими подрядчиками ос-
новных агрегатов и характеристик самолета, таких как двигатели, шасси, ресурс
каркаса, электроника нт и ,

подготовка технических данных для отдела сбыта,

выло 1ненне проработок по усовершенствованию проекта, направленному на
повышение утилитарности самолета

1.4. НАЧАЛЬНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ

Обилие материала по такому вопросу, как анализ рынка сбыта при разработке
нового самолета, могло бы вылиться в публикацию отдельной книги Данный под-
раздел будет ограничен несколькими общими положениями, относящимися к
гражданской авиации

В качестве примера использованы начальные технические требования для ги-
потетического варианта пассажирского самолета туристского класса для корот-
ких авиалинии, рассчитанного на 180 пассажиров и обозначенного в дальнейшем
«Проект М-184» Расчетная оценка этого проекта дана в работе [1 64], он испоть-
зоватся в качестве сильно упрощенного примера для иллюстрации процесса про
ектирования в курсе лекций Большая часть рассуждений в данном разделе отно-
сится к этому проекту, условно рассчитанному на внедрение в эксплуатацию
в 80 х годах

В гражданской авиации технические требования на самолет нового типа
обычно составляет разработчик Авиакомпании устраивает такой порядок, когда
им дают готовые предложения, хотя в некоторых слсчаях они сами проявляю!
инициативу и составляют требования по своем\ усмотрению

Конструктор, однако, должен понимать, что проект только тогда оправдан,
когда он получит широкий рынок сбыта Поэтому технические требования, выпу-
щенные эксплуатирующей авиакомпанией, будут представлять интерес, если к ним
привлечены и конкуренты этой авиакомпании Следует учитывать, что эксплуати-
рующая организация не всегда об i а дает большим объемом технических и произ-
водственных знаний Тем не менее, существуют примеры удачных самолетов, ко-
торые проектировались по требованиям эксплуатирующей организации или тре-
бованиям, составтспным при активном ее участии («Вайкаунт», «Тристар» и
DC 10) Однако все же правильнее, когда ответственность за технические требо-
вания и результаты проектирования лежат на разработчике Эта ситуация проти-
воположна той, которая существует в военной авиации, где технические требова-
ния почти всегда выпускаются покупателем, т е. вооруженными силами

Термин «начальные технические требования», в отличие от более детальных
требовании к самолету, испо шзуется для того, чтобы подчеркнуть взаимосвязь
между процессом проектирования и разработкой требований в результате изуче-
ния рынка сбыта, состояния двигателестроения и других отраслей промышлен-
ности.
1.4.1.	Необходимость в новом типе самолета

Разработка самолета нового типа должна быть обоснована следующими объектив-
ными причинами

а)	существующий тип самолета становится устаревшим с технической и эко-
номической точек зрения, и новый самолет может выполнять ту же работу луч-
ше Введение новых стандартов на оборудование, техническое обслуживание,
иксплуатацию, уровни шума, комфорт и т д также может способствовать обнов-
лению парка самолетов,

б)	определенное развитие транспортной сети создает необходимость в новом
типе самолета Рост движется, например как объяснено в разд 1 2, ведет к со-
зданию нового класса транспортного самолета, новые привычки летать на работу
из дома также требуют создания самолета местных воздушных линий. Новые са-
молеты могут выполнять, например, транспортные задачи развивающейся страны
с неподходящим ретьефом для наземного транспорта,

в)	новый тип самолета строится и испытывается для изучения применимости
новых концепции, например, само четы вертикального или укороченного взтега и
посадки (СВВП/СКВП) Так как экспериментальный самолет почти всегда ведет
к финансовым потерям, по крайней мере на первых этапах, должно быть обес
печено финансирование программы его разработки государством в форме кон-
тракта на разработку.

Особую осторожность следует проявлять в отношении «заполнения бреши
рынка сбыта» Эта брешь может означать просто отсутствие спроса на самолеты
данного типа Другая опасность, котормо следует иметь в ви ху,— это принятие
новой технической идеи, которая сама по себе является достижением но эконо-
мически пока нецелесообразна д хя данного самолета Тем не менее, конструктор-
ское бюро должно постоянно участвовать в исследованиях, направ тенных на оп-
ределение потенциальных возможностей новой технической идеи или новшества
Новый тип самолета должен поступать в эксплуатацию в соответствии с хорошо
продуманным планом Важно помнить, что, если самолет появляется на рынке
слишком рано, интенсивность его выпуска бхдет невелика, что приведет к сниже-
нию доходов от капиталовложений фирмы в проект Задержка с выпуском само-
,ета также невыгодна, так как, с одной стороны, рынок может быть насыщен из-
делиями конкурентов, а с другой,— потребуется быстрое развертывание произ-
водства и дополнительный (временный) приток рабочей силы с соответствующими
капиталовложениями

Начальные технические требования, представленные на рис 1 5, разработаны
для самолета, предназначенного для замены существующею парка скоростных са-
молетов коротких авиалинии ВАС-1-11, Макдоннел Дуглас DC 9 и Боинг 737
и до некоторой степени самолетов средних линии Хокер Сиддли «Трайдспт»,
Аэроспасьяль «Каравелла» и Боинг 727 К этим категориям нс относятся неболь-
шие самолеты, такие как Фоккер F-28 пли VTW-614 Перечисленные выше само-
леты оборудованы турбовентиляторными двигателями с высокой степенью двух-
контурности и имеют вместимость 80—120 мест (короткие линии) или 120—180
(средние линии) Необходимость в обновлении парка вытекает из следующих со-
ображений

а)	рост объема пассажирских перевозок требует увеличения вместимости са-
молета,

б)	новый стандарт на ус ювия комфорта пассажиров шпрокофт су-
тяжных самолетов неизбежно распространится и на самолеты коротких ав1 т-
тиний,

в)	одним из основных требований в 80 х годах будет уменьшение уровня
шума;

г)	на самолетах новой категории могут быть применены последние достиже-
ния в области аэродинамики крыла на ма тых и больших скоростях, тггтчженпч
в области авиационных материалов (композиционные конструкции), более легкое
электронное оборудование, улучшенные системы управления и т п

В связи с большим объемом перевозок на коротких линиях возникает потреб-
ность в самолете с меньшей вместимостью, чем, например, Эирбас А-300.
* Чисто пассажиров в туристском
варианте (mar кресел 0,87м) 180 и более
Соответствующая расчётная коммерческая
нагрузка 20000гаю Необходимо начните
грузового отсека под попом объемом 30
рассчитанного на размещение стандартных
контейнеров

* Дальность с указанной коммерческой
нагрузкой 2200км в режиме начета с
максимальной крейсерской скоростью,
резерв топлива определяется по требованиям
ДТА для внутренних маршрутов» максималь-
ная дальность (с уменьшенной коммерческой
нагрузкой) 3200км в режиме полета со
скорость ю, соответствующей максимальной
дальности

# Максимальная крейсерская скорость
на высоте 9150м должна соответствовать
’Ч±з0,82» максимально допустимое число
M=0f85 , Утих , s704км/ч

* Д 1ина взлётной и посадочной дистан-
ции должна быть не более 1 ВООм на
уровне моря в условиях MCA +20 С при
ма кс и м а л ьн ой (с ерти фи циру ем ой) взл ет н ой
массе; характеристики ВПП.ЪСМ = 30»
жесткое покрытие толщиной 18см

* Действующие нормы летной годности
FA1?, части 25 36 и 121 Уровень шума
должен быть ниже требований FAP 36
1969 года на 10 ЕРЫ дБ

Рис 1.5 Образец первоначальных технических требований на гипотетический самолет ко-
ротких линий с вводом в эксплуатацию в 1980 г

1.4.2.	Вместимость самолета

При составлении начальных технических требований первым шагом будет оцен-
ка объема транспортных перевозок и потребностей в транспортных средствах в
заданном секторе обслуживания за необходимый промежуток времени Для этих
цетей используются статистические данные в виде процента годового прироста
общего расстояния, покрываемого пассажирами, в пассажиро-китометрах На ос-
новании экстраполяции этих данных оцениваются общие транспортные потреб-
ности за рассматриваемый период времени Далее должны быть сделаны пред-
потожения относительно частоты полетов, среднего коэффициента загрузки, ко-
эффициента годового использования и по ним определена желаемая производи-
тельность (число пассажиров, умноженное на маршрутную скорость)

В практике эксплуатации самолетов существует негласное правило, что оп-
тимальное время между полетами на конкретном маршруте примерно равно марш-
рутному времени полета Поэтому с возрастанием маршрутной скорости ч-астота
полетов также должна возраст)! Кроме того, необходимо учитывать следующее

а)	для самолета большой вместимости стоимость самолето километров будет
выше, чем пассажире километров, так как некоторые статьи расходов возраста-
ют непропорционально размеру самолета, например заработная плата экипажа,
стоимость электронною оборудования и некоторых систем,

б)	сравнительно небольшой самолет будет иметь меньшую стоимость само-
лете километров, и величина его критической нагрузки * будет меньше, чем у
большого самолета Это не относится к коэффициенту критической нагрузки (кри-
тическая нагрузка/максимальная нагрузка)

В общем случае большой самолет лучше подходит к маршрутам с большой
плотностью движения при условии что частота сю полетов соответствует тре-
бованиям рынка

При составлении требовании на проект самолета М 184 (см рис I 5) руко-
водствовались следующим

а)	в период с 1960 по 1970 гг в США и Европе значительно возрос объем
перевозок па ближних авиалиниях Годовой прирост в 15% через 5 лет привел к
увеличению объема этих перевозок в два раза, причем тенденция к росту была
более выра кеннои в периол 1965—1970 ir Чартерные перевозки за этот же период
возрастали с интенсивностью 25—30% Основными факторами, способствующими
этому росту, являлись снижение тарифов на регулярных линиях, повышение жиз-

* Количество пассажиров, необходимое для окупаемости полета
ненного уровня населения, повышенный комфорт реактивных самолетов по срав-
нению с другими видами транспорта;

б)	с 1975 по 1985 гг. можно ожидать постепенного снижения годового объема
перевозок в результате экономического спада, насыщения рынка и неизбежного
увеличения тарифов. Возрастание тарифа является результатом увеличения стои-
мости топлива и тех мер, которые предпринимаются для обеспечения соответствия
требованиям по уровню шума.

Если годовой прирост объема перевозок на период 1973—1980 гг. принять
равным 10%, то объем перевозок на коротких линиях должен составлять 19,5%
от уровня 1973 г., причем через три года после внедрения самолета объем пере-
возок возрастет до 250%;

в)	потребности наиболее загруженных коротких и средних линий будут удов-
летворять самолеты Эирбас АЗОО, Макдоннел Дуглас DC-10 и Локхид 1011. На
менее загруженных маршрутах переход от существующих самолетов коротких
линий к самолету типа АЗОО будет неоправданным; для них потребуется самолет
с вместимостью на 80—100% большей, чем у самолета DC-9 с возможностью
дальнейшей модификации;

г)	для проекта М-184 была выбрана вместимость, равная 180 пассажирам в
туристском классе с возможным дальнейшим «удлинением» фюзеляжа на 250 пас-
сажиров, при объеме грузовых отсеков не менее 50 м3.

По сравнению с существующими самолетами новый самолет должен иметь
повышенный уровень комфорта для пассажиров, но необязательно для этого ис-
пользовать компоновку с двумя проходами между рядами кресел. Повышенный
уровень комфорта оказывает заметное влияние на экономические показатели са-
молета

1.4.3.	Расчетные крейсерская скорость и дальность

Скорость является самым выдающимся достижением авиации; самолет оказался
единственным средством транспорта, у которого увеличение скорости не приводит
к значительному повышению расхода топлива. Пассажиров привлекает большая
скорость передвижения. Авиакомпании придают большое значение скорости по-
лета, так как она увеличивает производительность самолета. Значение имеет не
только крейсерская скорость полета, но и время рулежки, взлета, набора высоты,
снижения, захода на посадку и посадки, т. е. маршрутная скорость является луч-
шим мерилом скорости, чем крейсерская скорость. Любой новый тип самолета
коротких линий должен иметь значительно большую крейсерскую скорость, чем
его предшественник, для экономии времени на дополнительные полеты. Для само-
летов общего пользования значение скорости зависит от характера применения
самолета.

Администратор, который ценит рабочее время, согласен заплатить за скорость
больше, чем турист.

При составлении технических требований на самолет М-184 (см. рис. 1.5)
предполагалось, что его расчетная крейсерская скорость должна быть не меньше,
чем у существующих самолетов. Однако в области околозвуковых скоростей лю-
бое приращение скорости значительно влияет на внешнюю форму (угол стрело-
видности, профиль, относительная толщина) самолета, приводя к увеличению мас-
сы конструкции, стоимости и расхода топлива. Ответ на вопрос, насколько эконо-
мия от повышения маршрутной скорости оправдывает указанные недостатки,
может быть получен только после детальных исследований с учетом последних до-
стижений в области аэродинамики крыла скоростных самолетов.

В рассматриваемом примере расчетное число М = 0,82 выбрано на основании
использования обычных профилей, хотя применение крыла перспективной формы
с более толстым профилем и, следовательно, меньшей массой конструкции, боль-
шим размахом и т. п., может повысить крейсерскую экономическую скорость.

Расчетная дальность проекта М-184 выбрана на основании анализа рас-
пределения коротких маршрутов, которые имеют максимум для дальности 500 км,
например, Лос-Анджелес — Сан-Франциско. Другой, ио меньший по величине пик
характерен для дальности 900 км. Самолет с расчетной дальностью от 200 до
2200 км охватывает 87% ближних авиалиний Правда, снижение дальности до
1100 км при максимальной коммерческой нагрузке может привести к некоторому
20
снижению прямых эксплуатационных расходов на коротких линиях, однако в
этом случае не охватывается 25% маршрутов, и ряд авиакомпаний могуч по этой
причине не купить самолет. В связи с этим расчетная дальность проекта М-184
при большой крейсерской скорости была выбрана равной 2200 км. При этом для
авиакомпаний, которые не предъявляют специальных требований к взлетно-по-
садочным дистанциям, сохраняется дополнительная возможность несколько уве-
личить дальность за счет увеличения взлетной массы и запаса топлива.

1.4.4.	Характеристики на малых скоростях полета
и взлетно-посадочные дистанции

Существует два подхода при определении взлетной и посадочной дистанции.

1.	Самолет оптимизируется для крейсерского полета. Форма и размеры кры-
ла, так же как и крейсерская высота, выбираются таким образом, чтобы расход
топлива для расчетной дальности и крейсерской скорости был минимальным. Тяга
двигателей определяется требованиями по набору высоты или расчетной крей-
серской скоростью. Взлетная и посадочная дистанции в этом случае являются
производными величинами и будут изменяться в ограниченной степени в зави-
симости от конструкции закрылков и тормозов.

Непрерывный рост массовых характеристик самолетов и соответствующее
увеличение удельной нагрузки на крыло (рис. 1.6) привели к увеличению взлет-
ных дистанций, которое заставляет делать ВПП в главных аэропортах длиной до
4000 м Скорости захода на посадку возросли до 300—315 км/ч, хотя посадоч-
ная дистанция не является критическим параметром для большинства самолетов
большой дальности.

Дальнейшее сохранение этой тенденции было бы оправдано только при зна-
чительном сокращении эксплуатационных расходов и при наличии возможности

Годы

Годы

Рис. L6. Тенденции в изменении взлетных характеристик гражданских самолетов:

1 — винтовые самолеты; 2— реактивные самолеты

Е

S
X
=г

Л
н
с_>
X
СГ

о
X
н
оз
с:
г»
CQ

rt
х

X
g;
\ д пгнения ВПП по географическим условиям Если еше принять во внимание
требования 1969 г по допустимому уровню шума (FAR 36), а также наметив-
шуюся тенденцию по снижению уровня шума, то можно предположить что бу-
дущее покопение транспортных самолетов не потребует больших длин ВПП, чем
те, которые используются в настоящее время самолетами типа DC 8, Ьоинг 707
и 747

2 Взлетпо посадочные характеристики нового самолета подгоняются к пара-
метрам ВПП аэропортов, в которых будущий покупатепь эксплуатирует самоле-
ты, подлежащие замене новыми Дпя нового самолета коротких тиний это озна-
чает, что потребная длина ВПП не должна превышать длины, характерной для
самолетов DC 9, ВАС 1 11 и Боинг 737, и что конструкция шасси должна соот
встствовать прочности покрытий этих ВПП При таком подходе к взлетно поса-
дочным характеристикам самолета необходимо учитывать увеличение эксп.пата-
ционных расходов дпя объективной оценки выгодности сокращения длины ВПП
В расчеты по самолету должны вк тюкаться данные по анализу влияния вз icruo-
поеадочных характеристик на конструкцию самотета, прямые эксплуатационные
расходы и характеристики по уровню шума

При заданной дпине ВПП для проекта М 184 (см рис I 5/, равной 1800 м
на уровне моря в стандартных условиях будущий по^хпатель самолета сможет
эксптуатировать его в существующих аэропортах при условии, что классифика-
ционный номер нагрузки (LCN) ври максимальной взлетной массе не превышает
30 на жестком покрытии толщиной 18 см

1.4.5. Другие требования

I Уменьшение эксплуатационных расходов в значительной мере зависит от дви-
гателя и степени ею соответствия само тете Большое значение имеют также рас
четная датьность и выпо тейпе требований по уровню шума Необходимо уделять
внимание и расходу топтнва

2	Кабина самолета до 1жна допускать различные варианты компоновки внут-
реннего оборудования Расстояние между передней и задней стенками кабины
должно быть по возможности больше

3	Оборудование и приборы Требования на радионавигационное и связное
оборудование, степень его дублирования и т п зависят от вида эксплуатации са-
мотета (визуатьныи полет ити полет по приборам, катеюрия системы посадки) и
до 1жны обсуждаться с покупателем самолета

4	Конструкция, контроль и обслуживание Кроме требовании летной годно
сти Нормы летной годности (НЛГ) (см разд 1 6) требуют указания типа конст-
рукции (безопасноразрушаемая ити безопасная) и ресурса конструкции самолета
в летных часах ити летных циклах Технология и методы производства также мо-
гут быть спеши тьным разделом требований, что важно, когда определенные кон-
структивные элементы и агрегаты выбираются из числа готовых Примером мо
жет служить семейство самолетов Боинг 707, 727 и 737 с идентичным попереч-
ным сечением фюзеляжа

5	Самолетные системы и уровень шума Основное назначение систем конди-
ционирования и наддува заключается в обеспечении подачи воздуха в кабину с
определенной температурой и влажностью сохранение избыточного давления
и т п Внешний и внутренний уровень шума от этих систем также должен 61 ть
оговорен в требованиях Для конкретного самолета могут существовать специ-
альные требования к электрической, гидропневматической, противообледенитель-
ной системам и вспомогательной силовой установке (ВСУ)

1.5.	НЕПРЕРЫВНОСТЬ И ВЗАИМОСВЯЗАННОСТЬ

ЭТАПОВ ПРОЕКТИРОВАНИЯ

1.5.1,	Циклический характер процесса проектирования

Создание проекта самолета не может проводиться по единой обшей методике
Отнако определенные этапы, свойственные процессу проектирования и изобра-
женные схематично на рис 1 7, могут быть связаны между собой Схема содержит

* См разд 10 2 1
расчетно проектные работы и смо
жег применяться при создании
любого изделия в отличие от рис
1 3 который относится специаль-
но к разработке самолета

Существе шым качеством про
цесса проектирования является его
цикличность или повторяемость
Посте иервонача шной опенки схе
мы и анализа ее характеристик
(массы, распределения масс юг
ных характеристик, экономичности
нт и ) проверяется соот ютствис
требованиям и намечаются даль-
нейшие л тушения Обычно толь-
ко посте выполнения ряда циклов
анатиза с различными изменения
ми схемы самолета можно доста-
точно обоснованно говорить о ее
соответствии требованиям и при-

годности к датьнеишеи прора
ботке

На изображенной схеме ука

зан этап проверки сходимости ре
зультатов для тех случаев, когда,
несмотря на улучшения вариантов
самоюта, ни один из них не удов
тетворяет всем требованиям одно
временно

Рис 1 7 Цикличность процесса проектиро
вания

/ требования 2—проработка схемы 3 —
анализ схемы 4 — сравнение э — соответствие
требов Н1ИЯМ 6 — да 7 — f ег 3 — изменение
схемы 9 — проверка сходимости результатов,
10 — оптимальность проекта И — окончатсль
нал схема 12—изменение требований

Причинами такой ситуации
мопт быть завышенные или про
тиворечивые требования к самотету, не отражающие реального уровня развития
техники, или неправильно выбранная базовая схема самозета Например, тре-
бование обеспечить продолжение позета после отказа одного из двигателей зна-

чительно уменьшает коммерческую нагрузку Таким образом, проверка на схо-
димость результатов (см рис 1 7) показывает, насколько попытки улучшить схе-
му самолета приближают се к соответствию требованиям

1.5.2.	Поиск оптимального решения

Поиск наилучшей схемы можно продемонстрировать на примере гипотетического
само юта, качество которого оценивается одним котичественным показателем, на-
зываемым далее «критерием оптимальности» Д <я транспортного самолета таким
критерием могут быть прямые экспчуатационные расхо ш (ПЭР, см рис 18)
на расчетной дальности или, например, максимальная взчетная масса

При построении кривых на рис 1 8 предпотагатось что конструктивные изме-
нения сводятся к двум независимым параметрам таким как, например, нагрузка
па крыло и тяговооруженность Каждой точке на графике соответствует опреде-
юнная законченная схема самолета, для которой мо кет быть рассчитан критерий
оптимальности Для с 1учая на рис 18 он выражен в процентам от миннматьно
достижимой величины Технические требования к самолету в этом случае можно
разделить на

а)	требования, которые строго оговаривают транспортные возможности само
. ета ити другие характеристики, используются в качестве базовых при выборе
схемы, формы и компоновки самолета,

б)	требования, которые изложены в форме ограничений, например минималь
ная скорость полета, максимальная взлетная дистанция нт п, используются как
границы области в которой возможен выбор этих параметров

Заштрихованные об части на графике соответствуют комбинациям перемен-
ных параметров, для которых не выполняются некоторые требования, указанные
и сЬорме ограничений
Рис. 1.8. Графическая интер-
претация процесса поиска
оптимального варианта

В изображенном примере исследуемая схема самолета (точка Д) лежит в об-
ласти неприемлемой комбинации параметров. Однако путем изменения одного
параметра можно обеспечить выполнение всех требований, хотя и за счет некото-
рого ухудшения критерия оптимальности (точка В) Если теперь изменить и вто-
рой параметр (точка С), критерии оптимальности улучшится. Точка D, в которой
кривая ограничении касательна к линии постоянного критерия оптимальности, со-
ответствует комбинации параметров, для которой выполняются все требования с
наилучшим критерием оптимальности. Тем не менее конструктор в качестве окон-
чательной схемы выберет точку Е, учитывая некоторую неопределенность границ
и обеспечивая запас, уменьшающий риск попадания в недопустимую зону.

Хотя «абсолютный оптимум» (точка О) не имеет существенного значения в
рассматриваемом варианте, схему самолета, соответствующую этой точке, целе-
сообразно также проработать, так как разница между точками D и О покажет,,
во что обходится выполнение требования, которое делает невозможным дости-
жение теоретического абсолютного оптимума. Если разница окажется большой, це-
лесообразно просмотреть возможность применения одного из технических нов-
шеств для приближения к оптимуму. Этот шаг обычно ведет к увеличению стои-
мости разработки самолета, однако внедрение новшества не исключает снижения
ПЭР и увеличения производительности самолета

Другой возможностью приблизиться к оптимуму может быть изменение тех-
нического требования, создающего ограничение, если это изменение более полезно
для схемы самолета в целом, чем внедрение радикальных усовершенствовании по
старому требованию В этом случае заслуживает внимания проработка специаль-
ной модификации самолета для эксплуатации в особых условиях.

Пример на рис 1 8 является очень упрощенной картиной реальной ситуации.
Описанный метод является не более чем инструментом для оценки принятого ре-
шения. Самолет никогда не оценивается на основе одного критерия, и число пе-
ременных параметров всегда болвше двух. Например, увеличение диаметра фюзе-
ляжа повышает комфорт и популярность самолета у пассажиров, но это также
увеличивает массу пустого самолета, сопротивление и, следовательно, ПЭР Из
этого замкнутого круга невозможно найти выход, не полагаясь на здравые реше-
ния конструктора.

1.5.3.	Предлагаемая схема предварительного
проектирования самолета

В приведенных выше материалах не делалось ссылок на то, как конструктор за-
кладывает схему самолета и как вноси г в нее изменения Когда проблема проек-
тирования упирается в количественную оценку, т. е. расчеты, аналогичные тем,
которые необходимы для построения кривых на рис. 1.8, целесообразно примене-
ние вы [целительной техники Эти расчеты могут быть сделаны очень быстро, но
их программа должна контролироваться конструктором Использование вычисли-
тельной техники приобретает широкую популярность на больших фирмах, занима-
ющихся разработкой дорогостоящих проектов В Англии такой вычислительный
комтекс имеется в Королевском авиационном институте Во многих случаях, од-
нако, закладку схемы самолета желательно выполнять по упрощенной методике
с использованием статистических и аналитических зависимостей, которые близки
к оптимальным Дальнейшие исследования обычно ограничены анализом незначи-
тельных изменений, не ведущих к серьезным доработкам первоначальной схемы.

Главы

12

2

4

6

S

9

10

11

Л

Рис, 1.9» Разработка начального базового варианта схемы самолета и связь ее с планом
книги

5
В настоящей книге делается попытка познакомить читателя с таким упрощен-
ным методом подхода к проектированию самолета, В ней приведены не только
необходимые формулы и зависимости, но и даны рассуждения общего характера,
предшествующие принятию решений. Специальной цели дать строгую схему про*
цесса проектирования самолета не ставилось, хотя последоватетыюсть изложения
материала отражает непрерывность и взаимосвязанность этапов проектирования
дозвукового транспортного самолета. Эта взаимосвязанность и содержание книги
иллюстрируются на рис. 1.9 со следующими оговорками:

а)	диаграмма, хотя и отражает характер процесса проектирования, но не яв-
ляется универсальной. Конструкторы не всегда сознательно работают по уста-
новленной программе; *

б)	при проектировании многократно повторяются процессы внесения измене-
ний и их оценка. Для ясности эта цикличность проектирования («обратной свя-
зи») на рис, 1,9 изображена ограниченно;

в)	выполнение некоторых этапов для конкретного проекта нс является обя-
зательным. Конструктор должен сам решать, необходим ли ему, например, си-
стематический анализ для определения нагрузки на крыло и тяги двигателей, рас-
смотренный в гл. 5,

Диаграмма, аналогичная изображенной на рис, 1.9, но составленная с учетом
использования вычислительной техники, приведена в разд. 5,6,2 (см, рис, 5,18).

1,6.	ВЛИЯНИЕ НОРМ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ

И ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТОВ

1*6.1. Общие положения

НЛГ, руководства по эксплуатации и другие правила являются правительствен-
ными документами, которые накладывают требования на разработчиков самолета
и эксплуатирующие организации z целью обеспечения определенного уровня бе-
зопасности полетов. Эти требования оказывают большое влияние па схему, кон-
струкцию, системы, агрегаты, характеристики и летные данные самолета. Для на-
чала конструктор должен правильно выбрать НЛГ. которым будет соответство-
вать проектируемый самолет, особенно когда речь пдет о международном рынке.
Он должен знать, что НЛГ имеют различия как по странам, так и по катего-
риям самолеюв и условиям эксплуатации. Цель настоящего раздела —дагь неко-
торый обзор наиболее важных критериев, которые помогут конструктору сделать
этот выбор.

Основными в области авиации являются следующие документы:

а)	Федеральные авиационные нормы (FAR), изданные Федеральным авиаци-
онным управлением США (FAA) и Отделом транспорта;

б)	английские Нормы летной годности гражданских самолетов (BCAR), из-
данные Управлением гражданской авиации (САА) Великобритании.

Несколько стран выпустили свои Нормы, но стремление удовлетворить требо-
вания сразу нескольких документов обычно приводит к путанице и дополнитель-
ным расходам, В связи с этим предпринимались и предпринимаются попытки до-
биться большего единства требований в существующих НЛГ.

Международная организация гражданской авиации (ICAO) сделала попыт-
ку в прошлом создать международные нормы, В 1959 г. был выпущен документ
ICAO, циркуляр 58-AN/53: «Предварительный метод согласования самолетных
характеристик». Этот документ не был принят промышленностью, и единствен-
ным самолетом, сертифицированным в соответствии с ним, был Фоккер F-27 (рис.
1.10, а) после признания циркуляра Управлением гражданской авиации Данни,

В настоящем разделе затрагиваются только тс вопросы, которые могут по-
влиять на предварительный проект самолета. Очевидно,, этот обзор не исключа-
ет необходимости изучения самих требований НЛГ, Кроме тою, конструктору це-
лесообразно обратить внимание на Рекомендательные записки FAA, в которых да-
ется разъяснительная информация, исключающая неправильное толкование тре-
бований НЛГ.

В одних случаях требования НЛГ могут не учитывать последних достижений
в гражданской авиации, в других — предстоят определенные изменения требова-
26
Б -АТХН

б)

Рис, 1J0. Примеры большого и легкого самолетов:

а — «большой» самолет Фоккер F-27 «Френдшип» (максимальная взлетная масса 20 200 кг);

б — «легкий» самолет Скоттиш Авиэйшн «Джстстрим» (максимальная взлетная масса
5700 кг)

пий. НЛГ непрерывно пересматриваются и уточняются, поэтому при возникнове-
нии затруднений и вопросов, не охватываемых Нормами, следует консультировать-
ся со специалистами.

Во многих случаях конструкция самолета должна предусматривать возмож-
ность внедрения доработок, появившихся в результате уточнения Норм на этапах
разработки проекта, производства, а иногда и после начала эксплуатации само-
лета.

При работе с документацией первой задачей является выбор группы, катего-
рии и класса самолета. Верхняя часть табл. 1.1 показывает разделение самолетов
по группам, а нижняя — соответствующий перечень английских и американских
требований к ним. Следует подчеркнуть, что самолеты с максимальной (сертифи-
цируемой) взлетной массой менее 5700 кг считаются легкими (Англия) или не-
большими (США). Важный класс легких самолетов образуют самолеты местных
линий и двухдвигатсльные административные самолеты с максимальной взлетной
массой до 5700 кг, примером которых может быть самолет фирмы Скоттиш Ави-
эйшн «Джетстрим» (рис. 1.10, б).

Самолеты с максимальной (сертифицируемой) взлетной массой более 5700 кг
считаются большими. Разделение самолетов на категории в табл. 1.1 производит-
ся по принципу предполагаемого использования или по эксплуатационным огра-
ничениям.

1.6.2. Нормы летной годности

НЛГ FAR, изданные FAA, разделяются на подглавы, каждая из которых содер-
жит одну группу вопросов, которые, в свою очередь, разделены на части, как по-
казано в табл. 1.2. Для удобства пользования каждая часть издана в виде от-
дельного тома. Наибольший интерес для конструктора представляют подглавы А,
С, F и G. Полезно также знать следующее:
гс Таблица 1.1

Классификация категории самолетов по американским и английским НЛГ

Страна (регистр)		США (FAA)			Англия (CAA>	
Группа	По характеристикам	Небольшие		Большие	Легкие	Большие
	По взлетной массе	<5700 кг	<5700 кг		C, D, Е <5700 кг	А >5700 кг
Категория		Нормальные, обще- го пользования, акро- батические и сельско- хозяйственные	Нормальные	Транспортные	Полу- н акробати- ческие, сельскохо- зяйственные	Неакробатические
Класс	Число двигателей	Один или больше	Два или больше	Два или больше	Один или больше	Два или больше
	Тип двигателя	Вес типы *	Только винто- вые	Все типы *	J	Все типы *	Все типы *
Минималь- ный состав экипажа	Летный	Один или больше	Два	Два или больше	Один или больше	Два или больше
	Обслуживающий	Нет	< 20 пассажи- ров — нет  > 20 пассажи- ров — один	< 10 пассажиров — нет  >10 пассажиров — один или больше		
Максимальное число пассажиров		10	11-23	Не ограничено	—	Не ограничено
Максимальная высота полета		"500 м	7500 м	Нс ограничена	Не ограничена	Нс ограничена
Расчетная предельная скорость		Не ограничена			556 км/ч, М=0,6	Не ограничена
Нормы летной годности на. самолеты двигатели винты		FAR 23  FAR 33  TAR 35	SFAR 23  SFAR 33  STAR 31	FAR 25  FAR 33  FAR 35	Разд. К  Разд С  Разд. С	Разд. D Разд. С Разд. С
Требования по уровню шума		TAR 36, винтовые, приложение F		FAR 36	—	
Страна (регистр)		США (FAA)	
Группа	По характеристикам	Небольшие	
	По взлетной массе	<5700 кг	<5700 кг
Общие нормы эксплуатации и по- летов		FAR 91	FAR 91
Тип персво  JOK	Местные, дополни тельные авиалинии с большими самолета- ми	ы 1 "	—
	Туристские боль- шие самолеты	-—	—
	Такси и заказные рейсы		bAR 135
	Сельскохозяйствен ные	FAR 137	——

* Поршневые, турбовинтовые, реактивные и вентиляторные.

to
q®
Продолжение табл. 11

	Англия (САА)	
Большие	Легкие	Большие
	1	С, D, Е  	 с 5700 кг	А >5700 кг
FAR 91	Указаны в нормах воздушной навшации	
FAR 121		
FAR 123		
		
		
Содержание Норм летном годности FAR

Под- главы	Содержание	Часть	
А  В  С  D Е  F  G  И  I I  К	Терминология и сокращения  Процедурные правила.  общие правила  обязательные процедуры  правительственные программы FAA  Самолет, процедура сертификации (тип, технология производства, сертификация летной годности, делегации, утверждение техноло 1ПИ) стандарты летной годности*  конструкция: нормальные, акробатические и самолеты общего пользования транспортные самолеты нормальные вертолеты транспортные вертолеты  воздушные шары с экипажем самолетные двигатели винты уровень шума для самолетов технические стандарты на материалы, части, приспособления директивные указания техническое обслуживание, профилактика, ремонт, доработки опознавательные и регистрационные знаки регистрация самолетов  названия самолетов и документы по безопасности  Летный экипаж (не рассматривается в книге)  Maprnpj ты  обозначение правительственных маршрутов, контроль воздушно- го пространства, контрольные точки специальное использование воздушною пространства назначение маршрутов для реактивных самолетов факторы, влияющие на воздушную навигацию  Воздушное движение и общие правила эксплуатации- общие правила и нормы эксплуатации специальные правила воздушного движения и движения в зоне аэропорта высоты при полетах по приборам стандартные методы захода на посадку по приборам управление безопасностью воздушного движения воздушные шары, парапланы, парашютные прыжки, перевозки опасных предметов и т. п  Сертификация и эксплуатация (авиалинии, туристические клубы, чартерные перевозки)  сертификация и эксплуатация  коммерческая эксплуатация больших самолетов туристические клубы, использующие большие самолеты регулярные авиалинин, обслуживаемые вертолетами  эксплуатация иностранных самолетов  эксплуатация вертолетов с внешними подвесками воздушные такси и чартерные рейсы сельскохозяйственные операции  Школы и другие сертификационные агентства (не рассматрива ются в книге)  Аэропорты конструкция, эксплуатация  Средства воздушной навигации (не рассматриваются в книге) Административные вопросы (не рассматриваются в книге)	1  11  13  15  21  23  25  27  29  31  33  35  36  37  39  43  45  47  49  61-67  71  73  75  77  91  93  95  97  99  101 — 107  121  123  127  129  133  135  137  J41—14<+  157  171  181—189	

а)	методы и правила сертификации (подглава С) относятся к аспектам летной
годности самолетов безотносительно к виду их эксплуатации. Например, устанав-
ливаются правила для определения и измерения посадочной дистанции, но крите-
рии для оценки пригодности конкретного самолета для эксплуатации на конкрет-
ном аэродроме не приводятся;

б)	правила эксплуатации и полетов (подглавы F и G) оговаривают условия
определенных видов эксплуатации, связывающие, например, взлетно-посадочные
дистанции с располагаемыми длинами ВПП и т. п Хотя эти правила не имеют
прямого влияния на летную годность конкретного типа самолета, конструктор дол-
жен понять взаимосвязь между правилами эксплуатации и полетов для того, что-
бы самолет выполнял свои задачи. Несколько примеров приведено ниже.
1.	FAR 121 содержит критерии по минимальным запасам топлива
(FAR 121 639— 121.647), особенно по резерву, необходимому на режим ожидания,
для ухода на запасной аэродром и т. д. Эти требования значительно влияю < на
характеристику «коммерческая нагрузка—дальность» и, следовательно, эконо-
мику самолета (см разд. 11.8)

2.	В FAR 121.185 и 121.195 указывается, что при посадке в аэропорту назна-
чения каждый транспортный самолет должен закончить пробег и остановиться в
пределах дистанции, составляющей 60% от эффективной длины БПП, считая от
точки глиссады, находящейся на высоте 15,24 .м над ВПП.

3.	FAR 135 применима к перевозкам на небольших самолетах типа воздушно-
го такси, относящихся к категории небольших самолетов, отличном от упомянутой
ранее. Эта часть относится к классу самолетов, эксплуатируемых по разрешению
Комитета гражданской авиации (САВ) или в соответствии с Экономическими
нормами, FAR 298 [186] В этом случае «небольшой» транспортный самолет —
это многодвигательный самолет на 30 или меньше мест с максимальной массой
коммерческой Hai рузки до 3400 кг. Эксплуатационные требования для этой осо-
бой категории значительно упрощены по сравнению с транспортной категорией
самолетов. Примером самолета, спроектированного в соответствии с этими амери-
канскими нормами, является самолет местных линий фирмы Шор г SD-3-30.

4	Самолет, имеющий на борту более девяти пассажиров, должен пилотиро-
ваться двумя летчиками. При эксплуатации самолетов по катеюрии II (см
FAR 97) или при полетах по приборам также необходим второй летчик-инструк-
тор. Самолет с восемью пассажирами и меньше может летать с пассажиром на
месте второго летчика, если приняты меры, исключающие ею вмешательство в
управление самолетом.

При наличии на борту более 20 пассажиров необходимо присутствие бортпро-
водника.

1.6.3. Английские Нормы летной годности BCAR

Английские Нормы изданы по разделам, которые сравнимы с частями FAR или
сочетанием частей Нормы по эксплуатации изданы в отдельном документе «Нор-
мы воздушной навигации», который не рассматривается здесь. Разделение BCAR
по тематике и сравнение с американскими Нормами приведено в табл. 1 3.

Таблица 1.3

Состав Норм летной годности BCAR

Раздел	Требования	Американский эквивалент
А	Процедуры	Подглава В
С	Двигатель и винт	Части 33 и 35
D	Самолет (большие самолеты)	Часть 25
Е	Планер	Часть 21 + руководство по планерам
G	Вертолет	Часть 27 и 29
J	Электрооборудование	Части 37 и 4)
К	Легкие самолеты	Часть 23, SFAR
L	Лицензии экипажу	Часть 23 (часть 135f приложение А) Подглава D
R	Радио	Части 37 и 41

Для конструктора английского самолета представляет ин герое следующее
разделение самолетов по группам в соответствии с характеристиками:

1 руппа А — самолеты, которые после отказа силовой установки не вынужде-
ны совершать посадку;

группа D — самолеты, которые после отказа двигателя нс вынуждены совер-
шать посадку после взлета, во время набора высоты или в полете по приборам;

группа С — самолеты, характеристики которых не оговариваются в отноше-
нии отказа двигателя;

группа Е—самолеты с ограничением возможности расширения характери-
стик (максимальная взлетная масса .мспес 2730 кг)
1.6.4.	Стандарты летной годности

Американские НЛГ FAR 23 и 25 и НЛГ BCAR, разд. D и К содержат требования
практически по одинаковым вопросам. НЛГ FAR разделены на следующие под-
разделы:

А — общие вопросы и терминология;

В — полет;

С — конструкция;

D — проектирование и постройка;

Е — силовая установка (установка на самолете);

F — оборудование (установка на самолете);

G — эксплуатационные ограничения и данные.

Подраздел В оговаривает уровень безопасности, требуемый НЛГ, который
будет достигнут только после приведения в соответствие характеристик самолета
с возможностями аэропорта, характером окружающих препятствий и маршрута.
В этом подразделе указываются абсолютно минимальные характеристики, а так-
же методика их определения и измерения.

Подраздел С определяет нагрузки па конструкцию, коэффициенты безопас-
ности и минимальную прочность самолета в целом и по агрегатам. Относится пре-
жде всего к каркасу самолета.

Подразделы Е и F оговаривают требования к установке двигателей и обору-
дования, которые должны обеспечить их безопасную эксплуатацию на борту на
всех этапах полета.

Подраздел G устанавливает некоторые ограничения, предупреждения и ин-
струкции экипажу.

Разделение на небольшие или легкие самолеты, с одной стороны, и на боль-
шие, с другой, эквивалентно разделению на транспортную и нетранспортную ка-
тегории самолетов, за исключением того, что транспортная категория не ограни-
чена по максимальной взлетной массе. На практике некоторые самолеты с массой
менее 5670 кг сертифицировались по FAR 25. Различия в требованиях НЛГ к
транспортной и истранспортной категориям самолетов существенны. Основная
причина заключается в том, что транспортный самолет предназначен для экс-
плуатации авиакомпанией, которая перевозит пассажиров, покупающих билеты,
в то время как другая категория самолетов используется в частных целях от-
дельными личностями и компаниями.

По мнению специалистов и составителей НЛГ, средний пассажир, в отличие
от частного владельца, знает об авиации гораздо меньше и полагает, что прави-
тельство должно позаботиться о его безопасности па всех этапах полета.

Для уменьшения влияния на безопасность полетов различных методик серти-
фикации для двух категорий самолетов эксплуатация самолетов частною поль-
зования обычно ограничена, особенно для районов с насыщенным воздушным
движением. Кроме того, непрерывно ведется политика, направленная на повыше-
ние безопасности эксплуатации самолетов обеих категорий. Самолет, относящий-
ся к категории небольших, может вмещать 15—18 пассажиров Для таких само-
летов принято соглашение считать стандарты летной годности FAR 23 занижен-
ными.

Условность такого разделения демонстрируется на рис. 1.10, б, который пока-
зывает легкий самолет, и рис. 1.10, а. где изображен большой самолет со срав-
нимыми эксплуатационными характеристиками Как следствие этого, FAA разра-
ботало специальные нормы (SFAR 23) с более строгими требованиями по харак-
теристикам легких самолетов, особенно в части отказа двигателя. Разработчик,
стремясь использовать возможности самолета в будущем, может принять решение
о сертификации его по FAR 25, хотя самолет может относиться к категории, ох-
ватываемой НЛГ FAR 23

Наиболее существенные различия между требованиями к транспортной и пе-
транспортной категориям самолетов показаны в табл. 1 4. Следует отметить, что
для транспортного самолета требуется утвержденная инструкция экипажу, содер-
жащая всю необходимую информацию по характеристикам, ограничениям н по
рядку действий в нормальном полете и в аварийных ситуациях Подобная доку-
ментация для нетранспортных самолетов ограничена.
Различия в стандартах летной годности FAR
между небольшими и транспортными самолетами

Специфические требования		Стандарты летной годности		
		FAR 25	SFAR 23	FAR 23
Общие	Ограничение	по  массе  Минимальное число двигателей  Число пассажиров	Нет  Два  Без ограниче  НИЙ	< 5700 кг  Два  > 10	< 5700 кг -  Один  <9
Взлетно- посадочные характери- стики	Отказ двигателя на взлете  Разгон — торможе ние	(прерванный  взлет)	Есть  Полная оста новка	Нет  Ограничения	Нет  Нет
	Посадка	Детальные	Ограничения	> 2720 кг — ог- раничено  2720 кг — нет
	Мокрая ВПП	Г сть	Нет	Нет
	Характеристики на- бора высоты после отказа двигателя	В течение всего полета	Взлет, посадка	На многодвига- гельных ограни- чено на маршру- те
Летные характери- стики	Боковая центровка	Включена	Нет	Нет
	Минимальная ско рость с сохранением управления	Относится к скорости отрыва и сваливания	Относится к скорости сваливания с максимальной взлетной массой	
	Штопор	Нет	Ограничения	Полностью
	Запас по перегруз- ке при маневре в крейсерском полете	Исключение начала бафтинга	Нет	Нет
Конструкция и каркас	Ограничения	по  диапазону перетру- эок при маневрах и порывах ветра	Есть	Есть	Ограничения для однодвига- телъных самоле- тов
	Оценка усталостной прочности	Основных узлов	Для герметичных кабин, крыла и соединительных элементов	
	Отказобезопасная (безопасноразрушае* мая) конструкция	Для всего само- лета	Для крыла и несущей конструк- ции	
	ПтицестоЙкость ло бовых стекол	Есть	Нет	Нет
	Ограничение для вертикальной скоро ста по нагрузкам на шасси	3 м/с	Зависит от нагрузки на крыло, но не более 3 м/с	
	Максимальная вы сота в кабине после отказа системы	4500 м	Нет	Нет
Специфические требования		Стандарты летной годности		
		EAR 25	SFAR 23	EAR 23
Конструкция и каркас	Аварийно спаса тельное оборудование для пассажиров	Есть	Есть	Нет
	Защита от обледе нения	Есть	Ограничения	Нет
	Повторный запуск двигателя в полете	Есть	Есть	Нет
Системы и оборудование	Силовая установка и связанные системы	Полностью не зависимая	Полностью не зависимая	Oi раничешю независимая
	Дублирование си стем	Полное ДАгбли рованнс	С} шественные системы дублиро ван ы	Нет
	Оборудование для полетов в плохих по годных условиях	Есть	Есть	Есть

Хотя табл 1 4 относится к американским нормам, большая часть различий
справедлива и для английских самолетов Исключение составляют

1)	часть К НЛГ BCAR ограничивает расчетную предельную индикаторную
скорость величиной 556 км/ч или числом М=0,6 для самолетов со взлетной массой
до 5700 кг,

2)	часть D НЛГ BCAR относится к самотетам с максимальной взлетной мас-
сой более 5700 кг, но может применяться также к категории нетранспортных са-
молетов,

3)	английские легкие самолеты разделяются по группам в соответствии с ха-
рактеристиками и массой, американские — разделяются только по массе с некото-
рыми исключениями для однодвигательных самолетов,

4)	птицестойкость лобовых стекол требуется для обеих категорий английских
самолетов, в отличие от американской практики, где такими стеклами должны
быть оборудованы только транспортные самолеты,

5)	английские нормы более строги и детальны в части сертификации посадоч-
ных характеристик на мокрой ВПП,

6)	специальные требования для английских сельскохозяйственных самолетов
включены в разд К, а американские сельскохозяйственные самолеты сертифици-
руются по FAR 21 и 22

И все же между английскими и американскими НЛГ гораздо больше сходств,
чем различий, что обеспечивает практически одинаковый уровень безопасности,
особенно для категории транспортных самолетов. Американские нормы ботее точ-
ны, и конструктор может пользоваться ими без консультации с pei метром С дру
гой стороны, английские Нормы более гибки с точки зрения учета новых разра-
боток и не усложнены специальными требованиями. Они составляют основу для
оценки летной годности самолета нового типа, причем общая оценка делается на
инженерной основе

Ясно, что попытки сертифицировать самолет и по американским, и по англий-
ским НЛГ встречают определенные трудности В работе [1 80], например, пока-
зано, к каким ухудшениям характеристик самолета Бичкрафт 99 привела попытка
сертификации его по английским НЛГ, после того как он сертифицироватся в те-
чение нескольких лет по FAR 23 Только после тщате шного пересмотра и инттр-
претации требований удалось приблизить характеристики самотста к заяв кнным.
Самолет Шорт «Скайвэн» также сертифицировался по обеим НЛГ и имел различ-
ные характеристики, причем английский сертификат был более консервативным.
В настоящей главе не ставится задача охватить все детальные особенности
НЛГ Ч сть ос<бснпостей 65 дет встречаться в тексте книги при обс\ ждснии во-
просов к которым они имеют отношение Этот вводный разде I дай для того, что-
бы показать, что НЛГ являются наиболее важным источником информации для
конструктора и должны быть его настольной книгой.

1.7.	ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Эта глава заканчивается перечнем некоторых, наиболее характерных задач, вы-
полняемых конструктором бригады предварительного проектирования.

1	В процессе разработки предварительного проекта и координации работ на
этом этапе констриктор вступает в контакт с большой группой специалистов по
вопросам, связанным с проектированием самотета аэродинамиками, динамиками,
двигате листами, материаловедами каркасниками, эксплуатационниками, статисти-
ками и расчетчиками Констриктор должен также знать, как сертифицируется
само 1ет как выполняются полеты в различных условиях и как будет экспчуати
роваться самолет Это означает, что он должен иметь широкие и современные
познания в области разнообразных дисциплин и профессий, не оставляя при этом
без внимания детали

2	Типичным для процесса проектирования является последовательное (ите-
ративное) приближение к нужному решению Начиная с проработки схемы, се
анализа и проверки соответствия требованиям, эти циклы повторяются после вне-
сения очередных изменений до тех пор, пока результат не удовлетворит конструк-
тора и проект можно будет с достаточной уверенностью разрабатывать даль и

Конструктор должен обладать достаточной смелостью для того, чтобы не бо-
яться решать на бумаге головоломные задачи Его расчеты и записи должны быть
в порядке, чтобы другие могли их повторить Несмотря на изобилие кажущейся
бессмысленной работы, конструктор не должен терять нить основной мысли

3	Конструктор должен уже в начальной фазе проектирования самолета пред-
видеть возможное влияние экспериментальных работ на последующий ход раз-
работки Организация проектировочных работ должна предусматривать решение
.любой серьезной проблемы, по возможности на ранних этапах, например, внедре-
ние резу льтатов продувок в трубе С увеличением опыта конструктора, его спо-
собность предвидеть приходит более естественно

4	Информация по новым разработкам и результатам исследований, поступа-
ющая в бригаду предварительного проектирования, должна быть обработана ста-
тистически с соответствующим оформлением Документация и библиотека данных
должны пополняться для каждого нового проекта (см рис 1 9, первый квадрат)
Наибольшую ценность представляет издание Джейн «Самолеты мира», авиацион-
ные журналы и издания Следует указать, что увеличивающийся поток информа-
ции затрудняет оценку' качества содержания публикаций

5	В процессе разработки проекта происходят постоянные совещания со спе-
циалистами по другим дисциплинам, потенциальными покупателями, подрядчика-
ми и поставщиками Конструкторы обычно активно участвуют в авиационных
симпозиумах и конференциях Согласованная работа брига ты особенно при раз-
работке проекта большого самолета, является необходимой для успеха

6	В связи с длительностью периода разработки проекта современного само-
лета конструктор периодически будет сталкиваться с необходимостью его пере-
оценки Новый самолет будет удачным, если он выполнит работу лучше старо
го, на смену которому придет, и несколько лучше, чем конкурирующие само-
леты одинаковой категории Внедрение технических новшеств и желание избе-
жать большого финансового риска должны быль тщательно взвешены Принятие
решения в этлп стучаях основывается на самых общих рассуждениях, по этой
причине опыт конструкторской организации является существенным Конструктор
должен обладать способностью оценивать и чувствовать, что можно, а что нель-
зя сдеча1ь

Несмотря на высокие требования к конструктору современного конструктор-
ского бюро, его работа осталась творческой поскольку поиск нового, столкно-
вение с неизвестными проблемами и их решение остаются важными составляю-
щими успеха
2*
ГЛАВА 2

Проработка общей схемы самолета

Проработка общей схемы вновь проектируемого самолета должна основываться
на требованиях к самолету как транспортному средству и на анализе влияния
этих требований на положение основных узлов самолета по отношению друг к
другу. Результат этого анализа играет решающую роль в успехе будущего само-
лета. Четких методических указаний на этот счет не существует, и выбор общей
схемы самолета представляет сложную творческую задачу, стоящую перед кон-
структором.

В настоящей главе приведены основные положения и данные, отражающие
современные возможности авиации. Указаны различия между схемами самолетов
с высоким и низким расположением крыла, обсуждены вопросы местоположения
двигателей. Даны примеры самолетов необычных схем и ссылки на литературу,
где описывается поиск новых идей и конструкций.

Проработка общей схемы самолета должна привести к одной или нескольким
эскизным схемам возможных вариантов. На их основе ведется дальнейшая более
детальная проработка проекта, описанная в следующих главах.

2.1.	ВВЕДЕНИЕ

Прежде чем компоновка самолета новой конструкции будет воспроизведена в чер-
теже, необходимо выбрать схему взаимного размещения основных элементов са-
молета: крыла, фюзеляжа, двигателей, хвостового оперения, шасси.

Схема конкретного самолета часто определяется традициями и преемствен-
ностью методов проектирования. Накопленный опыт создания самолетов одного
типа может оказаться довлеющим фактором. Даже при разработке самолета но-
вого типа конструктор возвращается к результатам исследований и проработок,
полученным ранее. Примерами такой преемственности могут служить самолет
Боинг 707 или его непосредственный предшественник КС-135 «Стратотанкер», на
которых определенные конструктивные решения заимствованы с самолета «Стра-
токрузер» 1945'г., созданного на базе самолета В-29 «Суперфортресс» (рис. 2.1).
Окончательный вариант имеет мало сходства с одним из самолетов, построенных
фирмой Боинг. Проекты самолетов 367-60 и 367-64 по внешнему виду фюзеляжа
напоминают самолет «Стратокрузер» модель 377, а в расположении двигателей
видно сходство с самолетом В-47 [2.2]. Хотя с модели 707 начинается новое по-
коление дальних, трансзвуковых транспортных самолетов с реактивными двига-
телями, элементы ее конфигурации нашли отражение в предыдущих конструкциях
самолетов. Из этого следует, что первым шагом при выборе принципиальной схе-
мы нового самолета является здравая оценка практических конструктивных реше-
ний, нашедших успешное применение в прошлом.

Выбор удачной начальной схемы самолета не означает также, что она не мо-
жет быть при необходимости изменена в процессе дальнейшей разработки. Это
иллюстрируется рис. 2.2, на котором изображены первый эскиз проекта самолета
Авро модель 698 и окончательный общий вид бомбардировщика В-1 «Вулкан»
(1945—1948 гг.). Несмотря на имеющиеся различия, можно проследить за эво-
люцией начального проекта в процессе его технической разработки. Если этот
проект сравнить с самолетами Хэндли-Пейдж «Виктор» и Виккерс «Вэлиэнт», ко-
торые разрабатывались по таким же тактико-техническим требованиям, можно
сделать вывод о том, что возможны различные конструктивные решения со сво-
ими преимуществами и недостатками. Более подробно этот вопрос будет рассмот-
36
Рис. 2.1. Преемственность конструктивных решений на самолетах фирмы Боинг:

1 — «Стратокрузер:», модель 377 (1945 г.); 2 — В-47 «Стратоджет»; 3 — модель 367-60, за-
правщик с ТВД (1950 г.); 4 — модель 367-64, заправщик С ТРД (1951 г.); 5 — прототип
транспортного самолета с ТРД

рен в разд. 2.3. К сожалению, материалы, отражающие эволюцию проекта само-
лета в процессе его разработки, практически не публикуются, поэтому обобщен-
ные рекомендации по этому вопросу дать затруднительно.

Работа [2.6] представляет интерес в этом отношении, так как содержит не-
обычные компоновки самолетов реактивного поколения. Окончательная оценка
схемы и компоновки самолета может быть дана только после разработки про-
екта. В связи с этим сравнение двух вариантов предварительных проектов само-
летов, разработанных по одним требованиям, не всегда возможно, так как в про-
цессе разработки могут меняться характеристики самолета, а материалы эскизно-
го проекта, как правило, не отражают этого. Конкуренция заставляет разработ-
Рнс 2.2* Развитие схемы самолета Авро «Вулкан» (Flight, 31 jan, 1950 г.)г
а — первый эскизный набросок; б — общий вид самолета

чиков искать новые решения, способствующие техническому прогрессу. Однако
слишком новаторские решения ведут к неоправданному коммерческому риску.
Другим сдерживающим фактором является необходимость выполнения требова-
ний Норм летной годности. Хауторн * дал следующее определение: «Проектиро-
вание ^ это процесс решения проблемы путем создания новых комбинаций из из-
вестных принципов, материалов и процессов» Типичным при.мером такого опреде-
ления является самолет Сюд Авиасьон «Каравелла» (рис. 2.3), на котором впер-
вые было применено расположение двигателей в хвостовой части фюзеляжа. Глав-
ным идеологом этого проекта был Пьер Сатрэ.

Говорить о твердых и установившихся правилах выбора схемы самолета
вряд ли возможно. В настоящем разделе даны некоторые очевидные рекоменда-

* Лаборатория новой техники, Кембридж.
ции, которые требуют осторожного подхода, так как иногда даже небольшие раз-
личия в размерах ведут к противоположным выводам Эскизы, выполненные с
соблюдением размеров, необходимы при предварительном проектировании Без пра-
вильного представления о размерах основных компонентов самолета проект пре-
вращается только в рисунок, отражающий идеи конструктора и практически бес-
полезный для дальнейшей разработки. Размеры двигателей, особенно турбовенти-
ляторных с высоким коэффициентом двухконтурности, часто становятся главным
фактором, определяющим размеры воздухозаборников, высоту шасси и т п Неко-
торые данные, необходимые для эскизного проектирования, могут быть получены
по аналогии с другими самолетами, например, нагрузка на крыло, относительное
удлинение, относительная толщина профиля и т, п. Можно также использовать
статистические данные, приведенные в настоящей книге,

В процессе схемной проработки проекта конструктор должен иметь представ-
ление об эксплуатационных требованиях к самолету, таких как условия загрузки,
аэродромное оборудование, обзор из кабины, низкая покупная стоимость самоле-
та и т, д.

Хотя общие технические требования и указывают на основные цели разра-
ботки проекта, конструктор должен выработать свою «философскую концепцию»,
выделяющую главное в проекте и указывающую на пути его реализации В неко-
торых случаях на конструкцию самолета и его общую схему влияют производст-
венные возможности разработчика. Необходимо помнить, что самолет очень слож-
ное изделие и любые необоснованные усложнения его приводят к лишним затра-
там как разработчика, так и потребителя и снижают шансы самолета на успех.

Следующие несколько разделов посвящены вопросам выбора общих схем
самолетов. Компоновка фюзеляжа, проектирование хвостового оперения рассмот-
рены в гл. 3, ограничения по центровке и их влияние на компоновку — в гл. 8.
Размещение двигателей обсуждается в разд. 2 3 (при условии, что их тип и чис-
ло выбраны). Выбор типа и числа двигателей обосновывается в разд. 6 2,

2.2.	РАСПОЛОЖЕНИЕ КРЫЛА

Расположение крыла по отношению к фюзеляжу в вертикальной плоскости сле-
дует рассматривать в первую очередь. На рис, 2,4 показаны три общих вида про-
ектов самолетов различных категорий. Очевидно, что расположение крыла по от-
ношению к фюзеляжу определяется главным образом эксплуатационными требо-
ваниями. Вопросы аэродинамики и конструкции становятся важными при выборе
высоко-, низко- или среднерасположенного крыла только после того, как учтены
вопросы максимальной эксплуатационной гибкости самолета.

2.2.1.	Высокорасположенное крыло

Основным требованием к военному транспортному самолету Локхид С-5А явля-
лась быстрая загрузка и разгрузка военной техники и десанта Самолет должен
был перевозить различные грузы, такие как грузовики массой до 2,5 т, танки
М-60, артиллерийские установки с обеспечением места для личного состава На
рис. 2 5 даны варианты размещения грузов в фюзеляже. Пол самолета общей
площадью 220 м2 может выдержать нагрузку 3600 кге/м2 и находиться на высоте
2,5 м над ВПП Кабина и кресла для личного состава размещены в двух секци-
ях, разделенных центропланом крыла. Загрузка и разгрузка производятся через
носовую и хвостовую двери По общему виду самолета видно, как важно иметь
низкое расположение пола. У самолета сравнимых размеров, например у Боин-
га 747, при низком расположении крыла высота пола 5 м над ВПП. Самолет С-5А
при такой компоновке потребовал бы дополнительных погрузочно-разгрузочных
устройств, что неприемлемо при выполнении военных операций.

Из рис 2 5 видно, что уборка основных стоек шасси представляет специаль-
ную проблему для конструктора. На небольших винтовых самолетах с высоким
расположением крыла основные стойки шасси можно убирать в гондолы двига-
телей (Фоккер F-27) или в хвостовые балки (Хокер Сиддли «Аргоси»), но при-
менительно к большим самолетам это увеличит стояночную высоту и массу.
Единственным вариантом остается схема с уборкой шасси в фюзеляж с усилением
конструкции фюзеляжа для нагрузок при посадке и дополнительным приростом
Рис. 2.3. Развитие проекта самолета «Каравелла» (размеры в м);

1 — SE Х200, летающее крыло массой 200 т для трансатлантических полетов. SE Х202;
3 — ЗЕ Х20Э. 40 пассажиров; 4 — SE Х204, два двигателя. 30 пассажиров; 5 —SE Х205, три
двигателя; 5—SE Х206, четыре двигателя. 40 пассажиров; 7 —- ЗЕ Х20о, модификации
варианта 6: 5—SE Х206 модификация; 9 — SE X2Q6, четыре двигателя, двухпалубный;
10— SE Х206, четыре двигателя, 40 пассажиров; 11— SE Х206-02-17, четыР-е Дэигателя «Нин»;
/2 — SE X20G-02-21, четыре двигателя «Атар», тип D, 48—60 пассажиров; 13 — SE Х210’02-01,
tiftTun* пппгйтрля Тупбомека, 40“-58, пассажиров; /4—SE Х210’02-09. высокоплан, четыре
Ti7~ SP5 r^no^n0'02.'!0, ТрИ ДВигателя> 48 пассажиров; /3 — SE Х2Ю-02-20, четыре ТВД;
„„й Л Л210*02'10 и 14> три двигателя, две модификации; /3—SE Х210-02-24, окончатель-
ный вариант, четыре двигателя, в дальнейшем заменены на два двигателя «Эйвон»
3

массы. Частично этот прирост массы компенсируется более короткими стой-
ками по сравнению с конструкцией шасси для самолета низкоплана. Кроме
того, для варианта размещения шасси на фюзеляже трудно получить широкую
колею. Эти факты говорят в пользу схемы моноплана с низким расположением
крыла.

Монопланы с подкосным крылом (рис. 2.6) в настоящее время проектируются
по схеме высокоплан Подкосы, прикрепленные к нижней поверхности крыла, со-
здают меньше возмущений и легче в отличие от других вариантов, так как кри-
тическими для них являются растягивающие нагрузки.

Для самолета укороченного взлета низкое расположение крыла нежелательно
из-за эффекта близости земли при взлете или посадке. Кроме того, при низком
расположении крыла в этом случае потребуются высокие стойки шасси для обес-
печения необходимых зазоров над землей для больших закрылков и винтов. В свя-
зи с этим для самолетов укороченного взлета рекомендуется высокое расположе-
ние крыла.
48Й

Рис. 2.4. Примеры схем самолета с высоко-, средне- и низкорасположенным крылом (про-
екты):

а — высокоплан для местных воздушных линий (проект автора); б — среднеплан, легкий
реактивный тренировочный; в — низкоплан, для местных воздушных линий

2.2.2.	Среднерасположенное крыло

Эта схема выбирается, когда основное значение имеет малое сопротивление само-
лета на большой скорости. При круглом сечении фюзеляжа крыло стыкуется с
ним в этой схеме практически под прямым углом так, что вредная интерферен-
ция между пограничными слоями на малых углах атаки минимальна В боль-
шинстве случаев секция фюзеляжа в месте стыковки крыла имеет цилинд-
рическую форму. Отклонение потока над корневой частью крыла при больших уг-
лах атаки, таким образом, минимально. Зализы в местах стыковки крыла с фюзе-
ляжем будут минимальны по размерам По этим причинам среднеплан—наибо-
лее распространенная схема среди истребителей и тренировочных самолетов, у ко-
торых полезная нагрузка не требует больших объемов, мала по сравнению с объ-
емом фюзеляжа и может быть разделена на части.

Крыло может проходить через фюзеляж, и нагрузки от него будут переда-
ваться на монолитные шпангоуты, к которым крепятся консоли крыла. Такая схе-
ма обычно неприемлема для транспортного самолета, и практических примеров
этой конфигурации среди самолетов подобной категории немного Следует отме-
тить, что на больших транспортных самолетах встречаются компоновки, близкие
к среднему расположению крыла, когда пол кабины находится довольно высоко
и проходит над центропланом. Другим исключением является самолет HFB 320
«Ганзам (рис. 2.7), крыло которого имеет отрицательную стреловидность, и двига-
тели размещены в хвостовой части фюзеляжа для балансировки массы кабины,
расположенной впереди центроплана Однако в этой схеме трудно избежать зна-
чительного смещения ЦМ при различных нагрузках, если не вводить строгие ог-
раничения по центровке *,

Отрицательная стреловидность крыла создает проблемы, связанные с аэро-
упругостью, которые трудно разрешить без использования баков на концах кры-
ла Хотя разработчик этого самолета заявляет о целом ряде таких преимуществ
схемы, как малое сопротивление, максимальная высота кабины для данного диа-
метра фюзеляжа, хороший обзор и т, п., сомнительно, чтобы они компенсировали
имеющиеся недостатки схемы.
Задняя основная стойка

Передняя основная
стойка
Рис. 2.6. Примеры самолетов с подкосным крылом

1102

Сессна 172

Рис. 2.7» Схема компоновки фюзеляжа реактивного административного самолета HFB
«Ганза» на 7 пассажиров:

/ — грузовой отсек, 2 — гардероб; 3 — буфет; 4 — отсек оборудования; 5 — входная дверь;

>6 — туалет

2.2.3.	Низкорасположенное крыло

Низкое расположение крыла дает много преимуществ. Правда, легкие самолеты
все еще разрабатываются по схеме высокоплана, но это скорее дань традициям,
чем поиски преимуществ Небольшая высота пола грузовой кабины является пре-
имуществом небольших грузовых самолетов, предназначенных для эксплуатации
на второстепенных аэродромах, не оборудованных наземными погрузочно-раз-
грузочными устройствами Для пассажирских самолетов высота пола кабины над
землей играет меньшую роль благодаря применению трапов.

Рис. 2,5. Схема загрузки и компоновка шасси военно-транспортного самолета С-5А
(DOC-A1R-ESPACE № 113 Nov 1968):

а — поперечные сечения* 1 — верхний
верхняя палуба, 5—главная палуба;

отсек; 2 — средний отсек; 3 — нижний отсек; 4 —»
6t 7 — продольные силовые балки; 8 — внешние узлы
стойки; 10 — силовая рама фюзеляжа; б — продольное

крепления; 9—амортизатор основной

сечение носовой части; / — носовая часть; 2 — обтекатель; 3 — герметичная перегородка;
4 — ось поворота носовой части, 5—направляющие; 6 — спуск; 7 —стойка; 8— подвижные
элементы пола; 9— узел поворота грузового трапа; 10 — неподвижные элементы пола; 11—
грузовой трап; 12—щитки; в — продольное сечение хвостовой части* 1 — силовая конструк-
ция; 2 — регулируемые элементы пола; 3 — узлы поворота; 4t 5 — щитки; 6 — центральная
грузовая дверь; 7 — боковые двери; 8 — гйдроцилнндры, 9 — рычаг
Рис. 2.8. Модификация самолета Локхид «Тристар» с удлиненным фюзеляжем, предусмот-
ренная на стадии проектирования. Фюзеляж удлинен на 3,56 м в передней (/) и 4,57 м в
задней (2) частях. Высота шасси достаточна для обеспечения при взлете угла поворота 12°
после удлинения фюзеляжа (Aviation Mag. 550, 30 Nov 1970)

Эффективное использование пространства под полом для размещения грузов;
возможно, если фюзеляж находится на соответствующей высоте над ВПП.
Безотносительно к высоте шасси это проще достигается при схеме самолет низ-
коплана. Большая высота фюзеляжа над ВПП у низкопланов становится преиму-
ществом в случае появления следующей модификации самолета с удлиненным фю-
зеляжем, когда угол скоса хвостовой части является достаточным для создания'
оптимального угла поворота при взлете без ограничений по тангажу (рис. 2.8),

2.2.4.	Влияние расположения крыла на общую схему самолета

Внутренняя компоновка. На высокопланах секция фюзеляжа под полом обычна
делается плоской для уменьшения высоты стоек шасси и сохранения желаемой
высоты пола над ВПП, равной обычно 1,2—1,4 м. Из-за плоского низа фюзеляжа
остается мало места для грузового отсека, что приводит к удлинению основного
грузового отсека кабины по сравнению с самолетами круглого поперечного сече-
ния. Это, в свою очередь, удлинит фюзеляж, особенно, когда над полом размеща-
ется также большая часть оборудования и сервисные помещения. Не исключены
также значительные перемещения ЦМ самолета. У низкоплана шасси могут уби-
раться в гондолы двигателей или в секцию фюзеляжа за центропланом стреловид-
ного крыла. Уборка основных стоек шасси в отсек между главными лонжеронами
крыла более приемлема при неработающей или легко нагруженной обшивке, чем
при работающей.

На небольших транспортных самолетах с высоким расположением крыла про-
ход между рядами кресел иногда углублен по отношению к линии пола для со-
хранения общей высоты пассажирского салона. Наиболее критическим в этом слу-
чае является место стыковки крыла с фюзеляжем, где уменьшение высоты салона
неизбежно. В этом отсеке целесообразно размещать подсобные помещения, туа-
лет или гардероб.

У низкопланов крыло иногда выходит за нижний обвод фюзеляжа и требу-
ет установки дополнительных обтекателей (например, самолет Хокер Сиддли 125).
На небольших туристских самолетах передние кресла иногда устанавливаются
для экономии места непосредственно на кессон крыла.

Безопасность. Низкорасположенное крыло и двигатели могут выполнять роль
энергоемкой массы при вынужденной посадке самолета, хотя они и создают опас-
ность пожара при контакте с поверхностью
земли. Крыло обычно содержит топливные от-
секи или баки, повреждение которых при по-
садке более вероятно, особенно топливных от-
секов. При не слишком сильном ударе о зем-
лю вероятность повреждения и возникновения
пожара у высокопланов меньше. При вынуж-
денной посадке высокоплана на воду фюзеляж
•будет погружен, в этом случае необходимо
предусматривать аварийный выход из кабины
через потолок. Однако не все самолеты этой
категории сертифицируются для полетов над
водной поверхностью

Летные характеристики. Принципиальные

В', сснораспэложениое крыли,
малая дззауновая скорость

а.)

различия в характеристиках высокопланов и
низкопланов имеют место при взлете и посад-
ке из-за эффекта близости земли, который
уменьшается с увеличением высоты крыла над
ВПП Эффект близости земли выражается в
уменьшении вихревого-индуктивного сопро-
тивления, что приводит к уменьшению взлет-
ной и увеличению посадочной дистанций. Иног-
да это ведет к преждевременному срыву пото-
ка и даже появлению обратного потока над
закрылками, что увеличивает минимально до-
пустимую скорость отрыва * и соответственно
длину разбега.

Вероятно, более важным является умень-
шение 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 и выравнивания самолета
.при посадке и может стать определяющим
-фактором при выборе площади руля высоты.
Близость земли может вызвать и противопо-
ложный эффект, заставляя самолет «призем-
ляться самостоятельно». Это означает, что
после выполнения нормального захода на по-
садку потребуется незначительное или вообще
не потребуется отклонение руля высоты для
выравнивания самолета. Такое явление может
наблюдаться в случае, когда низкорасполо-
женное крыло вследствие близости земли дает
заметное приращение подъемной силы, а ука-
занный выше момент на пикирование будет
(компенсироваться моментом на кабрирование в
результате прироста подъемной силы крыла. Такие характеристики самолета счи-
таются благоприятными, однако достичь их целенаправленным начальным вы-
бором схемы практически невозможно.

Различия между низкопланом и высокопланом по параметрам максималь-
ной подъемной силы и минимального сопротивления могут быть уменьшены со-
ответствующим выбором зализов и обтекателей (рис. 2.9). Высокорасположен-
ное крыло считается с этой точки зрения выгоднее низкорасположенного, осо-
бенно по значению индуктивного сопротивления на больших углах атаки. Раз-
ница между схемами в отношении связанных колебаний по крену и рысканию
может быть устранена путем соответствующего выбора угла поперечного V кры-
ла и площади киля Отрицательное поперечное V, желательное для стреловидно-
го крыла, легче получить при высоком расположении крыла без ущерба для
'высоты стоек шасси. Обе схемы обладают сходными летными качествами, за

.Ризкоплан, большая дозвуковая скорость
в)

Рис. 2.9. Типы обтекателей я за-
лизов для уменьшения неблаго-
приятной интерференции крыла
и фюзеляжа:

а — обтекатели на нижней по-
верхности крыла; б обтека-
тель на верхней поверхности
крыла; в —обтекатели и зали-
зы, выполненные с учетом пра-
вила площадей

* См. приложение К, разд. К.2.
исключением высокоманевренных и акробатических самолетов, для которых ча-
ще выбирается среднее и низкое расположение крыла.

В общем случае при высоком расположении крыла площадь киля должна
быть па 20% больше, чем у схемы низкоплана.

Конструктивные аспекты. Самолет Локхид С-5А уже упоминался в качестве
примера тех трудностей, которые возникают при проектировании шасси самолета
с высокорасположенным крылом. Хотя увеличение массы фюзеляжа при этом
частично компенсируется более легким крылом и короткой, более легкой перед-
ней стойкой, общий массовый баланс и усложнение конструкции, очевидно, бу-
дут не в пользу высокоплана.

2.3.	РАЗМЕЩЕНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ

2.3.1.	Винтовые самолеты

Винтовые самолеты с поршневыми двигателями чаще всего бывают двух систем:
один тянущий двигатель, установленный в носовой части фюзеляжа, и два тя-
нущих двигателя, установленные на крыле. Новые самолеты с четырьмя порш-
невыми двигателями в настоящее время не строятся, так как в диапазоне мощ-
ностей более 500 л. с. более эффективны турбовинтовые двигатели. Встречаются
схемы винтовых самолетов, отличные от указанных, если их выбор диктуется
специальными соображениями, например желанием поднять высоту линии тяги,
(гидропланы) или избежать моментов при отказе двигателя путем применения
одного тянущего и одного толкающего двигателей, установленных в плоскости,
симметрии самолета (самолет Сессна «Скаймастер»).

Расположение винтов перед крылом является наиболее приемлемой схемой
с аэродинамической и конструктивной точек зрения Поток от винтов работаю-
щих двигателей оказывает благоприятный эффект на срывные характеристики
крыла и повышает подъемную силу, особенно при выпущенных закрылках, соз-
давая своеобразную встроенную защиту от сваливания самолета. С другой сто-
роны, при отказе двигателя до перевода винта в режим флюгирования, он1
создает значительное сопротивление при авторотации, нарушая обтекание крыла.
Моменты по крену и рысканию, создаваемые при отказе двигателя, представляют
серьезную проблему управления, снижая летные характеристики, особенно при
взлете. Кроме того, изменение мощности двигателя в полете будет влиять на
скос потока за крылом и изменять стабилизирующий момент от хвостового опе-
рения (см. разд. 2 4.2). На рис. 2.10 изображены варианты установки гондол
двигателей различных самолетов по передней кромке крыла. Как будет показано-
в гл. 6, конфигурация двигателя и винта имеет при этом первостепенное значе-
ние. По сравнению с низкопланами высокорасположенное крыло в общем слу-
чае создает больше возможностей в отношении расположения в вертикальной
плоскости двигателей относительно профиля крыла, так как в этом случае легче-
обеспечить необходимый зазор между винтом и землей.

При применении на самолете турбовинтовых двигателей их гондолы лучше
размещать ниже крыла, что уменьшает массу конструкции, упрощает
крепление и уменьшает длину выхлопной трубы. На самолетах с низким распо-
ложением крыла конструкторы часто вынуждены использовать сравнительно вы-
сокое положение двигателей для обеспечения необходимого зазора между винтом
и землей. Это может привести к неблагоприятной интерференции между гондолой
и крылом, приводящей к преждевременному срыву потока я появлению дополни-
тельного индуктивного сопротивления.

2.3.2.	Реактивные транспортные самолеты

Когда реактивный двигатель стал основной силовой установкой для транспорт-
ных и военных самолетов (1947—1950 гг), традиционные схемы самолетов с
поршневыми двигателями были отвергнуты и начались поиски новых конфигура-
ций, учитывающих специфические характеристики и требования реактивных дви-
гателей. На небольших военных самолетах двигатель обычно размещался а
В)

Рнс. 2Л0. Три варианта установки ТВД:

а — самолет Локхид «Электра* 1 — воздухозаборник; 2 — кок; 3 — редуктор; 4 — масляный
теплообменник; 5—пожарная перегородка; 6 — главная стойка шасси; 7 — кессон крыла;
£ — закрылок Фаулера; 5 — выхлопная труба; /0 — пожарная стенка; 11 — охлаждающий
воздух; 12 — плоскость расстыковки гондолы; 13 — ТВД Эллисон 501-D13, б — самолет
Аэроспасьяль «Фрегат»: / — ТВД Турбомека «Бастан»; 2 — пожарные перегородки; 3 — ка-
пот; 4-—основная конструкция; 5 — зона 1; 6 — зона 2; 7 — зона 3; е — самолет Шорт Бел-
фаст: /—ТВД Роллс-Ройс «Тайн» ТуЛ2; 2 — баллоны противопожарной системы; 3 — мас-
ляный теплообменник; 4 — альтернатор на 50 кВт; 5 — гидронасос; 6—редуктор; 7—ком-
прессор; — теплообменник противообледенительной системы крыла; 9 — зона 1 А; 10 — зо-
на 1, // — зона 2; 12—зона 3
фюзеляже: на больших транспортных и военных самолетах размещение двигате-
лей выполнялось по дв\ м различным схемам.

а)	двигатели устанавливались в корневой части крыла с воздухозаборниками
по передней кромке и выхлопными соплами в задней кромке крыла Примеры
такой схемы можно видеть на самолетах Де Хэвилленд «Комета» (рис. 2.11),
Авро «Вулкан», Виккерс «Вэлиэнт», Хэндли Пейдж «Виктор» и Ту-104,

б)	двигатели в гондолах сначала подвешивались под крылом, а впоследст-
вии были перенесены в хвостовую часть фюзеляжа. Первыми представителями
этого направления были самолеты Боинг В-47, В-52 и КС-135 (см. рис. 2.1), а
фирма Сюд Авиасьон впервые применила схему с размещением двигателей в
хвосте фюзеляжа на самолете «Каравелла» Самолеты, выполненные по первой
схеме, выпускались английской авиационной промышленностью, вторая схема
нашла широкое распространение в США. Сторонники каждого из направлений
могли привести массу обоснованных доводов в пользу своей схемы [2, 11] По
мнению автора, значение имела нс сама установка двигателей, а скорее аэроди-
намическая концепция крыла, которая создавала основное различие между
схемами.

Сравнивая самолеты Авро «Вулкан» и Боинг В-47 (рис. 2.12), можно отме-
тить, что общая площадь омываемой потоком поверхности примерно одинакова

Рис. 2.11. Примеры размещения силовой установки на дозвуковых транспортных самолетах
50
Рис. 2.12. Различные конфигурации самолетов, спроектированных по одинаковым требованиям

для обоих самолетов (рис. 2.13), несмотря на то, что площадь крыла «Вулкана»
почти в три раза больше площади крыла * самолета В-47, но его относительное
удлинение** соответственно в три раза меньше. Однако оба самолета имеют
почти одинаковую нагрузку по размаху (вес/размах) Интересно, что при задан-
ном скоростном напоре профильное и индуктивное сопротивления *** этих само-
летов 6}дуг почти одинаковыми Хотя данные на рис. 2.13 носят приближенный
характер, они показывают, что сравнимые характеристики по дальности полета
можно получить на обеих схемах Вместе с тем самолеты имеют существенные
различия:

а)	максимальное аэродинамическое качество для самолета «Вулкан» соответ-
ствует Cy = 0,235, а для самолета В-47 Су =0,68. В крейсерском полете на боль-
шой высоте «Вулкан» имеет большую свободу маневрирования без серьезных
проблем бафтинга, вызванного явлением сжимаемости воздуха;

б)	конструктивная высота корневой части крыла «Вулкана», достигающая
2 м, позволяет целиком разместить в ней двигатели; на самолете В 47 высота
корневой части всего лишь 0,66 м В определенном смысле это означает, что схе-

* Полная площадь крыла на рис. 2.13 рассчитана, как указано в приложении А, под-
разд. А 3 1.

** Относительное удлинсние=размах2/площадь=размах/геометрическая хорда (см.
приложение А).

*** Определения пояснены 3 разд. 11.2.
Характеристика	Eotnn* В “47	Авро "Вулкан"
Полная площадь крыла, м*	133	320
Общая площадь омываемой поверхности, мй	1050	885
^Размах, м	35,4	30,2
Максимальная удельная нагрузка на		
крыло, кгс/м?	690	212
Максимальная погонная нагрузка по		
размаху, кгс / м	2590	2250
Относительное удлинение	9Т43	2,84
(приближенно)	0,0198	0,0069
l/rt'SB ( е-число Освальда)	0,8	0,9
( У / X)	t Gg опт	17,25; 0,682	17,0;	0,235

Рис. 2.13. Сравнение характеристик самолетов двух различных конфигураций

ма установки двигателей решается формой крыла. Этот пример показывает взаи-
мосвязь решений, принимаемых различными специалистами при проектирова-
нии самолета.

Сторонники схемы размещения двигателей в гондолах, установленных на пи-
лонах под крылом, приводят обычно следующие доводы:

а)	отдельно расположенные двигатели создают меньше опасности распро-
странения пожара на крыло, содержащее топливо. Фактически это был основной
•аргумент при выборе схемы самолета В-47;

б)	короткие воздухозаборники и выхлопные сопла обеспечивают оптималь-
ные условия работы двигателям;

в)	масса двигателей и пилонов частично разгружает консоль крыла от из-
гибающего момента, в какой-то степени облегчая его конструкцию. Когда дви-
гатели расположены впереди оси жесткости крыла, они играют роль противо-
флаттерных масс;

г)	доступ к двигателям обеспечен без увеличения массы конструкции. Дос-
туп к двигателям, установленным в корневой части крыла, требует применения
съемных панелей и люков в месте, где крыло максимально нагружено;

д)	считается, что пилоны двигателей оказывают благоприятное влияние на
поток при больших углах атаки самолета и стремятся уравновесить момент на
кабрирование, характерный для стреловидного крыла (рис. 2.14). Пилоны в этом
случае Hip а ют роль аэродинамических перегородок, которые часто устанавлива-
ются на «чистое» крыло.

В противоположность этому сторонники размещения двигателей в корневой
части крыла используют следующие аргументы:

а)	приращение сопротивления от установки двигателей в крыле составляет
всего несколько процентов по сравнению с 15% для конфигурации самолета
В-47. Для современного поколения турбовентиляторных двигателей эта величина,
очевидно, уменьшится до 8—10%;

б)	в результате небольшой нагрузки на крыло и небольшой величины Су в
крейсерском полете схема допускает большее маневрирование без возникновения
бафтинга в результате явлений сжимаемости воздуха;

в)	проблема возникновения кабрирующего момента для стреловидного кры-
ла с небольшим относительным удлинением менее критична;

г)	в результате небольшой величины нагрузки на крыло характеристики са-
молета на малых скоростях улучшаются;
Рис. 2.14. Влияние схемы установки дви-
гателей на крыле на продольную устойчи-
вость самолета [2.11]

д)	конструкция кессона крыла с
небольшим относительным удлинени-
ем более жесткая и нс создает серь-
езных проблем аэроупругости.

Многие из этих аргументов спра-
ведливы только до определенного мо-
мента, и в результате прогресса дви-
гателестроения, создания двухконтур-
ных двигателей и развития эффектив-
ных средств механизации крыла в
1950—1970 гг. спор решился в поль-
зу схемы с высоконагруженным кры-
лом и размещением двигателей в гон-
долах. Это не означает, что схема с
размещением двигателей в корневой
части крыла не будет использована в
будущем. Например, применение ла-
минарного обтекания путем отсоса

пограничного слоя для уменьшения сопротивления самолета может привести к
пересмотру позиций и возврату к схеме малонагруженного крыла с двигателями
небольшой тяги, установленными в крыле или фюзеляже.

Интересный пример схемной проработки самолета показан на рис. 2.3 для
•самолета Сюд Авиасьон «Каравелла». Первый полет этого самолета с двигате-
лями, установленными в хвостовой части фюзеляжа, состоялся в 1955 г. Таким
образом, к поколению самолетов с двигателями в гондолах под крылом, которое
началось с самолета В-47 и было продолжено самолетами Дуглас DC-8 и
Конвэр 880 и 990, добавилась новая конфигурация. Когда размещение двигате-
лей в хвостовой части фюзеляжа хорошо зарекомендовало себя на самолете
«Каравелла», появилось целое семейство самолетов подобной схемы: ВАС 1-11,
Виккерс VC-10, Хокер-Сиддли «Трайдент», Дуглас DC-9, Боинг 727, Фоккер F-28
л все административные реактивные самолеты. Хотя эта схема обладала опреде-
ленными преимуществами: «чистое» крыло, малая высота дверных проемов над
ВПП, небольшая асимметрия при отказе двигателя, все же она была очень чув-
ствительна по центровке к вариантам загрузки и требовала осторожного подхода
с точки зрения проблемы глубокого срыва. Поэтому после 1965 г. снова появи-
лись самолеты с двигателями на крыле (Боинг 737, Локхид L-1011, Дуглас
DC-10, Дассо «Меркюр»),

Делать определенные выводы в пользу той или иной схемы не имеет боль-
шого смысла. Появление новых технических требований к самолету так же, как
и появление нового типа двигателя, приводит к новым поискам для обоснования
окончательного выбора схемы, который может быть объективным только после
конструкторской проработки и анализа различных конфигураций. Такой подход
был осуществлен фирмой Боинг при разработке самолета 737 (рис. 2.15), когда
две независимые конструкторские бригады занимались одним и тем же проек-
том. Перечень факторов, анализируемых при разработке транспортного самолета,
приведен на рис. 2.16. Принципиальные различия, вызванные размещением дви-
гателей на «Каравелле» и Боинг 737, будут рассмотрены ниже с учетом этого
перечня.

Масса пустого самолета. Необходимо учитывать следующее:

пр	и размещении двигателей на крыле возможно снижение массы конструк-
ции крыла уменьшением изгибающего момента на консоль от массы двигателей;

чр	езмерный разнос двигателей по размаху увеличивает нагрузки на крыло
при посадке и требует большей площади киля;

ра	змещение двигателей в хвосте фюзеляжа требует местного усиления его
конструкции, что связано с потерей полезного объема, повышением массы и уве-
личением размеров фюзеляжа при одинаковой полезной нагрузке;

относительно разницы массы хвостового оперения нельзя сделать определен-
ных выводов, так как она зависит от многих факторов.

Подводя итог можно сказать, что масса пустого самолета со схемой типа
«Каравеллы» будет на 2—4% больше, чем масса аналогичного самолета с двига-
телями на крыле.
*



• iMacca пустого самолёте

• Обслуживание двигателей

ожидание посадки

• Попадание посторонних предметов

• Шум

п рот и вообледен и т ел ьная

кондиционирования

• Удобство загрузки

максимальная подъёмная
сила

второй участок набора
высоты

связанные колебангпо
крену и рысканию

Рис, 2.16. Факторы, связанные с установкой двигателей (АТА Engng. and Maint, Conf*, Oct
27t 1964)

• Характеристики:

сопротивление

• Лётные качества:

срывные режимы

• Системы:
топливная

управление при одном
отказавшем двигателе

Рис. 2.15. Две конфигурации самолета Боинг 737, разработанные разными конструкторским»
бригадами

Обслуживание двигателей. Расположение двигателей под крылом обеспечи-
вает лучший доступ к ним с земли, чем любая другая схема, хотя это зависит
еще и от размеров самолета.

Варианты загрузки самолета. Они зависят главным образом от положения
нагрузки относительно ЦМ пустого самолета (подробно этот вопрос рассмотрен
в гл. 9). Обе схемы при правильном проектировании могут иметь удовлетвори-
тельные загрузочные характеристики, хотя для схемы с двигателями на хвосте
фюзеляжа необходимо учитывать больший диапазон перемещения ЦМ. При пол-
ной загрузке самолета момент на хвостовое оперение с соответствующей поте-
рей качества будет значительным для схемы с двигателями на хвосте. Кроме
того, в схеме с двигателями на крыле
возможно размещение большого гру-
зового отсека под полом кабины за
крылом, который более удобен в экс-
плуатации.

Характеристики. Обе схемы при
правильной аэродинамической компо-
новке эквивалентны с точки зрения
сопротивления в крейсерском полете.
Правда, фирма Дуглас подчеркивает,
что на самолете DC-9 сопротивление
крыла с пилонами на больших дозву-
ковых скоростях уменьшается в ре-
зультате благоприятной аэродинами-
ческой интерференции [2.30]. В общем
случае схема с двигателями на крыле
приводит к некоторому увеличению
индуктивного сопротивления и умень-
шению критического числа М. Сопро-
тивление, вызванное нарушением сим-

Вентилятор в хвосте

Рис. 2.17. Варианты установки центрально-
го двигателя в трехдвигательной схеме

метрии в результате отказа двигате-
ля, увеличивается пропорционально
-расстоянию от оси самолета до дви-
гателя и, следовательно, будет боль-
ше для схемы с двигателями на крыле. Сторонники схемы «Каравелла» утверж-
дают, что аэродинамически чистое крыло дает приращение максимальной подъ-
емной силы на 20%. Фирма Боинг выражает сомнение по этому поводу и на

основании экспериментальных данных заявляет, что в случае чистого крыла по-
лезная подъемная сила уменьшается вследствие применения устройств, обеспе-
чивающих приемлемое поведение самолета по тангажу при сваливании. Дейст-
вительно, сравнивая максимальные величины Су для самолетов различных схем,
невозможно представить четкую картину в этом отношении.

Летные качества. Двигатели, установленные в хвостовой части фюзеляжа,
обычно сочетаются с Т-образной схемой хвостового оперения, когда стабилиза-
тор расположен в верхней части киля. Эта схема оперения при больших углах
атаки требует решения проблемы глубокого срыва *, Для схемы с двигателями
на крыле критическим случаем является возникновение момента рыскания при
отказе двигателя.

Установка центрального двигателя. На трехдвигательных самолетах один
двигатель устанавливается в хвостовой части фюзеляжа по оси самолета. При
размещении центрального двигателя в фюзеляже потребуется длинный и изогну-
тый входной канал с соответствующим снижением его КПД и дополнительным
приростом массы (Боинг 727, «Трайдент», Локхид L-1011). Центральный двига-
тель может быть расположен в гондоле над фюзеляжем, но в этом случае пре-
пятствием становится киль. На рис. 2.17 представлены возможные конструктив-
ные решения, каждое из которых имеет свои проблемы. Задача при проектирова-
нии заключается в оптимизации выбранного варианта таким образом, чтобы
свести до минимума его недостатки. В работе [2.23] подчеркивается, что объек-
тивное сравнение двух конструктивных решений всегда крайне затруднено. На
примере самолетов L-1011 и DC-10 показано, что, по данным разработчиков, оба
варианта можно считать наилучшими с точки зрения массы конструкции, расхо-
да топлива и экономических данных.

2.3.3. Однодвигательные дозвуковые реактивные самолеты

На самолетах этого типа двигатель устанавливается внутри фюзеляжа, и основ-
ная проблема заключается в выборе схемы входных и выходных каналов. Вход-
ной канал должен обеспечивать постоянный расход воздуха при различных ре-
жимах работы двигателя и условиях полета. Степень неравномерности и турбу-

Иногда его называют «суперсрыв» или «установившийся срыв» (см. подразд. 2.4.2.).
Рис. 2.18. Проблема размещении воздухо-
заборников и входных каналов на само-
лете с широкой носовой частью:

1 — срыв потока; 2 — удлиненные входные
каналы

Рис, 2.19. Асимметричное обте-
кание воздухозаборников при
скольжении самолета:

1 — срыв потока, вихревая зона

лентности потока на входе в компрессор не должна выходить за пределы,
оговоренные разработчиком двигателя Поэтому большая кривизна входного
канала недопустима. Это не всегда легко выполнимо, особенно при значительной
ширине фюзеляжа в месте расположения воздухозаборников, когда необходимы
каналы большой длины (рис 2.18). Последние также нежелательны по сообра-
жениям балансировки, потерь объема, приращения массы и потерь давления в
канале.

Не следует допускать чрезмерного искажения угла атаки потока при входе
воздуха в канал След от крыла в режиме частичного срыва не должен попадать
в воздухозаборники, поэтому оез соответствующих мер предосторожности перед-
няя кромка крыла не является благоприятным местом для их размещения При
использовании разделенных воздухозаборников в случае скольжения самолета
возникает несимметричное обтекание, ведущее к появлению зоны неустановив-
шпхся колебаний потока па входе в воздухозаборники, как показано на рис. 2 19.

При установке двигателя в фюзеляже конструктор должен решить вопрос
о целесообразности применения цельной конструкции крыла, проходящей через
фюзеляж. Для маневренного самолета, рассчитанного на большие нагрузки,
цельная конструкция крыла выгодна. Применение такой схемы будет зависеть
от относительных размеров входных каналов и толщины крыла, т е от возмож-
ности прохождения каналов через стенки лонжеронов На самолете Де Хэвилленд
«Вампир» это удалось удачно реализовать (рис. 2.20), в других вариантах может
оказаться желательным пропускать входные каналы над или под центропланом
крыла На рис. 2 21 изображены различные типы воздухозаборников, которые
кратко обсуждаются ниже.

Лобовой воздухозаборник (см. рис. 2 21, а) обеспечивает равномерный поток
для всех условий полета Он требует длинного входного канала, который обычно
разделяется в районе кабины, его КПД невысок Этот тип воздухозаборника в
настоящее время редко применяется на дозвуковых самолетах

Заборники в корневой части крыла (см. рис. 2.21, б) должны обеспечивать
нормальную подачу воздуха в сложных условиях меняющихся входной скорости,
углов атаки и скольжения самолета В то же время изменение местного профиля
крыла должно производиться только при крайней необходимости

Совковые (ковшовые) воздухозаборники по бокам фюзеляжа создают до-
полнительное сопротивление Для уменьшения этого сопротивления они должны,
быть короткими н хорошо сглажены обтекателями Необходимо также предусмат-
ривать устройство для слива пограничного слоя, что добавляет сопротивление.
Воздухозаборники должны располагаться впереди крыла для избежания интерфе-
ренции с крылом и значительных искажений потока на входе.

На экспериментальных самолетах иногда использовался воздухозаборник,
расположенный над фюзеляжем, например проект «Майлз Стьюдент» Он должен,
быть расположен достаточно высоко над поверхностью фюзеляжа для зашиты
от попадания пограничного слоя и спутной струи при больших углах атаки-


Рис. 2.20. Конструктивная схема воздухозаборника в корневой части крыла
(Де Хэвилленд «Вампир*):

7 — узел крепления крыла; 2 — шш 4; «3 — кронштейны поперечных труб;
4—усиленный люк заправочной горловины; 5 — узлы крепления к фюзеля-
жу; б — технологический люк; 7 — канал воздухозаборника; 5 — заборник
системы кондиционирования; 9 — теплообменник
Рис. 2.21. Воздухозаборники дозвуковых самолетов с двигателями, установленными в фю-
зеляже:

а —лобовой воздухозаборник (Фоккер S-14); б — заборник в корневой части крыла (Хоке;>
«Хантер»); в —совковый боковой воздухозаборник (Сипа 300); г — воздухозаборник над
фюзеляжем (проект Майлз Стьюдент); д— разделенный совковый воздухозаборник (Норт
Америкен-Рокуэлл «Бакай»)

Разделенный воздухозаборник в нижней части фюзеляжа можно рассмат-
ривать как промежуточный вариант между лобовым и боковыми воздухозабор-
никами. При наличии средств защиты от попадания инородных тел при взлете
и рулежке эта схема воздухозаборника приемлема для самолетов со средним и
высоким расположением крыла.

Выхлопные сопла должны быть размещены и направлены таким образом,
чтобы горячая реактивная струя не попадала на конструкцию. На дозвуковых
скоростях в установившемся потоке можно считать, что расширение газов чисто
реактивной струи происходит в пределах конуса с половиной угла при вершине,
равной 6°. Выхлопные сопла изготавливают из листовой коррозионно-стойкой
стали, они достаточно тяжелы и на турбореактивных двигателях их масса со-
ставляет от 3 до 5% от массы двигателя на каждый метр длины.
Эта величина еще больше у турбовентиляторных двигателей. Потери тяги в
соплах составляют 1% на метр, поэтому они должны быть по возхможности ко-
роткими.

Несколько вариантов выхлопных устройств, изображенных на рис. 2.22,
обсуждаются ниже. Когда сопло расположено в хвостовой части фюзеляжа, до-
полнительных мер от попадания горячей струи на конструкцию не требуется.
Применение хвостовой балки позволяет сократить длину сопла. Возможно и дру-
гое решение с использованием разделенных сопловых устройств, установленных
с каждой стороны фюзеляжа. Оба варианта создают конструктивные проблемы
и требуют применения обтекателей сложной формы. Другим способом сокраще-
ния длины сопла является использование двухбалочной схемы, которая, кроме
того, создает хороший доступ к двигателю.
Рис* 2,22* Варианты установки выхлопных сопловых уст-
ройств на однодвигательных дозвуковых реактивных са-
молетах:

а — низко расположенное сопло, однобалочное хвостовое
оперение (Сипа 300); б — укороченное сопло (L-29
«Дельфин»); в — короткое сопло (Де Хэвилленд «Вам-
пир»); г — разделенные сопла (Хокер <Си Хок»); д —
длинное сопло (Аэрмаччи МВ326)

2.4.	СХЕМА ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ

Конструкция хвостового оперения, очевидно, больше зависит от общей схемы
самолета, чем любая другая его часть. Благодаря особенностям размещения эф-
фективность оперения находится под влиянием конструкции крыла и двигателей,
особенно на винтовых самолетах. Способ установки оперения на фюзеляже или
хвостовых балках определяет и конструктивную схему фюзеляжа в этом месте.
Поэтому очень трудно дать общие рекомендации на этапе предварительного
проектирования самолета.

2.4.1.	Классификация схем хвостового оперения

Примеры схем хвостового оперения, заимствованные из практики, даны на
рис. 2.23. Возможны и другие промежуточные варианты, которые здесь не рас-
сматриваются.

Группа А. Наиболее распространенной является схема с одним килем и ста-
билизатором, установленным на фюзеляже или киле. Она обеспечивает конст-
руктивную простоту и жесткость, хотя в случае Т-образного хвостового оперения
(А.З) необходимо принимать меры, предотвращающие его флаттер. Выбор опе-
рения с точки зрения аэродинамики дан в подразд. 2.4.2.

Группа В. Значительная высота киля может привести к появлению момен-
тов по крену при отклонении руля поворота в результате большого плеча между
аэродинамическим центром киля и продольной осью самолета. Если такая опас-
ность существует, заслуживает внимания разнесенная двухкилевая схема хвос-
тового оперения, уменьшающая этот эффект. Для двухбалочной или рамной схе-
мы самолета (В.2) выбор такого оперения очевиден.

Группа С. V-образное хвостовое оперение часто используется на планерах с
целью уменьшения его повреждения при посадке на заросшую площадку. Иног-
да оно используется и на самолетах, например «Фуга Магистр», где его выбор
обоснован стремлением исключить попадание конструкции в зону реактивной
-струи двигателей без применения Т-образной схемы. Другим примером может
служить самолет Бичкрафт «Бонанза». V-образное оперение не стало популяр-
ным главным образом из-за сложности управления, когда его рулевые поверх-
ности являются н рулями поворота (при отклонении в одну сторону), и рулями
высоты (при дифференцированном отклонении).
Рис. 2.23. Классификация схем хвостового оперения:

а — стабилизаторы* устанавливаемые на киле или фюзеляже; б—двойное вертикальное
оперение; б —V-образное оперение

2.4.2.	Размещение поверхностей хвостового оперения

Влияние реактивной струи. Поверхности хвостового оперения никогда не долж-
ны попадать в реактивную струю Предполагая расширение струи в конусе с по-
лууглом при вершине 6°, можно определить зону «запрета» для размещения
хвостового оперения. При необходимости ось струи можно отклонять на несколь-
ко градусов в ту или иную сторону Другая возможность заключается в прида-
нии горизонтальному оперению угла поперечного V. Желательно также по воз-
можности увеличить расстояние между зоной интенсивного шума и хвостовым
оперением, в противном случае возможно появление акустических усталостных
напряжений в относительно плоских панелях обшивки оперения. Специальные
меры, направленные на борьбу с этим явлением, требуют дополнительной массы.
Прохождение реактивной струи вблизи от стабилизатора приведет к искажению
потока и снижению стабилизирующего момента из-за эффекта подсоса

Влияние спутной струи. В симметричном полете распределение подъемной
силы по крылу с выпущенными закрылками зависит от потока, создаваемого
двигателем. То же самое относится к скосу потока и местному распределению
скоростей в зоне хвостового оперения При изменении скорости полета и угла
атаки стабилизатор перемещается в вертикальном направлении по отношению к
спутной струе, что вызывает изменение продольной устойчивости Это изменение
частично зависит от размещения стабилизатора в вертикальной плоскости. На
рис. 2 24 показано, что при высоком и низком расположении стабилизатора по-
тери статической устойчивости невелики, однако такое положение стабилизатора
не всегда удается реализовать на практике С увеличением тяговооруженности
и коэффициента подъемной силы влияние спутной струи становится более за-
метным и приводит к увеличению размеров хвостового оперения

В полете с одним отказавшим двигателем момент по рысканию должен быть
уравновешен отклонением руля поворота При этом возникает несимметричное
распределение подъемной силы по крылу, что, в свою очередь, вызовет скос по-
тока в зоне киля и увеличит момент по рысканию. Условия такого полета явля-
ются критерием для выбора размеров киля и руля поворота в случае, если дви-
гатели установлены на крыле

Устойчивость и управляемость в срывном и послесрывном режимах. Хотя
в нормальной эксплуатации срывы крыла стремятся предотвратить путем обес-
печения запаса по минимальной скорости полета, их нельзя рассматривать как
невероятное явление Поведение самолета на скоростях срыва должно демонст-
рироваться в процессе сертификационных испытаний, так как эти скорости яв-
ляются отправной точкой при выборе взлетно-посадочных характеристик.
Рис. 2,24, Сдвиг нейтральной центровки, вызван*
ный скосом потока (ARC 8М 2701):

Дснхн т — перемещение вперед нейтральной цент-
ровки из-за скоса патока; — САХ крыла

Рис. 2.25. Влияние формы крыла и положения
хвостового оперения на статическую устойчивость
при больших углах атаки (NACA ТМ-Х-26):

а — зоны расположения стабилизатора, влияющие
на поведение самолета в послесрывном режиме;

б — границы устойчивости крыла: 1—зона устой-
чивости; 2 — зона неустойчивости; 3 — Т-образное
оперение; & — устойчивость самолета в после*
срывном режиме: 1 — балансировочный угол ата-
ки аСал; 2 -* глубокий срыв; 3 — срывной угол
атаки аРТ,
ср

Безопасный выход из срывного режима является требованием. Продольная
устойчивость в полете зависит в основном от наклона кривой тг=?(а) (рис.
2.25, в) Отрицательный наклон кривой соответствует положительной статиче-
ской устойчивости, а сбалансированное положение эквивалентно mz = 0 и дости-
гается отклонением руля высоты или стабилизатора Крыло и хвостовое опере-
ние создают главные составляющие поперечного момента, при этом оперение
играет основную роль На рлс 2 25, б показаны комбинации значений угла
стреловидности и относительного удлинения крыла, образующие зону устойчи-
вости по тангажу при срыве Заштрихованная зона устойчивости нанесена при-
близительно и может зависеть от профиля крыла, крутки крыла, наличия пере-
городок от перетекания пограничного слоя, пилонов двигателей и механизации
по передней кромке. Границы зоны устойчивости, полученные по результатам
продувок в трубах, объясняют, почему стреловидное крыло имеет небо тьшое
относительное удлинение При достаточно эффективном стабилизаторе иногда
желательно иметь слегка неустойчивое крыло с тенденцией на кабрирование
Влияние расположения стабилизатора в вертикальном направлении показано на
рис 2 25, а и в. В зоне А, которая охватывает большинство схем Т-образного
оперения, неустойчивости на больших углах атаки предшествует менее выра-
Рис. 2.26. Эффективное относительное удлинение
киля в комбинации со стабилизатором (NACA TN
2907):

/—профиль NACA 0012, хорда 25,4 см, Re=8*10\
относительное удлинение 2, нулевая стреловид-
ность

Тис. 2,27. Эффективность руля поворота в што-
поре:

а — хорошие схемы; б — нежелательная схема;
J — зона срыва потока; 2 — поток в штопоре

ленная неустойчивость при срыве. В зоне В неустойчивость наступает сразу
после попадания стабилизатора в спутную струю крыла. В зоне С этого явле-
ния не наблюдается на малых скоростях, но момент на кабрирование может
появиться при маневрировании на больших дозвуковых скоростях Размещение
стабилизатора в зоне D можно считать удовлетворительным для всех углов
атаки. Эта схема возможна и при высокорасположенном крыле, если уделить
•соответствующее внимание положению спутной струи при отклоненных закрыл-
ках. Большая часть схем хвостового оперения в нормальных условиях полета
б) дет достаточно эффективна и для обеспечения устойчивости на больших углах
атаки Однако, если к спутной струе крыла добавляется след от широкого фю-
зеляжа и гондол двигателей, установленных в его хвостовой части, могут воз-
никнуть условия, при которых самолет с Т-образным оперением попадет в за-
критпческую (послесрывную) зону неустойчивости. При очень больших углах
атаки эффективность такого оперения с точки зрения продольной устойчивости
снижается до 10—20% нормальной величины. Б диапазоне углов атаки от 30 до
40° оперение попадает в собственный срыв и наклон кривой	снова

приобретает форму устойчивости. В точке mz=0 этого участка самолет оказыва-
ется сбалансированным в режиме глубокого срыва. Момент по тангажу от руля
высоты может оказаться недостаточным для восстановления нормального поло-
жения, и самолет оказывается «запертым» в неблагоприятных условиях. Это
•сопровождается быстрой потерей высоты при небольшой скорости полета, и вы-
ход из такого положения крайне сомнителен. Существуют различные методы
борьбы с таким поведением самолета, например увеличение размаха стабилизато-
ра, изменение формы крыла. Для большей безопасности устанавливают меха-
нические сигнализаторы опасного режима (колебания ручки), предупреждающие
летчика о приближении к опасному углу атаки, или механические толкатели,
перемещающие штурвал управления вперед при приближении самолета к срыв-
ному углу атаки.

Схема Т-образного оперения обладает и рядом преимуществ. На рис 2 2S
показано, что установка стабилизатора в верхней части киля ведет к увеличению
аэродинамического относительного удлинения на 50%. Стабилизатор в такой
схеме может увеличить наклон кривой подъемной силы киля примерно на 15%.
Аналогичное улучшение можно получить при использовании двух килей по кон-
цам стабилизатора. Другой момент заключается в том, что скос потока от крыла
при средних углах атаки уменьшается с увеличением высоты установки стабили-
затора, что позволяет уменьшить площадь Т-образного оперения Тот же эффект
достигается при размещении стабилизатора в вершине стреловидного киля вслед-
ствие увеличения плеча.

Вывод из штопора. На акробатических и тренировочных самолетах должен
обеспечиваться вывод из штопора Небольшие по размерам самолеты используют
для этой цели руль поворота, который должен быть эффективным на очень боль-
ших углах атаки. Из рис. 2.27 видно, что стандартное размещение стабилизатора
будет затенять большую часть руля Рядом изображены приемлемые с этой точки
зрения варианты. V-образное хвостовое оперение и схема с размещением килей на
концах стабилизатора также подходят для этого случая.

2.5.	СХЕМА ШАССИ

В прошлом применялись самые различные схемы шасси, но многие из них пред-
назначались для специальных целей. Ниже рассмотрены три основные схемы,,
представленные на рис. 2.28 и описанные в работах [2 23—2.38]

2.5.1.	Шасси с хвостовым колесом

Хотя эта схема была основной на протяжении трех первых десятилетий развития
авиации, в настоящее время она считается устаревшей. Тем не менее, ее преиму-
щества следует отметить:

а)	хвостовое колесо невелико, простое по конструкции и легкое;

б)	размещение основных стоек в этой схеме позволяет их удобно прикрепить-
к крылу;

в)	схема допускает выполнение посадки на три точки пхтем перевода само-
лета в срывной режим. Аэродинамическое сопротивление обеспечит тормозящую
силу, которая особенно необходима при посадке на травянок аэродром (без тор-
мозов);

г)	при применении тормозов вертикальная нагрузка на основные стойки уве-
личится, уменьшая проскальзывание

Причины, по которым шасси с хвостовым колесом почти полностью было вы-
теснено трехопорной схемой с передней стойкой, кроются в следующих его недо-
статках-

а)	при сильном торможении самолет стремится опрокинуться на нос;

б)	сила торможения приложена впереди ЩА и создает дестабилизирующий
момент, когда самолет перемещается под небольшим углом рыскания по отноше-
нию к ВПП. Это может вызвать крутой разворот на земле;

в)	при посадке на две точки создается момент на кабрирование в результате
ударных нагрузок на основные стойки, что приводит к увеличению подъемной
силы и подскоку самолета;

г)	положение крыла затрудняет рулежки при сильном ветре;

д)	наклонный пол кабины неудобен для пассажиров, загрузки и разгрузки;
е) наклон фюзепяжа ограничивает обзор летчику вперед;

ж)	большое сопротивление самолета при разгоне до момента отрыва хвосто-
вого колеса.

В некоторых конструкциях эти недостатки могут быть частично устранены.
Взаимосвязь хвостового колеса с управлением рулем поворота обеспечивает прос-
той способ управления самолетом на земле.
Рис* 2*28* Схемы шасси:

а — с хвостовым колесом (Пилатус «Портер»), б — велосипедное шасси (Сюд Квест 4050
«Вотур»), s —с носовым колесом (Фоккер F'28 «Феллоушип»)

2*5.2. Шасси с передней стойкой

Преимущества и недостатки передней стойки, грубо говоря, прямо противополож-
ны указанным для хвостового колеса. Принципиальные преимущества заключа-
ются в следующем:

а)	сила торможения в этой схеме приложена за ЦМ и создает стабилизирую-
щий момент, позволяя летчику использовать тормоза полностью,

б)	при нахождении на земле фюзеляж и пол кабины практически горизон-
тальны,

в)	обзор летчика хороший,

i)	передняя стопка защищает от опрокидывания на нос и предохраняет вин-
ты от повреждения (когда они используются),

д)	при разгоне сопротивление самолета невелико,

е)	при посадке на две точки усилия от основных стоек создают пикиручощиЙ
момент Постепенный рост посадочных скоростей современных самолетов сделал
эти преиъущества бочее весомыми по сравнению с имеющимися недостатками:

а)	передняя стоика должна при тормо/ сини воспринимать сО—20% веса са-
молета, и поэтому она относительно тях-сая

б)	для установки передней стойки потребуется местное усиление фюзеляжа,
а для уборки передней стойки — дополнительный объем, который трудно обеспе-
чить на легких самолетах, нс выходя за обводы фюзеляжа Это один из наиболее
трудных вопросов на этапе предварительного проектирования

Подводя итог, можно сказать, что шасси с передней стойкой стало распро-
страненным бтагодаря улучшению условий посадки и более эффективному исполь-
зованию тормозов.

2.5.3. Велосипедная схема шасси	1

В этой схеме стойки расположены в плоскости симметрии самолета, а передняя
и основная стоика воспринимают нагрузки одинаковой величины Использование
велосипедной схемы оправдано, когда в полную меру' используются следующие ее
преимущества

а)	сбс стойки размещены почти на одинаковом расстоянии от ЦМ, позволяя
бочее свободно размещать полезную нагрузку по отношению к нему,

б)	стойки убираются в фюзеляж, не нарушая конструкции крыла Прирост
массы фюзеляжа при этом зависит от дручих факторов

Недостатками схемы являются

а)	необходимость поддерживающих подкрыльных стоек тля обеспечения ус-
тойчивости самолета на земле, что увеличивает массу самолета примерно на 1%.
Однако применение сдвоенной основной стойки несколько расширяет колею и сни-
жает нагрузки на подкрыльные сгонки (Боинг В 52),

б)	необходимость более строгого соблюдения положения самолета при каса-
нии ВПП для предотвращения перегрузки стоек Углы крена также ограничены
при этом из-за перегрузки подкрыльных стоек Иногда целесообразно размещать
основною сточку' ближе к ЦМ с целью уменьшения этого недостатка, но с поте-
рей возможности беспрепятственного размещения полезной нагрузки,

в)	для отрыва передней стойки при взлете требуется большой кабрирующий
момент Поэтому желательно стояночный угол самолета выбирать таким, чтобы
он соответствовал взлетному, однако эго приведет к росту сопротивления при
разгоне пли скорости отрыва

Аргументы против велосипедной схемы таковы, что ее выбор может быть оп-
равдан только в том случае, если другие решения не подходят по каким-то при-
чинам

2 6. НЕКОТОРЫЕ НЕОБЫЧНЫЕ СХЕМЫ САМОЛЕТОВ

Общие виды, которые обсуждались в предыдущих разделах, можно назвать клас-
сичсски”и схемами с четким разделением и назначением основных элементов са-
молета Классическая схема предполагает наличие оперения в хвосте, полезной
нагрузки в фюзеляже, топлива в крыле и, если необходимо, в фюзеляже Фюзе-
ляж в основном предназначен для оптимального транспортирования, быстрой за-
грузки ч разгрузки и не создаст подъемной силы

Радикальным отступлением от классической схемы являются объединенный
схемы, типичным представителем которых может служить летающее крыло В этой
схеме крыло одновременно создает подъемнх'ю силу, несет попезную нагрузку и
обеспечивает устойчивость и управляемость Менее радикачьной является схема
бесхвостки, в которой есть фюзетяж, но отсутствует горизонтальное оперение
Третьей необычной конфигурацией считается схема «утка» При выборе необычной
схемы самолета дотжны быть веские доказательства потучаемых преимуществ
в виде у тучшенных характеристик и летных качеств или получения легкой конст-
рукции Например, летающее крыло можно рассматривать применительно к само-
летам большой дальности и планерам, так как в обоих случаях может быть
использовано улучшение аэродинамического качества, предлагаемое схемой.
Практический опыт показывает, что конструг ция новой схемы требует большого
объема предваритечьных исследований до превращения ее в готовое изделие.
В истории авиации немало примеров, подтверждающих это.
50

Рис. 2.29. Максимальное качество
на дозвуковых скоростях:

/ — размах крыла; су — осреднен-
ный коэффициент трения воздуха
об обшивку, основанный на пло-
щади SOM омываемой поверхности;
г — число Освальда, характеризую-
щее эффективность размаха; S0M —
площадь омываемой поверхности;
X — сопротивление; Y — подъемная
сила; / — дозвуковые транспортные
самолеты; 2 — летающее крыло с
относительным удлинением 6—8;
3—планеры с высокими характери-
стиками

2.6.1.	Летающее крыло

Во время второй мировой воины конструкторы различных стран рассматривали
летающее крыло как идеальную схему, обещающую значительное снижение сопро-
тивления и массы. К их числу относились Липпиш и братья Хортен в Германии,
Цортроп в США и Ли в Англии. В 1965 г. Ли сделал попытку привлечь внимание
к схеме летающее крыло для самолета коротких авиалиний в работе [2.45]

Так как чистая схема летающее крыло не имеет фюзеляжа и горизонтального
оперения, на ней могут быть получены малые коэффициенты сопротивления при
нулевой подъемной силе. Называются цифры от 0,008 до 0,011 по сравнению с
0,015—0,020 для обычного самолета Поскольку качество самолета обратно про-
порционально корню квадратному из этой величины, теоретически возможно его
улучшение па 40% для данного относительного удлинения (рис 2 29) Это одно-
временно относится и к дальности полета при том же запасе топлива, взлетной
массе и крейсерском скорости. Улучшение можно выразить также в форме сниже-
ния расхода топлива, мощности двигателей или взлетной массы при заданных по-
лезной нагрузке и дальности.

Масса пустого летающего крыла могла быть меньше главным образом в ре-
зультате более благоприятного распределения массы внутри крыла, что уменьша-
ет изгибающий момент в корневой части. Теоретически возможно получение ну-
левого изгибающего момента в установившемся полете, если предположить, что
масса по размаху крыла распределена, как н подъемная сила. Следовательно,
нзтбающнй момент будет расчетным при посадке, в полете расчетным случаем
будет момент на кручение и требования к жесткости конструкции крыла. Во вся-
ком случае уменьшение массы конструкции по сравнению с обычной схемой воз-
можно. Для обеспечения устойчивости в сбалансированном положении должны
быть выполнены следующие требования1

1)	аэродинамический момент по тангажу при нулевой подъемной силе и ну-
левом отклонении поверхностей управления должен быть положительным (на
кабрироьание). Это может быть выполнено путем применения секции крыла с от-
клоненными вверх хвостовыми частями или стреловидною крыла с отрицательной
круткой носка либо отклонением элеронов. Все эти меры приводят к увеличению
индуктивного сопротивления,

2)	ЦМ должен находиться впереди центра давления; для прямого крыла это
трхдно выполнимо, так как основную нагрузку необходимо сосредоточивать в
породнен части крыла Стреловидное крыло более удобно в этом случае, посколь-
ку его центр давления расположен дальше назад, обеспечивая больше простран-
ства для размещения груза впереди ЦМ.
Рис, 2Л0. Проект самолета для коротких авиалиний, выполненный по схеме летающее
крыло:

/ — входные двери; 2 — туалет, 3 — топливо

Стреловидное крыло большого удлинения неустойчиво в продольном отноше-
нии при больших углах атаки (см рис 2,25, б) У летающего крыла нет возмож-
ности исправить это положение с помощью горизонтального оперения, и проблема
устойчивости становится угрожающей Следовательно, часть аэродинамического
выигрыша теряется для схемы летающее крыло (рис 2 30), и ее аэродинамическое
превосходство над обычной схемой исчезает.

Низкое относительное удлинение крыла заставляет конструктора выбирать
толстый профиль для размещения необходимой нагрузки. Кроме сравнения
обычной схемы и летающего крыла исходя из условий одинакового относительного
удлинения крыла необходимо такое же сравнение при равных объемах При
заданной плотности полезной нагрузки оптимальной будет та конструкция,
у которой пространство, ограниченное контурами, используется полнее
При равных объемах обе конфигурации имеют почти одинаковую площадь омы-
ваемой потоком поверхности, и преимущество летающего крыла может быть
только в несколько большем размахе и хорошо обтекаемых двигателях, что сни-
жает сопротивление. Другим недостатком летающего крыла является его неспо-
собность достичь максимального коэффициента подъемной силы Эффективные
закрылки в хвостовой части крыла при отклонении создают пикирующий момент,
который нечем сбалансировать. Низкое значение удельной нагрузки на крыло обя-
зательно для схемы летающее крыло. Это делает ее чувствительной к турбулент-
ности воздуха не столько с точки зрения прочности конструкции, сколько с точки
зрения нагрузки на экипаж и комфорта пассажиров. Летающее крыло можно
сделать продольно устойчивым, но его реакция на отклонение рулевых поверхно-
стей будет сопровождаться длинпопериодическими фугоидными и короткоперио-
дическимч колебаниями, неприятными для летчика, хотя в настоящее время с этим
можно бороться при помощи одной из схем искусственного повышения устойчи-
вости.

Следует, наконец, указать, что летающее крыло не обладает гибкостью в
смысле его загрузки, особенно при малой плотности полезной нагрузки Ограни-
чения по размещению полезной нагрузки необходимы как в продольном, так и
поперечном направлениях, что нежелательно при эксплуатации транспортного
самолета
Форма летающего крыла не совсем удобна при применении герметичной ка-
бины и требует значительных конструктивных доработок с соответствующим
приростом массы. Модификации схемы летающее крыло с целью увеличения по-
лезной нагрузки практически невозможны

Заканчивая обсуждение схемы летающее крыло, можно сказать, что эта
конфигурация обладает потенциальными возможностями повышения качества
при небольшой массе конструкции, но летные и эксплуатационные характеристи-
ки вызывают опасения В связи с тем, что крыло выполняет и функции по управ-
лению, появится дополнительное балансировочное сопротивление. Для пассажир-
ского транспортного самолета схема летающее ьрыло вряд ли приемлема, но при
создании специальных летательных аппаратов, например планера, разведыва-
тельного самолета или грузового самолета большой дальности, ее нельзя ис-
ключать из рассмотрения.

2.6.2.	Бесхвостка

Для летающего крыла и бесхвостки характерно отсутствие горизонтальною опе-
рения, но последняя схема имеет обычный фюзеляж, в котором размещается
большая часть полезной нагрузки. Хвостовая часть фюзеляжа в этой схеме от-
носительно короткая и несет только вертикальное оперение. Бесхвостый самолет
обычно проектируется для сверхзвуковых скоростей с применением тонкого тре-
угольного крыла. Рулевые поверхности такого крыла действуют как рули высоты
(при отклонении в одну сторону) или элероны (при отклонении в противополож-
ные стороны). Как и летающее крыло, бесхвостка не может нести эффективные
посадочные закрылки и необходимая подъемная сила при посадке получается
путем увеличения площади крыла небольшого относительного удлинения, что
приводит к необходимости создания больших посадочных углов. Некоторые из
недостатков летающего крыла относятся и к бесхвостке, хотя и в меньшей сте-
пени из-за меньшего относительного удлинения и большей средней аэродинами-
ческой хорды (САХ).

Поскольку бесхвостка с треугольным крылом менее радикально, чем летаю-
щее крыло, отличается от классической схемы, по этой схеме было построено
много удачных самолетов, поступивших в серийное производство Наиболее из-
вестными являются: Авро «Вулкан» (почти летающее крыло, см ргс. 2 12),
Конвэр В-58 и F-102, Локхид YF-12A, Дуглас F-4D, Дассо «Мираж», SAAB
«Дракон» и ВАС-SUD «Конкорд». Все эти самолеты рассчитаны на полеты в
диапазоне трансзвуковых и сверхзвуковых скоростей, так как бесхвостка с тре-
угольным крылом, одна из наиболее подходящих конфигураций для сверхзвуко-
вого крейсерского полета. Работа [2.44] дает общую информацию, касающуюся
конструкции такого самолета.

2.6.3.	Схема «утка»

Эта схема периодически привлекала внимание конструкторов в силу характерных
особенностей. Самолет братьев Раит был построен по схеме «утка» и вообще
идея расположения продольного управления впереди крыла, где на него не бу-
дет действовать скос потока, считалась плодотворной. Балансировка самолета
достигается при помощи передних поверхностей, подъемная сила которых на-
правлена вверх и складывается с подъемной силой крыла. В отличие от клас-
сической схемы это увеличивает подъемную силу и уменьшает балансировочное
сопротивление, что особенно важно при полете высокоманевренного самолета с
большой скоростью Различают схемы «утка» с близко и далеко расположенными
передними поверхностями (рис 2 31). Далеко расположенные передние поверх-
ности предназначены в первую очередь для уменьшения сопротивления в крей-
серском полете. Их большое расстояние от крыла уменьшает интерференцию.
Динамическая устойчивость обеспечивается, когда площадь передних поверхно-
стей составляет менее 10% площади крыла. Конструктивные проблемы этой схе-
мы заключаются в следующем:
Рис. 2.3L Примеры конфигурации самолетов схемы <утка>:

г"тг'Далеко РасП0Л0ЖеннЬ1^ передние поверхности (Норт Америкен, проект
SJC, 1964 г); б—близко расположенные передние поверхности (SAAB

<пИГГОи» 1
а)	для обеспечения приемлемою диапазона центровок передние несущие по
верхности должны иметь максимальный коэффициент подъемной силы больший
по величине, чем у крыла Это может быть достшнуто только при небольшом
относительном удлинении крыла Передние поверхности должны быть оснащены
сложной механизацией,

б)	вихревая зона от передних поверхностей искажает поток над крылом и
создаст моменты по крену при скольжении самолета Интенсивная вихревая зо
на может оказывать в зияние на киль

В схеме близко расположенных передних поверхностей интерференция с
крытом преднамеренно используется для увеличения максимальной подъемной
ситы Максимальный эффект достигается при больших углах атаки на поверхно-
стях с небольшим относительным удлинением и большой стреловидностью перед-
ней кромки Увеличение сопротивления при этом допустимо дтя самолетов с до-
статочной энерговоору жснпостыо

Схема «утка» приемлема для транс- и сверхзвуковых маневренных самолетов
при достаточной их энерговооруженности
ГЛАВА 3

Конструкция фюзеляжа

В вводном разделе данной главы рассмотрены конструктивные требования к фю-
зеляжу, возможность получения оптимальной внешней формы и рекомендации
по методике проектирования фюзеляжа

Во втором разделе детально положены вопросы проектирования пассажир-
ском кабины с целью получения ее аффективной компоновки Это важно для то-
го, чтобы при заданном уровне комфорта пассажиров фюзеляж вносит максималь-
но возможный вклад в экономичность самотета

Далее уделено внимание проектированию фюзеляжей грузовых самолетов,
для которых важны удельная плотность нагрузки, использование контейнеров и
поддонов, методы загрузки и разгрузки В заключительных разделах содержатся
указания касающиеся проектирования кабины экипажа и внешней формы фюзе-
ляжа

3.1.	ВВЕДЕНИЕ

3.1.1.	Назначение и конструктивные требования

Выбор оощей схемы самолета тесно связан с фюзеляжем, основные размеры ко-
торого должны быть оценены более детально Фактически фюзеляж представляет
настолько важный элемент общей конструкции, что его проектирование можно бы-
ло бы начинать до утверждения конфигурации самолета

Основное назначение фюзелялЗ заключается в следующем

а)	он представ щег оболочку, содержащую полезную нагрузку, которая под-
лежит транспортировке на заданное расстояние с заданной скоростью Должна
быть обеспечена быстрая за:ружа самолета до почета и разгрузка после полета
Конструкция фюзеляжа должна обеспечивать защиту от неблагоприятных фак-
торов, связанных с полетом {низкие температура, давление, высокий скоростной
напор) е п внешнего шума при условии выполнения соответствующих мер

б)	фюзечяж (чаще всего его носовая часть) явчяется наиболее приемлемым
местом для размещения кабины экипажа,

в)	фюзе гяж можно рассм ыривать, с одной стороны, как основной конст-
руктивный элемент, к которому крепятся другие части (крыло, оперение и в не-
которых счучаях двигатели) и, с другой, как связующий элемент между полез-
ной нагрузкой и самолетом На некоторых самолетах часть этих функций
фюзеляжа выполняют хвостовые балки,

г)	в фюзеляже размещаются самолетные системы и иногда двигатели, топ-
ливо и шасси

Установка само четных систем нс является 1емой настоящей главы, но перво
начальное представление о размещении системы кондиционирования и вспомога-
тельной силовой остановки в фюзеляже современного самолета дает рис 3 1

Мноте из требований, предъявляемых к фюзеляжу, ограничивают выбор
конструктора Приведенный ниже 1алеко не полный перечень определяет фак
горы, на которые необходимо обратить серьезное внимание, так как они влияют
на большинство конструкций

1	Сопротивление фюзеляжа должно быть небольшим, так как оно состав-
ляет 20—40% сопротивления самолета при нулевой подъемной силе При за
данном скоростном напоре сопротивление определяется главным образом фор
мои и площадью омываемой потоком поверхности При увеличении диаметра
Хокер-Сиддли

кабины; 3 -па-

23—

«Трайдент»:

/ — регулируемые выходы, 2 — выход на потолке

трубок вытяжки из кухни; 4 — патрубки индивидуальной вентиля-
ции; 5— потолочные патрубки; 6 — регулятор в пассажирской ка-

трубопровод подачи воздуха в
экипажа, 14 — распределительный

Рис. 3.1. Система кондиционирования самолета

бине: 7 — бачок для дренажа; 5 — вентилятор холодного воздуха
9 — предохранительные и впускные клапаны; 10 — клапан впуска
// — глушитель водоотделителя;

Вид

13

15

18

22

26

19

2С

12 — вентиляция туалета,
кабину
патру-

пажа; 22 — левый и правый распределительные патрубки; 23 —патрубок индивидуальной
вентиляции; 24 — клапаны расхода; 25 —патрубок распределения воздуха по кабине; 26 —
привод клапана распределения воздуха по потолку; 27 — патрубок распределения воздуха
в передней части кабины

бок хвостовой части фюзеляжа; 15 — об-
дув пассажирских окон; 16 — вентиляция
отсека для животных; 17 — охлаждение
радиоотсека; 18 — вентилятор радиоотсека;
19 — клапан сброса; 20 — предохранитель-
ный клапан; 21 — обдув остекления эки-

23

14

10

12

герметичный шпангауг

27

Z 26

25

' 24

фюзеляжа на 10% общее сопротивление возрастает на 1,5—3%, Это означает
увеличение расхода топлива или уменьшение дальности, увеличение взлетной
массы, других составляющих сопротивления и т. д, «Лавинообразное» нараста-
ние массы зависит от типа операций, выполняемых самолетом, что, в свою оче-
редь, определяет целесообразность тех усилий, которые следует затратить на
достижение минимального сопротивления. В случае грузового нескоростного са-
молета при скромном его годового налете (например самолет Шорт «Скайвэн»)
аэродинамическое совершенство форм может быть принесено в жертву удобст-
вами эксплуатации, например, в виде применения схемы загрузки через заднюю
грузовую дверь.

2.	Конструкция фюзеляжа должна быть достаточно прочной, жесткой и лег-
кой, рассчитанной на достаточный ресурс, пригодной для контроля и обслужи-
вания,

В целях исключения усталостных разрушений герметичной кабины, на-
пряжения в обшивке должны быть небольшими, например не более 850 кгс/см3,
что составляет всего 30% от предела прочности алюминиевого сплава
Al 2024-ТЗ. Герметичная кабина обычно имеет правильную форму круглого се-
чения или состоит из отдельных сегментов круглого сечения,

3.	Эксплуатационные расходы зависят от того, как конструкция фюзеляжа
влияет на расход топлива и стоимость изготовления. В общем случае небольшой
и компактный фюзеляж кажется выгодным. С другой стороны, необходимо учи-
тывать, что конструкция и размеры фюзеляжа являются решающими факторами
для самолета как коммерческого изделия. Стремясь к компактной конструкции,
не следует забывать, что потенциальный покупатель отвергнет самолет, если на
нем нет достаточного комфорта и удобств.
4.	Фюзеляж не просто несет оперение, он влияет па его конфигурацию. Де-
стабилизирующие моменты по тангажу и рысканию от фюзеляжа приблизительно
пропорциональны его объему, в то время как стабилизирующие моменты хвос-
тового оперения зависят в основном от длины хвостовой части фюзеляжа.

3.1.2.	Сопротивление и оптимизация внешней формы

Как это ни парадоксально, но фюзеляж — наиболее подходящий элемент само-
лета для оптимизации, — редко отличается идеальностью аэродинамической фор-
мы. Последними проектами самолетов, отражающими стремление к совершенст-
ву фюзеляжа, были самолеты Локхид «Констелейшн», «Эрспид Амбассадор» и,
в другой весовой категории, HFB «Ганза». Вопрос заключается в том, до какой
степени возможна и желательна аэродинамическая оптимизация внешней формы
фюзеляжа. Кроме вопросов оптимизации в широком смысле, которые постоянно
занимают конструктора, — какое расположение сидений лучше, где разместить
ба!ажиый отсек и т. п, — главными вопросами, на которые необходимо дать

ответ на этапе предварительного проектирования, являются следующие:

1.	Ставить ли целью получение идеально обтекаемой формы с минимальным

сопротивлением или удовлетвориться простой цилиндрической формой?

2.	Следует выбирать фюзеляж большого удлинения или использовать корот-
кий фюзеляж?

На рис 3 2 показано влияние относительного удлинения фюзеляжа Хф (от-
ношение длины к диаметру) на сопротивление в виде коэффициентов сопротив-

ления фюзеляжа, отнесенных к трем различным параметрам: площади миделева
сечения омываемой (смачиваемой) потоком поверхности и объему в степени 2/3.

Кривые построены для полностью обтекаемого тела вращения с относительным
удлинением более 4 Те же самые коэффициенты даны также для фюзеляжа с
цилиндрической средней частью Предполагается, что при заданных величинах
Аф коэффициент сопротивления фюзеляжа по

омываемой поверхности примерно равен тако-
му же коэффициенту обтекаемого тела. Из
данных графика можно сделать следующие вы-
воды.

1.	Для очень удлиненной формы коэффици-
ент сопротивления по омываемой поверхности
приближается к величине сопротивления для
плоской пластины. При небольших значениях
?.ф значительно возрастает сопротивление дав-
ления.

2.	Кривая коэффициента, отнесенного к
площади миделева сечения, имеет выраженный
минимум при Аф —2,5 ... З.Для цилиндриче-
ской в средней части формы это сопротивление
значительно возрастает с увеличением Хф.

3.	Кривая сопротивления, отнесенного к
объему в степени 2/3, имеет невыраженный
минимум для Хф = 4 ... 6 и незначительно уве-
личивается с ростом удлинения. Относительные
удлинения менее 3 ведут к резкому повышению
сопротивления. Средняя цилиндрическая часть
практически не оказывает влияния на коэффи-
циент сопротивления для всех величин Хо-
тя цифровые значения на рис. 3 2 не примени-
мы ко всем формам фюзеляжей и не могут ис-
пользоваться при расчете сопротивлений, кри-
вые дают наглядную качественную картину, в
большинстве случаев справедливую. Значения
удлинений фюзеляжей на практике имеют
большой разорос, так как на их выбор влияют
и другие факторы.

Рис. 3.2. Коэффициенты сопротив-
ления обтекаемых тел вращения на
малых скоростях для Re=107 и точ-
ки перехода в носовой части (кри-
вые рассчитаны в соответствии с
разд* F.3.4):

—коэффициент сопротивле-
ния, отнесенный к объему в сте-
пени 2/3; 10 Схом — коэффициент
сопротивления, отнесенный к омы-
ваемой поверхности; С^м — коэф-
фициент сопротивления, отнесенный
к площади миделева сечения; 1 —
цилиндрическая средняя часть
Рис. 3.3. Классификация форм фю-
зеляжей:

а — фюзеляж с относительно боль*
шим объемом полезной нагрузки и
эффективной внутренней компонов-
кой (Дассо «Меркюр»): /*-встро-
енный трап; 2*—служебная дверь
(справа); 3 — пассажирский вход
(слева); 4— аварийные выходы;

5 — ВСУ; 6 — задний грузовой от-
сек объемом 19 м3г вмещающий че-
тыре контейнера типа Боинг

727 плюс обычный груз и багаж; 7 — гидравлический отсек; 8 — отсек системы кондицио
пирования; 9 — передний грузовой отсек объемом 15,5 м\ вмещающий пять контейнеров
типа Боинг 727; 10— отсек электрического и электронного оборудования; //— радиолока-
тор; р — грузовой самолет {Норд 2508) с хвостовыми балками и коротким хвостовым обте-
ьателем фюзеляжа; в —реактивный тренировочный самолет («Фуга Мажистер») с неболь-
шой полезной нагрузкой; г—планер (Сигма Гляйдер), носовая часть фюзеляжа которого
и хвостовая балка спроектированы по различным аэродинамическим критериям

Хотя в самолетостроении редко повторяются стандартные решения, обсуж-
дения следующих четырех типов фюзеляжей (рис. 3.3) поможет ответить на
вопрос о целесообразности с конструктивной точки зрения стремления к идеаль-
ной форме или по крайней мере к достижению минимума одной из кривых на
рис. 3.2. На транспортном самолете (рис. 3.3, а) объем, предусмотренный для
полезной нагрузки, составляет 60—70% объема фюзеляжа. Форма фюзеляжа в
jTOm случае зависит от схемы размещения пассажиров или груза.

Цилиндрическая форма средней части фюзеляжа используется по следую-
щим причинам:

а)	значительно упрощается конструкция и изготовление;

б)	обеспечена возможность получения эффективной внутренней компоновки
с малыми потерями объема;

в)	возможны различные схемы размещения кресел;
Рис. 3.4. Сопротивление хвосто-
вого обтекателя, добавленного к
цилиндрической средней части
фюзеляжа:

/ — заостренный	обтекатель;

2 — скругленный	обтекатель;

3 — составляющая	сопротивле-
ния давления;	-4	— сопротивле-

ние трения

Удлинение хвостового обтекателя x/d

г)	возможно дальнейшее развитие схемы самолета путем удлинения фюзе-
ляжа.

С увеличением длины фюзеляжа площадь оперения уменьшается, но только
до определенного момента. Для фюзеляжей с удлинением 12—15 возникают про-
блемы обеспечения жесткости. Аналитические расчеты в работе |3,3] показывают,
что решающим фактором при выборе оптимальной формы фюзеляжа скорее
является масса, а не сопротивление. Этот вывод подтверждается упрощенной
кривой зависимости коэффициента сопротивления, отнесенного к объему в степе-
ни 2/3, от удлинения (см. рис. 3.2). Для удлиненных фюзеляжей необходимо
отметить благоприятное влияние числа Re на сопротивление трения.

На пассажирских и грузовых самолетах возможности изменения формы фюзе-
ляжа лимитируются размещением нагрузки. Проектирование должно вестись по
схеме «от внутренней компоновки к внешней форме», и оболочка вокруг полезной
нагрузки должна выбираться по принципу обеспечения минимальной омываемой
поверхности и исключения по возможности срывов потока.

На грузовых самолетах (рис. 3.3, б) основной задачей является загрузка и
разгрузка в продольном направлении. На самолетах небольших размеров загруз-
ка через носовую часть неприемлема из-за необходимости размещения кабины
экипажа над фюзеляжем с увеличением миделева сечения.

Размещение грузовой двери в хвостовой части фюзеляжа, нагруженной опе-
рением и наддувом кабины, также связано с трудностями. В таких случаях может
оказаться целесообразным применение хвостовых балок (см. подразд. 3.3 3), хотя
не исключены и другие решения. Длина фюзеляжа при этом выбирается настоль-
ко малой, насколько позволяют аэродинамические факторы, и его форма вылива-
ется в короткое тупоносое тело. Хотя эта схема далека от оптимальной формы,
сна близка к условиям получения минимального сопротивления для заданной
площади миделева сечения, как показано на рис. 3.2 (например, самолет «Аргоси»
имеет Аф = 4,85, самолет «Арава» Аф = 3,75). Рис. 3.4 подтверждает, что небольшая
величина относительного удлинения хвостового обтекателя фюзеляжа приводит
к незначшелыюму приросту сопротивления. Следует, однако, иметь в виду, что
возмущение потока крылом в общем случае изменит эту картину в неблагопри-
ятную стерону. Хвостовые балки на самолете «Арава», которые включают в се-
бя и гондолы двигателей, имеют удлинение, равное 14, что свидетельствует о
стремлении достичь при проектировании минимальной омываемой поверхности

Тренировочные и небольшие туристские самолеты (рис. 3.3, в) несут сравни-
тельно малую полезную нагрузку по отношению к размерам фюзеляжа и допуска-
Рис. 3.5. Примеры фюзеляжей
специальной формы:

а — самолет Сипа «Миниджет»
(1952 г.), удлинение фюзеляжа
3,3; б — проект фирмы Боинг
трансзвукового лайнера (М=
=0,95 . . . 0,98), построенного по
правилу площадей; в—сверх-
звуковой пассажирский самолет
Аэроспа сьяль-Б АС «Конкорд»,
удлинение фюзеляжа около 20

ют большую свободу в смысле размещения экипажа (пассажиров), двигателей,
оборудования и топлива.

Длина хвостовой части фюзеляжа будет в основном зависеть от желаемой
эффективности хвостового оперения. При расположении членов экипажа рядом
удлинение фюзеляжа обычно составляет 6, для схемы «тандем» — достигает 8.
Интересным исключением является самолет Сипа «Миниджет» (1952 г., рис. 3.5, а)
с удлинением фюзеляжа 3,3, которое свидетельствует о стремлении получить ми-
нимальное сопротивление для заданной площади миделева сечения путем ис-
пользования хвостовых балок с оперением.

При проектировании планеров (рис. 3.3, г) основное внимание уделяется по-
лучению минимального сопротивления. Передняя часть фюзеляжа проектируется
с тенденцией выбора формы, соответствующей минимальному сопротивлению для
заданной площади миделева сечения кабины. Из рис. 3.2 видно, что это условие
соответствует ХфИ2,5...3. В отличие от рассмотренных выше примеров предполо-
жение о турбулентности пограничного слоя неприменимо к планерам. При выборе
формы фюзеляжа планера его можно рассматривать как тело вращения с лами-
нарным профилем, у которого пограничный слой становится турбулентным только
на некотором расстоянии от носовой части. В этом случае оптимальным считается
удлинение от 3 до 4. Длина хвостовой балки определяется плечом хвостового
оперения. Длинная хвостовая балка будет иметь небольшую омываемую поверх-
ность и сопротивление. При этом необходимо соразмерять массу и жесткость
конструкции.

Рассмотренные примеры оптимизации форм фюзеляжей ограничены скоро-
стью полета М = 0,85. Они показывают целесообразность стремления к идеальным
обтекаемым формам, если полезная нагрузка пе диктует противоположное. При-
емлемая ферма фюзеляжа может быть получена в результате детальной прора-
ботки нескольких вариантов проекта с различными схемами размещения нагруз-
ки. Удлинение и форма фюзеляжа являются факторами, меняющимися в широких
пределах.

На скоростях больше М=0,85 фюзеляжи с обычными величинами удлине-
ния будут создавать волновое сопротивление. Поскольку в данной главе не рас-
сматриваются явления, происходящие на трансзвуковых и сверхзвуковых ско-
ростях, О1раннчимся коротким обсуждением нескольких примеров. На рис. 3.5, б
показан проект трансзвукового транспортного самолета, на примере которого вид-
но, каким образом можно получить удовлетворительные данные по сопротивлению
до М=0,95...0,98 путем использования правила площадей в сочетании с супер-
критическим профилем крыла. Центральная часть фюзеляжа имеет поджатие,
которое при небольшой полезной нагрузке не создает проблем по внутренней
компоновке. Насколько выигрыш в скорости в 10—15% компенсирует практичес-
кие недостатки этой формы, может показать только детальное исследование.

Полеты на сверхзвуковых скоростях требуют очень удлиненного фюзеляжа
для снижения волнового сопротивления до приемлемой величины. На самолетах
«Конкорд», Ту-144 и проекте самолета Боинг СТС 2707 выбраны соответственно
удлинения фюзеляжей 20; 18,5 ч 18—25. Интересно отметить, что фюзеляжи са-
молетов «Конкорд» (рис. 3.5, в) и Ту-144 имеют цилиндрическое сечение.

3.1.3.	Метод проектирования фюзеляжа
с цилиндрической средней частью

Приведенный ниже метод проектирования заимствован из работы [3.1] и приме-
ним к широкофюзеляжному самолету с цилиндрической средней частью. В упро-
щенном виде он может быть использован для обычных пассажирских самолетов
с числом пассажиров менее 120 исходя из предпосылок, что весь пассажирский
салоп имеет цилиндрическую форму. Некоторые этапы метода, рассмотренные ни-
же, справедливы и для грузовых самолетов, хотя во многих случаях решающее
значение для них будет иметь расположение грузовых дверей (см. подразд. 3.3.3).

1.	Выбирается число сидении в ряд или размеры поперечного сечения груза
и намечается сечение, которое определит диаметр средней части фюзеляжа. Основ-
ные габаритные размеры фюзеляжа будут зависеть от размеров этого сечения.

2.	Устанавливается форма поперечного сечения на основе некоторых извест-
ных данных (размеры сидений, шаг сидений, меры безопасности и т. п.). При ко-
личестве пассажиров 150—200 человек необходимо проработать схему размещения
кресел с двумя проходами; при вместимости самолета 500 человек и более целе-
сообразна двухпалубная схема фюзеляжа. Определяются критические точки, ко-
торые лимитируют внутренние размеры кабины и грузового отсека. Вокруг них
накосится круглый контур или контур из правильных сегментов («двойной пу-
зырь», плоский низ).

3.	Определяется внешний контур сечения, исходя из минимальной толщины
•стенок (обшивка, шпангоут, внутренние панели и т. п.).

4.	Чертится продольный вид фюзеляжа с носовой и хвостовой частями, вклю-
чая кабину. Эти части не имеют цилиндрической формы. Они вмещают меньше
пассажиров в единицу объема, чем цилиндрическая часть, и должны быть по воз-
можности короче. Некоторые рекомендации ио этим вопросам даны в разд. 3.5.1.

5.	Объемы носовой и хвостовой частей вычитаются из общего объема полез-
ной нагрузки. Оставшуюся основную часть объема полезной нагрузки правильной
•формы можно считать установленной.

6.	По общим видам фюзеляжа сбоку и спереди уточняются следующие де-
тали:

основные размеры кабины экипажа;

размеры и размещение дверей, окон, аварийных выходов, объемов, необходи-
мых для посадки, высадки и аварийной эвакуации;

хвостовая часть фюзеляжа, которая не должна создавать неприемлемых гео-
метрических ограничений при повороте фюзеляжа на взлете или при посадке;

места установки центроплана крыла, узлов крепления двигателей, механизмов
уборки и выпуска шасси, агрегатов систем кондиционирования и наддува, элек-
трической системы, электронного оборудования и т. п. в соответствии с их на-
личием;

объемы под полом для груза или багажа. При недостатке объема может быть
изменена форма поперечного сечения («двойной пузырь»), увеличен диаметр, под-
нят пол кабины, изменена схема размещения сидений и т. д.

7.	Если первые прикидки не дают желаемого результата, или когда необхо-
димо проанализировать несколько вариантов, процедура повторяется с п. 1 столь-
ко раз, сколько необходимо.

Целесообразно также проверить возможность компоновки проектируемого
фюзеляжа в вариантах применения самолета с различным классом сидений, в гру-
зопассажирском * и грузовом вариантах.

* Самолет с размещением пассажиров и груза в основной кабине.
Метод проектирования, из тоже глый выше, носит предварительный характер,
j огда многие данные, такие ак размещение корневой части крыта еше неизвсст
ны Например, неб и оприятая центровка может привести на белее поздних ла
пах к пс[ слохнюновкс полезной ншруз'и Предварительный проект фюзеляжа
выполняется на чертежной доске, i оскотьку апа штичсских методов проектирова
пня кранце на ю в литератхре Они от раничиваются исследованием влияния формы
фюзе гяжа на массу пхетого самолета п сопротивление, и хотя дают положитель
ные резу льтчты, но ие все! да то шые Коомс того, важно у штывать такие факторы,
к 1к комфорт, легкий доступ, посадку л высадку пассажиров связь формы фю
зеляжа с общей схемой самолета Эти аспекты имеют большое в гияпие ia око
номику Само юта, хотя эго влияние нельзя выразить количественно Эксплхата
ционная экономика настолько важна, что разработчик обычно строит один или
несколько макетов фюзеляжа прежде чем принять окончательное решение Раз
работке инлерьера кабины в дальнейшехг проводит отдельная конструкторская
бригада но основные моменты кос поковки закладываются при предварительном
проемирсвании

3 2 ФЮЗЕЛЯЖИ ТРАНСПОРТНЫХ САМОЛЕТОВ

И САМОЛЕТОВ ОБЩЕГО ПОЛЬЗОВАНИЯ

3.2.1.	Комфорт и плотность полезной нагрузки

Хотя пасса ьиры судят об удобствах самолета по своим вкусам, существует ряд
минималы ых требований, подлежащих выполнению На комфорт в самолете
ь [ияют в основном следующие факторы

а)	г оьегрукция сидении и схема их размещения Под этим подразхмевают
в первую очередь степень регулирс г ки сидений и пространство для пог,

б)	об цее эстетическое впечат гение от интерьера салона, особенно впечатле
нье простора при ограниченных размерах

в)	на. ичие пространства для перемещения пассажиров в кабине,

г)	климат кабины температура, влажность, отсутствие сквозняков регу ли
рхемая подача воздуха Важно оц'аничивать скорость изменения дав гения в
кабине прием гсмыми пределами

д)	шхм в кабине или уровень п ума мешающий нормальному разговорх, и
наличие резонансов,

е)	перегрузки как нормальные к траектории полета, так и в поперечном на
правлении при торможении Крохе внешних погодных факторов комфорт зави
сит от копелрукции крыла и упругости фюзеляжа,

ж)	положение самолета при наборе высоты и спуске

з)	продолжительность полета,

и)	чисто и удобство подхода к туалетам, число умывальников, салонов
(если они есть) и других спецпомсщении

к)	служба стюардесс, развлечения в помете питание и т п

Конструктор самолета может изменять только некоторые из этих факторов,
например объем фюзеляжа, параметры конструкции крыла влияющие на пере
грузки (удельная нагрузка на крыто относительное удлинение, угол стреловид
ности) Другие факторы, такие как кондиционирование и наддув звуконзотгция
и т п, рассматриваются на более поздних этапах проектирования Констрхктор
не имеет прямого отношения к вопросам обслуживания в полете хотя он дол
жен предусмотреть объемы для туглелов кухонь, гардеробов На рис 3 6 изобра
>хены располагаемые обссмы на пассажира в самолете, го сравнению с объемами
в друигх вилах транспорта График показывает зависимость степени комфорта от
объема, приходящегося на пассажира и среднего времени движения

У самолетов существхет раз нише по классам или стоимости билета Любая
попытка повысить степень комфорта путем увеличения объема кабины приведет
к росту размеров фюзеляжа и эксплуатационных расходов Международные со
гчашения и конкурс гция не позволяют компенсировать эти расходы увеличешем
стоимости билета На загруженных линиях, в условиях сильной конкуренции уве
личение объемов иногда бывает выгодным Статистические данные (рис 3 7) по
называют что для самолетов с взлетной массой более II 000 кг плотность по гез
ной нагрузки мало зависит от размера самолета Для большинства современных
лранспортпых самолетов она составляет 80—90 кг/м3, а для серии широкофюзе-
Типичное время движения ,ч

Рис 3 6 Объем, приходящийся на пассажира и длительность движения для разных видов
транспорта

1 — метро (часы пик) 2 — почтовый вагон, 5 —личный автомобиль 4 —автомобиль 5 —
автобус дальнего следования 6 — переполненный вагон 7 — метро, 8 — пассажирский ва
гон 9— транспортные самолеты первого класса 10—сверхзв^новые транспортные самолс
ты 11— современные реактивные самолеты, 12 — винтовые самолеты, 13— объем человс
ка 14—метро (максимальная вместимость)

ляжных самолетов (Боинг 747 Дугтас DC 10 Локхид L 1011 Эйрбас А300В) —
70 кг/м3

i небольших самолетов коротких линий с массой до 11 000 кг конструктив
ные данные которых меняются в весьма широких пределах, плотность нагрузки
состав 1яет 80—200 кг/м3 и даже 220 кг/м3, как например на самолет Бриттен
Норман BN 2А На iрафике даны значения для средней плотности полезной на
грузки без разделения ее на пассажиров, багаж или груз Это обстоятельство бу
дет обсуждаться более подробно в подразд 325 при определении размеровгр\
зовых отсеков

Г)

240

200

Рис 3 7 Эквивалентная плотность
полезной нагрузки

1 — транспортные самолеты, один
проход 2 — два прохода 3 — само
лети местных линий с проходом

4 — без прохода, 5 — администра
тивные самолеты

сс

ре
ста

ста
Е

гв

СР

эс

120

80

о

401—

10 4

105

5 х 105



А

п

5SU

д

□

1



д

д
□

□

1

о 1 д - 4

& - 2 о 5

А 3

&

Максимальная взлетная масса, кг
Рис* 3.8* Конфигурации сечений фюзеляжа, прорабатываемые фирмой Дуглас (The Aeroplane^
Aug,, 4, 1966):

Некоторые варианты сечений, которые рассматривались фирмой Дуглас для проекта боль*
шого самолета, и сечения современных самолетов. Основное требование — перевозка кон-
тейнеров размером 2.4Х2Л м. Средние сечения в нижнем ряду могут быть круглыми бех
верхних наростов, обозначенных пунктиром

3.2.2.	Конструкция кабины

Поперечное сечение. Первым шагом является выбор числа сидений в ряд На
рис. 3 8 показано несколько сечений, проанализированных фирмой Макдоннел
Дуглас Эйркрафт при разработке конструкции очень большого транспортного
самолета, который мог эксплуатироваться и как грузовой самолет Когда создает-
ся самолет такого типа, исследуется несколько конфигураций. Размер сечения
зависит от таких деталей как размер сидений (подразд. 3 2 3) и ширина проходов
(рис. 39 и 3.10). FAR 25 817 ограничивает число сидений с каждой стороны про-
хода тремя, поэтому при установке более шести сидений в ряд конструктор дол-
жен предусмотреть два прохода Минимально допустимая ширина прохода для
транспортных самолетов оговорена Нормами летной годности FAR 25.817 (см
рис. 3 9). Для обеспечения свободного пространства для головы пассажира внут-
ренняя стенка кабины должна находиться на расстоянии 0,2—0,25 м от условной
точки положения глаз пассажира, т. е. за пределами окружности, проведенной
радиусом 0,2—0,25 м из этой точки Герметичные кабины имеют круглые сечения
или форму, составленную из правильных сегментов с различными радиусами (см ,
например, рис. 3.11).

При отсутствии багажного отделения под полом низ фюзеляжа может быть
плоским. Это иногда делается при высоком расположении крыла (Фоккер F-27)
для сокращения высоты шасси. Внешний диаметр фюзеляжа определяется путем
прибавления J0 см на толщину стенок к внутреннему диаметру. Статистика пока-
зывает, что размер самолета мало влияет на толщину стенок герметичной кабины,
хотя существуют, конечно, отклонения.

На самолетах только с герметичной кабиной экипажа и негерметичным фю-
зеляжем применяются прямоугольные со скруглением, эллиптические и овальные
формы сечения. При оговоренных внутренних размерах это ведет к минимальной
площади миделева сечения. Для этой категории самолетов толщину стенки можно
принять равной 2% из ширины фюзеляжа плюс 25 мм.

Результаты изложенного метода можно сравнить с рис. 3.12, на котором пред-
ставлены данные для современных самолетов, показывающие зависимость шири-
ны сечения фюзеляжа от «общей ширины сиденья».

Размещение сидений и размеры кабины. Для повышения гибкости внутренней
компоновки кабины сиденья устанавливаются в направляющих рельсах, утоплен-
80
Числе сидений	A min, ММ	Вгтнп 1
10 или меньше	305	381
11- 19	305	5оа
20 и больше	381	508

Рис. ЗА Минимальная ширина прохода на пассажирском самолете (FAR 25Л15, BCAR D4-3>
$ si.ej ’

£

и

W

Рис. ЗЛО. Статистические данные ®
по размерам проходов:	S,

S

J—транспортные самолеты, один £
проход; 2 — два прохода; 3— само- Д
леты второстепенного значения;

4—99% пассажиров имеют рост
менее 191 см; 5—'контейнер высо
той 2,4 м; 6 — поддон высотой
2,^5 1
rjj

Ле Хэбимечд ВНС = 7

VFW ~ Фонкер Л/4

дАС-!11

Боинг 747

Рис. 3JL Примеры типичных сечений фюзеляжа транспортных самолетов (размеры в м)

Дассо „ Фалкон /0*

Де Хэбшглбнд МО 6

„Твин 0/7wqc>"
ных в полу. Стандартные рельсы обес-
печивают регулировку шага установки
кресел (т. е. продольного расстояния
между соответствующими точками двух
рядов кресел) с приращением 25 мм.

Шаг кресел связывают с классом
пассажирского оборудования. В настоя-
щее время терминология авиационных
стандартов по комфорту и классу ком-
поновки салона несколько запутана
вследствие неупорядоченности процесса
развития сферы обслуживания.

До 1950 г. уровень комфорта пер-
вого класса предусматривал шаг сиде-
ний 1016 мм. Под давлением авиаком-
паний, которые уменьшили стоимость
билетов на специальные рейсы («воздуш-
ный автобус»), в 1952 г. был введен ту-
ристский класс компоновки салона. Раз-
ница заключалась не только в шаге кре-
сел (он был уменьшен до 964 мм), но и
в увеличении числа сидений в ряду и из-'
менении питания в полете. В 1959 г. ту-
ристский класс был заменен экономичес-
ким классом с шагом сидений 863 мм.
В настоящее время термины «турист-
ский», «экономический», «воздушный ав-
тобус» используются без объяснений
разницы между ними. Существует также
компоновка «повышенной плотности» с
шагом сидений 740—762 мм. Некоторые

Ьом
6

5

4

3

2

1

0	1	2	3	4	5

а х число сидений в ряд,м

Рис. ЗЛ2, Зависимость ширины фюзеляжа
от общей ширины сиденья:

/ — без прохода; 2 —один проход, один
подлокотник или без подлокотников; 3 —
один проход; 4 — два прохода; 5 — транс*
портные самолеты; 6 — административные
самолеты; 7 — самолеты местных линий,
одни подлокотник или без подлокотников

авиакомпании предпочитают мспользо-

вать вместо этого также термин «экономический класс», чтобы избежать отри-
цательной реакции пассажиров.

В качестве руководства можно использовать
деннй по классам:

следующие значения шага си-

первый класс-—964—1018 мм;

туристский, экономический —863—910 мм;

высокой плотности, экономический— 762—810 мм.

Комфорт пассажиров кроме шага зависит от ширины кресел и продолжитель-
ности полета. Другим важным фактором является число кресел в ряду: пассажи-
ры не очень любят строенные сиденья.

Расстояние от стенки кабины до первого ряда сидений должно быть доста-’
точным для размещения ног пассажиров с учетом наклона спинок сидений. Его
величина обычно составляет 1018 мм. Дополнительное место необходимо в райо-
не расположения аварийных выходов (см. подразд. 3.2.4).

В нормальном крейсерском полете пол кабины должен быть горизонтальным,
хотя это и не всегда возможно на небольших самолетах. На больших самоле-
тах в связи с перевозкой питания на тележках горизонтальный пол особенно ва-
жен. Прочность пола должна быть рассчитана на вариант высокой плотности
загрузки. Допустимые нагрузки на пол лежат в пределах 350—500 кге/м2 для
пассажирских и 1000 кге/м2 для грузовых самолетов. Толщина пола обычно со-
ставляет 5% диаметра фюзеляжа. Суммарная площадь пола определяется по
общему виду фюзеляжа. Статистика показывает, что нормальные самолеты
имеют удельную площадь 0,6 м2 на пассажира и 0,7 м2 на широкофюзеляжных
самолетах в туристской конфигурации.

После размещения сидений, туалетов, кухонь, гардеробов и багажных отсе-
ков определяется положение передней и задней перегородок кабины. Полученные
данные можно сравнить со статистическими, изображенными на рис. 3 12 и 3 13
Зная поперечное сечение фюзеляжа и остальные размеры, можно приступить к
"Рис. 3.13. Статистические данные по длине кабины:

/ — кабина; 2 — кабина Экипажа; 3 — грузовой отсек в кабине; 4 — груз частично разме-
щен в кабине; 5 — грузовое помещение под полом

вычерчиванию общего вида пассажирской кабины при виде сверху и
сбоку.

Пример компоновки кабины приведен на рис. 3.14. Дополнительные данные,
необходимые для компоновки, рассмотрены ниже.

3.2.3.	Пассажирские сиденья

Предварительное проектирование основывается на определенном типе сидений
с учетом того, что авиакомпании предъявляют собственные требования к интерь-
еру самолета. В настоящее время пассажирские сиденья, данные по которым
представлены на рис. 3.15 и в табл. 3.1, разделяются на следующие классы:
люкс — шаг сидений 950—1070 мм; нормального типа — шаг 810—920 мм; эконо-
мический— шаг 710—790 мм.

Сиденья люкс применяются в салонах первого класса, экономический класс —
при компоновке с высокой плотностью загрузки. Однако четкого соответствия по
степени комфорта между классами компоновок салонов и приведенной выше клас-
сификацией сидений не существует.

Сиденья можно классифицировать также по ширине расстояния между под-
локотниками (размер а на рис. 3.15) следующим образом: люкс — а=480 мм;
нормального типа —а=435 мм; узкие — а = 405 мм.

Ширина сидений 480 мм соответствует примерно первому классу на большин-
стве пассажирских самолетов, но используется также в туристском варианте на
шнрокофюзеляжных самолетах. Последний тип самолета позволяет при использо-
вании ширины сидений нормального типа установить дополнительный ряд. В рабо-
те [3.9] приведено более детальное разделение сидений в соответствии со стан-
дартами, используемыми на международных и местных линиях. Сиденья самоле-
тов дальних авиалиний часто отличаются повышенным качеством отделки, что
несколько увеличивает их массу. Изложенное выше применимо к самолетам
Рис. 3.14. Схема компоновки кабины самолета Дуглас DC-10 смешанного класса, рассчи-
танной иа 270 пассажиров (222 сиденья по 8 в ряд с шагом 86 см и 48 сидений по 6 в ряд
с шагом 97 см):

/ — сиденья бортпроводников; 2 —входные двери 81X193 см; 3 — входные двери 107X193 см-
4 —гардеробы; 5 —туалеты; 6 — кухни	'

Примечание. Все двери являются одновременно аварийными выходами.

нормальных маршрутов. Для других типов самолетов полезно отметить сле-
дующее.

Небольшие самолеты на маршрутах второстепенной значимости, местных
воздушных линий и соединительных линий с коротким временем полета предус-
матривают применение сидений без подлокотников с шагом 760—810 мм.

Рис- з,15. Обозначения размеров сидений
Размеры сидений по данным фирм разработчиков (blight Int , July 8, 1965)

Обозначения на рис 3 15	Единицы измерения	Класс сичсний		
		люкс	нормальный	экономический
а	см	51 (47-53)	43,5 (42,5—4а)	42 (40,5- 43.5)
Ьг,	»	120 (117—123)	102 (100—105)	99 (97-102)
>3		—	152 (150 160)	145
1		7	5 5	5
h		107 (104 112)	107 (104—1(2)	99 (92—104)
k		43	45	45
т		20	22	22
п	»		Обычно 8! (61 — ^С)	
P'Pniax		41/102	69/95	66/90
	град\с	15/45	15'38	15/38

* Индекс обозначает число сидений, объединенных в ряд

Примечания. L Представленные данные не являются стандартными Статисти-
ческий разброс размеров дан в скобках

2 На широкофюзеляжных самолетах применяются сиденья туристско-экономического
класса, которые нзмеют размеры а -=» 48, Ьз = 168, h = 109 см В варианте компонован са-
лона с повышенной плотностью загрл^зки используются сиденья нормального класса

3 На второстепенных самолетах обычно применяются сиденья с одним подлокотником
или без подлокотников с размерами д =* 42, й = 89 и р = 66 см

Административные самолеты имеют разнообразную внутреннюю отделку с
различными размерами сидений Встречаются сиденья с шириной 600 мм между
подлокотниками и шагом 860-—920 мм. Для перевозки пассажиров шаг сидений
уменьшается до 760 мм и добавляется трехместное сиденье в хвостовой части
кабины

Самолеты личного пользования не имеют прохода между сиденьями, для
них имеет значение ширина кабины, а не сидений Принимая среднюю ширину
плеч пассажира 510 мм, зазор до стенок и между сиденьями 50 мм, получаем
ширину кабины 610 мм для схемы кабин «тандем» и 1170 мм при расположении
пассажиров рядом Более узкая кабина создает неудобства

Сиденья и узты их крепления рассчитываются на массу пассажира 77 кг
Критическим случаем их расчета являются условия аварийной посадки В Нор-
мах летной годности выдвигаются следующие требования по расчетным пере-
грузкам сидений

+S- ~п х ~пд +пц П2

FAR 25561	.......................9	—	2	4,5	1,5

BCAR D3 8	....................... 9	1,5	4,5	4	2,25

В соответствии с FAR 25 785 узлы крепления сидений должны иметь допол-
нительный коэффициент запаса, равный 1,33

Статистика массовых данных сидений приведена в табт 3 2

3.2.4.	Аварийные выходы, двери и окна

Ниже приведены положения из Норм летной годности, содержащие основные
данные, необходимые на этом этапе предварительного проектирования Они не
имеют юридической силы, и действительные требования необходимо рассматри-
вать дополнительно
Массовые данные типичных сидений

Классы сидении	Средние и ха тыые линии, м	Короткие линии, кг
Лк КС		
одиночные	21,3	18J
сдвоенные	31,8	27 2
Нор мальный	13,6	10
одиночные		
сдвоенные	о ю см	!9
строенные	35 4	19
одиночные	10 9	9,1
Экономический		
сдвоенн ые	21 3	17 7
строенные	29 9	27,2
Местных линии	—	7,7
одиночные		
с хвоенные	  »	13 2
Облегченные	—	6 4
Сихечья бортпроводников	8,2	6,4

Примечания 1 Сиденья административных самолетов

одиночные для очень важной персоны — 22,7 кг

нормальные — 18 1 кг

для небольших самолетов—14,5 кг

2 Катапультные кресла тренировочных самолетов имеют установочную массу 68 кг

Рис. 3 16. Классификация аварийных выхо-
дов

Пассажирский самолет, сертифицируемый по FAR 25 и BCAR часть D (см.
FAR 25.807—813 и BCAR, разд. D, § 5, гл. D 4—3).

Аварийные выходы разделяются на четыре типа, особенности которых даны
на рис 3 1b и в табл 3 3 Тип I и II размещаются на уровне пола кабины, если
тип II не над крылом Типы III и IV размещаются над крылом Требования к под
<|мозе 1яжным и хвостовым аварийным выходам соиржатся в FAR 25 807

Миннматьное чисто выходов оюворено табт 34 Самолет, вмещающий боть
ше пассажиров чем указано в таблице, должен отвечать специальным т ребова
ниям Нормы FAR в этом стучае требуют наличия аварийного выхода типа А
размером 107X183 см2 Более детальное описание требований по размещению
аварийных выходов, их доступности, наличию трапов и т п. дано в FAR 25 807

В случае невозможности расположения аварийного выхода над крылом, на-
пример на высокоплане, аварийные выходы типа III и IV должны быть измене-
ны на выходы типа III, как показано в табт 3 4 При возникновении трудностей
по выполнению этих требований необходимо обратиться к перечню исключений,
приведенному в FAR 25 Дополнитель-
ные требования относятся к самолетам,
сертифицируемым , на случаи аварийной
посадки на воду (FAR 25 807, § d) На
самолетах должен быть обеспечен бес-
препятственный подход к аварийным
выходам, ширина подхода оговаривается
нормами BCAR и должна быть не менее
510 мм для аварийных выходов типов
I и II

В работе [3 4] рекомендуются сле-
дующие размеры подходов для аварий-
ных выходов тип I — 900 мм, тип II —
510 мм, типы III и IV — 460 мм

Эти размеры повлияют на шаг кре-
сел, размещенных в районе аварийного
выхода, и, следовательно, на общую дли-
ну кабины

Самолеты, сертифицируемые по
FAR 23. В порчах летной годности
Классификация аварийных выходов

Классификация		Вт1п- мч	//т1п. мм	^гат	мм	Максимальная высота ступеньки	
и размещение аварийных по FAR 25 807 (см рис	выходов 3 16)					внут ренней h\ мм	внеш ней /1з мм
I на уровне пола на уровне пола		610	1219	(1/3)	В	>—*	—
II  выше уровня крыла		508	1118	(1/3)	В	254	432
III над крылом		508	915	(1/3)	В	508	686
IV над крылом		483	667	(1/3)	В	737	914

Таблица 34

Минимальное число пассажирских аварийных выходов по F\R 25

Количество сидений (исключая сиденья обслуживающего персонала)	Число аварийных выходов на каждой стороне фепеляжа			
	Тип I	Тип П	Тип III	Тип IV
1—10 11—19 20—J9 40—о9 60—79 80—109  ПО —139 140—179	1  1 1  2 2	1 1- 1 И 1 1	1- 1 1—”*’	1  1 1  1

Примечания 1 Нормы BCAR отличаются от FAR25 тем что для 1—10 пасса-
жиров требуют наличия выхода типа III по обеим сторонам фюзеляжа Два выхода типа
I и II требуются при числе пассажиров от 180 до 219

2	При большем числе пассажиров руководствуются специальными нормами и пра-
вилами

3	Необязательно располагать выходы напротив др}г Друга Они должны устанавли-
ваться в соответствии с распределением пассажиров

4	Вместо одного выхода типа III можно применять два типа IV

5	Классификация аварийных выходов дана в табл 3 3 и на рис 3 16

FAR 23 807 дословно приводятся следующие требования к аварийным выходам

«Число и размещение Аварийные выходы должны быть размещены
таким образом, чтобы обеспечивать эвакуацию при любом возможном положе-
нии самолета после вынужденной посадки Самолет должен иметь по крайней
мере следующие аварийные выходы

(1)	На всех самолетах, за исключением самолетов, у которых все двигатели
установлены по оси фюзеляжа и которые имеют число сидений пять и менее,
должен быть по крайней мере один аварийный выход на стороне, противополож-
ной главному вхоту, сертифицируемому в § 23 783

(2)	Резервный пункт

(3)	Если кабина экипажа отделена от пассажирской перегородкой с двсоыо,
которая может блокировать выход экипажа при несильном ударе в процессе вы-
нужденной посадки в кабине экипажа должен быть самостоятельный выход
Чисто выходов, 01 овариваемых подпараграфом (1) настоящего параграфа долж-
но определяться в этом случае отдельно для пассажирской кабины на основании
ее вместимости

Тип и принцип действия Аварийные выходы должны быть выпол-
нены в виде подвижных окон, люков или дверей которые обеспечивают беспре-
пятственное прохождение эллипса с размерами 483X660 мм Кроме того аварий-
ный выход должен
(1)	быть легко доступным и пе требовать больших усилий д <я открытия,

(2)	способ открытия должен быть простым и очевидным,

(3)	иметь обозначения и оказания для его нахождения и приведения в дей-
ствие даже в темноте,

(4)	иметь конструкций не допускающую в разумных пределах его заклини-
вания при деформации фюзеляжа,

(5)	на акробатических само четах обеспечивать возможность быстрого ава-
рийного покидания самолета каждым членом экипажа с парашютом в диапазоне
скоростей от Ус до Vmax max, где Ус — скорость сваливания самолета с выпу-
щенными закрылками и Vmax max — расчетная предельная скорость

Испытания Соответствующее функционирование каждого аварийного вы-
хода дотжно быть подтверждено испытаниями

Двери и окна Если дверь сертифицируется в качестве аварийного выхода,
сна должна иметь ширину не меньше соответствующего аварийного выхода
Дверь являющаяся одновременно аварийным выходом типа А, должна поэтому
быть шириной не менее 1070 мм

При количестве пассажиров 70—80 человек достаточно одной двери Две
двери считаются достаточными при числе пассажиров до 200 Входные двери
размещаются на левом борту, вспомогательные двери по обслуживанию самоле-
та— на правом Широкофюзеляжные самолеты составляют исключение и име-
ют входные двери с двух стирон Желательно размер дверей делать не менее
1,8x0,9 м2, по это трудно выполнимо на небольших самолетах Шаг расположе-
ния окон не всегда определяется шагом сидений, а часто зависит от шага шпан-
гоутов фюзеляжа Средней величиной считается шаг 0,5 м тля окон и шпан-
гоуте в В герметичной кабине окна имеют круглую, квадратную со скруглениями,
э I шптпческх ю и овальную формы Их центр располагается на расстоянии 0,95 м
над уровнем пола На небольших самолетах в местах стыковочных узлов
крыла должны устанавливаться основные силовые рамы и это повлияет
на расположение окон и дверей Доступ к посадочным и вспомогательным две-
рям и люкам должен обеспечиваться как изнутри, так и снаружи Например,
расстояние между крылом и двигателем, установленным на фюзеляже, должно
быть достаточным для прохождения тележек с питанием и грузопогрузчиков

3.2,5.	Грузовые отсеки

Технические требования нс всегда оговаривают количество перевозимого гру
за Требования авиакомпаний изменяются в широких пределах в зависимости от
сида перевозок, которые они выполняют, поэтому целесообразна консультация
с потенциальными покупателями самолета При недостатке времени можно вос-
пользоваться упрощенным методом быстрой оценки, приведенным ниже Он ос-
новывается на следующих предположениях

1	Ограничения по объему и массе полезной нагрузки (для прочности кон-
струкции) одинаковы

2	Масса пассажира равна 77 кг (см BCAR, разд D гл D, 3 1, § 3 4)

3	Масса багажа одного пассажира составляет 16 кг на коротких линиях и
18 кг на дальних

4	Коэффициент загрузки самолета составляет 85%, т е 15% объема те-
ряется

5	Средняя плотность груза равна 160 кг/м3 и багажа 200 кг/м3

Пренебрегая потерями объема на грузовые люки, можно вывести стедую-
щие соотношения

Объем грузового отсека равен 0 0074 м3 на 1 кг полезной нагрузки минус
0 59 м3 на пассажира Это выражение можно использовать для получения огра-
ниченной по объему полезной нагрузки *

Максимальная полезная нагрузка равна 136 кг на 1 м3 объема грузового
отсека п (юс 80 кг на каждого пассажира

Приведенные зависимости приемлемы на этапе предварительного проектиро-
вания, но применимы не ко всем самолетам В одних случаях существуют объ-

* Это понятие объясняется в подразд 8 2 2
емпые ограничения по нагрузке, в то время как прочность конструкции допуска-
ет перевозку грузов большей массы, В других •— ограничение накладывается раз-
ностью между максимальной массой незаправленного топливом самолета и
массой пустою самолета Для гражданских самолетов это ограничение нежела-
тельно. Грузовые отсеки, расположенные под полом, должны иметь полезную
высоту не менее 500 мм, а при необходимости работы в отсеке обслуживающего
персонала их высота должна быть более 900 мм. Это трудно выполнимо при
диаметре фюзеляжа менее 3 м, поэтому часто выбирается сечение фюзеляжа
«двойной пузырь» или грузовой отсек размещается над полом,

В целях ограничения перемещения ЦМ может оказаться выгодным разме-
щение грузовых отсеков впереди и за крылом Небольшие двухдвш ательные са-
молеты иногда имеют багажные отделения в носовой части фюзеляжа или в
гондолах двигателей. На больших транспортных самолетах с герметичной каби-
ной грузовые отсеки и багажные помещения также герметизируются, хотя тем-
пература в них может быть ниже, чем в кабине, К ним должен быть обеспечен
доступ через люки или они должны быть расположены близко к дверям При
расчете требуемого объема необходимо учитывать ег о потерн в районе
люков

Для очень больших самолетов проектирование грузовых отсеков рекоменду-
ется выполнять под размещение универсальных контейнеров, распространенных
на широкофюзеляжных самолетах, соответствующие размеры контейнеров даны
на рис. 3 20

3.2.6.	Сервисные помещения

Несмотря на соглашение авиакомпаний, входящих в IATA, относительно степе-
ни комфорта при обслуживании пассажиров отдельные авиакомпании имеют
собственные точки зрения на эту тему. Результаты проработки этого вопроса
должны быть получены до начала проектирования кабины и включены в требо-
вания на самолет. Примером такой проработки являются данные в ра-
боте [3 9]

Кухни, туалеты и гардеробы. Данные по количеству и размерам сервисных
помещений обобщены в табл 3.5 Они заимствованы из стандартных требований
и не обязательны для индивидуального заказчика. Компоновка кабины в этом
смысле должна быть гибкой

С эстетической точки зрения туалеты должны размещаться так, чтобы их
не было видно из кухонных помещений. К ним должен быть свободный доступ,
при наличии на самолете салона первого класса желательно иметь отдельный
туалет для него. Туалеты обычно делаются стационарными и в силу своей спе-
цифики являются составной частью конструкции самолета. В размещении и уст-
ройстве туалетов возможности изменений ограничены Рекомендуется устанав-
ливать их в передней и задней частях кабины с меньшим влиянием на возмож-
ные варианты компоновки Разрешается размешать туалеты в плоскости винтов.
На широкофюзеляжных самолетах допускается расположение кухни под полом.
При обслуживании, загрузке и разгрузке самолета между полетами выполняют-
ся следующие сервисные операции'

заправляется свежая вода;

удаляются остатки пищи из кухонь и восстанавливается запас продуктов;
очищаются туалеты;

очищается кабина;

рагружается и гагружастся багаж пассажиров.

Необходимые для этого аэродромные машины, тележки, лестницы и т. п не
должны мешать друг другу, что требует тщательногг планировки размещения
дверей и точек обслуживания, особенно на больших самолетах Пример такой
планировки приведен на рис 3 17

Системы кабины. Каждый пассажирский самолет должен быть оборудован
системой вызова бортпроводника, освещением, вентиляцией (управляются пас-
сажиром), полками и местами для ручной клади. Для высот крейсерского поле-
та более 7620 м необходима кислородная система (см FAR 91 32).

Обслуживающий персонал. Минимальное количество бортпроводников ого-
ворено Нормами легной годности (FAR 91.215); количество обслуживающего
90
Таблица 3.5

Число и размеры сервисных помещений на некоторых самолетах

Тип самолета	лиасс	1аль- ность, км	Кухни		Туалет п			Гардеробы	
			число	1 X Ь, м	число	! X Ь. м	число пасса жиров на туа  лет	число	1 X bt м
«Аэроспасьяль N-262* «Фрегат»	29	740	1	0,58X0,505	1	1,04X0,71	29		1 01X0.61
Грумман «Гольфстрим 1*	19	3900	1	0,86X0,635	1	1.7X0,94	19	1	0 91X0,81
Хокер Сиддли 748 200	44	1850	1	0,94X0,35	1	1,33X0,89	44				
Фоккер VFW-F 27 «Феллоушип 200»	48	2000	1	1,09X0,89	1	1,2X1.17	48	1	0 785X0,4
Де Хэвилленд DHC-7	44	1480	1	0,66X0.61	1	1,17X0,76	44	1	0.66X0,61
Локхид L-188 «Электра»	95	4250	2	1,17X0,66	4	1,17X1,04	24	2	1.17X0.86
HFB 320 «Ганзаджет»	7	1850	1	0,61X0,61	1	0,76X0,66	7	1	0,61X0,38
Хокер Сиддли HS 125*400	8	2700	——	0,685X0,45	1	0,89X0,71	8	1	0,61X0.3
Дассо «Фолкон» 20F	10	2800	1		1	1,12X0,76	10	1	1,3X0.635
Дассо Фолкон 30/Мистер 40	34	1380	1	0,89X0,71	1	1,04X0,785	34	-—	
VTW-Фоккер 614	40	1300			1	(.4X0,81	40		1,65X1,01
Фоккер VFW-F.28 Мк 1000	60	1900	1	1,12X0.635	1	1,47X0,635	60	1	0.635X0,535
ВАС f 11 200/400	74	1660	9	1,24X0,56	2	1,65X0,89	37	1	1,25X0,56
Макдоннел Дуглас DC 9 10'20	80	2000	1	1,22X0,81	2	1,22X1,22	40	2	1,22X0,535
Боинг 737-200	115	3320	1	1,4X1,09	э	1,09X0,86	58	1	1,4X1,09
Аэроспасьяль «Каравелла 12»	118	1850	1	1,3X1.09	2	1,4X1,09	59	о	0.61X0.43
Дассо «Меркюр»	140  163	1480  2130	2	1.3X0,81	2  3	1,2X0.86  1,09X0,99	70  55	2	1,25X0,4
Юроу плэйн  А 300 В/4 .71 Г>к хи и 1,-1011	191  295	2600  3000	3  3	1,17X1,17	4  5	1,17X1,17  1,5X0,89	48  59	1	1 32X0,66
	ПО	5000	1	6,1X4,1	7	1, 14X0,91	47	.—»	Полки
Макдоннел Дуглас DC-10 RAC-VC-in	380  135	5550  7770	1  1	Под полом 1,25X0,81	9  5	1,01X1 01  1,2 s'' 1.04	42  27	сч с-1	1,9X0 55  1,06X0.61
	189	9230	2	2X1.2	4	1,01 0,94	48	1	2X1.09
Макдоннел Дуглас DC 8 63  Боинг 747	251  490	7400  9250	2  4	1,22X0,86  2X0,64	5  12	1 06X1,06  1,01X1,01	50  41	4  0	0,86X0 505  1,8X0,7

сидений около 860

пассажиров, туристский класс, шаг

мм,

Примечание. лцасс— максимальное число

чего п e X 93 кг полезной нагрузки, включая резерв топлива
пас с

дальность определена из рас-
в<егда прямоугольной формы.

Размеры соответствуют длине X ширину, туалеты не

со
Рис. ЗЛ7, Наземное оборудование по обслуживанию самолета Локхид L-1011 <Трнстар>:

/ — пассажирский трап; 2 — машина по обслуживанию туалетов; 3 — электромашина; 4 —
погрузчик контейнеров; 5 — транспортер; 6 — тележка с пищей; 7—буксировочная машина;
S —пожарная машина; 9 — погрузчик неупакованных грузов

персонала назначается авиакомпанией. В работе [3.9] рекомендуются следующие
данные по среднему числу пассажиров, приходящихся на одного бортпроводника:

Международные линии.................

Внутренние линии США................

Другие внутренние линии ............

Первый класс

16
20*

21

Смешанный

21

29

Туристский класс

31

36

39

Около каждой входной двери должно быть, по крайней мере, одно откидное
сиденье для бортпроводника с хорошим обзором кабины*

3.3. ФЮЗЕЛЯЖ ГРУЗОВЫХ САМОЛЕТОВ

3.3.1.	Гражданский грузовой самолет

В 60-х годах наблюдалось резкое увеличение объема в тонно-километрах грузовых
перевозок, составившее 19% в год. В соответствии с прогнозом ICAO этот рост
будет продолжаться и в семидесятых годах со средней интенсивностью 16% а
год Следует отметить, что до настоящего времени построено очень мало само-
летов, предназначенных специально для транспортировки грузов. Это объясняет-
ся следующим:

а)	значительная часть грузов перевозится в подфюзеляжных отсеках пасса-
жирских самолетов, например, в 1970 г. до 60%- Стоимость перевозки в этих слу-

* Пересмотренная норма.


Рис. 3.18. Влияние размеров грузового самолета!
с параметрами полета М=0,85, // = 10 км, L =
= 4000 км на прямые эксплуатационные расходы:

/ постоянная грузопроизводительность; 2 — по-
требное количество самолетов; 3 — серия из 100-’
самолетов

чаях невелика, так как дополни-
тельные прямые эксплуатацион-
ные расходы возникают в форме
стоимости топлива;

б)	широко используются:
специальные грузовые вариан-
ты пассажирских самолетов (Дуг-
лас DC-8-62F, Боинг 707/320С);
быстро переоборудуемые вари-
анты пассажирских самолетов
(DC-9-30RC, Боинг 727-200QC);

гражданские грузовые самоле-
ты, переделанные из военных (на-
пример, Локхид С-130 и L100/
L200);

устаревшие пассажирские са-
молеты, переделанные в грузовые
(Дуглас DC-6, Локхид L-1049).

При условии продолжения ро-
ста объема грузовых перевозок в
будущем может появиться рынок
сбыта для нового грузового само-
лета. Следующие аргументы гово-
рят в пользу этого.

'	1. Большинство пассажирских

самолетов, переоборудованных в грузовые, имеют двери сбоку фюзеляжа. С рос-
том популярности контейнерных перевозок размером 2,4X2,4 м потребуются1
очень большие двери, в то время как большинство пассажирских самолетов, за
исключением широкофюзеляжных, не пригодны для этого. Вместе с тем может
оказаться невыгодным строить кабины самолетов коротких и средних авиалиний1
специально для перевозки контейнеров из-за высокой стоимости.

2 Средняя плотность грузов значительно выше, чем плотность полезной на-

1	грузки пассажирских кабин. В связи с повышением комфорта и ростом плотности
грузов в будущем эта разница увеличится Следовательно, пассажирский самолет,,
переоборудованный в грузовой, будет иметь полезную нагрузку в 1,5—2 раза
больше. Максимальная масса самолета без топлива * ** будет увеличена, потребует-
ся одновременно усилить пол, хотя отсутствие внутренней отделки несколько

,	компенсирует прирост массы вследствие усиления пола. Очевидно, массу пустого

Е	самолета и максимальную взлетную массу можно будет изменять незначительно,

| что повлечет за собой уменьшение массы топлива.

На самолетах коротких и средних авиалиний с двигателями высокой степени
двухконтурности при максимальной полезной нагрузке дальность самолета ока-
жется недостаточной. Увеличение взлетной массы потребует установки двигателей
нового типа.

Исходя из предположения о том, что интенсивность роста грузовых перевозок
будет больше, чем пассажирских, возникает потребность в специализированном
гражданском грузовом самолете:

для дальних перевозок в связи с ростом их объема;

на коротких линиях из-за нецелесообразности переоборудования пассажирских
самолетов в грузовые.

При выборе размеров нового грузового самолета одним из основных факто-
| ров становятся прямые эксплуатационные расходы (ПЭР) (рис. 3.18). Для задан-
1 ного парка самолетов ПЭР уменьшаются с увеличением размеров самолета. Глав-
ные причины заключаются в снижении стоимости топлива на килограмм груза,
уменьшении расходов на экипаж, снижении стоимости систем и обслуживания.

С другой стороны, найти рынок сбыта для 100 самолетов класса L-500 прак-
тически невозможно. Следовательно, оценивая будущую потребность в грузовых

* Термин объясняется в подразд, 8 2.2.

** Проект гражданского варианта самолета С-5А.
самолетах в форме обьема перевозок в томно километрах, необходимо искать их
оптимальные размеры Специализированный грузовой самолет, пример которого
рассмотрен в настоящем разделе, но может в таком случае конкурировать с гру-
зовой модификацией пассажирского самолета

3.3.2.	Плотность полезной нагрузки
и объем грузового отсека

При сравнении воздушного и наземных видов грузового транспорта имеют зна-
чение следующие факторы

а)	быстрая перевозка предотвращает порчу таких грузов, как пища, овощи,
фрукты, цветы, животные Ценные грузы и дорогие приборы — идеальные грузы
для воздушных перевозок

б)	быстрое распределение товара повышает его покупатетьную способность
(например, газеты) или улучшает обслуживание (почта),

в)	воздушный транспорт может уменьшить потребность в складских помеще-
ния* и капиталов.™-кения в запчасти Некоторые товары с очень высокой удель-
ной плотностью выгоднее транспортировать морским путем,

г)	транспортировка запасных частей, новых образцов и моделей может быть
ваячной в случае запуска в производство Товары, стоимость которых зависит от
моды, также транспортируются воздушным путем,

д)	стоимость упаковки для воздушных грузов иногда значительно ниже, чем
д 1я назг много транспорта Вероятность повре/кдения грузов при загрузке или
ращру’зке меньше при испо.п зовании контейнеров Это снижает страховочные
расходы,

е)	некоторые районы трудно доступны для наземного транспорта В таких
случаях воздушные перевозки будут единственным способом доставки срочных
грузов, таких как лекарства, пища и т п

Из гистограммы распределения размеров и плотностей (примеры в работах
[3 11—3 14] и на рис 3 19) можно видеть, что грузы имеют самые разнообраз
ные характеристики Затраты на оборудование и обслуживающий персонал при
манипу шипи с грузами па аэродроме и в самолете значительно больше, чем при
перевозке пассажиров

Оптимальным случаем нужно считать потностыо загруженный грузовой отсек
при максимальной полезной нагрузке Однако при перевозке грузов высокой плот
ноути часть отсека остается свободной что эквивалентно увеличению сопротив-
ления и массы Грузы малой плотности создают ус ювия недогрузки самолета

40



Удельная плотность,кге/м3

Рис. 3 19 Гистограмма удельной плотности грузов

/ — животные, 2 — искусственные цветы 3 — пластмассовые игрушки 4 — стсклонздслия
5 —части самолета, 6 — лекарства 7 — телевизоры, 8 — автомашины 9 — кинескопы 10 —
кожаная обувь // — багаж, 12 — части печатных машин 13—фрукты 14—покрышки, 15_________

шелковые ткани 16 — овощи /7 — почта 18 — части машин, /9 — инструмент 20— искус-
ственное волокно 21 — альтернаторы и их части
Компромиссное решение может бы 1ь на и юно на основе детально! о ана
лиза размера и массы грхзов, перевозимых потенциальным покупателем само-
лета

В некоторых случаях для поиска варианта с максимальной отдачей выпол-
няется несколько предварительных компоновок под грузы различной плотности
Хотя гистограммы имеют выраженный максимум при плотности грузов 190 кг/м3,
на практике часто встречаются большие плотности В работе [3 12] объем отсека
рекомендуется определять следующим путем, который применим к массовой транс-
портировке грузов

~	резерв плотности	максимальная полезная

Полезный объем —--------------------------X

средняя плотность грузов плотность
нагрузкаХсредний процент загрузки
х паковки

Средний процент загрузки эквивалентен коэффициенту загрузки пассажир-
ских самолетов и принимается равным 0,65 Величина резерва плотности состав-
ляет 1,2—1,3 и учитывается при перевозке грузов с плотностью ниже средней
Плотность упаковки представляет от! ошение объема грузов к полезному объему
отсека и учитывает потери па крепежные сети, зазоры между грузами и конст-
рукцией, места д 1я осмотра и т п В зависимости от формы фюзеляжа и харак-
тера груза дтот коэффициент меняется от 0,7 до 0 85 Суммарный эффект от
перечисленных коэффициентов эквивалентен расчету полезной нагрузки по объ-
ему при средних и низких п ютностях грузов

При увеличении плотности 1рузов на 15—25% выше средней получается
максима 1ьная полезная нагрузка

3.3.3.	Системы загрузки

В последние годы увеличился объем перевозок грузов в поддонах и контейнерах
Характеристики и габаритные размеры некоторых стандартных контейнеров,
представленные на рис 3 20, являются отправным моментом при проектировании
tpy ового самолета

Современные большие самолеты оборудованы специа щными механическими
сиосмами дтя быстрой загрузки и разгружи стандартных поддонов и коптение
ров Эти системы привели к повышению унификации само ютов, особенно на
коротких линиях

Фирма Дуглас разработала систему 463L для ВВС СШ% которая выполня-
ет все операции с 1резами на земле и в самолете Она используется на самоле-
тах Локхид С-130, С-133, С 135. С 141 и С54 В ней применяются поддоны ра-<
мером 2,2X2,7 м и трайлеры с платформой шириной 6 м и длиной 15 м, снаб-
женные роликами, с реплировкой высоты платформы от 1 до 4 м в зависимости
от уровня по ia самолета Пол грузовых отсеков самолетов оборудован ролико
вым конвейером и направляющими рельсами с регулируемой колеей под стан-
дартные размеры Аналогичная система Rolamat использовалась с самолетом
Хокер Сиддли «Аргоси» (рис 3 21), которая обеспечивала скорость загрузки до
1800 кг в минуту

Пол самолетов оборудхется хзлами крепления грузов при помощи сетей и
фалов Швартовочная сеть передней по полету нагрузки должна быть рассчита-
на на перщрузку торможения до 9 ед, остальные сети рассчитываются на нор-
мальную перегрузку

Часто сети контейнеров и поддонов проектируются на эту нагрузку и не
требуют дополнительной фиксации

В смешанном варранте размещения грузов и пассажиров на одной палхбе
I рузы рекомендуется располагать впереди пассажирской кабины В этом случае
необходимо предусмотреть проход в iрузовом отсеке из кабины экипажа в пас-
сажирскую кабину
Размер 7

Ра змер 2

2?

tivM3

W

Ч^ J I
о&

г^ Размер S	Размерь ffJSM1

Размер 5





-V



2JB







2,^4

	VK5	WM	L м		Помер раз керн	V,M5	WM	i. н	У м
J		7/	70S	Z74	12	7,5	1,32	116	177
7		7,47	2,13	1,1Ь	13	1,61	1,32	1,18	11Ь
8	7Л?	1,01	2,13	7,74	/4	1,75	1,32	1,16	089
S	7рЗ	7Л7	К16	Ик	1$	1,235	1,01	118	ИЬ
W	199	427	11S	1^7	18	0,9	QJ35	%18	НЬ
И	^37	7.J2	2,13	П7	17	0,500	$735	118	0,65

Pm ^SV7JZ,7i//7Z



Сеть AS/UI, Tin?S

<v

&

Tar 3

#)

1,55

74 7 tJ>7

#2

Tan

Tan

г)

2Л4

1.№

Z77«J7Z?^ 727-10% 2, 1ms

Tun 27 ралам fa й

кап-

Тип Т роликовым
контейнер







Tan 2?

<5

1,52

2Г

747 Z2?-J

727 2ff^2t2MJ

Масса поддона5(З^.пнзчая сети).



2,2 Ь х 3, 74 м - *Р& 7J4 кг

2,29*3,18» - нб 122 кг

2,М*3,1вм - 129 кг

21а сс а комтеи мера 2,ьь*2рч*jm - ^54 кг

Типы SA, SC a S3
/)о узлам

шейпер плюс пойдон
Зля автопа грузчика

имеют фитинги

8)

Рис. 3.20. Некоторые типы стандартных контейнеров и поддонов:

а — контейнеры IATA; б поддоны; в — контейнеры АТА; е — контейнеры ANSI MHS/ISO; •
д — контейнеры SAE, е —контейнеры для размещения под полом кабины
6)

Рис. 3.21. Доступность грузовых отсеков и схемы загрузки;

а — з<ирузка через откидной рос с использованием системы Rolamat (самолет Хокер Сиддли
«Арюси>), б — хвостовая дверь и платформа для загрузки (Хокер Сиддли «Эндовер*);
в — откидной хвост (Канадэр CL 44D), г —задняя загрузочная дверь на самолете балочной
схемы, / — поддон, 2 — платформа с роликами, 3 — роликовый конвейер с шагом роликов
75 мм, 4 — направляющая, 5 — панель для прохода обслуживающего персонала, 6 — июль-
чатый подшипник, 7 — шпиндель 8— пружинный зажим, 9 — ролик, 10—ролики регули-
руемой платформы; //— передний разьем механизмов управления. 12 — замок, /3 — шар-
нир; 14 — панель внутренней связи, 15 — панель управления поворотом хвостовой части,
/6 —ответная часть замка, 17 — регулируемая платформа, 18 — клиновидные стыковочные
узлы, 10— противопожарная перегородка, 20 — пульт ручною управления, 21 — обтекать ль
шарнира, 22— защитный щиток для замков

4—1221

07
3.3.4.	Грузовые двери •

Хотя многггс пассажирские самолеты, переоборудованные в грузовые, имеют бо-
ковые двери, чисто грузовой самолет должен быть оборудован грузовыми две
рями в носовой или хвостовой частях фюзеляжа дтя обеспечения загрузки в про-
дольном направлении Самолеты Локхид С 13-0 и Хокер Сиддли «Аргосн» пока-
зали, что легкодоступная вькога пола около 1,2 м возможна на грузовых само-
летах без ущерба для их общей схемы Различные варианты размещения грузо
вых дверей изображены ira рис 3 21 и обсуждаются ниже

1	Загрузка через носовую дверь используелся на самолетах Бристоль
«Фрейтер», Локер Сиддли «Аргоси», Локхид С 5А, Боинг 747 F и Эвиэйшн
трейдере «Карвэр». Основная задача при такой схеме загрузки — избежать при-
роста сопротивления из-за высокого расположения кабины экипажа, что трудно
осуществить гга самолетах небольших размеров

2	Загрузка через хвостовую дверь применяется на самолетах Шорт
«Скаивэн», Трансалль С-160, Хоке]) Сиддли «Эндовер», Де Хэвилленд «Карибу»
и «Буффало», Шорт «Белфаст», Бреге 241, Локхид С 130, С-141 if С 5 А

(1 целью облегчения доступа хвостовая часть делается скошенной, особенно
на небольших самолетах, что создает опрсде генные аэродинамические проблемы
(подразд 35 1) В зависимости от конструктивной схемы прирост масегя от та-
ков схемы загрузки составит 6—10%

Увеличение профильного сопротивления такого же порядка, однако, может
быть и выше В связи с большими размерами хвостовых дверей усложняется
задача герметизации кабины

3	Схема с хвост’выми балками в сочетании с хвостовой загрузочной дверью,
иногда использующаяся на грузовых самолетах («Аргоси», «Норатлас», «Драва»,
Фэйрчайлд С 82, С-119), обеспечиваел легкий доступ к грузовому отсеку и при
необходимости допускает применение устройств для сброса грузов Недостатком
является большое аэродинамическое сопротивление

4	Откидная хвостовая часть фюзеляжа была предложена фирмой Фоллэнд
еще в 1922 г В настоящее время откидной хвост применен только на самолете
Канадэр CL-44 с приростом массы 450 кг, т е 6,5% массы конструкции фюзеля-
жа Откидной хвост идеален с аэродинамической точки зрения и характерггыс для
него конструктивные усложнения могут компенсироваться значительным уменылге
пнем расхода топлива

5	Откидная носовая часть фюзеляжа (включая кабину экипажа) создает
значительные трудности в проводке тросов, электропроводки, трубопроводов
и т п Прирост массы составит около 12% от массы конструкции фюзе гяжа
Применение такой схемы специфично (например, семейство самолетов Гуппи)

Максимальная нагрузка на иол определяется из расчета 600—1500 кгс'м2
для гражданских и 1100—6000 кге/м2 для военных грузовых самолетов Сосредо-
точенная местная нагрузка можел достичь 1600—4000 кге на грузовых и 1300—
4500 кге на военных самолетах

Размеры дверей должны соответствовать размерам грузов с обеспечением
зазоров нс менее 2,5 см для случая загрузки в продольном направлении Высота
потолка грузового отсека над грузом должна быть не менее 15 см Наличие при-
хода между грузами зависит от типа грузов При перевозке контейнеров их
проверка в полете необязательна Грузовой отсек прямоугольной формы наибо-
гее целесообразен, ступеньки в полу обычно не де гаются, за исключением осо-
бых случаев Для прохода в кабину экипажа необходима отдельная дверь
Иногда в фюзеляже устанавливается несколько окон Сели грузовой самолет
предусмалривает пассажирским вариант компоновки, количество ог он гг дверей
должно быть увеличено

3.4. КАБИНА ЭКИПАЖА

3.4.1.	Размещение сидений экипажа и органов управления

На легких самолетах кабина экипажа может компоноваться с учетом индивиду-
альных конструктивных требований Это относится прежде всего к расположению
педалей в вертикальном направлении, лак как этот размер влияет гга высоту ка
4

50-ео

Рис. 3.22, Рекомендуемые размеры кабины легкого самолета с ручкой управления (разме-
ры в см) *:

Примечания ] Расстояние между осями педалей 20—30 см.

2t Линия пола показана условно, горизонтальный пол необязателен Значение имеет
только локальная высота педалей относительно уровня пола

3 На многих легких самолетах спинка имеет фиксированное положение Рекоменд\е-
мыи угол ее установки 13°.

f 1 F. Maccabee. «Light aircraft design handbook» Loughborough University of Techno-
logy Feb 1969

2 Draft ISO recommendation No 1558 1973

3 Mil Standard MS 33574

бины и, следовательно на миделево сечение фюзе жжа и площадь его омываемой
поверхности. Педали должны находиться ниже уровня сиденья для уменьшения
утомляемости летчика

Указания по размещению сиденья и ручки управ 1ения даны на рис 3 22
В случае применения штурвального управления целесообразно руководствоваться
данными для транспортных самолетов

В общем случае обзор из кабины ограничивается крылом и специальных мер
по его улучшению не требуется Обзор вниз определяется размерами приборной
доски, протнвобликовым щитком, носовой частью фюзеляжа и капотом двигате ia
Крыша кабины небольшого самолета из легких алюминиевых сплавов должна
обладать достаточной прочностью и жесткостью и защищать экипаж от солнеч
него излучения

На транспортных самолетах при компоновке кабины экипажа требуется не
только удобное расположение органов вправления и приборов Важное значе-
ние имеет положение летчика относительно остек (ения фонаря и форма остек-
”сния Летчики с различными антропометрическими данными должны чувство
4*	оо
Рис 3 23 Рекомендуемые размеры кабины транспортного самолета со штурвальным управ~
лением (размеры в см) *:

Примечания 1 Расстояние между осями соседних сидений указаны в табл 3 6
2 Расстояние между осями педалей 35 см

3	Размеры в квадратах указаны в нормах FAR 25 772, на остальные размеры дан
допуск.

4	Линия пола показана условно, иногда используются подножки.

* I FAR 25 772 (proposed), dated Jan ]2Ф 1971.

2 Draft ISO recommendation 1558, 1973

3 Md Standard MS 33576

вать себя удобно в кабине и иметь возможность занимать положение, обеспечи-
вающее наилучший обзор Отправным моментом в этом случае является точка
расчетного положения глаз летчика. Ее положение выбирается конструктором
и служит исходной точкой, относительно которой определяются обзор и положе-
ние сиденья

Положение этой точки оавкс it от стедующих моментов

1)	расчетная точка положения 1лаз должна располагаться в вертикально 1
плоскости, отстоящей на расстоянии не менее 125 мм назад от крайнего положе-
ния ручки управления, до упора взятой на себя,

2)	расчетная точка положения глаз должна находиться между двумя про
дольными плоскостями, проходящими на расстоянии 25 мм по обе стороны от
плоскости симметрии сиденья,

3)	летчики с ростом ог 163 до 191 см, сидя в кресле со спинкой в переднем
положении, должны иметь возможность регулировать сиденье так, чтобы сред-
няя точка между их глазами совпадала с расчетной точкой положения глаз.
Должна быть обеспечена возможность управления самолетом при застегнутых
поясном и плечевых ремнях

Требование по реплировке сиденья по отношению к нижней лиши] сиденья,
проходящей на расстоянии 800 мм от расчетной точки положения глаз, изложе-
ны в рекомендациях FAR 25 772 от 12 171 г Общество инженеров автомоби 1>>
нон и авиационной промыштенности (SAE) и Международная организация по
стандартизации (ISO) выступили с рекомендациям]! [3 24] по стандартизации
размеров кабин Эти предложения в концентрированной форме представлены на
рис 3 23 и могут быть использованы при проектировании кабин и их макетов

На большинстве транспортных само ютов сиденья экипажа нчеки ре; улщюв-
ку в горизонтальном, верти; альном направтенпях и по лглу наклона спинки
Иногда направтяющие рельсы сидении обеспечивают их смещение назад и ьбок
для удобства посадки и выхода, , также улучшения досягаемости до удаленных
ручек и панелей Миничатьный угол наклона спинки используется при взлете
и посадке, при коротком времени полета он обычно не регулируется Максималь-
ное отклонение спинки используется для отдыха экипажа при включенном авто-
пилоте

3.4.2.	Обзор из кабины

Во время визуального полета летчик должен хорошо впде1ь так\ю часть воздуш-
ного пространства, которая позволяла бы ему контролировать траекторию полета
и избегать столкновения с другими самолетами пли препятствиями Для конст-
руктивных целей это общее требование можно преобразовать в форму минималь-
ных >глов визирования в крейсерском по icre, при взлете, посадке и рулежке

Горизонтальный полет (рис. 3.24). При опредетении обзора предполагается,
что азимутальный поворот головы и глаз происходят по радиусу, центр которою
лежит на центральной оси Зоны обзора измеряются от положения глаз при го-
ризонтальном положении продольной осп самолета Например, обзор вперед в
горизонтальном полете от расчетного положения глаз должен быть 17° вниз и
20° вверх Полная зона обзора изображена на рис 3 24, и, гте обозначены таю е
области, в которых должны отсутствовать предметы, затеняющие поле зрения
Зона обзора определяет положение рам остекления, приборов и другого обору-

Рис. 3.24. Зона обзора левого летчика из кабины в горизонтальном полете (FAR 25 777, про-
ект изменений, янв 1971 г.):

I L I J I X	! 1	-----------

160 ^]20	80	40	0 _ 40

Слева Азимут, градус Справа

6)

а — определение поля зрения летчика / — ось вращения; 2 — продольная плоскость, 3 —
горизонтальная линия визирования, 4 — средняя точка между глазами, 5 — горизонтальная
плоскость. 6 — обзор вниз, 7 — обзор вверх, б — минимально допустимая зона обзора
/ недопустимо присутствие горизонтальных предметов, 2— допустимо размещение верти
кальных предметов шириной не более 50 мм, 3—недопустимо прие\т^гвис вертикальных
предметов
Видимое пространство

ВПП

X'
о
гг>,

ЗУдп~25Рм

__________365 М

Визуальный полет

Рис 3 25 Зона обзора при заходе на посадку (FAR 25 777, проект изменений, янв. 1971 г)

дования кабины Показаны также области поля зрения, где допускается уста-
новка рам остекления щраничснной ширины

Обзор при заходе на посадку (категория транспортных самолетов). Для со
временных транспортных самолетов характерны значительные вариации в поло-
жении самолета при полете на малой скорости Это объясняется значительной
разницей в относительных удлинениях крыла, углов стреловидности и типе ме-
ханизации

Для этих типов самолетов должны быть соответствующие нормы обсспсчи
вающпе достаточный обзор при заходе на посадку Угол обзора вперед и вниз
необходимо иметь таким, чтобы летчик мог видеть аэродромные огни в зоне
подхода и касания ВПП на расстоянии, которое самолет с посадочной скоростью
проходит за три секунды при следующих условиях

1)	при угле глиссады 2,5°,

2)	на высоте принятия решения, которая соответствует положению самой
нижней точки самолета на высоте 30 м над уровнем ВПП (рис 3 25)

3)	при углах рыскания ±10°,

4)	при заходе на посадку в условиях горизонтальной видимости ВПП с
360 м,

5)	при наиболее критических значениях массы и центровки

В английских нормах BCAR, приложение № 2, гл D4 2 приведены дополни-
тельные ограничения

1)	в процессе рулежки летчик должен видеть землю, начиная с расстояния
не менее 39 м впереди самолета, но лучше с расстояния 15 м,

2)	при наборе высоты летчик до 1жен иметь обзор ниже горизоыа с углом
не менее 10°, но лучше 15—20°,

3)	при посадке летчик должен иметь обзор ниже горизонта при максималь-
ном мгле атаки самолета

Желательно также, чтобы летчпк moi видеть концы крыла при ру лежке

Выполнение всех этих требований создает значительные трудности при про-
ектировании кабины современного скоростного самолета с герметичным фюзе
ляжем Не всегда удается решить проблемы неприемлемой деформации фюзеля-
жа высоких приращений сопротивления, высокого уровня шума Поэтому боль-
шинство транспортных самолетов не полностью соответствует перечисленным
требованиям, но тем не менее их необходимо считать отправными моментами при
проектировании кабины экипажа

3.4.3.	Размеры и компоновка кабины экипажа

Минимальное число членов экипажа зависит от объема выполняемой работы, ко-
торая заключается в следующем

1)	управление траекторией полета,

2)	избежание опасности столкновений,

3)	навшация,

4)	поддержание связи с центром управления воздушным движением,

5)	хправ 1ение и наблюдение за работой систем,

6)	принятие решении по ходу полета

Общая загрузка экипажа зависит от продолжительности полета, степени ав
томатпзации и сложности систем и эксплуатационных ограничений В соответст
Рис 3 26 Планировка кабины
транспортного самолета средней
дальности

1— командир, 2—второй пилот
3 — панель радиоуправления,
4— дополнительный член эки
пажа, 5 — третье сиденье у
пульта управления системами
может быть повернуто по поле
тх, 6 — пульт управления 7 —
ручка уборки выпуска носовой
стойки, 5 — боковая панель вто
рого пилота 9— пу тьт управ
лепил системами /6 —гардероб
экипажа, И — радиооборудова-
ние, 12— люк к носовому отсе
ку с оборудованием, 13— про
ход к сиденью /4 — боковая
панель командира 15—рхчка
уборки — выпуска носовой стой
ни, 16—педали, 17 — кожух
приборной доски

Длина кабины экипажа

вин с этим данные на рис 3 26 и в табл 3 6 по численности экипажа являются
статистическими, а не стандартными требованиями

Таблица 36

Статистические данные по численности экипажа и размерам кабин *

	Тр 1нспортные самолеты			
Параметры кабин	Дальние линии	Средние линии	короткие линии	Легкие самолеты
Минимальная численность экипажа	Определяется исходя из объема нагрузки h минимально 2			Визу аль ныи по лет — i Потет по прибо ра м — 2

Число сидений в кабине Q	4	3-4	2- З3	о
Длина кабины4, см минимальная	355	317	Чалая скорость 228	160
средняя	380	330	Высокая скорость 267	178
Расстояние между осями	107	107	102	76 5
сидений, см  Число бортпроводников минимально  в среднем	1 на 30 ns	1 на  ссажнров |	>0 пассажиров  1 иа 35 пассажиров	1 на 20 и более пассажи ров

Примечания 1 Объем рабочем нагрузки на экипаж определяется в приложении
D, FAR 25

2	Данные учитывают откидное сиденье для дополнительного члена экипажа или на
блюдателя

3	По старым правилам при взлетной массе более 36 300 кг на борту должен при
сутствов 1ть бортинженер

4	Понятие дтины ясно из рис 3 26 Объем для электронных блоков включается в
Длину кабины на транспортных самолетах и не включается на легких

5	Эта цифра меняется в широких пределах и зависит от ширины фюзеляжа

* FAR Part 23 1523 and 25 1523 Appendix D to Part 25

PAR Operating Rules 91 211, 91 213 91 215 and 121 385 through 121 391
Транспортный самолет должен иметь сдвоенное управление с возможностью
пптотнровання по крайней мере двумя летчиками Самолеты коротких и средних
линий могут пилотироваться двумя членами экипажа Однако на самолетах боль-
шой *альности и некоторых самолетах средней дальности требуется третий член
экипажа из-за длительности полетов и сложности систем В зпп с!\чая\ преду-
сматривается панель \правления и сиденье тля бортинженера или оператора сис-
тем На рис 3 26 показано, что для самолета бо 1ьшой дальности требхется до-
вольно объемная кабина, в которой кроме размещения экипажа должно быть
предхсмотрено место для багажа, одежды и дрхг'мх вещей принадлежащих эки-
паже

Кабины самолетов общего пользования ограничены по размерам, их длина
колеблется от 1,5 м на небольших туристских самолетах до 1,8 м на деловых са-
молетах

3.4.4. Аварийные выходы для экипажа

(Требования изложены в FAR 25 805 п BCAR, разд D, § 52 1, гл D 4 3)

Нормы летной годности FAR содержат следующие требования по этомуг во-
просу «За исключением самолетов с числом пассажиров 20 и менее, на которых
аварийный выход для пассажиров расположен близко для экипажа и яв 1яется
удобным и доступным средством эвакуации ч [снов экипажа, должно быть обес-
печено

а)	наличие или по одному выходу на каждой стороне кабины, или люка в
пототке кабины,

б)	каждый выход должен иметь достаточные размеры и размещаться таким
образом, чтобы обеспечивать быстрх'ю эвакуацию экипажа

Если размеры и форма аварийного выхода отличаются от прямоугольного
с размером 482x508 мм, его приемлемость должна быть доказана путем эвакуа-
ции типичною члена экипажа в присутствии представителей Регистра»

3.5. НЕСКОЛЬКО ЗАМЕЧАНИЙ ПО ВНЕШНЕЙ ФОРМЕ ФЮЗЕЛЯЖА

3.5.1.	Фюзеляжи с цилиндрической средней частью

Нижеследующие замечания относятся к носх фюзеляжа, т с нецилиндричсскоч
передней части

1	Распространенная величина удлинения носовой части составляет 1,5—2
Меньшие величины используются на грузовых самолетах при условии, что эко-
номия от облегчения дверей и их рам компенсирует прирост сопротивления

2	. Все пассажирские само юты и многие скоростные самолеты общего noib
зованпя оборудованы метеорадиолокаторами, антенна которых должна разме-
щаться в носовой части фюзеляжа

3	Целесообразно носовую стоику шасси устанавливать впереди герметично-
го шпангоута, в этом случае отсек шасси не имеет герметичных стенок

4	На небольших самолетах носовая часть фкъе 1яжа ik по > .лстся для х ста-
новии связного и навигационного оборудования или багажа У поршневых само-
летов это может привести к передней центровке, в результате которой крыло
сместится вперед п плоскости винтов окажутся перед кабиной Доступ к носово-
му отсеке на земле в большинстве случаев получается удовлетворительным

Проектирование хвостовой нецилпндрической части фюзеляжа или хвостово
го обтекателя должно проводиться с учетом следующего

1	Для 1 сключення больших областей срыва пограничного слоя и связанно-
го с этим приращения сопротивления длина хвостовой части должна быть от
2,5 до 3 диаметров цилиндрической части Для балочной схемы самолета допус-
тимы удлинения хвоста 1,2—1,5, если это оправдано экономией массы па конст-
рукции дверей п фюзеляжа

2	Для удобства изгоювления часть хвостового обтекателя может быть ко-
нической формы с поювивой угла при вершине 10—12° Переход от конуса к
цнлинтру должен быть плавным и большого радиуса
3

Рис. 3 27 Картина обтекателя отклоненной вверх
хвостовой части фюзеляжа:

а — срыв потока и образование вихрей (NCR
Aeron Report LR 395), б —приращение сопротив
ления в зависимости от угла отклонения 13 26];
в — зависимость сопротивления от формы сече-
ния [3 27]

3	Сечение хвостовой части может
быть круглым или вытяштым вертикально
овалом Дополнительные наросты иа хвосте
имеют неблагоприятные характеристики по
сопротивлению и их следует избегать на
гражданских самолетах

4	Во время нормального взлета и по-
садки хвост фюзеляжа должен иметь зазор
над ВПП

-8 ‘4	0	4	8	12

Угол атаки, градус
й >

5	Обычно хвостовая часть фюзеляжа
имеет достаточный объем для размещения
ВСУ или агрегатов системы кондиционирования, ссш позво шет центровка само-

лета

При наличии в хвосте центрального двигателя минимальная д шна хвостовой
части определяется допустимой кривизной воздушного канала Увеличение вы-
соты расположения двигателя уменьшит эту длину7

Зализы, В местах стыковки крыла с фюзеляжем необходимо избегать силь-
ных отклонении потока Это достигается при помощи зализов, точная форма ко-
торых определяется на основании экспериментов в аэродинамических трубах
Некоторые формы зализов показаны на рис 2 9

Отклоненный вверх хвост фюзеляжа. Хвостовая часть фюзеляжЬ часто де-
лается слегка отклоненной вверх для обеспечения необходимого у гла поворота
фюзеляжа при взлете и посадке Сопротивление, вызванное этим отклонением,
пренебрежимо мало Однако на грузовых самолетах с задней загр\зочной дверью
отклонение хвостовой части фюзечяжа вверх доъкно быть значите тьным, осо-
бенно на небольших само ютах, таких как Де Хэвилленд «Карибу» и «Буффало»
В этом случае возможна вредная интерференция потоков, создаваемых крытом
(скос потока), обтекатетями шасси и хвостовой частью фюзеляжа Образование
вихревой зоны за хвостовой частью показано иа рис 3 27, а Эта зона нсхстс !-
чива и может вызвать продольные колебания самолета, особенно на малых ci се-
ростях, при больших углах отклонения закрылков и большой мощности двига-
телей Большое отклонение хвостовой части фюзеляжа приводит также к зна
чительному приросту сопротивтения в крейсерском полете (рис 3 27, б) Острые
углы в нижнеи части фюзеляжа, генерирующие устойчивые вихри, вызывают
отклонение потока вверх и создают присоединенный поток Измерения (рис 3 27,
в) показывают что прирост сопротивления может быть ограничен приемлемыми
величинами

В работах [3 26 и 3 271 дается более детальное описание этого аэродинами-
ческого явления	1
3.5.2.	Фюзеляжи для небольшой полезной нагрузки

Часть изложенного в предыдущих разделах относится и к этой категории фю-
зеляжей со следующими замечаниями-

1	Высота двигателя, расположенного в носовой части фюзеляжа, определя-
ется требованиями обзора летчику вниз (рис 3 22) и допустимым зазором винта
над землей

2	Необходимо обеспечивать требуемую ширину фюзеляжа в районе разме-
щения педалей, локтей и плеч летчика

3	Необходимо избегать резкого изменения сечений, обрывов радиусных по-
верхностей в продольном направлении Фюзеляж нс должен су/каться в местах
подстыковки крыла, так как это потребует больших зализов

4	, Длина хвостовой части определяется требхемым плечом хвостового опере-
ния Расстояние между линиями четверти хорд * крыла и стабилизатора юлжно
быть в 2 5—3 раза больше САХ* крыла

5	Внешние обводы фюзеляжа зависят от типа конструкции. Констрч хтивная
схема фюзеляжа должна быть определена на ранних стадиях проектирования.
При использовании стальной фермы боковые стороны фюзеляжа будут плоски-
ми, а не выпуклыми, как панели полумонококкового фюзеляжа

6	В целях упрощения изготовления большая часть фюзеляжа должна быть
одной кривизны

7	. При установке реактивного двигателя (двигателей) в фюзеляже необхо-
димо предусмотреть возможность их демонтажа для регламентных работ и обес-
печить доступ к ним для контроля.

* Определения даны в приложении А. подразд. А.3.3
ГЛАВА 4

Двигатели

для дозвуковых самолетов

В настоящей главе изложены основные сведения, необходимые при выборе дви-
гателя для нового дозвукового самолета.

В первом разделе сравниваются поршневые и турбореактивные двигатели и
условия их применения. Во втором разделе приведены характеристики и условия
применения поршневых двигателей с мощностью до 500 i. с Рассмотрены раз-
личные конструктивные схемы и методы оценки взлетной тяги и массовых ха-
рактеристик поршневых двигателей

Дано сравнение одноконтурных, дву.хконтурных и турбовинтовых реактив-
ных двигателей, при этом отправной точкой при сравнении является их разделе
нлс на газо! енераторнын тракт и движитель Дано также объяснение таких па
ра метров, как эффективный КПД, тяговый КПД, у тельный расход топлива,
удельная тяга и мощность двигателя Рассмотрено влияние степени сжатия в
компрессоре, температуры па входе в турбину, степени двухконтурности на вы-
сотно-скоростные характеристики, массу, габаритные размеры, лобовое сопротив-
ление и уровень шума двигателя. Даются некоторые прогнозы в отношении пер-
спектив дальнейшего развития двигателей.

Обозначения

Fc —площадь реактивного сопла

Ne — эффективная мощность

Neilw —номинальная мощность

Nesi-i —максимальная мощность

N — мощность

Nu —мощность винта

т — степень двухконтурности

Cr — удельный расход топлива ТРД и ТРДД

се — удельный расход топлива двигателей с винтами

ср — удельная теплоемкость воздуха двигателя при постоянном давлении
л — степень сжатия

л,* —степень сжатия в компрессоре

Лтнт — степень сжатия в вентиляторе

Л1 s —суммарная степень сжатия

рР — среднее эффективное давление

р, — индикаторное среднее эффективное давление

р — давление

Рн — окружающее давление

Рэ —суммарное давление в точке полного торможения потока

Г — функция газогенератора

g •— ускорение свободного падения

q — теплотворная способность топлива

i — энтальпия

k — коэффициент пропорциональности

М — число М полета

т -—массовый расхот

Л\т-г —число цилиндров в двигателе

п — частота вращения двигателя, показатель подтропического процесса

£оср —обратимая энергия, создаваемая газогенератором

R —газовая постоянная, тяга
Т —температура

—окружающая температура

Гст — стандартная окружающая температура

То —температура в точке полного торможения потока
Тг —температура на входе в турбину

0 —удельный обьем смеси (ПД)

V — скорость полета

ГцКТ — общий объем цилиндров на двигатель

с$ — скорость истечения при полном расширении

Я — высота

бдВ —сухая масса двигателя

Ов — весовой расход воздуха

у —отношение удельных теплоемкостей воздуха

рн —относительное статическое давление

А — приращение

е —степень сжатия (ПД)

1] — кпд

р —плотность воздуха

о —относительная плотность

Ф — безразмерная Тг

Индексы и сокращения

кс — камера ci орания

К" компрессор
кр — крейсерский полет
цил — цилиндр
вх — вхо 1
дв — двигатель
топл — топливо
вент — вентизятор
г^- газогенератор
впр — впрыск топлива
ид — идеальный
р — реактивный
вх п — входной патрубок
мех — механический
вр — вращение
д с —движущая сиза
винт — винт
сж — эффект сжатия
нагн — нагнетатель
ст — стандартные условия
т — турбина
т вент — комбинация турбина — вентилятор
взл — влет
с\У1 — суммарный

ВНА — входной направляющий аппарат

4Л ОБЩЕЕ СРАВНЕНИЕ ТИПОВ ДВИГАТЕЛЕЙ

Двигатели применяемые на дозвуковых самолетах, разделяются по типам сле-
дующим образом

поршневые (ПД),

турбовинтовые (ТВД),

одноконтурные турбореактивные (ТРД),

1вухконтурчые турбореактивные с турбовентилятором (ТРДД)

Первые два типа двигателей используются на винтовых, а последние — на
реактивных самолетах

Применение на юзвуковых самолетах ракетных и прямоточных двигате-
< й может рассматриваться как особый случай, например, когда требуется допол-
Число М

Рис 4 1 Сравнительные данные раз
личных типов двнгатетей по удель-
ному расход^ топлива

нительная тяга на короткий период време-
ни Эти типы двигателей по рассматривают-
ся, ио данные по ним приводятся в списке
лптератчры

На выбор типа двигателя т ih конкрет
ного проекта самолета влияют следующие
основные факторы

Диапазон скоростей полета Диапазон
скоростей полета — это значение возмож
ных скорое гей полета в процессе эксплуа
тацпп само юта Винт работает с высокой
эффективностью до чисел 4 = 0,5	0,6, пос

ле ЧС1О явление сжимаемости воздуха на
концах лопастей приводит к значительной
потере эффективности Для больших ско
росте । в качестве источника тяги может
рассматриваться только реактивный двига
теть

Расход топлива. На рис 4 1 показаны
кривые изменения удельного расхода топ-
лива для перечисленных выше типов лвпга
телей при этом данные пре летав лены для
условии крейсерского полета при равенст
ic располагаемой тяги двигателя и потреб-

ной тяги самолета Для реактивных двигателей под удельным расходом топли
ва Cr понимается часовой расход топлива, отнесенный к тяге двигателя при дан-
। ой скорости полета

Для винтового самолета его следует сравнивать с	где V— ско

рость полета, cR — удельный тяговый расход топлива отнесенный к мощности на
вагу, 1]ьинт — КПД винта* На рис 4 1 показано, что 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 Во всем
диапазоне скоростей ТРД имеет наибольший cr Болес экономичным на больших
до1вуковых скоростях является ТРДД

Удельная масса двигателя. Удельная масса ПД обычно составляет 0,5—
0,8 кг/л с, отнесенные к взлетной мощности значения этого параметра для ТВД
лежат в пределах 0 15—0 25 кг/i с Для ПД и ТВД удельная масса характеризд
ется как отношение массы двигателя с установленным винтом к л яге на взлетном
режиме работы двигателя (на уровне моря при нулевой скорости полета)

Принимая удельную массу винта 0,1 кг/л с и удельную тягу от 1,1 ю
1 6 кг тяги/л с при взлете получим, что удельная масса для ТВД лежит в тех
же пределах что и для ТРДД — 0,17—0 25 кг/кг тяги Одноконтурные ТРД име
ют удельные массы 0,25—0 35 кг/кг тяги, хотя существуют и более легкие вари-
анты, например двигатель Бристоль «Орфей» Мк 101 с удельной массой 0 2 кг/кг
тяги

Установочная масса двигателя зависит главным образом от того, какие пара
метры являклся определяющими при его выборе Например, если ПД с нагнета гс
лем при мощности на валу 340 ч с на высоте 6000 м сравнивать с ТВД той же
мощности на той же высоте, то их данные по удельной массе будут отличаться
меньше чем данные по сравнению с взлетными условиями Эго объясняется тем
что такой ТВД на уровне моря будет имель мощность на валу 550 л с, а ПД —
450 л с эффективной мощности Как бу хет использована избыточная мощность
ТВД на взлете, зависит от типа самолета Однако и в этом конкретном примере
ПД будет весить в 2—2 5 раза больше ТВД Это означает что выбор ТВД обес-
гечпт большую полезную нагрузку при одинаковой взлетной массе

16л 4 1 показывает, что в массовом отношении ПД как правило, проигрыва-
ет го сравнению с другими типами двигателей Однако при сравнении массы си-
ловой установки реактивные самолеты мало от шчаются от винтовых

Внешние размеры Когда двигатели размещены в отде 1ьчых гопдолах, их
размеры играют существенную роль в создании чополнительно”о внешнего сопро-
тивлеш я В этом случае имеет смысл сравнивать только ПД и ГВД Привехсн-

* Это понятие будет объяснено в подразд 4 3 7
ные ниже примеры определяют размеры гондол дв\\ винтовых самолсюв с двига-
теля ми сравнимой мощности

Таблица 41

Сравнительные данные по относительной установочном массе
силовых установок разного типа

Тип самолета	Макси мальная взлети я масса, кг	Число и тип двигателей	Отношение массы силовой х становии к основной массе пустого самолета, %
Конвэр 340	21 338	2, Пратт Уитни R2800 мощ костью 2400 л. с. каждый	31
Фоккер F-27 Мк 500	20 430	2, Ролле Ройс «Дарт» RDa7 мощностью 2100 л с каждый	20
Сюд ^внасьон «Каргвет	50 044	2, Роллс-Ройс «Авон» 53JR с	!4+6
ла» V1R		тягой 5720 кге каждый	
VEW 614	1S 614	2, Бристоль Слддли М45Н с тягой 3395 Kic каждый	14,9

Примечания. 1. Понятие основной массы пустого самолета рассмотрено в
разд 8 2

2 Тяга и мощность приведены к условиям взлета при Я = О

Сессна 414. 2 ПД «Континенталь» TSIO520-J с взлетной мощностью 310 л с.
каждый, ширина гондолы 1 м; высота 0,6 м; длина 3,9 м, удельная площадь ми-
делева сечения 0,0015 м2/л. с.

Гавснмснт Эйркраф Фэкторпс N = 22: 2 ТВД Эллисон 250 В17 с взлетной
мощностью 400 л. с. каждый; ширина и высота гондолы 0,65 м; длина 2,4 м,
удельная площадь миделева сечения 0,00083 м2/л. с

По этому фактору ПД также проигрывает, правда, на самолете Сессна 414
в гондолах двигателей размещены еще небольшие багажные отсеки

Первоначальная стоимость. По удельной стоимости, измеряемой от 25 до
50 долл, за л. с, ПД является самым дешевым типом силовой установки С.ои-
мость ТВД определяется величинами от 60 до 100 долл, за л. с. (уровень цен на
1974 г). Один килограмм взлетной тяги ТРД стоит от 40 до 80 долл, в зависи-
мости от размеров двигателя.

Межремонтные сроки. Для обычного ПД время между двумя ремонтами со-
ставляет 1500—2000 ч; для ПД с нагнетателями это время составляет от 1000
до 1500 ч Хороший ТВД ремонтируется через 3000—4000 ч.

Шум и вибрации. Принципиальным недостатком ПД являются шум и виб-
рации, создаваемые возвратно-поступательным движением поршней, несмотря
на все внимание, уделяемое балансировке двигателя и борьбе с шумом. ТВД соз-
даст меньше механического шума, но его винт выделяется в этом отношении.
Для пассажиров реактивный самолет покажется самым малошумным, но для на-
ходящихся на земле реактивные самолеты, особенно при взлете и заходе на по-
садку, наиболее неприятны с точки зрения шума Благодаря меньшей скорости
истечения реактивной струи двухконтурныс ТРДД создают меньше шума, чем од-
ноконтурные ТРД, если приняты меры по снижению шума от вентилятора Внеш-
ний шум винтового двигателя может быть существенно уменьшен только сниже-
нием частоты вращения винта (окружной скорости).

Мнение пассажиров. Общепринято, что большинство пассажиров предпочи-
тает реактивные самолеты винтовым

Окончательная оценка значимости перечисленных выше факторов может быть
сделана только путем детальной конструктивной проработки с уделением внима-
ния особенностям установки двигателей на самолет и их влиянию на его общую
схему Вместе с тем из сказанного вытекают следующие общие выводы

1.	Для скоростного самолета применима только реактивная силовая уста-
новка. Относительно простые и менее дорогие отноконтурные ТРД пригодны в
настоящее время для oi раничсннои категории самолетов, когда стоимость явля
стся доминирующим фактором, а высокий расход топлива менее важен

2.	Для малоскоростпых самолетов с мощностью каждого двигателя более
500 л. с больше всего подходят ТВД.

3.	При потребной мощности двигателя менее 500 л с ПД предпочтительней
ТВД благодаря относительно меньшей стоимости единицы мощности. На много-
целевых самолетах общего назначения (небольшие пассажирские самолеты, ад-
министративные связные и местных воздушных линий) стоимость силовой уста-
новки распределится на большое число часов налета и ТВД могут оказаться в
этом случае выгоднее из-за низкой стоимости технического обслуживания и бо-
лее дешевого топлива

4	Небольшие сэмотеты частного пользования (спортивные, туристические,
тренировочные) почти всегда оборудуются ПД.

Различные типы двигателей более подробно рассмотрены в следующих раз-
делах. Методы проектирования двигателей и расчета их характеристик не приво-
дятся, так как они даны в литературе и частично в приложения Н Ниже будут
обсуждаться лишь наиболее важные вопросы, с которыми должен быть знаком
конструктор самолета при выборе двигателя для проекта. Рассмотрены также
перспективы технического развития двигателей



4 2. СОВРЕМЕННЫЕ ПОРШНЕВЫЕ ДВИГАТЕЛ И

4.2.1.	Некоторые характеристики четырехтактного двигателя

Рассмотрим цикл работы четырехтактного ПД и индикаторную диаграмму, пред-
ставленную на рис 4,2, а

1	. В процессе всасывания всасывающий клапан открыт и смесь (карбюратор-
ный двигатель) или воздух (двигатель непосредственного впрыска) поступают
через топливовоздушный входной патрубок в цилиндр

2	. В процессе такта сжатия топливовоздушная смесь сжимается в соответ-
ствии с политропической зависимостью pVn~const, в которой п зависит глав-
ным образом от состава всасываемой смеси (п~ 1,2 ..1.35). Кроме давления на
входе конечное давление определяется коэффициентом сжатия *, т. е отношени-
ем объе,мов цилиндра над поршнем в начале и в конце сжатия.

Сжатая газовая смесь воспламеняется и сгорает в конце хода сжатия прак-
тически при постоянном объеме Температура и давление при сгорании очень

большие, так

как газовая смесь практически стехиометрическая, что делает теп-

* Следует
лсиий.

не дав-

подчеркнуть, что коэффициент сжатия

есть отношение объемов, а

Рис. 4.2. Диаграмма работы цилиндра четырехтактного ПД:

а — изменение давления в цилиндре по времени: ВМТ — верчняя мертвая точка;
нижняя мертвая точка; б—индикаторная диаграмма

НМТ
ловой КПД цикла достаточно высоким Тепловой КПД для заданного состава
смеси является функцией коэффициента сжатия и в отличие от реактивных дви-
гатс гей не зависит от частоты вращения двигателя

3	В процессе рабочего такта сгорающий и расширяющийся газ передает
мощность поршню Эта мощность при помощи кривошипа и коленчатого вала
сообщается винту Процесс расширения опять протекает в соответствии с поли-
тропическим процессом pV"=const

4	После открытия клапана выпуска газ в процессе такта выхлопа протека-
ющего практически при постоянном объеме, поступает в выхлопной патрубок

Общую энергию, сообщаемую валу ПД, можно определить алгебраическим
сложением работы тактов и умножив сумму на число рабочих тактов в единицу
времени (ц/2) и число цилиндров двигатстя Мощность, опре геляемая таких! об-
разом, может быть получена путем интегрирования зависимости давления в
функции от объема изображенной на ин гнкаторной диаграмме (рис 4 2 б),
и называется средней индикаторной мощностью \, Эту мощность часто связыва
ют с понятием интикаторного среднего эффективного давления /?,, рассчитывае-
мого следующим образом

ни шкаторпая средняя эффективная мощность
pt ---------------------------------------------.	(4.1)

объем цилиндра X (п 2)

Эффективная мощность j\e есть произведение N, на механический КПД КПД
уменьшается с уветчением частоты вращения двигателя из-за потерь на тре-
ние и привод агрегатов

Удельных! параметром двигателя часто является среднее эффективное яв-
ление

эффективная мощность

Ре -------------------------.	(4.2)

объем цилиндра X (п/2)

Стандартная диаграмма характеристик двигателя, пример которой представ
лен на рис 4 3, показывает зависимость Лгс от давления во входном коллекторе
частоты вращения и высоты для условий стандартной атмосферы и с учетом ре-
гулировки состава смеси, ведущей к получению максимальной мощности Иногда
максимальная ддитетьная мощность рассчитывается для обогащенной смеси Да
ны также поправки дтя условий нестандартной атмосферы

Двигатель может получать во пух с атмосферным давлением или предвар т-
тельно сжатый натетателем (двигатели с наддувом, с нагнетателем или турбо-
компрессором), что отражается на форме стандартной диаграммы

Бескомпрессорные двигатели. На взлетном режиме (полного газа) давление
на входе отличается от атмосферного на 2—5% В левой части диаграммы мощ-
ность на уровне моря представлена в зависимости от абсолютного давления во
входном коллекторе и частоты вращения Прещты изменения тяги лимитируются
максимально допустимой частотой вращения,
давтеннем во входном коллекторе, соответствующим полному газу (дроссель
ный клапан полностью открыт),
предельных! давлением на входе на максимальном режиме длнлельной рабо
ты двнгатс 1Я

Различают следующие режимы и параметры работы двигателя

а)	взлетная или максимальная мощность*, которая соответствует макси-
мальной мощности, допустимой на короткий период времени при взлете само-
лета, например в течение 1-—5 мин,

б)	номинальная (расчетная) мощность — максимальное значение мощности,
которая может быть использована на таких само ютных режимах, как набор вы-
соты и полет с максимальной горизонтальной скоростью,

в)	крейсерский рея им максимально крейсерский, например, при 75% взтег-
ной мощности и 90% максимальной частоты вращения (максимальная крейсср-

’ Взлетная мощность иногда называется максимальной мощностью BJ3I и макси
мальная длительная мощность известна как максимальная, кроме взлетной мощности

^’е ЖОМ
Рис. 4 3

Абсолютное давление
во входном коллекторе, мм

Высота ? м

Пример стандартной диаграммы

двигателя без наддува

1	— характеристики на //=0 (неполное дросселирование), 2— характеристики по высоте
(полный газ) J— ограничение по давлению во входном коллекторе при продолжительной
работе, 4 — давление во входном коллекторе, мм рт ст (сухой воздух)

Замечание Для нахождения реальной мощности по высоте, частоте вращения,
давлению в коллекторе н температхры воздуха на входе необходимо

1)	определить точку А на режиме пол юго газа для данных частоты вращения и дав
ления в коллекторе,

2)	определить точку В по кривой для //=0 тля заданной частоты вращения и давт<
ния коллектора и перейти к точке С

3)	соединить А и С прямой и найти точку О, соответствующею мощности на заданной
высоте,

4)	скорректировать мощность точки D для температуры воздуха Т на входе в двига
1 /т

тель по формуле реальная мощность	у ’ где Гст — стандартная температу

ра на заданной высоте (температуры берутся по абсолютной шкале)

ская скорость), и минимально крейсерский экономический, например при 65%
взлетной мощности двигателя

На стандартной диаграмме допустимая зона изменения параметров иногда
указывается в форме ограничения по частоте вращения и давлению во вхоиюм
коллекторе

Влияние высоты для взлетного режима полного газа ПД показано в правой
части стандартной диаграммы мощности (см рис 4 3) Так как мощность прямо
пропорциональна массовом) расход) рабочею теза (смеси), то аффективная мощ-
ность при заданной частоте вращения и полном газе уменьшается с высотой в
результате снижения плотности воздуха Выражение для расчета этой зависимо-
сти имеет вид

Л% на высоте
на уровне моря

Коэффициент С принимается равным 0,132 но его значение определено на ос
ковании ограниченного щслернментального опыта со звездообразными ПД

При определении на высотах для промежуточных положений дросселя
можно использовать тот факт, что при заданной частоте вращения и давлении
на входе мощность будет несколько возрастать в результате уменьшения темпе
Ратуры воздуха, что )всличивает массу воздхха, по даваемого в двшатсль и

(1 + С) а — С.	(4.3)
уменьшает давление в выхлопном патрубке. Это ведет к лучшему наполнению
цилиндров.

Связь между мощностью и плотностью воздуха, как было установлено, так-
же носит линейный характер. Использхя эту зависимость, можно определить /V,-
для требуемой высоты при заданных частоте вращения и давлении на входе.

На рис. 4.3 показано, как это делается графически, путем линейной интер-
поляции, так как шкалы графиков даны в линейном масштабе по плотности.

Двигатели с приводными нагнетателями и турбокомпрессорами. Определяя
мощность ПД по формуле (4,3), например для высоты полета 6 000 м, видим,
что ее величина составляет всего 47% мощности на уровне моря. Это отрица-
тельно сказывается на характеристиках самолета, ^сличивая входное давление
путем сжатия воздуха до величины давления на уровне моря, можно bocciано-
вить потерю мощности. Для сжатия воздуха на входе в ПД (для «наддува» ПД)
обычно используется центробежный компрессор (рис, 4.4), который приводится
в действие или от коленчатого вала, или от турбины, работающей на выхлопных
газах, Механические нагнетатели приводятся в действие через трансмиссию, иног-
да с увеличением передаточных чисел. Это означает, что мощность, отбираемая
от коленчатого вала (около 6—10%), несколько уменьшает выходную мощность
и увеличивает расход топлива в соответствии с выходной работой
двигателя.

Турбокомпрессоры не только увеличивают давление на входе, но и на выхо-
де, в результате чего в процессе рабочего такта цилиндр сделает большую работу
и не будет заполнен целиком. Примерно треть энергии сжигаемого топлива заклю-
чена в выхлопных газах, и эта энергия поглощается турбиной, что уменьшает вы-
хлопную тягу. Правда, эта тяга пренебрежимо мала, и ее обычно не учитывают,
если только двигатель не снабжен специальным соплом или другим устройством
для ее использования.

Смешанные двигатели могут иметь различную конфигурацию. ПД, изобра-
женный на рис. 4,4, оборудован механическим нагнетателем и дополнительной
турбиной, передающей свою мощность на вал. Эта схема двигателей может счи-
таться промежуточной между ПД и ТВД. Из-за сложности смешанные двигате-
ли не нашли применения.

ПД с механическим
нагнетателем

Е

ПД с турбоком-
прессором

Выхлоп

Е - двигатель
С - компрессор
Т - турбина
W - работа

Рис, 4,4. Способы повышения мощности поршневых двигателей
1,8 2,4 3,0 3,6 4,2 4,8 5,4 6,0 6.6 7,Z
Высота х 1000 м

20 24 28	32	36 40 44	0	0,6 1,2

Абсолютное давление на входе,ммртст

, 4.5. Диаграмма характеристик ПД с нагнетателем

Нагнетатели нагревают воздух, поступающий в двигатель, уменьшая тем са-
мым его массовый расход, в связи с чем иногда применяют промежуточное охлаж-
дение для компенсации этого эффекта.

Как правило, двигатель с нагнетателями не допускается использовать на пол-
ную мощность на малых высотах (рис. 4.5), так как давление воздуха на входе
возрастает и двигатель, рассчитанный на это давление, становится слишком тя-
желым. Ограничения по давлению на входе обычно оговариваются для условий
взлета, для режимов максимальной (продолжительной) и крейсерской мощностей.

С увеличением высоты можно постепенно увеличивать режим двигателя и
мощность приводного нагнетателя, пока не будет достигнут режим полного газа
па расчетной высоте. Ниже расчетной высоты мощность поддерживается практи-
чески на постоянном уровне. Выше расчетной высоты она линейно уменьшается
пропорционально плотности воздуха, как и у двигателей без нагнетателей.

Управление двшателем и расход топлива в крейсерском полете. Обеднение
топливовоздушной смеси приводит к низким расходам топлива. Однако это ред-
ко используется для двигателей с высокими степенями сжатия из-за опасности
возникновения детонации. Поставщик двигателя обычно сообщает данные, отра-
жающие зависимость удельного расхода топлива от частоты вращения и мощно-
сти для различных составов топливовоздушной смеси. На основании этих данных
и зависимости скорости самолета от эффективной мощности винта можно опре-
делить наиболее выгодные условия крейсерского полета с минимальным удельным
километровым расходом топлива.

4.2.2.	Конструкция двигателя и ее влияние на летные
характеристики

На рис. 4.6 построена зависимость взлетной мощности различных двигателей в
диапазоне 50—450 1. с. от рабочего объема цилиндра. Удельная литровая эффек-
тивная мощность этих двигателей лежит в пределах 25—50 л. с/л. Ниже анали-
зируются различные способы повышения удельной мощности ПД и их влияние
на характеристики самолета (рис. 4.7).

Карбюраторный безредукторный ПД без компрессора. Удельная мощность
такого двигателя на уровне моря 25—30 л. с,/л принимается за 100%. Макси-
мальная частота вращения меняется в пределах от 2 500 до 2 800 об/мин. При
г

Объем цилиндратл

Рис. 4.6. Зависимость вчлетной мощности ПД от объ-
ема цилиндра (по данным справочника Jane's. АП
World Aircraft, 1972—4973 гг.):

Относительная МОЩНОСТЬ; “Д
6)

Рис 4 7. Пути конструктивного усо-
вершенствования ПД (значение сим-
волов приведено на рис. 4.6):

Г — число цилиндров; 21 — четырехтактные; 3' —
двухтактные, 4f—шесть цилиндров в ряд, 5 —пря-
мая связь с винтом, 6Г — через редуктор, 7f — с нор
мальвой подачей воздуха; — с нагнетателем; 9' —
с турбокомпрессором; 1(У—карбюраторный, 1Г — с
впрыском топлива

а — зависимость мощности от вы-
соты; б — изменение удельного рас-
хода топлива в зависимости от но-
минальной мощности

большей частоте вращения или недопустимо увеличивается окружная скорость
лопастей винта, или приходится уменьшать диаметр винта, снижая его КПД

ПД с редуктором. Применяя редуктор между коленчатым валом и винтом
с понижающим передаточным числом, можно увеличить частоту вращения вала
до 3200—3400 об/мин. ПД Континенталь «Тиара» работает даже при 4000—
4400 об/мин Для заданных величин ре и объема цилиндра эффективная мощ-
ность в соответствии с формулой (4.2) возрастает. Редуцирование частоты врашс
ния приведет к потере нескольких процентов мощности ПД. повышению массы
на 12% и стоимости на 50% [4 13]. Однако ПД с редукторами имеют удельную
мощность 33—35 л с/л. Необходимо также \читывать следующие факторы-

появление вибрации ПД от крутильных ко юбаний коленчатого вала;

двигатели с высокими скоростями движения поршней имеют уменьшенные
межремонтные сроки службы (рис. 4 8).

Влияние геометрии цилиндра. Для заданного значения скорости поршня и
рабочего объема цилиндра развиваемая мощность может быть увеличена п\
тем:

выбора большего отношения диаметра цилиндра к ходх,

уменьшения хода поршня в результате увеличения числа цилиндров (Мцил),
что ведет к большим частотам вращения.
Л. 2,500
s:

’С’

X

«с
£
«и

X

£
TJ

СО

2,G00i-

5001—I—j—I—।—[__L._t  _i

В работе [4 13] показано, что мощность
увеличивается пропорционально (¥ц„л)1/3, од-
новременно требусюя соответствующая кор-
ректировка редуктора для привета винта

Влияние степени сжатия. Увеличение етр
пени сжатия и соответственно тепловою КПД
приводит к росту ре, удельной литровой мощ-
ности и снижению удельного расхода топлива.
Топливо с низкой сортностью (80/87) можно
использовать при степенях сжатия до 7,5, и.
когда степень сжатия повышается до 8—10,
необходимо применять топливо с октановым
числом 100/130.

Влияние впрыскивания топлива Впрьы
кивание топ шва приводит к ею более эффек-
тивному сгоранию и повышению теплоотдачи
на несколько процентов. Еще более важным
при этом является эффект уменьшения расхо
да топлива примерно на 10% на малой часто-
те вращения Применение системы впрыска

топлива увеличивает на 6% массу п па 18% стоимость двигателя.

Дополнительные преимущества. Дополнительным преимуществом ПД с над-
дувом кроме их повышенной эффективности на высотах, указанной в подразд.
4 2 2, является возможность использования сжатого воздуха в системе кондицио-
нирования п наддува кабины Принципиальная схема такой системы изображе-
на на рис 4 9

8	9 ЮН 12

Средняя скорость поршня ? м/с

Рис, 4Л. Влияние скорости поршня
ча межремонтный срок службы
(S\C Paper 7I03SI)

Гидравлическая система
или маслосистема

Рис, 4,9* Схема наддува кабины от ПД с турбокомпрессором;

1 вал; 2— компрессор; 3 — турбина; 4 — корпус клапана двойного действия; 5—пере-
пускной клапан. 6 — распределительный клапан; 7— регулятор иерсчснного давления; 8 —
регулятор постоянного давления; 9 — трубка Вентури
Пример улучшения характеристик самолета их тем использования нагнетате-
ля представлен на рис 4 10. В этом случае нагнетатель практически не увели-
чивает давление на входе на уровне земли Хотя для улучшения параметров
взлета и набора высоты можно с помощью нагнетателя повысить это давление
на уровне моря, например до 1,5 кг с/см2 Это дает заметный эффект Пример на
рис 4 7 показывает, что на высоте 6150 м двигатель, имеющий без наддува
только 47% мощности, при использовании нагнетателя обеспечивает относитель-
ную удельнхю литровую мощность 110% ПД с редуктором винта н нагнетате-
лем имеет удельную взлетную литровую мощность не менее 40—50 л с /л и даже
выше Увеличение массы двигателя примерно на 18% в случае применения на-
гнетателя с приводом от вала и на 30% при использовании турбокомпрессора
будет оправдано улучшением характеристик. Для предотвращения детонации сте-
пень сжатия должна быть низкой

Истинная воздушная скорость,км/ч

Истинная воздушная скорость, км/ч

1500 1650 1800 1950 2100 2250 2400 2550

Дальность на крейсерском ре жиме, км

1500 1650 1800 1950 2100 2250 2400 2550

Дальность на крейсерском режиме,км

Рис. 4ЛО. Летные характеристики вариантов самолета «Пайпер» «Навахо», оборудованного
ПД без наддува и ПД с турбокомпрессором;

/ — Пайпер «Турбо Навахо», полная масса 2950 кг, стандартная температура: 2 — Пайпер
«Навахо-300», полная масса 2820 ki* стандартная температура ПД без наддува, 3 — Пайпер
«Навахо 300», полная масса 2820 кг, полезный iaitac топлива 850 л, стандартам температу-
ра; 4— Пайпер «Турбо Навахо», полная масса 2950 кг, полезный запас топлива 850 л,
стандартная температура, 5 — без резервного запаса топлива; 6 — резервный запас топлива
на 45 мин полета
Взлетная или нормальная мощность при н_0 л t

^нагн R впр R вр г Рах

об/мин

10OD

(1-£Н/з). Л

Рис, 4,11. Обобщенные взлетные характе-
ристики различных ПД на уровне моря в
условиях MCA:

7 — объем цилиндра; 2 — отношение дав-
ления во входном коллекторе к р0: 3—
атмосферное давление, 4 — степень сжа-
тия, 5 — с нагнетателем, 6—с турбоком-
прессором, 7 — карбюраторный, 5 — с
впрыском топлива, 9—поправка на вра
щение; /0 —прямая связь с валом винта;

11 — через редхктор; 12 — четырехтактные
ПД, 13— с нормальной подачей воздуха,
14 — с нагнетателем; 15 — с турбокомпрес-
сором; 16 — зачерненные знаки — наличие
редуктора, 17 — знаки с флажками —
впрыск топлива; 18 — двухтактные ПД,
19— с нормальной подачей воздуха, пря-
мая связь с валом, карбюраторный; 20 —
ротативные двигатели внутреннего сгора-
ния

На рис 4 11 представлены графики
ной тяги н других параметров*

Рис 4.12 Обобщенные массовые характери-
стики различных ПД:

\ил — ЧИСЛО цилиндров; /?нагн = 0,97—
нормальная подача воздуха; Авпр = 1,00 —
карбюраторный двигатель; ^цпр=Ь08—
двигатель с впрыскиванием топлива, &т =
—1.00 — двигатель с прямой связью с ва-
лом; Лр= 1,12 — двигатель со связью с ва-
лом через редактор (другие символы см.
на рис. 4,11)

Мощные двигатели (3000 л с), ко-
торые использовались в прошлом, прин-
ципиально могут быть улучшены путем
использования смешанной схемы, приве-
денной на рис 4.4, Несмотря на слож-
ность, теоретически такие двигатели мо-
г\т конкурировать с ТВД,
полуэмппрнческих поправок для взлет-

^*В31

wai н^в ,р^вр^ г Г\ги1Рн

об/мин

1000

(1

в”1'3),

(4.4)

где С = 25 для объема цилиндра четырехтактною двигателя в литрах. Масса
двигателя оценивается следующим образом (рис, 4.12)

(7 —С (k k -k V ДГ 1/3)0,6582	,, -v

^“нагн^впр^г *ни 7J * лил/ ’

где для четырехтактного двигателя С = 30,465, если объем цилиндра в литрах,
а масса в кг

Эти зависимости можно использовать для сравнения двигателей с различ-
ными техническими характеристиками и для оценки массы

4.2.3.	Классификация по расположению цилиндров

Все ПД, предназначенные для использования на самолетах, в настоящее время
имеют воздушное ох шждеиие Типовые схемы ПД представ тены па рис 4 13

Наиболее распространенной является схема ПД с горизонтальными противо-
лежащими цилиндрами (рис, 4 13, а). Примерами могут служить известные се-
Рис. 4.13. Классификация схем ПД по
расположению цилиндров:

а — с горизонтальными противолежа-
щими цилиндрами; б — V-образный;
d — однорядный; г — звездообразный

рип ПД Авко Лайкоминг (например, IGSO-540-A, рис. 4Д4) и Континенталь,
Это плоский двигатель с относительно небольшим миделевым сечением и хорошо
сбалансированный. Эффективность воздушного охлаждения сохраняется при рас-
положении до четырех цилиндров на каждой стороне. V-образный двигатель (см.
рис. 4.13, б), который уже не строится, имеет меньшую площадь, чем у двига-
теля первого варианта. Однорядный ПД с расположением цилиндров по продоль-
ной оси обладает наименьшим миделевым сечением. Для однорядного ПД с чис-
лом цилиндров более четырех возникает проблема их охлаждения, особенно в со-
четании с толкающим винтом. В прошлом эта схема широко применялась при ис-
пользовании на ПД водяного охлаждения. Рядный двигатель, установленный в
гондолах на крыле, оказывает наименьшее неолагилриятное влияние на сопротив-
ление и подъемную силу. При расположении двигателя с тянущим ввитом в носо-
вой части фюзеляжа миделево сечение самолета определяется поперечным сече-
нием кабины. В этом случае единственное преимущество рядного двигателя за-
ключается в улучшении обзора, особенно при расположении сидений в ряд. Для
компоновки кабины с расположением сидений тандем применение рядного дви-
гателя оправдано.

Звездообразный ПД (рис. 4.13, г) имеет наибольшее миделево сечение с боль-
шим сопротивлением, но создает прекрасные условия для охлаждения, что де-
лает его пригоднььм на нескоростных летательных аппаратах с длительным вре-
менем полета (вертолеты, сельскохозяйственные самолеты). В свое время строи-
лись и широко применялись двухрядные звездообразные ПД с 7—9 цилиндрами
в ряд, например на самолетах Локхид «Констеллейшн», Дуглас DC-6. В настоя-
щее время звездообразные ПД строятся преимущественно в странах Восточной
Европы.

4.2.4.	Двухтактные и ротативные двигатели

Двухтактные двигатели бывают только малой мощности и применяются на пла-
нерах и беспилотных летательных аппаратах. Их преимуществами являются чрез-
вычайная простота, низкая стоимость, малая удельная масса '(отнсяиение сухой
массы к эффективной мощности на валу). К числу недостатков относятся: не-
эффективное сгорание, высокий расход топлива, нестабильное зажигание и труд-
ность запуска. Эти недостатки могут быть частично неправлены применением
впрыска топлива, наддува и повышением частоты вращения, но .все это в ущерб
перечисленным выше преимуществам.

Ротативные двигатели или двигатели Ванкеля для самолетов пока еще нахо-
дятся в стадии экспериментальных исследований. До 197УТ. единственным лет-
ным образцом был двигатель Кертис-Райт RC-2, установленный на малошумном
разведчике Локхид «Кустар» и некоторых планерах.

С точки зрения функционирования ротативный двигатель сравним с двух-
тактным ПД: у него нет клапанов пуска и выпуска и половину времени цикла
он не работает как компрессор, что характерно для четырехтактного двигателя.
Это дает возможность получить большую удельную литровую мощность (на еди-
ницу объема цилиндра), что делает ротативные двигатели легче и компактнее.
Например, упомянутый двигатель RC-2/60 при эффективной мощности 200 л. с.
имеет объем цилиндра 2л и частоту вращения бОООоб^мия. Проект двухместного
тренировочного самолета Фэнтрейнср AWI-2 (ФРГ) предусматривает применение
четырехдискового ротативного двигателя мощностью 300 л. с. Он будет оснащен
винтами небольшого диаметра, установленными из-за высокой частоты вращения
в кольцевых обтекателях

Второе важное преимущество ротативного двигателя заключается в том, что
вращающиеся диски двигателя не совершают возвратно-поступательного движе-
ния Эго дает возможность передавать движение дисков непосредственно на вал
с меньшими вибрациями и шумом. Кроме того, облегчается балансировка, винт,
установка двигателя, повышается компактность.

Исследовательские работы по этим двигателям направлены главным образом
па улучшение уплотнения между вращающимися диском и стенкой цилиндра и
получение наиболее благоприятных характеристик сгорания. В связи с высокой
частотой вращения редукторы для этих двигателей будут иметь большее переда-
точное число по сравнению с обычными двигателями.

На рис. 4.11 показаны характеристики некоторых двухтактных двигателей и
ротативного двигателя RC-2/60 в зависимости от того же параметра, что для че-
тырехтактных двигателей. Первые два типа двигателей имеют внешние характе-
ристики всего на 10—15% выше, чем у четырехтактных двигателей. Улучшение
характеристик ротативного двигателя достигается главным образом благодаря
высокой частоте вращения без усложнения балансировки. Четырехтактный ПД
Континенталь «Тиара» [4.17] также интересен в этом отношении, так как на нем
используется новый способ уменьшения крутильных колебаний при запуске. Это
Дает возможность увеличить рабочую частоту вращения до 4400 об/мин, повы-
сить удельную литровую мощность и снизить уровень шума.
ГФ
|ф

Рис. 4,15, Различные схемы газотурбинных двигателей:

«—ТРД с од1гос1 упепчатым центробежным компрессором и двумя входами; 6 — ТВД с двухступенчатым центробежным
компрессором; в — двухвальиып ТВД с осевым компрессором; а одновальный ТРД с осевым компрессором;* d - двухвальнып
ТРДД (малая степень двухконтуриости}; е — трсхвальный ТРДД с передним вентилятором (высокая степень двухконтур-
лосги)
4.3. ОСНОВНЫЕ СВОЙСТВА ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

ДЛЯ ДОЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ

Несмотря на кажущееся многообразие конфигураций газотурбинных двигателей
(рис. 4.15), их можно сравнивать на основании термодинамических свойств.

Большую часть газотурбинных силовых установок, предназначенных для
гражданской авиации, можно отнести к одной из следующих категорий;

одноконтурные или простые турбореактивные двигатели (ТРД);

двуктонтурные или турбовентиляторные двигатели (ТРДД);

газотурбинные, приводящие в действие винт (турбовинтовые — ТВД) или
вал (турбовальныс).

Категорию двигателей, которые приводят в действие вал (турбовальныс), в
аальнейшем будем относить к турбовинтовым двигателям. Двигатели с форса-
жем, предназначенные для сверхзвуковых скоростей и военных самолетов, не рас-
сматриваются в настоящем разделе.

При сравнении газотурбинных двигателей целесообразно разделить их на сле-
дующие составные части:

1)	газогенератор, являющийся источником газов большой энергии;

2)	движитель, который преобразует энергию газов в полезную тяговую мощ-
ность (тяга, умноженная па скорость).

4.3.1.	Газогенератор

Газогенератор является важнейшей частью двигателя, в которой происходит
установившийся процесс образования горячих газов в соответствии с циклом
Брайтона (рис. 4.16).

Газогенератор состоит из следующих основных элементов:

1)	входной канал, в котором воздушный поток разгоняется или тормозится
с минимальными потерями до требуемой скорости на входе в компрессор;

2)	компрессор (компрессоры), где воздух сжимается рядом ступеней по по-
литропическому закону;

3)	камера (камеры) сгорания, в которую впрыскивается топливо и сгорает
при практически постоянном давлении;

4)	турбина (турбины), в которой часть энергии, необходимая для привода
компрессора, отбирается от горячих газов по политропическому закону.

На диаграмме цикла в координатах энтальпия—энтропия на рис. 4.16 по
разнице в значении энтальпии между точками 0 и 5 можно заключить, что часть

Рис. 4.16. Термодинамический цик.1 iазогенератора двигателя
I	L

Газогенсратор I

Двигатель

Движитель

Топливо

Чисто реактивный

К	Т

К - компрессор
венг- вентилятор
Т - турбина

Турбовинтовой

Рис 4 17. Схематичное представление самолетных газотурбинных двигателей

энергии газогенератора теряется в атмосфере в форме тепла Оставшаяся часть
является полезной изэнтропической энергией (L — обратимая энергия), кото
рая используется для сизтення тяти Эта энергия эквивалентна кинетической энер-
гии, которую получили бы газы при изэнтропическом расширении до атмосфер-
ного давления

Термодинамические характеристики газогенератора определяются удельной
обратимой энергией и эффективным КПД Удельная обратимая энергия Laep/m.
описывается в безразмерной форме следующих! образом

тгСрТ н

(4.6)

В дальнейшем параметр Г бхд^т называться функцией газогенератора Эф-
фективнын КПД определяется следующими зависимостями

увеличение изэнтропической энергии
количество тепла, получаемою в камере сгорания’
I

Дэбр— ~
т.е -- -г-------------.

тгс р(Гг — Г к с)

(47)

(4.8)

Температуры Т с и Тг соответствуют температурам газа на входе в камеру
сгорания и турбину (рис 4 17) В приложении Н дана методика приб тленного
расчета Г и г|е в зависимости от высоты, окружающей температуры и числа ?4
Степень сжатия компрессора и температура перед турбиной рассматриваются как
характерна ическис параметры газогенератора Необходимо так/ле учитывать
потери давления и КПД никла Термодииамическис расчеты этих параметров
можно найти в работах [4 30 п 4 39]

4.3.2.	Движитель (тяговое устройство)

Движитель — это часть двигателя которая преобразует обратимую энергию га-
зов в количество движения Типы движителей изображены схематично на рис
1 17 в вн ле отдельных элементов двигателя, как, например, вентилятор на выхо-
де (см рис 4 15) Для других конфигураций
выделить движитель тр\ тнее по причинам, рас-
смотренным ниже

Критерием для сравнения газовых тхрбин
является тяговый КПД

полезное количество движения
— »
увеличение изэнтропическом энерши

(4. 9)

RV

или	\р —----------j--------.	(4.10)

^обр— mrV2

На рис 4 18 представлены кривые измене-
ния тяговых КПД для различных гипов дви
гателеи в сравнимых условиях

Рис 4 1S. Изменение тягового КПД
двигателей дозвуковых самолетов

4.3.3.	Реактивный двигатель

Движителем реактивного двигателя (рис 4 19, а) является сопло, в котором газ
ускоряется и выбрасывается наружу (рис 4 17) На двигателях для дозвуковых
само 1етов обычно применяется сужающееся сопло В расчетном режиме (высокая
частота вращения) поток на срезе сопла современного ТРД достигает скорости
звука, такое сопло называют «запертым» или критическим Локальное статиче-
ское давление на срезе сопла (рс) будет больше окружающего, поэтому в до-
полнение к импутьсу тяги, ТРД создает тягу вследствие избыточного давления
Разработчики двигателей обычно определяют общую тягу в виде

Л= тг (с5 — У) + Гс (/?<_ — рн).

(4.11)

Для получения простой зависимости для тягового КПД используется поля
тис идеальной тяги

— тг (^г Ю-

(4.12)

Скорость Гг при расширении газов то атмосферного давления достигается
на некотором расстоянии за срезом сопла Если для упрощения предположить
полное расширение газов по изэнтропической зависимости, тяговый КПД опреде
лнтся следующей формулой

пгг(Уг-У)И

1 - , 1 .

(4.13)

Это выражение напоминает известный КПД Фруда На малых скоростях
(взлет, набор высоты) Vr^> V и Т|р низок, на ботьших скоростях он достигает
значения 0 5 (см рис 4 18)

4.3.4.	Турбовентиляторный двигатель

Хотя принцип двухконтурного двшатетя (см рис 4 19, и) запатентован еще в
1937 г а первый образец построен в 1946 j , широкое применение ТРДДсгато
возможным только после создания компрессоров с высокими степенями сжатия
и турби I рассчитанных на высокие температуры.

* Имеется в вид> ТРДД Метрополиан Виккерс F 2/3 с задним расположением всити
лягора.
ЦП"

в)

1)

Роллс-Ройс

а - ТРД
ТРДД с
турности
«Слеи»,
пенью

Роллс-Ройс «Авон>; и —
малой степенью двухкон-

Рис. 4.19. Примеры конфигурации
турбореактивных двигателей (дан-
ные см. в табл. 6.1):

Редуктор

Газогенератор

Вентилятор с регули-
руемыми лопатками

Акустическая
облицовка

в — ТРДД с высокой сте-

двухкоитурностн (/?i=>5)

Ролле Ройс RB211, г — схема про-
екгиру емого двигателя Роллс-Ройс
/Бристоль Сиддли М’453 с т=10,5,
редуцируемым вентилятором с ло-
пастями переменного шага, окруж-
ная скорость вентилятора 320 м/с,
скорость истечения из газогенера-
тора 275 м/с, скорость истечения
из вентилятора 180 м/с
До 1960 г. на транспортных само-
летах применялся ТРД но за послед
нее время он был полностью вытес-
нен в гражданской авиации двухкон-
турным двигателем.

Движитель ТРДД (см рис 4 17)
состоит из следующих элементов.

1/ турбина низкого давления, ко-
торая отбирает энерпно газов и пере-
дает ее на вал или непосредственно

на вентилятор;

2)	компрессор низкого давления
(вентилятор), которым сжимает воз
дух холодного контура;

3)	реактивные сопла, останов-
ленные как в горячем конторе газо-
генератора, так и в холодном конту-
ре вентилятора. Небольшой выигрыш
в тяге, кроме того, можно получить
смешивая газы холодного и горячего
контуров в специальном смесителе.
Так как обратимая энергия в
ТРДД распределена на большее ко-
личество воздуха, чем в ТРД, сред-
няя скорость истечения у него будет
меньше согласно формуле (4.J 3), а
тяговый КПД выше (см, рис. 4.18).
Однако передача энергии от горячего

РРухкянгпурндсти

степень

РВументурмщпи

Рис. 4 20, Различие в конфигурации ТРДД с
малой, средней и высокой степенями дв^хкон-
турности

контора холодному связана с спреде

ленными потерями, поэтому улучшение характеристик будет достигаться только
при высокой удельной эффективной мощности [азогенератора. Можно показать,
что рациональность применения принципа двухконтурностп зависит от выполне-
ния следующего фундаментального условия:

Г> —— М2 W ,	(4.14)

Т|Г*ВвнГ

где Т|вх — изэнтропический КПД воздухозаборника вентилятора (см, рис 4,16),
а г|т войт — КПД процесса передачи энергии от горячего контура холодному
(Лт. вснт = ПтЛвспт). Современные газогенераторы на дозвуковых скоростях легко
удовлетворяют этому условию, чего нельзя сказать о сверхзвуковых скоростях

Наиболее важным параметром двухконтурного двигателя является отношение
массового расхода воздуха, проходящего через вентилятор (/Ивевт), к массовому
расходу газогенератора (/nJ, называемое коэффициентом или степенью двухкон
турности:

^вент
т ~	;--

/пг

(4.15)

Очевидно, что для обычного ТРД т = 0 Различают следующие виды ТРДД
(рис. 4.20)-

а)	с низким коэффициентом двухконтурности (т<‘2). Воздух холодного кон-
тура у этих двигателей проходит по своим каналам вокруг основного контура и
иногда смешивается с воздухом горячего контура;

б)	с высоким коэффшгиешом дв\ хконтх рчости (;н>2) Двнгатст’ эпно ви та
оборудуются сравнительно коротким обтекателем вентилятора, хотя по соображе-
ниям снижения уровня шума звукопоглощающую облицовку легче установить в
удлиненный канал.

Тяга ТРДД определяется по формуле

= У lm(c5 — V) + Fc (рс — рн)!,	(4.16)

г.нен г

в которой массовый расход и условия истечения учитываются для газогенерато-
ра и вентилятора.
4.3.5.	Турбовинтовой двигатель (ТВД)

Движитель (вигате 1я лого типа состоит (см рис 4 17) iu 1) сичовои турбины,
2) вала с редактором, 3) винта, 4) выхлопного сопла для выхода газов

Основная энергия газов идет на привод в действие винта Эффективная тя-
говая мощность выхлопных газов составляет 10—20% от мощности на валу, а за
вычетом входного импхльса (mrV) на большой скорости уменьшается до 5—
10% В случае турбовальных [вигатс юй их эффективная мощность целиком со-
средоточена на валх Можно показать, что тяговый КПД ТВД, опредеченный
формхчой (4 10), равен произведению КПД тхрбины, редуктора и винта

Г,Р ~ тит1мехтяинт*	(4 17)

На скоростях почета до М = 0,5 0 6 тяговый КПД IВ Д выше, чем у ТРД
(см рис 4 18) Однако с увеличением скорости явление сжимаемости воздхха
на концах лопастей винта резко снижает его КПД

Общая мощность ГВД часто определяется как эквивалентная мощность на
валу

.	(4.18)

т,вин г

Поскольку в статических условиях У=цв11НТ — 0, второй член формулы ста-
новится неопределенным, поэтому иногда записывают в следующем виде

Лр

=	,	(4.19)

г io тяга вследствие истечения газов сравнивается с тягой винта, равной статиче-
ской тяге 1Ф25 кге, созываемой мощностью в 1 л с на вач\ винта

4.3.6.	Общий КПД, удельный расход топлива
и удельная тяга (мощность)

Указанные выше понятия эффективного и тягового КПД даны для того чтобы
иметь возможность сравнивать различные типы двигателен с одинаковым i азо-
генератором по принцньх работы движителя

Разделение на газогенератор и движитель может, однако, быть условным,
когда рассматривается конкретный двигатель

Так, внешняя часть вентилятора, которая сжимает воздух холодного контура,
образует движитель, в то время как внхтреннюю его часть следует отнести к га
зогенератору Турбина низкого давления передает мощность как вентиляторх, так
и газогенератору Общая степень сжатия ТРДД поэтому есть сумма степеней
сжатия вентилятора и компрессора высокого давления, когда вентилятор расподо
жен до него

В некоторых пхбликациях по ТРДД тяговый КПД рассматривается как КПД
Фрх та исходя из осредненной скорости истечения В это\) счучае ффекгтвныи
КПД дочжен учитывать потери в вентиляторе и тхрбине низкого давления

Потный или общий КПД определяется по следующей зависимости

полезная тят овая мощность

=---------------------------= У------»

теплосодержание топлива (/rain?

где q —- теплотворность топлива

Суммарный КПД можно разделить на КПД и орания

тепло, вырабатываемое в камере сгорания
Tjr - ---------------------------------------.

теплосодержание топлива

Эффективный и тяговый КПД определяются формулами (4 7) и
довательно,

10 = TlrrlcV
128

(4.20)

(4.21)

(4 9) Сле

(4.22)
При оценке эффективности двигателя часто используется у тельный расход
топлива Для ТРД удельный тяговый расход топлива cR определяется следую-
щим образом

расход топлива в час

= р---------------------,	(4 23

* располагаемая тяга

Для ТВД удельный расход топлива по мощности се имеет вид

расход топлива в час

=	•	(4,24)

мощность (или эквивалентная мощность) на валу

Поскольку расход топлива является прямым показателем количества тепла,
подаваемого в двигатель, то на основании выражений (4 20) и (4 23) можно вы-
вести следующую формулу.

С _ = С ,	(4*25)

Д №

где cD — в-------и С —8,435 для V — в м^с и q в ккал/кг.

к кгс

Если принять скорость звука на уровне моря равной 340,43 м/с и считать
q= 10 300 ккал/кг, то приведенный тяговый удельный расход топлива с
выражается формулой

Cr =0,2788 А
/Т

(4.26)

где Т — относительная температура окружающего воздуха.

Удельный расход топлива в крейсерском полете определяет количество топ*
лива, необходимое для преодоления сопротивления, и является основным пока-
зателем экономичности двигателя Для обычного ТРД с& меняется мало по ско-
рости Так как для ТРДД диапазон изменения си увеличивается с ростом степени
двухконтурности, их можно рассматривать как промежуточный вариант между
ТРД и ТВД, если расход топлива последнего отнесен к выходной мощности и так-
же мало меняется по скорости

Удельная тяга реактивного двигателя показывает, какая часть тяги прихо-
дится на единицу расхода воздуха

/? располагаемая тяга
весовой расход воздуха

Удельную тягу можно также выразить через отношение расхода топливовоз-
душной смеси к удельному расходу топлива С увеличением удельной тяги раз-
меры входного канала в двигатель и сопротивление двигателя уменьшаются По
этому признаку можно сравнивать двигатели с одинаковой механической схе-
мой

Объединяя формулы (4 12), (4.13) и (4 27) для обычного ТРД, удельную тягу
можно связать с тяговым КПД

Д = —Л для да = 0.	(4.28)

GB g ' \р /

ТРД с относительно высоким тяговым КПД будет иметь низкую удельную
тягу на данной скорости полета Этот вывод справедлив и для ТРДД Это озна-
чает, что при проектировании или выборе двигателя для конкретного самолета
необходимо искать компромиссные решения между противоречивыми требования-
ми Дтя самолета с большой дальностью полета большое значение имеет низкий
расход топлива (т е высокий Т)Р) Когда же требуется большая тяга на корот-
кое время, необходимо выбирать двигатель с высокой удельной тягой.
Для ТВД мощность двигателя может быть отнесена к массовому расходу
воздуха через двигатель. Удельная мощность максимальна, когда Г* достигает
наибольшего значения, но это условие опять не совпадает с минимальным удель-
ным расходом топлива и также требует компромиссного решения.

4.3.7.	Анализ цикла двигателя

При отсутствии готового двигателя для проектируемого самолета или при про-
ведении параметрических расчетов иногда возникает целесообразность анализа
цикла двигателя с различными конструктивными параметрами в качестве пере-
менных. Разработчики двигателей, так же как некоторые самолетные фирмы,
имеют машинные программы для выполнения этих расчетов Методики таких
исследований можно найти в работах [4 25, 4 26, 4 29 и 4.50].

В приложении Н даны аналитические выражения, которые, несмотря на упро-
щения, позволяют провести первоначальную оценку характеристик двигателя
на этапе предварительного проектирования самолета. Этот метод используется
в расчетах, приведенных ниже.

При проведении расчетов характеристик двигателя необходимо различать.

1)	характеристики на расчетом режиме;

2)	характеристики при отклонении от расчетного режима

Расчетная точка соответствует условиям работы при высокой частоте вра-
щения и оптимальных КПД компрессора и турбины. Расчетный режим выбира-
ется для характерных этапов полета, таких как взлет, набор высоты, крейсер-
ский полет Таким путем двигатель подгоняется как можно ближе к условиям
работы на наиболее критических режимах полета самолета. Для ТРД расчетный
режим соответствует обычно условиям взлета, а для ТРДД — это крейсерский
режим

4.4. ВЫБОР ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Наиболее важными параметрами, определяющими характеристики двигателя, яв-

ляются:

1)	КПД цикла и потери давления,

2)	суммарная степень сжатия компрессора-газогенератора (лЬа);

160

з 140

К
к
э-
X

S 120

с
two
X
о

.= 80

60

Рис. 4 21. Влияние изменения КПД цикла
на характеристики ТРДД при М=0,9 (тро-
попауза), ш-9,	—36, Гг = !750 К, поте-

рях на входе 2% от 1/2 рУг,

с, cH=0,63
кге

3)	температчра на входе турбины
(Гг);

4)	степень двухконтурности (т\;

5)	степень повышения давления вен-
тилятора Лвент-

Как показано на рис 4 21, повыше-
ние КПД цикла — эффективный метод
повышения характеристик двшателя. В
упрощенном приведенном примере повы
шенпе КПД на 5% (с 85 до 90%) при-
водит к снижению расхода топлива на
11% и увеличению удельной тяги на
16% ТРДД с высоким т более чувстви-
тельны к повышению КПД цикла Сле-
дует отметить, что повышение КПД на
5% эквивалентно снижению потерь на
1/3. Методы, которыми это достигается,
не затрагиваются в настоящей книге

Рассмотрим теперь значение других
параметров, влияющих на:

1)	расход топлива в крейсерском ре-
жиме;

2)	удельную гягу при различных ус-
ловиях и уменьшение тяги по высоте я
скорости (градиент падения тяги);

* См подразд, 4 3 1.
3)	массу и внешнее сопротивление установленной на самолете силовой уста-
новки;

4)	шум двиателя

Первоначальная стоимость, техническое обслуживание и ресурс являются
очень важными факторами, определяющими выбор двигателя, но их учет затруд-
нен в связи с недостатком данных о степени их влияния на выбор двигателя.
Единственное общее положение в этом случае говорит о том, что стоимость дни
гатсля и технического обслуживания возрастают пропорционально сложности
конструкции

4.4.1.	Суммарная степень сжатия

При проведении анализа цикла ТРДД с различными давлениями и температура-
ми в расчетных устовиях удобной формой поедставлсния результатов могут быть
диа1раммы, аналогичные изображенным на рис. 4 22 и 4.23 Изображение данных
в координатах, привеченная утсльная тяга — приведенный у тельный расход топ-
лива делают их пригодными дпя различных высот Расчетные кривые показыва
ют. что для всех схем двигателя увеличение л« v ведет к уменьшению удельною
расхода топлива в крейсерском полете

Для получения высокой у щльной тяги в крейсерском полете (см рис 4 22)
или при взлете (см рис 4.23) при за тайном значении Тг высокие степени сжатия
не требуются В случае применения ТРД, например, с 77=1000 1200 К в крей-
серском полете условия максимальной удельной тяги соответствуют л1,г=7.8,
а на взлете 9. 11 Для ТРДД эти величины выше и достигают значений 12.. 16
(см. подразд. 4 4.2). Принимая во внимание тот факт, что в определенных преде-
лах увеличение л11Е выше указанных оптимальных величин мало влияет на удель-
ную тягу, конструктор обычно стремится выбрать высокие степени сжатия кото-
рые ведут к лучшим показателям по расходу топлива на расчетном режиме и при
уменьшенной частоте вращения

До 1953 г турбореактивные двигатели оборудовались одноступенчатыми
центробежными компрессорами (см. рис 4 15) с максимальной степенью сжатия
около 4 Поскольку эти двшатели имели высокий расход топлива и большое ми-
дслево сечение, они были вытеснены двигателями с осевыми компрессорами (см,
рис 4 15 и 4 19, а). На небольших двигателях, таких как Гаррет Эрисич ATF-3,
применяется в последнее время смешанная схема осевого и центробежного комп-
рессоров, дающая приемлемые степени сжатия и небольшое миделево сечение

Осевые компрессоры позволяют получать высокие степени сжатия при не-
больших площадях миделева сечения Одновальный двигатель с одним осевым
компоессором позволяет получать лк* до 8,5. Для получения больших величин
сжатия необходимо учитывать, что условия работы первых и последних ступе-
ней компрессора будут настолько различны, что потребуется устанавливать два
компрессора с различными частотами вращения, т е получается двухвальная
схема двигателя

Максимальная величина л,,*, полученная на практике в одноконтурном реак-
тивном двигателе, равна 13 На рис 4 24 показаны кривые роста степени сжа-
тия двигателей в пятидесятых годах Рис. 4 25 дает представление о влиянии
суммарной степени сжатия на cR при взлете На графике сравниваются также
расчетные данные и характеристики реальных двигателей

Тенденция к росту степени сжатия сохраняется и для ТРДД, у которых эта
величина в настоящее время достигает 25—30 на больших транспортных самоле-
тах На рис 4 26 изображены некоторые схемы двигателей, в которых реализу-
ются ^ти высокие степени сжатия

Схема а обладает тем недостатком, что последние стхпени компрессора низ-
кого давления мало способствуют повышению давления, так как работают при
большой окружной скорости

ома б лишена этого недостатка, но требует очень высоких значений степени
сжатия от компрессора высокого давления, что влечет за собой использование
лопаток входного направляющего аппарата с регулируемым углом входа

Схема 8 с испотьзованпем трехвальлол схемы выгодна во многих отношени-
ях. так как каждая секция компрессора работает с относительно небольшими
степенями сжатия [4 34] Удельная масса такого двигателя меньше других
Рис* 4*22. Влияние иа характе-
ристики двигателя суммарной
степени сжатия и температуры
перед турбиной при крейсерских
условиях полета, оптимальной
степени сжатия вентилятора
и M = Qt85

Замечание* Эта диа-
грамма дана для тропопаузы,
но действительна и для других
высот, при условии, если Тг вы-
брана таким образом, что ве-
личина ТГ!ТН не меняется

0,9

0,8

V

0,6

0,5

0,4

0,3

1400 К

® прогноз тп*9
ТГ=1500К

л г 36 ,

30	40	50 ео 10

Удельная тргэ R/GB,c

80	90

Рис. 4.23. Взлетные характери-
стики ТРДД
50

Рис. 4.24* Рост суммарной степени сжатия
по годам:

J — осевой компрессор; 2 — осевой центро-
бежный компрессор; 3 — центробежный
компрессор

1,4

12
ТО

0г8

°л,

Суммарная степень сжатия

Рис. 4.25. Расход топлива ТРД на уровне
моря:

/ — центробежный компрессор; 2 — осевой
компрессор; 3 — расчет; 4 — одноступенча-
тая турбина; 5 — двухступенчатая турби-
на; 6 — одновальная схема; 7— двухваль*
ная схема

Схема г с двумя валами и редуктором для вентилятора наиболее выгодна
для небольших двигателей, у которых мощность, передаваемая редуктором, огра-
ничена. Редуцирование частоты вращения приводит к снижению окружных ско-
ростей вентилятора в то время, как турбина работает на высоких частотах вра-
щения и остается компактной. Передаточное число редуктора некоторых совре-
менных ТРДД такой схемы лежит в пределах 0,25—0,50.

Из рис. 4.22 видно, что для ТРДД с т = 8 увеличение степени сжатия до 36
приведен к небольшому снижению удельного расхода топлива. При этом темпе-
ратура на лопатках последних ступеней такого компрессора возрастет настолько,
что возникает проблема выбора материала для их изготовления. Для будущего
поколения крупных двигателей пассажирских самолетов дальних авиалиний вели-
чина =36 может считаться пределом (см. рис. 4.24), возможна также тенден-
ция к меньшим величинам, обеспечивающим простоту конструкции и снижение
стоимости. В зависимости от назначения двигателей диапазон степеней сжатия
в будущем будет находиться в пределах 12—40 со следующим распределением:

Рис. 4.26. Принципиальные схемы различных конфигураций вентилятор — компрессор для
ТРДД с высокой степенью двухконтурности:

а—двухвальная схема, вентилятор объединен со ступенью низкого давления компрессора;
б — двухвальная схема, отдельный вентилятор; в—трехвальная схема; а — двухвальная
схема, вентилятор с редуктором
небольшие административные самолеты it самолеты местных воздушных ли-
ний 12—14;

самолеты малой дальности: 20—25;

самолеты большой дальности' 35—40.

4.4.2.	Температура на входе турбины

Возвращаясь к рис 4.22, можно отметить слетующее'

а)	при заданном значении т для каждого значения л11<г, можно найти такую
величину Тг, при которой Сп минимально. Эта величина температуры считается
оптимальной;

б)	оптимальная Тт растет с увеличением коэффициента двухконтурности, так
как при больших m тяговый КПД не так чувствителен к увеличению Тг, как при
малых m (рис. 4.27);

в)	при больших m Тт может меняться в довольно широких пределах около
оптимальной величины без значительного влияния на Cr. В приведенном примере
при tn —8 и fTi,s — 28 оптимальная Тг составляет 1500 К При снижении темпе-
ратуры на 10% (до 1350 К) удельный расход топлива возрастает всего на
1 %;

г)	во всех случаях с повышением температуры перед тхрбиноЙ растет удель-
ная тяга двигателя.

Максимальная Гг на реальных двигателях в крейсерском режиме (см рис.
4 27) обычно несколько выше оптимальных величин. С одной стороны, это повы-
шает удельную тягу, снижая массу и сопротивление двигателя, с другой, — в
нормальном крейсерском полете двигатель будет работать не при максимально
возможной температуре, а несколько меньшей, которая ближе к оптимальной ве-

личине по расходу топлива

Максимальные величины Тг во время взлета выше, чем в крейсерском поле-
те (рис. 4.28), так как процесс взлета ограничен по времени. Для ТРДД с малым
m эта разница в температурах составляет 150—220 К, а при больших m 50—
100 К, так как параметры двигателя определяются тягой, требуемой в крейсер-
ском полете.

Рис. 4.27. Значения реальной и оптималь-
ной температур перед турбиной в крейсер-
ском полете:

В настоящее время, без охлажде-
ния лопаток турбин, допустима крат-
ковременно температура 1200 К При
наличии воздушного охлаждения ло-
паток допустимыми считаются темпе-
ратуры 1600—1650 К Большие вели-
чины могут быть достигнуты в буду-
щем благодаря применению новых
материалов п испарительному охлаж-

Рнс. 4.28. Рост температуры перед турби-
ной по времени (для условий взлета по
данным разработчиков):

/ — кривая оптимальных температур Гг
при постоянном оптимальном Лк* и М=
=0,85 для условий минимального удельно-
го расхода топлива, 2— данные для ре-
альных двигателей в крейсерском полете

I — неохлаждаемые лопатки: 2 — охлаж
дасмые лопатки; 3— прогноз; 4— охлаж
дснис воздухом, 5 — испарительное охлаж
дение
дению лопаток, хотя специалисты расходятся во мнении относительно макси-
мально достижимых величин. На основании накопленного опыта (см, рис, 4 28)
можно отметить, что прирост температуры перед турбиной составляет
в среднем 20 К в год. Предполагая, чг > эта тенденция сохранится, следует
ожидать в 80-х годах повышения Т на ТРДД с большими m до 1800 К при взле-
те и 1750 К в крейсерском полете. Данные в работе [4.48] показывают, что эти
температуры достижимы с небольшим приростом расхода воздуха, необходимого
для их охлаждения.

4.4.3.	Степень двухконтурности

В связи с разносторонним и значительным влиянием этого параметра на конст-
рукцию двигателя и его установки процесс оптимизации m крайне затруднен.
Ниже рассмотрены в общем плане наиболее важные вопросы.

Конструкция вентилятора и турбины низкого давления. Энергия, вырабаты-
ваемая газогенератором, может быть по-разному распределена между горячим
п холодным контурами. Распределение мощности можно охарактеризовать отно-
шением работ:

энергия, передаваемая вентилятору

отношение работ=-----------------------------------

обратимая энергия

(4.29)

Это отношение определяется степенью расширения газа на турбине низкого
давления и степенью сжатия вентилятора и влияет на скорости истечения газов
холодного и горячего контуров. Можно показать [4 30], что тяговый и общий
КПД будут максимальны, когда

Увеит __	_ ту^енг (0,7 — 0,75 типичные величины),	(4.30)

Vr

где 11т и Т|веит — КПД турбины и вентилятора соответственно.

Рис. 4 29 показывает, что при средних значениях m степень сжатия венти-
лятора л не нт в определенных пределах не имеет большого влияния на удельный
расход топлива. Если, например, для т = 5 принять лвснт = 1,55 вместо термоди-
намически оптимальной величины 1,66, это приведет к увеличению Сд всего на
1%. Изменение мощности, потребляемой вентилятором, тесно связано с мощ-
ностью турбины В связи с ограниченной степенью расширения на одной ступени
число ступеней турбины должно быть подогнано для определенной комбинации
m и Пиент Если теперь менять лВенТ при заданном числе ступеней турбины, его
оптимальное значение будет соответствовать уже другой величине, чем в первом
случае

На рис. 4 30 оптимальные лвент построены в функции от m для некоторых
комбинаций л1 Е и Тг при М = 0,8 с использованием аналитического метода рас-
чета из приложения Н Точки на графике относятся к характеристикам реаль-
ных двигателей на взлете; соответствующие величины для крейсерских условий
выше (см. подразд. 4 4.2).

Графики показывают, что для данного цикла газогенератора оптимальная
величина лЕСпТ уменьшается с увеличением т. Для ТРДД с высокими коэффи-
циентами двухконтурности этот эффект частично компенсируется более высокой
температурой и уровнем давлений, которые обычно выбираются в таких случаях
с одновременным увеличением удельной обратимой мощности Максимальная
величина лпелт одноступенчатого вентилятора будет находиться в пределах
1,6—1,7.

С увеличением m при заданных частотах вращения диаметр вентилятора и
окружная скорость растут. На мношх современных двигателях часть вентилято-
ра работает в зоне околозвуковых скоростей, что кроме всего прочего увеличи-
вает уровень шума. Применение трехвальной схемы ТРДД или редуцирования
частот вращения уменьшит частоту вращения вентилятора и облегчит решение
этой проблемы (см. рис. 4 19, г).

Фирма Доути-Ротол разработала вентилятор с регулируемой установкой ло-
паток в полете в зависимости от режима работы двигателя. Реверс тяги на та-
Рис. 4.29. Влияние степени сжатия вентилято-
ра на удельный расход топлива и число сту-
пеней турбины низкого давления* стендовые
данные двигателя, М=0г85, Тг = 1500 К, лк* = 27,
тропопауза

Рис. 4.30. Расчетные и реальные величины
степени сжатия вентиляторов ТРДД:

1 — реальные двигатели; 2 — прогноз; 3 —
максимальное значение для одноступенча-
того вентилятора; 4 — оптимальные рас-
четные величины для М=0,85, Я=
= 10 000 м

ком вентиляторе может осуществляться путем установки лопаток на отрицатель-
ные углы. Дополнительная масса на регулировку лопаток составляет 8% от мас-
сы двигателя, в то время как обычные реверсивные устройства ТРДД с высоким
т имеют относительную массу 15—20% [4.47, 4.52].

Характеристики на больших скоростях и высотах полета. Влияние т на
удельную тягу и расход топлива для различных комбинаций лКл и Тг отобра-
жено на рис. 4.31 и 4.32. Можно отметить следующее.

1.	Без учета потерь в воздухозаборнике и сопле Cr уменьшается с увеличе-
нием гп при условии выбора оптимального значения явент для каждой комбина-
ции. Теоретический минимум будет достигнут при т, стремящемся к бесконечно-
сти ПрИ Т]т,веат = НтЛвенг-

2.	Удельная тяга резко уменьшается с увеличением т, хотя этот эффект
может частично компенсироваться выбором более высоких значений Тг.

3.	С учетом потерь в воздухозаборнике и сопле для каждого значения т
можно найти минимальные значения Влияние потерь тем больше, чем выше
т, и в реальных условиях их эффект усугубляется отбором мощности для при-
вода агрегатов и воздуха для противообледенительной системы и системы кон-
диционирования. Минимальное значение cr для соответствующего т будет за-
висеть от величины этих потерь (рис. 4.33).

4.	Точки Л, В и С на рис. 4.32 соответствуют различным поколениям двига-
телей транспортных самолетов. Как видно из графика, на современных больших
двигателях, таких как Роллс-Ройс RB-211, Пратт-Уитни JT-90 и Дженерал Элект-
рик CF-6, достигнуто радикальное улучшение cR.

Развитие будущих поколений может пойти разными путями. Точка D}:
т = 9 при 77=1750 К и =36. По сравнению с современными двигателями
расход топлива уменьшится на 9% в неустановленном виде и на 8% в установ-
ленном; одновременно удельная тяга уменьшится на 15%. В связи с высокими
скоростями полета дальних самолетов более высокое значение т может приве-
сти к увеличению диаметра и сопротивления двигателей.

Точка D2: высокий коэффициент двухконтурности от 20 до 30 при 77=1600 К.
и Як е=25. Эта схема должна предусматривать применение вентилятора боль-
шого диаметра с редуктором частоты вращения. Расход топлива снизится на
15% в диапазоне скоростей, указанных на рис. 4.32, но с уменьшением крейсер-
ской скорости экономия будет еще больше. Внешнее сопротивление таких дви-
гателей будет значительно возрастать с увеличением крейсерской скорости.

Двигатели описанных схем будут пригодны для различных типов самолетов.
Вариант D] особенно приемлем для самолетов большой дальности, a D2 может
быть использован на меньших и менее скоростных самолетах малой дальности,
которые должны иметь хорошие взлетно-посадочные характеристики и низкий
уровень шума.

Влияние высоты на характеристики двигателя зависит от многих факторов.
'В литературе встречается следующее выражение для градиента падения тяги по
высоте:

„	. тяга на высоте

о (Л < |) =----------------------,

тяга на уровне моря

где величины тяг определяются при одних и тех же числе М и

(4.31)

режиме двигате-

Рис» 4.31, Влияние суммарной степени
повышения давления и степени двух-
контурности на характеристики ТРДД в
крейсерском полете, для оптимальной
степени сжатия вентилятора при М =
=0,85, Тг=1500 Kt потери давления на
входе 4% от полного давления воздуш-
ного потока

Рис. 4.32. Влияние степени двухконтур-
ности и потерь во входных/выходных
устройствах на характеристики ТРДД я
крейсерском полете
Отбор воздуха т % от расхода газогенератора

Степень двухконтурности

Рис. 4 34. Статистические величины
удельного расхода топлива ТРДД в
крейсерском полете без учета потерь
давления на входе и при Тг, равной
максимальной величине для крейсер-
ского режима

Рис. 4.33. Влияние отбора воздуха
на удельный расход топлива для
М-0.8, Я = 9150	мт 7г = 1450 К,

Л *=24, 177 = 5:
Гк

/ — расположение штуцера для от-
бора воздуха за компрессором вы-
сокого давления; 2 — оптимальное
размещение штуцера для отбора
возду\а

ля Уравнение (4.31) следует рассматривать скорее как способ пересчета харак-
теристик двигателя для высот, не предусмотренных поставщиком двигателя, чем
метод расчета

Для оценки изменения тяги по высоте можно пользоваться методикой в
приложении Н или другой литературой, где они приведены.

Хотя характеристики двигателя можно достаточно просто оценить с приме-
нением методики в приложении Н, величины рабочих давлений и температур
должны быть известны или ими нужно задаться. Когда констриктор предпочита-
ет статистически осредненные данные для крейсерского режима, достаточно точ-
ные цифры приведены на рис. 4.34 для двигателей с высокими Л| $ Сравнение
с данными на рис. 4.31 показывает, что для низких ;ь s величины удельного
расхода топлива будут значительно выше.

Характеристики на взлете и при других режимах. Удельный расход топлива
не играет существенной роли при взлете и наборе высоты, поэтому основное
внимание в этом разделе уделено градиенту изменения тяги по скорости, высоте
и режимам.

Если Явзл означает статическую тягу на уровне моря п если предположит^,
что полная тяга и массовый расход значительно не изменяются до М = 0,15, то
можно написать

R _ #lt3, — тУ

ВЗ 1	^?взл

(4.32)

В этом выражении 7? линейно уменьшается со скоростью из-за возрастания
входного импульса mV. При больших скоростях необходимо учитывать влияние
динамического сжатия воздуха на работу двигателя.

Вводя в формулу (4.32) удельную тягу, получим

= 1- ( 34,7‘*=х	.	(4.33)

Явза	(RIG^Vt)вал

Эта формула может быть уточнена далее, если принять во внимание, что
годная тяга растет со скоростью вследствие динамического сжатия и что этот
эффект сильнее проявляется с увеличением т двигателя. Считая массовый рас-
ход постоянным, из приложения Н находим

Я ]_ 0,45М(1 +т)	/

Яв31 (1 +0.75/Л) Г + V ’

0,11 т\

Г )

Л12.

(4.34)

Здесь Г функция iазогснсратора (см подразд. 4 3.1), значение которой при
взлете достигает величин от 0,9 до 1,2

Так как удельная тяга уменьшается с ростом т (см. рис. 4.23), из формулы
(4.33) видно, что удельная взлетная тяга ТРДД с высоким коэффициентом двух-
контурности будет уменьшаться с большим градиентом, чем у двигателя с не-
большим т. Для предварительных расчетов может быть использован рис 4 35,
построенный по эмпирическим данным. Он показывает изменение тяги для дви-
гателей с т от 0 до 7 Кривые для /и = 9 и 12 построены при 7г=1800 К и
Л1 2 — 36 и рассчитаны по (4.34).

Из изложенного следует:

1)	если для конкретною проекта самолета расчетная тяга выбрана из усло-
вий длины разбега или набора высоты при малых скоростях полета, самолет,
оборудованный ТРДД с низким т, будет иметь большую тягу в крейсерском
режиме, чем с высоким т, так как тяга первого уменьшается с ростом высоты и
скорости с меньшим градиентом;

2)	если рассматриваются два одинаковых во всех отношениях проекта са-
молета с одинаковой крейсерской скоростью на заданной высоте, имеющих оди-
наковую крейсерскую тягу, двигатель с высокой степенью двухконтурности обыч-
но приводит к лучшим характеристикам взлета и набора высоты.

Если одновременно предъявляются требования к крейсерскому и взлетному
режимам конкретного самолета, то можно найти такую степень двухконтурности,
при которой требования по тяге максимально выполняются для обоих условий и
эти требования могут служить основанием для выбора т. На практике на этот
процесс влияют еще и другие факторы, требующие рассмотрения.

1)	крейсерская высота полета в какой-то мере является произвольно вы-
бранным параметром, меняющимся в некоторых пределах,

2)	поставщик двигателя может в определенной степени повлиять на гради-
ент падения тяги путем подбора расчетного режима компрессора Если упор дс-

Градиент ладим тиги^Й/R

Рис. 4.35. Статистические кривые измене-
ния градиента паления тяги при излете на
уровне моря, в условиях MCA, без >чета
потерь на входе:

— прогноз для двигателей из расчета
Тг=1800 К и ЛН1 =36

Рис. 4.36. Данные по удельным массам тур-
бореактивных двигателей:

/ — металлические винты; 2 — двигатели
Ролле Ройс «Тайн» с винтом; 3 — двимтель
Ролле Ройс «Дервент»; 4—небольшие двига-
тели, 5 —подъемный двигатель 1?В !62* 6 —
двигатель ЯВ 202, ш=9г5
лается на взлетный режим, расчетный режим компрессора выбирается таким
образом, чтобы его КПД был максимальным на взлете и соответственно он будет
ниже в крейсерском режиме. И наоборот, когда определяющим является крей-
серский режим, расчетная точка выбирается для этих условий;

3)	проектирование двигателя ведется с расчетом на применение его на не-
скольких типах самолетов. После выбора схемы двигателя еще не поздно изме-
нять в некоторых пределах его характеристики, например за счет увеличения Тг
и соответственно количества воздуха, протекающего через газогенератор, хотя
двигатель в этом случае будет менее эффективен по расходу топлива.

Масса двигателя. По характеру зависимости удельной тяги от m (см. рис.
4 23) можно было бы предположить, что масса и внешнее сопротивление дви-
гателя будут увеличиваться с повышением степени двухконтурности. Однако из
рис. 4.36 следует, что это предположение не всегда справедливо, во всяком слу-
чае там, где речь идет об удельной массе для условий взлета. Для ясности пред-
положим, что сухая масса двигателя состоит из массы газогенератора и движи-
теля *. Предположим далее, что масса первого элемента пропорциональна GB г,
а второго — тяге вентилятора, тогда

ПЛВ = CiGB-r 4* Сз./?веН1.	(4,3о)

Статическая тяга вентилятора как часть общей взлетной статической тяги
определяется по аналитическим зависимостям в приложении Н следующим об-
разом.

= 1- v,-=' =  (при V = 0).	(4.36)

^взл	У 1 । т|Т»вент^

Переводя выражение (4.35) для конкретных типов двигателей, находим, что
С[= Юл’/4 и С? = 0,12. Это приводит к следующей аппроксимированной зави-
симости для удельной массы сухого двигателя **.

^взл

Юл4/4	/	1

(Л/Ояв)взл (1 +да) +0>12 - /1 4-о,75/п

(4.37)

Второй член уравнения необходимо увеличить на 20% для ТРДД с редук-
торами и добавить еще 20%, если вентилятор имеет регулируемый ВНА. Допол-
нительная масса на звукоизоляцию, если она используется, определяется по
табл. 8 8. Из уравнения можно сделать общий вывод, что удельная масса двига-
теля с увеличением m снижается, несмотря на уменьшение удельной тяги. При
больших значениях m изменение массы двигателя нельзя предсказать достоверно.
Для сравнения на рис. 4.36 даны удельные массы металлического винта, а так-
же современного ТВД. Вероятнее всего, что при очень высоких m удельная мас-
са будет находиться в пределах от 0,15 до 0,25 в зависимости от размеров и
сложности двигателя.

При рассмотрении удельной массы с позиции крейсерского режима отметить
его выраженную тенденцию к увеличению или снижению при увеличении m не
представляется возможным. Наблюдаемый широкий диапазон массовых характе-
ристик двигателей объясняется главным образом различиями в схемах и гради-
ентах падения тяги с высотой.

К специальной категории относятся подъемные двигатели, работающие на
малых скоростях, пример которых представлен па рис. 4 37. Эти двигатели
предназначены для СВВП и нашли применение на гражданском самолете Хокер-
Сиддли «Трайдент» 3, где они выполняют функцию ускорителей при взлете. Их
основными свойствами являются:

1)	высокая тяга при низкой установочной массе и небольшой объем;

2)	относительно малый срок службы

Эти свойства позволяют получить удельную массу двигателей порядка
0,08—0,1.

* т, е. комбинации вентилятора, турбины низкого давления и сопла (см ряс 4Л7).

** Более детальный метод массовой оценки можно найти в AIAA № 70—699.
Рис* 4.37. Основные характеристики подъ-
емных двигателей Роллс-Ройс:

Наименование	j Подъемный ТРД RB-162-81	Подъемный 1 РДД R В -202-36
Максимальная взлетная 'Тяга, кге	2700	6220
Степень двухконтурно-	0	9,5
сти		
Расход воздуха, кг/с	38,5	328
Удель-	кгс тяги	70,5	19,0
пая тяга, кг воздуха/с		
Скорость	истечения,  м/с	685	186
Удельный расход топ- кг'ч  Лива, 		1,152	0,45
кгс		
Тяговооруженность	14,4	И
Диаметр, см	73,6	200,4
Высота, см	137	134
Шум на расстоянии  450 м в EPN дБ	113	89

Степень двухконтурпсст*

Рис. 4Л8. Зависимости тягн/ внешнего со-
противления и массы ТРДД от степени
двухконтурности для данного газогенера-
тора при Тг=1500 К и М=0,85 [4*33г 4.36,
4,38 и 5.53]:

I — статическая тяга /?взл; диаметр вен-
тилятора, ^а4-Х2; /7 — сухая масса двига-
теля Сдв; 7/7 —удельная масса, крейсер-
ские условия, Сдв//?кр; 7V — сопротивле-
ние установки двигателя в крейсерском
полете Xi-f-X2+^+^r=^2 ; V —крейсер-
ская тяга 7?кр; V7—-удельное сопротивле-
ние X 2 //?кр: VII — удельная масса при
взлете °дв^взл> V777— сопротивление
Xi-i-Xp; IX — сдельная тяга в крейсерском
палете ^кр/^В

При разработке проекта двигателя Роллс-Ройс RB 202 ставились, кроме
того, дополнительные задачи получения низких скоростей истечения газов, уровня
.шума и удельного расхода топлива. В результате выполнения этих требований
общая схема и цикл двигателя значительно отличаются от нормальных двигате-
лей для скоростного полета.

Внешнее сопротивление установки двигателя. Под сопротивлением установ-
ки двигателя подразумевают аэродинамическое сопротивление двигателя в гон-
доле, установленного на самолете. В соответствии с рис. 4.38 оно состоит из
следующих составляющих сопротивлений: 1) гондолы газогенератора; 2) обрат-
ного конуса (или центрального тела) сопла; 3) внешнего обтекателя вентилято-
ра; 4) пилона; 5) интерференции между силовой установкой и самолетом.

При наличии на двигателе раздельных контуров гондола газогенератора
будет обтекаться воздушным потоком от вентилятора с более высокой скоростью,
чем скорость полета. То же самое относится к конусу сопла газогенератора, ко-
торый находится в условиях еще больших скоростей. Дополнительный прирост
сопротивления иногда называется «следовым»* сопротивлением, и оно уменьши-

* Взаимосвязанность «следового» сопротивления и условий работы двигателя позволяет
эту составляю^ о сопротивления выразить как потерю тяги.
ется с увеличением т из-за снижения скоростей истечения Кривая VIII на рис 4 38
рассчитана исходя из оптимальной величины Лвент и неизменной конструкции
газогенератора

При неизменном газо1енераторе увеличение т приводит к росту диаметра
вентилятора, увеличению смачиваемой поверхности гондолы вентилятора и пи-
лона Это увеличение приблизите шно пропорционально сташческой тяге Благо-
даря взаимокомпенсирующему эффекту указанных составляющих суммарное
сопротивление установки двигателя (без составляющей сопротивления интерфе-
ренции) Xi -rX2 + Aj-r-Xr не меняется значительно в диапазоне /л = 3 10, особен-
но когда сопротивление отнесено к тяю (кривая VI на рис 4 38). Несмотря на
то, что данные рис 4 38 представлены для неизменного газогенератора, они дают
хорошее представление о тенденции в изменении параметров

Необходимо отметить, что площадь миделева сечения двпгате 1Я не является
достоверным показателем его массы и сопротивления

Сопротивление установки двигателя увеличивается пропорционально V2.
Его можно уменьшить путем снижения т, хотя это приводит к увеличению Сц.
Вообще с увеличением крейсерской скорости полета оптиматьная величина т
будет уменьшаться при прочих равных условиях

4.4.4.	Шум двигателя

В связи с недостатком систематизированных конструкторских приемов по умень-
шению уровня шума ограничимся качественным описанием наиболее важных
факторов

Внешний шум от самолета определяется следующим:

а	) конструкцией двигателя и его установкой в гондоле (снижение интенсив
пости исто шика шума),

б	) общей компоновкой самолета и особенно расположением двпгате юн
относительно крыла и фюзеляжа (эффект экранирования),

в	) взлетпо посадочными характеристиками (глиссада и градиент набора вы-
соты, скорость),

г	) дополнительными мероприятиями летной эксплуатации для снижения
уровня шума, например уменьшение мощности при наборе высоты, полет по бо-
лее крутой глиссаде и т и.

Последние факторы направлены на увеличение расстояния между источни-
ком шума и наблюдателем.

Степень двухконтурности

а>

Рис. 4.39 Зависимость уровня шума, создаваемого ТРДД, от степени двухконтурности
[4 47J:

а — критические источники ш\ма б—потенциальные возможности по уменьшению уроВкл
шума, 1 — шум от реактивной струи и сопла 2 — шум от компрессора вентилятора и тур
баны, 3 — высокая окружная скорости, 4—низкая окружная скорость
Рис. 4 40 Практические способы снижения уров-
ня шума от силовой установки с ТРДД

1 — звукоподавляющие р юделительныс кольца,
2 — отсутствие входных направляющих лопаток

3 — низкая окружная скорость, 4 — оптимальное
число лопаток вентилятора и статора, 5—низ-
кие скорости истечения, 6 — акустический зазор
турбины 7 — осевой акустический зазор, 8 — аку-
стическая облицовка

на 5 PN дБ Уменьшенная скорость истечения

Существуют след' тощие пу-
ти уменьшения шума от двига-
теля
а) выбор термодинамичес-
кого цикла с уменьшенным
уровнем шума, при этом наибо-
лее важным параметром явля-
ется степень двухконтурности,
б) меры по исктючению
источников механического шу-
ма,
в) меры по подавлению
шума, генерируемого двигате-
лем

Р тс 4 39 дает общее пред-
ставление о изменении уровня
шума в зависимости от степени
двухконтурности В однокон-
турных ТРД доминирующим ис-
точником шума является ин
тенспвный процесс смешива-
ния реактивной струи за дви-
гателем Реактивные глушители
шума сота снижают его уровень

ТРДД с высокой степенью двухконтурности снижает шум от сопла и реактив-
ной струи, но в то же время шум от вентилятора и турбины низкого давления
становится одного уровня с этими источниками Иногда на низкой частоте вра-
щения редуцируемых вентиляторов механический шум редуктора становится до-
минирующим

В ТРДД с высоким т шум вентилятора превалирует на всех режимах ра-
боты двигателя.

Практические рекомендации по снижению уровня шума, указанные на
рис 4 40, сводя гея к следующему

1	Необходимо использовать низкие скорости истечения, особенно при малых
т Для сохранения приемлемой величины удельной тяги в этом случае потре-
буются довольно высокие температуры перед турбиной, особенно на ТРДД с
высоким т

2	Необходимо использовать глушители шума сопла па двигателях с ма-
лым т

3	Отношение скоростей истечения из холодного и горячего контуров долж-
но соответствовать теоретически оптимальной величине * При заданном т это
условие будет соответствовать наименьшим уровням шума от реактивной струи
и вентилятора

4	Регулирование угла установки лопаток вентилятора позволяет оптимизи-
ровал ь условия его работы на каждом режиме и с точки зрения шума

5	Низкие концевые скорости вентилятора в трехвальном ТРДД (рис
4 19, в) или двухвальном с редуктором (рис 4 19, г) способствуют снижению
шу^а

6	Низкие степени повышения давления вентилятора и расширения турбины
нгтзкого давления уменьшают шум

7	Необходимо стремиться к исключению входных направляющих лопаток
статора и к увеличению расстояния между лопастями ротора вентилятора и
статора

8	Необходимо оптимизировать число лопаток ротора и статора вентилятора

9	Необходимо использогзать звукоизолирующую облицовку в корпусе дви-
гал». я или звукоподавляющие кольца (разделители) во входном и выхлопном
каналах Одно это мероприятие может снизить уровень шу ма на 5—10 PN дЬ

10	Необходимо уменьшить механический шум, особенно в зоне турбины и
сопла

* Определяется оптимальным отношением работ, см подразд 4 4 3
4.4.5.	Итоги и прогноз на будущее

Для каждого значения т существует термодинамически оптимальное значение
степени повышения давления вентилятора. С увеличением т это явление стано-
вится более выраженным и выбор оптимальной величины степени повышения
давления вентилятора становятся важным фактором.

Современные ТРДД с m от 5 до 8 имеют значительно лучшие данные по
удельному расходу топлива по сравнению с ТРД или ТРДД с низкими т. Даль-
нейшее снижение расхода на 15% возможно при ш=2О...ЗО одновременно с вы-
сокими степенями сжатия и температурами на входе в турбину.

Чувствительность двигателя к потерям на входе и выходе растет с увели-
чением т и при /т1>10...12 следует ожидать значительного повышения внешнего
сопротивления силовой установки. При таких значениях m необходим другой
подход к компоновке двигателя на самолете из-за большого диаметра двига-
теля.

Степень двухконтурности играет важную роль в обеспечении соответствия
характеристик двигателя на режимах взлета, посадки и крейсерском режиме.
Когда упор делается на малые скорости, предпочтительнее стремиться к высоким
т, но когда основным считается крейсерский режим, оптимум необходимо выби-
рать с точки зрения удельного расхода топлива, массы и внешнего сопротивле-
ния. Оптимальная величина т уменьшается с ростом крейсерской скорости.

Увеличение т способствует снижению уровня внешнего шума, если конце-
вая скорость лопастей не слишком велика. При степени двухконтурности более
9—10 необходим редуктор для вентилятора ТРДД.

Из графиков экстраполяции Тг и лк можно предполагать, что двигатели
80-х годов будут обладать характеристиками, приведенными в табл. 4 2.
Таблица 42

Предварительные расчетные характеристики двух типов перспективных
турбореактивных двигателей (для неустановленного двигателя)

Самолеты большой ла п ности

Самолеты малой да ц>ности
и Дея коротких BIII1

Наименование параметра

Крейсерский
режим

Baier

Крейсерский
режим

Вз te 1

Степень двухконтурности

Суммарная степень сжатия

Степень сжатия вентилятора

Температура газа на входе
турбины

Число М

Удельная тяга, с

Приведенный удельный расход
топлива с # / *7\кг/ч

кге

9  36	20—33 25

1,6	1 4 до 1,3 *

1750К

0,9
14

0,64

1800 К	1500 К	1600 К
0	0.7	0
27,5	8—5,5	13—13 5
0,27	0,56—0,52	0,19-0,1$

* Для редуцированного вентилятора.

4.4.6.	Характеристики двигателей
в нестандартных атмосферных условиях

Установлено, что тяга в значительной степени зависит от Ф,
температура на входе турбины
окружающая температура

и от приведенной температуры VТ,
~___________________ окружающая температура

стандартная температура MCA при Н=0*

(4.38>

(4.39>
Влияние окружающей температуры
(кривая / на рис. 4 41 построена исходя из
постоянной Тг) на тягу значительное На-
пример, при температуре 4-35° С на уровне
моря тяга ниже на 12,5%, чем при стандарт-
ных условиях. Если Ф принимается постоян-
ным, то тяга становится пропорциональной
величине 1/Р Г (кривая 77). В этом случае
потери тяги будут значительно меньше, но
при высокой окружающей температуре тем-
пература перед турбиной может угрожаю-
ще возрасти, что неблагоприятно отразится
на ресурсе двигателя. Тяга большинства
современных двигателей регулируется в
соответствии с кривой 111, которая опре-
деляет две области:

Рис. 4.41. Тяга в нестандартных ус-
ловиях:

1 — постоянная Тг; S — ограничен-
ное давление компрессора: 3 —
впрыск воды; 4 — ограничение по-
Т

* г

а)	температурную область с ограничен-
ным давлением на выходе компрессора. С
увеличением окружающей температуры по-
дача топлива растет таким образом, что
тяга двигателя остается практически посто-
янной, а Гг бхдет также увеличиваться;

б)	область ограниченной Тг> где тяга
уменьшается с увеличением окружающей
температуры.

Этот метод регулирования, когда тяга мало зависит от окружающей тем-
пературы, широко применяется на практике.

Другим способом уменьшения потерь тяги с ростом температуры окружаю-
щего воздуха является впрыск воды. Смесь воды и метилового спирта впрыски-
вается на вход компрессора или на вход в камеру сгорания. В процессе испаре-
ния она охлаждает воздух и увеличивает массовый расход Температура перед
турбиной восстанавливается вследствие сгорания спирта С использованием впрыс-
ка воды уровень стандартной тяги может быть сохранен до +35° С и даже мо-
жет быть увеличен на 3—7%. Применение системы впрыска воды не ведет к
серьезным изменениям в конструкции двигателя, поэтому она часто предлагаете»
разработчиком как отдельно поставляемый агрегат.

4.5. ВЫБОР ТУРБОВИНТОВОГО ДВИГАТЕЛЯ

Вопреки мнению, существовавшему в 50-х годах, турбовинтовые двигатели не
получили столь широкого распространения в гражданской авиации, как турбо-
реактивные. Основными причинами этого являлись:

а)	относительная сложность комбинации газотурбинного двигателя, редук-
тора и винта постоянной частоты вращения по сравнению с ТРД;

б)	более высокие скорости полета, получаемые с ТРД, по сравнению с ТВД.

По сравнению с поршневыми двигателями ТВД стали конкурентоспособными
только после создания компрессоров со степенями повышения давления 5—8 и
повышения температуры перед турбиной до 1200—1300 К. Это привело к созда-
нию ТВД, который полностью заменил ПД в диапазоне мощностей от 500 до
1200 л. с. Однако по стоимости ТВД пока уступает поршневым двигателям.

4.5.1.	Характеристики двигателей

Мощность, вырабатываемая газогенератором, распределяется между валом вин-
та и выхлопными газами двигателя. Можно показать, что тяговый КПД и ско-
рость полета являются решающими факторами в оптимальном распределении
этой энергии.
Рис. 4.42. Обобщенные характеристики ТВД в крейсерском полете

Оптимальная скорость истечения реактивной струи ТВД определяется сле-
дующей формулой [4.7]:

Гр. он т ~	•	(4.40)

т1винтт|ГГ|мех

Из этой формулы следует, что с увеличением скорости полета оптимальная
скорость истечения также увеличивается. Следовательно, когда ТВД спроекти-
рован для относительно высоких скоростей полета, его реактивная составляющая
тяги будет значительно ниже на малых скоростях. И наоборот, если упор дела-
ется на получение большой мощности на малых скоростях полета, желательна
низкая скорость истечения (турбовальные двигатели). Удельный расход топлива
и мощность семейства ТВД, для которых справедлива формула (4.40), рассчи-
тываются по методике, изложенной в приложении Н. Расчеты, выполненные для
крейсерской скорости, соответствующей М = 0,4 на высоте 6000 м, приводят к
данным на рис. 4.42, из которых следует:

а)	удельный расход топлива снижается с ростом степени повышения давле-
ния примерно до 8, после чего эффект снижения малозаметен *;

кг/ч

б)	влияние Тг на расход топлива незначительно. Величина 0,2 ---- может

л. с
считаться практически нижним пределом для рассматриваемых условий;

в)	для каждого значения лКг удельная мощность резко возрастает с уве-
личением Гг. Больше того, в диапазоне малых jtKs при заданной Гг удельная
мощность увеличивается пропорционально ЛкЕ. Однако для каждой Гг можно
указать оптимальное значение л1;£ , при котором удельная мощность максималь-
на. На рис. 4,43 показаны комбинации и Гг, которые встречаются у реаль-
ных двигателей;

г)	в отличие от ТРД, увеличение Гг для ТВД приводит даже к уменьшению
удельного расхода топлива, так как КПД винта не зависит от Тт, в то время
как тепловой КПД увеличивается с повышением Тг.

* Большие значения степени повышения давления могут быть выбраны для ТВД, ко-
торые должны иметь низкий расход топлива на более низких частотах вращения, чем при-
нято на графике.
Рис. 4.44. Удельный расход топлива ТВД в статиче-
ских условиях на уровне моря (обозначения анало-
гичны рис. 4.43)

Рис* 4.43. Зависимость суммарной
степени сжатия ТВД от температу-
ры перед турбиной:

1 — одноступенчатый центробеж-
I* лый; 2 — двухступенчатый центро-
бежный; 3 — осевой; 4 — осевой +
центробежный; 5 — усовершенст-
вование двигателя; 6 — кривая лк*
для максимальной удельной мощ-
ности при заданной температуре
Тг в крейсерском режиме

Рис. 4.45. Удельная масса ТВД (4.27JT статические условия, взлет на уровне моря, MCA
(обозначения аналогичны ряс. 4 43)

В)

Рис. 4 46 Примеры компоновок ТВД (данные двигателей в табл 6.2):

а — ТВД Ролле Ройс <Дарт> Мк 510	/ — входной канал, 2 — редуктор, 3 —крыльчатка

первой ступени, 4 — крыльчатка второй ступени, 5 — маслобак, 6 — топливный насос с ре-
гулятором и приводом, 7—коробка агрегатов, 5 — вал турбины 9 —турбина, /9 — камеры
сгорания, б— ТВД Ротлс Ройс «Тайн» 12 в — ТВД Эллисон Модель 250, г — ТВД Пратт-
Уитни РТ-6А / — вал винта, 2 — vnpas 1ение винтом 3 — редуктор винта, 4 —выхлоп 5__

измеритель момента 6 — свободная турбина, 7 — камера сгорания, 8—турбина привода
компрессора, 9 — защитная сетка на входе, 10 — компрессор, // — объединенный маслобак"
12 — коробка агрегатов, <9 — ТВД Турбомека «Астазо> XIV
Рис. 4.43 подтверждает, что расчетные оптимальные и реальные величины
Лка почти совпадают для целого ряда двигателей. Это позволяет сделать вы-
вод о том, что дальнейшее развитие ТВД не даст значительных выгод в отноше-
нии удельного расхода топлива и удельной тяги. Существует, однако, некоторая
возможность улучшения показателей по расходу топлива для двигателей, кото-
рые работают с низкой мощностью очень длительное время, например регенера-
тивные двигатели, описанные в работе [4.6].

Статистические данные по оценке влияния ль„ па удельный расход топлива
показаны на рис. 4.44

4.5.2.	Масса и внешнее сопротивление	।

1

Масса ТВД в большой степени зависит от массового расхода и может достигать 1

15—7 , следовательно»	I

кг/с	1

(4.41)

Из этого выражения, которое сравнивается с данными реальных двигателей,
приведенных на рис. 4.45, вытекает, что для снижения массы необходимо повы-
шать удельную мощность. К этому можно добавить, что миделево сечение дви-
гателя тоже пропорционально Gu так, что удельное внешнее сопротивление гон-
долы на лошадиную Силу подчиняется зависимости, аналогичной (4.41).

4.5.3.	Компоновка ТВД

Старые типы ТВД оборудовались одним центробежным компрессором (рис. 4.46).
Эта схема позволяла получать Лкц— 4, поэтому удельный расход топлива для
кг/ч

этих двигателей составлял 0,3—0,5 —	. Для его снижения часто стали уста-

навливать дополнительно осевой компрессор предварительного сжатия, и эта
комбинация повышала суммарную степень сжатия до 10. Эту же цифру можно
получить, применяя один осевой компрессор или два последовательных центро-
бежных.

Некоторые ТВД оборудованы двумя осевыми компрессорами на раздель-
ных валах, и это повышает л и s (например, Роллс-Ройс «Тайн» имеет Лк2 =
= 13,5, см. рис. 4.46, б).

Многие ТВД оборудованы свободной турбиной низкого давления, которая
не связана механически с газогенератором, а приводит в действие винт через
отдельный вал. Такие двигатели позволяют летчику регулировать мощность на
некоторых этапах полета путем установки шага винта. Это требует специального
устройства, которое контролирует количество топлива, подаваемого в двигатель,
и управляет внешней мощностью таким образом, чтобы поддерживать частоту
вращения винта постоянной (см. подразд. 6 3.3).

Свободные турбины обладают следующими качествами:

а)	при необходимости быстрого увеличения внешней мощности в полете с
небольшой мощностью достаточно увеличить частоту вращения газогенератора.
Высокоинерциопный винт уже вращается с заданной частоюй вращения, и си-
стема регулировки получается малоинерционной;

б)	в условиях полета по глиссаде использование шагового управления
обеспечивает повышенную устойчивость, особенно в диапазоне малых ско-
ростей;

в)	из-за отсутствия механической связи с газогенератором свободная турби-
на работает на частотах вращения, близких к оптимальным в различных усло-
виях, что повышает ее КПД;
г)	в случае отказа двигателя свободно вращающийся винт будет вращать
только свободную турбину, в связи с чем его внешнее сопротивление после от-
каза невелико.

Существуют различные компоновки ТВД, на которых может быть применена
свободная турбина без ущерба для компрессорной части двигателя, например
Эллисон 250 (см. рис. 4.46, в) и Пратт-Уитни РТ6А (рис. 4.46, а), которые рабо-
тают на «противоточном» принципе с реверсированием потока внутри двигателя.
Отработанные газы выбрасываются через патрубки в передней или средней
частях двигателя. В результа ге добиваются высокой компактности дви-
гателя.

Это можно видеть, сравнив указанные выше ТВД с двигателем Турбомека
«Астазо» (см. рис. 4 46, <?), у которого реактивное сопло расположено по обыч-
ной схеме. Однако размещение соплового аппарата по бокам двигателя не по-
зволяет полностью использовать раеактивную составляющую тяги, если только не
прибегать к применению сопла сложной формы. Усложнение формы также ведет
к увеличению внешнего сопротивления и потере тяги
ГЛАВА 5

Оценка характеристик самолета

После определения общей схемы самолета и завершения проектирования фюзе-
ляжа следующим шагом конструктора будет выбор типа двигателя и размеров
крыла. Эти элементы самолета оказывают прямое влияние на характеристики и
эксплуатационные расходы.

В настоящей главе представлены основные соотношения, необходимые для
систематического анализа характеристик проектируемого самолета. Даны методы
предварительной оценки массы самолета и его сопротивления, а также граничные
величины таких параметров, как удельная нагрузка на крыло, тяговооружен*
ность и энерговооруженность, относительное удлинение. Приведены примеры
использования параметрических исследований и обобщенные диаграммы. Рас-
смотрены, наконец, на уровне качественных зависимостей летные характеристики
самолета с точки зрения их влияния на уменьшение шума.

Обозначения

Z — относительное удлинение

а — среднее ускорение при разгоне или торможении

а (а0) —скорость звука (на уровне моря)

/ — длина пли ширина, без индекса — размах крыла

с — толщина профиля

Е и Со — коэффициенты в обобщенном уравнении для К=¥)Х при У2
Сх — коэффициент сопротивления

—коэффициент индуктивного сопротивления

СХо — коэффициент вредного лобового (профильного) сопротивления

Cf — средний коэффициент сопротивления самолета при нулевой подъ-
емной силе, отнесенной к омываемой площади

Cy=r!-vis

Су — коэффициент подъемной силы,

Су —максимальный коэффициент подъемной силы, Су = G /— pV^S
max	max /	2

се — удельный расход топлива винтовых двигателей
cr — удельный расход топлива турбореактивных двигателей
b — хорда

£/ — коэффициент трения в пограничном слое

X — сопротивление

da, —факторы, определяющие коэффициент С*
е — коэффициент Освальда для расчета индуктивного сопротивления,
1/е = л/. (dCx^dCy)

^взл.пос — коэффициент при расчете взлетной и посадочной дистанций
g — ускорение свободного падения
Н — высота

Явзл, Н„о с — высота условного препятствия при взлете и посадке
ka — отношение взлетной массы к реальной

У—подъемная сила
М — число М

Л/д» — число двигателей
nv — перегрузка, n^YIG

N — мощность

Л/^взл — взлетная мощность

Jo(Ph)—статическое атмосферное давление (над уровнем моря, MCA)
L — дальность, расстояние

Re — число Рейнольдса, Re=W/v

г — коэффициент формы при оценке сопротивления
S — площадь, без индекса — площадь крыла

A.V — удельная избыточная мощность

R — тяга

/?а —суммарная реактивная тяга ТВД

^вэл — общая взлетная тяга в статических условиях при всех работаю-
щих двигателях

R — средняя тяга на разбеге

Т — температура

t—время

Д? — эквивалентное инерционное время

V — скорость

Vv — скорость набора высоты	*

У3.ц—скорость захода на посадку

Vn ст — скорость отрыва передней стойки

Ус—скорость сваливания; во взлетной конфигурации Ус ;< в посадоч-
ной конфигурации УСо

Упос — скорость касания ВПП

Ул-i — скорость в момент отказа двигателя

У1 — скорость принятия решения

У2 — безопасная скорость взлета

У4—начальная скорость набора высоты при нормальном взлете
G — масса

G — вес, соответствующий массе G

С?пуст — эксплуатационная масса пустого самолета

Од — масса двигателей

Опост — постоянная часть ОПуст (т. е. неопределяемая Овзл)

Свэл max— (максимальная) взлетная масса

Опер —изменяемая часть ОПуст (т. е. определяемая 0Взл)

©и, Вен — градиент набора высоты или снижения

0Н, бен — эквивалентный градиент набора высоты или снижения

02 — угол набора высоты на втором участке

Д — приращение

рв — относительное статическое давление ра~р!рп

£гонд — отношение площади миделева сечения гондолы к объему цилиндра
двигателя

21 - кпд

Т — относительная окружающая температура, Т=Т!ТВ

X — угол стреловидности

ш — степень двухконтурности
f — коэффициент трения

ff — эквивалентный коэффициент трения с учетом аэродинамических сил
v — коэффициент кинематической вязкости

р(ро) —плотность воздуха (на уровне моря, MCA)
о — относительная плотность воздуха, о = р/р0
Ф—отношение мощности к площади миделева сечения двигателя
ф — удельная тяга, удельная мощность
у— отношение удельных теплоемкостей

Индексы

сж — эффект сжимаемости

ф — фюзеляж

з.п — заход на посадку

з — земля
н к — начало крейсерского полета

пос— посадка
в зл — взлет

гонд — гондола

ост — этап торможения при прерванном взлете до остановки

хв —хвостовое оперение

ш — шасси

кр — крейсерский

0 25 —линия четверти хорд

О — условия на уровне моря

в б — вход в бафтинг

5.1.	ВВЕДЕНИЕ

Поеле выбора общей компоновки самолета (гл, 2) на основании эскизов и окон-
чания проработки компоновки фюзеляжа (гл 3) производится выбор типа дви-
I ателя и размеров крыла На этом этапе проектирования специфические требова-
ния и летные характеристики шрают важную роль В гл 4 подчеркивалось, что
характеристики двигателя зависят от многих параметров, таких как температура
цикла, степень сжатия, степень двухконтурности и т д Наиболее важными па-<
раметрами крыла явтяются форма профи чя, площадь, относительное удлинение
и механизация В хорошо увязанном проекте различные параметры и факторы
объединены таким образом, что стоимость и эксплуатационные расходы сводятся
до минимума без ущерба для выполнения технических требований

В связи с ограниченной номенклатурой подходящих двигателей выбор дви-
гателя часто производится на основе поверхностного анализа характеристик са-
молета В этом случае используется упрощенный подход и к проектированию
крыла но результат такого подхода может быть отрицательным, если число дви-
гателей очень мало При натичии нескольких типов двигателей необходим си-
стематический анализ для поиска оптимальной комбинации конструкции крыла
и типа двигателя В настоящей главе выводятся основные зависимости для вы-
полнения такого анализа и приводятся упрощенные примеры их применения
Потная оценка влияния Того или иного решения на самолет в целом эквивалент-
на проведению исследований по числу параметрических переменных, что выходит
за рамки настоящей главы и здесь не рассматривается.

Упрошенные примеры включают основные наиболее сложные расчетные сис-
темы. а дальнейшая их детальная проработка может быть выполнена читателем
самостоятельно

Анализ состоит из трех основных частей

а)	предварительная оценка массы пустого самолета, массы топлива, общей
массы и потяры сопротивлений (см разд 5 2 и 5 3),

б)	опредетонне конструктивных ограничений на основе «обратного» пересчета
характеристик (см разд 5 4),

в)	примеры оптимизации характеристик самолета (см разд 5 5)

Выбор типа двигателя и формы крыла на практике зависит не только от
расчетных характеристик, но и от других факторов, которые рассмотрены в
гл 6 и 7.

За последнее время требования по уменьшению уровня шума стати играть
важную роли при проектировании самолета Хотя методы проектирования, гаран-
тирующие низкий уровень ш^ма, не разработаны, некоторые вопросы этой проб-
лемы затронуты в настоящей паве

Следует подчеркнуть, что представленные методы анализа являются нагляд-
ными примерами и применимы на ранних этапах проектирования С увеличением
объема данных они должны быт^ уточнены и улучшены Гл 8 и приложения к
настоящей кише содержат более детальные данные по этому вопросу и ссылки
на литературу
5.2.	ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ ОЦЕНКА МАССЫ

5.2.1.	Поэтапная оценка массы

На заре авиации конструктор самолета отвечал одновре юнно за конструкцию,
ее прочность и массу По мере усложнения процесса проектирования эти вопросы
превратились в специализированные области инженерной науки Одной из таких
областей является определение массы, ее контроль и координация действий
ио ее изменению В настоящее время оценка, контроль массы отдельных частей
и суммарной массы проводятся на всех этапах проектирования каждого самолета
Дтя эффективности оценку и контроль массы н\жно проводить с самого
начала предварительного проектирования, еще до того, как конфигурация само
лета будет окончательно установлена После распре лечения массовых лимитов
но отделам конструкторского бюро их изменение в процессе дальнейшей прора-
ботки будет встречать серьезное сопротивление со стороны бригады, контроли
рующей массу самолета Массовые лимиты, заданные отделом предварительного
проектирования, обязательны и для других отделов КБ

Оценка массы необходима не только для расчета прочности и характеристик
по и дтя оптимизации схемы самолета в соответствии со следующими методами
оценки массы самолета

В оценка на этапе поиска схемы самолета,

2)	оценка при выбранной схеме

3)	оценка и контроль после выбора схемы

Оценка массы на этапе поиска схемы сводится к обоснованным предполо
жепиям исходя из назначения самолета Размеры самолета и конструктивная
схема окончательно не установлены на этом этапе Поэтом\ оценка массы носьт
элементарный характер и базируется на статистических данных Некоторые при-
меры этого метода даны в подразд 522 и в работах [5 6—5 10]

Дия оценки массы выбранной схемы используются полуэмпирический метод,
пведусматривающий определение массовых данных при изменении главных кон-
структивных параметров Такой метод особенно полезен в параметрических рас-
четах, направленных па поиски оптимальных компромиссных сочетаний перемен-
ных параметров самолета В этом случае методы оценки должны давать доста-
точно точные данные не тотько по абсочютным величинам, но и по приращениям
переменных параметров Расчеты выполняются методом последовательного при-
ближения, т е начальные массовые данные задаются на основе предыдущего
цикла расчета, и циклы расчета повторяются до тех пор, пока параметры не
стабилизируются на определенном уровне значений с заданной точностью При-
меры применения этой методики даны в гл 8

Когда схема самолета окончатетьно установлена, анализ нагрузок и масс
должен быть более детальным Основной целью этого этапа является составле-
ние детальпой массовой сводки и предварительного прочностного расчета для
определения кочичества конструктивного материала, необходимого для восприя-
тия оасчетных нагрузок при обеспечении достаточной жесткости Должно быть
учтено увеличение массы от узлов, вырезов, стыков и других элементов, услож-
няющих конструкцию Для оценки массы различных систем необходимо иметь
перечень всех этих систем с указанием масс и потреб чяемой ими мощности
Вследствие сложности этого этапа оценки не существует единого метода для
всех типов самолетов В литературе можно, однако, найти примеры рациональ-
ного почхоца к подобной оценке крыла Объединенное общество инженеров-
ве<озиков (SAWF) издало ряд работ на эту тему, которые приведены в списке
литературы к гл 8

5.2.2.	Примеры приближенной оценки массы

Взлетная масса есть сумма масс пустого самолета GI[}CT, полезной нагрузки
Gn н и массы топлива 6Т

б?вз1 = ст-|-б?]1-н + О г-	(5.1)

Массу пустого самолета можно рассматривать как сумму постоянной массы
Споет и переменной массы 6пер'.
пуст

пост

+ ^иер*

(5.2)

Разделение пустой массы на постоянную и переменную составляющие зави-
сят от конкретного случая. Например, при использовании готового двигателя
его масса входит в состав постоянной составляющей. Рассматривая массу топ-
лива и переменную составляющую пустой массы в частях от взлетной массы,,
получаем

О,и = °7 + °П"Г .	(5.3)

Gnep GT

^взл Овзл

Ниже дан анализ этого уравнения для самолетов различных категорий.

Легкий самолет с ПД. Основной составляющей массы на этих самолетах

является двигатель, масса которого или известна, или
рис. 4.12.

Тогда уравнение имеет вид

__ Дп.Н + д

^взл —	•

I Gnep GT

^взл ^взл

ее нужно определить по

(5.4)

На основании анализа данных

около 100 легких самолетов определены ве-

личины для выражения

б^пер 67nyCT	G л

б^взл	^взл

(5.5)

Они составили для самолетов обычной категории с неубирающимся шасси
0,45, с убирающимся шасси — 0,47, для самолетов общего назначения — 0,5, для
пилотажных самолетов — 0,55

Z?=o'17W-rO'S-o'Ji'	<5-6>

где Гш — коэффициент, учитывающий сопротивление шасси (см. подразд. 5.3.2).

Самолеты с ТРД и ТВД. В общем случае запас топлива на крейсерский по-
лет может быть рассчитан по известному уравнению Бреге. Однако задача услож-
няется необходимостью оценки дополнительных запасов топлива для взлета,
набора высоты, спуска, резерва и т. п. Для сокращения расчетов целесообразно:

для самолетов с ТВД общий запас топлива брать по рис. 5.1;

для самолетов с ТРД запас топлива разделяется на полетный и резервный.

Масса полетного топлива определена с помощью данных на рис. 5.2 и на
основании материалов подразд. 5.4.2; резервный запас определяется по форму-
лам (5.46) и (5.47).

Масса пустого легкого (<7ВэЛ<5670 кг) самолета составляет приблизительна
60% от взлетной массы, поэтому

__	и]ЦН____

”ЗЛ~ 0,4-GT/GB3jl

(5.7)

Для транспортного самолета с Свзл>5670 кг более точные данные могут
быть получены после разделения массы на:

массу сухого двигателя;

массу несъемного оборудования (примерно 500 кг);

постоянную составляющую взлетной массы, главным образом массу конст-
рукции крыла и шасси;

массовую группу, определяемую размерами фюзеляжа.

Целесообразность такого подхода подтверждается рис. 5.3. По данным для
разнообразных типов самолетов установлено, что прирост массы без изменения
156
Рис. 5.L Оценка массы топлива для
турбовинтовых самолетов (неболь-
шие и транспортные самолеты):

J — большая крейсерская скорость;
2 — крейсерская дальность; 3 — ре-
зерв топлива

Рис. 5.2. Оценка составляющей массы по-
требного на полет топлива для реактивных
транспортных и административных самоле-
тов:

J — большая крейсерская скорость; 2 —
крейсерская дальность; 3 — администра-
тивные самолеты. Обозначения:

размеров фюзеляжа может достигать
20% от двзл. Размеры фюзеляжа
важны не только с точки зрения мао
сы его конструкции; масса таких эле-
ментов фюзеляжа, как звукоизоляция,
отделка стенок, покрытие пола, сис-
тема кондиционирования и т. д., так-
же зависит от его габаритных раз-
меров.

Результирующее уравнение име-
ет вид

р и М— окружающее '
давление и число М

приведенный
удельный расход топ-
лива

крейсерские
условия;

— максимальная ширина, высо-
та и длина фюзеляжа; L — дальность^
ап —скорость звука на уровне моря, MCA;
CF — средний коэффициент трения, осно-
ванный на омываемой площади

On-н Н* я + GJI0CT 4-
Свзл—

где Дбпуст

Gnnr.T = 500

0,8	G-JO кзл

(5.8)

берется по рис. 5.3, а
кг.

Типичные величины: CF = 0,003 —
большие дальние самолеты; CF=0,0035 —
небольшие самолеты малой дальности;

= 0,004 — деловые и административные
самолеты

На этом этапе анализа основные размеры фюзеляжа /$, Ь$ и Лф обычно из-
вестны из компоновочных чертежей или они принимаются по статистике (напри-
мер, из рис. 3.12 и 3.13). Масса топлива оценивается по данным для самолетов
аналогичного типа на рис. 5.1 (для ТВД) и рис. 5.2 (для ТРД). Масса двига-
теля известна, поскольку он выбран, В противном случае достаточно принять ее
равной 5—6% от взлетной массы.

5.3.	ПРИБЛИЖЕННАЯ ОЦЕНКА СОПРОТИВЛЕНИЯ САМОЛЕТА

5,3.1.	Составляющие сопротивления

В крейсерской конфигурации (закрылки и шасси убраны) на небольших дозву-
ковых скоростях коэффициент сопротивления Сх является функцией коэффици-
ента подъемной силы, определяемой по поляре самолета. В этом случае поляра
имеет вид параболы:
Рис. 5.3, График для оценки массы
пустого самолета (транспортные и
административные самолеты >:

/ — реактивные самолеты; 2— вин*
товые самолеты; 3 — модифициро-
вание самолета с увеличением
размеров

(5.9)

Коэффициент сопротивления, основан-
ный на площади крыла, часто выражают в
условных единицах: одна условная еди-
ница равна 0,0001. Удлинение Z = /-/S (обо-
значения в приложении А.2) рассчитыва-
ется по размаху и площади крыла.

При сравнении реальной поляры, пост-
роенной по результатам измерений в полете
или по продувкам, с теоретической, пост-
роенной по формуле (5.9), видно, что в диа-
пазоне практических значений С у зависи-
мость Сх от Су2 может быть заменена
прямой (рис. 5.4). В отличие от реальной
поляры, имеющей минимум при каком-то
небольшом значении Су, у теоретической
кривой по формуле (5.9) минимальный
соответствует CY — 0- Поэтому коэффици-
ент сопротивления СХо при нулевой подъ-
емной силе в общем случае является' фик-
тивной величиной; реальное значение Сх
для СУ = 0 будет несколько выше. Коэф-
фициент индуктивного лобового сопротив-
ления можно оценивать по теоретической
зависимости индуктивного сопротивления
крыла с эллиптической эпюрой распределе-
ния подъемной силы по размаху

(5.10)

Коэффициент Освальда е в формуле (5.9) учитывает отклонение эпюры рас-
пределения подъемной силы от эллиптической формы, а также увеличение про-
фильного сопротивления крыла, фюзеляжа, оперения, гондол и сопротивления
от различных эффектов интерференции с изменением угла атаки.

рис. 5.4. Типичная поляра для малых скоростей полета:

tv — зависимость Сх от Сг; б— зависимость Сх от Су2
Приближенная оценка сопротивления может быть выполнена путем сложе-
ния сопротивления отдельных частей самолета:

где CxjSj—сопротивление элемента самолета с площадью сечения S,.

При наличии крыла с относительной толщиной профиля до 20% и при удли-
нении фюзеляжа более 4 основной составляющей сопротивления является со-
противление трения, поэтому составляющие коэффициенты сопротивления отдель-
ных частей определяются по площадям омываемых поверхностей. Табл. 5.1 дает
представление о значении сопротивлений самолетов различных классов в крей-
серской конфигурации на небольших скоростях.

Таблица 5.1

Сопротивление самолетов различного типа

Тип самолета		е
Реактивные скоростные	0,014—0,02	0,75-0,85 *
Большие турбовинтовые	0,018—0,024	0,80—0,85
Двухдвигательные поршневые Небольшие однодвигательные:	0,022—0,028	0,75—0,80
с убирающимся шасси	0,02—0,03	0,75—0,80
с неубирающимся шасси Сельскохозяйственные:	0,025—0,040	0,65—0,75
без системы распыления	0,06	0,65—0,75
с системой распыления	0,07—0,08	0,65-0,75

* С увеличением стреловидности коэффициент е уменьшается.

5.3.2.	Метод оценки сопротивления на малых скоростях

Метод, рассмотренный в данном разделе, сильно упрощен и при необходимости
может быть расширен. Метод детальной оценки сопротивления приведен в при-
ложении F.

Сопротивление части самолета можно оценить, сравнив ее коэффициент тре-
ния с коэффициентом трения эквивалентной плоской пластины с той же пло-
щадью поверхности. При этом условия развития пограничного слоя должны
быть одинаковыми, т. е. равны числа Re, переход пограничного слоя от ламинар-
ного к турбулентному должен происходить на одинаковом расстоянии от носка
или передней кромки. Вторым условием эквивалентности с плоской пластиной
является отсутствие выраженных зон отрыва, т. е. части самолета должны быть
обтекаемой, гладкой формы без резких изгибов. При наличии острых кромок,
тупого носа, скошенной хвостовоГ1 части метод аналогии с плоской пластиной
не дает реальных величин. В этих случаях необходимо обратиться к экспери-
ментальным данным, обзор которых представлен в работе [5.12].

Иногда пограничный слой принимается турбулентным по всей поверхности
для компенсации ее шероховатости и нарушений формы. В этом случае коэффи-
циент трения в соответствии с формулой Прандтля — Шлихтинга, основанной на
площади омываемой поверхности, имеет вид

л 0,455

Cf= (log Re)2'58'	<oJ2>

Это уравнение в нормализованном виде изображено на рис. 5.5, т. е. вели-
чина СР для «е=108 принята равной 1. Для учета толщины тела вводятся ко-
эффициенты формы, представляющие отношение реального сопротивления к со-
противлению плоской пластины; их значения приведены в литературе для секций
Re =^1-^
v>)

Рис. 5,5. Поправочный коэффициент для учитывающий размеры, шероховатость по-
верхности и т. п«

крыла и обтекаемых тел вращения (например, в работе [5.12]). Площадь омы-
ваемой поверхности для каждого самолета должна быть подсчитана с учетом
оценки эффектов интерференции, влияния выступающих элементов, закрылков,
щелей поверхностей управления, окон и т. п. (см. приложение F). Детальная
оценка сопротивления является кропотливым занятием и каждая самолетная
хрирма разрабатывает свою собственную методику выполнения этой оценки.
Ниже дастся упрощенный метод для оценки влияния размеров самолета и дви-
гателя, основанный на статистических данных. Коэффициент сопротивления при
нулевой подъемной силе рассчитывается в соответствии с уравнением

= гш [гхв{(Сл'£)крыл + (Сх5)ф] + (CxS)rol1J. (5.13)

Составляющие этого уравнения рассматриваются ниже.

Донное * сопротивление здесь не включено, но может быть учтено, если оно
«существует, как приращение Л(С^) =0,13, умноженное на площадь проекции
донной части на нормальную к потоку плоскость.

Крыло. Нескорректированный коэффициент сопротивления на площадь глад-
кого крыла выражается формулой

(СА'5)крыл =0,0054гКрыл [I -%3(c/i) cos2x0i25]S,	(5.14)

где г1рыл = 1 для консольного крыла и 1,1 для подкосного крыла; с/Ь— отно-
сительная толщина профиля; Хо.25 — угол стреловидности по линии 1/4 хорд;
£ — полная площадь крыла (см. приложение А.2).

Уравнение (5.14) выведено из условия аналогии с плоской пластиной, с по-
правкой на типичную относительную толщину с/5 до 0,2. Понятие «нескоррек-
тированное сопротивление» относится к гладкому крылу с точкой перехода по-
граничною слоя на 10% хорды для чисел Re — 12,5 10ь, рассчитанных по длине
геометрической средней хорды.

* Донной называется обычно поверхность в хвостовой части фюзеляжа, близкая к нор-
мальной по отношению к потоку.
Фюзеляж. Нескорректированное вредное сопротивление для тел обтекаемой
формы выражается формулой

(С^5)ф = 0,0031Гфгф(Аф +Лф),	(5.15)

где /ф — длина фюзеляжа, включая кок винта или сопло реактивного двигате-
ля (в зависимости от наличия); Ьф, h$> — максимальные ширина и высота глав-
ного поперечного сечения, включая фонарь; — коэффициент формы, т. с. от-
ношение реальной омываемой поверхности к омываемой части поверхности фю-
зеляжа эллиптического или круглого сечения и цилиндрической средней части,
для которого Гф=1. Для прямоугольного сечения Гф = 1,3, для скругленного с
одной стороны прямоугольного сечения гф=1,15, полностью обтекаемый фюзе-
диаметр

ляж с цилиндрической средней частью имеет Гф = 0,65 -ф1,5 ----------.

4	длина

Понятие «нескорректированное» сопротивление относится к фюзеляжу с
полностью турбулентным пограничным слоем при числах Re=100- 10s, рассчитан-
ных для длины фюзеляжа 1$. Расчеты показывают, что поправка на толщину,
умноженная на отношение площадей полной омываемой поверхности и цилиндра
0,5л/ф (£>ф + /1ф), даст почти постоянную величину, равную 0,93, для практически
применяемых удлинений фюзеляжей.

При наличии на самолете сильно скошенной хвостовой части, выпуклых фо-
нарей и т. п. уравнение (5.15) следует применять осторожно в связи с увеличен-
ным сопротивлением от этих частей (см. подразд. 3.5.1 и рис. 3.27).

Хвостовое оперение. Если подсчитывать сопротивление хвостового оперения
по аналогии с сопротивлением крыла, то практически удобно величину сопротив-
ления хвостового оперения принять равной 24% суммарного сопротивления кры-
ла и фюзеляжа; следовательно, гхв=1,24 — типичная средняя величина. На са-
молетах с укороченным взлетом из-за увеличенной площади хвостового оперения
гхп может достигать 1,3.

Установка двигателей и гондол. Для ТРД вредное сопротивление будет рас-
сматриваться относительно тяги или мощности двигателей в установленном виде
для того, чтобы учитывать различия в размерах и формах гондол, заборников,
зависящие от тяги или мощности двигателей.

Рассмотрим случай изолированной гондолы турбореактивного двигателя; ее
омываемая поверхность может быть отнесена к массовому расходу двигателя с
учетом различий в конструкции гондолы при разных степенях двухконтурности.

На основе реальных форм и площадей омываемых поверхностей гондол, зна-
чения нескорректированного коэффициента трения 0,003 и типичных величин сле-
дового сопротивления и сопротивления от сжимаемости в крейсерском полете вы-
ведена следующая зависимость1

15 4- т\

(Сх$)гонд= I »72гГОндГрев I- j I '	,	(5.16)

\1 Фот/ ФвзлРн

где /?взл и фвзл относятся к стандартным условиям на уровне моря, а грев=1
при наличии реверса тяги и 0,83 при его отсутствии

Коэффициент Ггоцд учитывает наличие пилона и сопротивления интерферен-
ции. Для двигателей в фюзеляже гГонд представляет сопротивление воздухоза-
борников, выходных устройств и т. п.

На практике используются следующие данные: гГонд=1,5 при установке всех
двигателей в юндолах; гГонД=1,65 при двух двигателях в гондолах, одном в
хвостовой части фюзеляжа (коэффициент учитывает внешнее сопротивление воз
духозаборника центрального двигателя); гГОНд=1,25 при двигателях в гондолах
по бокам хвостовой части фюзеляжа; гГонд=1 при двигателях в фюзеляже, воз-
духозаборниках ковшового типа по бокам фюзеляжа; ггонд=0,3 при двигателях
в фюзеляже, заборниках в корневой части крыла.

Следует отметить, что выражение 5+m/l+m в уравнении (5.16) не имеет
физического смысла; оно введено на основании статистических значений отно-
шения площади омываемой поверхности к площади лобового сечения реальных
двигателей с различными степенями двухконтурности.
Нескорректированное сопротивление гондолы турбовинтового двигателя

ЛГмд

(Сх*$)гонд = 0»I ^гонд (Ь ’	0-17)

^взл

где Мвзл и Фвзл относятся к стандартным условиям на уровне моря, а гГОПд=1
для кольцевого заборника и 1,6 для ковшового заборника, увеличивающего ми-
делево сечение. Уравнение (5.17) основано на типичном коэффициенте сопротив-
ления лобового сечения гондолы 0,065, когда площадь лобового сечения кольце-
вою заборника составляет около 65% от миделева сечения гондолы.

При установке на крыле поршневого двигателя

(СХ5)ГОНД = 0,07сгонд	(5.18)

Твзл

где N в а л и физл относятся к стандартным условиям на уровне моря, а

площадь миделева сечения гондолы

Сгонд ~;	7	

объем цилиндра

Типовые значения ^Онд могут быть заимствованы из разд. 4.2 или получены
от конструктора двигателя. Влияние размеров отражается в коэффициенте £10цд,
который составляет 0,07—0,09 м3/л для ПД с мощностью до 500 л. с., но может
быть 0,03—0,04 м2/л для класса ПД с мощностью 2000—2400 л. с.

При установке ПД на фюзеляже с тянущим винтом

(С^5)гоня = 0,015£фЛф.	(5.19)

Шасси. Для шасси, которое полностью убирается * в обводы фюзеляжа,
сопротивление не учитывается (гш = 1). Значения коэффициента для других ва-
риантов берутся из практики путем сравнения параметров самолетов с различ-
ными схемами шасси и составляют: гш = 1,35 при неубирающемся шасси без об-
текателей; Гщ = 1,25 при неубирающемся шасси с обтекателями колес и стоек;
Гш=1,08 при убирающихся главных стойках шасси в обтекатели на фюзеляже
(типа самолетов С-130 и С-5А); гш = 1,03 при убирающихся главных стойках
шасси в гондолы ТВД.

Баки на концах крыла. При наличии баков на концах крыла к уравнению
(5.13) следует добавить дополнительный член, равный произведению коэффи-
циента сопротивления (среднее значение 0,055) на площадь миделева сечения
бака. Для этого случая при расчете эффективного относительного удлинения,
размаха и площади крыла необходимо брать расстояние между осями баков
[5.12]

Поправки на число Re и дополнительные источники сопротивления. Общее
утверждение о том, что эффекты интерференции, неровности поверхности, вы-
ступающие части, воздухозаборники, антенны, щели и т. п. сильнее искажают
пограничный слой на небольших малоскоростных самолетах, чем на больших
скоростных из-за разницы в относительных размерах, спорно и зависит от аэро-
динамики самолета Поэтому для оценки настоящего метода на рис. 5 5 построе-
на зависимость отношения реально измеренного сопротивления к расчетному при
нулевой подъемной силе от числа Re, рассчитанного для длины фюзеляжа. Ап-
проксимирующая зависимость, отражающая влияние числа Re на сопротивление
трения обшивки в турбулентном пограничном слое и приращение от дополни-
тельных источников сопротивления, имеет вид

г ~ реально измеренный коэффициент сопротивления при нулевом Су **

Re	нескорректированный коэффициент сопротивления

= 47 Re$0’2,	(5.20)

Икр/ф

где	Неф =-------,	(5.21)

индекс «кр> относится к расчетной крейсерской высоте и скорости.

* Бея обтекателей для колес

** Включая выступы, наплывы, шероховатости.
На рис. 5.5 показано, что приращение со-
противления от дополнительных источников со-
ставляет 25—30% для легких самолетов и 10—
15% для больших транспортных самолетов.
Средняя статистическая ошибка этой оценки
составляет 4%, но она включает также неточ-
ность данных, имеющихся на графиках поляр.

5.3,3.	Учет сжимаемости воздуха

До чисел М<0,5 эффект сжимаемости обычно
не учитывается Графики поляр околозвукового
транспортного самолета, изображенные на
рис 5 6. показывают, что при низких значени
ях Су и чисел М до 0,7 влияние сжимаемости
воздуха на сопротивление имеет второстепен-
ное значение. В диапазоне чисел М от 0,7 до
0,8 наблюдается повышение сопротивления, а при

Рис. 5.6. Влияние сжимаемости
потока на поляру

критическом числе М. около 0,85

происходит резкое возрастание как индуктивного сопротивления, так и сопро-
тивления при нулевой подъемной силе. Этот прирост вызывается скачками уп-
лотнения и отрывом пограничного слоя, вызванною этими скачками Одной из
наиболее актуальных аэродинамических проблем при создании самолета явля-
ется максимально возможное снижение влияния сжимаемости воздуха на сопро-
тивление, что эквивалентно повышению критического числа М. Эта проблема
более подробно рассматривается в разд 7 2

На этапе предварительного проектирования считается, что аэродинамики
полушаг приемлемые данные по сопротивлению на крейсерской скорости при ус-
ловии правильного выбора стреловидности и толщины крыла. Тогда можно при-
нять, что ДСг =0,0055 —для условий крейсерской дальности полета и

V ж

=0,0020 — для условий крейсерской скорости полета.

5.3.4.	Пересчет поляры по характеристикам самолетов

Для сравнения расчетной поляры с данными реальных самолетов коэффициенты
сопротивления могут быть пересчитаны по характеристикам, выдаваемым разра-
ботчиком. В первую очередь определяется коэффициент подъемной силы в крей-
серском полете

кр ]

(5.22)

кр

Крейсерская высота и скорость берутся по описанию самолета или из дру-
гих источников. Индуктивное сопротивление

Су

Л1 кр
оценивается для типового значения е из
небольшому значению Су. На основании
серском полете можно написать.

лХе

табл 5.1 для условий, соответствующих
равенства тяги и сопротивления в крей-

или

кр ]

Y YPM2S

кр

(тля реактивных самолетов)

кр

(для винтовых самолетов).

рУзз

кр

(5.24)

(5.25)



2
Тяга на реактивных самолетах берется для самолета уже с учетом установ-
ленного двигателя, т, е. с учетом отбора воздуха, мощности и потерь давления
на входе.

Снижение тяги в среднем составляет 4% и может достигать 8% на двига-
телях с большой степенью двухконтурности. На винтовых самолетах т)р—тяго-
вый КПД учитывает КПД винта, дополнительное сопротивление элементов са-
молета, попадающих в струю от винта, потери на входе, отбор мощности и воз-
духа и сопротивление элементов охлаждения. Наиболее типичными являются
следующие данные: i]p=0,85 для ТВД (с учетом реактивной составляющей тя-
ги); т]р = 0,8 для ПД, установленных на крыле; Г|р = 0,78 для тянущего ПД в
носовой части фюзеляжа.

Крейсерская мощность или тяга берется по описанию двигателя для соот-
ветствующего режима, высоты и скорости. Режим ПД обычно составляет 75—
65% от максимальной мощности для условий максимальной крейсерской скоро-
сти и экономической крейсерской скорости соответственно. Окончательно сопро-
тивление при нулевой подъемной силе определяется как

= <5-2б>

Более точное значение можно получить после аналогичного анализа не-
скольких режимов полета. На основании графика зависимости Сх от Су2 мето-
дом линейной аппроксимации находятся СХа и е по аналогии с рис. 5.4.

5.3.5.	Сопротивление при взлете и посадке

Сопротивление самолета в крейсерской конфигурации определяет тягу и часовой
расход топлива. Сопротивление во взлетной конфигурации (закрылки выпуще-
ны) определяет допустимую взлетную массу в конкретном полете самолета и,
следовательно, полезную нагрузку * **.

При высокой окружающей температуре и при высоком расположении аэрод-
рома над уровнем моря ограничения по взлетной массе могут привести к умень-
шению полезной нагрузки или ограничению запаса топлива и дальности. В этом
случае приращение сопротивления на 10% снизит нагрузку на 30%.

Типичные поляры для взлетной и посадочной конфигураций самолета при
различных углах отклонения закрылков изображены на рис. 5.7. Поскольку рас-
полагаемый градиент набора высоты

Я Сх

0н = 7- тЛ	(5.27)

О Су

зависит от отношения сопротивления к подъемной силе, аэродинамические ха-
рактеристики иногда строятся, как показано на рис. 5.8 *’р. На кривых наносятся
точки, соответствующие значению качества при безопасной скорости взлета V2
для каждого угла отклонения закрылков. Линия, соединяющая эти точки, обра-
зует огибающую, удобную для сравнения одной системы закрылков с другой.
Точная оценка степени эффективности той или иной системы механизации крыла,
очевидно, невозможна, поэтому полезно сравнить линии V2 на основе обобщен-
ных параметров путем преобразования поляры в следующий вид:

Сп'Сх _ / сх„^ Су ) 1

Щ	Су +ле/Х/ ’	( ' '

Величины СХо и е относятся к конфигурации с выпущенными закрылками.
На рис. 5.9 представлена серия кривых V2 для различных самолетов, которые
позволяют вывести следующую приближенную зависимость, приемлемую для
предварительного проектирования:

(Суу )2

>	(5-29)

2	ЛЛс

* Определения даны в подразд. 8.2.L

** Более полная информация представлена на рис, 11.4,
Рис, 5.7. Формы поляр для легкого транс-
портного самолета на малых скоростях

где Со = 0т018 и Е = 0,7 при выпущенных
предкрылках и Со=0,005 и Е=0,61 при
убранных предкрылках или при их от-
сутствии. Следует отметить, что это урав-
нение не представляет реальную поляру;
оно относится к начальному этапу на-
бора высоты после взлета. Для учета

Рис* 5,8. Геометрическое место точек, соот-
ветствующих значениям качества самолета
для обеспечения безопасной скорости взле-
та, равной 1,21/с:

/“Закрылки в посадочном положении;
2 “Закрылки во взлетном положении; 3 —
диапазон конкретной системы закрылков;
4— кривая для параболической поляры;
5 — закрылки убраны

прироста сопротивления, вызванного отказом двигателя при низких значениях тя-
говооруженности, величину Е необходимо уменьшить на 4% для схемы самолета
с двигателями на крыле и на 2% при расположении двигателей в хвостовой час-
ти фюзеляжа.

Хотя точность уравнения (5.29) для посадочной конфигурации самолета
недостаточна из-за более высокого отношения скорости полета к скорости свали-
вания, оно может быть использовано для первых прикидок и в этом случае.

5.4.	ОЦЕНКА ТЕХНИЧЕСКИХ
ТРЕБОВАНИЙ

Целью обычного расчета является опреде-
ление характеристик самолета данной кон-
струкции и геометрии. Однако конструктор
сталкивается с противоположной задачей:
зная требуемые характеристики, он должен
найти такие комбинации конструктивных
параметров, которые будут наиболее полно
удовлетворять или превышать требования,
предъявленные к самолету.

В настоящем разделе технические тре-
бования преобразуются в граничные вели-
чины следующих основных параметров и
данных самолета, которые оказывают суще-
ственное влияние на его характеристики.

По силовой установке. Общая взлетная
тяга (мощность) всех двигателей на уров-
не моря, отнесенная к взлетному весу, опре-
деляет коэффициент тяговооруженности
Лвзл/Свзл или энерговооруженности
А^вт.т/Оизл. Обратные величины называются
нагрузкой на тягу (мощность);

число двигателей jVae;

тип или конфигурация двигателя. Важ-
ное значение имеют градиенты падения тя-

Рис* 5*9. Обобщенные данные по изме-
нению качества самолетов на взлете
ги (мощности) по скорости, высоте н окружающей температуре (7?//?вал или
W/Nsaa) и удельный расход топлива в крейсерском режиме.

Граничные величины для этих параметров обычно не определяются, так как
их нельзя считать независимыми переменными (см. гл 4, разд. 4.4).

По крылу. Полная площадь крыла S Взлетный вес, отнесенный к полной
площади крыла, определяет удельную нагрузку на крыло

относительное удлинение k = Вместо /. иногда используется понятие по-
гонной нагрузки по размаху <7в1Л/(2*;

механизация крыла, в частности распола: аемый Сутах и качество во взлет-
ной и посадочной конфигурациях. Форма профиля, относительное сужение и
угол стреловидности не рассматриваются в данном разделе, а обсуждаются в
1Л 7

Уравнения настоящего раздела будут представлены в удобном для их приме-
нения виде Для режимов набора высоты и наибольшей скорости удобнее выра-
жать тягу (мощность) двигателя в единицах других параметров; для малых
скоростей, в частности при известном тике двшагеля и заданной массе самолета,
легко выявляются ограничения по нагрузке на крыло.

Заданные требования по отдельным характеристикам не всегда выполнимы,
например, неприемлемые решения по величине площади крыла. Даже при нали-
чии готового двигателя целесообразно в этом случае рассмотреть варианты с
увеличенной мощностью двигателя или при помощи уравнений найти допусти-
мую вялегную массу для наиболее критического параметра.

5.4.1.	Характеристики на больших скоростях

Реактивные самолеты. Для выполнения установившегося полета на заданной вы-
соте с заданной скоростью необходима тяга

/?^X==-LYPM2CAS,	(5.30)-

£

где R — тяга с учетом установки двигателя на самолет, принятая для выбран-
ного дв-игателя по описанию разработчика или равная определенному проценту
тяги в неустановленном виде, если двигатель неизвестен (см. подразд. 5.3.4).

В соответствии с уравнением (5 9) коэффициент сопротивления зависит от
коэффициента подъемной силы

Су = - 	>	(5.31)

урМ2
£

и уравнение (5.30) можно переписать в следх ющем виде:

1

Я	G I

а ~ <j/Ps + ps I ‘	<5'32)

— уМШ*

Коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе может быть выра-
жен через площадь крыла и тягу установленного двигателя. Для этой цели при-
меним любой метод грубой оценки сопротивления.

В данном разделе используется полустатистический метод, изложенный в
разд. 5.3, который приводит к следующему выражению:

0,76М2^ tfR31/pHS л „ „п

-------L ----взт_гн---- +0,76M2rf2

Я!13 7 CK3A/ptiS 0,7^8512^__________________

=	/?//?B3«-0,78M2rf3

(5.33)

* Иногда погонная нагрузка по размаху определяется как СВЗЛД-
где

вал

(Сх^Ьсрыл

х*н

+ ЛС^СЖ;

(5.34)

k0

<G = '‘r/ш'’х.З

(^Л'5)ф№

,	_ (Сх^гондРн

7~

аЗЛ

Терминология обозначений объяснена в подразд. 5.3.2 и 5.3.3.

Три члена в числителе уравнения (5 33) связаны с профильным и индуктив-
ным сопротивлением крыла, сопротивлением фюзеляжа и оперения. Знаменатель
можно интерпретировать как эффективный градиент падения тяги двигателей,
установленных в гондолы двигателей с учетом внутреннего и внешнего сопро-
тивления гондол или воздухозаборников Величина /?//?вэл может быть получена
по кривым безразмерной тяги или по обобщенным кривым, данным в приложе-
нии Н.

Минимальная тяга, необходимая на данной скорости и высоте, соответствует
следующей нагрузке на крыло:

урМ2 Уdtfile*

(5.35)

Эта формула определяется из условия минимального сопротивления (или
максимального качества) крыла плюс составляющая сопротивления от хвостово-
го оперения, пропорциональная сопротивлению крыла. Коэффициент d\ пропор-
ционален коэффициенту профильною сопротивления; для самолетов с убираю-
щимся шасси его величина находится в пределах от 0,008 до 0,01.

Винтовые самолеты. Эквивалентная мощность, необходимая для установивше-
гося полета на заданных скорости и высоте, определяется следующим образом:

xv4-p^3CxS.	(5.36)

Энерговооруженность в стандартных статических условиях на уровне моря
рассчитывается так же, как для реактивных самолетов:

1	1^1	2(?ВЗл/5

1	2 Р </S pj MZ2jtXg

^вал	1

ВЗЛ	^/^зл - V

(5.37)

При расположении двигателей на крыле коэффициенты d\ и rf9 определяются
по выражениям (5.34), а

(CjfO)rOHT	по,

= W-—£--------------•	<5-зд>

Влиянием сжимаемости на сопротивление можно пренебречь. Для двигате-
ля с тянущим винтом в носовой части с(з=0, а

d\ = Гре гш {гХв (Сх5)крЫл+(С^5)ГОН1} 5i0Hf	(5.39)

Градиент падения мощности берется из характеристик двигателя. Типичные
значения тягового КПД т]р рассмотрены в подразд 5.3.4.
5.4.2.	Дальность полета

Требуемую дальность или радиус действия необходимо получать с заданной по-
лезной нагрузкой или максимальным запасом топлива, взятым с учетом резерва
на режим ожидания и для полета в зону запасного аэродрома. В дальнейших
рассуждениях фигурируют понятия, связанные с крейсерским полетом на крей-
серской (начальной) высоте, на крейсерской дальности и, наконец, при крейсер-
ской скорости.

Реактивные самолеты. Грубый расчет запаса топлива на крейсерский полет
можно определить по формуле Бреге, хотя он будет зависеть и от техники вы-
полнения крейсерского полета. Предполагая угол атаки, воздушную скорость и
удельный расход топлива постоянными, получим формулу для расчета дать-
ности-

или

CR Gh.k — Gt

Z MK GH.K
— = -------— - In------------,

й0 cT GH,K — Gt

(5.40)

(5.41)

где GK к—начальная масса самолета и GT — масса топлива для крейсерского
полета; К= Y/X — качество самолета.

При заданных запасе топлива и типе двигателя основным параметром в
этом уравнении является параметр дальности МК.

Эксплуатационные характеристики (крейсерская высота, число М), удельная
нагрузка на крыло и поляры являются главными переменными. У самолетов с
большой и средней дальностью потребный запас топлива велик и необходим
поиск оптимальных условий полета.

При заданных поляре и удельной нагрузке на крыло могут быть построены
кривые постоянных МК в координатах скорость — высота (рис. 5.10); нижние
части графиков оiносятся к одной высоте. Тангенс угла наклона исходной кри-

а>	б>

Рис. 5.10. Диаграммы для расчета дальности скоростного самолета дальних авиалинии:

а — с учетом влияния сжимаемости на сопротивление, 100% MKmax=l4,8f б — бег 5 чета
влияния сжимаемости, 100% МКтах=14,8; / — максимальная крейсерская тяга; 2—грани-
ца бафтинга при п —1,3

У
вой CxICy определяет условия максимального МК. При заданном числе М по-
лета и переменной высоте максимальная дальность соответствует высоте, на ко-
торой К максимально, следовательно,

Су — J/ ,

(5.42)

что соответствует числу М полета, при котором сопротивление минимально
Almin ж.

Геометрические места точек, для которых выполняется это условие на каж-
дой высоте, показаны в верхней части рис. 5.10.

При постоянной высоте и переменном числе М условие максимальности М.К
без учета эффекта сжимаемости имеет вид

с решением

d

d Су

= 0,

лке,

(5.43)

(5.44)

4 _
соответствующим числу М = > 3MmiaX.

Условия, оговоренные выражениями (5.42) и (5.44), несовместимы, поэтому
получение абсолютно оптимальной комбинации числа М. и высоты полета не-
возможно. Это подтверждается и данными на рис. 5.10, показывающими, что
при отсутствии сжимаемости МК продолжает увеличиваться с высотой.

При больших дозвуковых скоростях наблюдается резкое возрастание сопро-
тивления с соответствующим снижением параметра дальности за пределами кри-
тического числа М. Хотя сложная картина потока не позволяет учесть эффект
сжимаемости аналитическим путем, рис. 5.10 показывает, что в результате этого
эффекта на кривых появляется максимум ХМ. Точки Су для этих условий соот-
ветственно сдвигаются и пересекают кривые /Стах в точках оптимальной комби-
нации числа М и высоты.

Условия получения максимальной удельной дальности (т. е расстояния,
приходящегося на каждый килограмм топлива) несколько отличаются от условий
MXmas из-за влияния высоты и скорости на удельный расход топлива двига-
телей.

На практике скорость горизонтального полета будет всегда на 10—20%
выше Mmin х для получения положительных запасов устойчивости и исклю-
чения бафтинга при возможных маневрах. Типичные условия получения крей-
серской дальности будут составлять 98% от условий, соответствующих макси-
мальной удельной дальности (точка А на рис. 5.10, а). В тех случаях, когда рас-
ход топлива не является доминирующим фактором, заслуживает внимания полет
на крейсерской скорости на несколько меньшей крейсерской высоте (точка В).
Скорость полета в этом случае определяется максимальным крейсерским режи-
мом двигателей, что позволяет компенсировать прирост сопротивления по-
рядка 20 условных единиц. Промежуточные условия соответствуют экономиче-
скому крейсерскому полету, при котором обеспечивается благоприятное с точки
зрения эксплуатационных расходов сочетание стоимости топлива и полного вре-
мени полета

Задача конструктора заключается в том, чтобы выбрать благоприятное со-
четание скорости, высоты и геометрии самолета для получения наилучших или
по крайней мере удовлетворительных характеристик по дальности и оценить ко-
личество потребного топлива. Изменение скоростных характеристик оказывает
значительное влияние не только на потребное количество топлива, но и на кон-
струкцию крыла (угол стреловидности, форма профиля), массу конструкции,
удельный расход топлива двигателей, затрагивает проблемы устойчивости и уп-
равляемости.

Оптимизация расчетного числа М довольно сложная задача, поэтому этот
параметр задается до некоторой степени произвольно в технических требованиях
на самолет.
Рнс. 5.11. Оптимальные крейсерские
условия по критериям Кюхемана и
Вебера [5.4]:

, У/Х

^пах

/-Cr/V<cVX<>«Xe“cy/cy—mtnxJ	Ga/GB3xJ

Крейсерская высота оказывает пря-
мое влияние на массу топлива. Когда
тяга установленного на самолет двига-
теля выбрана для крейсерских условий,
с увеличением высоты его размеры долж-
ны расти из-за снижения плотности воз-
духа и при заданном значении удельной
тяги потребный диаметр входа также
должен увеличиваться. Суммарная мас-
са двигателя и топлива минимальна-для
какой то высоты ниже высоты, соответ-
ствующей максимальному качеству К.
Этот случай проанализирован аналити-
чески Кюхеманом в работе [5.4], и полу
чены оптимальные условия для Су, ука-
занные на рис. 5 11.

На самолетах большой дальности
основным является требование мини-
мального запаса топлива; на коротких
маршрутах количество израсходованного
топлива играет меньшую роль, а глав-
ным фактором становится масса двига-
теля, что приводит к относительно низ-
ким оптимальным значениям Су в крей-

серском полете.

На практике задача усложняется

следующим-

топливо на крейсерский полет составляет только часть общего запаса;

масса топлива и двигателя неравноценны с точки зрения достижения мини-

мальных эксплуатационных расходов;

на самолетах коротких линий тяга двигателя часто определяется длиной
взлетной дистанции или. требованиями безопасности при отказе одного двигателя;

требования по обеспечению пассажиров кислородом зависят от крейсерской
высоты (FAR 121.327-333), что может оказаться решающим фактором;

выбор крейсерской высоты зависит от службы управления воздушным дви-
жением.

Для начальной оценки количества топлива на полет запас топлива на
крейсерский режим определяется по уравнению (5.41):

От.кр
------— 1—е
^взл

ic r,/Vr

(5.45)

где начальная масса предполагается приблизительно равной GH3:i.

Дополнительное количество топлива необходимо еще на взлет, набор высо-
ты, спуск, заход на посадку и посадку. Рис. 5.2 основан на следующих пред-
посылках*

а)	запас топлива на крейсерский полет по уравнению (5.45) является опре-
деляющим фактором;

б)	для транспортных самолетов при определении приблизительного значения
качества крыла	может быть использована удельная нагрузка на крыло,

определяемая по формуле (5.35);

в)	омываемая поверхность фюзеляжа является главным параметром при
оценке сопротивления фюзеляжа, другие составляющие сопротивления считаются
пропорциональными суммарному сопротивлению крыла и фюзеляжа.

Рис. 5 2 используется, когда известны размеры фюзеляжа из компоновочных
чертежей или они принимаются по данным рис 3.11 и 3 12. Удельный расход топ-
лива двигателей берется по техописанию или из данных, приведенных в гл. 4.

Резервный запас топлива состоит из различных составляющих (см.
табл. 11.2). Наиболее весомым является резерв топлива на режим ожидания.
который пропорционален минимальному сопротивлению самолета н, следователь*
ко, обратно пропорционален VT* Для транспортных самолетов справедлива
следующая приближенная формула’

г-рсз 0118о’Jz Т
б'взл	К

(5.46)

где с^/F Г —величина, одинаковая с указанной для рис. 5.2.

Административные и деловые самолеты должны иметь резерв топлива на
3/4 часа полета, что в переводе на дальность эквивалентно выражению

Д£ = 0,757кр.	(5.47)

Данные рис. 5 2 справедливы при условии, когда эквивалентная дальность
равна L-J-AL.

При необходимости оценки влияния таких переменных параметров, как
удельная нагрузка на крыло, относительное удлинение, распределение массы са-
молета должно быть выражено в единицах этих параметров. Такие расчеты но
приводятся в данном разделе; упрощенный пример в подразд. 5 5.3 оценивает
влияние варьирования площадью крыла на распределение массы самолета боль
шой дальности.

Винтовые самолеты. Уравнение Бреге для винтовых самолетов имеет вид

>	(ip	Gu к

1	Д = -^|п----------(5.47а)

\	'^н.к

На основании (5.47а) могут быть построены графики, аналогичные изобра
женным на рис. 5Л0 Пренебрегая изменениями удельного расхода топлива и
КПД винта, можно показать, что удельная дальность будет максимальной'
при минимальном сопротивлении самолета и постоянной высоте, но перемен
нон скорости полета;

при минимальной мощности и постоянной скорости, но переменной высоте
полета.

Как и в случае с реактивными самолетами, эти условия несовместимы, что
объясняется отсутствием абсолютного оптимума, основанного на принятой меха-
нике полета. В общем случае у винтовых самолетов характеристики дальности
продолжают улучшаться по высоте до тех пор, пока располагаемая мощность
не становится ограничивающим фактором.

Для предварительной оценки массы топлива может быть использован
рис. 5.L Относительное удлинение крыла является основным фактором для полу-
чения высокого качества и хороших характеристик по дальности. Это единствен-
ный параметр, характеризующий аэродинамические данные, так как размеры
фюзеляжа, оказывается, практически не играют существенной роли.

5.4.3.	Набор высоты

Характеристики самолета на режиме набора высоты задаются в следующем
виде:

1)	эксплуатационные требования, вытекающие из желаемых возможностей
самолета в нормальных условиях, например:

скороподъемность на уровне моря, в чистой конфигурации (т е без подве-
сок) при всех работающих двигателях;

практический потолок при максимальной скорости набора высоты 0,5 м/с,
в чистой конфигурации, при всех работающих или одном неработающем дви-
гателях;

2)	требования Норм летной годности, предназначенные для обеспечения без-
опасности в нормальных и критических условиях, например:

минимальный градиент набора высоты в различных конфигурациях (взлет-
ной, крейсерской, посадочной), при работающих или одном неработающем дви-
гателях, выпущенных или убранных закрылках, при завышенных значениях за-
данной скорости полета. Этот показатель характеристик особенно интересен при-
менительно к реактивным транспортным самолетам и более подробно рассмот-
рен в разд. 11 6,

скороподъемность на заданной высоте при одном неработающем двигателе.
Часто используется отношение скорости набора высоты к скорости сваливания
(при выпущенной механизации). Этот показатель характеристик пригоден для
легких и поршневых самолетов.

Существуют следующие понятия, связанные с режимом набора высоты:

а)	скорость набора высоты при постоянной скорости полета;

б)	скорость набора высоты при оптимальной скорости полета;

в)	градиент набора высоты при постоянной скорости полета;

г)	градиент набора высоты при оптимальной скорости полета.

На практике наиболее часто применяются понятия, указанные в пп. «б» и
«в», понятие п. «а» можно найти в Нормах летной годности для поршневых
транспортных самолетов; понятие «г» можно встретить при невыполнении тре-
бований по набору высоты после взлета по скорости V2 mm для транспортных
самолетов («разгон»).

Специальным эксплуатационным понятием является время набора заданной
высоты; оно не обсуждается в настоящем разделе в связи с отсутствием ана-
литических зависимостей, при помощи которых этот параметр можно было бы
перевести в категорию конструктивных переменных.

Различные расчетные случаи, рассмотренные ниже, дают представление о
проблеме получения общих характеристик и иллюстрируют существующие ме-
тодики их оценки.

Удобным обобщенным параметром, характеризующим набор высоты, явля-
ется удельная избыточная мощность

Д7У =

V dV dH

g dt dt

(5.48)

Избыток мощности необходим для набора высоты, разгона и выполнения
разворотов В случае установившегося набора высоты с перегрузкой

пу = st I AN идентична скорости набора высоты Vy, если угол 0Н неболь-
шой (cos0Н~ I).

Для горизонтального полета при пу = 1 ДУ соответствует нарастанию кинети-
ческой энергии и, следовательно, определяет время, необходимое для разгона от
одного значения скорости до другого. При выполнении горизонтального разворо-
та при заданной скорости поворота или нагрузке ДУ представляет маневрен-
ные и разгонные характеристики. Следует отметить, что ДУ измеряется в едини-
цах скорости, а не мощности.

Реактивные самолеты. Требуемая тяга рассчитывается по уравнению (5.48):

(5.49)

В случае заданного градиента набора высоты для nv = l при установившей-
ся скорости

dtf/dt \N

V ' V

(5.50)

и из уравнения (5.49) следует, что

(5.51)

Коэффициенты подъемной
(5.9) и (5.31), следовательно,

силы и сопротивления определены зависимостями
7 №cx,
Gf(pS)

G/(pS)

(5.52)

—- уМ2лХг

Минимальная величина тяговооруженности соответствует минимальному от-
ношению Сх/Су при

Су =	и М =

1/2

= шах

(5.53)

Y Vсх^е

и, следовательно,

При заданной
рости V уравнение

I /Q I .	1 V W

\ и /min

скороподъемности для dVidH — Q и
(5 49) приобретает вид

(5.54)

пу = \ и произвольной ско-

где

bN/a,

М'

riiG/tpS)

М' =

М \2	/М'\2

|ДМ'

(5.55)

— 1 ГСуМд- шах-

- Y |/ Сххке

(5.56)

R

лКе

М

Если задано число М, это уравнение непосредственно используется для по-
лучения тяговооруженности. Однако в большинстве случаев целью расчетов яв-
ляется поиск числа М, для которого R/G минимально. График зависимости R/G
от М вместе с типичными кривыми, характеризующими градиент падения тяги
(рис. 5.12), показывает, что приемлемым приближением для R/G является его
значение при таком числе М, для которого уравнение (5.55) имеет минимум. Это
условие соответствует

fz М \3 М' ДЛГ/д

М' / ~~ ЛГ = 2пуМ'

(5.57)

Решение представлено в графической форме на рис. 5.13. В общем случае
величина СХо определяется по следующей формуле:

(5.58)

где сопротивление, вызванное установкой двигателей, принимается равным 10%
от	и рассчитываются по формуле (5,34).

В следующих двух специальных случаях при заданной скороподъемности
расчеты могут быть упрощены.

Случай А* установившийся полет на малой высоте при всех работающих
двигателях, задана скорость набора высоты Vy при nv = l.

Составляющей индуктивного сопротивления (второй член уравнения 5 57)
для оптимальной тяговооруженности R/G можно пренебречь. Из рис. 5.13 сле-
дует, что при достаточно больших У¥ это приемлемо. Условие для определения
числа М имеет вид

(5.59)
Рис т 13 Условия получения чиста М ми-
нимальной тяге для набора высоты при ia-
данной удельной избыточной мощности (реак-
тивные самолеты):

Рис 5 13 Потребная тя1а при
наборе высоты при заданной
удельной избыточной мощности
AjV*

I — отношение индуктивного со-
противления к весу, 2 —потреб-
ное A,V/V\ 5 ~ отношение про-
фильного сопротивления к вс
су; 4 — типичная кривая тяги;
5—потребная удельная naipyj
ка на тягу

/ — без учета индуктивного сопротнвлеЕШя;
2 — точная кривая

Подставляя М в уравнение (5 55), получаем

(5.60)

В большинстве случаев это выражение достаточно точное при Vv, соответ-
ствующих характеристикам самолета на малой высоте при всех работающих дви-
гателях. При определении R/G предполагалось, что dVldt—Q. На практике ско-
рость набора высоты обычно связывается с полетом при постоянной индикатор-
ной или индикаторной земной скорости. Можно показать, что ускорение, необ-
ходимое для полета с постоянной индикаторной скоростью на малой высоте, оп-
ределяется зависимостью

К. Z

S dt~ g

dV dH
dH di

= 0,567 М2 Vg.

(5.6 !>

Это выражение можно
необходимую для заданной

преобразовать в

V,:

= 0,567 —
а

дополнительную тягу двигателей

AA>

(5.62)

Вместо трудоемких расчетов, для которых необходимы различные данные,
проще использовать статистические зависимости R/G от Vy^GlS на уровне
моря, изображенные на рис. 5.14

Случай Б' полет на большой высоте с малой вертикальной скоростью
для достижения заданного практического потолка, В этом случае роль АУ в
Рис, 5J4. Взаимосвязь удельной
нагрузки на тягу и максималь-
ной скорости набора высоты:

J — без учета индуктивного со-
противления 2 — реактивные
тренировочные самолеты и ис-
требители 3 — реактивные
транспортные с небольшой сте-
пенью двухконтурности; 4— ре-
активные транспортные с боль-
шой степенью двухконтурности

уравнении (5.57) пренебрежимо мала и число М для минимальной тяговоору-
женностн соответствует М'. На практическом потолке при Уи=0,5 м/с

AJV

а0

= 0,00147,

поэтому требуемая тяга

Я n I	0,00123

— —2пу I/	-р -i/~=	-./—=------ »

g v лк VtV nyG/(pS)

(5.63)

(5.64)

где относительная температура Т и окружающее давление р берутся для усло-
вий потолка. Отношение тяги на высоте к статической тяге необходимо для пе-
ресчета его в величину Явэл/?7взл.

Винтовые самолеты. Для условий nv=l располагаемая мощность равна мощ-
ности, необходимой для набора высоты, плюс мощность на компенсацию сопро-
тивления самолета Считая полет установившимся и принимая AiV= dHldt=Vv,
преобразуем уравнение (5.48) к следующему виду:

N	Сх

VF=	+ r v'	(5.65)

U	Су

При известной Vv для заданной скорости полета коэффициенты сопротив-
ления можно считать известными и уравнение (5.65) пригодно для расчетов.

При нахождении скорости полета, при которой требуемая мощность для на-
бора высоты минимальна для случая параболической поляры, энерговооружен-
ность выражается следующим образом:

При заданных высоте и режиме двигателя N/G зависит от ты и Су. При

J|£	V* у

параболической форме поляры величина  +------- минимальна при Су =

Су	яке

= |/зсОднако КПД винта обычно повышается с ростом скорости, и на

практике наиболее благоприятная скорость примерно на 20% выше, чем скорость
минимальной мощности, необходимой для компенсации сопротивления, В резуль-
тате имеем

АГ______1_

a-G rip ( а

4-2,217

(ЛХ^)3/4

при М = 1,09

]/G/(pS)

т~—• О-67)

1

1

Под мощностью двигателей подразумевается максимальная продолжитель-
ная (эквивалентная) мощность ТВД или номинальная мощность ПД для усло-
вий, при которых задается Vv.

При заданном практическом потолке используется уравнение (5.67) при
^=0,5 м/с, следовательно,

— = 0,00147,	(5,68)

при этом скорость звука в (5.67) и статическое давление берутся для
значения потолка.

Применение методики расчетов. Характеристики набора высоты

заданного

оговорены
23 допол-

в следующих разделах Норм летной годности: FAR 23.6b и 67; SFAR
нение 1, гл. 6; FAR 25.65 и 67, 25.117-119-121, BCAR гл. D2.4. Обзор основных

параметров транспортного самолета будет дан в разд. 11.5. В настоящем раз-
деле не рассматриваются все требования. Вместо этого приведены примеры при-
менения полученных формул, подчеркивающие важность характеристик набора
высоты и их влияние на размеры двигателей гражданских самолетов.

Пример 1. Задана скороподъемность на уровне моря для дозвукового тре-
нировочного самолета, равная 23 м/с, соответствующая Уу/а=0,0672. Масса
самолета 3170 кг, площадь крыла S=19,5 м2, Х=5,5, следовательно, fZ/p^S —
= 0,019. Тогда, используя рис. 5.13,

= 0,0156 и лХе=13,8 при е = 0,8. Примем Сх^
находим

М' -

1/2

= 0,209 и

2 V V С]КоЛКе

л\е

— = 4,33.

СХО



Отношение М'/М=0,59, поэтому М = 0,35 для минимальной R/G. Используя урав-
нение (5.55-) ,и (5.62), находим R/G=0,309 для установившегося полета и AR/G =
=0,013 для полета с ускорением при постоянной индикаторной скорости; сум-
марная R/G = 0,322. Градиент падения тяги при М = 0,35 составит 0,85, отноше-
ние взлетной тяги к взлетному весу должно быть не менее 0,38. Приближенная
зависимость (5.60) для установившегося полета дает R/ff = 0,314 по сравнению с
0,309, полученным по более точной формуле.

Пример 2. Задан практический потолок двухдвигателыюго дозвукового пас-
сажирского самолета при одном отказавшем двигателе, равный 4570 м. Кроме
того, самолет имеет следующие параметры: 0 = 34 000 кг; 5 = 79 м2; СХо =0,018;
Л=8,5 и е=0,85, т. е. л7.е=22,7. При отказе двигателя е уменьшается на 8%,
поэтому принимаем лЛе = 20,9. На высоте 4570 м <7/(pS) =0,072 и 7 = 0,897.

[	0,072 (Vs

В соответствии с уравнением (5.56) М' = L -	,,1О х/Оа Q (	—0,41.

i 0,7 U, U1 о X	»У J

По уравнению (5.55) находим -----— 1/	—=0,0645. Из рис. 5.13 сле-

2М' V ьх0

дует, что М'/М=0,975 и, следовательно, скорость минимальной потребной тяги
для этой высоты соответствует М = 0,42. Уравнение (5.56) дает R/£=0,0624. Гра-
диент падения тяги на высоте 4570 м при 14 = 0,42 составит 0,47. Тяговооружен-
ность на уровне моря 7?вал/(7взл =0,265. Влиянием условий полета при постоян-
ной индикаторной скорости можно пренебречь из-за незначительной скороподъ-
емности на практическом потолке.

I

1

t
Пример 3. Важным требованием Норм летной годности по гражданским
самолетам является так называемый градиент набора высоты на втором участ-
ке, оговоренный, например, в FAR 25.121 (6). Требование гласит, что при одном
неработающем двигателе, закрылках во взлетном положении, убранных шасси,
взлетном режиме работы остальных двигателей и при отсутствии влияния земли
должен быть получен требуемый минимальный градиент набора высоты при
безопасной скорости взлета У г- Это требование должно выполняться при любых
внешних эксплуатационных условиях и может ограничивать взлетную массу при
взлете в жаркую погоду с высокорасположенного аэродрома.

На дозвуковых транспортных самолетах, оборудованных тремя двигателями,
этот градиент должен быть 2,7%. Внешние условия: уровень моря, температура
+35° С. Рассмотрим самолет со следующими данными: G = 95 000 кг; 5=192 мг;
У2=1,2; Ус с Сутах = 2,4 при взлете; Х=7,5; в разд. 5.3.5 было показано, что
качество в симметричном полете с выпущенными закрылками при Сг =
=	’/2)2 =1.67,

Находим Сл/Ст =0,094 для крыла с предкрылками, поэтому СЛ/Су=0,1 с
учетом 5% прироста сопротивления при отказе двигателя. Число М при V2 равно

Из уравнения (5.51) находим R/(7=0,0274-0,10=0,127 для двух двигателей,
работающих при М = 0,2 и температуре 4-35° С. При градиенте падения тяги
0,75, учитывающем влияние нестандартной температуры, взлетная тяга (MCA

—	Я/G

на уровне моря) должна быть не менее 7?ВЗЛ/ОВЗД = —------------г —= 0,254.

'* дв * АуСгдзл

При взлетной массе 95 000 кг каждый двигатель должен развивать не менее
8054 кгс тяги.

Пример 4. Легкие самолеты с массой менее 2720 кг должны удовлетворять
требованиям FAR 23.67. При взлетной мощности на уровне моря, выпущенных
шасси и закрылках необходимо, чтобы V\^l,5 м/с или 0,0045.

Первое требование переводится непосредственно в уравнение (5.67).

Второе эквивалентно следующему:

А^взл	1 / б?взд V72 /	0,136	2>21gXp |

«О^взл	'':Р \ PtiS '	I (CFmax)1/2	(ЛХ^)3/4 J*

В качестве примера рассмотрен легкий самолет со следующими данными:
Сизл = 1500 кг; 5=12 ма; Свзл/(рн5) =0,0121;	Сутя=1,8;	лке=15,3

J I L (1Л

CX(j = 0,055 с выпущенными закрылками и шасси. КПД винта т)р=0,65. Замена
Vy/a^0,0045 в уравнении (5.67) дает А^зл/аоСвзл^0,0305, а уравнение (5.69)
Л^вэл/йобвзл ^0,0408. Последнее значение более критическое требование, поэтому
А^вэл должно быть не менее 275 л. с.

Данные для расчетов. При отсутствии лучшей информации для расчета ха-
рактеристик набора высоты могут оказаться полезными следующие данные.

КПД тянущих винтов в носовой части фюзеляжа на уровне моря составляют
Пр =0,61 (±0,052) для винтов фиксированного шага, г|р = 0,665(±0,059) для вин-
тов постоянной частоты вращения. Тянущие винты постоянной частоты враще-
ния, установленные на крыле, имеют т]Р = 0,73 (±0,058). Эти данные получены
путем применения описанного метода расчета к анализу характеристик большо-
го числа самолетов. В скобках указаны среднеквадратичные ошибки. Все цифры
даны с учетом эффекта спутной струи, сопротивления элементов охлаждения,
отбора мощности и потерь в заборнике.

При оценке влияния отказа двигателя на сопротивление Сх* увеличивается
на 4% из-за сопротивления флюгирующих винтов, а коэффициент Освальда е
уменьшается примерно на 10% для двигателей на крыле.
Поляра самолета оценивается методом, описанным_ в разд. 5.3. Для учета
влияния выпущенных шасси принимается = 0,01а.. .0,020. Следует отме-
тить, что во всех уравнениях для набора высоты небольшие изменения в
при убранных закрылках не играют существенной роли. Поэтому можно пред-
положить, что сопротивление	вызванное установленными двигателяхми,

возрастает на 8% для самолетов с газотурбинными двигателями и на
12% с поршневыми. Градиенты падения тяги или мощности определяются по
техописаниям изготовителя. Влияние числа М значительно для ТРД, градиен-
ты падения тяги чувствительны, кроме того, к коэффициенту двухконтурности
Кривые R/рнКвэл в зависимости от М используются для этой цели. Пример этой
зависимости показан на рис. 6.3. Располагаемая мощность ТВД заметно увели-
чивается с ростом М из-за повышения скоростного напора, если не введены ка-
кие-либо конструктивные или температурные ограничения на определенной высо-
те. В противном случае можно пользоваться следующей приближенной зависи-
мостью для заданного режима и числа М полета:

мощность на высоте	„

-------------------------= а",
мощность на уровне моря

где п = 0,7...0,8.

Для ПД с нормальной подачей воздуха при постоянной частоте вращения

мощность полного газа на высоте f

~ 0 j 132 

мощность полного газа на уровне моря

Двигатели с нагнетателями обеспечивают постоянство мощности до задан-
ной высоты. На больших высотах мощность снижается линейно по о так же, как
в последнем уравнении. Многие двигатели с нагнетателями располагают крей-
серской мощностью, равной 65—75% максимальной до крейсерской высоты.

5.4.4.	Скорость сваливания и минимальная скорость

При определении летных характеристик самолета на малых скоростях допусти-
мый диапазон скоростей назначается с запасом по отношению к скорости свали-
вания для обеспечения безопасности, определенной свободы маневрирования для

летчика и предотвращения сваливания из-за вертикальных порывов ветра.
В первом приближении требуемая взлетная дистанция пропорциональна кине-
тической энергии самолета на высоте условного препятствия и, следовательно,
квадрату скорости; поэтому уменьшение скорости сваливания является эффектив-
ным способом улучшения взлетно-
посадочных характеристик. С дру-
гой стороны, это связано с опре-
деленными потерями из-за услож-
нения системы механизации крыла
и необходимости снижения удель-
ной нагрузки на крыло.

Метод определения скорости
сваливания показан на дне. 5.15,

Рис. 5.15. Изменение скорости самолета при ис-
пытаниях на сваливание:

/—скорость; 2—скорость сваливания по пере-
грузке	3— показания акселерометра:

"гГ 1’

4—минимальная скорость сваливания Vc; 5 —
возникновения бафтинга

на котором изображены кривые
записи скорости и перегрузки при
выполнении сваливания Принци-
пиально существует несколько ме-
тодов выхода на режим свалива-
ния- полет ' постоянным продоль-
ным ускорением торможения, по-
лет при постоянном угле траекто-
рии (горизонтальный полет), полет
с постоянной вертикальной пере-
грузкой. Нормы FAR предусмат-
ривают выполнение сваливания

.kii
при постоянном dVfdt. Обычно выполняется несколько полетов с различными
dVfdt, на основании которых скорость сваливания определяется методом интер-
поляции при dV]dt =—0,5 м/с2.

При приближении к сваливанию вертикальная перегрузка некоторое время
остается постоянной, затем резко уменьшается, свидетельствуя об интенсивном
ра (витин процесса срыва на крыле. Скорость, соответствующая этому моменту,
называется скоростью сваливания при нормальной перегрузке Пу == 1	=

или скоростью сваливания по перегрузке. После срыва скорость Vc продолжает
уменьшаться, вертикальная скорость снижения нарастает до тех пор, пока лет-
чик не предпримет соответствующих мер, т. е. не увеличит угол пикирования,
что приведет к появлению положительного dV/dt. Минимальная скорость 1%,
измеренная в этот момент, заметно меньше, чем ИС/г^1- I'AR 25 допускает
использование Vc для назначения различной номенклатуры скоростей при оценке
характеристик самолета, в то время как английские Нормы не допускают, что-
бы скорость сваливания была меньше, чем 94% от г

В связи с изложенным следует отметить, что определение Сутах по формуле

G/S

ППХ 1	9

---рУ2

2 с

(5.70)

соответствует не «физическому» Су , который получают в аэродинамических
ma х

трубах, а практическому значению по результатам полетов, которое на 10—20%
выше. И, наоборот, при расчете скорости сваливания по Су полученному тео-
1713 Xi

ретическими методами или в трубных испытаниях, необходимо увеличивать

Су , например, на 13%. Все величины Су , указанные ранее, скорректирова-
ли!	"» ) К

ны таким образом.

Иногда вводятся ограничения по скорости сваливания и соответствующей
удельной нагрузке на крыло:

О 1	9

—— tV;Cr .	(5.71>

3	2	шах

Например, в требованиях BCAR, гл. D2.ll верхний предел для скоростей
сваливания ограничен 112,5 км/ч для группы С и 95,5 км/ч для группы D само-
летов. Эти величины после подстановки в уравнение (5.71) определяют лимити-
рующие нагрузки на крыло для этого класса самолетов. Материалы по этому-
вопросу можно найти также в FAR 23.49 (6) для самолетов с взлетной массой
менее 2720 кг.

5.4.5.	Взлет

Различают следующие основные требования:

а)	к взлетной дистанции со всеми работающими двигателями (нормальный
взлет);

б)	к взлетной дистанции при одном неработающем двигателе (продолжен-
ный взлет);

в)	к дистанции прерванного взлета.

Для самолетов, сертифицируемых в соответствии с FAR 23, не существует
четких требований в отношении отказа одного двигателя.

Требования к взлетной дистанции при нормальном взлете относятся к са-
молетам с массой 2720 кг и более, при этом под взлетной дистанцией понима-
ется расстояние по горизонтали, необходимое для преодоления высоты условно-
го препятствия, равного 15,3 м, с одновременным достижением скорости 1,31%.
К отдельному классу самолетов, эксплуатационные требования к которым ого-
ворены в FAR 135, параметры, требуемые FAR 23, не относятся. Нормы, зало-
женные в SFAR 23 и NRPM 68.37, являются промежуточными шагами, направ-
ленными на повышение безопасности эксплуатации небольших пассажирских са*
молетов и воздушных такси с количеством пассажиров более 10 [5.22]. Нормы
по дистанции прерванного взлета включены в эти требования.

В SFAR 23 указывается, что это — расстояние по горизонтали, необходимое
для разгона до скорости — отказа критического двигателя и последующего
торможения до скорости 65 км/ч; в документе NRPM 68.37 расстояние измеряется
до полной остановки самолета.

Эти Нормы не содержат требований к дистанции продолженного взлета
при одном отказавшем двигателе.

Требования к взлетным характеристикам самолетов транспортной категории
довольно сложны и подробно рассматриваются в приложении К. Общепринято,
что наиболее критическим является случай продолженного взлета с одним от-
казавшим двигателем. Длина прерванного взлета, т. е. дистанция от старта до
остановки самолета после отказа критического двигателя, называется сбалан-
сированной длиной ВПП, которая считается основным критерием для оценки
взлетных данных транспортного самолета. В настоящем разделе представлен уп-
рощенный метод оценки взлетных дистанций, связанный с выбором тяговоору-
женности (энерговооруженности) и конструкции крыла. При наличии большей
информации он может быть расширен и уточнен; пример такого подхода дан
в приложении К.

Нормальный взлет. Поскольку взлет состоит из разбега и определенного
участка набора высоты, можно написать

^взт —	+ ^ВОЗХ*

(5.72)

Значение Lp вычисляется по формуле

V2
отр
Г dV2

J a/g ’

0

(5.73)

где мгновенное значение ускорения имеет вид

a/g =

вал

- / - (Сх - /Су)—=—
и

(5.74)

В результате получаем

У“гр/2^

Р R/G^-f''

(5.75)

где R — средняя величина тяги при взлете.

Предполагая скорость отрыва равной 1,2УС и коэффициент подъемной силы
при взлете, равный удвоенной величине для минимального (Сх—fCy), можно
написать

R = R при y0Tp/V2;

Сг —- /дХе;

(5.76)

Г = / + 0,72СХо/СУтах.

Считая, что полет после отрыва происходит с постоянными Су = Су и
отр

R — X, получаем следующее выражение из Руководства по летным испытаниям
AGARD, т. 1:

л/
£	(5.77)

g	^н.отр

Тр- = V1 +	/2.	(5.78)

И отр
I

где 0НОтр=(Я—X)/G в момент отрыва и — скорость при достижении высо-
ты 9—15 м.

Скорость отрыва связана с заданной V4 следующей зависимостью:

(5.79)

Из выражений (5 75), (5.76) и (5 79) взлетная дистанция определяется как



М2

^взлР^Су (I 4" 0н.огрГ2)
max	г

------. (5.80)
°н,отр

Величины некоторых параметров, входящих в (5.80), оговорены НЛГ и ука-
заны в табл. 5.2.

Таблица 32

Характерные требования к параметрам нормального взлета

Нормы	v</vc	*взл	^взл 1 м
(S) FAR 23  FAR 25	1,3  1,25—1,3 (необязательное требование)	1  1,15	15,3  10,7

При отсутствии лучшей информации можно пользоваться следующими пред-
посылками и приближенными данными для выражения (5.80).

1. При расчете ff по формуле (5.76) допустимо предположить0,72Сх /Су —

°' max

= 0,01Су	, f =0,02 для бетона и f=0,04 ... 0,05 для травяного аэродрома.

ГП 8 X

2. ^Н.ОГр •—

нал

0,3

1Л •

3. Средняя тяговооруженность при средней скорости УОхУУЗ с учетом эф-
фекта спутной струи и отбора мощности имеет для реактивных самолетов вид

Я=0,75

4 4- т

вэл >

(5.81)

а для винтов постоянной частоты вращения

/? = 0,321ЛГвЗЛ

оЛГДв£>винт

ВЗЛ

(5.82)

где	удельная нагрузка на ометаемую площадь винта (см.

рис. 6 9).

Для винтов фиксированного шага средняя тяга на 15—20% ниже величины,
получаемой по формуле (5 82)

Из выражения (5.77) следует, что удельная нагрузка на крыло лимитиро-
вана:

(} (Lt Ч \ ?gCy О + ®н-отр У2)

5 "I 0н.отр i (V4/^C)2{(^/GB3J] _/')“!+/2} • J

Продолженный и прерванный взлет. Скорость принятия решения К опре-
деляется таким образом, чтобы расстояние, необходимое для остановки само-
лета с одним отказавшим двигателем, было соизмеримо с взлетной дистанцией
Рис. 5.16. Этапы при взлете с одним отказавшим двигателем:

/ — отказ двигателя,	2 — отрыв колеса передней стойки; Vn ст; 3 — отрыв самолета,

Voip; 4 — пролет высоты условного препятствия, Vj

до точки расположения высоты условного препятствия. Ниже рассмотрен упро-
щенный аналитическим метод расчета сбалансированной длины ВПП на этапе
предварительного проектирования, заимствованный из работы [5.27].

В отличие от общепринятого разделения взлетной дистанции (участки раз-
гона, отрыва, перехода и набора высоты) дистанция продолженного взлета раз-
деляется на две фазы (рис. 5.16):

фаза 0—1—разгон самолета до скорости отказа двигателя Vn-i;

фаза 1—2 — движение самолета после отказа двигателя до момента дости-
жения высоты условного препятствия с безопасной скоростью взлета Уг.

Расстояние, проходимое в течение фазы 0—1, определяется как

У2
v п—1
,	(5.84)

2Я(}-1

где рассчитывается так же как и при всех работающих двигателях

Уравнение кинетической энергии, примененное к фазе 1—2 (рис. 5.16), дает
следующее выражение:

(5.85)

где эквивалентный градиент набора высоты определяется следующим образом:
2

J (Я — ^аозл — ^зеч)
s,= --------=—:------------•	(5.86)

^взлМ-2

Расстояние, необходимое для остановки самолета после отказа двигателя,
имеет вид
у2 ♦

Акт = -7^- + ИЯ-ХД^	(5.87)

*Лост

где Л/ называется эквивалентным инерционным временем, которое зависит в ос-
новном от тяговооруженности в момент Kn-j (см. рис. К.6).

Условием для сбалансированной длины ВПП служит равенство Д[-2~£ост
и следующее выражение для скорости lzi при отказе критического двигателя,
данное в работе [5.27]:

И

f 1 +2gW„.,,V^**_Т„Й(Л/- [)

1 1 4~ ®н(^/^)ост	У2

(5.88)
Долечи быть выполнено также условие К1<Упст- Для проверки его вы-
полнения требуется более детальный анализ режимов при отрыве носового ко-
леса и переходе к набору высоты (см. приложение К).

В случае Vi = Vnc» взлетная дистанция обычно не больше сбалансирован-
ной длины ВПП.

Комбинация из уравнений (5.84) и (5.88) дает следующее выражение:

,	__________^2__________ (	1	1	] Л 2g'//R3J, \ А£в3д

сб 2g {1 + Он(а/^)ост} I (а/^)о-1 (а/£)Ост J \	^2 / V°

(5.89)

В этом выражении дистанция торможения ALSi!i предполагается равной
200 м для А/= 4,5 с — средней величины для типовой комбинации удельной на-
грузки на крыло и нагрузки на тя1у (мощность). Это предположение справед-
ливо как для винтовых самолетов, так и для реактивных,	*

Уравнение (5.89) для предварительных расчетов может быть упрощено.

]. На основе нескольких реальных случаев по оценке сопротивления шасси,
влияния близости земли и т, п. в работе [5.27] была установлена справедли-
вость следующего выражения:

Йн=0,06 4- Д02,	(5.90)

где Д02— разница между градиентом набора высоты 02 на втором участке и ми-
нимальным 02, указанным в Нормах летной годности.

2. Средняя величина tfocr=0,37g. Она найдена на основании анализа дан-
ных J5 реактивных транспортных самолетов z оптимальным управлением тормо-
жения, с учетом демпфирования подъемной силы и действия тормозной силы
колеса передней опоры. Ускорение торможения на сухих ВПП может достигать
0,45—0,55g. При очень больших значениях ускорений торможения условия ба-
лансировки могут быть не выполнены.

Вводя эти упрощения, получаем

0>863__/ б?взл/,, \ (_______1____ 2 у! । А^вэл

1 + 2,ЗД02 \ ?gCyt + ВЗЛ / IЖзл - f'	’ J /а

где ?7взл = 10,7 м; АДпзл=200 м; /'=0,01 Су 4-0,02 при выпущенных закрыл-
шах

ках; Сф^-Супри У2; нормально V2=l,2Vc; следовательно, Су* = 0,694Су

Л —средняя тяга на разбеге, определяемая по формулам (5.81) и (5.82); Д02=
=02—02min; 02 — градиент набора высоты на втором участке, рассчитывается по
формуле (5.51) при отказе одного двигателя с учетом высоты аэродрома (см.
пример 3 в подразд. 5.4.3); 02mm = O,O24, 0,027 или 0,03 соответственно для
#дв=2, 3 и 4. Случай Д02=О представляет наибольший интерес при проектиро-
вании, так как соответствующая масса самолета ограничена по градиенту на-
бора высоты на втором участке и £Сб максимальна для заданною угла откло-
нения закрылков без учета превышения скорости (см. приложение К). Очевид-
но, когда Д02=0 подставляется в уравнение (5.91), тяговооруженность должна
соответствоваь значению тяги, необходимой для получения 02=02nun.

При заданной £Сб уравнение (5.91) можно использовать для нахождения
следующего ограничения по удельной нагрузке на крыло:

О’нзл л ( 1,159 (Т-с5 — ^^взл/г^д) (1 4~ 2 ,ЗД82)

S	М	(#/<эвзл—У')”1 4~ 2,7

(5.92)

5.4.6. Посадка

Посадка разделяется на две фазы: дистанция от момента прохождения высоты
условного препятствия до касания ВПП и пробег до остановки самолета. Дис-
танция рассчитывается по обычному уравнению кинетической энергии

Г —	*	] ^3‘П ~ ^Кас , //	\	Г о-п

— filo	(0.93)

ос
где Опое — средняя величина (X—R)(G.
Длина пробега определяется как

^*проб---

кас

(5.94)

где а — среднее ускорение торможения с учетом инерционного времени, как и в
случае с дистанцией прерванного взлета. Выражая минимальную скорость сва-
ливания через удельную нагрузку па крыло, плотность и Су и складывая
уравнения (5.93) и (5.94), находим

7-пОС

Н нос

ПОС

Hl юс PgCy

4*. ах

1

Посадочная дистанция зависит от диапазона изменения посадочной скоро-
сти и техники пилотирования. В первом приближении можно считать, что вы-
равнивание происходит по дуге с постоянным приращением перегрузки &пу.
В этом случае можно показать, что приемлемые результаты дает следующее вы-
ражение:

кас

Д/г,,,

(г.96)

Подставляя это выражение в (5.95), получаем

7 пос

77цОС

1

^ПОС

+ 1,69

С пос/

max

в пос

(5.97)

Скорость захода на посадку считается равной 1,3 Vc в соответствии с Нор-
мами летной годности.

Посадочные характеристики самолета зависят от следующих факторов.

1.	Средняя величина тяги минус сопротивление. Для транспортных самоле-
тов начальная величина Опое на входной кромке ВПП обычно равна 0,05, что
соответствует углу глиссады 3°. Конечное значение равно Сх!С? с учетом влия-
ния близости земли, при этом тяга в момент касания равна нулю. Расчет точ-
ной величины Опое затруднен, но в первом приближении среднее значение мож-
но принять порядка 0,1. Высота условного препятствия при посадке принима-
ется /7Пос= 15,3 м.

2.	Среднее ускорение торможения при посадке а зависит от тех же факто-
ров, которые рассматриваются применительно к оценке аварийной дистанции в
разд. К.4 приложения К. При предварительном проектировании обычно пользу-
ются так называемой условной посадочной дистанцией. Она назначается для
сухой бетонной ВПП; требуемая посадочная дистанция находится путем умно-
жения условной дистанции на коэффициент /пос =5/3 в соответствии с FAR 91.

На рис. 5.17 построены графики посадочной дистанции для реальных само-
летов, в сравнении с уравнением (5.97) они позволяют оценить средние величины
ускорений торможения.

Для предварительного проектирования достаточно точны следующие данные
по a/g:

легкие самолеты, простые тормоза — 0,3 ... 0,35;

самолеты с ТВД, без реверса тяги — 0,35 ... 0,45;

реактивные самолеты с гасителями подъемной силы, противоюзовыми уст-
ройствами, воздушными тормозами — 0,4 ... 0,5;

реактивные самолеты с гасителями подъемной силы, противоюзовыми уст-
ройствами, воздушными тормозами с дополнительным тормозным носовым ко-
лесом — 0,5 ... 0,6.
Лимитирующая удельная на-
грузка на крыло при заданной (с
учетом коэффициента fnoc) поса-
дочной дистанции может быть оп-
ределена приближенно путем ис-
пользовання средних величин 0пос
и \пу, описанных ранее:

(5.98)

Для легких самолетов расчет-
ная или измеренная посадочная
дистанция не умножается на ко-
эффициент fnoc, т. е. для них
fnoc — 1.

В соответствии с уравнением
(5.98) лимитирующая нагрузка на

крыло не зависит от тяги двигате-
лей, если на них нет реверса. Ве-
личина Су может быть огра*
шах

ничена требованиями по набору
высоты в посадочной конфигура-
ции. Если поляра самолета изве-
стна, эти ограничения
разд. 5.4.2.

Рис. 5-17. Статистические зависимости для ус-
ловий посадочной дистанции самолетов раз-

личного типа:

1 — реактивные самолеты с гасителями подъ-
емной силы и воздушными тормозами; 2 —
турбовинтовые; 3 — другие типы; 4 — самоле-
ты укороченного взлета; 5 — самолеты с тор*
мозом носового колеса

могут быть установлены по аналогии с примером 3 в под

5.5.	ОПТИМИЗАЦИЯ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА

Из предыдущих глав становится ясно, что заданные характеристики самолета
могут быть получены разными путями при различных комбинациях удельной на-
грузки на крыло, относительного удлинения, удельной нагрузки на тягу. Рас-
пространенным способом поиска необходимых решений являются параметриче-
ские исследования. Параметрические исследования основаны на обобщенных ме-
тодах расчета и дают возможность варьировать параметрами с количественной
оценкой их влияния на конструкцию.

Наиболее важные параметры самолета, влияние которых должно быть ис-
следовано, приведены во введении к разд. 5.4.

На этом этапе возможно также варьирование параметрами двигателя (тем-
пературой перед турбиной, степенью сжатия, степенью двухконтурности) для
определения оптимального типа двигателя. В связи с многообразием различных
видов параметрических исследований, зависящих от точности, требуемой для
каждого этапа проектирования, ниже даны упрощенные примеры, иллюстрирую-
щие принципы подхода к этому вопросу. В списке литературы, относящейся к
настоящей главе, имеются более подробные описания.

5.5.1.	Цель параметрических исследований

Параметрические исследования могут быть полезными при решении многих кон-
структивных проблем, когда требования к самолету можно выразить в парамет-
рах минимальной массы, стоимости или уровня шума. .Это связано с большим
объемом сложных расчетных работ, так как любые вариации связаны с далеко
идущими последствиями. По этой причине при проектировании необходимы вы-
числительные малины для расчета сложного современного самолета. Программы
этих расчетов должны разрабатываться при участии опытных конструкторов для
правильной постановки задачи, учета взаимосвязи между различными техниче-
скими дисциплинами при проектировании и исключения нереальных результатов.

Проблема выбора оптимальных параметров самолета была актуальна с мо-
мента зарождения авиации, однако материалы по обобщенным методикам ее
решения в литературе очень ограничены и имеют малую ценность из-за неиз-
бежных упрощений и недостатка материала.

Расчет параметров самолета позволяет с помощью ЭЦВМ: .

1)	определить комбинации параметров, характеризующих конструкцию, при
которых обеспечивается выполнение заданных эксплуатационных требований;

2)	рассчитать величины указанных ранее параметров, характеризующих схе-
му самолета, и найти их оптимальную зависимость от объективного критерия
оценки, например взлетной массы или эксплуатационных расходов;

3)	оценить чувствительность конструкции к небольшим вариациям формы,
геометрии, материалов, коэффициентов сопротивления и т. п.;

4)	провести анализ профиля полета и летных качеств самолета с оценкой
влияния отклонений от технических требований;

5)	оценить влияние некоторых технологических ограничений на увеличение
массы и стоимости.

Следует иметь в виду, что приемлемость результатов расчетов на ЭЦВМ це-
ликом определяется точностью входных данных и метода проектирования. В этом
отношении эти расчеты не лучше обычных ручных расчетов. Однако уточненные
данные по самолету легче ввести в машинную программу. С другой стороны, со-
ставление программы и анализ выходных данных занимает много времени и
средств.

5.5.2.	Основные правила

Варьирование конструктивными параметрами по существу соответствует анализу
нескольких схем самолета. В связи с этим необходимо оговорить основные пра-
вила управления расчетным процессом для каждого варианта. Рассмотрим об-
щую схему процесса расчета, приведенную на рис. 5.18. Входными данными
являются летные параметры и технические ограничения. Конструктивные данные
характеризуются -величиной полезной нагрузки, дальностью и ограничениями
(длиной ВПП, скоростью захода на посадку). В зависимости от характера тре-
бований к заданным летным данным крейсерские характеристики могут рассмат-
риваться как ограничения или как жесткие требования к самолету.

Первый шаг заключается в установлении начальных параметров схемы са-
молета, таких как взлетная масса, нагрузка на крыло, нагрузка на тягу, на ос-
новании полустатистнческих формул, аналогичных представленным в настоящей
главе. Конфигурация и схема самолета обычно являются результатом чертеж-
ной проработки; при проектировании с использованием ЭЦВМ эта операция пе-
реводится на математический язык, при помощи которого задается внешняя гео-
метрия основных компонентов самолета.

Это трудная часть программы и во многих случаях бывает удобнее форму-
лировать геометрию фюзеляжа вне пределов математического программирования.

Следующим шагом является расчет группы масс, массы пустого самолета,
границы центровки загруженного самолета, размеров оперения*. Это, в свою
очередь, дает возможность рассчитать максимальную дальность при заданной по-
лезной нагрузке и установить, достаточен ли запас топлива. При первой по-
пытке обычно не удается получить удовлетворительные данные, и самолет ока-
зывается не сбалансированным в массовом отношении. В этом случае вводятся
поправки по массе топлива и взлетной массе, и расчеты повторяются до полу-
чения приемлемых данных. После этого шага могут быть определены взлетно-
посадочные характеристики в данные по уровням шума и по результатам этого
расчета скорректированы, если это потребуется, размеры крыла. Если двигатель
еще окончательно не выбран, то на этом этапе удобно вносить необходимые
изменения. Расчеты повторяются до тех пор, пока не будут удовлетворены все
требования. В результате расчетов с использованием ЭЦВМ появляются черте-
жи, диаграммы н таблицы данных. Примеры таких программ даны в работах
[5.40, 5.43 и 5.45].

* Эти вопросы подробно рассматриваются в гл. 8,
Рис. 5.18. Структурная схема машинного метода расчета параметров самолета [5.45J

По поводу этих исследований следует заметить:

I)	методы расчета массы и аэродинамических характеристик должны быть
не только точными по абсолютным величинам параметров, но и должны точно
учитывать влияние конструктивных изменений. На практике для расчетов тре-
буются более точные данные, чем приведенные в настоящей главе;

2J оценка результатов расчетов по таблицам — трудоемкий процесс, кото-
рый можно упростить при помощи цифро-аналоговых построителей [5.41].

5.5.3.	Определение размеров крыла
пассажирского самолета большой дальности

В этом разделе анализируется влияние изменений площади крыла самолета боль-
шой дальности, оборудованного ТРДД с суммарной тягой 80 000 кгс в стан-
дартных условиях, иа его взлетную массу (см. рис. 5.19). Самолет должен иметь
полезную нагрузку 57 000 кг, дальность 7400 км, М = 0,85 на высоте 10 700 м.
Запас топлива должен предусматривать резерв на два часа полета в режиме
ожидания при 95% Хтах плюс 5% запаса от суммарного количества топлива.
Длина ВПП при разбеге составляет 3000 м, при посадке 2000 м. Требования
Масса х Id’ кг

4

Рис, 5.19. Влияние площади крыла на распреде-
ление масс большого пассажирского самолета,
оборудованного четырьмя двигателями с суммар-
ной тягой 80 000 кге на уровне моря (проект):

1 — масса без топлива; 2—посадочная масса;
3 — взлетная масса; 4 — Lnoc —2000 мТ
5-cy»6=W	(% = 1Д М^о.85),

=3000 м; 7— емкость топливных баков; 5 — ог-
раничение по градиенту набора высоты на вто-
ром участке, 9 — максимальная крейсерская тяга
22,5% от /?нэл; Ю — резерв топлива, рассчитан-
ный на два часа ожидания при 95% ^гаах =
=0,57) + 5% от потребного количества топлива
на полет; 11 — крыло + изменяемая часть массы
хвостового оперения 0,06256вэ л + 40 кг/мг пло-
щади крыла; 12—полезная нагрузка, эксплуата-
ционные устройства, оборудование фюзеляжа,
шасси, системы; 13 — топливо на полет, М=0,85,
Я=11 000 м, СЛ=0,008+3,5/5+0,05Суа, сл =
=0,68 в установленном виде

по набору высоты предусматривают достижение градиента набора высоты на
втором участке в соответствии с FAR 25,121 b при 85% стандартной тяги*

Предварительным расчетом установлена взлетная масса 320 000 кг и пло-
щадь крыла 550 м2. Распределение массы следующее:

а)	в постоянную массу 177 000 кг входят полезная и служебная нагрузка;
массы фюзеляжа, силовой установки, шасси, несъемного оборудования и систем;

б)	переменная масса зависит от размеров крыла, оперения н требуемого
запаса топлива.

Суммарная масса конструкции крыла и оперения определяется после не-
скольких приближений по упрощенной формуле, данной на рис, 5 19. Резерв топ-
лива на два часа полета в режиме ожидания устанавливается по формуле

= q £r (£*Х/Су)пйп ^пос	(5,99)

И	(Сх/Сг)т1п = 2/СЛо/лХ^	(5.100)

Следует отметить, что С^о — функция площади крыла (см. подразд. 5.3.2).
Топливо на крейсерский полет определяется по формуле Бреге

f млг

ат/СвзЛ=1-е	(5.101)

Для начальной крейсерской высоты 10 700 м скоростной напор при М=0,85
равен 1300 кге/м2. Влияние режима полета (набор высоты, спуск, полет при
постоянной тяге), потерь в воздухозаборнике, отбора мощности и воздуха от
двигателя учитывается суммарным эквивалентным сл=0,68, который на 10% вы-
ше сд неустановленного двигателя.

Удельная нагрузка на крыло при минимальной тяге в крейсерском полете
по формуле (5.35) равна 525 кгс/см2. Согласно рис. 5.19 эта величина очень
близка к нагрузке на крыло при минимальной взлетной массе. Ограничения по
взлетной массе, соответствующие каждой требуемой характеристике самолета,
188
можно найти по формулам предыдущих разделов. Например, условие достижения
М=0,85 при максимальной крейсерской тяге можно преобразовать в ограниче-
ние по взлетной массе, используя уравнение 5 32:

1	(	/ R	\ И/2

G < — ур М2 (I —j-------------— CyoS|l .	(5.102)

Замена CXaS согласно выражению на рис. 5.19 дает ограничение по массе,
указанное на этом графике. Другие граничные значения по массам определя-
ются так же, как для градиента набора высоты на втором участке и при расчете
длины ВПП.

Крыло должно иметь достаточный объем для размещения топлива. Можно
показать (приложение В, разд. В.З), что максимальный объем крыльевого топ-
ливного бака пропорционален относительной толщине крыла, квадрату площади
крыла и обратно пропорционален размаху При заданных удлинении и форме
профиля коэффициент пропорциональности эквивалентен S3/2. Располагаемый
объем ограничивает запас топлива и, следовательно, взлетную массу. При
с/6 = 10% (средняя величина) это требование соответствует нижнему пределу
по площади крыла. Если с/6 возрастает до 12% при том же числе М вследствие
большей стреловидности или более совершенного профиля объем баков не будет
больше лимитирующим фактором. Другим эксплуатационным ограничением тех-
нических требований является обеспечение маневра на крейсерской высоте с ,
щу=1,3 без возникновения бафтинга* при Су=0,6 и М=0,85. Это приводит к
максимальным значениям коэффициента подъемной силы 0,462 и удельной на-
грузки на крыло до 600 кге/м2. Как и в предыдущем случае, эти величины мож-
но улучшить путем соответствующей конструкции крыла.

Результирующая диаграмма показывает зону АВС на рис. 5.19 приемлемых
комбинаций S и бВзл В точке А взлетная масса минимальна, и для самолета
большой дальности это почти соответствует условию получения минимальных
ПЭР. Точка В соответствует наиболее благоприятным взлетно-посадочным ха-
рактеристикам, но со снижением комфорта и увеличением расходов. Точка С
соответствует полету на максимальную дальность, если дополнительная масса
превращена в топливо.

Дополнительные факторы, влияющие на окончательный выбор крыла, рас-
сматриваются в разд. 7.2.

5.5.4.	Диаграммы удельной нагрузки на крыло
и тяговооруженности

Диаграммы в координатах удельная нагрузка на крыло — тяговооруженность
(энерговооруженность) являются удобным пособием для иллюстрации выбора
силовой установки и размеров крыла. В качестве примера на рис. 5.20 показана
такая диаграмма для проекта самолета коротких линий (185 пассажиров), изо-
браженного на рис. 1.5.

Вместо нагрузки на тягу используется тяговооруженность.

Каждая точка диаграммы фактически соответствует различной конструкции
самолета с различным распределением масс. При постоянной полезной нагрузке
и дальности для каждой комбинации параметров значения массы топлива и взлет-
ной массы различны, и, наоборот, при постоянных взлетной массе и полезной
нагрузке дальность изменяется в зависимости от массы пустого самолета. Исполь-
зуя методику, описанную в подразд. 5 5 2, можно построить линии постоянной
взлетной массы, дальности или постоянных ПЭР. После этого упрощенная диа-
грамма пригодна для выбора размеров крыла и тяги двигателя. Во многих слу-
чаях из допустимой зоны стремятся выбрать комбинацию, соответствующую наи-
большей практически возможной удельной нагрузке на крыло и минимальному
размеру двигателя.

* См. подразд. 7.2 2.
Рис. 5,20. Диаграмма зависимости удельной насрузкн на крыло от тяговооруженности для
трехдвнгательного самолета с максимальней взлетной массой 95 000 кг, приведенного на
рнс, 11.1:

/—максимальная крейсерская скорость; 2— градиент набора высоты на втором участке;

-3—готовый двигатель; 4 — посадочная дистанция * Сг —2,9* 5— взлетная дистанция

1 шах ’

Обзор выведенных ранее уравнений для параметров самолета показывает,
что во всех формулах, кроме СХо> площадь крыла и тяга (мощность) двигателя
объединены с массой*. Исключение представляет выражение (5.13) для коэф-
фициента сопротивления при нулевой подъемной силе. Поэтому данные, приве-
денные па рис. 5.20, пригодны для начального анализа при различных величинах
взлетной массы, за исключением граничных условий, соответствующих требова-
ниям по максимальной скорости полета.

По поводу ограничений на диаграмме необходимо заметить следующее.

1.	Требование по максимальной крейсерской скорости (заданы М и крей-
серская высота) ограничивает тяговооруженность до величины, которая оказыва-
ется мало зависящей от G/S. Удельная нагрузка на крыло для минимального
Jt/G составляет 670 кге/м2, но выигрыш от удельной нагрузки, большей 500 кге/м2,
невелик.

2.	Требования по градиенту набора высоты заимствованы из FAR 25.121 и
выражены уравнениями (5.51) и (5.29). В этих случаях предполагается, что ка-
чество самолета с закрылками во взлетном положении (см. рис. 5.9) и градиент
падения тяги по скорости не зависят от нагрузки на крыло, за исключением слу-
чая, когда диапазон изменений G/S достаточно велик. Потребная величина R/G
рассчитывается для различных величин Су , т. е. при различных углах от-
max

клонення закрылков.

3.	Граничные значения удельной нагрузки на крыло при взлете для каж-
дого Су находились по формуле (5.91), исходя из сбалансированной длины
max

ВПП, равной 1800 м. Пересечения этих линий с кривыми, соответствующими вы-
полнению требований по градиенту набора высоты, определяют граничные зна-
чения нагрузки на крыло и на тягу при различных критических углах отклонения
закрылков. Расчет параметров нормального взлета по уравнению (5.80) пока-
зывает, что этот случай не является критическим в данном варианте.

4.	Лимитирующая величина О/S при посадке определялась по формуле
(5.98), при средней перегрузке торможения 0,38 во время торможения при
пробеге. Требования по градиенту набора высоты для режимов захода на по-

* При детальном анализе это нс совсем справедливо, но заключение о том, что одна
лидгрдмид. может быть нсполь-юваиа для различных в четных масс, остается приемлемым.
Рис. 5.21. Диаграмма зависимо-
сти удельной нагрузки на крыло
от тяговооруженности для очень
большого пассажирского само-
лета (М=0,9; полезная нагрузка
145 тс; дальность 7600 км; четы-
ре двигателя с пг=12; крьгло
с Л=7):

1 — минимальная масса; 2 —

максимальная взлетная масса;

3 — крейсерская высота, м; 4 —
1вал, м' MCA -j- 20° С; 5 — рас-
четная точка

— д
ri

садку и посадки, хотя и должны выполняться, но не являются критическим»
и поэтому не фигурируют на диаграмме.

Выбор площади крыла и тяги двигателей на практике зависит не только
от летных характеристик самолета (см. гл. 6 и 7). В случае, изображенном на
рис, 5.20, выбор готового двигателя обеспечивает /?/<7=0,31 при начальной ве-
личине взлетной массы 95 000 кг. Приращение массы на 5% до 100 000 кг до-
пустимо при постоянной нагрузке на крыло 490 кгс/м2 без ограничения на крей-
серскую скорость. Возможность увеличения массы может быть использована в
виде дополнительною топлива или полезной нагрузки при наличии свободных
объемов.

Как указывалось ранее, масса топлива и дальность полета, представленные
на рис. 5.20, для различных проектов самолетов будут изменяться вследствие
колебаний массы пустого самолета. Это затрудняет оценку конструктивных па-
раметров, несмотря на простоту представленных материалов.

На рис. 5.21 приведены результаты более детального метода расчета для
большого транспортного самолета. В этом примере расчетная полезная нагрузка
и дальность приняты постоянными, а распределение массы рассчитано для каж-
дой комбинации на!рузок на крыло и тяговооруженности, что изображено кри-
выми постоянной взлетной массы.

Минимальное значение взлетной массы соответствует нереальной нагрузке на
крыло 1125 кгс/м2. Выбор расчетной точки на графике основан для простоты
только на двух ограничениях. График показывает, что снижение нагрузки на
крыло до 700 кгс/м2 приводит к увеличению взлетной массы всего на 2%, если
выбранная тяга при заданной нагрузке на крыло близка к величине, соответст-
вующей минимальной взлетной массе.

5.5.5.	Оптимизация по критерию прямых
эксплуатационных расходов

В рассмотренных ранее примерах главным фактором при предварительном про-
ектировании самолета считалась взлетная масса. Для авиакомпании и частных
владельцев более важным критерием являются эксплуатационные расходы.

Эксплуатационные расходы разделяются на прямые (ПЭР), определяемые
непосредственной эксплуатацией самолета, и косвенные (КЭР), куда входят ад-
министративные, рекламные и другие затраты.

Метод оценки ПЭР АТА 1967 учитывает различные факторы и подробно
рассмотрен в разд. 11.8. Наибольшую трудность при использовании ПЭР в каче-
стве критерия оптимизации представляет оценка начальной стоимости самолета
и влияния на нее изменений различных параметров. Например, при оценке влия-
Рис. 5.22. Результаты парамет-
рических исследований влияния
параметров цикла двигателя на
ПЭР грузового самолета [5.36]:
а — двигатели выбраны из ус-
ловий обеспечения максималь-
ной крейсерской тяги, равной
сопротивлению в условиях
MCA + 23э С; б — двигатели вы-
браны из условий обеспечения
взлетной дистанции 2600 м в
условиях MCA + 23° С; в — дви-
гатели выбраны с учетом одно-
временного выполнения условий
а и б

fl)

ния относительного удлинения на стоимость используются типовые величины
стоимости килограмма массы конструкции пустого самолета без учета того, что
стоимость оборудования и двигателей относительно выше стоимости конст-
рукции.

Вопросы стоимости связаны с каждым из конструктивных решений и, если
бы их можно было точно оценить, обсуждение экономики появилось бы в каж-
дом разделе. Однако это практически невыполнимо, и результаты типового про-
цесса оптимизации ПЭР представлены здесь отдельно.

В разд. 4.4 подчеркивалась важность для характеристик двигателя таких
параметров, как расход топлива, удельная тяга, масса и размеры двигателя, так-
же как и температура на входе турбины, суммарная степень сжатия, степень
двухконтурности. Используя эти данные и метод, рассмотренный в разд. 5.5.2,
как исходный материал, можно исследовать влияние этих параметров силовой
установки на сопротивление и массу самолета. Ряд примеров оптимизации сило-
вой установки приведен в списке литературы. На рис. 5.22 отражены результаты
таких расчетов для реактивного грузового транспортного самолета. Рис. 5.22, а
относится к случаю, когда двигатели подобраны для заданной крейсерской ско-
рости, а рис. 5.22, б построен исходя из требований взлетной дистанции. Срав-
нение этих рисунков показывает, что при низком коэффициенте двухконтурно-
сти определяющими для размеров двигателей являются требования к длине
взлетной дистанции, а при применении двигателей с высокой степенью двухкон-
турности — условия крейсерского полета. Комбинация из данных, соответствую-
щих рис. 5.22, а и б, изображена на рис. 5.22, в, где критические характеристики
представлены для каждого из двух типов двигателей.

Результаты подобного рода анализов зависят от уровня развития техники,
при этом не учитываются также такие прогрессивные направления в двигателе-
строении, как внедрение трехвальных схем и редуцируемых вентиляторов. При
разумном подходе эти графики могут оказаться полезными для конструктора
192
ь

&
Gвал тпох х нг
б>

Рис, 5.23- Требования по уровню шума на местности в соответствии с FAR 36:

—точки для измерения уровня шума на местности: 1 — точка при посадке; 2 — боковые
точки; 3 — точка пролета при взлете; 4— уборка газа; 5—* двух^ и трехдвнгательные св*
молеты; 6 — четырехдвигательные самолеты; б — уровни шума на местности, требования
я реальные итмерения (NASA SP-265; [5 55|: Flight, November, 1972. Руководства по летной
эксплуатации самолетов F-28, DC-10/30, В 747/200В, А-300В)
самолета при выборе рационального типа двигателя. На практике может еще
возникнуть вопрос стоимости готовых двигателей и реализации планов поставки
двигателей.

5.5.6.	Проблемы шума на местности*

Критерии по уровню шума FAA, указанные в FAR 36, в обобщенном виде пред-
ставлены на рис. 5.23. Максимально допустимые уровни шума обусловлены
при взлете для точки пролета на расстоянии 1,85 км от начала ВПП. Существуют
также пределы по уровню шума в боковом направлении от ВПП. Границы по
допустимому уровню шума сравниваются с данными для некоторых реальных
самолетов. Основные методы получения желаемого уровня шума рассмотрены
в разд. 4.4.3: выбор соответствующей конструкции двигателя, применение зву-
коизоляции, выбор соответствующей схемы самолета, его характеристик и мето-
дов взлета и посадки. Вопросы влияния характеристик самолета будут рассмот-
рены с двух точек зрения.

1.	Самолеты укороченного взлета и посадки с более крутой траекторией по-
садки могут значительно снижать шум по сравнению с обычными дозвуковыми
транспортными самолетами. Однако влияние укороченного взлета на конфигу-
рацию самолета значительно и в общем случае приведет к увеличению ПЭР.

В настоящее время существует тенденция [5.55] к увеличению углов набора
высоты и снижения без значительного сокращения разбега — пробега, т. е. рас-
сматривается обычный самолет с уменьшенной до 900—1500 м взлетно-посадоч-
ной дистанцией.

2.	Характеристики самолета могут быть оптимизированы таким образом, что
будут обеспечивать минимальный уровень шума при заданных взлетно-посадоч-
ных дистанциях. Как и при оптимизации летных характеристик, переменными в
этом случае могут быть удельная нагрузка на крыло, нагрузка на тягу (мощ-
ность) и относительное удлинение. Увеличение относительного удлинения умень-
шает сопротивление и потребную тягу для заданной подъемной силы и, следо-
вательно, ведет к уменьшению уровня шума. С другой стороны, увеличение от-
носительного удлинения приведет к росту массы пустого самолета, взлетной и
посадочной масс. В результате возрастет тяга и уровень шума.

Подобные аргументы

Рис. 5.24. Влияние удельной нагрузки на крыло и
тя го вооруженность на уровни шума [5.43]:

1 — требования FAR 36; 2 — взлет с уборкой газа;

3 ~ боковые зоны; 4 — заход на посадку

применимы к нагрузке на
крыло. При заданной массе
самолета снижение удель-
ной нагрузки на крыло при-
ведет к увеличению углов
набора высоты после взлета
и снизит потребную тягу
при посадке. В противопо-
ложность этому эксплуата-
ционные скорости окажутся
ниже и время воздействия
шума возрастет. Увеличение
взлетной массы с ростом
площади крыла также будет
способствовать возрастанию
потребной тяги.

Пример влияния нагруз-
ки на крыло и нагрузки на
тягу на уровни шума пред-
ставлен на рис. 5.24, кото-
рый аналогичен диа!рам-
мам, рассмотренным в разд.
5.5.4. Показано относитель-
ное снижение уровня шума
в ЕР1ЧдБ, по отношению к

• Терминология по этому вопросу дана в работе [5.50].
требованиям FAR 36 для специальных случаев. Стандартные методы расчета
кривых такого типа даны в работе [5.56], Обобщая опубликованные материалы
по этому вопросу, можно отметить* что при заданной взлетно-посадочной дис-
танции влияние переменных параметров конструкции самолета на
уровень шума, создаваемого самолетом на местности, нельзя назвать зна-
чительным,

В работе [5.51] делаются следующие выводы, относящиеся к дозвуковому
самолету средней дальности,

1.	Оптимальная по критериям летных характеристик конструкция самолета
оказывается также оптимальной и по минимальному уровню шума в пределах
I ЕРМдБ с учетом всех трех источников шума.

2.	Значительное снижение шума может быть достигнуто путем проектиро-
вания силовой установки таким образом, чтобы реализовать соответствующие
меры по снижению шума.

Безотносительно к массе и стоимости снижение шума этим методом огра-
ничено величиной 10—12 ЕРЫдБ,


ГЛАВА 6

Выбор двигателя, винта
и размещение силовой установки

Настоящая глава построена исходя из предпосылки, что суммарная тяга (мощ-
ность) силовой установки самолета известна. В ней обсуждаются различные фак-
торы, определяющие выбор количества и типа двигателей. Представлены мате-
риалы по расчету коэффициентов, диаграмм, описаны методы управления углами
установки винтов. Даны методики определения диаметра, формы и числа ло-
пастей винтов. Уделено внимание вопросам размещения на самолете винтовых
и реактивных двигателей, реверсивных устройств и ВСУ (вспомогательных си-
ловых установок).

Обозначения

AF— фактор эффективности лопасти

TAF— суммарный фактор эффективности винта
а—скорость звука

В — число лопастей винта
b — хорда лопасти
сх — коэффициент сопротивления лопасти

Су.— интегральный коэффициент подъемной силы лопасти

Су.— расчетный коэффициент подъемной силы элемента лопасти
cn — коэффициент мощности
Си — коэффициент тяги

Z> —внешний диаметр винта; гондолы; воздухозаборника

F — показатель спутной струи за винтом; площадь

Схп — профильное сопротивление самолетных частей с площадью

в спутной струе винта

h — параметр, учитывающий торможение потока за винтом, вызванное
присутствием фюзеляжа или гондолы двигателя

L — длина гондолы двигателя

М — число М

Мконп — число М, соответствующее УКОвц
п — обороты винта

Р — вероятность отказа двигателя

Лгв - - мощность двигателя на валу (эффективная мощность)

Л^вэл —взлетная мощность двигателя

R— радиус винта, тяга двигателя

—эффективная тяга винта

Re — число Рейнольдса

г — расстояние по радиусу от оси вращения винта

Гц — площадь миделева сечения тела, находящегося в спутной струе
винта

V — скорость полета

Гкр — крейсерская скорость

Уконд—скорость конца лопасти

G—масса самолета

£?—вес, соответствующий массе G

х — горизонтальная координата передней кромки гондолы двигателя
относительно передней кромки крыла
у —расстояние по вертикали между линией тяги и хордой
а — угол атаки элемента лопасти

Ф; фол; фо,75 — угол установки лопасти (при 70 и 75% R винта)
в—угол поворота вниз линии тяги двигателя
А —масштабный коэффициент
П—КПД

, Т — относительная окружающая температура (отношение температуры
к окружающей температуре на уровне моря, MCA)

(J — эффективный шаговый угол
р — плотность воздуха

а—относительная плотность (отношение плотности воздуха к плот-
ности воздуха на уровне моря, MCA)

щ—частота вращения винта

6.1.	ВВЕДЕНИЕ

Для того чтобы выбрать соответствующий тип двигателя, необходимо прежде
всего знать суммарную тягу (мощность), требуемую для обеспечения заданных
летных характеристик. Как объяснялось в предыдущей главе, тяга (мощность)
двигателя будет в определенной степени зависеть от геометрии и аэродинами-
ческих характеристик крыла, которые к моменту выбора типа двигателя могут
быть окончательно не определены. Если число двигателей установлено, пример-
ная тяга (мощность), развиваемая одним двигателем, будет известна. Большинст-
во конструкторов остановят свой выбор на двигателе, который уже разработан
и испытан, но в некоторых случаях конструкция самолета может базироваться
на проекте двигателя, для которого определенные характеристики могут менять-
ся. Выбор обычно ограничен несколькими типами, а в некоторых случаях под-
ходящим может быть только один двигатель. Конструкторские проработки про-
екта самолета иногда имеют целью исследование возможностей двигателя нового
типа, что предопределяет его выбор *. Когда рассматриваются два или более
типов двигателя, оценка может быть сделана на основе тщательного сравнения
их технических и экономических характеристик. Если это сравнение не дает ос-
нования для выбора, следует провести конструктивную проработку вариантов до
такой степени, чтобы прояснить все основные последствия выбора того или ино-
fo двигателя для конструкции самолета.

Для винтового самолета конструкция винта должна соответствовать как ха-
рактеристикам двигателя, так и летным характеристикам самолета. Оптимальный
винт должен в полной степени соответствовать характеристикам двигателя. По
этой причине стандартный винт не используется на самолете с высокими летны-
ми качествами. Геометрия винта также важна с точки зрения обеспечения необ-
ходимых расстояний между винтом и конструкцией самолета или землей. Для
реактивного самолета имеется относительно большая свобода выбора места раз-
мещения двигателей. Хотя окончательная компоновка двигателей зависит от аэро-
динамических исследований, все же при предварительном проектировании необ-
ходимо стремиться к выбору правильной компоновки.

На этом же этапе проектирования следует также учитывать наличие систе-
мы реверса тяги, хотя она обычно не проектируется конструктором самолета, и
вспомогательной силовой установки (ВСУ), которая устанавливается на совре-
менных транспортных самолетах.

6.2.	ВЫБОР ЧИСЛА И ТИПА ДВИГАТЕЛЕЙ

6.2.1.	Факторы, влияющие на установку двигателя

Несколько общих вопросов размещения на самолете двигателей в связи с их чис-
лом упоминалось в разд. 2.3. В настоящем разделе рассматриваются только те
факторы, от которых будет зависеть окончательный выбор числа двигателей.
На рис. 6,1 изображены области значений взлетной тяговооруженности совре-

* См, также лодразд. 6,2.3, Варьирование размерами ТРД.
Рис. 6.1. Зависимость сбалансированной длины ВПП от взлетной тяговооруженности и ко-
личества двигателей

менных гражданских реактивных самолетов. Длина сбалансированной взлетной
дистанции оказалась наиболее подходящим параметром для сравнения. Взлет-
ные характеристики будут также зависеть от нагрузки на крыло, конструкции
закрылков и в меньшей степени от степени двухконтурности. Заштрихованные
области показывают зависимость взлетной дистанции для различных комбинаций
тяговооруженности и числа двигателей. Данные для двухмоторных самолетов от-
носятся, как правило, к самолетам для местных воздушных линий, три или четы-
ре двигателя j станавливаются на самолеты средней и большой дальности.
Не следует рассматривать данные рис. 6.1 как обязательное условие при выборе
числа двигателей. Для винтовых самолетов построить простое соотношение по
аналогии с рис. 6.1 достаточно сложно.

Ограниченный выбор соответствующего типа двигателя может иногда ока-
заться решающим фактором, вынуждающим конструктора разрабатывать неоп-
тимальный проект самолета. В таком случае целесообразно проработать также
вариант самолета, основанный на гипотетическом двигателе с желаемой тягой.
Сравнение вариантов покажет ту цену, которую заплатит конструктор за «на-
вязанное» решение.

Размещение четырех двигателей на крыле создает меньше всего проблем.
Двигатели в этом случае даже при степени двухконтурности до шести имеют
небольшой диаметр, что не потребует высоких стоек шасси. Имея также опре-
деленную свободу размещения двигателей в поперечном направлении, конструк-
тор достигает удовлетворительного компромиссного решения в отношении массы
конструкции крыла, размеров киля и положения ЦМ. Такая конфигурация по-
зволяет получить низкую массу пустого самолета.

При использовании трех двигателей всегда возникает проблема установки
центрального двигателя, так как он должен быть размещен в плоскости сим-
метрии (см. подразд. 2 3.2 и рис. 2.17). Можно с уверенностью сказать, что при-
ращение массы за счет установки вентрального двигателя всегда будет больше
по сравнению с двумя другими двигателями.

Установка двух двигателей на самолете приведет к увеличению их диамет-
ра и в целях уменьшения длины стоек шасси заслуживает интереса вариант
размещения двигателей в хвостовой части фюзеляжа. Если этот вариант неже-
лателен, тогда для решения вопроса стояночной высоты самолета необходимо
применять схему крыла «высокоплан», что, однако, приведет к увеличению мас-
сы констр5кции.
6.2.2.	Отказ двигателя

Вероятность отказа двигателя. Несмотря на высокую надежность современ-
ных двигателей, вероятностью их отказа нельзя пренебрегать. Двигатель может
быть выключен или выйти из строя при самых различных обстоятельствах. Это
приведет не только к значительной потере тяги, но и к появлению моментов по
рысканию, крену, а также к увеличению сопротивления гондолы с остановив-
шимся двигателем и сопротивления из-за несимметричных условий полета.

В НЛГ в связи с этим введен ряд обязательных критериев летной годности,
относящихся к взлетным скоростям, дистанциям, характеристикам набора высоты
и т. п„ соответствие которым необходимо доказывать с имитацией отказа дви-
гателя.

Таблица 6.1

Вероятность отказа двигателя на самолетах с различным количеством двигателей

Количество двигателей на самолете	Вероятность отказа двигателей (на час полета)		
	одного	двух	трех
2	2Р	Р2	
3	ЗР	ЗР2	рь
4	4Р	6Р2	4РЭ

Кроме того, требуется обеспечить безопасный прерванный взлет в случае от-
каза двигателя ла скорости, меньшей скорости принятия решения У,. Конструк-
ция самолета должна обеспечить приемлемый уровень безопасности даже при
50%-ной потере суммарной тяги после отказа одною из двух двигателей. Если
принять вероятность отказа на час полета за Р, тогда вероятность безотказной
работы составит 1—Р. Так как величина Р крайне мала по сравнению с 1 (ее
порядок от 0.5ХЮ-3 ДО 10“4), то для самолетов с двумя, тремя и четырьмя
двигателями можно составить приближенную табл. 6.1. Из таблицы видно, что
для заданного периода времени для четырехдвигательного самолета вероятность
отказа одного двигателя в два раза, а двух двигателей в шесть раз больше,
чем для самолета с двумя двигателями. Хотя отказ двигателя не приводит к
катастрофическим последствиям, отказ обоих двшателей для двухдвигательной
схемы самолета создаст критическую ситуацию. Однако надежность современных
двигателей такова, что величиной Р2 для короткого ччастка полета, например
взлета, можно пренебречь и уровень безопасности современного пассажирского
самолета, не предназначенного для длительных полетов над морем, считается
достаточным. С другой стороны, величина 6Р2 не пренебрежимо мала, в связи
с чем для четырехдвигательного самолета существуют определенные требования,
оговаривающие условия полета с двумя отказавшими двигателями на крейсерском
режиме. Самолет с тремя двигателями представляет промежуточный случай. При
отказе двух двигателей во время трансатлантического полета такой самолет, как
DC-I0 например, должен обеспечивать продолжение полета с одним двигателем
после снижения и аварийного слива части топлива. Отказ двух двигателей из
трех или четырех во время взлета считается крайне маловероятным и не рас-
сматривается, если отказ одного двигателя не влияет на остальные.

Отказ двигателя при взлете или сразу после него. В этих обстоятельствах
транспортный самолет должен иметь резерв тяги, достаточный для безопасного
продолжения взлета и ио этой причине должен быть оборудован, по крайней
мере, двумя двигателями.

Требования для небольших самолетов (FAR 23) менее жесткие. Хотя само-
лет должен оставаться управляемым в случае отказа двигателя, требования к
его характеристикам во время взлета не предъявляются. Безопасность обеспечи-
вается предусмотренным запасом по скорости взлета. Существуют также требо-
вания по режиму набора высоты, но самолет, имеющий скорость сваливания не
более 113 км/ч и определенные запасы по летным характеристикам, не обяза-
тельно должен удовлетворять им (см. FAR 23.67 и подразд. 5.4.3).
паяемая / аг/узка- /7J лассяягимя

2	J	4

uac/\j #fata ~cлеи

Рис 6 2» Зависимость прямых эксплуатационных расходов (ПЭР) от числа двигателе!
(SAE Paper, No 710423).

1 — 10 000 км крейсерский режим дальности 2 — 3500 км, Я —5300 км, 4 — исходный ва-
риант 5 — 457а м, 6 — 3600 м

Отказ двигателя в крейсерском полете. Этот случай может привести к сни-
жению высоты полета в зависимости от располагаемой тяги У трех и четырех-
двнгательного самотета практический потолок после отказа двигателя будет до-
статочным, поэтому пробтемы полета по маршруту с горным рельефом не воз-
никает Однако это не всегда справедливо для двухдвигательного самотета, и
предполагаемый маршрут полета будет главным фактором определяющим, до-
статочен ти потолок самотета, равный, например, 3600 м в этом случае

Во время разработки самолетов Локхид L 1011 и Дуглас DC 10 «Трайджет»
этот фактор оказат нематоважное влияние на окончательный выбор трехдвн
гательных схем

Рис 6 2 отражает втияние требуемого потолка при отказе двигателя на
прямые эксплуатационные расходы Для потолка, равного 4575 м, при тяге дви-
гателей, соответствующей этому устовию, разница в прямых эксплуатационных
расходах дтя всех вариантов незначительна Однако при ограничении потолка
величиной 3660 м выбор двигателей будет производиться по другим критериям,
их начальная стоимость и амортизационные расходы сократятся Маловероятно,
чтобы дву хдвпгатетьные самолеты эксплуатировались на маршрутах с длитель-
ностью по лета более часа до ближнего аэропорта из любой точки маршрута
Это означает что двххдвигательные самолеты не могут предназначаться дтя
дтитетьных полетов над морем

Летные характеристики после отказа двигателя. В случае отказа двигателя,
расположенного на крыте, площадь киля и руля поворота должны быть до-
статочны дтя компенсации возникающего момента рыскания Этот вопрос под-
робно рассмотрен в гл 9

6.2.3.	Изменение массы и характеристик двигателя

Прирост тяги (мощности). Для транспортного самолета характерно увеличение
сю воз юя костей как в процессе проектирования и постройки, так и в экс-
туатацпи Уветичение размеров самолета часто становится возможным благо-
даря повышению тян! ити мощности двигателя в процессе его развития Напри-
мер ТВД Турбомека «Астазо» naian свое существование в 1963 г с эквивалент-
ной мощностью на вазу 562 л с, а его последняя модификация «Астазо XX»
имеет мощность на взлете 1442 л с и несколько уменьшенный удельный расход
топлива Некоторые аспекты повышения характеристик ПД отражены в под-
разд 42 2 Улучшение характеристик iазотурбинных двигателей достигается пу-
тем повышения температуры перед турбиной, КПД теплового цикла, увеличения
200
диаметра воздухозаборника и иногда б шгодаря росту суммарной степени повы-
шения давления Пи одно из эти"-' направлении не ведет к значительному приро-
ст массы, скорее они приводят к снижению удельной массы двигателя Для
винтовых самолетов рекомендуется учитывать возможное улучшение характе-
ристик двшателя и предусматривать использование этого факта путем выбора
соответствующей конструкции винта и его расположения на самолете

Варьирование размерами ТРД Создание двигателя обычно длительный про-
цесс и, несмотря на это, конструктор самолета может рассматривать возможность
применения двигателей, которые находятся в стадии проектирования, когда раз-
меры двигателя еще окончательно не определены С целью подбора тяги, не-
обходимой для конкретного проекта самолета, геометрию двигателя можно из-
менять масштабно в ту или иную сторону без изменения основных термодина-
мических характеристик, таких как температура на входе в турбину и суммар-
ная степень повышения давления Это и есть метод «варьирования» размерами
двигателя без изменения принципа работы

С хвеличением размеров компонентов двигателя эффективность отдельных
циклов повысится из за увеличения числа Рейнольдса Варьирование тягой (мощ-
ностью) двигателя в пределах 10—20% практически че скажется на удельном
расходе топлива и его изменение часто не учитывается Прирост массы с уве-
личением размеров двигателя определить труднее Если бы известная квадратно-
кубическая зависимость распространялась на ТРД, можно было бы определить,
что при увеличении диаметра двигателя на коэффициент k параметры воздуш-
ного потока и тяга увелишлись бы пропорционально k2, а масса двигателя—•
пропорционально Л3 Как следствие этого масса двигателя была бы пропорцио-
нальна 5, а удельная масса — Однако детальная разбивка массы двига-
теля по компонентам показывает, что квадратно кубическая зависимость на прак-
тике дает завышенные данные [6 4 и 6 5] Более правильная зависимость име-
ет влд

масса двигателя = (тяга) ",	(6.1)

где п меняется в пределах от 1,07 до 1,14

Пример на рис 6 3, а показывает также необходимость учета изменения час-
тоты вращения двигателя Рассуждая чисто теоретически с позиции квадратно-
кубической зависимости или выражения (6 1), можно заключить, что с точки
зрения получения минимальной массы двигателя выгоднее суммарную требуемую
тягу получать с бо шшим числом небольших двигателей, чем с меньшим числом
увеличенных по размеру двигателей, однако прирост установочной массы на
практике может свести на нет это преимущество первой схемы Более того, если
сравнить реальные двигатели с различными уровнями тяги (табл 6 2), то нель-
зя отметить явно выраженной связи удельной массы с размерами двигателя
Справедливо заключить, что на практике при выборе числа двигателей нельзя
основываться на упрощенных теоретических рассуждениях

Нет достоверных данных, показывающих, что стоимость килограмма тяги
значительно зависит от числа двигателей Хотя для заданного числа строящихся
двигателей стоимость килограмма тяги будет уменьшаться с увеличением раз-
меров двигателя, этот эффект компенсирхется тем фактом, что меныш х по раз
меру двигателей, очевидно, будет выпускаться больше, что снизьт затраты и на
разработку и на производство

6,2.4.	Выбор типа двигателя

Пос-с предварительных расчетов параметров и выбора числа двигателей тягу
(мощность) одного двигателя можно считать известной Выбор двигателя для
заданных значений тяги, расхода топлива, уровня шума и т п всегда очень ог-
раничен Таб шца 62 дает представление о наиболее важных параметрах неко-
торых типов двигателей

Двигатели, как и самолет, подвергаются тщательным сертификационным ис-
пытаниям, см например, циркуляр ICXO 51 AN/4612

Двигатели для военных и гражданских самолетов испытываются и серти
фицируются по различным документам, и это должен учитывать конструктор
Для обеспечения успешной разработки проекта самолета желательно нсполь^с
Таблица 62

Основные параметры реактивных двигателей

	Распо- лагае- мая тяга, кгс	Удель- ный рас- ход, к_г/ч_ кгс крей- сер- ский	Рас- ход возду- ха, Я = 0, MCA взлет, кг/с	Сте- пень повы шеяия давле- ния	Темпе- ратура на входе турби- ны, К	Длина, м
	Взлет И = 0.  MCA					
Фирма и тип двигателя		режим		Общая		
	Крей- сер- ский режим  Н = «11 км М-0,8	Сте- пень двух кон- тур- ности, Н - 0, MCA			Диа метр воз- духо- забор- иика, см	Масса
				Венти лятор		сухого двига- теля, кг
Турбомека «Арби-	400	1,14	6	5,5		1,51
зон* III	133	0		—	—г-	115
Турбомека «Аста-	710	0,63 *	31	9	—	1,90
фан» II	230	6,5		1,32	56	195
Пратт-Уитни (Ка-	1000	0,88	35,4	10,2	1235	1,51
нада) JT-15D-1	233	3,2		1,58	55,3	229
Пратт-Уитни	1360	1,06	22	6,5	—	1,60
JT-12A-6	363	0		—	45,7	203
Ивченко АИ-25	1500	0,84	42	9	—	1,99
	443 *	2		и	56	290
Роллс-Ройс «Вай-	1545	1,26	20	5,6	1135	2,16
пер» 20-F20	667	0		—	47	270
Гарриет-Эресерч  TFE-73M	1584	0,83	51,3	19	1285	1,26
	408	2,7		—	71,6	272
Схема двигателя		Камера сгорания	Дата выпуска и примечание
Число ступеней			
Число валов	Компрессор		
		Охлаждение турбины	
Вевти лятор	Турбина		
31	1 ОС. IL д , 1 ц. в д.	Кольцевая  Нет  Кольцевая  Воздухом  Кольцевая противо точная. Нет  8 трубчатых  Нет  Кольцевая  Нет  Кольцевая  Нот  Кольцевая  Нет	1<>70  1969  * Н = 6000 м, V - = 600 км/ч с короб кой агрегатов  1967  1958  1966  1965  1969  С коробкой агрега тов
11	1  2 ос. н. д , 1 ц, в. д		
и  2	3  1 Ц В. д.		
11  11	1 в., 2 н.  4 ос. н. д.Ф 4 ос в д.		
2	2  3 ОС. н До 8 ос, в д		
11	1 в , 2 н.  7		
2	1  4 ос. и. д., 1 ц в д		
11	1 в., 3 н.		
	Распо латае- мая тяга, кге	Удель пыи рас- ход, кт/ч  кге крой-	Рас- ход возд>-	Сте- пень повы  ШОНИЯ давле- ния	Темпе- ратура на входе т\рби ны, К	Длина, м
	Взлет  Я - 0  MCA	сер- ский				
Фирма и тип двигатели		режим	ха,  Я = 0,	Обща я		
	Крей сер ский режим  Я = *•11 км М=0,8	Сте- пень Двух кон тур- 11 ости. Я - 0, мел	MCA взлет, кг/с		Диа- метр воз- духо- забор- ннка, см	Масса
				Венти- лятор		cvxoi о двига- теля, кг
Дженерал Электрик CF-7002B	1950	0 91	38	6,8		1,91
	428	1,9		—	91,3	334
Авко-Лайкоминг	2800	0,78	108	10,3	1285	1,62
5O2D	609	6,1		1,39	102,4	526
Ролле Ройс	3520	0.75 *	104	18	1330	2 96
М 45Н 01	1245 *	2,8		—	90,9	673
Роллс-Ройс «Спей»	4470	0,79 ♦	91	16	990	2,79
Мк 555Л5	1680 *	1		—,	82,4	990
Ролле Ройс «Трон г»	4530	0.72 *	136	16	—	2,00
RB2O3 08	1313 *	3		—	98,3	805
Роллс-Ройс «Спей»	5170	0 79 f	92	19	1350	2,91
Мк 5И -5	1075 *	0,64		—-	82,4	1050
Ролле Ройс «Эйвон» Мк 524В	4760	—	83	_8,7		1100	3,2 *
	—	0			99,1	1516
Соловьев Д 20П	5400	0,78 *	113	14	—	3 30
	1L00	1		2,6	93	1470
Схема двигателя		Камера сгорания	Дата выписка и примечание
;	Число ступеней			
Число валов	Компрессор		
		Охлаждение турбины	
Венти- лятор	Турбина		
2	8 ос.	Нет данных  Нет  Кольцевая Воздухом  КолЕщсвая  Лег  Трубчатая  Воздухом  Кольцова я  Возду\ом  10 трубчатых  Воздухом  8 трубчатых  11ет  12 трубчатых Нет	1062  Вентилятор в хво- сте 1970  С коробкой агрега- тов  1968  «Я = 6100 м. М = = 0,65  1965  *	Н = 7620 м; М - = 07 1967  *	П = 7620 м; М -  -- 07  1960  *	Н = 7620 м; М = = 07  1957  *	С соплом  1960  *	Н = 10000 м, М - = 0.82
1  2	2  7 ОС ТЕ Д , 1 Ц в Д		
1  9 did	2 в., 2 н  5 ос н д , 7 ос в д		
1  2	,	1 в., 3 н,  4 ос и д. 12 ос в п		
3	2 в., 2 те  4 ос ср д . 5 ос в д		
1.  2	1 в t 1 ср , 1 ТЕ  5 ос н д , 12 ос в д*		
	1		to 03 го		
о «*	8  3 ос н д . 8 ос в д		
__	1 в., 2 н,		
Фирма и тип двигателя  <4	Распо- лагае- мая тяга, KIC	Удель- ный рас- ход. кг/ч кге крей- сер- ский режим	Рас- ход возду- ха, Я - 0. MCA взлет i кг/с	Сте- пень повы- шения давле ння	Темпе ратура на входе ту рби ны, К	Длина, м	
							
	Взлет Я - 0, MCA						Число валов
				Общая	Диа- метр воз- духе забор- ника, см	Масса су хого двига- теля, кг	
	Крей- сер- ский режим  Н = = 11 км М=0,8	Сте- пень двух-  КОН- тур- вести, Н = 0. MCA					
				Венти лятор			
							Венти- лятор
Пратт-Уитни	5400	0,9	91	13	—X—	4,25 *	2 _
JT ЗС-7	1540	0		—	98,8	1585	—
Пратт Уитни	6350	0,81	141	15,8	—	3.75	2 _
JT-8D-7	1540	1.1		 1 1 «I	108	1431	2
Дженера л-Электрнк	6800	0,76	188	12 ♦	—	3.66	2
CJ-805 21	1300	1,5		1.6	81,3	1680	—
Соловьев Д-ЗОП	6800	0.77	125	18,6	1300	3,93 _	2
	1300 *	1		—	98,5	1520	——
Роллс-Ройс «Кону	7940	0-89	127	15,1	И1л	3.34	2
эй» RCo.12	2075	0,3			95,5	2060	—
Пратт-Уитни	7940	0 92	115	12	—-	3 66	2 	
JT-4A 11	2130	0		-—-	103,5	2310	
Пратт-Уитни	8170		204	13	—	3.71	2
JT-3D-3		1,4		—	135	1890	2
Схема двшлсля	Камера сгорания	Дата выпуска н примечание
Число ступеней		
Компрессор		
	Охлаждение tj рбины	
Турбина		
9 ос. н. д., 7 ос. в, д	8 трубчатых Нет  9 трубчатых Воздухом  10 трубчатых  J 1ст  12 трубчатых Нет  10 трубчатых Воздухом  8 трубчатых Нет  8 трубчатых Нет	1957  * Общая  1961  I960  * Исключая хвосто- вой вентилятор  1965  *М - 0,75  1957  Мк 509  1956  1938
1 в, 2 н.  4 ос н. д , 7 ос в д		
1 в., 3 н.  17		
3  4 ос. н. д , 10 ос. в д		
2 в , 2 н  7 ос. н, д , 9 ос в. д		
1 в.т 2 и  8 ос н.д , 7 ос в д		
1 в , 2 н  6 ос н д ♦ 7 ос в д.		
1 0. и 3 н.		
Фирма и тип двигателя	Распо- лагае- мая тяга, кгс	Удель- ный рас- ход, кг/ч  кгс крей-  сер- ский  режим	Рас- ход возду- ха, Н = 0, MCA взлет, кг/с	Сте- пень повы- шения давле- ния	Темпе ратура на входе турби- ны, к	Длина м	
							
	Взлет Н - 0, MCA						Число валов
				Общая	Диа- метр воз- духо- забор- ника, см	Масса сухого двига теля, кг	
	Крей- сер- ский режим  И - = 11 км М=0,8	Сте- пень двух- кон- тур- иости, Н = 0, MCA					
				Венти- лятор			
							Венти- лятор
Пратт-Уитни  JT-3D 5А  Роллс-Ройс «Кону  9й> RCO42-3  SNECMA  М-56-20  SNECMA  М-56-40  Кузнецов НК-8-4	9520		165  323  334  232	16			2
	9900	0,82		ч   15,1	135  Ч Р	2073  3,50	2
	2420  10000	0,6  0,67		18	114,2  1480	2310  2,90	4  2
	2320  10000	4,0  0,64		1,55  25	157,5  1520	1940  3,36	1  3	
	2205  10500	4,8  0,78		1,55  23,2	162,8  1145	2120  5,10	1  2	
	2750	1		2,15	144,2	2200	2
 - 	  Схема двигателя			
Число ступеней	Камера сгорания		
			
Компрессор		Дата выпуска и примечание	
	Охлаждение турбины		
Турбина			
6 ос. п д., 7 ос.в д + + одна ступень	8 трубчатых Нет	—-	
1 в, 3 и.			
7 ос. нл , 9 ос. в д	10 трубчатых	1960	
! в., 2 н.	Воздухом		
6 ос н. д., 6 ос. в д.	Кольцевая Воздухом	Проект  Окружная вентилятора	
1 в„ 4 н.			скорость 400 м/с
6 ос. ср д , 8 ос. в. д	Кольцевая Воздухом	Проект  Окружная вентиля гора	
2 в т 1 ср., 4 н.			скорость 310 м/с
9 ОС. Й. д , 6 ос. в Д.	Нет данных		
1 в., 2 н.	Воздухом		
Фирма и тип двигателя	Распо- лагае- мая тяга, кге	Сдель- ный рас* ход, КГ/Ч^ кге крей- сер- ский режим	Рас ход возду- ха, И 0, MCA взлет, кг/с	Сте- пень повы- шения давле- ния	Темпе ратура на входе турби- ны, К	Длина, м			Схема двигателя	Камера сгорания	Дата выпуска и примечание
									Число ступеней		
	Взлет II = 0,  MCA						Число г 1ЛОВ				
				Общая	Диа Ml. ip no - jyxo ыбор ника, см	Масса сухого двига- 14 ля, кг		Компрессор		Охлаждение ту рбины	
	Крей- сер- ский режим // =  = 11 км МОЯ	Сте- пень двух кон- тур пости, Н = 0.  MCA									
				Blh i и лятор							
							Вснтн- ч чгор				
									Турбина		
Соловьев Д 30К  Ролле-Ройс  RB211 22  Джснсрэл Электрик  CF-b b‘J  Пратт У итни JT 9D-15	11500	0 (Г	2’2  Ь02  655  687			L bl	2		1 ОС II Д , 11 (К в п	12 трубчатых  I icr  Кольцевая Обтеканием  КолтЩ^вая  Воздухом  Кольцевая  Воздухом	1968  * 1485 К в жаркую погоду  1968  * 1595 К в жаркую погоду  1966
	2750  19050	2J  0 G1		ч—•  25	НЗ  1420 *	3 03	3		2 в,, 4 п  7 ос ср д., 6 ос в, д		
	4020  19500	<я  0,61		1 3  ip	217,2  Г 70	L*i7  4.50	1  2		1 в, 1 ср , 3 н.  1 ос н д . 16 ос в д.		
	20500	5,6  0,62		о)	219  11 >5	) J0  , >4	1  2		2 в, 5 в  3 ос н д , II ос в л		
	4 *50	4,4		—	237	5970	1		2 в . 1 н.		

Примечание ас и д —ступень осевого компрессора низкого давления; ц в. д ступень центробежною компрессора высокого давле-
ния, ос, ср. Д, “ ступень осевого компрессора среднего давления, в - ступень турбины высокого давления, н — ступень турбины низкою давле-
ния, ср, — ступень турбины среднего давления; — $врбодная турбина низкою давление
Основные параметры ТЙД

Фирма и тип двигателя	Мощ- ность л. с., MCA	Цикл двигателя		Винт		Разме- ры, м
		се крей- сер- ский режим кг/км ч	Сум марная сте- пень сжа- тия	Макси миль ная часто- та враще НИЯ, об/мин	Пере даточ ное число	
	Взлет  Н = 0					Длина
					Ча стота враще ния, Об/МИЕЕ	
	Крей- сер- ский режим  Н =  — 6 км  V - - 450 км/ч					
		Рас- ход возду ха, кг/с	гг, к			Шири- на
Ровер,	модель  ТР-90  Эллисон, модель 250 (Т 63)  Турбомека «Оре-  дон> III  Турбомека «Аста- зу> 11  Пратт Уитни  РТ6А 6  Турбомека «Аста зу> XIVA  Турбомека	«Ба-  стан> IV	НО	0*609	2,8	47000  48950  59100  43500  33000  43000  33500	0,054	0,9
	49  250__	0,85  0,295	6		2539А	0,52  0,95
	149  350	1,35  0,242	1170  7,5			1  0,1024	0,4  1,09
	190  555	1,35  0,361	5,7		0,0358	0,37  ] ,9 *
	307  578	2,5  0,279	5,7		2425С  0,0663	0,46  1,58
	332  600	2,25  0,251  2,5  0,261	7,5		2200С  0,0415_	0,48  1,43_
	321  935		5,8		1783С	0,68  1,55
	552	4,5	1143		—	0,75
Продолжение табл. 6 5

Схема двигателя		Камера сгорания	Дата выпуска и примечание
Масса сухого двига- теля, кг	Число ступеней		
	Компрессор		
Число аалов	Турбина		

91	1 ц.	Кольцевая	1960
1	1		
62	6 ОС. н. д , 1 ц. в д.	Кольцевая	1959
2	2 в. -2 н. с.		Турбовальный
82	2 ос* и дм 1 ц. в* д	Кольцевая	1964
1	3		Турбовальный
122	1 ос* И, До 1 ц* в, д*	Кольцевая	1960
1	3		* Включая винт
122	3 ас* н. д„ 1 ц.в д.	Кольцевая	1963
2	1 в , 1 н. с.		Турбовальный
160	1 ос н. д., 1 ц. в* д.	Кольцевая	1963
1	1 в*, 1 н, с		Турбовальный
222	1 ос* н, д*, 1 ц. в* д.	Кольцевая	1959
1	4		


Фирма и тип двигателя	Мощ кость л с t MCA	Цикл двигателя		Винт		Разме рыФ м	
		се крей сер ский режим кг/кмч	Сум маркая сте пень ежа тия	Макси ма ть  II 1Я часто та враще кия об/мип	Пере даточ ное число		Масса сухого двига теля кг
	Взлет  11 = 0					Длина	
	крей сер ский режим Н =  — 6 км V - ="4)0 км'ч				Ча стота  1*р 11ЦС НИЯ об/мнн		
		Рас- ход возду ха  К[/с	ГГ.К			Шири из	
							Чгк то  В 1ЛОВ
АвкО	ЛаИКОМННГ  Т 53 L 7  Зресерч ТРЕ ЗИ 20  Дженсрал Электрик  Авко Лайкомннг  Т 531 Н  Авко Лайкомннг  Т 531 В  Ролле Ройс «Дарт»  Мк 511 "Е  Авко	Пайкомииг  Т 5321Л	1Ъ0	0 261 *	6 0	2"24О  11730  Г 300  25240  Н 00  21 00		1 49	215
	730 *  600	50  0 255	1   7 8^		Г 00  } 04^9	0 з&  I И	2  12)
	355  1250	25  0 247	1-40  8 Ю		ооос	0 ;  1 19	1  1 10
	780  1400	5 62  0 240	1150  7 40		ооос	0 41  1 18	2
	800  1400	5,50  0 240	1210		1680С	0 58  1 48	?  W  312
	800  1740	5 50  0 308	1210  5 30		16п0С  0 0%	0 58  2 43	4‘М
	930  1800	9 30  0 229	ИЗО		—	0 56	1  80b
	920	з 80	1325		С	—	2
Схема двигателя	Камера сгорания	Дата ВЕшуска и примечание
Число ступеней		
Компрессор		
Турбина		

5	ОС Н Д 1 1| в	Я	Кольцевая	1959
	2 в ( 2 н с			С ВО1ДУШЕЕЫМ ОХ лажденисм
	2 ц		Кольцов1Я	1463
				Винт ИЗМСЕ!ЯеМ0ЕО
	□			шага
	10 ос		Кольцевая	1967
	2 в J н с			Реверс
г	ос н д 1 ц в	я	Кольцевая	1967
	2 в , 2 н с			Реверс
5	ос н д F 1 ц в	д	Кольцевая	1967
				Реверс
	2 в 2нс			
!	Ц II д I ц в	л	7 трубчатых	19>3
	2			
5	ос нт 1 ц в	л	Кол1 пая	I960
	2 в 2нс			Воздушное охлаж дение
				Реверс


Фирма и тип двигателя	МОЩ ность л с , MCA	Цикл двигателя		Винт		Раэме ры м
		се крей сер ский режим кг'кмч	Сум маркая стс пень ежа тия	Макси малъ пая часто та враще ния об/мин	Перс латоч ное число	
	Взлет  И = 0					Длина
	Крей сер ский режим  Н -  — 6 км V - - 450 км/ч  »					
		Рас  ход возду ха  кг/с	Гг,к		Ча стота враще ния об/мин	Шири на
Ролле Ройс «Дарт» Мк 528  Дженерал Элс<трик  Т 64 GE б *  Нейпир «Иланд»  N El 1 *  Ролле Ройс «Дарт»  Мк 542 10 *  Эттисоп 501 0 13s1  м  3	2105	0 266	5 75	15000  13Ь10  12500  15000  13820	0 092Q	2
	1170  2650	10 7  0 2	1160  12 6		—	0 96  -J2L-
	1350  3000	И 1  0 229	1200  70		0 0714	0 ~4  3 10
	1230  3075	14 10	6 35		893 А  0 0771	0 92  2 53
	Г 50	12,25  02В	1225  9 25			096  3 69
	ИЗО	14 75	12i9		А	0 Ь9
Схема двигателя		К INK рз сгорания	Дата выпуска и примечание
Масса сухого двига теля	Число ступеней		
	Компрессор		
Число взлов			
	Турбина		
5ь0	J Ц В Д 1 ц в д	7 трубчатых	1956
1	3		
190	14 ос	Кольцевая	1959
2	2 в „ 2 н с		* Н = 9000 м V 550 км/ч
7I5	10 ос	6 трубчатых	1952  * Я - 9000 м  V = 550 км/ч
1	3		
(j ?5	1 Ц Н Л 1 Ц в I	7 трубчатых	1960  * И 9000 м  К = 550 км/ч
1	3		
-97	1 1 ос	6 трубчат] [X	1954  * И ‘Ю00 м  V = 550 км/i
1	4		
Фирма и тип двигателя	Мощ- ность л. с.» MCA	Цикл двигателя		Винт		Разме ры, м
		крей- сер- ский режим кг/кмч	Сум- марная сте- пень сжа- тия	Макси мяль- ная часто- та враще- ния, об/мин	Пере- даточ- ное число	
	Взлет  Н = 0					Длина
	Крей- сер- ский режим Н =>  ™ 6 км  V = = 450 км/ч					
					Ча- стота враще- ния, об/мин	
		Рас- ход возду- ха, кг/с	тг, к			Шири- на
Эллисон  T-56-A-10W *  Бристоль Сиддли * «Протей» Мк 765  Роллс-Ройс «Тайн»  R.TyJ2*  Роллс-Ройс «Тайн» R.Ty+20 *	4050	0,215	9,25	15250  15250		3,71
	1450  4400	14,65  0,224	1249  7,1		1021С  0,0863	0,69  3,13
	2155  5505	20,9  0,185	1150  13,5		0,064	1,10  2.77
	2400  6100	21,2  0,193	1242  13,5		976А  0,064	1,03  2,76
	2500	21,2	1273		976А	1,40
1  Схема двигателя		  Камера сгорания  	Дата выпуска и примечание
Масса сухого двига- теля, кг	Число ступеней		
	Компрессор		
Число валов	Турбина		
838	14 ос.	6 трубчатых	1953  * Я = 9000 м  V == 550 км/ч
1	4		
1315	12 ос, н. Д, 1 Ц. в* д	8 трубчатых	1958  * Н - 9000 м  V - 550 км/ч
2	2 в,, 2 н.		
1000	6 ос, н, д+, 9 ос в. д	10 трубчатых	1959  * Н = 9000 м  V =» 550 км/ч
2	1 в„ 3 н.		
1085	6 ос, н, Д	10 трубчатых	1%2  Воздушное охлаж- дение  * Н 9000 м  V — 550 км/ч
2	1 в,, 3 н.		
Масштабный коэффициент

Рис 6.3. Влияние изменения раз-
меров двигателя на его пара-
метры:

а — эффект варьирования раз-
мерами ТРД; б — характеристи-
ки ТРДД с малой степенью
двухконтурности в безразмерной
форме; 1 — взлет; 2 — макси
мальный продолжительный;
3 — набор высоты; 4 — эксплуа-
тационный; 5 — нормальный
крейсерский; 6 — режим ожида
ния.

Примечания, 1 Сле
дующие режимы отнесены к
условиям MCA на уровне мо-
ря: /—максимальный взлетный;
// — максимальный продолжи-
тельный; /// — максимальный

R

Рн Квзл

рекомендуемый для набора высоты; /V — максимальный крейсерский

2 Индекс «взл» относится к статической стартовой земной взлетной тяге.

вать двигатель, находящийся в завершающей стадии проработки, хотя на прак-
тике предпочтение отдается построенным и испытанным двигателям (готовым
изделиям).

Даже для предварительного проектирования самолета требуется полный комп-
лект документации или проспект, содержащий, по крайней мере, следующие
данные:

ограничение режимов двигателя и условий летной эксплуатации (темпера-
туры, высоты, скорости);

тягу и расход топлива для различных режимов, высот и скоростей;
влияние отбора воздуха и мощности на характеристики двигателя;
габаритно-установочные данные: масса, размеры, положение ЦМ;
интенсивность внешнего шума, особенно для гражданских самолетов.
Параметры двигателя иногда представляются в форме безразмерных кри-
вых, примером может служить рис. 6.3, б. Эти кривые отражают не только
связь между тягой, высотой, скоростью на различных режимах, но могут быть
использованы и при варьировании размерами двигателя.

Выбор двигателя и конструкции самолета так тесно взаимосвязаны, что
иногда очень трудно принять правильное решение. Конструктор может получить
достаточно полную картину о таких параметрах двигателя, как удельный расход
топлива, изменение тяги с высотой, удельная масса и размеры, компоновки, на-
чальная стоимость, среднее время между ремонтом и т. д. Однако важную роль
яри выборе двигателя могут сыграть традиционные контакты с двигательной
фирмой-поставщиком или экономические и политические факторы, влияющие на
авиацию. Материал, изложенный в гл. 4, может помочь конструктору принять
правильное решение.

Подводя итоги изложенному, можно сделать следующие выводы:
а)	выбор числа двигателей может целиком зависеть от ограниченной номен-
клатуры типоразмеров силовых установок;

б)	минимальное число двигателей, при котором могут быть получены тре-
буемые летные характеристики, является, как правило, оптимальным;

в)	трехдвигательный самолет незначительно проигрывает в конструктивном
отношении по сравнению с четырехдвигательным самолетом;

г)	проектирование самолета может быть начато только при наличии доста-
точно детальной информации по характеристикам и установочным данным дви-
гателя.

Оптимальное решение по выбору двигателя может быть получено только в
результате долгого и тесного сотрудничества конструкторов самолета и двига-
теля.

«.3. ХАРАКТЕРИСТИКИ, ВЫБОР И УСТАНОВКА ВИНТОВ

6.3.1.	Общие положения

Проектирование и производство современных винтов — узко специализированная
область техники, в которой работают немного фирм. Конструктор самолета име-
ет достаточный выбор из имеющихся вариантов, при этом он должен знать:
характеристики самолета;

параметры двигателя и систему регулирования;

шум винта и вибрации;

установочную массу винтов;

влияние винтов на летные характеристики самолета;

конструктивные ограничения, накладываемые схемой самолета.

На этапе предварительного проектирования выбор винта связан, главным
образом, со следующими данными:

а)	параметрами регулирования углов установки лопастей (винт фиксирован-
ного шага, постоянной частоты вращения, изменяемого шага и т. п.);

б)	формой лопасти: в плане, профиль сечения, угол закрутки;

в)	числом лопастей винта;

г> внешним диаметром и скоростью вращения винта (редукция).

Потери, вызванные преобразованием мощности вала в тяговую мощность
винта, выражаются через КПД винта:

полезная выходная мощность	/?И

\ =-----------------------------= —.	(6.2)

мощность на валу входная	N

КПД винта равен нулю в статических условиях; его максимальная величина
соответствует высоким скоростям полета и составляет 85—92% в зависимости
от формы лопастей. Так как высокий КПД желателен на всех ответственных
участках полета, то он является наиболее важным параметром винта. Следует
иметь в виду, что крейсерский полет не является единственным определяющим
участком; характеристики при взлете и наборе высоты не менее важны, осо-
бенно при отказе двигателя.

В настоящем разделе не рассматривается теория винта, а вопросы его кон-
струкции затронуты частично; в списке литературы можно найти информацию
на эти темы, например [6.20].

6.3.2.	Показатели и диаграммы винта

Характерные углы, относящиеся к элементу лопасти винта, показаны на рис.
6.4. Винт вращается с угловой скоростью о и движется поступательно со ско-
ростью V. Когда плоскость винта перпендикулярна воздушному потоку, суммар-
ная скорость элемента лопасти, находящегося на расстоянии г от оси, будет
иметь эффективный шаговый угол р по отношению к окружной скорости ыг;

„	V

р= arctg----.	(6.3)
Это выражение в единицах частоты враще-
ния и диаметра винта имеет вид

8 = arctg ——-----—.

nD лг/R

(6.4)

Для r=R 6 представляет шаговый угол спи-
ральной траектории, описываемой концом лопасти.
Основной составляющей в этом выражении явля-
ется относительная (пропорциональная) поступь
винта (путь, пройденный винтом за время одно-
то оборота, отнесенный к диаметру влнта):

Х = ——.
nD

(6-5)

Угол между хордой лопасти и плоскостью
винта называется геометрическим шагом или уг-
лом установки лопасти ср.

Угол атаки элемента лопасти по отношению к
воздушному потоку определяется как

Рис. в.4. Расположение элемен-
та лопасти винта в потоке

а=<р—3	(6.6)

или в комбинации с выражениями (6.4) и (6.5)

а = — arctg

лг//? ’

(6-7)

X

Угол а не равен местному эффективному углу атаки, так как системой кон-
цевых вихрей лопасти индуцируется дополнительная скорость, но выражение
(6.7) опять показывает, что X является главной составляющей, определяющей ус-
ловия работы элементов лопасти.

Если предположить, что индуктивная скорость постоянна по размаху лопа-
сти, то для обеспечения оптимального эффективного угла атаки для каждого
элемента лопасти в соответствии с выражением (6.7) угол ф должен уменьшаться
с увеличением г. По этой причине лопасти винтов по размаху имеют угол за-
крутки. Принято определять шаг лопасти величиной ф на 70 ... 75% -ном радиусе
винта с обозначением ф0,7 ... Фоля.

Если пренебречь эффектами вязкости и сжимаемости воздуха, можно пока-
зать в безразмерной форме, что для заданной геометрии лопасти коэффициенты
^мощности и тяги винта определяются только величинами X и фо,^



рпЗ£>5 *

(6.8)



(6.9)

При условии, когда окружная скорость значительно меньше скорости звука
и лопасти не находятся в срывном режиме, влияние чисел М и Re пренебрежимо
мало. Из этого следует, что коэффициенты мощности и тяги геометрически по-
добных винтов в определенной области чисел М и Re могут быть представлены
в виде единой безразмерной диаграммы. Примеры таких диаграмм приведены
на рис. 6.5. На некоторых диаграммах приводится коэффициент тяги вместо т).
Тогда КПД винта вычисляется по значениям коэффициентов тяги, мощности и
поступи:

(6.10)

Тяга винта может быть получена непосредственно через

Я = Сдрл2£Н	(6.11)
или по значению входной мощности и КПД

(6.12)

В этом выражении N — располагаемая мощность, передаваемая валом дви-
гателя винту. Для заданных условий работы двигателя ее находят по техниче-
ским требованиям, вводя поправки на:

аэродинамические потери в воздухозаборнике;

механические потери на трение в редукторе (иногда включаются в состав
технических требований);

отбор воздуха от компрессора для противообледенительной системы, системы
.ондиционировапия и т. и.

Понятие тяги винта должно быть определено четко (поставщиком винта) и
обычно под этим подразумевается сила растяжения вала с изолированным вин-
том (Лиз), т. е. КПД без учета гондолы двигателя, установленной за ним. При
расчете характеристик в этот КПД необходимо вводить поправку, предусматри-
вающую влияние установки двигателя на самолете. Это делается следующим об-
разом [6 16].

а)

Рис. 6.5. Днагпаммы характеристик изолированного винта:

о _ дв}хлопает; ый винт (NACA XVR 286), А£=90; б—трехлопастный винт, ДГ=100, Су^=0,5
Гамильтон Стандард; в — четырехлопастный винт, AF=14O, Су^ = 0,5, Гамильтон Стан

Дард
1. На основании диаграммы изолированного винта определяется КПД для
эффективной относительной поступи, которая определяется как

Аэф = (1 —Л)А.	(6.13)

Параметр ft учитывает торможение потока, проходящего через диск винта,
вызванное фюзеляжем или гондолой двигателя, находящейся за винтом. Количе-
ственно он определяется как

(6.14)

Л = 0,329


2 Влияние си; гнои струи определяется при помощи коэффициента f:

эффективная тяга винта

тяга изолированного винта

7?Эф
^пз

(6.15)

Эффективная тяга винта равна тяге изолированного винта, уменьшенной на
приращение профильного сопротивления тех частей, которые расположены в
спутной струе винта. Если сопротивление самолета определено при нулевой тяге,
КПД винта

т1эф — Лиз-

(6.16)

Для опредетения / практически достаточно точна формула

/=1 — 1,558

схи

(6J7)

где Схп — профильное сопротивление самолетных частей с площадью 7. (с гS)»
находящихся в спутной струе винта. При отсутствии более точных данных сх
можно принять равным 0,004 для омываемой потоком поверхности.

При выборе диаметра винта иногда используется коэффициент скорости-
мощности:

Р

(6.18)

Этот коэффициент не зависит от диаметра винта и целиком определяется
условиями работы: скоростью полета, высотой, мощностью двигателя и частотой
вращения. На некоторых диаграммах старых винтов параметр cv приводится и
может быть непосредственно использован для выбора X и D, В противном случае
на основании формул (6.5), (6.8) и (6.18) находим

_ / Х V iVr‘2

~	р/5

(6.19)

и для заданных условий полета на диаграмме можно построить кривую, соот-
ветствующую cy=const; в примере на рис. 6.5, а это сделано для Су=1. Из срав-
нения полученной кривой с кривыми для постоянных т) следует, что в этом слу-
чае максимальный КПД получается при —0,51, ф=15° и С№=0,033. По этим
условиям рассчитывается диаметр винта с максимальным КПД.

Так как при выборе винта приходится учитывать различные условия полета,
то применение коэффициента cv ограничено. В таких случаях желательно иметь
винт, работающий в возможно лучших условиях в крейсерском полете, при взле-
те и наборе высоты.

Методика, которой можно руководствоваться при выборе геометрии винта,
приведена в подразд. 6.3.4

Таким образом, характеристики винта могут быть определены различным»
способами:

а)	путем использования диа1рамм, составляемых разработчиком [6.21] или
указанных в различных отчетах и руководствах NACA. Этот метод пригоден для
предварительного выбора;

б)	расчетом с применением различных методов, таких как:

приближенный метод для легких [6.15] или транспортных [6.17] самолетов;
стандартный метод Британского общества авиационных конструкторов
(SBAC) [6.16] с учетом установки винта;

метод, приведенный в работе [6.26], позволяющий одновременно рассчитать
уровни шума от винта.

Преимущество обобщенных методов заключается в возможности парамет-
рических расчетов для различных форм лопасти и, таким образом, оптимизации
винта.

Способ использования параметров и, что более важно, диаграмм винта за-
висит от особенностей его применения и системы управления шагом, которая
описана в следующем подразделе.
6.3.3.	Управление шагом винта

1.	Винты фиксированного в полете шага’

постоянный шаг обеспечивается при изготовлении винта;

шаг лопастей регулируется на земле, но постоянен в полете.

2.	Винты изменяемого шага в полете:

винты с грубой ступенчатой регулировкой шага в заданных пределах;

винты с ручной плавной регулировкой шага летчиком в заданных пределах;

винты постоянной частоты вращения, у которых поддерживается установ-
ленная летчиком частота вращения, а шаг регулируется автоматически для обе-
спечения соответствия между мощностями двигателя и винта,

винты постоянной частоты вращения с ручным управлением шагом, у ко-
торых частота вращения остается постоянной в процессе полета, а шаг устанав-
ливается и регулируется летчиком.

Мощность двигателя регулируется автоматикой топливной, системы.

Регулируемые и управляемые по шагу винты мало используются в настоя-
щее время. Винты постоянного шага применяются на небольших спортивных,
туристских и административных самолетах. Некоторые гидросамолеты оборуду-
ются винтами с регулируемым шагом для перевода их в режим флюгирования
при выключении двигателя.

Винтовые транспортные самолеты всегда оборудуются винтом постоянной
частоты вращения, при этом может быть и регулировка шага. ТВД должны быть
оборудованы винтами постоянной частоты вращения.

Винт фиксированного шага. Преимущества этих винтов заключаются в том,
что они просты в производстве, легки и не требуют обслуживания. По этим при-
чинам их применяют на небольших самолетах с мощностью двигателя до 200 л. с,
и даже при большей мощности двигателя для сельскохозяйственных самолетов.
Самолеты с фиксированными винтами, к сожалению, не обладают гибкостью ха-
рактеристик.

Во время взлета и набора высоты частота вращения двигателя ограничена
мощностью, которую способен реализовать винт, и возможности двигателя не
используются полностью. Выбор винта с меньшим углом установки улучшит си-
туацию на малых скоростях, но при большой скорости полета двигатель при-
дется дросселировать.

После предварительного выбора угла установки лопасти и диаметра винта
можно исходить из предпосылки, что самолет будет летать на максимальной
крейсерской скорости при значениях частоты вращения и мощности, рекомендо-
ванных изготовителем двигателя. Уравнения, необходимые для расчета крейсер-
ской скорости, даны в подразд. 5.3 4 и 5.4.1. Если на этом этапе проектирования
поляра крыла неизвестна, крейсерскую скорость можно оценить по аналогии с
подобными самолетами или исходя из технических требований После этого оп-
ределяется коэффициент Су по формуле (6 18), и теперь КПД будет зависеть
только от окончательно выбранного диаметра винта. Выбирая диаметр как мож-
но большего размера, тем самым получают возможность уменьшения шага, по-
вышения частоты вращения и мощности двигателя на малых скоростях. Диаметр
ограничивается максимально допустимым числом М на концах лопасти
(М к о и ц < 0,8 ... 0,85) или зазором над землей. Рис. 6.6, а иллюстрирует с помощью
диаграмм винта этот метод выбора его параметров.

Для проектирования конкретного винта необходимо знать аэродинамические
характеристики самолета, однако их можно получить на более поздних этапах
проектирования. В связи с этим целесообразно выполнять параметрические расче-
ты винта для различных условий полета с целью принятия оптимального вариан-
та. Если угол атаки лопасти выбран, единственным важным фактором на диа-
грамме винта остается кривая, относящаяся к фиксированному шагу <р.

Винты постоянной частоты вращения. Еще в XIX в. французский изобрета-
тель Альфонс Псно (Penaud) предложил винг с регулируемыми лопастями, но
только в 1925 г. винт постоянной частоты вращения стал реальностью, а с 1935 г.
находится в эксплуатации. С его внедрением характеристики самолетов значи-
тельно улучшились, и он получил широкое распространение. Летчик в полете ус-
танавливает желаемую частот} вращения двигателя, а хгоч установки вгнга ре-
гулируется автоматически на любой скорости так, чтобы реализовать всю мощ-
Рис. 6.6. Способы применения диаграмм винтов:

а — винт фиксированного шага; выбор диаметра и угла установки*

1. Определяем коэффициент скорости — мощности:	Г------, вапример»

\ Nn * /

для максимальной крейсерской скорости н соответствующей частоты вращения*

2* Находим cN — (klcv)s как функцию от X*

3.	Для найденных значений н X рассчитываем предельный диаметр винта:
D- 108,4 /г ,	мконц<0,8 . . . 0,85.

п у КОНЦ

4* Находим D и ср по диаграмме*

5.	Для расчета характеристик используется кривая (p=const;

б — винт постоянной частоты вращения (регулируется мощность); расчет КПД по мощно-
сти на валу, диаметру винта и частоте вращения:

N

1*	Находим коэффициент мощности:	Cv= -------♦

/v рдэО5

И

2,	Определяем поступь винта: Л= -----.

nD

3.	По диаграмме находим ц*

4.	При различных скоростях полета практически остается постоянным (для ПД>
или слегка увеличивается (ТВД) по скорости;

в — винт постоянной частоты вращения (регулирование шага); расчет скорости полета и>
управления двигателем на мощность и КПД винта:

1* Для заданного значения V по поляре самолета (для горизонтального полета) нахо-
дим требуемую мощность,

2* Задавшись ?], находим мощность двигателя и рассчитываем Л и

3* т] уточняется по диаграмме и при необходимости эта операция повторяется*

4. При различных скоростях ср остается постоянным* Мощность двигателя регулируется
автоматически для сохранения постоянной п и соответствия между мощностями двигателя
и винта*

Примечание* Расчеты проводятся в следующих единицах измерения:

V — м/с; N — кгм/с (1 кг-м/с—0,01316 л, с*); Р — м; р — кгс2/м\

кость двигателя* Основное отличие этого винта от винта фиксированного шага
заключается в более полном использовании располагаемой мощности на всех
режимах полета* Существуют различные методы автоматической регулировки
винта* Например, давление масла используют для поворота лопасти в одном
направлении и противовес на втулке винта — для поворота лопасти в другом
направлении. На рис* 6*7, а показана упрощенная система регулирования, кото-
рая является основой многих вариантов* Рис. 6*7, б дает представление о кон-
струкции механизма регулировки шага* Применяются также электрические си-
стемы. Винты постоянной частоты вращения часто оборудуются:

механизмом флюгирования, который обеспечивает установку лопасти с уг-
лом атаки 80—90° при выключенном двигателе, уменьшая таким образом внеш-
нее сопротивление винта и устраняя возможность повреждения двигателя от
авторотации винта;

механизмом реверса для придания лопасти отрицательного угла установки
и реверсирования тяги с целью сокращения длины пробега самолета;

механизмом ограничения шага лопасти, который автоматически, при паде-
нии давления в масляной системе, изменяет угол установки лопасти для защиты
от раскрутки винта с малыми углами атаки.
Рис. 6.7» Механический регулятор по-
стоянной частоты вращения винта:

а — нереверсивный винт и регулятор;

1	— масло; 2 — насос; 3 — механизм
настройки; 4 — слив; 5—противовес;

6 — пружина; 7 — поршень; 8 — упор
минимального угла; 9 — подвод жид-
кости; б — конструкция узла регули*
ровки шага лопасти винта фирмы
Хартзель, модель НС-82Х-1: /Я—фла-
нец; 7/ — лопасть; 12 — зажим; 13—*
крестовина втулки; 14 — поршень
(большой шаг); /5 — поршень; 76 —
противовес

Рис. 6,8. Сравнение двух способов уп-
равления {SAE Paper 670244):

А — регулировка мощности; В — ручное
управление шагом лопасти

Воздушная скорость

6)

Винты постоянной частоты вращения с регулировкой шага. Известно два
варианта таких винтов:

1)	с ручным регулированием шага (тр-управление) на земле или в полете;

2)	управление шагом производится только при маневрах на земле.

Схема ручного управления шагом винта работает в полете следующим об-
разом, Летчик, желая увеличить мощность, перемещает сектор газа, в резуль-
тате чего увеличивается шаг винта. Момент на валу двигателя от винта растет,
и частота вращения падает. Регулятор скорости подает сигнал в топливную си-
стему, подача топлива и мощность двигателя увеличиваются до тех пор, пока
частота вращения не достигнет установленной величины. На рис. 6.8 графически
показана работа системы регулирования этого типа. Следует отметить, что такой
способ регулирования применим только для ТВД, у которых частота вращения
и мощность изменяются независимо. Кривая 1 изображает мощность, необхо-
димую для горизонтального полета. Кривые 2, 3 и 4 представляют мощность в
установившихся режимах набора высоты, снижения и разворота. Скорость го-
ризонтального полета находится в точке пересечения кривых требуемой и рас-
полагаемой мощностей (точка Р). Эффект соответствия мощности двигателя ско-
рости полета при наличии <р-управления особенно заметен при сравнении кривых А
(обычная регулировка) и В (ручная регулировка шага).
Рассмотрим примеры работы системы ручного управления шагом. При умень-
шении установившейся скорости полета угол атаки лопасти при данном угле ус-
тановки двигателя увеличивается, что вызовет нарастание момента от винта на
валу [см, уравнение (6 7)]. Система регулирования двигателем отреагирует на
это изменение и увеличит мощность для поддержания постоянной частоты вра-
щения. И, наоборот, при увеличении скорости мощность двигателя автоматиче-
ски снизится. На рис. 6.8 показано, что потери скорости при переходе к набору
высоты и виражу при наличии регулятора шага меньше по сравнению с обыч-
ным винтом постоянной частоты вращения. Следовательно, при заданных уело
виях полета запасы по скорости сваливания самолета будут больше и летчику
придется меньшее число раз корректировать скорость, что повышает удобство
и безопасность пилотирования. При снижении самолета уменьшается число скач-
ков скорости и опасность перегрузки конструкции.

Система ручного управления шагом работает только в рамках определенных
режимов двигателя. Когда температура газов перед турбиной достигает макси-
мально допустимого значения, в работу вступает другая система контроля и ком-
бинация винт — двигатель начинает работать по обычной схеме управления. По-
этому ручное управление шагом не влияет на предельные параметры, когда дви-
гатель работает в крайних режимах, например, во время взлета или на режиме
максимальной продолжительности тяги.

Различия, которые существуют между обычными винтами постоянной час-
тоты вращения и с ручной регулировкой шага, еще раз подчеркиваются на
диаграммах, изображенных на рис. 6.6, бив.

6.3.4. Геометрия винта

Может оказаться, что кроме рассуждений, приведенных ниже, существенную роль
при выборе винта будут играть такие факторы, как низкая стоимость запчастей»
возможность изменения передаточного числа между двигателем и винтом и т. п.
В таких случаях до принятия окончательного решения необходимо проконсуль-
тироваться с поставщиком винта.

Диаметр винта и окружная скорость. Диаметр винта, несомненно,— наиболее
важный конструктивный параметр винта, который играет такую же роль»
как размах для крыла. Теоретически можно доказать, что КПД винта растет с
увеличением диаметра при условии свободного варьирования частотой вращения
и формой лопасти [6 14]. На практике, однако, скорость винта определяется
рабочим режимом двигателя и редуцированием частоты вращения, которую нель-
зя изменять произвольно. Наиболее важными факторами, определяющими выбор
внешнего диаметра винта, являются*

характеристики винта (КПД) в различных условиях;

допустимая по характеристикам и уровню шума окружная скорость;
зазоры над землей и до конструкции самолета (подразд. 6.4.1);

установочная масса винта.

Окружная скорость концов лопастей винта — результирующая скорость по
отношению к потоку. Пренебрегая индуктивной скоростью, на основании рис. 6.4
можно написать

Vkohu = / К2 4-

(6.20)

или на основании зависимости (6.5)

•ЛУКОЙЛ -- -^4

(6.21)

Практический предел допустимого по уровню шума числа М на концах ло-
пастей составляет 0,85—0,90, хотя для винтов с тонкими лопастями (относи-
тельная толщина до 6%) и небольшой кривизной КПД начинает падать с
Мконц>0,9 ... 0,92.

Окружная скорость. Нормальной величиной окружной скорости в статиче-
ских условиях (VI1Ujm=.inZ)) долгое время считалась скорость 250—600 м/с.
Рис 6.9. Диаграмма для выбора нагрузки на сметаемую площадь винта

В настоящее время в связи с актуальностью снижения шума приемлемые ок-
ружные скорости снизились до 150—200 м/с и 250 м/с считается пределом. Ог-
раничение максимальной окружной скорости — наиболее важный фактор, играю-
щий роль в борьбе с шумом. Небольшие окружные скорости, однако, должны
сочетаться с достаточно большим винтом. Поэтому при конструировании совре-
менных винтовых самолетов для коротких ВПП наметилась тендеиция к исполь-
зованию медленно движущихся винтов большого диаметра со специальной фор-
мой лопастей [6 24, 6.25].

Диаметр винта. Предварительный выбор диаметра винта может быть сде-
лан на основании одной из следующих методик.

Методика А. В качестве исходного параметра используется нагрузка на
ометаемую площадь при взлете N/D2. На рис. 6.9 этот параметр построен в за-
висимости от параметра УАвзл^кр Дия большого количества самолетов. Эта
зависимость основана на том, что X/cw в крейсерском полете изменяется незна-
чительно и для заданной высоты и частоты вращения нагрузка на ометаемую-
площадь должна быть пропорциональна параметру yNV.

Методика Б. Диаметр определяется исходя из ограничения по МЬОнц.

Для этого используется выражение (6.21) в виде

° = “	(6-22>

Лл

при этом для нескоростных винтов с относительной толщиной профиля выше-
10% Мконц^0,8; для скоростных винтов с тонкими лопастями (относительная
толщина 6%) МКОнц^0,85 ... 0,9. Значение скорости звука принимается для
высоты, соответствующей максимальной частоте вращения. На нескоростных са-
молетах частота вращения ПД при взлете больше, чем в крейсерском полете, и
является определяющим фактором. Для винтов скоростного самолета максималь-
ная частота вращения соответствует крейсерскому режиму.

Методика В. Влияние величины диаметра винта на КПД в различных
условиях полета определяется расчетным путем для различных форм и коли-
чества лопастей винта. При этом необходимо охватить весь диапазон скоростей
полета. Хотя эта методика более трудоемка, чем приведенные выше, она дает
Рис. 6.10. Оптимизация внешнего
трехлопастного винта

видным

Лопасти переменной кривизны

Рис. 6.11. Варианты форм лопастей винта

Солее широкое представление о характеристиках винта. На рис. 6.10 приведен
пример расчета для небольшого коммерческого самолета с двумя ТВД мощ-
ностью 650 л. с, каждый. Полученная зависимость КПД от диаметра винта по-
зволяет определить его оптимальные значения, равные 2,33 м для крейсерского
режима и 2,57 м для режима набора высоты. С увеличением диаметра стати-
ческая тяга нарастает быстро, для скорости 45 м/с она нарастает менее интен-
сивно и при £>>2,44 м ее рост прекращается. При этом значении диаметра ок-
ружная скорость при взлете достигает 254 м/с, что считается приемлемым для
данного типа самолета. Окончательный внешний диаметр винта для этого само-
лета выбран 2,44 м.

Следует отметить, что поправки на влияние спутной струи винта, опреде-
ляемые формулами (6.13) — (6.17), зависят от его диаметра. В результате этого
оптимальное значение диаметра винта с учетом его установки несколько больше,
чем для изолированного винта.

Форма и количество лопастей. Форма лопасти в плане может быть охарак-
теризована безразмерным параметром, который определяется величиной относи-
тельного хода рычага управления двигателем, которую способна реализовать ло-
пасть. Этот параметр называется фактором эффективности лопасти AF и опре-
деляется по формуле

(6.23)

Обозначения этой формулы раскрыты на рис. 6.4. Суммарная эффективность
винта рассчитывается следующим образом:

TAF — B/.AF,	(6.24)

тде В — число лопастей винта. Величина AF для современных винтов лежит в
пределах от 80 до 180. Например, на самолете Гелио «Курьер» 4F=90, а на Лок-
хид СИЗО достигает величины 162. Из выражения (6.23) вытекает, что AF мож-
но увеличить путем расширения лопасти на конце. В связи с этим существуют
лопасти различных форм (рис. 6.11) и их применение зависит от условий экс-
плуатации и мощности двигателя. Тип А применяется на нескоростных, мало-
мощных самолетах. Для значения AF до 90 используется трапециевидная форма,,
затупленный конец лопасти этого типа принят для AF от 90 до 115.

Комлевая часть лопасти имеет круглое или эллиптическое сечение с посте-
ленным развитием в аэродинамический профиль с относительной толщиной 8—-12%
на конце лопасти. В результате число М на конце лопасти ограничено величиной
0,8 при скорости полета, соответствующей М=0,4.

Тип лопасти В приемлем в диапазоне скоростей полета, соответствующих.
М=0,4 ... 0,6. Примером самолета с такими лопастями может служить Локхид.
С-130. При значениях AF от 115 до 140 эти лопасти делаются почти призмати-
ческими с прямоугольными концами, а для больших величин AF применяется об-
ратная трапециевидная форма, когда хорда на конце лопасти больше хорды у
основания. В результате относительно большой локальной хорды коэффициент
подъемной силы на конце такой лопасти невелик, и критическое число М повыша-
ется. Этому также способствует тонкий профиль (с толщиной около 6%) и от-
носительно небольшая частота вращения. Для улучшения условий входа воздуха
в ТВД, и особенно с реверсом тяги винта, в комлевой части лопастей устанав-
ливают обтекатели.

Тип лопасти С был разработан в период 1950—1960 гг. и предназначался
для скоростей полета до М=0,95. Окружная скорость конца такой лопасти ра-
ботает в условиях трансзвуковых скоростей, и он должен быть тонким: толщина
у корня 6%, на конце — 2%. Параметры лопастей такого типа представляют
в настоящее время только исторический интерес, так как наиболее подходящей
силовой установкой для высоких околозвуковых скоростей полета является ТРДД..

Тип лопасти D предназначен для малошумных винтов невысокой частоты
вращения [6.25]. Хорда этой лопасти изменяется таким образом, чтобы умень-
шить до минимума в статических условиях ее участок, работающий в срывном
режиме. Тип лопасти Е с переменной кривизной, который является предметом
исследований фирмы Гамильтон Стандарт*, может представлять интерес для
винтовых самолетов с коротким или вертикальным взлетом. Переменный угол ата-
ки пар лопастей относительно друг друга является оптимальным для условий
взлета и крейсерского полета. Влияние щели между лопастями можно сравнить,
с эффектом, наблюдаемым в щелевых закрылках самолета.

 Кривизна лопасти. Кривизна элемента лопасти характеризуется коэффици-
ентом подъемной силы с . Эта величина су для профиля, которая дает наи-
меньшее профильное сопротивление. Применительно к лопастям винта исполь-
зуется понятие интегрального коэффициента подъемной силы. Определяется он:
следующим образом:

1,о

г / г \з / Г \

<%=4 Ытг	(6-25>

0,15

Обозначения раскрыты на рис. 6.4. Кривизна лопасти Су^ выбирается в преде-
лах 0,4—0,6. В оптимально» крейсерском режиме выгоднее низкая величина Су.*
но, с другой стороны, большее значение Су, ведет к повышению тяги на малых
скоростях.

Рис. 6.12 отражает влияние кривизны лопасти на КПД для проекта само-
лета, упомянутого ранее.

Хотя TAF и Суi не целиком определяют форму лопасти (толщина, сужение,
крутка тоже играют роль) —знание этих параметров достаточно для анализа ха-
рактеристик самолета на этапе предварительного проектирования. Даже когда еще-

* См. журнал «Aviation Week» 11/24/69, с. 56—65.
Интегральный коэффициент
подъемной СИЛЫ CYl

Рис. 6*12. Влияние Су. на харак-
теристики пинта с параметрами:
TAF=350; ^=3; D=2,44 м

Суммарная эффективность винта

Суммарная эффективность винта

Суммарная эффективность винта

Рис* 6.13* Влияние эффективности
лопасти и количества лопастей иа
характеристики винта с Cv =0,5,
* i

£)=±2,44 М

неизвестны аэродинамические характеристи-
ки самолета, влияние TAF и СГ/ на харак-
теристики винта можно уже оценить для
выбранных условий полета и заложить их
в технические требования. Такая оценка
имеет смысл, когда используются данные по
винтам с аналогичной геометрией лопастей.

Полезными источниками в этом отношении являются работы [6.2] и 6.261. Диа-
граммы винта на рис. 6.5, бив взять из источника [6.21], Там же даны диа-
граммы для трех значений AF и четырех Су. трехлопастных и четырехлопастных

ВИНТОВ,

Рис. 6.13 наглядно показывает как КПД винта зависит о г числа лопастей и
величины AF лопасти для упомянутого выше проекта самолета. Можно заметить,
чго четырехлопастный винт имеет небольшое преимущество во всех расчетных ус-
ловиях. Однако если увеличить TAF трех лопасти ого винта, его характеристики на
взлете выравниваются и он будет проще и легче. КПД четырехлопастного винта
на 1—1,5% выше в крейсерском полете и при наборе высоты. Из рис. 6.9 видно,
что переход от трехлопастного к четырехлопастному винту целесообразен при
мощности двигателя более 1500 л. с. Выбор четырехлопастного винта может быть
оправдан также при конструктивном ограничении внешнего диаметра вин-
та, когда эффективность трехлопастного винта может оказаться недостаточ-
ной.
6.4.	УСТАНОВКА ДВИГАТЕЛЕЙ С ВИНТАМИ

6.4.1.	Размещение винтов

К установке винтов на самолете существуют следующие требования, заимство-
ванные из работы [6.18] (см. также FAR 23.923 и 25.925).

]. Должен быть обеспечен зазор нс менее 177 мм (для самолетов с носовой
стойкой шасси) и 228 мм (для самолетов с хвостовой стойкой) между каждым вин-
том и землей при выпущенной стойке шасси в статических условиях, при разбеге
или при рулежке в зависимости от того, какая ситуация более критична.

2.	В дополнение к этому должен быть обеспечен гарантированный зазор меж-
ду винтом и землей во взлетном положении при полностью спущенном критиче-
ском пневматике шасси и полностью выбранном ходе амортизатора этой же
стойки.

3-	Должны быть обеспечены:

минимальный радиальный зазор не менее 25 мм между концами лопастей и
конструкцией плюс любой дополнительный зазор, необходимый для компенсации
возможных вибраций;

продольные зазоры нс менее 12,5 мм между лопастями или их обтекателями
и неподвижными частями самолета;

гарантированный зазор между другими вращающимися частями винта или
кока и неподвижными частями самолета.

Указанные выше величины являются минимальными; для ограничения шума
в кабине желательно обеспечивать зазор между концами лопастей и фюзеляжем
не менее 10 см плюс 1,65 см на каждые 100 л. с. одного двигателя. Необходимо
помнить, что в случае роста мощности двигателя оптимальный диаметр винта соот-
ветственно возрастает.

4.	Для гидропланов и летающих лодок должен быть обеспечен зазор не ме-
нее 46 см между каждым винтом и поверхностью воды, при этом рекомендуется,
чтобы этот зазор был не менее 40% диаметра винта.

5.	Расстояние между смежными вращающимися винтами при виде спереди
должно быть не менее 23 см, наложение полей винтов друг на друга не рекомен-
дуется, хотя это трудно выполнимо на самолетах укороченного взлета с отклоне-
нием спутных струй.

6.	Другие важные требования (FAR 23.771 и 25771) указывают, что экипаж
и основные органы управления, за исключением тросов и тяг, должны разме-
щаться таким образом, чтобы ни один из членов экипажа и сами эти органы нс
располагались в плоскости диска винта, отклоненной вперед и назад на 5°. Графи-
чески это требование представлено на рис. 6.14 и на практике является важным
условием п для размещения винтов и для компоновки кабины. Необходимо из-
бегать размещения пассажиров в указанной зоне. Рекомендуется, чтобы грузовые
отделения, тмалеты и т. п. не попадав
следует располагать вблизи дверей ка-
бины. Фклеляж должен быть усилен
в местах возможного удара кусков
льда, срывающихся с винта,

6.4.2.	Установка двигателей с
тянущими винтами
в носовой части фюзеляжа

В вертикальной плоскости положение
двигателя будет диктоваться условия-
ми обзора летчику (подразд. 3.4.1)
и зазором концов лопастей винта над
землей. Иногда желательно прида-
вать самолету небольшой стояночный
угол атаки, увеличив длину передней
стойки шасси.

Для ПД необходимо предусмот-

в плоскость вращения винтов, винты не

Рис. 6.14, Недопустимая зона для разме-
щения экипажа, органов управления и при-
боров
Рис. 6.15. Отклонение линии тя-
ги винта с небольшим отрица-
тельным углом атаки для улуч-
шения продольной устойчивости
самолета

реть беспрепятственный подвод и отвод охлаждающего воздуха в двигатель,
масляный радиатор и подачу воздуха в карбюратор.

Выхлопные газы ТВД не должны попадать на конструкцию самолета, прони-
кать в кабину или багажное отделение. Придание двигателю установочного от-
рицательного угла (рис 6.15) благоприятно скажется на продольной устойчивости
самолета, однако этот угол должен быть небольшим (несколько градусов), чтобы
избежать чрезмерной разницы между направлением потока и осью винта.

6.4.3.	Установка двигателей с тянущими винтами на крыле

Примеры такого размещения двигателей даны на рис 2.10. Схема самолета с вы-
соким расположением крыла допускает большую свободу размещения в верти-
кальной плоскости в отношении допустимых зазоров винта над землей. Если стой-
ки шасси должны убираться в гондолы двигателей, то это обстоятельство во мно-
гом' определит положение двигателей и их выходных патрубков. В противном слу-
чае рекомендуется линию тяги двигателя совмещать с хордой крыла или направ-
лять несколько ниже ее. Выхлопные газы двигателей не должны попадать на за-
крылки в выпущенном положении.

Низкоплан часто представляет проблему по части обеспечения зазоров винтов
над землей. При этом гондолы двигателей не следует размещать и слишком высо-
ко над крылом из-за большого сопротивления. Компромиссным считается вариант
установки, когда линия тяги двигателя направлена по касательной к верхнему об-
воду профиля крыла. В случае ТВД выхлопные газы в этом случае будут отво-
диться по продленным над крылом патрубкам.

Когда направление потока не перпендикулярно плоскости вращения винта,
лопасти подвергаются воздействию переменных нагрузок с периодом, равным вре-
мени оборота. Эти периодические нагрузки могут быть уменьшены путем соот-
ветствующего выбора установочного угла по отношению к крылу. По вопросу ус-
тановки винтов необходимо консультироваться со специалистами начиная с самой
ранней стадии проектирования самолета.

6.5.	УСТАНОВКА ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

6.5.1.	Общие требования

Ряд вопросов по размещению двигателей уже обсуждался в разд. 2.3.

Двигатели устанавливаются в фюзеляж, когда полезная нагрузка имеет не-
большой объем и располагаемый объем фюзеляжа достаточен для размещения
двигателей, воздухозаборников, сопловых устройств и центроплана крыла.
В гражданской авиации такая компоновка приемлема для небольших тренировоч-
ных самолетов и самолетов частного пользования. Сравнительно большой диаметр
современных двухконтурных двигателей исключает также их установку в корне-
вой части крыла, как это было сделано на самолетах Хокер Сиддли «Комета»
и Ту-104. Эти двигатели устанавливаются в гондолах двигателей с люками и съем-
ными панелями для облегчения обслуживания. Двигатели и гондолы соединены
с конструкцией самолета при помощи пилонов. Пилоны двигателей, устанавли-
ваемых на фюзеляже, по сравнению с вариантом установки на крыле, более на-
гружены изгибающим моментом и содержат тяжелые штампованные узлы
(рис. 6 16)
Рис. 6.16, Установка двигателей
Роллс-Ройс «Спей» в хвостовой
части фюзеляжа самолета Хокер
Сиддли «Трайдент» ЗЕ (Aircraft
Engineering, April, 1969)

7

Рис. 6.17. Варианты установки
ТРДД с высокой степенью двух-
контурности под крылом и в
хвостовой части фюзеляжа

Для обеспечения благоприятных условий работы двигателя воздушный поток
должен поступать к компрессору с минимальными потерями давления и неравно-
мерностью потока. Скорость поступающего в двигатель воздуха будет соответст-
вовать М = 0,4..0,5 в плоскости компрессора, следовательно, на больших дозвуко-
вых скоростях воздушный поток необходимо затормозить в диффузоре Когда
форма канала воздухозаборника оптимизирована для этих условий, может ока-
заться, что при взлете будет происходить срыв потока внутри канала, приводя-
щий к колебаниям давления и потере тяги Утолщенная и продленная входная
кромка воздухозаборника или применение открывающихся внутрь на малых ско-
ростях створок могут быть решением этой проблемы.

Отсутствие больших винтов, хороший доступ и компактность реактивных дви-
гателей в гондолах дают определенную свободу конструктору при выборе их мес-
тоположения на самолете, при этом главную роль начинает играть степень двух-
контурности двигателя. На рис. 6.17 представлены два варианта схемы самолета
малой дальности, оборудованного двумя ТРДД со степенью двухконтурности 6,5.
Размещение двигателей под крылом приводит к большой высоте стоек шасси и
вертикального оперения. В этом случае предпочтительнее разместить двигатели
в хвостовой части фюзеляжа, если это допустимо с точки зрения положения ЦМ
(см подраздел 8 5 3) Оригинальная схема с расположением двигателей над кры-
лом принята на самолете малой дальности OoxKep-VFW614 Проблемы, связанные
с такой компоновкой, обсуждаются в работе [6 41].

В отношении расположения воздухозаборников существует следующее тре-
бование FAR 25.1091* «Конструкция самолета должна предотвращать попадание
в воздухозаборники двигателей в опасном количестве воды, грязи и т. п, нахо-
дящихся на ВПП, рулежной полосе или других эксплуатационных площадях
аэропорта, а воздухозаборники должны быть размещены или защищены таким
образом, чтобы свести хо минимума попадание в них посторонних предметов при
взлете, посадке и рулежке»

6,5,2,	Расположение двигателей
в хвостовой части фюзеляжа

При выборе такой схемы размещения двигателей необходимо учитывать следу-
ющее*

1	Для восприятия горизонтальных и вертикальных нагрузок от двигателей*
которые могут в 10 раз превышать установочную массу, необходима конструкция
крепления аналогичная изображенной на рис* 6 16. Другим решением может
быть применение пеликового шпангоута в местах размещения двигателей с узла-
ми для крепления кронштейнов двигателей* В таком шпангоуте допустимо разме-
щение отверстия для дверей Обычно целиковый шпангоут является одновременно
концом пассажирского салона, поэтому он определяет максимально переднее по
полету расположение двигателей

2	Когда салоп отделен от двигателей тонкостенной конструкцией* нежела-
тельно размещать кресла в плоскости вращения лопаток турбин или компрессора*
хотя для двигателей с высокой степенью двухконтурности и при наличии защиты
кабины от проникновения осколков это требование не является обязательным*

3	При размещении двигателей по бокам хвостовой части фюзеляжа комбина-
ция гондола — пи лен — стенка фюзеляжа образует сужающийся — расширя-
ющийся канал, способствующий отрыву пограничного слоя и росту сопротивлс
нпя Это явление будет представлять серьезную проблему на околозвуковых ско-
ростях полета из-за образования скачков уплотнения.

4	Гондола, установленная за и над крылом* создает своеобразный ^эффект
Уиткомба^ Распределение полей давлений по гондоле при больших числах М по-
лета будет перемещать вперед локальный скачок уплотнения на внутренней части
крыла, расположенной перед гондолой* Это задержит отрыв пограничного слоя
крыла, вызванный скачками уплотнений Для оптимизированной конструкции этот
эффект может увеличить критическое по сопротивлению число М самолета [6 32] *

5	Так как гондолы расположены за аэродинамическим центром давления
крыла, они вызовут его некоторое смещение назад Этот эффект повышения ста-
тической устойчивости частично компенсируется увеличением скоса потока в зоне
стаби шзатора из-за низкою эффективною относительного удлинения комбинации
гондола — пилон

6	При больших углах атаки, и особенно, когда происходит срыв потока с
крыла, спутная струя, создаваемая гондолами и пилонами, может значительно
уменьшит!» эффективность горизонтального оперения По этой причине размещение
двигателей будет иметь большое значение в связи с проблемой'глубокого срыва
(см подразд 2 4 2)

Задача бршады аэродинамики при проектировании самолета — максимально
исполыовагь благоприятные и свести до минимума влияние неблагоприятных фак-
торов при размещении двигателей Рис 6 18 показывает, что это может привести
к усложнению формы гондолы На изображенном примере гондолы установлены
под углами 3° в вертикальной плоскости по отношению к строительной горизонта-
ли фюзеляжа и их формы в плане подогнаны к локальному контуру фюзеляжа.
При произвольном выборе гондолы вредная интерференция может достигать
40—50% суммы внешнею сопротивления гондолы и пилона, но при соответству-
ющих аэродинамических мероприятиях ее можно уменьшить до 10—20% В гори-
зонтальной плоскости расстояние о г оси гондол до локального контура фюзеляжа^
равное 75—80% местного миделева сечения гондолы, считается оптимальным.
В приведенном примере сопла двигателей слегка скошены во внешнюю сторону
228
так, чтобы их линии тяги проходили
ближе к ЦМ самолета При отказе од-
ного из двигателей это уменьшает не-
сбалансированный момент рыскания.

На скоростях полета более М=0,9
форма фюзеляжа должна быть выполне-
на по «правилу площадей» [6 39]. Для
самолета с длинным фюзеляжем и отно-
сительно малым диаметром двигателей
недопустимо попадание пограничного
слоя с фюзеляжа в воздухозаборники,
и это может стать определяющим фак-
тором при выборе местоположения воз-
духозаборников. При больших углах ата-
ки или рыскания спутная струя от фю-
зеляжа, крыла или других элементов
конструкции может попадать в воздухо-
заборник. Конструктор должен знать,
что даже в этом случае колебания дав-
ления на входе в двигатель не должны
превышать пределов, оговоренных по-
ставщиком двигателя.

Рис. 6.18. Пример формы гондолы, уста-
новленной в хвостовой части фюзеляжа

6.5.3.	Установка двигателей на крыле

При такой установке двшателей необходимо руководствоваться следующими со-
ображениями.

1	Изгибающий момент в полете на корневую часть крыла уменьшается с уве-
личением разноса двшателей до тех пор, пока лимитирующим фактором не стано-
вятся нагрузки при рулежке Кроме того, ьо1да поперечная координата двигателя
превышает определенную величину, площадь вертикального оперения самолета
должна быть увеличена, для того чтобы компенсировать неблагоприятный момент
рыскания при отказе двигателя

2.	На самолете со стреловидным крылом можно корректировать положение
ЦМ путем изменения положения двигателей по размаху в связи с одновременным
их перемещением и в продольном направлении

3.	Сопротивление интерференции юндолы двшателя и крыла зависит от фор-
мы канала между ними На рис. 6.19 показано, что при неблагоприятной компо-
новке прирост сопротивления .может быть значительным.

Не рекомендуется, чюбы передняя и задняя плоскости гондолы совпадали
с передней и хвостовой кромками крыла. При соответствующем выборе формы
гондолы двигателя и пилона можно получить приемлемые величины внешнего
сопротивления.

4.	В общем случае попадание горячих выхлопных газов на любую часть само-
лета недопустимо Это может привести к необходимости применения разрезных
закрылков, что ведет к снижению максимального коэффициента подъемной силы
па 0,07. Однако для двигателей с высокой степенью двухконтурности и относи-
тельно холодной реактивной струей это требование может быть не применимо в
полной мере.

5.	При больших углах атаки выхлопная струя приближается к стабилизато-
ру, установленному на фюзеляже. Эффект подсоса вызовет скос потока и ухудшит
условия работы стабилизатора.

Увеличение разноса двшателей в поперечном направлении уменьшит этот
эффект.

В работе [6.35] содержится обзор данных, полученных фирмой Локхид при
исследовании различных вариантов размещения двшателей на крыле. На рис 6.20
представлено наиболее оптимальное решение для данною типа двигателя, хотя
оно может быть и неприемлемо для другого типа Конструктивная схема устаиов-
Рис. 6 19. Влияние на сх размещения гон-
долы на крыле [6.28], для крыла с утлом
стреловидности 27е, при скорости на входе
в заборник 50% от скорости потока:

ки гон юлы типового двигателя с высо-
кой степенью двухконтурности изобра-
жена на рис. 6 21.

Дополнительные обсуждения по
аэродинамическим и конструкторским
проблемам установки двигателей на кры-
ле и в хвостовой части фюзеляжа можно
найти в работах [6,31 н 6.33].

Рис. 6.20. Типовая схема установки ТРДД с
большим коэффициентом двухконтурности на
крыле самолета Локхид 1011, оптимальная
для параметров г = -Г; Ф = 2°, //=0,95£), х=
==1,85D [SAE Paper, М 680688]

Сх г — сопротивление изолированной гон-
долы; ДСХ г — сопротивление установлен-
ной гондолы, включая интерференцию

Рис. 6.21. Установка ТРДД Дженерал-Электрик СГ-6 на крыле самолета Макдон ел Дуглас
DC-10

6.6.	ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ,
СВЯЗАННЫЕ С СИЛОВОЙ УСТАНОВКОЙ

6.6.1.	Реверс тяги

Высокие посадочные скорости современных реактивных самолетов заставляют кон-
структора изыскивать способы эффективного торможения самолета после касания.
Это также относится к самолетам с коротким пробегом, даже если их скорости
посадки невелики

Реверс реактивной тяги или винта является очевидным способом остановки са-
молета Его преимущества заключаются в следующем.

1.	При посадке самолета на мокрую или заснеженную ВПП эффективность
тормозных колес и аэродинамических средств торможения снижается. Сокращение
длины пробега вследствие применения реверса тяги показано на рис. 6.22. Из
представленных данных видно, что
реверс тяги не только значительно
уменьшает длину пробега, но и по-
вышает безопасность эксплуата-
ции * в особых условиях,

2 Применение реверса при
обычных посадках на сухую ВПП,
как следует из рис. 6.22, менее оп-
равдано. Единственное преимуще-
ство, о котором можно говорить в
этом случае, является уменьшение
износа тормозов и пневматиков,

3. На некоторых типах само-
летов реверс тяги можно включать
не только на земле, но и в возду-
хе, что является эффективным
средством правления глиссадой

Два типа реверсивных уст-
ройств для реактивных двигателей
показаны на рис 6 24 В случае
двухконтурного двигателя, имею-
щего отдельные сопла для горяче-
го и холодного контуров, примене-
ние реверсивного устройства толь-
ко в холодном контуре дает эко-
номию массы (рис 6.25).

На рис, 6 23 показано, какой
процент тяги может быть реверси-
рован при использовании различ-
ных систем. Типичная величина
реверса — 45 % - Реверсивные уст-
ройства разрабатываются дви! а-
тельными или специализированны-

Скпоость выключения двигатели 75км/ч

60

Реверс основного контура

0	2	4	6	8

Степень двухконтурности

Рис. 6.23. Эффективность вариантов ревер-
сивных устройств ТРДД при эффективно-
сти реверса вентилятора 60% [6.45]

Рис. 6,22. Уменьшение длины пробега из-за
применения реверса тяги

Рис. 6.24. Схемы реверсивных устройств
одноконтурного двигателя [6.43]:

а — решетчатый реверс тяги, б — со струе
отражательными заслонками

* Прн сертификации посадочных
не разрешается (см, разд. 11.7),

характеристик самолет а

применение реверса тят
Рис (к 25, Конструкция устройств реверсирования тяги и спойлеров ТРДД с высокой степенью
двухнонтурностн (Роллс-Ройс RB2I1):

1 — сдвижные заслонки над решеткой; 2 — пневмодвнгатель с гибким валом для привода
реверса вентилятора и спойлеров юрячего контора; 3 — нормальная тяга; 4—сдвижные
крышки спойлеров, 5 — реверс тяги, 6 — раскрытый спойлер» 7— щитки реверса закрыты,
редуктор и винтовые пары, 9 — привод реверса вентилятора (шестипозиционный)

ми фирмами Констриктору самолета необходимо
знать при этом следующее.

I.	Масса реверсивного устройства значительна,
достигает 15—20% от собственной массы двигателя
и увеличивается с ростом степени двухконтурности

2.	Применение реверса требует дополнительных
объемов и обычно увеличивает длину гондол двига-
телей.

3	Потеря тяги и увеличение расхода топлива
из за установки реверса составляют в крейсерском
полете 1—2%.

4.	Необходимо принимать меры против перегрева
и вибрации элементов конструкции самолета от го-
рячих выхлопных газов.

5	На .малых скоростях отклоненные газы, на-
правленные против потока, могут попасть в воздухо-
заборник и вызвать перегрев двигателя. Чем эффек-
тивнее реверсивные устройства, тем больше вероят-
ность указанного явления. При размещении четырех
двигателей на крыле возможно попадание горячих
газов от реверсивного устройства одного двигателя
в воздухозаборник смежного По этим причинам ре-

Рис* 6.26, Предложения фирмы До>ти-Ротол по реверсу
тяги вентилятора путем изменения угла установки ло-
пастей
вере включают только на скоростях около 75—130 км/ч (чуть больше скорости
выключения двшателей) Скорость выключения боковых двшагелей, размещенных
в <востовой части фюзеляжа, буде! несколько ниже.

Для перспективных двигателей с высокими степенями двухконтурносги обыч-
ное реверсивное устройство неприемлемо и слишком велико по массе. Несколько
фирм разработали вентиляторы с регулируемыми лопастями (рис. 6.26). Кроме
других преимуществ (см. подразд. 4.4.3) эти вентиляторы позволяют реверсировать
до 60% тяги путем перевода лопастей на отрицательный угол установки. По за-
явлению поставщиков, они позволяют реверсировать тягу даже на очень малых
скоростях. Увеличение массы при этом составляет всего 8%.

На винтовых самолетах отрицательную тя!у можно получить путем перевода
лопастей винта на отрицательные ;глы установки. Это требхет применения гидро-
механической системы управления от сектора i аза и обеспечения подачи топлива
пропорционально значению шага лопасти. Отрицательная тяга позволяет винто-
вым самолетам катиться назад Тормозная тяга винтовых ПД может быть рас-
считана с использованием данных в работе (6 47]

6.6.2.	Вспомогательная силовая установка (ВСУ)

Почти каждый современный транспортный самолет оборудуется сравнительно не-
большой Iазотурбинной установкой, которая выполняет следующие функции-

а)	обеспечивает подачу сжатого воздуха и энергии для работы системы кон-
диционирования при нахождении самолет ла земле,

б)	обеспечивает питание электросистемы,

в)	запускает основные двигатели;

г)	используется при техническом обсаживании самолета вне ашара.

Принципиально ВСУ применима также для наддува и кондиционирования
кабины при взлете или как источник аварийного электроснабжения в полете. Од-
нако эти качества должны быть сертифицированы отдельно.

Основным преимуществом применения ВСУ является независимость самолета
от аэродромных источников энергии. Отсутствие наземного оборудования облег-
чает посадку и высадку пассажиров, обслуживание самолета, повышает комфорт
на стоянке.

Применение ВСУ неизбежно связано с увеличением массы, сложности и стоп
мости самолета, но несмотря на это даже на небольших реактивных администра-
тивных самолетах предусматривают ее использование.

В определенном смысле выбор ВС\ зависит от тех же факторов, что и ос-
новного двигателя. Существует ряд готовых ВСУ, однако в большинстве случаев
требования нового проекта самолета приводят к необходимости создания новой
установки на специализированной фирме. В табл. 6.3 представлены основные тех-
нические характеристики ВСУ двух типов. По этим данным видно, что установоч-
ная масса ВСУ достаточно велика. Это объясняется необходимостью прокладки
входных и выходных патрубков, а также тщательной звукоизоляцией установки
Таблица 6.3

Технические характеристики ВСУ двух типов

Параметр ВСУ	Тип самолета	
	Боинг 727	Боинг 747
Модель ВСУ	GTCP 85 98	GTCP 660-4
Изготовитель  Масса, кг:	Эрссерч	Эресерч
сухого двигателя	J32	246
установочная	272	цп'!
Мощность, л. с	450	2500
Расход воздуха, кг/мин	50	248
Межремонтный срок службы; w	1955	1980
Рис, 6 27, Установка ВСУ в хвосте самолета Боинг 747:

/ — воздухозаборник; 2 — задний узел подвески; 3 — пожарная стенка; 4— заборник; 5 —
выхлоп из системы охлаждения; 6 — задняя подвеска; 7 — предохранительный клапан; 8 —
выхлоп; 9— датчик пожара; 10— клапан регулировки отбора сжатого воздуха; 11 — тех-
нологический люк; 12— баллон пожарогашення; П —генератор (2 шт.); 14 — передняя
подвеска; 15 — трубопровод сжатого воздуха

Хотя масса ВСУ составляет около 0,5% массы пустого самолета, ее влияние
на центровку может оказаться значительным, так как эти установки чаще всего
монтируются в хвосте по следующим причинам:

а)	как правило, хвостовая часть фюзеляжа достаточно свободна и не пере*
гружена;

б)	ВСУ должна быть изолирована от конструкции самолета противопожарной
перегородкой; в хвостовой части фюзеляжа это сделать легче;

в)	выхлопные газы ВСУ необходимо сбрасывать в атмосферу;

г)	размещение ВСУ в хвосте дает большую свободу для выбора воздухоза-
борника и выхлопного устройства, что ведет к уменьшению уровня шума ВСУ;

д)	при расположении ВСУ в хвостовой части облегчается доступ к ней.

Недостатками такой схемы размещения ВСУ являются:

а)	при расположении двигателей на крыле в хвостовую часть фюзеляжа не-
обходимо специально вести топливную магистраль.

б)	уровни шума над хвостовым входом пассажиров будут достаточно ве-
лики.

На рис. 6.27 представлен один из вариантов установки ВСУ.

Возможны также следующие схемы размещения ВСУ:

а)	на самолете-высокоплане с установкой шасси на фюзеляже ВСУ можно
разместить под обтекателем стоек шасси;

б)	в центроплане крыла, в нише для основной стойки шасси.

На тяжелых самолетах целесообразно использовать две ВСУ с целью обес-
печения бесперебойности обслуживания. В этом случае их можно разместить в
обтекателях в зоне хвостовой кромки крыла, где они будут играть роль своеоб-
разных «наростов Уиткомба», увеличивая критическое число М, как это сделано на
самолете Дженерал Дайнэмикс CV-990.
ГЛАВА 7

Проектирование крыла

В настоящей главе рассматриваются основные требования к конструкции крыла
с точки зрения характеристик самолета, его летных качеств, условий эксплуатации,
общей компоновки и силовой схемы.

Приводятся условия оптимальности удельной нагрузки на крыло для само-
лета большой дальности и сравниваются с ограничениями по удельной нагрузке,
учитывающими характеристики на малых скоростях, располагаемый объем топ-
ливных отсеков и возможность бафтинга для скоростных самолетов.

Приведенная информация по управляемости в срывном режиме, описание
срывных харакзерис гик профилен и процесса развития срыва применимы для всех
типов крыльев обычной схемы.

Показаны принципиальные различия между малоскоростным и высокоскорост-
ным самолетами с точки зрения формы крыла в плане и выбора профиля.

Дается определение критического числа М и обсуждается метод выбора угла
стреловидности и относительной толщины для получения заданного числа М ско-
ростного полета. Качественно описываются проблемы обеспечения полета само-
лета со стреловидным крылом на малых скоростях. Оценка схем механизации кры-
ла сопровождается рекомендациями по установке элеронов, интерцепторов и вы-
бору угла поперечного V, угла заклииения крыла совместно с анализом некото-
рых конструктивных схем крыльев.

Обозначения

X — относительное удлинение

I —размах (например размах крыла), ширина
Сх —коэффициент сопротивления самолета

Сх» —коэффициент профильного сопротивления

Схр —среднее значение Схр

Сх; — коэффициент индуктивного сопротивления

СХо — коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе

Су —коэффициент подъемной силы

Су == дСу/да — наклон кривой подъемной силы

Ср —коэффициент давления

Ср,—б идеальном потоке

Cr — удельный тяговый расход топлива

Ь —хорда (без индекса — хорда крыла)

схр —коэффициент профильного сопротивления профиля

су — коэффициент подъемной силы профиля

тг — коэффициент момента

X — сопротивление

*5фнкс —площадь «фиксированных» элементов самолета

g — ускорение свободного падения

Явзд — высота взлета

Фо — угол заклииения крыла относительно оси фюзеляжа

k№ —коэффициент демпфирования вертикального воздушного порыва
У —подъемная сила

М — число М

Мир — критическое число М
Мкр х — число М начала нарастания волнового сопротивления
МКр р — число М начала снижения подъемной силы
Mniax —максимальное число М

Мп —составляющая числа М нормальная к передней кромке

М<и •— число М невозмущенного потока

М —эквивалентное число М, характеризующее расширение суперкри-
тического потока в расчетных условиях

—число двигателей

Пу —вертикальная перегрузка, Пу=¥/О

Л'ВЛл —эквивалентная мощность двигателей на уровне моря
р —давление

Ро — давление на уровне моря
рю —- р невозмущенного потока
q —скоростной напор, q = pV2j2
q<s —скоростной напор невозмущенного потока

S —площадь (без индекса — площадь крыла)
£взл —взлетная дистанция

Ябзл •—статическая взлетная тя1а всех двигателей на уровне моря
с —толщина профиля

V	— скорость полета

Vmai max — V максимум максиморум, расчетная предельная скорость

Vi	—индикаторная воздушная скорость

V’max э — максимальная эксплуатационная скорость
— минимальная скорость сваливания

V2 — безопасная скорость взлета

G — масса самолета

G — вес, соответствующий массе G

wy — индикаторная скорость воздушного порыва
а — угол атаки

а — угол атаки профиля при нулевой подъемной силе

ф — угол поперечного V

у — отношение удельных теплоемкостей воздуха

Д — приращение

6 — относительное окружающее давление р/р0

Фы — крутка крыла

Т — относительная окружающая температура

X — угол стреловидности

т] — относительное сужение крыла
р — плотность воздуха

р0 —р на уровне моря

о — относительная плотность р/р0

в — показатель индуктивного сопротивления; масштабный коэффи-
циент

Индексы и сокращения

СКВП — самолет с коротким взлетом и посадкой
вб —возникновение бафтинга
гб — глубокий бафтинг

СГФ —строительная горизонталь фюзеляжа
кр — крейсерский полет; критический; крыло
ф — фюзеляж
з —закрылок
г. о —горизонтальное оперение
г — гондола

корн — корневое сечение
конц — концевое сечение
взл — взлет

к — киль
э — элерон
7.1.	ВВЕДЕНИЕ И ОБЩИЕ КОНСТРУКТИВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ

Следующие основные требования являются отправными моментами при проекти-
ровании крыла:

а)	самолет должен иметь характеристики, соответствующие техническим
требованиям и в пределах этих параметров обеспечивать наилучшие экономиче-
ские показатели и эксплуатационную гибкость;

б)	легные характеристики должны быть удовлетворительными во всем диа-
пазоне скоростей и высот полета, в различных режимах эксплуатации (углы уста-
новки закрылков, режимы работы двигателей);

в)	внешние конторы и общая схема крыла должны способствовать созданию
конструкции, удовлетворяющей требованиям прочности, жесткости, массы, ре-
сурса, удобству обслуживания и сокращению стоимости изготовления;

г)	должен быть предусмотрен объем для топливных баков, главных стоек
шасси и узлов их крепления.

Полнота выполнения этих требований зависит от других факторов, таких как
тяга (мощность) двигателей, расход топлива, конструкция оперения, распреде-
ление массы и т. д. Каждый проект допускает различную степень свободы для
конструктора в смысле выбора решения из имеющихся вариантов. На практике,
например, тип силовой установки, как правило, выбирается на раннем этапе
проектирования, но в этом случае компромисс достигается путем изменения кон-
струкции крыла. В свою очередь, проектирование хвостового оперения, очевидно,
не начнется до определения конструкции крыла.

Технические требования. Минимальные требования и нормы по характери-
стикам определяют безопасность эксплуатации самолета. Большая их часть ука-
зана в НЛГ, и любые отклонения от них недопустимы.

Проектные требования, указанные в техническом задании, относятся к транс-
портным возможностям и таким параметрам, как крейсерская скорость, диапа-
зон крейсерских высот, максимальная дальность с полной полезной нагрузкой и
взлетно-посадочные данные. При невозможности одновременного выполнения
всех этих требований возможен выбор другой силовой установки или пересмотр
некоторых требований.

В гл. 5 приведена методика предварительного поиска таких комбинаций на-
грузок на крыло, относительного удлинения и коэффициентов подъемной силы с
выпущенными закрылками, которые позволяют получить заданные характеристи-
ки. Результаты такого поиска требуют дальнейшей оценки и окончательный вы-
бор делается на основании анализа большого числа вариантов.

Настоящая глава является связующей между предварительной прикидкой
характеристик и окончательным этапом, на котором выполняется достаточно пол-
ная оценка характеристик одной или нескольких конфигураций крыла. Оконча-
тельный выбор производится после оптимизации характеристик, введения средств
механизации, оценки массы конструкции и т. д. При наличии времени на под-
робный анализ различных вариантов крыла статистические данные (см., напри-
мер, табл. 7.1) не играют существенной роли. Однако проектирование при недо-
статке времени, когда от конструктора ожидают окончания работы прежде, чем
он начнет понимать основные проблемы, заставляет его прибегать к статистике
и принимать поспешные решения.

Летные качества. Конструкция крыла особенно влияет на следующие летные
качества:

I)	скорость сваливания и управляемость самолетом перед сваливанием. Ско-
рость сваливания определяется удельной нагрузкой на крыло и максимальным
коэффициентом подъемней силы, поведение самолета перед сваливанием — фор-
мой крыла в плане, профилем и круткой;

2)	явление бафтинга на скоростных гражданских самолетах, которое возни-
кает только случайно, например, во время маневра или из-за порыва ветра;

3)	продольную устойчивость и управляемость. На самолетах с высокой до-
звуковой скоростью полета могут проявляться несколько видов продольной не-
устойчивости (затягивание в пикирование, неустойчивость скорости), поперечно-
путевой неустойчивости (плохое демпфирование связанных колебаний крена и
рыскания, раскачка крыла) и недостатки поперечного управления (аэроупругие
tez

Таблица 7,1

Данные крыла реактивных самолетов

Фирма и тип самолета	Первый вылет	11	1 радус	Тип профиля и толщина	с/Ь, %
				корневой, %	
	А	1рад>с	<Г, градус  я*		
				концевой, %	
/, Реактивные транспортные само- леты  ЯК-40  VFW Фоккер 614  Грумман «Гольф- стрим* II  Фоккер VFW F-28  ВАС 1’11 сер* 200/400  Ма к дон нел Д у гл а с DC-9 сер* 10  Макдоннел Дуглас DO9 сер. 30  Ту-134/134А	19Ь6	0,396  0  0,402  15  9,370  25  0,355  16  0,321  30  0,246  24  0,226  24  0,287  35	м    4°30'  3°45'  3й  Зп  2°3(Г  2°  3°  -4°  3*  ч—.*  гзо'	15  10  63гА 0)5  65] А 012  13 NACA  6-й cepiot  13,2  W  12,5  И  13,65  9,8  13*65  9,6  I	—	12,5  13,5  13  11,8  11,65  11,6
	9  1971				
	7,22  I960				
	5,97  1967				
	7,27  1963				
	8.0  1965				
	8,56  I960				
	8,72  1964				
	7,42				
	***  ^шах э  (индика- торная), км/ч		V пых max (индика- торная),		Тип механиза- ции		По потоку b^b		Угол от клонення закрылков, градус		СГшах  летные испытания	
					задняя  кромка							
			Л М /	ч					В iJJCT		взлет	
							lj.fi, %					
	М max		м  max	пых								
					передняя кромка				посадка		посадка	
	—	0,70	-		Пр		31,	5  67			—-	2,1
	52В	0,650	б!5	0,74	Ф1	——	.3	69	20	40	2,12	2.37
	680	0,860	—	—	Ф1	—	30	73	20	40	—	1,8
	611	0,750	—	0,830	Ф1	О	32	69,5	25	42	2,16	2,53
	Ь32	0,780	7о0	0,860	Ф!	—	10	75	18	45	1.36	2,40
	630	0,840	—	0,890	Щ-	——	36	67	15	50	—	2,40
	630	0,840	——	0,890	щз	1	36	Ь7	15	50	2,43	2,98
		0,817	—	*¥—№			< '1	60,5	о	30	1,51	1.67
Фирма И тип самолета	Первый вылет	п	Фо, градус	Тип профиля и толщина	
				корневой, %	
	X	*0,25’ градус	Фя градус		
				концевой, %	
Боинг 737 сер. 100/200  Аэроспасьяль «Ка- равелл^»  Хокер	Сиддлн  <Трайдент» 2Е  Боинг	727 сер.  100/200  Ту-154  Боинг 707/720  Макдоннел Дуглас  DC-8 сер. 10  Макдоннел Дуглас DC-8 сер. 62  ВАС VC-10 сер. 1100 (Супер VC-10)  —  С*	1967	0,251  25  0,354  20  0,240  35  0,323  32  0,250  35  0,293  35  0,244  30  0,194  30  0,273  32°30'	6°  —2й  3°  —5s  3°  3°  7°  6630'  6°50'  3*	14  11,5  65] 212  651 212  11,5  13  9  12,5  9  12  10,1С  12,5  9,75	
	8,83  W5				
	8,02  1067				
	6,57  1063				
	7,67  1968				
	8Д4  1957/60				
	7,11  1958/60/66				
	7,30  1966/67				
	7,65  1962/64				
	7,49				
с/Ь, %	V*** max э (индика- торная), км/ч	И max max (индика- торная), км/ч	Тип механиза- ции	По потоку bAfb	Угол от- клонения закрылков, градус	СУтах  летные испытания
			задняя кромка			
					взлет	взлет
				1Л %		
	Мшах	М max max				
			передняя кромка		посадка	посадка

12,9	648	0,840	722	0,890	ФЗ		п	29	74	15	40	2,20	3,05
12	556	0,810	—	0,870	Щ1		—	27	66	10	45	1,74	2,10
9,8	630	0,880	732	0,950	Щ2		1	28	69	20	50	1,93	2,40
11	722	0,900	—	0,950	ФЗ	Гт	II	30	74	25	40	2,35	2,75
	575	0,900	—*	—	ЩЗ		I	31	75		—	2,05	2,70
10	710 *	0,900	787	0,950	Ф1	Г,	II	27	67	15	50	1,76  1,94/2,06	
11,1	(НО	0,880	751	0,950	Щ2		II	30	76		50	1,87	2,03
	—		”70	0,950	Щ2		п	30	73	23	50	1,87	2,05
[0	562	0,860	704	0,940	Ф1		I	29	62	—	45	—	2,27
4Ь	____ _	_ _							
О'  i .V  Фирма и тип самолета	Первый вылет	П	Фе, градус	'1 ни профиля и толщина	'cjb, %
				корневой, %	
	X	Z0,33’  1рад;ч-	Ф. градус		
				коицевон, %	
Локхид L'300 «Стар лифтер»  Ил-62  ВАС Ml  А-300В  Локхид 1011  Макдоннел Дуглас  DC-10 сер. 10  Макдоннел Дуглас  DC-10 сер. 30  Боинг 747/747В  Локхид L-500 «Гэл* акси>	1963	0,350  25  0,262  35  0,255  25  0,361  28  0,296  35  0,250  35  0,230  35  0,309  37°30'  0,256  25	—5°30'  — 1с26'  1  -3W  7’31'  5°30'  7°  5°6'	0013 mod  0010 mod  12,5  10  15  12Л  9  12,5  10  12,2  М  13,44  8  12,5  9,7	11,5  14,2  13,3  10,7  Н  !1  9,4  11,5
	7,90  1963				
	6,675 Г.  1972				
	Б ДО  1972				
	8,60  1970				
	7,16  1970				
	6,90  1971				
	7,21  1969/70				
	6,96  1958				
	7,75				
Продолжение табл. 7./

	у**' max э  (индика- торная), км/ч	V max шах (индика- торная), км/ч	Тип мела hi на- ции	По потоку		У1 од от- клонения ыкрылков, [ридус	max  летные испытания
			задняя к ром <я				
						налет	взлет
	М v шах	М шах шах		с/л	%		
			передняя кром ка			иосадка	посадка
		760	Щ2	32				
	-	0,890	I		66	—	2,32
	—		Щ2	24		—•	Md*d.
	—	—	— •		72	30	2,36
	656 *	—	Ф1	—		22		
	0,840		I		79	45	3,19
	668	—	Ф2	32,5		15	ф ।
	0,840	-	J		82	35	3,00
	-	—	Щ2	2Ь		‘Ю  Md М	2,46
	0,858	0,950	1		77	42	2,65
	- -	—-	1Ц2	25		25	2,34
	0,880	. —	1		77,5	50	2,73
	—	—	ТЦ2	25		15	2,15
	ольо	-	I		77, г>	55	2,98
	695	824	щз	30		Ю	1,89
	0,920	0,970	II		70	30	2,55
	648 •	745/726	ф]	24		30	2.21
	0.825	0,875	I		1 2	40	2,63
241

Фирма я тип самолета	Первый вылет	Л	Фо, градус	3 ил профиля и толщина
				корневой, %
	X	Х0,25т градус	Ф, градус	
				концево6, %
IL Реактивные ад-				
министрат ивные са-				
молеты				
Потер Эйр Фуга СМ	1952	0,400	—	64- 219
170 «Магистр»				
	7,42	9°50'	0	G4- 212
Эрмаччи МВ 326	1957	0,600	—	бЗА-213,7
	5,26	8O22Z	2°55'	63А212
Сессна, модель 500	1969	0,390	—	23014
«Сайтэйши»				
	7,45	1’10'		23012
SNIAS 600 <Кор-	1970	0,447	“Г13'	13,65
вет>				
	7,45	20V	3V	11.50
Сессна 318 (А/Т37)	1954	0,6H]	- 2°38?	2418 mod
	6,20	0	3d	2412 mod
Гейтс Лирджет, мо-	1969	0,510	—	64 А109
дель 25	5,02	13	2°ЗО'	64А109
Аэрокоммандер	1963	0,333	—2°	61 212
<Джет Коммандер»	6J9	4Й37'	2°	64г212
Дассо «Минифол-	1970	0,263		—
кон 10»				
	7,11	27с45'		
clb, %	V mux э (индика- торная), км/ч	V max max (индика- торная), км/ч	Тил механиза  ЦИЯ	По потоку Ъл/Ъ	Угол от- клонения закрылков, градус	СУтах  летные испытания
			задняя кромка			
					взлет	вллет
				/з/Л %		
	М max	М max шах				
			передняя кромка		посадка	посадка
15,5	700	740	Щ1	25	15	—IW*
	-—	0,820	—	59,5	40	—
12,9	°06	—	Щ1	25	—-	—
	—	0,800	—	61	-—	1,70
13	531 *	—	Щ1	25	20	1,55
	0,700	-—	—	56	—	1,72
12,6	657 *	G95	Щ2	31	15	—
	0,770	0,820	—	73	40	2,40
16	316 *	843 **		24	—	—
	0,705 **	—.-	—	53	—	1,93
9	617	833		28	20	1,37
	0,765	0,850		61	40	1,37
12	667	833	Пр	25	20	
	0,800	0,890	—	60	60	2.00
—			1Ц2	31,5	15	L\04
	0,870	—	1	67	55	2,35
Фирма  ' и тип самолета	Первый вылет	П	Фо. градус	Тип профиля и толщина
				корневой, %
	X	*0,25’  градус	Ф. градус	
				концевой, %
МВВ 220 «Ганза	1961	0,333	—	63А-1,5-13
Джст»	6,00	— 15	6°	63A-1.S-11
Пи джио-Ду глас	1964	0,410	—	DES-
PD-808				0010-1,1
	6,25	Г50'	3°	40/11’ mod
				DES’
				0008*1,1
				4O/9J mod
Норт	Америкен	Т95Я	0,313	—	—
«Ссйбрлайпср»	5,77	28°33'		—
Хокер	Сиддли	1962	0,300	- 2°30'	14
НС 125 сер. 400В	6,35	20	2°	11
Дассо <Фэн Джст	1963	0,312	—	10,5
Фолкон» 20Н				
	6,40	30	2°	8
Локхид	#ДжсТ'	1957	0,335	—	63A112
стар»	5,47	30	2°	63A309
//А Турбовинтовые				
транспортные само-				
леты				
LET L-410 «Турбо-	1969	0,500	- 2°30'	63A-418
лет»	9,30	0	145'	63A412
г  c/bt %	у*** max э  (индика- торная), км/ч	и max max  (индика- торная), км/ч		Тип механиза- ции	По потоку £>3/й		Угол от- клонения закрылков, градус	СГтаХ  летные испытания
				задняя кромка				
							взлет	взлет
					6/Л	%		
	Мшах	Мша>	max					
				передняя кромка			посадка	посадка
12	825	700		Щ2	22,5			1,61
	—		0,830	—		67	—	1,91
9	852 *	788			30			
	—		0,850	—		61		IJ1
	617	—			—			—
	0,765		0,850	I		•►ч-ч—	—	2,37
12,5	528	685		Щ2	29		15	1,84
	0,755		0,825	—		65	50	2,19
9,3	658 **	——			25		10	—
	0,850		—	II		61	40	Л
10,5	710**	787		Щ2	21		 J	—
	0,870		0.900	II		69,5	—	L67
15	385	518		Щ2	29			
	—		—			66	45—70	2,45
tt3

Фирма и тип самолета	Первый вылет	П	фо» градус	1 ип профиля и толщина	c/b. %
				корневой, си /0	
	?.	70.25* градус	Ф, градус		
				концевой, "/0	
fe -"ЧГ					
Шорт «Скайвэн*	1963	1,0	Э	ГЗЗА	14
сер, 3	11,30	0	2’2'	63А	
1AI «Драва*	1969	1,0	—	63 (215)А	17
	10,00	0	1°30'	417	
Бе 30	1967	0,475			
	9,01	0	—	—г-	
DHC-6 «Твин От-	1965	по	0	6А	16
тер* сер. 300	10,05	0	3d	0016	
Хэндли	Пейдж	1967	0,333	-2е	63А418	IS
«Джетстрим*	10,01	0°34'	7°	63А412	
Свирннген «Метро*	1%9	0,400	—2°	653А215	15
	7,71	0*54'	б“	643А415	
SNIAS (NORD) 262	1962	0,580	1		23016 mod	14
«Фрегат*	8,72	0	3°	23012 mod	
DHC 7 СКВП	1975	0,400	ч—	63А418	
	10,00	3*13'	4 "30х	63А415	
HP Дарт «Ге	1958	0,521	—	23016,5	14,3
ральд» сер. 200	10,20	0°23'	4°	4412	
	к max э (ннднка* торная), км/ч		V max пгх (индика- торная), км/ч	4 ни механиза-  ции	По потоку ь^ь		УГОЛ ОТ’ клоненпя «акрыдко: градус	Сушах  летные лспытання	
				задняя кромка					
							взлет	взлет	
					ЦП,	%			
	М шах		М max max						
				передняя кромка			посадка	посадка	
	102		445	Щ1	30		18/8	2т07	
		"—	—	—		69	20/45		2 72
	350		466	Щ2				—	
			—	—		79			2,45
	4 S0		-—	Щ2	38.4		—"	—	
		—	—			62,5			—
	——			Щ2	27		—•	2.2	
			—	——		96 3			2,55
	398		31S	Щ2	30		20	1,93	
		0,5	0,7	—		61	60		2,35
	422		—	Щ2	20		  Л	—	
		—	—	^1 !		62	и—«»		—
	386		496	Щ1	24,8		15	1,55	
			—	а 1 		66	25/35		2,21
	444			1Ц2	36		25	2,70	
		—				80	25г60		3.15
	443		494	Ф1	32		5	-	
			—	—-		66			2 80
Фирма и тип самолета	Первый вылет	П	Фо, градус	Тип профиля и толщина  корневой,	~db, %
	л	Z0t25’ градус	Ф< градус	%  концевой, %	
Фоккер VFW F-27 < Френдшип»  Хокер Сиддли 748, сер. 1А  Ан-248 сер. 1!  NAMC YS-11A  Бреге 941С СКВП  Виккерс «Вэнгард»  Локхид	L-188  «Электра»  Ан-10		195~ 12,00  1960  11,97  I960  И,77  1962  10,81  1961  6,56  1959  9,10  1957  7,50  	1957, 12,03	0,400  1°13'  0,386  2D54'  0,340  3°1 Г  0,530  0  0,380  0,40	-2°  2°30'  7°  6С19'  4°  6е	6Ц - 421 mod  64а — 415 mod  23018  4412  61А218 mod  64А412 mod 63А416  63А416  63-Х15  63X13  0014-1,10  0012-1,10  1^	18  15  15  16  14  13
	V*** max э (индика* торная), км/ч	V max max (индика- торная), км/ч	Тип механизм  ЦИН	По потоку  Ь3/й		Угол от- клонения закрылков, градус	СУтах  летные испытания
			задняя кромка				
						взлет	взлет
				h/l,	%		
	М max	Mjnax max					
			передняя кромка			посадка	посадка
	421	533	Щ1	31,3		16,5	2,435
	**	—	—		69	26°20740	2,943
	417	528	Ф1	31,5		—	2,11
		—	—		66,5	«И-	2,88
	450	—	Ф1	18		—	—
	—	—	—		в‘1,7	— 1	2,74
	245	546	Ф1	30		—	 *
	0,475	0,601	—		65	—	2,70
	—'		Щ2	35		45/30	—
	—	—..			100	98/65	—.
	645	717	Ф1	31		**	—
		—	—		64	40	2,46
	675	756	Ф1	32			—«•
	vw->—	0,711	-W.		65	40	2,54
	—	 *	Щ2	24		—	
					65	•W 1	
Фирма и тип самолета	Первый вылет	П	Фо, градус	Тип профиля и толщина	
				корневой, %	
	X	Z0,25* град}с	Ф> градус		
				концевой, %	

Ил-18	Ю57	0,333		—
	10,00	—	—	—
Локхид L-100 <Гср-	ЮМ	0,513	-3°	64A3I8
кулсс*	10,07	—	2*30'	64A4I2
Бристоль <Брита	1951	0,300	2*24'	25017
Ния»	9,53	ТЗ'	3е	4413
Ту-114	Ю57	0350	——	—ж—
	8,39	35	—-	—
Ан-22	1965	0360	—	
	12,02	2*51'	2°30'	—
/V, Самолеты об-				
щей авиации с ИД				
Бигл Пап В 121	1%7	0,550	-2°	635 — 615
	8,04	2°56'	6°30'	63-; — 615
Бигл Вт2Об	1%1	0,400	-1°12'	23015
	10,00	0	5е	4412 mod
Бичкрафт	Квин	1958	0,420	-4*68'	23018
Эйр, модель 65	7,51	0	7°	23012
:1b, %	V*** max э (индика- торная), км/ч		V max max (индика тонная) км/ч		1 ИИ механиза  ЦИН		По потоку Ьз/Ь		Угол от- клонения закрылков, градус		ГГтах  лети ые испытания	
					1 дняя кромка							
									взлет		взлет	
							м, %					
	М max		Мшах	max								
					передняя кромка				посадка		носа тка	
14	—	—		•—-	Щ2		—	63	—	•	—	
15	550	0,600	611	0,710	Ф1	1 || 	30	70	18	36	2,17	2 28
15	533	0,650	593	0,700	Щ2	—--г	32	67	15	45	• 	2,51
—			—	—	Ф1	—	—		—			—
	740	—		'	Щ2	—	22	62,7	—»			— 1
15	259	Ik*—	314	—	Щ1		21	59	10	40	1,60	1,87
13,5	372	——	483	Wk	Щ2	—►	28	50,5	20	—	II |||	2,10
15	384	—	433	—	Щ!	—’		—	65	100	1,22	1,75
Фирма и тип самолета	Первый вылет	П	<Ро, градус	Тип профиля и толщина	Cft
				корневой, %	
	2.	Х0,25» градус	Ф. градус		
				концевой, %	
Бкчкрафт «Мушке	1961	1,0	—2е*	63аА415	
тер»	7,50	0	6°30'	632А415	
Бичкряфт «Бонан	1945	0,457	-3*	23016,5	ь
за» V35A-TC					
	6,10	0	6°	23012 mod	
Бичкрафт «Варон»	1%0	0,410	-5е	23017,5	
D55					
	7,16		6е	23010,5	
Белков Во 208С	Ю62	1,0	—	23009 mod	
«Юниор»	6.90	—3°	г	23009 mod	
Мессершмитт —	1969	0,650		64-215	1,
Белков Во 209	6,90	Г24'	2°30'	64 212	
Сессна, модель 150	1957	0,687	1’	2412	
	7,00	0	г	2412	
Сессна, модель 172	W6	0.672	-3е	2412	
	7,52	0	1°44'	2412	
	tz*** max э (ИНДИЕЙ’ тплмя я1	max max (индика*	Тип механиза- ции	По потоку Ь^Ь	Угол от- клонения шкрылков, градус	CFmax летные испытания
						
ч %	км/ч	км/ч				
			задняя			
			кромка		взлет	взлет
	Мщах	^тах max	передняя	Ml, %		
			кромка		посадка	посадка
15	235		Щ1	——		
	 > ।	—	-и-		'—	1,80
1,3	402		Щ1	22	20	——
	—	-		54,4	30	1,85
14	390	—		23	—	 1
		-—		48,7		1,76
9	230	283	Пр!	22		—
		—	——w	65.5	—	—
3,5	274	320		23,5				
		—	—-	09,5		1,99
12	196	261	Щ1	27,5	—	
	——	1 iihI		61,5	40	1,73
12	224	280		32,9	20	
			 “	46,1	40	2,10
Фирма и тип самолета	Первый вылет		Фо, градус	Тип профиля и толщина
				корневой, %
	X	*0,25’  градус	Ф, градус	
				концевой, %

Сессна Т 2'0 «Цен-	iqag;	0,726	-3s	64гА415
гурион*				(а = 0,5)
	7,66			6М412
		0	ИЗО"	(а = 0,5)
Сессна М-337 «Су	196!	0,650	-2°	2412
пер Скаймастср*	7J8	0	3е	2409
Сессна M40I/402	1965	0,679	—2 30"	23018
	7,50	0	0/5°	23009
Дорнье DO-27	1955	1,0	0	23018
	7,02	0	0	23018
Дорнье	DO-28	1959	1,0	0	23018
«Скайсервант»	0,50	0	Г30'	23018
Гелио Н-295 «Супер	1965	1.0	0	23012
hvpbcp» СКВП	6,58	0	г	23012
Пайпер РА-23 «Ац-	1961	1,0	—Г’12'	USA
тек* D				35В mod
	6,80			
		0	5°	USA
				35В mod
Продолжение табл. 7.1

~db, %	ДО* тл max э  (инд iha- торная), км/ч	V max max (инлпка торила), КМ Ч	Тип механиза-  ции	По потоку b^b	Угол от- клонения закрылков, градус	СК»ах летные истты гания
			за Д11 ri я  К]1 J?rKd		взлет	взлет
				hit, %		
	М max	M  1 чпзх max				
			перс дням । кромка		посадка	посадка
13,5	322  322	—	Щ1	65,0	40  20	1,87
юл	—		—	70Л	40	1,82
14	«—	423	||	°7,5		2.00
18	—	—	Щ1-2  I	3  71	26  42	—
18	—	—	Щ2  I	33  71		2,36
12	269	304  -	Щ1  I	27  74		6,42
14	348	446	Пр1	©  ю to  €4	*11 *  50	2,12
»>z

Фирма И тип самолета	Первый вылет	П	СРо, градус	Тип профиля и толщина	7/&, %	max э (индика- торная), км/ч	V max max (индика* тарная), км/ч	Тип механиза- ции	По погону b»/b	У i о л о г- клоиспия закрылков, градус	Сушах  летные испытания
											
				корневой, %				задняя кромка			
										в 1лет	В iJCT
	X	*0,25’  градус	<Р, градус								
									hll, %		
						^гпах	М max max				
				концевой, %				передняя кромка		посадка	посадка
Пайпер РА-24-260 «Команчи»  Пайпер РА-28- 140С «Чероки»  Пайпер РА-31 <На- вахо»  SNIAS GY-80 «Ори^ зон»	1956	0,460  “2°30<  1,0  0  0,372  0°30'  0,570	-3°  5°  7°  —2*30'  Б*  —2*30'  7е	64-4215  64аА215  65^-415  652’415  632-415  63,-212  63-517  4413,6	15  15  13,5  15,3	314  245  365  IR	365  1	ни  Щ1  Ф1	18  60  17  57  65,6  70	10” 25  50	1,71  1,74    2,15
	7,28  1960										
	5,63  1964										
	7,25  1962										
	7,20										

Примечание: * — приборная или индикаторная скорости; *• — максимальная скорость горизонтального полета; *** — у t при-
нята равной ^таХДОП; Пр — простой закрылок; Щ— щелевой закрылок, I, 2 или 3—количество щелей; Ф — закрылок Фаулера; I — предкрылок;
II — поворотный носок или фиксированный предкрылок.
деформации на больших индикаторных скоростях, неблагоприятная динамика
самолета на больших углах атаки).

Для получения удовлетворительных летных качеств нескоростного самолета
обычно достаточно мероприятий, проработанных на этапе предварительного
проектирования. Получение хороших летных качеств на малых скоростях у ско-
ростных самолетов связано с рядом трудностей, которые усугубляются отсутст-
вием методов точной оценки этих параметров. В этих случаях окончательный
выбор конструкции крыла делается, когда известны результаты продувок. Не
исключена ее дальнейшая доводка и в процессе летных испытании самолета.
Часто такие устройства, как автомат отдачи ручки, механизм балансировки по
числу М, демпферы рыскания появляются при испытаниях скоростного самолета.

Конструкция крыла. Необходимым условием удовлетворительной конструкции
крыла нескоростного самолета является такая схема расположения силовых уз-
лов с большой нагрузкой (узлы крепления двигателей, шасси, топливные баки),
при которой исключаются сложные конструктивные элементы для передачи этих
нагрузок. На скоростных самолетах конструирование крыла усложняется необхо-
димостью учета явлений аэроупругости — различных форм флаттера, реверса эле-
ронов, закручивания стреловидного крыла при его изгибе со снижением про-
дольной устойчивости. Эти явления можно предотвратить путем тщательного
анализа и такими мерами, как сдвиг оси аэроупругости, смещением силовой уста-
новки, использованием скоростных элеронов и гасителей подъемной силы. Цель
предварительного проектирования конструкции крыла заключается в том, чтобы
создать исходную базу для будущей детальной проработки.

Небольшие изменения формы крыла могут иметь далеко идущие последствия.
Предварительные требования отличаются от проекта к проекту и часто противо-
речат друг другу. Так как различные аспекты проектирования крыла тесно
связаны между собой, удовлетворительное решение может быть получено в ре-
зультате консультаций со специалистами различных областей. Настоящая глава
не ставит целью дать универсальный метод проектирования. Этот процесс носит
скорее характер последовательного приближения к нужному решению, особенно
на предварительном этане; следующие замечания могут помочь его ускорить.

1.	Удобно делать различие между:

размером крыла (площадью);

основной формой крыла (форма в плане, профили, крутка);

средствами механизации крыла.

Размер крыла и средства механизации тесно связаны с летными характери-
стиками, в то время как параметры формы в основном влияют на характеристи-
ки сваливания. Относительное удлинение считается исключением; являясь пара-
метром формы оно влияет на летные характеристики.

2.	Проектирование крыла для нескоростного самолета, вероятно, лучше всего
начинать с определения относительного удлинения. Нагрузка на крыло и тип ме-
ханизации являются следующим шагом, а основная форма оценивается по ха-
рактеристикам сваливания. Небольшие изменения размеров крыла практически
пе оказывают влияния па характеристики сваливания.

3.	В случае скоростного реактивного самолета в первую очередь определя-
ются погонная и удельная нагрузки на крыло в соответствии с разд. 7.2 и под-
разд. 7.5.4 как исходные данные; на основании их находится относительное уд-
линение.

Для самолетов коротких линий удельная нагрузка на крыло зависит от взлет-
но-посадочных характеристик, поэтому тип механизации выбирается в началь-
ной стадии.

Для дальних самолетов упор делается на крейсерские характеристики, кри-
терии которых рассмотрены в подразд. 7.2.1

4.	Стреловидность и средняя относительная толщина крыла самолета с вы-
сокой дозвуковой скоростью полета зависят в основном от числа М.

Различные возможные комбинации размаха, толщины корневой части, стре-
ловидности и сужения должны быть сопоставлены со статистическими данными.

5.	Для самолета большой дальности и с высокой дозвуковой скоростью
вопрос о типе механизации необходимо решать после выбора формы крыла для
скоростного полета.
6.	Окончательная проверка по характеристикам на малых скоростях, объ-
емам топливных баков и запасам по бафтингу может привести к корректировке
площади крыла, которая мало отразится на скоростных характеристиках. На
каждом этапе проектирования могут оказаться полезными данные, представлен-
ные в табл, 7,1,

7.2,	ПЛОЩАДЬ КРЫЛА

Выбор площади крыла базируется на требованиях к полетным характери-
стикам самолета, хотя конструктивные (массовые) аспекты играют также нема-
ловажную роль. При рассмотрении с этой точки зрения площадь крыла обычно
фигурирует в комбинации с полетным весом (нагрузка на крыло, 5/$).

Выбор площади крыла важен для крейсерских условий, на основании кото-
рых задается форма крыла. Удельная нагрузка на крыло является критерием
оптимальности с точки зрения минимального расхода топлива и ограничением
при рассмотрении других критериев Окончательный выбор площади крыла
будет определяться аэродинамическими характеристиками системы механиза-
ции (см. разд. 7.6).

7.2.1.	Удельная нагрузка на крыло
для оптимальных крейсерских условий

Основными переменными, влияющими на крейсерские характеристики при задан-
ной геометрии самолета, являются крейсерская скорость и высота. Условия, при
которых параметр М/С* максимален (см подразд 5 4 2), соответствуют опти-
мальной крейсерской скорости и высоте (см. рис. 5.10).

При заданной крейсерской скорости задача сводится к поиску комбинации
удельной нагрузки на крыло и крейсерской высоты, соответствующей минималь-
ным ПЭР. Упрощенный пример расчета размеров крыла был приведен в подразд.
5.5.3, где было показано на примере самолета большой дальности, что условия
полета при минимальном сопротивлении соответствуют минимальной взлетной
массе (см рис. 5 19), Поскольку ПЭР пропорциона тьны взлетной массе, то каче-
ство самолета при заданной крейсерской скорости является достоверным показа-
телем оптимальности конструкции для самолета большой дальности.

Для выяснения роли основных факторов можно получить простые и обоб-
щенные данные, исходя из предпосылки о том, что элементы самолета, образую-
щие омываемую поверхность, состоят из следующих двух групп:

а)	«фиксированные» элементы, которые не зависят от изменения размеров
крыла. К этой группе относятся фюзеляж и гондолы двигателей в случае окон-
чательно выбранного типа двигателя. Суммарная площадь этих элементов, со-
здающая профильное сопротивление, будет в дальнейшем обозначена 5фВ[,

^фиКС = 2 (^Хр$)фикс»	(7*0

б)	изменяемые элементы, размер которых прямо зависит от вариации в раз-
мерах крыла, например, само крыло и горизонтальное оперение. Коэффициент
профильного сопротивления предполагается постоянным и равным

(7.2)

В дальнейших рассуждениях принято, что фюзеляж, киль и гондолы явля-
ются фиксированными элементами, крыло и горизонтальное оперение — изменяе-
мыми Предполагается, что площадь горизонтального оперения пропорциональ-

• Этот параметр является в определенной степени показателем запаса топлива, необ-
ходимого на крейсерский полет, при условии, что приведенный удельный расход топлива

crI мало зависит от высоты и числа М.
Рис, 7Л< Линеаризация кривой	Рис. 7.2. Влияние нагрузки на крыло и крейсер-

изменения омываемой площади	ской высоты полета на качество дозвукового

в зависимости от площади кры- транспортного самолета большой дальности с
ла:	G

параметрами М=0Ф8,	8, —--------—5

1 — фиксированная; 2 — пере-	Ро^фнкс

мснвая; 3 — линеаризованная;	*

4 — реальная

на площади крыла, а прирост сопротивления вследствие интерференции и трения
учитывается введением соответствующих коэффициентов. Таким образом, по-
лучаем

Зфикс = (CxpS)b + (CxpS)K + (CxpS)r;	(7.3)

СХр — (Схр)кр + (Схр)г.о 5г,о/5,	(7.4)

предполагая, что 5фИкс и Схр не зависят от S. Эти предположения соответству-
ют замене кривой изменения омываемой площади от площади крыла линейной
зависимостью (рис. 7.1), что в ограниченном диапазоне площадей крыла спра-
ведливо.

Следует отметить, что все приведенные рассуждения справедливы только
для обычной схемы самолета, у которого полезная нагрузка находится в фюзе-
ляже, топливо (или его большая часть) в крыле, а двигатели в юндолах.

Пример в подразд. 2.3.2 (см. рис. 2.13) показывает, что самолеты совершен-
но различных концепций могут, тем не менее, иметь почти одинаковые характе-
ристики по дальности, при условии равенства их омываемых поверхностей (или
внутренних объемов) и нагрузок по размаху.

Коэффициент сопротивления при расчетном крейсерском Cy описывается
следующим выражением:

Сх ~ Схр + 5фи[СС/5 + Су/лХе,	(7.5)

где последний член соответствует индуктивному сопротивлению. В этом выра-
жении изменение Су зависит от вариаций в размерах крыла и показатель е не
идентичен коэффициенту Освальда. Можно также предположить, что составляю-
щая профильного сопротивления в крейсерских условиях полета сведена к ми-
нимуму путем выбора изгиба и крутки крыла и является постоянной. В гори-
зонтальном крейсерском полете отношение сопротивления к подъемной силе вы-
водится из формулы (7.5):

1 /2 у8 M2jiAs pQS

(7.6)
Рис. 7.2 является примером влияния удельной нагрузки на крыло и крейсер-
ской высоты на качество. Нетрудно показать, что при заданной высоте качест-
во максимально, если нагрузка на крыло выражается следующим образом

® I /2уд М2 СУоит = 1/2у8 М2 V Схрли,
ОПТ

(7.7)

и поэтому минимальное сопротивление

= 1/2у8 М2
пип

^фиксРо

(7-8)

4-21/ СхрДлХе).

Уравнения (7.7) и (7.8) показывают, что максимальное качество возрастает
с увеличением относительного удлинения при условии соответствующего увели-
чения нагрузки на крыло и крейсерской высоты. При заданном значении X полет
на большей высоте приводит к необходимости снижения удельной нагрузки на
крыло.

Замена в формуле (7.7) величин СХр = 0,0095 и е=0,95 дает простое выра-
жение для оценки оптимального коэффициента подъемной силы при большой
дальности полета:

Суоц-г = 0.17J X,

(7-9)

что, в свою очередь, определяет оптимальную нагрузку на крыло, которая свя-
зана с погонной нагрузкой по размаху (7//2 следующим выражением:

G \ л nt (8 М2)2
—	= 0,0(4-=г--—.

pS )

опт	Gl{p^) '

(7. Ю)

Отметим, что в этом выражении фигурирует средний полетный вес.

Известное условие для минимального сопротивления (постоянная нагрузка
на крыло)

Су — у/ Cj^JtXe,

приводящее к выражению

Сх

Су

Л Хе

(7.12)

получается на крейсерской высоте, определяемой выражением:

G/S

1 /2у роМ2)/ С ^лХе*

(7.13)

Кривые постоянного качества К на рис. 7.2 ограничены по высотам, так как
в указанном диапазоне высот Су имеет высокое значение, вместе с тем тс же
самые характеристики могут быть получены при меньших Су и высотах.

Абсолютный оптимум для нагрузки на крыло и высоты нельзя получить из
этих рассуждений, так как условия (7.7) и (7 1.1) несовместимы и качество про-
должает увеличиваться с высотой Однако при выбранной силовой установке
крейсерская высота ограничена располагаемой тягой

(7.14)

Из теории газотурбинных двигателей известно, что в изотермической атмо-
сфере * 7?/6 постоянно на данном режиме двигателя и числе М, поэтому на
рис. 7.2 может быть построена граница по тяге в координатах (7/S—6. Теперь из

* Это условие упрощает анализ, ко аналогичные результаты получаются и для Дру-
гих атмосферных условий*
(7.7) и (7.14) получаются следующие выражения для «оптимальной» нагрузки
на крыло, крейсерской высоты и максимально достижимого качества при вы-
бранной силовой установке

/ а \	‘^Схр

(1 =----------------------------------------;	(7.15>

\ PQS /ОЛТ Я /?взл 2	^фиксРр

8#ВЗЛ G уМ2	G

$онт —

2 V Схр/(л)я)_________

?вз.1 I „„ 5фиксРо
-=— — — у М2 -----=---

G 2	G

(7.16>

0^? нзл

Л

G

(7.17>

где /?/{6/?цзл) определяется режимом двигателя п числом iMt как показано на
рис. 6.3, б, например. Такую же границу по пне можно построить для винтового
самолета.

Возвращаясь к примеру на рис. 7.2 и выражениям (7.15) — (7.17)t можно
сделать следующие замечания

1.	Скоростной самолет имеет высокую оптимальную нагрузку на крыло бла-
годаря повышенному скоростному напору. Однако это находится в противоре-
чии со стремлением летать на больших высотах, где давление и плотность не-
велики.

2.	Если оптимальные условия полета определяются для заданной высоты,
качество самолета не зависит от удельной нагрузки на крыло в широких преде-
лах, Если елраниченный оптимум определяется по граничной кривой тяги путем
оптимизации высоты для каждого значения удельной нагрузки на крыло, каче-
ство самолета оказывается более чувствительным к вариациям нагрузки на крыло.

3.	При заданной крейсерской высоте оптимальная нагрузка на крыло рас*
тет с увеличением относительного удлинения, в то время как «абсолютный» он*
тимум в соответствии с (7 15) не зависит от этого параметра. Наилучшая крей-
серская высота и максимальное качество заметно увеличиваются с ростом отно-
сительного удлинения.

4.	При заданной крейсерской высоте размеры самолета, выраженные через
<7/5фикс, не влияют на оптимальную нагрузку на крыло, в отличие от «абсолют-
ного» оптимума, который заметно зависит от них. Например, при уменьшении
(7/5фИКс оптимальная нагрузка на крыло _растет, а высота уменьшается Обрат-
ное явление наблюдается при увеличении <7/5фНКс (т е. уменьшении длины фюзе-
ляжа), как это было продемонстрировано на примере самолета Боинг 747 SP.

5.	Самолет, оборудованный двигателями с высокой степенью двухконтурно-
сти, имеет сравнительно низкие значения /?/(б/?вэл) из-за падения тяги со ско-
ростью. Оптимальная крейсерская высота этих самолетов меньше, а удельная
нагрузка на крыло выше, хотя этот эффект частично компенсируется относи-
тельно низкой нагрузкой на тягу, необходимой для получения удовлетворитель-
ных характеристик на малых скоростях.

Очевидно, все замечания справедливы только в случае, когца указанные ра-
нее упрощения и предпосылки реальны.

7.2.2. Пределы по нагрузке на крыло
и конструктивные вопросы

Возможность выбора нагрузки па крыло, приводящей к оптимальным крейсер-
ским параметрам, обычно ограничена определенными факторами, связанными ст
характеристиками и эксплуатацией самолета (см. гл. 5). Пример влияния такого
лимитирующего фактора приведен на рис 7 3, где показано, что узешчсние на-
грузки иа крыло приводит к уменьшению взлетпой массы до определенного пре-
дела, начиная с которого становятся критическими требования по длине взлет-
Рнс. 7.3. Влияние ограничений по ха-
рактеристикам на взлетную массу

ной дистанции. Необходимость выборе
более мощного двигателя и системы ме-
ханизации, вызванная дальнейшим уве-
личением нагрузки на крыло, приводит
к прогрессирующему нарастанию взлет-
ной массы. Эти факторы могут изменить
решение конструктора.

Взлетная дистанция. Взлетная ди-
станция пропорциональна сумме кинети-
ческой и потенциальной энергий на вы-
соте условного препятствия и нагрузке
па тягу. Для реактивного самолета

7-вЗл---^в зл

взл

<-*взл

Постоянный коэффициент пропорциональности #Взл зависит от вида экс-
плуатации, оговоренной в НЛГ, числа двигателей, степени двухконтурности и
размеров самолета. Конструктор может назначить А63л по статистическим или
расчетным данным, аналогичным изложенным в подразд. 5.4.5. Типичные вели-
чины &иэл для двух-, трех- и чстырехдвигателыюго самолета соответственно рав-
ны 2,2, 2,0 и 1,8. Для винтовых самолетов вместо нагрузки на тягу использу-
ется нагрузка на мощность.

Ограничения по безопасной скорости взлета могут быть переведены в огра-
ничения по удельной нагрузке на крыло при помощи следующего выражения:

Овзл/5 - V P^Fniax <VC/V2y2,	(7. 19)

где минимальное значение VJV? указано в НЛГ.

Характерно, что параметры системы механизации крыла* оказывают за-
метное влияние на ограничения по удельной нагрузке на крыло (см. разд. 7.6).

Длина посадочной дистанции. Полуэмнирический метод для опенки ограниче-
ния по удельной нагрузке на крыло в зависимости от длины посадочной дистанции
приведен в подразд. 5.4.6. Наиболее эффективным способом получения оптималь-
ной нагрузки является выбор соответствующей системы механизации крыла.
Для самолета большой дальности длина посадочной дистанции обычно не явзя-
-ется критическим фактором в связи с относительно низкой посадочной массой
(см. г.одразд. 8.2.4).

Объем топливных баков. Внутренний объем крыла заданной формы пропор-
ционален S3/2, поэтому с увеличением нагрузки на крыло он резко уменьшается.
В примере на рис. 5.19 было показано, что у самолета большой дальности этот
фактор определяет площадь крыла.

Приблизительное значение площади крыла при заданном количестве топлива
может быть получено из приложения В, разд. В.З. Предварительная оценка
массы топлива дана в подразд. 5.4.2 и данные по удельной массе топлива сведе-
ны в табл. 8.14. Следует отметить, что внутренний объем крыла может быть
расширен путем увеличения стреловидности и, как результат этого, увеличением
толщины крыла при заданной максимальной расчетной скорости (см. разд. 7.5.4).

Ограничения для транспортного самолета по бафтингу на большой скорости.
Если коэффициенты подъемной силы, соответствующие возникновению бафтинга
Су в г и глубокому бафтингу Су г r,j известны, ограничения по nai рузке па крыло
могут быть получены из подразд. 7.5.2. Требования по маневренности ограничат
нагрузку на крыло и крейсерскую высоту в соответствии со следующими выра-
жениями:

* т.н в относится к взлетному углу отклонения закрылков.
G/S

Pd

< 0,5388 №СУ в.б (ny = 1,3);

(7.20)

(i/S

-----0,4386 M2 Су г,б(^ = 1.6).

Po

(7.21>

Считая коэффициент демпфирования воздушных порывов равным 0,8 и ис-
пользуя (7.23), можно jciko показать, что заданная скорость порывов, дости-
гающая 12,5 м/с, сочетается со следующим ограничением по удельной нагрузке
на крыло:

g/S \	/

—— | <0,78 М2 Су Гфб — 0,03

PQ J	\

dCy/du.

М } f

(7.22>

При заданной форме крыла это ограничение по бафтингу является функцией
только числа М. Угол кривой наклона подъемной силы зависят от числа М, от-
носительного удлинения и угла стреловидности (см. приложение Е, разд. Е.4.1).
Естественно, что различные пределы могут быть рассчитаны только после уста-
новления формы крыла и определения границ бафтинга.

Некоторые конструктивные вопросы. Изменения в площади крыла скажутся
на массе его конструкции. Очевидно, что удельная нагрузка на крыло, приводя-
щая к минимальной полегнон массе, будет поэтому выше, чем выбранная по наи-
лучшим характеристикам дальности, при условии, когда другие конструктивные
факторы не накладывают ограничений на оптимум. Это влияние массы конструк-
ции крыла практически проявляется у самолета небольшой дальности, для кото-
рого снижение массы пустою самолета важнее, чем экономия топлива.

Размеры и взлетная масса самых больших транспортных самолетов непре-
рывно увеличиваются с момента зарождения авиации. Если самолет братьев
Райт, совершивший первый полет, имел удельную нагрузку на крыло всего
7,3 кгс/м2, то эта величина на современных самолетах, таких как Макдоннел
Дуглас DC-10 (см. также рис. 1.6), возросла почти в сто раз. Во многих теоре-
тических работах исследовался вопрос зависимости массы пустого самолета от
роста общей массы на основании квадратно-кубического закона. Применение
этого закона к конструкции самолета дает следующие результаты: если линей-
ные размеры увеличиваются с максимальным коэффициентом в, площадь крыла
возрастает пропорционально е2, а объем и, следовательно, масса конструкций
увеличатся с коэффициентом в3 при условии сохранения удельной плотности и
уровня напряжений. Если удельная нагрузка на крыло предполагается постоян-
ной, полетная масса самолета будет возрастать пропорционально е2 и, следова-
тельно, масса планера будет расти быстрее, чем полет ная масса. Теоретиче-
ски возможно такое состояние, когда самолет может нести только массу собст-
венной конструкции, не оставляя запаса на полезную нагрузку, двигатели или
оборудование. Еще в начале столетия Ланчестер и другие указывали на эту
трудность и предсказывали практическую границу в размерах самолетов.

Квадратно-кубический закон основан на многих у прошениях и неоднократно
опровергался талантом конструкторов. На самом деле простое геометрическое-
подобие для самолетов не совсем справедливо, так как необходимо учитывать
значительное возрастание уровня допустимых напряжений в конструкции. Тем
не менее реальная масса конструкции крыла будет увеличиваться с ростом раз-
меров самолета, если это не сопровождается возрастанием удельной нагрузки-
на крыло (см. подразд. 8.4.1).

Статистические графики (рис. 7.4) показывают, чго для винтовых самоле-
тов удельная нагрузка на крыло возрастает пропорционально G1/3, а для реак-
тивных — пропорционально G1/5. Из других статистических данных следует, что>
крейсерская скорость винтовых самолетов значительно увеличивается с ростом
размеров самолета, в отличие от реактивных транспортных самолетов, которые
обычно эксплуатируются на больших дозвуковых скоростях, где число М огра-
ничено эффектами сжимаемости.
1

Рис 7 4 Тенденция к возрастанию удельной нагрузки на крыло:

J — винтовые самолеты, 2 — реактивные дозвуковые самолеты, 5 — сверхзвуковой транспорт-
ный самолет

Размеры крыла сказывают непосредственное влияние не только на массу
конструкции, но и на нагрузку от воздушных порывов Это заметно из зависи-
мости для перегрузки, вызванной порывом воздушного потока треугольной
формы*

г* __

2

(7.23)



где k№—коэффициент демпфирования порывов, который в основном зависит от
высоты и нагрузки на крыло Поскольку масса крыла примерно пропорциональна
у" Пу, высокая \ цельная на1рузка на него благоприятна для снижения массы кон-
струкции, когда нагрузки от воздушных порывов являются критическим факто-
ром Кроме снижения массы, уменьшение нагрузок от порывов способствует бо-
лее спокойному для пассажиров полету в турбулентном воздухе

7.3.	НЕКОТОРЫЕ ВОПРОСЫ СВАЛИВАНИЯ НА МАЛЫХ СКОРОСТЯХ

Хотя сваливание не является нормальным явлением для транспортных самоле-
тов, оно периодически происходит на практике Вероятность сваливания оценива-
ется в один случай на 105 полетов, а вероятность достижения режима, преду-
преждающего о сваливании, составляет один случай на 102 пли 103 полетов
{7 103] В процессе сертификационных испытаний самолета должны быть проде-
монстрированы приемлемые характеристики управляемости при сваливании, а
результаты этих летных испытаний являются основой для назначения минималь-
ных скоростей полета

Нормативные требования к поведению самолета при сваливании даны для
легких самолетов в FAR 23 201 207 (BCAR, 4 К, гл К 2.11) и для транспортных
самолетов в F\R 25 201 207 (BCXR, 4 D, гл D 2 11). Эти требования npeiy-
сматривают демонстрацию приемлемого поведения самолета при сваливании в
прямолинейном полете и при вираже с учетом эксплуатационного угла установки
закрылков, положения ЦМ, с выпущенными и убранными шасси и при заданной
мощности двигателей Кроме того, удовлетворительное поведение самолета
должно быть показано во время полета с одним неработающим
двигателем

Цель настоящего раздела состоит в рассмотрении некоторых общих направ-
лений проектирования крыла с приемлемыми характеристиками при сваливании.
Следует отметить, чго на этапе предварительного проектирования доступные
способы получения этих качеств весьма ограничены, особенно для стреловидного
крыла Настоящий раздел ограничен рассмотрением «обычных» значений углов
атаки при сваливании от 10 до 20°, при этом основным фактором, влияющим на
сваливание, считается форма крыла Некоторые замечания о поведении опреде-
ленной категории самолетов в послесрывном режиме и в режиме глубокого сва-
ливания даны в подразд 242 В этих случаях форма крыла не играет сущест-
венной роли

7.3.1,	Требования по управляемости при сваливании
и предупреждению сваливания

Цель получения приемлемых характеристик самолета при сваливании заключает-
ся в том, чтобы свести до минимума вероятность непроизвольного попадания в
этот режим и обеспечить выход из него в случае, если летчик непреднамеренно
привел самолет к срыву Во время летных испытаний самолет приводят к сва-
ливанию при полном дросселировании двигателей для получения данных по
минимально допустимым скоростям полета.

Поведение самолета при сваливании. При выполнении стандартного манев-
ра на сваливание двигатели полностью дросселируются, а ручка управления бе-
рется на себя так, чтобы самолет тормозился с ускорением около —0,5 м/с2.
Управление самолета обычного типа должно обеспечивать возможность задания
и корректировки углов крена и рыскания самолета путем нормального использо-
вания органов управления вплоть до момента, когда сваливание становится оче-
видным Рекомендуется, чтобы сваливание сопровождалось выраженным и пер-
воначально неуправляемым кивком на пикирование, а в процессе выхода в гори-
зонтальный полет должна быть предусмотрена возможность предотвращения по-
явления углов крена и рыскания более 15° для легких и 20° для транспортных
самолетов В дополнение к этому должны быть проведены испытания на дина-
мическое сваливание при торможении с ускорением до —2 м/с2 при заданном
уровне мощности двигателей и с одним отключенным двигателем

Долгое время считалось, что «хорошего сваливания» не существует, и были
сделаны многочисленные попытки исключить сваливание вообще путем ограниче-
ния мощности продольного управления таким образом, чтобы никогда не дости-
гался угол атаки, соответствующий максимальной подъемной силе («предотвра-
щение сваливания») В настоящее время этот подход отвергается, так как огра-
ничение мощности управления противоречит другим требованиям по маневрен-
ности в обычном полете и его трудно осуществить на практике в связи с разли-
чиями в конфигурации самолетов Кроме того, это приводит к ухудшению ха-
рактеристик самолета, поэтому общепринятой является тенденция к облегчению
последствий сваливания, а не его полное предотвращение.

Предупреждение о сваливании. Наступлению сваливания должен предше-
ствовать соответствующий предупредительный сигнал на скорости, превышающей
индикаторную скорость сваливания примерно на 10%, т. е. в диапазоне 80—100%
угла атаки сваливания Наиболее безошибочным сигналом обычно является рез-
кое увеличение усилий на штурвале продольного управления Приемлемы неболь-
шие колебания ручки или штурвала с нарастающей амплитудой по крену и
рысканию при условии, если она вначале контролируется летчиком Вибрации и
бафтинг самолета и тряска ручки при подходе к режиму срыва также считаются
эффективными предупредительными сигналами, если они не представляют опас-
ности для конструкции

При отсутствии у самолета естественно возникающих сигналов о свалива-
нии применяются различные механические и электронные устройства (автоматы
тряски, сигнальные лампы, звуковые сигналы). Обзор наиболее распространенных
устройств дан в работе [7.75].
7.3.2.	Обеспечение приемлемых характеристик по сваливанию

Характеристики самолета в режиме сваливания определяются при различных
углах отклонения закрылков и режимах работы двигателей в зависимости от
расположения двигателей по отношению к крылу. Как показано в работе [7.100],
небольшие изменения конфигурации самолета могут оказать существенное влия-
ние на режим сваливания. Теоретических методов расчета характеристик свали-
вания не существует, а данные продувок моделей в трубах имеют ограниченное
применение в связи с различными числами Re, шероховатостью поверхностей и
конструктивными деталями моделей.

Дополнительная трудность заключается в том, что критериев по оценке сва-
ливания не существует, так как в НЛГ приводится качественное описание тре-
бований (за исключением предельных значений углов по крену и рысканию) и
допускается их различная интерпретация.

Тем не менее можно назвать несколько общих принципов, касающихся фор-
мы крыла и размещения хвостового оперения, которые приводят к получению
удовлетворительных характеристик по сваливанию самолета. Нагрузка на крыло
определяет скорость сваливания в то время, как форма в плане, крутка и про-
филь крыла задают начальные условия срыва потока и его развитие при свали-
вании. Горизонтальное оперение создает необходимый момент на пикирование,
который зависит в основном от его расположения относительно крыла (см.
подразд. 2.4.2). Наконец, характер обтекания рулевых поверхностей в условиях
сваливания определяет эффективность управления и возможность выдерживания
летчиком курса полета.

Для прямых крыльев среднего или большого удлинения развитие сваливания
можно предсказать и обеспечить удовлетворительное поведение самолета в этом
режиме путем выбора формы крыла. Для стреловидного крыла это сделать
труднее не только из-за трехмерного характера воздушного потока, но и потому,
что форма стреловидного крыла выбирается прежде всего из условия скоростно-
го полета, а характеристики по сваливанию стремятся получить компромиссным
путем. Когда приемлемые характеристики по сваливанию не могут быть полу-
чены естественным путем, самолет должен иметь ту или иную систему защиты
от сваливания. Эти системы ограничивают максимальный угол атаки путем со-
здания интенсивного и короткого сигнала управления па пикирование, противо-
действующего стремлению летчика создать больший угол атаки («автомат отда-
чи»), Установка подобных устройств производится на основании исследований,
выходящих за рамки предварительного проекта.

7.3.3.	Срывные качества аэродинамического профиля

Форма профиля является основным параметром крыла, поэтому огромный объем
аэродинамических исследований проводился и проводится в поисках оптималь-
ных в отношении срывных качеств, распределения подъемной силы и момента
и геометрии. В соответствии с классической работой [7 74] существуют три
типа срыва потока для профилей: срыв по задней кромке, срыв по передней
кромке и срыв для тонкого профиля. Характер аэродинамических явлений, оп-
ределяющих обтекание профиля, и результирующие кривые подъемной силы и
момента показаны на рис. 7.5. Хотя реальные профили не подлежат строгой
ьлассификации по типу срывов, нижеследующее описание аэродинамических яв-
лений справедливо для большинства применяемых на практике профилей.

Тип I. срыв по задней кромке Этот тип срыва характерен для
большинства профилей с относительной толщиной* 15% и более. С возрастанием
угла атаки поток характеризуется нарастающим по толщине турбулентным по-
граничным слоем на верхней поверхности профиля. При углах атаки 10° и более
(В) происходит отрыв потока в задней кромке и точка отрыва постепенно пе-
ремещается вперед. Это приводит к снижению угла наклона кривой подъемной
силы, хотя вначале возрастание разряжения по передней кромке профиля спо-

* Определение понятия дано в приложении А, подразд. A.2 I.
CD
*

Тип I

Тип II

4x до 5---1--1---1--1---1-1—j-----1—i

0 D,a 1,5	2,4	3,2

Ордината верхней поверхности
на расстоянии 0,0125 хорды

б)

259

Рис- 7.5. Типичные виды срыва у нсскоростных профилей:

а _ распределение давления по верхней поверхности, нарастание толщины пограничного слоя, зоны отрыва и кривые подъемной силы
и момента (типы I, II и III); б — срывные характеристики профилей, связанные с числом Ре и геометрией профиля 17.81], / —срыв тонкого
профиля; 2 —срыв по передней кромке, 3 — срыв по задней кромке, 4 — комбинированный срыв по передней и задней кромкам.

Примечания. 1. Рисунки выполнены не точно в масштабе. 2. 5 — отрыв потока; ЗВ — зона местного отрыва; LB — длинная

зона отрыва
собствует сохранению положительного градиента нарастания подъемной силы.
Максимальный коэффициент подъемной силы около 1,5 достигается на симмет-
ричном профиле с толщиной 18%, когда точка отрыва достигнет середины хор-
ды (С). В дальнейшем (D) точка отрыва продолжает приближаться с той же
скоростью к передней кромке, что и до срыва, и максимум подъемной силы плав-
но снижается. Кривая изменения момента от подъемной силы имеет плавный
характер; резких изменений момента при срыве не наблюдается.

Тип II; срыв по передней к р о м к е. Профили с относительной тол-
щиной от 9 до 12% характеризуются резким отрывом потока по передней кром-
ке. У этих профилей отрыв ламинарного пограничного слоя может происходить
задолго до достижения максимальной подъемной силы и до перехода к турбу-
лентному пограничному слою. Отрыв происходит в ламинарном слое, а вихре-
образование при отрыве распространяется при таком угле, который способствует
быстрому присоединению потока к поверхности профиля, образуя небольшую
зону местного отрыва и последующий турбулентный пограничный слой (В). Кри-
вая распределения давления по верхней поверхности профиля искажается не-
значительно в месте зоны отрыва, пиковое значение давления меняется мало,
так как размеры зоны отрыва невелики по сравнению с хордой. С увеличением
угла атаки (С) точка отрыва перемещается вперед в зону большей кривизны
профиля, поэтому турбулентный слой оказывается оторванным. При этом кри-
тическом угле атаки происходит нарушение обтекания по всей верхней поверх-
ности профиля, т. е. происходит как бы взрыв небольшой зоны отрыва (D). Пик
давления по передней кромке падает, и кривая распределения давления по по-
верхности сглаживается, что свидетельствует о полном отрыве потока.

На кривых подъемной силы и момента наблюдается резкое падение, когда
угол атаки больше критического. Появление большого отрицательного момента
связано с перемещением назад центра давления.

Тип III: срыв тонкого профиля. У профилей с относительной тол-
щиной менее 6% местный отрыв по передней кромке происходит при малых уг-
лах атаки (4). На определенном критическом угле атаки местная зона отрыва
расширяется, но поток присоединяется вновь к поверхности на второй половине
хорды, образуя длинную зону отрыва, которая приводит к небольшому изме-
нению угла наклона кривой подъемной силы (В). С увеличением угла атаки
точка присоединения потока перемещается назад, пока не совпадает с задней
кромкой профиля, что соответствует достижению максимальной подъемной силы
(С). Максимум кривой получается скругленным, а на кривой момента наблю-
дается тенденция его роста в отрицательную сторону при приближении к мак-
симальному значеншо подъемной силы. Кривая распределения давления при уд-
линенной зоне отрыва характеризуется снижением пика разрежения и его рас-
пространением на вею зону отрыва.

Кроме этих типов срыва существуют различные комбинации срывов по пе-
редней и задней кромкам. Они характеризуются различными видами скругления
и перехода кривой подъемной силы в точке максимума. Не следует однозначно
связывать тип срыва профиля с его относительной толщиной. Как было показано
Гольтом [7.81], существует взаимосвязь между срывными характеристиками,
геометрией носка профиля и числами Рейнольдса. На рис. 7.5, б ордината верхней
поверхности профиля в точке, соответствующей 1,25% хорды, используется как
показатель остроты передней кромки. Обобщенная зависимость показывает су-
ществование области, где доминируют все три типа срывов, а для некоторых
профилей характерны комбинации срывов по передней и задней кромкам. Срыв-
ные характеристики трудно предсказать, так как они очень чувствительны к ма-
лейшим изменениям геометрии профиля.

Характер обтекания профиля с механизацией передней и задней кромокж
(«многоэлементные» профили) значительно сложнее, чем элементарного профиля.
Отрыв пограничного слоя может происходить на любом элементе профиля, меж-
ду элементами возникает взаимовлияние, приводящее к полям скоростей, кото-
рые трудно анализировать. Теоретическая оценка срывных характеристик крыла
с отклоненными закрылками малоприменима на этапе предварительного проекти-
рования. Некоторые замечания по влиянию отклонения закрылков на тип срыва
приведены в приложении G разд. G 2.3.
7.3.4.	Возникновение срыва по размаху

Если отрыв потока начинается на конце крыла и распространяется внутрь, сва-
ливание самолета, вероятнее всего, будет сопровождаться резким креном, так
как срывная область создаст момент по крену. Мощность поперечного управления
может быть частично потеряна из-за отрыва потока на элеронах. Тем не менее,
срыв, начинающийся на конце крыла, можно считать приемлемым, если конце-
вой 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 привести к созданию большого
спутного следа, действующего на горизонтальное оперение, в зависимости от по-
ложения последнего относительно крыла и вызвать бафтинг оперения. При ог-
раниченных масштабах этого явления на небольших самолетах его можно счи-
тать приемлемым, однако слишком сильный бафтинг с возможными поврежде-
ниями конструкции недопустим. При срыве в ограниченной внутренней зоне крыла
сохранятся большие области обтекания без срыва, и это в общем случае при-
ведет к чувствительной потере максимальной подъемной силы. В этом случае
потребуется дополнительная несущая площадь крыла, поэтому ранний срыв в
корневой части крыла нельзя считать приемлемым решением для транспортного
самолета. Кроме того, след от внутренней части крыла может затенять киль с
потерей эффективности путевого управления. Положительным фактором в пользу
корневого срыва считается момент на пикирование который вызывается умень-
шением скоса потока в районе стабилизатора и потерей подъемной силы перед-
ней части стреловидного крыла.

Наиболее целесообразным, по всей вероятности, для транспортного самолета
является срыв, начинающийся на 40% полуразмаха крыла. Для распространения
зоны срыва в этом случае по всему крылу потребуется приращение угла атаки
на несколько градусов, только после этого произойдет резкая потеря эффектив-
ности элеронов.

Интерференция крыла и фюзеляжа, наличие внешних гондол и струй от вин-
тов могут оказать значительное и неопределенное влияние на характеристики
срыва крыла, как это показано в нескольких примерах из литературы.

7.4.	ПРОЕКТИРОВАНИЕ КРЫЛА ДЛЯ МАЛОСКОРОСТНЫХ ДОЗВУКОВЫХ
САМОЛЕТОВ

К классу самолетов с «малыми дозвуковыми» скоростями относятся летатель-
ные аппараты, диапазон эксплуатационных скоростей которых не допускает про-
явления эффекта сжимаемости вплоть до максимальной скорости пикирования
и числа М. Эти самолеты имеют максимальное число от М=0,6 в горизонталь-
ном полете и до М = 0,7 при пикировании в зависимости главным образом от
относительной толщины крыла. Прямое крыло с широким диапазоном относи-
тельных толщин профиля, обеспечивающим компромисс между аэродинамически-
ми и конструктивными требованиями, наиболее применимо на этих самолетах.

Термин «прямое крыло» можно интерпретировать как крыло с нулевой стре-
ловидностью линий, соединяющих соответствующие точки концевых и корневых
сечений, и его не следует путать с тер.мином «несужающееся крыло». Аэродина-
мики считают угол стреловидности по линии четверти хорд, так как это зна-
чительно упрощает аэродинамический анализ. Однако размещение корневой час-
ти крыла не является произвольным в связи с требованиями общей и конструк-
тивной схем самолета. Для балансировки самолета необходимо найти оптималь-
ное положение ЦМ по отношению к фокусу крыла. Сдвиг фокуса возможен в
более широком диапазоне путем изменения стреловидности, чем смещение ЦМ.

7.4.1.	Форма крыла в плане

Форма в плане определяется видом на крыло сверху (рис. 7.6). Форма в плане
аепосредственно связана с относительным удлинением и сужением крыла и влияет
на коэффициент индуктивного сопротивления и характеристики сваливания.
Рис. 7-6. Основные формы прямого крыла в плане:

1 — прямое; 2 — с прямым центропланом; 3 — сужающееся

На практике можно наблюдать самые разнообраз-
ные формы крыла в плане даже у самолетов, проекти-
руемых по одним и тем же требованиям. Выбор формы
крыла в конкретном случае не так свободен, как это
можно предполагать на основании этого многообразия.
Он зависит от опыта, накопленного конструкторским
бюро, выполненного объема экспериментальных про-
грамм исследований аэродинамических характеристик,
устойчивости, управляемости и силовой схемы. Обычно
одна или несколько концепций в результате выполне-
ния такой программы приемлемы для дальнейшей про-
работки.

Наибольшее распространение в настоящее время
получили три формы прямого крыла; сужающееся, пря-

моугольное и крыло с прямоугольной внутренней частью и сужающимися кон-
солями (см. рис. 7.6). Сужающееся крыло принято на большинстве самолетов,
так как оно обладает низким индуктивным сопротивлением, большой подъемной
силой, малой массой конструкции и достаточным объемом для размещения шас-
си. При умеренном сужении крыла могут быть получены приемлемые характе-

ристики при сваливании.

Прямоугольное крыло привлекает простотой изготовления в связи с одно-
образной формой профиля и отсутствием сложной кривизны поверхностей, что
упрощает оснастку. С аэродинамической точки зрения оно уступает сужающему-
ся крылу, однако его применение оправдано на недорогих частных самолетах
малой серии, когда небольшая начальная стоимость и дешевизна элементов яв-
ляются важными факторами. Прямоугольное крыло хорошо сочетается с приме-
нением эффективных закрылков по всему размаху, когда конструктивные ус-
ложнения компенсируются относительной простотой закрылков с постоянной хор-
дой. Прямоугольное консольное крыло обычно бывает небольшого относительно-
го удлинения для экономии массы, но подкосные крылья могут иметь большое
удлинение, несмотря на отсутствие сужения (например Шорт «Скайвэн»).

Крыло с прямоугольной внутренней секцией обладает хорошими аэродина-
мическими характеристиками и выгодно с конструктивной и производственной
точек зрения, особенно для двухдвигательного самолета с гондолами на крыле.

7.4.2.	Относительное удлинение

Относительное удлинение есть отношение размаха к средней геометрической хор-
де. При заданной площадке крыла оно позволяет сразу получить размах

/ = /TS.

(7-24)

Вместо относительного удлинения, которое определяет коэффициент индук-
тивного сопротивления, иногда используется нагрузка по размаху, которая свя-
зана с X и удельной нагрузкой на крыло:

a g/s

Z2 “ х *

(7.25)

Нетрудно показать, что при постоянном скоростном напоре нагрузка по раз-
маху позволяет получить значение индуктивного сопротивления в единицах ве-
са. Поэтому нагрузка по размаху является подходящим критерием, когда длина
ВПП ограничивает скорость сваливания и задача заключается в том, чтобы под-
нять взлетную массу на возможно большую высоту при отказе одного двигателя.
Этот критерий используется в подразд. 7.5.4 при начальном выборе X и размаха
для реактивных транспортных самолетов.

Требования по набору высоты для винтовых транспортных самолетов вы-
рабатываются несколько иным способом. Используя формулы подразд. 5.4.3, мож-
262
но показать, что параметр

N дв—1 N взл / 1 / ^вэл

Nдв	Овэл / г Су тах^

является определяющим в этом слу-
чае. Влияние обратной величины это-
го параметра на минимально допу-
стимую величину л показано на
рис, 7.7, где изменение Су max не учи-
тывается.

Установлено, что при нагрузке на
крыло, удовлетворяющей формуле
(7.7), максимальное качество К и
дальность при заданной крейсерской
скорости очень чувствительны к из-
менению Л. Для высоконагруженного

Рис. 7.7, Рекомендуемый нижний предел

крыла большого удлинения могут
быть получены хорошие характери-
стики дальности, однако для обеспе-
чения приемлемой скорости свалива-
ния в этом случае потребуется эф-
фективная система закрылков.

Крыло с большим относительным

относительного удлинения крыла
самолетов

удлинением является логически

ним выбором для транспортного самолета с высокими крейсерскими

ВИНТОВЫХ

обоснован-
параметра-

ми, однако эта компоновка должна предусматривать применение более совер-

шенных средств механизации.

У легких самолетов нагрузка на крыло обычно невелика и применение слож-
ной системы механизации считается нецелесообразным. Оптимальная крейсерская
скорость при большой дальности полета может оказаться невыгодной, особенно
при ограничении высоты до 3000 м. Эти самолеты обычно летают на максималь-
ном крейсерском режиме и нетрудно показать, что большое увеличение X приво-
дит к незначительному приращению скорости и дальности. Например, увеличение
относительного удлинения от 6 до 10 самолета с G=1500 кг, S=15 м2, N—
= 180 л. с. и CXfj = 0,025 приводит к увеличению скорости на уровне моря с
238 до 248 км/ч, что составляет всего 4%.

Большое относительное удлинение может привести к уменьшению сопротив-
ления в посадочной конфигурации, что уменьшит угол глиссады, затруднит лет-
чику расчет точки касания и увеличит тенденцию самолета к «зависанию» после
выравнивания при посадке. Кроме того, большая величина относительного уд-
линения не позволяет получить удовлетворительной маневренности по крену
из-за большого демпфирования и уменьшенной эффективности элеронов с не-
большой хордой [7.96).

В заключение необходимо отметить, что на двухдвигательных самолетах
общего назначения относительное удлинение находится в пределах от 7 до 9; на
однодвигательных самолетах эти величины несколько ниже и изменяются от
5,5 до 8.

7.4.3.	Относительная толщина крыла

Необходимая величина относительного удлинения для пескоростного транспорт-
ного самолета может быть получена только при достаточной строительной высоте
корневого профиля крыла, где изгибающий момент достигает максимального зна-
чения. В этой связи часто используется понятие относительного выноса, который
определяется отношением полуразмаха к максимальной толщине корневого се-
чения. Формула для массы крыла в подразд. 8.4.1 показывает, что составляю-
щая массы конструкции крыла линейно возрастает с увеличением относительного
выноса при условии постоянства остальных параметров.

На рис. 7.8 представлены данные по относительному выносу для самолетов
различных категорий. Транспортные самолеты обычно имеют этот параметр в
Рис. 7.8, Зависимость относительного выноса крыла
от массы самолета:

1 — реактивные; 2 —винтовые; 3— реактивные тре-
нировочные; 4 — с подкосным крылом; 5 — сверхзву-
ковые транспортные

Рис. 7.9. Кривые зависимости мак-
симальной подъемной силы профи-
лей NACA от их относительной тол-
щины при двухщелевых закрылках
в диапазоне чисел
Re=(3,5 . .. 6)ХЮ6:

1 — полностью выпущенные закрыл-
ки; 2 — исходные профили

пределах 18—22, относительный вынос более 25 встречается редко даже в слу-
чае сверхзвуковых транспортных самолетов. Более низкие величины характерны
для тренировочных самолетов, очевидно, из-за высоких маневренных нагрузок,
на которые должно рассчитываться их крыло.

Если относительная толщина крыла растет пропорционально X, благоприят-
ный эффект снижения индуктивного сопротивления с увеличением относитель-
ного удлинения крыла несколько сокращается из-за приращения профильного
сопротивления. Как показано на рис. 7.9, увеличение толщины крыла влияет и
на Су Стремление к выбору общепринятых профилей крыла легко объяс-
нимо, если вспомнить, что у тонкого крыла срыв начинается по передней кром-
ке, а у толстого — по задней (см. рис. 7.5). Максимальный коэффициент подъем-
ной силы стандартных профилей NACA достигается при толщинах 12—15%, для
которых характерны комбинированные типы срыва. Последние разработки в об-
ласти профилей показывают, что более высокое значение Су шах можно полу-
чить на специальных профилях, имеющих относительную толщину около 17%
[7.55]. Профили с толщиной 15—20% при отклоненных закрылках имеют срав-
нительно плоский максимум коэффициента подъемной силы. Причины этого яв-
ления объясняются в приложении G, подразд. G2.3.

В заключение необходимо указать, что толщина корневого профиля крыла
транспортного самолета должна выбираться из расчета получения приемлемого
значения относительного выноса.

При заданном относительном сужении это означает, что относительная тол-
щина корневого сечения будет увеличиваться пропорционально удлинению. Тол-
щина в пределах 15—20% представляет наибольший интерес с точки зрения ха-
рактеристик при использовании простой механизации по задней кромке и обе-
спечивает необходимый объем для уборки шасси. Толщины более 20% приводят
к возрастанию профильного сопротивления при небольшой подъемной силе, и
это, в свою очередь, ограничивает максимальное удлинение величиной порядка
13 для консольною крыла.

При крейсерском числе М>0,5 необходимо убедиться, что при максималь-
ной расчетной скорости, которая примерно на 0,1 больше крейсерской, обтека-
ние крыла будет докритпческим. Это условно накладывает ограничение на от-
носительную толщину, которая зависит в определенной степени от формы про-
филя. Метод оценки критического числа М дан в подразд. 7.5.1. Крылья легких
264
самолетов имеют меньшее удлинение, и наивыгоднейшей толщиной корневого
сечения считается величина 15%.

Концевые профили (без закрылков) следует применять с толщиной 10—15%
для получения максимальной подъемной силы.

Это уменьшение по отношению к корневому сечению также способствует сни-
жению массы конструкции. Минимальная практическая толщина крыла на легких
самолетах должна быть достаточной для обеспечения размещения проводки уп-
равления.

7.4.4.	Сужение крыла

Относительное сужение Г| оказывает большое влияние на распределение подъ-
емной силы по размаху. С уменьшением т) центр давления консоли крыла пере-
мещается в направлении корневой части, снижая соответственно изгибающий
момент от подъемной силы. Так как строительная высота корневой части крыла
также возрастает (при заданных площади, размахе и профиле), сильно сужаю-
щееся крыло может быть легче и более жестким на кручение, чем прямоуголь-
ное. У легких самолетов практический нижний предел т] определяется строи-
тельной высотой концевой части, необходимой для установки элеронов и разме-
щения проводки управления к ним.

Относительное сужение — это главный параметр, определяющий распростра-
нение срыва по размаху, так как оказывает большое влияние на распределение
подъемной силы по размаху (рис. 7.10).

Положение максимума Су подъемной силы по размаху для прямых сужаю-
щихся крыльев без крутки в первом приближении определяется зависимостью

/	=1—7].	(7.26)

Следовательно, у крыла с постоянным профилем и относительным сужением
0,4 начало срыва следует ожидать на 60% полуразмаха ближе к внутренней
части элеронов. При резком сужении крыла следует ожидать заметного сниже-
ния максимального коэффициента подъемной силы в концевой части из-за умень-
шения 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 ин-
дуктивного сопротивления сужающегося крыла минимальна при т]—0,4 и мало-

Рис. 7.10. Распределение подъ-
емной силы при Су —1 по раз-
маху прямого крыла с различ-
ными относительными сужения-
ми

Рис. 7.11. Относительные сужения прямых, стре-
ловидных и треугольных крыльев;

/ — реактивные транспортные и административ-
ные самолеты; 2 — винтовые; 3— дозвуковые с
треугольным крылом; 4 — реактивные трениро-
вочные; 5 — минимальное индуктивное сопротив-
ление крыла без крутки; 6 — нижняя граница
чувствительна к большим отклонениям от этого значения, можно считать, что
для прямого крыла величины т)<0,4 малопригодны (рис, 7,11).

При известных площади и относительном удлинении, после выбора величины
относительного сужения, геометрия крыла становится известной. Для прямого
сужающегося крыла концевая и корневая хорды определяются по формулам

2 S

$корн — . ,	. »	(7.27)

I +1 *

^конц = 1]^корн>	(7.28)

я вид крыла в плане может быть вычерчен,

В случае использования упрощенного линейного плазового построения кон-
туры профиля между точками сглаживания огибающей кривой будут несколько
искажены у крыльев с сужением в плане и с переменной толщиной по размаху.
Сужающееся крыло с толщиной корневого и концевого сечения соответственно
18 и 12% будет иметь толщину 15% не в средней точке между этими сечения-
ми, а ближе к концевому сечению.

7.4.5.	Выбор профиля

При выборе профиля конструктор должен руководствоваться следующими общи-
ми положениями.

1.	Основной профиль должен иметь низкое профильное сопротивление в диа-
пазоне коэффициентов подъемной силы, характерных для крейсерского полета.

2.	Внутренние сечения крыла с выпущенными закрылками должны иметь
небольшое сопротивление в условиях создания максимальной подъемной силы,
особенно при наборе высоты после взлета.

3.	Концевые сечения должны иметь приемлемый максимальный коэффициент
подъемной силы и плавные характеристики срыва.

4.	Внутренние сечения крыла должны иметь высокое значение коэффициента
подъемной силы с выпущенными закрылками.

5.	Критическое число М должно быть достаточно высоким, чтобы исключить
эффекты сжимаемости при достижении самолетом максимальной расчетной ско-
рости, соответствующей М = 0,65.

6.	Коэффициент момента должен быть низким для предотвращения нараста-
ния балансировочного сопротивления и крутящего момента при максимальном
скоростном напоре.

7.	Аэродинамические характеристики должны быть малочувствительны к
производственным отклонениям в форме крыла, наличию на поверхности грязи,
пыли и т. п.

8.	Профили крыла должны иметь максимально возможную относительную
толщину в интересах снижения массы конструкции.

Должны быть обеспечены достаточные внутренние объемы для размещения
топлива, шасси, проводки управления и других элементов.

Все эти требования не могут быть выполнены при сохранении единой формы
профиля по размаху. Поэтому на практике обычно применяются различные про-
фили по размаху и другие компромиссные решения.

Для нескоростных самолетов выбор производится обычно из серии стандарт-
ных профилей NACA, которые при необходимости могут быть модифицированы
на этапе аэродинамических исследований модели. Многочисленные исследования,
выполненные NACA с учетом систематических вариаций в форме профилей, по-
зволили получить многочисленные серии профилей с удовлетворительными харак-
теристиками. Данные по этим работам представлены достаточно подробно. Ра-
боты [7 5 и 7,51] особенно полезны для конструктора, так как упрощают процесс
выбора соответствующего профиля.

Работа [7,5] дает полные данные по характеристикам профилей, а [7.96] со-
держит систематизированные материалы по влиянию изменений в форме профи-
ля на срывные характеристики с использованием метода Андерсена [7.70]. Ниже
рассматриваются наиболее распространенные профили NACA *, примеры которых
представлены на рис. 7.12.

* Терминология объясняется в приложении А, подразд, А.2.3,
Рис. 7.12. Характеристики профилей NACA стандартной серии при Re=610e [7.5]

Профили NACA с четырехзначным обозначением являются синтезом ранних
профилей Геттингена и Кларка серии V, эмпирически разработанных на базе
довоенных экспериментальных данных. Распределение толщин и средняя линия
описываются уравнениями полиномов, а форма профиля близка к эллиптической.
Максимальная кривизна соответствует примерно середине хорды.

Хотя четырехзначные профили не относятся к категории профилей с низким
сопротивлением, их кривая нарастания сопротивления с подъемной силой носит
плавный характер. Профили с кривизной имеют достаточно высокое значение
подъемной силы и контролируемы с точки зрения срыва. Этими качествами, на-
пример, обладают профили серии 2412 и 4412, которые наиболее приемлемы для
концевых сечений крыла легких самолетов и хвостового оперения. Благодаря
плавному изменению сопротивления и момента с подъемной силой четырехзнач-
ные профили часто используются на легких тренировочных самолетах, летающих
в различных условиях.

Последние эксперименты с профилями 16 %-ной относительной толщины по-
казали ВОЗМОЖНОСТЬ получения Су тах ДО 2,1 ДЛЯ Профиля 6716 И сутах = 4 для
профиля 4416 с одним щелевым закрылком, отклоненным на 30° [7.64].

Пятизначные профили NACA имеют такое же распределение толщин, как и
четырехзначные профили, но их средняя линия отличается тем, что максимальная
ордината сдвинута вперед. Хорошо известные профили 230 серии имеют макси-
мальную кривизну на 0,15 хорды. Эти профили обладают наибольшей подъемной
силой из всех стандартных серий, но их срывные характеристики менее благо-
приятны и довольно чувствительны к изменению масштаба. Профили 230 серии
часто применялись, когда подъемная сила крыла играла главную роль, иногда в
комбинации с четырехзначным профилем на конце крыла.

Профили NACA с шестизначным обозначением («ламинарные») являются
результатом успешных попыток создания профилей теоретическими (приближен-
ными) методами, направленными на получение низкого профильного сопротивле-
ния в ограниченном диапазоне значений коэффициента подъемной силы: так на-
зываемые «ложки» на кривой при малых сопротивлениях. Ламинарное обтекание
передней части профиля достигается вследствие исключения пика давления, низ-
ких локальных скоростей и благоприятного градиента изменения давления по
верхней поверхности носовой части профиля. Зона ламинарного обтекания огра-
ничена возникновением турбулентного пограничного слоя в задней части профиля.
Сравнительно небольшое повышение скоростей при обтекании этих профилей
способствует также получению высокого критического числа М. Из-за относи-
тельно острого носка тонких ламинарных профилей их максимальная подъемная
сила заметно меньше четырех- и пятизначных профилей, хотя разница для тол-
стых изогнутых профилей может быть пренебрежимо малой. Эти профили имеют
также контролируемые срывные характеристики. Хотя их профильное сопротив-
ление очень мало в идеальных условиях, оно чувствительно к шероховатости
поверхности, загрязнениям, наростам. Поэтому для сохранения ламинарного обте-
кания на конкретном крыле необходимы специальные конструктивные меры, но
.даже в этом случае трудно ожидать распространения ламинарного обтекания на
достаточно большую часть профиля.

Большим преимуществом профилей шестизначной серии является наличие
систематизированных данных по исследованиям их свойств. Конструктор благо-
даря этому имеет возможность выбирать наилучшую форму профиля, путем по-
степенного варьирования его параметрами. Модификацией стандартной серии
является серия А [7.52], в которой острый угол схода у хвостовой кромки заме-
нен большим углом, получающимся в результате спрямления контуров профиля
начиная с 80% хорды.

После выбора серии профиля конструктор должен будет определить его ос-
новные параметры.

Относительная толщина рассмотрена в подразд. 7.4.3.

Координата максимальной толщины определяет положение
точки максимальной толщины по хорде. Чем дальше эта точка по хорде, гем
ниже минимальное профильное сопротивление (гладких профилей) и выше кри-
тическое число М при расчетном су. Однако это достигается путем снижения
су шах и повышения профильного сопротивления при больших углах атаки. По
этим причинам профили серии 63 и 64 наиболее популярны среди шестизначных
профилей.

Максимальная кривизна определяет угол атаки при нулевой подъ-
емной силе, коэффициент момента, коэффициент подъемной силы при минималь-
ном профильном сопротивлении и су шах. Большая кривизна выгодна с точки
зрения Су гаах, но для балансировки поперечного момента может потребоваться
значительное отклонение рулевых поверхностей хвостового оперения с соответст-
вующим возрастанием сопротивления. Кривизна, обычно, выбирается таким об-
разом, чтобы в нормальном крейсерском полете профиль работал на расчетном
су. Тренировочные самолеты имеют небольшую кривизну профилей из расчета
обеспечения приемлемых характеристик в перевернутом полете.

Форма средней линии влияет на смещение вперед точки максималь-
ной кривизны, что способствует повышению су тах и возникновению срыва по
передней кромке при средних относительных толщинах профиля. Более низкие
значения су та5 и плавный срыв характерны при смещении точки максимальной
кривизны назад.

7.4.6.	Срывные характеристики и крутка крыла

Отправными моментами для получения приемлемых срывных характеристик пря-
мого крыла, указанных в разд. 7.3, могут служить следующие положения, заим-
ствованные из работы [7.71].

1.	Точка начального срыва должна находиться внутри крыла, лучше всего,
если она располагается на расстоянии 40% полуразмаха от корневого сечения.

2.	Развитие срыва должно начинаться скорее на внутренней части крыла, чем
на наружной.

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.

В качестве практической меры получения желаемых характеристик можно
варьировать кривыми распределения по размаху локального су и су тат для
прямых крыльев среднего и большого удлинения. Пример такого подхода пока-
зан на рис. 7.13. Конструктор заинтересован также в том, чтобы резкое развитие
срыва происходило на несколько больших углах атаки и для получения картины
развития срыва в направлении хорды можно воспользоваться данными рис. 7.5
и имеющимися данными профиля.

Распределение подъемной силы по размаху * зависит, главным образом, от
формы крыла в плане и его крутки. Тип профиля мало влияет в линейном диа-
пазоне углов атаки из-за пологости кривой распределения подъемной силы по
размаху. Кривая локальных су шах определяется исключительно формой профиля.
Поэтому влияние степени сужения, относительного удлинения и крутки на срыв-

* Методы расчета этого параметра приведены в приложении Е, подразд. Е.4.2,
Рис. 7.13. Расчетное распре,
деление подъемной силы по
размаху при больших углах
атаки (закрылки убраны):

1 — местный сиП1а1; 2 — ме-
стный су

ные характеристики, су mat и индуктивное сопро-
тивление можно проследить безотносительно к
выбору профиля, что экономит время.

Многообразие форм крыльев при проведении
анализа может быть сокращено, если ввести сле-
дующие ограничения:

1.	Хотя относительное удлинение является
важным параметром для характеристик самолета,
его влияние на срывные характеристики неве-
лико.

2.	Аэродинамическая крутка крыла более пя-
ти градусов приводит к неприемлемым прираще-
ниям индуктивного сопротивления на 5—10 услов-
ных единиц.

3.	Малое сужение применимо только на
крыльях с толстым корневым профилем четырех-
или пятизначной серии при относительной толщи-
не концевого сечения около 12%.

4.	Влияние сужения на су шах может быть
значительно большим для пятизначных профилей,
чем для четырех- и шестизначных, особенно, если
число Re на конце крыла ниже 2* 10*.

Логически обоснованной схемы процесса принятия решения не существует.
Основная форма крыла будет изменяться и после многочисленных аэродинами-
ческих исследований в трхба.х. Хотя теоретические расчеты и трубные испытания
могут быть положительными, не исключено, что могут потребоваться модифика-
ции стандартных профилей или в процессе летных испытаний выявится необхо-
димость применения устройств, контролирующих срыв.

Следует отметить, что большинство теоретических методов не учитывает
интерференцию крыла и фюзеляжа. Для высокоплана область интерференции
ограничена менее критичной нижней поверхностью крыла, и ее эффект невелик.
Низкорасположенное крыло испытывает наибольшее влияние интерференции, ко-
торая, однако, контролируется обычно местным контуром фюзеляжа и корневы-
ми зализами. Твердых теоретических методов предсказания характеристик ком-
бинации крыло — фюзеляж с зализами не существует, и окончательная геометрия
этих зализов определяется по трубным или летным испытаниям.

Спутная струя от винта влияет на максимальную подъемную силу, приводя
обычно к задержке появления срыва в зонах, находящихся непосредственно в
струе. В летных испытаниях при установлении скоростей сваливания этот эффект
обычно мал, так как по условиям эксперимента требуется убрать мощность. Сва-
ливание с работающими на определенной мощности двигателями характеризуется
другим поведением самолета, зависящим от его конфигурации.

7.5.	КОНСТРУКЦИЯ КРЫЛА ДЛЯ СКОРОСТНОГО
ДОЗВУКОВОГО САМОЛЕТА

В аэродинамике скоростного самолета основной упор делается на достижение
наибольшей скорости, которая является главным фактором, определяющим эко-
номику и эксплуатационные качества самолета данной схемы. Если предположить,
что тип силовой установки и ее данные известны, основным фактором, определя-
ющим скорость, в случае нескоростных транспортных и легких самолетов явля-
ется сопротивление, что видно из рис. 7.14. При заданной высоте полета любое
приращение скорости ДЕ можно получить путем уменьшения сопротивления
например путем уменьшения омываемой поверхности, применения обтекаемой
формы, уменьшения интерференции, оптимизации удельной нагрузки на крыло
и относительного удлинения и т. п.

Эти задачи стоят и при проектировании скоростного самолета, однако в отли-
чие от пескоростных самолетов первые для получения максимально возможной
крейсерской скорости преднамеренно работают в области, где проявляется сжима-
емость потока. Проблемы аэродинамики этих самолетов сводятся главным образом
к достижению большого критического числа М, исключению нежелательных лет-
I

Рис. 7.14. Пути повышения ско-
рости малоскоростного и скоро-
стного околозвукового самоле-
тов:

a—нескоростной самолет; б —
околозвуковой самолет; I — ис-
ходный вариант самолета; 2 —
улучшенный вариант

- ► м
fi)

вых характеристик в нерасчетных условиях (маневр, порывы ветра, выход за
расчетную скорость) и обеспечению удовлетворительных характеристик стрело-
видного крыла на малых скоростях.

Основными возможностями для достижения большого крейсерского числа М
являются применение стреловидного крыла, уменьшение его относительной тол-
щины, создание улучшенных профилей и оптимальное распределение кривизны и
крутки крыла по размаху. Умеренные значения нагрузки на крыло и относитель-
ного удлинения способствуют повышению скорости, но могут противоречить дру-
гим целям оптимизации характеристик. Применение плавных переходов от крыла
к фюзеляжу, зализов и противоскачковых тел приемлемо, если это не противо-
речит конструктивной и общей схеме самолета.

При создании нового самолета, скорость которого не больше, чем у самолета,
вместо которого он разрабатывается, степень важности аэродинамических проб-
лем не снижается. В новой конструкции должны быть использованы последние
достижения техники, например, для увеличения толщины, относительного удли-
нения или уменьшения угла стреловидности.

Настоящий раздел ограничен рассмотрением только крыла; эффекты сжимае-
мости для других элементов самолета, таких как комбинация гондола — фюзе-
ляж, могут играть также существенную роль (см. разд. 6.5).

7.5.1.	Профили для больших дозвуковых скоростей

Докритическая скорость. Докритический плоский поток, обтекающий профиль,
является дозвуковым. Влияние сжимаемости на распределение давления хорошо
описывается методами дозвукового течения при помощи поправки Прандтля —
Глауэрта:

или более точными зависимостями, например формулой Кармана — Дзяна.

В (7.29) ср — коэффициент давления:

р — Ри
ср = -------- ,	(7.30>

а индекс «I» относится к несжимаемому потоку (М°о«с1).

Рис. 7.15 отражает одновременно влияние докритической сжимаемости на
местный коэффициент давления и границу докритической зоны, которая опреде-
ляется выражением

Это уравнение выводится на основании закона Бернулли для сжимаемой
жидкости и при замене локальной скорости на М«= 1 (см., например, работу
270
Рис. 7 Л 5* Изменение коэффициента
давления от числа М и определение
критического числа М:

1 — местное число М= 1

Рис. 7.16. Зависимость коэффициен-
тов подъемной силы и сопротивле-
ния профиля от числа М:

А —’ критическое давление, Мкр;
В — начало нарастания волнового
сопротивления* Мкр х; С — нача-
ло снижения подъемной силы,
мкр V

[7.71]). Критическим числом М профиля называется число М свободного потока,
при котором достигается звуковая скорость в точке минимального давления.
Если кривая сР на рис. 7.15 относится к этому давлению, критическое число
М является точкой пересечения кривых, построенных при одинаковом угле атаки.
Таким образом, критическое число М легко определяется по кривой распределе-
ния давления на малых скоростях и для стандартных профилей NACA при оцен-
ке Mltp используется именно этот метод [7.51].

На рис. 7.16 показано, что влияние докритической сжимаемости на профиль-
ное сопротивление и коэффициент момента при постоянном угле атаки невелико,
а коэффициент подъемной силы и, следовательно, наклон кривой подъемной силы
повторяют зависимость ср.

Сверхкритическая скорость. При положительном угле атаки а при М>
>Мкр на верхней поверхности профиля появляется сверхзвуковая область. Как
только скачок уплотнения в конце этой области достигает определенной силы, что
увеличивает толщину пограничного слоя, происходит резкое нарастание волново-
го сопротивления. Число МкРх начала нарастания волнового сопротивления
определяется как М», для которого

= 0,002,	(7.32)

или по методике NACA

(7.33)

Увеличение М» выше этой скорости (точка В на рис. 7.16) приводит к резкому
возрастанию волнового сопротивления. Подъемная сила продолжает возрастать
(точка С) до появления скачка на нижней поверхности профиля. В этой точке,
называемой критическим числом М по подъемной силе, происходит резкое сни-
жение подъемной силы. Начиная с этого момента, dc^diA^, становится отрица-
тельным, что приводит к продольной неустойчивости («затягивание в пикирова-
ние»). Этот эффект должен быть нейтрализован системой стабилизации («балан-
сировка по числу М») или аэродинамическими средствами.

Наличие сильного скачка может привести к отрыву потока и большим коле-
баниям давления, воспринимаемым как вибрации крыла. Это явление называется
бафтингом и является ограничением по режиму полета.

Тенденции при разработке профилей для скоростных самолетов. Разработке
Профилей посвящен большой объем работ, при этом основными задачами являют-
ся увеличение относительной толщины для заданных расчетных условий (число
Рис» 7Л7, Аэродинамические характеристики скоростных профилей в расчетных условиях:

а — обычный профиль с плоским распределением давления: б — профиль с пиковым рас*
пределением давления; в — сулеркритический профиль; г — сравнение обычного профиля
и профиля с работающей хвостовой частью; 7—обычный профиль; 2 — с работающей хво*
стовой частью; 5—нижняя поверхность; 4 — верхняя поверхность

М начала нарастания сопротивления и коэффициент подъемной силы) и улучше-
ние нерасчетных характеристик. Ранние попытки в этой области были основаны
на снижении скоростей на поверхности профиля с целью задержки появления
сверхкритической области до больших чисел М. Затем появились формы профи-
ля, у которых допускалось появление области локального сверхзвукового потока
в передней части профиля, заканчивающейся почти изэнтропическим свободным
сжатием без скачка. Эти профили при одинаковых расчетных числе М и су до-
пускают большую относительную толщину.

Аэродинамический анализ смешанных (дозвуковых и сверхзвуковых) потоков
требует сложных методов исследований с использованием определенных эмпири-
ческих зависимостей. Ниже рассмотрены некоторые аспекты современных аэро-
динамических концепций на основании примеров, изображенных на рис. 7.17. Не
следует понимать, что при проектировании современных профилей должен быть
сделан выбор одной из концепции; в практической конструкции крыла будут,
скорее всего, реализованы хи комбинации.

Плоское распределение давления характеризуется мало меняющейся или
почти постоянной величиной давления по верхней поверхности профиля в его
передней части, что сдвигает критическое число М из-за более равномерного поля
скоростей в расчетном режиме (см. рис. 7.17, а). На скорости, несколько больше
расчетной, появляется обширная область сверхзвукового течения с соответствую-
щими силами разрежения в районе вершины * профиля пли непосредственно за
ней. Такой тип распределения давления характерен для шестизначных профилей

* Наивысшая точка профиля относительно направления невозмущенного потока.
NACA на докритпческой скорости для ограниченного диапазона величин су. По-
скольку это распределение давления рассчитано главным образом на получение
пониженных местных скоростей обтекания, а не специально скоростных характе-
ристик, то после достижения Мкр возникает интенсивный скачок с соответствую-
щим нарастанием сопротивления.

Число М, соответствующее началу нарастания сопротивления профиля ,с
плоским распределением давления, может быть увеличено путем продления пло-
ской зоны к хвостовой части. Например, расположение вершины на 60°/о хорды
приводит к приращению ДМкр = 0,04 по сравнению с профилем, вершина которо-
го находится на ЗСИ/о хорды Однако это явление нельзя распространять слиш-
ком далеко назад, так как пограничный слой не справляется с отрицательным
градиентом давления без отрыва от поверхности. Крыло самолета «Каравелла:»,,
разработанное в 1950 г. (см. рис. 2.3), базируется на профилях 65 серии; эксплуа-
тационные скорости этого самолета сравнительно невелики и допускают приме-
нение профиля с относительной толщиной 12%.

Пиковое распределение давления (см. рис. 7.17, б), предложенное Пайэрсом
и другими, преднамеренно способствует появлению сверхзвуковых скоростей в
сил разрежения близко к передней кромке. Носок профиля тщательно выбира-
ется таким образом, чтобы создавать условия, близкие к изэнтропическому сжа-
тию с образованием слабого скачка. Силы разрежения имеют большую горизон-
тальную, направленную по полету составляющую, а нарастание сопротивления
сдвигается на большие скорости. По сравнению с обычными профилями одина-
ковой толщины величина Мкр возрастает на 0,03—0,05 и характеристики про-
филя на нерасчетном режиме улучшаются. Такой тип профиля применен на са-
молетах БАС 1-11, VC-10 и DC-9. Метод проектирования пиковых профилей чисто
эмпирический.

Последние достижения в области разработки скоростных профилей привели
к созданию так называемого суперкритического профиля, впервые предложенного
Уиткомбом и имеющего относительно плоский контур верхней поверхности (рис.
7.17, б). На этих профилях могут быть получены большие по размеру зоны
сверхзвукового течения без скачка, чем на пиковых профилях. Величина сглажи-
вания верхней поверхности ограничена нарастанием давления, которое может
выдержать пограничный слой без отрыва. NACA проведены обширные исследова-
ния потенциальных возможностей этого аэродинамического профиля [7.39]. По
этим данным можно ожидать значительного выигрыша по числу М нарастания
сопротивления и характеристикам на нерасчетных режимах, если принцип супер-
критического профиля комбинировать с работающей хвостовой частью.

Работающая хвостовая часть профиля (рис. 7.17, а) является результатом
улучшения скоростных характеристик путем создания подъемной силы на задней
части профиля за счет выраженной кривизны его нижней поверхности.

Физический смысл эффекта создания работающей хвостовой части можно
объяснить по-разному. При заданных относительной толщине и су профиля и
при создании повышенного давления на нижней поверхности могут быть сниже-
ны скорости обтекания верхней поверхности и. соответственно повышено Мкр ж.
Наоборот, если рассматривать профиль в момент критических условий обтека-
ния верхней поверхности, выбор соответствующей формы хвостовой части ведет
к созданию большей подъемной силы при сохранении толщины и Мкр л профиля.
Наконец, при заданных Мкр х и можно представить, что носок профиля утол-
щается до тех пор, пока на нижней поверхности не возникнет околозвуковое об-
текание, при этом силы разрежения на нижней поверхности компенсируются зна-
чительным нарастанием давления в ее хвостовой части. Благодаря этому для
заданных расчетных условий могут быть получены большие относительные тол-
щины профиля.

Степень использования эффекта работающей хвостовой части профиля огра-
ничена пикирующим моментом и балансировочным сопротивлением, связанными
с задним расположением центра давления Изогнутость хвостовой части такого
профиля затрудняет также установку эффективной системы закрылков. Приме-
ром частичного практического применения эффекта работающей хвостовой часта
профиля является крыло самолета Юроупин Эйрбас АЗОО [7.28].

Критерии для оценки характеристик профилей в расчетных и нерасчетных
условиях. Условия, которые обычно рассматриваются при выборе профилей, изо-
бражены на рис. 7.18. Прежде всего профиль должен иметь низкое сопротивление
Рис. 7.18. Критерии для выбора скоростных про-
филей;

1 — крейсерская дальность; 2 — крейсерская ско-
рость; 3 — минимальная GJS на минимальной
крейсерской высоте (ограничение по Vmasa);
4—максимальная G/S на максимальной крейсер-
ской высоте, 5 — нарастание волнового сопротив-
ления; 6 — выход за предельную скорость; 7 —
расчетные условия; 8 — снижение подъемной си-
лы; 9 — набор высоты; 10— начало бафтинга;
11— максимальный используемый су’, 12 — малое
сопротивление

при высоком крейсерском чис-
ле М полета и максимальном
коэффициенте подъемной силы,
соответствующем этой скоро-
сти. Эта точка считается рас-
четным случаем на графике.
Коэффициент подъемной силы
в этих условиях соответствует
максимальной крейсерской вы-
соте, заданной для самолета и
наибольшей удельной нагрузке
на крыло, предусмотренной для
крейсерского полета на этой
высоте.

Сопротивление профиля,
выбранного по этому принципу,
будет обычно приемлемым при
меньших значениях коэффици-
ента подъемной силы и числах
М (заштрихованная область),
которые соответствуют более
низким крейсерским высотам и
скоростям, вплоть до числа М
крейсерской дальности полета
Эта область крейсерских усло-
вий должна быть задана для
проекта любого скоростного са-
молета, для того чтобы про-
контролировать сопротивление
профиля. Нерасчетные условия
за пределами этой области, вы-
званные маневрами самолета

или вертикальными порывами
ветра, могут быть связаны с менее строгими требованиями в отношении сопро-
тивления. Следует различать два типа маневра самолетов: выход на большие
числа М без значительного изменения и набор высоты или поворот с увели-
чением Су при постоянном числе М.

Выход на большие скорости должен демонстрироваться в летных сертифика-
ционных испытаниях для подтверждения соответствия требованиям устойчиво-
сти и маневренности до Мшах. В этом диапазоне чисел М взаимодействие между
интенсивными скачками и пограничным слоем приведет к отрыву потока. Быстрое
нарастание сопротивления за пределами расчетного числа М, вызванное этими
эффектами, может привести к меньшим превышениям скорости, но быстрое па-
дение подъемной силы неприемлемо из-за неблагоприятного влияния на устойчи-
вость. Вызванные скачками отрывы пограничного слоя и появление скачков на
хвостовом оперении вызывает бафтинг, который должен иметь приемлемую ин-
тенсивность при задании углов пикирования или кабрирования для восстановле-
ния нормальных условий полета. Бафтинг будет наблюдаться при увеличении С!;
и постоянном числе М во время набора высоты или поворота при порывах ветра.
Бафтинг будет восприниматься сначала в виде легких вибраций в момент отрыва
пограничного слоя Затем интенсивность возмущений будет нарастать пропорцио-
нально углу атаки вплоть до сильного бафтинга — условий, которые определяют
верхний предел диапазона полезного коэффициента подъемной силы на больших
скоростях. Общепринято, хотя и не оговорено действующими требованиями, что
маневр транспортных самолетов с перегрузкой 1,3 не должен приводить к появ-
лению бафтинга. Иногда дополнительно указывается, что перегрузка до 1,6 или
вертикальный порыв до 12,5 м/с с длиной волны 33 м должны сопровождаться
умеренным бафтингом, это условие считается максимально допустимым режимом
проникновения в область бафтинга для гражданских самолетов

Важным для профиля является требование создавать подъемную силу без
отрыва пограничного слоя до величины су, в 1,3 большей расчетной, КреЙ-
серские характеристики могут быть значительно ухудшены, если грани-
цы по бафтингу не имеют этого запаса по су в расчетных условиях. Умень-
шение крейсерской высоты также считается неблагоприятным фактором, поэтому,
в связи с большой величиной оптимальной крейсерской нагрузки на крыло у
транспортных скоростных самолетов (см. подразд, 7.2.1), основное внимание при
проектировании уделяется разработке профилей и формы крыла, которые были
бы достаточно эффективными с точки зрения подъемной силы на расчетных и не-
расчетных режимах при обеспечении достаточного запаса по бафтингу.

Следует отметить, что критерии, рассмотренные выше, применимы и к трех-
мерному крылу или к самолету в целом. Далее будет показано, что при боль-
шом относительном удлинении крыла эти требования могут быть трансформиро-
ваны в критерии для выбора профиля.

Относительная толщина и число М начала нарастания сопротивления.
Целью проектирования скоростного профиля является получение максимально
возможной толщины для заданной комбинации М и су. В связи с очень сложным
характером смешанного потока точных методов оценки таких аэродинамических
характеристик, как сопротивление и Мкр у, не существует. Столкнувшись с этой
проблемой, конструктор должен будет проконсультироваться со специалистами
аэродинамического отдела или лаборатории, работающими в области исследова-
ний сверхкритического потока

Оценка допустимой относительной толщины профиля при заданной величине
МКр х может быть сделана на основании расчетных диаграмм или при помощи
следующего приближенного метода. Данные профиля на малых скоростях
(Мж<с1) показывают, что наименьший коэффициент давления симметричных
профилей при нулевой подъемной силе выражается как

(7-34)

где постоянная А определяется распределением толщины Используя (7.29) и
(7.31), легко найти, что для заданного Мир допустимая толщина может быть
представлена следующим образом:

(7.35)

Для обычных профилей это выражение дает хорошие результаты при по-
стоянной А=0,24. Для профилей усложненной формы вводится число М, которое
является эквивалентным числом М, характеризующим протяженность области
сверхзвукового потока в условиях, соответствующих началу нарастания сопро-
тивления. Подставляя М в уравнение Бернулли для сжимаемого потока и в
(7.30), получаем следующую формулу для симметричных профилей при нулевой
подъемной силе:

с
b

= 0,03

5 + М2

5 + (М)2

М2

(7.36)

В этой формуле М означает расчетное число М профиля. Параметр М в
не имеет физического смысла и является просто величиной, определяющей
динамический принцип получения сверхкритического потока в расчетных

ВИЯХ.

(7.36)
аэро-
усло-

Удовлетворительную сходимость дают следующие значения этой величины:

М=1, обычные профили, максимальное с/b на 0,3 Ь;

М=1,05, скоростные пиковые профили периода 1960—1970 гг.;	(7.37)

М=1,12—1,15, суперкритические профили.

Учитывать влияние подъемной силы и кривизны труднее. Если профиль ра-
ботает на расчетной величине су, можно скорректировать величину М в (7 36),
уменьшив ее в 0,25 су для су до 0,7.
6)

Рис» 7,19. Упрощенная теория стре-
ловидного крыла большого удлине-
ния и бесконечного размаха:

1 — изобары; 2 — область возможно-
го использования данных для про-
филей (в плоском потоке); 3— об-
ласть трехмерного потока

7.5.2.	Конструкция крыла скоростного
самолета

Простая теория стреловидного крыла и преде-
лы ее применения. Стреловидное крыло задер-
живает развитие явлений, связанных со сжи-
маемостью воздуха, этот эффект можно объ-
яснить упрощенной теорией стреловидного
крыла. В ней рассматривается крыло бесконеч-
ного размаха (рис. 7.19, а), поле скоростей и
распределение давлений которого определяют-
ся составляющей скорости, нормальной к пе-
редней кромке Mn=M00cosx, т. е. аэродина-
мические явления рассматриваются для сече-
ния, нормального к передней кромке. Простая
теория стреловидного крыла дает следующие
зависимости.

1.	Относительная толщина и эффективный
угол атаки нормального профиля больше соот-
ветствующих величин профиля, расположенно-
го по потоку на величину, равную 1/cos

2.	Коэффициент подъемной силы cv равен
Cj,(cosx)2, где cv—коэффициент подъемной
силы нормального сечения.

3.	Критическое число М стреловидного
крыла равно Mbp/cos х, где Мкр — критическое
число М нормального сечения при си нормаль-
ного сечения.

Эти соотношения показывают, что теоре-
тически эффекты сжимаемости на стрело-
видном крыле задерживаются по сравнению с
прямым крылом до чисел М невозмущенного потока, увеличенных на (cos х)—
Форма нормального профиля, однако, должна соответствовать величине cv, боль-
шей, чем коэффициент подъемной силы крыла на показатель (созх)-2. Напри-
мер, крыло с углом стреловидности 35° и расчетными величинами М=0,85 и ср =
= 0,4 будет иметь нормальный профиль для расчетных величин М=0,7 и cv=0,6.

Уже первый опыт применения стреловидного крыла показал, что реальный
выигрыш в Мкр меньше теоретического; практический показатель составлял
(cos х)~^а > а не (cosy)-1. Причиной этого является конечный размах крыла и
неблагоприятное влияние фюзеляжа и гондол. У незакрученного стреловидного
крыла с постоянным профилем результирующая подъемная сила сдвигается по
направлению к концам и внешние профили работают при относительно высоких
Су, приводящих к локальному уменьшению Мгр. Кроме того, концевой и корне-
вой эффекты отклоняют изобары в направлении, нормальном к потоку так, что
эффект стреловидности уменьшается. Точки минимального давления будут сдви-
гаться назад в корневой и вперед в концевой частях крыла Естественный харак-
тер обтекания стреловидного крыла искажается фюзеляжем и гондолами, и это
приводит к образованию системы волн расширения, заканчивающихся скачком в
направлении размаха Сложная объединенная система скачков и волн расшире-
ния появляется сначала на внешней части крыла и затем в хвостовой и передней
частях внутренней области крыла. Общий характер обтекания иногда называется
Х-образным скачком. Таким образом, восстановление полной эффективности стре-
ловидного крыла зависит от устранения неблагоприятных эффектов путем выбо-
ра соответствующей формы крыла и фюзеляжа в зонах их взаимодействия (см.
рис. 7.19, б). Средняя часть крыла большого удлинения при принятии мер,
устраняющих концевой и корневой эффекты, мало зависит от эффектов трех-
мерного потока. Поэтому эта часть крыла описывается зависимостями для плос-
кого потока.

Аэродинамическая оптимизация крыла и число Мкр х. Цель проектирования
скоростного крыла заключается в том, чтобы получить семейство прямолинейных
или почти прямолинейных изобар, направленных под углом, по крайней мере
Рис. 7.20. Типичные кривые рас-
пределения толщины и угла
крутки по размаху до и после
аэродинамической оптимизации
[7.24]:

/—исходный вариант; 2—ко-
нечный вариант

Рис. 7.21. Формы стреловидных
крыльев в плане:

а — прямая линия четверти
хорд; б — уменьшенная стрело-
видность внутренней части, в —
увеличенная стреловидность
внутренней части

равным углу стреловидности, при этом верхняя поверхность крыла является обыч-
но критической с точки зрения нарастания сопротивления *.

Если эта цель достигается, поток можно считать плоским, и критические
условия возникнут при одном и том же числе М по всему размаху. Детальный
анализ сложного метода оптимизации такого рода не входит в задачу настоя-
щей книги, но некоторые меры повышения эффективности, хотя и не все они
одновременно применимы, заслуживают упоминания

1.	Выбор угла стреловидности и относительной толщины для участка крыла
от 30 до 80% полуразмаха начиная от корневой части основывается на распре-
делении давления, полученном по простой теории стреловидности.

2.	Точки максимальной толщины в корневой и концевой частях крыла сдви-
гаются соответственно вперед и назад Удлиненные по потоку концы крыла ис-
пользуются на самолете ВАС VC-10.

3.	Подъемная сила от внутренней части крыла увеличивается вследствие
отрицательной крутки. В примере на рис. 7.20 линейно-плазовая крутка сравни-
вается с более сложной кривой распределения крутки, необходимой для увели-
чения Мьр.

4.	У низкорасположенного крыла отмечена тенденция к повышению давления
по нижней поверхности. Явление м$жет быть выгодно использовано путем утол-
щения нижней части профиля и изгиба носка корневого сечения слегка вверх.
Это приводит к получению корневого профиля с отрицательной кривизной, кото-
рый на несколько процентов толще, чем внешняя часть крыла (см. рис. 7.20).

5.	Угол стреловидности корневой части может быть увеличен в результате
излома передней кромки (рис. 7.21). Излом задней кромки, наблюдаемый на
многих скоростных самолетах, используется для создания внутреннего объема для
уборки шасси (см. подразд 7.8.2).

6.	Для получения удовлетворительного распределения площадей (см. рис.
2 9, е) должны быть применены соответствующие обтекатели между крылом и
фюзеляжем. В интересах сохранения интерьера обычно применяется цилиндриче-

* Крылья с профилем, у которых работает хвостовая часть, могут составлять исклю-
чение ввиду появления критических условий на нижней поверхности.
ский фюзеляж в месте стыковки с крылом, однако при увеличении скорости выше
Ми = 0,9 необходимость соблюдения правила площадей становится неизбежной
(см. рис. 3.5, б).

Примеры стреловидных в плане крыльев показаны на рис 7.21. Они обычно
состоят из двух типов профилей с линейно-плазовым построением контуров меж-
ду промежуточными профилями. Этот принцип аэродинамического проектирова-
ния приводит к сложным криволинейным поверхностям, усложняющим конструк-
цию и ее изготовление. Пример аэродинамически эффективного серповидного
крыла (самолет Хэндли Пейдж «Виктор», см. рис. 2.12 и работу [7.137]) не нашел
широкого применения, очевидно, из-за конструктивной сложности.

В целях предварительной оптимизации крыла бывает целесообразным рас-
считать комбинации с/b и Хо,25, необходимые для получения заданного Мкр .г.
Уравнение (7,36) может быть модифицировано путем подстановки М cos Хо,25 и
c/b(cos х)-1 вместо М и с/b. Для крыльев с симметричными профилями при ну-
левой подъемной силе получим

3,51 2/3

0,3	1/3Г	( 5 + (М cos Хо.25)2

С Ь = ПйГ” <м cos Xo,2s)—1 — М cos Xo,2s) ' I — --------------, ,	----

* м	l I + (M)2

(7.38)

Здесь М относится к Мкр*, определенному для Дсхр = 0,002; с/Ь — относитель-
ная толщина на 5О°/о полуразмаха.

Величины М заданы формулой (7.37) для нулевой подъемной силы и долж-
ны быть уменьшены на 0,25 CY (cos Xn,2s)-2 для учета подъемной силы и кривиз-
ны в расчетных условиях.

Выбор Мкр х зависит от величины волнового сопротивления, допустимой для
крейсерского полета. Справедливо предположить, что при скоростном полете на
короткие расстояния приращение сопротивления на 20—30 условных единиц
можно считать приемлемым. В этом случае MItp я может быть принято равным
или несколько меньшим крейсерского М

Например, если крейсерское число М=0,8 при Су =0,3, можно предполо-
жить, что для прямого крыла с пиковым типом профиля М=1,05—0,25 0,3=
= 0,975. Подставляя эту величину вместе с М = 0,8 и х=0 в формулу (7.38),
получим относительную толщину всего 9,74)/о. При угле стреловидности 30° М=
= 0,95 и допустимая толщина возрастет до 12%. При использовании более со-
вершенного профиля, у которого М=1,2 при нулевой подъемной силе, относи-
тельная толщина составит 15,3%. Ее можно сравнить с допустимой толщиной в
11% на ЗО4/» хорды для обычного профиля.

Допустимая толщина крыла может быть определена исходя из условий ис-
ключения бафтинга. Граничные условия появления бафтинга оцениваются по
трубным испытаниям; теоретические методы оценки соответствия крыла задан-
ной границе по бафтингу не могут быть представлены в настоящей книге. Кон-
структор должен, очевидно, полагаться на интуицию, обоснованную информацией
о границах бафтинга для существующих типов самолетов или новых профилей.

7.5.3.	Проблемы малых скоростей
для крыльев скоростных самолетов •

По аналогии с прямым крылом срыв потока у стреловидного крыла может на-
чинаться как по передней, так и по задней кромкам. Срыв по передней кромке
приводит к образованию вихревой зоны, которая улучшает обтекание внутренней
части крыла и создает срывной режим обтекания для внешних концов. При зна-
чении коэффициента подъемной силы, соответствующем началу срыва, силы и
момент, действующие на крыло, характеризуются резким изменением (рис. 7.22),
указывающим, что концевой срыв создает нежелательный момент на кабрирова-
ние, вызванный геометрическим положением концевой части.

Основными причинами такого срыва являются:

1)	большая нагрузка на концевую часть стреловидного крыла;

2)	изменения в распределении давления в направлении хорды, вызванные
стреловидностью;
Рис. 7.22. Аэродинамические характеристики типового стреловидного крыла при больших
углах атаки:

! — влияние вязкости пренебрежимо мало; 2 — значительное влияние вязкости

3)	перетекание пограничного слоя к концам крыла, улучшающее обтекание
внутренней части крыла и защищающее ее от срыва

Некоторые исследователи пытались связать тип срыва с углом стреловидно-
сти, радиусом носка и числами Re [7.82] и [7 92]. Другие искали способы получе-
ния устойчивости при срыве [7.82] и [7.84]; результаты этих работ показаны на
рис. 2 25, б. Было обнаружено, что влияние относительного удлинения для про-
дольно-устойчивого на срыв крыла возрастает с увеличением сужения (т. е.
уменьшением т|) и уменьшается с увеличением угла стреловидности. Улучшение
или ухудшение продольной устойчивости при срыве зависит также от размеще-
ния хвостового оперения и его роли в этом явлении (см. подразд. 2 4.2).

Потучение приемлемых характеристик транспортного самолета на малых
скоростях сводится к предотвращению отрыва потока и увеличению полезного
диапазона коэффициентов подъемной силы. Препятствиями для достижения этой
цели являются трехмерный характер вязкого потока и несовместимость применя-
емых для этого способов с требованиями скоростного полета. При выборе спо-
собов улучшения параметров потока на малых скоростях теоретические методы
неприемлемы и необходима программа экспериментальных исследований

К числу таких способов относятся:

1)	крутка и увеличение кривизны по направлению к концам;

2)	изменение формы передней кромки на концах крыла, наплывы, отгибание
носка вниз или увеличение радиуса носка;

3)	применение устройств по передней кромке, задерживающих срыв.

Внутренний конец предкрылка почти всегда является местом начала отрыва;
4) установка перегородок, задерживающих перетекание пограничного слоя;
5) использование пилонов при расположении двигателей на крыле для созда-
ния вихревой зоны при больших углах атаки. Турбулизаторы на крыле самолета
DC-9 имеют такое же назначение [7.13];

6)	нарушение непрерывности передней кромки: запилы и выступы;

7)	применение турбулизаторов на концах крыла перед элеронами.

Естественно, что все эти способы усложняют проблему балансировки вокруг
поперечной оси.

Несмотря на потенциально неблагоприятные характеристики стреловидного
крыла по сваливанию, при принятии соответствующих мер его удлинение может
быть выбрано достаточно большим. Ввиду небольшой толщины корневой части
размах ограничивается конструктивными соображениями и стреловидное крыло
транспортных самолетов имеет относительный вынос такого же порядка, как и
прямое крыло на винтовых самолетах (см. рис 7.8).

Срыв потока по задней кромке по сравнению с прямым крылом приводит к
более заметному снижению максимальной подъемной силы (закрылки убраны).
По теории простой стреловидности показатель снижения должен быть равен
cos2 x, но в действительности он приближается к величине cos % из-за позднего
срыва на внутренней части крыла.

Характеристики сваливания стреловидного крыла с механизацией в большой
степени зависят от ее эффективности. При наличии простых закрылков и щитков
максимальная подъемная сила может снижаться значительно, но оптимизирован-
ная многоэлементная система механизации на стреловидном крыле дает хорошие
результаты. Характер поведения крыла с выпущенной механизацией при срыве
мало отличается от поведения основного крыла, но может быть и лучше. Меха-
низация передней кромки оказывает значительный благоприятный эффект на
продольную устойчивость при срыве и может применяться с большой пользой.

7.5.4. Выбор формы в плане

Угол стреловидности. Из предыдущего раздела становится ясно, что стреловид-
ность крыла не должна быть больше минимально необходимой. Для крейсерских
скоростей, соответствующих М=0,65 ... 0,7, эффект сжимаемости компенсируется
на прямом крыле выбором соответствующей относительной толщины.

При дальнейшем увеличении числа М желательно использовать эффект стре-
ловидности для уменьшения явлений, связанных со сжимаемостью потока. При
крейсерских числах М=0,75... 0,8 прямое крыло применимо только при неболь-
шой его толщине и относительном удлинении (например, самолет Лирджет 24).
Для крейсерских скоростей, превышающих М = 0,8, требуемый угол стреловид-
ности возрастает интенсивно (см. табл. 7.1).

Следует отметить, что для заданного числа М нарастания волнового сопро-
тивления возможны различные комбинации параметров хода и с/b. Увеличение
угла стреловидности при одинаковых расчетных условиях позволяет применить
более толстое крыло с большим внутренним* объемом для топлива, если это тре-
буется. Кроме того, стреловидность уменьшает наклон кривой подъемной силы
и вызывает закручивание крыла при его изгибе вверх от нагрузок в полете.
В результате стреловидное крыло лучше демпфирует нагрузки от порывов и спо-
собствует более спокойному полету в турбулентной атмосфере Выбор стреловид-
ного крыла является результатом компромисса между массой конструкции, мак-
симальной подъемной силой и скоростными характеристиками в расчетных и
нерасчетных условиях. Соображения схемного порядка также могут повлиять на
выбор формы: например, когда размещение шасси не увязывается с местополо-
жением заднего лонжерона (см. подразд. 7.8.2).

Относительное сужение. Рассуждения, приведенные для прямого крыла в
подразд. 7.4.4, справедливы и для стреловидного крыла. В дополнение можно
указать, что для незакрученного крыла относительное сужение, соответствующее
минимальному индуктивному сопротивлению, уменьшается с углом стреловидно-
сти (см. рис. 7.11). На практике отмечена тенденция к повышению относитель-
ного сужения, очевидно, для устранения чрезмерной крутки и связанных с этим
потерь на сопротивление.

Крыло с большим сужением благоприятно с точки зрения уменьшения каб-
рирующего момента и имеет большую жесткость на кручение. Последнее обстоя-
тельство является важным особенно для скоростных крыльев, так как уменьшает
влияние аэроупругости.

Относительное удлинение и размах. Как и для прямого крыла, относительное
удлинение стреловидного крыла может быть определено на основании компромис-
са между массой топлива (стоимостью топлива) и массой пустого самолета (на-
чальной стоимостью). Конструктивно относительное удлинение ограничено обла-
стью приемлемых значений относительного выноса (рис. 7.8), в то время как
ограничения по характеристикам вытекают из требования по градиенту набора
высоты с одним неработающим двигателем.

Нагрузка по размаху для скоростных реактивных самолетов определяется по
статистическим данным и имеет следующий диапазон значений:

G//2

—£-5-= 0,18...0,2.	(7.39)

1/2рУ2
Можно показать *, что этот параметр пропорционален отношению индуктив-
ного сопротивления к весу на безопасной скорости взлета Уг, которая связана с
длиной взлетной дистанции формулой (7.19). Следовательно, даже без учета
эффективности механизации выбор нагрузки по размаху может быть сделан при
помощи выражения (7.39).

Для двухдвигательного транспортного самолета значение тяги после отказа
одного двигателя накладывает серьезное ограничение на величину нагрузки по
размаху. Из статистических данных вытекает следующая рекомендация:

G//2 < — рУ; 1,45

взл

— 0,215

(7.40)

нзл

где /?взл относится к стандартным условиям на уровне моря. Самолет с боль-
шей нагрузкой по размаху, вероятно, будет больше терять в характеристиках при
взлете при повышенных окружающей температуре или высоте аэродрома.

7.6.	МЕХАНИЗАЦИЯ И УПРАВЛЕНИЕ

7.6.1.	Основные положения

В разд. 7.2 указывалось, что при проектировании самолета всегда делается по-
пытка получить наиболее благоприятную нагрузку на крыло с точек зрения сни-
жения запаса топлива, массы конструкции и уровня возмущений при полете в
турбулентной атмосфере. Основное требование к механизации заключается в том,
чтобы скорости полета не достигали недопустимых значений во время взлета,
захода на посадку и посадки. Устройства механизации имеют важное значение
для эксплуатационных и экономических характеристик самолета, и их развитию
уделяется большое внимание. Хотя повышение Су max со времен самолета
DC-6 может показаться незначительным, необходимо учитывать, что внедрение
стреловидного крыла с тонкими профилями исказило общую картину прогресса
в этой области Современная многоэлементная система механизации обеспечивает
получение посадочного CY max профиля до 5,5, и эту величину можно считать
предельной для «пассивных» систем **. Выбор эффективных устройств механиза-
ции достаточно широк, хотя в конкретном проекте свобода выбора ограничивает-
ся такими вопросами, как приращение сопротивления, механическая сложность,
стоимость разработки и обслуживания, массы и т. п.

Дополнительная подъемная сила от устройств механизации создается в ре-
зультате следующих эффектов:

увеличения кривизны профиля;

управления пограничным слоем путем улучшения распределения давления,
увеличения энергии или удаления заторможенного пограничного слоя;

увеличения эффективной площади крыла в случае применения выдвижных в
направлении хорды закрылков.

Не все существующие конфигурации объединяют и используют эти эффекты
одновременно. Закрылки по задней кромке увеличивают кривизну и улучшают
поток в районе задней кромки, но способствуют образованию срыва на тонких
профилях и могут вызвать уменьшение срывного угла атаки. Устройства механи-
зации передней кромки задерживают или исключают срыв по передней кромке,
но мало влияют на крщвизну профиля в целом, хотя локальная кривизна увели-
чивается. Рис. 7.23 показывает, что эти различия приводят к большим вариациям
эксплуатационных углов атаки на малых скоростях.

Большинство систем закрылков имеют дискретные значения углов отклоне-
ния. Углы отклонения на взлете достигают 25°, а при заходе на посадку и при
посадке достигают больших значений. Для каждого режима существует опти-
мальный угол установки закрылков, который является компромиссом между
большой подъемной силой и низким сопротивлением (см. подразд. 11.7.1). Хотя
свобода выбора углов установки и улучшает эксплуатационную гибкость самоле-

* См. гл. И, уравнение (I L2).

** <Пассивной> считается система механизации без сдува или отсоса пограничного слоя,
Рис. 7 23- Кривые подъемной си-
лы с механизацией и без нее:

1 — отклоненные закрылки; 2 —
зона малых скоростей полета,
3— влияние механизации пе-
редней кромки, 4 — закрылки
убраны

та, стоимость и время, затрачиваемые на
сертификационные испытания и обработку
данных, могут явиться препятствием

Типичные углы отклонения для некото-
рых систем механизации показаны в
табл. 7.2 вместе с диапазоном величины
Сушах, которая определяется следующим
образом:

^У max

G/S

(7.41)

В общем случае Сушах для небольших
самолетов меньше, чем для больших в ре-
зультате менее сложной конструкции крыла
и более низких чисел Re. Другие более
мелкие отличия, такие как разница в вели-
чине хорды закрылков, размаха, типе про-
филя, интерференции с гондолами двигате-
лей и т- п., также ведут к разбросу значе-
ний Сушах Следует отметить, что указан-
ные величины применимы к сбалансирован-

ному самолету и, следовательно, включают
нагрузки от хвостового оперения, необходимые для продольного равновесия Де-
тальный метод аэродинамической оценки, учитывающий соответствующие геомет-
рические параметры, представлен в приложении G2.

Таблица 7.2

Типичные значения максимальных коэффициентов подъемной силы
для крыльев с механизацией

Наименование устройства		Типичные углы отклонения, градус		сУтах'со5 Xq, 25	
Задняя кромка	Передняя кромка	Взлет	Посадка	Взлет	Посадка
Простые закрылки			—	20	60	1J0-1,60	1,70-2,00
Однощелевые за крыл км	—	20	40	1,50—1,70	1,80-2,20
Закрылки Фауле ра *	—	15	40	2,00—2,20	2,50—2,90
Двухщелевые за		20	50	1 „70—1,95  2,30—2,60	2,30-2,70
крылки **	Предкрылки I				2,80—3,20
Трехщелевые за крылки •*	Предкрылки	20	40	2 40—2 70	3,20—3,50

Примечание • — однощелевые; *♦ — выдвижные.

7.6.2.	Закрылки

Типичные приращения подъемной силы и сопротивления от закрылков сравнива-
ются на рис. 7.24

Щиток представляет жесткую пластину на нижней поверхности крыла с
узлом повотора на заднем лонжероне в виде шомпольного шарнира (рис, 7.25, а).
Сопротивление при отклонении щитка сравнительно велико, особенно при не-
больших углах отклонения, что делает его мало пригодным при взлете. Несмотря
на конструктивную простоту и малую массу, этот тип закрылка считается в на-
стоящее время устаревшим

Простой закрылок представляет собой поворотную хвостовую часть профиля
(рис 7.25, б). Наилучшие характеристики получаются при отсутствии зазора
Рис. 7.24. Эффективность закрылков
различных схем-

/ — щиток, 2—простой закрылок, 3~
однощелевой закрылок, 4 — двухщеле-
вой закрылок, 5 —закрылок Фаулера;
6 — возрастание аэродинамической эф-
фективности и степени механической
сложности

между поворотной и неподвижной частя-
ми. При отклонении закрылка на угол
более 10—15° происходит отрыв потока
сразу после точки перегиба, при этом
подъемная сила резко уменьшается, а со-
противление возрастает до величины, со-
измеримой со щитком.

Однощелевой закрылок предпочти
тельнее из-за профилированной щели,
через которую происходит перетекание
потока с нижней поверхности Погранич-
ный слой верхней поверхности стабили-
зируется благодаря отсосу воздуха в зо-
не носка закрылка и огибает концевую
часть основного крыла. Новый погранич-
ный слой образуется на закрылке, что
обеспечивает возможность отклонения
последнего на угол до 40° Характера
стики закрылка чувствительны к форме
щели, которая определяется кинематикой
механизмов отклонения. Схема с посто-
янной осью вращения (рис. 7.25, в) не
очень эффективна, получение оптималь
нон формы щели возможно лишь при по-
мощи направляющих с каретками (рис
7 25, г) Однощелевые закрылки с по-
стоянной осью применяются на легких
самолетах

Двухщелевые закрылки имеют за-
метное превосходство перед предыдущим
вариантом при больших углах отклонения, так как более благоприятное распре-
деление давления на них задерживает отрыв потока. Возможны различные меха-
нические схемы

1	. Закрылки с постоянной осью и фиксированной створкой небольших раз-
меров (рис. 7 25, d) конструктивно просты, но характеризуются высоким про-
фильным сопротивлением при взлете При убирающейся створке закрылок на
взлете превращается в однощелевой, что уменьшает сопротивление и улучшает
характеристики набора высоты Внешняя конструкция опор закрылка заметно
увеличивает паразитное сопротивление, что приемлемо только па коротких мар-
шрутах

2	Двухщелевые закрылки могут управляться четырехзвенным механизмом
(рис 7 24, е) В процессе выпуска форма щели близка к аэродинамическому опти-
муму, но конструкция опор искажает поток через щель Так как паразитное сопро-
тивзение в крейсерской конфигурации мало, эта схема, очевидно, наиболее при-
емлема для применения на трех- или четырехдвигатсльных транспортных само-
летах

3	Если две створки закрылка регулируются независимо, максимальный угол
отклонения может быть увеличен до 70° Эта довольно сложная система (рис.
7.25, ж) иногда используется на СКВП, таких как DHC-7 На рисунке изображе-
на схема закрылка самолета GAF N-22 «Номэд», установленного по всему раз-
маху и использующего дополнительно спойлерные элероны для усиления эффекта
при больших углах отклонения.

Трехщелевые закрылки используются на некоторых транспортных самолетах
с очень высокой удельной нагрузкой на крыло В комбинации с механизацией
передней кромки эта система обеспечивает почти предельно достижимые пара-
метры для «пассивных» методов механизации крыла, но, как видно из рис. 7.25, з,
при этом требуется сложная конструкция опор и управления

Закрылок Фаулера представляет однощелевой закрылок, перемещающийся
назад по направляющим почти на длину своей хорды и соответственно отклоня-
ющийся на максимальный угол (рис. 7 25, и). Верхняя обшивка крыла продол-
жена на длину 90—95% хорды закрылка Выигрыш достигается благодаря уве-
личению эффективной площади крыла и получению приращения подъемной силы
рис. 7,25, Конструктивные схемы устройств механизации задней кромки:

а — щиток; б — простой закрылок; в—однощелевой закрылок с постоянной осью; г — од-
нощелевой откатный закрылок с оптимальным положением для каждого угла отклонения
(«Каравелла»); д — двухщелевой закрылок с постоянной осью поворота и фиксированной
створкой; е — двухщелевой закрылок с четырехзвенным механизмом (Дуглас DC-8); ж —
двухщелевой закрылок с индивидуальной регулировкой створок и зависающим элероном
(GAF N-22 «Номэд»); э — трехщелевой закрылок (Боинг 727)* / — гаситель подъемней си-
лы; 2 — передняя створка; 3 — средняя часть; 4 — задняя створка; 5 — каретка закрылка;

6 — держатель; 7 — направляющая; и — однощелевой закрылок Фаулера
при небольшом увеличении сопротивления, что делает этот тип закрылка особен-
но приемлемым для двухдвигательных самолетов.

Имеются варианты механизации крыла с одной, двумя и даже тремя
щелями в зависимости от требуемой подъемной силы Эти схемы не только удли-
няют хорду вследствие перемещения основного закрылка, но отдельные его
створки могут также перемещаться относительно друг друга и еще больше уве-
личивают этот эффект. Лимитирующим фактором в этих случаях является кон-
структивная сложность опор и направляющих и увеличение массы. Для получе-
ния удовлетворительных характеристик форма щелей должна быть тщательно
подобрана.

7.6.3.	Механизация передней кромки

С увеличением циркуляции вокруг крыла при отклонении элементов механизации
задней кромки увеличивается угол подхода потока к носовой части профиля.
Местные силы разрежения возрастают и у профилей, склонных к срыву по пе-
редней кромке, поток будет отделяться при углах атаки, меньших, чем для
основного крыла Элементы механизации передней кромки (рис. 7 26) предназ-
начены главным образом для задержки срыва до больших углов атаки

Предкрылок представляет небольшой профиль с большой кривизной, уста-
новленный по передней кромке крыла, который воспринимает большие силы раз-
режения на единицу площади и уменьшает их влияние на основной профиль.
Приращение профильного сопротивления и изменение поперечного момента не-
велики, и для оптимальной конфигурации крыла могут быть получены прираще-
ния Cy max от 0,5 до 0,9 без заметного увеличения потребного момента от хвос-
тового оперения и балансировочного сопротивления. В связи с увеличением срыв-
ного угла атаки углы тангажа самолета при взлете и посадке увеличиваются,
что может повлиять на обзор из кабины, особенно для схем самолетов с боль-
шой стреловидностью и малым относительным удлинением крыла

Предкрылки переменной эффективности по размаху бывают полезны для
предотвращения срывов на концах крыла и связанного с этим явлением момента
на кабрирование у стреловидных крыльев. Переменная эффективность достига-
ется изменением ширины щели, угла отклонения предкрылка или его хорды в
направлении размаха.

Щитки Крюгера работают так же, как обычные предкрылки, но тоньше
по конструкции и более подходят для установки на тонкие крылья. Их часто
устанавливают на внутренних частях крыла в комбинации с внешними предкрыл-
ками для получения положительной продольной устойчивости при срыве.

Поворотный носок менее эффективен, чем предкрылки Его конструктивная
простота и жесткость делают его пригодным для тонких профилей

Фиксированный предкрылок — наиболее простое устройство для задержки
срыва по передней кромке, но высокое профильное сопротивление в крейсерском
полете делает его неприемлемым, кроме случаев нескоростных СКВП.

Механизация передней кромки выгодна при наличии вероятности срыва, но
при сравнительно толстых профилях, используемых на легких самолетах и не-
больших винтовых транспортных, предкрылки обычно не применяются В этих
случаях срыв предотвращается соответствующим выбором форм профилей, суже-
ния и квутки. При необходимости возможны увеличение радиуса передней кром-
ки, отгибание носка вниз или применение предкрылка на части размаха

Рис. 7.26. Устройства механизации передней кромки:

а — предкрылок; б — щиток Крюгера; в — поворотный носок; г — фиксированный пред-
крылок
5

Рис. 7.27. Размещение устройств меха-
низации и рулевых поверхностей в пла-
не для варианта двухщелевых закрыл-
ков Фаулера с фиксированными створ-
ками (5 секций):

/ — демпферы подъемной силы; 2 —
«скоростные» элероны; 3 — воздушные
тормоза (две секции); 4 — гасители
подъемной силы — воздушные тормоза
(две секции); 5 — внешние элероны;

6 — предкрылки; 7 — щитки Крюгера

Рис. 7.28, Геометрия размещения элеронов

7.6.4.	Рулевые поверхности

Типичная схема размещения элементов
механизации и рулевых поверхностей на
стреловидном крыле показана на рис.
7.27, по поводу которой можно дать сле-
дующие объяснения.

Элероны. Размах элеронов выбира-
ется по возможности минимальным в пре-
делах требований по управляемости для получения большого размаха закрылков.
Иногда на прямом крыле для получения максимально возможной подъемной
силы с дополнительным уменьшением индуктивного сопротивления используются
щелевые элероны, отклоняющиеся вниз вместе с закрылками. Их максимальное
и симметричное отклонение ограничивается углом порядка 20°, если управляе-
мость по крену не усиливается интерцепторами. Отклоняемые элероны на крыле
большой стреловидности малоэффективны из-за большого момента по тангажу,
балансировка которого уменьшает эффект прироста подъемной силы.

Отклонение элеронов на тонком крыле при большой индикаторной скорости
закручивает крыло в противоположном направлении. Это явление может в неко-
торых случаях вызвать обратный эффект, т. е. появление противоположного кре-
на (реверс элеронов). По этой причине на некоторых скоростных самолетах
используются дополнительно элероны, расположенные близко к корневой части,
где жесткость крыла на кручение больше. В этих случаях внешне элероны ра-
ботают только на малых скоростях, а небольшие по размаху «скоростные» эле-
роны — во всем диапазоне скоростей Наиболее удобным местом для скоростных
элеронов является часть размаха за гондолой внутреннего двигателя, так как
установка в этом месте закрылков неприемлема из-за влияния реактивной струи.
Кроме того, для уменьшения размеров элеронов на скоростных самолетах они
часто применяются в комбинации с интерцепторами — элеронами.

Площадь обычных элеронов можно оценить при предварительном проекти-
ровании на основании статистических данных по параметру S3l3/Sl (рис. 7.28),
который является мерилом момента по крену для заданного отклонения элеронов.

Интерцепторы могут применяться по различным причинам; они обычно вы-
полняют несколько функций и занимают значительную часть размаха за задним
лонжероном. Как показано на рис. 7.27, на верхней части обшивки крыла уста-
навливается несколько жестких панелей, отклоняемых почти в вертикальное по-
ложение. Они приводятся в действие летчиком или автоматически после касания
ВПП или в случае прерванного взлета. В результате их отклонения поток над
крылом нарушается, подъемная сила падает, а вертикальная нагрузка на шасси
возрастает, что увеличивает эффективность торможения. Кроме того, интерцепто-
ры увеличивают сопротивление, и их применение позволяет в сумме увеличить
перегрузку торможения примерно на 20%.

Внешние интерцепторы могут использоваться в полете для увеличения со-
противления, необходимого для получения крутой траектории спуска или улуч-
шения устойчивости при снижении с постоянным углом траектории. Внутренние
интерцепторы не отклоняются в этом случае, чтобы не вызвать искажения пото-
ка в зоне оперения и бафтинг. По этой причине внутренние интерцепторы при-
меняются только на земле для гашения подъемной силы и называются демпфе-
рами подъемной силы, а внешние известны как полетные интерцепторы или спой-
леры. В качестве дополнительных поверхностей сопротивления интерцепторы на-
зываются иногда воздушными тормозами и устанавливаются как на верхней, так
и на нижней поверхности крыла (см. рис 7.25, х).

При отклонении внешних интерцепторов одновременно с перемещением вверх
элеронов увеличивается эффективность управления по крену. В этом случае от-
клонение интерцепторов происходит от штурвала управления, начиная с его
определенного хода. При такой схеме эти поверхности называют интерцепторами
бокового управления; они могут использоваться и как воздушные тормоза при
одновременном отклонении на обоих консолях крыла.

Последним достижением является использование интерцепторов в системе
прямого управления подьемной силой на самолете Локхид 1011. В установив-
шемся режиме захода на посадку все интерцепторы отклоняются на несколько
градусов и, когда летчик отклоняет руль высоты, соответственно перемещаются
интерцепторы, вызывая увеличение или уменьшение подъемной силы. Эта система
компенсирует малую чувствительность на перемещение руля высоты, свойствен-
ную большим самолетам с относительно малым плечом хвостового оперения.
Система управления подъемной силой наиболее эффективна при отклоненных
закрылках и используется поэтому только в этой конфигурации самолета.

7.7.	ПОПЕРЕЧНОЕ V И УГОЛ УСТАНОВКИ КРЫЛА

После выбора формы крыла и системы механизации можно рассматривать вопрос
о его положении относительно фюзеляжа. Положение в вертикальной плоскости
рассматривалось в разд. 2.2, положение крыла в горизонтальной плоскости бу-
дет зависеть от центровки (см. гл. 8) и размеров хвостового оперения (см. гл. 9).

7.7.1.	Уг&л поперечного V

Почти на всех самолетах создание момента по крену при рыскании обеспечива-
ется углом поперечного V крыла, обозначаемого ф (рис. А.4, приложения А).
Низкорасположенные прямые крылья обычно имеют положительный угол попе-
речного V порядка 5—7°, но при высоком расположении крыла требуется угол
не более 3°. Высокорасположенное крыло с прямым сужением позволяет в этом
случае иметь плоский верхний фланец главного лонжерона и несложную кривиз-
ну панелей верхней обшивки. Искажение потока в районе стыковки низкораспо-
ложенного крыла с фюзеляжем приводит при скольжении самолета к несиммет-
ричному распределению подъемной силы по консолям и появлению неблагопри-
ятного момента по крену, для компенсации которого необходим больший угол
поперечного V. Взаимодействие крыла и фюзеляжа в схеме высокоплана создает
благоприятные моменты по крену и позволяет уменьшить поперечное V. При
скольжении стреловидного крыла аэродинамический эффект проявляется пример-
но так же, как и на прямом крыле с положительным поперечным V. Это приво-
дит к большой поперечной устойчивости, которая возрастает с коэффициентом
подъемной силы и может стать избыточной при его больших значениях. Движе-
ние по рысканию, вызванное боковым порывом ветра, сопровождается креном
(«голландский шаг»), который плохо демпфируется и даже может быть неустой-
чивым и неприемлемым при пилотировании. Это одна из причин, в результате
которой на самолетах со стреловидным крылом применяют демпфер рыскания,
состоящий из гиродатчика угловой скорости, подающего сигналы к сервоприво-
ду руля поворота. Последний отклоняется в сторону, противоположную рыска-
нию, Демпфер рыскания включен в состав автопилота и на самолетах с двигате-
лями на крыле выполняет дополнительную функцию компенсации момента по
рысканию при отказе одного из двигателей.

Другим методом борьбы с продольно-поперечной неустойчивостью стреловид-
ных крыльев является уменьшение угла поперечного V и даже использование
его отрицательного значения. Это легко реализуется на схемах с высокораспо-
ложенным крылом (рис. 2.4); применение отрицательного поперечного V на неко-
т'орых низкопланах Туполева требует специальной конфигурации шасси для
обеспечения минимального зазора концов крыла над ВПП при взлете и посадке
е боковым ветром (см. также подразд 10 3 1)

7.7.2.	Угол установки крыла

Угол установки крыла по отношению к фюзеляжу (угол заклинения) обычно
выбирается таким образом, чтобы в крейсерском полете с заданной полетной мас-
сой на заданной высоте СГФ фюзеляжа или пол кабины были горизонтальными
Формула для угла установки выводится в приложении Е (подразд. Е 9.3) е учетом
интерференции между крылом и фюзеляжем, подъемной силы и балансировки
Если пренебречь этими факторами, справедливо следующее выражение-

?0 ‘	"Т" а0/¥кони 4* (%0)КОрн’	(7.42)

где Су—коэффициент подъемной силы, при котором СГФ горизонтальна; Щи —
изменение угла атаки при нулевой подъемной силе на градус угла поло-
жительной крутки конца крыла и (^0)кор(1— угол атаки при нулевой подъ-
емной силе корневого сечения Наклон кривой подъемной силы можно получить
из подразд Е.4 1, примерно равен — 0,4 для прямого сужающего крыла с
линейной круткой. До некоторой степени на угол установки крыла может по-
влиять зазор хвостовой части над ВПП при взлете и посадке (подразд 10 3.1)
Однако следует избегать отклонений крыла в крейсерском полете от горизон-
тальной линии пола более чем на 23.

7.8.	КОНСТРУКЦИЯ КРЫЛА

Внешняя форма крыла в плане и в сечении должна быть подходящей для разме-
щения конструкции, которая способна выполнять свои функции Как только при-
нято решение о внешней форме крыла, должна быть проработана его конструк-
тивная схема, которая в дальнейшем, при детальной разработке, должна при-
вести к достаточно прочной, жесткой и легкой конструкции, с минимальными тех-
нологическими проблемами

7.8.1.	Типы конструкции крыла

Различают три основных типа конструктивных схем крыла (рис 7 29) Балочный
тип конструкции, в которой полки одного или двух лонжеронов воспринимают
нормальные силы от изгиба, а крутящий момент воспринимается или стенками
лонжеронов (дифференциальный изгиб), или комбинацией лонжерона и обшивки
(срез) В однолонжеронном крыле стенка лонжерона объединяется с носовой или
задней частью, образуя замкнутый контур, обеспечивающий жесткость на кру-
чение. Балочная конструкция применяется главным образом на нескоростных
самолетах с толстым крылом (с/д>15%) и небольшой удельной нагрузкой (до
150 кгс/мг) Ее преимущества заключаются в следующем:

а)	сужающиеся балки просты в изготовлении и легко подгоняются под за-
данный уровень местных напряжений Если балки усилены против потери устой-
чивости близко расположенными нервюрами, эта конструкция позволяет получить
высокий уровень напряжений;

б)	обшивка нагружена только касательными напряжениями и при использо-
вании близко расположенных нервюр можно не применять стрингеры, что упро-
щает конструкцию нервюр;

в)	узел крепления к фюзеляжу достаточно прост и требует наличия всего
двух силовых рам;

г)	количество люче.ов и технологических панелей для осмотра относительно
невелико

Однако недостатки балочной конструкции не менее существенны:
Рис. 7,29. Примеры типичных
конструкций крыла:

а —балочная схема с одним
лонжероном; б**-типичная
кессонная конструкция» в —
пример многолонжеронного
крыла

Стык обшивки
б>

а)	разрушение балки приводит к катастрофе. Из-за недостаточной отказо-
безопасности балочная конструкция крыла не используется на новых транспорт-
ных самолетах;

б)	велики деформации лонжерона при воздействии изгибающих нагрузок
из-за высокого уровня напряжений;

в)	обшивка не участвует в работе на изгиб, т. е не используется достаточно
эффективно;

г)	в двухлонжеронной схеме высота лонжеронов меньше толщины профиля.
В результате силы в балочных лонжеронах от изгиба получаются большие и для
их восприятия требуется больше металла;

д)	для придания лонжеронам устойчивости требуется большой набор нервюр;

е)	при отсутствии стрингеров не исключено выпучивание обшивки с ухуд-
шением аэродинамики.

Кессонная конструкция включает панели обшивки, которые работают на
кручение и изгиб. На рис. 7 29, 6 показана кессонная конструкция с тремя лон-
жеронами, но возможны и другие варианты с двумя лонжеронами с жестким и
неусиленным носком

С точки зрения отказобезопасности конструкция с работающей обшивкой
лучше, чем балочная схема. Обшивка может быть разделена на несколько про-
дольных панелей (распределение нагрузки), объединенных стыковочными про-
дельными элементами Стенки лонжеронов могут быть сконструированы так,
чтобы предотвратить развитие усталостных трещин, как изображено fa рисунке
Преимущества и недостатки кессонной конструкции делают се ботее выгодной
по сравнению с балочной Преимущество кессона особенно проявляется при не-
обхотимости применения толстой обшивки для получения достаточной жесткост!
на кручение у тонких крыльев с большим относительным удлинением, рассчитан-
ных для больших скоростей полета

У малонагруженных крыльев уровень напряжений верхней обшивки нгболь
шой и не вызывает ее выпучивания, в этом стхчае разница по массе меж ту ба-
лочной и кессонной конструкцией невелика Моноблочная конструкция часто
используется при высокой нагрузке на крыто

Тонкие крытья чаще всего имеют многолонжеронную конструкцию с "алым
шагом нервюр В этом с ту чае трудно обеспечить вырезы для размещения шасси
и теунотогическчх иоков

7.8.2.	Конструктивная схема в плане

На рис 7 30 изображен вит в пине консоти типичного крыла скоростного тран-
спортного самолета (DC 8 с удетьной нагрузкой 500 кгс/м2 и относительной тол-
щиной 12° о)

Распо юженче заднего лонжерона по хорте толжно обеспечивать достаточно
места для установки закрылков элеронов, интерцепторов и проводки у прав те
ния к ним Сдвиг этого лонжерона назад уветлчнвает тощать сечения кессо га
и объем дтя топлива, но уменьшение строительной высоты лонжерона понизит
эффективность его работы на илиб То же можно сказать о переднем лонжеро
не если он отнесен слишком вперед Следует отметить что простой и щетевой
закрылки имеют хорду, составляющую 25% хорды крыла, а ботее эффективные
щелевые закрылки и закрытии Фаулера от 35 до 40% Передний лонжерон раз-
мещается примерно на IS'bo хорды, задний на 55—60° о Между закрытком и
задним точжероном необходимо пространство в 5—10% хорты для проводки
управления Центральная часть крыла между передним и задним лонжеронами
воспринимает нагрузки от носовой ь хвостовой частей крыла, которое передает
их вместе с собственными нагрузками на фюзетяж Основу конструктивной схе

Рис 7 30 Конструкция крыла самолета DC-8 в плане:

/ — передний лонжерон, 2 — центральный лонжерон, 3 —задний лонжерон, 4 — границы
топливного отсека 5 — ось самолета, 6 — бачки с водой (только для модели J57); 7 — стык
обшивки, 8 — нервюры носка
мы крыла транспортного самотета составляет герметичный бак кессон, контуры
которого в направлении размаха диктуются соображениями балансировки само-
лета при различных запасах топлива Следует избегать использования центро-
плана для размещения тон шва, хотя для дальних самолетов этот объем имеет
существенное значение Внешняя граница топливного отсека должна отстоять на
расстоянии около 1 м от концов крыла Конструкция носка может предчсматри
вать размещение элементов антиобледенительной или противообледенительной
систем предкрылки и трубопроводы делаются съемными тля осмотра и техниче-
ского обслуживания За задним лонжероном находятся закрылки, узлы их уста-
новки, интерцепторы, э тероны п проводка управ 1еиия

При стре ювидпом крт ле основные стойки шасси обычно убираются в нишу,
образованную конструкцией крыла, или в фюзеляж Этот вариант при умеренной
стре говидностп кры ia считается выгодным, так как не приводит к нарушению
силовой схемы и большим потерям объема топливного отсека Для создания объ
ема, необходимого для размещения стоек шасси необходим излом задней кром-
ки, уменьшение стреловидности внутреннего закрылка и смещение вперед задно
го лонжерона
ГЛАВА 8

Масса и балансировка самолета

В настоящей главе рассмотрено влияние массы пустого самолета на его харак-
теристики и экономику, подчеркнута важность проведения мер по сокращению
массы.

Указано, что достаточно точная оценка массы самолета на этапе предвари-
тельного проектирования является наиболее эффективным способом ее контроля;
приведена схема массовой разбивки с указанием ограничений. Обсуждены вопро-
сы объективного выбора ограничений по массовым характеристикам самолета в
эксплуатации.

Наряду с общими замечаниями по способам оценки массы описаны некото-
рые систематизированные методики ее расчета, применяемые для большинства
категорий современных гражданских самолетов. Уделено внимание упрощенным
методам расчета массы и более детальным расчетам, требующим подробной ин-
формации

Приведены диаграммы балансировки самолета в связи с возможными ва-
риантами его загрузки. Обсуждены вопросы влияния схемы и компоновки само-
лета на получение приемлемой балансировки в полете, предложены методы
определения положения крыла в продольном направлении и расчета диапазона
центровок самолета.

Дан список литературы и приведен большой объем статистических данных
по массовым и центровочным характеристикам современных самолетов различных
типов.

Обозначения

|—размах (без индекса — размах крыла), длина, плечо
/г0—размах горизонтального оперения (см. гл. 9)

/х о~ расстояние между точками 1/4 хорды корневых сечений крыла и
горизонтального оперения (см. рис. D.2)

/к — конструктивный размах (ZK = //cos Хо.э)

Ьл — длина САХ

В—число лопастей винта

ёкорн—максимальная толщина корневого сечения крыла

D—покупная цена полезной нагрузки

Явинт—диаметр винта

,	Ne—эффективная мощность на валу (MCA, взлет)

Н— высота

Лг о—высота горизонтального оперения над корневым сечением киля
k— коэффициент пропорциональности

,	Ка—коэффициент пропорциональности для элементов массовой группы

G— масса

GK—масса самолета после изготовления

бпуст 1 — масса пустого самолета при поставке

Сцустй—эксплуатационная масса пустого самолета

Споли—полная масса в любой момент полета

GT=0—масса без топлива

Gnocmar—максимальная посадочная масса

Свал max—максимальная взлетная масса

Св с.7—отбор воздуха от вспомогательной силовой установки

Ст дв—расход топлива на двигатель, отнесенный к Увзл и /?Взх	f

п, N~— число элементов на самолете
ni, п2...пт—показатели экспонент массовых параметров
пир—расчетная перегрузка

^эл—мощность электрических генераторов

Увзл — взлетная мощность на двигатель (MCA, статические условия)
£в—максимальная дальность с максимальной полезной нагрузкой (см.
рис. 8 3)

La— максимальная дальность с максимальным запасом топлива (см.
рис. 8 3)

5 — площадь (проекции) поверхности (без индекса — площадь крыла)
$полн—полная площадь оболочки фюзеляжа

5Г о— площадь горизонтального оперения

SOM—омываемая площадь

/?взл— взлетная тяга на двигатель (Н=0, статические условия)
(7—годовой налет самолета

V—скорость, объем

Ур— маршрутная скорость

Ушах шах—расчетная предельная скорость

Ушах—максимальная скорость

X— ось X, параметр для оценки массы крыла
г— координата, элемент множеств х

Ах— диапазон координат х для ЦМ
хП1К сах— координата передней кромки САХ
хпуст г—координата ЦМ самолета с массой Спустя

У—ось У, масса отдельной части самолета

—реальная масса отдельной части самолета
о—среднеквадратичная ошибка

6—максимальный угол отклонения или установки

Хо,з—усол стреловидности по линии 50% хорд (без индекса относится
к крылу)

Ф — коэффициент плотности загрузки самолета
Ф1, Ф2... Фп — параметры в общей формуле по оценке массы

Индексы и сокращения

САХ- средняя аэродинамическая хорда
СГХ—средняя геометрическая хорда
ЦМ— центр масс

ВСУ—вспомогательная силовая установка
дв— двигатель
ф— фюзеляж
п ф—группа фюзеляжа
т. б— топливный бак
геом—геометрическая форма
г. о—горизонтальное оперение
в— руль высоты

ПК САХ—передняя кромка САХ
г— гондола

с, у—силовая установка
в т— воздушный тормоз
рев — реверс

ш— шасси

в.	о—вертикальное оперение
кр— крыло

г.	к—группа крыла

х. о—хвостовое оперение
кб— кабина

гр—грузовой отсек
8.1,	ВВЕДЕНИЕ. ВАЖНОСТЬ ЗАДАЧИ СНИЖЕНИЯ МАССЫ

Сведение до минимума массы самолета — задача первостепенной важности. Хотя
снижение массы достигается только повышением начальной стоимости самолета,
ее влияние на стоимость эксплуатации является определяющим для современных
сложных самолетов с высокими характеристиками Во многих случаях увеличе-
ние массы одного компонента вызывает лавинообразный процесс увеличения мас-
сы всего самолета. Возможности для снижения массы и расходов определяются
на этапе проектирования.

Уже начальный этап выбора концепции самолета, его общей схемы, основ-
ных геометрических данных и конфигурации основных элементов затрагивает
вопросы массы Схема самолета должна быть тщательно оптимизирована в мас-
совом отношении с обязательным определением начальной массы на этом этапе
Массовая оценка необходима не только для расчета характеристик самолета, но
и для задания объективных лимитов для отдельных проектировочных бригад.
Эта работа, являющаяся задачей бригады предварительного проектирования, не
требует больших затрат

Снижение или приращение массы обычно оценивается при принятых постоян-
ными характеристиках самолета, если ограничения по характеристикам двигате-
лей позволяют сделать это Увеличение массы от любого компонента выражается
в долях взлетной массы Если увеличение массы компонента вызвано конструк-
тивным изменением, направленным на улучшение характеристик (например, при
введении устройств механизации крыла при увеличении размаха крыла) в конеч-
ном результате это может привести к снижению массы самолета.

Чу ветвитезьность самолетов к приращению массы конструкции на 1СР/п по-
казана в табл 8 1 с пересчетом данных самолета для одних и тех же значений
коммерческой нагрузки и дальности. Данные таблицы носят иллюстративный ха-
рактер, так как чувствительность к приращению массы констр\кции зависит еще
в от места расположения элементов с увеличенной массой
Таблица 81

Влияние 10%-ного увеличения массы конструкции самолета

на максимальную взлетную массу при постоянной транспортной операции
(ICAS Paper, Л® 66-1)

Категория самолета

Расчетная
дальность,
км

Прирост

G	tyi

нзл max ' '°

Дозвуковой транспортный самолет:
короткие авиалиинн
средние авиалинии
дальние авиалиния

Сверхзвуковой транспортный самолет
Транспортный СВВП

Военный СВВП

460	6,5
1850	6,9
5550	7.0
5550	9,4
460	6,9
460	9.5

В еще большей степени это проявляется, если принять постоянной взлетную
массу. Типичная массовая сводка * турбовинтового самолета средней дальности
выглядит следующим образом

эксплуатационная масса пустого самолета — 610/а Gb»t hi а <;

коммерческая нагрузка —22% G I l I II! \ .

топливо — 17% Свчл шах (5% резерв, 12% “Топливо на полет).

Увеличение массы пустого самолета на 5% болтах (до 66% GBjn шах) умень-
шает коммерческую нагрузку на 221®/» при сохранении дальности полета и даль-
ность полета на 42% при сохранении постоянной коммерческой нагрчзки Оче-
видно, окончательные результаты могут быть другими, если самолет перепроек-
тировать иа уменьшенную коммерческую нагрузку.

При выполнении технического проекта важно проводить политику макси-
мальной экономии массы там, где ее можно сэкономить, для обеспечения доста-

* Определения понятий даны в подразд 8 2.2.
точного уровня точности предварительного расчета массы н для непрерывного
ион! роля массового баланса В большинстве «случаев разработка проектов новых
самолетов должна сопровождаться программой, направленной на борьбу с неиз-
бежным нарастанием массы. Это потребуй г определенных затрат, но они незна-
чительны по сравнению с возможными но.ерями от возрастания массы самолета

В условиях экономии массы и металлоемкости конструкции целесообразно
рассматривать применение новых материалов и технологий. Сэкономленная мас-
са может быть использована для снижения взлетной массы, увеличения полезной
нагрузки или запасов топлива Однако все это приводит к увеличению стоимости
егг олста и требует дополнительной оценки

Во время переговоров с потенциальным покупателем может возникнуть
вопрос о включении в техническое задание дополнительных требований к конст-
рукции, ведущих к приращению массы Для гражданского транспортного само-
лета параметр масса/стоимость может быть оценен по величине стоимости экс-
плуатационной полезной нагрузки, которая, в свою очередь, зависит от произво-
дительности самолета и частоты полетов. Годовой доход на фунт коммерческой
нагрузки в критическом секторе * задается формулой

годовой доход = const	долл./г.	(8.1)

При юдовом налете U = 3000 ч/г, коэффициенте загрузки Ф = 0,55 и доходе
от пассажира .0 = 0,45 долл/тонно милю годовой доход составит 167 долл, на
фунт в год при средней маршрутной скорости 835 км/ч За 12 лет эксплуатации
это будет соответствовать 2000 долл на фунт коммерческой нагрузки. На прак-
тике потери эксплуатирующей организации распределяются между недобором
пассажиров и грузов и дополнительным расходом топлива. Кроме того, не все
секторы являются критическими по загрузке и поэтому величина массы пустого
самолета будет влиять на найденную величину дохода в пределах 10—15%. Не-
смотря на это, необходимо учитывать, что масса пустого самолета не должна
возрастать до такой степени, чтобы снижалась коммерческая нагрузка.

Основная масса пустого самолета состоит из массы планера, массы группы
силовой установки, массы оборудования и сервисных систем (табл 8 2). Многие
составляющие этой массовой группы и особенно массы планера зависят в опре-
деленной степени от общей схемы. Значения относительных величин массы пус-
того самолета для некоторых типов самолетов приведены в табл. 8 3 При срав-

нении современных самолетов со старыми
масса пустого самолета не изменилась зна-
чительно с течением времени по следующим
причинам:

а)	благодаря улучшению характеристик
двигателей за последние годы составляю-
щие массы этой группы уменьшились при
постоянной коммерческой нагрузке, поэтому
относительная масса конструкции самолета
возросла,

б)	крыло современного околозвукового
самолета достаточно тонкое и имеет боль-
шой угол стреловидности, требования жест-
кости к крылу в этом случае приводят к
возрастанию массы;

в)	улучшенные схемы механизации так-
же приводят к повышению массы конст-
рукции;

г)	требования по усталостной прочно-
сти являются критическими для современ-
ных транспортных самолетов и приводят к
ограничению уровней напряжений, напри-
мер в конструкции герметичных кабин При-
мер влияния ресурса планера на массу
пустого самолета показан на рис. 8.1;

типами заметно, что относительная

Уровень напряжений при перегрузке 1.J,
кгс /ммг

Рис. 8 1. Влияние уровня напряже-
ний конструкции в полете на уста-
лостные характеристики и GnvCT2
самолетов (AIAA Paper, № 66-882):

'~ЛОпуст2 = +2Л%;

2 —	+1,2%;

начальная масса пустого само-
лета

* Т е сектор, в котором Свзл П1ах ограничена длиной ВПП или другими факторами*
Разбивка массы обычного гражданского самолета

Разбивка по массовым группам

Тип самолета		Дата	
Тил двигателя		Имя	
Данные по группам	Масса	Плечо х1 "**	до ЦМ  1	У
Конструкция планера  Группа крыла  Группа хвостового оперения  Группа фюзеляжа  Группа шасси  Группа рулевых поверхностей  Группа гондол или двигателей  Группа силовой установки  Установка двигателя и форсажных камер  Коробка приводов  Нагнетатели (турбинного типа)  Система подачи воздуха  Система выхлопа  Масляная система охлаждения  Система смазки  Топливная система  Система впрыска воды  Управление двигателями  Система запуска  Установка винта  Реверс тяги  Оборудование и системы планера  Группа ВСУ  Приборы и пилотажно-навигационное обо- рудование  Гидравлика и пневматика  Электрическая группа  Электронная группа  Отделка и снаряжение  Кондиционирование и противообледенитель- ная система  Прочее  Основная масса самолета (пустого)  Эксплуатационные элементы  Снаряжение экипажа  Расходуемые элементы на пассажирскую ка- бину  Вода и химсоставы для туалетов  Аварийное оборудование  Масло» остаточное топливо, вода, спирт крепление и приспособления для работы с гру- зами  Эксплуатационная масса пустого самолета			ч

д)	более строгие современные требования НЛГ в отношении безопасности
и уровня комфорта приводят к более сложной и тяжелой конструкции и сис-
темам.

Оценка массы при предварительном проектировании необходима для расчета
характеристик самолета, центровки, проектирования шасси и выдачи объективных
лимитов по массам в другие конструкторские отделы. Следующий раздел показы-
вает, как производится оценка массы. Список литературы содержит обширную
информацию на эту тему для конкретных типов самолетов или носит обзорный
характер без учета последних достижений техники; по этой причине ценность
этой информации ограничена. Нормальная оценка массы начинается с четкого
разделения самолета на элементы, и этому вопросу посвящен следующий раздел,
296
Типичное разделение массы пустого самолета для самолетов различных категорий

Категория самолета	Процент Сдзд щах			
	конструк- ция пла- нера	силовая установка	несъемное оборудо- вание  и системы	масса пустого самолета
Транспортные пассажирские самолеты корот- ких линий:				
реактивные	31,5	8,0	13,5	53,0
ту рбовинтовые	32	12,5	I3t5	58
поршневые  Транспортные пассажирские самолеты даль- них линий:	29,5	20,5	15,5	65,5
реактивные	24,5	8,5	9,0	42,0
турбовинтовые	27,0	12,0	12,0	51,0
поршневые  Грузовые самолеты:	25,5	17,5	11,0	54,0
коротких линий турбовинтовые	35,0	13,0	8,0	56,0
дальних линий турбовинтовые	26,5	10,0	7,0	43,5
Административные самолеты	27,5	8,0	15,5	51,0

8.2. РАЗБИВКА МАССЫ И ОГРАНИЧЕНИЯ ПО МАССЕ

Самолет состоит из огромного числа деталей, которые могут быть объединены
в группы в соответствии с несколькими схемами. Масса этих групп и комбинаций
из групп имеет большое значение при проектировании, сертификации и эксплуа-
тации самолета. К сожалению, не существует единой международной термино-
логии по массовым характеристикам, что ведет к неоднозначному пониманию
терминов. В настоящем разделе используется наиболее распространенная терми-
нология с объяснениями значений терминов и их взаимосвязи. Рассматривается
не только массовая разбивка, но и некоторые ограничения по типовым массовым
характеристикам. Рассуждения относятся к широкому классу проектов коммер-
ческих самолетов. Даны некоторые рекомендации по установлению массовых
пределов.

8.2.1.	Разбивка массы

На рис. 8.2 представлена схема разбивки массы самолета по основным группам
и комбинациям этих групп, характеризующим массовые термины.

Основные группы. Терминология, связанная с массовыми характеристиками,
дана в табл. 8.3 и рассмотрена ниже. Более детальная массовая сводка пред-
ставлена в разд. 8.4.

Конструкция планера: группы крыла, хвостового оперения, фюзеля-
жа, шасси и гондол двигателей. Группа рулевых поверхностей может быть клас-
сифицирована как конструкция самолета или как часть группы систем.

Группа силовой установки: двигатели, детали, связанные с уста-
новкой и эксплуатацией двигателей, топливная система, устройства реверса тяги.

Оборудование и обслуживание планера: ВСУ, приборы, гид-
равлика, электрическая и электронная системы, отделка н пассажирское оборудо-
вание, противообледенительная система, система кондиционирования и другие
системы. Для получения точных и установившихся значений понятия пустой мас-
сы полезно разделить эти элементы на несъемное и съемное оборудование.

Несъемное оборудование и системы — это объединенные с конструкцией эле-
менты систем конкретного самолета. Они включают в себя массу фиксированного
балласта (если он применяется) и жидкостей в замкнутых системах (например,
гидросмесь).

Съемное оборудование и системы — это элементы оборудования или жидко-
сти в системах, которые нельзя рассматривать как составную часть конкретного
самолета. Типичными примерами являются съемные разделительные стенкл, пас-
Рис 8 2 Распределение массы по
группам и терминология:

1 — основные группы 2 — расход
топлива до взлета, 3 — топливо на
полет, 4 — маршрутный запас топ
лива, 5 — общим запас топлива
6 — остаточное топливо 7 — запас
шпл lea при посадке 5 —дополни
тельное томливо, 9 — резервное топ
ливо 10 — полезная на!рузкат 11 —
эксплуатационные элементы, 12—
системы и оборудование планера
13— съемное 74 — стандартные из
меняемые элементы 15 — стандарт-
ные элементы 16 — несъемное 17 —
группа силовой установки, 18 —
конструкция планера 19—харак
тарные массы, 20—масса пустого
самолета после изготовления, 21 —
масса самолета при поставке, 22 —
основная масса пустого самолета;
23 — съемная нагрузка ^4—экс
плуатационная масса пустого само
лета, 25—располагаемая нагрузка,
26 — масса без топлива 27 — запас
топлива при взлете 28 — взлетная
масса 29 — стояноч 1ая масса, 30 —
посадочная масса 3/ — полная мас-
са, 32 — вырабатываемое топливо,
33 — эксплуатационная масса, 34 —
полезная нагрузка

сзжирские сиденья \ ковры на полу, основное аварийно-спасательное оборудо-
вание

Самолет определенного типа обычно заказывается несколькими эксплуатиру-
ющими авиакомпаниями, каждая из которых имеет свои индивидуальные требо
ваикя к оборудованию и внутренней отделке Многие виды этого оборудования
Оапример, внутренняя отделка) поставляются не самолетостроительными пред
j риятиями Поэтому основной вариант самолета обычно включаем элемент»-: обо-
рудования и жидкости в системах которые не меняются для модификаций са-
’• олета данного типа —это так называемые стандартные элементы Те элементы
съемного оборудования, которые выбираются эксплуатирующей организацией на
зываются стандартными изменяемыми элементами н находятся в ведении эксплу-
атирующей организации

Эксплуатационные элементы включают экипаж предметы обор}
дования и обеспечения, которые необходимы для выполнения конкретного полета
и не \чтены в составе основной массы пустого самолета* **, т е справочник!! ру
ьоводства багаж экипажа, вода, масло, неиспользуемое топливо***, питание до
полнительнос аварийно спасательное оборудование, инструмент и т д Эти эле-
менты могут изменяться для конкретной модификации самолета по желанию за
казчика Однако минимальный состав экипажа определен правительственными
документами Эквивалентными яв 1яются термины «элементы операторам «эле-
менты, подготовленного к эксплуатации самолета»

Полезная или коммерческая нагрузка включает всю перевози-
мую коммерческую нагрузку — пассажиры, их багаж, почта и грузы Эквивалент-
ный термин «транспортная нагрузка» Полезная нагрузка не должна превышать
допустимый максимум ло объему и загрузке самолета (см подразд 8 2 2) Нор
мальная расчетная полезная нагрузка—это нагрузка, выбранная эксплуатирую

* Пассажирские сидения иногда относятся к эксплуатационным элементам

** См «Особенности терминологии по массовым характеристикам» настоящего раздела
1 рис 8 2

Неиспользуемое топливо иногда включают в массу съемного оборудования
шеи ортанпзацией в соответствии с ктассом компоновки кабины и размещения
грузов и используемая для статистических и других целей

Общий запас топлива включает все полезное топтиво, все виды
липкостей для впрыскивания в двигатель и другие, расходуемые для создания
тят, вещества Дополнительно разделяется на следующие составляющие

топ шво, расхфдуемос на гонку двигателей и рулежку,

топливо на поют, расходуемое в процессе полета до момента касания ВПП
при посадке,

резервный запас* опрсдетяется эксплуатирующей организацией по соответ-
ствующим правилам эксплуатации

юполнителыюе топливо (например, для следующего полета)

Общин janac топ тина не может превышать полезную емкость топливны <
баков (см подраз; 822)

Особенности терминологии по массовым характеристикам Основные i руппы
масс могут быть объединены различными способами, приводя к следующим ниже
терминам, имеющим специфические значения в эксплуатации Некоторые понятия
заимствованы из рис 8 2, другие не нуждаются в разъясненьях

Масса пустого самолета после изготовления 6П— масса
планера с си товои установкой н несъемным оборудованием и системами В основ-
ном она соотвсicшуст массе <су\ого» самолета, т е без неиспользуемого остат-
ка топ шва, масла, противообледенительной жидкости воды и химических ве-
ществ в туа тете

Масса пустого само тета при поставке О[ПСТ t — масса само-
юта, поставляемого изготовите 1ем Она равна массе пустого самолета после изго-
товления плюс масса стандартных (съемных) элементов Эквивалентный тер-
мин— «масса пустого сухого само юта»

Самолет в момент определения бПуст i должен быть доработан по всем п,нк-
там Масса пустого самолета устанав швается экспериментальным взвешиванием
поставляемого самолета с регистрацией этого значения в сертфикационных до-
кументах

Таровая масса — расчетная масса пустого самолета, она отличается ог экспе-
риментальной массы пустого самолета из за производственных отклонений

Основная масса пустого самолета — масса пустого самолета
при поставке плюс или минус чистая масса стандартных изменяемых з юментов
Она также равна массе пустого самолета после изготовления плюс масса съемных
элементов Эквивалентный термин — «Основная масса»

Масса пустых самолетов отряда-—средняя величина основной массы пустых
самолетов отряда или группы самолетов одной модели и конфигурации с анало-
гичными системами и оборудованием, эксплуатируемых одной авиалинией

Эксплуатационная масса пустого самолета 6Е^ст2—мае
са самолета без коммерческой нагрузки и топлива 3iБивалентные термины «мас-
са подготовленного к эксплуатации самолета», «основная эксплуатационная мае
са», «масса пустого оборудованного самолета»

Масса без т о п л и в а — эксплуатационная масса пустого самолета
0п\ст2 плюс полезная нагрузка Она не должна превышать максимальной массы
без топлива (см подразд 8 2 2) Эквивалентный термин — «масса с пустыми ба-
ками» Иногда используется термин < масса без топлива в крыле» для обозначе
ния массы самолета с пустыми баками крыла Это понятие имеет смысл при рас-
пределении топлива в крыле и фюзеляже

Взлетная масса — общая масса подготовленного к noieiy и загруженно-
го самолета в момент отпускания тормозов при начале разгона Она зависит ог
условий загрузки и не должна превышать максимальной взлетной массы и экс-
плуатационных массовых ограничений в связи с располагаемыми характеристи
ками самолета (см подразд 8 2 2 и 8 2 3)

Стояночная масса — взлетная масса плюс масса топлива, необходимо-
го на гонку двигателей и рулежку до взлета Она не должна превышать макси-
ма юной стояночной массы (см подразд 8 2 2) Эквивалентный термин — «ру-
лежная масса»

* Резервное топливо можно расходовать при рулежке после посадки
Посадочная масса — масса самолета в момент касания ВПП. Она
не должна превышать максимальной посадочной массы или ограничений экс-
плуатационной массы, указанных в подразд. 8.2.2 и 8.2,3.

Полная масса — масса самолета в любой момент времени полета. Она
изменяется в процессе полета, благодаря расходу топлива, масла, сбросу полез,
ной нагрузки или дозаправке в воздухе. Эквивалентный термин — «полетная мас-
са». В момент отпускания тормозов полная масса равна взлетной массе; на вре-
мя полета она считается полетной массой. Ее значение ограничено несколькими
массовыми пределами, указанными в подразд. 8.2.2.

Эксплуатационная масса (автор рекомендует термин «масса без
коммерческой нагрузки»)—масса подготовленного к полету самолета без ком-
мерческой нагрузки. Следовательно, эксплуатационная масса равна эксплуатаци-
онной массе пустого самолета плюс общий запас топлива, который не превышает
полезной емкости баков (см. подразд. 8.2.2).

Съемная нагрузка и располагаемая нагрузка — переменная
нагрузка (полезная нагрузка плюс топливо), которая берется на борт для выпол-
нения определенной операции. Оба этих понятия связаны с экономикой и произво-
дительностью самолета и объяснены в подразд. 8.2.3. Их значения ограничены
величиной допустимой нагрузки, т. е. разницей между максимальной взлетной
массой и основной массой пустого самолета.

8.2.2.	Массовые ограничения и возможности

Для исключения перегружения конструкции, получения неприемлемых летных ха-
рактеристик или характеристик по управляемости при повседневной эксплуата-
ции самолета, его некоторые переменные массовые параметры должны иметь ог-
раничения. Массовые ограничения устанавливаются в процессе проектирования и
сертификации самолета и оговариваются в Руководстве по летной эксплуатации и
других документах, связанных с сертификатом летной годности.

Хотя некоторые массовые ограничения устанавливаются после сертификаци-
онных испытаний, разумные пределы этих величин должны быть предусмотрены и
на этапе предварительного проектирования для обеспечения гибкости эксплуата-
ции самолета.

Максимальные и минимальные массы. Максимальные массы должны быть ус-
тановлены для каждого этапа полета (стоянка, рулежка, взлет, крейсерский по-
лет, заход на посадку и посадка) и условий загрузки (без топлива, распределе-
ние груза, центровка). Они не должны, по крайней мере, выходить за следующие
пределы:

1)	наибольшая масса, для которой доказано соответствие самолета конструк-
тивным и техническим требованиям. Это массовое ограничение обычно называется
расчетным, например расчетная взлетная масса;

2)	наибольшая масса, для которой показано соответствие требованиям по уп-
равляемости в полете; это ограничение особенно важно для акробатических са-
молетов, когда некоторые маневры могут быть выполнены с ограниченной полной
массой;

3)	наибольшая масса, для которой установлены летные характеристики;

4)	масса, выбранная заявителем *.

Эти максимальные массы определяются расчетом и неизменны в процессе
эксплуатации. Как правило, их значения мало отличаются друг от друга, за ис-
ключением случаев, когда самолет сертифицируется по разным нормам или пра-
вилам. Для большинства коммерческих самолетов устанавливаются следующие
максимальные значения масс.

Максимальная стояночная масса — максимальная масса, при ко-
торой допускается ** маневрирование самолета до момента отпускания тормозов
при взлете. Эквивалентный термин — «максимальная расчетная масса при ру-
лежке».

Максимальная взлетная масса (?Взл max — максимальная масса,
при которой допускается ** отпускание тормозов при взлете. Она часто определя-

* Обычно изготовителем самолета.

** Соответствующими правилами.
ется конструктивными требованиями на взлете и иногда максимальной полетной
массой. Располагаемая нагрузка, соответствующая (?ВЗл шах, считается макси-
мально допустимой.

Максимальная посадочная масса Gaос шах '—" МЯКСИМЯЛЪНаЯ
масса, допускаемая* при посадке. Она обычно зависит от прочности шасси или
динамических нагрузок на отдельные элементы конструкции крыла, возникающих
при посадке. Gaoc mas не должна превышать ОВЗл max.

Максимальная полетная масса Gno® max — максимальная масса,
при которой разрешены все другие режимы полета, кроме взлета и посадки.
Обычно <5цол тах = 0взл max за исключением случаев дозаправки в воздухе. Пред-
полагается полет с убранными закрылками, если не сделано специальных огово-
рок. Эквивалентный термин — «максимальная маршрутная масса».

Максимальная масса — наибольшая масса из бвэл max и Guo д max.
Максимальная расчетная масса — максимум из расчетных масс самолета.

Максимальная масса без топлива — максимальная масса само-
лета минус общий запас топлива и других расходуемых на работу двигателей ве-
ществ. При этой массе последующее добавление топлива не приведет к персна-
гружению конструкции самолета. Разница между бВЗл max, бПол max и макси-
мальной массой самолета без топлива может заключаться только в массе топ-
лива.

Отсутствие топлива в баках и определенного разгрузочного эффекта от него
может привести к критическому нагружению некоторых узлов самолета. На неко-
торых самолетах может быть введено ограничение по массе при начале перекач-
ки топлива между баками (максимальная расчетная масса перекачки топлива).

Ограничения по загрузке и минимальной массе. На каждом самолете распре-
деление массы должно быть таким, чтобы:

1)	ЦМ оставался в допустимых с точки зрения управляемости пределах (см.
подразд. 8.5.2 и гл. 9);

2)	соблюдалось соответствие таким конструктивным требованиям, как обес-
печение прочности от нагрузок на пол, внешних нагрузок, нагрузок от тормозов,
нагрузок от торможения при аварийной посадке и т. п.

Выполнение полетов запрещается и практически невозможно при значениях
массы меньше минимальной, которая не меньше, чем наибольшая из следующих
масс;

1)	расчетная минимальная масса, т. е. наименьшая полная масса самолета,
при которой может быть продемонстрировано соответствие требованиям конст-
руктивной прочности;

2)	наименьшая полная масса, при которой может быть продемонстрировано
соответствие требованиям по управляемости;

3)	масса, выбранная заявителем.

Объемные ограничения. Ограниченная по емкости полезная
нагрузка — максимальная коммерческая или полезная нагрузка, состоящая из
пассажиров, их багажа, грузов, ограниченная числом посадочных мест или рас-
полагаемым объемом кабины, грузового или багажного отделений. Она не долж-
на превышать максимальную полезную нагрузку. Эквивалентный термин — «объ-
емная полезная нагрузка».

Максимальная (конструктивная) полезная нагрузка —
максимальная масса пассажиров, их багажа, грузов и почты, которая может быть
загружена в самолет, подготовленный к полету, без превышения максимальной
массы без топлива.

Максимальная вместимость — максимальное число пассажиров,
предусмотренное для сертификации самолета. Этот предел должен соответство-
вать числу располагаемых аварийных выходов.

Максимальный объем груза — максимальный объем грузового от-
сека.

Объем полезного топлива — максимальный объем топлива, которое
может быть использовано в конкретном полете, за вычетом дренажного объема и
неиспользуемого топлива, остающегося после проведения эксперимента по выра-
ботке топлива. Эквивалентный термин— «стандартная топливная емкость».

* Соответствующими правилами.
Сумма эксплуатационной массы пустого самолета и массы полезного топлива
составляет максимальную эксплуатационную массу. По мнению автора, лучше тер-
мин «максимальная масса при нулевой полезной нагрузке#

Массовые ограничения, вызванные условиями эксплуатации. Для каждого по-
лета должна быть определена наибольшая эксплуатационная масса, при которой
удовлетворяются все требования по летным характеристикам от взлета до посад-
ки в пункте назначения. При этом должны учитываться различные атмосферные
условия (давление, температура, скорость и направление ветра) и состояние ВПП
(длина, наклон, резервные зоны), Угол установки закрылков выбирается таким
образом, чтобы обеспечивались наиболее благоприятные условия взлета и по-
садки

Допустимые взлетные и посадочные массы должны соответствовать наимень-
шей из следую]них

1)	масса, ограниченная располагаемой длиной ВПП для взлета и при посадке;

2)	масса, ограниченная допустимым градиентом набора высоты в соответст-
вии с диаграммами * масса — высота — температура;

3)	масса, ограниченная требованиями по высоте условного препятствия;

4)	масса, ограниченная прочностью ВПП или грузовой платформы аэропорта;

5)	масса, ограниченная местными нормами по уровню шума (если они суще-
ствуют для данного самолета).

8.2.3. Эксплуатационная масса и диаграммы полезной нагрузки

В каждом конкретном полете должно быть гарантировано выдерживание массо-
вых и объемных ограничений, указанных выше Взаимосвязь различных массо-
вых критериев приводит к ограничениям эксплуатационных масс, определяемых
Руководством по летной эксплуатации (эксплуатационные массы, регулярные мас-
сы), Реальные взлетная и посадочная массы и полезная нагрузка в конкретном
полете не должны превышать ограничений, приведенных ниже.

Эксплуатационная посадочная масса — максимальная масса, разрешенная при
посадке и наименьшая из следующих:

1)	максимальной посадочной массы;

2)	допустимой посадочной массы, основанной на располагаемых характери-
стиках;

3)	максимальной массы без топлива плюс запас топлива на посадке.

Эквивалентный термин (Англия) — «максимальная регулярная посадочная
масса#.

Эксплуатационная взлетная масса — максимальная масса, разрешенная для
взлета и наименьшая из следующих:

1)	максимальная взлетная масса;

2)	допустимая взлетная масса, основанная на располагаемых характеристи-
ках;

3)	эксплуатационная посадочная масса плюс запас топлива на полет;

4)	максимальная масса без топлива плюс запас топлива на взлете;

5)	взлетная масса, ограниченная минимальной эксплуатационной массой (объ-
емом полезного топлива)

Эквивалентный термин (Англия) — «максимальная регулярная взлетная масса».

Ограниченная по массе полезная коммерческая нагрузка — разность между
эксплуатационной взлетной массой и эксплуатационной массой

Зависимость полезной нагрузки от дальности показана па рис. 8.3, она может
быть рассчитана на основании зависимостей между эксплуатационными массами
и другими ограничениями На коротких маршрутах (линия АВ) полезная нагруз-
ка не должна превышать объемной или максимальной конструктивной полезной
нагрузки или ограничений по прочности пола. В приведенном примере предпола-
гается. что лимитирующим критерием является максимальная конструктивная по-
лезная нагрузка.

Для маршрутов с длиной больше LB необходим дополнительный запас топ-
лива, величина которого определяется эксплуатационной взлетной массой и мак-
симальной посадочной, как показано на диаграмме. Это возможно только, когда

* См. подраэд 11.6 2.
Рис. 8.3. Диаграмма полезная
нагрузка — дальность для тран-
спортного самолета:

/ — максимальная дальность
LD; 2 — L&— дальность при
максимальной полезной нагруз-
ке; 3 — максимальная кочет
руктивная полезная нагрузка;
4 — максимальная масса без
топлива; 5 — полезная нагрузка;
6 — топливо; 7 — резерв топли
ва, 3 — посадочная масса, 9 —
экспл}атационная масса; 10 —
максимальный дополнительный
запас топлива, 11 — взлетная
масса, 12 — взлетная масса, ог
раниченная максимальной по
садочной массой; 13 — общий
запас топлива; 14—топливо на
полет; 15 — максимальная взлет-
ная масса самолета, /6 — экс
плуатационная масса пустого
самолета, 17 — полезная топлив
мая емкость; 18 — максимальная
располагаемая нагрузка, 19 —
взлетная масса, ограниченная
топливной емкостью; 20 макси-
мальная посадочная масса

156

максимальная масса без топлива плюс резерв топлива меньше, чем максимальная
посадочная масса, что обычно выполняется на практике Для средних и дальних
маршрутов полета полезная нагрузка становится ограниченной по массе и равной
разнице между эксплуатационной взлетной массой и эксплуатационной массой.
Предполагается, что в промежутке между точками В и С взлетная масса ограни-
чена максимальной взлетной массой. Точка В соответствует максимальной даль-
ности полета Lb с максимальной полезной нагрузкой, соответствующей крейсер-
ским условиям полета с соблюдением норм по резерву топлива Увеличение даль-
ности более LB возможно только путем замены части полезной на1рузки топли-
вом

В точке С (дальность Л с) запас полезного топлива ограничен емкостью ба-
ков и эксплуатационная масса достигает предельного значения

Дальнейшее увеличение дальности возможно только в результате уменьшения
взлетной массы, и таким образом, часового расхода топлива, что приводит к рез-
кому уменьшению полезной нагрузки с дальностью, В точке D полезная нагруз-
ка равна нулю, это соответствует случаю максимальной дальности без полезной
нагрузки, обычно задаваемой для оценки крейсерской дальности полета

Для нормального коммерческого использования самолета область CD не име-
ет большого значения и Lc обычно считается максимальной дальностью. При на-
личии па самолете достаточных объемов Lc и LD могут быть увеличены путем
применения дополнительных внутренних топливных баков без ущерба для массы
конструкции и аэродинамики самолета. Приращение дальности может быть до-
стигнуто также применением внешних топливных баков.

8,2	Л. Выбор ограничений по массе

Для создания самолета с достаточной эксплуатационной гибкостью, удовлетво-
ряющего требованиям заказчиков на различных маршрутах при разнообразных
атмосферных и аэродромных условиях, необходима искать компромиссные реше-
ния между различными противоречивыми требованиями Обсуждение требова-
ний с заказчиками может привести к их несовместимости и появлению модифи-
Дальность, км

Рис. 8.4. Диаграммы дальность — полезная на-
грузка для нескольких модификаций самолета
одного типа:

/ — 17 700 л; 2 — 15 100 л; 3 — предел конструктив-
ной прочности; 4 — полная масса — 48 600 кг;
5—113 пассажиров; 6 — 10 800 л; 7—13 000 л;

8 — полная масса ~ 44 000 кг; 9 —	42 800 кг

кации основного варианта само-
лета с различными значениями,
например, максимальной мас-
сы без топлива и объема по-
лезного топлива. Рис. 8.4 иллю-
стрирует возможную гибкость
эксплуатации самолета опре-
деленного типа. Обсуждение
этого вопроса можно также
найтй в работе [8.11].

Максимальная взлетная
масса обычно определяется кон-
структивными проблемами и
реже критериями управляемо-
сти. На предварительном этапе
Свз.т max рассчитывается путем
сложения эксплуатационной
массы пустого самолета, рас-
четной нормальной полезной
нагрузки и общего запаса топ-
лива, необходимого для полу-
чения расчетной дальности *.
Для этого необходимы оценка

массы пустого самолета (разд. 8.4) н расчет его характеристик (разд, 11.5). Схе-
ма самолета, его геометрия и тяга двигателей должны быть увязаны таким об-
разом, чтобы его взлетная масса не была неоправданно ограничена при эксплуа-

тации с учетом высоты и диапазона температур большинства аэродромов.

Для заказчиков, которые не предъявляют специальных требований к режи-
мам полета на малых скоростях, может быть предусмотрен прирост максимальной
взлетной массы для улучшения диаграмм дальность — полезная нагрузка. В этих
случаях желательно приращение максимальной массы без топлива, максимальной
посадочной массы и массы пустого самолета при поставке для компенсации уве-
личения нагрузок на некоторые критические узлы конструкции. Категории легких
самолетов подразделяются в соответствии с ограничениями взлетной массы, на-
пример до 2722 или до 5670 кг. Требования НЛГ для этих категорий различны с

далеко идущими последствиями для конструкции и эксплуатации таких самоле-
тов (см. разд. 5.4).

Максимальная масса самолета без топлива должна быть достаточно большой,
чтобы конструктивные ограничения не снижали полезную нагрузку при общепри-
нятых значениях ее удельной плотности и условиях загружения. Приращение
максимальной массы без топлива увеличивает гибкость загрузки, ио при этом
увеличивается масса конструкции, главным образом крыла и узлов его крепления.
Обычно это ведет также к росту Gnoc max. На этапе предварительного проектиро-
вания объемная полезная нагрузка может быть оценена по данным подразд. 3.2.5
и 8.4.4. Максимальная масса без топлива, определяемая таким образом, равна
эксплуатационной массе пустого самолета плюс полезная нагрузка, соответству-
ющая наиболее плотному варианту компоновки пассажирской кабины.

Максимальная посадочная масса должна быть всегда выше, чем максималь-
ная масса без топлива плюс резерв топлива, в противном случае полезная нагруз-
ка будет часто ограничиваться максимальной посадочной массой. Для некоторых
категорий легких самолетов Gnoc max и GB3n шах равны (BCAR, группа К); для
других Gnoc max несколько ниже и составляет 95% от СЕзЛ max (см. FAR 23.473).
Разница между эксплуатационной и реальной взлетными массами в конкретном
случае может быть использована для дополнительного запаса топлива (см.
рис. 8.3). Это представляет интерес для заказчика, обслуживающего короткие
авиалинии без дозаправки. Самолеты коротких авиалиний часто выполняют такие
полеты, поэтому для них желательна Сиос max порядка 90—95% Сл-л max- Долж-
на быть также обеспечена достаточная емкость баков. Большинство многодвига-
тельных самолетов оборудуется системой слива топлива в полете, если только

* Слово «расчетный» в данном случае относится к величинам, указанным в техниче-
ском задании.
самолет не удовлетворяет определенным требованиям по набору высоты при захо-
де на посадку при массе, равной бвэл max минус топливо, расходуемое за 15 мин
полета (FAR 25.1001). Если Gnoc шах больше этой характерной массы, наличие
системы слива топлива необязательно. В ранних нормах характерная масса опре-
делялась путем деления бпзл max на 1,05.

Подводя итог, можно сказать, что для коммерческого самолета Опос max
обычно лежит в пределах между максимальной массой без топлива плюс нор-
мальный резерв топлива и величиной, равной 95% Овзл max. При выборе Gnoc max
справедлива следующая статистическая зависимость:

Gnoc max G л

—--------—----= 0,2 -|-0,9 exp(—Lb! 1854) для 320 км, (8.2)

^взд max	^т— 0

где LB — расчетная дальность при максимальной полезной нагрузке (см. рис. 8.3).

8.3	. МЕТОД РАСЧЕТА МАССЫ ПУСТОГО САМОЛЕТА

Большинство разработчиков имеет свои методы оценки массы пустого самолета,
построенные на основании накопленного опыта для конкретной категории само-
летов. Более обобщенные и простые методы, рассмотренные ниже, обладают стан-
дартной ошибкой для основных массовых групп порядка 5—10%. По терминоло-
гии подразд. 5.2.1 их можно назвать методами оценки массы конструкции на эта-
пе выбора конфигурации самолета. При здравом подходе они могут дать вполне
реальные цифры.

Частичное расхождение между расчетным и реальным значениями массы оп-
ределенного узла или массовой группы конкретного самолета можно отнести к
различной трактовке состава входящих элементов. Типичные примеры такого рас-
хождения возникают в узлах крепления крыла к фюзеляжу, узлах установки шас-
си, при массовой оценке внутреннего оборудования кабины. Однако суммарная
погрешность от всех элементов при правильном использовании метода обычно
невелика. Хотя точность расчета не повышается с увеличением степени детали-
ровки массовых данных, знание массовых характеристик основных деталей необ-
ходимо для оценки приращений массы и для центровки, оптимизации и массового
контроля. В нескольких отчетах Общества инженеров-весовиков (SAWE) указа-
но, что именно на этом этапе проектирования существует оптимальное число па-
раметров, которое дает минимальную расчетную ошибку [8.38].

Разделение массы пустого самолета, представленное в табл. 8.3, основано на
нормали США AN-9103-D, слегка измененной для гражданских целей. Для опре-
деления положения ЦМ (см. разд. 8.5) плечо можно заменить статическим момен-
том от каждого элемента. На практике обычно требуется детальная массовая
сводка; для некоторых массовых групп подробные сводки даны в разд. 8.4. Хотя
информация по вопросам массы, представленная в технических записках SAWE,
достаточно детальна и обширна, современные и установившиеся методы расчета
массы пустого самолета отражены в ней мало. Из списка литературы можно на-
звать несколько работ, полезных в этом плане,— [8.47 ... 8.63], но в большинстве
случаев конструктор должен разрабатывать специальные методы. Данные, содер-
жащиеся в табл. 8.5, могут быть полезными для проверки точности методов рас-
чета путем сравнения результатов с параметрами реальных самолетов.

На этапе предварительного проектирования, когда многие детали самолета
еще неизвестны, массовая оценка всегда носит смешанный характер рациональ-
ного анализа и статистического подхода. Статистические формулы для определе-
ния массы многих компонентов имеют вид экспоненциальных зависимостей, ко-
торые в общем виде записываются следующим образом:

G = СФ"(8.3)

Коэффициент пропорциональности и показатели nt, ... пт конструктивных
параметров Фь Фг ...Фщ определяются стандартным методом регрессионного ана-
лиза с использованием массовых и геометрических данных компонентов, приведен-
ных к условиям минимального среднеквадратичного отклонения. Могут возникнуть
затруднения, когда величина или знак экспоненциального показателя неприемле-
мы для расчетного ана шза и приводят к пар 1д жсальным результатам В этом
с iwiae можио рекомендовать способ ограниченного регрессионного анализа из
ложенпый в работе [8 41] Лучшим подходом хотя и не всегд/ возможным ib за
недостатка достоверных данных может быть разбивка ана лизируемых г омпоиен
к в на сумму отдельных составляющих элементов Соответствующие параметры
пя каждой составляющей до 1жны быть выбраны на основе рациона пьною под
хода Ести точно известна тинейная зависимость массы состав яютею элемент)
} от параметра X, применил метод линейного регрессионного анализа для поел рос
ния подходящей кривой

Например исходя и4 предпосылки постоянства среднею уровня напряжений
в конструкции коли 1ество метал .а, необходимого для восчриятя изгибающего
момента от крыла, пропорционально изгибающему моменту, действующему на кор
невое сечение, умноженному на конструктивный размах и ic'енномх на толщи
ну корневого сечения Для первоначальной оценки массы конструкции кры^а
можно использовать следующий параметр

Л =	-.	(8.4)

^OPhCOs2/0 5

Параметр X находится для ЛГ образцов готовых самолетов (величины хг)
для которых масса крыла </1 является известной Линия регрессии У и X нахо
днюя методом наименьших квадрjtob в соответствии с формулой

У = а + ЬХ ,

(8 5)

Yx^xiyi — lf/Даг2

где

(8-6)

Yxl^yi~NYxlyl
(lx,)2 — NXx2

(8.7)

Для ограниченных преде job X и Y линейная зависимость вполне приемлема,
по при большом разбросе реальных размеров элементов лучшую сходимость дает
выражение

у._ А'А".

В логарифмической системе координат это выражение линейно

log Y = log К 4- п log А ,

(8.8)

(8 9)

и к нему может быть применен метод линейного регрессионного анализа
Среднеквадратичная ошибка метода оценки массы составляет

(8.10)

1де mt — отношение реальной и расчетной массы элемента

В работах [8 41, 8 44] дана достаточно полная информация по применению
статистических и других методов регрессионного анализа Статистические метолы
требуют внимательного подхода Необходимо прежде всего убедиться что авали
зируемый самолет попадает в диапазон данных, охватываемых методом расчета
Так как выбор параметров испо шзуемых для анализа, в какой то степени про
изволен необходимо обращать особое внимание на точки, далеко удаленные от
линии регрессии Они могут означать, что необходимо применить другой способ
корреляции Наконец, все параметры, испо тьзхемые для oi елки массы, должны
быть четко определены без различных интерпретаций и неясностей

Следует иметь в виду, что многие методы расчета массы применимы к огра
ничейной категории самолетов Иногда они могут распространяться на другие
категории простым измене тем коэффициента пропорциональности при условии
что основные выражения не меняются
8 4 ДАННЫЕ И МЕТОДЫ ПО ОЦЕНКЕ МАССЫ

8.4.1. Конструкция планера

Оценка массы конструкции планера по удельной плотности самолета. Интересный
1Ю1Х0 1 к оцшке массы конструкции, приз снимыи к самолетам обычных схем
предложен Кадделом в работе [8 39], где используется понятие плотности само
1ета, т е расчетной по шои массы самолета, деленный на его общин объем С этих
позиций относительная масса конструкции транспортных турбовинтовых самоле
тов выражается через расчетную на1рузку, размеры фюзетяжа и бвзл шах

^КОнСГр	1 /-(	-4

—-------= 0,447 г нН —,	(8.11)

Ощ]	\ Иви /

где пу» соответствует 0а3т mix

Хотя это выражение приводит к достаточно точным данным, оно бесполезно
для оптимизации, та1 к ж не содержит параметров связанных со схемой самою
та Единственным путем остается детальная разбивка конструкции нз состав я
ющис массы по раз шчным группам Примером такой разбивки может служить
табл 8 4

Систематизированные данные по массе конструкции дчя существующие са
мотетов представ юны в табл 8 5

Сот 1асно (8 11) расчетная перегрузка значительно в шяет па массу констрхк
ции Правила назначения расчетной перегрузки (эксп 1уатациониая перегрузка,
хмноженная на 15) сказаны в различных документах по летной годности Их
следует понимать как случай нагружения от максимального вертикального поры
ва ветра и (и маневренной перегрузки д 1я соответствующей массы и наиболее
критической высоты полета (около 6000 м для герметичных транспортных само
летов) Более подробно этот вопрос рассмотрен в приложении С

Группа крыла Оценка массы конструкции крыта на этапе предварительного
проектирования может быть достаточно точной, так как нагрузки на крыто хо
рошо известны Обычно определяющим является изгибающий момент в полете,
Для некоторых категорий скоростных самолетов доминирующим требованием м)
жет быть жесткость на кручение и в результате принятия мер борьбы с флатте
ром масса конструкции крыта может возрасти па 20% Большое значение имеет
расположение оси инерции крыла с установленными двигате 1ями Злмегную час.ь
массы составляют второстепенные конструктивные элементы и приращения от не
оптимальной то лщины обшивки, формы соединений, у слов крепления шасси
и т п

Метод предварительной оценки Массы крыла объяснен в работе [8 101], а его
результаты обобщены в приложении С При отсутствии достаточного объема дан
ных для консольных крыльев из алюминиевых си швов используется приближен-
ный метод расчета Следующее выражение справедливо дчя случая установки на
крыле шасси (но не двигателей)

rie /, —//cosyo —конструктивный размах крыла

Коэффициент пропорциональности составляет

югкие самолеты Gri, ч 5^5670 кг Лч, = 49 10 3 для G„ iH = Ganmu в ki
Ц в м, 5 в м2, GKP в кг,

транспортные самолеты GBJt>5670 кг Kg = 6,67 103 для ОПолн = Свз i max
в кг, h в м и S в м2, G р в кг

Масс? заланная ф >рму юн (8 12) включает в себя срсщтв,, механизации и
э (еронп В случае ppi меиения гасите лей подъемной силы и воздушных тормозов
приращение массы составит 2% При установке двух иль четырех двигателей иа
крыло его масса уменьшится соответственно на 5 и 10% Если шасси не устанав
ливаегся на крыло, масса последнего уменьшается на 5%
Таблица 8Л

Массовая сводка группы планера по AN-9103-D

Группа крыла

Центроплан	
Промежуточная часть	
Консоли (включая законцовки и т. nJ	
Вспомогательные элементы (включая механизм складывания и т. nJ	
Элероны (включая балансировочные грузы)	
Закрылки, задняя кромка	
Механизация передней кромки	
Предкрылки	
Интерцепторы, воздушные тормоза, гасители подъемной силы	
Аэродинамические перегородки	
Подкосы	

Группа хвостового оперения

Основная конструкция стабилизатора	
Основная конструкция киля (включая подфюзеляжный киль и т. п )	
Встроенная конструкция (киля и стабилизатора)	
Руль высоты (включая балансировочный груз и т. nJ	
Руль поворота (включая балансировочный груз и т. nJ	
Группа фюзеляжа

Оболочка	
Основная конструкция балок	
Второстепенная конструкция фюзеляжа или оболочки	,	
— балки	
— воздушные тормоза	
— двери, люки и т, п.	

Шасси

Размещение	Колеса, тормоза, пневматики, проводка	Конструкция	Управление	Суммарная масса
Основная стойка				
Передняя				
Хвостовая (бампер)				

Устройства для посадки на воду

Размещение	Поплавки	Стойки	Управление	
				
				

Группа рулевых поверхностей

Органы управления в кабине

Автопилот

Система управления (включая автомат загрузки ручки)
Группа гондол

Внутренние	
Центральная	
Внешние  •	
.1ючли, панели	
Суммарная масса планера	

Массу подкосного крыла можно уменьшить примерно на 30% по сравнению
с определенной по формуле (8.12) Эта цифра будет учитывать массу подкосов,
составляющих около 10% массы группы крыла.	.

Геометрия, конфигурация, эксплуатационные характеристики влияют на оп-
тимизацию массы крыла. Принято, что для современных самолетов масса .механи-
зации крыла рассчитывается отдельно. Метод, изложенный в приложении С, от-
вечает этим требованиям и позволяет оценить массу крыла со среднеквадратичной
ошибкой 9,64%.

Анализируя формулу (8 12), можно отметить, что масса конструкции при за-
данных относительном выносе /,,/impn и нагрузке на крыло Gno 1М/5 растет с увс-
личением размаха Такая неблагоприятная зависимость, связанная с квадратно-
кубическим законом (см. подразд. 7 2 2), может быть компенсирована увеличением
нагрузки на крыло Это одна из причин, почему большие самолеты обычно име-
ют высокую удельную на1рузку на крыло. Уменьшение выноса неприемлемо 'з-за
приращения сопротивления; его величина обычно находится между 35 и 45 (см.
рис. 7.8).

Группа хвостового оперения. Масса этой группы составляет всего 2—3%
Овзл miX, ио из-за удаленности хвостовое оперение оказывает заметное влияние
на положение ЦМ самолета Точная оценка массы затруднена из-за большого
разнообразия конфигурации хвостового оперения и ограниченной информации о
его прочности, жесткости и других параметрах. Для нескоростного легкого само-
лета (Vmix до 460 км/ч) наибольшую роль играют маневренные нагрузки, и мас-
са хвостового оперения зависит от расчетной перегрузки следующим образом

О\.о = 0,64 K$2j0’75.	(8.13)

Интересно отметить, что для этой категории самолетов масса хвостового one
рения подчиняется квадратно кубическому закону, когда масса пропорциональна
кубу, а площадь-—квадрату линейного размера. Если площадь хвостового опе-
рения еще неизвестна, его общую массу можно принять равной 3,5—4% массы
пустого самолета. Для транспортных и реактивных административных самолетов
расчетная предельная скорость полета оказывается доминирующим фактором
(рис 8.5).

(zr,o г z ( di/nnxniax \

~	I ’ г —	I ,	(814)

Sj.o	\	У	7.г*о

(Лп	/ ^в.оv inax J»ax J

-%— = *...<>/ |.	(8.15)

' И СОЗ /
Та б л и ца 8 5

Массовая сводка по структурным группам самолета

Легкие самолеты

со

Категория и тип самолета	у-*  ивзл max	I руина крыла		Группа хвостового оперения		Iруппа t фюзел >жа		LUaccn		Рулевые поверхности		Группа гондол двигателей	
	ХЮ\ кг	Х10\ кг	%	ХЮ3. Ki	%	Х10э, Ri	%	ХЮ1, кг	%	ХЮ\  KI	%	М0\ кг	%
Легкие с одним ПД													
Сессиа-150А	0.68	0,1	14,2	0.02	2,73	0 08	ид	0,03	7,07	0 01	2,07	0.01	1.60
Сессна-172В	0.99	0,11	10,7	0.03	2.77	0.11	11.5	0.03	5.55	0,01	1.41	0,01	1,41
Ceccna-180D	1,2	0,12	9.58	0.03	2,23	0 12	10.2	0 05	4,49	0.02	1J6	0.02	1.40
Сессна-182О	1,2	0,12	9.58	0.03	2,30	0.12	10,3	0 06	5,13	0,02	136	0.02	1.36
Сессна 185	1,45	0.12	8.31	0,03	2.22	0 1 1	9.06	0.06	4,13	0,02	1.13	0,02	1 28
Сессна-210	1,32	0.12	9,0	0.03	2.45	0,14	10.90	0.09	7,14	0.02	1.52	0,01	1 07
Бичкрафт J 35	1,32	0,17	13.1	0.03	2,00	0 (Я	6,90	0,09	7.07	0 03	1,63	0 01	2 14
Сааб Сафир	1.2	0,13	10,4	0 03	2,2b	0,18	14,3	0 05	1 47	* *	—-	*	
Легкие с двумя ПД													
Сессна С 310	2.19	0,21	9.40	(1 05	2,11	0.14	6,00	0 12	5 15	0 0"	1.37	0,06	2.67
Ьичкрафт G 50	3.25	0,3	9.17	0,07	2,18	0.22	6,92	0 20	6 25	0,05	1,68	0 12	3.65
Ьичкрафт G 65	3,35	0,3	9.0'1	0 07	2 08	0 27	8.15	0 2	6 02	0.06	L79	0.13	3,87
Ьичкрафт G 05	1,8	0 21	11,5	0 04	1.98	0.1 1	6,90	0 1	" 45	0 03	1.83	0,08	4.50
Бичкрафт D 18S	3,97	0 19	9.81	0 08	2.02	0 31	8,38	0 25	6 10	0,05*	1,31	0.14	\55
Бичкрафт Е 18S	4 4	0 1	9,01	0 08	1,86	0,33	7,92	0,27	6 (В	0,05	1,19	035	3 41
де Хэвилленд <чДав»	4,0	0 1	10,6	0.09	2,23	0.14	8?7	0,18	4,14		—	0,1*	2 50
Реактивные трени- ровочные													
Сессна Т-37	2,92	0,24	5,24	0 06	1,99	0 38	13,0	0 15	5,12	0,07	2,39	——		
Фуга Магистр	2.85	0,49	17,3	0,07	2.63	0,34	11.8	0. >1	7,31	0 12	4.14	TWM	
Канадэр CL-41	2,95	0,4	13,7	0,09	3,09	0,4 3	14.7	0 14	4.89	0,08	2 63	0,02	С,62
Реактивные адми- нистративные													
Хокер Сиддли-125	9,62	0,89	9.-8	0.28	2,87	0,74	7,68	0,30	UI	0,1	1,02		
Джет Коммандер 1121	7.26	06	8.2b	0.19	2.66	0.74	юл	0.2	2 76	03	1,39	0,16	2,19
Норт Американ «СепбрлаЙ	7,58	0,8	10,5	0,13	1,78	0,91	12,1	0,33	4.3G	0,16	2,06	0.14	1,89
НСр’*  Локхид «Джетстар*	13,93	1,28	9,21	о.<	2,87	1,58	П,4	0,48	3,46	0.55	2,50	0,36	2,58
CO  »Q			_		 Продолжение табл. 8.5													
	Категория и тип самолета	ивзд max	Группа крыла		Группа хвостового оперения		Группа фюзеляжа		Шасси		Рулевые поверхности		Группа гондол двигателей	
		ХЮ3, кг	Х10\ кг	%	Х10\ кг * ,	%	Х10\ кг	%	Х!0\ кг	%	ХЮ3, кг	%	Х10\ кг	%
					Винтовые т	ранспор'	гные самолеты							
	Поршневые с двумя двигателями													
	де Хэвилленд ДНС-4 Сааб «Скандна»  Хэндли-Пейдж «Геральд» «Твин Пайонир»  Канадэр CL-21	10,9  16,01  17,03  6,63  14.76	1,33 1,9 1,98 0,96 1,81	12,2 11,9  1 1,6 14,5  12,3	0,36  0,27  0,45 0,26  0,48	3,20  1,66  2,63  3,95  3,25	1,29  1,26  1,36  0,63  1,48	11,9  7,86  7,90  9,46  10,0	0,56  0,84  0,74  0,32  0,73	5,13  5,22  4,33  4,82  4,94	0,15 0,17 0,17 0,14 0,17	1,36  1,05 0,97 2,05 1,14	0,35 0,67  0,38  0,1  0,59	3,25 4,19 2,2!  1,58  3,97
	Поршневые с че- тырьмя двигателя-													
	м и													
	Дуглас DC-6B	37	3,41	9,2!	0,64	1,73	2,48	6,7!	1,89	5,11	0,48	1,29	1 3	3,52  2,89  3,79  3,21
	Дуглас DC-7C	64,92	5,04	7,76	0,86	1,33	3,84	5,9!	2,33	3,59	0,55	0,85	1,88	
	Локхид L-749	46,34	5,04	10.9	0,93	2,02	3,36	7,26	2,17	4,68	0,68	!,4G	1,76	
	Локхид L-1049	62,43	5,24	8,39	1,18	1,89	5,83	9,34	2,46	3,94	0,76	L23	2,01	
	Турбовинтовые	с  двумя двигателями													
	Норд 262	10,46	1,22	11,7	0,37	3,49	1,67	15,9	0,49	4,71	0,19	1 77	0 11	1,02  1,61  1,53  1,48  3 38
	Фоккер F-27/100	17,71	2,0	11,3	0.44	2,51	1,87	10,6	0,88	4,97	0,28	1 57	0 29	
	Фоккер F-27/200	19,75	2,05	10,4	0,68	2,42	1,95	9,89	0,83	4,20	0,28	1,43	0 3	
	Фоккер F-27/500	20,43	2,05	10,0	0,48	2.45	2,33	11,4	0,85	4,14	0,28	1 39	0 3	
	Грумман «Гольфстрим»	15,25	1,7	11,2	0,4	2,60	1,69	11,1	0,55	3,59	0,21	1,37	0,52	
	Шорт «Скайвэн»	5,68	0,55	9,76	0,17	2,99	0,98	17,2	0,21	3,73	0,12	2J2	0,12	2,03
	Турбовинтовые с четырьмя двигате- лями													
	Бреге 941	26,52	1,86	7,0!	0,63	2,37	2,94	пл	1,19	4,94	0,43	1 8!	*»*	
	Хокер-Снддли «Аргоси»	37,23	4,9	13,2	0,59	1,59	5 Л4****	13,5	1,44	3,88	♦♦		0 54	1,46  2,62
	Виккерс «Вайкауит» 810	31,33	2,84	9,06	0,57	1,80	3,13	10,0	1,12	3,58	0,37	1,19	0,82	
Продолжение табл. 6.S

Категория и тип самолета	$взл max	Группа крыла		Группа хвостового оперения		Группа фюзеляжа		Шасси		Рулевые поверхности		Группа гондол двигателей	
	ХКР, кг	Х10\ кг	%	Х10\ кг	%	ХЮ’, кг	%	ХЮ3, кг	%	ХЮ\ кг	%	ХЮ3, кг	%
Бристоль Британия 300	70.37	6,1	8,67	1,45	2,07	5,04	7.16	2.63	3,73	0,55	0,79	2,24	3,18
Бристоль Британия 320	83.77	6.45	7,69	1,46	1,75	5,33	6.38	2.95	3,52	0,93	1.11	3.34	3.98
Каиадэр CL-44C	93.07	7.13	7,66	1,7	1.83	9.32	10,0	3,22	3.46	0.97	1.05	3,1	3.33
Канадэр CL-44D	93.07	7,08	7,60	1.61	1,73	7,29	7,83	3,31	3,56	0.83	0.89	2,74	2,95
Локхид «Электра»	48.44	3,48	7,19	0.87	1,80	4,52	9.33	1,73	3,58	»»«	—	2,01	4,14
Локхид CJ30E	08,79	5,31	7,72	1,55	2.26	6,51	9,46	2.42	3.53	0,77	1,12	1,21	1,77
Локхид-С-133А	124,85	12,44	9,96	2,73	2.19	14.05	11,3	4,83	3,87	0.82	0,66	1,59	L28

Реактивные транспортные самолеты

Два двигателя		18,61	2,62	14,1	0,51	2,74	2,38	12,8	0.74	3,45	0,34	1,82	0,44	2,37
	VEF-Фоккер 614													
	Фоккер-VFW F-28/1000	29,51	3,33	11,3	0,74	2.46	3,2	10,8	1,25	4,24	0,63	2,13	0,38	1.28
	F 28/2000	29,51	3.34	! 1.3	0,74	2,46	3,47	11,8	1,25	4,24	0,64	2,15	0,38	1.28
	F-28/5000	32.14	3,73	11,6	0,74	2,31	3,2	9.95	1,25	3,90	0,76	2.35	0,39	1,20
	F-28/6000	32,14	3,74	11,6	0,74	2,31	3.47	Ю.8	1.27	3,94	0,76	2.36	0.39	1,20
	ВАС Ы 1/300	39,5	4,38	11,1	1,08	2,72	4.41	11,2	1,3	3,29	0,67	1,76		
	ВАС Ы 1/400	39,5	4,39	ил	1,1	2,78	4.42	11,3	1,32	3,33	0,55	1.36		—
	Макдоннел Дуглас DC-	41.54	4,3	10,3	1,19	2.87	5.09	12.2	1,66	4,00	0.57	1.38	0.64	1,55
	9/10  Боинг 737-100М	44,4	4,53	10,2	1.23	2,76	5,62	12,7	1,67	3,77	0.72	1,62	***	—
	Боинг 737-200	45,4	4,82	10.6	1,23	2.72	5,25	10,5	2,32	4,63	0.94	1,87	0,72	1,43
	«Каравелла» VIP	50,4	6.69	13,4	0,89	1,77	5.5	12.1	1.98	4.35	1,07	2,35	0.63	1,39
	Эирбас А300В/2	138,02	20,4	14,5	2,7	1,95	16,26	11,8	6,18	4,47	2,64	1.94	3,2	2,32
	Три двигателя  Хокер Сиддли 121-1С	52,21	5.72	11,0	1.46	2,80	5,66	10,8	2,0	3,84	0,81	1,56		
	Хокер Сиддли 121-1Е	60,84	6,11	10,0	1,52	2,49	6.05	9,95	2,3	3.79	0,77	1,26	*«	——
	Боинг 727*100	73,09	8,06	11,0	1,88	2,57	8.03	10,9	3.27	4,48	1,36	1.86	1,75*	2,40
С4  **  Од	Боинг 727-100С	72,64	7,94	10.9	1,88	2,59	9,1	12,5	ЗЛ1	4,29	1,34	1,85	1.74	2,40
314

Категория и тип самолета			^вэ л га а т	1 руппа крыла		Группа хвостовою оперения	
			Х10\ кг	ХЮ’, кг	%	ХЮ, кг	%
Четыре д в и г а т		С d я					
	Боинг КС-135		131.81	1),1Ь	8, >0	2 J	1,71
	Боинг 707-121		111,68	I0.91	4,70	2,34	2.09
	Боинг 707-320		111,19	13,51	9 57	2 5	1,77
	Боинг 707-J20C		149,82	11,64	9,77	2,8	1,87
	Боинг 707-321		136,65	13,01	9,52	2,73	1,99
	Боинг 720 022		9'2,16	10,37	11,3	2,37	2,58
	Боинг 747-100		322,34	39,23	12,2	5,38	1,67
	Боинг 747-200В		351,85	42,01	11,9	5,38	1,53
6	Макдоннел Дуглас 10	DC	123.94	11,91	9,01	2,15	1,74
8	Макдоннел Дуглас 55	DC	148,91	15.78	10 0	9 79 1 ♦*«	1,49
	ВАС VC-10 1101		И1,65	15,74	11,1	3,16	2.23
	Дженера л Дайне микс	880	83,76	8,02	9,58	1,93	2,30
	Дженера л ДаЙнсмнкс	990	114.86	12,2	10,6	2,12	2 11

Примечание. * оценка; ** — включен в другую группу; ***

Продолжение табл. 8 5

Гр1нпа фюзеляжа		Шасси		Рулевые поверхности		Группа гондол двигателей	
ХЮ\ ьг	%	ХЮ3, кг	%	Х10\ кг	%	Х10Х кг	ос. /0

8,57	6,35	4 62	3,43	0,93	0,69	1,17	0 87
9 11	8 15	1,43	3,97	0,93	0,83	2,Н	1,89
92>	6.96	5,77	4,08	1,09*	0,77	2,01	1,45
12,2]	8 16	5 78	3,86	1,39	0,92	1,9	1.27
10,05	7,35	5,03	3.70	1.09	0,80	2,32	1,70
8.64	9,38	3,68	4,00	и	1.21	2,05	9 О ) > й* л»
32,62	10,1	14,27	4,43	3,17	0,98	4,55	1,41
32,71	9.30	14 84	4,22	3.21	0,91	4,6	1.31
9,76	7,87	4,62	3,73	0,91*	0,73	1,59	1,28
10,1	6,78	5.11	3 43	1,02	0,69	2,13	1.43
нл	8,05	4,76	3,36		—	**	—।
6,22	7.42	2,82	5,30		—	1,67	2,00
7,57	6,59	3.96	3,44		 —	3,07	2,68

нет данных. **** — включая хвостовые балки.
где lzm.ix n-,.15 в единицах индикаторной скорости А’г о, о показатели, учитыва-
ющие конфигурацию хвостового оперения Их величины составляют А’го-—I для
фиксированного стабилизатора, kr 0— 1,1 для стабилизатора с переменным углом
установки; для центрального тела необходимо добавить 8% массы горизонтально-

го оперения, k

•А’в о — 1 4-0,15

вО=1 при установке горизонтального оперения на
$Г.О^Г о	„

—-— ----- для Т- образного хвостового оперения, (в

л п. о* в, о

фюзеляже;

о определя-

ется по рис. 9 20

На рис 8.5 показано, что масштабный фактор влияет на массу хвостового
оперения (S012) только средних самолетов

Группа фюзеляжа. Масса фюзеляжа составляет большую часть от массы са-
молета. ко в отличие от крыла общего метода ее расчета не существует Г!пцчп-
на заключается в большом количестве добавок к массе в форме полов, узлов креп-
ления, поддерживающей конструкции, перегородок, дверей, окон и других специ-

альных конструктивных элементов

Масса фюзеляжа прежде всего зависит от полной площади его внешней по-
верхности Зполн Люки, вырезы под двери, окна, ниши и т. п. входят в эту пло-
щадь как сплошные элементы. Метод расчета Зполн представ тем в приложении В.

На основании данных [8 113], видоизмененных и приведенных к современно-

му виду, можно написать следующую
зависимость для приближенной опен-
ки массы фюзеляжа, изготовленного
из алюминиевых сплавов:

<4-0,23

4“

(8.16)

Здесь расчетная предельная ско-
рость берется в единицах индикатор-
ной скорости. Размеры 7ф, 6ф и йф
указаны в приложении D (рис. D.2).

Основную массу, найденную по
формуле (8.16), слетует увеличить на
8%, если кабина герметична, на 4%
при расположении двигателей в хвос-
товой части, на 7% при установке
шасси на фюзеляже и дополнительно
на 10% для грузового самолета Если
фюзеляж не имеет ниши для уборки
шасси и узлов их крепления, из ею
основной массы вычитается 4%. Боль-

Рис. 8.5. Нормализованная удельная
хвостового оперения:

По оси ординат отложены величины
°.,.о „ Gr.o
-	— и —

к S	S

Н.О Н.О	Г О I .0

масса

шинство методов более детальной оценки массы основано на методах работы
[8 115] и применимо к полу монококовой конструкции. Расчет массы обо ючкп а

соответствии с этим методом, дополненный современными данными по различ-
ным добавкам массы, дан в приложении D.

Формула (8.16) при наличии хвостовых балок должна применяться раздельно
к каждой балке. В этом случае /SB б определяется как расстояние между точками
четверти хорд в местном сечении крыла и горизонтального оперения. Для учета
ниши уборки шасси и узлов крепления шасси необходимо добавить 7%.

Группа шасси *. Нагрузки на шасси определяются достаточно точно и его
масса может быть рассчитана аналитически. Массу шасси можно разбить на сле-
дующие составляющие:

колеса, тормоза, пневматики, арматура и воздух;

основная конструкция, т.е. стойки, подкосы;

элементы механизмов уборки, тележки, демпферы, управление и т. д.

* Рассматривается только обычная схема шасси»
Первой задачей при оценке массы является выбор размеров пневматиков ко-
лес, давления в пневматиках, размещения, длины стоек и т. п. Эти вопросы рас-
сматриваются в гл. 10, а пример оценки массы приведен в работе [8.125].

Масса шасси обычной схемы может быть найдена путем сложения масс пе-
редней и основных стоек, которые определяются отдельно по следующей зависи-
мости:

<?ш = (л + BG^ + С6,„ +	.	(8.17)

где ks Ш=1 для низкоплана и 1,08 для высокоплана.

Табл. 8.6 дает представление о величинах А, В, С и D, основанных на стати-
стических данных шасси современных самолетов. На рис. 8.6 результаты расчетов
по (8.17) сравниваются с реальными массами. Для взлетной массы самолета до
45 000 кг относительная масса шасси уменьшается с увеличением размеров само-
лета. Причина заключается в том, что у больших самолетов значительная часть
конструкции шасси работает при больших напряжениях, а пневматики имеют
большое внутреннее давление, что экономит массу. При массах самолетов более
45 000 кг основные стойки уже не имеют тенденции к снижению относительной
массы, однако масса передних стоек сохраняет эту тенденцию вплоть до размеров
самолетов типа Боинг 747 и С-5А.

Таблица 8.6

Коэффициенты для расчета массы шасси в кг

Категория самолета	Конфигурация шасси		А	В	с	D
Реактивные трени- ровочные и админи- стративные	Убирающееся	Основные стой- ки	15	0,033	0,021	—
		Передняя стой- ка	5,4	0,049	—-	-—-
Все другие тапы гражданских самоле- тов	Неубирающееся	Основные стой- ки	9,1	0,082	0,019	
		Передняя стой- ка	11,3	—	0,0024	
		Хвостовая стой- ка	44	—	0,0024	—
	Убирающееся	Основные стой- ки	18,1	0,131	0,019	2,23-10-6
		Передняя стой- ка	9,1	0,082	—	2,97'10-’
		Хвостовая стой- ка	2,3	—	0,0031	—

Можно считать, что у многих самолетов критическая ударная нагрузка созда-
ется при посадке и что при расчете массы шасси должна фигурировать (7Пос max-
В этом случае массу шасси можно принять равной 4,7% от Gnoc max.

Группа рулевых поверхностей. Масса рулевых поверхностей обычно составля-
ет от 0,8 до 2% взлетной массы. Она рассчитывается по формуле

П „ь G2/3
р«п — АГр.иивзл‘
Рис, 8.6. Составляющая мас-
сы шасси:

/— фиксированное шасси
(обозначены точками); //—-
реактивные тренировочные
и административные самоле-
ты (обозначены квадратика-
ми) ; Ш — другие типы
гражданских самолетов
(убирающееся шасси обо-
значено кружочками); &g =
= 1 для низкопланов,
==1,08 для высокопланов

Коэффициент Ар,п может быть определен по известным данным для самолетов
одинаковой категории с аналогичной системой управления.

Коэффициент составляет следующие величины:

йр.п = 0Л76 — легкие самолеты с дублированной системой управления;

йр.п = 0,348 — транспортные и тренировочные самолеты с ручным управле-
нием;

&р п = 0,491—транспортные самолеты с бустерным управлением и системой
механизации задней кромки.

При наличии щитков и предкрылков на передней кромке добавляется 20%
массы, для гасителей подъемной силы—еще 15%.

При наличии достаточного объема данных можно сделать более детальный
анализ. При этом группа управления разделяется на:

1)	управление в кабине, с массой равной

0,0460^ для бвзл < 11,34 т и 50 кг для СвЗЛ >11,34 т; (8* 19)

2)	автопилот для транспортных и административных самолетов

масса = 90^;	(8.20)

3)	систему управления для легких самолетов с сдублированным управле-
нием

масса = 0,0080взл.	(8.21)

Для транспортных самолетов оценка массы системы управления может быть
сделана при помощи табл. 8.7. Когда данных недостаточно, для тренировочных и
административных самолетов применима указанная выше зависимость.

Группа гондол. Следующие статистические зависимости применимы для оцен-
ки массы гондол при отсутствии лучших данных.

Масса гондолы легкого самолета с одним тянущим винтом в носовой части
фюзеляжа;

Gr= 1,134 у'ЛГвзл,	(8.22)

где Л^вз д в л. с.

Эта масса относится целиком к отсеку двигателя за противопожарной пере-
городкой.

Масса гондолы многодвигательного самолета с ПД.

бг = 0,145ЛГВЗл

(горизонтально-противоположные цилиндры);

Gr = 0,204^

(8.23)

(другие типы ПД).
I а б л и ц a 8 7

Масса системы управления

Элементы системы	Метод оценки массы в кг		Обозначения
Основная система управления (рули вы- соты, элероны» руль поворота, интерцеп- торы)	Ручное дублирован ное управление	0,134 йВЗл	бгн5Л — максималь- ная взлетная масса, м
	Дублированное б\ стериое управление сдублированная ги^ роснстсма	6,65 0 318 0 взл	
	Дублированное бз стерное управление, дублированная гид росистема	0,60  0,773 О лзя	
Управление закрыл- havn	Поворотные	за  крылкн (привод — ци лнндры)	5,569 (S„ sin 6, )0,92 ч->	S 3 — су ммарная площадь проекции закрылка» №, б3 — максимальный угол отклонения закрылка
	Выдвижные	за- крылки	Фаулера  (привод — винтовая c.ipa)	11,02 (5, чп б3 )0,92	
Управление пред- крылками	.0^ 11 23 S ]jp		S	суммарная  площадь проекции предкрылка, мг
Механизм переста новки стабилизатора	йв (Sr or°'5 sin 6	А88  в 4 г*о max	г,о  с одним приводом —	= 1,52  с двумя приводами — k = 2,16  л— общий угол перемещения стабилизд- тора		S г.о -- площадь  Г, О, м2; Vтах-нс- тинная максимальная скорость горизонталь- ного полета, м/с
Уппавление во- ду шнычи тормозами	0,92  40,4 -^в.т		S — омываемая площадь воздушного тормоза, м2
1 деятели подъем нои силы	30.2 (Sr.)t sm бг<11) °-		£Гф11 — общая пло- щадь гасителей под7>- ем ной силы, №  бпп — максималь ный угол отклонения
Система прямого у правления подъем ной силой	" —	—	

Все массы даны для одной гондолы, NB3n

— эффективная

взлетная мощность

на двигатель.

Масса гондолы самолетов с ТВД

(7Г = 0,0635А'\>,

(8.24)

где А',- в л с.
При уборке шасси в гондолы добавляется 0,018 Ne и при наличии выхлопных
труб, проходящих под крылом (см, рис. 2 10, самолет Локхид «Электра»), добав-
ляется еще 0,05 Nc.

Масса гондол самолетов с ТРД или ТРДД в отдельных гондолах опреде ih-
ется по формулам:

G г — 0,055зд,
Gr ~ 0 j065/?r31.

(8/25)

Вторая формула применяется при высокой степени двухконтурности с коротким
вентиляторным обтекателем.

Эти величины включают массу пилонов и внешние элементы конструкции при
установке реверса При отсутствии реверса масса группы уменьшается примерно
на 10%,

При необходимости выполнения более детального массового анализа, учиты-
вающего конфигурацию и геометрию гондол и установку двигателе!1!, требуется
предварительная конструктивная проработка После этого используются для рас-
чета данные таблицы 8 8. Прирост массы вследствие применения звукоизолиру-
ющих материалов зависит от степени желаемого эффекта; по этому вопросу луч-
ше проконсультироваться с разработчиком двигателей Для типичной «тихой»
гондолы ТРДД акустическая защита применяется на 50% общей площади поверх-
ности гондолы. Прирост массы составит при этом 20% массы гондолы, без учета
дополнительного прироста массы па двигателях.

Таблица 8.8

Данные для оценки массы группы гондол

Составляющая массы

Метод оценки массы в кг

Узлы крепления двигателя и защита от
вибраций

Конструкция гондолы, пилоны и растяж
ки, обтекатели двигателя, щитки и нерего
редки

5% массы двигателя плюс установочная мае
са винта

Обтекатель газогенератора и центральное
тело

1лушителп шума

Шумопоглощающий материал

Пожарные перегородки и каркас для ус-
тановки противопожарной защиты

0,405 У ^тах 5^ , где V тах - макенмаль-
пая индикаторная скорость; 50М — суммарная
площадь гондолы, омываемая холодным подо
ком с внутренней и внешней стороны *

14,6 кг/м2 омываемой площади

1,71 кг/м2 стенок гондолы

8,53 кг/м2 площади панелей

5,51 кг/м2

* Для ТРД площадь внешней гондолы двигателя плюс площадь внутреннего воздуш-
ного канала

8.4.2.	Группа силовой установки

Проектирование самолета ведется или для существующего типа двигателя, или
иа основании документации по двигателю, находящемуся в стадии разработки.
Таким образом, массу двигателя можно считать заданной и состоящей из:

1)	массы сухого двигателя;

2)	массы стандартного оборудования двигателя;

3)	массы дополнительных элементов таких, как обтекатель газогенератора,
звукоизолирующие прокладки.

В процессе параметрических расчетов удобнее использовать более обобщен-
ную информацию и массовые данные, представленные в гл 4' для ПД — под-
разд, 4.2 2 и рис. 4.12, для ТРД и ТРДД — подразд. 4 4.3 и формула (4.36), для
ТВД — подразд 4 5.2 и формула (4.40). Детальные методы расчета массы ТРД
можно найти в работах [8 129 — 8.136].
При отсутствии достаточного объема данных по силовой установке прибли-
женная масса этой группы находится по эмпирическим зависимостям исходя из
массы двигателя, а масса винта рассчитывается по реализуемой мощности:
для винтовых самолетов:

Gc.y = *с.у#жв(ОЖв + о, 10ШУвЗЛ);	(8.26)

для реактивных самолетов:

^с.у = ^с.у^рев^лр.Пда,	(8.27)

где Кс.у = 1,16 — одновинтовые самолеты с тянущим винтом; Кс.у=1,35— много-
двигательные винтовые: Кс.у-—1,15 — реактивные транспортные, двигатели в
гондолах; Кс.у=1,40— легкие реактивные, двигатели в фюзеляже; Крев = 1—
при отсутствии реверса; Л'рев"-1,18— при установке реверса тяги.

В случае применения системы впрыска воды для реактивных самолетов до-
бавляется 1,5% и для винтовых — 3% массы. Член формулы (8.26) 0,109 Увзл
для винтовых самолетов соответствует массе винта.

Для более детального анализа массовых характеристик силовой установки
можно использовать данные табл. 8.9 вместо приближенных зависимостей. Массо-
вые данные для некоторых современных самолетов по группе силовой установки
представлены в табл. 8.10.

Значительной составляющей массы группы силовой установки, включенной в
табл. 8.9, является топливная система, состоящая из:

1)	топливных баков и герметизации;

2)	системы распределения н наполнения;

3)	насосов, коллекторных бачков и трубопроводов;

4)	системы аварийного слива топлива (в случае ее применения).

Следует отметить, что при заданной суммарной емкости топливных баков
число топливных баков и число двигателей являются основными параметрами для
определения массы топливной системы.

8.4.3.	Оборудование и системы

Определение массы оборудования * и систем в начальной стадии проектирования
самолета при отсутствии достаточной информации представляет сложную задачу.
Как показано в работе [8.151], ошибка при оценке массы может быть достаточ-
но большой. Предварительные данные необходимо пересматривать после кон-
сультации с разработчиками оборудования и систем. Данные настоящего разде-
ла в основном получены методом статистической корреляции. Однако функцио-
нальная связь между параметром, на котором основана корреляция, и реальным
распределением массы существует не всегда. Поэтому, если какой-то элемент, от-
носящийся к взлетной или пустой массе, по результатам первого и второго расче-
та массовых характеристик имеет различные данные, необходимость в повторном
выполнении поправок необязательна.

Следует отметить, что для некоторых групп оборудования могут быть значи-
тельные расхождения между расчетной и реальной массами. Иногда это вызвано
разницей в определении состава группы. Однако суммарная погрешность при оцен-
ке массы оборудования и систем от этого не страдает. В некоторых случаях, осо-
бенно у широкофюзеляжных самолетов, массовая оценка систем и оборудования
может оказаться консервативной благодаря достижениям в этой области промыш-
ленности.

Типичные относительные массы оборудования, систем самолетов выглядят
следующим образом в % бвзл:

легкие сднадвигательные самолеты...................... 8%
легкие двухдвигательные самолеты...................... 11%
реактивные тренировочные.............................. 13%
транспортные для коротких линий....................... 14%
транспортные для средних линий........................ 11%
транспортные для дальних линий........................*..................... 8%

♦ Разделение по составляющим массы дано в табл. 8.3.
lb-1221

Таблица 8.9

M я гглй т.тЯ	mi;nnLi

«’ к WVV VUUJ >

Vn^VDUn

		Метод оценки	
Составляющие массы	ТРД/ТРДД	твд	ПД	Примечания и обозначения  *

Установка двигате- ля	G дв дв		
Коробка приводов агрегатов  Управление силовой установкой  Система запуска	36 Nn G , дв т»Дв  Пневматическая или от порохового акку- мулятора давления	0 8  0,181 ^дцЛГвзл  Добавить 30% на управление шагом винта	0,457 ^°’7  Дв взл
Система	подачи  воздуха	Двигатели в гондолах включаются в группу гондол  Двигатели в фюзеляже:	Включен в группу гондол	

По описанию двигателя:

^дв— масса одного двигателя,
кг

*УдВ“ число двигателей
дпдв- расход топлива на двига-
тель при взлете, кг/с

ЛГВЗ;|— взлетная эффективная
мощность

Выхлопное устрой- Сопловой аппарат: 14,63 кг/ма

ство	Глушители: 0,01

ДХЗ Е>м»1

7В.К	длина канала, м
	число воздухозаборников
5в.к-	площадь входного кана- ла, м2
*геом =	1,0 для круглого или плоского с одной стороны
*геом =	1,33 для двух или более плоских сторон
^взл —	взлетная тяга на уровне моря, М — 0,4

Нагнетатели

0,435 Ь\ВСД[!)°><‘43

Для отдельных нагнетателей

Маслосистема и ох-
лаждение

(0,01-0,03) JVnB о*Д

0.7 Л/дв

°лв

Звездообразные:

««Ь-.Л

Противолежащие
цилиндры:

0.М "лв °дв

— дополнительная система,
основная система постав-
ляется разработчиком
двигателя
322

Продолжение табл 8 9

Составляющие массы	Метод оценки			Примечания и обозначения
	ТРД/ТРДД	ТВД	ПД	
Топливная система	Баки-отсеки  36 3 (Л ,(В + N т.б - 1) + 4,366 \ °^(/°г^33  Резиновые баки1  0,551.1/J^27		Один двигатель ..0,667 0,3735 1/г;б  Много двигателей , 0,ъ0  0,9184 Vn6	AFJ. — число топливных баков 110 НЛГ) суммарный объем топлив ных баков, л

Сисп ема впрыска воды	1	1/°’Ш  1,а61 УНа0	(поставляется дополнительно)	-
Установка винта (SAE Technical Ра per, № 790)		k A (D	*7V i 7Г  ВИНГ ВИНГ ВИНТ ЮИ" '  ^инт-0’124- йвинг °'165	rlUO объем бака с водой, л  „„—ЧИСЛО ВИНТОВ НИ п Г  ^вимг" диаметр винта, м  ПИЛ |  В— число лопастей на винт
Устроист во реверса	°-18Л4ПО(П 			Поставляется дополнительно
Таблица 8,10

Разбивка по массовым группам силовой установки для современных самолетов

Группа и тип самолета	i становка двигателя Х10\ кг	Топливная система		Выхлоп пл гос реверс тяги		Другие элементы		1руипа силовой установки	
		ХЮ3, кг	% *	X103, кг	% *	ХЮ3, кг	% *	ХЮ3, кг	% *
Реактивные  Атлас Эирбас А-300  В2	7,61	6,57	7,47	1,82	23,8	0 57	4,84	10,4	[36
Боинг 707/320С	7,88	1,1	13.9	1,59	20,!	0,36	4/9	11.0	140
Боинг 727/100	4,23	0 52	12,2	0,79	18,7	ОД 1	2,Ь8	5,79	137
Боинг 737/200	2,82	0 26	9,25	0,46	16,2	0,17	6,08	3,72	132
Боинг 747/100	15,49	1,05	6,81	2.93	18,9	0,36	2.35	19,84	128
Фоккер VEW F-28  Мес 1000	2,04	0,25	12,1	0,06	2 8?	ОД	4,78	2,37	116
Локхид Джетстар	0,79	0Д6	20,6				0,16	20,9	1Д2	141
Макдоннел Дуглас	7,65	131	18.4	2.23	29,4	0,72	9,37	12,03	157
DC 8/55									
Макдоннел Дуглас	2,8	0,23	8,28	0,3	10,7	0Д8	6,64	3,51	126
DC 9/J0RC									
Норт-Америкэн	0,44	0,09	19,8	к*			0,07	15,8	0,39	136
Т 39А «Сейбрлайнер» Лэроспасьяль «Ка	3,2	0,24	7.34	0 41	13,8	0,08	2,54	3,96	124
равелла»									
\ Г \\ Фоккср 614	1,55	0,07	4,75	0 05	3,49	0,31	20,2	L71	1Ю
Сессна Т-37	0,34	0,1	29,8	» Нг			0,1	29,4	0,51	159
Нортроп Т-38Н «Та-	0,47	0 13	27,4	4-*	—	0Д4	29,6	0,71	157
лон»  Винтовые									
Бристоль «Брита-	5,08	0,6	11,9	1,61	31,8	1,73	34Д	9,03	178
ния» ЗООА									
Канадэр CL 44С	5,81	0,8	13,7	2,27	39 J	1.42	24,5	10,3	177
Фоккер VFW F-27	Ы	0,18	16Д1	0,42 ,	37,8	0,28	25,2	2.02	184
Мк100									
Грумман «Гольф-	1,22	0,06	4,95	0 45	37,3	0,32	26,0	2,05	168
стрим I»									
Локхид С-130Е	3,21	0,77	24,0i	2,08	64,6	0,85	26,5	6,93	216
Локхид L-1049E	6,47	0,41	6,26	1,35	20,9	1,16	17,9	9,39	145
Бичкрафт 95 «Трэ	0,24	0,04	16,0	0,07	31,2	0,05	21,0	0,4	168
вел Эйр»									
Бичкрафт	G-5O	0,46	0,06	13,6	0,12	25 6	0.09	20,5	0,73	160
«Твин Бонанза»									
Бичкрафт Е L8S	0,61	0,12	20,3	0,15	24,7	0,15	23,7	1,04	169
Сессна 310-С	0,39	0,03	8,92	0,07	19,0	0 07	18,8	0,57	147
Бичкрафт «Бонан-	0,2	0,01	6,94	0,03	16,9	0,02	10,4	0,26	134
за» J-35  Сессна 150А	0,09	0,01	10,3	0,0!	12,9	0,02	17,5	0Д2	141
Сессна 175В	0,14	0,01	9,61	9,02	12,2	0,02	15.1	0J 9	137
Сессна 185	0,19	0,01	5,61	0,03	16,8	0,03	13,1	0,26	135

* — процент от установочной массы двигателя, ** — не ^дан, вклю

Примечание,
чсн в другие группы.

Распределение этой группы по составляющим представлено для разных типов
самолетов в табл 8 11 Некоторые составляющие этой таблицы рассмотрены бо-
лее подробно ниже.

Группа ВСУ. ВСУ устанавливается на большинстве современных транспорт-
ных самолетов, а также па некоторых административных. становочная масса оп-
ределяется по сухой массе ВСУ следующим образом1

^в.с.у.усг ^Cn.c.yGB,c.j •	(8.28)

Коэффициент, характеризующий установку ВСУ, учитывает патрубки входа
и выхлопа, узлы крепления, глушители, пожарную защиту, вспомогательные уст-
ройства и обычно составляет величину 2—-2,5.
оо Таблица 8,11
ю

Разбивка массовой группы фюзеляжа для различных самолетов

Тип самолета	max1  КГ	Группа ВСУ, кг	ПНО и приборы, кг	Гидравли- ка и пнев- матика, кг	Электри- ческая система, кг	Электрон- ная система, кг	Отделка, кг	КоНДИЦИО' нирование, противооб- леденение, кг	Прочее, кг	Всего, кг
Реактивные транспортные  Атлас Эирбас А-300В2	137110	446,8	171,2	1680	2240	780	7864	1650	332,33	13280
ВАС 1-11 серии 300	39500	207,5	82,6	452,6	1050	460	2340	720		5210
Боинг 707/320С	149820	68,5	233,8	490	1900	1060	4330	1640	—176,6	9540
Боинг 707/321	136650		254,7	226.1	1800	780	6740	1490	—		11290
Боинг 720/022	92160		251,9	229,3	1870	540	5930	1310	—	10110
Боинг 727/100	72640	27.2	343,2	640	970	720	4660	900	38,6	8300
Боинг 727/100С	72640	23,6	364,1	382,7	1640	710	3050	1090	34,0	7300
Боинг 737/200	45580	379,5	283,7	396.3	480	434,0	3020	640	56,3	6150
Боинг 747/100	322340	510	870	2030	1520	2010	16910	1800	—191.1	24690
Фоккер VFW F-28 МкЮОО	29510	157,1	137,1	165,3	460	391,5	1830	490	—	3640
Фоккер VFW F-28 Мк2000	29510	160,3	140,3	166,2	470	394,5	2090	500	я		3930
Локхид «Джетстар»	13930	—	69,5	118,9	441,7	144,4	690	231.5	254,2	1950
Макдоннел Дуглас DC-81/55	148910	- -	580	100	1090	700	6510	1430	26.9	11330
Макдоннел Дуглас DC-9/10RC	41540	371,4	326,4	324,2	760	414,9	3360	670	10900	6240
Норт Америкэн Т-39А «Сэйбр^	7580	—	55.4	52J	326,9	184,8	389,080	151,2	—	1160
лайнер»  Аэроспасьяль	«Каравелла	52050			107,1	620	1290	540	2940	800		6300
VI R»  VFW Фоккер €14	18610	138,4	97,6	182,9	480	197,9	1210	326,4	22,5	2650
Винтовые  Бристоль «Британия» 300А	70370		229,3	295,1	820	470	3120	1360		6290
Канадэр CL-44C	93070	» '	389,5	256,0	1380	560	5610	Н50	—	9380
Канадэр CL-44D	93070	—	355,5	290.6	1310	470	1430	1860	—	5720
Фоккер VFW F-27 МкЮО	17710	.—•	36,8	109,9	379,1	175.2	1040	560	——	2300
Фоккер VFW F-27 Мк500	20430		57.2	116,2	381,4	149.4	1380	570		2650
Грумман «Гольфстрим 1>	15250	161	44,0	106.7	438,6	44,9	188,4	342,8	2,7	1330
Локхид СИЗОЕ	68800	202,5	301,9	304,6	1040	1100	2160	970	28,1	6120
Локхид L-1049E	60380	- -	228.4	296Л	680	620	3360	1500	—	6690
Норд 262	10460	—	60,4		347,3	108,0	600	239,3	15	1370
Виккерс «Вайкауят» 702	22720		69,9	150,8	930	202,9	1140	690		3180
Тип самолета	л ивзл шах*  кг	Группа  ВСУ, кг	ПНО и приборы, кг
Реактивные тренировочные			
Бичкрафт MS 760	3470	-—	31,8
Сессна Т-37	2920	——	59,9
Нортроп Т-38А «Талон*	5290	—	95,8
Легкие с двумя двигателями			
Бичкрафт 95 «Трэвл Эйр»	1320	—	22,2
Бичкрафт G-50	3260	—	36,3
Бичкрафт E-18S	4400	-—-	45,4
Сессна 31 ОС	2190	-—	20,9
Однодвигательные самолеты			
Бичкрафт «Бопанза» J-35	1320	d—Ь—V	7,3
Сессна 150А	680		3,2
Сессна 172В	1000	—	3,2
Сессна 180D	1200	——	3,6
Сессна 210А	1320		7.3
Продолжение табл. 8Л1

Гидравли- ка и пнев- матика, кг	Электри- ческая система, кг	Электрон- ная система, кг	Отделка, кг	Кондицио- нирование, протнвооб- леденение, КГ	Прочее, кг	Всего, кг
	128.9	71,7	76.7	21,8	13,6	344,6
25,4	88,1	39	116,2	31,3	1,4	361,4
69,9	134,4	Ill,7	208,8	64,5	10,9	700
—и	43,6	11,8	88,1	21,8	11,3	198,3
	83,5	4,1	151,2	36,8	12,3	378,6
—»	133,9	28,6	237,9	65,4	26,3	540
—	5*4,9	•—	69,9	20,9	29,5	226,1
	f  32,7	Ч 	79	5,4	3,2	127,6
0,9	18,6	—	19,1	1,8	и—•	43,6
1,4	18,6	——	44,9	1,8	—	69.9
1,4	26,8	*—	47,7	2,7		82,2
1,8	27,2	—ш	52,7	5,4	9,1	103,5
Масса двигателя ВСУ зависит в основном от отбора воздуха и мощности.
Требования по отбору воздуха составляют 0,4 кг/мин на 1 м3 пассажирской каби-
ны или 0,5 кг/мин на пассажира при плотной схеме размещения. Масса двигателя
ВСУ может быть получена по спецификации или по следующим зависимостям:

GI(.c.y = H,7dJc5y.	(8.29)

где GB с > измеряется в кг, a GB с } — в кг/мин

Последние варианты двигателей ВСУ, используемых на широкофюзеляжных
транспортных самолетах, имеют массу всего 65% этой расчетной величины бла-
годаря достижениям в области материалов и повышения эффективности цикла,
давления и температур.

Группа пилотажно-навигационного (ПНО) и радио-электронного оборудова-
ния (РЭО). Требования на ПНО и РЭО обычно задаются в спецификации на са-
молет Кроме минимально необходимого для безопасной эксплуатации перечня
приводится дополнительный список, расширяющий эксплуатационные возможно-
сти самолета Размеры самолета влияют в основном на массу проводки и систе-
мы управления, которая растет по размерам и степени сложности с увеличением
размеров самолета. ПНО и РЭО на современных транспортных самолетах частич
но или полностью дублировано или даже выполнено с тройным резервированием.
Массовая оценка может базироваться как на единичной массе каждого элемента
оборудования, получаемого от поставщика, так и на данных для самолетов с ана-
логичными эксплуатационными возможностями. Если таких данных нет, возмож-
но применение метода статистической корреляции для суммарной массы приборов
и электронных блоков

Однодвигательные винтовые самолеты- 3,6 кг на летчика при оценке массы
приборов, 9—13,6 кг для РЭО, которое необязательно для самолетов частною
пользования и обязательно для тренировочных самолетов, самолетов местных ли-
ний и такси

Для винтовых самолетов с массой до 5670 кг при условиях визуального по-
лета

Goq — 18,1-|-0,008GB31.	(8.30)

Для пескоростных транспортных самолетов с ручной системой управления
при условиях полета по приборам, оборудованных РЭО без дублирования:

Go6 = 54,4 + 9,WTB4-0,006GBJ.1	(8.31)

где ;¥дП — число двигателей на самолете. Это уравнение дает также приемлемые
результаты д.щ нескоростных тренировочных самолетов

Для скоростных транспортных реактивных самолетов с дублированным ПЬЮ
и РЭО, административных реактивных и скоростных тренировочных

Go6 ~	,	(8.32)

где Gn^cT 1 — масса пустого самолета при поставке; LD — максимальная да гь-
ность в км (см. рис 8.3), Коб = 0,347 для 6Об и СПЛСТ , в кг Эта масса не вклю
чает автопилот, который рассматривается как составляющая i руппы управления.

Гидравлическая, пневматическая и электрическая системы. На легком само-
лете (Свчл до 5670 кг) гидравлическая система обычно используется для выпус-
ка закрылков, шасси и для тормозов Для некоторых категорий самолетов удов
летворительная сходимость наблюдается для объединенной массы гидравлической
и электрической систем1

для самолетов общего пользования

GctlCT = 0,00914Gr%5cr,	(8.33)

для реактивных тренировочных

Ссист ~ 0,064(7иуСГ,	(8.34)

для винтовых транспортных
Для реактивных транспортных и административных самолетов целесообраз-
но системы рассматривать раздельно Масса гидравлической и пневматической
систем определяется следующим

1)	количеством потребителей эперши, т. е рулевых поверхностей, гасителей
подъемной силы и т. п_;

2)	степенью резервирования (дублирование, тройное резервирование);

3)	рабочим давлением и некоторыми особенностями систем;

4)	размерами самолета, его геометрией, определяющими длину трубопрово-
дов;

5)	числом операций, выполняемых пневмосистемой, если она используется;

6)	уровнем техники

Суммарную массу гидравлической и пневматической систем можно принять
равной 1,5% <JnyCT । или в соответствии со следующими зависимостями*

при отсутствии бустерного управления

Gr.„ = 0,004GllJcc.i+45,	(8.36)

при бустерном управлении с небольшой степенью дублирования

<+.н = 0,007GIIJCr.i + 91,

при бустерном управлении, полностью дублированном

Gr.1T — 0,01 lGliycr.i + 181,

при бустерном управлении, тройном резервировании

Gr,n — 0,015G1]yCTj +272.

(8.37)

(8.38)

(8.39)

Для реактивных грузовых самолетов эти цифры примерно на 30% выше
вследствие более низкой массы пустою самолета и необходимости применения
дополнительных устройств для загрузки и разгрузки. Применение пневматической
системы приведет к некоторому уменьшению массы.

Масса электрической системы зависит от следующих факторов

1)	потребной суммарной электрической мощности, определяемой, главным
образом, потребностями кухонь, электронного оборудования и топливной системы;

2)	типа питания — постоянный или переменный ток*;

3)	размеров самолета, от которых зависит масса жгутов;

4)	степени резервирования и дублирования;

5)	использования в качестве источника электроэнергии ВСУ;

6)	уровня техники.

При расчете можно использовать следующие статистические зависимости
масса основной системы постоянного тока

G3J1 —• 0,020ВЗЛ + 181,

(8.40)

масса основной системы постоянного тока общей мощностью до 400 кВт

G3JI= 16,ЗЛ9л (1 -0,33 > 2УЭЛ).

(8.41)

При отсутствии лучшей информации данные по генерируемой электрической
мощности можно заимствовать из статистики в общих изданиях, аналогичных
Джейн «Самолеты мира» или скорректировать их по объему пассажирской каби-
ны (VK) следующим образом:

если ВСУ не используется для генерирования электроэнер! ни при V1( до

ДГЭ1 = 0,565Ук,	(8.42)

где Vlt в м3;

при использовании ВСУ

Л%. = 3,641Л7.

(8.43)

* На большинстве современных самолетов используется переменный ток.
Эти данные по электрическим системам относятся к уровню техники 1950—
1965 гг. Последние достижения показывают, что массовые характеристики элек-
тросистем могут быть значительно улучшены путем использования новейших
достижений, например применением мультиплексирования*, высокооборотных ге-
нераторов и т. п.

Внутренняя отделка и оборудование. У легких однодвигательных самолетов
эта массовая группа состоит главным образом из массы сидений, декоративных
панелей, покрытий полов и другого оборудования. Суммарная масса принимается
равной 5,9 кг на сиденье плюс 11,3 кг на сдвоенное сиденье плюс 2,3 кг.

У легких двухдвигательных самолетов — 6,3 кг па сиденье плюс 16 кг на 1 м3
объема кабины и грузового отсека.

У реактивных тренировочных самолетов, оборудованных двумя катапультными
креслами — 6,5% биуст ь

У гражданских грузовых—14,7 кг/м2 площади пола грузового отсека,

У пассажирских транспортных и реактивных административных самолетов
грубое приближение получается по статистической зависимости:

G0T1 = 0,196О?Д,	(8.44)

где 61 =0 — максимальная масса самолета без топлива.

Отделка и оборудование составляют почти половину массы конструкции фю-
зеляжа. Вместо (8.44) можно использовать более детальную разбивку по эле-
ментам с оценкой масс отдельных составляющих. Такой метод оценки представ-
лен в табл. 8.12 и 3.2. Следует отметить, что некоторые элементы (например, мас-
са сидений) зависят от требуемых стандартов по комфорту и интерьеру; в этом
случае требования определяет покупатель (стандартные изменяемые элементы).

Система кондиционирования и противообледенительная система. Масса систе-
мы наддува и кондиционирования зависит от многих факторов:

1)	типа используемой системы: воздушный или испарительный цикл, исполь-
зование забортного воздуха или отбор воздуха от двигателя и т. д.;

2)	технических требований по расходу воздуха, температурам, влажности, пе-
репаду давлений в кабине, необходимости кондиционирования грузового отсека
и т. д.;

3)	степени дублирования системы;

4)	размеров самолета, объема кабины, ее длины, разделения по зонам;

5)	уровня техники.

Масса противо- или антиобледенительной системы определяется следующими
данными:

1)	типом системы (электрическая, горячий воздух, надувные резиновые ка-
меры) ;

2)	размерами соответствующих самолетных частей самолета, в основном дли-
ной, размахом;

3)	условиями выполнения полетов — по приборам или визуально.

Для объединенных систем используются следующие данные:

ле	гкие однодвигательные самолеты— 1,1 кг на сиденье;

много двигательные самолеты с негерметичной кабиной и реактивные трениро-
вочные— 1,8% GnycT.it

транспортные самолеты с герметичной кабиной и административные самолеты:

а„.о = 14,0/1:“.	(8.45)

где Ga о — масса противообледенительного оборудования в кг; /н ь — длина пас-
сажирской кабины в м.

Прочее. К этой группе относятся всякие вспомогательные устройства, фото-
оборудование, внешние покрытия, отклонения производственного характера, неуч-
тенные элементы, неожиданные накопления массы и т. п. Систематических данных
по этим вопросам не существует и обычно массу этой группы принимают в пре-
делах до 1% бпуст,1 для существующих самолетов.

* На самолете Боинг 747 благодаря этому достигнуто уменьшение массы на 181 кг
(«Aviation Week», 1968, October 28, р. 157—161),
6ZS

Таблица 8.12

Оценка массы внутреннего оборудования и отделки современных транспортных и административных самолетов

Группа	Состав	Метод оценки массы в кг		Примечания
Кабина экипажа, оборудо- вание и снаряжение	Сиденья, приборные доски, пульты конт- роля, звукоизоляция, теплоизоляция, ков- ры, освещение, проводка и пр.	0,285  Реактивные: 16,5х бцустЛ  к.	<	0,285  Винтовые: 9,1х G луСТд		СлустЛ ~~ масса пустого самолета при поставке, кг
Пассажирская	кабина,  оборудование и снаряжение	Сиденья пассажиров и стюардесс	Табл. 3.2		Оснащение туалетов, запас воды к химсостава не учте- ны  5к.б— площадь пола ка- бины, туалетов, кухонь, м*  ИПвК — объем пассажир- ской кабины, включая кух- ни и туалеты, м3  , Vrp— объем грузового от- сека, мэ
	Кухни и их оборудование	Главная кухня: 113,4 кг каждая  Закусочная: 45,3 кг каждая  Бар: 29,5 кг каждый		
	Туалеты и их системы	Средние и дальние линии: 136 кг/туалет  Короткие линии: 75 кг/туалет  Местные линии: 38,5 кг/туалет		
	Покрытия пола	и  Реактивные .,25.si:'5	Винтовые 0,94 si;б5	
	Звукоизоляция и теплоизоляция, декора- тивная отделка, занавески, экраны, панели потолка, освещение, полки, перегородки, двери, гардеробы, узлы крепления грузов	6.17 (Ии.к+ Угр )1-07	3.69 (Vir.K+ Vrp J1’14	
Грузовой отсек, оснащение				
	Крепление грузов и их приспособления	1,28 кг/мв Угр		
	Контейнеры, поддоны, приспособления	13,67 кг/м2 площади пола для грузо-пассажирского варианта		
Стандартное	аварийное  оборудование				
	Фиксированная кислородная система, портативные кислородные установки	Короткие линии и полеты над сушей при крейсерской высоте: до 7620 м: 9,1 + 0,227 VnaC более 7620 м: 13,6 -1- 0,544 #пас  Дальние авиалинии над водой: 18,1 + 1,09  					
	Сигнализация о пожаре, система пожа- рогашения, портативные огнетушители	Реактивные: 0,0012 О взл  ТВД: 0,0030 GB3Jt ПД: 0,0060 (?В5Л		/Vnac" максимальное чис- ло пассажиров для сертифи- кации (Герметичная кабина)
	Аварийное эвакуационное оборудование (трапы и веревки)	0,453 кг на человека 			Другое оборудование вклю- чено в эксплуатационные элементы
Таблица й 13

Оценка массы эксплуатационных элементов самолета

Элемент	Состав	Метод оценки массы в кг		Примечания и обозначения
Экипаж	Полетный экипаж с бага жом и летным снаряжением	И Л'эк+бв Л’о<1]		— число членов экипажа  ЛЪ.н “ количество обслуживающего пер* сонала
Пассажирская	кабина,  обслу жнвание	Съемное оборудование ту алетов, питание, напитки ja четы журналы, развлечения посуда	Самолеты местных линии 0,433 Л^нас  Транспортные самолеты закуски 2,27 А  11Д v  обеды короткие липин 6,35 Лг11ас, даль-  ние линии 8,62 Ь ПаС		jVHac - число пассажиров в туристском варианте  Первый класс все данные па пассажира имеют значение на 2,7 кг больше
Вода и химический состав для туалетов		Короткие линии 36J Л' или 0 68 Л\(Й1Р  1	IIqL  Короткис/средние линии 54,4	или 1,36 А'.ГЛ/,  J	11 Ди  Дальние линии 90 7 Л\. итн 2 95 Л' _ J	L d v		
Аварийно спасательное оборудование	Жилеты, пожарные топо ры аварийно спасательное и навигационное оборудова лис	Короткие линии над сушей 0,907 Л ицс  Дальние линии над водой 3 4 Л^|Г^Р л <J U-		— число туалетов для туристского класса
Масло, остаточное топли во, вода, спирт	Остаточное топливо	1 азотурбинные дви 2/ 3  1 атели 0Д51 V r g	Поршневые дви г а тели 0,008 Ge„T  ВО 1	общни объем топливных баков, л °В31"- максимальная взлетная масса, кг ^гонл ” масса топлива, кг
	Остаточное масло	2/3 твд 0,151 vT;6	° 040 °топл	
	Масло, расходуемое при работе двигателя			
	Вода, спирт	Применяется по требованию заказчика		
		Рис 3,20		
Оборудование для грузов	Поддоны контейнеры сеги дтя крепления грузов			
8.4.4. Располагаемая нагрузка и полетная масса

Эксплуатационные элементы. Разброс массовых характеристик эксплуатационных
элементов может быть значительным из-за различных условии эксплуатации и
требовании к уровню обслуживания пассажиров. Данные табл 8.13 дают общее
представление, но не являются обязательными для категории транспортных само-
летов Применительно к самолетам частного пользования и реактивным трениро-
вочным единственным элементом, представляющим интерес, являются невыраба-
тываемые остатки топлива и масла

Следует отметить, что данные табл 8 13 в основном применимы к современ-
ным самолетам с газотурбинными двигателями Поршневые несовременные само-
леты характеризуются большими значениями составляющих масс

Полезная нагрузка и топливо. Некоторые данные по удельным массам топлив
и полезных нагрузок указаны в табл. 8 14.

Таблица 814

Стандартные массы полезной нагрузки, топлива и масла

Наименование полезной нагрузки

Macia, кг

Пассажир  Багаж пассажира  Плотность Gaia^a		75  18 — туристский класс  27 — первый класс  192 кг/м3
Топливо	Удельные теплотворности ккал/кг	Удельная масса, кг/л (при i = 15ш С>
1 а юани	10389	0 701
Jp 3	10000	0,767
Jp 4	10305	0,779
Jp 5	10222	0,820
Удельная масса масла		0 9 к г/л

Данные, представленные в разд. 8 4 и приложениях С и D, позволяют доста-
точно точно оценить эксплуатационную массу пустого самолета При необходимо-
сти начальная оценка характерных масс может быть выполнена на основании
материалов в разд 52 и 82

Более детальная массовая разбивка и анализ приведут к величинам эксплуа-
тационной массы, значительно отличающейся от первых прикидок. В этом случае
констриктор должен изменить располагаемую нагрузку (т е топливо и(или) по-
пезную ншрхзкх) или GHtq ши После этого потребуется повторный аначш мас-
сового распределения до получения удовлетворительной сходимости данных

При изменении располагаемой нагрузки могут не удовлетворяться требуемые
диаграммы «полезная нагрузка — дальность», в то время как при изменении
6Вчл mu возникают затруднения с обеспечением требуемых взлетно-посадочных
характеристик Для оценки расчетных характеристик необходимы достаточно пол-
ные аэродинамические данные На практике встречаются случаи, когда оценка мас-
сы и изменения массовых характеристик приводят к значительному увеличению
взлетной массы

8 5. ЦЕНТРОВКА

Самолет должен быть спроектирован таким образом, чтобы обеспечивались требу-
емые устойчивость, управляемость и гибкость загрузки. Приемлемые границы
центровки устанавливаются выбором схемы и размерами хвостового оперения с
учетом

1) по южения крыла по отношению к фюзеляжу в продольном направлении,
2) размещения полезной нагрузки и топлива;
Таблица 8.15

Приблизительное расположение ЦМ отдельных массовых групп самолета

Группы		Положение ЦМ
Конст- рукция	Крыло (консоль)	Прямое крыло: 38—42% от ПК САХ на 40% по- луразмаха  Стреловидное крыло: 70% расстояния между пе- редним и задним лонжеронами, отсчитывается от переднего лонжерона, на 35% полуразмаха
	Фюзеляж	Расстояние от носка фюзеляжа в % его длины: один тянущий ПД	32—35  винтовые двигателя на крыле	38—40  реактивные двигатели на крыле	42—45  двигатели в гондолах на конце	фюэеля- 47  жа  реактивные двигателя в фюзеляже	45
	Хвостовое оперение (поло- вина)	42% хорды от ПК, на 38% полуразмаха от корне- вого сечения  Т-образное оперение:  42% хорды от ПК на 55% высоты от корневого сечения
	Гондолы	40% длины гондолы от ее носка, кок винта иск- лючается
	Рулевые поверхности	100% САХ от ПК САХ, автопилот не включается в расчет
	Шасси	В ЦМ самолета или определяется по положе- нию и массе главных и носовой стоек
Двигатели и агрегаты		Определяется по данным разработчика двигате- лей

Системы и оборудование	Определяется по опыту, с учетом положения наиболее тяжелых элементов и потребителей мощ- ности
Отделка и оснащение	По данным табл. 8.11 и компоновке кабины
Заполненные топливные баки	Для призматической формы с высотой 1 и па- раллельными поверхностями площадью Si и S2 (см* рис. В*4) на расстоянии:  1 S] 4- 3 S2 + 2 V" S1S2  	 •	J	 от основания St  4 S, + Ss + p'S.S;

Примечание. Более точная оценка положения ЦМ может быть выполнена при
разбивке каждой группы на составляющие элементы.

3)	конструкции горизонтального оперения, руля высоты и продольного управ-
ления;

4)	расположения шасси.

Условия, накладываемые центровкой, ограничивают свободу размещения агрега-
тов при компоновке самолета. Это относится прежде всего к размещению сосре-
доточенных грузов, таких как двигатели, грузовые отсеки, которые оказывают наи-
более существенное влияние на балансировку самолета.

Положение ЦМ самолета должно быть определено как в продольном, так и
вертикальном направлениях. На основании массовой сводки и вида самолета сбо-
332
для экс-

(8.46)

(8.47)

и задней
при всех

ку в соответствующей системе координат строится центровочный чертеж с коор-
динатами ЦМ каждого составляющего элемента (табл. 8.15). Заполняется табли-
ца, аналогичная табл, 8.2, и ее конечный результат дает координаты ЦМ
плуатационной массы пустого самолета исходя из условий;

н’4	1G/ ’

у

ц‘ч IG/

На чертеже должны быть определены и указаны пределы передней
центровок для различных условий загрузки. Должно быть показано, что

возможных вариантах загрузки реальное положение ЦМ не будет выходить за
допустимые пределы по центровке без ограничений по условиям загрузки или
приращений массы. Некоторые приемы нахождения положения крыла, совместимо-
го с диапазоном центровок, рассматриваются в следующих разделах.

8,5.1,	Диаграмма загрузки и балансировки

Определить положение ЦМ только для одного условия загрузки недостаточно.
Для анализа устойчивости и управляемости имеют значение крайние передняя и
задняя центровки.

Варианты загрузки изображаются в виде диаграммы, аналогичной изобра-
женной на рис. 8.7, исходя из известной общей схемы самолета и его компоновки.
На этой диаграмме центровочные данные и «аэродинамические» пределы показа-
ны в функции от массы. Для определения положения ЦМ используется САХ *
или СГХ *, Самолет, подготовленный к полетам, но без топлива и полезной на-
грузки (эксплуатационная масса пустого самолета) изображен точкой А на
рис, 8.7. Запас в несколько процентов САХ необходим с обеих сторон диапазона
центровок для учета вариаций массы и положений оборудования, систем и экс-
плуатационных элементов (см. подразд. 8.2.1), выпуска — уборки шасси и т. п.
Наличие пассажиров и багажа (груза) увеличивает массу самолета и сдвигает
ЦМ но отношению к точке А в зависимости от размещения этих нагрузок.

Для пассажирских самолетов не принято, чтобы пассажиры рассаживались
произвольно. В подразд, 8.5.2 дается метод статистической оценки наиболее при-
емлемого варианта распределения пассажиров при условии свободного выбора
мест. Зоны возможного изменения центровок от пассажирской нагрузки имеют
форму петель. Влияние грузов показано сдвигом наиболее крайних точек В\ и Вц
зоны загрузки. Точка В? находится за пределом задней центровки, и, следователь-
но, при небольших массах полезной нагрузки необходимо помещать
балансировочный груз в носовую часть самолета. В дальнейшем расчетные огра-
ничения по загрузке такого типа оформляются в виде листов загрузки, использу-
емых оператором для контроля центровки. Считая точки Ci и Се наиболее край-
ними центровками, можно учесть влияние топлива, принимая Ci и Сг за начало
отсчета. В изображенном примере предполагается, что метод выработки топлива
уменьшает до минимума смещения ЦМ, приводя к прямым линиям на диаграм-
ме. Для стреловидного крыла это не всегда справедливо; на практике рассматри-
вается вариант использования резервных баков для уменьшения смещения ЦМ. На
самолете «Конкорд» используется система перекачки топлива из крыльевых в хво-
стовые баки для обеспечения сдвига ЦМ самолета, необходимого при переходе к
сверхзвуковой скорости полета.

Изменения центровки влияют не только на устойчивость и управляемость, но
имеют значение для нагрузок на хвостовое оперение при маневре или на переднюю
стойку шасси при рулежке. Поэтому для сертификационных целей должны быть
установлены диаграммы загрузки, определяющие сочетания центровок и полных
масс. На этапе предварительного проектирования необходимо убедиться, что наи-
более вероятные эксплуатационные варианты загрузки самолета пе вносят необос-
нованных ограничений.

* Определения понятий даны в приложении А.
150

Рис. 8.7. Загрузочная и балансная диаграммы для широкофюзеляжного самолета коротких
линий:

/ — предельная передняя центровка, 2 — предельная задняя центровка, 5 — смещение впе-
ред, 4 — смещение клад 5 — пассажиры, 6 — грхз, 7 — топливо; 8 — взлет, посадка, 9 —
крейсерский полет

8.5.2.	Варианты загрузки и ограничения

Вид транспортных операции, дтя которых предназначен самолет, определяет сте-
пень приемлемости специальных О1раничений по загрхзке Хотя широкий диапа-
зон допустимых центровок повышает эксплуатационную гибкость самолета, он
имеет и отрицательные стороны

1.	Большое смещение ЦМ требует значительных запасов по устойчивости и ма-
невренности, что в общем случае затрудняет проектирование хвостового оперения
и системы управления. Кроме конструктивной сложности возрастут масса и со-
противление самолета.

2.	Значительный запас по устойчивости создает существенное балансировоч-
ное сопротивление.

3.	Слишком передняя центровка должна компенсироваться возрастанием аэро-
динамической силы от хвостового оперения, направленной вниз Эго может зна-
чительно уменьшить максимальный коэффициент подъемпои силы (закрылки вы-
пущены). Обобщенные данные по центровкам самотетов представлены в табл 8 16

Для облегчения интерпретации этих данных необходимо сделать следующие
замечания Па пассажирских транспортных самолетах желателен широкий диа-
пазон изменения допустимых центровок, порядка 20—25% САХ При этом необ-
ходимо учитывать различные варианты компоновки кабины, приращение полезной
нагрузки, переоборудование самолета в грузо-пассажирский вариант, увеличение
запаса топлива на последующих модификациях самолета Авиалинии всегда воз-
ражают против размещения пассажиров по определенным местам, но в опреде-
ленных пределах идут на балансировку самолета полезными грузами Приемлема
также перекачка топлива, но применения балластных iрузов следует избегать

Для легких самолетов желательно проанализировать все возможные вариан-
ты загрузки. На пассажирские транспортные самолеты распространяется следу-
ющее правило размещения пассажиров (пример на рис 8 8) Предполагается, что
в пустом самолете пассажиры сначала занимают места, бтнжайыие к окнам Ког-
да эти места заполнены (Д->-С), занимается следующий ближайший к окну ряд
(С->£>), и наконец, места рядом с проходом (D—^E) Ближайшие к окнам сиде-
ния могут заполняться двумя путями’ начиная с передних (Д->Д-*С) или начиная
334
Т а б л и г; a 8 16

Пределы центровок для некоторых типов самолетов

Тип самолета	Пределы центровки, % САХ						Полезная нагрузка, % G п у с т	с / г ° г °  SbA	Тип ГО**	с	♦♦♦  '-'Утах
	передняя		задняя		диапазон					
	Взлет, посадка	Полет	Взлет, посадка	Полет	Взлет, посадка	Полет				

03
сл

Два реактивных двигателя

Аэроспасьяль «Корвет» SN60I «Джет Коммандер» 1121 Лир Джет 25	20,0  9 0	20,0  20,0  90	36,0  30,0	36,0 16 0 30.0	16,0  21.0	16,0  16,0  21 0	28,3  20,6  35,6	0,64  0,64  0,64	V F F	2 40 1.66 1 19
Хокер Сиддли НВ 1251А/1В	18,0*	18,0*	37,5*	37 5*	19,5*	19.5*	14,0	0 69	F	2,44
Дассо «Мистер» 20Г	14 0	15,0	28,5	28 3	14 5	12,5	23,1	0,66	И	2,30
НГВ «Ганза»	НО	11 7	23,0	21,7	100	10.0	30,9	0,71	F	2.00
Фоккер VFW F 28 МкЮОО	18 0	17,0	35 0	37,0	17.0	20,0	42,0	0.97	V	2,53
ВАС 1 — 11 серин 400	15,0*	14,0*	39,0*	41 0*	21,0*	27,0*	35,3	0,85	V	2,38
Сюд Авиасьон «Каравелла»	25,0	25,0	41,5	41 5	16 5	16,5	32,3	0,56	F	2,10
1 и к, Макдоннел Дуглас DC 9/10	15 3	15,0	39 0	10 0	22,7	25,0	42,4	1.15	V	2 40
Макдоннел Дуглас DC 9 33Г	5,9	3,1	34 7	54 7	28 8	31,6	70.8	1.18	V	2,98
Боинг 737/100	15 0	15 0	35 0	0	20 0	20,0	49.4	1,14	V	3.10
Эирбас A-300B2	Н,0	11,0	31,0	31 0	20,0	20,0	37,4	1,07	V	2,65
		Три-четыре реактивных			двигателя					
Локхид 1011 «Тристар»			12,0		32 0	• •	20,0	36,1	0,93	А	2.57
Боинг 707/120	16,0	16 0	34 0	34,0	18,0	18,0	38,2	0,61	V	1,86
Боинг 720/022	15 0	15,0	31,0	31 0	16.0	16.0	31,9	0,59	V	2 26
Боинг 747/200В		12 5		32 0	—‘	19,5	45,8	1.00	V	2,55
Макдоннел Дуглас DC-8/21	16 5	16,5	12 0	12 0	15,5	16,5	27,0	0,58	V	2,10
Локхид С 141А	19,0	19,0	32 0	12 0	1 5,0	Н.О	50,3	0,51	V	2.32
Локхид С-5А	19,0	19,0	41,0	41 0	22,0	22,0	67,9	0,64	V	2,60
			Один винт							
Фоккер S11 «Инструктор»	21 а	21,5	27 0	27 0	5.5	5,5	22,2	0,43	F	1,25
Сессна 172. нормальн катего	15 6	15.6	30 5	36 5	20,9	20,9	64 3	0,59	F	2,14
pH и  Сессна 177, нормальн катего	5,0	5,0	28 0	28,0	23,0	23,0	58,6	0 60	А	1 86
ри и  Сессна 177, общего пользова	5,0	о	18,5	18,5	13 5	13,5	58,6	0,60	А	I 86
НИЯ										
Тип самолета

			 Продолжение табл. 8.16									
Пределы центровки, % САХ						Полезная нагрузка, %	С	7  л	п	Тип ГО **	Г1  Lrmai
передняя		задняя		диапазон					
Взлет, посадка	Полет	Взлет, посадка	Полет	Взлет, посадка	Полет				

Сессна 206 «Скайвагон* Бичкрафт В 45 «Ментор* Пьяджо Р-148 (трехместный) Пилатус РС-6-М2 «Портер* SAAB 91-В «Сафир* Де Хэввиленд DHC-2	12,2  20Д  22,3  11,0  17,9  17,4	12,2  19,0  22,3  11,0  17,9  17,4	39,4 28 0 30 7  34,0 27,1 40,3	39,4  28,0  30,7  34,0  27,1  40,3	27,2  7,9  8,4  23,0  9,2  22,9	27,2  9,0  8,4  23,0  9,2  22,9	67,3 17,4  26,3 79,9  23,9 49,3	0,77 0,54 0,43  0,67 0,64  0,76	F F F A F F	2J6  2,01  1,90  2.28
			Два винта							
Сессна модель 337  Пайпер РА ЗОС	17,3  12,0	17,3  12,0	30,9  27 8	30,9  27,8	13,6  15,8	13.6  15.8	37,1  40 7	0,5!  0 44	F 4	1,78 1,66 1,88 2,36 2,37 2,23 2,94 2,70 2,33  2,61  2,88
Бичкрафт Квин М80	16,0	16,0	29,9	29,9	13,9	13,9	44,9	Vj7x  0,73	Л F	
Дорнье До 28 D-1	10,7	10 7	30,8	30,8	20,1	20,1	34 7	067	A	
DHC-6 «Твин Оттер*	20,0	20,0	36 0	36,0	16,0	16,0	74,0	0,93	F	
Норд 262	16,0	16,0	30,0	30,0	14,0	14,0	48,0	0 96	F	
Фоккер VFW F-27 Мк200	20,0	18,7	38,0	40,7	18,0	22,0	55,8	и ф Vе Ч*  0 96	F	
Хюрел Дюбо HD 32	23 5	23,5	46,5	46,5	23,0	23,0	36,5	V J V V  1,32	F	
Конвэр 240	15,0	8,5	31,0	33,0	16,0	24,5	33,9	1,07	F	
Конвэр 340	13,0	8,5	34,0	35,0	21,0	26,5	56 0	1 03	F	
Хокер Сиддли «Эндовер*	13,3*	13,3*	36,0*	36.0*	22,7*	22,7*	V V J V  63,6	1,09	F	
			Че	тыре винта						
Бреге 941	23,0	23,0	32,0	32,0	9,0	9,0	70.0	1,05	V	7,19  2,77  2,54  2,56  2,60  2,53  2,28  2,56
Дуглас DC-6	16,0	12,0	33,0	35,0	17,0	23,0	29,4	1,04	F	
Локхид 188С «Электра*	15,0	13,0	32,0	33,0	17,0	20,0	53,6	0.80	X  F	
Бристоль 175 «Британия*	13,0*	12,0*	34,5*	35,5*	21,5*	23,5*	37,3	0,97	t  F	
Локхид L-1049H	18,0	15,0	32 0	34,0	14,0	19,0	44,9	1,15	F	
Локхид L-1649A	15,0	12,0	32 0	34,0	17,0	22,0	17,5	1,12	F	
Локхид C-I30E	15,0	15,0	30,0	30,0	15,0	13.0	51,4	1,00	a  F	
Канадер CL-44C	12,2	12,2	30,5	314	18,3	19,2	22,8	1J4	F	

Примечание. * — % СГХ; - F — фиксированный стабилизатор, V — поворотный стабилизатор, А — перемещающееся целиком хвоста
вое оперение; **♦ — с посадочным углом отклонения закрылков,
nJ
сд
c_>
nJ
3Z

X Ц.М I ^A

Положение ЦМ груза по длине фюзеляжами

Рис. 8.9. Типичные ограничения по за-
грузке большого грузового самолета

Рис. 8Л Процесс загрузки пассажир-
ского самолета:

/ — сиденья у окон; 2 — сиденья, бли-
жайшие к проходу

с задних (Л-^Вг-^С). Это образует своеобразную петлю. Крайние точки этой петли
Bi и В2 соответствуют варианту, когда заняты все только передние или только
задние сиденья у окон. Петли при переходе от C-<-D и D-+E образуются анало-
гичным образом. При компоновке кабины с расположением пяти сидений в ряд
верхняя петля будет иметь незначительные размеры, так как заполняется всего
один ряд. Другие схемы компоновки могут дать совершенно различные результа-
ты (см. подразд. 8.5.3).

Самолеты общего пользования (воздушные такси, магистральные, местных
линий) обычно требуют большой допустимой зоны центровок в связи с многооб-
разием выполняемых задач. Например, самолет «Пилатус Портер» имеет этот диа-
пазон, равный 23% САХ, Скоттиш Авиэйшн «Джестстрим» — 30% САХ. Такой
диапазон не нужен на самолете частного пользования в связи с небольшой полез-
ной нагрузкой и ее близостью к ЦМ пустого самолета. Легкий Двухместный само-
лет имеет диапазон центровки всего 5—40% САХ, при этом необходимо учиты-
вать статистический разброс массы экипажа и возможные варианты оборудова-
ния и отделки самолета.

Грузовой самолет с большим многообразием возможных вариантов загрузки
требует их тщательного анализа на этапе предварительного проектирования.
Разумные пределы h'o центровке выбираются на основе статистических данных
или по характеристикам устойчивости и управляемости при известной конструкции
хвостового оперения. В результате может быть построена балансная диаграмма
по ограничениям центровки в зависимости от массы самолета (рис. 8 9).

Соответствующее уравнение имеет вид

Хгр '

б?нуст.2

С^ц.М.пред *пуст.2) + -^ц.м.иреи

(8.48)

гР

где Спуст 2 и Хпуст 2 — соответственно эксплуатационная масса пустого самолета
и положение его ЦМ, а Хц.м пред — представляет пределы задней и передней цен-
тровки, соответствующие Опустг+бгр-

Возможные отклонения по центровке описываются выражением

Ахгр — ДлГц,м I 1 +

и ус т.2

Grp

(8.49)

они пропорциональны допустимому смещению ЦМ. Асимметрическая форма диа-
граммы вызвана положением ЦМ пустого самолета, который находится близко
к заднему пределу в этом конкретном примере. При полной загрузке самолета его
разгрузку необходимо производить, начиная с хвостового отсека Выполнимость
Рис 8 10 Влияние общей схемы на загрузоч-
ные и балансные диаграммы,

л— конфигурация с четырьмя двигатсчями на
крыле, б—конфигурация с двигателями в
хвосте фюзеляжа в — конфигурация с двумя

двигателями на крыле, 2 — топчиво 2— груз
J — пассажиры

этого треоования зависит от размсще
ния погрузочно-разгрузочных дверей
и вида грузовой операции

Значительное смещение ЦМ будет
набтютаться во вреля загрузки и раз-
грузки транспортного самолета . Для
исключения неожи щнного опрокиды-
вания самолета, его ЦМ должен всег-
да быть внутри треугольника, образо-
ванного опорами шасси Пассажир-
ские и грузовые тнери не должны
размещаться слишком далеко в хвос-
товой части фюзеляжа, если рассмат-
ривать схему шасси с носовым ко те-
сом

8.5.3- Влияние общей схемы
и компоновки самолета

Влияние размещен 1я двигателей на
балансировку самолета показано на
рис 8 10 для трех типовых схем В це-
лях облегчения сравнения изображен-
ные схемы имеют примерно одинако-
вые массы, площади крыла полезные
нагрузки и запасы топлива Различия
в размещении двигателей для схем б
и в приводят к сдвигу крыла назад
ити вперед по сравнению со схемой а

Схема а наиболее легко баланси-
руемая, поскольку центр объема каби-
ны близок к ЦМ пустого самолета
При смешанном варианте загрузки и
одном незаполненном отсеке измене-
ние центровки максимально Дтя ба-
лансировки можно испотьзовать рас-
пределение груза между передним и
задним отсеками, которые почти рав-
ны по объему Положение ЦМ для
эксплуатационной массы пустого са-
молета обычно соответствует 25—30%

САХ

Схема б наиболее сложна с точки

зрения ее балансировки и, особенно на коротких линиях, в связи с большой мае
сои двшателей и полезной нагрузки ЦМ пустого самолета распо шгастся близьо
к заднему пределу (примерно 35—40% САХ) *. Большая часть полезной нагруз
ки сосредоточена впереди ЦМ, а наиболее передняя центровка соответствует
Gy —о

Диапазон изменения центровок схемы б на 3—5% САХ больше, чем д ш схе-
мы а но приемлемые варианты загрузки, тем не менее, возмо кпы в большинстве
случаев, особенно при применении Т-образного оперения, эффективного в нормаль
ных условиях полета Для смешанного гр^зо пассажирского варианта транспорт
кого самолета эта схема считается нежелате шной, так как при размещении гру
за впереди пассажирской кабины ЦМ переместится далеко вперед при неполной
загрузке пассажирской кабины Наиболее существенные различия между схема-
ми а и б обобщены в табл 8 17

Хотя в качестве примера на схеме в взят реактивный самолет, эта схема наи-
более часто применяется для винтовых самолетов особенно если плоскость вин-

* Известно, что ЦУ\ пустого самолета Т} 154 находится на 50% САА (см «The
Aeroplane», Oct , 1966 р 18)
тов находится впереди кабины экипажа Проб юмы бадансировкп примерно про-
тивопочожны по сравнению со схемои б но менее труднорешаемы Пустой само
х 1 имеет Ц\1 на 20—25% САХ, критическим является с тучай загрузки повышен
нон плотности, приводящий к крайней задней центровке Проблемы устойчивости
п управляемости решаются применением большого плеча оперения при относи-
тельно неботыних размерах поверхностен, особенно для Т образного оперения
Размещение грузового отсека в носовой части фюзеляжа улучшает балансировку
само юта такой схемы

Таблица 817

Критические условия загрузки самолетов двух типов

Условия загрхзки	Двигатели в гондола4 под крылом	Двигател i в хвостовой ч tcTir фюзеляжа
Пустой самолет	ЦМ в середине допусти мой зоил*	Задняя пре дельная центров ка
Заполненный самолет с высокой плот	в середине зоны цент	Предельная п<_
костью загрузки	рОВОТх *	редняя центровка
Заполненный самолет с компоновкой пер вого 1 ласса	*	*
Заполненный самолет, туристский класс компоновки кабины	Задняя центровка требует ся перераспределение бага ж а	
Заполненный салон первою класса, ча стично заполненный туристский салон	Передняя центровка тре б\ется перераспределение багажа	♦
Частично заполненный самолет с компо новкой одного класса пассажиры садятся через заднюю дверь только у окон	Предельная	передняя  центровка	*
Частично заполненный самолет с компо новкой одного класса пассажиры садятся через переднюю дверь только v окон	Передняя	предельная  центровка	

Примечание * — критические условия отсутствуют

8.5.4.	Метод расчета балансировки самолета

Существуют различные способы балансировки самочета, зависящие от степени
проработки проекта

1	Положение ЦМ пустого самолета можно оптимизировать путем соответ-
ствующею продольною смещения крыта

2	Диапазон перемещений ЦМ может быть уменьшен соответствующей схе
мой кабины, размещения двигатетеи, грузовых отсеков, топливных баков и э ю-
ментов систем и оборудования

3	Констр\кции хвостового оперения, системы управления и шасси должны
быть рассчитаны па принятый диапазон центровок самолета

Первый nidi по определению центровки обычно предпринимается на стадии
когда с стана вливается положение крыла Иногда положение крыта опредетястся
соображениями конструктивного характера Например, в случае самолета I1FB
«Ганза» бы то выставлено хстовие, что кессон крыла должен находиться за пас-
сажирской кабиной Это можно было выполнить только за счет обратной стрето
впдности крыла Дтя нескоростных самолетов стреловидность крыта должна быть
oiравняема 5—10° дтя исключения небтагоприятных азродинамическич эффек
ТОВ

Рекомендуемая методика расчета балансировки с учстом положения крыла,
размеров хвостовою оперения и разброса центровок обсуждается в подразд 952
В первом приб шжсьии достаточно по (учить тпапазон допзегьмыч центровок п
выбрать соответственно местопоюжение грыш Эта упрощенна методика иттю
стрнруется на рис 8 11
Рис* 8* 1L Определение
расположения крыла:

1 группа фюзеляжа;

2 — группа крыла; 3 —
ЦМ при максимальной
полезной нагрузке, 4 —
ЦМ при максимальном
запасе топлива

I Самолет разделяется по крайней мере на следующие группы:

1	Группа фюзеляжа*, содержащая элементы, расположение которых фикси-
ровано относительно фюзеляжа, например внутренняя отделка, оборудование, си-
стемы, двигатели на фюзеляже, горизонтальное и вертикальное оперение, перед-
няя стойка шасси, размещение которых выбирается по отношению к САХ (пример-
но на расстоянии 10—15% за предельной задней центровкой или на 45—50% САХ
для схемы шасси с передней стойкой).

2	. Группа крыла*, содержащая элементы, положение которых выбирают от-
носительно крыла: конструкция крыла, топливная система, основные стойки шас-
си (даже если они крепятся к фюзеляжу) и двигатели, устанавливаемые на кры-
ле Иногда двигатели на крыле следует рассматривать в группе фюзеляжа, если,
например, плоскость винтов имеет фиксированное положение по отношению к гру-
зовому отсеку (см. разд. 6 4.5).

3	Переменная полезная нагрузка.

4	. Переменный запас топлива

II	. Делается чертеж фюзеляжа с элементами, входящими в его группу, ось X
выбирается проходящей параллельно полу или оси винтов. На основании данных
разд. 8.4 и табл 8.15 определяются координаты ЦМ по осям X и К.

III	. На отдельной прозрачной кальке делается чертеж крыла (без топлива)
с указанием корневой, концевой, хорд САХ ** и СГХ ’*. Рассчитываются коорди-
наты ЦМ и строятся в % САХ, начиная от переднеи кромки сечения, соответст-
вующего положению САХ

IV	Выбирается примерное положение ЦМ пустого самолета по отношению
к САХ (Хптст) на основании статистических данных и рассуждений, приведенных
в разд. 8 5 3

V	Рассчитывается координата Хп.ксдз передней кромки крыла в сечении, со-
ответствующем положению САХ, по отношению к системе координат фюзеляжа:

Gy.fi

Vi	.kCAX = Хг.ф -Хпусг -Г п
^г.ф

(-Хг,к -Хпуст)»

(8.50)

где индексы г. ф и г. к — относятся соответственно к группе фюзеляжа и группе
крыла.

VI. Рассчитывается нагрузка и балансная диаграмма, аналогичная изобра-
женной па рис. 8 7, для различных возможных комбинаций полезной нагрузки и

* Понятия «группа фюзеляжа» и «группа крыла» в данном случае имеют другой
смысл в отличие от терминологии подразд, 8,4 2*

** Определения даны в приложении А,
запаса топлива К пассажирским самолетам при этом применимо правило запол-
нения (подразд. 8 5 2) мест у окон

VII Оцениваются пределы центровок, дающие приемлемые ограничения по
загрузке, и размеры горизонтального оперения с учетом приращения массы, раз-
личны х компоновок кабины, возможного увеличения запаса топлива, стандартных
изменяемых элементов и других отклонений. Для сравнения можно использовать
данные табл. 8 16

VIII	В случае получения неприемлемой центровки пересматриваются значе-
ния хп\ст или других элементов.

IX	. Операция повторяется до получения удовлетворительных результатов. Сле-
дует иметь в виду, что удовлетворительный баланс масс не всегда возможен.
В некоторых случаях требуются радикальные изменения, включая пересмотр схе-
мы самолета.

При необходимости выполнения более полного расчета баланса масс в комби-
нации с расчетом размеров хвостового оперения смещение ЦМ определяется в ви-
де функции от л'п.кСах и площади горизонтального оперения. Результаты расче-
тов объединяются в график и дают зависимость, связывающую пределы центров-
ки с размерами ГО (см. гл 9). Взаимосвязь между конструкцией шасси и поло-
жением ЦМ рассматривается в гл. 10.
ГЛАВА 9

Предварительное проектирование
хвостового оперения

Аэродинамическое проектирование хвостового оперения основывается на мно-
гих специфических требованиях. Назначение хвостового оперения заключается в
том, чтобы обеспечивать равновесие самолета в установившемся полете (баланси-
ровку), сохранять это состояние устойчивым и хорошо демпфировать колебания,
а также создавать аэродинамические силы, необходимые для маневра самолета.
Расходы по усилиям управления должны быть приемлемы для летчика как в
сбалансированном, так и несбалансированном состояниях самолета.

Требования к характеристикам продольной устойчивости и управляемости,
указанные в Нормах летной годности, являются исходным моментом для уста-
новления предельных центровок в связи с размерами горизонтального оперения
(ГО). В настоящей главе уделено внимание способам аэродинамической ком-
пенсации рулей для снижения расходов по усилиям, воспросам динамики, каса-
ющимся конструкции хвостового оперения больших самолетов с необратимыми
системами jправления. Детально рассмотрены метод и расчетные данные для
приведения в соответствие требуемых и располагаемых диапазонов центровок и
вопрос размещения крыла.

Представлены методы и расчетные критерии для выбора минимальных раз-
меров вертикального оперения и эффективности руля направления. Рассмотрены
вопросы управляемости при отказе двигателя на многодвигательном самолете,
путевой устойчивости и посадки при боковом ветре.

Даны рекомендации для легких самолетов по обеспечению их вывода из
штопора.

Обозначения

л — относительное удлинение (без индекса — удлинение крыла)

В — число лопастей винта

b а — САХ крыла

I — размах (без индекса — размах крыла); ширина; плечо по оси X;
расстояние

/ип1 — коэффициент шарнирного момента рулевой поверхности

— dmiu/da и д/пш/д6 соответственно

Су — коэффициент подъемной силы

Су —наклон кривой подъемной силы, Су =dCv/da

С}гл; Суг.о — ^уг.о/^31 11 аСУг.о/^Вв соответственно

тг —коэффициент продольного момента. mz — М/(I!2pVzSbА)



— дтг1дл. и дтг,’д

соответственно

mza ф — коэффициент продольного момента относительно аэродинамическо-
го фокуса

т 2

Z

п —коэффициент нормальной силы
ту — коэффициент путевою момента, rnu = М > /(l/2ioV'-!S/)

т'у — коэфициент путевой устойчивости, dmvldfi

Cz> Czb.o —коэффициенты боковой силы, равные Z/(l/2pV3S) и
Zn о/( 1/2р ^05в о) соответственно

^Zbo	'—наклон кривой подъемной силы вертикального оперения, Czbo =

= <?CzD.o/<3pn О

h/2 —Декремент затухания колебаний, =

Диш? —диаметр винта

Рв — усилие па ручке управления рулем высоты, положительное направ-
ление от себя

f — частота, коэффициент трения

К —качество самолета K_ = YiX = CYjCх

Лв — передаточное число руля высоты
g — ускорение свободного падения
h — высота фюзеляжа; высота киля
Iz —осевой момент инерции вокруг поперечной оси
i‘r.о — угол установки стабилизатора

rz — безразмерный радиус инерции по тангажу, rt2=IzglG&A
k — поправочный коэффициент
Y —подьемпая сила

Y—показатель, характеризующий маневренность

Alz — продольный момент

Mzo.as — момент вокруг средней точки линии четверти хорд крыла
т — безра гмерный показатель, определяющий вертикальное положение
горизонтального оперения

Му — путевой момент

= dMY)d$

Мгдв —момент рыскания, вызванный асимметричной тягой двигателя
пу —вертикальная перегрузка, /zv=F/G

п;/шах — максимальная эксплуатационная перегрузка

я’ — градиент вертикальной перегрузки = dnJdv.

N — мощность двигателя

Л7Эф —эффективная мощность на валу
ыг — угловая скорость по тангажу
г — безразмерный показатель, определяющий продольное положение
горизонтальною оперения, r = 2lr.oll

S — площадь (без индекса полная площадь крыла)
R — тяга

А/? -—асимметрия в тяге двигателей
Т — период колебаний

Г — время уменьшения амплитуды колебаний вдвое
рИ2
q —скоростной напор =----------

V — скорость

I V, 1 -—скорость захода на посадку

Гкр — крейсерская скорость

V’raaia —расчетная скорость выпуска закрылков

Ушах — максимальная скорость горизонтального полета

Vmin э — минимальная эволютивная скорость, при которой сохраняется уп-
равляемость

У„ ст —скорость отрыва передней стойки шасси

Vc — минимальная скорость сваливания

Vo — балансировочная скорость

G — масса самолета

GI1JtT •—масса пустого самолета
Стах пос •—максимальная посадочная масса

Gu н max — максимальная масса полезной нагрузки

<7 — вес, соответствующий массе G

х — координата по оси X самолета	s

хц ч! Дхц м — координата и приращение координаты ЦМ самолета

Z — боковая аэродинамическая сила

Zp — dZ/dfi

—плечо по оси Z отказавшего критического двигателя

уя — расстояние по вертикали между вектором тяги и ЦМ

а; а — угол атаки и dfijdt

Р — угол скольжения

А —сдвиг, приращение

б — угол отклонения рулевой поверхности

8 — угол скоса потока

£ — коэффициент демпфирования колебаний

Ф; &=<ог —-угол тангажа и d$!dt

X —угол стреловидности (без индекса — х крыла)

т) — относительное сужение (без индекса — т| крыла)

рс —относительная плотность самолета, Цс = G/(pgSbA)

р; ро — плотность воздуха и р на уровне моря соответственно

ст — угол бокового скоса потока

т — изменение угла нулевой подъемной силы на градус отклонения
руля

Ф — угол установки iоризоптального оперения относительно корневой
хорды крыла

у — угол крена

со — угловая частота колебаний

Ип — собственная частота колебаний

Индексы и сокращения

СГФ —строительная горизонталь фюзеляжа

с—г.о — самолет без горизонтального оперения
с—в.о — самолет без вертикального оперения
а.ф — аэродинамический фокус

ц.м, ЦМ — центр масс

САХ — средняя аэродинамическая хорда

СГХ—средняя геометрическая хорда

в — руль высоты

ф — фюзеляж

з — закрылок

ф.б — боковая проекция фюзеляжа

ш — шасси

в.о — вертикальное оперение

i — интерференция

пу — нейтральная точка по перегрузке

н.т — нейтральная точка

винт — винт(ы)

п.ст — отрыв передней стойки

и — руль направления

ск в — скос потока за винтом

взл — взлет

б — балансировочное положение

О —уровень моря; посадочная конфигурация

1 — взлетная конфигурация

0,25 — линия или точка четверти хорды

Положительное направление оси У — вниз. (Прнмеч, переводчика).
344
Обозначения со штрихом относятся к условиям свободной ручки управления
или к специальным геометрическим обозначениям для вертикального оперения.

9.1.	ВВЕДЕНИЕ К ВОПРОСАМ ПРОЕКТИРОВАНИЯ

ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ, УПРАВЛЕНИЯ И СТАБИЛИЗАЦИИ

Функции, выполняемые неподвижными и подвижными поверхностями хвостового
оперения, заключаются в следующем:

а)	создавать уравновешивающие моменты в установившемся полете путем
приложении силы на заданном расстоянии от ЦМ самолета;

б)	обеспечивать устойчивое равновесие, т. е. в случае его нарушения вос-
станавливать равновесное состояние самолета с соответствующим быстрым демп-
фированием колебаний,

в)	создавать силы, необходимые для выполнения маневров самолета: отрыв
носового колеса при взлете, управление траекторией полета, выравнивание перед
посадкой и рулежка.

Эти полезные функции хвостового оперения требуют определенных прира-
щений массы. Площади поверхностей хвостового оперения небольшого самолета
не превышают 25—30% площади крыла, а на некоторых скоростных самолетах
и СКВП могут составлять 40—50%. В таких случаях масса конструкции и со-
противление оперения становятся значительными, и задача сведения до миниму-
ма этих величин на этапе предварительного проектирования самолета приобретает
первостепенное значение

Наличие самолетов бесхвостной схемы показывает, что функции ГО могут
выполнять другие элементы самолета и размещение хвостовых поверхностей за
крылом не является обязательным. Для получения специфических характеристик
самолета иногда применяется схема «утка». В разд. 2 6 3 объясняется, почему
эта необычная схема создает иногда определенные преимущества. Материал на-
стоящей главы базируется на общих положениях о размещении оперения, изло-
женных в разд. 2.4. Используя приведенные ниже методы, можно получить об-
щее представление о влиянии размещения ГО на его размеры. Окончательное
решение принимается после полной проработки конструкции самолета.

Приведенные ниже методы позволяют оценить размеры поверхностей опере-
ния и их основные характеристики, исходя из ряда заданных конструктивных
критериев. Обзор этих методов нс претендует на исчерпывающую полноту, и
рекомендации не являются обязательными для всех конструкторских бюро. Во
многих случаях накопленные знания и опыт в сочетании с конструкторской ин-
туицией могут играть более важную роль, чем расчеты по методикам настоящей
главы. Вместе с некоторыми детальными методами расчета приведены также
методы упрощенной, грубой оценки размеров и формы хвостового оперения.

На этапе предварительного проектирования определение данных по хвосто-
вому оперению может стать одной из наиболее трудных задач, влияющих на
размеры основных частей самолета, и это, в свою очередь, может привести к
необходимости оценки целого ряда взаимосвязанных явлений.

1.	Аэродинамические характеристики самолета весьма чувствительны к кон-
структивным деталям и могут быть рассчитаны очень грубо при выполнении
эскизного проекта. При асимметричном обтекании самолета с одним неработаю-
щим двигателем вообще трудно применять расчеты. Часто встречающийся нели-
нейный характер зависимостей и эффекты сжимаемости потока могут оказывать
неожиданное влияние на летные качества самолета в большей степени, чем на
его характеристики.

2.	Большая часть требований к самолету должна выполняться в широком
диапазоне условий эксплуатации. В этом случае не только трудно установить,
какие условия будут критическими, но можно получить и противоречивые данные.

3.	В отличие от методов расчета крыла, базирующихся на проверенных и
сравнительно простых уравнениях механики полета, анализ летных характеристик
следует проводить с учетом динамики движения самолета. Для больших скорост-
ных самолетов необходимо также учитывать влияние аэроупругости.

4.	Критерии, характеризующие летные качества гражданского самолета, опи-
сываются в общем виде и допускают различную интерпретацию. Мнение летчи-
ков приобретает в этом случае важное значение, что приводит к необходимости
создания тренажеров на этапе проектирования самолета,

5.	Проектирование оперения и системы рулевых поверхностей тесно связано
между собой Для них должны быть известны распределения масс, положения
ЦМ и моменты инерции при различных условиях нагружения После определения
размеров хвостовых поверхностей не исключены изменения в размерах рулей.

Было предпринято несколько попыток обобщить накопленные знания по
аэродинамическим характеристикам, связанные с проектированием хвостового
оперения, в руководства и справочные пособия. Наиболее важными из них яв-
ляются «Справочник по устойчивости и управляемости» ВВС США [9 33] н мате-
риалы, изданные Королевским обществом по аэронавтике (RAS) [9 41] В соот-
ветствии с этими данными Королевское управление авиации (RAE) разработало
недавно программу для ЭВМ [9.46]. Более подробный перечень методов расчета
оперения можно найти в приложениях Е и G.

Детальная разработка системы рулевых поверхностей обычно не является
задачей конструктора па этапе предварительного проектирования, за исключе-
нием легких самолетов с относительно простыми механическими системами уп-
равления. Тем не менее важно знать, как аэродинамические нагрузки от рулей
будут ощущаться летчиком.

1.	В ручном управлении существует прямая механическая передача усилий от
рулей к органам управления в кабине и обратно при помощи тяг и тросов (об-
ратимая система) Аэродинамические силы, действующие на рули, ощущаются
летчиком непосредственно или через сервокомпенсаторы с добавлением сил
трения

В ручном управлении усилия на ручке управления увеличиваются с возра-
станием размеров руля, индикаторной скорости и перегрузки. Для уменьшения
этих усилий применяются осевая компенсация, сервокомпенсаторы и пружинные
сервокомпенсаторы.

2.	Когда приемлемые усилия на ручке и линейность системы управления не-
возможно обеспечить аэродинамическими способами, применяют бустерное уп-
равление по обратимой схеме В этом случае рули поворота или высоты приво-
дятся в действие пневмо- или гидроцилиндрами, которые усиливают действия
летчика (коэффициент усиления). Усилие па ручке будет пропорционально си-
лам, действующим на рули, но не будет выходить за допустимые пределы.

3.	Необратимое бустерное управление используется на многих больших и
скоростных транспортных и некоторых скоростных административных самолетах.
В этих системах рули перемещаются электрическими, гидравлическими или пнев-
матическими устройствами без непосредственного физического усилия летчика.
Чувствительность па ручке управления для летчика создается искусственными
способами.

Обзор преимуществ и недостатков различных систем управления можно най-
ти в работе [9.6].

Большая часть современных скоростных самолетов имеет обратимое бустер-
ное управление или необратимое, так как аэродинамическая компенсация рулей
является трудоемким процессом, чувствительным к производственным отклоне-
ниям и часто треб) ютим доработок в ходе четных испытаний На очень боль-
ших скоростных самолетах с большой стреловидностью крыла и эффективной
механизацией не всегда можно получить удовлетворительные характеристики по
управляемости для всех режимов полета и конфигурации. В связи с этим раз-
рабатываются электронные системы автостабилизации, которые повышают устой-
чивость и обеспечивают более эффективную управляемость по сравнению с есте-
ственным поведением самолета. Ведутся также исследования полностью автома-
тических систем повышения устойчивости, которые позволят уменьшить площадь
хвостового оперения, так как обеспечение аэродинамической устойчивости в этом
случае не является обязательным при проектировании самолета. Реальный
выигрыш от применения таких систем будет зависеть от требований к хвостово-
му оперению исходя из условий обеспечения маневренности, отрыва носового
колеса, выравнивания, которые меняются в широких пределах для различных
типов самолетов. Хотя все эти вопросы тесно связаны с конструкцией хвостового
оперения, они вс рассматриваются подробно. В работе [9 11] можно найти не-
обходимые данные на эту тему с практическими примерами.
9.2.	ПРОДОЛЬНАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ
И УСИЛИЯ НА РУЛЯХ ВЫСОТЫ

Ниже в сжатой форме приведены основные требования, касающиеся статиче-
ской продольной устойчивости и управляемости и влияния конструкции хво-
стового оперения на эти качества. Более детальную информацию можно найти
в соответствхющеи литературе Вывод основных формхл опущен, так как он
дается в каждом справочнике на эту тему.

9.2.1.	Статическая устойчивость с фиксированной
ручкой управления и нейтральная центровка

В горизонтальном полете, при взлете, заходе на посадку и при посадке самолет
должен быть статически устойчивым независимо от положения ручки управле-
ния В этих условиях состояние равновесия достигается отклонением рулей вы-
соты или стабилизатора, если он регулируемый. Самолет будет обладать стати-
ческой продольной устойчивостью, если при изменении угла атаки в установив-
шемся полете появляется момент тангажа, стремящийся восстановить равнове-
сие самолета. На рис 9 1 условия балансировки определяются равенством сил *.
Пренебрегая составляющими от сил сопротивления, можно написать для сум-
марной подъемной силы

(9-1)

и момента вокруг оси, проходящей через аэродинамический фокус перпендику-
лярно плоскости XOY,

Ai — ^а-ф “Ь	г.с/ьо

или в безразмерной форме:

^2 = тга.ф+Сг	~	— Суг.о 5^	( у j ’	<9'3)

На рис 9 2 показаны изменение коэффициента продольного момента самоле-
та без ГО, составляющая от хвостового оперения и суммарный продольный
момент Стабилизированное положение соответствует точке Af где т^О. Мгно-

Рис. 9Л. Геометрические обозначения, си-
лы и моменты

Рис. 9.2. Коэффициент продольного
момента и условия балансировки:

/ — самолет с г. о; 2 — самолет без
г ог 3— составляющая I. о, 4 —
постоянный >гол р>ля высоты

* На малых углах атаки вместо нормальной силы можно использовать подъемную
силу. Осевая линия принята проходящей через переднюю кромку САХ параллельно СГФ,
т. е, полу кабины,
венное изменение угла атаки Да вызовет приращение подъемной силы самолета
без ГО и подъемной силы самого ГО с соответствующими моментами относитель-
но нейтральной точки. По определению нейтральная точка при фиксированной
ручке управления соответствует нейтральной центровке, для которой дт7/сЩ = 0
при постоянном угле отклонения руля высоты.

Степень статической устойчивости определяется как расстояние от ЦМ до
нейтральной точки, отнесенное к САХ или СГХ, и называется статическим запа-
сом устойчивости:

•*н.т“*ц.м

Ь.	дСп дСп/да

Л

dmz/da
дСу/да

(9Л)

Условие статической устойчивости соответствует dmT/da<0, поэтому ЦМ
должен быть впереди нейтральной точки.

Можно показать, что нейтральная точка связана с аэродинамическим фоку-
сом самолета без ГО следующим выражением:

(9-5)

где

(9.6)

Это выражение справедливо только при отсутствии явлений сжимаемости и из-
менения режима работы двигателей. Подробнее оно будет рассмотрено в
разд. 9.2.5.

Простым критерием для выбора размеров ГО может служить минимальный
заданный запас статической устойчивости при фиксированной ручке, задняя
центровка для которого определяется по формуле

-Тц.м _ ха.ф х"-т ~ хаФ *н.т —-Уц.м

6,	Ъ.	Ь.	Ь.

А	А	А	Д

(9.7)

Зависимость задней центровки от размеров ГО показана на рис. 9.3.

Рис. 9.3. Положения нейтральной центров-
ки при фиксированной и свободной ручке
управления н пределы задней центровки
в зависимости от эффективности г, о:

Аэродинамический фокус самолета
без ГО зависит в основном от формы
крыла с учетом влияния фюзеляжа и
гондол двигателей. В приложении Е при-
водятся методы и данные для оценки его
размещения. Величина хн т—ха.Ф в (9.7)
получается из (9.5) и (9.6), необходимые
коэффициенты для которых могут быть
заимствованы из приложения Е. Величи-
на хн т—ха.ф часто задается равной 5%
Ьл, однако необходимо учтывать, что
сжимаемость и режимы двигателей при-
водят к большим вариациям этой вели-
чины. Кроме того, анализ статических за-
пасов устойчивости при задней центров-
ке современных самолетов подтверждает
значительный разброс этой величины, ко-
торый объясняется следующими факто-
рами.

1. Запас статической устойчивости
при фиксированной ручке управления яв-

/ — уравнение (9.5); 2 — уравнение (9 9>;
3 — нейтральная центровка со свободной
ручкой управления, 4 — нейтральная цент-
ровка при фиксированной ручке управле-
ния; 5 —запас устойчивости при фиксиро-
ванной ручке управления

ляется не главным критерием, а скорее
вспомогательным параметром, необходи-
мым для определения размеров Г О по
друшм критериям (усилие па ручке, ди
намическая устойчивость и т. д.).
2.	Использование САХ в оценке статической устойчивости является до неко-
торой степени условным. Установлено, что самолет с относительно небольшой
САХ или большой величиной /Г.о/Ьд имеет большой запас статической устойчи-
вости. Лучшие результаты можно было бы получить, связав статический запас
с плечом ГО 1Г.о, которое имеет большее значение для смещений ЦМ из-за раз-
личных вариантов загрузки самолета. Запас статической устойчивости, со-
ставляющий 1,5—2% от 1г.о при задней центровке, можно считать приемлемой
величиной, если размеры ГО выбираются на основании статической устойчивости.

Нейтральную точку при фиксированной ручке управления можно также оп-
ределить как положение ЦМ, для которого перемещение ручки управления
(т. е. отклонение руля высоты), необходимое для сохранения установившейся
скорости полета (выше или ниже балансировочной скорости) равно нулю.

Можно показать, что отклонение руля высоты, необходимое для изменения
скорости балансировки, определяется формулой

________2Су (хн.г Уц.м)^	jq
дУ, ~ С3Гг>оУб5г.о/г.о ’	‘ '

где Vo — скорость, соответствующая режиму балансировки самолета.

Таким образом, перемещения ручки и руля высоты, необходимые для
уменьшения скорости балансировки самолета на небольшую величину, пропор-
циональны запасу статической устойчивости при фиксированной ручке. Посколь-
ку летчик считает усилия на ручке управления более важным фактором, чем
отклонение руля, ограничений на величину d5a/dV не накладывается.

9.2.2.	Статическая устойчивость и нейтральная центровка
с освобожденным управлением, градиент усилий на ручке

В случае ручной системы управления свободное положение руля высоты соот-
ветствует нулевому значению аэродинамического шарнирного момента, если
пренебречь трением. Это приводит к различным положениям руля для каждого
угла атаки с соответствующим изменением стабилизирующего эффекта ГО. По
аналогии со случаем фиксированной ручки управления можно написать для
нейтральной точки с освобожденным управлением

где

(9.9)

(9.10)

(9.И)

т. е. формулы устойчивости при освобожденной ручке идентичны формулам при
фиксированной ручке, за исключением градиента подъемной силы от ГО, кото-
тшг’°

рый уменьшается на величину Суг#о-----в— • Так как для нормального сбалан-

/и в
"‘ill

сированного руля высоты mJ* <0 и Суг>0 всегда положителен, знак mJ40
будет определять возрастание или уменьшение степени устойчивости самолета
при освобожденной ручке управления. Если тшг,о>0, руль будет отклоняться
против потока, устойчивость возрастет и нейтральная точка сдвинется назад
дальше, чем при фиксированной ручке управления. Если mj^0 <0, руль уста
навливается по потоку и устойчивость со свободной ручкой становится меньше,
чем при фиксированной ручке управления.
Рис. 9 4, Ограничения по пло-
щади г. о и центровке са-
молета с ручным управлени-
ем» основанные на требова-
ниях к усилиям на ручке уп-
равления:

I — нейтральная центровка
со свободной р>чкой управ
ления	2— нейтральная

центровка но перегрузке со
свободной ручкой управле-
ния, 5 — нейтральная цент
ровка при фиксированной
ручке управления, 4— нейт-
ральная центровка по пере-
грузке при фиксированной
ручке управления

Можно показать, что устойчивость с освобожденной ручкой управления свя-
зана с расходом усилий на ручке, при этом отношение приращения силы па
р\ «не и небольшого приращения горизонтальной скорости задается следующей
формулой:

dPR G ^в^Ав	-*h.i	-^а-м

~dV~~ srJr.o ГЛ) Гл

(9.12)

где передаточное число Ав определяется отношением угла отклонения руля вы-
соты к перемещению ручки управления Нормальные величины feB лежат в преде-
лах от 2 до 3 рад/м Можно видеть, что градиент силы положителен, если лет-
чик должен толкать ручку от себя (dRB>0), чтобы увеличить скорость полета
от сбалансированного положения (dV>0).

Требования FAR 25 173 для транспортных самолетов указывают, что в экс-
плуатационном диапазоне масс самолета от Gnoc max до 0взл шах расход уси-
кге

лпй па ручке должен быть по крайней мере 0,15 ------ приращения скорости к

м/с

батансировочнои Считая размах руля высоты равным размахе стабилизатора,
можно написать

К Г.О

(9.13)

Подставляя это выражение в (9.12), получим следующие условия по запасу
статической устойчивости при освобожденном управлении:

4.! —*н.м	(dPjdV)minima х V Л-г.сА.сХ'у ro

----------- > —	---------==----------V?-------Г ,	(9.14;

^GlfOciuax| 5;,о (SR/Sr.J ^д^вти1в

где максимальная скорость полета и <?Пос шах создают наиболее критический
режим полета. Пределы задней центровки, соответствующие условию (9 14),
построены на рис, 9 4

Другое требование формулируется как ограничение по усилиям на ручке
(FAR 25 175) в определенном диапазоне скоростей захода на посадку
(1,1 Vco< V< l,8Vco). Это усилие не должно превышать 36 кге при скорости ба-
лансировки l,4Vco, что дает приближенное выражение

dPK

d (V, Vc0)

< 91

кге.

(9.15)
Это требование эквивалентно заданию предельной передней центровки в соот-
ветствии с формулой

d(V/Vc0)

I ^г.о^г.о^Уг.о

max G у Sr,0 (Su/Sr.o)^
постах ' г*у ' и' г*и/ Л к ш

(9.16)

Последнее требование обычно менее критично, чем требование по максимально
допустимому усилию на ручке на единицу вертикальной перегрузки, которое
рассматривается в следующем подразделе.

9.2.3. Нейтральная центровка по перегрузке при фиксированном
и освобожденном управлении и расход усилий
на ручке управления при маневре

Устойчивость при маневре самолета определяется следующим условием:



О,

(9-17)

которое означает, что для выведения самолета из пикирования при установив-
шейся скорости летчик должен брать ручку на себя. Устойчивость при маневре
определяется двумя составляющими, одна из которых определяется изменениех!
учла атаки, другая — угловой скоростью вращения по тангажу в соответствии
с траекторией полета Нейтральная центровка по перегрузке при фиксированной
ручке управления определяется как положение ЦМ, при котором перемещение
ручки на единицу nv равно нулю Эта точка связана с нейтральной точкой при
фиксированной ручке управления следующей зависимостью:

где производная



дтг

(9.18)

(9.19)

соответствует коэффициенту аэродинамического демпфирования по тангажу, за-
висящему в основном от изменения угла атаки ГО. Для оценки положения ней-
тральной центровки по перегрузке при фиксированной ручке управления можно
использовать также следующую приближенную формулу

—------^0,оо?И,-------=-----

(9.20)

Эта формула показывает, что точка нейтральной центровки по перегрузке при
фиксированной ручке лежит за нейтральной точкой (см. рис 9.4) и что расстоя
ние между этими точками увеличивается с высотой.

Для гражданских самолетов не существует требовании, ограничивающих
величину ддв/дпу. Однако, как будет показано в разд. 9.3.2, устойчивость по
перегрузке является важным фактором в связи с короткопериодическими про-
дольными колебаниями самолета при перемещениях рулей.

Нейтральная центровка по перегрузке со свободной ручкой управления опре-
деляется как положение ЦМ (при свободном руле высоты), для которого уси-
лие на ручке на единицу перегрузки равно нулю в случае установившегося
выхода самолета, сбалансированного для горизонтального полета при той же
скорости, из пикирования Положение этой точки может быть связано при по-
мощи (9.13) с нейтральной точкой со свободной ручкой управления следующей
зависимостью:

где

(9.21)

(9.22)

Запас устойчивости при маневре определяется расстоянием между ЦМ и
точкой нейтральной центровки по перегрузке и является прямым показателем
расхода усилий на ручке управления по перегрузке:

дРп - SBbAn	х'г ~-*ц.м

~ G —-----------------------------.	(9.23)

ипу	Jr.o‘r.o ''Уг.о	°А

Допустимые усилия на ручке управления по перегрузке зависят от типа
самолета. Они должны иметь как верхний предел, исключающий усталость лет-
чика во время длительного маневренного полета, так и нижний, который назна-
чается из условий предотвращения больших напряжений в конструкции и излиш-
ней чувствительности управления при полете в турбулентной атмосфере.

Пределы по усилиям, указанные в табл. 9.1 и заимствованные из военной
нормали MIL-F-8785B [9.18], могут быть полезными для транспортных самоле-
тов. Величина пу шах в таблице соответствует максимально допустимой пере-
грузке при маневре, оговоренной Нормами летной годности. Для транспортных
самолетов с массой более 22 680 кг эта перегрузка не должна превышать 2,5;
а для легких самолетов она не зависит от массы.

Таблица 9.1

Пределы по расходам усилий в продольном управлении
по требованиям MIL-F-87S5B(ASG) [9.18]

Расход усилий	Штурвал	f	Ручка управления
Максимальный dPJdn.., кгс/g « у	54,4	25,4
	, , НО < пу - 1	t , но < 12,/
Минимальный dP Idn t кгс/g в	20Л	9,5
	. , НО > Z, / ~ 1	, t но > 1Л 1

Пределы по расходам усилий на ручке управления могут быть использова-
ны для установления соответствующих пределов по запасу устойчивости по пе-
регрузке со свободной ручкой управления. Подставляя (9.13) в (9.23) и преоб-
разуя его, получаем

—	дРв;дпу У\~о1г.оСут 0

—— = - - Лх -г--	(9.24)

О ГSr.o (SB/Sr.o)3'2 bAktirna"

Критическим для передней центровки будет полет на малой высоте, а для
задней — на большой. Пример зависимости допустимого диапазона центровок от
относительной площади ГО показан на рис. 9.4.

Допустимый диапазон центровок транспортного самолета с ручной систе-
мой управления нс должен быть необоснованно ограничен допустимыми расхо-
дами усилий на ручке по перегрузке. Передняя центровка определяется требо-
ваниями управляемости в конфигурации самолета, соответствующей малым ско-
ростям полета (см. разд. 9.4). Если предположить, что для этого предела цент-
ровки усилие на ручке управления по перегрузке не достигает максимальной
величины, то можно определить условия для предельной задней центровки по
величине минимального усилия на ручке по перегрузке путем определения раз-
ницы между максимальными и минимальными величинами, полученными по
(9.23), во всем диапазоне скоростей полета по следующей формуле;

f

Х„	Ах„м	<Ро Pmln) ^^г.о^г.оС]-г 0

= -К- -0,6 —-0,88------------------,	(9.25)

Ьа Ьа	bA	<jdA

1 де х' — точка нейтральной центровки но перегрузке со свободной ручкой
пу

управления в условиях лолста на уровне моря. Переднее положение ЦМ нахо-
дится на расстоянии Дхц м впереди задней центровки.

Формула (9.25) показывает, что для получения приемлемых расходов усилий
на ручке управления по перегрузке предельное заднее положение ЦМ должно
быть впереди точки нейтральной центровки по перегрузке со свободной ручкой
управления на расстоянии, пропорциональном величине диапазона центровок.
Для самолета с большим диапазоном центровок запас устойчивости при маневре
при задней центровке также будет большим, и это одна из причин того, что
обобщенные минимальные запасы статической устойчивости не задаются, как
уже указывалось в подразд. 9.2.1.

9.2.4. Пути уменьшения нагрузок, преодолеваемых летчиком
при управлении самолетом

Усилия па органах управления в ручной системе зависят от коэффициентов шар-
нирного момента	11 тшв И запаса устойчивости самолета со свободной

а	6

ручкоин При заданных величинах тш ° и /пшв расход усилий на ручке по
перегрузке увеличивается пропорционально полетной массе самолета и его ли-
нейным размерам, как следует из (9.23), но и для легких самолетов часто воз-
никает необходимость уменьшения нагрузок на ручке управления. Требование
аэродинамической балансировки рулей следует отнести не только к ручному, но
и к бустерному управлению, выполненному по обратимой и необратимой схе-
мам, для уменьшения потребной мощности управления.

Существуют различные способы компенсаций рулей, но уменьшение /пшв
не может быть значительным, так как при положительном /яшв наступает пе-
рекомпенсация руля. Степень снижения усилий на ручке ограничена возможны-
ми нелинейностями в кинематической проводке от ручки до руля, которые яв-
ляются индивидуальным свойством каждого самолета и вызываются производ-
ственными отклонениями и небольшими искажениями профиля руля, например,
из-за образования льда. Кроме того, системы управления триммерами обладают
большой постоянной времени.

в

Коэффициент шарнирного момента тшв определяющий степень «затяжелей-
ности» управления, играет главную роль в уменьшении нагрузок на ручку уп-
равления. Прежде чем переходить к способам уменьшения тшв, целесообразно
рассмотреть условия по максимально и минимально допустимым величинам рас-
хода усилий на ручке управления по перегрузке при крайней передней и край-
ней задней центровках соответственно. Пренебрегая в (9.23) влиянием высоты
на изменение нейтральной центровки по перегрузке со свободной ручкой управ-
ления, можно написать для соответствующей величины тщв

тшВ= O'i/2	х 	9,26>
Рис. 9.5. Типичные значения коэффициента
шарнирного момента! необходимые для
получения максимального и минимального
расхода усилий на штурвале на единицу
перегрузки при передней и задней центров-
ках для транспортного самолета с пара-

метрами Sr(/S=0,25; SB/SrO=0,25; Zr<^5;

С* -3,6 1/рад; *ж=2,5 рад/м;

А*ц nA.o=0’°5:

1—	нескомпенснрованное управление; 2 —
практический минимум [9.28]

Результирующие кривые на рис. 9.5 построены для типичной комбинации па-
раметров в зависимости ог полетной массы самолета при различных уде. ъных
нагрузках на крыло. График показывает, что для массы самолета более 23 000 кг
уменьшение Л1Ш” становится проблематичным, в связи с минимальной величи-
ной, рекомендованной в работе [9.28]. Однако существующие схемы сервоком-
пенсаторов и пружинных компенсаторов позволяют расширить область приме-
нения ручного управления до класса скоростных транспортных самолетов типа
DC-8, хотя это и связано с целым рядом дополнительных проблем.

Коэффициент шарнирного момента ^^г'° играет главную роль в изменении
усилий на ручку, вызванном реакцией самолета на отклонении руля. Когда са-
молет реагирует на отклонение руля высоты, его угол атаки меняется и в зави-
симости от знака величины /кшг-° управляющий момент становится больше или
а
меньше момента, необходимого для начала маневра. Обычно величина ишг'9
имеет небольшое положительное или отрицательное значение для исключения
большого расхода усилий и запасов устойчивости со свободной и фиксирован-
ной ручкой в процессе маневра, а также при различных конфигурациях само-
лета и режимах работы двигателей. В работе [9.28] рекомендуется

1	5и
<	— 3 тш •

, На рис. 9.6 и 9.7 рассмотрены различные способы получения приемлемых
величин ^щГ,° и тЬ)в. Приближенные методы оценки этих коэффициентов даны
в работах [9.24 и 9.41].

Обычный руль с конструктивной компенсацией имеет линейную зави-
симость увеличения подъемной силы до углов 10—15°. Величины и
такой рулевой поверхности слишком велики для большинства самолетов.

Осевая компенсация. Тупой носок руля оказывает большее влияние
на шарнирный момент, чем заостренный, но он может приводить к нелинейным
характеристикам при небольших отклонениях руля. Негерметичность зазора
между рулем и профилем способствует увеличению компенсации. Для этого вида
компенсации не всегда удается получить небольшие величины

Осевая компенсация обычно используется на самолетах с ручным управле-
нием в сочетании с другими методами.

Внутренняя компенсация конструктивно усложняется необходи-
мостью установки гибкой, герметичной диафрагмы, обеспечивающей отклонение
354
Рис. 9.6, Влияние способов аэродинамической компенсации на коэффициент шарнирного мо-
мента:

1 — конструктивная компенсация; 2 — сервокомпенсатор; 3 — внутренняя компенсация; 4 —
осевая компенсация; 5 — затупление задней кромки, 6' — роговая компенсация

руля без влияния на компенсацию и задевания за неподвижные части конструк-
ции, Эффективность внутренней компенсации сравнима с осевой, но без харак-
терных нелинейностей.

Роговая компенсация. В этом случае балансировочный груз и аэро-
динамические силы неравномерно распределены по размаху и создают крутя-
щий момент в проводке управления.

При открытой роговой компенсации ее влияние на ?пшг-0 велико, что может
б	а

привести к неблагоприятному соотношению между /ишв и тшг,°. Внутреннему
роговому компенсатору это свойственно в меньшей степени. Образование льда
на открытом роге создает проблемы управления.

Затупление задней кромки. При негерметичном зазоре между ру-
лем и профилем этот вид компенсации имеет нелинейную характеристику.
Затупление кромки затрудняет производственный процесс изготовления
руля.

Ф лети ер (см. рис. 9.7, а). При отклонении руля флетнер поворачивается
з противоположном направлении, создавая аэродинамический момент вокруг
шарнира, помогающий летчику перемещать руль.

S	а

Флетнер изменяет величину практически без влияния на тшг*° , так как
форма профиля не изменяется, за исключением случаев большого отклонения
руля. Этот вид компенсации может применяться в сочетании с другими спосо-
бами.

Хорда флетнера, составляющая 20% хорды руля, оказывает наименьшее
влияние на эффективность руля.

При желании флетнер может быть использован для увеличения усилий уп-
равления, если его отклонять в сторону поворота руля.

При заданной относительной хорде флетнера, уменьшение лгшв определяет-
12*	35S
Огл системы управления

Рис. 9.7. Механические схемы сервокомпенсаторов:	*

а — балансировочный флетнер; б — сервокомпенсатор; в — пружинные сервокомпенсаторы;

1 — связь с неподвижной конструкцией; 2 — шарнир, 3 — пружина; 4 — качалка управления

От системы управления-

ся передаточным числом кинематики проводки управления, которая обычно де-
лается регулируемой.

Флетнер часто применяется как триммер.

Сервокомпенсатор (см. рис. 9.7, 6). При этом способе компенсации
балансировочная поверхность связана с управлением от ручки и не имеет жест-
кой связи с рулем. Усилие на ручке будет зависеть от шарнирных моментов руля
и сервокомпенсатора и определяться отношением а^а^. Для небольших значе-
ний Я1/а2 можно получить незначительные усилия на ручке.

При небольших значениях aja2 может легко наступить перекомпенсация,
так как сервокомпенсатор находится в пограничном слое стабилизатора и руля.

Сервокомпенсатор легко создает перекомпенсацию при срыве с потерей
эффективности управления на малых скоростях. По этой причине сервокомпен-
саторы не используются на многих современных самолетах.

Пружинные сервокомпенсаторы (см. рис. 9.7, б). Их принцип
устройства аналогичен сервокомпенсатору, с дополнительно установленной пру-
жинной связью между сервокомпенсатором и рулем или неподвижной конст-
рукцией.

На больших скоростях полета пружинный сервокомпенсатор создает доста-
точное усилие, преодолевающее упругость пружины. В этом случае его действие
эквивалентно эффекту обычного сервокомпенсатора.

На малых скоростях полета усилие от пружины больше аэродинамической
силы, действующей на сервокомпенсатор, и он ведет себя как обычная рулевая
поверхность или как флетнер.
к

Эффективный уменьшается с ростом индикаторной скорости в зависи-
мости от величины а>/а2 и жесткости пружины. Это приводит к незначительному
изменению градиента усилий на ручке по скорости.

Усилие на ручке мало зависит от /ишг 0 и обоих поверхностей.

Пружинный сервокомпенсатор не создает перекомпенсации даже при срыве,
так как он отклоняется только при наличии нагрузки or руля.

Пружинный сервокомпенсатор может быть предварительно загружен для
исключения его отклонения при небольших усилиях от ручки управления, что
позволяет выключать его из работы на малых скоростях.
Конструкция пружинных сервокомпенсаторов намного сложнее, чем можно
представить по схеме, изображенной на рис. 9.7.

Реакция самолета на управляющий сигнал замедляется при таком способе
компенсации из-за момента инерции руля.

9.2.5.	Влияние сжимаемости воздуха и силовой установки

При нарушениях условий установившегося полета, приводящих к изменению
индикаторной скорости, необходимо учитывать, что сжимаемость воздуха и из-
менение режима работы силовой установки делают аэродинамические коэффи-
циенты самолета зависимыми от скорости. Влияние этих факторов носит слож-
ный характер и рассматривается здесь в общих чертах. Влияние аэроупругости
на устойчивость не рассматривается, она играет существенную роль для боль-

ших скоростных самолетов.

Сжимаемость воздуха. При оценке влияния числа М на различные факторы,
определяющие устойчивость, следует отметить, что на дозвуковых скоростях при
отсутствии скачков уплотнения нейтральная центровка обычно перемещается впе-

ред с увеличением числа М. На рис. 9.8 показано, что mz =	1 становится

меньшей отрицательной величиной с соответствующим снижением стабилизирую-
щего эффекта из-за сжимаемости на дозвуковых скоростях. Существующие ме-
тоды анализа дают только общую зависимость т* от числа М и, кроме того,
к уравнениям устойчивости необходимо добавить член дт^/дУХ. При числах М,
соответствующих началу снижения подъемной силы и более, Су уменьшается

с ростом М и dCyJdM становится отрицательным. Скачок уплотнения, который
сначала появляется на внутренней части крыла, вызовет сдвиг нейтральной

центровки назад, а снижение подъемной силы приводит к уменьшению скоса

потока в области хвостового оперения. В результате этих явлений может по-

явиться значительный пикирующий момент, который переведет самолет в режим
скоростного пикирования, выход из которого затруднен («затягивание в пикиро-
вание»), Большая часть околозвуковых самолетов имеет триммер по числу М,

включенный в состав автопилота для борьбы с этим явлением.

Работа двигателей: винтовые самолеты. Непосредственное влияние на устой-
чивость имеют следующие факторы:

1)	если плоскость винтов находится под

углом атаки к потоку, появляется нормальная
составляющая тяги. Для винтов, находящихся
впереди ЦМ, эта составляющая создает деста-
билизирующий эффект. В приложении Е, разд.
Е.8 величина дестабилизирующего эффекта
обозначается ЛВхя

2)	если ЦМ находится выше линии тяги
винтов, будет создаваться момент, зависящий
от скорости и создающий дестабилизирующий
эффект, который увеличивается с ростом Су.
При расположении ЦМ ниже линии тяги созда-
ется стабилизирующий момент; пример показан
на рис. 6.15.

Косвенными причинами влияния на устой-
чивость являются:

1)	сдвиг аэродинамического фокуса крыла;

2)	увеличение скоса потока в результате
роста циркуляции крыла, вызывающее дестаби-
лизирующий эффект;

3)	увеличение скоростного напора за вин-
том, Влияние этого фактора на устойчивость
будет зависеть от нагрузки на хвостовое опере-
ние и его размещения по отношению к спутной

м

Рис. 9.8. Влияние сжимаемости
воздуха н упругости конструк-
ции на статическую продольную
устойчивость самолета Боинг 747
с массой 290 000 кг и положени-
ем ЦМ на 25% ЬА:

7 — уровень моря; 2 — высота
6000 м; 3 — высота 12 000 м
струе виитоз и может быть как стабилизирующим, так и дсстабн шли-
рх ющим

В целом работа двигателей будет оказывать дестабилизирующий эффект,
который сильнее всего проявляется на режимах высокой энерговооруженности
и малых скоростей полета во время взлета или прерванной посадки

В работе [9 34] приводится относительно простой метод учета влияния
спутной струи винтов на положение нейтральной центровки. Этот метод может
быть приближенно представлен увеличением члена уравнения, учитывающего
скос потока в (9.5) и (9 6) для условий полета при выключенных двигателях
па величину



ДСК.В — = 6,5
da

{sin (6Ф))2’5,

(9.27)

где Л5>ф—эффективная мощность одного двшатетя, Ф — угол ГО по отношению
к крылу (см. рис 2.24 и Е 13)

т

Ф = aresm— .
г

(9.28)

Уравнение (9 27) справедливо для 0°<Ф<30°, и за пределами этого диапа-
de

зопа ДСК.В -— можно считать равным нулю,
da	,

Работа двигателей: реактивные самолеты. Непосредственное влияние на ус-
тойчивость оказывают следмощие факторы

I)	нормальная составляющая силы, действующей на воздухозаборник, может
оказывать дестабилизирующий эффект, когда он находится впереди ЦМ и ста-
билизирующий— при расположении за ЦМ;

2)	как и для винтовых самолетов, при расположении ЦМ на расстояний уп
над линией тяги возникает дестабилизирующий эффект. Этот эффект можно рас-
сматривать как сдвиг вперед нейтральной центровки в случае изменения индика-
торной скорости при постоянной тяге*

ДЯха ф	yR

bA	G ЬА ’

(9.29)

где знак суммирования учитывает работу всех двигателей

Косвенным фактором влияния работы двигателей на устойчивость реактивных
самолетов является увеличение скоса потока, когда выхлопная струя проходит
на сравнительно небольшом расстояний под хвостовым оперением Работа дви-
гателей будет оказывать дестабилизирующий эффект на самолет при установке
двигателей под крылом

9 3, НЕКОТОРЫЕ АСПЕКТЫ ДИНАМИКИ ПОВЕДЕНИЯ САМОЛЕТА

При рассмо греннн больших скоростных самолетов, летающих на больших вы-
сотах и оборудованных эффективной механизацией для взлета и посадки, жела-
тельно знать их некоторые динамические характеристики уже на этапе предва-
рительного проектирования, так как они могут оказаться решающими факторами
для определения размеров хвостового оперения. Ниже приводятся только самые
общие положения о динамической устойчивости с фиксированной ручкой управ-
ления Продольное движение самотета может быть разделено на короткоперпо-
дпческос и длнннопсрподпческое или фмоидное.

9.3.1.	Характеристики короткопериодического
колебательного движения

Короткопериодическос движение представляет колебательное движение самолета
при почти постоянной скорости полета с изменением угловых и линейных уско-
рений Это движение обычно быстрозагухающее и устойчивое, когда ЦМ лежит
впереди нейтральной центровки при фиксированной ручке управления При та-
ком движении значение имеют не столько вопросы устойчивости, сколько харак-
тер колебаний, который определяется следующими параметрами

Период Т составляет в большинстве случаев несколько секунд, но на боль-
ших самолетах может достигать 10 с. При перемещении ЦМ назад период воз-
растает, и при критической степени демпфирования движение становится апе-
риодическим. Время уменьшения амплитуды колебаний в 2 раза (Ту2) измеря-
ется промежутком времени до момента, когда амплитуда колебаний уменьшится
до половины начального значения

Декремент затухания определяется как

*1/2 = Л/зУ7"*	(9 30)

Относительное демпфирование представляет отношение реального коэффициента
демпфирования к критическому.

Частота со —угловая скорость в секунду: и=2л/7. Другое определение час-
тоты-

Собственная частота <вп— это частота короткопериодических колебаний са-
молета при отсутствии аэродинамического демпфирования. Рис. 9 9 представля-
ет графическое изображение зависимостей между параметрами, перечисленными
выше, включая данные для некоторых околозвуковых самолетов

Частота короткопериодических колебаний должна быть прямо пропорцио-
нальна маневренности, которая часто выражается следующим образом:

увеличение подъемной силы	pgSVC}

р	9 * tjl

а jвеличепие аХмассаХскорость	2(j

увеличение вертикальной перегрузки Су-

пу —------------------------------------ж ——.	(9.32)

увеличение а	Су

Эти параметры имеют значение при рассмотрении вопросов техники пилотирова-
ния по точным траекториям полета.

9.3.2.	Критерии приемлемости характеристик
короткопериодических колебаний*

В прошлом было сделано несколько попыток обоснования критериев при-
емлемости короткопериодических колебаний, полезных на этапе проектирования
самолета. Гражданские требования по этому вопросу носят качественный харак-
тер, но в раннем варианте требований MIL-8785B к военным самолетам име-
лись количественные oi раничения по собственной частоте и относительному
демпфированию, которые отражены на рис 9 9 Современные требования к воен-
ным самолетам обобщены на рис. 9 10 и могут быть полезными также для
гражданских самолетов.

Критерии, предложенные Шомбером и Герценом [9.15] и изображенные на
рис. 9 11, следует считать еще более удобными данными при предварительном
проектировании гражданского самолета Они основаны на мнениях летчиков,
которые выполняли различные задачи на тренажерах и выражали свою точку
зрения по шкале Купера Область удовлетворительных характеристик ограниче-
на комбинацией значений Уа /юп и гпг, для которых показатель Купера мень-
ше 3,5

Для нахождения приблизительного значения Уа /шп в единицах коэффици-
ента демпфирования можно использовать линеаризированные уравнения движе-
ния для продольных короткопериодических колебаний.

* Совсем недавно, в момент завершения настоящей главы, подобный материал был
опубликован для военных самолетов в журнале «J. of Aircraft», June, 1975 г. под заюлов
ком «Исследование требований по частоте короткопернодических колебаний при определении
размеров горизонтального оперения».
♦ ln2 I

"'г- T 2?t С

Рис, 9,9. Взаимосвязь между параметрами,
характеризующими короткопериодические
продольные колебания самолетов;

/ — пределы, установленные в ранних тре-
бованиях MIL-F-8785B,	2 — крейсерский

полет; 3— взлет посадка; 4 — транспорт-
ные самолеты; 5 —легкие самолеты; / —DC-9, посадка, хц м—40% Ьл, (7=33 600 кг; II —
DC-9, посадка, хц м = 15% b А, G=33 600 кг; III — DC-8 62, посадка, хц м=32,3% ЬА,
6 = 109 000 кг; IV — DC-8-62, посадка, хцы=18,2% bА, G=109000 кг; V —DC-8-62, высота
7500 м, хц м=34,6% ЬА, 0 = 113 500 кг, VI — DC-8-62, высота 7500 м, JC =16,8% bА,
0=113 500 кг, 17/— DC-S-ЬЗ, посадка, хц м=34,6% b А, 0=113 500 кг; VIII — DC-8-63, по-
садка, хц м = 13% bA, G=tl3 500 кг, IX — DC-8 63, высота 7500 м, х =34,6% bА, G=
= ИЗ 500 кг; X — DC-8 63, высота 7500 м, х_ , = 13% b G = 113 500 кг
Коэффициент двг"-фировамия корсгкопериодич^снгх колебании Г

Рис. 9.11 Критерии приемлемости продольных
короткопериоднческих колебаний для транс-
портных самолетов (/—Л', см. рис. 9.9) по
Шемберу и Герцену [9.15]:

Г — передний предел центровки, 2f — задний
предел центровки, 3' — крейсерский режим;
4 — взлет — посадка

Рис 9 10. Требования по демп-
фированию продольных коротко-
псрнодич<-ких колебаний заим-
ствованные из MIL-F-8785B
[Я 18]:

1 — взлет — посадка, 2 — мане-
ры, воздушная акробатика, 3 —
крейсерский полет, 4 — транс
портные самолеты, 5 — легкие
самолеты, б — тренировочные
самолеты

Y
а

Коэффициенты

и т“ представляют аэродинамическое

(9.33)

демпфирование по



татаж> от угловой скорости и приращения угла атаки, a fz соответствует без-
размерному радиусу инерции вокруг поперечной оси, отнесенному к САХ. Для
заданного типа самолета £ является функцией запаса продольной статической
устойчивости по перегрузке при фиксированной ручке управления, а гг зави-
сит от распределения масс. Линии па рис. 9.11 соответствуют (9 33) и показы-
вают, что самолет с известным распределением масс при заданной высоте меня-
ет свои характеристики приблизительно по этим линиям при изменении положе-
ния ЦМ, т. е. по графику определяются приемлемые задняя и передняя цент-
ровки, которые могут быть выражены через запас статической устойчивости по
перегрузке при фиксированной ручке управления:

1де

Р£^д‘

(9.34)

(9.35)

При использовании приближенного выражения

<*>, а

™г +

Г«72
\^yf

п СУг.» Sr.o

\

di /’

(9.36)
Ьл

Рис. 9.12. Пример приемлемых комбинаций»
удовлетворяющих требованиям по демпфнрова-
кию продольных короткопернодических коле-
баний:

/ — минимальное демпфирование на большой
СлОросги, 2—максимальное демпфирование
на малой скорости, 3 — статическая устойчи-
вость с учетом работы двигателей: 4 — мак
снмально^ д< мпфироваиге на большой скоро-
сти 5—нейтральная центровка по перегруз-
ке при фиксированной ручке управления; 6 —
нейтральная центровка при фиксированной
р\чке управления; / —большая скорость; 8 —
малая скорость

Рис. 9.11 позволяет найти максимальную и
минимальною величины Ta/wn, соответству-
ющие передней и задней центровкам. В об-
щем случае полет на большой высоте и с
большой удельной нагрхзкой на крыло оп-
ределит предел по передней центровке,
так как в этих условиях демпфирование
незначительно, а полет на малой скорости
при минимальной массе — предел по задней
центровке.

Примеры приемлемых комбинаций
рис 9 12

Рис. 9.13. Время демпфирования про-
дольных коротколерноднческих колеба-
ний:

1 — «Куин Эр»; 2— «гБивер»; 3—
«Лирджст 24»; 4 — F-27, .5 — HS-125;

6 — DC 9'10;	7 —DC 8/21;	3 —VC-10;

9 — CV-880,	10 — С-141:	/7 — «Даст-

стар»: 12 — Боинг 707-120; /3 — DC-8'62,
14 — Боинг 727-100: /5 — DC-8/63; 16 —
Боинг 727 200, 17 — Боинг 747; /Я —
С 5А; 19 — Боинг 737-200, 20 — MS
«Парис»

Примечание. Точки на гра-
фике построены для условий захода
на посадку при Gnoc mltl

5г o/S и ХцЧ/Ьл

показаны на

9.3.3.	Упрощенный критерий для определения размеров ГО

Время уменьшения вдвое амплитуды корогкопериодических
быть приближенно записано как:

4 In 2

колебаний может

(9.37)

"z , а
m,z + т’

JW-	£г

Эта зависимость построена на рис. 9.13 совместно с величинами Л/г для неко-
торых самолетов различного класса в посадочной конфигурации. Тенденция, вы-
раженная совокупностью точек, дает основание предполагать, что Т\п может
оказаться полезным критерием для определения размеров ГО. Анализ (9.36) и
(9.37) показывает, что Тщ прежде всего зависит от величины

+ mz	pV 9	/ де \

7	= -1 •' 77	+	(9-38)

которая фактически представляет аэродинамический момент демпфирования,


Рис. 9.14- Статистическая зависимость
между моментом инерции самолетов
н аэродинамическим демпфированием
для условий захода на посадку на
уровне моря

ко

Боинг 727 230

Бс^гг 727

04

03 -

0,2

0,10
00S
0,08
0,07

0,06

005

MS 750
,Парис

68
07
0,6
0$

Боинг 737 100

ЯС'3/1Л

„Лирджет’’
KS-125

=г‘. с’
пуст

Джетстяр'

о

+ Сессия 152

1

л

2Q

2

3

4

- 5

Ьйинг
14-7

С-5Л

30	40 50 60 TGSCSCiGO l^/Lre F

1-204

г ' Л .Куин Зр
+ Бивер ' ' г

-н С-119

•3

+ 0123 Боинг

F-27/100

-14)

*89

Боинг 73*/320
Боинг 707/120
DC 8/20/30
X Боикг 707*710 В

C.V - S8Q

С -13 ОIB

ЪС L* 1049

+ KC-S7E

DC-7

О 04

0,03 Ь

7 W



$

отиесепчыи к осевому моментх
инерции пи тангажу. Рис. 9 14 ос-
новам на этом отношении и jaei
простой метод для оценки разме-
ров ГО \

Лналп 1 короткопернодических

Рис 9 15 Осевой момент инерции вокруг по-
перечной оси в зависимости от размеров са-
молетов различных категорий.

/ — турбинные двигатели крыло, 2 —реак-
тивные двигатели на хвосте фюзеляжа, 3 —
ТВД; 4—ПД; 5— изменение массы от Gn>CT
до <лП!Л (знаки с флажком)

колебании показывает, что важную

роль шрает параметр К/(A <>G). Из рис 9 15 видно, что длина фюззтяжа и раз-
мещение двигателей являются определяющими факторами в этом случае и проб-
лема короткопериодпческих колебаний наиболее характерна для определенного
класса околозвуковых реактивных транспортных самолетов Г.с не всегда удается

решить для всего диапазона скоростей, масс н высот только аэродинамическим
путем. В этих случаях целесообразно применение систем и оборудования, обес-
печивающих искусственную устойчивость (системы автостабнлизацни).

9.3.4.	Длиннопериодические колебания

Дливнопериодическое колебательное движение самолета характеризуется изме-
нениями скорости, которые вызывают появление нормальных и тангенциальных
сил при почти постоянном угле атаки. Самолет можно рассматривать как тело,
обладающее определенным постоянным уровнем энергии, и колебания такого
рода происходят вследствие перехода потенциальной энергии в кинетическую и
обратно Длинноперводические колебания не представляют опасности, так как
летчик легко может парировать любую неустойчивость отклонением рулей высо-
ты, а устойчивые колебания такого рода считаются желательными в нормальных
условиях полета и особенно при полете по приборам. На этапе предварительво-
lo проектирования самолета добиться этого можно путем:

учета по возможности изменения тяги силовой установки (см. подразд.
9 2 5) и обеспечения положительной статической устойчивости;

учета влияния сжимаемости воздуха в случае околозвукового самолета.

* Некоторые данные по оценке градиента подъемной силы от ГО можно получить из
подразд. Е.10.1 приложения Е.
9.4. ПРОДОЛЬНАЯ УПРАВЛЯЕМОСТЬ НА МАЛЫХ СКОРОСТЯХ

На некоторых типах самолетов предельная задняя центровка определяется усло-
виями, обеспечивающими выход из глубокого срыва (см. подразд. 2.4.2). Из ана-
лиза литературы следует, что самолеты с Т-образным оперением и реактивными
двигателями в хвостовой части фюзеляжа имеют размеры хвостового оперения
примерно на 15% больше, чем это необходимо для обеспечения устойчивости
при заданной задней центровке.

Критерии, приведенные ниже, относятся к случаю передней центровки.

Будет отмечено, что на самолетах без аэродинамической устойчивости, но с
автоматической системой повышения устойчивости подобные пределы, основан-
ные на требованиях управляемости, относятся и к случаю задней центровки,
который может оказаться для таких самолетов критическим расчетным случаем.

9.4.1.	Эффективность продольного управления,
необходимая при сваливании

Максимальный коэффициент подъемной силы должен браться для случая пол-
ностью выпущенной механизации, а ЦМ в крайнем переднем положении с обес-
печением некоторого резерва, необходимого для маневрирования. Условия рав-
новесия самолета, изображенные на рис. 9.16, дают следующее выражение:

Уг.с/г.о — ^z0>25 4“ Ус.г.о (^ц.м	0 >25Лд).

Потребная эффективность ГО определяется формулой:
^>г.с/г.о	__ max /тг0,25 । -Уц.М

^г.оСу г.о \Су max

,	^г.о ( Уг.о \2

где	kr.o = ~-----I I •

Ц.о \ * J

(9.39)

(9.40)

(9.41)

Коэффициент подъемной силы, который считается положительным при дей-
ствии подъемной силы вверх, находится по формуле:

Су г,О -- Су г_0 (а Е 4~ ('г.о) Н- ^В^'у'г.о ’

(9.42)

где а и е относятся к условиям сваливания.

На самолетах с неподвижным стабилизатором, последний устанавливается
под небольшим отрицательным углом ir.o к линии, соответствующей нулевой
подъемной силе в крейсерском полете, для получения сбалансированного крей-
серского значения CY самолета при нулевых углах отклонения рулей высоты.
В таком случае величина Суг.о будет зависеть только от градиента нарастания
подъемной силы и угла отклонения руля высоты.

Рис. 9.16. Продольное равновесие самолета при сваливании в посадочной конфигурации
При переставном или управляемом стабилизаторе отрицательные нагрузки
на нем могут быть значительно увеличены, так как возможно получение величин
4 г .о ДО —10°.

Практическое применение формулы (9.40) требует дополнительных данных.
Необходимо знать, например, влияние отклонения закрылов на АПго.гз и е> что
не всегда легко получить на этапе предварительного проектирования. Информа-
ция по этому вопросу частично содержится в приложении G. При отсутствии
данных можно пользоваться следующей приближенной формулой

л^0.25 mzQ,25 Л _________1	С05 Хо,25 + А Пред Су щах\ (9 43)

Су щах А 3 Су max \	Су max	'

где АЗ и ДПред — влияние отклонения закрылов и предкрылков на соответству-
ющие коэффициенты. Типичные значения mzo,25/A3Cy max составляют:

(—0,18) —щиток или простой закрылок;

(—0,26) — однощелевой закрылок;

(—0,385) —двухщелевой закрылок с неподвижной осью;

4—0,415) —однощелевой закрылок Фаулера;

(—0,445) —двухщелевой закрылок Фаулера;

•	(—0,475) —трехщелевой закрылок Фаулера.

' Для определения Суг.о рекомендуются следующие данные:

(—О^Зор'-фЗ —неподвижный стабилизатор;

(— 0,8)J.}/o — переставной стабилизатор;

1	—	—управляемый в полете стабилизатор.

Значение kr.o обычно принимается равным:

(0,95 — стабилизатор, установленный на киле;

0,85 — стабилизатор, установленный на фюзеляже.

Условия соответствия эффективности продольного управления для получек
2d ИЯ Су max В посадочной конфигурации самолета могут быть изображены в гра-
фическом виде в координатах Sr.o/S и ХцЫ/Ьа, как это показано на рис. 9.18.

9.4.2.	Эффективность продольного управления, необходимая

.для отрыва носового колеса при взлете

и для режима выравнивания самолета при посадке

'Самолет должен иметь достаточно мощное оперение для обеспечения при ско-
рости отрыва носового колеса создания угловой скорости по тангажу сщ за ко-
роткий промежуток времени, например за одну секунду.

Из рассмотрения условий взлета на рис. 9.17 получается следующая зави-
симость для определения эффективности ГО:

^г.о^г.о 67} ,nax	fffh0,25   Кн	S Хц-Т 1

З^А Л’г.о^, .,Су г.о l.67y шах У1.сг	&А	J

CtJ iv

+ ^/^ш.0 25\
ЬКпо \ & А /

тде Vci, Су то и гПго,25 относятся к взлетной конфигурации, а
, X Г.О / Кпо V
Ги0 I I 1Г I *

*г.о X у it.ст /

 И	k = I + -----------------.

Cy Г.0 УП.сТ

(9.45)

(9.46)

В качестве минимальной скорости при отрыве носового колеса для транс-
-портных самолетов можно принять Уп.ст = 1,05Vcg для легких самолетов требо-
вания по скорости вращения на взлете изложены в FAR 23.51.
Рис 9 17 Схема действия сил при отрыве
передней стойки на взлете

Рис 9 И, Размеры ГО и ограничения по
центровке, выбранные из условия управ-
л 1емости на малых скоростях,
i — максимальная подъемная сила, посад-
]\ । 2 - срыв потока с ГО при	з*-

— носового колеса, взлет

Величина Ciro находится по формуле (9 42), где а и е относятся к режиму
при отрыве носового колеса на скорости 1,ЗГС1 При регулируемом стабилиза-
торе возможно получение величин Суг о до —1

В случае винтового самолета определить Суго и k? 0 труднее из-за работы
двигателей, влияния земли н т п

Мно!Ие данные, необходимые для оценки по формуле (9 44), могут быть по-
лучены только после испытаний в аэродинамической трубе. Пример ограничения
по S( 0/5 показан на рис 9 18

9.4.3.	Режимы разбалансировки

Отклонение самолета от сбалансированного положения и изменения местного об-
текания хвостового оперения не должны приводить к срыву потока на ГО. Кри-
тическими с этой гочки зрения чаще всего будут условия полета в посадочной
конфигурации с предельной передней центровкой. Типичными маневрами, кото-
рые необходимо рассматривать, являются разгон от балансировочной скорости,
равной 1,2ГС, или дача от себя до перегрузки пу = 0,5 от балансировочной ско-
рости 1,31/с до расчетной скорости с выпущенными закрылками Vmaxa [9 32]

Рассматривая в качестве примера самолет с управ тяемым стабилизатором,
сбалансированный при скорости 1,2VC, который разгоняется при лу = 1 до э,
можно найти угол атаки стабилизатора по формуле

а г.о — (а г о)б

(Су)б — Су
Су

(9.47)
)о

где

(^г.о)о —

л I ^г.оХп’п
г oGJ г.о I (

V Ь] 1пах

+ 0,39

(9.48)



Для типичного режима разбалансировки при разгоне от Уб = 1>2Ус ДО
Vmaxз= 1,8ГС находим условия для расчета эффективности ГО (для управляе-
мого стабилизатора):

г.о1- г.о

^zC.2a/O}’max + 0 Д ( en.-,t ^Д - 0,2р)

, гч. | («i.pjmtn n 1 dz dti.\
ггоИ г.о ] г	+О.ОУ	।

к Ь} шах	Г >

(9.49)

тде тг025 — аэродинамический момент по тангажу без учета ГО при (С\)с.
.Минимальная величина иГо назначается в зависимости от конструктивной схемы
стабилизатора Должен быть предусмотрен некоторый запас, учитывающий
уменьшение срывного угла атаки ГО из-за образования льда Типичная величина
(Or<>)min = —0,25 рад, но она можег быть увеличена при отрицательной кривиз-
не профиля стабилизатора или при установке на его передней кромке обратных
предкрылков Пример ограничения по Sr о/5, найденного по формуле (9 49), по-
-строен на рис 9 18

Подобные ограничения могут быть построены и для других режимов раз-
балансировки Очевидно, в процессе дальнейшей разработки самолета необхо-
димы детальные исследования условий обтекания оперения на этих режимах.

9.5. ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ ГО

Проектирование ГО всегда производится .методом последовательного прибли-
жения Обычно предварительно выбирают такие параметры ГО как относитель-
ное удлинение, толщину и т, п Выбор типа аэродинамической балансировки,
фиксированного или переставного стабилизатора и типа системы управления яв-
ляются более сложными вопросами, для решения которых необходимо больше
.данных, чем имеется на этапе предварительного проектирования самолета Часто
при решении этих вопросов возникает необходимость в пересмотре формы ГО и
даже в изменении положения крыла

9.5.1.	Форма и конфигурация ГО

Относительное удлинение лг о. Удлинение оперения относится к параметрам, ко-
торые непосредственно влияют на наклон кривой подъемной силы Для ручной
системы управления увеличение Хг 0 позволяет расширить диапазон допустимых
центровок при заданных расходах по усилиям на ручке управления или умень-
шить размеры ГО На самолетах с неподвижным стабилизатором увеличение
Лг о благоприятно влияет на ограничение передней центровки, устанавливаемое
из условий срыва потока на ГО В уравнение (9 49) для самолетов с регулируе-
мым стабилизатором входит не только градиент подъемной силы, нр и (aro)min,
который уменьшается с ростом + о. На режимах разбалансировки увеличение
Хг о также благоприятно

Относительное сужение iqr о- Сужение хвостового оперения имеет небольшое
полол ителыюе влияние на аэродинамические характеристики В целях экономии
массы на пра^тже используют средние значения относительного сужения ГО

Угол стреловидности %г о- На скоростных самолетах угол стреловидности ГО
в сочетании с относительной толщиной выбирается таким образом, чтоб,ы пред-
отвратить образование сильных скачков при числе М, соответствующем предель-
ной расчетной t корости Подход к выбору этого параметра по аналогии с крылом
(см подразд 7 5 2) приведет для ГО к более тонким сечениям или увеличенно-
му /го по сравнению с крылом

На некоторых самолетах положительная стреловидность ГО использустся
иногда для увеличейия его плеча, хотя и с некоторым^ ущербом для'кривой род ь-
емкой силы В этих случаях угол стреловидности до 25° создает определенные
преимущества Угол стреловидное! и ГО ограничивается иногда стрем чением
сохранить прямой ось руля высоты в интересах простоты конструкции.

Форма профиля. Основные требования к профилю ГО — обеспечивать боль-
шой Су и иметь большой диапазон рабочих углов атаки. Широко применяются
почти симметричные профили с относительной толщиной от 9 до 12% и боль-
шим радиусом носка, например NACA 0012. Срыв на ГО по нижней поверхно-
сти может быть задержан из-за отрицательной кривизны профиля (например,.
NACA 23012 в перевернутом виде), отгибания носка вверх, увеличения радиуса
носка или применения фиксированной щели.

Поперечное V, Положение ГО относительно спутных струй винтом или ре-
активных струй двшателей приводит иногда к необходимости его небольшого
перемещения в вертикальном направлении Это достигается путем придания опе-
рению определенного угла поперечного V.

Система управления и балансировки. Стабилизатор с переменным углом
установки имеет преимущество, так как регулировка на больших скоростях всею
стабилизатора — более эффективный способ балансировки самолета, чем откло-
нение руля высоты, на котором могут возникать скачки, и, кроме того, регули-
руемый стабилизатор позволяет расширить зону передней центровки. Цельно-
поворотный (управляемый) стабилизатор имеет дополнительное преимущество
в том, что он улучшает маневренность и управляемость самолета Кинематиче-
ский руль высоты, отклоняющийся в сторону управляемого стабилизатора, по-
зволяет расширить зону передней центровки самолета в результате прироста
силы, направленной вниз Целыюповоротные стабилизаторы на транспортных
самолетах имеют бустерное управление. Такие стабилизаторы иногда применяют
на небольших самолетах и планерах В >тих случаях рекомендуется в сочетании
с управляемым стабилизатором использовать сервокомпенсатор для обеспечения
приемлемых усилий на ручке управления.

Для уменьшения усилий на ручке до нуля могут использоваться триммеры,
сервоком пенса горы или стабилизаторы с переменным углом установки. Значи-
тельное нарушение балансировки может возникать при выпуске эффективных
закрылков, поэтому на некоторых самолетах существует связь между' управле-
нием закрылков и управлением триммеров или стабилизатора.

Площадь и углы отклонения руля высоты. Большая относительная площадь,
руля высоты повышает управляемость при передней центровке, но создаст зна-
чительные усилия на ручке управления при ручной системе. То же самое можно*
сказать о максимальном расходе рулей высоты. С увеличением хорды руля вы-
соты и углов его отклонения вотрастает вероятность срыва потока на ГО и
значительного возрастания шарнирного момента.

9.5.2.	Метод проектирования

Цель предварительного проектирования ГО состоит не только в получении его*
приемлемой формы и размеров, по и в обеспечении балансировки самолета с
учетом размещения крыла в продольном направлении, требуемого и располагае-
мого диапазона центровок и конструкции ГО Из-за множества параметров,
влияющих на выбор ГО, возможны различные варианты и окончательным может
считаться решение, при котором получаются наименьшие размеры ГО, обеспечи-
вающие соответствующие требования к самолету и его дальнейшим модифи-
кациям

Метод проектирования, предлагаемый ниже, использует основные соотноше-
ния, приведенные в настоящей главе; оценка аэродинамических характеристик ГО
дается в приложениях Е и G и литературе.

В связи с трудоемкостью процесса проектирования ГО вначале рассматрива-
ется упрощенный метод.

Упрощенный метод. Продольная устойчивость зависит в основном от
5го/5, а управляемость от «мощности» ГО S,< Qlr л. На основании анализа
данных самолетов, представленных в табл. 9 2, площадь и относительное удли-
нение ГО могут быть выбраны таким образом, чтобы napaxieip	ir

o/г доели приемлемые значения.
Фирма
и тип самолета

Таблица 9,2

Конструктивные данные iорнзонтальною оперения самолетов

v m а х in а х? км/ч	5 Г П	П1 о	Профиль	Средняя си носи- те л i> на я толщина с/Ь, %	G’ о* градус	с © «Г	Sn г 0	Балансп ровочное положе- ние, 0'	/)  и Dfl	$ н шах1 градус
	S								
			корневое сечение		4-	st,A			
							Положе иие шар пиров, % ьг о		4
				Тип стабили затора					
IflclX	о	Хг er 1 радус							
			концевое сечение					Компенса  ЦИН	
					—	«Pl IP  1радус			—

«9£

Райт	«Флайер»	—	0.161
(1903 г }	•-—-	5,72
Скоттиш	Авиэйшн	—	0,229
«Пап»	—	4,40
Сессна 177 N 262	—	0,202
	—	4,00
Аароспасьяль N 262	48!	0 285
	W.	3,84
Фоккер Vf W F 27	533	0,229
Мк200	0,51	6,00
Локхид	«Геркулес»	В(М>	0,313
С 1308	0,64	5,20
Локхид	«Электра»	-—	0,246
18ЯА	0,711	5,25
Брис голь «Британия»	555	0,282
310	-—	5,14
Сессна «Сайтейшн» 500	—	0,260
	—	5,20
Хокер Сиддлн HS	685	0.283
125/4008	0,825	4,00
Аэросгтасьяль «Корвет»	—	0,237
SN-600	—	4,79
Як 40	—	0 207
	—	4,33
VFW-Фоккер 614	610	0,281
	0,74	4,50
Фоккер VFW Г 2й	720	0,255
МкТООО	0 83	3,83
A jporjiaibsuib «Rapa	694	0.204
пелла» 10 R	0,87	4,03

1	Пластины с	Нсскиль	—
0	«кривианоЙ»	KO %	V	
1		12	—
0	—	H	
1	NACA 0012	10,5	—
0	0009	У	
0 568	23015	15	—
8,2	-—	H	
0 100	NACA 63 А014	14	
0		H	
0,358	NACA 23012	' 2	
7,5		II	
0 335	—	—-	—
8,6		H	
0.500	RAT 10	13	-
1)		И	
0,500	NACA 0010	0	—
	0008	П	
0,580			’0	
19,6		H	
0,521	Отрнцаiединая	9	2,5
28.6  0.430	кривизна	П  10	3,0
И,5	—	П	
0,400		—	•—	1,5
20	.—	П	
0,480	NACA	10,45	2,67
27,5		П	
0,126	NACA 65 011	11	—-
30	-—	П	

	—0,357	0	— 	—
-	0	1		—	
	0,730	0,377		25
u		0	60	T	27
	0,600	0	—	 l
	0	25	C	—
	1,015	0,242	3! ,t/3G,2	— -
		0	75	T/C	
	0 962	0,198	42,7	22
			6	78	3	25
	1,000	0JJ2	" -	15
		0	b5	T/C	40
	0 800	0,247	—	15
-	8,5	65	T	30
	1,010	0,300	30	15
-	0	66	T/C	35
	0,755	0,310	—	—
			9	67	-	—
	0,677	0,108	25	9
	0	58,7	—	24
	0 640	0,320	—	15
7,5	0	64	c	25
	0,62!	0,337	—	25
6,0	0	70	—	25
	0,834	0,273	—	20
120	10 5	67	T	25
	0,^72	0 197	15	15
8,33	0	78	1	25
	0,995	0,235	—-	12
—	0	73		30
,370

Продолжение табл 0 $

Фирма и тип самолета  J	у  r niaimar  км/ч	0  S	"Иг п	Профиль	С редияя от поен тельная толщина  <70, %	1г о* градус	с	;  г о г о	$г о  Положе  Etrie шар пиров, °/»	Р о	Ь 1ллк и рояочное положе ние, % h в	mix* градус
				корневое сечение		+	Л'йл			
		ЛТ 0	Хг о> градус		Тип стабнли затора					
				концевое сечение			Тг градус		Компенса ция	
ВАС 111/200,400  Макдоннел	Дуглас  DC-9 (проект)  Макдоннел	Дуглас  DC-9/10  Боинг 737/100  Боинг 727/100  Боинг 727/200  Дассо «МеркЕор»  Эирбас А 300В  Боинг 707/320  Макдоннел	Дуглас  DC-8 (проект)  Макдоннел	Дуглас  DC 8/10  Локхид L-1011 «Три* стар*  Макдоннел	Дуглас  DC-10/10  Боинг 747/100,200  Локхид С 5А  Примечание. 1	760  0,86  0,89  0,89  740  0,89  0,95  0.95  778  0.90  0,95  0,95  0,95  805  0,95  0,95  825  0,97  760  0,675  4 — неподви	0,256  3,38  0,242  4,21  0,295  4.93  0,319  4,16  0,221  3,40  0,221  3,40  0,275  3 79  0,267  4,13  0,216  3,37  0.215  4,04  0,203  4,04  0,371  4,00  0,346  3,78  0,267  3.60  0,156  4 89  жный ста(	0,600  25  0,310  32  0,352  31,6  0,380  30  0,400  35  0,400  35  0,360  32,5  0,500  32,5  0,421  35  0,329  35  0,329  35  0,333  35  0,375  35  0,264  37  0,364  24.5  тилизатор,	DSMA; 9,5%	~  DSMA 8%  12% 9%  ВАС-317  DSMA-89  DSMA-90  DSMA 89  DSMA 90  У — управляемый;	10  П 8,75  П 8,7  П 10,5  П 8,5  П 8,5  П 8  П  У 11,6  п  8,75  П  8.75  П 8  П 9  П 9  П 10  П  П — персе!	2  10  1  9  4  12,5 0  12  3  12 0,5  14  2  10  2  10  0  14  5  15  3  12 4  12  гав ной, С —	0,908  0  0,941  0  1,147  0  1,140  7  0,902  -3  1,062  -3  1,050  0  1,068  6  0.630  7  0,626  10  0,590  10  0.928  3  0.855  10  1,000  8,5  0,700  -4,5  ссрвокомnt	0,274  65  0,280  70  0,280  70  0,224  75  0,230  75  0,230  75  0,251  75  0,295  70  0,251  0,225  75  0,225  75  0,215  77  0,235  75  0,18^  77  0,268  65  чтсатор, Т -	41  С  35  С  35  С  С  с  с  т/с  35  С  15.2  С  30  31  т  30  - тримчс р	25  15  25  15  25  20  20  16  26  16  26  IW  15  25  10  25  16,5  27  0  25  8,5  11  17  23  10  20
Рис. 9.19. Балансировка самолета:

а — пределы центровки с аэродмнамиче*
ской точки зрения; б — пределы центров*
ки, основанные на вариантах загрузки
самолета без >чета ГО, в — условия ба-
лансировки самолета, 1 — задняя центров*
ка, 2 — передняя центровка; 3 — наилуч-
шее расположение крыла, 4 — минималь-
ная площадь ГО, 5 — диапазон оптималь-
ной центровки

Контрольную проверку можно сделать по рис. 9.14, который относится к
большим транспортным самолетам. Наклон кривой подъемной силы при не-
большом относительном удлинении ГО определяется приближенной формулой

Су г.о =---------------------- (9.50 >

1	+------:-------

Лг.о i-< 4 s 6 '/.[.о

а момент инерции получается по данным рис. 9.15.

Подробный метод. Обобщенные данные по устойчивости и управляемости
в форме графика в координатах Si O/S и \[( 4/b t (рш. 9 19, а) позволяют обоз-
начить области, в пределах которых можно задаваться величинами Sr 0/S до-
статочно свободно При этом желательно выбирать наиболее критическое рас-
пределение масс для каждого предела

Для самолета с обратимым управлением скорость полета обычно невысока
и эффект сжимаемости можно не учитывать.

1.	Рассчитывается градиент подъемной силы (Ср )c-i о и аэродинамический
фок>с ха ф для самолета без ГО.

2.	Определяются де/ди, наклон кривой подъемной силы ГО, рассчитываются
Су, Хн т в зависимости от Sro/S с использованием выражений (9.5) и (9.6).

3.	На основании данных, представленных на рис. 9.5 и 9 6, выбирается ве-
6	а

личина т И1 и лгш .

4. Рассчитывается наклон кривой подъемной силы самолета с ГО и положе-
ние нейтрально» центровки для случая со свободной ручкой управления по фор-
мулам (9 9) — (9.11)

5. Выбирается величина kB и вычисляются предельная передняя и задняя
центровки, исходя из требований обеспечения приемлемых расходов усилии на
ручке по формулам (9 14) — (9.16).

6. По формулам (9.21) и (9.22) определяется нейтральная центровка по пе-
регрузке со свободной ручкой управления на максимальной крейсерской высоте
и на уровне моря.
7.	По формуле (9.24) и табл. 9 1 вычисляются пределы передней и задней
центровок исходя из требований максимального и минимального расхода усилий
на ручке управления по перегрузке соответственно.

8	На основании формул (9 40) — (9 43) оценивается 8Г 0/8 в зависимости от
положения ЦМ, которое дает максимальные значения Cy с выпущенными в
посадочное положение закрылками.

9.	При достаточном количестве данных определяются пределы для зависи-
мости Sro/S от л'цм/Ьа по формулам (9.44)~(9.46) и (9.49).

10.	Если для каких-либо условий расходы по усилиям на ручке неоправдан-
но ограничивают предельную центровку, величину т*ш следует пересмотреть.

Скоростные и большие винтовые самолеты часто имеют необратимое управ-
ление. В этих случаях необходимо по возможности учитывать влияние сжимае-
мости на аэродинамические характеристики.

1 и 2. Повторяют пункты методики, описанной выше, с той разницей, что
все коэффициенты рассчитываются как для скоростного полета на крейсерской
высоте, так и для малых скоростей. Типичные углы атаки составляют около 10°
-без предкрылков и 15° с выпущенными предкрылками.

3.	Для реактивного самолета определяют сдвиг нейтральной центровки, вы-
званный работой двигателей, линия тяги которых проходит ниже ЦМ по формуле
(9.29). Для винтового самолета сдвиг нейтральной центровки вперед вычисля-
ется по (9.27) и (9.5).

4.	Определяется предельная задняя центровка, которая лежит на расстоя-
нии примерно 0,015/го впереди нейтральной центровки при фиксированной ручке
управления для случая полета на малой высоте на режиме максимальной мощ-
ности двигателей.

5.	Рассчитывается нейтральная центровка по перегрузке при фиксированной
ручке управления при полете на максимальной крейсерской высоте и на уровне
моря.

6.	По данным рис. 9 15 определяется Л для максимальной взлетной массы.
При небольшом угле стреловидности крыла влиянием топлива можно пренебречь.

7.	По формуле (9.36) вычисляется величина (тгг 4- т* )/(Сут>) (в приме-
ре она равна 3) и на основании рис. 9.11 определяются максимальная и мини-
мальная величины Уд/Юп для получения удовлетворительных характеристик
.продольных короткопериодических колебаний.

Рассчитываются по формуле (9.34) минимальный и максимальный запасы
лродольной устойчивости по перегрузке и вычитаются из величин х„ для по-

У
лучения предельных передней и задней центровок для каждого случая.

9	и 10. Повторяют пункты 8 и 9 методики для самолета с обратимым уп-
равлением.

Для самолета с Т-образным оперением и двигателями в хвостовой части
фюзеляжа площадь ГО при предельной задней центровке увеличивают примерно
на 15% для случая глубокого срыва.

Выбираются наиболее критические требования по Sr.o/S и строятся в виде
диаграммы (рис 9 19, а), которая определяет «аэродинамические» пределы по
центровке. Эта диаграмма должна быть сравнена с диапазоном центровок при
различных вариантах загрузки самолета (см. подразд. 8.5.2), Предлагается сле-
дующий графический способ сравнения,

1,	На кальке строится диаграмма (см рис 9.19, а) центровок самолета без
ГО в зависимости от положения крыла в продольном направлении.

2.	Величина смещения ЦМ в результате изменения массы ГО в зависимости
от величины Sr и/5 наносится на диаграмму в координатах «5Г O/S—хц ч/&а»
(рис. 9.19, б):

Дг,оХц.м _ Sr.c/r.o удельная масса ГО	(951)

Ад	8Ад нагрузка на м2 крыла

3.	Рис. 9.19, б накладывается на рис. 9.19 д так, чтобы оси X были парал-
лельны. Самолет можно считать сбалансированным (см. рис. 9.19, е), если при
одинаковых значениях оказываются следующие точки пересечения:

между приемлемым и желаемым задним положением ЦМ;
между приемлемым и желаемым передним положением ЦМ;

вертикальной осью на рис. 9.19, б и линией, заданной формулой (9 51) на
рис. 9.19, а.

4.	В результате определяются оптимальные величины Зг о/S и сбалансиро-
ванное положение крыла (см. рис. 9 19, в).

При затруднении или невозможности получения удовлетворительной балан-
сировки рекомендуются следующие меры;

I.	Изменение конструкции хвостового оперения;

2.	Изменение положения ГО, например увеличение /г о за счет длины фю-
зеляжа;

3.	Изменение распределения масс, особенно используя несъемное оборудова-
ние (следует избегать применения балласта), или изменение компоновки фюзе-
ляжа (см. также подразд. 8.5.2);

4.	Ограничение диапазона центровок путем введения ограничений по за-
грузке.

Если ни одна из перечисленных мер не дает удовлетворительного решения,
не исключен полный пересмотр общей схемы самолета. В этом случае может
-оказаться необходимым изменение размещения силовой установки.

-9.6. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ВЕРТИКАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ

-Проектирование вертикального оперения (ВО) более сложная задача, чем про-
ектиоование ГО. Это объясняется трудностью расчета аэродинамических харак-
теристик в путевом и поперечном направлениях, так как они связаны со сложным
асимметричным полем скоростей за системой крыло — фюзеляж и обтеканием с
углом скольжения.

Можно назвать следующие общие критерии при выборе ВО:

а)	ВО не должно попадать в срывной режим в результате возмущений при
отклонении р}ля направления или при отказе двигателя;

б)	после отказа критического двигателя на многодвигательном самолете
должна сохраняться управляемость для продолжения полета;

в)	должна быть обеспечена посадка
транспортного самолета при боковом вет-
ре до 55 км/ч;

г)	самолет должен обладать поло-

жительным запасом путевой и попереч-
ной устойчивости и демпфировать корот-
копериодические колебания в этих нап-
равлениях (голландский шаг). Для само-
лета с автопилотом допустима некоторая
степень спиральной неустойчивости.
Из-за многообразия форм эффективность
ВО трудно рассчитать.

NACA рекомендует некоторые опре-
деления, которые позволяют системати-
зировать данные (рис. 9.20). Следует от-
метить, что в документации Королевско-
го аэронавтического общества использу-
ются другие определения, а некоторые
фирмы руководствуются конструктивны-
ми соображениями при расчете площади
ВО. Специальным случаем является Т-
образное оперение (см. рис. 2.26), где
аэродинамическое относительное удлине-
ние значительно больше геометрического.

Рис. 9.20. Обозначения, аэродинамические
понятия и относительное удлинение ВО:

7 — надфюзеляжный киль; 2—ось стаби-
лизатора

Вертикального оперения
/ *
во--------------
9.6.1.	Управляемость после отказа двигателя
на многодвигательном самолете

Формальные требования но этому вопросу изложены в FAR 23.149 и 25.149,
BCAR, разд. К и D, :л. 02—8, § 4.

Отказ двшатсля должен быть проанализирован для всех конфигураций мно-
1 одвигатсльно! о самолета в заданном диапазоне скоростей и, кроме того, для
четырехдвигательного самолета должен быть рассмотрен случай отказа двух
двигателей в крейсерской конфигурации.

Поскольку отказ двигателя создает возмущающий момент по рысканию и, в
меньшен степени, по крену, потребуются отклонения как руля направления, та.к
и элеронов. Когда отказавший двигатель установлен на крыле, этот случай будет
расчетным для определения размеров ВО и мощности руля поворота. В некото-
рых случаях он оказывает влияние и на конструкцию элеронов.

Переходный процесс. В полете на малой скорости летчик ощутит резкое воз-
мущение по рысканию [9 49, 9.50] Минимальная эво.потнвная скорость из условия
управляемости Vmm э — наименьшая скорость, при которой может быть восста-
новлена управляемость: при взлете—аэродинамическими способами (Vminap);
или в полете (Утшэв) с у глом крена не более пяти градусов. Угол скольжения,
возникающий сразу после отказа, не должен приводить к срыву потока на киле,
так как это затруднит восстановление равновесия. В переходном процессе мак-
симальное значение угла скольжения может в 1,6 раза превышать угол ско жже-
ния в установившемся полете и величина его может достигать 20—25° для * амо-
лета с двигателями на крыле. Заброс по углу скольжения может быть ограни-
чен следующими способами'

Использованием демпфера рыскания (см. подразд. 7 7 1), который дополняет
действия летчика, отклоняя руль поворота.

Использованием пневматической системы, которая работает на основании
сравнения давлений за компрессорами двигателей (Хокер Сиддли 125).

Возникновение срыва потока на ВО предупреждается следующими мероприя-
тиями:

1	Выбором среднего значения относительного удлинения киля	и

большими размерами киля.

2	. Использованием стреловидной передней кромки киля.

3	Применением надфюзеляжного киля (рис. 9 20), который мало влияет па
продольную устойчивость при малых углах скольжения, по задерживает срыв
на иижпей части киля при больших углах скольжения.

Управляемость самолета при полете с одним неработающим двигателем.
Удобным отправным моментом для определения размеров киля и руля поворота
на самолете с разнесенными двигателями является условие достижения равно-
весия через некоторое время после отказа двигателя. При этом рассматривают-
ся следующие силы и моменты в полете со скольжением при одном неработаю-
щем двигателе (рис. 9 21)

1.	Момент, создаваемый асимметрией тяги AR с плечом гяв от плоскости
симметрии. Сопротивлением отказавшего двигателя и его винта, если самолет
оборудован системой автофлюгирования, можно пренебречь. Тогда возмущающий
момент

А!уДн =	С9.52)

2.	Боковая сила и момент рыскания, действующие на самолет без ВО (ин-
декс с—в,о), имеют вид

_и о

Zc_,0=—— 3,	(9.53)

^^Ус-и о

^Гс-в.0- d3 '	0.54)

3.	Составляющая от веса самолета

G sin у = У tg Y ~ лля V < 5°»	(9.55)

где разность между углами крена и наклона не учитывается.
Рис. 9.2L Схема действия сил при отказе одного двигателя

4.	Боковая сила и момент по рысканию, создаваемые ВО, равны:

^в.о
^Зв.о

(9.56)

где

Мг =
в-о

?в.о

д-£в,о
д8и

Рв.о— —(?—°в.о)"

(9.57)

(9.58)

8ц»

Моментом рыскания от элеронов можно пренебречь, так как положение ЦМ

самолета мало влияет в полете с отказавшим двигателем, плечо ZB 0 берется от-
носительно средней точки линии четверти хорд. В случае винтового самолета,
как изображено на рис 9.21, угол бокового скоса потока ств 0 будет иметь отри-
цательный знак, свидетельствующий о том, что момент рыскания при отказе
двигателя еще возрастет, особенно при высоком расположении крыла [9.54].

Упростить выражение для условий равновесия можно, исключив у. После под-

становки обычных безразмерных коэффи-
циентов (см. обозначения) и некоторых
алгебраических преобразований получаем
следующую формулу потребной площади
ВО:

ЛЛП А/?	/	*__

+ Р	в.о

-^в*о ст	*в-о

^В,О$Н - (? °ЕЪо)

(9.59)

где	£в.о = ^~(9.60)

Рис, 9.22, Влияние бокового скольжения
на площадь ВО, необходимую для ком-
пенсации отказа двигателя

Числитель представляет в безразмер-
ной форме моменты рыскания, вызван-
ные отказом двигателя л скольжением самолета без ВО Первый член знамена-
теля описывает изменение угла нулевой подъемной силы киля, вызванное откло-
нением руля направления, а член в скобках учитывает направление местного по-
тока, которое зависит от направления вращения винтов Если виним вращаются
по часовой стрелке при виде сзади, критическим будет крайний левый двигатель.
Этой асимметрии нет у реактивных самолетов.

Рис. 9 22 показывает, что отрицательный угол скольжения дает возможность
применять киль меньшей площади по сравнению с [3 = 0. Однако условия, накла-
дываемые по углу крена в 5°, ограничивают полезный угол скольжения и для
(0ха 0) >0,15 это ограничение значительно увеличивает потребную
мощность управления.

Если угол крена больше 5°, необходимо тем или иным способом уменьшить
момент рыскания К числу таких способов можно отнести механическую связь
между валами винтов (Бреге 941) или такие необычные методы путевого управ
лечяя, как изменение циклического шага винтов, применение реактивных струн
или винты на хвосте (как в вертолетах)

Практическое применение формулы (9.59) затруднено тем, что угол бокового
скоса потока ов о трудно определить для винтового самолета Кроме того, необ-
ходимо заменить комбинацию G и Су, что заставляет фактически сделать выбор
Emtn ч Статистические данные на рис. 9 23 и в табл. 9 3 позволяют заменит -> де-
тальный метод расчета более грубой, но быстрой оценкой потребной площади
ВО с рулем направления. Можно рекомендовать следующие пути снижения пло-
щади ВО.

1	Необходимо стремиться располнеть критический двигатель по размаху
ближе к оси самолета. Другой способ уменьшения гдп— выбор уыа реактивной
струи (см. рис. 6 18).

2	. Необходимо выбирать благоприятное размещение ВО или использовать
схему с двумя килями.

3	Целесообразно применять руль направления специальной конструкции,
например двухсекционный (с двумя осями поворота или изменяемой кривизны,
как па самолетах де Хэвиллент Канада DH-7 и DC-10), или руль, образованный
направляющими поверхностями (Фоккер Р301, СКВП).

4	Относительное удлинение не должно быть слишком низким. Т-образное
хвостовое оперение увеличивает эффективное относительное удлинение, но по
конструктивным соображениям геометрическое относительное удлинение не пре-
высит 1,2.

5	. Увеличение плеча способствует повышению эффективности ВО (удлинение
фюзеляжа, стреловидность киля).

Приблизительными пределами для руля направления можно считать хорду,
составляющую 30—-35% хорды киля, максимальные углы отклонения 25—3(3* Для
ручной системы управления углы отклонения руля направления могут быть
ограничены требованием по усилиям на педалях, которые не должны превы-
шать 81,6 кгс Рассматривая данные рис. 9 23, необходимо отметить, что выбор
5В о может определяться для некоторых самолетов другими критериями. При
отсутствии данных угол отклонения руля предпола!ается равным 25°. Этим объ-
ясняется довольно широкий разброс величин в области низких значений пара-
метров.

Сопротивление отказавшего двигателя. Детальный анализ приращения со-
противления при отказе двигателя дан в приложении G, разд. G6 8 Здесь следу-
ет упомянуть лишь одну составляющую: индуктивное сопротивление от боковой
силы на ВО, которое может быть выражено в единицах индуктивного сопро-
тивления крыла.

АСХ /	У

С?/(ЯХ)	(0хв.о/,.01 '	( ' ’

Это выражение показывает, что пропорционально (гд»/хв Дв.о)2, в связи с
чем рекомендации, данные выше, заслуживают специального внимания.
Таблица 93

Конструктивные данные вертикального оперения самолетов

Фирма и тип самолета	I'm ах индика- торная, км/ч	V mm > индика- торная, км/ч	О	Профиль
			S	корневое сечение
	Мтах	Боковой ветер, км/ч	Ч о	
				концевое сечение

Райт «Флайер» (1903)					>.	0,045	Плоские
	—	1	2,91	пласт ины
Скоттиш	Авиэйшн			0,182	—
«Паи»	——	55,5	0,89	—
Сессна 177	—		0,107	NACA 0009
		37	1,41	NACA 0006
Скоттиш	АвиэЙшн		157	0.212	——
«Джетстрим»	о,о	—	1,44	•—
Аэросласъяль N 262	481	166	0,184	NACA 0012
		55,5	1,60	
Фоккер VFW F-27	533	144	0,203	NACA 63А-015
Мк200	0,51	55,5	1,55	
Локхид	«Геркулес»	600	173	0,180	NACA 64A-015
С ЮЗЕ	0,64	——	1,84	—
Локхид «Электра» 188А	—	204	0,145	NACA 0012
	0,71!		1 ,у з	-—
Бристоль «Британия»	555	——•	0,197	RAT 30
310	—«		1,65	—
Аэроспасьяль «Корвет»		167	0,177	—
SN 600		’—	0,88	—
Сессна «Сайтойгнн» 500				ОД 91	NACA 0012
	—	—	1,58	NACA 0008
Хокер Сиддли Н	685	167	0,161	—
125/400	0,825		1,19	—
Як-40	—		0 162	—
			0,81	-—
VFW-Фоккер 614	610	—	0,174	
	0,74	-—	] .28	—
Фоккер-VFW	Г-28	720	131	0,203	NACA
Mid 000	0,83	46,3	1,00	-—
Аэроспасьяль 10 R «Ка-	694	—	0,106	NACA 65 011
ра велла»	0,8"		1 24	—
Xn rv	S у bTFt ПАЯ О .	Положе	Баланс»	
градус	SI х	нис руля.	ровочиое	
		ol b	положе-	
	ХЮ-2	Ту	о	нне.	
Средняя			н	Примечание
ОТНОСЕ!				
тельная	SH	— $н mas»		
толщи на	s	градус	компемса	
<7&В о. %	о		ция	
0	1,33	30	42,8	Биплан
1 1	1	ж*.	—-	
33	7,50	64	-—	Роговая компеттса-
12	0,350	25	т	ция
13	4,11	60		
7,5	0,368	—		Роговая компспса-
43	8,20	65	J 	ция
—	0,350	 	—1Ч	
9,5	7.63	68	31,2	
12	0,270		Т/К	
3,3	7,65	76	44,6	
15	0,218	20	Т/К	*4*
18,8	3,75	75	—	
15	0,239	35	Т/К	
14,0	7,07	69	25,8	
12	0,250	+ 23,5	Т	
10	7,74	-30 60/67	30	* дн= ± 16° для CL-
13	0,225	25	Т/С	44
50,3	7,20	72	25	
9	0,250	30	Т	
33	8,06	/о	—	
10	0,220			Т	
52	5,48	72	25	Т образный хвост
11,5	0,197	28,5	Т	
47.5	4.42	78	—	Т образный хвое г
10	0,222	30	Т	
32,4	6,82	—	—	
—	0,321	35	т/с	
40	9,10	78	30	нм
10,15	0,187	33	ч		Т образный хвост
37/)	3,79	76/40		г	
0,11	0.258	24		
378

Продолжение табл. 9.3

Фирма и тип самолета	V у max индика- торная, км/ч		з индика- торная, км/ч	$н о	Профиль	Хв. О’ градус	с к *  о А со		Положе- ние руля, % ^В< о	Баланси- ровочное положе- ние,  % *в	Примечание
							Si '' хю-2				
				S	корневое сечение						
						Средняя относи- тельная толщина с/Ьй. 0. %					
							5Н		max- градус		
	М	niai	Боковой ветер, км/ч	* В* О							
										компенса- ция	
					концевое сечение						
							5В	 О			
ВАС 111/200, 100	760			0,132		41	4,82		70	30	• Т-образныЙ хвост
		0,86	55,5	0,91				12,5		0,254	—	т/к	
Макдоннел	Ду1 лас	—.		 1 »ь	0,192	DSMA	13,5	8,10		68	35	—
ДС-9/10		0,89	—	0,95				11		0,270	30	Т	
Боинг 737/100	740		——	0,268	—	35	11,17		75		—
		0,89		1.88		12		0.250	—	—	
Дассо «Мсркюр*	» » »		—	0,232	—	35	10,25		71,5	—	Расщеплений руль
		л_		1,96	-		9		0.22!		—	
Боинг 727/100	—		—	0,238	—•	55	9,05		80	«•»	Т-образный хвост
		0,95		0,78	—	9		0,168	ч		—	
Эярбас А-ЗООВ	778		19!	0.204	——	40	10,20		70	—	
		0.90	—	1,62		12,5		0,248	~—	- 	
Боинг КС-135	—		—	0,143	,——	31	6,28		65	— —	—
		.	4	—	1Л9	-—	10		0,250	20	с	
Боинг 707/120	—		199	0,148		31	6,56		65	——	—
					—	1,62	—	10		0,282	25	с	
Боши 707/320В	—		226	0,144	—	31	6,26		65	—	—
		0Д5	—	1,81	-—	10		0,242	25		
Макдоннел	Дуглас	730		Кзтр	0,122	DSMA-U!	35	4,94		65	37,2	—
ДС-8/10,50		0,95	63	1,91	DSMA-1I2	9,85		0,269	32,5	К	
ВАС VC-10/I101	704			0,142	—-	38,5	4,53		—-	—	Т-образный хвост
		0.94		ио	—	-—		0.251	-—	—.	
Локхид	«Тристар*	805		—	0,231	—	35	8,30		70		—
L-1011/1		0,95	55,5	1,83	——	10		0,161	—	——	
Макдоннел	Дуглас	—			0,221	~12%	40	8J1		62		Гандем руль
DC-10/10		0,95	55,5	1,92	-10%	11		0,145	23/46,5	-—	
Боинг 747/100,200	825		190/256	0,196	—-	44	9,90		77	42	Расщеплений руль
		0,97	55,5	1,38				0,173	25		
Локхид С-5А	760			0,191	—	34,9	9,51		—		Т-образныЙ хвост
		0,875	79,5	0,84	—			0,191			

Примечание. Т--триммер; К — управляемый флетнер; С — сервокомпенсатор.


Рис. 9.23, Статистические кривые для оценки размеров
ВО многодвигательного самолета с двшатслями на
крыле:

keo~l,1 - Т-образное оперение
1<В£г1?0- Другие конфигурации

IlCh Г'рЭЩЙННЯ

^во ' $го
у _bl
ЛВ0 е>
^60

H

а -определение коэффициентов Л. и kn О> б-рсак-
он D и

тинные транспортные самолеты: 1— DC-8/50; 2—DC 8/63;

3 — Боинг 747;	4 — L-500;	5 — С-141;	6 — DC-10/10;

7 — DC-10/30;	8 — L-1011;	9 — А-300В2;	10 — VFW-614;

11 — «Мерыор»; 12 — Боинг 737/100; в —винтовые само
лоты; 1 — «11орд 262»; 2 ~ «Аэро Комманд»; 3 — «Бич 99»;

4 — АН-24В; 5 — «Геральд 200»; 6 — «Трансалль» ; 1 —
IIS 748;	5 — «Бандсйранте»;	9 — F-27 Мк 400; 10 —

YS-11 АЗОО; 11 — DHC-6; 12 — «Арава»; 13 — «Скайвэн»;

14 — «Турбоджет» ; 15 — «Джетстрим»; 16 — «Буффало»;
17 — «Аргоси»;	18 — «Белфаст»;	19 — «Геркулес» ; 20 —

DHC-7; 21 — CL-44C: 22— «Потез 840»; 23 — MU-2G;
21 — двухкилсвая схема оперения

a)

0,20

0,15

0.10

o-2 двигателя
л - 3 двигателя
□ - 4 двигателя

0.05

0,02

0,06

гдв [AR С

Ymnx 1 взл

0,08 OJO 0,12 (JU

> кге

*во ^взл~ Бл.н max

*в.о ( ^еэл G пн max

б)

В)
9.6.2.	Боковая устойчивость

Путевая устойчивость. Каждый самолет должен обладать положительной путе-
вой устойчивостью со свободной и фиксированной ручкой управления в нормаль-
ных условиях эксплуатации и во всех конфигурациях.

Путевая устойчивость при фиксированной ручке описывается следующей
зависимостью, которая применима на этапе предварительного проектирования
самолета:

[ Ъ

У V У/с-г.о ftB.obz
В.О

ВЛО* в* о

SZ

<9-62)

\ и? / \ V )

где kB 0 описывается выражением (9.60). Составляющая от гондол в выражении
для устойчивости невелика и ее не учитывают. То же самое относится к крылу с
небольшим углом стреловидности. Интерференция крыла и фюзеляжа отража-
ется в величинах (т$ )с-в.о и ств.о; их можно объединить одним коэффициентом
*7

Aim который зависит в основном от размещения крыла по отношению к фю-
зеляжу в вертикальной плоскости. Эффективность ВО, необходимая для полу-
чения заданной величины mJ , получается по формуле

5в.О*в.0 _ Н/ф+4»Инт+ АЧ)

SI	(VB.O/V)2		(	'

в.о

Степень путевой устойчивости не задается в существующих требованиях. Иногда
рекомендуется минимальная величина т® =0,03, но она не гарантирует демпфи-
рования колебаний типа «голландский шаг». В случае однодвигательного дозву-
кового самолета т? лежит в пределах от 0,04 до 0,1, а для транспортных само-
летов от 0,1 до 0,25. На самолетах со стреловидным крылом является функцией
Су и зависит также от отклонения закрылков.

Оценку эффективности ВО можно сделать при помощи рис. 9.24, который
относится к самолетам с двигателями, установленными на фюзеляже или утоп-

Рис. 9.24. Статистические кривые
для оценки эффективности ВО са-
молета с двигателями в хвостовой
части фюзеляжа:

1 — реактивные тренировочные ис-
требители; 2 — однодвигательиы&
винтовые самолеты

Рис. 9.25. Геометрические обозначе-
ния на боковой проекции фюзеляжа
для расчета момента рыскания, вы-
званного скольжением
ленными в фюзеляж. Самолеты с двигателями на крыле не рассматриваются в
данном случае, так как для них полет с одним отказавшим двигателем будет
критическим расчетным случаем.

При расчете составляющих т® на рис. 9.24 использовались следующие аэро-
динамические данные *:	*

где для

т</Ф ~ kfi

+ 0,75

^ф/^фшах 3,5,	—.0,3

^фтах

— 0,105.

(9.64)

(9.65)

Различные размеры боковой проекции фюзеляжа показаны на рис. 9.25.

_	1	Г)2

л	1 * винт^винт	А А

"4„, = -0.053В X -------------------,	(9.66)

s	tJl

где /винт — расстояние от плоскости тянущего винта до НМ, а В и Двинт обозна-
чают число лопастей и диаметр винта соответственно. Формула дана для всех
работающих винтов.

Наконец, для интерференции крыла и фюзеляжа:

Мт® — —0,017 — высокорасположенное крыло;

Sim® = ф-0,012 — среднерасположенное крыло;
а/

(9.67)

Sim® — + 0,024 — низкорасположенное крыло.

&

Если на самолете применена схема двухкилевого горизонтального оперения,
необходимо использовать Sim® .

Боковая динамическая устойчивость. Этот вопрос обычно не включается в
процесс предварительного проектирования из-за недостатка данных и количествен-
ных критериев. Некоторые аспекты обсуждаются в работе [9.13] в отношении
демпфирования колебаний «голландский шаг» и требуемых величин спиральной
неустойчивости. Необходимо отметить, что большое влияние на боковую устойчи-
вость оказывает угол поперечного V крыла, и в связи с возможностью его изме-
нения без влияния на общую схему самолета окончательное решение может быть
принято на более поздних этапах разработки проекта. Как указывалось в под-
разд. 7.7.1, скоростные самолеты со стреловидным крылом оборудуются демпфе-
ром рыскания для получения приемлемого характера колебаний типа «голланд-
ский шаг».

9.6.3.	Посадка при боковом ветре

Для регулярного выполнения полетов должна быть обеспечена возможность по-
садки самолета при боковом ветре до 15,5 м/с. Это значит, что углы скольжения
для обычного транспортного самолета будут достигать 12—15°, а для самолета
СК.ВП — до 20°. Наименьшие размеры ВО для этого случая можно получить из
формулы (9.59), приняв Д/<^0.

ъ Ci

в*О

.	0 Н)с-в.о -у”

5 ^в.сФц (Р св.о)

(9.68)

где тв о учитывает нелинейный характер зависимости Cz от 6П, когда руль
»	в.о

отклонен н? большой угол. Хотя это выражение выглядит достаточно просто, для

* Заимствованные из работы [9.1].
его использования необходимы подробные данные по различным параметрам, так
как небольшие изменения в знаменателе окажут существенное влияние на ре-
зультат. Поэтому необходимы продувки в аэродинамической трубе.

Обеспечение управляемости самолета на мокрой полосе при боковом ветре
является другой важной проблемой. Следует отметить, что включение реверса тя-
ги в этих условиях может ухудшить управляемость.

$.6.4. Штопор

„ j-j > *

Самолеты, сертифицируемые по классу акрабатических, и некоторые типы само- ’
летев общего назначения должны иметь безопасные характеристики в режиме
штопора.

Способ, используемый для вывода самолета из штопора, зависит от загрузки
самолета, определяющей моменты инерции вокруг всех трех осей. Руль направле-
ния обычно является наиболее эффективным органом управления особенно на
легких самолетах, так как он создает момент рыскания, противоположный враще-
нию в штопоре. При наличии концентрированных масс на крыле (двигатели, топ-
ливо, подвесные баки) может потребоваться дополнительное отклонение руля
высоты.

Эффект затенения хвостового оперения приводит к образованию застойных
зон в районе киля (см. рис. 2.27). В этом случае по крайней мере треть площади
руля направления должна оставаться вне этой зоны исходя из условий обтекания
при угле атаки до 45°, когда границы спутною следа образуют угол 60 и 30°
соответственно с горизонтальным оперением. Кроме того, должна оставаться в
потоке какая-то часть неподвижной площади киля под ГО для демпфирования
движений в штопоре.

Более точные конструктивные критерии разработаны NACA; в них фигуриру-
ют осевые моменты инерции вокруг продольной и поперечной осей. Более подроб-
ный материал по этому вопросу дан в списке литературы по штопору. Характе-
ристики по выводу из штопора могут быть улучшены в значительной степени
протнвоштопорными зализами и надфюзеляжными килями [9.56].

9.6.5. Предварительное проектирование
вертикального оперения

Относительное удлинение Хв 0. Относительное удлинение, которое оп-
ределено по рис. 9.20, оказывает прямое влияние на составляющую <й$ , которая
пропорциональна • во большего относительного удлинения эффективно при
небольших углах скольжения, по имеет небольшой угол атаки срыва. Небольшое
Хьо необходимо при высоком расположении ГО при условии обеспечения соответ-
ствующей жесткости киля без серьезных приращений массы.

Относительное сужение1 т|>о. Составляющая боковой устойчивости
от хвостового оперения мало зависит от сужения, которое применяется главным
образом для уменьшения массы или увеличения жесткости киля. На Т-образном
оперении возможны малые величины относительного сужения.

Угол стреловидности /во. В отношении стреловидности справедливы
рассуждения для ГО (см. подразд. 9.5.1), к которым следует добавить, что в слу-
чае расположения ГО на киле плечи обоих поверхностей возрастают. В конструк-
ции самолетов частного пользования часто применяется стреловидный киль в ин-
тересах внешней эстетики самолета.

Профили. Для ВО используются обычно симметричные профили с отно-
сительной толщиной около 12% и сравнительно большим радиусом носка для
работы в широком диапазоне углов атаки.

Метод проектирования. Наиболее простым подходом является вы-
бор эффективности ВО —пв‘° на основании сравнения данных для проекти-
руемого самолета с данными самолетов аналогичной схемы и категории (см.
табл. 9.3). Определяющими факторами являются размещение двигателей (на кры-
382
ле или фюзеляже), расположение крыла (низкое, среднее или высокое) и высота
установки стабилизатора. Процесс носит характер последовательного приближения,
так как плечо хв о нельзя определить до выбора схемы хвостового оперения.
Более детальный подход потребуется, если рассматривать относительную пло-
щадь руля направления и его отклонение.

Для многодвигательного самолета с двигателями на крыле нижний предел
для Оможно получить из рис. 9.23.

Необходимо также убедиться, что эффективность ВО не меньше, чем вели-
чина, диктуемая условиями на рис. 9.24 *. При наличии данных целесообразно
также просчитать критерий по формуле (9 68) для условий бокового ветра.

Для самолетов с двигателями на фюзеляже или в нем рис, 9.24 может быть
использован для оценки эффективности ВО, а проверка на критерии бокового
ветра производится по формуле (9.68) при наличии аэродинамических пара-
метров.

Легкий самолет, который должен обладать хорошими штопорными характе-
ристиками, оценивается по критерию, указанному в подразд. 9.6.4. Целесообразно
также пользоваться критериями NACA, обобщенными в работах [9.57, 9.58 .

• Различные составляющие заданы формулами (9.64) —(9.67).
ГЛАВА 10

Схема шасси

Основное назначение шасси заключается в том, чтобы поглощать определенное
количество энергии в вертикальном и горизонтальном направлениях и исключать
касание частями самолета поверхности ВПП при рулежке, отрыве и посадке.
Движение самолета должно быть устойчивым при максимальном торможении,
при посадке с боковым ветром и при рулежке на большой скорости. Кроме того,
характеристики шасси должны быть увязаны с несущими способностями ВПП
аэродромов, на которых предполагается эксплуатировать самолет. В настоящей
главе показано, как эти требования связаны с выбором общей схемы шасси, без
детального анализа его конструкции.

Обозначения

X —относительное удлинение крыта

ах —ускорение торможения

I — размах; длина

Cy — коэффициент подъемной силы

Су—-градиент кривой подъемной силы

—средняя аэродинамическая хорда

D —диаметр, расстояние между отпечатками колес

Е —кинетическая энергия

g —ускорение свободного падения

h — высота над плоскостью земли

ir —относительная жесткость шасси

L — радиус относительной жесткости

Г —подъемая сила (

X — сопротивление

Рк —статическая нагрузка на колесо

Лгам —число амортизаторов на стойку

пх, Пг •—перегрузки в горизонтальном и боковом направлениях

Р —нагрузка на стойку

q —давление пневматика

Sb —база колес спаренной тандемной схемы шасси

SD —расстояние между центрами двух наиболее удаленных площадей кон-
такта

Sr —расстояние между двумя спаренными колесами

Зам —обжатие амортизатора

Зин — обжатие пневматика

R — тяга

t —колея основных стоек шасси; время

V —скорость

G — масса

G — вес, соответствующий массе G

—вертикальная скорость снижения

х, у, z —размеры стойки шасси

л'ц.м —координата ЦМ, измеренная в % ЬА

ссф —угол атаки по отношению к СГФ

р — угол, определяющий положение основных опор в трехопорной схеме
шасси с хвостовой опорой
-ib — угол, определяющий положение концов крыла при виде спереди
о — толщина покрытия ВПП, отклонение, обжатие

б3 — угол отклонения закрылков

Т| — КПД поглощения энергии

О •— угол тангажа

ЗС — угол стреловидности

ф — угол переворота

у — угол крена

f — коэффициент трения

Индексы и сокращения

ц.м — центр масс
с —сваливание, срыв
кр — крейсерский

ш — шасси

отр — отрыв
ос — основная стойка

п.ст —передняя стойка
ам — амортизатор

ст — статический

кас —касание

ЭОН —эквивалентная одноколесная нагрузка
СГФ —строительная горизонталь фюзеляжа
LCN —классификационный номер нагрузки

10.1.	ВВЕДЕНИЕ

Несмотря на небольшие размеры шасси по сравнению с такими агрегатами само-
лета, как фюзеляж, крыло, его нельзя рассматривать как вспомогательный эле-
мент, учитывая назначение и связь с общей силовой схемой конструкции само-
лета. Масса шасси составляет от 3 до 5% Овзл max, что эквивалентно трети или
половине массы конструкции крыла.

Стоимость технического обслуживания шасси, связанная с контролем и за-
меной пневматиков и тормозов, составляет значительную часть этой категории
расходов. Так как шасси практически не вносит вклада в летную экономику са-
молета, то не вызывают удивления многочисленные, но пока безуспешные попыт-
ки избавиться от него путем применения взлетных тележек, воздушных подушек,
скользящих посадочных устройств и т. п. В настоящее время эти попытки нельзя
рассматривать серьезно. Уменьшение стоимости шасси может быть достигнуто
благодаря простоте и компактности конструкции, применению простой системы
уборки — выпуска, исключению сложной кинематики и дублирования цилиндров
уборки — выпуска.

Детальная конструктивная проработка шасси не является задачей предвари-
тельного проектирования, точно так же, как проработка гидравлической системы
или системы кондиционирования. Но в отличие от самолетных систем, которые
могут размещаться в объемах неправильной формы по всему самолету, шасси,
узлы его крепления, кинематика уборки — выпуска должны быть подогнаны и со-
четаться с общей схемой самолета.

На этапе предварительного проектирования на выбор схемы шасси имеют
влияние следующие функциональные требования.

1.	На этапах разгона, отрыва носового колеса, взлета, выравнивания и каса-
ния контактировать с ВПП могут только колеса шасси. Между ВПП и другими
частями самолета, такими как хвостовая часть фюзеляжа, концы крыла, лопасти
винтов, должны быть обеспечены соответствующие зазоры.

2.	Давление пневматиков и конфигурация шасси должны быть выбраны в со-
ответствии с прочностью ВПП аэродрома, с которого предполагается эксплуатиро-
вать самолет.

3.	Стойки шасси должны поглощать вертикальные посадочные нагрузки и об-
ладать хорошим демпфированием. При рулежке по неровной поверхности стойки
шасси не должны передавать удары на конструкцию.
4	Эффективность торможения должна быть высокой, при этом максимальные
возможные силы определяется состоянием ВПП Во время посадки или скорост-
ной рулежки при боковом ветре не должно быть тенденций самолета к неустойчи-
вости движения, например, к разворотам и наклонам

5	В качестве узлов крепления шасси должны быть выбраны соответствующие
силовые элементы самолета, д :я размещения шасси должны быть предусмотрены
достаточные внутренние объемы.

В разд 2 5/где рассматривались общие схемы шасси, уже обсуждался вопрос
выбора трсхопорной схемы с передним и хвостовым колесом и велосипедной
схемы Был сделан общий вывод о том, что трехопорная схема с передней стойкой
полностью вытеснила схеме с хвостовой опорой главным образом из-за лучших
устойчивости, торможения и управляемости На самолетах специального назначе-
ния, однако, могут встречаться схемы шасси и с хвостовой опорой, и велосипед-
ной схемы

Информация, представленная в настоящей главе, является обзором данных
работ [10 1—10 4] Более детальный анализ конструирования шасси можно найти
в работе [10 1], которую можно считать стандартным справочником по шасси.

10.2.	ПРИВЕДЕНИЕ ШАССИ В СООТВЕТСТВИЕ
С ПРОЧНОСТЬЮ ПОКРЫТИЯ АЭРОДРОМА

10.2.1.	Классификация ВПП

Давление в пневматиках колес легких самолетов, эксплуатирующихся с травяных
и грунтовых аэродромов не превышает обычно 4 кгс/см2, как указано в табл 10 L
Когда нагрузка на колесо превышает 4500 кге и давление в пневматике более
4 кгс/см2, необходимо учитывать несущие способности покрытия ВПП. Напряже-
ния в покрытии или вероятность его повреждения зависят от конструкции шасси
и типа покрытия Различают два класса покрытий:

Таблица 101

Рекомендуемые давления в пневматиках

Гип ВПП

Максимальное
давление
в пневматиках»
кгс/см1

Большие, хорошо оборудованные аэропорты (бетонная ВПП)
Небольшие гудронированные ВПП с хорошей основой
Небольшие гудронированные ВПП с плохой основой
Твердая травяная ВПП с зависимости от почвы
Мокрая, травяная болотистая ВПП
Твердый пустынный песок
Мягкий рассыпчатый песок

8,5—14

5 “6,3
3,5-5
3 2—4 2
2,1-12
2,8-4,2
1 8—2,5

а)	ВПП с жестким покрытием, состоящим из отдельных бетонных плит, уло-
женных на сравните шно мягкий грунт Разрушение такого покрытия обычно про-
ис ходит по умам плит, особенно при глинистом грунте Песчаный грунт создает
бо iee бла!оприятную опору,

б)	ВПП с нежестким покрытием, представляющим сравнительно толстый слой
асфальта, положенный на основу из гравия или песка часто с промежуточным
слоем битого камня Толщина такого покрытия почти в два раза больше бетон-
ного Разрушения вызываются местными вмятинами

Кроме указанных наиболее распространенных на практике покрытий сущест-
вуют ВПП из утрамбованного мелкого гравия на аэродромах второстепенного
значения

Для исключения повреждений ВПП аэродромов классифицируются в соответ-
ствии с различными характерными параметрами
относительная прочность но Калифорнийской шкале........................... СВР

единый показатель прочности .	.	................................ UCT

показатель нагрузки на БПП............................................    RLI

классификационный номер нагрузки.......................................... LCN

Для некоторых аэродромов несущая способность ВПП задается просто макси-
мальной допустимой взлетной массой самолета Прочность по Калифорнийской
шкале дает несущую способность в процентах несущей способности поверхности,
изготовленной из камня твердого типа Этот показатель объяснен в работе [10 2]
и используется для классификации ВПП с нежестким покрытием Аэродромы без
твердого верхнего слоя также классифицируются по этому показателю

В США используется единый показатель прочности ВПП, у которого много
общего с общепринятой классификацией по LCN Метод определения единого
показателя приведен в работе [10.2] Показатель нагрузки на ВПП также имеет
много общего с общепринятой классификацией по LCN которая представлена
ICAO на основе большого объема теоретических и экспериментальных работ и
принята во многих странах. Допустимые величины нагрузки на ВПП определены
для всех основных аэродромов и самолеты должны проектироваться с учетом этих
ограничении Типичные ве шчины допустимой нагрузки для различных категорий
самолетов даны в табл 10 2

Таблица 10 2

Классификационный номер нагрузки LCN
для основных стоек шасси некоторых самолетов

Тип самолета	$взл mar  К1	Давление пневматикой, кгс'см2	LCN
Фоккер Г 27 Мк 500	20400	5,6	19
Фоккер F-28 Ми 2000	29500	7	27
Макдоннел Дуглас DC 9/10	41300	9	39
Боинг 707/320	I3650G	9Л5	58
Макдоннел Дуглас DC 10/10	186500	12,25	88

Большой объем испытании на жестком и не местком покрытиях показал, что
несущая способносто РПП зависит от эквивалентной одноколесной нагр\зки и
давления в пневматиках Эта зависимость воспроизведена на рис 10 1, которая
может быть использована дтя нахождения допустимых величин нагрузки на еди
личное колесо при заданных давлениях пневматика и LCN Для многоколесных
стоек ^та диаграмма применима после приведения к эквивалентной одноколесной
нагрузке, как это указано в следующем разделе

10.2.2.	Эквивалентная одноколесная нагрузка (ЭОН)

ЭОН стойки, состоящей из двух или более колес, близко расположенных относи-
тельно дру. друга, раина нагрузке на единичное колесо, имеющее то же давление
в пневматике и вызывающее те же напряжения в покрытии ВПП, что и группа
колес Эта эквивалентная нагрузка основывается на факте, что при заданной на-
1рузке распределение напряжений в покрытии ВПП от нескольких колес носит
более благоприятны.} характер, чем при одном колесе Типичные значения коэф-
фициентов снижения нагрузок, т е реальная статическая нагрузка на стойку,
деленная на ЭОН, составляет 4/3 дтя двух колес и 2 для тележки из двух пар
колес [10 4]

Для расчета ЭОН разработаны различные методы в зависимости от механиче-
ских характеристик ВПП и схемы шасси Методы, описанные ниже д тя жесткого
и нежесткого покрытий и для естественной ВПП, покрытой гравием, можно наити
в работе [10 3, 10 4]
Рис. ЮЛ. Классификационный номер нагрузки для
различных комбинаций давления в пневматике
и нагрузок на колесо [10.6]:

Примечание, Данные, приведенные в
справочнике 1САО [10,3]\ несколько отличаются
от указанных

ней стойки, но она редко является критической с

Жесткое покрытие. Харак-
теристики ВПП обычно выра-
жаются радиусом относитель-
ной жесткости бетона L. При
отсутствии более полных дан-
ных для определения L можно
пользоваться выражением

Д = с!3/4,	X10.I)

где 5— толщина покрытия
ВПП, а постоянная с учитыва-
ет жесткость покрытия и сос-
тавляет: 10,1 для мягкой осно-
вы ВПП и 7,7 для твердой ос-
новы, при этом L и 5 измеря-
ются в см. Когда толщина же-
сткого слоя не указана в Требо-
ваниях, задаются значением L,
равным 115 см, что экивалент-
но 6=25 см при плохой основе.
Эти значения обеспечивают оп-
ределенный запас. Однако при
проектировании большого само-
лета такой подход может при-
вести к необоснованным требо-
ваниям к шасси, в связи с чем
следует руководствоваться бо-
лее точными данными.

На основании данных,
представленных на рис, 10.2 и
10.3, зная расчетную или задан-
ную величину L и геометрию
шасси, можно рассчитать ЭОН.
При строгом подходе следует
определять ЭОН и для перед-
этой точки зрения. Для тележки

с двумя парами колес, расположенных тандем на каждом конце оси, каждая па-
ра заменяется одним колесом с одинаковой ЭОН при помощи данных рис. 10.2.
ЭОН для четырех колес рассчитывается на основе данных рис. 10.3.

Нежесткое покрытие. Графический метод определения ЭОН для нежесткого
покрытия ВПП показан на рис. 10.4. Величина ЭОН считается отдельно для каж-

дого пневматика, когда толщина покрытия не превышает половины расстояния
между ближайшими точками контакта колеса с ВПП — D/2. Площадь контакта
для каждого колеса равна нагрузке на него, деленной на давление пневматика.
Считая, что отпечаток от колеса имеет форму эллипса, с соотношением осей 1,4
можно написать

£>/2 =

(102)

где Sr — расстояние между центрами отпечатков; Рн — статическая нагрузка на
колесо; q — давление пневматика.

Когда толщина покрытия не превышает удвоенного расстояния между цент-
рами двух наиболее удаленных друг от друга площадей контакта (т. е. ST для
пары колес или Sd для четырехколесной тележки), ЭОН считается равным на-
грузке от одного колеса.

Между двумя пределами 6 предполагается, что ЭОН линейно зависит от 6
в логарифмическом масштабе.
Расстояние между тесани [ L

Рис. 10.4. ЭОН для различных толщин
нежесткого покрытия ВПП при много-
колесных стойках шасси:

/ — тележка из четырех колес; 2 — пара
колес

SJH'HOC

Рис. 10.2. Кривые эквивалентной одноко-
лесной нагрузки для жесткого покрытия
и спаренных колес:

Примечания. 1. Площадь кон-
такта равна суммарной площади контакта
всех колес шасси.

2 ЭОН = общая нагрузка на стойку
коэффициент редуцирования

Рис. 10.3. Кривые ЭОН для жесткого покрытия и четы-
рехколесной тележки [10.3]:

1 — площадь контакта /Р
Примечав и я.

1	ЭОН — общая нагрузка на стойку
коэффициент редуцирования

2.	Площадь контакта равна суммарной
контакта всех колес одной стойки шасси.

3.	L — радиус относительной жесткости.

площади
Вместо графического изображения можно использовать следующие формулы
для пары колес

log ЭОН = log Рк + 0,3

log 5 — log D/2

log 2ST — log D/2

или для двух пар колес

log ЭОН - - log Рк +0,6

log 6 — log D/2
log 25^—log 0/2 *

(Ю.З)

(ЮЛ)

Пример определения LCN рассмотрен ниже для самолета Макдоннел
DC-10/10. Для полетной массы 176 000 кг предполагается, что нагрузка на одну
основную стойку шасси равна 46% веса или 81 000 кге. Давление пневматиков
составляет 12 ктс/см-’

Для жесткого покрытия толщиной 30,4 см радиус относительной жесткости
для хорошей почвы составляет А=100 см При 5В = 163 см и Sr = 137 см находим
SB/L= 1,63 и Sr/A= 1,37. Суммарная площадь контакта на стойку равна 81 000/12 =
= 6774 см2, следовательно (площадь контакта)+2 = 0,677. Используя рис. 10 3,
получаем коэффициент \ меныпения 3.4, который дает ЭОН = 81 000/3,4 =
= 23800кгс. Из графика 10 1 находится классификационный номер нагрузки
LCN = 76.

Для нежесткого покрытия толщиной 6=110 см расстояние £д = 213 см (см.
рис 104), следовательно, D/2 = ST/2—{Р/(4 - l,4n^)}‘/2 = 49 см для нагрузки на
колесо, равной 20 250 кге. Используя зависимость.ЭОН от 6 в логарифмическом
масштабе по рис 10 4, находим, что ЭОН = 33 930 кге, а из рис. 10.1 следует, что
l_CN=100 Эти данные хорошо согласуются с материалами разработчика са-
молета.

10.2.3. Многоколесная схема шасси

Приведение в соответствие несущих способностей современных ВПП с непрерыв-
но растущей полетной массой транспортных самолетов рождает многочисленные
схемы шасси со спаренным, тандемным и спаренно-тандемным расположением
колес. Применение многоколесных опор увеличивает также безопасность, умень-
шая последствия разрушения одного пневматика. Кроме того, тандемное или
спаренно-тандемное расположение колее создает преимущество при переезде
пернятствия, поднимая самолет на половину высоты этого препятствия

Рис 10 5 показывает, что для взлетной массы самолета до 200 000 кг допус-
тимо использование двух основных стоек шасси; при большей массе самолета
неизбежны радикальные изменения в схеме шасси. Например, Макдоннел Дуглас
DC 10/10 со стояночной массой 204 490 кг оборудован шасси с двумя основны-
ми стойками, но внедрение модификации самолетов DC-I0/30 и DC-I0/40 с уве-

0	0,9	1,8	2,7	3 6

Максимальная взлетная масса,кгх105

Рис. ЮЛ. Требуемая толщина
нежесткого покрытия ВПП для
некоторых транспортных само-
летов при относительной жест-
кости основы под покрытием по
Калифорнийской шкале, равной
15 [10, 23]:

1 — две опоры, четыре колеса;
2 — две опоры, восемь колес;

3 ™ более чем две опоры, 10^
16 колес

I

1
Рис. 10«6. Система выравнивания
нагрузок на основные опоры
шасси самолета Боинг 747:

и — ровная поверхность; б — по*
ворот на неровной поверхности;

& — поперечная ре1улнровка; г —
посадка на хвост

а)

личенной дальностью и стояночной массой 253 105 кг привело к необходимости
установки третьей основной стойки для распределения нагрузки на большую
площадь контакта. Самолеты Боинг 747 и Локхид С-5А имеют даже по четыре
основных стойки и рис. 10.5 показывает, что, несмотря на значительную раз-
ницу масс самолетов DC-8, DC-10 и Боинг 747, эти самолеты эксплуатируются
с одних и тех же ВПП

Использование многоопорной схемы шасси требует равномерного распреде-
ления нагрузки по стойкам при прохождении неровностей или при наличии кре-
на или тангажа самолета. На рис 10.6 приведена пневмогидравлическая схема
выравнивания нагрузки на стойки шасси самолета Боинг 747. Наличие гидравли-
ческой связи между амортизаторами парных стоек с каждой стороны выравни-
вает нагрузку между стойками. Самолет Локхид С-5А, имеющий четыре основ-
ных стойки шасси [10, 29], каждая из которых несет тележку с шестью колеса-
ми, обладает показательной проходимостью. С уменьшенной взлетной массой он
может взлетать с неподготовленной ВПП

Для многоопорного шасси характерны большие моменты при развороте на
земле, особенно если самолет поворачивается вокруг одной стойки. Применение
управляемых основных стоек позволяет уменьшить радиус разворота, снизить
боковые нагрузки и истирайие колес шасси. Однако детальное рассмотрение этих
вопросов не является целью настоящей книги.

10.3.	РАЗМЕЩЕНИЕ КОЛЕС

Этот раздел посвящен выбору схем размещения колес шасси. Прежде всего оп-
ределены допустимые зоны контакта пневматика с поверхностью ВПП, исходя
из условий устойчивого движения самолета при рулежке, разбеге и пробеге На
основании предположения о том, что центр отпечатка пневматика совпадает с
центром зоны контакта, находятся условия размещения шасси на самолете.
В большинстве случаев справедливо считать центром площади контакта с ВПП
ось колеса или ось поворота тележки

10.3.1.	Углы тангажа и крена при взлете и посадке

Высота стоек шасси должна быть достаточной для того, чтобы исключить кон-
такт частей самолета с ВПП при любых возможных комбинациях углов танга-
жа & и крена у при взлете или при посадке Общепризнанно, что располагаемый
уюл тангажа при отрыве или касании должен быть не меньше угла тангажа,
допустимого с точки зрения летных характеристик. Гсоме1рические обозначе-
ния по углу тангажа могут оказать неблагоприятное влияние иа скорость от-
рыва и, следовательно, длину взлетной дистанции Геометрические ограничения
Рис. t0.7. Ограничения по углам
тангажа и крена, определенные на
основании геометрии самолета:

J — увеличение высоты шасси; 2 —
хвостовая часть фюзеляжа; 5 —
гондола внешнего двигателя; 4 —
законцовки крыла

по угл} крена приводят к нежелатель-
ным эксплуатационным ограничениям по
боковому ветру при посадке.

Геометрические ограничения можно
представить в виде диаграммы в коорди-
натах &—у (рис. 10.7). Границы на диа-
грамме определяются точками контакта
хвостовой части фюзеляжа, концов кры-
ла, гондол двигателей под крылом, за-
крылков или других частей самолета с
ВПП.

При заданных геометрии самолета и
длине основных стоек шасси предел по
-О находится непосредственно по виду
сбоку. Условия касания ВПП концами
крыла (рис. 10.8 *) определяются по
формуле

2ЛШ

tg V = tg ф +	— tg& tgy.. (10.5)

Подобные условия могут быть найдены и для других частей самолета. Рис. 10.7
показывает ограничение крена по гондолам, которое бывает больше, чем по крылу.
На диаграмме изображен также эффект удлинения стоек шасси.

Точное определение величин у и '0 возможно после расчета характеристик
самолета, а их приближенная оценка дана ниже

Угол тангажа при отрыве. Для легких самолетов требуемый при отрыве угол
тангажа порядка 12—14° не вызывает проблем. Транспортный самолет с меняю-
щейся внешней геометрией и характеристиками взлета требует более детальных
расчетов. Существует следующее приближенное выражение, заимствованное из
работы [10.25]:

$отр — U доп 4-

(10.6)

где /] и /2 — размеры, указанные на рис. 10.8 и Фотр относится к условиям, когда
шасси полностью выпущено.

В формуле (10.6) величина аДОп соответствует наибольшему взлетному углу
атаки, разрешаемому в условиях эксплуатации. Второй член уравнения учитывает
перемещение вверх 1ДМ самолета при полностью выпущенном шасси. Последний
член представляет приращение угла тангажа после отрыва носового колеса, так
как самолет продолжает вращательное движение и хвостовая часть, особенно у
больших самолетов, приближается к ВПП [10.5]. Типичные величины скоростей
вращения по тангажу составляют d'&ldt^Z—4 град/с для больших транспорт-
ных самолетов (DC-8, В707, 747) и dO/d(=4—5 град/с для небольших самоле-
тов (F-28, ВАС 1-11).

Методика оценки аэродинамических данных, необходимых для решения
(10.6), приведена в приложениях Е, G и К- Объем работы, предусмотренный этой
методикой, неоправданно велик пои проектировании шасси на этапе эскизного
проекта и вместо нее может быть использован приближенный метод, рассмотрен-
ный ниже. На винтовых самолетах влияние спутной струи от винтов на подъем-
ную силу весьма заметно. Приемлемые значения параметров дает выражение в
градусах’

(Ю.7)

при отсутствии на крыле закрылков

* Разница между углом крена и виража здесь не учитывается, что приемлемо при не-
больших углах тангажа.

392


Рис. ЮЛ. Геометрические понятия, связанные с углами крена и тангажа, допустимыми при
взлете и посадке:

/ — движение законцовкн крыла вниз; 2 —линия ВПП в статике; 3 — выпущенное шасси;
4— точка контакта с ВПП

Для реактивных транспортных само-
летов условия отрыва вытекают из выра-
жения для срывного угла атаки (рис.
10.9). Пренебрегая балансировкой хвос-
тового оперения и влиянием земли, мож-
но написать:

I

а доп —

[( ^шах)$3==0 ^кр

— k(Cy \ 1,
\ тах/взл]

(10.8)

где предполагается, что отклонение за-
крылков во взлетную конфигурацию не
оказывает заметного влияния на крити-
ческий угол атаки и чго фюзеляж распо-
ложен горизонтально в крейсерском по-
лете. Вводя приближенную зависимость
для коэффициента наклона кривой подъ-
емной силы крыла с большим удлинением

Рис. 10.9. Определение угла атаки самоле-
та при отрыве по кривым подъемной силы
для крейсерского полета и взлета:

1 — закрылки во взлетвом положении; 2 —
закрылки убраны
2л COS Хо,25

1 +2/Х

(10.9)

и учитывая влияние земли, находим:

(/	2 \ Г(Сгтах)з =0

«'доп = 9,12111 4* "Г- 1

1Л X / I cos Хо.25

(^'Кшах)нз1 ^-TKp

Хо,25 COS Хо,25

(10.10)

Показатель А учитывает запас по Cy max, который необходим во всех случаях
взлета. Он зависит от аэродинамических характеристик и может быть принят рав-
ным 0,15—0,20. При отсутствии более лучших данных можно считать:

(Су max)g

------------=1,5 (при отсутствии механизации передней кромки);

cos Хо,25

(Су тах)ез=о

-----------=2,1 (при наличии механизации передней кромки), (Ю.11>
cos Х.0,25

Углы крена и тангажа при посадке. На реактивных самолетах максимальные
углы тангажа при посадке обычно меньше, чем при взлете, так как критический
угол атаки крыла при полностью выпущенных закрылках меньше на несколько
градусов, чем при взлете. У винтовых самолетов взлетные и посадочные углы тан-
гажа практически одинаковы. В качестве гфиемлемых величин углов крена можно
принять:

для транспортных самолетов — 8°

для легких самолетов — 15°.

10.3.2.	Устойчивость при касании и рулежке
для трехопорной схемы шасси

При проектировании шасси необходимо анализировать различные варианты ста-
тической и динамической неустойчивости, однако ниже рассмотрены мероприятия,
направленные на исключение только опрокидывания самолета. С этой целью ис-
пользуется вид в плане схемы статически нагруженного шасси самолета (см.
рис. 10.11). Самолет может опрокинуться вокруг любой из линий, соединяющих
контактную площадь пневматиков, если результирующая аэродинамических и
массовых сил пересекает землю в точке, лежащей за пределами треугольника,
образованного соединительными линиями (рис. 10.10). В этом случае не создается
реакции, препятствующей тенденции к опрокидыванию самолета.

Условия при касании. Наиболее неблагоприятным будет случай, когда ЦМ
расположен дальше всего к хвосту и выше. При отсутствии тормозящих сил (на-
грузок от раскрутки колес) основную роль будет играть сила, действующая в
вертикальной плоскости, которая пересекает плоскость земли на некотором рас-
стоянии за проекцией ЦМ на землю. Основные стойки шасси должны распола-
гаться, по крайней мере, на этом расстоянии за ЦМ, следовательно:

/ос (^ц.м 4" ®ам)	(Ю. 12)

где баМ —статическое обжатие пневматика плюс амортизатор и /1Ц.М — высота ЦМ
на рулежке.

Предотвращение бокового переворота самолета. Боковые силы на самолет
могут возникнуть при боковом ветре, посадке с углом рыскания к оси ВПП или
при развороте в процессе рулежки на большой скорости. Рулежка по неровной
поверхности также создает опасность переворота. Простые геометрические рас-
суждения показывают, что угол (р (см. рис 10.10), определяющий тенденцию
к боковому перевороту, не должен превышать 60°, при этом величина в пределах
55—57°, вероятно, является максимальным безопасным пределом Это условие
определяет минимальную ширину колеи. Подобный статистический подход не
Рис. 10.10. Условия устойчивости при касании н рулежке самолета

всегда приемлем, особенно при установке стоек шасси на фюзеляже и требует
дополнительного анализа.

На рис. 10.11 показан случай неблагоприятного положения ЦМ, т. е. край-
няя передняя центровка с максимальным боковым смещением при асимметрич-
ной загрузке (точка 0). В результате боковая сила nzG вызовет крен, величина
которого будет зависеть от жесткости шасси и ширины колеи. Угол крена может
быть найден из уравнения сил следующим образом;

tg Y =	-Ц*- пг,	(10.13)

► ►

где ш — параметр, характеризующий жесткость шасси, определяется на ос-
новании рис. 10.11; бам—статическое обжатие пневматика и стойки; t — шири-
на колен; Лц.м — высота ЦМ над землей при рулежке; п2 — боковая перегрузка.

При появлении наклона самолета его ЦМ сместится в бок на величину
Лц.м1§у (точка Q). Если представить вес в виде вектора, имеющего длину Лц м
и приложенного в ЦМ, тогда в сумме с боковой нагрузкой nzG результирующая
сила пересечет землю в точке, которая будет лежать на расстоянии н2/1ц м в
сторону точки Q. Когда действует только продольная инерционная сила nxG,
при торможении точка пересечения будет лежать на расстоянии nxG впереди
точки 0. Наиболее неблагоприятным случаем с точки зрения опасности переворо-
та будет сухая ВПП, когда силы сцепления между пневмэтиками и землей будут
максимальными. Для этих условий величина пх принимается равной 0,5—0,6, а
пг=0,5 ед. Для травяной ВПП принимаются /гх = п2 = 0,35. При равенстве перегру-
зок во всех направлениях предельные точки пересечения, упомянутые выше, бу-
дут располагаться по окружности с центром в точке 0 с радиусом:

Г—	1 Ч-	1.	(10.14)

\	*	*	t

Линин, соединяющие отпечатки основных стоек шасси с передней стойкой и
касательные к этой окружности определяют условия по минимальной ширине
колеи, если положение передней стойки известна.

Уравнение 10.13 показывает, что при заданных боковых силах, угол крена
обратно пропорционален квадрату ширины колеи. Когда узкая колея диктуется
условиями обшей компоновки, самолет будет подвержен эффекту «боковых
завалов», для компенсации которого потребуется повышенная жесткость (т. е.
пониженная величина и уменьшенный ход амортизатора 5ам).

При расчетах по формулам (10.13) и (10.14) можно считать, что статическое
обжатие пневматиков составляет 1/3 максимального обжатия, а амортизатора —
3/4. Для шасси с линейной зависимостью нагрузки на колесо (пружинные аморти-
Рис, 10Л1. Границы размещения шасси на основании условий устойчивости:

М — выбранное положение основной опоры шасси; №— выбранное положение передней
опоры шасси; /—предельное положение основной опоры по условию крена; //— предель-
ное положение основной опоры при заданном N из условий устойчивости по перевороту;
III— предельное положение передней опоры шасси при заданном Af из условий устойчи-
вости по перевороту; / — направление движения; 2 — зона центровок; 3 — статическая на-
грузка; 4 — амортизатор; 5— пневматик

заторы, пневматические колеса) величина Аж,ш=1; для стоек с гидравлическим
амортизатором величина ш лежит в пределах 1/3—1/2.

10.3.3.	Высота, колея и база трехопорного шасси

Наиболее выгодное расположение шасси может быть определено По конструктив-
ным ограничениям на трех проекциях самолета (рис. 10.12).

Вид сбоку, 1. При взлете и посадке хвостовая часть фюзеляжа должна иметь
зазор над землей величиной не менее максимального обжатия пневматиков или
2% (Л+/г) (см. рис. 10.8). Положение самолета известно из аэродинамических
расчетов или эксплуатационных данных или может быть приблизительно оценено,
как указано в подразд. 10.3.1. В этом случае шасси рассматривается в полностью
выпущенном состоянии

2.	В процессе рулежки (стойки обжаты статической нагрузкой) должен быть
обеспечен зазор для винта не менее 18 см. Для случая нормального пневматика
и полностью обжатого амортизатора, винты или любая другая часть самолета не
должны касаться земли *.

3.	Для исключения ударов хвостом о землю при касании, центр площади
контакта пневматиков должен находиться непосредственно за пересечением нор-
мали, проходящей через ЦМ при задней центровке, с землей. При отсутствии
других данных угол тангажа при касании можно принять равным Фотр.

Вид в плане. 1. Когда нагрузка на переднюю стойку меньше 8% ^в.чл шах
управляемость и устойчивость на рулежке ухудшится, особенно при боковом вет-
ре. Если статическая нагрузка на переднюю стойку превышает 15% Овзп max,
возникают большие нагрузки при торможении, сам процесс торможения станет
менее эффективным, а для управления могут потребоваться большие усилия. Хотя
указанный диапазон допустимых значений нагрузок достаточно широк, необходи-
мо иметь в виду, что изменение центровки самолета оказывает большое влияние
на загрузку передней стойки. Рис. 10.12 связывает границы по расположению
передней стойки с массой самолета и балансировочной диаграммой.

♦ См. также подразд. 6.4.1.
Приведенные цифры следует рассматривать как рекомендации, а не требова-
ния. При выборе размещения передней стойки конструктивные соображения мо-
гут иметь решающее значение.

2.	После выбора местоположения передней стойки, максимальный угол, пред-
отвращающий боковой переворот и равный 57° или определенный графическим
методом в подразд 10.3.2, задает минимальную ширину колеи основных стоек
шасси. При известном положении основных стоек и, таким образом, колеи выби-
рается затем нижнее значение базы колес уже с меньшей точностью.

3.	Иногда возникает необходимость сдвига основных стоек шасси назад даль-
ше, чем это требуется по условиям устойчивости. Типичными примерами таких
случаев являются-

грузовые самолеты с погрузочной дверью в хвостовой части фюзеляжа;

самолеты с двигателями в хвостовой части фюзеляжа, имеющие большой
сдвиг UM назад в незагруженном виде.

Цель смещения в этих двух случаях заключается в обеспечении загрузки
самолета без помещения балласта в нос или установки специальной опоры в
хвостовой части фюзеляжа.

• Однако существуют серьезные возражения против такого смещения стоек,
вызванные следующим:

отрыв передней стойки при взлете будет более трудным, самолет будет от-
рываться позднее, продольное управление ухудшится для летчика, если не уве-
личить мощность руля высоты [10.14];

нагрузка на переднюю стойку возрастет и для повышения эффективности
торможения может возникнуть необходимость оборудовать тормозом и носовое
колесо.

Вид спереди. Основные факторы, которые следует рассматривать при опре-
делении высоты шасси, вытекают из материалов подразд. 10.3.1 по допустимым
углам крена и тангажа. Минимальная ширина колеи основных стоек определя-
ется при сравнении требований по устойчивости и боковому перевороту.

После того как все ограничения установлены, конструктор может выбрать
самые короткие по высоте стойки шасси, которые удовлетворяют всем требова-
ниям. Отклонения от этого правила могут быть вызваны следующими причи-
нами:

при выбранной ширине колеи минимальная высота стоек может оказаться
недостаточной для обеспечения расположения колес в нужном месте после их
уборки;

высота стойки будет слишком малой для установки амортизатора (см.
подразд. 10.5.2);

может возникнуть необходимость удлинения фюзеляжа, которое потребует
более высоких стоек шасси при одинаковом угле поворота на взлете (см.
рис. 2.8);

Если высота стоек шасси оказалась неприемлемо большой, необходимо рас-
смотреть возможности изменения конструкции самолета. В зависимости от вида
ограничений эти изменения могут касаться:

контура хвостовой части фюзеляжа;

увеличения угла установки крыла относительно фюзеляжа;

увеличения угла поперечного V крыла;

перекомпоновки силовой установки.

Для винтовых самолетов высота передней стойки определяется требуемым
зазором винта над землей (см. подразд. 6.4.1). В других случаях высота перед-
ней стойки выбирается из условия горизонтального или слегка повернутого но-
сом вниз положения фюзеляжа самолета на земле.

10.3.4. Трехопорное шасси с хвостовой опорой

Главным фактором в этом случае является посадка, так как самолет производит
касание в условиях, близких к сваливанию. Считая СГФ горизонтальной в крей-
серском полете, приближенное выражение для критического угла атаки можно
написать в виде

etc = (12 — ЮСус) (1 4-ЗД).

(10.15)
Рис. IQ.12. Расположение стоек шасси на трех проекциях общего айда само-
лета:

1 — просадка законцовок крыла, 2 — зазор

Ограничения на виде спереди

/ — боковой переворот, // — контакт двигателей с ВПП; III — зазор закон-
цовки крыла над ВПП, /V —зазор хвоста фюзеляжа при взлете
Ограничения на виде сверху

/ — нагрузка на переднюю опору 8% сВЗл таг //—нагрузка на переднюю
опору 15% GB3JI тах; /// — ограничение по перевороту; /V— касание; V —
ограничение по перевороту при фиксированном положении передней опоры
Ограничения на виде сбоку

/ — касание, // — зазор хвостовой части фюзеляжа при взлете
Рис* 10ЛЗ. Расположение основ-
ных опор шасси трехопорной
схемы с хвостовым колесом:

J— линия земли, 2—передняя
центровка

На этот угол необходимо ориентироваться при посадке самолета на хвост с пол-
ностью выпущенным шасси*

Размещение основных стоек в этой схеме будет определяться условиями ус-
тойчивости при полном торможении на посадке. Результирующая сила от на-
грузки, действующей на колеса перпендикулярно земле и трение с землей, долж-
ны создавать момент на кабрирование* Условие для определения угла на
рис 10*13 имеет вид



(10.16)

Если принять / = 0,25.0 35 в зависимости от условий ВПП (т е травяного по-
крытия) или предельного тормозною момента, то угол j3 должен быть не менее
14—17°, причем последняя цифра принимается обычно как нижний предел.

При слишком переднем расположении основных стоек возникают трудности
в обеспечении благоприятного положения самолета при взлете. Зазор между
винтом и землей при взлете должен быть не менее 23 см (см также подразд.
64 1).

10.4.	ТИП, РАЗМЕРЫ И РАБОЧЕЕ ДАВЛЕНИЕ ПНЕВМАТИКОВ

На рис. 10.14 изображены некоторые варианты рисунков про-
тектора пневматиков, выбор которых будет зависеть от назна-
чения. Наиболее распространен рисунок протектора в виде ка-
навок и ребер Он обеспечивает хорошее сцепление с мокрой
ВПП и снижает повреждаемость протектора камешками и
галькой, которые могут находиться на ВПП. На самолетах, у
которых двигатели расположены в корневой части крыла пли
по бокам хвостовой части фюзеляжа, испотьзуются протекто-
ры с ребордой, которая отражает в бок струю воды на мокрой
ВПП.

Протекторы с двумя беговыми дорожками предназначены
для предотвращения тенденции к «шимми»; они используются
главным образом на легких самолетах с одним свободно ори-
ентирующимся носовым колесом.

«Шимми» — это резкие самовозбуждающиеся колебания
вокруг оси поворота стойки, вызванные положительным сдви-
гом самоориентирующегося колеса. Мерами борьбы с этим яв-
лением могут быть применение гидравлических демпферов или
демпферов трения или обеспечение высокой степени устойчиво-
сти движения колеса. Очевидно эффект применения колеса с
двумя беговыми дорожками эквивалентен использованию двух
спаренных колес.

Рис. 10.14. Образцы рисунка протектора пневматикой шасси:

л—нормальный, износоустойчивый протектор с хорошими характери-
стиками на мокрой ВПП, б—протектор с отражательной ребордой
Для самолетов с двигателями в хвостовой части фюзеляжа; в — пнев
матик с двумя беговыми дорожками, предохраняющими от колебаний
типа «шимми»
Рис. 10.15. Данные пневматиков;

а — американские размеры; б —англий-
ские размеры, в—обозначения пневмати-
ков и их размеры

Лаглинекие
размгры

Амециканекие
размеры

В)

Dt * bt~d

36 * JO-18

S- 4

П 15,5-2u
?6*6,6
32 м ji,5-15

Пневматики изготовляются в соответствии с каталогами по американским,
английским и французским стандартам размеров. Определение размеров пнев-
матикой и обзор их использования на самолетах даны в работе [10.30].

Выбор размера пневматика упрощается, если использовать рис. 10.15, кото-
рая построена в зависимости от статической нагрузки. Поскольку характеристи-
ки пневматиков постоянно улучшаются, данные рис. 10.16 следует проверять по
последним каталогам изготовителя, чтобы убедиться, что данный тип пневмати-
ка выпускается и его характеристики не изменились.

10.4.1.	Пневматики основных стоек

Выбор пневматика для основных стоек шасси обычно производится на основании
случая статического нагружения. Нагрузка определяется массой самолета, чис-
лом основных стоек, числом колес на стойку и размещением стойки относитель-
но ЦМ. При этом принимается, что самолет рулит без торможения на неболь-
шой скорости и, следовательно, нагрузка на колесо находится из условия стати-
ческого равновесия. Из рис. 10.15 можно вывести следующую зависимость для
общей нагрузки на основную стойку:

(10.17)
Критическим является условие задней центровки при максимальной взлетной
массе*. Если данные, необходимые для расчета, отсутствуют, можно принять,
что две основных стойки шасси несут 46% <?взл max каждая.

Когда характеристики амортизаторов основных стоек известны, можно рас-
считать энергию, которую требуется поглощать при ударе во время посадки. Так
определяется максимальная динамическая нагрузка. При предварительном про-
ектировании допустимо предположение, что конструкция амортизатора будет
поглощать энергию, которую может поглотить пневматик при максимальном об-
жатии. В этом случае выбор пневматика может быть основан на действующей
статической нагрузке.

Для стоек шасси с одной осью общая нагрузка на стойку делится пополам
между колесами. В тележечной схеме нагрузка на колесо зависит от положения
точки поворота тележки. Если она находится посредине между передней и зад-
ней осями колес, нагрузки на них по статике равны, но передние колеса будут
перегружены при торможении. Это может быть исключено путем:

уменьшения высоты точки поворота тележки;

сдвига точки поворота назад;

использования компенсационных расчалок

Точку поворота тележки обычно располагают так, чтобы расстояние между
ней и передней и задней осями составляло соответственно 55% и 45% длины ры-
чага тележки. Тогда дополнительная статическая и динамическая перегрузки на
любом колесе будут ограничены 10%, и несущая нагрузка на пневматик прини-
мается с учетом этой величины [10, 1].

10.4.2.	Пневматики передней стойки

Выбор размеров пневматика основывается на величине нагрузки на переднюю
стойку при максимальном торможении — установившейся тормозной силе. Ис-
пользуя обозначения рис. 10.16, можно рассчитать нагрузку на переднюю стойку
при постоянном торможении из уравнений движения. Пренебрегая аэродинами-
ческим моментом и предполагая, что носовое колесо не имеет тормоза, получаем
следующие зависимости для участка торможения самолета:

G — У — Рж — ^п-ст — 0,

(10.18)

(10.19)

(10.20)

Рос^ос Ч~ f Рос^и.м	Рп.ст^плт — 0.

Нагрузка на носовую стойку определяется формулой

Поскольку X и У — величины положительные, максимальная нагрузка на но-
совую стойку наблюдается на малой скорости. Реверс тяги уменьшает нагрузку

(10.21)

Рве. 10.16. Силы, действующие на самолет при торможении

♦ Более точно при максимальной стояночной массе.
на неновую стойку, поэтому условие j?-0 приводит к максимальной нагрузке-

«ли

(10.22)

(10.23)

При наличии данных для расчета коэффициента трения (см. приложение К)
применимо уравнение (10 23) в то время, как уравнение (10 22) больше подхо-
дит, когда этих данных нет. Типичная величина ax[g^0,35 для сухого бетона и
простой системы торможения и adg— 0,45 для сухого бетона и автоматического
управления давлением в тормозах. Расчетным случаем является предельная пе-
редняя центровка при большой взлетной массе

10.4.3.	Давление в пневматиках

Когда должен быть определен размер пневматикой, выбор диапазона рабочего
давления в нем весьма ограничен. Считая нагрузку на колесо и конфигурацию
шасси постоянными, можно сказать, что масса и объем пневматикой будут умень-
шаться с ростом давления. Колеса будут занимать меньше пространства в уб-
ранном положении, а в выпушенном их сопротивление будет меньше Однако
следует иметь в виду и другие стороны повышения дав тения в пневматиках.

1 С увеличением давления площадь контакта с ВПП уменьшится Как объ-
яснено в разд 10 2, несущая способность ВПП накладывает ограничение на дав-
ление в пневматиках шасси

2 Конструкция колеса должна обеспечивать место для установки тормозов
внутри втулки, что определяет ее минимальный размер и ширину фланца Суммар-
ная энер!ия, поглощаемая при торможении, рассчитывается из условия 183 кге м
на кг максимальной посадочной массы для реактивных самолетов и 137 кге- м
на кг — для винтовых *. Для того чтобы энергоемкость тормозов сочеталась с
данными размерами пневматика и колеса, необходима консультация с изготовите-
лем тормозов Выбор пониженного рабочего давления в пневматиках приведет к
возрастанию их размеров и следовате тьно, появлению дополнительных объемов
для тормозов Ьсли приемлемые размеры пневматиков не могут быть определены и
после этого, может потребоваться специальная несимметричная конструкция втул-
ки колеса

3 Площадь контаъта пневматика с ВПП обратно пропорциональна рабочему
давлению и торможение будет менее эффективным с повышением давления в
пневматике В работе [10 27], например, приводится следующее выражение для
статического коэффициента трения на сухой ВПП-

/стат = 0,93 — 0,0155?,	<10.24)

где q в кгс/см2.

4. Самолет часто эксплуатируется на мокрых ВПП Скорость аквапланирова-
ния в этих случаях при соответствующем рисунке протектора, как было установ-
лено, почти целиком зависит от давления в пневматиках [10.27].

17,5/?,	(10.25)

где q в кгс/см2, а V в м/с

Давление пневматиков оказывает также влияние на дополнительную силу со-
противления, вызванную наличием воды и слякоти на ВПП. Хотя характеристики
реактивных транспортных самолетов с их относительно большой энерговоору-
женностью и скоростью перемещения по ВПП чувствительны к этому эффекту, на
практике его редко учитывают при выборе давления в пневматиках.

* Эти данные достаточ ю точные если посадочная скорость проектируемого самолета
мало отличается от скорости суше сгвующич самолетов данной категории,
10.5.	ГЕОМЕТРИЯ СТОЕК И СХЕМЫ УБОРКИ ШАССИ

После размещения шасси н выбора размеров пневматиков необходимо определить
сх 'му, размеры амортизаторов и, в случае убирающегося шасси, принципиаль-
ную кинематическую схему их уборки и размеры ниш для стоек

10.5.	L Поглощение энергии при касании

Максимальная кинетическая энергия самолета в направлении нормали к ВПП,
которая должна быть поглощена, определяется формулой

((0.26)

где Гр — максимальная скорость снижения перед касанием Считая с некоторым
запасом, что вся эта энергия будет полностью поглощаться основными стойками
шасси и пренебрегая рассеиванием части энергии в атмосферу, можно определить
требуемый ход каждою амортизатора по формуле

& — A^aM^cr-^f (тшн$11н “Ь ^ам$ам)»

(10.27)

где NaM— число амортизаторов на стойку, РСт — стояночная нагрузка на стойку,
Пеэ — отношение максимальной iiaipynai к стояночной, бян — максимальное об-
жатие пневматика, бам —ход амортизатора; т] — КПД процесса, равный отно
шению анергии, поглощенной пневматикой и амортизатором к произведению си-
лы Р на ход

Принимая статическую нагрузку на основные стоики равной 92% G, находим
формулу для расчета хода амортизатора *

1 / У2у	\

$ам — I 1 си э —’Ьн&ин )•	(10.28)

TiaM у *	/

К этой величине рекомендуется добавить 2—2,5 см для учета неточностей в ме-
тоде расчета и влияния других факторов Максимальная скорость снижения Vv
оговорена в требованиях Норм летной годности FAR 23 473 и 25 473, BCAR,
разд D, гл. D 3-5, § 4 и разд К, гл КЗ-5, § 2

Для легких самолетов

Уу 0,9((7/S)0’25,	(10.29)

где нагрузка на крыло в кгс/мг, а в м/с

Для транспортных самолетов Vy обычно составляет 3,66 м/с, хотя в требова-
ниях BCAR ее величина связана со скоростью сваливания Коэффициент перегруз-
ки пел можно принять равным 2—2,5 для транспортных самолетов и 3 — для лег-
ких самолетов

КПД, используемый в формуле (10 28), обычно принимается равным для '
пневматиков 1]пн = 0>47, пневмоамортизаторов т|ам = 0,6 0,65, металлических пру-
жинных амортизаторов т]ам = 0,7, жидкостных амортизаторов г|ам=0,75 .0,85 и
л^идкостно-газовых амортизаторов ?]3m = 0,80

Максимальное обжатие пневматика обычно приводится в справочнике или
определяется по следующей приближенной формуле'

Постоянная С в формуле (10 30) равна 0 5 При большом упрощении ход амор-
тизатора принимается равным трем статическим величинам обжатия пневматика

* Более правильно проекции хвда на плоскость, нормальную к плоскости земли
10.5.2.	Размеры шасси

Полезные статистические данные по этому вопросу даны в работах [10 4, 10 30]
и. могут быть сведены в обобщенном виде к следующему

1	Диаметр цилиндра тетескопической стоики шасси в см рассчитывается по
формуле

£>= 1,3+0,11/7^,	(10.31)

где РСт — максимальная стояночная вертикальная нагрузка на стойку в кгс

2	Зазоры между пневматиками и смежными частями самолета основывают-
ся на

максимальных размерах надутого пневматика,

увеличении диаметра пневматика вследствие действия центробежных сил при
высокой скорости качения

Хотя увеличение размеров пневматика зависит до некоторой степени от типа,
в общем случае можно считать, что увеличение ширины пневматика на 4% и диа-
метра на 10% является приемлемым Потребные зазоры для пневматиков, необ-
ходимые в связи с действием центробежных сил, могут быть получены из
рис 10 17

3	Расстояние между центрами колес при их парной установке должно быть,
по крайней мере, в 1,18 раз больше максимального приращения размера пневма-
тика Максимальное расстояние между осями колес с тандемной схемой установ
ки должна быть равна максимальному приращению диаметра плюс удвоенный
радиальный зазор, допускаемый по рис 10 17 Поскольку основание тележки
должно быть по возможности короче для уменьшения изгибающих моментов и
отклонения колес, его величина, превышающая в 1,2 раза приращение диаметра,
может быть принята на практике

4	Размещение колес на стойке шасси с колесами на каждой стороне стойки
амортизатора может производиться на основании формулы (10 31) и рис 10 17
путем добавтения удвоенного бокового зазора к диаметру цилиндра Этот раз-
мер определяет общую ширину стойки с двумя колесами

5	В случае применения спаренной тандемной тележки боковое расстояние
между центральными линиями колес должно быть в 1,8 раза больше макси-
мальной ширины пневматика

6	Длина стойки определяется главным образом ходом амортизатора (см
лодразд 10 5 1) и величиной перекрытия телескопического соединения Мини-

Увеличение ширины пнгвматиклв и

t>2,5(SAM^)

Рис 1017 Минимальные зазоры
между пневматиками и частями са-
молета.

1 — радиальный зазор на скорости,
2 *— боковой зазор на всех скоро
стих

Рис 10 18 Обозначение размеров стоек
шасси [10 4]:

а — одноколесная схема, б — много
колесная схема

О
мальныс ветчины показаны на рис 10 18 для двух типов простых телескопи-
ческих стоек

В работе [10 4] представлены статистические данные для определения раз-
меров х, у и г В общем случае считается, что длина стойки шасси составляет
около трех величин хода амортизатора для спаренных колес и многоколесных
стоек плюс радиус пневматика для схемы с одним колесом

10.5.3.	Уборка шасси

В настоящее время неубирающееся шасси используется исключительно на не-
больших самолетах личного пользования с небольшой скоростью полета (в диа-
пазоне 250—300 км/ч) В этих случаях грубая и прочная схема неубирающегося
шасси вполне оправдана для применения на аэродромах с естественным покры-
тием Иногда бывает целесообразным испо шзование схемы убирающегося напо-
ловину шасси В таб 1 10 3 показано, что даже на скоростях около 300 км/ч
применение убирающегося шасси способствует значительному хлучшению крей-
серских характеристик самотета Несмотря на небольшие раз шчия двух моди
фикаций самолетов Сессна, основное улучшение достигается все таки благодаря
применению убирающегося шасси Правда, фирма больше подчеркивает улучше-
ние внешнего вида ^лмотета с убранным шасси чем улучшение характеристик

Таблица 10 3

Сравнительные данные самолетов «Кардинал» фирмы Сессна

	«Кардинзл RG» (с убирающимся шасси)	«Кардинал 177» (с фиксирован ным шасси)
Полная масса, кг	1270	1135
Масса пустого, кг	750	6"2
Багаж кг	54 5	54 5
Запас топлива, л	189	189
Крейсерская скорость (75% мощности на высоте		234
2100 м) *, км/ч  Дальность при 75% мощности на высоте 2100 м без		
	1260	И 40
резерва топлива км		
Скороподъемность, м/с	4,4	4,27
Потолок м	5150	4450
Взлетная дистанция, м	482	427
Посадочная дистанция	410	372
Скорость сваливания с убранными закрылками, без	108	104
тяги, км/ч  Скорость сваливания с выпущенными закрылками		
	94	88
без тяги, км/ч		

Силовая установка

Примечание 1 «Кардинал RG» оборудован ПД фирмы Лайкоминт 10 360А1В6
мощностью 200 л с

2 «Кардинал 177» оборудован ПД фирмы Лайкоминт 0 360A2F мощностью 180 л с

* Крейсерская скорость и дальность самолета «Кардинал 177» рассчитаны на высоту
2400 м.

Количество различных схем уборки шасси практически равно числу самоле-
тов Прежде чем выбирать геометрию и кинематическую схему механизма уборки,
необходимо проанализировать существующие варианты Работы [10 1, 10 13] со-
держат полезную информацию по этому вопросу

Большинство схем механизмов уборки базируются на четырехзвенном соеди-
нении, и конструктор должен начинать с этой схемы Должна быть выбрана
точка поворота стойки, которая задает требуемое положение колеса и обеспе-
чивает соответствующую длину стоики Механизм уборки — выпуска обычно со-
стоит из складывающегося подкоса и цилиндра После выбора приемлемого ме-
ханизма необходимо определить траектории уборки, оценить нагрузки на ци-
линдр и сделать ряд контрольных проверок, а именно

а) убедиться, что длина цилиндра в убранном положении достаточна,
б)

Рис. 10.19. Типичная кинематика
уборки тележки основной стойки
шасси:

а — выпущенное положение; 6 —
частично убранное положение;
в — полностью убранное поло-
жение

й)

Рис. 10.20. Тандемная стойка
шасси самолета Бреге 941

ё


. 6) КПД механизмов уборки (т. е. работа, выполняемая цилиндром, делен-
ная на произведение максимального развиваемого усилия и общий ход цилинд-
ра уборки) должен быть нс менее 50%, Значительных изменений в усилиях,
создаваемых цилиндром уборки, по ходу следует избегать;

в)	узлы крепления шасси должны располагаться максимально близко к
лонжеронам крыла, основным балкам, ребрам или другим силовым элементам
конструкции,

г)	должны быть предусмотрены соответствующие зазоры между элементами
механизма уборки;

д)	должна быть обеспечена соответствующая поддержка против сил, дей-
ствующих в плоскости, нормальной к плоскости уборки.

Решение различных задач, возникающих при уборке, иногда приводит к не-
обходимости создания спирального движения колеса при подъеме вверх. Отдача
амортизатора при уборке может быть использована для облегчения условий
уборки, особенно в случае применения шарнирной схемы шасси. Тележечное шас-
си может иметь дополнительную степень свободы, ьллда тележка поворачивается
по отношению к основной стойке, снижая потребный объем для уборки стоек
(рис 10 19j.

Спаренные в продольном направлении колеса (рис. 10.20) используются
ино1да на самолетах, эксплуатирующихся на аэродромах с естественным грубым
покрытием, после уборки они требуют небольшого обтекателя и наиболее под-
ходят для установки на фюзеляже.

На самолетах, для которых некоторое увеличение сопротивления из за час-
тично выступающего шасси не является существенным, створки шасси не приме-
няются, что дает экономию массы и объема (например, Боинг 737, Як-40),
ГЛАВА 11

Анализ аэродинамических
и эксплуатационных
характеристик самолета

Задачей предварительного проектирования, которому посвящены предыдущие
главы, является получение характеристик, указанных в технических требованиях
на самолет. Первый этап или цикл проектирования заканчивается настоящей
главой, где приводится анализ эксплуатационных характеристик самолета и оце-
нивается степень их соответствия требованиям.

Рассмотрены некоторые общие положения по оценке аэродинамических ха-
рактеристик. Уточнена терминолотя по составляющим сопротивления самолета.
Обсужден вопрос выбора ограничений по эксплуатационным скоростям самолета,
дан анализ диаграмм «перегрузка — скорость». Приведены методы оценки профиля
полета, определения резерва топлива, анализ диаграмм «полезная нагрузка —
дальность» и общие требования по характеристикам набора высоты.

Главу завершает раздел по оценке экономии самолета с замечаниями по ме-
тодике оценки прямых эксплуатационных расходов.

Обозначения

X — относительное удлинение

Ai,B3,D3 —показатели составляющих коэффициента сопротивления самолета
а — скорость звука

I — размах крыла

Сх —коэффициент сопротивления

— коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе

Ср — средний коэффициент трения обшивки

Cy —коэффициент подъемной силы

Cr — удельный расход топлива ТРЦ и ТРДД

X — сопротивление

е — коэффициент Освальда

тг — коэффициент момента тангажа

Q — часовой расход топлива
g — земное ускорение

Н — высота

— коэффициент демпфирования вертикального воздушного порыва
У —подъемная сила

М. — число М

МКр х — число М начала нарастания волнового сопротивления

G — масса

G — вес, соответствующий массе
бВзл max —максимальная взлетная масса
п —частота вращения двигателя

Мдв — число двигателей

пу — вертикальная перегрузка

N — мощность

р — статическое давление

L —дальность, расстояние, дистанция

Re — число Рейнольдса

5 — площадь крыла

R — тяга
t — время
V — воздушная скорость
V, —индикаторная скорость

Vv — вертикальная скорость

—	индикаторная скорость воздушного порыва
а —угол атаки

р — коэффициент пропорциональности при определении сопротивления
у — отношение удельных теплоемкостей

6н — угол набора высоты

—	относительное давление

бв —угол отклонения руля высоты

Д — приращение

Т —относительная температура
р — плотность воздуха
f — коэффицш нт трения

Сокращения и индексы

и.з —земная индикаторная скорость

ПЭР —прямые эксплуатационные расходы

КЭР —косвенные эксплуатационные расходы
нс — истинная воздушная скорость
ин —индикаторная скорость
н — начало крейсерского полета
н в — набор высоты

к — конец крейсерского полета, кабина
ом —омываемая

исх — исходное

э —эксплуатационный
доп —допустимый
уш — уборка шасси

i — индуктивный

ILL ВВЕДЕНИЕ

В предыдущих главах изложены полустатистические методы и способы опреде-
ления размеров основных частей самолета и размещения их относительно друг
друга Материалы этих глав помогают понять суть процесса проектирования и
позволяют в первом приближении выполнить предварительный проект самолета.

Возвращаясь к разд. 1 5 первой главы и особенно к рис. L7 и L9, можно
заключить, что следующим шагом является расчетный анализ некоторых аэроди-
намических характеристик, определение основных данных и летных качеств про-
ектируемого самолета Цель этого этапа заключается в проверке соответствия
параметров самолета начальным требованиям. В результате этого анализа могут
потребоваться какие-то улучшения проекта или, на основании опыта проектиро-
вания. изменения самих требований. В любом случае расчетный анализ и оценка
приведут к созданию предварительного проекта, в котором учитывается послед-
няя точка зрения на требования к самолету.

Хотя многие вопросы могут быть рассмотрены только после детальной про-
работки и испытаний самолета, некоторые из характеристик самолета, такие как
крсьсерские параметры, взлетно-посадочные характеристики, расчетные скорости
н прямые эксплуатационные расходы, могут быть оценены в начальной стадии.
Информация для расчета проекта должна содержать следующие исходные
данные-

а)	предварительную кривую подъемной силы, поляру сопротивлений и кри-
вую момента тангажа для расчетных крейсерских условий;

б)	расчеты крейсерской скорости или максимальной скорости полета и удель-
ной дальности (т е дальности на единицу массы топлива) для нескольких ско-
ростей и высот крейсерского полета;

в)	материалы для выбора расчетной скорости для конструкции (Укр и
I in эх m.ix) и оценки области допустимых высот и скоростей полета,

г)	расчетную диаграмму V—пу для определения нагрузок при маневре и
порывах ветра для нескольких типовых эксплуатационных условий,
д)	расчеты максимальной скорости набора высоты и потолков полета со все-
ми работающими двигателями и при одном отказавшем двигателе;

е)	предварительные кривые Cy=f(a) и поляры сопротивления самолета
для нескольких положений механизации с выпущенным и убранным шасси,

ж)	ограничения по взлетной и посадочной массам, основанные на требова-
ниях НЛГ к характеристикам набора высоты,

з)	расчеты взлетно-посадочных дистанций, требуемых по НЛГ для данной ка-
тегории самолета;

и)	диаграммы «полезная нагрузка — дальность» для нескольких крейсерских
условий с учетом резерва топлива,

к)	оценку по соответствующему стандартному методу эксплуатационных рас-
ходов в зависимости от дальности полета

В процессе предварительного проектирования может возникнуть целый ряд
других вопросов, по которым конструктор должен принять соответствующее реше-
ние по своему усмотрению. Например, при появлении сомнений относительно пра-
вильности выбора оперения и поверхностей управления могут потребоваться
детальные расчеты устойчивости и управляемости. Однако конструктор должен
также понимать, что многие предпосылки должны быть подтверждены позднее, и
решить, стоит лн тратить много времени на анализ степени их неточности на
данном этапе. Поэтому некоторые вопросы этой главы освещены довольно поверх-
ностно, поскольку более ыубокий анализ значительно увеличил бы ее объем.
Более детальная информация по этим вопросам может быть получена из литера-
туры и приложений Е, Г, G и К.

11.2. ТЕРМИНОЛОГИЯ, ОТНОСЯЩАЯСЯ К ОПРЕДЕЛЕНИЮ
СОПРОТИВЛЕНИЯ

Одной из трудностей, с которыми приходится сталкиваться при сравнении мето-
дов оценки сопротивления или интерпретации результатов его измерения, являет-
ся терминология, создающая путаницу Разделение сопротивления самолета на
составляющие возможно по нескольким схемам (рис 11.1), как это указано в ра-
ботах [11.1, 11.2] и следующих ниже разделах.

11.2.1,	Сопротивление давления и трения

Общую сил}, возникающую при обтекании тела потоком, можно рассматри-
вать, как результат элементарных сил, действующих на все точки его поверхно-
сти в нормальном и тангенциальном направлениях Рассматривая сопротивление
при безотрывном обтекании (т. е. не искаженное внешним потоком от силовой
установки или внешними системами), можно сказать, что сопротивление трения
или поверхностное сопротивление создается тангенциальными силами, а сопротив-
ление давления ~ нормальными. Таким же образом можно разделить и подъемную
силу, но применительно к ней принято рассматривать только силы давления Рас-
пределение давления зависит также от вида пограничного слоя и зон отрыва
потока Эксперименты в аэродинамических трубах позволяют получить силы дав-
ления непосредственно путем измерения распределения давления при помощи дре-
нажных отверстий на поверхности тела, в то время как сопротивление трения
определяется вычитанием сопротивления давления из общего сопротивления Обо-
значая средний коэффициент сопротивления трения, приведенный к омываемой
поверхности, через Cf, сопротивление трения поверхности можно записать в виде:

Xf=Cf^~	(11.1)

для большинства дозвуковых самолетов (jf составляет величину порядка 0,003—•
0,005. Омываемая поверхность тела или крыла является, таким образом, главным
геометрическим параметром, определяющим поверхностное сопротивление трения,
Рис. ILL Схема разделения сопротивления тела без внутренних протоков на составляющие:
1 — суммарное сопротивление, 2— сопротивление давления, 3— сопротивление трения; 4 —
нагрузка по размаху, 5 — омываемая поверхность; 6 — индуктивное сопротивление; 7 — про-
фильное сопротивление; 8 — объем, форма, 9 — сопротивление формы, 10— вихри, вызван-
ные подъемной силой; 11— скачки, вызванные подьемной силой, 12 — скачки, вызванные
объемом; 13 — отрыв пограничного слоя, 14— вихревое сопротивление, 15 — волновое сопро-
тивление; 16 — сопротивление следа

11.2,2.	Сопротивление следа, вихревое

и волновое сопротивления

Согласно закону сохранения энергии работа, затрачиваемая на преодоление аэро-
динамического сопротивления тела, движущегося с постоянной скоростью, равна
увеличению энергии окружающей среды. Формами передачи энергии потоку явля-

ются энергия вихревого движения, энергия следа и энергия скачков уплотнения.
Соответственно можно разделить на эти составляющие и аэродинамическое со-
противление (см. рис, 11,1)

Вихревое индуктивное сопротивление — часть сопротивления давления, соот-
ветствующая кинетической энергии, передаваемой потоку при образовании систе-
мы вихрей по задней кромке несущего крыла конечного размаха. Для крыльев
большого удлинения с относительно толстыми профилями вихревое индуктивное
сопротивление может быть рассчитано достаточно точно по теории несущей по-
верхности. Однако применение острых передних кромок, больших углов стрело-

видности в сочетании с малым удлинением крыла приводит к искажению зон
разрежения по передней кромке на критических углах атаки с резким возраста-
нием вихревого индуктивного сопротивления (см, рис. 7.22 и работу [11,12]),

Для эллиптических крыльев большого относительного удлинения вихревое
индуктивное сопротивление задается формулой

(П.2)

G//2
Эта форм}.ia показывает, что для данных условий потета нагрузка по размаху
- Gil2 определяет индуктивное сопротивление.

Сопротивление следа вызывается пограничным слоем и отрывом потока Ос-
новным источником сопротивления, генерируемого пограничным слоем, является
градиент скорости, приводящий к сопротивлению трения; сопротивление давления
в этом случае на порядок меньше При отрыве потока основной составляющей со-
противления являются, однако, силы, нормальные к поверхности Для обтекаемого
тела при небольших углах атаки сопротивление трения составляет основную часть
сопротивления следа

При приближении к критическим углам сопротивление, вызванное отрывом
потока, резко возрастает и проявляется прежде всего в плохо обтекаемых зонах
стыка тел. тупых закруглений, резких переходов и т д. Отрыв потока можно
предсказать теоретически только в простых случаях, поэтому определение этого
вида сопротивления возможно лишь эмпирическим путем Для проектируемого
самолета сю нельзя определить с достаточной точностью Волновое сопротивление
является другим видом сопротивления давления, связанного с работой, произво-
димой при сжатии потока при больших (локальных) скоростях, которая проявля-
ется в форме скачков уплотнения. Некоторое усложнение вносит тот факт, что
интенсивные скачки уплотнения могут приводить к отрыву потока, увеличивая
одновременно сопротивление следа и вихревое индуктивное сопротивление. На
сверхзвуковых скоростях в соответствии с линейной теорией волновое сопротив-
ление может быть разделено на волновое сопротивление, вызванное объемом тела,
и волновое сопротивление от подъемной силы, но на околозвуковых скоростях
со смешанным потоком это разделение менее очевидно

Из изложенного ясно, что разделение сопротивления на вихревое индуктив-
ное. сопротивление следа и волновое не может быть четким в случаях взаимо-
действия между’ различными полями скоростей Эти эффекты взаимодействия
приводят к возрастанию сопротивления, которое часто называется сопротивлени-
ем интерференции

11.2.3.	Сопротивление формы, профильное
и индуктивное сопротивления

Составляющие сопротивления давления в следовом и волновом (вызванном объ-
емом) сопротивлениях могут быть объединены в сопротивление формы Для
заданного угла атаки это сопротивление зависит от контуров или формы тела.
Для тел. не создающих подъемной силы и вихревой зоны, сопротивление формы
равно сопротивлению давления этою тела Когда двухразмернос крыло находит-
ся в аэродинамической трубе, оно создает сопротивление трения плюс сопротив-
ление формы, такая комбинация называется профильным сопротивлением Этот
термин используется также для определения сопротивления трения плюс сопро-
тивление формы трехразмерных несущих тел и тел, не создающих подъемной
силы.

Индуктивное сопротивление — результирующая вихревого индуктивною со-
противления и волнового сопротивления, вызванных подъемной силой При от-
сутствии скачков уплотнения профильное сопротивление равно сопротивлению
следа, и для аэродинамических моделей оно может быть получено на основании
кривых распределения статического и полного давлений, измеренных в следе за
моделью Индуктивное сопротивление находится путем вычитания следового
сопротивления из общего сопротивления

11.2.4.	Сопротивление при нулевой подъемной силе
и сопротивление, вызванное подъемной силой

Разделение, показанное на рис. 11.1, полезно прн теоретическом и полуэмпири-
чсском расчете сопротивления, а также для интерпретации результатов измере-
ний в трубах Когда речь идет об анализе результатов летных испытаний, зна-
чение имеют суммарные величины подъемной силы и сопротивления, так как они
получаются непосредственно из измерения движения самолета [11, 13] Посколь-
ку коэффициент вихревого индуктивного сопротивления зависит главным обра-
Рис. 11,2» Составляющие сопро-
тивления самолета от отдельных
частей:

1 — эллиптическое крыло, 2 —
балансировочное сопротивле-
ние; 3 — профильное сопротив
ление; 4 — вихревое сопротивле-
ние; 5 — поправка на число М;

6 — крыло; 7—фюзеляж, 3 —
силовая установка; 9—верти
кальное оперепие, 10 — гори-
зонтальное оперение; 11 не-
эллиптическая нагрузка по раз
Маху

эом от Су2, величину Сх строят обычно в функции от Су2 (рис. 5.4, б). В диа-
пазоне эксплуатационных величин Су эту зависимость можно считать линейной.

Разделение сопротивления на сопротивление при нулевой подъемной силе и
от подъемной силы

Г2

ЛХг '

(5.9)

базируется на этой концепции Значение коэффициента Освальда объясняется в
подразд 5.3.1.

К сожалению, выражение Су2/лХе часто называется «индуктивным коэффи-
циентом сопротивления», что противоречит изложенной выше схеме В понятие
сопротивления от подъемной силы входят не только вихревое индуктивное сопро-
тивление от подъемной силы, но также изменение профильного сопротивления
от угла атаки

Согласно формуле (5 9) условие минимального сопротивления соответствует
Су=0; практически это соответствует какой-то положительной исходной вели-
чине Су, обозначенной на рис. 112 Су исх Более точным выражением для по-
ляры сопротивления при небольших величинах Су является

Сх — Сх исх -Ь ? Су — Су исх.	(11.3)

Сопротивление для Су^Суис* называется иногда исходным или базовым
сопротивлением

11.2.5.	Расчет сопротивления

На этапе предварительного проектирования, когда отсутствуют данные Проду-
вок в трубах, традиционный метод расчета сопротивления основывается на сле-
дующих операциях:

1)	рассчитывается сопротивление каждой основной части самолета отдельно
исходя из предпосылки, что они изолированы друг от друга;

2)	складываются все составляющие,

3)	делается поправка на взаимовлияние полей скоростей

Последний термин часто называется «сопротивлением интерференции», но
термин «поправки на интерференцию» более правильный. Классическое разложе-
ние суммарного сопротивления самолета выглядит следующим образом
минимальное профильное сопротивление крыла;
(минимальное) паэазитное* сопротивление, т е сопротивление всех других
частей самолета плюс поправки на интерференцию,

сопротивление, вызванное подъемной силой

Большая часть составляющих сопротивления описывается приближенной фор
мул ОЙ

^Xj ~ Aj +	*"	(1Ь4)

На рис 112 показаны зависимости различных составляющих от Cj Мини
мальная величина профильного сопротивления крыта — базовое сопротивление —
соответствует расчетному коэффициенту подъемной силы А.на югично может
быть определено минимальное профильное сопротивление других частей самолета,
оно находится обычно для положительной величины С\, которая соответствует
критическим условиям

Сопротивление балансировки является сопротивтением вызванным нагрузка-
ми от горизонтального оперения, необходимыми дтя обеспечения продольного
равновесия при заданной центровке Эта составляющая состоит из вихревого ин-
дуктивного сопротивления от нагрузок на хвост и приращения профильного со-
противления при отклонении ру тя высоты Она учитывает увеличение или умень-
шение подъемной силы крыла, необходимое для получения заданного Су в зави-
симости от направления на1рузки горизонтального оперения

Для вихревого индуктивного и профи шного сопротивлении должна вводиться
поправка на сжимаемость Большинство расчетов основано на потирах сопротив
лений для малых скоростей (М^0,5), а дтя учета эффектов сжимаемости при
М>0,5 вводятся отдельные поправки Детальное разделение, полезное для оценки
поляр сопротивления, представлено в приложении F, табл F 1

11.2.6.	Тела с внутренним протоком

Все рассуждения, описанные выше, применимы только к замкнутым те там без
внутреннею протока Влияние работы силовой установки на аэродинамические
качества носит сложный характер, как показано более детально в приложении F,
подраэд F.5 6 Если влияние силовой установки на подъемную силу и сопротив
ление можно оценить то кривые подъемной силы и поляры сопротивлений долж-
ны быть установлены для различных условий работы двигателей Ввиду ограни-
ченного объема настоящей главы атот вопрос не обсуждается детально Инфор-
мацию можно найти в работе [116] и приложении F

11.3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК

Для анализа параметров и легных данных самолета на этапе предварительного
проектирования необходимо определить следующие аэродинамические характе-
ристики

кривую зависимости Су от а,

поляру (зависимость Сх от Су)

кривые моментов т: от Су или тг от а (для бв = сопь!)

Эти зависимости дол/i ны бытъ определены как для крейсерской конфигура-
ции, так п при различном отклонении закрылков Для больших околозвуковых
скоростей число М должно рассматриваться как независимая переменная

Указанные выше зависимости необходимы для расчета характеристик и опре-
деления нейтральной точки с фиксированной ручкой управления Метод расчета
и исходные данные приведены в приложениях Е, F и G Для расчета продольной
устойчивости при свободной ру гке необходимо знать шарнирные моменты руля
высоты и производные моментов для оценки динамической продольной и попереч-
ной устойчивости и управляемости Методы расчета этих характеристик не рас-
сматриваются из-за ограниченного объема книги Полезны в этом отношении
стандартные методы, представленные в форме «Исходных данных», издаваемых
Обществом стандартизации технических данных (ESDU) и в справочнике по ус-
тойчивости и управляемости [114]

* Термин «паразитное сопротивление» понимается неоднозначно в литераторе и слиш-
ком произвольно используется в настоящее время
Конструктор может столкнуться с целым рядом трудностей при оценке аэро-
динамических характеристик самолета

а)	на этапе предварительною проектирования внешняя форма самолета окон-
чательно не установлена, поэтому распредетение давлении нс может быть рассчи-
тано, что приводит к необходимости использования полуэмпирических методов
оценки Влияние неровностей и выступов на поверхностях должно учитываться
иа основании статистических данных,

б)	интерпретация данных продувок модели в трубах может быть затруднена,
а их применимость ограничена из-за различии в числах Re по сравнению с усло-
виями полета,

е)	теоретические методы расчета обычно, дают хорошие результаты для тел
правильной формы, но сопротивление, вызванное отрывом потока и скачками
уплотнения, оценить трудно без участия аэродинамиков

11.3.1.	Влияние числа Рейнольдса

Для каждой конфигурации самолета изменения в скорости и высоте полета при-
водят к различным числам Re При предварительном проектировании обычно стро-
ится одна поляра дтя каждой конфигурации Характерная величина Re выбира-
ется для каждой поляры, но в дальнейшем можно ввести поправку для этой точ-
ки несложным способом, как указано в приложении F, раздел F32

11.3.2.	Влияние числа М

Более сложным представляется учет влияния эффектов сжимаемости на сопро-
тивление самолета Для оценки сопротивления, вызванного сжимаемостью, может
быль использовано критическое число Мкрт( при котором начинается резкий рост
сопротивления, как это описано в подразд 7 5 1 При числах М, меньших этой
величины, приращение сопротивления считается незначительным Для его учета
используется следующее математическое выражение

ДСх = 0>002 1 +п

Мкр V - М 1	1

---—;--- тля М<Мкрх,

ДМ

а резкое возрастание учитывается формулой

ДСх = 0,002 <

I +

М — Мкрг

--------- для М >Мкрх.

ДМ

(1С5>

(Н.6>

Эти выражения, так же как и символы п и ЛМ, не имеют физического смысла, но
могут использоваться для оценки формы кривой сопротивления (рис 11 3) Соот-
Рис IL4. Изменение качества проекта самоле-
та, изображенного на рис, 12.1Т для условий:
шасси убрано, тяга симметричная, влияние
земли не учитывается:

/ — уюл установки закрылков, градус: 2 —
предкрылки выпущены; 3 — предкрылки и за
крылки убраны

ветствующая комбинация ДМ и п
берется по экспериментальным
данным, если очи имеются. Считая,
например, ДМ=0,05 и п=2,5, по-
лучаем, что дС х/дМ = 0,1 для М=
=МКр т. В этом случае два опреде-
ления Мнр х, данные в разд. 7.5,
идентичны

11.3.3.	Поляры для малых
скоростей полета

Для анализа параметров самолета
на малых скоростях полета необ-
ходимо знать его аэродинамиче-
ские характеристики со средствами
механизации в различных положе-
ниях при выпущенном и убранном
шасси Оценка этих характеристик
на основе теоретических расчетов
обычно невозможна в процессе
предварительного проектирования,
поэтому она производится полуэм-
пирическими методами. Довольно
подробный материал по этому воп-
рос\ представлен в работе [11 15],
и некоторые методы оценки приве-
дены в приложении G. Ввиду недо-
статочной точности этих методов
желательно результаты продувок в
трубах иметь до возможности на
раннем этапе разработки проекта

самолета

Расчетные поляры при малых скоростях полета (с убранным шасси) для
гипотетического проекта самолета, изображенного на рис. 12.1, приведены на
рис. 11 4 На графике отсутствуют данные по сопротивлению самолета при отка-

зе двигателя, что является важным моментом для расчета характеристик по на-
бору высоты при взлете или заходе на посадку с одним неработающим двига-
телем Этот вопрос освещен в разд G.8 приложения G. Индуктивное сопротив-
ление от вертикального оперения в несимметричном полете проще представить
в виде потери тяги, умножая pacnonai аемую величину гяги на показатель:

тяга — Д сопротивления	/? „

-----------------------= I — const —

(II.7)

тяга

Для проекта самолета, показанного на рис. 12.1, типичная величина этого
показателя составляет 0,92 при VC Следовательно, асимметричное сопротивление
равно 8% суммарной тяги в этих условиях.

11.4. ОБЛАСТЬ РЕЖИМОВ ПОЛЕТА

Основная исходная информация по этому вопросу содержится в следующих до-
кументах: FAR 23.335, FAR 23.1505; BOAR, разд. К, гл. К ЗД и К 7.2 для легких
самолетов. FAR 25.335, FAR 25 1505, BCAR, разд. D, гл. D 3 2 и D 7 2 для
транспортных самолетов

Определению параметров самолета должен предшествовать соответствующий
выбор диапазона изменений эксплуатационных скоростей и высот полета, пример
которого дан на рис. 11.5 и который называется областью режимов полета. При-
менительно к реактивным транспортным самолетам используется следующая тер-
минология
Рис» 11.5. Пример изображения эксплуатационно-
го диапазона скоростей и высот полета само-
лета:

1 — скорость сваливания в крейсерской конфигу-
рации самолету 2—максимальная высота

бафтинга или неблагоприятных летных качеств,
СМОСТИ Ущдх э Не ДОЛЖНД Превышать Утах доп!

Рис. 11.6. Определение крейсер-
ской скорости самолета на вы-
соте 9150 м при массе —90 000 кг
и максимальной крейсерской
тяге:

/ — с учетом сжимаемости; 2—
без учета сжимаемости

а) максимальная эксплуата-
ционная скорость (1\ах8) ИЛИ
число М(МIII Л X I ) — индикатор-
ная или земная индикаторная
скорость или число М (в зави-
симости от высоты), которые
не должны быть превышены в
любом режиме полета Эти па-
раметры выбираются так, чтобы
самолет не попадал в область
связанных с эффектом сжима-

б) максимальная допустимая скорость (Ушах доп)—максимальная индика-
торная скорость горизонтального полета, при которой конструкция самолета дол-
жна выдерживать заданные нагрузки, оговоренные НЛГ, например вертикальные
порывы ветра со скоростью 15,3 м/с,

Ушач доп должна быть достаточно большой для обеспечения экономичного
набора высоты и крейсерских характеристик, но в то же время не должна при-
водить к необходимости чрезмерного увеличения массы конструкции, рассчитан-
ной для восприятия нагрузок от порывов ветра. На больших высотах Утах дои
становится связанной с расчетным крейсерским числом М для условий получения
оптимальной крейсерской дальности.

Расчет максимальной скорости крейсерского полета следует проводить, ис-
пользуя диаграмму характеристик, аналогичную изображенной на рис. 11.6, для
различных температур и высот (см. также рис. 5.10). Выбор отношения
Vmaxa/Mmaxa на крейсерской высоте должен быть таким, чтобы условия скоро-
стного крейсерского полета не были необоснованно лимитированы этой граничной
скоростью. Для скоростного реактивного самолета Утах э обычно становится ли-
митирующей на высотах менее 6000—7500 м;

а) расчетная предельная скорость (Ушах max) и число М I]l(tx) — мак-
симальная скорость (индикаторная или земная индикаторная) горизонтального по-
лета, при которой конструкция самолета должна выдерживать заданные нагрузки,
оговоренные НЛГ, например вертикальные порывы ветра со скоростью до
7,55 м/с. Она должна быть больше Ушах доп для обеспечения безопасного вос-
становления режима полета при непреднамеренных возмущениях при Г'пш ц)П.
Запас Мшдх max—^тах э обычно принимается для скоростных самолетов равным
0,05—0,0-8 Расчеты должны также подтверждать, что самолет не будет подвер-
гаться недемпфированным колебаниям типа флаттера до скорости равной
1,2 V jti ах пик,

г)	скорость сваливания Vc—минимальная скорость при отсутствии тяги, ко-
торая может быть достигнута при выполнении маневра на сваливание, описанного
в подразд. 5.4.4 (закрылки убраны или выпущены). Приемлемая величина дол»
жна составлять 94% скорости сваливания по перегрузке nv=l, если наблюдает-
ся заметная тенденция к хменьшению скорости сваливания по отношению к

Следует отметить, что Ус возрастает с высотой Из-за увеличения числа М
сжимаемость воздхха уменьшит Су 1Пдт на больших высотах, поэтому Ус не яв-
ляется постоянной индикаторной скоростью для большинства скоростных само-
летов;

д)	крейсерская высота самолетов с герметичной кабиной ограничена величи-
ной максимального избыточного давления, на которое рассчитана конструкция ка-
бины и система герметизации:

Арк -окру жающее давление — давление в кабине.	01.8)

Величина Дрк выбирается такой, чтобы на нормальной крейсерской высоте
полета высота в кабине соответствовала 1830 м, т е р>. = 0,8 для условий MCA.
Следовательно,

Д/?к==(0,8 —	(11-9)

Максимальная допустимая высота в кабине составляет 2440 м, т. е. /%~0,67
для условия MCA. Таким образом, максимальная высота, ограниченная конструк-
цией кабины, определяется следующей формулой:

р = 0,67 —=	—0,13;	(11.10)

Ро

I

е)	после определения расчетных скоростей можно построить диаграммы за-
висимостей маневренных нагрузок и нагрузок от порывов ветра в функции от ин-
дикаторной скорости, так называемые диаграммы q—V и пу—V Условия дчя оп-
ределении скоростей порывов ветра, расчетных скоростей и нормальных перегрузок
указаны в НЛГ, FAR 23 321—341, FAR 25.321—341, BCAR, гл. D 3.2 и К 3.2. Ма-
невренные перегрузки имеют линейную зависимость от полетной массы самолета	।

данной категории. Перегрузки от порывов ветра определяются формулой

1	*5

“ I ±	~j	ТГ Pow</^i ~Г~•	(7*23)

Наклон кривой подъемной силы dCY/da может быть по тучен по данным
приложения Е, подразд. Е4.1. Он зависит от сжимаемости воздушного потока.
Коэффициент демпфирования вертикального воздушного порыва /г» может быть
установлен по НЛГ, если отсутствует другая информация. Критические условия
для расчета нагрузок от порывов ветра возникают чаще всего на высотах около
6000 м при 50 %-ном остатке топлива

11.5.	АНАЛИЗ ПРОФИЛЯ ПОЛЕТА И ДИАГРАММЫ

«ПОЛЕЗНАЯ НАГРУЗКА — ДАЛЬНОСТЬ»

Характеристики дальности полета имеют прямое влияние на стоимость перевозок
через аэродинамические 1анные самолета и характеристики его двигателей. Для
оценки выполнения заданных требований должна быть построена диаграмма «по-
лезная на: рузка — тальность», рассмотренная в подразд 8 2 3, при максимальной
вз.!с1яой массе, определенной ранее.

На рис. 117 показана типовая разбивка расхода общего запаса топлива для »
административного самолета. Анализ основного профиля полета для заданной 1
дальности может быть выполнен с использованием данных табл. 11 1. Минималь-
ные резервы топлива указаны в FAR 91.23 (полет по приборам) и FAR 91 207

С"
(визуальный полет), но на практике запасы ре
зсрвного топлива обычно бывают больше Ти-
повой расчет резервного топлива дан в табл

Следующая часть этого раздела излагается
с учетом того, что принципы механики полета и
методы расчета характеристик самотета извест-
ны читателю или он может по крайней мере
познакомиться с ними на основании списка ли
тературы

11.5Л< Эксплуатационная скорость
набора высоты

В связи с ограничением скорости измерения вы-
соты в кабине и общим стремлением к повыше-
нию маршрутной скорости эксплуатационная
скорость набора высоты обычно берется боль-
ше, чем скорость, соответствующая максималь-
ной скороподъемности Набор высоты при по-
стоянной индикаторной скорости приводит к
непрерывному росзу истинной скорости полета
и числа Л1 по мере увеличения высоты Выше
опредеченнои высоты набор необходимо про-
должать при постоянном числе М, для того
чтобы избежать нежелательно! о вшянпя сжи-
маемости потока

Для небольших градиентов набора высоты
скорость набора задается формулой

Рис. 11 7. Распределение расхода
топлива по режимам полета адми-
нистративного самолета (SAWE

Paper, ЧЧ6):

/ — масса топлива; 2 — bj.tct 3 —
набор высоты, 4 — крейсерский по
лет 5 — ожидание посадки
(45 мин), 5 — перелет на другой
аэродром (IS5 км), 7 — посадка,
Я — дальность полета 425 км, $ —
спуск; 10 — резерв топлива; // —
запас на непредвиденные обстоя-
тельства (5%), /2 — 340 кг топлива,
13 — 720 кг топлива

(R-X)V

- / V dV

а 11 +-----

I A' dh

(fl.11)

Поправка на ускорение зависит от метода выполнения полета. Для полета в ус
ловлях MCA может быть показано, что

------= 0,5668 М2—при постоянной V,
g dk

V dV

-----— = —0,1332 М2—при постоянном числе М
g dh

1

• тропосфера;

V dV

----— =0,7 АР—при постоянной V,
g dh

стратосфера.

g dh

— при постоянном числе М

Аналогичные поправки для условий полета при постоянной земной индика-
торной скорости даны в работе [11 23] Эксплуатационная скорость набора высоты
рассчитывается методом численного интегрирования для соответствующих режи-
мов работы двигателя, которые обычно за ;аются разработчиком двигагс 1я

1L5.2. Крейсерские характеристики

Из-за большого числа переменных (масса, высота, скорость, режим двигателя),
связанных с крейсерским полетом в различных эксплуатационных условиях анализ
желательно проводить, используя безразмерные параметры. Ниже это выполня-
ГО
О

Анализ типичного профили полета транспортного самолета
(АТА-67, Методика SAWE Технический отчет Хе 619)

Участок полета	Конфигурация	Мощность/тяга двигателей	Высота, м	Скорость, км/ч		Требуемые данные	Примечание
Рулежка  Взлет  Начальный набор высоты и разгон  Набор высоты по маршруту до крсй серской высоты, раз- гон  Крейсерский полет  Спуск и торможе- ние  Посадка  Маневр в полете	^взл mai^noc max закрылки выпущены  свзл max закрыл- ки во взлетном поло- жении  Закрылки выпуще ны, шасси убрано  Закрылки убраны  Крейсерская  Крейсерская  Крейсерская  Закрылки в Поло- жении захода на по- садку  Закрылки в поса- дочной конфигура- ции, шасси выпуще но  Крейсерская	Требуемая, f = 0,02  Взлетная для всех дви1 ателей  Взлетная для всех двигателей  Максимальная  До максимальной крейсерской  Режим малого газа  Требуемая	для  глиссады с углом Зэ  Требуемая	0  0—10,5  10,5—120  120—600  600  600 до крей- серской высо- ты  „4) X  Икр боль' шая далъ- Hoci ь — наи- большая из двух участков набора высо- ты  От крейсер- ской высоты до 4,5 км  С 4,5 км до 1 км  От 1 км до 0  Крейсерская	0 - V, + 18,5  + 18,5  Разгон до 1,2 Рс (с убранными за- крылками)  Разгон до V  от	до Укр  большая даль- ность — экономи- ческая крейсер- ская или макси- мальная крейсер ская  к2)6) си  ДО о  г кр		Время — / 1) f топ- РУ*  ливо — СруЛ  рассто- яние — 0  Время —топ ливо — <?взл, рассто- япие —£вэл  Время — *наб* топ- ливо — Онаб’ рассто- яние £наб  Время —	=  “ LKP'vftp, ТОШ1И- во —QKpf расстоя ние- LKp  Время — /С|| , топ ливо — QCl[ , рассто яние — Lrir  Время—тпгг_ 1	чан* топ-  ливо —	, рассто-  м ан  яние -Дман	1 ЛТА-67 14 мин гонка 4- 1 мин взлет  2.	Ниже 3000 м V 4/ < 463 км/ч  3.	Скорость измене- ния высоты в кабине не более 90 м/мин, на большой высоте на- бор высоты произво- дится по Мнаб  4,	Крейсерская вы сота, при которой* Lcn + ^наб^* Кр  5.	LKp = 1,02 X ре- альную дальность + 4- 37 км  6	Максимальная скорость снижения высоты в кабине )0 м/мнн; 0кп — -0Сгг <4° (0 —угол поворота фюзеляжа)  7	(ман^6 или  8-	$ман =  = (*ман^ Q кр
Типовые требования к резерву топлива (Методика АТА-67)

Внутренние авиалинии
(до 5500 км)

Международные авиалинии
(более 5500 км)

Резерв топлива должен обеспечивать

L Полет в течение 1 ч на крейсерской
высоте при расходе топлива, характерном
для конечной крейсерской массы самолета,
при скорости, соответствующей 99% крей-
серской скорости на максимальную даль
и ость

2	Выполнение прерванной посадки и
уход на второй круг

3	Перелет на запасной аэродром на рас-
стояние 370 км

Другие операции

L Выполнение прерванного захода на
посадку

2	Перелет на запасной аэродром на рас-
стояние 370 км с крейсерской скоростью
(высота по выбору)

3	. Ожидание в течение 45 мин на высоте
450 м посадки на запасной аэродром

4	Спуск и посадка на запасной аэро-
дром

5	. Запас на непредвиденные расходы,
равный 50% топлива на режим ожидания
посадки	*

Резерв топлива должен обеспечивать*

1	Продолжение полета в течение времени,
равного 10% основного времени полета на
крейсерской высоте при скорости, равной 99%
крейсерской, при полете на максимальную
дальность

2	. Выполнение прерванной посадки и уход на
второй круг

3	, Перелет на запасной аэродром на расстоя-
ние 370 км

4	Ожидание в течение 30 мин на высоте
450 м посадки на запасной аэродром

5	, Спуск и посадка на запасной аэродром

Обязательное требование: продолжение по-
лета по маршруту в течение двух часов

Условия перелета на запасной аэродром и
ожидания посадки.

1	Тяга или мощность двигателей может
быть равна 99% максимальной для основного
крейсерского полета (см табл 111)

2	Тяга или мощность в режиме ожидания
должна обеспечивать максимальную продол-
жительность полета или быть равной 110% ми-
нимального сопротивления

3	. Крейсерская высота выбирается для боль-
шей дальности, но не должна превышать вы-
соты, на которой крейсерская дальность равна
сумме дальностей набора высоты и спуска

ется для реактивного самолета, но аналогичные зависи,мости могут быть выведе-
ны и для винтовых самолетов.

Считая полет горизонтальным, коэффициент подъемной силы можно записать
в виде

G/S

-у?рМ2 />Н<7вЗЛ

1 ^ВЗЛ°

М2 I
TYPo

G взл / S

JYP0

взл

Обобщенное выражение для поляры

сопротивления (рис* 5,6)

имеет

вид:

Л1 .

(11.12)

——; М
Рнр вЗЛ

(11.13)

Потребная тяга получается из условия = следовательно,

Рн^ИЗ 1

вал

^взл

^НЗЛ

взл

вЗЛ

взл

При выбранном двигателе безразмерные характеристики могут быть заданы
в следующем виде:

(11.16)
Рис. 11.8. Изменение дальности полета самолета большой дальности

Удельный расход топлива получается из этих формул путем исключения
ЛЧТ;

(И.17)

Влияние потерь в воздухозаборнике, отбора воздуха и части мощности при
взлете не учитываются в этом элементарном анализе, что, вероятно, неприемлемо
на практике. Окончательно параметр дальности V/Q находится путем объединения
формул (11,12) — (11.7):

- V (iV	М

G —- = ——- -	~

Q	CR#	cRy Т

(11.18)

На основании этой зависимости можно построить семЬйство кривых удельной
дальности для всех крейсерских условий, как изображено на рис, 11,8.

Расстояние, которое пролетает самолет в крейсерском полете, определяется
как

°к/°нзл
rip rthJ-J-i

V ~	с

— dG = \	G

Q 2

°н/°ВЗЛ

г

q d (—1пО/С/вЗЛ),

(И. 19)

где GV/Q задается графически на рис. 11.8. В зависимости от условий выпол-
нения крейсерского полета, например при постоянном числе М, постоянном режи-
ме двигателей и постоянном коэффициенте подъемной силы, при одной и той же
массе топлива появится небольшая разница в дальностях полета. При известных
начальных условиях дальность можно рассчитать для нескольких величин
<7к/^взл или, наоборот, определить потребный запас топлива на крейсерский по-
лет для нескольких дальностей.
11,5.3. Снижение

Метод анализа снижения (см. табл. 11.1) основан на ряде предпосылок относи-
тельно скорости спуска, режима двигателей, применения воздушных тормозов. На
этапе предварительно! о проектирования многие предпосылки неопределенны,
поэтому допустим упрощенный подход. Удовлетворительные данные обычно полу-
чают исходя из предположения, что количество топлива, расходуемого при сни-
жении на заданном расстоянии, равно количеству топлива, используемому в крей-
серском полете на это же расстояние. Время снижения берется непосредственно
по допустимой скорости уменьшения высоты в кабине и с учетом допустимого уг-
ла наклона пола кабины.

11.5.4.	Диаграмма «полезная нагрузка — дальность»
и маршрутное время

При переменной дальности крейсерского полета маршрутное время и расход топ-
лива на полет определяются как функции длины маршрута путем сложения сос-
тавляющих элементов в соответствии с табл. 11.1. После этого масса резерва топ-
лива может быть рассчитана в зависимости от требований к резерву топлива (см.
табл. 11.2). Для получения диаграммы «полезная нагрузка—дальность» общая
масса топлива вычитается из перевозимой нагрузки *. Диаграмма чаще всего сос-
тавляется для условий большой дальности и максимальной крейсерской скорости
(рис. 11.9). Эта диаграмма сравнивается с требуемой и принимается решение о
необходимости изменения максимальной взлетной массы. Если такое решение
принимается, то полседствия его отразятся на всех расчетах, выполненных ра-
нее, и особенно по оценке массы конструкции, нагрузок и балансировки самолета.

11.6.	ХАРАКТЕРИСТИКИ НАБОРА ВЫСОТЫ

11.6.1.	Максимальная скороподъемность,
время набора высоты и потолка

Для большинства обычных дозвуковых самолетов угол набора ограничивается
величиной 10—15° и формула (11.11) может быть использована для расчета ско-
роподъемности в зависимости от скорости полета. При этом обычно считают, что
характеристики набора высоты определяются для постоянной земной индикатор-
ной скорости, что на малых дозвуковых скоростях эквивалентно индикаторной
скорости. Определение максимальной скороподъемности аналитическим расчетом,
исходя из постоянства тяги или мощности по скорости, обычно, ведет к значитель-
ным ошибкам. Минимальное время достижения заданной высоты можно прибли-

Рис. 11.9. Диаграмма «полезная
нагрузка — дальность» для са-
молета Эрбас А‘300 В:

J —условия ДАСА; резерв топ-
лива из расчета 45 мин ожида-
ния посадки, перелета на за-
пасной аэродром на расстояние
370 км плюс 5% непредвиден-
ный расход; 2 — 281 пассажир
с багажом: J — резерв топлива;

4 —Ю КМр М = 0,78;

Я—7,5 км, М=0,84

* См, разд. 8.2,
женно выразить зависимостью

п

. С dH

*нв=|---------,	(11.20)

J V у max

где Vv тл — максимальная скороподъемность на заданной высоте

Однако Vyrnax чаще всего определяется для постоянной индикаторной зем-
ной скорости, и это не всегда приводит к оптимальной процедуре набора высоты
Для получения точных результатов наиболее практичным является энергетический
метод расчета, указанный в работе [И 23]

Абсолютный и практический потолки являются высотами полета, для которых
VVmai = 0 и V'ymax = 0 5 м/с соответственно Потолок определяется на основании
расчетов maI Для нескольких высот и графических построений этих кривых
Для многодвнгательного самолета потолки рассчитываются при всех работающих
двигателях и при одном отказавшем Результаты необходимо сравнить с требова
ниями НЛГ и эксплуатационными требованиями

11.6.2.	Набор высоты при взлете и при посадке

Как указано в подразд 5 4 3, НЛГ для каждой категории самолетов оговарива-
ют минимально допустимые характеристики по набору высоты без отказа и с уче-
том отказа двигателя Обобщенные данные для транспортного самолета, оборудо-
ванного 1ВД представлены в табл 11 3 Данные заимствованы из FAR 25, но они
эквивалентны в этой части нормам BCAR, раздел D

Этап набора высоты при взлете делится на ряд условных участков, для кото-
рых рассматривается стучай отказа двигателя (см рис К 1 приложения К)

а)	первый участок определяет потенциальную возможность набора высоты
сразу посте отрыва при выпущенном шасси и при положении механизации кры
ла во взлетной конфигурации Благоприятное влияние близости земли на харак-
теристики набора высоты обычно не учитывают,

б)	вторым участком является полет от момента уборки шасси до достижения
высоты 120 м Механизация на этом участке находится во вз ютном положении,
двигатсти работают на вз четном режиме

в)	третий участок охватывает диапазон высот от 120 до 450 м Когда самолет
начинает разгон, закрылки убираются и двигатели переводятся на максимальный
режим продолжительной работы

Минимально допустимые характеристики по набору высоты задаются также
дтя режимов захода на посадку и для посадочной конфигурации самолета (см
табл 11 3)

а)	погенциальная возможность набора высоты на режиме захода на посадку
определяется при отном неработающем двигателе Для заданной посадочной мас-
сы это тр°бование может ограничить угол отклонения закрылков, в результате
чего изменятся посадочные характеристики, так как между скоростями свалива-
ния в посадочной конфигурации самолета и конфигурации при заходе на посад-
ку существует прямая связь,

б)	возможность набора высоты при посадке необходима дтя обеспечения бе
запасного прекращения посадки после касания и ухода на второй круг В связи
с хорошей приемистостью современных газотурбинных двигателей это требование
обычно не является критическим Располагаемый угол набора высоты определяет-
ся из соотношения

<g «к =-=Г -	.	(11-21)

G Су

при этом влияние ускорения в почете с постоянной индикаторной земной скоро
стью не учитывается При заданных положениях элементов механизации и окру-
жающих условиях располагаемый 0ц может быть рассчитан для различных вели-
чин взчетной массы с учетом зависимости скорости сваливания от массы Таким
образом, для каждого пункта требований по графику набора высоты устанавли
вается значение массы при которой располагаемый градиент равен минимально
допустимой величине Результаты расчетов обычно представляются в вид*1 кри-
Требования к режиму набора высоты для транспортных самолетов, оборудованных ТРД
(FAR 25)

Участок
полета

Конфигурация самолета

Положение закрылков	Поло жение шасси	Тяга (мощность)	Скорость	Высота

Минимальный
граднен г
набора высоты %

^лв 2 Адв_3 ^дв —

Взлет н начальный набор вы соты (первый этап)		Взлетное	
Взлет с ухо дом по марш руту	второй этап	Взлетное	t
		Крейсерское	t
Заход на поездку		Посадочное 3)	t

Отказ одно
го двигателя

Взлетная	^отр		0	03	0 5
Взлетная		Луш - 120 M	2 1	2 7	3 0
Макси мальная продолжительная	1,25 Vr	120—4a0 м	1 2	J 5	1,7
Взлетная	V < I 5 Vc		2 1	2,4	2 7

Посадка

Посадочное

Все двигатели во взлетном рс
жиме

V < 1,3 Ус

01)

3 2	3,2	3,2

Обозначения ^огр^ скорость отрыва, V2 — безопасная скорость взлета, ст— скорость отрыва передней стойки, Vc — скорость сва
ливания йущ — высота уборки шасси Л число двтателей на самолете

Примечание 1 За пределами влияния земли

2	Определение дано в разд 2 приложения К

3	Закрылки выпущены в положение, при котором Vc < 1Д Vc для посадки

4	Более точно тяга (мощность) двигателей через 8 с после дачи сектором полного газа

5	Взлетные требования относятся к реальной массе при взлете посадочные — к массе в момент касания ВПП

425
*20	40	0	+10	+20	+30	+ 40	+50

Окружающая температура,°С

Рис* ИЛО, Кривые зависи-
мости взлетной массы от ок-
ружающей температуры для
самолета, изображенного на
рис, 12.1, при отклонении за-
крылкоЙ на 25*:

/ — расчетная величина
°взл щах* 2~ высота аэро-
дрома

вых ограничений по массе для переменных высоты и температуры и называются
кривыми GIIT (рис. 11.10).

Дополнительно необходимо указать следующее:

а)	при анализе случая отказа одного двигателя (см. приложение G, разд.
G.8) необходимо учитывать прирост сопротивления;

б)	в случае критичности градиента набора высоты при взлете скорость поле-
та может быть увеличена более Йгтш (см. приложение К); это приведет к улуч-
шению градиента, особенно для реактивных самолетов. Однако йз-за взаимосвязи
между Vs и взлетными характеристиками самолета потребная взлетная дистан-
ция значительно увеличится;

в)	если взлетная масса сильно ограничена требованиями кривой GHT, на-
< пример на высокогорных аэродромах с жарким климатом, целесообразно иссле-
довать возможность использования промежуточных положений элементов механи-
зации крыла при взлете.

11.7.	ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

11.7.1.	Взлетная дистанция

Анализ взлетных характеристик является наиболее сложной частью расчета, осо-
бенно для транспортных самолетов, когда необходимо учитывать возможность от-
‘ каза двигателя. Детальное рассмотрение этого вопроса представлено в приложе-
нии К- Для легкого самолета расчет намного проще, и переход от требований к
1 практическому расчету взлетной дистанции не вызывает затруднений. Основные
отличия от транспор!ной категории самолетов заключаются в следующем:

высота условного препятствия составляет 15,24 м;

безопасная скорость взлета равна 1,3 Vc (FAR 23);

аварийное торможение или не учитывается (FAR 23), или учитывается огра-
ниченно (SFAR 23).

С целью определения эксплуатационной гибкости и для оптимизации пара-
метров самолета необходимо рассмотреть влияние ряда параметров на взлетную
дистанцию.

Положение элементов механизации крыла. Увеличение угла установки за-
крылков приводит к возрастанию величин Су при сваливании и отрыве; Vc и V2
соответственно уменьшаются, и разбег самолета сокращается. Однако качество
самолета У/Х и градиент набора высоты ухудшаются, что, наоборот, приводит к
увеличению взлетной дистанции. При заданной тяговооруя<енности можно
рассчитать оптимальное положение закрылков, приводящее к минимальной взлет-
ной дистанции. Угол отклонения закрылков ограничен требованиями по градиенту
набора высоты с одним отказавшим двигателем (см. подразд. 11.6.2), и при низ-
ких RIG оптимальный угол установки закрылкпв неосуществим (рис. 11.11, а).
Взлетная масса. Изменение взлет-
ной скорости по отношению к скоро-
сти сваливания при различных тягсь
вооруженностях G рассмотрено и
разд. К.2* приложения К. Для задан-
ного угла установки закрылков раз-
личают три участка на кривой зави-
симости взлетной дистанции от массы
(веса) (рнс. 11.11, б):	_

для средних N/G или R/G, V2 =
— lt2 Vc и взлетная дистанция про-
порциональна 1/с2, а следовательно, и
G/S и нагрузке на килограмм тяги
или мощности. Поэтому л л при-
близительно пропорциональна t?2;

_ при большой 1яговооруженностп
R/G (при низкой взлетной массе) за-
пас по скорости по отношению к
Утш э образует нижнюю границу для
Уп.ст и Из, В этой области длина
взлетной дистанции определяется в
основном тяго- или энерговооружен-
ностью, поэтому Lui4 приблизительно
линейно зависит от массы;	_

для низких значений R/G или N{'G
требования по градиенту набора вы-
соты на втором участке невыполнимы;
Уп.ст и V2 должны быть соответст-
венно увеличены по отношению к Ус
и длина взлетной дистанции будет
сильно зависеть от массы.

При заданном угле установки за-
крылков взлетная масса пе может
превышать величину, для которой
максимальный градиент набора высо-
ты удовлетворяет лчшь минимальным
требованиям, например, когда V2 рав-
на скорости, при которой градиент
максимален. При переменных углах
установки закрылков допустимы низ-
кие значения RfG с одновременным
уменьшением углов установки за-

Рис. 11.11. Влияние условий эксплуатации
на вглетные характеристики (графики а,
б н в относятся к различным самолетам!:

а — /?/G==0,3,	А,—8,5,	(7,5=400 кгс/м';

б — МСЛ + 153 С, Я=0; в — окружающая
температура MCA + !5° С; 1 — ограничение
по углу набора высоты 9Н на втором уча-
стке; 2 — угол отклонения закрылков, гра-
д\с

К0ЫЛКОВ,

Изменение температуры и высоты. Увеличение окружающей температуры
уменьшает плотность воздуха и тягу (мощность) * двигателей, приводя к росту
взлетной дистанции. По этим же причинам взлетная дистанция возрастает с уве-
личением высоты аэродрома. Общая картина зависимости взлетной дистанции от
массы показана на рис. 11,11, в, отражающем чувствительность самолета к из-
менению условий эксплуатации.

11.7.2.	Посадочная дистанция

Некоторые основные принципы оценки посадочных характеристик были объясне-
ны в подразд. 5.4.6. Конструктор должен руководствоваться НЛГ для определе-
ния условий, при которых должен проводиться анализ. Применительно к транс-
портным самолетам потребная посадочная дистанция обычно определяется как
фактическая посадочная дистанция, т. е. самая короткая посадочная дистанция,
которая может быть продемонстрирована в идеальных условиях на сухой ВПП,
умноженная на коэффициент 5/3. Английские требования дополнительно вводят

* В зависимости от крутизны изменения характеристик или впрыска воды в двига-
тель (см. подразд. 4.4.Б).
понятие «эталонной» посадочной дистанции как для сухой, так и для мокрой ВПП
в условиях каждодневной эксплуатации. Расчет, представленный в разд 5 4 6, мо-
жет быть уточнен путем следующих операций

а)	на основании ограничений по кривым GHT определяется посадочная мас-
са или устанавливается максимальное отклонение закрылков для заданной поса-
дочной массы,

б)	численным методом интегрирования рассчитывается режим выравнивания
самолета (см работу [1160]) для какого-либо принятого закона управления, на
пример линейного увеличения угла тангажа по времени от момента достижения
установившегося режима захода на посадку и до касания Если требуемая точ-
ность невелика, возможно использование аналитических зависимостей 11158,
И 59]

в)	угол траектории при касании принимается равным около 0,5°, что соответ-
ствует скорости снижения от 0 3 до 0,6 м/с,

г)	участок торможения после касания может быть рассчитан аналогично слу-
чаю прерванного взлета (разд К-4 приложения К). В соответствии с данными ра-
боты [11 52] в расчетах используются следующие типичные временные интервалы
от момента касания до включения тормозов—-2 с,
от момента касания до начала эффективной работы гасителей подъемной си-
лы — 3,5 с,

от момента касания до эффективного реверса тяги при скорости отсечки дви-
гателей 80—92 км/ч — 7 с

По Нормам FAR 25 применение реверса тяги не разрешается во время де-
монстрации посадочных характеристик Нормы BCAR допускают использование
реверса, но при этом поправочный коэффициент принимается большим по вели-
чине

11.8.	НЕКОТОРЫЕ ВОПРОСЫ ЭКОНОМИКИ

11.8.1.	Критерии экономичности

Расходы на эксплуатацию самолетов обычно разделяют не прямые эксплуатаци-
онные расходы (ПЭР) и косвенные эксплуатационные расходы (КЭР) В понятие
ПЭР вхотят расходы, связанные с полетами (зарплата летному сос-
тава стоимость топлива и т п), техническим обслуживанием и амортизацион-
ными расходами, в то время как КЭР включает расходы, связанные с эксплуата-
цией наземного оборудования, администрированием, сервисом и продажей би-
летов Годовой расход обычно определяется производительностью парка самоле-
тов в пассажире километрах или тонно-километрах Для определенного вида экс-
плуатация отношение годовых доходов к эксплуатационным расходам зависит в
основном от коэффициента коммерческой нагрузки, т е процентного отношения
числа реально проданных мест к общему количеству Для большинства регуляр-
ных авиалиний средний коэффициент коммерческой нагрузки составляет 50—
60% На этапе предварительного проектирования основной вопрос заключается в
выборе критериев для сравнения различных проектов с точки зрения экономики.

1	При нерегулярной эксплуатации самолетов, например частного пользования,
может быть использован показатель ПЭР на самолето-километр

2	При интенсивном воздушном движении представляет интерес такой пока-
затель, как ПЭР на кресло-километр или тонно-километр

3	Может быть использован показатель критической загрузки (при которой
ПЭР+КЭР —доход), отношение этого показателя к максимальному количеству
пассажиров должно быть по возможности минимальным

4	Годовые расходы и доходы определяют выгодность эксплуатации самоле-
тов, а отношение их разности к капиталовложениям, связанным с покупкой са-
молетов, дает прибыль от капиталовложений Этот вид оценки экономики конк-
ретного самолета обычно выполняется эксплуатирующими авиакомпаниями и ред-
ко используется при предварительном проектирования.

5	Иногда экономика самолета оценивается при помощи «экономического по-
тенциала», определяемого как площадь диаграммы в координатах «полезная
нагрузка — дальность», в пределах которой эксплуатация самолета выгодна
(рис 11 12)
1

Дальность

Рис 11 12 Определение области
«экономического потенциала» само-
лета.

1 — область экономического потен-
циала, 2 — максимум, 3—критиче-
ская загрузка

Рис» 11 13 Типовая диаграмма раз-
деления ПЭР по методике АТА-67
для дальности 5350 км [11 92]:

1 — прямые расходы на обслужива-
ние, 17%, 2—планер, 3%, 3 — дви
гателн, 2%,	4— планер, 5%, 5“

двигатели, 7% 6 — дополнительное
обслуживание, 9%, /“амортиза-
ция 33%,	8 — топливо к масло,

18%, 9 “Страховка, 7%, /(? — рас
ходы на экипаж, 16%, 11 — расхо
ды на материалы, 12 — расходы на
персонал

Хотя ПЭР составляют только один из аспектов экономики самолета, они не-
посредственно связаны с техническими данными и летными параметрами самолета
и находятся в прямой зависимости от деятельности конструкторского бюро, по-
этому им уделено основное внимание. Все вопросы экономики самолета не рас-
сматриваются в данном разделе Изложенный материал позволит конструктору
сравнить ''вой проект по экономике с другими проектами или типами самолетов
Разделение ПЭР на составляющие элементы показано в табл. 11.4, а рис. 11,13
отражает относительную величину составляющих ПЭР.

Таблица 114

Составляющие эксплуатационных расходов

Прямые эксплуатационные
расходы 1

Косвенные эксплуатационные
расходы2

Расходы на полеты
расходы на экипаж
стоимость топлива и масла
страховка

Прямые расходы на обслуживание само
лета

расходы на персонал, обслуживающий
самолет
стоимость материалов

расходы на персонал, обслуживающий
двигатели

стоимость материалов для двигателей
Амортизационные расходы на самолет

Обслуживание наземного оборудования
прямые расходы на обслуживание
дополнительные расходы

Обслуживание полетов
пассажиров
сервис в самолете 3
сервис в наземном транспорте

Административные расходы

руководство сервисом
заказ билетов и кассы
объявления и реклама
общее руководство

Амортизационные расходы по наземному
оборудованию

Примечания I В соответствии с методикой АТА 67

2 В соответствии с данными журнала «Aeroplane» 22 Dec 1966, с 14

3	Включая посадочный налог, по другим данным ^та статья расходов относится к.
ПЭР
По вопросам расчета КЭР опубликовано мало информации. Это можно объ-
яснить различными причинами,

1.	КЭР нс находятся под контролем конструктора, хотя у него может появить-
ся желание оценить КЭР с целью получения полных экономических данных о
проекте.

2.	КЭР зависят от организации и управления службы эксплуатации и особен-
ностей обслуживания пассажиров авиалиниями,

3,	Опубликованные данные не систематизированы и доступны практически
только для авиапромышленности США,

Разделение КЭР на составляющие представлено в табл. 11.4; метод статисти-
ческой оценки опубликован в работе [11,82].

11.8.2. Оценка ПЭР при предварительном проектировании

Целями стандартизированного метода оценки эксплуатационных расходов хзля-
ются:

а)	получение возможности сравнения экономики конкурирующих проектов
или самолггов в стандартных условиях;

6)	помощь авиакомпаниям в оценке экономической сгабильчосш самолет лрл
эксплуатации на конкретном маршруте.

Стан пргизированныс методы были разработаны Обществом самолетных кон-
структоров Англии [11,68] и Ассоциацией воздушного транспорта (АТА) США
[11.83], Основным документом по этому вопросу является Метод расчета ПЭР,
выпущенный АТА в 1967 г. Однако критерии экономичности, примененные Б этой
работе^ приемлемы, скорее, для оценки тенденции в экономике и мало приемле-
мы при проектировании самолета. Пример сравнения экономики двух вариантов
самолета Фоккер F-28 «Феллоушип» по формулам АТА-67 приведен на рис, 11,14,
ПЭР обычно выражаются в виде зависимости от дальности, так как маршрутная
скорость является функцией дальности. На коротких линиях маршрутная ско-
рость и производительность самолета уменьшаются, а увеличенное время манев-
рирования на земле оказывает неблагоприятный эффект на экономику. Затраты
на самолето-километр и пассажиро-киломсмр резки возрастают при дальности
полета менее 360 км.

Расходы на экипаж составляют весомую часть ПЭР, но не контролируются
конструктором.

Затраты на топливо и смазочные материалы зависят от характеристик само-
лета и двигателей, но определяются также стоимостью топлива, которая значи-
тельно меняется в зависимости от географического положения аэродрома и си-
туации Примером может служить недавним топливный кризис 1974 г., когда стои-
мость топлива сильно возросла, что создало большие трудности для многих ави-
алиний.

Стоимость технического обслуживания традиционно базируется на таких па-
раметрах самолета, как масса пустого самолета, тяга двигателей и первоначаль-
ная стоимость планера и двигателей. Следует указать, что зависимости, использу-
емые в методике АТА-67, являются чисто статистическими. Прямой связи, напри-
мер, между массой самолета и легкостью и стоимостью его технического обслу-
живания не существует. Наоборот, меры, направленные на упрощение обслужива-
ния путем улучшения доступа к агрегатам, могут привести к возрастанию массы
пустого самолета, что вызовет, при неправильном использовании методики АТА,
увеличение стоимости технического обслуживания.

При правильном подходе стоимость технического обслуживания самолета
следует разделить на различные составляющие, поскольку самолетные системы и
агрегаты по стоимости обслуживания, сложности и зависимости от периодичности
регламентных работ имеют широкий разброс. Типичным примером является об-
служивание двигателя, которое в значительной степени зависит от сложности
двигателя и сроков проведения регламента [11.95], Внедрение в эксплуатацию но-
вого двигателя также усложнит его обслуживание.

Амортизация, как и страховка, оценивается за год. В методике АТА*67 пери-
од для оценки амортизационных расходов составляет 12 лет. Срок службы само-
лета в часах налета или по количеству летных циклов должен, естественно, пре*
вышать этот период,

430

ь
Потребная длина ВПП, м

Рис. 11.14. Сравнение ПЭР двух
вариантов самолета Фоккер F-28
(данные 1973 г.) на основании
следующих предпосылок;

стоимость запчастей—15%т период
амортизации — 12 лот, остаточная
стоимость — 15%. страховка — 1,5%
от стоимости самолета, техническое
обслуживание (включая дополни-
тельное) — 100 долл. США за час,
р1сходы на экипаж — 90 долл,
США за час, топливо — 0,12 долл.
США за 1 галлон США, годовой
налет — 3000 маршрутных часов;

а — эксплуатационная гибкость са-
молетов; о — ПЭР из расчета раз-
мещения 79 пассажиров (макси-
мальное количество); 1 — ПЭР в
центах США ча кресло-милю; 2 —
ПЭР в долларах США за самоле-
то-мил'о

Годовой налет зависит главным образом от времени, которое самолет нахо-
дится на земле из-за требований управления воздушным движением, а также от
времени выполнения загрузки, разгрузки, заправки и технического обслуживания
и при задержках вылета по метеоусловиям или из-за неплановых работ на самоле-
те. Годовой налет звпеит также от планирования полетов и схемы воздушных
магистралей. По методике АТА-67 кривая зависимости годового налета от марш-
рутного времени показывает, что налет за юд может меняться от 3000 ч при
маршрутном времени 1 ч до 4500 ч при маршрутном времени 8 ч. При заданном
количестве полетов в день годовой налет пропорционален маршрутному време-
ни. Необходимо заметить, что статистические зависимости не учитывают меро-
приятий, направленных на повышение годового налета, например путем сниже-
ния времени маневрирования в полете, сокращения времени между полетами
и т. п. Для оценки этих факторов необходим детальный расчет.

Стоимость самолета (включая двигатели) является другим фактором, опре-
деляющим амортизационные расходы, который должен быть оценен на этапе
предварительного проектирования. В этом случае, как и при оценке массы, мо-
жет быть применен различный подход от использования общих статистических за-
висимостей, показанных на рис. 11.15, до детального анализа стоимости самолета,
выполняемого отделом экономики. Необходимо также принять решение о количе-
стве самолетов, которое будет построено. Попытки рассчитать первоначальную
стоимость военного самолета и двигателя приведены в работах [11.71, 11.76,
11.791.

Данные рис. 11.15* позволяют сделать следующие замечания.

1	. Стоимость легкого поршневого самолета увеличивается примерно в квад-
рате от массы пустого самолета от 22 долл,/кг при пустой массе 450 кг до

• Уровень цен дан на период 1973—1975 гг.
Рис

11 15

Стоимость современных самолетов

(уровень цен 1975 г ).

а — продажен стоимость легких самолетов фирмы Сессна с ПД, / — один двигатель, 2 —
два двигателя 3 — усовершенствованный вариант иля вариант люкс б — стоимость транс
портных самолетов, 1 — административные самолеты с ТВД 2 — транспортные самолеты
с ТВД 3 — административные самолеты с ТРДД 4 — транспортЕше самолеты с ТРДД
5 — зона перехода от легких к транспортным самолетам Овэл maJ=5700 кг, 6 — долл/
0,454 кг

110 долл/кг при пустой массе 2000 кг Причиной такой зависимости являются
повышение сложности конструкции, силовой установки, оборудования и отделки
Стоимость полностью оборудованного самолета примерно на 20% выше указан
нои первоначальной стоимости

2	. Стоимость реактивных транспортных самолетов колеблется от 265 долл /кг
для небольших самолетов до 220 долл /кг для больших самолетов Этот уровень
цен меняется мало в связи с примерно одинаковой степенью сложности этих са-
молетов независимо от их размеров

3	Реактивные административные самолеты представляют наиболее дорогую
категорию самолетов, их стоимость зависит от типа интерьера, сложности обору-
дования и может достигать 350 долл /кг

4	Стоимость турбовинтовых транспортных самолетов составляет приблизи-
тельно 176 долл/кг пустой массы

Данными рис 11 15 необходимо пользоваться осмысленно Строгой зависимо-
сти между массой самолета и первоначальной стоимостью не существует Масса
конструкции, например, может быть уменьшена благодаря применению новых ма-
териалов или новых методов обработки, но это приведет к увеличению стоимости
самолета, хотя по рис 11 15 должно быть наоборот С другой стороны, примене-
ние более совершенного оборудования на самолете может увеличить и его массу,
и стоимость, но стоимость будет возрастать быстрее, чем масса

Для транспортного самолета безубыточность эксплуатации является главным
экономическим показателем, поэтому можно сказать, что уровень цен на самолет
необходимо связывать не только со стоимостью технической разработки, но и с
производительностью самолета В связи с этим вместо графиков «первоначальная
432
стоимость — масса пустого самолета» может быть построен график, связывающий
первоначальную стоимость с произведением полезной нагрузки и крейсерской ско
рости, так как этот параметр в большой степени влияет на годовой доход. Можно
также разбить стоимость самолета на стоимость планера и стоимость двигателя
Во всех случаях стоимостью в долларах единицы массы пустого самолета не
обходимо пользоваться осторожно

Конструктор обычно не стремится сравнивать результаты, полученные по
формулам АТА-67, с реальными ценами на самолеты, которые авиакомпании сооб-
щают Международному комитету цен Стандартизированные методы не учитыва-
ют такие факторы, как размеры самолетного парка, его состав, особенности мар-
шрутов, направления ветров, изменения в стоимости топлива* и т п, которые
оказывают значительное влияние на стоимость самолета и изменяются в зависи-
мости от типа авиалинии В связи с частичной применимостью стандартных мето-
дов в общем случае должны быть введены следующие ограничения.

а)	если для сравнения экономики проектируемого самолета с самолетами, на-
ходящимися в эксплуатации, необходим расчет абсолютных ветичин ПЭР, обоб-
щенные методы, как правило, неприемлемы,

б)	ме го тика АТА-67 может привести к неправильным результатам при оцен-
ке относительных величин по удельному расходу топлива и удельной массе сило-
вой установки

Когда основным критерием для сравнения является приращение ПЭР, стан-
дартные методы вполне пригодны и позволяют оценить степень влияния на эконо-
мику самолета первоначальной стоимости самолета и двигателя, стоимости топти
ва и технического обслуживания

Таким образом, расчет ПЭР целесообразен

а)	при выполнении некоторых видов параметрических исследований, направ-
ленных на оценку приемлемости схемы и размеров проектируемого самолета При-
мер такой оценки дан в подразд 555 В этих случаях сравнение вариантов ве-
дется на основе существующего уровня техники и цен на планер и двигатели,

б)	при оптимизации крейсерской скорости полета Стоимость топлива на крей-
серский полет минимальна при максимальной дальности полета на килограмм
топлива (см рис 118), увеличение скорости приводит к увеличению стоимости
топлива Однако амортизационные расходы на полет из-за уменьшенного марш-
рутного времени могут быть снижены при условии сохранения постоянным гото-
вого налета При некоторых промежуточных условиях между крейсерской скоро
стью максимальной дальности и максимальной крейсерской скоростью достигает-
ся минимальное значение ПЭР Для самолета дальних авиалиний экономически
оптимальная крейсерская скорость находится ближе к условиям крейсерской ско-
рости максимальной дальности, для самолетов коротких линий — к условиям ско-
ростного крейсерского полета

* На момент написания книги установлено, что по методике АТА 67 расходы на эки
паж занижены на 40%, а стоимость топлива удвоилась с 1967 г , стоимость технического
обслуживания завышена на 30%, амортизационные расходы завышены на 25% и страховка
завышена на 100% (приблизительные данные)
ГЛАВА 12

Оценка и оформление
предварительного проекта

Оформление предварительного проекта самолета включает чертежи общих видов,
данные по основным параметрам и геометрии и результаты предварительной
оценки летных характеристик и стоимости эксплуатации.

Эта последняя глава дает общее представление о первоначальной качествен-
ной оценке конструктивной целостности и обоснованности проекта самолета в ин-
тересах снижения массы конструкции. Представлен перечень элементов, которые
должны быть отражены в чертежах общих видов, и указаны вопросы, требую
щие рассмотрения при составлении общего заключения по самолету и его даль-
нейшей разработки.

12.1.	ОФОРМЛЕНИЕ ПРОЕКТА

В разд 1.2 предварительный проект самолета называется разработкой базовой
схемы, которая, по мнению конструктора, будет удовлетворять предъявленным тре-
бованиям. Основная часть данной книги посвящена тому, чтобы дать конструкто-
ру руководство для получения такого обоснованного предварительного проекта.
Как уже указывалось па рис. 1 3, последующая разработка проекта может потре-
бовать параметрических исследований и проработки других вариантов самолета.
Таким образом, на последнем этапе разработки предварительного проекта само-
лета потребуется активная конструкторская деятельность для определения оконча-
тельных конструктивных параметров самолета.

Поскольку первоначальная базовая схема является отправным моментом для
дальнейших работ над самолетом, важно, чтобы все результаты конструкторской
деятельности вместе с основной информацией были систематизированы и обобще-
ны в сводном отчете. Отдел предварительного проектирования обычно оформля-
ет следующую документацию по новому проекту самолета:

а)	чертежи общего вида самолета (пример на рис. 12.1), предназначенные
для составления представления о схеме, основных элементах, внутренней компо-
новке и форме частей самолета. На этих чертежах наносится расположение ос-
новных силовых элементов конструкции, которое показывает, что в процессе даль-
нейшей разработки технического проекта не возникнет серьезных проблем;

б)	еппавку с основными характеристиками и геометрическими данными са-
молета в объеме, эквивалентном типовому описанию самолета (например, изда-
ние Jane, «АП the World’s Aircraft»);

в)	результаты предварительной оценки параметров, летных характеристик и
стоимости эксплуатации самолета.

Предварительный проект часто используется в период переговоров с заинте-
ресованными потенциальными покупателями самолета. По этой причине и для
сравнения с существующими самолетами в конкурирующими новыми проектами
конструктор может добавить обзор основных данных аналогичных проектов. На-
конец, он должен составить представление о пригодности и обоснованности про-
екта самолета в целом и наметить дальнейшие пути его разработки. Оформление
проекта является тем этапом, когда конструктор должен обдумать пригодность
общей схемы самолета и ее конструкторскую целостность. Поэтому в последней
главе данной книги даются основы оценки конструктивной целостности само-
лета.
12,2.	ГЕОМЕТРИЯ САМОЛЕТА И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМА

Бригада предварительного проектирования нс отвечает за детальную проработку
конструкции проекта. Однако между внешней геометрией самолета, т. е внеш-
ними контурами, и конструктивной силовой схемой существует определенная
связь Оба эти качества самолета существенно влияют на массу самолета и се
распределение. Основные принципы силовой схемы самолета должны бьпь зало-
жены на раннем этапе предварительного проектирования для обеспечения получе-
ния легкой конструкции внутри данной геометрии. Естественно, что следует рас-
сматривать только основные силовые элеменш. Рис. 12.2 является примером чер-
тежа с изображением начальной силовой схемы самолета. Конструкция все еще
допускает внесение изменений в интересах получения оптимальной концепции,
которую можно сформулировать следующим образом

1.	Конструктивная целостность силовой схемы должна обеспечиваться в слу-
чае разрушения одного главного силового элемента или частичного повреждения
внешней конструкции, такой как панель обшивки. При этом должны быть обес-
печены приемлемая остаточная прочность и жесткость и достаточно медленное
распространение трещины.

2.	Необходимо предусмотреть простоту обслуживания и контроля не только
силовой установки и систем, но и самой конструкции (рис 12 3).

3.	Необходимо стремиться к минимальной массе конструкции с учетом точ-
ной оценки ее нагружения и требований прочности и путем функциональной про-
стоты конструктивной схемы и выбора соответствующих материалов.

4	Конструкция должна быть рассчитана на заданный срок службы в едини-
цах часов эксплуатации (например, 30000—60000 ч), число циклов полета, взле-
тов или посадок (например, 30000).

Большая часть рекомендаций, приведенных ниже, будет носить общий харак-
тер и в некоторых случаях противоречивый. При разработке проекта каждого са-
молета возникает много конструктивных проблем и проблем выбора материалов,
которые де являются предметом детальной проработки в данной книге, хотя эти
вопросы и вопросы технологии производства становятся все более и более важ-
ными.

Для уменьшения нагрузок на конструкцию целесообразно

а)	размещать несъемные элементы на крыле для его разгрузки в полете;

б)	при установке шасси на крыле так выбирать его положение, чтобы изги-
бающие моменты и перерезывающие силы, возникающие при посадке, не были
для крыла критичнее, чем нагрузки в полете;

в)	избегать установки сосредоточенных масс на крыло за осью жесткости, так
как эю может привести к возникновению проблем, связанных с аэроупругостыо
крыла;

г)	размещать топливные баки-отсеки по консоли крыла дтя уменьшения ит-
гибающего момента в горизонтальном полете, но последние 0,9 м консоли долж-
ны быть свободными от топлива с целью уменьшения риска воспламенения топ-
лива от электростатического электричества;

д)	размещать сосредоточенные массы в фюзеляже близко к ЦМ для умень-
шения инерционных нагрузок.

е)	уменьшить нагрузки на хвостовое оперение путем увеличения его плеча;
ж) использовать стойки шасси минимальной длины;

з)	избегать большой загрузки носового колеса путем правильного размеще-
ния стойки.

Для уменьшения моментов от нагрузок на конструкцию самолета рекоменду-
ется*

а)	ограничивать угол стреловидности крыта до минимальной потребней ве-
личины. Использовать прямой центроплан и избегать уменьшения толщины кры-
ла в плоскости симметрии, если это только не упрощает конструкции и не снижа-
ет массы (рис 12.4);

б)	приближать по возможности узлы крепления шасси и гондол двиптелей
к основной силовой конструкции самолета.

в)	стремиться к неразъемной конструкции крыла, проходящей через фюзеляж
и избегать применения кольцевых силовых шпангоутов, если возможны другие
решения;
436
4ЙГ55М

с»	В)
б)

Рис 12 1. Чертежи общего вида пред-
варительного проекта гипотетического
самолета для коротких авиалиний*

а — вид сверху, б — вид сбок> а — вид
спереди, 1 — сиденье стюардессы, 2 —
кухня, 3 — гардероб 4 — туалет, 5 —
гидравлический отсек, 6 — компоновка
салона с шагом сидений 860 мм, 7 —
компоновка салона с шагом сидений
760 мм 5 — электронный отсек, У”
отсек системы кондиционирования
10 — задний грузовой отсек, 11 — пе
редаий грозовой отсек
г)	сохранять конструктивную целостность в месте стыковки назкорасположен-
ного крыла с фюзеляжем даже путем применения подфюзеляжной балки, прохо-
дящей по всей длине центроплана,

д)	размещать корневую часть крыла таких! образом, чтобы нагрузки от стенок
лонжеронов можно было легко распределить по оболочке фюзеляжа. Не допус-
кать распо южения вырезов под окна и аварийные выходы в основных силовых
элементах;

г)	не крепить сосредоточенные массы и узлы шасси консольно к шпангоутам.

По вырезам и разрывам рекомендуется:

а)	большие вырезы в конструкции удалять от высокона[ ружейных зон, нап-
ример от зо !ы «.тыковки крыта с фюзе 1яжем,

б)	избегать острых углов в вырезах особенно при герметичном фюзеляже;

в)	высоту окон в герметичной кабине делать больше ширины,

г)	проводку системы управления (тросы, тяги), топливные магистрали, воз-
душную проводку размещать за пределами силовой схемы крыла для упрощения
их контроля,

д)	избегать применения вырезов в силовой конструкции крыта для каналов
воздухозаборников и выхлопных труб двигателей,

е)	в случае установки двигателей в корневой части крыла предусматривать
особые меры для обеспечения достхла к ним и их монтажа.

ж)	избегать резких изменений в характере нагрузок, действующих в узлах
крепления крыла, хвостового оперения и шасси к фюзеляжу,

з)	стремиться размещать ниши для уборки шасси за пределами кессона кры-
ла, особенно в случае работающей напряженной обшивки;

и)	число разъемных соединений сокращать до минимально необходимого для
удовлетворения требований технологичности и обслуживания.

Рис 12 2. Конструктивная схема я основные силовые элементы самолета (на примере нред-
взрительного проекта самолета Хокер Сиддли HS 125 «Доминай»)
Рис. 12.3. Пример расположения люков для обслуживания, контроля и ремонта следующих
элементов самолета Хокер Снддли НС 718 (Aircrrft Eng, Sept, 1961, р. 249):

/— аккумуляторы, 2 — 1 идравлические агрегаты, 3 —штуцер низсмной проверки гидроси-
стемы: 4 — 1идробек и фильтр, 5 — элеьгричесаое оборудование и оборудование системы
кондиционирования, 6 — доступ к центре у Крита, 7 — эле.троразъемы, 8 — отстойник
топлива, 9— корневая часть крыла; /О — 1вигател17 и ред ктор закрылко#, /1—тршсмис-
сия и нял системы выписка закрылков /2 — регу ятор н |Тяж* чтя ьрогочки к элерот ам;
13 — альтернатор, гиродатчики автопилота; 14—клапан регулировки давления в кабине
и блоки автопилота; 15 — сервоприводы рулей высоты; 16 — хвостовой обтекатель; 17—*
OCKi^lp ЬОпсхрукЦЙИ СТ абИЛхиа 1 Ори	, ии1р_,КЦИИ К 1Ь 19— OiWip гОНЛИВНЫХ

баков, 20 — осмотр конструкции крыла, 21 — схемная ^концов крыла, 22 — посадочная
фара; 23 — створки ниши главной стойки шасси, ^—фильтр противооблсдс! и ельпой си-
стемы; 25 — откидные капоты, 26 — откидной т осо крыла для допупа к управлению дви-
гателями, 27—электрооборудование и агрегаты системы кондиционирования, 28 — фильтр
натнетателя, 29— привод коробки агрегатов, 30 — выхлопная труба; 31 — клапан и баллон
противопожарной системы, 32 — направляющие закрылков, 33 — штуцера для заправки на
земле

В целях обеспечения функциональной простоты и избежания усложнений кон-
струкции разумно:

а)	избегать усложненных механизмов с применением рельсов, роликов, каре-
ток и т п. Это относится особенно к механизмам закрылков и выпуска—уборки
Шасси На рис 7 25, д дан хороши": пример простоты конструкции высокоэффек-
тивной системы закрылков. Примером, когда конструктивных сложностей не уда-
ется избежать, может служить рис 12 5;

б)	сокращать поверхности сложной кривизны до минимума и избегать при-
менения дверей двойной кривизны,

в)	стремиться использовать схему с низким уровнем напряжений от шума,
действующего на основные силовые элементы Большие акустические напряжения
в панелях обшивки появляются начиная с уровня выше 145 дБ. В зонах акусти-
ческих нагрузок хорошо работает клеесварная конструкция, в которой отсутству-
ют отверстия под заклепки, и она обладает достаточным демпфированием

Необходимо, чтобы силовые элементы выполняли несколько функций, для
чего
Рис. 12.4, Пример уменьшения толщины крыла в плоскости симметрии для исключения на-
рушения целости фюзеляжа на самолете HS 125 (см, также рис. 12.2)

Рис. 12-5. Пример сложной конструктивной схемы хвостовой части фюзеляжа и оперения на
самолете ВАС Ы1 (Aircraft Eng. May, 1962):

/—стенка; 2 — усиливающий уголок; .3 — профиль; 4 — шарнирное соединение; 5 — тяги к
стабилизатору; 6 — привод стабилизатора; 7— косынка стрингера; 8 — полка нервюры; 9 —
стенка нервюры; 10— стрингер; 11— обшивка киля; 12 — полка нервюры; 13— стенка; 14 —
полка лонжерона; 15 — шпангоут
а)	целесообразно объединять нервюры крыла, поддерживающие двигатели,
шасси и закрылки;

б)	следует стремиться к тому, чтобы элементы, работающие на изгиб, об-
ладали также жесткостью на кручение,

в)	рекомендуется использовать общий шпангоут фюзеляжа для крепления
горизонтального и вертикального оперения;

г)	следует использовать существующие шпангоуты для разделения топливных
отсеков и для крепления элементов оборудования, стоек шасси и т. п,;

д)	следует избегать излишнего применения килей, полов, рам и т. п,

В целях повышения безопасности рекомендуется:

а)	применять силовую схему самолета транспортной категории с отказобезо-
пасной конструкцией и дублированием основных силовых элементов;

б)	предусматривать соответствующую защиту от возможных осколков вин-
тов или лопаток турбин при их разрушении. Избегать применения ответственных
силовых элементов в зонах возможного поражения этими осколками;

в)	избегать положений, когда стойки шасси и их узлы крепления могут пов-
реждать топливные баки при вынужденной посадке;

г)	обеспечивать необходимые зазоры между нагруженной, деформируемой
конструкцией и подвижными частями (например, рулевыми поверхностями);

д)	обеспечивать взаимосвязанность закрылков и рулей высоты на противопо-
ложных консолях крыла и стабилизатора;

е)	предусматривать, чтобы силовая схема узлов подвески двигателя выдер-
живала определенный процент расчетной нагрузки даже после разрушения од-
ной связи.

12.3.	ЧЕРТЕЖИ ОБЩИХ ВИДОВ

Чертежи общих видов должны быть представлены в достаточно большом масшта-
бе и содержать как внутреннюю схему, так и внешнюю геометрию самолета (рис.
12.1). На них обычно наносится несколько поперечных сечений (рис. 12.6). Необ-
ходимо уделить внимание на чертежах следующим элементам.

Рис. 12.6. Пример выполнения поперечного сечения фюзеляжа самолета с туристским (сле-
ва) и экономическим (справа) классами размещения сидений для проекта, изображенного
иа рис, 12.1 (размеры в см)
Фюзеляж. Пассажирская кабина: компоновка сидений, поперечное сечение,
окна, входные двери, аварийные выходы, туалеты, кухня, гардеробы, багажные
отделения, полки для клади, разделение кабины, герметичные шпангоуты.

Грузовые отсеки; размеры, люки, загрузочные двери.

Кабина экипажа; размещение кресла пилота и приборной панели, размеще-
ние остекления, основные органы управления (схема), досягаемость до органов
управления.

Конструктивная схема: положение силовых рам, лонжеронов, главных шпан-
гоутов и продольных балок.

Силовая установка и гондолы двигателей.

Двигатели и гондолы: внешние контуры гондол, винты, воздухозаборники и
выхлопные патрубки, узлы крепления двигателей, пилоны, панели и люки для об-
служивания, пожарные перегородки, устройство реверса тяги, система охлаж-
дения.

Топливные баки: размещение, размеры, объем, доступность

Крыло. Корневое и концевое сечения, передняя и задняя кромки, САХ, уст-
ройства механизации в убранном и выпущенном положениях, элероны, спойлеры,
воздушные тормоза.

Конструктивная схема: узлы крепления двигателей, управление закрылками
и элеронами, лонжероны и высоконагруженные нервюры, подкосы (если применя-
ются), направляющие закрылков, шарниры и опоры.

Хвостовое оперение и система управления. Корневое и концевое сечения, пе-
редняя и задняя кромки, средняя хорда, руль высоты и его углы отклонения, раз-
мещение шарниров, угол установки (диапазон измерения угла установки для уп-
равляемою стабилизатора).

Основные элементы конструкции системы управления.

Шасси. Размещение шасси, положение стоек в выпущенном состоянии, полно-
стью нагруженных и сдеформированных под действием max. Схема уборки,
убранное положение, размеры ниш.

Системы. Хотя проектирование систем производится на более поздней стадии
разработки проекта, необходимо предусмотреть место для установки главных эле-
ментов этих систем, особенно системы жизнеобеспечения и ВСУ, и предусмотреть
отсеки для гидравлической, пневматической систем и навигационного и связного
оборудования.

Чертежи проекций для гипотетического самолета коротких авиалиний пред-
ставлены на рис. 12.1 с целью иллюстрации оформления результатов предвари-
тельною проектирования. Технические требования на этот самолет приведены на
рис. 1 5, а общий вид в трех проекциях показан на рис. 2 4

12.4.	ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Качественная оценка характеристик проектируемого самолета производится путем
сравнения с данными для других аналогичных проектов или самолетов аналогич-
ного класса, находящихся в эксплуатации. Это сравнение должно быть проведе-
но по объективным правилам и методам анализа. Результаты пробной оценки яв-
ляются необходимым условием для принятия решения о дальнейшей разработке
проекта самолета. В табл 12.1 систематизированы основные параметры, подле-
жащие сравнению. При оформлении проекта конструктор должен не только опи-
сать соответствующие характеристики самолета, но и обратить внимание на те
аспекты, которые, по его мнению, являются наиболее важными для дальнейшей
успешной его разработки, особенно, если имеются сомнения в справедливости
некоторых предпосылок и предположений Необходимо также указать ряд вопро-
сов, заслуживающих проработки при последхющем «параметрическом проекти-
ровании» (см рис 1.3) Ниже для примера привечены некоторые вопросы

Является ли общая схема пригодной и не приведет ли она к получению не-
удовлетворительных характеристик? Здесь могут быть вновь рассмотрены раз-
личные аспекты, указанные в гл 2

Подходи г ли тип выбранного двигателя для данного самолета? В случае не-
приемлемости некоторых параметров необходимо выяснить готовность разработ-
чика двигателя предпринять определенные изменения.
Сравнение основных характеристик проектируемого самолета,
приведенного на рис. 12.1 с характеристиками других самолетов

Наименование параметров	Размер- ность	Эирбас А-300В2	Боинг 727 200	Макдоннел  Дм лас DC 9'30	Дассо Меркюр (проект)	Проект на рис 12 1
Крыле:  размах  площадь  оти ос н те л ь н о е уд л и некие  Длина общая  Высота общая  Ддинэ фюзеляжа  Ширина  Высота пола кабины над HBI1  Длина кабины  Высота кабины  Площадь пола  Количество пассажи- ров  туристский класс  повышенной плотно  <_ т и  Общий объем грузово- го отсека	£	1!	153  1 1	1 гл	44.84  260  7,71  *	51  16.6  49.4  5 65  4.7  36 5  2,54  259  286  118,0	39,91  157  7.67  46.9  10,2  41,5  3.77  2.72  28,3  2.18  91.0  163  189  42,0	28,16  93  8,73  35  8,4  32,6  3,34  2,2  21.4  2 06  60,0  105  120  25.0	30,54 116  8,00  33,7  11,37  33,7  3,9  3,0  24,6  2.2  80.0  134  155  33,0	40,29 191  8,46  48,6  13,8  42,6  5 22  3 9  32,0  2,6  144,0  185  235  69.0
Силовая установка* число двигателей тип  Взлетная тяга в стати- ке, MCA на уровне моря  Эксплуатационная мае са пустого самолета  Масса полезной нагруз кн, ограниченной макси мальной массой  Максимальная масса бе^ топлива  Общий запас топлива  Максимальная взлетная масса  Максимальная поса дочнач масса  Максимальная удель на я нагрузка на крыло  Максимальная нагруз- ка на тягу	кге  кг  »  >  »  >  »  кгс/м2	о  GE-CF-6-  50А 22600  80000  31800  109000  34400 132000  120000  510  2,97	3  JT 8D 15  7050  46000  17700  63500  29600  81500  72200  547  4,10	2  JT-8D-7  6350  25300  11900  37200  11100  44500  42500  480  3,51	2 JT-8D-15  7050  28600  16200  45000  10400 65600  49000  450  3,70	3  М 56 40  10000  56000  24000  80000  24000  96000  91500  500  3,20
Максимальная крей- серская скорость при ус- ловиях- масса крейсерская высота крейсерское число М максимальное эксплу атационное	число  Мппх максимальная инди- каторная эксплуата пионнал предельная о прость V (Пах 1Пах	км/ч кг м  км/ч	936  132000  7500 0.84 0.86  665	965  9000 0,84 0 90  720	910 44100  7500 0 816 0,89  630	925  50000  7500 0,83 0.85  705	900 90000  9000 0,825 0,85  705
Продо 1жение таб ? /2 /

Наименование пара метров	Размер- ность	Эирбас А-300В2	Боинг 727-200	Макдоннел Дуглас DC 9/30 1 .	! Дассо Меркюр (проект) ।		Проект на рис 12J
Безопасная скорость взлета при GBMmax	км/ч	260	294	272		244
Скорость захода на по гадку при G([OC max		244	254	298	230	244
Длина взлетной ди- станции по нормам FAR, на уровне моря, MCA, ПРН ^постах	м	1840	2660	2080	1980	1600
Длина посадочной ди- станции по нормам FAR, на уровне моря» при °ВЗл шах	м	1780	1620  *	1500	1440	1550
Дальность с макси- мальвой полезной на грузкой (полет с макси- мальной крейсерской ско ростью)	км	1600	2520	1680	330	1360
Максимальная даль- ность с учетом резерва топлива		4150	4*160	2170	1530	3550
Дальность с макси- мальным числом пасса- жиров в туристском классе	»	2170	2800	2030	1220	2230

Необходимо ли менять основные параметры крыла, такие как площадь, от-
носительное удлинение и сужение? За счет крыла можно улучшить наиболее важ-
ные характеристики самолета без значительного влияния на другие па-
раметры

Правильный ли сделан выбор механизации? Только после анализа характе-
ристик самолета можно сказать, требует ли система закрылков усложнения или
упрощения.

Существуют ли возможности уменьшения сопротивления за счет улучшения
аэродинамической компоновки или омываемой поверхности?

Насколько удовлетворительна массовая сводка? Окончательный массовый
анализ, выполненный после оценки характеристик самолета, может показать зна-
чительные расхождения при сравнении с другими самолетами. В этом случае не-
обходимо найти причину расхождения

Можно ли ) казать меры по снижению уровня шума? Этот вопрос пред-
ставляет особый интерес для конструктора самолета, поскольку ожидается
пересмотр действующих стандартов по шуму в ближайшем будущем (см под-
разд. 5.5 6).

Практически все решения, принимаемые на этапе предварительного проекти-
рования, имеют связь с эксплуатационными расходами и, хотя количественная
оценка не всегда возможна, конструктор должен внимательно относиться к эко-
номическим показателям проектируемого самолета. Только в последнее время
возникла также проблема влияния на окружающую среду. Каждый новый граж-
данский самолет должен в настоящее время удовлетворять широкому кругу тре-
бований, чтобы быть приемлемым не только как средство транспорта, но и по
влиянию иа окружающую среду. Следует приветствовать творческий подход к
решению любого из вопросов, касающихся уменьшения шума, засорения атмосфе-
ры, нарушения энергетического баланса атмосферы и т. п.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

Глава 1

ОБЩИЕ ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЕТОВ

11 F. К. Teichmann. Airplane design manual. Pitman Publishing Corp., Third
Edition, 1950

1.2	G. Corning. Supersonic and subsonic airplane design. Published by the
author, 1953

1.3	J. Hay Stevens, «The shape of the aeroplane». Hutchinson & Co. Ltd, Lon-
don, 1953

1.4	. G. S. Schairer. Economic considerations of a jet transport airplane. SAE
Paper No 426, Jan 1955.

1	5. R. B. Morrison and M, J. Ingle. Design data for aeronautics and astro-
nautics. John Wiley and Sons, Inc New York and London, 1961.

1	6. E. E. Sechler and L. G. Dunn Airplane structural analysis and design
Dover Publications Inc, New York, 1963

1.7.	A. C. Kermode. The aeroplane structure. Second Edition, Pitman & Sons
Ltd , London, 1964.

1-8 K. D. Wood. Aerospace vehicle design. Volume ] Aircraft design Johnson
Publishing Company, Boulder, Colorado, Second Edition, 1966

1	9 R. Miller and D. Sawers. The technical development of modern aviation.
New York, Prager, 1968.

1	.10 F. Maccabee (ed ) Light aircraft desing handbook. Loughborough
University of Technology, Dept, of Transport Technology, TT 6801, Cecond Edition,
Feb 1969

1	.11 J. M. Swihart (ed). Jet transport design. A1AA Selected Reprint Series,
vol 8, 1969

1	12 M. O. Wilmer. Some aspects of optimisation in the design of civil
aircraft. Two—day convention on economic factors in aviation The R. Ae S , 13—
14th May, 1970

1.13.	E. V. Krick, An introduction to engineering and engineering design.
J. Wiley & Sons, Inc, New York, Second Edition, 1969

1.14.	D. D. Hufford, J. A. Ross and K. W. Hoefs, The economics of subsonic
transport airplane design, evaluation and operation, SAF Paper N. 710423

1.15	L. M. Nicolai. Design of airlift vehicles. USAF Academy, Dept of Aero-
nautics, Aero 464, July 1972

ТЕНДЕНЦИИ В РАЗВИТИИ АВИАЦИИ

1	16. J, С. Floyd. Some current problems facing the aircraft designer. J. R Ae. S.
1961, pp. 613—631.

1.17 G. Schairer. Aircraft design, present and future. ICAS Paper N. 64 — 533.

1 18. Various contributors. Cheap short—range air transport. A Symposium,
J R, Ae. S , Nov. 1965, pp 737—758

1 19 M. B. Morgan. Some aspects of aircraft evolution. 5th ICAS Congress,
Paper 66—1, 1966 (See also Aerospace Proceedings 1966 vol. 1, MacMillan Lon-
don, 1967)

1 20 P, G. Masefield. Light aviation problems, prospects and performance
Journal of the Royal Aero Soc. Nov 1966

1 21. F, W. Kolle and D. R. Blundell. Evolution and revolution with the jumbo
trijets. Astronautics and Aeronautics, Oct 1968, pp 64—69

1.22	. J. C. Brizendine and C. R. Strang, The future transport world J of Air-
craft, Nov — Dec 1967, pp 481—486

1.23	Handel Davies. Some thoughts about the future of European aeronautics
The Aeronautical Journal, May 1968, pp. 385—395.

1.24	D. Kiichemann and J. Weber, Analysis of some performance aspects of
various types of aircraft, designed to fly at different ranges and speeds Progress
in Aeronautical Sciences, vol 9, 1968, pp. 329—456

1.25	. E. Vfer. Das Reiseflugzeug von Morgen Deutscher Aerokurier, Jan, 1970.
pp. 8—10,
126	М. В. Morgan. The impact of research and development p-op'srr s ’i
various teihuical areas on the economics of future aircraft design. Tvo-da' c> -
mention on economic factors in aviation, R. Ae S, 13th—14th May 1970.

1	27 F. A. Cleveland. Size eflects in conventional aircraft design AIAA Paper
N 70—940

1	28. J. E. Steiner. Aircraft dexelopment and world aviation The Aeronautical
Journal. June 1970, pp 433—443

129 Various contributors. Vehic e technologx for civil asiation, the seven1.;
and bc-vond NASA SP—292, Nov 1971

ПРОЕКТИРОВАНИЕ И РАЗРАБОТКА САМОЛЕТА

1.30 G. R. Edwards, Problems in the development of a new aeroplane Journal of
the Royal Aero. Soc AMI 53, pp 197—252, 1949

1	31 E, Weining. Design factors in the development of light aircraft. Aero
Eng Review. July 1950, pp 18—19

1 32 Anon. Design oi aircraft for commercial use, SAE Preprint, 1959

1 33 Anon. Design for the future. An outline of the research, design and
development organisation of Biistol Aircraft Limited, undated.

1 34. H. Mansfield. Billion Dollar Battle David McKay Comp., Inc, New York

1 35 J. E. Steiner. Planning a new commercial aircraft. AsLonautics arid
Aeronautics, Sept 1967, pp. 52—60.

I 36 W, M. Magruder. Development of requirement, configuration and design
for the Lockheed Kill SAE Paper N 680688

1.37 J, Spintzyk. Ueber Methoden der Sy stemtechnik beim Flugzeugentw urf.
Zeitschriit fur Flugwissenschaften, June 1968, pp 206—212

138 D. M. Ryle. Parametric design studies AGARD Lecture Series N 16,
April 1969.

1 39. J. T. Stamper. Management in design The Aeronautical Journal, vol 73,
March 1969, pp 174-185

1.40 E. S. Bradley, W. M. Jouhnston and G, H. von Keszycki. Passenger
transport at low supersonic speeds AIAA Paper N 69—776

141. R. H. Lange. Parametric anahsis of ATT configurations AIAA Paper N.
72—757

1 42. D, L. I. Kirkpatrick and D. H. Peckham. Multivariate anal\sis applied to
aircraft optimisation—some effects of research advances on the design of future
subsonic transport aircraft. RAE. Techn. Memo Aero 1448, Sept 1972

1 43 A. W. Bishop. Optimisation in aircraft design—the whole aircraft. Sym-
posium of the Ro\al Aeron Soc. on Optimisation in airciaft design 15th November
1972

1 44 W. M. Eldridge et al. Conceptual design studies of candidate V/STOL
lift fan commercial short haul transport for 1980—85 A7STOL lift fan study. NASA
CR—2183, Feb 1973

1 45 R. G. Knigth, W. V. Powell Jr. and J. A. Prizlow. Conceptual design
study of a \7/STOL lift fan commercial short haul transport. NASA CR—2185,
April 1973

1 46. R. R. Heldcnfels. Integrated, computer — aided design of aircraft. AGARD
CP—147, vol. 1, Oct 1973.

ТРЕБОВАНИЯ К САМОЛЕТУ И АНАЛИЗ РЫНКА СБЫТА

1	47. В. S, Shenstone. Why airlines аге hard to please J. of the Royal Aero. Soc ,
May 1958, pp 319 -336

1	48 W. P. Kennedy. Short—haul air transportation Aerospace Engineering,
Dec 1961, pp 24, 25, 72—74

1 49 R. Nivet. Airlines’ approach to aircraft selection. J of the Royal Acron.
Soc, vol. 66, Dec 1962, pp 751—759

1 50 В. P. G. de Bray. Aerodynamic effects of top dressing operations. J of the
Royal Aeron Soc, Oct 1962, pp 631—636.

1 51 J. M. McMahon. Agricultural aircraft for the future—the fixed wing
aircraft J of the Royal Aeron Soc, Dec. 1962, pp. 776—777

1 52 R. D. Fitzsimmons. Design and economic suitability of present and future
conventional aircia.t in Boston—to—Washington service. AIAA Paper No 66—945.
1 53 К. М. Triitzscher. Marktforschung fur das Europaische Airbus Proiekt.
Jahrbuch der WGLR 1967, pp. 59—67.

] 54. Anon. 1 lie short—haul market. The Aeroplane, July 31, 1968, pp. 4 — 11.

1.55. D. J, Lloyd—Jones. Airnne equipment planning. 3 oi Aircraft, Jan/Feb.
1968, pp. 60—63.

1 56. H. M. Drake, G. C. Kenyon and T. L. Galloway, Mission analysis for
general aviation in th*1 1970’s. AIAA Paper No 69—818.

1 57 T. Oakes. Airline technical requirements for 1975 STOL and V/STOL
systems SAE papei No 700312.

158.	В. A. M. Hotting Market reseaich—an economic necessity	Two—day

convention on economic lactor» in aviation, Roval Aero. Soc, 13—-14th May 1970

1.59.	G. C. Kenyon and H. M. Drake. Technological factors in short haul air
transportation. AIAA Papei No 70—1287.

1.60.	L. Fazmany. Future trends in general aviation. AIAA Paper No 70—1220.

1.61.	R. E. Black, D, G, Murphy and J. A. Stern. The crystal ball focuses on the
next generation tram port aircraft SAE Paper No 710750

1.62.	Various contributois Two day convention on a\ iations’s place in
transport, 12,13th May 1971, Royal Aero Soc

163	L. K. Loftin Jr. Aeronautical Vehicles—1970 and bexond. J. of Aircraft,
Vol. 8, No. 12, Dec 1971, pp. 939—951

1	64. E. Torenbeek and G, H. Berenschot. Preliminary design of a next-
generation short-haul ail liner Delft University of Technology, Dept of Aeron.
Eng., Memorandum M —184, July 1972

НОРМЫ ЛЕТ! 1011 ГОДНОСТИ

165 Anon. Federal Aviation Regulations Parts 1 —189 Department of Trans-
portation Fedeial Aviation Administration

1.66 Anoti. British Civil Airworthiness Requirements, Sections D and К

1 67. W. Tye. Inlluence oi Recent Civil Airworthiness Requirements on Aircraft
Design. Journal ol the Royal Aero Soc. Vol 52, No 452, Aug 1948, pp 513—522

168. W. Tye. Modern Trends in Civil Airw oi thiness Requirements Journal of
the Roval Aeio Soc. Vol 56. Feb 1952, pp. 73—108

1.69 W. i'ye. The Arithmetic of Airworthiness. Journal of the Roval Aero Soc.
Vol. 58, March 1954, pp. 195—200.

1.70 W. Tye. Philosophy of Airworthiness. AGARD Repott 58, Aug 1956.

1.71 IL Caplan. The Investigation of Aircraft Accident', and Incident'- Journal
of the Royal Aero Soc. Vol 59, Jan. 1955, pp. 45—60

1 72. H. Caplan. Aircraft Design Philosophy. Journal of the Royal Aero Soc.
Vol. 60, May 1956, pp 301—312.

1.73 P. P. Baker, S. G. Corps, Capt. D. F. Rcdup and S M Hanis All—Day
Symposium on Flight Testing for the Certification of Civil Transport Aircraft.
Journal oi the Royal Aero Soc Vol. 71, Nov 1967, pp. 745 772

1 74. Anon Provisional Acceptable Means of Compliance—Aeroplane Peiforman-
ce ICAO Circular 58—AN/53, July—Aug 1959

1	75. Anon. International Standards—Airworthiness of Aircraft. ICAO—
ANNEX 8 to the Convention on International Civil Aviation Fifth Edition, April
1962, amended up to Dec 7th, 1972

176	Anon. Basic Glider Criteria Handbook--1962 Revision Federal Aviation.
Agency—Flight Standards Service, Washington D C.

177	. С. C. Jackson Vb V2 and all that.. Flight hit. CCJ’s Column, 1964—
1966.

1.78. H. Slaughter and N. S. Dobi. Changing Airworthiness Requirements for
Air Taxi Operator and their Effect on iManufactures of small Airplanes SAE
Paper No. 690320.

179 J. D. Harris. Airworthiness Regulations—National and Intel national The
Aeronautical Journal, Vol 73, May 1969, pp 453—459.

1.80 J. H. H. Grover. Beechcrafl 99 Performance Flight Int. 25 Sept 1969»
p. 487

1 81 W. Tye. Airworthiness and the Air Registration Board The Aeronautical
Journal Vol. 74, Nov. 1970, pp 873—887.
I 82 D. J. Wodraska. The Gates Learjet 24C Shell Aviation News 389, 1970,
pp 14—19

1	83. Anon. Economic Regulations Part 298. Civil Aeronautics Board

184	D, A. Kier. Flight Compai ison of Several Techniques for Determining
the minimum Fljing Speed for a Large, Subsonic Jet Transport NASA TN
D—5806, June 1970

1	85 Anon. OSTIV Airworthiness Requirements for Sailplanes. Organization
Scientifique et Technique Intrenationale du Vol a Voile—Sept 1971

186	Anon. Part 298 Contenders Flight Int, Vol 103, No 3352, 7 June 1973,
p. 898

1	87 Anon, FAA Orders Noise Limits Business & Commercial Aviation, Dec
’.973, pp 80—82

1.88 Anon. FAA Airworthiness Regulation Review Set. Aviation Week &
Space Technology, Vol 100, No 8, Feb. 25, 1974, p 28

Глава 2

РАЗРАБОТКА СХЕМЫ САМОЛЕТА

2	1. G. R. Edwards. Problems in the development of a new aeroplane. J. R Ae S,
Vol. 53, 1949, pp 197—252

2 2 M. L, Pennell. Evolution of the Boeing jet tanker transport. Aeronautical
Eng Review, Aug 1954, pp. 32—36.

2 3 Anon. Cessna studying radical business aircraft designs Aviation Week
and Space Technology, Nov. 6, 1961

2 4 H. Wocke. Uebcrlegungen zur Enlwicklung eines Geschaftsflugzeugs mit
Strahlturbinenanlrieb Jahrbuch 1965 der WGLR, pp 55—63

2 5 D. Stinton The anatomy of the aeroplane. London, G T , Foulis Co Ltd ,
1966

2 6 K. Kens and H. J. Nowarra. Die deutschen Flugzeuge 1933—-1945.
J. F. Lehmann Verlag, Munich.

2 7 S. D. Davies. The history of the Avro Vulcan. The Aeronautical Journal,
May 1970, pp 350—364

2 8 L. T. Goodmanson. Transonic transports 12th Anglo-American Aeranau-
tical Conference, 7th—9th July, 1971, Calgary.

2 9 W. C. Dietz. Preliminary design aspects of design—to—cost for the YF—16
prototype fighter AGARD CP No. 147, Vol 1, Oct. 1973.

2 10 W. C. Swan. Design evolution of the Boeing 2707—300 superconic
transport. Part 1—configuration development, aerodynamics, propulsion and
structures. AGARD CP No 147, Vol. 1, Oct 1973

РАЗМЕЩЕНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ

2 11 G. S. Schairer. Pod mounting of jet engines. Fourth Anglo-American
Aeronautical Confeience, London, 1953, pp. 29—46

2 12 В. T. Salmon. High speed transport turbojet installation considerations
SAE Paper No 85, April 1953

2 13 E. S. Allwright. Engineering features of rear engine installations in
transport aircraft Lecture for the R. Ae. S, Dec 17, 1959, London

2 14 D. J. Lambert. Design of jet transports noth rear—mounted engines
Aerospace Eng, Oct. 1960, pp 30—35 and 72—74

2.15 C. Dawson. British push up performance of rear—engine airliners.
Space—Aeronautics, Sept 1960, pp 52—54.

2 16 Anon. The design of modern pure jet transpoits with rearmounted engi-
nes Reviewed from engineering and operational aspects ESSO World 60/61,
page 35

2 17 Anon. The Vickers VC—10 Aircraft Eng, Vol. 34. No 400, June 1962

2 18 R. Cabiac. Voici pourquoi notre Caravellc est unique Aviation Magazine,
Feb 1963, pp 20—23.

2 19. J. Ea Steiner. The development of the Boeing 727 J R Ae. S, Vol 67,
Feb 1963, pp 103—110.

2 20 Anon. The Вас I —11. Aircraft Eng, Vol 35, No. 5, May 1963.
2 2] G. F. Mahony. Balance oi power A slight dissertation how many engines
and where to put them Flight Int, June 29, 1967, pp. 1046—1047.

2 22 Laser. How many engines, and where? Flight Int, Aug 8, 1968, pp.
206—207

2.23 F. S. Hunter. L—1011 S—duct versus DS—10’s straight—through engine
inlet American Aviation, September 2, 1968, pp 39—40.

2 24 W. C. Swan and A. Sigalla. The problem of installing a modern high
hypass engine on a twinjct transport aircraft AGARD CP—-124, April 1973

СХЕМА ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ

2.25 M. Duguet. L’Aerodynamique des fuseaux reacteuis а I'arriere du fuselage
Proceedings of the Second European Aeronautical Congress, 1956

2 26. G. M. Moss. Some aerodynamic aspects of rear—mounted engines J of
the Royal Aero Soc , Dec. 1964, pp. 837—842

2 27. Anon. Erfahrungen mit dem Ueberziehverhalten von Flugzeugen mit
T—Lcitwerk Luftfahrttechnik—Raumfahrttechnik, Jan 1965, pp 19—22

2 28 A. L. Byrnes. Effect of horizontal stabilizer vertical location on the design
of large transport aircraft AIAA Paper No 65—331

2 29 D. J. Lambert. A systematic study of the factors contributing to post —
stall longitudinal stability of T—tail transport configuration. AIAA Paper No 65—
737

2 30 R. S. Shevell and R. D. Schaufele. Aerodynamic design d features of the
DC—9 AIAA Paper No 65—738.

2 31 R. T. Taylor and E. J. Ray. Factors affecting the stability of T—tail
transports Journal of Aircraft, Vol 3, No. 4, July—Aug 1966, pp. 359—364

2 32 E. B. Trubshaw. Low speed handling with special reference to the super
stall .J oi the Royal Aero Soc, Vol. 70, No 667, July 1966, pp 695—704.

2 33 D. P. Davies. Handling the big jets Published by the ARB, Second
Ed, 1968 The superstall, pp 115—128

2 34 D. A. Lovell. A low speed wind—tunnel investigation of the tailplane ef-
fectiveness of a model representing the airbus tvpe of aircraft ARC R and M No
3642, April 1969

ШАССИ

2 35 R. M. Robbins. Flight charactei istics of the Boeing B—47 Stratojet.
Aviation Week, 30 April 1951, pp 25—31.

2 36 H. G. Conway. Landing gear design Textbook Royal Aeionautical
Society, Chapmanti & Hall Ltd, London, 1958

САМОЛЕТЫ НЕОБЫЧНОЙ СХЕМЫ

2 37 Anon. Konstruktionsbeispiele aus dem Flugzeugbau, Vol 4, Fahrwerk.
F'achbucher fur Luft—und Raumfahrt Luftfahrtverlag Walter Zuer]

2 38 A. Cameron-Johnson. The undercarriage in aeroplane project design.
Aircraft Eng, Feb 1969, pp 6—11

2 39 J. K. Northrop. The development of all—wing aircraft J of the Royal
Aero Soc, 1947, pp 481—510

2 40 G. H. Lee. Tailless aircialt design problems J oi the Roval Aero Soc
1947, pp 109-131

2 41 1, L. Ashkenas. Range performance of turbojet aircraft J Aero. Sciences,
Vol 15, Feb 1948

2 42 J. H. Stevens. The shape of the aeroplane, Chapter 13, Hutchinson, Lon-
don, 1953

2 43 H. Wocke. Einige Ueberlegungcn liber die Anw endbarkeit der Entena-
nordnung bei I nicrschalivcrkehrsflugzeugen Jahrbuch 1959 der WGLR, pp
129—137

2 44 D. Kiichemann. Aircraft shapes and their aerodynamics for flight at
supersonic speeds Proc 2nd Int Aeron Congress, 1CAS, Zurich, 1960

2 45. G. H. Lee. The possibilities of cost reduction with allwing aircraft J of
the Royal Aeio Soc, 1965, pp 744—749

2 46 H. Behrbohm. Basic low speed aei odynamics of the shoi tcoupled canard
configuiation of small aspect ratio. SAAB TN No 60, July 1965
Глава 3

3 1 J. Morris and D. M. Ashford. Fuselage configuration studies SAE Paper No.
670370, April 1967.

3 2 E. S. Krauss. Die Formgebung von Rumpfen neuerer Vcrkehrsflugzeuge
und ihr Einfluss auf die Wirtschaftlichkeit im Flugbetrieb Luft—und Raum-
fahrttechnik, May 1970, pp 127—132

3 3 А. А Бадягин О рациональном удлинении фюзеляжа гражданского са-
молета Методы приближенных расчетов и выбора параметров при проектирова
нин самолетов М, —Труды института № 138, с 19—27

3 4. М. О. Wilmer. Some aspects of optimisation in the design of civil
aircraft R Ae S Two—da\ convention on economic factors in aviation, May 1970

3 5 R. A. McFarland. Human factors in air transport design McGraw-Hill
Book Company, Inc 1946

3 6 B. S. Shenstone. Why airlines are hard to please J of the Royal Aero
Soc., May 1958, pp 319—336

3 7 R. A. McFarland. Human body’ size and passenger vehicle design SAE
Paper No 142A, Oct 1962

3 8 G. Nason. Interior design and the airliner The Architectural Rexiew 140
(1966), pp 413—422

3 9 R. G. Mitchell. Evaluation of economics of passenger comfort standards,
SAWE Paper No 338, 1962

3.10 R. Massabee. Light aircraft design handbook Loughborough University
of Technology, TT 6801 Feb. 1970.

3 11 E. D. Keen. Freighters — a general survey ,1 of the Royal Aero Soc.,
March 1959, pp 135—152.

3 12 Anon. New aspects of air freight. Interavia, 1961, pp 645—650

3 13 C. A. Hangoe. World—wide survey of cargo densities SAWE Technical
Paper No 339, 1962

3 14 A. H. Stratford. Air cargo operational and economic problems. Chapter 4
of Air transport economics in the supersonic era MacMillan, London 1967

3 15 M. Heinemann and M. A. Hiatt. Quick—Change (QC) airplane systems-
a prospectHC J. of Aircraft. Jan—Feb 1967, pp 42—47.

3.16. Several contributors Air logistics Proceedings of the IAS National
Midwestern Meeting, Tulsa, Oaklahoma U S A., Oct 3—5, 1960

3 17. J. Doetsch. Nueue Verfahren zum Verladen von Luftfrachtgfitern Lift-
fahrttechnik—Raumfahrttechnik, Feb. 1968, pp. 51—56

3 18 J. E. Nichols and R. L. Meyers. Design for quick turnaroud—payload
system considerations ASME Conf. Proc of the Annual Aviation and Space Con-
ference. June 1968, pp 373—377.

3 19 R. C. Hornbug, W. A. Alden and M. Newman. Preliminary design of
all—cargo aircraft Ref 3—18, pp 365—372.

3 20 S. M. Levin. Uncompromised cargo—the Mach 0 9 box Space/Aeronautics,
Oct 1969, pp 34—44.

3 21 J. B. Teeple, H. J. Bond and R. B. Sleight. How to design a cockpit
from the man out. Aviation Age, Jan. 1956.

3 22. D. W. Conover. Cockpit landing visibility SAE Paper No 920 В, Oct 1964.

3 23 Anon. Pilot visibility from the flight deck; design objectives for commer-
cial aircraft, SAE AS 580 A

3 24 Anon. Location and actuation of flight deck controls for commercial
transport type aircraft. SAE ARP 268 C, 1952, Rev. 1962

3 25 T. R. Nettleton. Handling quslities research in the development of STOL
utility transport aircraft Canadian Aero and Space Journal, March 1966. pp
93—104.

3 26 W. J. Rainbird, R. S. Crabbe, D. J. Peake and R. F. Meyer. Some examples
of sepai ation in three-dimensional flows Can Aero and Space Journal, Dec 1966,
pp 409—423

3.27 D. J. Peake. Three—dimensional flow separations on up—swept rear
fuselages Can Aero and Space Journal, Dec 1969, pp 399—408
ГЛАВА!

ОБЩИЕ ВОПРОСЫ ВЫБОРА СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ

4 1 Anon. Powerplant Rex iew A surxey of the world’s turbine engines The
Aeroplane, March 15, 1957, pp 360—365

4.2 W, R. Hawthorne and W. T, Olson. Design and performance of gas turbine
poxver plants High speed aerodynamics and jet propulsion, Vol XI, Princeton
Univ Press, Princeton, 1959

4.3 О. E. Lancaster (ed.). Jet propulsion engines High speed aerodynamics
and jet propulsion, Vol. XII, Princeton Univ Press, Princeton, 1959

4.4 M. J. Zucrow. Airci aft and missile propulsion (Vol. 1 Thermodynamics of
fluid floxv and application to thermal engines; Vo! 2' The gas turbine power
plants, tirbopiop, turbojet, ramjet and rocket engine) Wiley and Sons, New York,
1958

4 5 H. Cohen, G. F. C. Rogers and H. 1. H. Saravanamuttoo. Gas turbine
theory Second Edition, Longman, London, 1974.

4 6 W. J. Hesse and N. V. S. Mumford Jr. Jet propulsion for aerospace appli-
cations Pitman Publishing Corporation, 1964

4.7. P. G. Hill and C. R. Peterson. Mechanics and thermodynamics of propul-
sion. Addison -Wesley Publ Cy, Reading, Massachusetts, 1965

4 8 W. Thomson. Thrust for flight. Pitman Publishing Cy., 1969.

4.9. I. E. Treager. Aircraft gas turbine engine technology McGraw—Hill Book
Cy , 1970

4 10 P. J. McMahon. Aircraft Propulsion Pitman Aeronautical Engineering
Series, 1971

ПОРШНЕВЫЕ ДВИГАТЕЛИ

4 11 A. W. Morley. Performance of a piston—type aero- engine London, Pitman
and Sons Ltd . 1951

4 12 J. Liston. Powerplants for aircraft McGraxx—Hill Book Company, Inc.
1953

4.13 F. Eisfeld. Der Kolbenmotor als Antrieb fur Leichtflugzeuge und Moglich-
keiten seiner \ ci besserung. Jahrbuch 1965 der WGLR, pp 327—336

4 14 L. von Bonin and K. Grasmann. Zukunftaussichten der Kolbenmotoren
und Turbotnebxx erke fur Leichtflugzeuge Jahrbuch 1965 der WGLR, pp. 337—352,

4 15 L. M. Yanda. Coirection of turbocharged engine performance to standard
conditions and prediction of non—standard daxr performance, SAE Paper No
690309, March 1969

4 16 W. A. Wiseman. Altitude performance with turbosupercharged light
aircraft engines. SAE Paper No 622A, Jan 1963

4.17 W. A. Wiseman and E. M. Ounsted. Tiara light aircrait engines—A new
generation SAE Paper No 700205.

4 18 J. L. Dooley. Txxo—stroke light- aircraft engine potential SAE Paper No.
670238

4 19. D. L. Satchwell. Performance characteristics of aircraft with turbo—
supercharged engine and cabin—1968 SAE Paper No 680266

4 20 D. E. Cole. The Wankel engine. Scientific American, Aug 1972, pp 14—23.

4.21 C. Jones and H. Lamping. Curtiss—Wright’s development status of the
stratified chaige rotating combustion engine SAE Paper No 710582

ТУБОВИНТОВЫЕ ДВИГАТЕЛИ

4 22 В. Pinkel and I. M., Karp. A thermodynamic study of the turbine-propeller
engine NACA TN 2653, March 1952

4	23 J. Szydlowski. Bcdeutung der Propellerturbine fur das leichte 4- bis 6-
sitzige Mehr/xx cckiluk/eug MGLR Jahrbuch 1960, pp 289—296

4.24.	R. M. Sachs. Small propeller turbines compared with other power plants
in lo\x speed flight applications AIAA Paper No 64—799, Oct 1964

4	25 E P. Cockshutt and C. R. Sharp. Gas turbine cycle calculations design-
point performance of turbo-propeller and turboshaft engines NRC Report LR-449,
Nov 1965.
4.26.	Е. Р. Cockshutt. Cycle calculations for turboprop engines. Can. Aeron,
and Space Journal, Feb. 1968, Vol. 14, pp. 61—71.

4.27.	E. J. Kordik. Kleine Fluggasturbinen fflr Hubschrauber, Propeller — und
Slrahlflugzeugc. Jahrbuch 1969 def DGLR, pp. 194 — 234,

4.28,	E. P. Neate and J. J, Petraits. The Allison Model 250 engine: a case for
the small turboprop. SAE Paper No. 7002—6.

ТУРБОРЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

4.29.	M. S. Chapell and E. P, Cockshutt. A comprehensive method for calculating
turbojet and turbofan design-point performance. Can. Aeron, and Space Journal,
June 1964, Vol. 10 No. 6.

4.30.	S. Boudigues. Defense et illustration des propulseurs pour avions rapi*
des. Technique et Sciences Aeron, et Spatiales, July — Aug. 1964, pp. 271—285.

4.31.	L. R. 1’Anson. The application of the high hypass turbofan for business
and executive aircraft. SAE Paper No. 660221, April 1966.

4.32.	C. L. Bagby and W. L. Andersen. Effect of turbofan cycle variables on
aircraft cruise performance. Journal of Aircraft, Sept. — Oct. 1966.

4,33.	R. E. Neitzel and M. C. Hemsworth. High-hypass turbofan cycles for
long-range subsonic transports. Journal of Aircraft. Vol. 3, No. 4, July — Aug. 1966,
pp. 354—358.

4.34.	J. P. Armstrong and A. T. Jones. The advantages of threeshaft turhofan
engines for civil transport operation. The Aeronautical Journal, Vol. 73. Jan. 1969,
pp. 25—33.

4.35.	W. H. Sens and R. M. Meyer. New generation engines — the engine manu-
facturers’ outlook. SAE Paper No. 680278, April — May 1968.

4.36.	E. Torenbeek. Analytical method for computing turbo-engine performance
at design and off-design conditions. Memorandum M-188, Delft University of Tech-
nology, Department of Aeronautical Engineering, Delft, Jan. 1973.

4.37.	J. H. Horlock and J. F. Norbury. The aero-thermodynamics of subsonic
propulsion. Int. congress on subsonic aerodynamics, New York Acad, of Sciences,
22nd Now. 1968, Vol. 154, No. 2, pp. 549—575.

4.38.	B. Wrigley. Engine performance considerations for the large subsonic
transport. Von Karman Institute for Fluid Dynamics, Lecture Series 16, April 1969.

4.39.	W. Dettmering and F, Fett. Methoden der Schuberhohung und ihre Be-
wertung. Zeitschrift fur Flugwiss., Aug. 1969, Vol. 19, No. 8, pp. 257—267.

4.40.	R. H. Weir. Propulsion prospects. The Aeranautical Journal. Vol. 73, Nov.
1969, pp. 923—934.

4.41.	J. Wotton. Engine development — where now?. Flight Int., Dec. 4, 1969,
pp. 888—890.

4.42.	R. M. Denning and J. A. Hooper. Prospects for improvement in efficiency
of flight-propulsion systems. AIAA Paper No. 70—873.

4.43.	R. L. Cummings and H. Gold. Low-cost engines for Aircraft. In: NASA
SP-259, VII, Nov. 1970.

4.44.	L. G. Dawson. Propulsion. In: The future of aeronautics, edited by
J. E. Allen & J. Bruce, Hutchinson of London, 1970.

4.45.	E. S. Taylor. Evolution of the jet engine. Astronautics and Aeronautics,
Nov. 1970, pp. 64—72.

4.46,	H. Gevelhoff. Ein Beitrag zur optimalen Auslegung von Installierten,
Luftansangenden Strahltriebwerken, Dissertation, Dec. 1970, T. II. Aachen.

4.47.	G. Rosen. Prop-fan. A high thrust, low noise propulsor. SAE Paper
No. 710470.

4.48,	M. A. Beheim a.o. Subsonic and supersonic propulsion. In: Vehicle tech-
nology for civil aviation, NASA SP-292, Nov. 1971, pp. 107—156.

4.49.	P. Alesi. Des hautes temperatures devant turbine sue turboreacteurs et
turbines a gaz. l’Aeronautique et 1’Astronautique, No. 33, 1972—1, pp. 69—78.

4.50.	R. W. Koenig and L. T. Fischback. GENENG — A program for calcula-
ting design and off-design performance for turbojet and turbofan engines. NASA
TN D-6552 and D-6553, Feb. 1972.

4.51.	J. F. Dugan Jr. Engine selection for transport and combat aircraft. Von
Karman Institute of Fluid Dynamics Lecture Series 49, April 1972 (NASA
TM-X-68009).
4.52.	D. G. M. Davies. Variable pitch fans. Interavia, March 1972, pp. 241—243.

4.53.	W. L. McIntire. Engine and airplane — will it be a happy marriage?
SAWE Paper No. 910, May 1972.

4.54.	M. J. Banzakein and S. B. Kazin. The NASA/GE Quiet engine A. AIAA
Paper No. 72—659.

4.55.	E. A. White and G. L. Wilde. Engines for civil V/STOL. The Aeronautical
Journal, Oct. 1972, pp. 627—632.

Глава 5

ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ ОЦЕНКА ВЕСА И ХАРАКТЕРИСТИК

5.1.	I. Н. Driggs. Aircraft design analysis. J. of the Royal Aero. Soc., 1950, Vol. 54,
pp. 65-—116.

5.2.	H. K. Millicer. The design study. Flight, 17 Aug. 1951, pp. 201—205.

5.3.	G. Backhaus. Grundbeziehungen fur den Entwurf optimaler Verkchrsflu-
gzeuge. Jahrbuch der WGLR, 1958. pp. 201—213.

5.4.	D. Kiicheniann and J. Weber. Analysis of some performance aspects of
various types u) aircraft, designed to fly at different ranges and speeds. Progress
in Aeronautical Sciences, Vol. 9, 1968, pp. 329—456.

5.5.	R. A. Werner and G. P. Wislecinus. Analysis of aeroplane design by simi-
larity considerations. AIAA Paper No. 68—1017.

5.6.	A. Krauss. Vorhersage des Abfluggewichtes von Verkehrsllugzeugen. Luft-
fahrttechnik - Raumfahrttechnik, Feb. 1966, pp. 54, 58.

5.7.	E. Vallerani. Evaluation of aircraft weight by the method of partial growth
factors - case of passenger transport aircraft. Rivista di Ingegneria, Dec. 1967,
pp. 989—1002 (in Italian).

5.8.	W. E. Caddell. On the use of aircraft density in preliminary design. SAWE
Paper No. 813, May 1969.

5.9.	W. Richter et al. Luftfahrzeugc. Das Fachwissen des Ingenieurs. Car]
llansen Veriag, Miincheri, 1970, section 4.2.4.

5.10.	D. Howe. The Prediction of empty weight ratio and cruise performance of
wry large subsonic jet transport aircraft. Cranfield Report, Aero No. 3, 1971.

ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ ОЦЕНКА СОПРОТИВЛЕНИЯ

5.11.	H. G. Sheridan. Aircraft preliminary design methods used in the weapon
systems analysis division. NAVWEPS Report No. R-5-62-13, June 1962.

5.12.	S. F. Hoerner. Fluid-dynamic drag. Published by the author, 1965.

5.13.	J. E. Linden and F. J. O’Brinski. Some procedures for use in performance
prediction oi proposed aircraft designs. SAE Paper No. 650800.

5.14.	B. McCIuney and J. Marshall. Drag development of the Belfast. Aircraft
Engineering, Oct. 1967, pp. 33—37.

5.15.	A. B. Haines. Subsonic aircraft drag, an appreciation of present standards.
The Aeronautical Journal, Vol. 72, No. 687. March 1968, ppJ253—266.

5.16.	D. A. Norton. Airplane drag prediction. Annals of the New York Aca-
demy of Sciences, Now. 1968, Vol. 154, Art. 2, pp. 306 - 328.

ОЦЕНКА ХАРАКТЕРИСТИК

<5.17. В. Gothert. Einflusz von Flachenbelastung, und Spannweitenbelastung auf die
Fluglcistungen. Luftfahrtforschung, Vol. 6, 1939, pp. 229—250.

5.18. W. B. Oswald. Designing to the new CAA transport category performance
requirements. SAE Quarterly Transactions, Vol. 1, No. 2, April 1947, pp. 321—333.

5.19. H, H. Cherry and A. B. Croshere Jr. An approach to the analytical design
of aircraft. SAE Quarterly Transactions, Jan, 1948- Col. 2, No. 1, pp. 12 -18.

5.20. I. L. Ashkenas. Range performance of turbojet airplanes. J. of the Aero-
nautical Sciences, Vol. 15, Feb. 1948, pp. 97—101.

5.2!. D. H. Perry. Exchange rates between some design variables for an aircraft
just satisfying take-off distance and climb requirements. RAE Technical Report
No. 69167. Aug 1969.
5.22 H. Slaughter and N. S. Dobi. Changing airworthiness requirements for
air taxi operators and their efi’est on manufacturers of small airplanes SAE Paper
No. 690320

5 23 J. Roskam and D. L. Kohlman. An assessment of performance, stability
and control improvements for general aviation aircraft. SAE Paper No 700240.

5 24. D. O. Carpenter and P. Gotlieb. The phxsics of short take-off and landing
AIAA Paper No. 70—1238.

5 25 R. H. Wild. Format foi flight Flight Int., 11 March 1971, pp 338—340,
350.

5 26. J. D. Raisbeck. Consideration of application of currently available trans-
port-category aerodynamic technology in the optimization of general aviation pro-
peller-driven twin engine design SAE Paper No 720337.

5 27 E. Torenbeek. An analytical expression for the balanced field length.
AGARD Lecture Series No 56, April 1972

5 28 M. L. Gallay. Flight of aircraft with partial and unbalanced thrust NASA
TT F-734, April 1973

ОПТИМИЗАЦИЯ СХЕМЫ САМОЛЕТА

5 29 К- L. Sanders. The Optimum design of long-range aircraft. Aircraft Eng.,
April 1957, Vol 29, No. 338, pp. 98—106.

5 30 H. Kimura, S. Kikuhura and J. Kondo. Operations ressearch m the basic
design of the YS 11 tiapsport airplane Advances in Aeronautical Sciences, Vol 3,
pp 557—574

5 31 K. L. Sauders. Aircraft Optimization, SAWE Paper No. 289, May 1961.

5 32 J. K. Wimpress and J. M. Swihart. Influence of aerodynamic research on
the performance of supersonic airplanes J of Aiicraft, Vol 1, No 2, March
April 1964

5 33 H. Pakendorf. Zur Optimierung der Triebwerksanlage eines Kurzstrecken-
flugzeuges, unter besonderer Berucksichtigung hoher by-papass Verhaltnisse
WGLR Jahrbuch 1966, pp 261—270

5.34 C. L. Bagly and W. L. Andersen. Effect of turbofan cycle variables on
aircraft cruise performance J of Airciaft, Sept.—Oct 1966 Vol 3, N 5, pp. 385—
389 (also AIAA Paper N 65—796).

5 35 M. L. Olason and D. A. Norton. Aerodynamic design philosophy of the
Boeing 737 Journal of Aircraft, Nov.-—Dec. 1966, Vol. 3, N. 6, pp. 524—528.

536 G. J. Schott Jr. Analytical propulsion research. Luchtvaarttechniek, J. of
the Dutch Society of Engineers, Jan. 20, 1967.

5 37 G. H." Lee. The aerodynamic design philosophy of the Handley Page
Jetstream Aircraft Engineering, Sept. 1967, pp. 10—21.

5 38 V. O. Lee, H. G. Ball and E. A. Wadsworth. Computerized aircraft synthe-
sis J of Aircraft, Sept. —Oct 1967, Vol. 4, N. 5, pp 402—408.

5 39 Z. M. v. Krzywoblocki and W. Z. Stepniewski. Application of optimization
Techniques to the design and operation oi \/STOL aircraft. International Congress
on Subsonic Aeronautics, Nov. 1968, Annals of the New York Academy of Sciences,
Vol 154. Art 2, pp 982—1013

5.40 D. Ryle. Parametric studies in aircraft design, AGARD Lecture Series
N 16, April 1969

5.41 В. H. Little Advanced computer technology. AGARD Lecture Series
N 16, April 1969

5 42. D. D. Hufford, J. A. Ross and K- W. Hoefs. The economics of subsonic
transport airplane design, evaluation and operation. SAE Paper N. 710423.

5.43 R. E. Wallace. Parametric and optimisation techniques for airplane de-
sign synthesis AGARD Lecture Series N 56, April 1972

5 44 D. L. I. Kirkpatrick. Review of two methods of optimising aircraft de-
sign. AGARD Lecture Series N. 56, April 1972.

5 45 R. E. Wallace. A Computerized system for the preliminary design of
commercial airplanes Document of the Boeing Company, Commercial Airplane
Group, Seattle, Washington.

5 46 R. R. Heldenfels. Integrated, computer-aided design of aircraft 43rd
AGARD Flight Meeh Panel Symposium Florence, Oct. 1973.
5 47. D. L. I. Kirkpatrick and M. J. Larcombe. О Initial optimization on civil
and military aircraft. 43rd AGARD Flight Mechanics Panel Symposium, Florence,
Oct 1973

ПРОБЛЕМЫ ШУМА НА МЕСТНОСТИ

5 48 Anon. Definitions and procedures for computing the perceived noise level of
aircraft noise Aeiospace Recommended Practice 8G5, SAE, 15th Oct. 1964.

5 49 F. B. Greatrex and R. Bridge. The evaluation of the engine noise problem
Aircraft Engineering, Feb 1967, pp 6—10.

5.50 E. J. Richards. Airciaft noise-mitigating the nuisance. Aircraft Eng, Feb.
1967, pp 11 — 18

5 51. H. Drell. Impact of noise on subsonic transport desing SAE Paper
N 70080b

5.52 R. E. Rus'Hi and J. D. Kester. Aircraft noec its source and reduction
SAE Paper N. 710308.

5 53 J. F. Dugan. Engine selection for transport and combat aircraft. AGARD
Lecture Series N. 56, Apiil 1972 (NAS A TM—X 68009)

5 54. L. G. Dawson and T. D. Sills. An end to aircraft noise? The aeronautical
Journal, Max 1972, pp. 286—297.

5 55. Anon. Ihe future oi slioi i-haul air transpoil within Western Europe
Report oi the Netherlands V/STOL Working Group, June 1973, NLR. Amsterdam

5.56. D. Howe, The weight, economic and noise penalties of short haul transport
aircraft resulting from the reduction of balanced field length. Cranfield Institute
of Technologs Report Aero N 24, Jan 1974

Глава G

ВЫБОР ЧИСЛА И ТИПА ДВИГАТЕЛЕЙ

6 1 Moyes and W. A. Pennington. The influence of size on the performance of
turbojet engines Third Anglo American Aeronautical Conference, Brighton, 1951,
pp 545—562

6 2 A. E. Russell. The choice of power units for civil aeroplanes .Journal of
the Ro>al Aero. Sue., August 1954, pp. 523 539

6 3. F. H. Keast. Big engines or small? The Aeroplane, August 10, 1956,
pp 189-191

6 4 W. A. Pennington. Choice of engines for aircraft. Shell Aviation News,
Jan 1959, pp. 14—19.

(> 5 N. Scholz and G. Preininger. Einige Gesichtspunkte zur Frage der giins-
tigsten Schubklasso von TL Triew <rken Luftfalirtlechink 8 N 12, December 1962,
pp. 327—332

6.6 D, R. Newman. The De Havilland 121 Trident Aircraft Engng Max 1962,
pp. 149—152

6 7 R. W. Higgins. Ihe choice between one engine or two Aircraft Engng,
Nov 1962, pp 19- 21

6 8 J. Karran. Airbus, 2, 3 or 4 engines-1 The Act oplane, Nov 3 1966, pp 4 5

6 9 G. E. Mahoney. Balance of power. Flight Int., June 29. 1967, pp 1046—1047.

6 10 Laser. How many engines and where? Flight Int, August 8, 1968,
pp 206—207

6 11 Anon. Two or three engines’ Flight Int., Sept , 1969 pp 446—447

6 12 N. L. Gallay. Flight of aircraft with partial and unbalanced thrust NASA
TT F-734. April 1973

ВИНТЫ

6.13. H. Glauert. The elerrients of aeiofoil and airscrew theory. McMillan, New
5ork, 1943

6.14 G. С. I. Gardiner and J. Mullin, The design of propellers Journal of the
RoxalAero Soc. \ oL 53, 1949, pp 715—762.

6 15 J. L. Crigler and R. E. Jaquis. Propeller-efficiency charts for light airp-
lanes NACA TN 1338, 1947

6 16 Anon, SBAC Standard method of propeller performance estimation,
Society of British Aircraft Constructors Ltd, April 1950
6 17. J Gilman Jr. Propeller performance charts for transport airpanes NACA
TN 2966, 1953

6 18 Anon. Aircraft Propeller Handbook ANC-9 Bulletin, Sept 1956

6 19. Anon. Choice of propellers for turbine engines in the medium power
range Rotol Ltd Performance Office Report N. 1104, Issue II, July 1959.

6 20. G. Rosen. New Problem areas in aircraft propeller design Can Aei о
Journal, June 1960, pp 213—220

6 21 Anon. Generalized method of propeller performance estimation Hamilton
Standard Publication PDB 6101 A, 1963.

6 22 K. D. Wood. Aerospace vehicle design Vol. 1: Aircraft Design, 2nd. edi-
tion. Johnson Publishing Company, Boulder, Colorado, 1966.

6.23. D. P. Currie. Propeller design considerations о for turbine powered aircraft
SAE Paper N 680227

6 24 G. Rosen and W. M. Adamson. Next generation V/STOL propellers. SAE
Paper N 680281

6 25. G. Rosen and C. Rohrbach. The quiet propeller —A new potential AIAA
Paper N 69—1038

6 26 R. Worobel. Computer program user’s manual for advanced general avia-
tion piopeller stud) NASA CR-2066, May 1972

КОМПОНОВКА СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ

6 27 J. Seddon. Air intakes for gas turbines J. Royal Aaro Soc, Oct 1952,
pp 747—781

6 28 D. Kuchemann and J. Weber. Aerodynamics of propulsion. McGraw Hill
Book Cy., 1953, New York.

6 29. G. S. Schairer. Pod mounting of jet engines Fourth Anglo-American
Aeronautical Comercnce, London, 1953, pp 29—46

6 30 G. Schulz. Aerodynamischc Regeln fur den Einbau von Strahlti ichw erks*
gondeln Z fur Flugwiss 3 (1955), Vol. 5, pp. 119—129.

6 31 J. T Kutney and S. P. Piszkin. Reduction of drag rise on the Com air 990
airciafl J of Anciaft, January 1964 Vol. 1, p 8

6 32 R. S. Shevell and R. D. Schaufele. Aerodynamic design features of the
DC-9, AIAA Paper N. 65—738

6 33 M. L, Olason and D. A. Norton. Aerodynamic design philosophy of the
Boeing 737 AIAA Paper N 65—739

6 34 R. T. Taylor and E. J. Ray. Factors affecting the stability of T-tail tians-
ports J of Aircraft, Vol 3, N 4, July/August 1966, pp 359—364.

6 35 W. M. Magruder. Development of requirement, configuration and design
о for the Lockheed 1011 jet transport SAE Paper N 680688

6 36 K. S. Lawson. The influence of the engine on aircraft design Roval
Aero Soc, Symposium lecture on V/STOL design, London, 1969

6 37 J. A. Bagiey. Some aerodx namica problems of powcrp'ant installation on
swept-ч mgcd aircraft Royal Aeron Soc, Symposium lecture on V/STOL design,
London, 1969

6 38 D. D. Hufford, J. A. Ross and K. W. Hoefs. The economics of subsonic
transport anplanc design, evaluation and operation, SAE Paper N 710423

6.39 P. G. R. Williams and D. J. Stewart. The complex aerodynamic interfc
rence pattern due to rear fuselage mounted powerplants. AGARD Conference Pro-
ceedings CP-71

6 40 W. C, Swan and A. Sigalla. The problem of installing a modern high
bypass engine on a twinjet tiansport aircraft, AGARD CP 124, April 1973

6 41 J. Barche. Beitrag zum literferenzproblem von fiber den Tragflilgeln
angeordneten 1 riebwerken DGLR Annual Conference, 1969

6 42 H. Griem, J. Barche, H. J. Beisenherz and G. Krenz. Some low speed
aspects of the twin-engine short haul aircraft VFW 614 AGARD-CP-160, Takeoff
and landing, April 1974

РЕВЕРС ТЯГИ

6.43 J. C. Pickard. Ihrust reversers for jet aircraft. Aerospace Engineering, Jan
1961
6.44 M. J. Green. Rolls-Royce thrust reverse rs-compatibility. SAE Paper
N 69040

6 45 J. S. Mount and D, W. R. Lawson. Developing, qualifying and operating
business jet thrust reversers SAE Paper N. 690311.

6.46 S. K- Wood and P. E. McCoy. Design and control of the 747 exhaust
reverser system SAL Paper N 690409.

6.47 D. J. Lennard. Design features of the CF-6 engine thrust reverser and
spoiler. SAE Paper N 690411.

6 48 Anon. Approximate estimation oi braking thrust of propellers (piston
engines) R Ae S Data Sheets Pcrtormancc, Sheet ED 1/2, Feb. 1963

ВСПОМОГАТЕЛЕН \Я СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

6 49 J. Wotton. Intergated auxiliary power Flight Int., 8 August 1968, pp 210—212.

6 50. В. H. Nicolls and A. D. Meshew. Auxiliary power systems for 1975 figh-
ter aircraft, SAE Paper N. 680311.

6.51 W. E. Arndt. Secondary power lequirements lor large transport aircraft
SAE Paper N 680708

6 52 H. S. Keltto. Installation of the APU in the 747 airplane. SAE Paper
N 680709

6 53. P. G. Stein. The Hamilton Standard APU for Lockheed’s Tri Star Airli-
ner SAE Paper N. 700814.

6.54 D. A. Malohn. TSCP 700 Auxiliary Power Unit for the DC-10 Aircraft
SAE Paper N 700815.

6 55 L. H. Allen. APU selection — An airline viewpoint. SAE Paper N. 700816.

6.56 W. P. Prey and E. Schnell. Auxiliary power'units for secondary power
systems. AGARD-CP-104, June 1972.

6.57. С. H. Paul. The development of small gas turbines for aircraft auxiliary
power. The Aeronautical Journal, Oct., 1970, pp. 797—805.

Глава?	.	*_t л .

ОБЩИЕ ВОПРОСЫ

7.1	. A. F. Donovan and H. R. Lawrence. Aerodynamic components of aircraft at
high speeds Volume VII of High speed aerodynamics and jet propulsion. Prince-
ton University Press, 1957.

7.2	. F. W. Riegels. Aerodynamische Profile Oldenburg, 1958.

7	3 H. Schlichting and E. Truckenbrodt. Aerodynamik des Flugzeuges. (Part II),
Springer-Verlag, Berlin, 1960.

7.4	G. Corning. Supersonic and subsonic airplane design. Published by the
author. Second Edition, 1964.

7.5	I. H. Abbott and A. E. von Doenhoff. Theory of wing sections Dover
Publications Inc, New York, 1958.

7.6	A. C. Kermode. The aeroplane structure. Pitman Publishing Cp., Second
edition, 1964

7.7	D. O. Dommasch, S. S. Sherbey and T. F. Connolly. Airplane aerodynamic^
Pitman Publishing Corp., New York, Fourth Edition, 1967.

7	8 D. P. Davies. Handling the big jets. Air Registration Board, Second edi-
tion, May 1968.

ВЫБОР СХЕМЫ И ПРОЕКТИРОВАНИЕ КРЫЛА

7.9	. W. S. Farren. The aerodynamic art. J. of the Royal Aeron. Society, Vol. 60,
July 1956, pp. 431—449

7.10	J. A. May. Aerodynamic design of the \ ickcrs VC 10 Aircraft Eng,
June 1962, pp. 158—164.

7.11	B. J. Prior. Aciodvnamic design of the ВАС 1-11. Aircraft Eng, May
1963, pp. 149—152.

7.12	. J. K. Wimpress and J. M. Swihart. Influence of aerodynamic research on
the performance of supersonic airplanes. J of Aircraft, Vol. 1, N 2 Marsh — April
1964.

7.13	. R. S. Shevell and R. D. Schaufele. Aerodynamic design features of the
DC-9 AIAA Paper N. 65—738.
7.14	M. L. Olason and D. A. Norton. Aerodynamic design philosophy of the
Boeing 737 AIAA Paper N 65—739

7.15	. J. H. D. Blom. Fokker F-28 evolution and design philosophyaerodynamlc
design and aeroelasticity. Aircraft Eng, June 1967, pp. 17—21

7.16	R. D. Schaufele and A. W. Ebeling. Aerodynamic design of the DC 9 wing
and high lift system SAE Paper .\ 670846, 1967

7	17 H. Herb. Zur Entwickhingsgcschichte dei Flugmechanik DLR Forschung-
sbencht 67—44, Julv 1967

7	18 G. H. Lee. Aerodynamic considerations of a medium Mach business
aeroplane. SAE Paper N 670244. April 1967

7	19 J. H. Paterson. Aci odvnarmc design leatmcs oi the С 5A SAE Papci
N 670847

7.20. D. Ryle. Wing design, body design, high lift systems and flying qualities
AGARD-VKI Lectine Series 16, Apnl 21 25, 1969

7 21 С. H. Hurkamp, W. M. Johnston and J. H. Wilson. Technology assessment
of advanced general aviation aircraft NASA CR-114339, June 1971.

7 22 D. Kiichemann. Aerodviiamic design Yj 1 he Aeron Journal, Feb 1969,
pp 101-110

7.23 J. M. Swihart (ed.). Jet transport design AIAA Selected Rcpi ints/Volu-
be VIII, Nov 1969

7 24 R. E. Bates. Progress on the DC-10 development program AIAA Paper
N 69—830

7 25 T. I. Ligum. Aerodynamics and (light dynamics of turbojet aircrail NASA
Technical Translation T1 F-542

7.26 J. D. Raisbeck. Consideration of application of currently available trans-
port-category aerodynamic technology in the optimization of general oviation pro-
peller driven twin design SAE Paper N 720337

7.27 A. L. Byrnes Jr. Aerodvnamic design and development of the Lockheed
S-ЗА Viking. AIAA Paper N 72—746.

7.28 D. M. McRae. The aerodynamic development of the wing of the A-300B.
The Aero Journal, July 1973, pp 367 379

7.29. H. Wittenberg. Some considerations on the design of very large aircraft.
Jaarboek 1974 of the Netherlands Association of Aeronautical Engineers (paper
N 3).

КРЫЛО ДЛЯ СКОРОСТНЫХ САМОЛЕТОВ

7 30. W. A. Waterton. Some aspects oi high performance jet aircraft. J of the Royal
Aeron. Soc, June 1953 pp 375—390

7.31 К. E. Van Every. An engineering comparison using straight, swpt, and
delta wings. Interavia, Vol. 8, № 1, 1953, pp. 23—27 Followed by various other con-
tributions on pp. 27—35

7.32. C. L. Johnson. Airplane configurations for high speed flight Interavia. Vol.
9, N 1, 1954, pp 47-51.

7 33. E. W. E. Rogers and J. M. Hall. An introduction to the flow about plane
swept-back wings at transonic speeds. J. of the Roval Aeron. Soc., Vol. 64, August
1960.

7.34 R. C. Lock and E. W. E. Rogers. Aerodynamic design of swept wings and
bodies Advances in Aeron. Sciences, Vol 3 Pergamon Press, London.

7 35 J. A. Bagley. Aerodynamic principals for the design of swept wings. Prog-
ress in Aeronautical Sciences, Vol 3 Pergamon Press, London

7 36 R. C. Lock. The aerodynamic design of swept winged aircraft at transonic
and supersonic speeds J. of the Roval Aeron Soc, Vol 67, N 6, June 1963, pp 325—
337.

7 37 K. G. Hecks. Tne high-speed shape. Flight Int, Jan 2, 1964, pp. 13—18.

7.38 A B. Haines. Recent research into some aerodynamic design problems oi
subsonic transport aircraft. ICAS Paper N. 68—10, Sept. 1968

7.39. T. G. Ayers. Supercritical aerodynamics worthwhile over a range of speeds.
Astronautics and Aeronautics, August 1972, pp. 32—36.
ВНЕШНЯЯ ФОРМА

7 40 Н. Н Cherry and А. В. Croshere Jr. Ап approach to the analytical design of
aircraft SAE Quarterly Transactions, Vol. 2, N. 1, Jan. 1948, pp. 12—18

7 41 I. L. Ashkenas. Range performance of turbojet airplanes J of the Aeron.
Sciences, Vol 15, Feb 1948, pp. 97—101

7 42 G. Gabrielli. A method for determining the wing area and its aspect ratio
in aircraft design Monografie del Laboratorio di Aeron. Politecnico di lonno,
N 294.

7 43 G Backhaus. Grunbeziehungen fur den Entwurf optimaler Verkehrsflugze-
uge Jahrbuch 1958 der WGL, pp. 201—213.

7 44. W Lehmann. Wahl der Profildicke und Fliigelpfeilung bei Verkehrsilugze-
ugcn Lultiahntechnik, Nov. 1961, pp 323 -326.

7 45 K. L. Sanders. Aircraft optimization. SAWE Paper N. 289, 1961

7 46 D. Kiichemann and J. Weber. An analysis of some performance aspects of
various types of aircraft designed to lly oxer different ranges at different speeds
Progress in Aeron. Sciences, Vol. 9, pp 324—456, 1968.

7 47. J. Roskam and D. L., Kohlmann. An assessment of performance, stability
and control improvements for general aviation aircraft. SAE Paper N. 700240.

7 48. R. A. Cole. Exploiting AR Shell Aviation News, 1970, N 387, pp. 10—15.

7.49 К- H. Bergley. Debating A. R. (aspect ratio). Shell Aviation News, 1971,
N. 398, pp 14—18

7 50 D. L. 1. Kirkpatrick. Review of two methods oi optimising aircraft design,
AGARD Lecture Series N 56 (Paper 12), April 1972.

ПРОФИЛИ

7 51 I. H. Abbott, A. E. von Doenhoff and L. S. Stivers. Summary of airfoil data
NACA Report 824, 1945

7 52. L. K. Loftin. Theoretical and experimental data for a number of NACA
6A-Series airfoil sections. NACA TR N. 983, 1948.

7 53 Anon. Critical Mach number for high-speed aerofoil sections. Royal Aero
Soc Data Sheets, Aerodynamics Sub. Series, Vol. 2 «Wings», Sheet 00 03.01, April
1953.

7.54. B. N. Daley and R. S. Dick. Effect of thickness, camber and thickness
distribution on airfoil characteristics at Mach numbers up to 1.0. NACA TN 3607,
1956.

7.55. A. B. Haines. Wing section design for sweptback wings at transonic spe-
eds J of the Royal Aero. Soc., Vol. 61, April 1957, pp. 238—244.

7.56. H H. Pearcy. The aerodynamic design of section* shapes for sp swept
wings. Second Int. Congress of the Aeron. Sciences, Zurich, 1960 Advances in Aeron.
Sciences, Vol 3, pp. 277—322 Pergamon Press

7 57. Anon. A method of estimating the drag—rise Mach number for two—dimen-
sional airfoil sections Transonic Data Memorandum 6407, Royal Aero Soc., 1965

7 58. D. W. Holder. Transonic flow past two-dimensional aerofoils. J. R. Ae. S
Vol. 68, August 1964, pp. 501—516.

7.59. J. W. Boerstoel. A survey of symmetrical transonic potential flow around
airfoil at subsonic speeds J of the Rosal Aero Soc, Vol 71, July 1967

7 60 L R. Wootton. Effect of compressibility on the maximum lift coefficient of
airfoils at subsonic speeds J. of the Royal Aero. Soc, Vol 71, July 1967.

7 61. G. Y. Nieuwiand. Transonic potential flow around a family of quasi—ellip-
tical airfoil sections NLR Report TRT 172, 1967

7 62 F. C. Polbamus. Subsonic and transonic aerodynamic research NASA
SP-292, 1971.

7 63. R. H. Liebeck and A. I. Ormsbee. Optimization of airfoils for maximum
lift. J. of Aircraft, Vol. 5, Sept./Oct. 1970, pp. 409—415.

7.64. G. J. Bingham and K. W. Noonan. Low—speed aerpdynamic characteristics
of NACA 6716 and NACA 4416 airfoils with 35-percentchord single—slotted flaps.
NASA TN X—2623, May 1974.

7 65 R. T. Whitcomb and L. R. Clark. An airfoil shape for efficient flight at su-
percritical Mach numbers. NASA TM X—1109, July 1965.
7 66 R. J. McGhee and W. D. Beasly. Low—speed characteristics of a 17—per-
cent—thick airfoil section designed for general aviation application NASA TN
D—7428

7 67 W. H. Wentz, Jr. New airfoil sections for general aviation aircraft SAE
Paper N 730876

7.68 J. J. Kacprzynski. Drag ol supei critical airioiR in transonic How AGARD
Conference Proceedings N CP-124, April 1973

7 69 W. E. Palmer. Thick—wing flight demonstrations SAE Paper N 720320

СРЫВ САМОЛЕТА НА МАЛЫХ СКОРОСТЯХ

7 70 R. F, Anderson. Determination of the characteristics oi tapered wings NASA
Report 572. 1936

7 71. H. A. Soule and R. F. Anderson. Design charts relating to the stalling of
tapered wings NACA Report 703, 1940.

7 72 H. H Sweberg and R. C. Dingeldein. Summary of measurements in Lang-
le} lull—scale tunnel oi maximum hit coefficients and stalling characteristics of
airplanes NACA Report N 829

7 73 W. H. Philips. Appreciation and prediction of thing qualities NACA Re-
port 927, 1949

7 74 G. В McCullough and D. E. Gault. Examples ni thiee representative types
of airfoil—section stall at low speed NACA Technical Note 2502, 1951.

7 75 J. A. Zalovchick. Summaru of stall warning devices NACA TN 2676, 1952

7 76 D. Kiichemann. Txpes of iloxx on swept wings. J Ro\ Aeio Soc, Vol 57,
pp 683- 699, Nov 1953

7 77 A. D. Young and H. B. Squire. A review of some stalling research, with an
appendix on ving sections and their stalling chaiacterMics ARC R and H 2609,
|Q51

7 78 H, O. Palme, Summary of stalling characteristics and maximum hit of
wings at low speeds SAAB TN 15, April 1953

7 79 G. G, Brebner, The design of swept wing planforms to improve tip—stal-
ling characteiislics RAE Report Aero 2520 (ARC 17624), Juli 1954

7 80 J. Black. Flow studies of the leading edge stall on a swept—back wing at
high incidence J of the Royal Acron Soc Vol 60, Jan 1956, pp 51—60

7 81 D, E. Gault. A correlation of low — speed, airioil—section stalling characte-
ristics with Reynolds number and airfoil geometry NACA TN 3963, 1957.

7 82 G. C. Furlong and J, G, McHugh, A summary and analvsis oi the low spe-
ed longitudinal characteristics of swept wings at high Reynolds number NACA Re-
port 1339, 1957

7 83 R. L, Maki. The use of two-dimensional data to estimate the low—speed
wing lirt coefficient al л nidi section stall fust appears on a swept wing NACA RM
A51E15, 1951

7 84 К. P. Spreeman. Design guide for pitch—up evaluation and investigation
at high—subsonic speeds of possible limitations due to ving—aspect—ratio varia-
tions NACATMX- 26, 1959

7 85 J. G. Wimpenny, Low speed stalling characteristics AGARD Report 356,
1961

7 86 A. Spence and D. Lean. Some Low—speed problems of high speed aircraft
J oi the Roval Acron Soc Vol 66 N 616, Apri1 1962. pp 211—225

7 87 J. Fletcher. The stall game Shell Aviation Nevs, 1966, Number 341, pp.
16—19

7 88 C. L. Bore and A. T Boyd. Estimation of maximum lift of swept wings at
low Mach numbers. J. of the Roval Aeron Soc., Vol 67, April 1963, pp 227—239

7 89 C. W. Harper and R. L. Maki. A review of the stall characteristics of swept
wings NASA N TN D—2373, July 1964

7 90 Ph. Poisson — Quinton and E. Erlich. Analvse de la stabilite et du controle
d’un avion an dela de sa portance maximale AGARD Conference Proceedings N
CP-17, 1966

7 91 H. H. В. M. Thomas. A study of the longitudinal behaviour of an aircraft
at near—stall and post—stall conditions AGARD Conference Proceedings N. CP-17,
1966
7 92 P. D. Chappell. Flow separations and stall characteristics of plane, cons-
tant— section wings in stibcnticaI	J of the Royal Aeion, Soc, Vol 72, 1968,

pp 82—90

7 93 D. Issaacs. Wind tunnel measurements of the low speed stalling characteri-
stics of a model oi the Hawkei— Siddeley Trident IC. ARC R and M Report N 3608,
May 1968

7 94 B. von den Berg. Reynolds number and Mach number effects on the ma-
Kimnm hit and the stalling characteristics of wings at low speeds National Aero-
space Laboratory \'LR TR 69025 L

7 95 G. J. Hancock. Problems of airciaft behayiour at high angles of attack
AGARDograph 136. 1969

7 96. M. A. McVeigh and E. Kisielowski. A design summary of stall characteris-
tics of straight wing aircraft NACACR-1646, June 1971.

7 97 D. N. Foster. The low—speed stalling of wings with highlift devices.
XGXRD Confeience Pioceeding CP—102 (Paper 11), April 1972

7 98 J. K. Winipress. Predicting the low speed stall charactei ictics of the Boeing
747 AG XRD Conference Proceedings CP—102 (Paper N. 21), Nov. 1972

7 99 T. Schuringa, Aerodynamics of the wing stall of the Fokker F-28 AGARD
Conference Proceedings CP-102 (Paper 20), Nov 1972

7 100 W. H. Horsfield and G. P. Wilson. Flight development of the stalling cha-
racteristics of a military trainer aircraft AGARD Conference Proceedings CP-102,
Nov. 1972

7 101 V. E. Lockwood. Effect of Reynolds number and engine nacelles on the
stalling characteristics of a twin—engine light airplane. NASA TN D—7109, Dec.
1972

7 102 H. Griem, J. Barche, H. J, Beisenherz and G. Krenz. Some low-speed as-
pects of the twin —engine short haul transport VFW 614 AGARD CP N 160 (Pa-
per 11)

7 103 C. R. Taylor. Aircralt stalling and buffeting—introduction and overyi-
ew AGARD Lecture Series N LS-74, March 1975.

7.104 W. McIntosh and J. K. Wimpress. Prediction and analysis of the low speed
stall characteristics of the Boeing 747 AGARD Lecture Series N LS-74 (Paper 3),
March 1975

МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА

7 105 M. A. Garbell. Wing flaps in light aircraft design. J of the Aeron Sciences,
Jan, 1945. pp 14—20

7 106 H. O. Palme. Summary of wind tunnel data for high—lift devices on swept
wings SAAB T Note 16, April 1953

7 107 J. F. Cahill. Summary of section data on trailing edge high—lift devices
NACA TR 938, 1949

7 108 R. Duddy. High lift devices and their uses. J Roy. Aero. Soc., Oct. 1949,
Vol 53, pp 859—900

7.109 A. D, Young. The aerodynamic characterictics of flaps ARC R and M 2622,
1953

7 110 A. D. Young. Flaps for landing and take—off Chapter 14 of The princip-
les of the control and stability of aircraft edited by W J Duncan. Cambridge Aero-
nautical Series

7 111. G. H. Lee. High Maximum Lift. The Aeroplane, Oct. 30, 1953.

7 112. T. R. F. Nonweiler. Flaps, slots and other high—lift aids. Aircraft Engi-
neering, Sept 1955

7 113 K. L. Sanders, High—lift devices, a weight and performance trade—off
methodology SAWE Technical Paper N 761, May 1963

7 114 S. T. Harvey and D. A. Norton. Development of the Model 727 Airplane
high lift system Society of Automotive Engineers S 408, April 1964

7 115 Anon. High lilt deyices for shoit field performance Interayia N 4/1964,
pp 569—572

7.116. J. K. Wimpress, Shortening the take—off and landing distances of high
speed aircraft AGARD Report 501, June 1965

7 117. R. D. Schaufele and A. W. Ebeling. Aerodynamic design of the DC-9
wing and high—lift system SAE Paper N 670846
7	118 J, H. Paterson. Aerodynamic design iealurcs of the C-5A, Aircraft Engi-
neering, June 1968, pp. 8—15.

7.119	. J. C. Wimpenny. The design and application of high—lift devices. Annals
of the New \ork Academy oi Sciences, \ ol 154, Art 2, pp. 329—366.

7.120	. J. K. Wimpress. Aerodynamic technology applied to takeoff and landing.
Annals ol the New Sock Academy oi Sciences, \ ol lo4, Art 2, p 962—981

7.121	A. D, Hammond, High—lift aerodynamics. Proceedings of Conference on
vehicle technology for civil aviation, NASA SP-292, 1971, pp. 15—26

7.122	M. A. McVeigh and T. Kisielowski. A design summary of stall characteris-
tics of straight wing aircraft. NACA CR-1646, June 1971.

7.123	J. A. Thain. Reynolds number effects at low speeds on the maximum lift
of two-dimensional aerofoil—sections equipped with mechanical high lift devices.
Nat Res Council of Can. Quart. Bull, of the Div. of Meeh. Eng. and the N. A. E.,
30 Sept 1973, pp. 1—24

7	124 R. J. Margason and H. L. Morgan Jr. High—lift aerodynamics - trends,
trades and options AGARD Conference on Takeoff arid Landing. CP N. 160, April
1974.

7.125	A. M. O. Smith. High—lift aerodynamics 3, th Wright Brothers lecture,
AIAA Paper N. 74—939.

БАФТИНГ И СРЫВ НА БОЛЬШИХ СКОРОСТЯХ

7.126	. С. J. Wood. Transonic buffeting on aerofoils. J. of the Royal Aeron. Soc., Vol.

64 N 599, Nov. 1960, pp. 683—686.

7.127	. W. R. Burris and D. E. Hutchins. Effect of wing leading edge geometry on
manuevering boundaries and stall departure. AIAA Paper N 70—904

7	128. E. J. Ray and L. W. McKinney. Maneuver and buffet characteristics of
fighter aircraft. AGARD Conference Proceedings CP-102, Nov. 1972 (Paper 24).

7.129	. G. F. Moss, A. B. Haines and R, Jordan. The effect of leading edge geo-
metry on high speed stalling. AGARD Conference Proceedings CP-102, Nov. 1972.

7	130 H. H. В. M. Thomas. On problems of flight over an extended angle of at-
tack range The Aero Journal, Vol. 77, Aug. 1973, pp. 412—423.

7.131	. D. G. Mabey. Beyond the buffet boundary. I he Aero. Journal, April 1973,
pp. 201—215.

7	132 H. John. Critical review of methods to predict the buffet penetration capa-
bility of aircraft. AGARD Lecture Series N 74, March 1975.

КОНСТРУКЦИЯ КРЫЛА

7 133 S. J. Pipitone. Modern wing structures Aircraft Production, Jan 1950. pp.
27—32

7.134. H. H. Gardner. Structural problems of advanced aircraft. Journal of the
Royal Aeron Soc., April 1952, pp 221—250.

7 135. E. D. Keen. Integral construction. J. of the Royal Aeron. Soc., April 1953,
pp. 215—227.

7.136 O. Ljungstrom, Wing structures of future aircraft. Aircraft Eng, May
1953, pp. 128—132

7 137 G. H. Lee. The aerodynamic and aeroelastic characteristics of the crescent
wing. J. of the Royal Aeron. Soc., Vol. 59 N. 529, Jan. 1955, pp. 37—44.

7.138 E. G. Broadbent. Aeroelastic problems in connection with high—speed
flight J. of the Royal Aeron. Soc, Vol. 60, July 1956, pp. 459—475.

7.139. A. F. Newell. Impressions of the structural design of American civil airc-
raft The Aeroplane, August 15, 1958, pp. 229—231.

7 140 D. M. McElhinney. Structural design of the VC-10. Aircraft Eng., June
1962, pp 165—171, 178.

7.141 K. Bentley. ВАС—One—eleven structural design. Aircraft Eng., May 1963,
pp 142—147.

7.142. Anon. Wing design—civil transport aircraft. Cranfield Institute of Techno-
logy, Sheet DES 430 (unpublished).
7’43. Anon. Potential structural materials and design concepts for light airc-
ralt NASA CR—1285, March 1969

7 144 W. W. Williams. An advanced extensible wing flap system tor modern
aeroplanes AIAA Paper N. 70—911.

Глава 8

МАССОВЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ

8 1 United States Department of Defence. Weight and balance data reporting forms
for aircraft Military Standard, MIL—STD—254 (ASG), Aug 26, 1954

8 2 Direction Technique et Industrielle de I’Aeronautique. «Devis de poids
(avions)» AIR 2001/C, Edition N 4, Dec 15, 1959.

8 3. Society of British Aircraft Constructors. Standard Method for the estimation
of Direct Operating Costs of aircraft Dec 1959

8 4. Bundesminister ffir Verteidigung. Normstelle der Luftfahrt. N. LN 9020,
Nov 1962

81> J. R. McCarthy. Definition and equipment list and standard torm for presen-
tation of weight and balance data. SAWE Technical Paper N. 354, 1962.

8 6. (British) Ministry of Aviation. Weight, geometric and design data AVMIN
Form 2492, 1964

8 7. Glossary of standard weight terminology for commercial aircraft. Society of
Aeronautical Weight Engineers, Revision 1964.

8.8 Proposed Glossary of Standard Weights Terminology. International Air
Traffic Association, Specification N 100

8 9. C. Payton Autry, P. J. Baumgaertner. The design importance of aii plane mi-
le costs versus seat mile costs. SAE Paper N 660277.

8 10 Standard method of estimating comparative Direct Operating Costs of turbi-
ne—powered transport air—planes. Air Transport Association of .America, Dec. 1967.

8 11 Recommended standard data format of transport airplane characteristics for
aircraft planning National Aerospace Standard NAS 3601, 1968/1970

МЕТОДЫ РАСЧЕТА ПОЛНОЙ МАССЫ

8.12 N. S. Currey. Structure weight. Interavia, Vol. 4, pp. 89—92 Feb 1949

8 13 F Gnnsted. Aircraft structural weight and design efficiency. Aircraft Eng.,
July 1949, pp 214—217.

8 14. L. W. Rosenthal. The weight aspect in aircraft design. Journal of the Royal
Aeron. Soc, Vol 54, March 1950, pp. 187—210.

8 15 E. Weining. Design factors in the development of light aircraft. Aeron,
Eng Review, July 1950, pp 18—19

8.16. A. Schritt, W. Buckley. A realistic approach to structural weight estimation.
SAWE Paper N 73. May 1952

8 17. J. Taylor. Structure weigth. J of the Royal Aero Soc., Vol 57, pp 646—
652, Oct. 1953.

8 18. K. Thalau. Geschwindigkeit, Konstruktionsgewicht und Nutzlast moderner
Verkehrsflugzeuge. Jahrbuch der WGLR, 1953, pp. 110—123.

8 19. F. C. Hopton-Jones. A practical approach to the problem of structural
weight estimation for preliminary design SAWE Paper N. 127, May 1955.

8 20. R. M. Simonds. A generalized graphical method of minimum gross weight
estimation SAWE Paper N 135, May 1956.

8 21. M. G. Heal. Problems in estimating structure weight. Aeron Eng. Review,
March 1957, pp. 52—56

8 32. W. E. Caddell. The development of generalized weight estimating methods.
SAWE Paper N. 219, May 1959.

8 23. Anon. An introduction into aeronautical weight engineering. SAWE, .1959.

8 24 C R. Liebermann. The unity equation and growth factor. SAWE Paper N.
267, May 1960

8 25 M. E. Burt. Eftccls of design speed and normal acceleration on aircratt
structure weight, ARC CP 490, i960.

8 26. H. Hertel. Grundlagenforschung fur Entwurf und Konskuktion von Flug-
zeugen. Arbeitsgemeinschaft fur Forschung, Nordrhein—Westfalen, Vol. 102, 1961.
8 27 М. Е. Burt. Structural weight estimation for novel configurations J of the
Royal Aeron Soc, Vol 66, Jan 1962, pp 15—30

8 28 E, E. Sechler and L. G. Dunn. Airplane structural analysis and design Do-
ver Publications New York, 1963

8 29 J. J. Pugliese. Gross weight estimation of an attack airplane by generali-
zed graphical solution SAWE Paper N. 364, 1963.

8 30 R. J. Atkinson. Structural design. J of the Royal Aero. Soc, Vol. 67, pp
692—695, Nov 1963. (also RAE IN N. Structures 333).

8 31 A. C. Kermode. The aeroplane structure. Second Edition, Pitman and Sons,
London, 1964

8 32 W J. Strickler. Application of regression and correlation techniques in mass
properties engineering SAWE Paper N. 422, May 1964.

8 33 A. C. Kermode. The aeroplane structure. Chapter 6: «Weight» Pitman and
Sons Ltd., London. Second Edition, 1964.

8 34 R. Riccius. Untersuchungen iiber die Gewichte vertikalstartendei Flugzeu-
ge ILTL'B Jahrbuch 1965/1966

8 35 J. A. Neilson. Value of a poud SAWE Paper N 586, May 1966

8 36 M. A. Kechegura. Determination of the weight of an empty aircraft by met
hods of mathematical statistics. USAF Foreign Technology Division FTD—MT—24—
224—68, Aug. 1968

8 37. H. L. Roland. General approach to preliminary design weight analysis and
structural weight prediction. Short Course in modern theory and practice of weight
optimization and control for advanced aeronautical systems, University of Tennessee,
Nov. 1968.

8 38. W. H. Ahl. Rational weight estimation based on statistical data. SAWE Pa-
per N. 791 May 1969

8 39 W. E. Caddell. On the use of aircraft density in preliminary design. SAWE
Paper N 813, May 1969

8.40 R. S. St. John. The derivation of analytical—statistical weight prediction
techniques SAWE Paper N 810, May 1969.

8 41 R. N. Staton. Constrained regression analysis — A new approach to statisti-
cal equation development. SAWE Paper N. 762, May 1969

8.42. C. Vivier and P. Cormier. Masse d‘un avion AGARD Lecture Series N. 56
on Aircralt performance prediction and optimization April 1972

8.43 D. P. Marsh. Post—design analysis for structural weight estimation SAWE
Paper N. 936, May 1972

8 44. W. Schneider. Die Entwicklung und Bewertung von Gewichtsabschatzungs-
formeln fur Flugzeugentwurfe unter Zuhilfnahme von Methoden der Mathemati-
schen Statistik und Warscheinlichkeitsrechnung. Dissertation, Technical University
of Berlin, Feb 1973.

8 45 A. A. Blythe. The hub of the wheel — A project designer’s view oi weight
SAWE Paper N 996, June 1973.

8 46 W, Schneider. Project weight prediction based on advanced statistical met-
hods Paper presented at the 43 rd AGARD Flight Mechanics Panel Meeting, Sympo-
sium on Aircraft design integration and optimization Florence, Oct. 1—4, 1973.

МАССА КРЫЛА

8 47 1. H. Driggs. Aircraft design analysis J of the Royal Aero Soc, Vol 54,
Feb 1950, pp 65—116

8.48 M. Vautier and M. Dieudonne. Le probleme des poids dans 1‘avaiation.
(2 Parts), Service de Documentation et d‘Information Technique de TAeronautique,
1950.

8 49 O. Kohler. Gew ichtsuntcrlagen fur den Fiugzeugentwurf Luftfahrttechmk,
Dec. 1955, pp. 134—139 and Jan 1956, pp. 15—18

8 50 D. Howe. Initial aircraft weight prediction. College of Aeronautics Note 77,
1957.

8 51. F. K. Teichman. Airplane design manual Chapter 8' Preliminaiy weight
estimate. Pitman Publishing Co, New York, fourth edition, 1958

8.52. H G. Sheridan. Aircraft preliminary design methods used in the weapon
systems analysis division. US Navy BUWEPS Report N. R—5—62—13, June 1962.
8 53. E Sechler and L. G. Dunn. Airplane structural analysis and design, Chap-
ter 1. The airplane layout. Dover Publications Inc, New York, Jan 1963.

8 54 W. H. Marr. Basic weight ti ends for homber and transport airciall SAWE
Paper N 434, May 1964

8 55 K. D. Wood. Aircraft Design. Vol. 1 ot Aerospace vehicle design, second
edition, 1966, Johnson Publishing Cy

8.56 H. L. Roland. Parametric weight—sizing methods — structure, propulsion,
fixed equipment — fighters (USAF & USN) June 30, 1965, Genera! Dynamics Fprt
Worth Division, MR—S5—040, Revision, Sept. 30, 1966.

8 57. G. Corning. Subsonic and supersonic aircraft design. Pp 2 . 27 to 2 35.
Weight estimation College Park, Maryland, second edition, 1966

8.58 W. Richter et al. Luftfahrzeuge Das Fachwissen des Ingenierurs. Carl Han-
ser Verlag. Miinchcn, 1970.

8 59 D. Howe. Structural weight prediction Cranfield Institute of Technology
DES903, 1971 (unpublished)

8.60. D. Howe. Empty weight and cruise performance of very large subsonic jet
transports Cranfield Institute of Technology, Report Aero N 3, 1972

8.61. R. N. Staton. Weight estimation methods SAWE Journal, April—May 1972,
pp. 7-11.

8.62. H. F. Kooy and H. Rekersdrees. Weight estimation method for subsonic
transport aircraft Fokker Report H—0—15, June 1972 (unpublished).

8 63. L. M. Nicolai. Design of airlift vehicles. USAF Academy, Dept of Aeronau-
tics, Aero 464, 1972.

МЕТОДЫ ОЦЕНКИ МАССЫ

8 64. R. J. Lutz. Applications of optimum design principles to structuial weight
estimation SAWE Paper N 205, April 1951

8	.65 D. J. Farrar. The design of compression structures for minimum weight J.
of the Royal Aero. Soc, Nov. 1949, pp 1041—1052.

8	66. F. Shanley. Weight—strength analysis of aircraft e structures., iMcGiaw—
Hill Book Cy, Inc, New Yoik, 1952

8 67 O. Ljungstrom. Wing structures of future aircraft Aircraft Eng, Mav
1953, pp 128—132.

8.68. A. L. Kolom. Optimum design considerations for aircraft wing structures.
Aero. Eng Review, Oct, 1953, pp. 31—41.

8 69 C. R. McWorther. Considerations of bending and torsional stiffness in the
design of wings for minimum weight. SAWE Paper N. 84, 1953.

8 70 L. D. Green and J. Mudar. Estimating structural box weight, Aeron. Eng.
Review, Feb, 1958, pp. 48—51

8.71 S. Sichveland, Г. M. de Graan and R. H. Trelease. The weight engineer’s
apporoach to the problem of fatigue in aircraft structures. SAWE Paper N. 172,
1958

8 72 H. H. Фадеев. Теоретическая формула массы трапециевидного крыла
Методы приближенных расчетов и выбора параметров при проектировании са-
молетов. М,—Труды института № 138, 1961, с 28—52

8 73 R. J. Taylor. Weight prediction techniques and trends for composite ma-
terial structure SAWE Paper N 887.

8 74 B. Sealman. Multitapered wings. J. of Aircraft, July — Aug. 1965,
pp. 348—349

8.75 B. Sealman. Effect of wing geometry on volume and weight J of Air-
ci aft, Vol 1 N 5, Sept — Oct, 1964, p 305

8 76 D. H. Emero and L. Spunt. Wing box optimization under combined shear
and bending. J. of Aircraft, Vol. 3, N. 2, March — April 1966, pp. 130—141.

8.77 C. A. Garrocq and J. T. Jackson. Estimation of wing box weights re-
quired to preclude aeroelastic instabilities. SAWE Paper N. 500, May 1966.

8 78. K- L. Sanders. A review and summary of wnng torsional stiffness criteria
for predesign and weight estimations, SAWE Paper N. 632, May 1967.

8 79. D. J. Lamorte. Non — optimun factor and preliminary weight estimation
of a boron composite wing structure. SAWE Paper N. 891, May 1971.
ОЦЕНКА МАССЫ КРЫЛА И ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ

8.80. W. Туе and Р. Е. Montangnon. Ihe estimation ol wing structure weight
ARC R and M 2080, 1941

8	81 F. Grinsted. Simple iormulae lor predicting the weights of wing, fuselage
and tail unit stiuctures RAE Report Stiuctuics N 24, 1948

8	82. F. Grinsted. Prediction of wing structure weight RAE Report Structu-
res N. 15, 1948

8.83	G. K. Gates. Weight estimation of metal wings. Aricraft Eng., April 1949,
p. 116.

8.84	. J. F. Carreyette. Aircraft wing weight estimation. Aircraft Eng., Jan. 1950,
pp. 8—11 and April 1950, p. 119

8.85	. E. L. Ripley. A simple method of tail unit structure weight estimation.
RAE Report Structures N. 94, .Nov, 1950

8.86	. J. Kelley Jr. Wing weight estimation. AAI Technical Report 5161.

8.87	. 1. H. Driggs. Aircraft design analysis. J. of the Royal Aero. Soc., Vol. 54,
Feb. 1950

8.88	J. Solvey. The estimation of wing weight. Aircraft Eng., May 1951,
pp. 143—144

8	89 E. L. Ripley, A method of wing weight prediction RAE Repott Structu-
res N 109, May 1951.

8.90	. M. T, Burt. Weight prediction of ailerons and landing flaps. RAE Re-
port Structures N 116, Sept. 1951.

8.91	A. Hyatt. A method for estimating wing weight's. J of the Aero Sciences,
Vol. 21 N. 6, June 1954. pp. 363—372.

8	92 M. E. Burt. Weight prediction for wings of box construction. RAE Re-
port Structures N. 186, 1955

8.93	W. v. Nes and O. Kohler. Das Gewichtsanteil der tragenden Teile am
Flugelwicht Luftfahrttechnik, Nov. 1056, pp. 206—210.

8	94 K. L. Sanders. Abschatzung des Fliigelgewichtes. Luftfahrttechnik, Oct.
1957, p_224.

8.9o	. D. Howe. Initial aircraft weight prediction. College of Aeronautics Note
N 77, 1957.

8.96	M. Schwartzberg. Blown flap system for STOL Performance — weight
considerations. Aerospace Eng., March 1959, pp. 48—52.

8.97	. C. R. Ritter. Rib weight estimation by structural analysis. SAWE Paper
N 259, 1960.

8.98	. K. L. Sanders. High — lift devices; a weight and performance trade —
off technology, SAWE Paper N 761, May 1969.

8	99 W. W. Williams. An advanced extensible wing flap system for modern
aeroplanes AIAA Paper N. 70—911, July 1970.

8.100.	R. L. Gielow. Performance prediction and evaluation of propulsion —
augmented high lift systems. AIAA Paper N. 71—990, Oct. 1971.

8	101. E. Torenbeek. Prediction of wing group weight for preliminary design.
Aircraft Eng, July 1971, pp. 16—21. Summary in Aircraft Eng, Feb 1972,
pp. 18—19.

8.102	F. O. Smetana. A design study for a simple to fly, constant attitude
light aircraft NASA CR-2208, March 1973.

Крыло скоростного самолета

8.103.	R. E. Lowry. Problems and solutions of delta wings. SAWE Paper
N. 77, 1952.

8.104.	W. J. Conway. Factors affecting the design or thin wings. SAE Prep-
rint N. 357, Oct, 1954.

8.105.	R. L. Hammitt. Structural weight estimation by the weight penalty
concept lor preliminary design SAWE Paper N. 141, 1956.

8	106 M. G. Heal. Structural weights on supersonic aircraft with low aspect
ratio unswept wings. SAWE Paper N. 193, 1956.

8.107.	A. C. Robinson. Problems associated with weight estimation and opti-
mization of supersonic aircraft SAWE Paper N. 234, 1959.

8	108. R. A. Anderson. Weight-efficiency analysis of thin-wing construction.
Transactions of the ASME, Vol. 79, July 1957 (11), pp 974—979
8.109.	D. J. Johns. Optimum design of a multicell box to a given bending
moment ant temperature distribution College of Aeronautics Note N. 82, April
1958

8.110.	M. E. Burt. Structural weight estimation for noxel configurations. J. of
the Royal Aero Soc Vol 66, Jan 1962, pp 15—30

КОНСТРУКЦИЯ ФЮЗЕЛЯЖА

8 111 L. W. Rosenthal. The influence of aircraft gross weight upon the size and
weight of hulls and fuselages J. of the Royal Aero. Soc., Vol. 51, Nov. 1947,
pp 874—883.

8.112. R. Grinsted. Simple formulae for predicting the weights of wing, fuse-
lage and tail unit structures RAE Report Structures N. 24, May 1948.

8 113 E. L. Ripley. A method of fuselage structure weight prediction RAE Re
port Structures N 93, 1950.

8 114 W. R. Micks. Structural weight analysis Fuselage and shell structures
The Rand Corporation, Report N R-172, 1950.

8.115. M. E. Burt and J. Philips. Piediction of fuselage and hull structure
weight. RAE Report Structures N 122, April 1952.

8 116. L. D. Green. Fuselage weight prediction. SAWE Paper N. 12 126, May
1955.

8.117 R. L. Hammitt. Structural weight estimation by the weight penalty
concept for preliminary design. SAWE Paper N 141, May 1956.

8.118 T. W. Tobin Jr. A method for estimating optimum fuselage structural
weight. SAWE Paper N. 152, May 1957.

8.119 А. А. Бадягин. О рациональном удлинении фюзеляжа гражданского
самолета Методы приближенных расчетов и выбора параметров при проектиро-
вании самолетов. М.,— Тр>ды института 138, 1961, с. 19—27

8 120 J. Morris and D. М. Ashford. Fuselage configuration studies SAE Pa
per N. 670370, April 1967

8 121 A. R. Di Pierro. Minimum weight analysis of fuselage frames. SAWE
Paper N. 826, May 1970.

8.122 D. E. Poggio. Theoretical and real weight of shell fuselages. Ingegneria,
Jan. 1971, pp 1 — 12.

8.123 D. Ma Simpson. Fuselage structure weight prediction. SAWE Paper
N. 981, June 1973

МАССА ШАССИ

8 124 J. Philips. A method of undercarriage weight estimation RAE Report Struc-
tures N 198, March 1956

8.125	. C. R. Liebermann. Rolling type alighting gear weight estimation. SAWE
Paper N 210, May 1959

8.126	M. E. Burt and E. L. Ripley. Prediction of undercarriage weights. RAE
Report Structures N. 80, June 1950.

8	127. P, R. Kraus. An analytical approach to landing gear weight estimation.
SAWE Paper N. 829, May 1970.

МАССА СИЛОВОИ УСТАНОВКИ

8 129. G. R. Holzmeier. A rational method for estimating fuel system weight in
preliminary design SAWE Paper N. 147, 1957.

8 130 W. C. Crooker. Aircraft fuel system weight estimation for the tri-sonic
era SAWE Papei N 232, May, 1959.

8.131 G. Rosen. New problem areas in aircraft propeller design Canadian
Aero Journal, Vol. 6, June 1960, p. 219.

8 132 Anon. Hamilton Standard propeller and gear box weight generaliza-
tion Figs 1, 2 and 3 of Publication PDB 6101, 1963

8 133. R. C. Enqle. Jet engine weight and thrust trends including future deve-
lopment promises b> the engine manufacturer^ SAWE Paper N 682, Ma\ 1968.

8 134. 1. H. Driggs and О. E. Lancaster. Engine weights. In Gasturbines for
aircraft Section 8 9, 1955, Ronald Press, New York

8.134. M. L. Yaffee. Propeller research gains emphasis. Aviation Week and
Space Technology, Nov. 1969, pp. 56—65.
8.135 R. P. Gerend and J. P. Roundhill. Correlation of gasturbine engine
weights and dimensions AIAA Paper N 70—669.

8 136 J. F. Dugan Jr. Engine selection foi transport and combat aucraft
NASA TMX-68009. April 1972

(Also in AGARD Lecture Series 49).

МАССА ОБОРУДОВАНИЯ И ВСПОМОГАТЕЛЬНЫХ СИСТЕМ

8 137 С. К. McBaine. Weight estimation of aircrait hydraulic systems SAWE
Paper N 128, 1955

8 138 J. R. McCarty. A review and i evised approach to the average passenger
weight. SAWE Paper N 223, May 1959.

8.139. C. A. Hangoe. Comparison of passenger service equipment. SAWE Pa-
per N 220. Max 1959

8 140 G. R. Williams. Optimization oi fluid lines. SAWE Paper N. 291,
Max 1961

8 141 Anon. The use of standard baggage weights. European Civil Aviation
Conference, Strassbourg. July 1961, Vol 11, Section 2, Doc. 8185, ECAC/4—2,
pp. 355—356

8 142 R. G. Mitchell. Evaluation of economics of passenger comfort standards.
SAWE Paper N. 338, May 1962

8 143 C. A. Hangoe. World-wide survey of cargo densities. SAWE Paper
N 339, May 1962

8 144 J. R. McCarty. Airline new aircraft evaluations. SAWE Paper N 619,
May 1967.

8 145 J. Morris and D. M. Ashford. The use of standard baggage weights.
SAWE Preprint.

8 146 R. J. Taylor and K. Smith. Advanced aircraft parametric weight analvsis.
SAWE Paper N 637 Mav 1967

8.147. В. H. Nicholls and A. D. Meshew. Auxiliary power systems for 1975
fighter aircraft SAE Paper N 680311, April—May 1968

8 148 T. P. Clemmons. Sxstem^ design for weight optimization SAWF Paper
N 757. Max 1969
r1

8 149. H. L. Roland. Advanced design weight analysis and systems and equip-
ment weight prediction. SAWE Paper N. 790, May 1969.

8 150 D. M. Cate. A parametric approach to estimate weights of surface cont-
rol systems of combat and transport aircraft. SAWE Paper N. 812, May 1969.

8 151 P. A. Ward and W. G. Lydiard. Aircraft auxiliary power system and
their influence on power plant design Lecture presented at Symposium of the Royal
Aero Soc, London, 1969

8.152 R. S. Kaneshiro. Weight estimation of hydraulic secondary power system.
SAWE Paper N 935, May 1972

' ПОСЛЕДНИЕ РАБОТЫ ПО ОЦЕНКЕ МАССЫ

8 153 J, Banks. Preliminary weight estimation of canard configured aircraft. SAWE
Paper N 1015, May 1974

8 154 A. Krzyzanowski. A method for weight/cost trade-offs in preliminary
vehicle design SAWE Paper N. 1017, May 1974.

8.155 R. N. Staton. Fuselage basic shell weight prediction. SAWE Paper
N. 1019, May 1974

8 156. W. Schneider. A procedure for calculating the weight of wing structu-
res with increased service life. SAWE Paper’ N. 1021, May 1974 (summary in
SAWE Journal), Vol 34, N. 1, Jan 1975, pp. 1 —12, and 40—41.

8 157 J. L. Aanderson. A parametric analysis of transport aircraft sxdem
weights and costs. SAWE Paper N. 1024, May 1974.

8.158. C. R. Glatt. WAATS — a computer program for weights analysis of
advanced transportation systems NASA CR 2420. Sept 1974

8 159 B. Saelman. Methods for better prediction of gross weight SAWE Pa-
per N 1041, Mav 1975.

8.160 R. St. John. Weight effects of structural material variation SAWE Pa-
per N 1044, May 1975.
БАЛАИСИРОВК\ И ЗАГРУЗИ \ САМОЛЕТА

8 161. К. L. Sanders. Simpler wing location ior a speciiied longitudinal stability.
Space/Aeronautics, March 1960, page 67—70

8 162. J. R. McCarty. Passenger seating pattern A statistically based cabin
load or passenger seating assumption applicable to operation. SAWE Paper N 250,
Mav I960

8.163 G. H, Hopper. The iniluence of balance and loadability on the design
oi commercial passenger transports SAWE Paper N 269, May 1960

8.164. D. J, Lambert. Design of jet transport with rear-mounted engines Aeros-
pace Engineering, Oct 1960, page 30—35, 72, 74

8 165 G. W. Benedict. Methods of evaluating aircraft loadability SAWE Pa-
per N 334, May 1962

8 166 K- L. Sanders and D. O. Nevinger, Balancing options in aircraft confi-
guration design SAWE Paper N 810, May 1970

8 167 H. Waldon. Theoretical vs actual seating patterns variations in wide
body airxrait SAWE Paper N 1080, May 1975

8 168 R. Maswell, A loadability comparison LlOll/DC-10-10. SAWE Paper
N 1094, Mas 1975.

Глава 9

ОБЩИЕ ВОПРОСЫ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ

9 1. С. D. Perkins and R. Е. Hage. Airplane performance, stability and control.
New York, John Wiley and Sons, Inc., 1919.

9 2 C. F. Joy. Power controls lor aircraft J ol the Royal Aero Soc Jan.
1952, pp. 7—24

9 3 C. S. Draper. Flight control J. oi the Royal Aero Soc Vol 59. July 1955,
pp 451—478

9.4. A. W. Babister. Aircraft stability and control. International Series of Mo-
nographs in Aeronautic and Astronautics, Pergamon Press. 1961

9.5 О. H. Gerlach. Vliegeigenschappen I Lecture notes VTH-D10 Delft Uni-
versity of Technology, Dept., of Aeron. Eng., Dec 1967 (in Dutch).

9 6 S. B. Dickinson. Aircraft stability and control for pilots and engineers.
Pitman and Sons Ltd, 1968.

9.7. R. B. Holloway, P. M. Burris and R. P. Johannes. Aircraft performance
benciits fiom modern control systems technologs, J of Aircrait, Vol 7. N 6,
Nov -Dec 1970, pp 550—553

9 8. F. O’Hara. Stability augmentation in aircraft design The Aeron Journal
of the Royal Aeron. Soc., Vol 75 N 724, S April 1971, pp. 293—304.

9.9 D. P. Davies. Handling the big jets. Air Registration Board, third edition,
Dec 1971

9 10 B. Etkin. Dvnamics of atmospheric flight J Wilev Publ, Corp, New
York, 1972

9.11 R. O. Smetana, D. C. Summey and W. D. Johnson. Riding and handling
qualities of light aircraft — a review and analysis. NASA CR-1975, March 1972.

9.12 Roskam J. Flight dynamise oi rigid and elastic airplanes University
of Kansas, 1972

КРИТЕРИИ ДЛЯ ОЦЕНКИ ЛЕТНЫХ КАЧЕСТВ

9.13 Anon. Design objections for flying qualities of civil transport aircraft, SAE
ARP 842 В

9 11 C. Leyman and E. R. Nuttall. Y sur.ey of aircraft handling criteria \RC
Current Paper N 833

9 15 H. A. Shomber and W. M. Gertsen. Longitudinal handling qualities
criteria an evaluation AIAA Paper N 65—780.

9.16 F. O'Hara. Handling criteria. J. of the Royal Aeron. Soc, Vol. 71, April
1967, pp 271—291

9 17. E. E. Larrabee and J. P. Tymczyszyn. The effect of flying qualities re-
quirements on the design of general aviation aircraft in the 1980’s. AIAA Paper
N 68—189.
9.18 Anon. Fining qualities of piloted airplanes MIL-F-8785 В (ASG),
August 1969

9 19 С. R. Chalk et al. Background information and user guide for MIL-F-8786
В (ASG), Military specification— flying qualities of piloted airplanes T. Report
AFFDL-TR 72, August 1969.

9 20 Anon. Flying qualities oi piloted V/STOL aircraft MIL-F-83300, Dec 1970
КОНСТРУКЦИЯ ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ и РУЛЕЙ

9 21, W. S. Brown. Spring tab controls. ARC R and M 1979, 1941.

9 22 W. H. Philips. Application oi spring tabs to elevator controls. NACA
TR 797, 1944.

9 23 M. B. Morgan and H. H. В. M. Thomas. Control surface design. J. of the
Royal Aeron. Soc, Vol. 49, 1945, pp. 431—510.

9 24. L. E. Root. The effective use of aerodynamic balance on control surfaces.
J. of the Aeron. Sciences, April 1945, pp, 149—163.

9,25 W. M. Phillips. Appreciation and prediction of flying qualities NACA
TR 927, 1949.

9 26 F. R. Baker. Choice oi fin area and dihedral. Aircraft Eng, March 1948,
pp 87—88

9 27 O. R. Dunn. Aerodynamically boosted surface contiols and their apph
cation to the D, C transport. Second International Aeronautical Conference, New
York, 1949.

9.28. D. E. Morris. Designing to avoid dangerous behaviour of an aircraft
due to the effects on control lunge moments of ice on the leading of the fixed -чл
face. ARC Current Paper 66, 1952.

9 29. J. C. Wimpenny. Stability and Control in Aircraft Design. J. of the Royal
Aeron. Soc., May 1954, pp. 329—360

9 30. B. R. A. Burns. Design considerations for the satisfactory stability and
control oi military aircratt AGARD CPA 19 Stability and Control.

9 31 W. D. Thompson. Improvements in flying qualities of modern light planes.
SAE Paper N. 622D, Jan 1963.

9.32. E. Obert. Low -speed stability and control characteristics of transport
aircralt with particular reierence to tailplane design. AGARD CP-160 (paper 10),
April 1974.

ОПРЕДЕЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК

9 33 D. J. Lyons and P. L. Bisgood. An analysis of the lift slope of aerofoils
of small aspect ratio wings including fins, with design charts 10г aerofoils and
control surfaces. ARC R and M 2308, 1945. Also. Aircraft Eng., Sept., 1947,
pp. 278—286

9.34. D, E. Morris and J. C. MorraU. Effect of slipstream on longitudinal
stability of multi-engined aircraft. ARC R and M 2701, Nov 1948.

9 35 A Silverstein and S. Katzoff. Design charts for predicting downwash
angles and wake characteristics behind plain Haps an flapped wings. NACA TR 648.

9 36. J. Weil and W. C. Sleeman Jr. Prediction of the effects of propeller ope-
ration on the static longitudinal stability of singleengine tractor monoplanes with
flaps retracted. NACA TR 941.

9.37. S. Katzoff and H. Sweberg. Ground effect on downwash angle and wake
location. NACA TR 738

9 38. D. E. Hoak. USAF Stability and Control Datcom. Wright Patterson Air
Force Base. Oct. 1960 (Revision August 1968).

9.39. D. E. Ellison and D. E. Hoak. Stability derivative estimation at subsonic
speeds. Annals of the New York Academy of Sciences, Vol. 154, Part 2, pp. 367—
396

9 40.-G. M. Moss, Some aerodynamic aspects of rear mounted engines, J of
the Royal Aeron. Soc, Vol. 68, Dec 1964, pp. 837—842.

9 41 Anon. Data Sheets, Aerodynamics, \ ols I, Il and III, Royal Aeronauti-
cal Society,

9.42 J. Roskam. Methods of estimating stability and control derivatives of
conventional subsonic airplanes. The University of Kansas, 1971.
9 43 С. Н. Wolowicz. Longitudinal aerodynamic characteristics of light,
twin-engine, propeller drixen airplanes NASA TN D-6800, 1972

9 44 С. H. Wolowicz and R. B. Yancey. Lateral-directional aerodynamic charac-
teristics ot light, iwin engine, propeller dm en airplanes NASA TN D-6946, (kt
1972

9 45 R. K. Herrly and W. F. Jewell. Aircraft handling qualities data. NASA
CR-2144, Dec 1972.

9 46 C. G. B. Mitchell. A computer programme to predict the stability and
control characteristics of subsonic aircraft RAE Technical Report N 73079, Sept.
1973

9 47 M. I. Goldhammer and N. Г. Wasson. Methods for predicting the aerody-
namic and stability and control characteristics of STOL aircraft Technical Report
AFFDL-TR-73-146, Dec 1973.

9.48. F. O. Smetana, D. C. Summey, N. S. Smith and R. K- Garden. Light
aircraft lift, drag and pitching moment prediction - a review and analysis NASA
CR-2532, May 1975

ОТКАЗ ДВИГАТЕЛЯ

9 49 A. H. Yates. Control in flight under asymmetiic power. Aircraft Eng., Sept.
1947, pp 287—290.

9 50 L. E Wright. Flight on asymmetric engine power Aircraft Eng, Dec.
1950, pp 350—355

9 51 A. Hammer. Die analytische und experimentelle Ermittlung der Min-
destkontrollgeschwindigkeit von Flugzeugen (minimum control speeds) unter
Berucksichtigung von Flugeigenschaftsforderungen. Dissertation Beilin, 1971

9 52 E. J. N. Archbold and К. T. MsKenzie. Response in yaw J of the Royal
Aeron Soc, Aoi 50, 1946, pp. 275—285

9.53. M. E. Kirchner. Turboprop airplane control problems associated with
engine faihue considerations SAE Pape N 613. 1955

9.54. J. Mannee. Windtunnelinvestigation of the influence of the aircraft confi-
guration on the yawing and rolling moment of a twinengined, propeller-driven
aircrait with one engine inoperative NLL Report A 1508 B, 1963.

ШТОПОР

9.55 A. I. Nelhouse. Tail-design requirements for satisfactory spin recovery for
personal-owner-type light airplanes NACA TN-1329, June 1917

9.56 L. J. Gale and I. P. Jones Jr. effects of antispin fillets and dorsal fins
on the spin recovery characteristics of airplanes as determined from free-spinning-
tunnel tests. NACA TN-1779, Dec. 1948

9 57 J. C. Bowman, Airplane spinning NASA SP-83, May 1965.

9 58 A. I. Neihouse, 1. Anshab W. J. Kiinar and S. H. Scher. Status of spin
icscarch for recent auplane designs NASA TR R-57, 1960

Глава 10

10.1. H, G. Conway. Landing gear design. Textbook Royal Aeronautical Society,
Chapman & Hall Ltd., London, 1958

10 2. G. Bock. Operations from unprepared and semiprepared airfields. Agar-
dograph 45, Sept 1960

10.3 Anon, ICAO Aeiodrome Manual, Part 2. Doc 7920-AN/865/2, Second
edition, 1965

10 4. A. Cameron-Johnson. The undercarriage m aeroplane project design.
Aircraft Eng, Feb. 1969, pp. 6—11.

10 5 R. C. Cussons. Bogie undercarriages, J Royal Aeron., Soc, July 1952.

10 6. J, A. Skinner. Testing runway foundations and pavements. Airport Pa-
per N. 17, Proc of the Institution of Civil Engineers, 1951.

10 7. L. S. Bialkowski. The basic problem of undercarriaqea geometry. Aircraft
Eng, August 1953

10 8 E, G. Collinson. A note on the load transference on multiwheel bogie
undercarriages J. of the Royal Aero. Soc., Oct. 1949.

10.9 Anon, Konstruktionsbeispielc aus dem Flugzeugbau Band 4 Fahrwerk,
Fachbucher fur Luft — und Raumfalirt Luftfahrtverlag Walter Zuerl.
10 10 R. Hadekel. The mechanical characteristics of pneumatic ty pes S & T,
Memo N 10/52, Ministry of Supply, Nov 1952.

10.11 R. O. Dickinson. A fresh approach to aircraft landing gear design ASME
Paper N 57-SA 30

10 12 W. E. Eldred. Landing gear design as applied to modern aircraft SAE
Paper N 140, Sept /Oct 1953

10.13 E. Schumacher. Die Fahrwerke der heutigen Flugzeuge. Luftfahrttechnik
Nov /Dec. 1958, pp 295—306 and 320—338, Jan 1959, pp. 22—30

10.14 E. Overesch, The problems of exact calculation of takeoff and landing
characteristics of conventional transport aircraft. AGARD Report 417, Jan 1963

10 15 V. K. Karrask, The trim of an aircraft with a landing gear of the tricycle
type in a crosswind Trudy Institute, Moscow, 1961

10 16 R. Lucien. Mihtaiy requirements and undercarriage design. Interavia
6/1961, pp 839—842

10 17 G. Bruner. L'atterrisseur a amortisseur horizontal «jockey» de la societe
Messier pour avions cargos. DOCAERO, N 66, Jan. 1961, pp. 5—16.

10 18 E. Schumacher. Die Fahrwerke der heutigen Flugzeuge. Luftfahrttechnik
5 (1959) N 1, Jan 15, pp. 22—30, N. 4, March, pp 89—92

10 19 W. M. Williams, G. K- Williams and W. C. J. Garrard. Soft and rough
field landing gears SAE Paper N 650844, Oct 1965

10 20 K. S. Carter. The landing gear of the Lockheed SST SAE Paper N
650224, April 1965

10 21. Anon. Some current types of landing gear. Aircraft Engineering, Jan
1968, pp 26—31

10 22 S. W. H. Wood. Problems of undercarriage design for V/STOL aucraft.
The Aeronautical Journal, Feb 1969, pp 157—168.

10 23. F. A. Werner and G. F. Wislecinus. Analysis of airplane design by si-
milarity considerations AIAA—-Paper N 68—1017, Oct 1968.

10.24 L. G. Hoare. Aircraft landing gear Aircraft Eng, Jan 1968, pp 6—8

10 25 W. J. G. Pinsker. The dynamics of aircraft rotation and liftoff and its
implication for tail clearance requirements, especially with large aircraft ARC R
and M No 3560, 1969

10.26. J. F. O’Hara. Aircraft crosswind performance. AGARD Report 492, Oct.
1964.

10 27. W. B. Horne, T. J. Yager and G. R. Taylor. Recent research on ways to
improve tire traction on water, slush or ice. Luchtvaarttechniek 5, Sept. 1966.

10 28 J. W. H. Thomas. Design for runway conditions J of the Royal Aeron
Soc., Sept, 1965, pp 571—576

10 29 H. S. D. Yang. С—5A main landing gear bogie pitch control AIAA Pa-
per N. 70—914

10.30 Anon. Draft International Standard ISO/DIS 3324/1. Aircraft tyres and
rims 1974/1975

Г л а в a 11

ОЦЕНКА АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА

11.1 Anon. Repot t of the definitions panel on definitions to be used in the descrip-
tion and analysis of drag ARC CP N 369, 1957

112. G. Gabrielli. On the subdivision in different «forms» of the aircraft drag
ta the maximum speed Trosieme Congres Aerpnautique Europeen, 1958, pp 398—
407 and 979—984

11.3. M. Schlichting and E. Truckenbrodt. Aerodynamik des Flugzeuges, Band I
und 2, Springer Verlag, Berlin, 1962

11.4. D. E. Hoak and D. E. Ellison. USAF Stability and Control DATCOM
McDonnell Douglas Airplane Cy , Oct 1960, Revised Aug 1968.

11 5 Anon. Subsonic lift-dependent drag due to wing trailing vortices. R. Ae S
Data Sheets, «Wings» 02 01 02, 1965

11.6. B. W, McCormick. Aerodynamics of V/STOL flight Academic Press, New
York, London, 1967
117 J, Williams and A, J. Ross. Some airframe aerodynamic problems at low
speeds Annals of the New York Academy of Sciences, Vol 154, Art 2, Nov 22,
1968, pp. 264—305

11.8 D. A. Borton. Airplane drag prediction Annals of the New 'fork Academy
of Sciences, Vol 154, Part 2, pp 306—328, 1968

11.9 J. C. Wimpenny. R The design and application of high lift devices Annals
of the New York Academy of Sciences, Vol 154, Art 2, Nov 22. 1968, pp 329—
366

11.10 D. E. Ellison and D. E. Hoak. Stability derivative estimation at subsonic
speeds. Annals of the New York Academv of Sciences, Vol. 154, Part 2, Nov 22,
1968, pp. 367—396

1111. В. H. Little. Scaling effects on shock-induced separations AGARD—VKl
Lecture Series N 16, Opril 21—25, 1969

11.12 G. J. Hancock. Problems of aircraft behaviour at high angles of attack.
AGARDogragh 136, 1969

11.13 J. H. Patterson. A survey of drag prediction technique applicable to sub-
sonic transport aircraft design. AGARD Conference on aerodynamic drag, CP—124,
1973

11 14. S, F. J. Butler. Aircraft drag prediction for project appraisal and per-
formance estimation AGARD Conference Proc N. 124, April 1973

11 15 J. G. Calleghan. Aerodynamic prediction methods for aircraft at low
speeds with mechanical high lift devices. AGARD Lecture Series N 67, May 1974

11.16 G, M. Bowes. Aircraft lift and drag prediction and measurement AGARD
Lecture Series N. 67, May 1974

11 17 J, K. Wimpress. Predicting the low speed stall characteristics of
the Boeing 747. AGARD CP-102 (Paper 21), April 1972

ОЦЕНКА ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК

11 18 C. D. Perkins and R. E. Hage. Airpane performance, stability and control,
John Wiley, 1949.

11 19 J. Rotta. Ueber die Flugleistungsmechamk des Flugzeuges mit Turbi-
ncnstrahltriebwerk Zcitschrift fiir Flugwiss, Vol 4, 1953

1120 Various contributors Flight Test .Manual Vol I, Performance, AGARD,
1954

1121 G. S. Schairer and M. L. Olason. Some performance considerations of
a jet transport airplane Fust Turbine Powered Air Transportation Meeting, IAS,
August 1954.

11 22 R. Ludwig. Ein Beitrag zur dimensionsiosen Methode der Leistungs-
berechnungen von Flugzeugen mit Strahlaiitrieb Zcitschrift fiir Flugwissenschaftcn,
Vol 6. 1955

1123 Anon. Data Sheets Performance Vols 1. 2 and 3 Royal Aeronautical
Society and Engineering Sciences Data Unit

11 24 A. Miele. Flight mechanics Aoi 1, Theorv of flight paths, Pergamon
Press, London, 1962

1125	D. Fiecke. Stationar betrachtete Flugleistunge Luftfahrttechnik, October
1962, pp 266—283

1126	D. O. Dommasch, S. S. Sherby and T. F. Connally, Airplane aerodyna-
mics Pitman Publishing Corp, New York. 4th Edition, 1967

1127	Beoing Cy. Jet transport performance methods The Boeing Company,
Commercial Airplane Group, Seattle Washington, Boeing Document N D6—1420,
6th Edition. Mav 1969

1128	R. L. Schultz and N. R. Zagaisky. Aircraft performance optimization
J of Aircraft. Vol 9, Feb 1972, pp 108—114

1129	H. Wittenberg. Prestatieller van vhegtuigen Dictaat VTH—D14, Delft
Lmversily of Technologv, Dept of Aeron, Eng, July (in Dutch)

1130	R. F. Creasy. Propulsion/aircraft matching experience. AGARD Lecture
Series N 65. May 1974
11,31. F. О. Smetana, D C. Summary and W D. Johnson Point and path per-
formance ol light aircraft NASA CR—2272, June 1973

1132 W. J. Moran Performance methods for aircraft synthesis SAWE Pa-
per N, 909, May 1972.

НАБОР ВЫСОТЫ, КРЕЙСЕРСКИЙ ПОЛЕТ И СНИЖЕНИЕ

11 33 К. J. Lush. Total energy methods AGARD Fliglh Test Manilla. Vol I (Per-
formance), 1954

1131 Anon. Estimation oi cruise range and endurance ESDU Data Sheets
73018 and 73019. Oct 1973.

1135 H. Friedel. Flight-manoeuvre and climb-performance prediction. AG \RD
Lecture Senes N 56, April 1972

11 36 R. K. Page. Range and radius-of action performance prediction for tran-
sport and combat aircraft. AGARD Lecture Series 56, April 1972

1137	. J. J. Spillman. Climb and descent techniques. Short course Aircraft per-
formance estimation Cranfield Institute of Technology, Feb 1973

1138	J J Spillman. Cruise characteristics Short course Aircraft performance
estimation Craniiekl Institute of Technology. Feb 1973

ВЗЛ ET

11.39 F. Handley Page. Towards slower and safer flying, improved take-off and
landing and chap cheaper airports. J R Ac S , Dec 1950, pp 721—739

1	1+0 R E, Gillman. Performance standards in practice The Aeroplane, May
13, 1955, pp 634—638

1141	. G. S. Alias. Notes on the ground-run of jet-propelled aircraft during
take-off and landing, AGARD Report 82, 1956

1142	G. Mathias, On the optimum utilization of an airplane high-lift device
for minimum take-off run and climb i distance Zeitschrift fiir Fluguissenschaften,
1961. pp 276—284

11.4	3 E. Overesch. The problems of exact calculation of take-off and landing
characteristic^ of conventional transport aircraft. AGARD Report 417, 1963.

11	44 B. N. Tomlinson and M. Judd. Some calculations of the take off behaviour
of a se slender wmg SST design constrained to follow a specific pitch-attitude time
history ARC R & M 3493, RAE TR 65174, 1965

1145	J. K. Wimpress. Shortening the take-off and landing for high-speed air-
craft AGARD Report 501 and Aircraft Engineering, June 1966, pp 14— 19

1146	. W. J. G. Pinsker. The dynamics of aircraft rotation and lift-off and its
implication for tail clearance requirements, especiallx with large aircraft ARC R
& M 3560, 1967

1147	D. P. Davies. Handling the big jets Second edition. Air Registration
Board. 1968

11	48. J. K. Wimpress. Technology of take-off and landing Annals of the New
York Academv of Sciences, Vol 154, Part 2, Nov 22, 1968, pp 962—981

11	49 T. G. Foxworth and H. F. Mathinsen. Another look at accelerate-stop c;i
terja ALAA Paper N 69—772.

11.5	0 D. H. Perry. An analysis of some major factors involved in normal take-
off performance ARC CP N. 1034, 1969

1151	D. H. Perry. Exchange rates between some desing variables for an air
craft just satisfxing takt off distance and climb requirements. RAE Technical Re
port 69197, 1969

1152	J. Williams. Airfield performance prediction methods for transport and
combat aircraft AGARD Lecture Series N 56, April 1972

ПОСАДКА

1153	G. S. Alias. Notes on the ground-run of jet propelled aircraft during landing
and take-off AGARD Flight Test Panel .Meeting, August 1956.

11 54, Anon. A first approximation to the landing distance from 50 ft. R. Ae S
Data Sheet «Performance» EG 6/1, 1960 (Sec laos Sheets EG 6/3 and 6/4)
1155.	R. Staubenfiel. Computation of the shortest landing distance. DVL Be-
nefit 130, July 1960

1156.	J. M. N. Willis. Effects f of water and ice on landing. Shell Aviation
News, Number 296, 1963, pp. 16—20

1157.	W. J. G. Pinsker. The landing flare of large transport aircraft ARC R
& M N 3602, Nov 1967

11	58 M. D. White. Proposed analytical model for the final stages of a landing
of a transport airplane NASA TN D—4438, 1968.

11	59 D. H. Perry. A first-order analysis of landing performance based on cur-
rent British Civil Airworthiness Requirements. RAE Technical Memorandum Aero
132 (1970).

11.60. A. J. Walton. Landing performance of conventional aircraft Short cour-
se Aircraft performance estimation. Cranfield Institute of Technology, Feb 1933

ЭКОНОМИКА САМОЛЕТА

11.61. W. C. Mentzer and H. E. Nourse. Some economic aspects of transport air-
plane performance. J. of the Aeron Sciences, April — May 1940

11.62. P. G. Masefield. Some problems and prospects in civil air transport.
J R Ae S., April 1955, pp. 235—248

11.63. R. G. Thorne. The influence of range, speed and lift-drag ratio on the
operating costs of a civil aircraft. RAE Tech Note Aero 2487, Nov I9o6

1164 L. B. Aschenbeck. Passenger air-line economics Aeron Eng Review,
Dec. 1966, pp 39—43

11 65 R. G. Thorne. The estimation of civil aircraft direct operating costs Air-
craft Eng, Feb 1957, pp. 56—57.

11 66. F. H. Robertsen. Note on an improved short-cut method for estimating
aircraft d o.c. J of the Royal Aeron Soc, Jan 1957, pp 52—53

1167 N. E. Rowe. Complexity and pi ogress in transport an craft J oi the
Royal Aeron Soc, Nov 1958, pp 787—795

11.68 Anon. Standard method for the estimation of direct operating costs of
transport airplanes. Society of British Aircraft Constructors, Issue N 4, 1959.

11.69. G. Bockaus. Einflusz der okonomischen Forderungen auf die Verkehrs-
flugzeugentvv icklung Deutsche Frugtechnik, 1961, Vol 2, pp 48-57

Il 70 M. H. Smith and H. P. Schmidt. A rational method for selecting business
aircraft SAE Paper N 797C, 1964.

11.71. A. F. Watts. Aircraft turbine engines — development and procurement
costs The Rand Corporation, Memorandum RM—4670—PR, Nov 1965

1172 E. L. Courtney. Some factors affecting fares J. of the Royal Aeron.
Soc, Nov 1965, pp. 727—732

1173 R. H. Whitberg. An airline view on cheap short-range air transport J
of the Royal Aeron Soc, Nov. 1965, pp 732—739

11 74. C. J. Hamshaw Thomas. Steps towards lower operational costs with con-
venlional jet transport J of the Roval Acron Soc - Nov 1965, pp 737--743

11,75 A. H. Stratford. The prospects of lower airline and airport costs J of
the Royal Aeron Soc, Nov 1965, pp 749—755

1176 E. H. Yates. Cost analysis as an aid to aircraft design J of Aircraft,
March — April 1965, pp 100—107 (also AIAA Paper N 64—178)

1177 E. C. Wells. Some economic aspects of air transport design Fifth Dr.
Albert Plesman Memorial lecture, Delft, September 5, 1966.

1178 E. L. Thomas. ATA Direct Operating Cost formula for transport air-
craft SAE Poper N 660280

1 I 79 G. S. Levenson and S. M. Barro. Cost-estimating relationships loi air-
craft airframes. The Rand Corporation, Memorandum RM—4845—PR, .May 1966.

11 80 C. Peyton Autry and P. J. Baumgaerther. The design importance of air-
plane mile costs versus seat mile costs. SAE Paper N 660277

11 81 W. G. Kaldahl. Factors affecting utilization SAE Paper N 660279

11 82 Anon. Operating costs, the intractable other half The Aeroplane, Dec 22,
1966, pp 14—15.
1183. Anon. Standard method of estimating direct operating costs of turbine
powered transport airplanes Air Transport Association of America, Dec 1967

11.84 A. M. Jackes. The influence of performance characteristics on the econo-
mic effectixeness of transport xehicles AIAA Paper N 67—802, Oct 1967

1183 M. Besinger. Einige Wirtschaftliche Aspekte beim Entwurf \on Ver-
kehrsflugzenge \\ GLR .lahrbuch 1967, pp 68—77

11 86 D. J. Lloyd-Jones. Airline equipment planning AIAA Paper No 67—392.

1187 A. H. Stratford. Air transport economics in the supersonic era. Macmil-
lan/London, .Melbourne, Toronto, St Martin’s Press/New York, 1967.

1188 R B. Ormsby. Total airline programm SAE Paper No 690413

11 89 J. E Gorham. Long teim trends m airlines economics SAE Paper No
690414.

1190 H. D. Kysoz. A xalue analysis approach to evaluating business aircraft
Bus & Comm Ax , May 1969, pp. 90—94, 162

11 91. H. Wittenberg. De xerxoersprestatie en de e.xploitatiekosten van subsone
en supersone x erkeersx liegtuigen xoor de lange afstand. Tijdschrift voor xerxoers-
wetenschap (Maga/me for transport science), 1970, Nos 1, 2 (in Dutch)

11.92. D. D. Hufford, J. A, Ross and K. W. Hoefs. The economic of subsonic
transport airplane design, exaluation and operation SAE Paper No 710423

11 93. R. H. Wild. The state of the art in light aircraft design Interavia. April
1973, pp. 346—348

1194. R. Jensen. I he xxeight/performanse interface — an argument for weight
control SAME Technical Paper No. 967, June 1973.

1195 G. P. Sallee. Aircraft economics and its effects on propulsion system
design AIAA Paper No 73—808

Г .i а в a 12

КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМА САМОЛЕТА

12.1. A. E. Russell. Some factors affecting large transport airplanes with turboprop
engines. J R Ae S. Feb. 1950, pp 67—106

12 2. G. de Vries. Safeguards against flutter of airplanes. NACA 'EM 1423,
Translated from I.a Recherche Aeronautique. No 12, 1949 and No. 13, 1950

12.3. E. D. Keen. Integral construction, application to aircraft design and effect
on production methods .1 R Ae S. Vol 57. April 1953, pp. 215—227

12.4 O. Ljungstrom. Wing structures of future aircraft. Aircraft Eng., Vol 25,
No. 251, -May 1953, pp 128—132.

12.5 E. F. Bruhn and A. F. Schmitt. Analysis and design of aircraft structures.
Tri-State Offset Companx. Ohio, 1958.

12 6. A. F. Newell. Impressions of the structural design of American civil air-
craft. The Aeroplane, Aug 15 and 22, 1958.

12.7. A. J. Troughton. Relationship between theory and practice in aircraft
structural problems J R. Ae S, Nov I960, pp 653—667

12 8 A. F. Newell. Recent British progress in aeronautics Part One Structural
design Aircraft Eng., Sept 1961, pp 248—254

12 9 A. F, Newell and D. Howe. Aircraft design trends. Aircraft Eng. Vol 34,
No. 399, May 1962. pp 131 — 139.

12 10 D. M. McElhinney. Sliuctural design oi ihe Vickers AC—10 Airc.aft
Eng, June 1962, pp 165—171, 178

12 11 K. Bentley. Structural design of the ВАС 1 —11. Aircraft Eng May
1963, pp 142-147

12 12 E. E. Sechler and L. G. Dunn. Airplane structural analysis and design
Dover Publications, New York, 1963

12 13 A. C. Kerniode. The aeroplane structure Pitman & Sons, London, second
edition, 1964
12.14. Anon. Trident structural design Aircraft Eng., June 1964, pp. 166—171

12 15. P. L. Sandoz. Structural considerations for long haul transport aircraft
AIAA Paper No 66—882.

12 16. W. T. Shuler. Large cargo airplane structural considerations SAE Pa*
per No 660669

12 17. G. Gerard. Structural guidelines for materials dexelopment; some xehicle
performance and design generalizations AIAA Paper No. 68- 331

12 18 K. L. Sanders. High-lift devices, a weight and performance trade-off me
thodology SAME Paper No. 761, Ma> 1969

12 19 Anon. Potential structural materials and design concepts tor light air-
craft NASA CR-1285. March 1969

12 20. W. M. Laurence. Special structural considerations for wide-bodj commer-
cial jet transports AIAA Paper No 70—845

12 21 D. P. Marsh. Post desing anahsis for structural weight estimation
SAWE Technical Paper No. 936, May 1972

12 22 P. L. Sandoz. Structural design of future commercial transports AIAA
Paper No 73—20

12 23 A. 1. Gudkov and P. S. Leshakov. External loads and aircraft strength.
NASA TT F—753, July 1973.
Приложения

Приложение А

ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ И АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ

ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРОФИЛЕЙ

В данном приложении приведены наиболее общие определения геометрических и
аэродинамических характеристик профилей крыла с закругленными носками и ост-
рыми задними кромками. Даны формулы и графики для расчета средней аэроди-
намической хорды, средней точки, линии 1/4 хорд для трапециевидных в плане
крыльев с призматической внутренней секцией и без нее.

Обозначения

д — относительное удлинение

I — размах

Ъ — хорда

ЬА — длина САХ

Ьг — ьтнна СГХ

%i, *2 — часть хорды

фо — угол установки крыла

О — начало системы координат (вершина крыла)

5 — полная площадь крыла

5Р — располагаемая (без подфюзеляжной части) площадь крыла

•Sqm — площадь омываемой поверхности крыла
с —наибольшая толщина профиля

— ось X. совпадающая с корневой хордой

х — координата по оси X

хА —координата средней точки линии 1/4 хорд
Z — боковая ось

г — боковая координата сечения крыла, измеряемая от оси X

zA —координата средней точки линии 1/4 хорд консоли
ус — стрела кривизны профиля
Ху — параметр остроты носка профиля

У —ось, перпендикулярная плоскости XOZ
у — координата в направлении оси У

у а — координата средней точки линии 1/4 хорд
а — угол атаки

—угол атаки крыла при нулевой подъемной силе

а.. — угол атаки профиля при нулевой подъемной силе
у о

ф — угол поперечного V
фнр — угол крутки

Фкр а — угол аэродинамической крутки

Фкр г — угол геометрической крутки
z —безразмерная боковая координата
X — угол стреловидности

Y] — сужение

Ф—полуразмах (безразмерный) призматический внутренней секции кры-
ла; угол схода профиля

Индексы

корн — корневая часть крыла

кони — концевая часть крыла
ц.д, — центр давления
а.ф, — аэродинамический фокус
АЛ. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

В настоящем приложении даются определения геометрических и аэродинамических
параметров симметричного крыла. Рассматриваются только профили крыла с за-
кругленным носком и острой задней кромкой. Тонкие крылья небольшого относи-
тельного удлинения, например треугольные, не рассматриваются. Многие опреде-
ления применимы также к горизонтальному оперению и килю

Многие формулы даны без вывода. Более подробная информация представле-
на в работах по прилагаемому списку литературы

А.2. ПРОФИЛЬ КРЫЛА

А.2.1. Геометрические характеристики

Профиль крыла образуется в результате пересечения контуров крыла с плоско-
стью параллельной плоскости симметрии крыла или с плоскостью, перпендикуляр-
ной линии четверти хорд. Кривизна большинства семейств профилей получается в
результате комбинации средней линии и распределения толщины (рис. А 1).

Передняя и задняя кромки являются концами средней линии профиля.

Прямая, соединяющая переднюю и заднюю кромки, называется хортой, ее
длина — длиной хорды и просто хордой (Ь)

Толщина профиля с—максимальное расстояние между соответствующими
точками верхней и нижней поверхностей (рис А 1). На практике применяется по-
нятие относительной толщины (с/Ь).

Радиус носка определяет заостренность профиля по передней кромке. Центр
радиуса лежит на касательной к средней линии, проведенной к точке на 0,5%
хорды

Кривизна — расстояние между соответствующими точками средней линии и
хорды; ордината средней линии обозначается i/- Максимальная кривизна часто
называется просто кривизной.

При определении некоторых аэродинамических характеристик крыла применя-
ются также след\ ющие геометрические параметры

Параметр, характеризующий остротх передней кромки,

^6% ~~Уо,15%
b

100%.

(АЛ)

Величины Др для нескольких профилей NACA даны на рис. А.2. Угол схода
Ф образуется двумя касательными, проведенными к верхней и нижней поверхно-
стям в задней кромке (рис. А 1, А.З).

Рис. AJ. Геометрические характеристики профиля:

/—передняя кромка профиля (носок), 2 —радиус коска, 3 — направление потока; 4 — ли
ния нулевой подъемной силы, 5 — средняя линия; 6 — линия хорды, 7— задняя кромка про
фидя
Рис. А.З. Изменение угла схода
профилей NACA различных серий
|А,61

Рис. А.2. Изменение параметра
остроты передней кромки для про-
филей NACA |А,6]:

7 — профили NACA с обозначением
четырьмя и пятью цифрами; 2 —
профили NACA с шестизначным
обозначением; 3 - - S-образные про-
фили; 4 — ромбовидный профиль

А.2.2. Аэродинамические параметры профиля

Угол атаки а — угол между хордой и направлением невозмущенного потока; поло-
жительный а — носок вверх (см рис. А.1).

Угол атаки при нулевой подъемной силе ауо— угол атаки профиля, при ко-
тором он не создает подъемной силы. Положительный ауо — носок вверх; для
профилей с положительной кривизной, отрицательный «Уо изображен на рис. А.1.

Линия нулевой подъемной силы — линия, проходящая через заднюю кромку
параллельно направлению невозмущенного потока при

Центр давления — точка пересечения вектора, представляющего результиру-
ющую аэродинамическую силу профиля, с хордой. Для профилей с кривизной
центр давления изменяет свое положение в зависимости от а.

Аэродинамический фокус—точка, поперечный момент вокруг которой для
данного скоростного напора не зависит от угла атаки вплоть до угла максималь-
ной подъемной силы в докритическом потоке. При проектировании обычно прини-
мается, что аэродинамический фокус на дозвуковых скоростях расположен на
0,25 Ь.

А.2.3. Номенклатура профилей NACA

Профили NACA с обозначением из четырех цифр (например МАСА 2415). Цифро-
вое обозначение основано на icoMeipmi профиля. Первая цифра указывает макси-
мальную величину ординаты средней линии ус в процентах хорды. Вторая цифра
показывает расстояние от передней кромки до точки максимальной кривизны в
десятых долях хорды. Последние две цифры соответствуют толщине профиля в
процентах хорды. Таким образом, профиль NACA 2415 имеет кривизну 2% на рас-
стоянии 0,4 хорды от передней кромки и толщину 15%.

Профили NACA с обозначением из пяти цифр (например, NACA 23012).
Обозначение основано на комбинации теоретических аэродинамических и геомет-
рических характеристик. Первая цифра показывает величину кривизны в едини-
480
цах относительной величины расчетного коэффипнента подъемной силы*; расчет-
ный коэффициент подъемной силы составляет три вторых от первой цифры. Вто-
рая н третья цифры вместе соответствуют расстоянию от передней кромки до
точки максимальной кривизны; это расстояние в процентах хорды равно половине
числа, представленного этими цифрами. Последние две цифры указывают толщи-
ну профиля в процентах хорды. Таким образом, профиль NACA 23012 имеет рас-
четный коэффициент подъемной силы 0,3, максимальную кривизну на 0,15 хорды
и относительную толщинх 12%.

Профили NACA для ламинарного потока с обозначением из шести цифр (на-
пример, NACA 65з-218). Первая цифра это обозначение серии семейства профилей
с малым сопротивлением, разработанных теоретическими методами. Вторая циф-
ра — положение точки минимального давления в десятых долях хорды от перед-
ней кромки для основного симметричного профиля при нулевой подъемной силе.
Цифра, написанная после запятой или в виде индекса, означает благоприятный
диапазон изменения в ту или иную сторону коэффициента подъемной силы в де-
сятых долях от значения расчетного коэффициента подъемной силы, при котором
распределение давлений создает малое сопротивление на обеих поверхностях.
Цифра, следующая за тире, дает расчетный коэффициент подъемной силы в де-
сятых. Последние две цифры представляют толщину профиля в процентах хор-
ды. Таким образом, профиль 65з-218 — профиль тестой серии, точка минимально-
го давления при нулевой подъемной силе для профиля 65-018 находится на 0,05
хорды. Благоприятный диапазон изменения коэффициента подъемной силы лежит
в пределах 0,1—0,5, расчетный коэффициент подъемной силы равен 0,2, макси-
мальная толщина составляет 18% хорды.

Имеются модификации шестизначных профилей, у которых тире заменено
буквой А. Эти профили начиная с расстояния около 0,8 хорды и до задней кром-
ки имеют практически прямые поверхности. Шестизначные профили без этого
обозначения имеют кривизну в хвостовой части.

А.З. КРЫЛО

A.3J. Форма в плане

Система осей изображена на рис. А.4. Начало координат помещено в вершину
крыла, представляющую пересечение передних кромок обеих консолей. Ось X сов-
падает с хордой корневого сечения, положительное направление против полета.
Ось Z перпендикулярна плоскости симметрии, положительное направление —
влево по полету. Положительное направление оси У — вверх.

Передняя и задняя кромки — линии, проходящие через передние и задние
кромки профилей сечений.

Корневая ЬКорн и концевая ^оЙЦ хорды — длина хорды сечения крыла в пло-
скости симметрии и в концевой части крыла соответственно. Для скругленных
концов кпыла определение концевой хорды дано на рис. А.4.

Отношение длины концевой хорды и корневой называется сужением
$конн
°КОрН

Трапециевидное крыло имеет прямые переднюю и заднюю кромки.

Полная или расчетная площадь крыла S — площадь, ограниченная

крыла, включая закрылки и элероны в убранном положении, но без площади про-
екций зализов или обтекателей на плоскость XOZ, выходящих за контур крыла.
При этом передняя и задняя кромки проходят через гондолы двигателей и фюзе-
ляж как продолжение коитхра крыла (пример на рис. А.5)

//2

5 — 2 С bdz.	(А.З)

О

Располагаемая площадь крыла Sp —полная площадь крыла минус площадь цент-
роплана внутри фюзеляжа.

* Определение дано в работе [А. 1].

крыла ц:

(А.2)

контуром
Рис. А.4. Система осей и обозначения для
крыла в плане:

1 — корневое сечение; 2 — концевое сече-
ние; 3 — линия 1/4 хорд

Рис. А.5. Полная площадь крыла

Омываемая площадь крыла * S0M — располагаемая площадь внешней по-
верхности крыла, которая находится в потоке.

Размах I — расстояние между концами крыла в направлении, перпендикуляр-
ном плоскости ЛОУ, исключая аэронавигационные огни.

СГХ — длина этой хорды &г; она равна расчетной площади крыла, деленной
на размах;

br=S/l.	(А.4)

Для трапециевидного крыла

I +1

Йг = ^корн *	(А.о)

Относительное удлинение X-—размах,
хорду:

деленный на среднюю геометрическую

_/____12

bT~ S ’

(А. 6)

Для трапециевидного крыла корневая хорда может быть определена при за-
данных расчетной площади, относительном удлинении и сужении по формуле

^корн; У -S/л.	(А.7)

Линия 1/4 хорд (линия фокусов) —линия, проходящая через точки, соот-
ветствующие 1/4 b сечений.

Угол поперечного У(фо,аа): угол между проекцией линии 1/4 хорд на плос-
кость УО1 и осью Z. Положительное направление угла показано на рис. А.4.

Угол стреловидности 70,25 линии 1/4 хорд: угол между проекцией линии 1/4
хорд на плоскость XOZ и осью Z. Угол положителен, когда крыло отклонено на-
зад по полету. Углы стреловидности других линий (передней кромки, задней
кромки, линии середины хорд) определяются таким же образом и могут быть рас-
считаны по следующим формулам для трапециевидного крыла:

4(1—т])

tg Х2 = tg XI -Ь. . - 'Г- (-V1 — Х2),
л U "г Л)

где Xi и Xi соответствуют в частях хорды координатам линий, для которых ол-

* В некоторых работах омываемой площадью считается располагаемая площадь крыла»
ределяется стреловидность. Например, стреловидность задней кромки может
быть рассчитана по Хо.25 путем замены х(=0,25 и Л'э — 1. Для крыла (или стаби-
лизатора) с прямой задней кромкой (%2=0) получаем

3

*g 10,25 = ----ГТ" •	(А  8>

(1

А.3.2. Установка и крутка крыла

Круткой крыла называется угол установки данного сечения по отношению к кор-
невом) се 1ению, измеренный в плоскости, параллельной XOY (рис. А.б). Крутка
считается положительной, когда носок поворачивается вверх, а отрицательной,
когда носок опускается вниз.

Геометрическая крутка фкр г— это угол между хордой данного сечения и
хордой корневого сечения крыла.

Аэродинамическая крутка фвр.а—это крутка линии нулевой подъемной силы
сечения по отношению к аналогичной линии корневого сечения. Для произвольно
выбранного сечения геометрическая и аэродинамическая кругки связаны следу-
ющим соотношением:

¥кр.а = ¥кр.г + (%0)корн —(А.9>

Под углом крутки крыла обычно понимают крутку хорды концевого сечения

(?кр.а)кони = (фкр.г)конц + (ау0)корн (аг/0)кони*	(А. 10)

Для крыла с линейной круткой угол аэродинамической крутки увеличивается
пропорционально боковой координате сечения:

¥кр — % (Укр.а)конп >	11)

где	* = —;.	(А. 12)

Линейная плазовая крутка получается на крыле, когда промежуточные сече-
ния образуются линейным плазовым построением между корневым и концевым се-
чениями:

Укр.г — (^кр.г)конн .	•	(А. 13)

Угол установки крыла фо — угол между линией корневой хорды и осью само-
лета или строительной горизонталью фюзеляжа.

Рис. Д.6. Определение крутки крыла:

/— корневая хорда; 2 — линия нулевой подъемной силы крыла; 3— линии нулевой подъем*
ной силы сечений; 7 — линия хорды
I

L
I

A.3.3. Аэродинамические параметры

Средняя аэродинамическая хорда bA — хорда эквивалентного нестреловпдного
крыла без крхтки и сужения, у которого суммарная подъемная сила и крутящий
момент равны подъемной силе и моменту реального крыла. Вывод Ьл можно най-
ти в работе [А.9]:

о 1/2

ЬА= 4- \ bUz.	(А. 14)

О J

о

Для трапециевидного в плане крыла

2	1 + 7) + 1)2

ЬА— з	1	*	(А. 1а)

Для определения длины и положения САХ консоли крыла можно использо-
вать также упрощенный графический метод, изображенный на рис. А.7. Для кры-
ла с призматической внутренней секцией и сужающимися концами применимы
данные на рис. А.8.

Аэродинамический фокус — точка в плоскости XOY, коэффициент аэродина-
мического момента крыла вокруг которой практически постоянен в докритическом
потоке и не зависит от угла атаки.

Для крыла средней стреловидности эта точка практически совпадает со сред-
ней точкой линии 1/4 .хорд.

Для консоли крыла эта точка размещается на 1/4 ЬА с координатами

bzdz;

2 tg 7.0.25

Уа =---------

п	, 2 tg Хп.25

= и, 2ОРкорн +

;/2

j* bzdz.

о

(А. 16)

(А. 17)

(А. 18)

Для трапециевидного в плане крыла
той

САХ расположена с боковой координа-

(AJ9)

в то время как точка, лежащая на четверти САХ, идентична средней точке ли-
нии 1/4 хорд. Рис. А.9 и А. 10 могут быть использованы для крыльев более слож-
ных форм.

Угол атаки крыла а — угол между корневой хордой и направлением невозму-
щенного потока (рис. А.6).

Линия нулевой подъемной силы проходит через хвостовую кромку САХ па-
раллельно невозмущенному потоку в положении, при котором подъемная сила
крыла равна нулю (см. рис. А.6).

Угол атаки при нулевой подъемной силе крыла («у ) — угол между корне-
вой хордой и линией нулевой подъемной силы; а^о — положителен, когда носок
корневого сечения перемещается вверх (см. рис. А.6).
Рис. А.7, Графическое построение САХ

Рис. А.8. Диаграмма для определенна САХ
трапециевидного в плане крыла с призма-
тической внутренней секцией
Рис. А.9. Диаграмма для определения координат среднем точки линии четверти хорд для
трапециевидного в плане крыла с призматической внутренней секцией и без нее

Рис, АЛО. Диаграмма для определения координат средней точки линии четверти хорд для
трапециевидного в плане крыла с призматической внутренней секцией и без нее
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

АЛ. 1. Н. Abbott, А. Е. von Doenhoff. Theory of Wing Sections. Dover Publica-
tions, Inc., New York, 1958.

A.2. F. W. Riegels. Aerodynamische Profile. Published by R. Oldenbourg, Mu-
nich, 1958.

A3 R. C, Pankhurst. NPL Aerofoil Catalogue and Bibliography ARC R & M
No. 3311, 1963.

A.4, T. Nonweiler. The Design of Wing Sections. Aircraft Eng., July 1956,
pp. 216—227.

A.5. Anon, R. Ae. S. Engineering Sciences DATA Sheet WINGS. 01.01.05, Oct.
1958.

A.6. D. E. Hoak and J. W. Carlson (red). USAF Stability and Control Hand-
book, prepared by Douglas Aircraft Cy., Oct. 1960. Rev. 1968.

A.7. Anon. Dictionary of Technical Terms for Aerospace Use. NASA SP—7,
First Edition, 1965.

A 8. W. S. Diehl. The Mean Aerodynamic Chord and the Aerodynamic Centre
of a Tapered Wing. NACA Report 751, June 1942.

A.9. A. H. Yates. Notes on the Mean Aerdynamic Chord and the Mean Aerdy-
namic Centre of a Wing. Journal of the Royal Aeron. Soc., June 1952, pp. 461—
474.

Приложение В

РАСЧЕТ ПЕРИМЕТРОВ, ПЛОЩАДЕЙ И ОБЪЕМОВ

КРИВЫХ, СЕЧЕНИЙ И ТЕЛ

Представлены методы расчета периметров, площадей проекций, омываемых пло-
щадей и объемов сечений, фюзеляжа, крыла, оперения, топливных баков и гондол
двигателей.

Упрощенные методы заимствованы из работы [В.1]: они удобны на этапе
предварительного проектирования самолета, когда форма и размеры не определе-
ны достаточно точно.

Обозначения

S — площадь поперечного сечения; площадь, ограниченная кривой

I — размах, ширина, длина

Р — периметр

Ь —хорда профиля

D — диаметр

h — высота

k —показатель для расчета площадей, объемов и т. п.

Sp_—располагаемая площадь крыла (без подфюзеляжной части)

с — максимальная толщина профиля

р — отношение длины передней части обтекателя вентилятора к общей длине
— относительное сужение крыла

т —отношение (с/Ь)кояц к (с/Ь)
корн

Ф — параметр формы

Индексы

ц — цилиндрическая средняя часть
с.вент — выхлопное сопло вентилятора
с.газ — выхлопное сопло газогенератора

ф — фюзеляж

газ — газогенератор

заб — обечайка заборника

н.ф.—носовая часть
т.с.— центральное тело сопла
хв—хвостовая часть

о — объем

ом—омываемая площадь

В.1.	ФЮЗЕЛЯЖ

Настоящий метод относится к расчету полной площади омываемой поверхности и
объема обтекаемых тел, к которым приближается по форме фюзеляж Аналогич-
ные параметры для обтекателей фонарей, заборников, зализов и других высту-
пающих элементов так же, как скрытых частей крыла и оперения, должны рассчи-
тываться отдельно, например по данным для сечений крыла (см. раздел В 2), и
вычитаться из параметров фюзеляжа

ВЛ.1. Общий метод

Обобщенные кривые на рис. В.1 получены путем замены внешних контуров тела
многочленами из экспонент с дробными показателями [В.1], В большинстве слу-
чаев фюзеляж можно разделить на носовую, цилиндрическую среднюю и хвосто-
вую части Параметр формы Ф измеряется на виде в плане, затем определяются
показатели kSi kp, k0 и k0M для расчета площадей и объемов по следующим
формулам (обозначения даны на рис. В.2).

Площадь поперечного сечения * (миделева сечения)

S4 — шах Аф max •	Л)

Периметр поперечного сечения

Рф 2Ар (Аф maiT" Аф ш а г),	(В 2)

где kp берется по кривой на рис. В.1. При необходимости сечение делится на не-
сколько частей.

Рис. В.1. Кривые для расчета площади, периметра, объема, омываемой площади сечений
и тел

* В месте наибольшей ширины и высоты фюзеляжа.
диС спереди

Рид б плане

Рис. В.2. Обозначения размеров обтекаемого тела

Объем фюзеляжа

Уф = 5ц(/1Г +^о.н^н "Ь ^о.хн^хн)<

(В.З)

где klt находится путем измерения Ф на виде в плане для носовой части и хвос-
товой части и данных рис В.1.

Площадь омываемой поверхности

— Рф ((ц Ч” ^оч-н^н 4“ ^ом.хн^хн),	(В.4)

где Рф задается рис В.2, а коэффициенты Лом получены из рис. В.1.

Площади проекций вида в плане и бокового вида рассчитываются так же,
как и поперечные сечения, на основании их разделения на несколько частей и
использования соответствующих данных на рис. В.1.

Для поперечных сечений, построенных из двух пересекающихся окружностей,
площа ib миделева сечения, объем и омываемая поверхность сначала рассчитыва-
ются по виду в плане исходя из предположения, что фюзеляж является телом
вращения Затем используются корректирующие показатели на рис, В.З.

Площадь

7t/4 Ь2	Периметр /КЪ

Рис. в 3. Графики для расчета площади и периметра сечений фюзеляжа а формах «двойной
пузырь» и с плоским низом
В.1.2.	Метод быстрого расчета для тел вращения

Для фюзеляжа с цилиндрической
ближенные формулы:

средней частью справедливы следующие при-

$04 --- ftDlfy

2 \

^Ф /

2 \2/3

(В.5)

(В. 6)

4 5

 ^.ф

ЛФ

где Аф — удлинение фюзеляжа Аф = /ф/Оф.

При полностью обтекаемой форме без цилиндрической средней части справед-
ливы выражения:

(о,5 + 0,135	,	(В.7)

4	\	*ф /

О	/ -	^н.ф \2/3 /	_	0,3 \

*5оч=	10,5 4-0,135 ~	1 / 1,015 4- ,/5 I >	(В.8)

\	*ф /	\	*ф’ /

где /к ф — длина носовой части до миделева сечения.

В.2.	КРЫЛО И ОПЕРЕНИЕ

Для большинства дозвуковых профилей достаточно точными являются следующие
простые выражения:

Р = 26(1 4-0,25с/6),

3 = 0,68с6.

(В-9)

(В. 10)

Более точные данные могут быть получены по данным рис. B.I

Омываемая площадь поверхности линейной плазовой развертки крыла без
гондол определяется интегрированием кривой периметра по размаху. Эту опера-
цию можно выразить следующей упрощенной зависимостью:

(	—	1 4~ Tn

•$ом = 2Sр <14-0 Д5 (с/6)кОрн —

I.	I 4- т]

(В. II)

где Л = 6конц/Ькори и т= (с/5)коиц/(с/6)корн. В этом случае корневое сечение бе-
рется не по центру крыла как обычно, а в месте стыковки крыла с фюзеляжем.
Для крыла с гондолами омываемая площадь должна быть уменьшена на величи-
ну, равную общей площади крыла внутри конструкции гондолы.

В.З. ОБЪЕМ ТОПЛИВНЫХ БАКОВ

Большинство мягких баков по форме сравнимы с геометрическим телом, ограни-
ченным параллельными плоскостями. Их объем определяется по приближенным
формулам, данным на рис. В 4.

Для определения параметров баков-отсеков может быть использована форма
окружающей конструкции в соответствии с рис. В.4. В этом случае для получения
чистого объема бака из общего объема необходимо вычесть объем конструкции,
эквивалентный 4%.

Внешние обтекаемые топливные баки можно рассматривать как фюзеляж.
Чистый объем бака на 4% меньше рассчитанного по габаритным размерам об-
шивки.

При проектировании иногда возникает необходимость проверки емкости ба-
ков исходя из размеров крыла и его относительной толшины.
Рис. В.4. Объем тел, ограничен-
ных параллельными плоскостя-
ми:

а — усеченный кон>сг

объем— ---- (5i-j-Sj4- V 5i5j )j

3

б — призматическое тело

-	I / с р Я I + И 1

о5 ъ е м—----1 S14* 514“

3 \	2

В пеовом приближении общий объем бака, который можно расположить в
крыле с плазовым построением промежуточных профилей, определяется следу-
ющей зависимостью:

S2 -
^г.б = 0>54	(£/^)корн

1 + Т)у Т + Т]2т

’ (1+Ч)2

(В. 12)

где S — располагаемая площадь крыла; I—размах; (с/й)корн— относительная
толщина корневого сечения; т] — относительное сужение, т= (с/6), о„ц/(с/£?)юрн.
Постоянная 0,54 определена путем подстановки статистических данных в (В 12),
но недостаточно точно Таким образом, если располагаемый объем под бак явля-
ется кримческим фактором, необходимы более точные расчеты с учетом реаль-
ных профш си сечений и конструктивной схемы крыла. Выражение (В 12) можно
использовать для расчета емкости части крыла. В этом случае геометрические оп-
ределения S, I и т. п относятся только к части, содержащей топливо

Следует отметить, что полезная топливная емкость * примерно на 5% меньше
расчетного объема из-за расширения топлива

В 4. ГОНДОЛЫ ДВИГАТЕЛЕЙ И ВОЗДУШНЫЕ КАНАЛЫ

В общем случае гондола состоит из обтекателя вентилятора, обтекателя газоге-
нератора (основного двигателя) и центрального тела в потоке горячих газов
(рис. В.5). Омываемая поверхность этих элементов рассчитывается следующим
путем:

внешняя омываемая площать поверхности обтекателя вентилятора-

(В. 13)

^венг^Хенг

Ообеч
^вещ

Рис. В 5. Геометрические размеры гондолы ТРДД;

/ — обтекатель вен гпл'пора, 2 — обтекатель газогенератора, 3—центральное тело; 4—
миделево сечение

* Определение понятия дано в подразд 8 2 2.
Л/газ^газ

Омываемая площадь поверхности обтекателя газогенератора

Омываемая площадь поверхности центрального тела равна
0,7л/ tcD гс-

(В. 14)

(В. 15)

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

В.	1. Е. Torenbeek. The computation of characteristic areas and volumes of major
aircraft components in project design. Delft University of Technology, Dept, of
Aeron. Engng., Memorandum M—188, Feb. 1973.

B.2.	A. H. Schmidt. A simplified method for estimating the wetted area of
aircraft fuselages. SAWE Technical Paper No. 308, 1962.

B.3.	R. T. Bullis. Geometric analysis. SAWE Technical Paper No. 1025, May
1974.

П р.и л о ж e н и e C

ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЙ РАСЧЕТ МАССЫ

КОНСТРУКЦИИ КРЫЛА

Настоящий метод основан на обобщенной зависимости, приведенной в работе
IC.1], для расчета прочности конструкции крыла, нагруженного моментом от подъ-
емной силы в заданных условиях полета. Среднее напряжение связано с коэффи-
циентом загрузки конструкции, работающей на сжатие.

Введена массовая поправка для повышения жесткости крыла на кручение
против флаттера. Учтены составляющие массы от механизации крыла, гасителей
подъемной силы и воздушных тормозов. Коэффициенты пропорциональности в
формулах даны на основании статистических массовых данных крыльев реальных
самолетов. Метод применим к легким и транспортным самолетам с двигателями,
установленными впереди оси жесткости крыла или не на крыле.

Обозначения

I — размах

/э к — конструктивный размах закрылка

1К —конструктивный размах крыла (lK=l cos-1 %o,s)

! дСу

Су = ------- —наклон кривой подъемной силы

да

b — хорда

—коэффициент демпфирования воздушных порывов

fe — поправочные коэффициенты в формулах

Мкр — число М в крейсерском полете

Адв —число двигателей на крыле

п„р—расчетная перегрузка (в 1,5 раза больше эксплуатационной пе-
регрузки)

S — полная площадь проекции крыла

S3 — площадь проекции закрылков

с — максимальная толщина профиля крыла или закрылков

с]Ь— относительная толщина

Vltp р —расчетная крейсерская скорость (индикаторная)

Vmax max —-предельная расчетная скорость

Уши з —расчетная скорость выпуска закрылков в посадочной конфигу-
рации (индикаторная)

G — масса

U — вес, соответствующий массе G	 ...in	 - -
Gp —расчетная полетная масса самолета

Скрыл —массовая группа крыла в соответствии с АХ 9103-D

/оз — угол стреловидности по линии 1/2 хорд (рис. С.1)

Хз — средний угол стреловидности закрылка (рис. СД)

бэ— максимальный угол установки закрылка при Vmas з, измерен-
ный по поток/

£под — расстояние подкоса на подкосном крыле от корневого сечения,
деленное на полуразмах

1] — относительное сужение крыла

Индексы

осн — основной

д — двигатель

з — закрылок

мех — механизация

п.к — механизация передней кромки

корн —корневое сечение

гп —гасители подъемной силы, воздушные тормоза
конц —концевое сечение

з.к — механизация задней кромки

крыл — крыло

€.1. ВВЕДЕНИЕ

Метод расчета, представленный в настоящем приложении, основан на работе
(С Л], где масса основной конструкции крыла устанавливается исходя из требова-
ний прочности при воздействии на крыло изгибающего момента от подъемной си-
лы в заданных критических условиях полета. Масса механизации оценивается по
критическим условиям нагружения закрылков на расчетной скорости.

Применение этого метода к самолетам коротких линий с большими дозвуко-
выми скоростями полета приводит к заниженным данным. Основными причинами
этого являются прирост массы из-за необходимости обеспечения достаточной
жесткости конструкции для предотвращения флаттера и из-за необходимости сни-
жения уровня напряжений в конструкции для увеличения ее ресурса. Влияние
первого фактора учтено в формулах настоящего приложения. Кроме того, в рас-
чет введен ряд мелких уточнений, учитывающих разгрузку крыла от двигателей,
^наличие гасителей подъемной силы, воздушных тормозов и механизации.

С.2. МАССА ОСНОВНОЙ КОНСТРУКЦИИ КРЫЛА

Масса основной конструкции крыла (т. е. массовая группа крыла за вычетом мас-
сы механизации, гасителей подъемной силы и воздушных тормозов) описывается
следующей формулой:

Скрыл-ОСН = 4	* Ю’~ЗД11£^Д£Ш£Ж ^ЙрЛ^(0вЗЛ<р 0,8ОКрыл)] $ I ’ " (^/^)корн-

-0,45 (cos хо,5)-1’325-	'	(С.1)

Для геометрических данных крыла на рис. С.1 поправочные коэффициенты
определяются следующим образом:

I / ^сир

ku = 1 4- [/	,	(С.2)

* *к

где /СПр= 1,905 м. Коэффициент Ап учитывает прирост массы, вызванный наличи-
ем крепежных элементов обшивки, непеременную толщину обшивки, минимальную
толщину и т. п.;

*,) = (! W’4.

.где 11 — относительное сужение крыла, т]~^конц/йКорн.
Рис. С 1. Геометрические данные крыла

ростями полета с двигателями не на крыл
на крыле впереди оси жесткости кры;

Разгрузка крыла благодаря уста-
новке двпгатечей и гондол учитывает-
ся коэффициентом k^, который ра-
вен 1 для чистого крыла, 0 95 при
установке двух двигателей впереди
осп жесткости крыла и 0,9 при уста-
новке четырех двигателей впереди
оси жесткости крыта

Поправочный коэффициент для
учета установки шасси равен йш = 1
при хстановке стоек на крыле и 0,95>
вне крыла.

Дополнительная масса для обес-
печения жесткости крыла против
флаттера учитывается следующим вы-
ражением, справедливым для само-
летов С большими дозвуковыми СКО-
или пр!! установке двух дв.патслег

1 4-9,06'10—4

(Zcrs / и.к)^ I ^тахтах/ЮО
Gp 1	(с< ^)корн

<-«3 Хо

(С.4>

5»

где / в м, Gp в кг и Vmas шах в м/с Для четырех двигательных самолетов с хста-
новкой двигателей на крыле Аж = 1. Поправочный коэффициент для крыла с под-
косами (£р=1 для консольного крыла) определяется так;

*р = 1 -	(С э>

При расчете массы бр в формуле (С 1) необходимо брать максимальную
массу с пустыми крыльевыми баками, хотя для предварительных прикидок при-
емлема и максимальная масса самолета без топлива

Расчетная перегрузка пир в полтора раза больше максимальной эксплуатаци-
онной перегрузки от воздушных порывов или при маневре Перегрузка от воз-
душных порывов рассчитывается при крейсерской скорости VKp на высоте
6000 м для герметичных кабин и на уровне моря для негерметичных Маневрен
ная перегрузка назначается в соответствии с НЛГ F\R 23 341, FAR 25 341 и ih
BCAR ч. D гл 3 14 Исхотная формула в работе [С.1] основана на упрощенной
зависимости для коэффициента демпфирования нагрузок от порывов:

1,6	-	!

0,8 — — J 4 для (ip S>78 K1C м2;

W5)	(C.6>

= 0,3(f7p/S)I|/4 для Gp S 78 кге м2. J

Нагрузка от порывов определяется следующим выражением для наклона*
кривой коэффициента подъемной силы в 1/рад.

где Мнр соответствует Укр в хсловияч, оговоренных ранге

С.З. МЕХАНИЗАЦИЯ, ГАСИТЕЛИ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ
И ВОЗДУШНЫЕ ТОРМОЗА

Массу системы механизации крыла можно разбить следующим образом:

Омех = G3ih 4- GlllK.	(С.8>
Рис С 3 Удельная масса механизации пе-
редней кромки крыла. Удельная масса
щитков Крюгера примерно равна данным
для предкрылка

1 — предкрылок, 2 — отклоняемый носок;
О — гибкий щиток Крюгера

'Рис С*2 Удельная масса механизации зад-
ней кромки крыла:

/ — щелевые закрылки и щитки, II — ще*
левые, /// — закрылки Фаулера, /I —
дв\хщелевые Фаллера, V — трехщелсвые
Фа у лера

.Масса закрылков рассчитывается как

= 2,706£3 (S3Z3.k)W

Эз

^тахз
100

2 Sin В3 cos Хз ТА

(С.9)

згде G3 г в кг, 5з В М2, /зк в м И Ушах з В М/с.	_

5 гол отклонения закрылков 6Э и относительная толщина закрылков (с/Ь)8
изменяются в направлении потока Другие геометрические параметры даны на
<рис. С 1.

Коэффициент %, учитывающий влияние конфигурации закрылков, можно
представить как-

&3 = /г31Аз2,	(С. 10)

тде £з1 = 1—однощелевые, двухщелевые с фиксированными шарнирами; =
= 1,15 — двухщелевые, двухсекционные; однощелевые Фаулера; k3i —1,30 — двух-
щелевые Фаулера; Zt3] = I,45 —грехщелевые Фаулера; АзЭ=1—щелевые закрыл-
ки с фиксированной створкой; А-з2=1,25— двухщелевые закрылки «изменяемой
геометрии*, т. е выдвижные закрылки с автономно подвижными щитками или
вспомогательными закрылками.

Для закрылков последнего вида относительная толщина в (С.9) относится к
убранному положению Если Ушах э неизвестна, в первом приближении можно
воспользоваться значением 1,8 Vc в посадочной конфигурации.

При отсутствии необходимых данных для расчета массы закрылков допусти-
мо использование данных на рис С.2 Удельная масса механизации передней кром-
ки крыла представлена на рис С 3. Масса гасителей подъемной силы и воздуш-
ных тормозов С™ принимается из расчета 12,2 кг/м2 площади или 1,5% массы
крыла

С.4. МАССА ГРУППЫ КРЫЛА

Масса группы крыла, определяемая документом AN 9103 D, рассчитывается в
соответствии с выражением

^крыл = ^крыл.осн+ l,2(GMex+Gril),	(С.11)

где основная масса задана формулой (С 1), Смех — формулой (С 8) и масса га-
сителей подъемной силы и воздушных тормозов указана в разд. СЗ В формулу
(С I) подставляется ориентировочная масса крыла после первой прикидки. Фор-
мула (8 12) в подразд. 8 4 1 достаточно точна при втором приближении.

Стандартная ошибка представленного метода расчета составляет 9,64%, но
тона может быть уменьшена путем уточнения постоянных в формулах (С.1) и
(С.9) для точно известных значений масс крыльев аналогичной конструкции.
В этом случае формулы становятся справедливыми для очень ограниченной кате-
гории самолетов.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

С.1. Е. Torenbeek. Prediction of wing group weight for preliminary design. Air-
craft Engng, July 1971, pp 16—21.

C 2 W. Schneider. Die Entwicklung und Bewetung xon Gewichtsabschatzungs-
formein fur den Flugzeugentu urf unter Zuhili'nahme von Methoden dec mathema-
tischen Statistik und Wahrscheinlichkeitsrechnung. Dissertatic, Universitx of Ber-
lin, 23—2—1973.

Приложение D

МЕТОД РАСЧЕТА МАССЫ КОНСТРУКЦИИ ФЮЗЕЛЯЖА

Впервые метод расчета массы конструкции фюзеляжа был разработан Бертом
[D 1] и усовершенствован в дальнейшем в ряде других работ [D.2—D 5J Настоя-
щий метод представляет обобщение этих изданий, переработанное для современ-
ных герметичных фюзеляжей с установкой двигателей в хвостовой части.

Обозначения

&Ф — максимальная ширина фюзеляжа

&корв — теоретическая корневая хорда крыла (см. рис. С.1)

—диаметр фюзеляжа

о —расчетное напряжение растяжения в обшивке в горизонтальном по-
лете

Лф —максимальная высота фюзеляжа

Лф —отношение массы конструкции фюзеляжа к полной массе оботочки

k-. — показатель, учитывающий удлинение фюзеляжа

kn0J1 —коэффициент пропорциональности при оценке массы пола

/дв —расстояние от узла крепления двигателя до заднего лонжерона крыла

1г о — расстояние между точками четверти хорд корневых сечений крыла
и стабилизатора

пур —расчетная перегрузка при 0взл maz (в 1,5 раза превышает эксплуа-
тационную перегрузку)

Рппл —максимальная ншрузка на пол

Др — максимальное избыточное давление в кабине

SB — полная площадь оболочки фюзеляжа

— площадь шпангоута

Vmaxmai — предельная расчетная скорость

Оф — масса фюзеляжа

Спол —масса пола

Окар —масса каркаса

Ga о — полная масса оболочки

Ообш — масса обшивки

Остр — масса стрингеров и лонжеронов

бвзл max — максимальная взлетная масса

D.I. МЕТОДЫ РАСЧЕТА

Детальная массовая сводка составляющих элементов представлена в табл. D I
Не все названные элементы относятся к группе фюзеляжа в конкретной ’ кон
фигурации самолета Например, створки основных стоек шасси могут рассмат
риваться как составляющая группы крыла, если шасси устанавливается на кры
ле Расчеты выполняются в четыре этапа.
Таблица D J

Массовая сводка группы фюзеляжа

Полная масса оболочки

обшивка	
стрингеры и лонжероны	

шпат оу ты	
Полная масса модифицированной оболочки	
материал вырезов	
двери для пассажиров и экипажа	
]ру зовые двери	
грузовые рампы с дверями	
аварийные выводы	
лобовые стекла и обтекатели	
окна и отверстия	
створки ниш шасси	
люки в отсеки оборудования	
воздушные тормоза	
Модифицированная оболочка	
Полы	
пол в пассажирской кабине, балки и рельсы	
голы в грозовом отсеке и система загрузки

гол в багажном отсеке

пол в кабине экигажа

пот в отсеке оборудования

Герметичные шпанго\ты и полы

передний герметичный шпангоу!

задний герметичный шпангоут

ниши шасси

стенка кабины экипажа

специальные шпангоуты

Поддерживающая конструкция и узлы

узлы стыковки крыла с фюзеляжем

узлы крепления хвостового оперения

узлы крепления двигателей

крепление шасси

крепление баков

Дополнительные элементы

обтекатели и зализы

заборники
трапы	

краска, герметик

крепеж

прочие

Общая масса группы фюзеляжа

Этап 1. Рассчитывается масса оболочки фюзеляжа, которая несет основ-
ную нагрузку и составляет пример ’/3—!А массы фюзеляжа (полная масса обо-
лочки)

Этап 2 Из полной массы оболочки вычитается суммарная масса материала
на вырезы, люки и т п. (чистая масса оболочки).

Этап 3 Добавляется масса материалов, используемых для заполнения от-
верстий, вырезов и их местного усиления (масса модифицированной оболочки).

Этап 4 Добавляются масса и приращение массы на полы, перегородки,
поддерживающую конструкцию, узлы крепления и другие дополнительные эле-
мешы с получением суммарной массы группы фюзеляжа.

D.2. ПОЛНАЯ МАССА ОБОЛОЧКИ

Масса конструкции оболочки фюзеляжа разделяется на составляющие массы об-
шивки, стрингеров и шпангоутов:



(D1)

D.2.I. Полная масса обшивки

Полная масса обшивки 6оС1Ш — наибольшая составляющая массы из заданных
формулами (D.2), (D 4) и (D5):

-о ,05428V, °7И“.	(D 2)

ГДе Gofini В КГ, 5д В М2 И VAnax max В м/с.

Учет влияния удлинения фюзеляжа производится при помощи коэффициента
k,, значение которого определяется формчлои

где /г о/(6ф+Лф) до 2,61, а при больших значениях 1г.о/(д«+Лф)» ^принимается
равным 1,15. Определение 1Г о несколько изменено по сравнению с данным в ра-
боте [D 1]. для того чтобы \ честь влияние стре ювпдности крыла на изшбаюшив
момент фюзеляжа (рис D 2)

Для герметичной кабины полная масса обшивки при ее постоянной толщине
задается формулой

асир

ЦАп = 1,,	(о

где Gо с ш в кг, Sn в м2, Ар в кгс/см2.
Формула D.4 задает массу обшивки, необхо-
димою для восприятия расчетного избыточного
давления Лр и основана на среднем напряжении
растяжения Пспп = 843,7 кгс/см2. Реальная величи-
на о может быть подставлена в формулу (D.4),
однако при ее отсутствии отношение Оспр/о при-
нимается равным единице.

Рнс. D.L Выходы, двери и люки на фюзеляжах самолетов Дуглас DC-8 и DC-9 [ D.6]:

а — люки и двери для обслуживания самолета: б — передняя нижняя часть фюзеляжа;
в — двери в герметичном объеме фюзеляжа; 1 — передняя служебная дверь; 2 — люк в пе-
редний нижний грузовой отсек; 3 — аварийный выход над крылом: 4— люк в задний ниж-

ний грузовой отсек; 5 — задняя дверь; d— хвостовой пассажирский трап; 7 — съемный хво-
стовой коиус; 8— люк в конусе; 9— люк к ВСУ <2 шт J; 10 — ниши основных стоек шасси;
И—люк к отсеку оборудования; 12 — передняя пассажирская дверь; 13—передняя вы-
движная лестница; 14 — люк в отсек оборудования; 15— ниша носовой стойки; 16 — люк
в носовой отсек; 17 — люк в передний верхний грузовой отсек; 18 — передний аварийный
выход; 19 — задний аварийный выход; 20 — задняя служебная дверь; 21 — перегородка

Минимальная величина бОбш при ее

толщине 0,8 мм равна

Go6

(D.5)

где

= 2,173 кг/м2.

ш “

Во всех формулах полная площадь оболочки Sn определяется как площадь
внешней поверхности фюзеляжа без учета вырезов под двери, окна, люки и т. п.,
местных обтекателей, таких как блистеры, обтекателей шасси, фонарей. Полная
площадь оболочки может быть получена в соответствии с методами, указанны-
ми в приложении В.

D.2.2. Полная масса стрингеров и лонжеронов

Графики, представленные в работе [D.1], дают следующую приближенную зави-
симость:

G„p = 0,01174кЯЬ«И^’тах (nJ)0'316.	(D.6)

D.2.3. Полная масса каркаса

Кривые в работе [D. 1] дают следующие зависимости:
для грузовых самолетов

^ка р = 0132 (Ообш 4- G стр)-

(D.7)
Для всех других типов самолетов, у которых

Gcrp +	3^ ^$6 КГ1

Окар — 0,19 (Ообш + ОСгр

А при значении

Ge гр 4* Go6uj <^286 к1,

Окар- 0,0911(Ообщ Ч-Сстр)1’13-

(D8)

(D.9)

D.3. МАССА МОДИФИЦИРОВАННОЙ ОБОЛОЧКИ

Расчет массы чистой оболочки с учетом вырезов является трудоемким этапом.
Данные, необходимые для этих расчетов, не всегда имеются на этапе предва-
рительного проектирования. Одним из способов оценки массы чистой оболочки
фюзеляжа является введение поправочного коэффициента k$ к полной массе обо-
лочки, как указано в работе [D.1]. При обычной конструкции фюзеляжа это
может быть сделано достаточно точно. Коэффициент Аф представляет отношение
общей массы группы фюзеляжа к полной массе оболочки:

Оф —- АфС([<о.

(П.10)

Величины Аф, подсчитанные для самолетов нескольких типов, имеют следую-
щие значения:

ЙФ

Хокер Сиддли HS-125.................................... 2,4

Фоккер F-27/100	  1.82

Фоккер F-28/1000	  1,83

Макдоннел Дуглас DC 9/10................................ 2,20

Макдоннел Дуглас DC	8/55	  1,88

Локхид С-5А (грузовой)................................. 2,51

За исключением тяжелого грузового самолета С-5А с шасси, убирающимся
в фюзеляж, систематизировать и объяснить разброс коэффициентов Аф не пред-
ставляется возможным. Вместо грубой оценки по формуле (D.10) можно исполь-
зовать более детальный метод расчета на основании данных табл. D.I.

D.3.I. Масса вырезаемого материала

На рис. D.1 перечисляются типичные вырезы в конструкции оболочки фюзеляжа
пассажирского самолета. Вырезы небольших размеров можно не учитывать, счи-

тая массу обшивки равной массе мест-
ного усиления конструкции. Масса выре-
заемого материала получается путем ум-
ножения удельной полной массы обо-
лочки Gn.o/Sa на площадь омываемой
поверхности каждого выреза.

Эта процедура выполняется для всех
элементов, перечисленных в табл. D.1
под названием «полная масса модифици-
рованной оболочки», относящихся к са-
молету данного типа. Отсек в месте сты-
ковки крыла с фюзеляжем рассчитывает-
ся по формулам D.21 или D.22.

0.3,2. Двери, люки, окна
и крышки

Масса этих элементов учитывается
путем добавления:

а)	реальной массы конструкции две-
рей, люков и т. д., включая замки и про-
водку к ним (арматура);

Рис, D.2. Геометрические определения
б)	массы местного усиления конструкции, рам для дверей, обечаек и т. п.

Данные в табл. D.2 не применимы к большим грузовым дверям и грузовым
самолетам. Они получены путем сравнения данных различных справочников с
массовыми сводками реальных самолетов.

Таблица D,2

Полные массы люков, дверей и усиливающей конструкции фюзеляжа

Составляющая массы	Заполнители вырезов*		Местное усиление конструкции	
	герметичный	негерметич- н ы fl	герметичное	негерметич- ный

Двери пассажир-
ские и экипажа

Люки в грузо-

вые отсеки под
фюзеляжем

Аварийные вы-
ходы

Остекление ка-
бины экипажа

скользящие

= поворотные
неподвижные

Окна и окошки

Люки в отсеки
оборудования,
створки шасси

Воздушные тор-
моза

44,2 V Др bh	9,765 bh
48,8 / Ар bh	9,765 bh
32,2 V Др bh	9,765 bh
4,31 Socf Др 0>25х	(15,9 i 0.104  max max^ocr  (0,98 + 0,0664  t/	W  max тах/л  x5ocr
$ф ^max max  0,8	0,25  4113	Др	
J), 8	д 0,25  (41,35Ост-17,6) Др	0,0436x max max  $oc г 12,2 SOTT
23,8 SOTB]/  22 bh	12,2 bh  16,1 bh

Транспортные самолеты JO-
15 кг/м2

Реактивные тренировочные: 25—
35 кг/м2

	
22,3 / SOTB — перед- няя и задняя	
29.8/ 5отв “ «ал крылом  35,7|Х'5ОГВ— перед- ний 	  50,6	— зад-  ний	14,9/5ОГВ
26,8/ Зогв	11,2
Рамки включены в заполнители  12,5/ \	2,98/$огв

Рамки включены в заполнители

9.97

Примечание. — площадь остекления с учетом рам в м2; S„-_ — площадь
VV Г	v 1

выреза в м8; Ь — ширина; 6$ — ширина фюзеляжа в м; Vmax тах — предельная расчетная
скорость в м/с; Др — максимальное избыточное давление в кгс/см2.

* С учетом массы проводки, замков и крепления.

При отсутствии данных по числу и размерам входных дверей их массу с
учетом вырезаемого материала можно принять равной 1,5-—2% от полной массы
оболочки.

Створки отсеков шасси обычно делаются негерметичными и должны входить
в соответствующую категорию данных. Створки отсека носового колеса включа-
ются в состав элементов, описанных в подразд. D.5.2, и не учитываются на дан-
ном этапе.

Иногда створки отсеков основных стоек шасси относятся к массовой группе
крыла. Для грузовых самолетов чистая масса грузовых дверей (с учетом выре-
зов и местного усиления конструкции) рассчитывается по следующим зависи-
мостям:	___

Масса = 73,65 }	где Лр в кгс/см2, а площадь двери 5Д» в и8,
Хвостовые двери, рампа и носовая дверь рассчитываются следующим об-
разом;

асса = 55,24 у' Др5аэ— хвостовая дверь, где 5ДВ в ма, а Др в кгс/с№.

Носовая грузовая дверь: масса=73,236 кг/м2 площади лобового сечения.

D.4. ПОЛЫ

Типичная масса пола пассажирского самолета лежит в пределах от 5 до 10 кг/м2,
а тяжелого грузового самолета — от 20 до 25 кг/м2 Для более точной оценки
необходимо учитывать массу поддерживающей конструкции пола и нагрузку на
него.

D.4.I. Полы пассажирской кабины и грузового отсека

Диаграмма в работе [D.1 ] дает следующее приближенное значение:

(1 —ь V1045

МПОЛ —“ КПОЛ \°[ТОЛ/ »

(D.H)

Полы могут быть разбиты на следующие категории.

Тип А. Пассажирские полы с балками, опирающимися непосредственно
на шпангоуты, используемые на самолетах с плоским фюзеляжем: АИОЛ=4,62.

Тип Б. Пассажирские полы с балками, прикрепленными к бортам фюзеля-
жа и опирающимися на стойки, связанные с дном фюзеляжа, на самолетах с
герметичной кабиной и грузовым отсеком под полом характеризуются следующим:

А, юл — 0,3074 yf Рлол,

(П.12)

где Рпол в кгс/м2. Коэффициент АПол включает массу панелей пола, боковые и
продольные элементы жесткости, поддерживающую конструкцию и рельсы для
установки сидений.

Тип В. Полы грузовых самолетов, предназначенных для перевозки грузов
в контейнерах: Апол = 10,867.

Тип Г. Полы грузовых отсеков, предназначенные для перевозки грузов
россыпью: knon — 14,67.

Т и п Д. Полы тяжелых грузовых самолетов, предназначенных для выполне-
ния разнообразных грузовых операций: Ацол =20,92.

D.4.2. Другие типы полов

Массу полов в грузовом и багажных отсеках под полом связывают с общим
объемом этих отсеков и удельной нагрузкой на пол следующей зависимостью:

^пол =	Рпол»	(D.13)

где объем Vj в м3, а Р в кгс/м2.

Пол кабины экипажа имеет удельную массу, составляющую примерно 80%
удельной массы пола пассажирской кабины.

При наличии специальных отсеков оборудования необходимо учитывать мас-
су пола в них, которая составляет около 1,5% полной массы оболочки для транс-
портных самолетов и 8 кг/м3 объема фюзеляжа для других типов самолетов
ID.3].

О.5. ГЕРМЕТИЧНЫЕ ПЕРЕГОРОДКИ И ШПАНГОУТЫ

0.5,1. Герметичные шпангоуты

Масса плоских герметичных шпангоутов в передней или задней частях герме-
тичного объема кабины оценивается по формуле

Сг.щ=9,1 +12,48д/’85}^,	(D.I4)
где Srm — реальная площадь каждого шпангоута в м2, а Др—расчетное избы-
точное давление в кабине в кгс,/см2 Сферические юрмстпчные шпангоуты значи-
тельно легче благодаря более благоприятному характеру их нагружения [D 6]
Следующая приближенная зависимость используется для расчета массы герме-
тичного шпангоута

Ог.ш = 9,1 + 7,225Ap°’8Sj ,	(D 15)

D.5.2, Ниши для шасси

Если ниши шасси окружены герметичным объемом, то их стенки, крыши и рамы
являются герметичными перегородками, и их масса оценивается или по формуле
(D 14), или следующим образом [D 5]

Ниша носовой стойки шасси — 0,282% GBaimai плюс 3,18 кг Масса створок
ниши включена в эту цифру Ниши для основных стоек шасси внутри герметич-
ного отсека фюзеляжа

GHHU1 —0,125Д/?0 о.	(D16)

Для других типов самолетов, обычно с негерметичными кабинами, в работе
[D 3] даны следующие формулы

О\И1, = 0,26* 10—'5п£Овзи(т,ля hocoboiо колеса);	(£>17)

(7НИ111 = 10—3лРОвэл (для основных стоек).	(Е 18)

У

На некоторых самолетах, например высокопланах, основные стойки шасси
крепятся к фюзеляжу и убираются в отдельные обтекатели, выступающие за об-
воды фюзеляжа Масса этих обтекателей рассчитывается по формуле

Побг — 0,328 у V11)3X tuax SQgr	(D 19)

Створки обтекателей входят в состав этой массы Омываемая площадь обте-
кателей берется в м2 и предельная расчетная скорость в м/с

Перегородки в кабине экипажа имеют удельную массу 3,66 кг/м2 Масса
шпангоутов специальной конструкции, применяемых в местах резкого изменения
поперечного сечения физеляжа, например в районе входа воздухозаборников или
в местах креп тения двигателей на хвосте фюзеляжа, определяется по формуле

СШ|[ = 9.42S1’2,	(D20)

где S -— птошадь шпангоута в м2

D.6. ПОДДЕРЖИВАЮЩАЯ КОНСТРУКЦИЯ

D.6.I. Стыковка крыла с фюзеляжем

Для транспортного самолета с низкорасположенным крылом и неразъемным цен-
тропланом крыла поперек фюзеляжа в работе [D 5] рекомендуется выражение

Gtf = 20,4 +0,907 10-^₽GB31inax.	D21)

Формула, приведенная в работе [D I], обычно дает заниженную массу и,
очевидно, основана на данных для негерметичных фюзеляжей

Gcr = 0,4- Ю-з (njO^^x)1 185.	(D 22)

Для схемы высокоплан с неразъемным центропланом крыла поперек фюзеля-
жа приращение массы на стыковочные узлы составтяет примерно 3/э от указанной
д in низкоплана
Если центроплан имеет разъем, приращение массы на стыковочные узлы
может возрасти в три раза по сравнению с определяемо'! по формуле (D 22).
Однако масса крыла соответственно уменьшится [D 1]

D.6.2. Узлы установки двигателей *

Прямое приращение массы на эти узлы составляет 2—3% чистой массы двига-
теле!! Косвенной причиной приращения массы являются возникающие изымаю-
щие моменты от двигателей на фюзеляж при касании ВПП Приращение массы
из-за этой причины можно определить весьма ориентировочно по формуле

(Дет— 6,56-10 1 GB31!tlax,
Оф

(D23)

где и Ьф измеряются в м и определяются по рис D 2

D.6.3. Другие виды узлов

Узлы крепления хвостового оперения составляют по массе около 10% группы
масс хвостового оперения или 0,25% бвзл max в случае обычной схемы хвосто-
вого оперения с центральным килем

Узлы крепления носовой стойки включены в данные, приведенные в под-
разд D52

Для основных стоек шасси, установленных па крыле, но с нишами, захваты-
вающими часть фюзеляжа, приращение массы фюзеляжа от их узлов крепления
составляет в среднем 5% массы основных стоек шасси или 0,15% 0В1Лтах

Масса узлов крепления основных стоек, установтенных в фюзеляже, состав-

ляет

(знз1— 3-10	max’

Я •*

(D 24)

Масса узлов крепления баков рассчитывается из условия 0,024 кг/л объема
бака, устанавливаемого в фюзеляже

D.7. ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ИСТОЧНИКИ МАССЫ

Зализы и обтекатели мест стыковки крыла и фюзеляжа могут иногда состав-
ить 5% массы конструкции крыла Их обычно относят к массовой группе кры-
ла Масса обтекателей при сечении фюзеляжа, образованном двумя сегментами
круга, составляет примерно 1,5% полном массы оболочки

Обшивка каналов воздухозаборников (двшатели в фюзеляже) относится к
массовой группе силовой установки Могут возникнуть небольшие изменения мас-
сы из за изменения формы шпангоутов и вырезов в оболочке

Пассажирские трапы имеют массу примерно 30 кг на погонный метр длины
Краска, герметик и т п имеют массу от 1 до 2% Gn о, а технолгические
-осдииения в фюзеляже транспортною самолета имеют массу от 2 до 3% Gn о-

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

D 1 М Е Burt and J Philips Prediction of fuselage and hull structure weight
RA.F Report Structures 122, April 1952

D2 D Howe Structural weight prediction Cranfield Institute ol Technology,
DES 903

D3 R L Hammit Structural weight estimation by the weight penalty concept
for preliminary design SAWE Technical Paper No 141, 1956

D4 В, B. Coker Problems in airframe development associated with weight
and balance control in heavy logistics transport vehicles such as the C—5A tran
sport Short Course, Univcrsitv of Tennessee Nov 1968

* Тонко при распоюжерии двигателей та фюзеляже
D.5. D. M. Simpson, Fuselage structure weight prediction, SAWE Paper
No. 481, June 1973.

D.6. D, P. Marsh. Post-design analysis for structural weight estimation. SAWE
Paper No, 936, Mav 1972.

D.7. R. J. Atkinson. Structural design. RAE Tech, Note Structures 133, May
1963.

Приложение E

МЕТОДЫ РАСЧЕТА ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ И МОМЕНТА

ТАНГАЖА САМОЛЕТА В КРЕЙСЕРСКОЙ КОНФИГУРАЦИИ

Приведены формулы, обобщенные данные и способы расчета подъемной силы и
коэффициента момента тангажа самолета в крейсерской конфигурации на докри-
тических скоростях полета. Все указанные способы расчета применимы на этапе
предварительного проектирования самолета обычной схемы.

Даны также способы оценки влияния интерференции крыла и фюзеляжа и
балансировочной нагрузки от хвостового оперения; указаны условия для выбора
углов установки крыла и стабилизатора по отношению к фюзеляжу.

Обозначения

А— относительное удлинение;	(без индекса — относительное уд-

линение крыла)

В — число лопастей винта

А1/А4— коэффициенты по методике Дедериха
b — хорда; ширина

Ьл — средняя аэродинамическая хорда (САХ), определение дано в прило-
жении А, под разд. А. 3.3

Ьт — средняя геометрическая хорда (СГХ), определение дано в прило-
жении А, подразд. А.3.3

Су — коэффициент подъемной силы в трехмерном поток?

Су — наклон кривой подъемной силы; Су =dCy/da$

Суо — С , когда фюзеляж горизонтален (a$ = 0)

с — толщина профиля, определение дано в приложении А, подразд.
А.3.1

су —коэффициент подъемной силы в плоском потоке; су = подъемная си-
ла/(единица размаха ХцЬ)

— наклон кривой подъемной силы профиля

Су осн — коэффициент «основной» подъемной силы

Су доп — коэффициент «дополнительной» подъемной силы
р —расчетный коэффициент подъемной силы
£)в —диаметр винта
dr — ширина гондолы

Е— поправка Джонса на скорость по кромке;	полу периметр/раз-

мах

f — поправка Андерсона к С у ; функция распределения подъемной си-
лы по Дедериху

G — показатель Андерсона для расчета т, а.ф с учетом крутки

/1ф — высота фюзеляжа

J — показатель Андерсона для расчета ауо

Ку, Аи — коэффициенты для расчета подъемной силы крыла в присутствии
фюзеляжа

— отношение /2л

kr, £в — коэффициенты, учитывающие влияние гондол и винтов на ха.ф
ks — поправочный коэффициент ДЛЯ Су max

1 — размах; длина; плечо (без индекса размах крыла)

М —момент тангажа
М — число М полета

n’-i— коэффициент момента в трехмерном потоке т, = М/дЗЬд

Mt а ф—тг относительно оси, проходящей через аэродинамический фокус
mi—коэффициент момента тангажа в плоском потоке; — mz = момент

_ тангажа/(единица размаха Х?^2)

ф —тг относительно аэродинамического фокуса профиля

тю.25 — mz профиля относительно точки четверти хорды

m — геометрический параметр, определяющий вертикальное положение
стабилизатора

q—динамическое давление скоростного папора;

Re — число Рейнольдса;

г — геометрический параметр, определяющий положение стабилизатора
в продольном направлении

S —площадь (без индекса — полная площадь крыла)

Vo — скорость полета

х—координата, измеренная от ПК САХ, положительное направление к
хвосту

у — вертикальная координата

г—координата в направлении размаха, положительное направление
влево

а—угол атаки (без индекса — угол атаки, измеренный относительно
линии нулевой подъемной силы крыла)

(«Г0)ф—угол атаки нулевой подъемной силы крыла относительно справочной
оси фюзеляжа

—угол атаки нулевой подъемной силы профиля, определен в прило-
жении А, подразд. А.2.2	______

Р — поправка Прандтля ла сжимаемость потока, Р =	—М2

А — приращение; например, АГО приращение, вызванное горизонталь-
ным оперением

Дг/ — параметр остроты передней кромки профиля, определен на рис. А.2
приложения А

Ф — угол аэродинамической крутки

фо — угол установки крыла

z—безразмерная координата по размаху;

Хв.25 — угол стреловидности линии четвертей хорд, определен в приложе-
нии А, подразд. А.3.1

Х3 — скорректированный угол стреловидности tg Хо.еб/Р

т] —относительное сужение (без индекса — относительное сужение кры-
ла), определено в приложении А, подразд. А.3.1

v — кинематический коэффициент вязкости

Р — плотность воздуха

к—угол схода хвостовой кромки профиля, определен в приложении А,
подразд. А.2.1, рис. А.З

е — угол скоса потока

t’r.o—угол установки стабилизатора

Индексы и сокращения

*

а.ф—аэродинамический фокус

с — г.о — самолет без горизонтального оперения

по — горизонтальное оперение

г — гондола

в — винт

доп —дополнительная подъемная сила

осн — основная подъемная сила

н.т — нейтральная точка

п.к —передняя кромка

СГФ —строительная горизонталь фюзеляжа

ф — фюзеляж
' ц.м — центр масс

р — расчетный

корн — корневой

конц — концевой

х.к —хвостовая кромка

кр — крыло

кр.ф —система к-рыло — фюзеляж
ф.н —носовая часть фюзеляжа

Е.1.	ОБЛАСТЬ ПРИМЕНЕНИЯ МЕТОДА

Кроме упрощений, принятых при разработке настоящего метода расчета, следу-
ет указать следующие ограничения его применения:

а.	Скорость полета докритическая, т. е. скачки уплотнения отсутствуют, а
влияние сжимаемости воздуха учитывается только для условий, описываемых
теорией дозвукового потока.

б.	Углы атаки сравнительно небольшие и не вызывают отрыва основного
потока.

в.	Относительное удлинение крыла превышает величину, равную 4/cos Хо.гз,
а угол стреловидности меньше 35°.

г.	Условия полета рассматриваются без учета работы силовой установки.

д.	Явления аэроупругости не учитываются.

е.	Влияние земли не рассматривается (см. приложение G, разд. G.7).

Перечисленные ограничения соответствуют общему случаю полета дозвуко-
вого самолета. Другие типы самолетов и условия аэродинамического обтекания
могут быть проанализированы по методике ВВС США DATCOM [Е.З] или по
методике RAcS [Е.5]. Для лучшего понимания материала, изложенного ниже,
целесообразно иметь книгу Аббота и Ван Денхоффа «Теория профиля крыла»
ГЕ. 14].

Е.2.	СОСТАВЛЯЮЩИЕ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ

Считается, что подъемная сила самолета состоит из подъемной силы крыла, фю-
зеляжа, горизонтального оперения, гондол и подъемной силы от установки дви-
гателей. В данном приложении рассматривается только аэродинамически «чистая»
конфигурация самолета, т. е. предполагается, что закрылки, шасси, гасители
подъемной силы и т. п. убраны.

На этапе предварительного проектирования самолета подъемная сила чаще

всего рассматривается как подъемная сила изолированного крыла с полной пло-

щадью *. Предизла: астся, что подъемная сила от фюзеляжа в первом прибли-

жении равна подъемной силе от центроплана крыла при отсутствии фюзеляжа.
Другими составляющими пренебрегают. Однако при достаточной ширине фюзе-

Рис. Е.1. Общая форма кривой
подъемной силы

ляжа влияние на подъемную силу интерфе-
ренции крыла и фюзеляжа необходимо учиты-
вать, особенно в случае передней центровки,
когда направленная вниз сила от ГО может
быть значительной. Методы учета этих факто-
ров включены в данное приложение. В ли ж не
на подъемную силу гондол двигателей обычно
пренебрежимо мало и с трудом поддается рас-
чету, однако смешение центра давления, выз-
ванное установкой гондол, необходимо прини-
мать во внимание. Силовая установка оказы-
вает существенное влияние на подъемную си-
лу и продольный момент в случае винтовых
СВВП/СКВП, однако этот специальный вопрос
выходит за рамки данного приложения. Он
подробно рассмотрен в методике ВВС США
DATCOM и в работах [Е,39—Е.43],

При заданном числе М полета подъемная

* Определение понятия дано в приложении А, разд. А.З и на рис, А,5,
сила является линейной функцией
от угла атаки (рис. ЕЛ):

Су = Су {а.ф — («Го)ф1  (Е-1)
Это выражение справедливо до
углов атаки, приближающихся к
критическому. Кроме общих пред-
ставлений о срывных свойствах
крыла [Е.7], кривая Су=/(ос) в
области максимума не представля-
ет интереса для конструктора на
этапе предваршельного проектиро-
вания. Угол Дакриг обычно равен
1—3° (см. рис. Е.1).

Подъемная сила самолета без
учета работы силовой установки
имеет вид

(^у)с—r.o	Су r.'J'*'

X Jbo. '
S q

где первый член объединяет со-
ставляющие подъемной силы от
крыла, фюзеляжа, гондол двига-
телей и (флюгирующих или авто-
ротирующих) винтов, т. е. самолет
без горизонтального оперения.
Второй член учитывает составляю-
щую подъемной силы от ГО.

Е.З.	НЕСУЩИЕ СВОЙСТВА
ПРОФИЛЕЙ

Свойства профилей могут с при-
емлемой степенью точности ис-

Рис. Е.2. Экспериментальные данные профиля
NACA 64-215 со стандартной шероховатостью
поверхности [Е.14]

пользоваться для расчета характе-

ристик крыла. Для некоторых стандартных профилей эти данные могут быть за-
имствованы из работ [Е.12 — Е.16] и многих других публикаций NACA. Пример
экспериментального определения характеристик профиля представлен на рис. Е.2.
Для нестандартных профилей методика DATCOM рекомендует обобщенный спо-
соб определения характеристик, основанный на параметре Ду остроты передней
кромки, указанном в приложении А, рис. А.2.

Е.3.1.	Угол нулевой подъемной силы

Угол нулевой подъемной силы в градусах может быть рассчитан по теории по-
тенциального потока или эмпирически:

четырехзначные профили NACA: аУо — — (% кривизны профиля)

пятизначные профили NACA: а,. =—4с
г г	*/ р

шестизначные профили NACA: а,, =—6,6с lt
17	i/О	у р

Е.З.2.	Наклон кривой подъемной силы

В соответствии с методикой DATCOM наклон кривой подъемной силы задается
выражением
у

,05

(Су) геор

геор *

(Е.З)

(cJ)ieop = 2л + 4-7 с760 + 0,00375Ф'к),	(Е.4)

ф'к— угол схода хвостовой кромки профиля (град) указан на рис. Е.З (см.
также рис. А.З приложения А).

Отношение экспериментальной величины с“ к теоретической для переход-
ного пограничного слоя около передней кромки определяется также с использо-
ванием рис. Е 3. Для относительных толщин профиля от 10 до 20% характерна
величина с* =6,1 на радиан. В работе [Е.5] приведен метод расчета для условий
перехода пограничного слоя на 50% хорды.

Е.3.3.	Максимум подъемной силы

Лучшим подходом является использование экспериментальных данных. Вместо
представления методики, расчета на рис. Е.4 изображены справочные данные для
констрхктора, который заинтересован в получении максимально достижимых ве-
личин cv max при заданных с/b, хорде, числе Re, при приемлемой кривизне и
оптимальной форме носка профиля. На рис. Е.4 показан диапазон значений cvmax
для профилей NACA, по поводу которого можно сказать следующее:

а)	для c/b<lO%cv mai мало зависит от изменения Re;

б)	для с/£><12% доминирует срыв по передней кромке. При расчете Су max
по методу DATCOM можно использовать параметр, характеризующий остроту
передней кромки At/, определенный на рис. А.2 приложения А;

в)	для с/6>12% доминирует срыв на хвостовой кромке, и величина с1/тах
становится чувствительной к изменению числа Re,

г)	наибольшие величины Сушах характерны для пятизначной серии профи-
лей. Ламинарные профили с сур=0,4 и не слишком задним расположением мак-
симальной толщины имеют су mat на 0,08—0,12 ниже;

д)	максимально достижимая величина Сушах для профилей стандартной се-
рии NACA 23012 составляет 1,8 при Re=9-106.

Более высокие величины возможны для профилей специальной геометрии, на-
пример последние эксперименты с суперкритическим, нагруженным в хвостовой
части профилем толщиной 17% показали, что возможно получение величин cvmax
более 2 [Е.18].

Е.4.	ПОДЪЕМНАЯ СИЛА КРЫЛА И ЕЕ РАСПРЕДЕЛЕНИЕ

Е.4.1.	Наклон кривой подъемной силы

Для прямого крыла (Хо,2з = О) в несжимаемом потоке согласно работе [Е.20]

# + с“/лХ

(Е.5)

где f — поправочный коэффициент, учитывающий сужение крыла и показанный
на рис. 8 [Е.14]. Для 0,2<т)<1,0 f принимается равным 0,995. Поправка Джон-
са £, учитывающая фактор скорости по кромке равна отношению периметра
в плане к размаху крыла. Для сужающегося крыла приемлемую точность дает
выражение

2т]

+ 41 +4 *
Рис. Е.

3. Влияние уг-

ла схода профиля на
наклон кривой подъ-
емной силы профиля
[Е.З]

16

1.2

10

Относительная толщина,%

12	14	16	18	20

Сугтшх
2,0





I

Рис. ЕЖ Области
максимальных вели-
ки су max* получен-
ных для стандартных
профилей NACA по
экспериментальным
данным [EJ4];

/ — четырех- и ЛЯ’
тизначные профили;
2 — шестизначные
профили

1В

и

Сутох

0.8

10

Относительная толщина, 70

12	14	16	18	20	22

12


Наклон кривой подъемной силы в плоском потоке в единицах 2л/рад описыва-
ется следующей формулой.

2л

(Е.7)

Влияние сжимаемости можно ввести, заменив X на 0Л и ^Гкр на ЗСккр*
Для стреловидного крыла в сжимаемом потоке по методике DATCOM:

F кР = —	-	— - _ -	,	(Е. 8)

Р'л г &2 COS2 х₽ \ Р* /

_ . ... tgX0,5 , _ ?СУ
где tg/.3=—-------.

При сравнении с результатами расчетов по теории несущих поверхностей
IE.3I] формула (Е.8) дает хорошую сходимость шля > 30°; Сукр получается
завышенным примерно на 4% для =0 и на 2% для =20°.

Е.4.2.	Распределение подъемной силы по размаху

Подъемную силу можно разделить на основную и дополнительную:

(Е.9)

В безразмерных параметрах УД(,п и YUffi выражаются по Андерсону
образом:

Ь	Тконн^у

Су = Гд011Сг Н“	Уосн>

С у ЯОИ Ь

Лои= /-> 7	•

Г

следующим

(Е.10)

(Е. II)

Су осн &
осн ““	7

¥КОНЦ Су

(Е.12)

Определение крутки крыла фКОнц объяснено в приложении А, подразд. А.3.2.
Андерсон дает табл, для Удои и УОСн для прямых сужающихся крыльев с ли-
нейной круткой в несжимаемом потоке. На этапе предварительного проектиро-
вания приемлемые результаты дает следующий полуэм лирический метод, пред-
ложенный Дедерихом [Е.21]. Он справедлив для крыльев с произвольными фор-
мой в плане и распределением подъемной силы по размаху при условии, когда
линия четверти хорд консоли крыла почти прямая. Таким образом, этот метод
может быть применен для прямого и стреловидного крыльев в сжимаемом, до-
критическом потоке.

Распределение дополнительной подъемной силы задастся формулой:

Гдои = Л14- +А2—]/1-г2+Л3/.	(Е.13)

ьг л

Коэффициенты Аь Ай и А3 изображены на рис Е.5; функция f распределе-
ния подъемной силы указана на рис Е 6 Для прямых крыльев f имеет эллипти-
ческую форму и выражается формулой (Е.13)

У:Э!=-А	+ (А> + А3) — V1 — А’ для Хо,25 = О- (Е. 14)

ог	л
Cv cosL..

Изменение показателей по методу
[Е.21]

Рис. Е.5*

Дедеркхк

J

Этот результат согласуется с хорошо изве-
стной зависимостью Шренка [ЕЛ 9] при ус-
ловии Л]=42+Лз=0,5*

Распределение основной подъемной си-

Рис, Е.6. Изменение функции распреде-
ления подъемной силы [Е.21]

лы производится следующим образом.

Формула, выведенная Дедерихом в работе [Е 21], может быть изменена и
приведена к форме, используемой Андерсоном:

осн

дОи-^4 COS / о I

\¥конп

(E. 15)

где

«о/ =

I

' ? - Y

I ------' лсш

(E. 16)

J ТкОнц
о

а коэффициент А4 (рис, Е.5) равен произведению k0 и ki, используемому в рабо-
те [Е 21]. Показатель а0; равен аэродинамической крутке профиля местного по
размаху сечения, для которого Cj,och = 0, при этом предполагается, что крутка

концевого сечения равна одному градусу по отношению к корневому сечению.

В случае линейной крутки* крыла (ф=£фконц) и эллиптической формы распре-	1

деления Удоп, аог=4/3л. Для прямых сужающихся нестреловидных крыльев с	1

линейным распределением крутки формула [Е 16] может быть проверена пчтем	1

подстановки Едой в соответствии с Е.14, что дает	I

= А зрТр + + АаУ^'	<Е ’17)

Показатель цог напоминает коэффициент Андерсона J ия прямого крыла со
скругленными концами [Е.20, Е.14].

Для прямых крыльев с линейной плазовой круткой * может быть использован
рис Е 7. Эта диаграмма основана на результатах расчетов по теории несущих
поверхностей и дана в работе [Е.31], из которой можно также заключить, что
применительно к рис. Е 7 ао; для стреловидных крыльев следует уменьшить

* Определение раскрыто в подразд. А.3.2 приложения А,
17—1221	513
Рис. ЕЛ. Изменение угла атаки нулевой подъ-
емной силы на единицу крутки для прямых
крыльев [E.31J:

1 -относительное удлинение РА; 2 —относи-
тельное сужение Л

Для корневого сечения ауо
филя (разд. Е.З). Необходимо

фконц — величина отрицательная.

примерно на 0,0006 на каждый
градус угла Х3  При произвольном
распределении крутки по размаху
следует рассчитывать числен-
ным интегрированием.

Е.4.3.	Угол нулевой
подъемной силы

Коэффициент подъемной силы в
области линейной зависимости
описывается выражением

С1кр" СУкР !икорн — О^0)корн—
— «О/Укоиц. I (Е. 18)

Угол атаки аКОрп определяет-
ся по отношению к хорде корне-
вого сечения, а угол атаки при
нулевой подъемной силе задается
формулой

‘ о^корн (tjt?/o^KopH u0JTkohh-
(Е. 19)

может быть получен по характеристикам про-

отметить, что для отрицательной крутки крыла

Е.4.4.	Максимальная подъемная сила

Основной метод расчета максимальной подъемной силы прямого крыла боль-
шого удлинения изложен в работах ГЕ. 14, Е.32]. Ниже приведен вывод из ра-
боты Аббота и Ван Денхоффа:

«Максимальный коэффициент подъемной силы крыла определяется на ос-
новании предположения о том, что он достигается, когда коэффициенты подъем-
ной силы локальных сечений по размаху равны местному си гаах для соответст-
вующего профиля. Эти величины легко находятся при помощи рис. Е.8. На графи-
ке построены распределения местных су max по размаху, а также кривые с,, Wi
для Су =1 и су осн- Кривая распределения по размаху с„ 1п;,х—с„ 1)Сн на графике
позволяет определить минимальную величину отношения (су mar—су Осн)/су доп
при Су=1. Это отношение считается максимальным коэффициентом подъемной
СИЛЫ Су max крыла».

Более простая, но менее точная зависимость имеет вид

(Сцшах)корн +	шах)коно

С = ks--------------------------------,	(Е. 20)

У max ®	2	V '

где /es=0,88 для т] = 1 и 0,95 для сужающегося крыла. Эта формула не учиты-
вает влияния крутки крыла.

С увеличением стреловидности крыла и появлением градиентов давления по
размаху данный метод расчета становится менее приемлемым, так как градиенты
давления создают перетекание пограничного слоя в поперечном направлении.
Каллаган отмечает в своей работе [ЕЛ 1], что этот метод дает приемлемые ре-
зультаты для средних углов стреловидности. Расчет проводится для следующих
случаев.

Подъемная сила для стреловидного крыла с круткой, с переменным типом
профиля по размаху рассчитывается следующим образом.
Z- 2z/L

Ряс. E.S. Пример распределения подъем-
ной силы по размаху прямого крыла
[EJ4]

Рис. Е.9. Влияние угла стреловидности на
максимальную подъемную силу (методика
DATCOM, |Е*3))

Основная и дополнительная составляющие подъемной силы рассчитываются
любым подходящим способом, например, по формулам Е.13 и Е.15. Суммарный
коэффициент подъемной силы для каждого сечения сравнивается с соответствую-
щей величиной clf maxcos /0,25 и методика, описанная выше для прямого крыла,
применима для расчета Сушах. Возможен также способ оценки по формуле
(Е.20), после введения в нее корректирующего множителя cos Хо,25-

Подъемная сила для стреловидного крыла без крутки с постоянным типом
профиля по размаху определяется следующим образом.

Cj „им определяется по си гаа\ отдельных сечений при помощи рис. Е.9. Па-
раметр можно получить из рис. А.2 приложения А.

Применима также формула

С., „ = 0,9с cos7n,25 для
Ушах ’ ртах	>

(Е.21)

Сжимаемость потока влияет на Су шах при числах М, превышающих при-
мерно 0.2. Методика DATCOM (рис. 4.13, 4 15) или работа [Е.29] позволяют
получить количественную оценку этого эффекта.

Е.5.	МОМЕНТ ТАНГАЖА ОТ КРЫЛА

Из подразд. А.3.3 приложения А из формулы по определению аэродинамическо-
го фокуса крыла следует

(Е. 22)

Е.5.1.	Аэродинамический фокус

Расположение аэродинамического фокуса по отношению к передней кромке САХ
показано на рис. Е.10. Эта диаграмма составлена на основании расчетов по тео-
рии несущих поверхностей. САХ определяется по данным приложения А, под-
разд. А.3.3.
1

~*ис ЕЛО. Положение аэродинамического фокуса несущих поверхностей на гцнпуковых скоростях |Е.31]:

X — огноси гсльное удлинение, Ьл — длина
тельное сужение, t g 7ft" '*

ха $ — положение шродшммического фок>са ог ПК Ьл>

3^ I I- М*; Л — относи

шмЙайЙБ
Е.5.2. Коэффициент момента тангажа (/nz аф)к₽

(^га.ф)кр ~ (^га.ф)осн *Ь -^Т^га.ф-

(Е.23)

Первый член
размаху:

выражения учитывает распределение кривизны профилей по

//2

2 С-
(Я2га.ф)осн= q, \
О D 1 «J

А о

(Е.24)

Величина тг а ф может быть получена по теории потенциального потока или
экспериментально. Она очень чувствительна к форме средней линии профиля.
Для крыла С ПОСТОЯННЫМ ТИПОМ профиля (niz а.ф) 0CH = mz а.ф-

Последний член в формуле (Е 23) учитывает изменение распределения подъ-
емной силы из-за крутки крыла:

Лф/Яга.ф = —

Sb,

//2

и"

О

(Е.25)

Если предположить, что аэродинамические фокусы всех сечений расположены на
прямой линии четверти хорд, то:

1



1 , bc	Y	b -------

2 S. ‘S7-0-25 VVJCH br ZdZ'

“Л	О

(Е.26)

Отношение Ьг/Ьл = СГХ/САХ можно получить па рис. А.8 приложения А.

При произвольном распределении крутки интеграл определяется численным
методом с использованием распределения основной составляющей подъемной си-
лы, полученной любым подходящим способом, например по Дедернху.

При линейном распределении крутки для прямого сужающегося крыла с за-
кругленными концами Андерсон формулу (Е.25) привел к виду

^¥mza.(b —	,

ЬА

*	/-о,и’

(Е.27)

Диаграмма для расчета G приведена на с. 20 в работе [Е.14]. Это выраже-
ние применимо только при небольшой стреловидности, так как не учитывает влия-
ния стреловидности на распределение подъемной силы.

Для плазово-липсиных прямых сужающихся крыльев Кэптейн построил диа-
граммы в работе [Е.31], основанные на теории несущих поверхностей [Е.ЗО].
Результаты этой работы можно обобщить следующим образом:

Р (а.ф)

--------= и,0066 + 0,020т] ~ 0,03т2 + 0,00273 (?] — 0,095) (0л).

ФконцСг кр (рл) tg

(Е.28)

Е.6.	ВЛИЯНИЕ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ КРЫЛА И ФЮЗЕЛЯЖА

НА ПОДЪЕМНУЮ СИЛУ

Явление аэродинамической интерференции между крылом и прямым фюзеляжем
сводится к следующему (рис. ЕЛ):

а) в невязком потоке результиоующая сила, действующая на тело замкну-
той формы, равна нулю. Однако, в вязком потоке и в присутствии несущего
крыла подъемная сила от носовой части фюзеляжа, находящейся в восходящем
потоке, только частично компенсируется направленной вниз нагрузкой от хвосто-
вой части фюзеляжа, находящейся в скошенном вниз потоке от крыла;
Рис. ЕЛ!. Влияние интерференции крыла
и фюзеляжа на распределение подъемной
силы по размаху:

1 — крыло с фюзеляжем; 2 —изолирован
ное крыло, 3 — подъемная сила от носовой
части фюзеляжа, 4 — подъемная сила от
центроплана в фюзеляже; 5 — поперечный
поток

б)	составляющая потока, нор-
мальная к оси фюзеляжа (попереч-
ный поток), приводит к увеличению
эффективных углов атаки сечений
крыла, особенно в зоне стыковки
крыла с фюзеляжем;

в)	часть несущей поверхности
крыла находится в фюзеляже, поэто-
му составляющая подъемной силы от
псе меньше, чем потъемная сила,
создаваемая этой частью в отсутствии
фюзеляжа,

г)	вертикальное смещение крыла
относительно СГФ приводит к иска-
жению потока, как это описано Хёр-
нером [Е 38, с. 8—17], Это приводит
к снижению подъемной силы для вы-
сокопланов и приращению подъемной
силы для низкопланов (ДуСу)

Складывая составляющие подъ-
емной силы, получаем выражение
для общей подъемной силы крыла и
фюзеляжа

^Укр.ф (^г)кр.ф

((1ф ^О^Тконц) +

(%о)корн1 +

(Е.29)



Определение углов производить по рис. Е12. Угол установки крыла рассмот-
рен в разделе Е.9, а наклон кривой подъемной силы системы крыло—фюзеляж
определяется выражениями.

(аСу/аа)кр.ф ПР11 const

S''>
кр

(дСу/д?0)кр>ф при цф = const

—	77

Г кр

(Е.ЗО)

(Е.31)

(Е. 32)

Для \уС\ Хёрнер дает следующие данные.

Д^С'у5/(6К(>рв&ф) =—0,1 (высокопланы);

AyCyS/(бкорн&ф) =0 (среднепланы);

AyCyS/(бкорнЬф) = +0,1 (низкопланы)

Располагаемая площадь крыла определена в приложении А, разд. А.3.1 Рас-
чет коэффициентов Ai и Ап дан в работе [Е.37]. Для фюзеляжа с круглым или
почти круглым сечением при 6ф//<0,2 коэффициенты достаточно точно описыва-
ются следующими выражениями

(Е.ЗЗ)

(Е.34)

Располагаемая площадь крыла Sp является проекцией части крыла, находя-
щейся за пределами фюзеляжа, предполагая среднее расположение крыла, той
же полной площади (см. приложение А, разд. А 3.1), У непрямых фюзеляжей с
Рис. Е.12. Геометрические параметры системы крыло - фквеляж — хвостовое оперение:

1— линия нулевой подъемной силы коршвого сечения, 2- линия нулевой подичной шлы
крыла. 3 — линия нулевой подъемной питы концевого сечения

отклоненной вверх хвостовой частью характер обтекания более сложный (см
подразд 3.5 1), и рассмотренные методы к ним применимы ограниченно.

Указанные выше эффекты интерференции являются результатом влияния по-
тенциального потока, и их следует считать «минимальными эффектами», прояв-
ляющимися на малых тглах атаки На больших унтах атаки отрыв потока в зоне
стыковки крыла с фюзеляжем может привести к снижению Ci mai Это явление
стараются устранить путем применения соответствующих зализов, выбором фор-
мы в плане (например, удлинение хорды корневою сечения) применением крут-
ки крыла и изменением профиля. Из рис Г. 11 можно заключить, что влияние
фюзеляжа будет небольшим, если отрыв потока начинается на внешней изолиро-
ванной части консоли крыла Присутствие фюзеляжа несколько улучшает харак-
теристики по сваливанию, сдвигая зону отрыва потока к внутренней части кры-
та Общее правило тля оценки влияния фюзеляжа на Су дать трудно Пото-
му при предварительном проектировании самолета Ст шах для системы крыло —
фюзеляж часто принимается равным коэффициенту максима тьной подъемной си-
лы крыла. Критический угол атаки выбирается соответствующим образом Такой
подход дает несколько заниженные результаты в случае высокоплана и завышен-
ные для среднеплана

Е.7.	МОМЕНТ ТАНГАЖА СИСТЕМЫ КРЫЛО — ФЮЗЕЛЯЖ

Уравнение момента тангажа для системы крыло—фюзеляж записывается в сле-
дующем виде

•X i.u ~~ ( *-а.ф)кр.ф

('Я.г)кр.ф = (тга.ф)кр + ^у кр.ф	7	•	(Е. 35)

Е.7.1.	Аэродинамический фокус

Положение аэродинамическою фокуса системы крыло — фюзеляж чувствительно
к распределению давления, а не к изменению суммарной подъемной силы, и его
определение представляет определенную трудность Ниже рассмотрены две по-
правки к положению аэродинамического фокуса крыла:

/ *^а.ф \	/ -^а-ф \	У*Р1-^а.ф	^^2-^а.ф

—	- ~Т~	+-----Z-----+------1----•	(Е. 36)

\ ЬА /кр.ф	\ bA /кр ЬА	ЬА

Член ДФ^а ф учитывает сдвиг вперед, вызванный частями фюзеляжа, на-
ходящимися впереди и сзади крыла. Носовая часть оказывает большее влияние
Рис. ЕЛЗ. Геометрические параметры системы крыло — фюзеляж — хвостовое оперение

на сдвиг аэродинамического фокуса. Экспериментальные данные [Е.6] дают сле-
дующую зависимость:

1,8 ^ф^ф^ф.н

ЬА =_(Сг)кМ, SiA

(Е.37)

Геометрические понятия изображены на рис. Е.13. Корректирующий член ЛФ2ха ф
учитывает снижение подъемной силы несущей зоны соединения крыла и фюзеля-
жа и может быть заимствован из методики DATCOM

ЛФ2*а.ф 0,273	/ Ч \

ьА =1-м	tSZ°’25 ЛЛЯI Г<0’2)’ (Е'38)

Е.7.2.	Коэффициент момента (тгаф)кр.ф

(тгл.ф)кр.ф — (^га.ф)кр 4“ ^Ф^га-ф*

(Е.39)
Составляющая ДФ/л2 а,ф от фюзеляжа может быть получена из теории Мун-
ка [Е.ЗЗ]. Для фюзеляжей с круглым или почти круглым сечением

/	2,О^ф

ДФ/Цга.ф ~	1 >8 Н	?

к	ч

ДОД1[р.ф •

(£.40)

где СГо равен Су при а$=0 (см. подразд. Е.9.3), а С* берется в 1/рад. Для
сечений некруглой формы ДФ/пг а,ф необходимо умножить на отношение площади
реального сечения к (л/4) 6фАф.

Е.8.	СОСТАВЛЯЮЩИЕ ОТ ГОНДОЛЫ ДВИГАТЕЛЕЙ И ВИНТА

Влияние гондол двигателей на аэродинамику самолета объяснено качественно в
разд. 6.5. При предварительном проектировании самолета точная количественная
оценка лого эффекта невозможна. Поэтому определяют только влияние каж-
дой юндолы на смещение аэродинамического фокуса и затем их суммируют:

А Г

X а.ф

djlr

Sb А (Су)кр.ф

(Е.41)

где Аг=—4,0 для гондол, установленных впереди ПК крыла; £г~—2,5 для гон-
дол реактивных двигателей, установленных по бокам хвостовой части фюзеляжа.
Геометрические понятия раскрыты на рис. Е.13. Плечо /г считается положитель-
ным, когда гондола впереди, и отрицательным, когда гондола расположена сзади
0,25 САХ.

Влияние винтов на аэродинамику самолета может быть значительным, когда
к ним подводится мощность двигателей; при неработающих двигателях влияние
на подъемную силу невелико. Однако составляющая подъемной силы от авторо-
тирующего винта, установленного под углом к потоку, приводит к сдвигу аэро-
динамического фокуса. Для авторотирующих тянущих винтов Перкинс и Хейдж
[Е.1] дают следующую зависимость:



Хдд (С|')кр<ф

(Е.42)

где В — число лопастей на винт. Другие геометрические параметры даны на
рис. Е.13. На самолетах, оборудованных двигателями на крыле с горизонталь-
ным расположением цилиндров, самолетах с большой энерговооруженностью при
одном тянущем винте в носовой части фюзеляжа, а также на реактивных само-
летах с двигателями в хвостовой части фюзеляжа, влияние гондол и винтов на
сдвиг ха.ф наиболее заметно.

Е.9.	ПОДЪЕМНАЯ СИЛА САМОЛЕТА В ЦЕЛОМ

В этом разделе координата аэродинамического фокуса и коэффициент момента
относительно аэродинамического фокуса самолета без горизонтального оперения,
полученные в предыдущих разделах, будут обозначиться ха.ф и тг.а.ф. Тогда ко-
эффициент момента самолета без ГО имеет вид

с—г.о	Щга-ф “4* Су

ЛСц.М Л-а.ф

*>А

(Е.43)

Е.9.1.	Подъемная сила горизонтального оперения

Подъемная сила ГО для балансировки самолета выводится из условий равно-
весия в продольном направлении и равенства подъемной силы весу самолета:

А ГГЧ Г* Г*

Д ГО Сг = Су г.о —-------------------= —

q *г.(

ЬА

(Е.44)
Е.9.2.	Суммарная подъемная сила сбалансированного
самолета

Объединяя уравнения (Е 2), (Е 29) и (Е44) и пренебрегая (.оставляющими подъ-
емной силы от гондол и силовой установки, находим

Су СуКр.ф 1 +

Ьа
* г >

(ЕЛ5)

Е.9.3.	Угол установки системы крыло — фюзеляж

Уют установки крыла (относительно С ГФ), необходимый для расчета требуе-
мой величины Су при горизонтальном положении оси* фюзеляжа («ф=0), по-
лучается из формул (Е29), (ЕЗО) и (Е45)

^Гк₽.ф—К\

¥() = г, ла “I” а0/¥конч Н-(аг/0)корн*	(Е.46)

К И

*	/ ЬА \ / / хк.ч ~ -*а.ф \

г*е	Сккрф = (с1о-7^/и^-ф)/ (' -+-----/	(Е-17>

Величины Суо и лц м часто соответствуют средним величинам Ст и массы
самолета ** на расчетной крейсерской высоте, однако могут использоваться п
другие величины (см подразд 772 )

Е.9.4.	Кривая подъемной силы сбалансированного самолета

Полученные выше данные позволяют определить кривую подъемной силы сбалан-
сированного самолета в пределах линейной зависимости от угла атаки, взятого
по отношению к справочной оси фюзеляжа-

где

и

Су =

cr=Ki(i +

(аг0)ф

[^ф	(^К0)ф}	•

^ц.м	Л’а.ф	\

____________г	1	/~>а

I	/	Gj КР

*Т.О	!

(Е.48)

(Е.49)

при условии расчета фо по формулам (Е 46) и (Е 47).

Влияние хвостового оперения на Ст max можно найти по кривой Су—/(«)
считая, что критический угол атаки не зависит от наличия горизонтального опе-
рения

ЕЛО. МОМЕНТ ТАНГАЖА САМОЛЕТА И НЕЙТРАЛЬНАЯ ТОЧКА
(ПРИ ФИКСИРОВАННОЙ РУЧКЕ УПРАВЛЕНИЯ)

EJ0.1. Положение нейтральной точки
при фиксированной ручке управления

В соответствии с подразд 9 2 1 гл. 9

-£ц-г __ -^а-ф Су г>0 / _____ dzr Q \ -Sr.c/г.о <7г.о	.

ЬА ~ ЬА Слу \ da ) SbA q '	( J

*	Строго говоря при определении	необходимо пользоваться линией пола в каче-

стве справочной оси

*	* Например, полезная нагрузка равна 50—60% максимальной при половинном запасе
топлива,
В отличие от предыдущего подраздела Су в этой формуле относится к раз-
балансированному самолету (при фиксированной ручке управления)

+С|	(E.5I)

у	’ го \ da ) S q

и va ф относится к самолету без горизонтального оперения

При отсутствии данных отношение qr 0/q можно принять равным 0,85 для
стабилизатора, установленного на фюзеляже, и 0,95 для стабилизатора на кнзе,
но не для случая Т-образного оперения, для которого qr 0/q~ 1.

Наклон кривой подъемной силы хвостового оперения можно рассчитать при
помощи метода, указанного для крыла в разд ЕЗ и Е 4, со следующими по-
правками (там, 1де они применимы)

негерметичный зазор по размаху между рулем высоты и стабилизатором ве-
дет к уменьшению подъемной сизы на 8%,

если руль высоты скошен по всему корневому сечению для обеспечения от-
клонения руля направления, подъемная сила снижается на 5%

Эти данные относятся к обычному килю, установленному на фюзеляже (класс
А на рис 2 23), для других конфигураций необходимо обратиться к работе [Е 48].
В случае использования двух килей на концах стабилизатора, аэродинамическое
относительное удлинение ГО примерно в 1,5 раза больше геометрического удли-
нения

Градиент скоса потока в полете с неработающими двигателями выражается
следующим образом

^£г.о _ . 7-____________Су кр_________

da ’ лХ (т(г)0,25(1 -j- |т|)’

(Е.52)

Геометрические параметры гит определены на рис. Е.13.

Гондолы реактивных двигателей, установленные на пилонах по бокам хвос-
(. dSf-.Q X

1—------I примерно на 10%.

d a J

Взаимовлияние винта и киля при нулевой тяге уменьшает показатель
приблизительно на 0.012В (по данным работы [Е 1])

d^r.o
da

Е.10.2.	Угол установки стабилизатора

При нулевых углах отклонения руля высоты и триммера подъемная сила ГО
для симметричного профиля имеет вид

(Е.53)

где а и ir о измеряются по отношению к линии нулевой подъемной силы крыла
(см рис Е 12). При фиксированном стабилизаторе можно принять, чтобы само
лет балансировался при Су = Суо при нейтральном положении руля высоты с
целью уменьшения сопротивления ГО.

Если принять, что его=0 для Су=0, ег о является линейной функцией а и
Су кр = Су^, требуемый угол установки ГО по отношению к справочной оси фю-
зеляжа выражается зависимостью

(1'г.о)ф —

^га.ф + CyQ

А'д ф

df£r.o/rfct

а	о ?го

У Г.О од	„

Гкр

(Е.54)
Рис EJ4. Кривые коэффициентов тангажа
в линейном диапазоне зависимости от угла
атаки при нулевом отклонении рутя высо-
ты-

/—самолет без г о. 2—ърыло плюс фю
зеляж, 3- крыло: 4 — самолет в целом

По отношению к линии нулевой подъемной силы крыла угол установки

С,
*г.о"(^го)ф	’	(Е.55)

При этом Сув является коэффициентом подъемной силы при нулевом угле ата-
ки фюзеляжа (подразд. Е.9.3).

Е.1О.З.	Кривая момента тангажа

При нулевом угле атаки и нулевом у<ле отклонения руля высоты в
линейных зависимостей коэффициент момента тангажа имеет вид

т’-=т“+’ 

где

н

_ ^н>г—^.м

dCy	&А

—я -	г*°

тг0 = '«га.ф~СГг.о/г.о

пределах

(Е.56)

(Е.57)

(11.58)

Составляющие коэффициента момента mz представлены на рис. Е.14.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

E.L С. D. Perkins and R. Е. Hage, Airplane performance, stability and control.
NEW York, John Wiley and Sons, lnc„ 1949.

E.2 H. Schlichting and E. Truckenbrodt. Aerodynamik des Flugzeuges. Vol. 11.
Springer Verlag, 1960.

E 3. D. E. Heak and D. E. Ellison. USAF Stability and Control Datcom.
Wright Patterson Air Force Base, October 1960 (rev August 1968).

E4. D. E. Ellison and D. E, Hoak. Stability derivative estimation at subsonic
speeds Annals of the New York Acaderm of Sciences, Vol. 154, Part 2, pp. 367—
396

E.5. Anon. Data Sheets. Aerodynamics, Vols 1, II and III, Royal Aeronauti-
cal Society.

E 6. W. Just. Flugmechanik, Steuerung und Stabilitat von Flugzeugen. Verlag
Flugtechnik, Stuttgart, 1966.

E. 7 G. J. Hancock. Problems of aircraft behaviour at high angles of attack.
AGARDograph 136, April, 1969

E.8. J, Roskam. Methods of estimating stability and control derivatives of con-
ventional subsonic airplanes. The University of Kansas, 1971.

E,9. С. H. Wolowicz. Longitudinal aerodynamic characteristics of light, twin-
engine. propeller driven airplanes. NASA TN D—6800, 1972.
Е.10. R. К. Hefiley and W. F. Jewell. Aircraft handling qualities data NASA
CR—2144, December 1972.

E.ll J. G. Callaghan. Aerodynamic prediction methods at low speeds with
mechanical high lift devices. AGARD Lecture Series No 67, May 1974.

ПРОФИЛИ

E. 12. I. H. Abbott, A. E. Von Doenhoff and L. S. Stivers. Summary of Airfoil Da-
ta. NACA Report 824, 1945.

E 13. F. W. Riegels. Aerodynamische Profile R Oldenburg, Munich, 1958.

E.14. I. H. Abbott and A. E. Von Doenhoff. Theory of wing sections. McGraw-
Hill Book Comp. Inc., New York; also: Dover Publications Inc., New York, 1959.

E 15. L. K. Loftin. The effects of variations in Reynolds number between.
3 OX 10s and 25 0X10^ upon the aerodynamic characteristics of NACA 6-senes airfoil
sections. NACA TN 1773, 1948.

E.16 L. K. Loftin. Theoretical and experimental data for a number of NACA
6A-series airfoil sections. NACA Report 903, 1948

E.17. D. M. McRae. Aerodynamics of mechanical high-lift devices. AGARD
Lecture Series No 43, April 20—24, 1970

E.18. R. J. McGhee and W. D. Beasley. Low-speed aerodynamic characteristics
of a 17 percent-thick airfoil section designed for general aviation applications. NASA
TN D-7428, December 1973.

КРЫЛО

E.19. О. Schrenk. Ein einfaches Naherungsverfahren zur Ermittlung von Auftriebs-
verteihngen langs der Tragflugeispannweite Zeitschrift fiir Luftwissenschaiten
Vol 7, No, pp. 118—120.

E.20. R. F. Anderson. Determination of the characteristics of tapered wings,
NACA Rep. 572, 1936

E.21. F. W. Diederich. A simple approximate method for calculating spanwise
lift distributions and aerodynamic influence coefficients at subsonic speeds. NACA
TN 2751, 1952.

E.22. J. de Young and C. W. Harper. Theoretical symmetric span loading at sub-
sonic speeds for wings having arbitrary planform. NACA Rep. 921, 1948.

E.23 R. Stanton Jones. An empirical method for rapidly determining the loading
distribution on swept back wings. College of Aeronautics Report No. 32, 1950

E 24. G. H. Lee. High maximum lift The Aeroplane, October 30 and November 6,
1953.

E 25. V. Holmboe, Charts for the position of the aerodynamic centre at low
speeds and small angles of attack for a large family of tapered wings. SAAB TN 27,
1954 (reproduced in «Airplane Design», by K. D. Wood).

E 26. Anon. Method for the rapid estimation of theoretical spanwise loading due
to a change of incidence. R. Ae. S Transonic Data Memorandum 6208, 1962.

E.27. Anon. Graphical method for estimating the spanwise distribution of aero-
dynamic centre on wings in subsonic flow R. Ae S. Transonic Daat Memorandum
6309, Sept 1963

E 28. C. L. Bore and A. T. Boyd. Estimation of maximum lift of swept wings at
low Mach numbers. J. of the R Ae. S., Vol. 67, April 1963, pp. 227—239.

E 29. L. R. Wootton, The effect of compressibility on the maximum lift coeffici-
ent of aerofoils at subsonic airspeeds. J. of the R. Ae. S., Vol. 71, July 1967.

E.30. T. E. Labruyere and J. G. Wouters. Computer application of subsonic lifting
surface theory. NLR Report TR 70088.

E31. P. Kapteyn. Design charts for the aerodynamic characteristics of straight
and swept, tapered, twister wings at subsonic speeds. Delft University of Technology,
Dept, of Aeronautical Engineering, M 180, Max 1972

E 32. M. A. McVeigh and E. Kisielowski. A design summary of stall characteri-
stics of straight wing aircraft NASA CR-1646, June 1971.
КРЫЛО — ФЮЗЕЛЯЖ

Е.ЗЗ. М. М. Munk. The aerodynamic forces on airship hulls. NACA T. Rep. 184, 1924.

E.34 J. H. Allen. Estimation of the forces and moments acting on inclined bo-
dies of revolution NACA RM A 9126, 1949

E.35 H. Schlichting. Calculation of the influence of a body on the position of
the aerodynamic centre of aircraft with sweptback wings ARC R and M 2582, 1947

E 36 A. H. Flax and H. R. Lawrence. The aerodynamics of low asnectratio wings
and wing-body combinations Proceedings of the Third Anglo-Ameiican Aeronautical
Conference 1951, pp 363—398

E 37 W. C. Pitts, J. N. Nielsen and G. E. Kaattari. Lift and center of pressure
of wing-body-tail combinations at subsonic, transonic and supersonic speeds NACA
T. Rep. 1307, 1957.

E 38 S. F. Hoerner, Fluid dynamic drag. Published by the author, 1965.

ВЛИЯНИЕ ВИНТОВ

E 39. R. Smelt and H. Davies. Estimation of increase in lift due to slipstream ARC R
and M 1788, 1937

E 40 D. E. Morris and J. C. Morrall. Effect of slipstream on longitudinal stabi-
lity of multi-engined aircraft ARS R and M 2701, November 1948

E. 41 J. Weil and W. C. Sleeman, Jr. Prodiction of the effects of propeller opera-
tion on the static longitundinal stability of single-engine tractor monoplanes with
flaps retracted NACA T Rep 941

E 42 R. E. Kuhn. Semi-empirical procedure for estimating lift and drag charac-
teristics of propeller-wing-flap configurations for vertical and short take-off and
landing aeroplanes NASA Memorandum 1-16-59L, 1959

E 43 B. W. McCormick. Aerodynamics of V/STOL Flight Academic Press,
New York/London, 1967.

СКОС ПОТОКА

E 44 A. Silverstein and S. Katzoff. Design charts for predicting downwash angles
and wake characteristics behind plain and flapped wings. NACA Rep. 648, 1939.

E.45 J. De Young and W. H. Barling. Prediction of downwash behind swept-
wing airplanes at subsonic speeds NACA TN 3346

E.46 F. W, Diederich. Charts and tables for use in calculations of dowmwash of
wings of arbitrary plan form NACA TN 2353, 1951

E 47. J. L. Decker. Prediction of downswash at various angles of attack for
arbitrary tail locations Aero. Eng. Review, August 1956, pp. 22—61.

ХАРАКТЕРИСТИКИ ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ

E 48 D. J. Lyons and P. L. Bisgood. An analysis of the lift slope of aerofoils of
small aspect latio wings including fins, with design charts for aerofoils and cont-
rol surfaces R and M 2308, 1945 Also in Aircraft Eng., September 1947,
pp 278—286

Приложение F

ОЦЕНКА ПОЛЯРЫ СОПРОТИВЛЕНИЯ САМОЛЕТА

НА ДОКРИТИЧЕСКИХ СКОРОСТЯХ

В КРЕЙСЕРСКОЙ КОНФИГУРАЦИИ

В настоящем приложении представлен большой объем формул, обобщенных дан-
ных и методик для оценки сопротивления самолета на докритических скоростях
в крейсерской конфигурации Все методы применимы на этапе предварительного
проектирования самолета.

Даны методы расчета вихревого и профильного сопротивлений для изоли-
рованных аэродинамически гладких частей самолета. Введены поправки, учиты-
526
вающне взаимодействие полей скоростеи частей самолета, расположенных вбли-
зи друг друга. Приведены данные и методики, учитывающие влияние аэродина-
мического несовершенства поверхностей, установки двигателей и других внешних
элементов.

Обозначения

X — относительное удлинение (без индекса — удлинение крыла)

I размах, длина
b —хорда; ширина

Ъл — средняя аэродинамическая хорда, САХ

Ьт —средняя геометрическая хорда, СГХ

В, — коэффициент при определении сопротивления

А1г Л2, А: —коэффициенты по методике Дедериха (см. приложение Е)

Ao, Ki — коэффициенты, определяющие индуктивное сопротивление от
крут ки
с — толщина

сх, Сх — коэффициенты сопротивления в двух- и трехмерном потоке

Схн —Сх, приведенный к площади миделева сечения

СХо —коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе

с*?, Схр —коэффициенты профильного сопротивления в двух- и трехмерном
потоке

Схв —коэффициент вихревого индуктивного сопротивления

Сх исх —исходная величина Сх при Су = Су исх

Cf — коэффициент сопротивления трения гладкой плоской пластины
су, Су — коэффициенты подъемной силы в двух- и трехмерном потоке

Суа — Су при а=0

Су ,С у —наклоны кривой подъемной силы профиля и самолета соответст-
венно

Су исх —Су при минимальном (исходном) Сх

cVVt Сур — расчетные коэффициенты подъемной силы профиля и крыла со-
ответсгвенно

X — сопротивление

Х2 —коэффициенты в уравнении сопротивления фюзеляжа

Хц.п — сопротивление от поперечной составляющей скорости (л00

— коэффициент при определении сопротивления

£>о —диаметр входного канала двигателя

Е — поправка Джонса на скорость по кромке (см. приложение Е)

е — коэффициент Освальда для коэффициента индуктивного сопро-
тивления

f — площадь сопротивления; функция распределения подъемной силы
по Дедериху (см. приложение Е)

h — высота

k — эквивалентный размер зерна шероховатости поверхности

Mz а.ф — аэродинамический момент тангажа вокруг аэродинамического
фокуса самолета без ГО

М» — число М невозмущенного потока

Мвент, Мгаз —числа М потоков вентилятора и газогенератора соответственно

ffloi.7, /Преакт — массовые расходы в единицу времени охлаждающего воздуха и
выхлопных газов соответственно

АДв -—число двигателей

Ne —эффективная мощность

рео — окружающее давление (статическое)

Ра — периметр зоны стыковки крыла с фюзеляжем

V® —давление скоростного напора 1/2р„

Re — число Рейнольдса

г —радиус изгиба

S — площадь, без индекса — полная площадь крыла
Sp

5и
F

R

Fbhbt
7»

U, W, V

V

Vbuiji, Vbx
< *
GBj Среакт

X
Z
a
a$
Оф'
a.

V
Д

d

Ф
£

Z

Т]винт

T

Ореант
X

x₽

n
v

Pot?

О

Ф

— располагаемая площадь крыла (см. приложение А подразд.
А.З 1)

— площадь поперечного сечения обтекаемого тела

— площадь в плане	/

—тя!а	/

— коэффициент тяги винта	/

— окружающая температура (статическая)	/

— коэффициенты индуктивного сопротивления крыла в уравнении
Андерсона

— обьем; скорость потока

— скорость полета

— скорость потока на выходе и входе

— весовые расходы воздуха через двигатель и реактивных газов
на выходе соответственно

— координата в продольном направлении

— координата в поперечном направлении

— угол атаки

— угол атаки оси фюзеляжа

— Иф при минимальном коэффициенте сопротивления фюзеляжа

— индуктивный угол атаки	_______

— поправка Прандтля на сжимаемость потока 0 = р 1 — М2; угол
отклонения вверх хвостовой части фюзеляжа; отношение длин
головной и хвостовой частей обтекателя; угол наклона хвостового
обтекателя

— отношение удельных теплоемкостей (для воздуха у=1,4)

— приращение, например АгСД— приращение Сх, вызванное ин-
терференцией

— приращение коэффициента индуктивного сопротивления плоского
крыла из-за дополнительной подъемной силы

—угол крутки

— скос потока

— безразмерная координата по размаху z=2z/l

— КПД винта

— относительная температура T^jT (Та, на уровне моря, MCA)

— угол отклонения реактивной струи по отношению к потоку

— угол стреловидности по линии четверти хорд (без индекса —
угол стреловидности крыла)

/ tgx \

— скорректированный угол стреловидности tg 7-. = —“— )

\	р Р

— относительное сужение

— коэффициент кинематической вязкости

— плотность окружающего воздуха

— относительная плотность=Роо/р (роо на уровне моря, MCA)

— коэффициент формы при расчете профильного сопротивления

Индексы и сокращения

а.ф —аэродинамический фокус
в — вихревое
г — гондола

газ —газогенератор

ГО — горизонтальное оперение
г.ф — головная часть фюзеляжа
доп —донное
винт —винт
вент —- вентилятор
заб —воздухозаборник

i —интерференция
корн — корневое
конц — концевое

кр — крыло
м —миделево сечение
н.ф —носовая часть
об — обтекатель
ov — омываемая

охл — охлаждение

п.п — поперечный поток

ilk — передняя кромка
пил — пилон

подк — подкос
р — расчетный
р — профильный

реакт — реактивная струя
с-гю — самолет без ГО
ср.ф — средняя часть фюзеляжа
стр — струя от винта

т.с — центральное тело сопла
ф — фюзеляж

фон — фонарь

х.ф — хвостовая часть фюзеляжа

ц.м — центр масс

ц.д — центр давления

ш — шасси

0,25 —линия четверти хорд

0,5 — линия полухорд

ар — влияние поперечного потока и изгиба фюзеляжа
щу —щели и уступы

F.L СОСТАВЛЯЮЩИЕ СОПРОТИВЛЕНИЯ

Сопротивление самолета можно разделить на составляющие различными спосо-
бами. Терминология, используемая на практике, рассмотрена в разд, 11.2 гл. II.
При анализе характеристик самолета чаще всего применяется следующее раз-
деление сопротивления:

С2Г

СХ СХ +——.	(F.I)

А° jtte

Объяснение составляющих этой формулы и методика начальной оценки Сх
и коэффициента Освальда е даны в подразд. 5.3.1. На этапе проектирования, ко-
гда общая схема и основные геометрические данные самолета определены, воз-
можен более детальный анализ. Информация, необходимая для его выполнения,
представлена в настояще,м приложении.

Сопротивление можно разделить на следующие составляющие (табл. F.1).

1.	Вихревое индуктивное сопротивление -— сопротивление давления, связан
ное с кинетической энергией, необходимой для образования вихрей по хвостовой
кромке и скоса потока. Большая часть составляющих вихревого индуктивного со-
противления может быть определена расчетным путем по теории потенциального
потока, если главные части самолета рассматривать в виде изолированных тел.

2.	Профильное сопротивление — сопротивление, вызванное наличием погра-
ничного слоя и зонами отрыва потока вокруг изолированных основных частей
самолета. Для хорошо обтекаемых гладких самолетных частей на малых углах
атаки доминирует сопротивление трения, а сопротивление давления составляет
только часть общего сопротивления. Для самолетов обычной схемы профильное
сопротивление рассчитывается достаточно точно.

3.	Сопротивление интерференции — поправки, учитывающие взаимодействие
полей обтекания вокруг различных частей самолета. Правильно спроектирован-
ный самолет имеет сопротивление интерференции не более 5—10% от общего
сопротивления при нулевой подъемной силе. Это сопротивление в некоторых слу-
чаях может быть даже отрицательным, однако методы его оценки для боль-
шинства частей самолета очень ненадежны.
Таблица Ft

Разделение сопротивления самолета на составляющие

Составляющие сопротивления	Коэффициенты		
	1	В	D
I Вихревое сопротивление	в	SB в	в
плоского крыла от крутки крыла от законцовок от подъемной силы фюзеляжа балансировочное хвостового оперения			
Н Профи гьнос сопротивление			
крыла минимальное  крыла добавочное  фюзеляжа основное  фюзеляжа донное с хвостовым обтекателе^ от изгиба хвостовой части фюзеляжа и его угла установки  хвостовых балок  гондол двигателей  от обтекателя вентилятора  от газогенератора  от центрального тела сопла  от пилонов  горизонтального оперения  минимальное от бвиаго  вертикального оперения			
/П Сопротивление интерференции			sd£
крыла и фюзеляжа  вихревое  с хчетом вязкости  с учетом влияния подъемной силы крыла на сопротивление фюзеляжа  гондолы двигателя и планера  вихревое  профильное  хвостового оперения и хвостового оперения хвостового оперения и планера			
IV Сопротивление от неровностей и высту поющих частей			
яеубирающегося шасси основные стойки передняя стойка хвостовая стойка или костыль частично убирающиеся колеса фонарей и остекления кабины  выступающие фонари остекление кабины экипажа обтекателей и блистеров  обтекатели колес блистеры			
Продолжение таб ? F 1

Составляющие сопротивления	Коэффициенты		
	А	в	D

Внешних топливных баков  основное профильное  от интерференции и узлов установки Подкосов и расчачок От установки двигателей  внешнее сопротивление  воздухозаборники и отвод пограничного слоя  сопловая часть и реверс тяги  система охлаждения масла и радиаторы внутреннее сопротивление  охлаждение двигателя  охлаждение масла и радиаторы  влияние струи от винта профильное вихревое индуктивное влияние реактивных струй  от выступов неровностей, шероховатости и т п  шероховатость поверхности механизация крыла рулевые поверхности  генераторы вихрей, перегородки, гребни элементы самолетных систем  прочие неучтенные неровности			
Суммарное значение	S 1	SB	

Примечание С % = 2Я + (SB) Су 4- (SD) Су'

4 Сопротивление от надстроек, шероховатостей и других выступающих эле-
ментов, частично расчеты этого сопротивления должны выполняться на основе
геометрии (фонарь, воздухозаборник нт п), частично на основе статистики
(сопротивление заклепочных швов, соединений, зазоров, щелей и т. п.).

Вихревое индуктивное сопротивление плоского (т. е. без крутки) крыла рав-
но н)лю при Су=0, а профильное сопротивление, сопротивление интерференции
и некоторые составляющие вихревого сопротивления минимальны при некоторой
положительной исходной величине Су, например в крейсерском полете Следо-
вательно, условия минимального Сх находятся в пределах 0<Су<С* 1р и фор
м>ла (F1) описывает реальную поляру только в ограниченном диапазоне зна
чений Ci (см рис 5 4)

Поляра сопротивления самолета для докритических скоростей полета может
быть получена путем расчета всех элементов, указанных в табл, F.I. Отдельные
составляющие сопротивления записываются в следующем виде

CXj = A]+B}Cy +DjC$.	(F.2)

Для большей ясности и исключения ошибок, связанных с расчетными пло-
щадями отдельных элементов самолета, основные данные представляются в фор-
ме сопротивления площади f— (CXS)

Отдельные составляющие могут быть отнесены к полной площади крыла сле-
дующим образом’

(CXS)}

Cxj =-----•	(F-3)

О

• Исключение сделано для составляющих сопротивлений крыла, отнесенных к полной
площади крыла S
Для определения общего сопротивления складываются все сопротивления пло-

щади

(F.4)

(F.6)

Компоненты сопротивлений часто выражаются в условных единицах; одна,
условная единица равна ДСх = 0,0001, приведенному к площади крыла. Сложе-
ние всех составляющих табл. F.I * приводит к конечному выражению:

Сх = А + ВСу 4- DC2y.	(F.5)

Другим способом описания поляры сопротивления является выражение:

Сх ~ С Хна + Р (Су	Су Нсх)" >

I де	Су цех =	5/2/?; Схисх  А — DCy', $~D,

Форма поляры, заданная формулой (F.1), может быть получена путем по-
строения расчетных величин СЛ в функции от Су2, при этом в диапазоне значе-
ний Су от соответствующей крейсерской скорости и примерно до 70% Су тех
график имеет форму прямей. Ограничения для этих методов расчета сопротив-
лений аналогичны указанным в приложении Е для расчета подъемной силы.
В геометрических параметрах крыла они составляют: с/6>9%; X>4/cos Xa,2s’>
Ходо<35° Эти ограничения соответствуют случаю безотрывного обтекания кры-
ла на малых углах атаки с разрежением по всей передней кромке при соответ-
ствующих кривизне и крутке. Скорость полета ограничена докритическими числа-
ми М. Оценка критического по нарастанию сопротивления числа М дана в под-
разд. 7.5.2.

Данные настоящего приложения позволяют сделать достаточно полный ана-
лиз сопротивления для большинства схем самолетов. Однако конструктор дол-
жен с осторожностью относиться ко всякого рода специальным составляющим
сопротивления, свойственным его конкретному проекту самолета. В этих случаях
полезно обратиться к книге Хёрнера [F.18] и другим публикациям, указанным
в литературе.

F.2. ОСНОВНЫЕ СОСТАВЛЯЮЩИЕ ВИХРЕВОГО
ИНДУКТИВНОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ

Сопротивление от подъемной силы из-за вихрей по хвостовой кромке связано
с потерями кинетической энергии в вихревой зоне за самолетом. Для крыла оно
задается формулой

г Ct/b _

Схи=\—~—a.dz,	(F.7)

J ог
о

где

(F.8)

Эти выражения справедливы только для случая симметричного распределе-
ния подъемной силы.

F.2.I. Плоские крылья без крутки

Если предположить, что подъемная сила самолета создается только плоским без
крутки крылом **, коэффициент вихревого сопротивления, приведенный к 5, за-
пишется следующим образом:

С2

Схв = (1 + &)-“.	(F.9)

ПЛ

* Для исключения ошибок табл, F.1 рекомендуется заполнять в условных единицах,
умножая все составляющие на 10\ Величины Л, В и Р делятся соответственно на 10*,

** Поправки к этому предположению рассмотрены в разд, F.4,
Объединяя формулы (F.7) и (F.9), получим

a .dz
i

1 + 6 = Лк

(F.10)

При этом для эллиптического распределения подъемной силы 6=0. Для решения
уравнений (F.8) и (F.10) необходимы данные о распределении подъемной силы
по размаху, которые можно получить для потенциального потока, используя клас-
сическую теорию несущей поверхности. Хотя во многих случаях эти данные мож-
но получить в форме стандартных машинных программ, на этапе предваритель-
ного проектирования иногда желателен более простой подход к их расчету.
В этом плане существует несколько возможных способов:

Метод А. Гарнер показал [F.39] что между 6 и координатой центра дав-
ления (гц д) по размаху существует следующая зависимость:

где

8 =46,264 а-д.д —

(Р.П)

(F. 12)

При известном распределении подъемно:! силы по размаху этот интеграл
рассчитывается проще, чем (F.8) и (F.10) Например, можно использовать вы-
ражение для распределения подъемной силы, выведенное Дедерихом (разд 4.2
приложения Е):

zdz + А 2

(F.13)

Хотя выражение Дедериха для распределения подъемной силы по размаху
не отличается точностью, оно приемлемо для крыльев произвольной в плане фор-
мы. В случае прямого сужающегося крыла

I

” b______

I —-— zdz ~

J Ьг
о

(F.14)

а последний интеграл в выражении
мостью:

(F.13) аппроксимируется следующей зависи-

4

Зл

4-O.OOlxp,

(F-15)

где Хв в градусах.
Окончательно для

прямого сужающегося крыла имеем

= Л1 3(Г+Ч) + (Л + Лз)17 + °’°°n^»	(?• 1б>

где 41, А2 и Аз — коэффициенты, заданные на рис. Е.5 приложения Е, а хр при-
нимается в градусах. Опыт расчетов показал, что формула (F.11) дает точные
результаты для приведенных величин относительного удлинения крыла (|ЗЛ) до
10 при сравнении с расчетами по теории несущей поверхности.
Метод В Андерсон обобщил результаты линейной теории подъемной силы
Прандтля для прямых сужающихся крыльев со скругленными концами в несжи-
маемом потоке [F 29] Результаты сведены в диаграмму (рис 10 [F 48]) для
параметра и

<F-,7)

Теория несущей поверхности (например, [F 40, F 41]) дает аналогичные ре-
зультаты Окончательное выражение в работе [F 41] имеет вид

& = {0,0015 +0,016(7; —0,4)2) (0Х — 4,5),	(F.18)

для 6<РХ<ЗО; О,3<Т]<1;/о 25=0.

Метод С Используется машинная программа NLR [F 40, F 41], результаты
расчета по которой показаны на рис F1 для 0,2<'П<0,5 и /р до 60° Анатогич-
ныс результаты могут быть получены при помощи работы [F 36]

Рис П Изменение коэффициента приращения вихревого индуктивного сопротивления £
IF.4H
Рис F.2. Изменение коэффициента Л,} для рас*
чета вихревого индуктивного сопротивления,
вызванного круткой Ко соответствует <Рконц
в градусах) [Г.411

Рис. F.3 Изменение коэффициента
для расчета вихревого индуктивного со-
противления, вызванного круткой крыла
(XL соответствует фНОНц в градусах)
JF.41]

F.2.2. Сопротивление от крутки крыла

Кривые распределения подъемной силы по размаху для крыла с круткой уже
неодинаковы при различных величинах CY. При нулевой подъемной силе индук-
тивное сопротивление плоского крыла равно нулю, а у крыла с круткой распре-
деление основной подъемной силы создает вихревое индуктивное сопротивление
при нулевой подъемной силе Для прямых крыльев с линейной круткой (на ма-
лых скоростях) Андерсон определил коэффициент сопротивления из-за крутки,
приведенный к потной площади крыла, с ieдующим образом

*Рконпсу
Ё

(F.19)

Диаграммы для определения коэффициентов v и w даны в работе [F.48]
на рис 11 и 12 При эллиптическом или почти эллиптическом распределении
подъемной силы справедливо выражение



(F.20)

где (рконц в градусах.

Для прямого и стреловидного крыла с линейной плазовой круткой в усло-
виях докритического потока [F.41]:

~ ?коиц^0 + 'РконцСуЛд.	(Г-21)

Коэффициенты вихревого сопротивления, рассчитанные по теории несущей по-
верхности, показаны на рис, F 2 и F.3.

Приведенные выше методы требуют некоторых пояснений.
L Для типичного прямого крыла (Л = 8, 1] — 0,4) индуктивное сопротивление,
вызванное линейной отрицательной круткой 4° на конце, примерно в два раза
больше по сравнению с линейио-плазовой * круткой крыла с тем же углом
крутки.

2. Оптимальный угол крутки — это угол, для которого величина ДфСд в до-
стигает экстремума. В единицах коэффициентов Андерсона

1	/	\ D

Тконч.о it	{ а )	>	(F• 22)

“ \ су / ®

что соответствует

(АсрСхвХмг = ——Г- Су .	(F. 23)

4 w

Так как коэффициент д' положителен, индуктивное сопротивление уменьша-
ется, когда крутка выбрана по формуле (F.22), в отличие от плоского крыла без
крутки. Этот вопрос более подробно обсуждается в работе [F.38] для стреловид-
ных крыльев. Следует отметить, однако, что у стреловидных крыльев требуется
увеличение аэродинамической крутки выше этого оптимума для снижения тен-
денции к срыву на концах крыла.

F.2.3. Влияние законцовок крыла

на индуктивное сопротивление

В некоторых методах расчета по теории потенциального потока предполагается,
что вихревая зона крыла концентрируется на его концах. Андерсон принимает
скругленную форму законцовок, другие — прямоугольную. Как показал Хернер
[F.18, с. 7—5], положение вихревой зоны на конце крыла может значительно
меняться от формы законцовки. Эти наблюдения подтверждены также Шафеле
и Эбелингом в SAE Paper, № 670846, где приводится пример, когда незначи-
тельные изменения в форме законцовок крыла транспортного самолета привели
к заметному приросту взлетной массы, ограниченной градиентом набора высоты
на втором участке. В связи с отсутствием аналитических зависимостей по этому
вопросу методы оценки влияния законцовок не приводятся.

F.2.4. Индуктивное сопротивление от подъемной силы
фюзеляжа

В невязком потоке замкнутое тело, установленное под углом атаки к потоку, не
создает подъемной силы. Однако в вязком потоке картина меняется из-за обра-
зования пограничного слоя и последующего разрушения потенциального потока
в хвостовой части обтекаемого тела. Подъемная сила и индуктивное сопротив-
ление обтекаемых тел зависят в большей степени от эффектов вязкости, чем кры-
ло. В настоящем подразделе рассматривается только вихревое индуктивное
сопротивление, вызванное непосредственно подъемной силой; вторичные состав-
ляющие обсуждаются'в подразд. F.3.4.

Методы расчета подъемной силы и сопротивления изолированного фюзеляжа
даны в работах [F.57, F.60], Однако из-за эффекта интерференции, вызванного
потоком вокруг крыла, результаты не будут достаточно точными. Поэтому для
тел вращения вводится следующая зависимость, основанная на различных экспе-
риментальных данных:

CxS = 0,15<ф^,	(F.24)

где Уф — объем фюзеляжа; Оф — угол атаки фюзеляжа в рад,
Су — Су

аФ=~ ra \	(F.25)

Су в 1/рад.

* Линейная и линейно-плазовая крутка определены в приложении А, подразд. А,3.2.
Для тел с квадратным поперечным сечением ипдуктйЫюе сопротивление от
подъемной силы по крайней мере в два раза больше, чем получается по формуле
(F,24). Эффект от округления углов количественно пе оценивается, но считается
благоприятным.

F.2.5. Составляющая от гондол двигателей

Если гондолы расположены в поле обтекания крыла, их влияние на вихревое
индуктивное сопротивление заметно. Оценка индуктивного сопротивления от подъ-
емной силы изолированной гондолы пе имеет смысла, так как доминирующим
фактором в этом случае будет интерференция с крылом.

F.2.6. Составляющая от горизонтального оперения

Для изолированного ГО вихревое индуктивное сопротивление может быть рас-
считано так же, как и для крыла. С целью уменьшения этого сопротивления ГО
может также иметь крутку. Без учета крутки для эллиптического распределения
подъемной силы имеем

CxS == 1,02

£ Г г.о^г-о
л^г.о

(F.26)

где подъемная сила от ГО определяется в приложении Е по формуле
2^Да.ф 4” CjT (Хц.ч -^а.ф)/^А
у г’°=	5г.0гг,0/(5йл)	'

(Е.44)

При установке килей на концах стабилизатора эффективное относительное
удлинение последнего примерно на 50% больше iеометричсскшо (см. рис. 2 26)
Зазор между стабилизатором и рулем высоты может снизить эффективное отно-
сительное удлинение на 15—20%.

Необходимо отметить, что формула (Г.26) соответствует только части ба-
лансировочного сопротивления; профильное сопротивление при отклонении руля
высоты (см. подразд. F.3.6) и интерференция с крылом (см. подразд. F.4.4) за-
метно влияют на ею величину. Данные, необходимые для расчета	приве-

дены в приложении Е. Еще более простая зависимость получается, если пред-
положить, что ЦМ совпадает с аэродинамическим фокусом самолета без хвосто-
вого оперения. Она имеет вид

1,02 ------------[.

^ьо($г.о'$)(Л-.о'*А)3

F.3. ПРОФИЛЬНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ ГЛАДКИХ

ИЗОЛИРОВАННЫХ ЧАСТЕЙ самолета

Профильное сопротивление включает сопротивление трения и сопротивление дав-
ления из-за наличия пограничного слоя и отдельных зон отрыва потока. Крыло,
фюзеляж, гондолы и оперение считаются гладкими обтекаемыми частями само-
лета; для учета взаимодействия полей обтекания, влияния выступов, шерохова-
Iостей поверхности и т. п. вводятся поправки. При этом делаются следующие
исключения:

а)	шероховатость поверхности учитывается там, где она влияет на переход
тираничного слоя;

б)	в площадь омываемой поверхности не включаются те части крыла, фюзе-
ляжа, которые нс находятся в потоке (см. разд. Е.4.1).

F.3.I. Аналогия с плоской пластиной

Пограничный слой вокруг самолетной части может быть проанализирован теоре-
тически, если известно распределение давления потенциального потока вокруг
псе. Распределение должно быть скорректировано из-за влияния пограничного
слой,

Рис, F.4. Зависимости для коэффициента трения плоской

0,455

/ — турбулентный пограничный слой, С=

L33

Re0-5

(log Re)2*5$

п — координата точки перехода

пластины в несжимаемом потоке:

2 — ламинарный пограничный

пограничного слоя от носовой

части

слоя с последующим продолжением этой итеративной задачи. На практике такой
способ связан со значительными трудностями, но при наличии времени он вполне
приемлем.

В большинстве случаев предварительного проектирования форма самолета не
бывает окончательно установлена и по этой причине применяют аналогию с плос-
кой пластиной.

В соответствии с этим методом предполагается, что реальная форма основ-
ных частей самолета может быть заменена гладкими обтекаемыми телами, при
этом выступы и неровности условно сглаживаются. Профильные сопротивления
хорошо обтекаемого тела и плоской пластины близки друг к другу. Поскольку
сопротивление трения плоской пластины (рис. F.4) * можно достаточно точно
рассчитать, создается возможность для оценки профильного сопротивления са-
молетной части.

Практическое применение метода аналогии с плоской пластиной заключается
в следующем.

1.	Рассчитывается омываемая поверхность профиля, крыла или тела враще-
ния (см. приложение В). Вводятся поправки, учитывающие соединение частей,
например крыла и фюзеляжа (подразд. F.4.1).

2.	Определяется коэффициент трения CF для гладкой плоской пластины (см.
рис. F.4) с эквивалентными омываемой поверхностью, длиной проекции и поло-
жением точки перехода пограничного слоя от передней кромки. Числа Рейнольдса
приводятся к длине хорды.

3.	Вводится коэффициент коррекции формы ф, который определяется следу-
ющими соображениями:

* Кривые па этом графике построены для несжимаемого потока. При дозвуковых око-
ростях влияние сжимаемости потока невелико.
Рис. F.5. Профильное сопротивление
аэродинамического профиля в плоском
потоке

Максимальное разрежение на 30% мрды

Рис. F.6. Изменение коэффициента
формы для некоторых профилей:
/— «обычные* профили (профили
NACA четырех- и пятизначной се-
РИ||)> %- (

1	0,2 /

а)	пограничный слой вокруг тела или
профиля развивается не так, как вокруг
плоской пластины. Профили скоростей в
пограничном слое и коэффициенты трения
\ них различны:

б)	из-за конечной толщины тела сред-
няя скорость за пределами пограничного
слоя у него выше, чем скорость свободного
потока. Поэтому местные величины скоро-
стного напора и трения на единицу пло-
щади у тела больше;

в)	в отличие от плоской пластины аэро-
динамическое тело обладает фронтальной
площадью и заметной величиной сопротив-
ления давления, особенно при больших от-
носительных толщинах или отношений диа-
метра к длине. Сопротивление давления со-

остренная хвостовая кромка, макси-
мальная толщина ла 40% хорды
(профили NACA шести тачной се’

г { с/b V'1
pirn), УКр^' т Q— J	—про-

фили NACA серин 6А и аналогич-
ных серий со спрямленным хвости-

ком VKp-

Примечание. Эти кривые
получены методом аппроксимации
кривых в выпусках RAeS «крылья»
ЛЬ 02 01 02 и ЛЬ 02.04 03

отдаляет порядка 5—10% сопротивления трения.

4. Площадь сопротивления тела рассчитывается по формуле

Сх5 = Ср (I -Г Ф) Sqm

(F.27)

Применение метода аналогии с плоской пластиной имеет ряд ограничений.

1.	Профили должны иметь относительную толщину не более 25%, а тела
вращения — отношение диаметра к длине не более 0,25—0,35.

2.	Поверхность тел должна быть гладкой, без уступов и шероховатостей.
Переходы от конической к цилиндрической части тел вращения должны быть
плавными.

3.	Углы атаки небольшие илИ нулевые. При невыполнении указанных ог-
раничений необходимо обращаться к экспериментальным данным (например,
[F.44]) и вводить соответствующие поправки.

F.3.2. Профили крыла

На рис. F.5 изображена типовая экспериментальная поляра сопротивления про-
филя крыла. Для дальнейшего аиа-'шза коэффициент профильного сопротивле-
ния, отнесенный к хорде, разделяется следующим образом:

Схр =? C.tpmin + ^Усхр-	(F .28)

Для большинства профилей условия минимального профильного сопротив-
ления соответствуют расчетному коэффициенту подъемной силы Сур, в то время
как означает приращение профильною сопротивления при отклонении си
от сур. В большинстве случаев сур профилей примерно равен 0,1 кривизны в
процентах длины хорды.

Коэффициент минимального профильного сопротивления записывается в виде
схрmln ~ 2Ср ( 1 + фкр).	(F* * -^9)

Множитель 2 необходим из-за того, что схр привел.л к длине хорды, a Cj —к
омываемой поверхности профиля, который обтекается потоком сверху и снизу.
Коэффициент формы фкр, изображенный на рис. I 6, учитывает не только аэро-
динамическое влияние толщины профиля, но и различия в длине между его пе-
риметром и удвоенной длиной проекции хорды Небольшая кривизна профиля
оказывает незначительное влияние на профильное сопротивление при срр. При
известной относит0тыiой толщине профиля можно использовать зависимость:

фкр = 2,7c/i 4-100 (с/б)4 для с/Ь 0,21,	(F.3U)

При расчетах чаще всего предполагается, что переход пограничного слоя
происходит по передней кромке, но для прямых крыльев большого удлинения
такой подход несколько консервативен, особенно при Re<107. С другой стороны,
испытания на моделях в аэродинамических трубах также дают ошибочные ре-
зультаты по положению точки перехода пограничного слоя из-за масштабного
эффекта и неизбежных шероховатостеп и неровностей конкретной конструкции
крыла Получить характерные «провалы» в сопротивлении на ламинарных про-
филях на практике удается редко, ia исключением тщательно полированных по-
верхностей планеров. Поэтому продувки в аэродинамических трубах обычно вы-
полняются t использованием шероховатых полос установленных в местах пред-
полшасмого перехода по: раничного слоя на реальном самолете. Для чисел Рей-
нольдса до I07 точка перехода для прямого крыла лежит в зоне 15—20% * хор-
ды от передней кромки. Вблизи зон стыковки крыла с фюзеляжем, крыла с гон-
долой и в зоне струи от винта то пса перехода к турбулентному потоку нахо-
дится на расстоянии 5—10% хорды. В общем случае это справедливо и для
стреловидных крыльев, у коюрых градиент давления по размаху вызывает по-
перечное перетекание поiока по передней кромке, провоцируя ранний переход
пограничного слоя. При Re>3 107 можно считать, что точка перехода д.г ке\
профилей находится на расстоянии 5% хорды.

Поправка к профильному сопротивлению от подъемной силы может быть
связана с приращением подъемной силы к расчетному значению сур:

^Услр	/ с и С/р \2

__________________________уС I __ ___ 1	31 )
(Аусг^)иС\_________________________________________Viz max—*

где (Ai/c.\p).., у соответствует приращению профильного сопротивления (no.i\
ценного экстраполяцией) при срывном угле атаки (см. рис. F.5). Для четырех и
пятизначных профилей NACA были получены следующие экспериментальные за-
висимости:

(Дусгр)нсх = "—— <1,0046(1 4-2,75с/6) для Re с 107;
(log Ke) ’

= 0,Olc./tnax —0,0046(1 +2,75c/d) для Re > 107. ,

Числа Рейнольдса в этих выражениях следует приводить к условиям боль-
шой подъемной силы, например при 70—80% сушах, поскольку скорость полета
ниже, чем скорость, при которой рассчитывается минимальное профильное со-
противление. Отношение &усхр/(Аусхр) Всх построено на рис. F.7 в виде средней
линии; большая часть обычных профилей имеет данные в пределах ±10% этой
линии Из графика видно, что для ISv—c,jP) до 85% (су mas—суР) прямая явля-
ется хорошим приближением к реальной кривой:

I ~ с /р

УС \ р ~ 0,75 ( Л у С i ^)цех J

у та х — С/р

* Средняя величина для верхней и нижней поверхностей
Это выражение может быть использова-
но для ламинарных профилей, которым
свойственны «провалы» сопротивления,
но опп трудно реализуемы на практике.
Если возможности по снижению сопро-
тивления ламинарных профилей есть,
тогда вместо обобщенного метода рас-
чета, представленного выше, необходимо
использовать экспериментальные данные
' продувок со своби 1 ой точкой перехода
пограничного слоя (см. работы [F 44,
F.46, F 48])

F.3.3. Крыло

Коэффициент сопротивления крыла рас-
считывается ио характеристикам профи-
лен. На основе теории «полос», i е при
предпола! аемом отсутствии взаимовлия-
ния профптей по ратмаху, можно напи-
сать

Рис. F.7 Обобщенные данные по при-
ращению профильного сопротивления
от подъемной силы

cxpbdzt

(F.34)

1де схр определяется локальным значением cv для каждого Су, а —ширина
фюзеляжа в районе корневого сечения крыла Это выражение дает зависимость
Схр от Су.

Если геометрия крыла и профили основных сечений крыла известны, коэффи-
циент профильного сопротивления можно получить по формуле (F.29), скоррек-
тированной по углу стреловидности.

сл р mln	+ *Ркр соз^ Xo»2j)’

(F.35)

Коэффициент формы фкр, приведенный к сечению по потоку, может быть
определен по рис. F б или по формуле (F.30).

Изменения условий полога приводят к изменениям Су и чисел Рейнольдса.
Обычно поляра сопротивления не строится для всех экспериментальных чисел Re,
а минимальное профильное сопротивление определяется для средних крейсерских
условий. Однако приращение профильного сопротивления для Су>Сур следует
оценить для величии Re, характерных для скоростей полета (с убранными за-
крылками), ко! да они составляют половину от величины Re в крейсерском по-
лете

Интеграл в выражении (F.34) можно рассчитать следующим образом.

1.	Выбирается комбинация числа Re на единицу длины и Су, соответствую-
щая рассматриваемому режиму полета

2	Рассчитывается распределение подъемной силы но размаху с использова-
нием любого подходящего метода, например метода Дедериха (подразд. Е.4.2
приложение Е).

3.	Для отдельных сечении по размахе определяется локальная величина Re,
приведенная к хорде, и минимальный коэффициент профильного сопротивления
по формуле (F.35).

4.	Для каждо] о расчетного сечения оценивается величина cv max на основа-
нии экспериментальных данных или в соответствии с подразд. Е.3.3 приложе-
ния Е.

5.	Рассчитываются величины Дусхр для сечений по экспериментальным данным
или по формулам (Г.32) и (F.33).

6	Для каждого расчетною сечения строится график зависимости схр в функ-
ции от г, который затем численно интегрируется в соответствии с (F.34)
7.	Расчеты повторя!отся для нескольких значений Cy для получения зависи-
мости Схр = f (Сл )

Эта методика, основанная на теории полос, дает хорошие результаты для
прямого крыла, но в случае стреловидного крыла она мало приемлема из-за
поперечного перетекания потока в пограничном слое.

Вместо изложенного выше метода приемлем и более простой способ расчета.

1	. Для характерного среднего сечения между соединением крыла с фюзе-
ляжем и концом крыла оцениваются локальные значения параметров: Re, с#р,
Су шах, схр Ш1п по формуле (F.35) и (Дусхр)исх по формуле (F.32).

2	На основании этих параметров определяется коэффициент профильного
сопротивления для трехмерного потока (т. е. для крыла):

_ /Су— Сур

С\р ~ С грин П “Ь 0,75 ( -^1/Cxp)ncx I 7т ~ zt I *	(F • 66)

•Э	\ 1' ma х	С у р /

где Сгр принимается равным сир и Су max определяется в подразд. Е.4.2 при-
ложения Е Располагаемая площадь крыла определяется путем вычитания из
полной площади крыла части проекции, находящейся в фюзеляже (см. прило-
жение А, подразд А 3.1). В формулу (F.36) можно ввести постоянные, пропор-
циональные Су и Су2. Типичные значения минимального коэффициента профиль-
ного сопротивления крыла находятся в пределах 0,006—0,01.

F.3.4. Фюзеляжи и хвостовые балки

Самолеты, работающие в диапазоне небольших скоростей, такие как сельскохо-
зяйственные, частного пользования, небольшие транспортные, не обладают аэро-
динамической [ладкостью, о которон говорилось в подразд. F.3.I. В этих слу-
чаях конструктору следует обратиться к экспериментальным и статистическим
данным, приведенным, например, в работе [F.20],

Представление о коэффициенте сопротивления обтекаемого фюзеляжа дает
рис F 8, на котором представлены данные для устаревших самолетов, измерен-

Рис. F.8. Влияние относительного
удлинения фюзеляжа и гондол дви-
гателей на коэффициент лобового
сопротивления при Re ^25 №
/

М<0,5;	-s- где Sn — пло-

I!

щадь поперечного сечения [F.4]

Рис. F.9. Коэффициент формы фю-
зеляжа:

1 — точка перехода пограничного
слоя; 2—на 10%	3 — на носке;

4 — данные Бадигина; 5 — данные
Эйка, 6 — данные Хернера, 7—
данные RAeS, 8 — эксперименталь-
ные данные из работ [F 24t F 26]
Рнс. F.10.
ределения
ляжа с

Обозначения для оп-
сопротивлсния фюзе-
короткой хвостовой

частью или реактивной
от двигателя:

1 — головная часть, ? —
вая часть, 3 — донная

4 — хвостовой обтекатель

струей

хвосто
часть

7

ные при низких числах Re, поэтому на практике пользуются более дета шными
расчетами с применением метода аналогии с плоской пластинок Внсшнип конгхр
фюзеляжа условно принимается обтекаемым, все выступающие части — обтека-
тели шасси, фонари, воздухозаборники и т. п.— сглаживаются. Для обтекаемого
фюзеляжа с заостренной хвостовой частью, относительным удлинением не ме-

нее 2 без учета влияния реактивных струй двигателей можно написать
ACxS = (CxS)och + Да? (CxS).

Обтекаемые фюзеляжи с заостренными носовой и хвостовой частями
та реактивных струй. Основной составляющей сопротивления фюзеляжа

(F.37)

без уче-
являет-

ся профильное сопротивление обтекаемого тела без изгиба оси при нулевом угле
атаки.

(Сх5)осн = Ср£ф.ом (1 + Фф).

(F.38)

Так—Г2ТГ

Площадь омываемой поверхности равна полной площади за вычетом той
части, которая не попадает в поток (см подразд. F4.1). Величина Cf берется
по графику на рис. F4 для Re, приведенного к длине фюзеляжа. Точка перехода
пограничного слоя считается расположенной непосредственно на носке фюзеля*
жа. Коэффициент формы фф зависит от эффективного удлинения фюзеляжа:

^выбирается меньшая величина, (F.39)

где

или Аф. эф —

4

(F. 40)

а длины носовой и хвостовой частей фюзеляжа (/н ф, Д ф) определяются по рис.
F.10. На рис. F9 показаны зависимости коэффициента формы фф от величины,
обратной относительному удлинению, для нескольких методик оценки. Даны так-
же экспериментальные точки, хотя часть из них относится к фюзеляжам с изог-
нутыми вверх хвостовыми частями, имеющими сопротивление примерно на 5%
больше по сравнению с осесимметричными фюзеляжами.

Для фюзеляжа с заостренной носовой частью и оптимально заостренной хвос-
товой частью справедлива зависимость

2

^1,5
лф.эф

3,8

А3
лф.эф

1ЛЯ

х.ф

(F.41)

Фюзеляжи с тупым или коротким хвостовым обтекателем без учета реак-
тивных струй. Установка короткого хвостового обтекателя или ВСУ в хвостовой
части фюзеляжа приводит к некоторому увеличению площади донного сечения,
нормального к потоку. Для приращения донной площади меньше 10% площади
поперечного сечения фюзеляжа и без учета работы двигателей достаточно уве-
личить сопротивление площади фюзеляжа на величину

ACXS =0,I3S

(F.42)
Ряс. F.1L Зависимость величины
приращения сопротивления давле-
ния от удлинения хвостовых частей
фюзеляжа и D$ указаны на
рис. F.10) [FJ8, F.65, F.98]

Методика точной оценки приращения
сопротивления при значительном увеличе-
нии площади донного сечения фюзеляжа,
например грозовых самолетов (см. рис.
3 3, б, 3.4 и 3.21, д), не существует. Способ,
представленный ниже, позволяет по крайней
мере качественно скорректировать резуль-
таты этих методов для фюзеляжей с ко-
роткой открытой хвостовой частью или с
обтекателем независимо от работы двига-
телей.

1 По описанной в данном разделе ме-
тодике рассчитывается коэффициент основ-
ного сопротивления фюзеляжа с удлинени-
ем хвостовой части, равным 2, и выбирается
меньшая величина, т. е

или Хэф = 4 +

^н.ф

Оф.3ф

(F.43)

2 Рассчитывается донное сопротивле-
ние при отсутствии обтекателя, т е со срезом за цилиндрической частью фюзе-
ляжа Расчет ведется по формуле Хернера (F 58]

(F.44)

В первом приближении этот коэффициент можно принять равным 0,13.

3 К коэффициенту основного сопротивления добавляется приращение сопро-
тивления давления, учитывающее длину и форму хвостового обтекателя

Д^Хх.ф д

д(Сх$)х.ф = (СхдОн)исх ~тр, “	7“ £>ф эф-	(F -45)

(Сх IohJhcx *

Приращение сопротивления давления хвостовой части, отнесенное к исход-
ному донному сопротивлению, представлено на рис. F.11.

Влияние силовой установки. Основное сопротивление фюзеляжа делится на
составляющие от головной части и хвостового об1екателя'

(СхЗ)осн = (Сх5)г.ф + Схоб у £>ф.эф-	<F -46>

Эффективное относительное удлинение головной части определяется следую-
щим образом.

(F.47)

выбирается меньшая величина.

Сопротивление плошади головной части (Cx<S)r ф определяется по форму-
ле (F38) с использованием расчетной площади .омываемой поверхности головной
части фюзе 1яжа и коэффициента формы, равного половине величины, характер-
ной для фюзеляжа в целом:

1J	i,s

Тф —	,1,5	Д

лэф	Лэф
Рис. Г. 12. Поправки к сопротивлению фюзеляжа в зависимости от скрутленности хвостовых
обтекателей [F.98] для условий №^<0,^5, изолированное сопло без центрального тела, пра-
вильный контур хвостового обтекателя, например ДУ1 а окружности:

/ — цилиндрическая юловная часть; 2 — сопротивление трения. 3 — сопротивление давления;
4 — суммарное сопротивление; рс — относительное давление па выходе из сопла

Примечание. Другие формы обтекателей (например, параболические) предлагает-
ся аналн шровать с учетом эквивалентного 1оГи при котором ₽ обтекателя (рис. F.10) ра-
вен р обтекателя с контуром в виде дуги окружности

Коэффициент сопротивления обтекателя Сх об находится по графикам на
рис. Г.12 для соответствующих значении коэффициентов восстановления давле-
ния н сопле, которые определяются по описанию двигателя. Рис. F 12 не распро-
страняется на килеобразные обтекатели с донной площадью, в этом случае сле-
дует обратиться к paOoie [F 86]

Поправки па угол атаки и изгиб хвостовой части вверх. Общепринятого ме-
тода пе существует, по приближенный расчет может быть сделан на принципе
поперечных потоков [F.62]. Для изолированного фюзеляжа в невозмущенном по-
токе сопротивление элемента фюзеляжа от поперечного потока (рис. F.I3) вы-
ражается формулой

лГА',,.,, = сЛ||.,11/2р sin (цф —р)}2----- sin |(l _ р|.	(F.49)

COS р

Эффективный коэффициент сопротивления сг п п — коэффициент сопротивле-
ния бесконечно длинного цилиндра с площадью поперечного сечения, равной
локальной площади поперечного сечения фюзеляжа, перпендикулярного направле-
нию потока Этот коэффициент должен быть определен для числа Re, приведен-
ного к скорости V sin («ф — Р) и скорректированного па конечную длину фюзе-
ляжа Значение коэффициента можно получить из работы [F 18, F.57], Для фю-
зеляжей с круглым сечением с,яп»1, а для фюзеляжей с прямоугольным
сечением со скругленными углами сх п п = 1,5 — 2. Интегрирование форму-
Рис. F.13. Образование поперечной составляют й по-
тока вокруг фкпеляжа

лы (F 49) дает выражение.

а Ф, градус

Рис Г.14 Приращение про-
фильного сопротивления фю-
зеляжа в зависимости от уг-
ла атаки и \гла отклонения
хвостовой части для усло-
вий:

* k 1ЫТ
1/2Р.Х

— Аар (CxS) =

51пЗ(аф — fO/CvH.H	(р-50)

Ctsp

длина

Aiiaueip

«Й;

Этот интеграл может быть найден методом численного интегрирования в
функции от (1ф. Для упрощенного случая осесимметричной головной части (сек-
ция / на рис. F.13, р — 0), при постоянном угле отклонения хвостовой части
(секция II на рис F.13) можно написать для условия сх п. п = 1

|з'пЗ(аф— Р)|

Дс^ (CXS) = Fi I si п з а | + pn-------

4	COS P

(F.51)

где Fi и F1S — площади секций фюзеляжа / и II в плане (см рис. F 13) При-
мер результатов расчета по этой зависимости показан на рис. F.14. Несмотря па
грубые предпосылки, результаты расчетрв хорошо совпадают с эксперименталь-
ными данными, указанными в работе [F.62] При «ф и р более 3° дополнительное
сопротивление составляет заметную часть коэффициента основного сопротивле-
ния фюзеляжа. Минимум наблюдается для условия



Fi/Fn - 1

(F.52)

Для подгонки кривых, заданных формулами (F.50) или (F.51), к обычной
параболической поляре их можно переписать в приближенном виде

Дар(Сх$) =	+ ^> (аф —«Ф)2>

(F.53)

где постоянные Л) и Х2 получаются при построении графика зависимости
Дар (Сх-З)ф от («ф — а'ф)2 и замены кривой на прямую. Для того чтобы вы-
разить Дар (CjS) в единицах Су, необходимо помнить, чго

(F. 25)

(см. подразд Е94 приложения Е).
Рис. FJ5 Определение эффективного
удлинения гондол для винтовых двига-
телей

Рис. ИЛЬ. Типичная гондола ТРДД с
большой степенью двухконтурности:
/ - воздухозаборник, 2 — обтекатель
вентилятора; 3 — хвостовая часть обте-
кателя вентилятора, 4 — сопловая
часть вентилятора, 5 — обтекатель га-
зогенератора, 6 — хвостовая часть об
тенателя газогенератора; 7—основное
сопло, 5 — цеЕ1Тралы1ОС тело; 9—газо-
генератор

F.3.5. Гондолы двигателей

На этапе предварительного проектирования самолета сопротивление юндол пред-
полагается независящим от CY, однако интерференция гондол с крылом может
быть значительной (см подразд. F.4 3).

Винтовые самолеты. Методика расчета аналогична рассмотренной для основ-
ного сопротивления фюзеляжа в подразд. F.3.4

Гондола (включая кок винта) считается i ладьим, обтекаемым телом обычно
с низким удлинением и полностью турбулентным пограничным слоем (рис. F. 15).
Сопротивление площади гондолы имеет вид

(F.54)

Для определения ?.г эф необходимо сделать правильный выбор длины гондолы.
Если ось гондолы примерно совпадает с хордой, как на рис. F 15, в, присутствие
крыла приведет к уменьшению сопротивления давления. Эффективное удлинение
гондолы должно быть пропорционально увеличено. Кроме того, грубые цифры
могут быть получены из рис. F8 с использованием метода расчета по форму-
ле (F.54)

Гондолы реактивных двигателей. На рис. F.16 изображена типичная гондола
современною ТРДД с высокой степенью двухконтурности. При установке на
самолет ТРД и ТРДД с небольшой степенью двухконтурности обтекатель вен-
тилятора нс применяется.

Терминология, относящаяся к разделению сопротивления гондолы реактив-
ного двшдтеля, дана в работе [F.78]. Тяга двигателя, как определено в докумен-
те № 69006 ESDU, бывает «стандартная полная» и «стандартная располагае-
мая». Потери на трение в диффузоре воздухозаборника не рассматриваются;
они учитываются при определении тяги установленного на самолет двигателя.

Общее сопротивление гондолы за вычетом интерференции разделяется на со-
ставляющие от обтекателей вентилятора и iазогенератора, от центрального тела
и пилона, Используемые геометрические понятия изображены на рис, В,5 при-
ложения В,

Сопротивление площади обтекателя вентилятора можно представить в виде
суммы сопротивления трения и сопротивления давления хвостового обтекателя:

(CxS) = CF {hl 4- 'М5'3 + (1 - h) Sr.o4 + (Сх'об)р —D;,	(F. 55)

4

где p означает отношение длины юловной части обтекателя к длине всего об-
текателя.

Коэффициент трения плоской пластины Cf (см. рис. F.4) определяется для
Re, приведенного к длине обтекателя пли гондолы, для турбулентного погранич-
ного слоя. Площадь омываемой поверхности обтекателя вентилятора можно рас-
считать по данным разд В.4 приложения В.

В формуле (F 55) выражение в фигурных скобках соответствует сопротив-
лению трения головной части, скорректированному при помощи фг на прирост
скорости при обтекании обечайки, угол атаки и сопротивление трения хвостовой
части. В соответствии с работой [F.95] к воздухозаборникам NACA применима
следующая поправка1

|г = 0,33



Z4r Ообе

ч

(F.56)

где Do — внутренний диаметр воздухозаборника, т. е. диаметр внутреннего про-
тока к двигателю на достаточном расстоянии впереди двигателя. Можно пока-
зать, что

^обеч ~	= 1-31(55GJ Г

^-ПобеЧ	(7)г//)обсч)2-1

(F.57)

Последний член выражения (F 55) является сопротивлением площади хво-
стового обтекателя. Коэффициент сопротивления давления (СУоб)г может быть
получен из рис. F.12 путем вычитания сопротивления трения из общего сопро-
тивления хвостового обтекателя или заимствован из работы [F.86],

Сопротивление обтекателя вентилятора чувствительно к геометрии туннель-
ного обтекателя и сопла вентилятора и режиму работы двигателя. Если геомет-
рия обтекателя неизвестна и формула (F.56) неприменима, можно воспользо-
ваться следующей зависимостью для обтекателей ТРДД со средней и высокой
степенью двухконтурности:

l,25CASr.(1M.	(F.58)

Формулы для определения сопротивления об1екателей двигателя справедли-
вы только при правильно спроектированной входной кромке воздухозаборника
и расчетных величинах массового расхода воздуха через него. В этом случае по-
терн на входе в воздухозаборник незначительны и сопротивление входной обе-
чайки полностью компенсируется силами разрежения, действующими на носовую
часть обтекателя. Дополнительного приращения сопротивления в этих условиях
не наблюдается. Справедливость этих предположений проверяется в последующей
аэродинамической оценке проекта.

Сопротивление обтекателя газогенератора часто задается разработчиком дви-
тателя в техническом описании, так как оно приводит к потере тяги. При отсут-
ствии этих данных пользуются следующей формулой:

Мвеяг\п/6 / 1 4-0.I16M1 \2/3	я ,

ПС) (.1 + ° 11 е м-~'т)	+	(к 59;

Первый член этой формулы описывает следовое сопротивление, связанное с
тем, что обтекатель тазогенсратора находится в реактивной струе от вентилятора
с повышенной скоростью [F.93]. Коэффициент сопротивления трения для пол-
ностью турбулентного обтекания приводится к условиям псвозмущенною потока
и длине обтекателя газогенератора
плюс длина сопла вентилятора. Число
Мвенп потока от вентилятора при сю
полном расширении может быть полу-
чено по описанию разработчика дви-
гателя или по формуле (Н21) прило-
жения Н. Площадь омываемой по-
верхности обтекателя газогенератора
рассчитывается по данным разд. В 4
приложения В, В эту площадь следу-
ет включить часть пилона, находя-
щх юся в потоке струи от венти-
лятора

Второй член формулы (Е59)
представляет сопротивление давления
хвостового обтекателя газогенератора.
Обобщенных данных для расчета
(С\ ( п)р нет, но рис, FJ7 дает пред-
ставление об их величинах.

Следовое сопротивление централь-
ного тела сопла обычно включается
в потерю полной тяги двигателя. Ес-
ли в описании двигателя этих дан-
ных нет, его можно оценить по сле-
дующей формуле

Рис. FJ7. Зависимость коэффициента со-
противления давлении хвостового обтекате-
ля от радиуса кривизны г для условий
М = 0,8; Н = 14,7 мм; = 76 мм;

W	7	1 ии

ft/Dra3=0,15 [F.89]

I 4-0,116М2аз

1 +0J16M2

1	’	оф

(F.60)

Площадь омываемой поверхности

центрального тела сопла дана в

разд. В.4 приложения В, а число

М, а < полностью расширенного потока от газогенератора находится по описанию
двигателя или формуле (Н 20) приложения Н Сопротивление центрального тела
составляет около 5% общего сопротивления силовой установки в крейсерском
полете.

Сопротивление пилона аналогично профильному сопротивлению крыла и вы-
числяется по формуле

Сх$ — Ср {1 + 2,75 (С/А)ниI COS2 Хпнт 1 511н ьом.

(F.6I)

Относительная толщина пилона определяется в направлении потока, а угол
стреловидности — по липни четверти хорд пилона.

F.3.6. Профильное сопротивление хвостового оперения

Для горизонтального оперения профильное сопротивление можно разделить на
основное профильное сопротивление и профильное сопротивление, вызванное
подъем.щи силой, связанной с отклонением руля высоты.

Сд'З — (Сх5)г.о.осн + Ау (^'х5)г.о*	(F.62)

Основное или минимальное профильное сопротивление определяется подобно
крылу

(Сх£)ОСн— 2С/? {1 + 2,75 (c/t)r>o cos^ Xg,5rwO j 5г.э,

(F.63)

тде CF принимается по данным рис. F.4.

18*—1221
Приведенной длиной для Re и с/b является средняя геометрическая хорда
ГО, а точка перехода пограничного слоя считается расположенной по передней
кромке. Для учета интерференции с самолетом Sr о принимается как полная
площадь ГО, включая части, закрытые фюзеляжем или вертикальным оперением
(см подразд F4.4).

Приращение сопротивления из-за угла атаки самолета и отклонения руля
высоты рассчитывается труднее Из обзора имеющихся данных следует, что этот
параметр зависит от Cy г о безотносительно к углу атаки ГО и углу отклонения
руля высоты Поэтому эта составляющая сопротивления может быть связана с
индуктивным сопротивлением ГО путем введения эффективного коэффициента
Освальда 0,75 cos2 Хг о:

0,ззс£г.о

д y(CxS)F.o^~-------— Sr.o.	(F. 64)

COS^ Хг,о^^г.о

Некоторые разъяснения по расчету Суг о даны в подразд F.2 6.
Сопротивление вертикального оперения задается в виде

(CxS)B.o = 2Су? {1 4-2,75 (с/А)„.о cos2 х0,5в.о) Sb.o,	(F.64a)

где Cf принимается на основании рис. F.4.

_ Средняя геометрическая хорда ВО является приведенной длиной для Re и
с/b. Точка перехода пограничного слоя считается расположенной по передней
кромке Для учета интерференции в расчетах используется полная площадь омы-
ваемой поверхности ВО (см. подразд F 4.4). В симметричном полете сопротивление
ВО из за скольжения самолета не учитывается. Случай отказа двигателя рас-
смотрен в приложении G, разд. G 8.3.

F.4. ПОПРАВКИ НА ИНТЕРФЕРЕНЦИЮ В ДОКРИТИЧЕСКОМ ПОТОКЕ

При оптимальной конфигурации самолета поправки, учитывающие аэродинами-
ческую интерференцию его частей, минимальны. Это достигается благодаря при-
менению различных обтекателей, зализов, заполнителей, профилирования узлов
стыковки крыла и фюзеляжа и т. п Если при аэродинамическом проектировании
самолета на это не обращено соответствующее внимание, влияние интерферен-
ции, особенно при больших углах атаки и скоростях полета, может быть значи-
тельным Расчет влияния интерференции на этапе эскизного проектирования мо-
жет быть только ориентировочным и полученные данные следует рассматривать
в качестве «минимального влияния»

F.4.I. Поправки на площадь омываемой поверхности

Сопротивление интерференции в вязком потоке иногда рассчитывается путем про-
стого сложения сопротивлений изолированных фюзеляжа, крыла и т. и. с полной
площадью Другими словами, пренебрегают тем, что взаимные пересечения ча-
стей самолета в действительности не находятся в потоке, т. е. площади омываемых
поверхностен, указанные в предыдущем разделе, являются полными. Например,
омываемая площадь крыла включает центроплан и равна удвоенной полной пло-
щади. Единственным оправданием такого метода является его простота, которая
приемлема при небольших составляющих сопротивления от интерференции сое-
динений типа хвостовое оперение—фюзеляж, но для соединений типа крыло —
фюзеляж желателен другой подход Для других элементов, например, гондола —
планер, сопротивление интерференции будет учтено введением коэффициента в со-
противление изолированных частей. Достаточно полный обзор физических явлений
интерференции и многих экспериментальных данных выполнен Хернером [F 18].

F.4.2. Интерференция крыла и фюзеляжа

к	Индуктивное сопротивление. Несущее крыло индуцирует восходящий поток впе-

i	рсди и нисходящий сзади места стыковки крыла и фюзеляжа. Следовательно,

носовая часть фюзеляжа будет испытывать увеличение подъемной силы, а хво-
।	550
ютовая — y-MCifbiiJCHife. Кроме тою, поперечная составляющая потока вокруг фю-
зеляжа при углах атлки приводит к увеличению эффективных углов атаки в зо-
не стыковки крыла с фюзеляжем. Комбинация обоих эффектов вызовет умень-
шение коэффициента подъемной силы при заданном угле атаки и индуктивного
сопротивления при заданной подъемной силе. С другой стороны, при заданной
подъемной силе самолета подъемная сила от фюзеляжа уменьшит подъемную
силу крыла и, следовательно, его индуктивное сопротивление. Разумно предполо-
жить, что для оптимальной конфигурации самолета оба эффекта одного порядка.
Тогда единственной поправкой на интерференцию остается влияние несущего эф-
фекта фюзеляжа на подъемную силу крыла при нулевом угле атаки фюзеляжа.

Результаты Леннертса [F 100] для крыла с постоянной нагрузкой по размаху
и Маркса [F.101] для эллиптического распределения нагрузки по размаху согла-
суются между собой следующим выражением, справедливым для среднепланов
с кручлым сечением фюзеляжа

0,55*ф	Су

ЫСх в = ~7~-------(2 — лйф) —	.	(F. 65)

1	н- Т(	г ял

где йф равно отношению диаметра фюзеляжа к размаху крыла. Для Аф до 0,15
данные расчетов хорошо согласуются с экспериментальными данными Хернера
JF 18, с 8—18] Поправок для низко- и высокорасположенного крыла не имеется.

Поправка на вязкость потока. В зоне пересечения крыла и фюзеляжа наблю-
дается утолщение пограничных слоев и увеличение локальной скорости потока;
оба эффекта увеличивают профильное сопротивление. При небольших углах ата-
ки это явление описывается формулой

Д1(Сх5)р= ЬоС/гСкорнР,, C()s2xo,3-	(F.66)

где Рп — периметр узла стыковки крыла с фюзеляжем для обеих копсолей кры-
ла. У среднеплапа Ри примерно равен 4,5 корневым хордам. Формула (F 66)
базируется па результатах различных экспериментов в работе [F.18].

Из за создания подъемной силы градиенты давления возрастают на верхней
поверхности крыла и уменьшаются на нижней. Это может привести к преждевре-
менному отрыву потока в зоне стыковки крыла с фюзеляжем, особенно у низко-
планов, хотя эта тенденция может быть исправлена путем применения соответ-
ствующего зализа. Однако и в этом случае из-за возрастания локальной скорости
не удается избежать увеличения профильного сопротивления части фюзеляжа
над крылом. У высокоплана это сопротивление части фюзеляжа, наоборот, умень-
шается при возрастании подъемной силы. Существует следующая формула для
этой поправки, основанная на теоретическом анализе типичных конфигураций:

д/ (CxS)p

' „ '	------—= + 0,88 (для низкопланов);	(F. 67)

С/гСу ^корн^ф

Дг (С.уУ)/,
--------——= —0,81 (для высокопланов),
у Коринф

где Cf—локальный коэффициент грения фюзеляжа в зоне узла стыковки с кры-
лом Этого типа поправок не требуется для среднеплана.

Степень влияния поперечной составляющей потока на сопротивление фюзе-
ляжа (см подразд. F.3.4) изменяется как следствие циркуляции, вызывая изме-
нение эффективного угла атаки по фюзеляжу. Формула (F.50) поэтому может
быть видоизменена следующим образом:

гФ

(*	dx

ДаЗ(Сх5) = \ ь1пЗ(иф-£^?)/^|Г111иф------------ (F.68)

cos 3

о

Следует отметить, что перед крылом yi ол скоса потока е отрицательный
(вверх), а непосредственно в зоне стыка крыла и фюзеляжа поперечная состав-
ляющая потока отсутствует из-за спрямляюшего действия крыла. Уравнение
(F 68) может быть решено при наличии данных дтя определения скоростей во-
круг крыла, но ввиду приближенного характера поперечной составтяющей по-
тока этот метод расчета неоправдан Проще этот вид интерференции учитывать
пхтем уменьшения угла а,/ в формуле (F 52) на величина, равную р cos / г a Y2
в формтле (F 53) оставлять без изменения

Считая, что при Су = 0 отсутствует скос потока, можно написать

_ _	2? COS 7	Су

M(CxS)p= —Х2—Ь,	(F.69)

А	Су

где р — угол отклонения вверх хвостовой части фюзеляжа

F.4.3. Гондола двигателя/планер

Винтовые самолеты. Интерференция от установки гондолы сравнима по смыслу
с интерференцией крыла и фюзеляжа, но труднее поддается расчету Обшир-
ные, но устаревшие данные по этому вопросу можно найти в работе [F71]
Сопротивление интерференции гондолы с планером по этим данным зависит от
переднего или заднего расположения гондолы, высоты, угла установки по отно-
шению к хорде крыта, формы хвостового обтекателя гондолы и эффективности
примененных зализов

Наиболее весомой составляющей при малых углах атаки является индуктив-
ное сопротивлений, вызванное локальным изменением подъемной силы крыта из-
за установки гондолы Наиболее типичными являются следующие данные [F 18,
с 8—18]

для низкопланов' AiCvS = 0,004 х площадь
Л

миделева сечения гондолы

для высокопланов: ДгСу5=0,008 х площадь

для одной гондолы (F. 70)

миделева сечения гондолы

Если ось гондолы совпадает с локальной хордой, приращение сопротивления
пренебрежимо мало Сопротивление интерференции от взаимодействия погранич-
ных слоев крыла и гондолы можно учесть, пренебрегая поправкой на площадь
омываемой поверхности, оговоренной в подразд F 4 1, и добавляя профильное
сопротивление площади крыла, которая находится не в потоке [I 18, с 8—18]

При больших углах атаки сопротивление интерференции может значительно
увеличиться, когда начнется образование вихрей в местах стыка крыла с гондо-
лой, особенно при высоком ее расположении над крытом Специальной расчет-
ной методики учета этого явления не существует

Реактивные самолеты. Взаимодействие гондол и реактивных струй двигате-
лей с окружающими частями самолета является сложным и исследуется в на-
стоящее время (см подразд 6 5 2) При установке двигателей на крыло опреде-
ляющими факторами являются положение гондочы в горизонтальном направ-
лении, расстояния между осью гондоты, хордой крыла и осью реактивной струи
Общепринято что вредное сопротивление интерференции составляет око то 20%
сопротивления системы гондола плюс пилон для двигателей с небольшой сте-
пенью двухконтурности и длинными воздушными каналами ТРДД с высокой
степенью двухконтурности и коротким каналом вентилятора имеют благоприят-
ные данные по сопротивлению интерференции [F 109, F 24], которое составляет
5—10 условных единиц в крейсерских условиях При установке на фюзетяж
форма пилона и контур фюзеляжа имеют большое значение Сопротивление ин-
терференции установок ТРДД с низкой степенью двухконтурности составляет
около 50% профильного сопротивления изолированной гондолы с пилоном Ана-
логичные данные по ТРДД с высокой степенью двухконтурности пока еще не
публиковались
F.4.4. Интерференция хвостового оперения с планером

Интерференция крыла с хвостовым оперением, индуктивное сопротивление. Подъ-
емная сила хвостового оперения действует по нормали к местному иаправ тению
потока Скос потока вниз за крылом создает на хвосте составляющую сопро
тивления из за увеличения нагрузки вверх С другой стороны, эта нагрузка сни-
жает потребную подъемную силу крыла при заданной суммарной подъемной
силе самолета, при этом соответственно снижается индуктивное сопротивтепие
крыла Легко показать, что эти эффекты приводят к следующей зависимости без
учета членов второго порядка

Дг (CxS)n= СУг.оСу{~х^ “"nF) Sr’°*	(F- 71)

Где Суго определяется формулой (Е 44) в разд F26 Прибтиженное значе
ние de,/dCY можно найти в подразд Е 10 1 приложения Е Следует отметить,
что величина, заданная формулой (F 71), может быть и отрицательной, т е сни-
жающей сопротивление

Интерференция от вязкости потока. Поскольку влияние зализов неизвестно и
эта составляющая незначительна (по крайней мере несколько процентов от про-
фильного сопротивления хвостового оперения) целесообразно ее учитывать пу-
тем использования полной площади омываемых поверхностен хвостового опере-
ния вместо располагаемой (см разд F 3 6)

F5 ВЫСТУПАЮЩИЕ ЭЛЕМЕНТЫ И НЕСОВЕРШЕНСТВО
ПОВЕРХНОСТИ

Дчя анализа конкретного самолета с этой точки зрения требуется большой объ-
ем детальной информации, как, например, в книге Хернера [F 18], но на стадии
проектирования самолета такая информация отсутствует Приведенные ниже
данные являются статистическими и показывают предполагаемый прирост сопро-
тивления, который необходимо уточнить при детальном проектировании само
лета

F.5.I. Неубирающееся шасси

На рис F 18, а показаны коэффициенты сопротивления изолированных колес не-
скольких типов Это сопротивление можно заметно уменьшить (рис F 18, б) пу-
тем установки различною рода обтекателей

Коэффициент сопротивления шасси в целом обычно приводится к площади
двух колес Рис F 19 отражает влияние обтекателей и формы стоек шасси Пред-
ставлены также данные для носовых и хвостовых колес с обтекателями и без
обтекателей Хвостовые костыли имеют площадь от 0,004 до 0,011 м2 Все дан-
ные на рис F 19 относятся к шасси, установленному на крыло или фюзеляж
Сопротивление стоек, установленных на гондолы, сравнимо с данными для пятой
конфигурации Данные по сопротивлению частично убирающегося шасси можно
найти в работе [F 111]

F.5.2. Фонари и лобовые стекла

Выступающие фонари. Систематизированные данные по измерению сопротивле-
ния фонарей различных форм представлены в работе [F 115] Некоторые из них
показаны на рис F 20 и F 21

Рассмотрение этих данных показывает

1)	минимальная величина Сх м = 0,04 может быть получена для обтекае-
мого фонаря без цилиндрической средней части и 0,045 с цилиндрической сред-
ней частью при условии оптимальных носовой и хвостовой частей фонаря,

2)	при отношениях длины к диаметру носовых и хвостовых частей меньших
2,5—3, сопротивление резко возрастает,
d - диаметр, мм

Ь - ширина , мм

= Число Retприведенное к

* диаметру пневматика



Колесо
отдельно

сопротивление
сг “^Tbd

Тип колеса	dr мм	Ь,мм	S.M2	Re НО6	сх
8Г50“10, лневматик низкого давления Обтекаемый пневматин диаметром 685 мм 25*11-4, лневматик очень низкого давления 30~5 диеновое колесо с пнезматиком 30“5 30-5 диеновое колесо с пневматмксм 32- 6	633  685  622  754  7 98	215  235  285  127  158	0,1 зэ 0,181 0,178 0,038 0,127	1,60  170  1,55  1,87  1.98	0,250  0,176  0,226  0,350  0,310

Боковой вид

аналогичен А

Сх= 0,12-0,14

A	J	Т

Ся= 072

Сх=0?19

б)

Данные приведенные к пневматику 8,50'10 при Re 1,6 х 10е

Рис. F.18. Сопротивление пневматиков шасси с обтекателями и без обтекателей [F.110, F.1I1]:
а — пневматики; б — влияние обтекателей; Д, В, С — варианты различных обтекателей

3)	при короткой конической носовой части (t zz h} и длинной хвостовой ча-
сти фонаря его сопротивление можно заметно уменьшить путем скругления ме-
ста стыковки носовой части с колпаком;

4)	скругление места стыковки хвостовой части с колпаком при короткой хво-
стовой части 2 Л) не является эффективной мерой;

5)	для получения низкого сопротивления фонаря необходимо место стыков-
ки колпака и носовой части скруглять радиусом, составляющим не менее 20%
высоты, а длину хвостовой части делать не менее 3,5 h. Аналогичные рекомен-
дации даны в работе [F.66] для фонарей вертолетов;

6)	для необтекаемых форм фонарей, которые используются на сельскохозяй-
ственных самолетах, коэффициент сопротивления может достигать 0,47.

Данные, приведенные в работе [F.115], позволяют вывести следующую зави-
симость:

Cxs = 0,85(1 +фф)(1 4-4,5аф){(СХч)осн+ДЩУСХм}5м.фОН, (F. 72)

где Иф (в рад) определяется формулой (F.25) и фф задан формулой (F.41).

Приращение сопротивления из-за наличия щелей и уступов ДЩУ Сх м со-
ставляет обычно 0,01—0,02, хотя детальная проработка конструкции может зна-
чительно повлиять на эту величину.

Лобовое остекление транспортных самолетов. При обтекаемой форме стекол
и отсутствии острых углов их коэффициент сопротивления можно ограничить
величиной до 0,02 или принять равным 2—3% сопротивления фюзеляжа. На не-
554
Основ-
ные опо-
ры шасси

Конфигурация		Описание схемы			г*  сХм
Колесо типа 8.5—10**  аА h 	  4А , р ~п—Т  в 1L/  ^11 *о  CU О Г		Без обтекателей, грубая форма			J ,25
		С при- данием обтекае- мой фор- мы	Без обтекателей узлов кропления  С обтекателями на уз- лах А и В  С обтекателями на уз- лах А, В и С  С обтекателями пнев- матика типа С (см рис. F.17)		0,56  0,47  0,43  0,36  0,23
		Без об- текателей  С обте- кателями пневмати- ка	Обтекаемое	колесо,  диаметр 685 мм		
			Обтекатель типа В  Обтекатель типа С	Колесо типа 8.5—10	0,29  0,27  0,25
		Без об- текателей	Обтекаемое	колесо,  диаметр 685 мм		6,25
		Колесо с обтекателем типа А		Колесо типа 8,5—10	0,31  0,23  0,51  0,34
а=		Без обтекателей Обтекатель типа С			
Sf ДГР  \П CpJ		Цилиндрическая стойка без обте- кателя			
		Обте- каемая стойка	Без обтекателей углов (а)  С обтекателями углов (Л)		0,26  0,17  0,17  0,38
		Кожух- обтека- тель	Общий обтекатель (с)  С боковым подкосом (d)		
\0		Колеса типа S.5—10	Без обтекателей Обтекатель типа (с)		0,53  0,34
а	а  11 1 1 ь;	Т  io 1ГТЧ, d d I]  it?e У v  Передняя опора		Цилиндрическая стойка с вилкой (а)  Обтекаемая стойка с вилкой (6)  Обтекаемая стойка с обтекаемым колесом (с)  Кожу х-обтскатсль (d)			0,64  0,42  0,15  0,29
Продолжение

Конфигурация

Описание схемы	Г*
Без обтекателей	0,58
С задним обтекателем	0Л9
С передним обтекателем	0,41
Полностью обтекаемая стойка	0,27

* Для основных опор С приводится к лобовому сёчению двух колес (2bD ); для
передней и хвостовой опор к лобовому сечению одного колеса (&D) Для других типов
колес сопротивление принимается на 15% больше.

Рис, FJ9. Сопротивление неубирающнхея стоек шасси {F*18, F.111 и F.I12]

больших самолетах без герметичной кабины с плоскими панелями остекления
этот коэффициент может достигать величины 0,08, Более подробные данные
представлены в работе [F. 115],

F.5.3. Обтекатели колес* и блистеры

Для расчета сопротивления обтекателей колес можно предложить два метода.
Метод А, Использовать данные по фонарям на рис, F,20,

СХм основное)

Рис. F.20. Влияние длины носовой и хвосто-
вой частей на сопротивление фонаря для
условий:

Мж= 0,35, аф=0 [КЛ 15]

Рис/ F.21, Влияние радиуса скругления мест
стыковки носовой и хвостовой частей фонаря
с цилиндрической частью на сопротивление
фонаря для условий:

Мдо=0,35; аф=0 [НЯ 15]

* Например, самолеты Трансолл С-160, Локхид С-130, С-141, С-5А, Норд 262, Бреге 941,
Шорт Белфаст и показанные на рис, L4*
Метод В. Привести каждый обтекатель к форме тела вращения с эквива-
лентным диаметром, рассчитанным по площади миделева сечения обтекателя.
Определить по аналогии с фюзеляжем. Сопротивление интерференции при
установке принимается того же порядка, что и коэффициент фф. Как указано
в работе [F.24J, может появиться пеблат оприятная интерференция обтекателей
с крылом или хвостовой частью фюзеляжа, но ее следует исключать правильным
выбором формы обтекателя. Небольшие обтекатели или блистеры используются
иногда для уменьшения сопротивления выступающих за обводы частей шасси.
Их коэффициент сопротивления измеряется величиной 0,045, приведенной к пло-
щади миделева сечения блистера. Подробнее этот вопрос см в работе [F. 18].

F.5.4. Внешние топливные баки

Основное профильное сопротивление изолированного бака можно рассчитать по
аналоыш с сопротивлением фюзеляжа. В соответствии с рис. 3 2 относительное
удлинение бака порядка 4-—5 приводит к минимальному сопротивлению при за-
данном объеме Соотвектвующий коэффициент сопротивления составляет 0,025,
приведенный к объему в степени 2/3.

Влияние интерференции бака с планером самолета обычно учитывается при
помощи установочных коэффициентов, типичные из которых равны1

1,	2 — баки установлены симметрично по отношению к концам крыла;

1,	3— баки установлены близко к крылу на пилонах;

1,	5 — баки установлены на крыло или фюзеляж

Концевые баки также будут влиять на индуктивное сопротивление крыла.
Это влияние можно учесть путем увеличения эффективного удлинения крыла на
величину, равную (в процентах) половине приращения размаха от установки ба-
ков [F. 18]

F.5.5. Обтекаемые подкосы

Согласно данным работы [F.18, с. 5—6] коэффициент профильного сопротивления
подкоса, приведенный к длине ею хорды, составляет:

Сл-ночк = 0,013 (1 +c/i) +(c/b)2.

Эта формула справедлива для докрнтических Re, т. е. Re = 7-10* для с/& =
= 0,4 и Re = З-Ю4 для с/b = 0,3. При больших числах Рейнольдса можно ис-
пользовать метод расчета по аналогии с крылом (см. подразд F.3.2). Типичное
значение с/d для подкосов составляет 0,3. Пренебрегая интерференцией, можно
написать для сопротивления подкоса

НОЛИ	, .

------= Схиолк X хорду х длину.

Ч.

Сопротивление интерференции подкоса с самолетом можно ограничить вели-
чиной, равной 10% профильного сопротивления, путем применения обтекателя.

F.5.6. Сопротивление силовой установки

Внешние п внутренние силы, действующие на самолет от потока, проходящего
через реактивнын двигатель, включаются в потерю тяги и сопротивление гондо-
лы и нс относятся к данному разделу.

Остальные компоненты сопротивления от силовой установки можно класси-
фицировать следующим образом.

1.	Внешнее сопротивление: сумма всех, действующих против потока сил,
связанных с внешним потоком вокруг силовой установки, например сопротивле-
ние воздухозаборников системы охлаждения.

2.	Внутреннее сопротивление: силы, создаваемые внутренним потоком на по-
верхностях, которые 1раничат с ним, например сопротивление из-за потери дав-
ления в системе маслоохлаждения.
3	Влияние спутной струи для винтовых самолетов увеличение профильного
сопротивления частей самолета в потоке от винта и приращение вихревого ин-
дуктивного сопротивления, вызванное перераспределением подъемной силы

4	Интерференция от струи, особенно при установке двигателей па крыле (см.
подразд. F.4 3).

В случае винтовых двигателей влияние струи от винта непосредственно свя-
зано с условиями работы дш:~ателя. Поскольку поляра сопротивлений обычно
определяется при неработающих или работающих на малом газе двигателях, эта
составляющая сопротивления может значительно повлиять на КПД винта (см.
подразд 6 3.2)

Поршневые двигатели. У ПД с воздушным охлаждением источниками уста-
новочного сопротивления являются система охлаждения, воздухозаборники и вы-
хлопные трубы, внешнее и внутреннее сопротивление системы маслоохлаждсния.

Сопротивление системы охлаждения задается формулой

Уох [ = ^охл (^м Упыхл)’	(F.73)

Для конкретного типа двигателя массовый расход охлаждающего воздуха
зависит от окружающей температуры, режима работы двигателя и температуры
головки цилиндров. Скорость выхлопа определяется потерями давления в возду-
хозаборнике и на ребрах цилиндров; площадь выхлопного отверстия нормально
рассчитана па расход в крейсерском полете.

Все эти данные необходимо согласовать с разработчиком двигателя.

Сопротивление системы охлаждения можно рассматривать также в единицах
потери эквивалентной мощности на валу:

е = ^охл^оо/Чвинг-	(F/ZF)

Это выражение можно использовать при расчете характеристик для каждого
режима работы двигателей и скорости полета. Если, с другой стороны, жела-
тельно оценить поляру сопротивления, в крейсерском полете используют следую-
щее выражение:

пЛ

(CxS)M., = 5.9-10-w—— ,	(Г.75)

сю

где CXS в м2, АГв в ктм/с, в К и V«> в м/с.

Повышение подъемной силы крыла из-за действия струи от винта влечет за
собой повышение индуктивного сопротивления, которое меньше, чем приращение
индуктивного сопротивления чистого крыла при том же приращении подъемной
силы. Из работы [F.18] вытекает следующее выражение для условного прираще-
ния удлинения крыла, которое эквивалентно указанному эффекту:

п - 8 $стр

’° Я ^винт 7	>	(F. 76

О

где

тяга на винт

Явинт =	2 {)2	;

V » вииг

(F. 77)

S< тр — площадь проекции крыла, находящейся в потоке от струи винта.

Для условий установившегося крейсерского полета формула (F.76) может
быть переписана в единицах приращения эффективной мощности двигателя:

—АС

ДАТ,
^винт^г?

^стр/^лв

	= о'5—-------(для *=*)•	(F.78)
X--------------------------------------------------—&

винт

Влияние струи на профильное сопротивление учитывается в форме уменьшения
эффективного КПД винта (см. подразд. 6 3.2).
Другие составляющие сопротивления не поддаются анализу до детальной
проработки конструкции воздухозаборника, выхлопных труб и системы масло-
охлаждения.

При предварительном проектировании можно предположить, что их С xS =
= 0,0019 м2 на 100 л с эффективной взлетной мощности.

Турбовинтовые двигатели. Внешнее сопротивление воздухозаборника ТВД
включено в сопротивление гондолы (см. подразд F 3.5), за исключением случая
применения выступающих ковшовых воздухозаборников, для которых CxS =
= 0.1 X площадь миделева сечения расчетного сечения воздухозаборника Со-
противление площади системы маслоохлаждения приблизительно равно 0,2X
X площадь миделева сечения воздухозаборника системы или 0,0006 м2 на
100 л с. эффективной взлетной мощности. Эти цифры учитывают и внутреннее
сопротивление. Иногда применяются выступающие под большим углом к пото-
ку выхлопные трубы. Их сопротивление можно определить из расчета 0,5 X пло-
щадь фронтальной проекции Сопротивление воздухозаборника, вызванное изме-
нением количества движения, учитывается при расчете чистой тяги от газового
потока двигателя-

R	cos ^геакг ^реам^оо >

I Д 3

(F. 79)

где бредит — средний угол отклонения выхлопных газов по отношению к потоку.

Следует отметить, что даже без отклонения струи (0реакт — 0) R пе обяза-
тельно должна быть величиной положительной, более того для угла отклонения

Яреакг >	-------- (F. 80)

*^газ

не может быть положительной компоненты чистой тяги. В обоих вариантах су-
ществует сопротивление от количества движения

В крайнем случае 011е.,цТ = 90°

*
^реаьг

1.6----Г,---’	<К81>

где CxS в м2; Среакт в кг/с и У^, в м/с.

Это сопротивление составляет около 15% общего сопротивления самолета
при нулевой подъемной силе, что нельзя считать приемлемым

Влияние струи от винта апалоючпо поршневым двигателям.

Реактивные двигатели. Для лепестковообразпого эжекторного сопла с шумо-
глушителем считается, что CxS = 0,025 X площадь сопла. Сопротивление ревер-
са тятя ТРДД оценивается в 3—5% от сопротивления гондолы, хотя эта цифра
зависит от типа установки

Сопротивление, вызванное охлаждением и вентиляцией пространства между
горячими частями двигателя и окружающей конструкцией, составляет около 5%
сопротивления гондолы.

Сопротивление воздухозаборников для двигателей, утопленных в фюзеляж,
может быть включено в сопротивление крыла или фюзеляжа с учетом соответст-
вующего увеличения площади омываемой поверхности. Воздухозаборники ков-
шового типа (см. рис. 2 21, в) должны рассчитываться отдельно. Их сопротив-
ление зависит не только от формы обечайки, но и от отношения скоростей
Улас>/Внешний коэффициент сопротивления для У3аб/У~ = 1 составляет все-
го Схм = 0,06 . . 0.07, по в крейсерском полете при УЭ1б/У<х> =0,6 ... 0,8
эта величина возрастает до С\м =0,1.

Для каналов отвода пограничного слоя принимается Схм = 0,25

F.5.7. Наросты, нарушения гладкости, выступы

Типичные величины сопротивления этих элементов для дозвукового реактивного
транспортного самолета представлены на рис. F 22. Для этого самолета прирост
профильною сопротивления складывается нз следующего

крыло — 6% профильного сопротивления крыла;
5,6 И(Г*

Рис. F.22, Типовое разделение на составляющие сопротивлении выступающих деталей н на*
рушений гладкости поверхности:

/ — крыло; 2—оперение; 3 — фюзеляж: 4— гондолы двигателей; 5 — системы; 6— зазоры
от предкрылков, закрылков и гасителей подъемной силы; 7 — зазоры от элеронов; 8—про-
водка и направляющие закрылков; 9 — проводка к элеронам; 10—крепеж, накладки, со-
единения; 11— зазор от руля высоты; 12— зазоры по корневому сечению; 13 — зазоры
руля поворота; 14 — проводка и крепеж; 15— стеклоочистители; 16 — окна, двери; 17 — узлы
крепления люков; 18 — накладки, соединения: 19— кондиционирование; 20— антенны; 21—
топливная система; 22 — ВСУ; 23— приборы; 24 — противообледенительная система;
25 — прочее

фюзеляж + оперение —7% сопротивления фюзеляжа;

силовая установка— 15% сопротивления гондолы;

системы — 3% от сопротивления самолета при нулевой подъемной силе.

При более детальной проработке проекта целесообразно тщательно оценить
все эти составляющие с использованием данных, приведенных, например, в ра-
боте [F.18]. В результате могут быть установлены соответствующие требования
к конструктивным, аэродинамическим и производственным допускам и зазорам.
В данном разделе используется статистический подход к оценке этих факторов.

Негладкость поверхности. В производственном процессе встречаются многие
виды нарушений гладкости поверхности; накладки, стыковочные узлы, уступы,
зазоры, заклепочные швы, крепеж, винты, отверстия, люки, царапины, вмятины,
волнистость. Если размеры этих шероховатостей меньше критических, крыло
или фюзеляж можно рассматривать как аэродинамически гладкое тело без соот-
ветствующего прироста сопротивления. Для турбулентного пограничного слоя
критический размер определяется по следующей формуле, заимствованной из ра-
боты [F.128]:

А_\	_ 39,5

/ 1	Рр0'94

/1срнт

(F.82)

где k — эквивалентный размер зерна шероховатости; I — длина или хорда тела и
Re приведено к длине /.

Для транспортного самолета шероховатость поверхности должна быть экви-
валентной размеру зерна 25 мкм для поверхностей со средним качеством обра-
ботки и половине этой величины — для тщательно обработанных гладких по-
верхностей. Используя эти данные, можно рассчитать приращения профильного
Рис. F.23. Сопротивление крыла или фюзеляжа из-за шероховатости поверхности [F.128J:

X — профильное сопротивление аэродинамически гладкой поверхности; АХ — приращение
сопротивления от шероховатости поверхности; /—характерная длина, хорда или длина фю-
зеляжа; k — эквивалентный размер зерна; Re — число Рейнольдса, Более полную информа-
цию для больших чисел Re можно найти в выпуске общества ESDU, Яе 73016, июль 1973 г,

сопротивления всех отдельных элементов при помощи рис. F.23. Легкие самоле-
ты обладают сопротивлением от шероховатости на 10—15 условных единиц боль-
ше чем большие самолеты.

Заостренные поверхности можно рассчитать аналогичным образом, исполь-
зуя рис. F.23, при условии, если известен эквивалентный размер зерна. Послед-
ний может меняться в широких пределах (см. работу [F.129]).

Механизация и рулевые поверхности. В конструкции таких элементов как
закрылки, предкрылки, элероны, рули высоты, руль поворота и гасители подъем-
ной силы, неизбежны уступы, зазоры, обрывы поверхности и другие нарушения
аэродинамической гладкости. Кроме того, в потоке оказываются шарниры, тяги,
направляющие. Некоторые примеры механизации показаны на рис. F.24. Для
щелевых закрылков приращение сопротивления измеряется величиной порядка
10—12 условных единиц, если не сделано попыток устранить зазоры. При соот-
ветствующих мерах приращение сопротивления, отнесенное к площади проекции
крыла или ГО с закрылками или рулями, можно уменьшить до 2—3 условных
единиц. На легких самолетах рулевые поверхности имеют сопротивление поряд-
ка 25% профильного сопротивления хвостового оперения. Элементы механизации
передней кромки — предкрылки и щитки не только турбулизируют пограничный
слой, но и создают сопротивление давления в зоне уступов и зазоров. Это необ-
ходимо учитывать при расчете профильного сопротивления. Сопротивление пло-
щади предкрылков составляет 0,002 м2 на метр размаха предкрылка при виде
спереди.

Выступы на фюзеляже. Эти неровности способствуют возрастанию сопро-
тивления. Воздухозаборники и выходные патрубки системы кондиционирования,
антенны, огни, волнистость обшивки, утечки из-за негерметичности, дренажные
трубки топливной системы, элементы установки ВСУ, измерительные датчики,
противообледенительные приспособления (резиновые камеры), стеклоочистители —
все эти элементы являются источниками дополнительного сопротивления. Их со-
противление составляет 6—8% сопротивления фюзеляжа.

Генераторы вихрей, перегородки на крыле, гребни на фюзеляже. Сопротив-
ление этих элементов во многом зависит от установки *. Величина сопротивле-
ния оценивается в несколько условных единиц (см., например, работу [F.134]).

* Строго говоря, их сопротивление будет отрицательным (по сравнению с условиями,
когда эти устройства не применяются) Для условий полета, в которых они улучшают па-
.раметры потока.
схио‘4

1,5

2,0- 3,6

’Л

Рис. F.24. Сопротивление.,
вызванное зазорами закрыл-
ков и рулевых поверхностей
[F.8] (С¥ приведен к пло-
щади проекции крыла или
хвостового оперения с за*-
крылками и рулевыми по-
верхностями)

Прочие источники сопротивления, связанного с подъемной силой. Выше рас-
смотрены составляющие сопротивления основных частей самолета и их интерфе-
ренция только для крейсерского полета. Кроме того, приращения профильного
сопротивления от подъемной силы даны для гладких поверхностей, хотя известно,
что профильное сопротивление тела с шероховатой поверхностью увеличивается
быстрее с возрастанием угла атаки. Методов оценки этой составляющей в лите-
ратуре не встречается, поэтому рекомендуется в первом приближении для уело-
вин, koi да Су Су о, дополнительно увеличивать профильное сопротивление на
20% или использовать выражение

0,0015

АС =——(С y,-CrV.	(F.83>

х cos2 j °7

Точность этой зависимости весьма условна Лучшим методом оценки этой вели-
чины является сравнение экспериментальной и расчетной поляр сопротивления-
существующих самолетов,

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

ОБЩИЕ МЕТОДЫ ОЦЕНКИ СОПРОТИВЛЕНИЯ

F 1. В. М. Jones. The streamline aeroplane. J. R. Ae. S, May 1929,

F,2 W. B. Oswald. General formulas and charts for the calculation of airplane-
performance NACA Report No 408, 1932

F.3 H. Eick. Der Mindestwiderstand von Schnellflugzeugen Luftfahrtforschung
1938, Band X\ , pp 445—461

F.4. C. D. Perkins and R. E. Hage, Airplane performance, stability and control.
Wiley, New 5ork, 1949 Chapter 2. «Drag estimation»

F5 I. H. Driggs. Aircraft design analysis J R. Ae S, Vol 54, Feb. 1950,
pp. 65—116

F.6 E. J. Richards. A review of aeiodxnamic cleannes J R Ae S , \ ol. 54,
1950, pp 137—186

F7 H. K. Millicer. The design study Flight, Aug 17, 1951.

F.8 D. Fiecke. Die Bestimmung der Flugzeugpolaren fiir Eniw urfszwecke I. Teil:
«Unterlagen» Deuische Versuchsanstatt fur Luftfahrt E \ , June 1956

F9 Anonymus. The estimation of the drag of an aeroplane, Cranfield Institute
of Technology, Aerodynamics Lecture Supplement No 1!, April 1956,

F,10 Anonymus. Report of the definitions panel on definitions to be used in the
description and analysis of drag ARC С P 369, 1957

Fil D. D. Dommasch. Airplane aerodynamics Pitman Publishing Corp, 1958.

F 12. G. Gabrielli. On the subdivision in different «forms» oi drag of the aircraft
ut the maximum speed Troisieme Congres Aeronautique Europeen, 1958. Vol. II and
ill, pp 398, 407. 981—984

F 13 D. Fiecke. Der Einiluss des Widerstandes auf die Flugzeugentwicklung,
Tiel II Flug—Revue, June 1962, pp. 40—42, 44, 46, 48.

F 14. D. E. Hoak and D. E. Ellison. LSAF Stability and Control Datcom. Wrigth
Patterson Air Force Base, Oct. 1960, Rev 1968.

F 15 H. G. Sheridan. Aircraft preliminary design methods used in the weapon
systems analysis D S Navy Buwcps. Report R-5-62-13, June 1962.

F 16 W. H. Cook, C, S. Howell and J. K- Wimpress. Aerodynamic performance.
Air, Space and IrHi uments, Edited by S Less, Draper Anniveisary Volume, 1963,
pp 238—256

F 17. J. E. Linden and F. J. 0‘Brimski. Some procedures for use in performance
prediction oi proposed aircraft designs. SAE Preprint No. 650800, Oct. 1965.

F.18 S. F. Hoerner. Fluid-dynamic drag. Published by the autor, 1965.

F 19 A. K. Martynov. Practical aerodynamics. Pergamon Press, 196b, Chapter 10:
«The aerodynamic characteristics of aircraft»

F 20. K. D. Wood. Airplane design Second edition, 1966 Johnson Publishing
Company, Boulder, Colorado.

F21. A. B. Haines. Subsonic aircraft drag. The Aeron. Journal of the R. Ae. S.
Vol 72, No 687, Mai ch 1968, pp 253—266

F 22 D. A. Norton Airplane drag prediction Annals of the New York Academy
of Sciences, Vol 154 pait 2, pp 306-328, 1968

F 23 D, C. Leyland and B. R. A. Burns. Methods of estimating the drag cha-
racteristics, manocu\ rability and perioimance of stnke/fighter aircraft Short Course
•on Aircraft Acrformance estimation, Craniield Inst of Techn • Feb 1973

F.24 J. H. Paterson, D. G. MacWilkinson and W. T. Blackerby. A survey of
drag prediction techniques applicable to subsonic and transport aircraft design
AGARD Conference on aerodynamic drag CCP-124, 1973

F 25. S. F. Butler. Aircraft drag prediction for project appraisal and performance
estimation. AGARD CP-124, 1973

F 26 D. G. MacWilkinson, W. T. Blackerby and J. H. Paterson. Correlation of
full scale drag predictions with flight measurements on the C-I41 aircraft. NASA
CR-2333 and CR 2334, Feb. 1974

F 27 J. G. Callaghan. Aerodynamic prediction methods for aircraft at low’ speeds
with mechanical high-hft devices. AGARD Lecture Series No 67, May 1974

F 28 G. M. Bowes. Aircraft lift and drag prediction and measurement AGARD
Lecture Series No 67, May 1974.

ИНДУКТИВНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ КРЫЛА

F 29 R. F. Andersen. Determination of the characteristics of tapered wings NACA
Report No 572, 1936

F 30. J. De Young and C. W. Harper. Theoretical symmetrical span loading at
subsonic speeds for wings having arbitrary planforms NACA Report No 921, 1948.

F31. T. R. F. Nonweiler. Lift curve slope and induced drag factors of large as-
pect ratio straight-tapered wings. J. R. Ae. S. Vol. 64 No 592, April 1960,
pp 224—225

F 32 K. L. Sanders. Subsonic induced drag. J. Aircraft, Vol 2 No. 4, July—Aug.
1965, pp 347—348

F 33. R. C. Frost and R. Rutherford. Subsonic wing span efficiency. AIAA Jour-
nal April 1963, pp 931—933

F.34 D. Gardner and J. Weir. The drag due to lift of prane wings at subsonic
speeds J. R Ae S , May 1966.

F 35. D. Gardner. On the value of CL-crit associated writh the drag due to lift of
plane wings m subsonic, subcritical flow’ British Aircraft Corporation (Preston)
Report Ae 250, 1966

F.36. Anonymus. Subsonic lift-dependent drag due to wing trailing vortices.
R Ae S. Data Sheets Wings 02 01 02

F 37. J. L. Lundry. Minimum swrept-wing induced drag with constraints on lift
• and pitching moment. J. Aircraft, Vol. 4, No. I, Jan.— Feb 1967, pp. 73—74.
F.38 В. G. Gilman and К. P. Burdges. Rapid estimation of wing aeiod\namic
characteristics for minimum induced drag. J. Aircraft, Vol 4, No. G, Nov — Dec 1967,.
pp. 563—t>65

F 39 H. C. Garner. Some remarks on vortex drag and its spanwise distribution
in incompressible flow. The Aeron Journal of the R. Ae. S , July 1968, pp 623—625.

F.40 T. E. Labrujere and J. G. Wouters. Computer application of subsonic lifting
surface then. N L R Technical Report No 70088.

F.41. P. Kapteijn. Design charts for the aerodynamic characteristics of -Traight
abd swept, tapered, twisted wings at subsonic speeds Delft University of Technolo-
gy, Dept of Aeron. Engng, Memorandum M-180, May 1972

ПРОФИЛЬНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ

F.42. H. В, Squire and A. D. Young. The calculation of the profile drag of airfoils.
A R. C. F&M 1818, Nov 1937

F 43. Anonymus. Profile drag of smooth wings R Ae. S Data Sheets Wings-
02.04 02/03

F.44. I. H. Abbott, A. E. von Doenhoff and L. S. Stivers Jr. Summary of airfoil
data. NACA Report No 824, 1945.

F.45 L. K. Loftin Jr. Theoretical and experimental data for a number of NACA
6A-series an foil sections NACA Report No 903, 1948

F.46 L. K. Loftin Jr. and W. J BursnalL The effects of variations in Reynolds
number between 3 0X106 and 25 0X10G upon the aerodynamic characteristics of a
number of NACA 6-serics airfoil sections. NACA Report No. 964, 19o0

F 47 J. Weber and G. G. Brebner. A sitple estimate of the proiile drag of swept
wings. RAE TN Aero 2168, June 1952

F 48 I. H. Abbott and A. E. von Doenhoff. Theory of wing sections. Dover Pub-
lications 1960

F.49 J. F. Nash, T. H. Moulden and J. Osborne. On the variation of profile drag
coefficient below the critical Mach number. ARC CP No 758, Nov. 1963.

F 50 J. C. Cooke. The drag of infinite swept wings with an addendum. ARC CP.
No. 1040, June 1964

F5I H. H. Pearcey and J. Osborne. On estimating two-dimensional -ection
drag ARC 27872, 28th March 1966

F 52 T. Cebeci and A. M. O. Smith. On the calculation of profile drag of aero-
foils at low Mach numbers J Aircraft, Vol 5, No. 6, Nov.— Dec 1968.

F.53 A. Barkhem. Skin-friction formula for tapered and delta wings J. Aircraft»
Vol 6, No 3, 1969, page 284.

СОПРОТИВЛЕНИЕ ФЮЗЕЛЯЖА

F.54. M. M. Munk. The aerodynamic forces on airship hulls. NACA Report No. 184».
1928.

F 55 A. D. Young. The calculation of the total and skin friction drags of bodies
of revolution at zero incidence. ARC R & M 1874, April 1939.

F 56 Anonymus. Drag of streamline bodies. R. Ae S. Data Sheets Bodies-
02.04.01/02

F 57 H. J. Allen. Estimation of the forces and moments acting on inclined bodi-
es of revolution of high fineness ratio NACA R & M A9126, Nov 1949.

F 58. S. F. Hoerner. Base drag and thick trailing edges. J Aeron Sciences,
Oct. 1950

F59 H. R. Kelly. The estimation of normal force, drag and pitching moment co-
efficients for blunt—based bodies at large indicences J Aeron. Sciences Vol. 21,
Aug 1954, pp 549—555

F 60. E. J. Hopkins. A semi-empirical method i’or calculating the pitching moment
of bodies of revolution at low Mach numbers NACA RM A.5L, C14, 1955.

F61. A. A. Badiagin. Concerning an effecient slendei ness-ratio for the civilian
aircraft In: «Methods of selection and approximate calculation of air design para-
meters » Moscow Aviation Institute Transactions, Sept 271h, 1962
F 62. T. R. Nettleton. A method of estimating the effects of rear fuselage up
sweep and luselage cross sectional shape on fuselage drag. Unpublished Report of
De Havilland Canada, Nov. 1964.

F 63 H. Hertel. Full integration of VTOL power plants in the aircraft fuselage,
AGARD CP-9, \ ol 1,1966

F.64 D. Gyorgyfalvy. Effect of pressurization on airplane fuselage drag.
J of Aircraft, Vol II, Nov.—Dec 1965, pp 531—537

F.65. W. A. Mair. Reduction of base drag by boat-tailes afterbadies. Aeron. Quar-
terly, Vol 20, Nov 1969, pp 307—320

F 66 C. N. Keys and R, Wiesner. Guidelines for reducing helicopter parasite
drag. J. of the American Helicopter Soc., Jan 1975, pp 31—40.

СОПРОТИВЛЕНИЕ ГОНДОЛ, СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ, ВИНТОВ

F 67 D. Н. Wood. Tests of nacelle-propeller combinations in various positions with
reference to the wing NACA Report No. 415, 436, 462. 1932/1933.

F 68 J. G. Lee. Air-cooled vs liquid cooled aircraft Journal of the Aeron Scien-
ces, Vol 8, No. 6, April 1941, pp 219—229

F.69. J. V. Becker. High speed tests of radial engine nacelles. NACA Wartime
Report No L-229

F.70 Davies. A review of windtunnel tests at R. A E. on typical engine nacelle
installations RAF Report BA 1475

F71 R. Smelt, A. G. Smith and B. Davison, The installation of an engine na-
celle on a wing ARC R &M 2406, 1950

F 72 A. L. Courtney. The estimation of powerplant drag of radial air-cooled en-
gine installations at high speed and in temperature conditions. RAE Aero TN 1776

F 73 Squire. Calculation of the effect of slipstream on lift and drag. Part I, II
and HI R A. E Reports Aero 2083 A, В and C

F 74 J. V. Becker. Windtunnel investigation of aii inlet and outlet opening on
a stremline body NACA Report No. 1038, 1951.

СОПРОТИВЛЕНИЕ ГОНДОЛ ТРД

F 75. J. Seddon. Air intakes for gasturbines J. R. Ae S Oct 1952, pp 747—781.

F 76. D. Kuchemann and J. Weber. Aerodynamics of propulsion. McGraw—
Hill Book Comp., Inc, New York, 1953.

F 77 M. Sibulkin. Theoretical and ezperimental investugations of additive d»ag.
NACA Report No 1187, 1954

F 78 A. R. C. Panel. Definitions io be used in the description and analysis of
drag J R. Ae S. Nov 1958, pp. 796—801 See also- J R Ae S. Aug 1955

F 79. G. Schulz. Aerodv namische Regeln fur den Einbau von Strahltriebweiks-
gondeln. Zeitschrift fur Flugw’issenschaften, Vol 3, 1955, pp. 119—129

F 80 J. S. Dennard. The total pressure recovery and drag characteristics of se-
veral auxiliary inlets at tansonic speeds. NASA Memo 12-21-58 L.

F81 G. Schulz. Der Kraftangriff bei Strahltriebwerken und ihrcn Verkleidun-
gen Z Flugw issenschaften, Vol 9, Sept. 1956, pp 285—290

F 82 E, E. Honeywell. Compilation of power-off base drag data and empirical
methods for predicting power-off base drag Convair Report TM 334-337, 1959

F 83 J. E. Steiner. The development of the Boeing 727. J. R Ae S. Vol 67,
Feb 1963, pp 103—110

F 84. J. Bogdanovic. A method for determining propulsion system requirements
for long-range, long-endurance aircraft AIAA Paper No 64—783.

F 85 C. R. Palmer. Engine pod drag Rolls-Royce (Hucknall) Brochure HK 15,
March, 1964

F 86 H. McDonald and P. F. Hughes. A correlation of high subsonic aftcibody
drag in the presence of a propulsive jet or support sting J of Aricraft, \ ol 2,
No 3, May—June 1965, pp 202—207.

F 87 R. L. Lawrence. Afterbody flow fields and skin friction on short duct fan
nacelles. J Aircraft, Vol 2, No 4, July—Aug 1965

F 88 J. S. Mount. Effect of inlet additive drag on aircraft performance. J Air-
craft, Vol 2, No 5, Sept.— Oct 1965, pp. 374—378.
F.89 W, C, Swan. A discussion of selected aerodynamic problems on integration
of propulsion systems with airframe on transport aircraft AGARDograph 103,
Oct 1965

F90 L. R. 1‘Anson. The application of the high bypass tnrbofan for business
and executive aircrait SAE Preprint No. 660221.

F91 J. T. Kuthey. High-bypass vs. low-bypass engine installation considerati-
ons. SAE Paper No. 660775

F 92. W. S. Viall. Aerodynamic considerations for engine inlet design for sub-
sonic high-bypass fan engines. SAE Paper No. 660733.

F 93 J. E. Green. Short cowl front fan turbojets, frection drag and wali-jet
effects on cylindrical afterbodies RAE Technical Report, No 67144

F.94. P. Taylor. Inlet and fan aerodynamics. SAE Paper No. 680711.

F95. R. Hetherington. Engine component design problems associated with large
subsonic transport-- Lecture given at the Von Karman Institute, Brussels, 23rd Ap-
ril, 1969.

F 96 W. Tabakoff and H. Sowers. Drag analysis of powered nacelle fan jet engi-
ne mode] tests Zeitschrift fur Flugw iss, Vol. 4, April 1969, pp. 131—144.

F 97 С. E. Swavely. Twin jet aircraft aft fuselage perlormance prediction Pio-
ceedings of the Airforce airframe compatability symposium 24/26th. June, 1969.
T. Report AFAPL 69-103

F 98 D. Bergman. Impementing the design of airplane engine exhaust systems.
AIAA Paper No 72—112

F.99 W. Swann and A. Sigalla. The problem of installing a modern high by-
pass engine on a twin jet transport aircraft. AGARD Conference on aerodvnamic
drag; CP-124, 1973

СОПРОТИВЛЕНИЕ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ

F 100. J. Lennertz. Beitrag zum theortischen Behandlung des gegenseitigen Einflus-
ses von Tragflache und Rumpf Abhandlungen aus dem Institut der Technische
Hochschule, Aachen, Heft 8, 1928, pp I—30.

F.I01. A. J. Marx. Korte beschouwing over de invloed van de romp op de gein-
duceerde weerstand van de vleugel. NLL Report V 1299, 1943 (in Dutch).

F.102 A. A. Nikolski. On lift properties and induced drag of wing-fuselage
combinations. NASA RE 5-1-59W.

F.103. H. R. Lawrence and A. H. Flax. Wing-body interference at subsonic and
supersonic speeds, survey and new development. J. Aeron Sciences, Vol 21, No 5,
May 1954.

F 104. J. T. Keetney and S. P. Piszkin. Reduction of drag rise on the Convair 990
airplane J of Aircraft, Jan—Feb 1964, (AIAA Preprint No 63—276).

F.105 S. Neumark. Lift due to interference between an aerofoil and an exter-
nal non-lifting body ARC R&M No 3411, May 1964.

F.106 J. Seddon. Factors determining engine installation drag of subsonic
and supersonic long range aircraft. AGARD CP-9, part I, 1966.

F 107 D. J. Raney, A. G. Kurn and J. A. Bagley. Windtunnel investigation of jet
interference for underwing installation of high bypass ratio engines. ARC CP
No. 1044, March 1968

F108 P. Williams and D. Stewart. The complex aerodynamic interference pat-
tern due to rear fuselage mounted pewer-plants. AGARD CP-71.

F 109 J. C. Patterson Jr. A wind-tunnel investigation of jet-wake effect of a
high-bvpass engine on wing-nacelle interference drag of a subsonic transport. NACA
TN No D-4693, 1968 (see also NACA TN No. D-6067, 1970).

ШАССИ

F.110. F. B. Bradfield. Wheels, fairings and mudguards ARC R&M 1479- 1932

Fill Herrnstein and Biermann. The drag of airplane wheels, wheel fairing and
landing gears NACA Reports No. 485, 1934 and 518, 522, 1935 (Parts I, И and HI)

Fl 12 H. Harmon. Drag determination of the forward component of a tricycle
landing gear NACA TN No 788, 1940

F 113 P. A. Hufton and J. R. Edwards. Note on a method of calculating the
take-off distance. RAE Departmental Note B. A Performance No 20, Aug 1940.
566
ФОНАРИ И ЛОБОВЫЕ СТЕКЛА

F 114 J. Н. Hartley, D. Cameron and W. H. Curtis. Note on windtunnel tests on the
design of cabins ARS R&M No. 1811, 1937.

F 115 R. G. Robinson and J. B. Delano. An investigation of the drag of wind-
shields in the 8-ioot high speed w idtunnel NACA Report No 730, 1942

F 116 T. V. Somerville and N. Sharp. Note on the drag and pressure distribution
on two types of cabin RAE Report No В A 1654

F 117 Anonymus. The drag of fighter-type canopies at subcritical Mach-num-
bers Engineering Sciences Data Sheets Item No. 67041.

ВНЕШНИЕ ПОДВЕСКИ

Fl 18. J. B. Berry. Examples of airframe-stores interference AGARD CP-71,
Sept 1970

F.II9 P. G. Pugh and P. G. Hutton. The drag of externally carried stores-its
prediction and alleviation AGARD CP 124, 1973.

F.120 J. B. Berry. External store aerodynamics for aircraft performance predic-
tion. AGARD LS-67, 1974.

БАЛАНСИРОВОЧНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ

F.121 С, H. Naylor. Notes on the induced drag of a wind-tail combination. ARC
R&M 2528, 1954

F122 H. Behrbohm. Basic low-speed aerodynamics of short-coupled canard
configuration of small aspect ratio SAAB TN No. 60, July 1966.

F 123 V. L. Marshall. Aircraft trim drag. Thesis, Cranfield Institute of Techno-
logy, 1970.

F.124 L. W. McKinney and S. M. Dollyhigh. Some trim drag considerations for
manoeuvring aircraft AIAA Paper No. 70—932.

ШЕРОХОВАТОСТЬ ПОВЕРХНОСТИ

F 125 A. D. Young. Sui face finish and peri'oi mancc. Aircraft Engng. Sept 1939

F.126. M. J. Wood The effect of some common surface irregularities on a
wing NACA TN No 695, March 1939

F.127 J. H. Quin Ir. Summary of drag characteristics of practical-construction
wing sections NACA Report No. 910, 1948

F 128 Anomymus. Wing of bady drag due to surface roughness R Ae S Data
Sheets Wings 02 04 08 and 02 04 10.

F 129 A. D. Young. The drag effects of roughness at high subcritical speeds.
J. R Ae. S Vol. 54, 1950. pp 534—540.

F.130. E. A. Horton and N. Tetervin. Measures surface defects on typical tran-
sonic airplanes and anadysis of their drag contribution NASA TN D—1024, Oct.
1962.

F 131. J. F. Nash and P. Bradshaw. The magnification of roughness diag by
pressure gradients J R Ae. S , Vol 71, No. 673, Jan 1967.

F 132 T. A. Cook. The effects of ridge excrescences and trading-edge control
gaps on twodimensional aerofoil characteristics RAE Technical Report 71080, April
1971

F 133 J. 1. Simper and P. G. Hutton. Results of a series of wind-tunnel model
breakdown tests on the Trident 1 aircraft and a comparison with drag estimates
and full scale flight data ARC CP No 1170, 1971.

F.134 J. 1. Simper. Results of a series of wind tunnel tests on the Victor B. Mk.
2 aircraft and a comparison with drag estimates and full scale flight. ARC CP No.
1283, 1974.
П р и л о ж е н n e G

МЕТОДЫ РАСЧЕТА ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ

И СОПРОТИВЛЕНИЯ САМОЛЕТА С ВЫПУЩЕННОЙ
МЕХАНИЗАЦИЕЙ НА МАЛЫХ СКОРОСТЯХ

В настоящем приложении представлен обзор данных и методов оценки кривой
подъемной силы и поляры сопротивления самолета с выпущенной механизацией
на малых скоростях полета. Рассмотрены пассивные* системы механизации пе-
редней и задней кромок крыла Основой методов расчета является линейная
теория Гла^эрта для тонких профилей с отклоненным закрылком, даны попра-
вочные коэффициенты, учитывающие нелинейность зависимостей и отрыв потока.

Приведены также методы оценки прироста сопротивления от выпуска шас-
си, влияния близости земли па подъемную силу и сопротивление и прироста со-
противления при отказе двшателя.

Обозначения

Условные обозначения со штрихом относятся к параметрам, приведенным к уве-
личенной хорде или углу наклона кривой подъемной силы крыла с выпущенными
закрылками.

А - относительное удлинение (без индекса — удлинение крыла)

В —число лопастей винта
b — хорда

Ьл —средняя аэродинамическая хорда (САХ)

Аг —средняя геометрическая хорда (СГХ)

сх, Сх — коэффициенты сопротивления в плоском и трехмерном потоке со-
ответственно

Сх— коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе

схр, Схр —коэффициенты профильного сопротивления в плоском и трехмер-
ном потоке соответственно

Схв —коэффициент вихревого индуктивного сопротивления

Сх бал —коэффициент балансировочного сопротивления

cv> Су —коэффициенты подъемной силы в плоском и трехмерном потоках
соответственно

Суо, Сго—коэффициенты подъемной силы при нулевом угле атаки

, Су—наклон кривых подъемной силы в плоском и трехмерном пото-
ках соответственно при бэ = const1

Су — дсу/дбз при постоянном а

Су ж — коэффициент подъемной силы крыла в отсутствие влияния земли

Су к —коэффициент боковой силы киля (Сук = ZK/qKSK)

с — абсолютная толщина профиля

/Азаб —диаметр воздухозаборника двигателя

Рвиит —диаметр винта

е —коэффициент Освальда (без индекса — для крыла)

Сш — функция, определяющая влияние подъемной силы на сопротивле-
ние шасси

р (5) — функция, определяющая приращение профильного сопротивления
при отклонения щитка

Свзл —максимальная взлетная масса

G— вес, соответствующий массе G

h — высота аэродинамического фокуса над плоскостью земли

йас> k —поправочные коэффициенты к сопротивлению из-за асимметрич-
ных условий полета

ki — коэффициент размаха закрылка

— коэффициент хорды закрылка, щитка

Аз ф — коэффициент взаимовлияния закрылка и фюзеляжа

* Т, е. без сдува или отсоса пограничного слоя.
Аг-s —-поправочный коэффициент профильного сопротивления из-за за-
крылка

kd. — коэффициент профильного сопротивления из-за закрылка

ky — коэффициент, учитывающий приращение профильного сопротивле-
ния от подъемной силы

ks — коэффициент, учитывающий нелинейность кривой подъемной силы
ke —поправочный коэффициент на \гол отклонения щитка

I
^ГО,
im
м
mz, Mz

т
Му

q

Re&
R
Л/?

3
Зсопл

V
Усоп л
V, W

X
У
Z

А*/

— динамическое давление скоростного напора

— размах, ширина

— плечи ГО и киля соответственно (см. рис. Е.13 и 9.21)

— длина стоек шасси

— число М полета

— коэффициент момента тангажа в плоском и трехмерном потоках
соответственно

— массовый расход воздуха через авторотирующий двигатель

— момент рыскания, вызванный отказом двигателя

?=yPVS

— число Рейнольдса, приведенное к хорде
— тяга

— результирующая потеря тяги при отказе двигателя с учетом ав-
торотации и сопротивления винта

— площадь (без индекса — полная площадь крыла)

— площадь сопла

— скорость полета

-^средняя скорость истечения из сопла двигателя

— коэффициенты индуктивного сопротивления

— продольная координата (отсчитывается от ПК САХ)

— вертикальная координата

—боковая координата

— боковая сила от киля

— параметр остроты передней кромки профиля

уш — расстояние от оси шарнира закрылка до хорды

и — коэффициент вихревого индуктивного сопротивления из-за несу
щей способности фюзеляжа

а —угол атаки

а/ —индуктивный угол атаки от вихрей по хвостовой кромке

а6 — теоретический коэффициент для подъемной силы от закрылка
(«6= c*/cj)

Р —коэффициент размаха при оценке влияния земли

6 — угол отклонения закрылка или предкрылка

Д —приращение или декремент (например, ДЗ-приращение параметра
от выпуска закрылка)

в — угол скоса потока

ек — угол бокового скоса потока

Л s — эффективность закрылка в создании подъемной силы

0 —угол, характеризующий положение хорды закрылка или пред-
крылка

Хо,25 — угол стреловидности по линии четвертей хорд (без индекса — угол
стреловидности крыла)

Хо,5 — угол стреловидности по линии половин хорд

Хг о, Хь — углы стреловидности горизонтального оперения и киля по линии
четвертей хорд соответственно

т] —относительное сужение

и —функция, определяющая момент тангажа крыла
р — плотность окружающего воздуха

о — функция, связанная с эффектом близости земли
Индексы и сокращения

а ф, — аэродинамический фокус
ас — асимметричный полет
бал — балансировочное значение
в — вихревое индуктивное

вн — внутренний конец закрылка
винт — винт

всп —вспомогательная часть составного закрылка
г “ гондола

о. с. — основная стойка шасси

г, о —горизонтальное оперение
дв — двигатель

дв.авт — авторотация двигателя

з — закрылок

з,	ф. — закрылок и фюзеляж

крит — критическое условие (перед срывом)
к —киль

кр
кр. 3, Кр. л
н к

П. ст
п

—	крыло

— часть крыла с закрылками или предкрылками

— носовое колесо

—	передняя стойка

—	передняя часть составного закрылка

п. к — передняя кромка

пр —предкрылок или другой элемент механизации передней кромки
р — профильное

р, п — руль направления

сопл — сопло

ш — шасси

х. к —хвостовая кромка

оо —параметры в невозмущенном потоке
0,25 — линия четвертей хорд

0,5 — линия средин хорд

0,2; 60 — закрылок с b3jb = 0,2 при бэ = 60°

G.L ВВЕДЕНИЕ

В последнее время большое внимание уделяется расчетам характеристик самоле-
тов, особенно транспортных, на малых скоростях полета. Поэтому на этапе пред-
варительного проектирования важно получить аэродинамические характеристики
самолета (подъемную силу, сопротивление, условия балансировки), которые
можно было бы с достаточной достоверностью использовать при расчете летных
данных и устойчивости самолета на малых скоростях.

Представленные ниже методы расчета и данные позволят конструктору до-
статочно точно оценить кривую подъемной силы и поляру сопротивления само-
лета с выпущенной механизацией. В качестве элементов механизации задней
кромки рассмотрены простые щитки, закрылки, одно-, двух- и трехшелсвые за-
крылки, а также закрылки Фаулера; механизация передней кромки рассмотрена
в вариантах: щитки, предкрылки и щитки Крюгера. Представлен метод оценки
изменения момента тангажа, вызванного отклонением элемента механизации*
с целью расчета нагрузки на хвостовое операние для балансировки самолета*
Расчеты приращения подъемной силы профилей из-за отклонения на небольшой
угол закрылка проводятся по теории Глауэрта для тонких профилей Даны зна-
чения коэффициентов эффективности, представляющих отношение эксперименталь-
ных и теоретических приращений подъемной силы для различных типов закрыл-
ков Расчет максимальной величины коэффициента подъемной силы основан на
методе Макроя [G 23], который применим для всех типов закрылков, кроме щит-
ка Переход от двухразмерных (для профилей) к трехразмерным (для крыла)
коэффициентам подъемной силы основан на классических методах, дополненных
поправками, учитывающими наличие фюзеляжа. Приращение профильного со-
противления из-за отклонения закрылка рассчитывается по теории Глауэрта ис-
ходя из предположения, что благодаря влиянию вязкости некоторый процент
приращения подъемной силы будет действовать перпендикулярно хорде закрыл-
ка. Поправки для вихревого индуктивного сопротивления и балансировочною со-
противления основываются на классической геории.

В открытой литературе не встречаются надежные методы определения влия-
ния элементов механизации передней кромки иа подъемную силу и сопротивле-
ние. Поэтому в приложении представлен самый общий подход, основанный на
наблюдении о том, что для профилей и крыльев с отклоненными предкрылками
наиболее характерным параметром является срывной угол атаки.

Отдельный раздел посвящен влиянию на подъемную силу и сопротивление
выпуска шасси, близости земли и отказа двигателя. Хотя эти элементы и случаи
очень важны при оценке характеристик транспортного самолета, особенно взлет-
но-посадочных, в литературе приводится мало полезной информации по этим
вопросам, поэтому предложенные методы позволяют сделать лишь грубую оценку.

G2 ВЛИЯНИЕ ОТКЛОНЕНИЯ ЗАКРЫЛКОВ

НА ПОДЪЕМНУЮ СИЛУ ПРОФИЛЯ

G.2.I. Общие вопросы

Традиционный подход к расчету подъемной силы крыла основан на предполо-
жении, что подъемная сила, создаваемая профилем, является исходным момен-
том. Переход к трехразмерному крылу производится посредством полуэм лириче-
ских поправок на конечность размаха, присутствие фюзеляжа и т. п. Эта проце-
дура приемлема, когда поток и интерференция вдоль размаха пренебрежимо
малы или отсутствуют. Она часто используется на этапе предварительного про-
ектирования гражданских самолетов с учетом того, что в процессе дальнейшей
проработки схемы самолета будет выполняться соответствующая программа аэро-
динамических исследований, направленная на оптимизацию крыла и системы за-
крылков

Теоретические методы расчета аэродинамических характеристик профилей с
закрылками позволяют в настоящее время достаточно точно определить подъем-
ную силу и момент тангажа. Обзор данных по этому вопросу дан в работе
[G 31] Поток вокруг профиля с эффективной многоэлементной системой механи-
зации (мноющелевые закрылки, предкрылки) сильно зависит от особенностей
конструкции’ формы закрылков и предкрылков, их размещения н т п Это при-
водит к необходимости разработки программы оптимизации, которая достаточно
сложна. Вместо такой программы предлагаются обобщенные полуэмпирические
методы, основанные на теории тонкого профиля и экспериментальных данных.
По возможности учитывается также чувствительность характеристик закрылков
к конструктивным особенностям (по принципу хорошая, наилучшая и плохая
конструкция) Главный эффект, который достигается при установке отклоняемо-
го закрылка по задней кромке профиля, изображен на рис. G.I. Предполагается,
что для крыла обычной формы зависимость подъемной силы от угла атаки ли-
нейна в приемлемом диапазоне углов. Можно заметить, что даже если кривая
подъемной силы исходного профиля не совсем линейна из-за срыва потока по
хвостовой кромке, профиль с закрылком обладает большей степенью линейности,
так как закрылок придает более обтекаемую форму хвостовой части профиля.

Влияние закрылка на кривую подъемной силы профиля будет выражено в
приращении подъемной силы при нулевом угле атаки (ДЗсуо), приращении мак-
симального коэффициента подъемкой силы и изменении наклона кривой подъем-
ной силы при малых углах атаки (с“ )'.

У

G.2.2. Приращение подъемной силы при нулевом угле атаки

Для малых углов отклонения закрылка скорость изменения подъемной силы про-
филя с отклоненным закрылком при постоянном угле атаки часто используется
как показатель эффективности закрылка:

/8 , {_______ 1

у I <?83 л"

(G.I)
Рис. GJ. Влияние отклонения
закрылка на подъемную силу
профиля:

/ — закрылки выпущены, 2 —
закрылки убраны

ь3/ь

Рис. G.2. Теоретическая зависи-
мость для коэффициента подъ-
емной силы закрылка

Другим показателем, применяемым
на практике, является скорость измене-
ния угла атаки для нулевой подъемной
силы от угла отклонения закрылка:

(G.2)

Основой методов расчета характеристик профилей является линеаризирован-
ная теория Глауэрта для тонких профилей с закрылками [G.57]. Эта теория дает
следующую зависимость для подъемной силы, вызванной отклонением закрылка:

0Ч — sin fl3

1О	**

—-------

«	-г

(О-З)

/ ь,	\

где	--cos-1 12------—11.	(G.4)

\	b	}

На рис. G.2 изображен график зависимости ай от относительной хорды за-

крылка. Теоретическая зависимость для определения ЛЗс имеет вид
У о

I с I

К $3 = /а \	'	(G'5)

V t//<

kJ

Установлено, что теоретическая зависимость не может быть реализована на
практике. При небольших углах отклонения закрылков реализуется только 70—
85% теоретической величины в зависимости от типа закрылка; при отклонении
закрылков на большие углы, например в посадочной конфигурации, эффектив-
ность по подъемной силе может составлять всего 50% теоретической, заданной
формулой (G.5). Это можно объяснить следующим.

1.	При больших углах отклонения закрылков линейная теория дает большую
ошибку по сравнению с точной теорией, приведенной в работе [G.66]. При отно-
Рис. G.3. Коэффициент эффективности щитка в создании подъемной силы (приведен по
результатам экспериментальных данных работы [G.34] и USAF Datcom, табл. 6.1.1.1—24)

сительной хорде закрылка 35% (ag = 0,707) и угле отклонения 60° линеаризи-
рованная теория дает величину Д3с,/о == 4,44, а точная теория— 4,0.

2.	При больших углах отклонения закрылка из-за вязкости потока происхо-
дит его отрыв. У закрылков простой конструкции это явление наблюдается при
углах отклонения 10—15°; щелевые закрылки в зависимости от конструкции име-
ют угол срыва 20—35°.

Отклонение от точной теоретической величины учитывается при помощи ко-
эффициента эффективности закрылка 7]3:

(G.6)

Величина с“ для исходного профиля может быть получена из эксперимен-
тальных данных или расчетом по методике в подразд. Е.З.2. Диаграммы для
оценки Т|3 представлены на рис. G.3 — G.6, по поводу которых следует сделать
следующие замечания-

Щитки (см. рис G.3). Коэффициент эффективности не превышает 70% даже
при небольших углах отклонения из-за следа, образующегося между щитком и
профилем. Падение т]3 с ростом угла отклонения происходит сравнительно плав-
но. Относительная толщина профиля для этого типа закрылка не играет сущест-
венной роли.

Простой закрылок (см. рис. G4). Эффективность закрылка чувствительна к
параметрам noi раничного слоя в зоне шарнира, поэтому в качестве корректирую-
щего параметра использована относительная хорда закрылка. Герметизация за-
зора между профилем и закрылком играет существенную роль, и ее следует
применять в конструкции простых закрылков, хотя для рулевых поверхностей
наличие негерметичного зазора приемлемо.

Щелевой закрылок (см. рис. G.5). Для правильно спроектированного щеле-
вого закрылка приращение подъемной силы при его отклонении не зависит от
пограничного слоя основною профиля, так как вокруг закрылка образуется новый
пограничный слой. Коэффициент эффективности, однако, очень чувствителен к
геометрии закрылка и щелей Большая часть систематических измерений, выпол-
ненных NACA, проводилась на закрылках с оптимальной формой щели для каж-
дого угла отклонения, хотя по соображениям конструктивной простоты одноще-
левой закрылок чаще всего имеет фиксированную ось. При фиксированной оси
характеристики закрылка зависят от ее положения. В общем случае чем ниже
находится ось, тем выше эффективность закрылка, при условии соблюдения оп-
тимальной формы закрылка и зазора.

Щелевые закрылки должны перемещаться в продольном направлении для
обеспечения необходимой формы щелей. В результате таких перемещений хорда
Рис. GJ. Коэффициент эффективности простого закрылка (приведен по результатам экспе-
риментальных данных USAF Datcom, табл. 6.1Л.1-А и работы [G.64]:

1 — зазор закрыт; 2 — зазор открыт

Рис. G.5. Коэффициент эффективно-
сти однощелевого закрылка (приве-
ден по экспериментальным данным
работ [G.33, G-35, G.37 и G.19]):

Рис. G.6, Коэффициенты эффективности двухщелево-
го и трехщелевого закрылков (приведены по экспери-
ментальным данным работ [G.3, GJ9t G.29t G.39,
G.44, G.48]):

/—закрылок с фиксированной
осью; 2— хорошая конструкция;
3 — закрылок Фаулера

1 — точная теория; 2 — трехщелевой закрылок; 3 —
двухщелевой закрылок с фиксированным щитком;

4 — вспомогательный закрылок; 5 — оптимальная
кривая; б — средняя; 7 — плохие данные
рис. G.7. Увеличение хорды
вследствие выпуска закрыл-
ка. Определения и некото-
рые типичные величины для
конфигураций, применяемых
на практике:

[ — закрылок с фиксирован-
ной осью, Цп/Ьъ—0,2; Г — за-
крылок с фиксированной
осью, Уо/Ьз—ОА; II — опти-
мальное положение одноще-
левого закрылка; //'— оп-
тимальное положение двух-
щелевого закрылка с фик-
сированным передним щит-
ком; III — двухщелевой за-
крылок изменяемой геомет-
рии; IV — закрылок Фаулера
зднощелсвой и двухщелевой с
фиксированной передней
частью; IV' — двух- и трех-
щелевой закрылок Фаулера
с перемещением в горизон-
тальном направлении

основного профиля значительно увеличивается, и это само по себе ведет к уве-
личению подъемной силы. Для учета эффекта подъемную силу профиля приводят
к увеличенной хорде, как это показано на рис. G.7, а затем пересчитывают ре-

зультат па первоначальную хорду по следующей формуле:

си = (с' + ДЗ/. ) —

У \ Уо 1 Уо! £

(G.7)

где с и АЗс' приведены к длине хорды Ъ'. Считая, что с исходного про-
V	к?	* V

филя не меняется после увеличения хорды (су0 = су0)’ п°лучаем

дч«=дЧо'4_+<!«.(‘7--1) •	<°-8>

где &3с'уо определяется формулой (G.6). Величина сц также приводится к уве-
личенной хорде (й3 jbr). Заменяя градиент подъемной силы исходного профиля
величиной 2 л 1 /рад, получаем	*

АЗсг/о = 2л713аХ.	(G.9)

где Д3с'о берется в радианах и etg может быть рассчитан по формулам (G.3)
и (G.4) или принят по рис. G.2.

При заданной геометрии закрылка и узла подвески увеличение хорды мож-
но рассчитать, а при отсутствии этой информации приемлемы данные, представ-
ленные на рис. G.7. В случае фиксированного положения оси увеличение хорды
определяется по формуле

= 1+2 tg — В3.
b s 2 3

(G. Ю)

Ъ

Закрылок Фаулера (рис. G.5). С аэродинамической точки зрения закрылок
Фаулера действует так же, как и однощелевой закрылок, поэтому к нему приме-
ним тот же метод расчета. Однако эффект увеличения хорды (см. рис. G.7) у
закрылка Фаулера намного больше, хотя он частично снижается из-за уменьше-
ния ba}bf и более низких величин ав , Для углов отклонения 30—35° эффектив-
ность закрылка Фаулера считается выше, чем у однощелевого закрылка.

Двух щелевой закрылок. Однощелевой закрылок теряет свою эффективность
при углах отклонения около 40°. Двухщелевой закрылок можно рассматривать
как однощелевой с управляемой створкой в щели, позволяющей восстановить
эффективность отклоненного потока. Поэтому определяющие параметры для двух-
щелевого закрылка носят более сложный характер, чем для однощелевого, и их
труднее рассчитать. Ниже рассмотрено два характерных варианта.

Закрылок с фиксированной осью. Методика расчета
аналогична однощелевому закрылку, за исключением коэффициента тц, постро-
енного на рис. G.6.

Кривые приведены для хорошей, средней и плохой конструкции закрылка с
фиксированной осью и для оптимальной формы щелей при каждом угле откло-
нения закрылка. Максимальная величина угла отклонения достигает 50—55°.

Двухщелевой закрылок изменяемой геометрии. Передний закрылок откло-
няется на угол до 30°, а хвостовая часть до 30—40° по отношению к переднему
закрылку. Возможно также перемещение назад вспомогательного закрылка. Об-
щее приращение подъемной силы для этой конфигурации имеет вид

=	<Q-n>

где учитывает приращение суа от отклонения обеих секций закрылка на
одинаковый угол при отсутствии второй щели. Эта составляющая рассчитывается
по методике, приведенной выше для однощелевого закрылка (см. рис. G.5).

учитывает приращение из-за отклонения хвостовой секции по отно-
шению к передней. В этом случае снова может быть применена методика расчета
однощелевого закрылка с той разницей, что коэффициент эффективности г)5 в
формуле (G.9) должен быть заменен в соответствии с рис. G.6 из-за того, что
передняя секция снижает эффективность вспомогательной секции.

Коэффициент аа в формуле (G.9) должен быть приведен к отношению хор-
ды закрылка к увеличенной хорде, которая определяется по рис. G.7 следующим
образом:

а)	вспомогательная секция закрылка поворачивается из отклоненного поло-
жения вокруг точки А до совпадения хорд обеих секций;

б)	обе секции затем поворачиваются от отклоненного положения передней
секции вокруг точки В до совпадения с хордой крыла;

в)	расстояние от передней кромки крыла до хвостовой кромки является уве-
личенной хордой Ь'. ТТспользуя типичные цифры, данные на рис. G.7, можно
рассчитать увеличенную хорду по следующей формуле:

(G.12>

Следует заметить, что достижение величин &b/ba больше указанных на
рис. G.7 возможно ценой усложнения конструкции и увеличения массы.

Трехщелевые закрылки. Опубликованных материалов недостаточно для раз-
работки общего метода расчета трехщелевых закрылков. Данные, приведенные
в работе [G 29], дают лишь одну точку для т)й на рис. G 6 Для этой точки был
определен эквивалентный угол отклонения 6/, характеризующий общий эффект
от сложной системы закрылка, а коэффициент ав рассчитывался на основе эк-
вивалентной относительной хорды ba'!br по формулам (G 3) и (G.4). Несмотря
на упрощения, указанная точка находится в соответствии с общим положением,
приведенным в работе [G.29], о том, что 81% потенциального потока может быть
реализован в подъемную силу при суммарном угле отклонения закрылка до 60°.
Предполагаемая кривая для T]g построена из расчета, что 81% потенциального
потока (точная теория в работе (G 66]) используется для увеличения подъемной
силы при отклонении трехщелевого закрылка на угол до 50°.
G.2.3. Максимальный коэффициент подъемной силы

Из-за влияния вязкости потока при углах максимальной подъемной силы расчет
A3cv шах (см. рис G 1) от механизации задней кромки основан на эмпирическом
подходе. Различают следующие два условия срыва потока *.

L У профилей с острыми носками срыв определяется условиями обтекания
носовой части Для этого случая примерный уровень максимальной подъемной
силы может быть получен по теории тонкого профиля. В соответствии с этой тео-
рией приращение нагрузки по передней кромке профиля из-за отклонения за-
крылка равно половине общею приращения подъемной силы от закрылка с не-
большой относительной хордой. Для профилей с ограничением максимальной
подъемной силы по срыву передней кромки величина приращения cv max из-за
отклонения закрылка вычисляется в соответствии с работой [G.16] по формуле

вит 0.	Л

A3cvmax - ЛЗс^ я_(0д_8]П 0з) .	(°- )

где 9а определяется выражением (G 4). На практике отношение Д3су тах/АЗеу&
изменяется в пределах 0,4 — 0,5. Комбинация из формул (G.13), (G.3) и (G.5)
дает простое выражение для теоретического расчета A3cv max профиля с острым
носком. Считая с“ = 2 л, можно написать

^Зс у max “ 2Ь3 5111 ®з*	(О’

2. Когда срыв основного профиля связан с нарастанием градиента давления
в его хвостовой части, отклонение закрылка вызовет местное разрежение и за-
держит срыв по задней кромке. В этом случае приращение максимальной подъ-
емной силы будет таким же, как при малых углах атаки, или несколько выше.

Основные выводы, которые можно сделать на основании изложенного, изобра-
жены на рис G 8. На графиках слева (а) показаны зависимости от коэффициен-
та остроты передней кромки профиля Ду (см. приложение А, рис. А.2), который
оказался полезным корректирующим параметром при расчете максимальной подъ-
емной силы, связанной со срывом по передней кромке. Для величин Ду до 1,2 —
1,5% хорды максимальная подъемная сила у профилей со срывом по передней

Рис. G S, Влияние параметра остроты передней кромки и отклонения закрылка на коэффи-
циент максимальной подъемной силы:

a—Cyo + A3c^o₽ccrnst;	и —Ai/=constT 1 — срыв по ПК; 2 — срыв по хвостовой кромке

* Более подробное объяснение на эту тему приведено в работе [G 23J.
ъромке в первом приближении постоянна При больших величинах Ду величина
max увеличивается примерно пропорционально Ду до точки, где начинает до-
минировать срыв в хвостовой части. Таким образом, для относительно тонких
профилей отклонение закрылка приводит к приращению подъемной силы, опре-
деляемому теоретически по формуле (G 13), а для более толстых профилей со
срывом в хвостовой части приращение максимальной подъемной силы составляет
от 50 до 100% приращения подъемной силы на малых углах атаки*.

На рис. G.8, б показаны данные для профиля со срывом по задней кромке
при убранном закрылке Небольшое отклонение закрылка улучшит обтекание
по задней кромке с соответствующим приращением подъемной силы, которое эк-
вивалентно приращению подъемной силы при малых углах атаки. При некотором
угле отклонения закрылка нагрузка на носовую часть профиля возрастает до
величины, при которой произойдет срыв по передней кромке, как следует из
рис. G 8, а. Для этой области углов отклонения закрылка наклон кривой

= f	будет приблизительно равен 5 : 1

Изложенное выше позволяет рекомендовать следующий упрощенный общий
метод расчета максимальной подъемной силы для профилей с закрылками.

Простые и щелевые закрылки (Фаулера).

Наименьшая величина из определенных по следующим формулам будет со-
ответствовать максимальному коэффициенту подъемной силы:

,	/ ре. \0.08	1

сI/max = 0,533 Ду	+ ДЗс^),	(G.15a)

для Ду >0,015 b и М < 0,2 или с' -_= (cyinax) + ДЗс' , (G 156)
Лу	& - (J	if О

где Ret — число Рейнольдса, приведенное к первоначальной длине хорды профи-
ля, а максимальный коэффициент подъемной силы рассчитан по формуле

ct/max —

Cymix -

(G.16)

Формулы (G.15) выведены на основании экспериментальных данных, приве-
денных в литературе. Указанные выражения приемлемы не только для простых
и однощелевых закрылков, но и для многоэлемептных закрылков с продольным
перемещением и без него

Щитки. Профиль со щитком не поддается расчету по описанной методике из-
за возникновения следа при отклонении щитка и срыва по передней кромке од-
новременно Наклон кривой на рис. G 8, б для профиля со щитком составляет
величину' 0,75 : 1 в типичном случае Для профилей со щитком рекомендуется
следующая методика.

1.	По методике, приведенной в разд. G.2.2, определяется зависимость
Д3с^о = / (S3) с использованием рис. G.3.

2.	Рассчитывается величина ДЗс для относительной хорды Ь3/Ь = 0,2 и
угла отклонения б3 = 60°. Она обозначается (Д3суо)0 2.60.

3	Определяется величина су щах для b3/b = 0,2 и б3 = 60°:

{^су шах)о,2;6О — (Сутах)исх	(Су тах)бд-о + ^,5{ Суо -j- ( Д3<?уо)0 , 2. go} >	(G. 17)

где (су тах)исх находится из рис. G.9, а

4.	Вводится поправка на относительную хорду' и угол отклонения закрылка
по формуле

ДСутах — ОЗСу шах)о,2;6О’	(G•

* В работе [G.16] предлагается средняя величина

АЗс ц 1пах = Д3с^о.
Рис* G.9* Диаграммы для определения приращения максимальной подъемной силы от щитка
по данным работы [G.34] (определение Sy дано в приложении А, рис* АЛ)

где и — поправочные коэффициенты, заданные на рис, G 9, б и в соответст-
венно* Величины	берутся по результатам расчета в соответствии с и. L

G.2A Наклон кривой подъемной силы

Влияние отклонения закрылка на градиент подъемной силы объясняется следую-
щим.

1* Увеличение хорды профиля приводит к возрастанию с* * Это учитывается
введением множителя b'/b.

2* Анализ по точной теории потенциального потока влияния отклонения за-
крылка на наклон кривой подъемной силы профиля, приведенный в работе [G 66],

показывает, что Д3су уменьшается с
веденный к увеличенной хорде)
уменьшается не только с углом откло-
нения закрылка, но и с углом атаки,
в результате чего возникает нелиней-
ность в графике подъемной силы, ко-
торая сильнее выражена для боль-
ших углов отклонения закрылка,

3* Влияние вязкости потока на
эффективность закрылка в большей
степени сказывается при увеличении
угла атаки, уменьшая ДЗс^.

На рис. G.10 показано, что при
малых углах отклонения закрылка
доминирует эффект увеличения хор-
ды профиля, а при больших углах
отклонения сказывается уменьшение
угла наклона кривой подъемной си-
лы, особенно при углах атаки, близ-

увеличением а. Следовательно, с* (при

Рис* G 10* Изменение угла наклона кривой
подъемной силы профиля при выпуске за-
крылка:

У — двухщелевой закрылок, 2 — закрылок
Фаулера
кик К^срывному. В литературе отсутствуют данные для расчета угла наклона
кривой подъемной силы с закрылком. Следующее выражение достаточно точно
аппроксимирует результаты экспериментальных данных:

с®'(закрылки выпущены)	Ь' (	Ь

—2-----------------------=------ 1 — —

(закрылки убраны)	b \	Ь'

;п2 831 для а - ; 0.. .5°. (G.19)

В отдельных случаях уменьшение с?у от б3 может быть больше, чем указано
формулой (G.19), особенно когда форма щели не оптимальна или когда срыв
происходит на малых углах атаки.

G.3. ПОДЪЕМНАЯ СИЛА САМОЛЕТА С ВЫПУЩЕННЫМИ ЗАКРЫЛКАМИ

Метод расчета подъемной силы самолета основан на принципе определения раз-
личных составляющих; подъемной силы самолета в крейсерской конфигурации
(см. приложение Е), влияния механизации задней кромки крыла, влияния опе-
рения, фюзеляжа, силовой установки и т. п.

Влияние механизации передней кромки рассматривается в разд. G.5. Поэто-
му^ кривая подъемной силы может быть выражена в форме приращений подъем-
ной силы к подъемной силе в крейсерской конфигурации самолета:

ДСГ = ДЗСГ + £	+ ДГОСу.	(G.20)

Влияние закрылка на подъемную силу ДЗСу рассматривается в под-
разд. G.3.1, различные составляющие ДСу обсуждаются в подразд. G.3.2 и со-
ставляющая от ГО, АГОСг, анализируется в подразд. G.3.3.

G.3.I. Подъемная сила крыла

По аналогии с профилем кривая подъемной силы крыла рассчитывается по сле-
дующим характеристикам:

ЛЗСУо— приращение подъемной силы при нулевом угле атаки;

дзег max — приращение коэффициента максимальной подъемной силы;

ь у —наклон кривой подъемной силы крыла с выпущенными закрыл-
ками.

Графически эти характеристики выглядят аналогично представленным на
рис. G.1 после замены су на Cy.

Следует учитывать, что максимальная подъемная сила, с которой оперируют
в данном подразделе, соответствует максимуму кривой. Как указано в под-
разд 5.4.4, эта цифра не может быть использована непосредственно для расчета
скорости срыва (см. также работу [G.32]).

Прирашение подъемной силы для а — 0. Для определения АЗС уо при уме-
ренных углах отклонения закрылков может быть использована теория несущей
поверхности. Метод, указанный в работе [G.64], требует знания эффективности
профиля с закрылком и базируется на формуле:

АЗСу = Д3см
м	У

(аЪ>Су
(Lts)cy

(G.2I)

Д3с^о —приращение подъемной силы характерного профиля крыла (например,
в сечении на полуразмахе) при отклонении закрылка (а = 0). Метод его расче-
та, указанный в подразд. G.2.2 или в работах [G.i9, G.65], следует применять
при отсутствии экспериментальных данных. Су и Су являются углами наклона

кривых подъемной силы основного крыла (см. подразд. Е.4.1) и основного про-
филя (см. подразд. Е.3.2) соответственно, а параметр (ag)c учитывает эф-

фективность закрылка в трехмерном потоке:


— б плоском потоке:

су с“&

у 3

Отношение |(«5)с /(иД ]
л	У

(G.22)

(G.23)

может быть

Удлинение

Рис. G.11. Изменение коэффициента
хорды закрылка в зависимости от
удлинения крыла [G.frl]

получено из рис. G.11 как функция

(%)Ср

и удлинения крыла,

ki — коэффициент эффекпизносш за-
крылка по размаху:

дЗСу (частичный размах)
kl - - --Т---------------------

ЛЗСГ(( (полный размах)

(0.24)

Эмпирические зависимости kt от размаха закрылка и относительного суже-
ния построены на рис. G.12.

Для закрылков, расположенных не на внутренней части консоли крыла, ве-
личина kt получается путем наложения закрылков, как схематически показано
на рис. G.13 для случая нарушения целости закрылка фюзеляжем.

В случае внутренних закрылков, усиленных действием элеронов (флаперо-
нов), рекомендуется следующая процедура.

1.	Оценивается величина ДЭс^ , вызванная отклонением элерона для харак-
терного сечения крыла.

2.	Рассчитывается АЭС уо из предположения, что АЭсУо действует по всему
размаху объединенных внутренних закрылков и элеронов.

3.	Оценивается величина Л3суо , вызванная отклонением закрылка для ха-
рактерного сечения консоли.

4.	Рассчитывается АЗСу0 с зчетом действия Д3<?уо— АЭсуа по всему
размаху внутреннего закрылка но формуле (G.21).

5.	Величины ДЭ(7у и ДЗСу складываются.

1 о	* о

Рис. G.12. Изменение коэффициента
размаха для внутренних закрылков
[G.G4]

Рис, GJ3. Определение коэффи-
циента размаха невнутренннх
закрылков и определение $ьр 3
Рис G Ы Распределение подъемной силы
по разма\\ системы крыло—фюзеляж при
выпущенных закрылках.

1 — закрылки выпущены, 2 — закрылки
хбралы

Приращение максимальной подъ-
емной силы. Дтя расчета \3Ci lt r
используется приращение максималь-
ной по (ъемной силы характерного
сечения крыла Данные для этого се-
чения целесообразно заимствовать из
экспериментов, если они отсутствуют
применим метод расчета, указанный
в подразд G23 Пересчет данных от
плоского (для профиля) потока к
трехмерному (кры чо) дтя эффек-
тивной многощелевой конструкции за-
крылка * производится по формуле

АЗС} ц1ах —

0,92ДЗс у п1ах

*$кр-з

S

Xcosx0^

(G-25)

р 3

----— — отношение площади крыла, находящейся под влиянием закрылка, к об*
о

щей площади крыла Дчя прямых сужающихся крыльев это отношение опреде-
ляется зависимостью

*~*КР13	^34)	1^. ВН

S ~ Z

(G. 26)

Геометрические параметры этой зависимости раскрыты на рис G 13 и G 14
Для хмеренно сужающихся крыльев величина SKp з/S приблизительно равна ко
эффнциенту А’г, определенному ранее Постоянная 0,92 в формуле (G25) учиты-
вает потерю подъемной силы около концов закрылка, как показано на рис G 14,
1де заштрихованная об часть представляет приращение максимальной подъемной
силы в гипотетическом случае, когда все сечения части крыла с закрылком пере-
ходят в режим срыва одновременно

Наклон кривой подъемной силы. Поправка к углу наклона кривой подъем-
ной силы крыла, указанная в подразд G24 для профиля, определяется счедую
щим выражением

Су (закрылки выпущены)	ДЗСуо

Су (закрылки убраны)	Д3суо

S1H2 8
hJ

(G.27)

где ДЗСуо/ЛЗс^о — отношение приращений подъемной силы в трехмерном
и плоском потоках при « — 0, заданное формулой (G 21)

G.3.2. Влияние различных составляющих

Поправки к кривой подъемной силы (^ ДСу ), которые рассматриваются ниже,
выражаются в форме ДСу из-за отсутствия достоверных методов расчета их
влияния на ДЗСГо> ДЗСутах и Су , т е в дальнейшем предпола! ается, что
вся кривая подъемной силы сдвигается вверх или вниз на величину АСУ

Интерференция крыла и фюзеляжа. Некоторые аспекты взаимовлияния меж-
ду потоками вокруч крыла и фюзеляжа обсуждались в разд Е6 приложения Е
Еще более сложная картина будет наблюдаться при рассмотрении комбинации
крыло—закрылок— фюзеляж Так как аналитические способы описания этого
явления исключены, конструктор должен полагаться при предваритечьноч проек-
тировании на собствен!!'ю интуицию

* Для простых закрылков влияние стреловидности более заметно и пропорционально
cos3 % [G 22].
Наиболее консервативным является подход, когда несущие возможности фю-
зеляжа совсем не учитываются Хотя это оправдано при больших углах откло-
нения закрылков, когда мел ду фюзеляжем и закрылками имеется большой за-
зор, пренебрежение несущим эффектом не всегда приемлемо Теория поленциачь
кого потока показывает, что несущие способности фюзеляжа составляют от по-
ловины до двух третьей подъемной силы, создаваемой центропланом крыта без
фюзеляжа, при условии установки закры ikob на центроплан Эксперименты, про-
веденные Хернером [G 10 с 8—18], показывают, что дтя крыла без закрылков не-
емцая способность фюзеляжа снижается до одной трети указанной ветчины
На основании изложенного выше, можно заключить, что

дCY = k3 ф	ДЗсуа -	(°  30>

где выбор коэффициента взаимовлияния закрылков и фюзеляжа k3 ф будет за
висеть от интуиции конструктора Пределы i змснепия этого коэффициента со
ставляют 0-—2/3, а наиболее вероятная средняя величина — !/з

Вырезы в закрылках. Для исключения попадания струп двигателей на за
крылии в них иногда делаются вырезы Если неподвижный вырез не слишком
широк, разумно предположить, что потери подъемной силы по сравнению с не-
прерывными закрылками составят около 50% снижения эффекшвной площади
крыла, находящейся в зоне закрылков

Д«$кр,3

АС) 0,5--------— Дсу>	(G.3I)

О

ASb„ 1 — общая площадь крыла, находящаяся пот влиянием закрылков

Другие поправки к подъемной силе самолета без ГО. На максимальную
подъемную силу крыла могут оказывать влияние ряд других факторов, как на-
пример

искажение потока вокруг выступающих деталей, узлов, направляющих за-
крылков,

неблагоприятная интерференция с гондолами и воздухозаборниками двига-
телей

погори, вызванные приспособлениями, необходимыми для обеспечения прием-
лемой управляемости при срыве,

явления, связанные с аэроупрутостью, особенно для больших самолетов
[G32]

Каждый из этих факторов может влиять па Су тйХ в пределах от 0,1 до 0,2,
но указать точную величину на этапе предварительного проектирования пе пред-
сгавляслся возможным

G.3.3. Составляющая от горизонтального оперения

Нагрузка на ГО, необходимая для балансирования момента па пикирование, по-
являющегося при выпуске закрылков, уменьшает подъемную силу Величина
этой составляющей может быть получена на основании иолуэмпнрических данных
по моменту тапгажа при выпуске закрылков Этот упрощенный подход прием
леи для расчета балансировочной нагрузки

Момент тангажа сечения крыла. При отсутствии экспериментальных данных
можно, в качестве первого приближения, использовать обобщенное выражение
приведенное в работе [G 5]

„	о , / b’ V су Ь> /	\

i3%0,25~ “111ДЗсу ( Ь ) ~ 4	£ \ 6	/ +

+ (тг0,25)%_0

(G.32)

Увеличение хорды bf (см рис G 7) учитывает эффект смещения закрылка
назад по мере его выпуска
Рис. G.15. Функция Ц|, определяющая момент
тангажа:

/—линейная теория; 2 — щитки it простые
закрылки; 3 — щелевые закрылки Фахлера

Первый член в выражении
(С 32) учитывает увеличение кри-
визны профиля сечения. Коэффи-
циент pL определяется следующим
образом:

ДЗ/я'

Щ	• (G-33)

В соответствии с линейной теори-
ей Глауэрта для малых углов от-
клонения закрылков можно напи-
сать

где 0з определяется формулой (G.4). На рис G 15 показано, что теоретическая
величина pj обычно занижает коэффициент момента. Установлено, что для ще-
левых закрылков с продольным (Фаулера) и без продольного перемещения при
выпуске большая часть данных лежит на одной кривой, когда второй член в
формуле (G.32), представляющий теоретическую величину сдвига фокуса профи-
ля, уменьшен наполовину, В случае щитков и простых закрылков угол отклоне-
ния закрылка оказывает заметное влияние на щ. Последний член в (G 32), ко-
торый обычно более низкого порядка, можно не учитывать и выражение пре-
образуется к виду

^mz0,25	Р-1ДЗс_(/

Ь’ Су

(G.35)

где р.1 берется по данным рис G 15,

Момент тангажа крыла. В работах G 5 и G GO преобразование данных для
плоского потока в трехмерный поток производится следующим образом:

Л^^20,25 ~	J 2Х {ХзЛ^С,/	А),25’	(G . 36)

где A3/»zo,25 можно определить по формуле (G.35) путем замены

$кр,з

5

(G. 37)

Су Су -Е ДЗсу 11

Поправочный коэффициент рг (рис, G 16) учитывает конечность размаха пря-
мого крыла, а р3 —эффект стреловидности (рис. G 17). -

Момент тангажа самолета без ГО. Большая часть измерений, проведенных
для сечений крыла с закрылками, приводилась к 0,25 хорды или аэродинамиче-
скому фокусу исходного профиля крыла По этой причине аэродинамический
момент тангажа вокруг средней точки липни четверти хорд имеет вид

^70,25 = (AIZ 0,25)63 = 0 + ДЗЛ12 О25 + 2ЛЛ^гО,25'	(G.38)

Коэффициент момента тангажа с убранными закрылками может бьнь по-
лучен по формуле (Е.35) приложения Е

0,2о ——	],	(G.39)

и л /

Л /

где аэродинамический фокус определен для условий, когда ГО отсутствует и за-
584
Рис. G.16. Поправочный коэффициент на
конечность размаха для расчета момента
тангажа [G.5]

Рис* G.17. Графики функции для опре-
деления приращения момента тангажа от
закрылков стреловидного крыла [G.5]

крылки убраны (см. приложение Е, разд Е.7). Член A3A1Z 0,25 в формуле (G 38)
рассчитывается в функции от Ст по формулам (G.36) и (G.37).

Последний член	формально учитывает влияние других факторов:

1)	несущей способности фюзеляжа по отношению к теоретической схеме,
в которой закрылки выпускаются в плоскости симметрии самолета;

2)	отклонение закрылков, приводящее к появлению составляющих момента
тангажа от носовой и хвостовой частей фюзеляжа;

3)	вырезы в закрылках, интерференцию с гондолами и т п.

Первый фактор может быть оценен при помощи формулы (Е 40) приложе-
ния Е путем замены Су на Суо + ДЗСуо. Второй фактор учитывается пу-
тем пренебрежения несущей возможностью фюзеляжа. Справедливость такого
подхода трудно доказать из-за отсутствия данных. Следует также отметить, что
первые два фактора оказывают противоположное влияние.

Подъемная сила от хвоста. Нагрузка от хвостового оперения для баланси-
ровки самолета после выпуска закрылков, если пренебречь слагаемым 2 &MZQt23
выражается зависимостью

АГ.ОС,. = ДСГг.о = ЬзСу (о,25-^) +	. (0-40)

° I \	VA '	' *г.о

где АЗСу и A3A4Z о,25 рассчитываются в соответствии с методиками, представ-
ленными выше.

G.4. РАСЧЕТ ПОЛЯРЫ СОПРОТИВЛЕНИЯ ДЛЯ МАЛЫХ СКОРОСТЕЙ

Сопротивление самолета с выпущенными закрылками (шасси убрано) может быть
получено по поляре сопротивления в крейсерской конфигурации при помощи сле-
дующей! формулы.

С2

Сх = СХо + —— + ЛзСхр + АзС\'в + АбалСх,	(G.4I)
Рис. G.18. Поляры сопротивлений с
выпущенными и убранными закрыл-
ками по задней кромке:

/ — закрылки выпущены; 2—за-
крылки убраны

где ДЗСхр, ДСхв и ЛбалСх приращения
коэффициентов профильного, вихревого ин-
дуктивного и балансировочного сопротив-
лений. В формуле (G.41) исходная поляра
имеет форму простой параболы, хотя воз-
можно применение и других зависимостей,
указанных в приложении F. Хотя все со-
ставляющие сопротивления, рассматривае-
мые в настоящем разделе, несколько изме-
няются при выпуске закрылков и измене-
нии режима полета, ниже анализируются
только основные поправки.

Как показано на рис. G.18, принятый
подход несколько искусственный в том
смысле, что для больших величин Су, полу-
чаемых при выпуске закрылков, исходный
коэффициент сопротивления самолета (с
убранными закрылками) экстраполируется
за пределы максимальной подъемной силы.

G.4.I. Профильное сопротивление

Сопротивление сечений крыла. На рис. G.19, а показан пример поляр сопро-
тивлений для нескольких углов отклонения щелевого закрылка профиля.

Эти поляры преобразованы на рис. G.19, б в координатной сетке Сх Р =
= /	—(Суа 4-1/2ДЗсуо)]2 длЯ получения практически линейных зависимостей

для углов отклонения закрылка до 40°. Кроме того, в такой форме изображения
наклон кривых не зависит от угла отклонения закрылка. Поэтому поляра с за-
крылком может быть получена путем сдвига поляры исходного профиля вверх и
вправо. Считая, что поляра исходного профиля задается выражением

схр ~ схра Р 4" ky (,су су0)2! ’	(G.42)

для профиля с отклоненным закрылком можно написать

схр = схро + д3схр0 + cxp<>ky ~ (суй + */243^°)}2Ф	(G.43)

Поэтому приращение сопротивления, вызванное отклонением закрылка, имеет вид

43сЛр = 43схро — cxpkyb.3cyo f су (суо 4- 1 /4Д3суо)},	(G. 44)

где &3схр(> — приращение минимального коэффициента профильного сопротив-
ления. В формуле (G.44) это приращение будет определяться для условия су =
= 14-1/2 (суо + Д3суо), которое соответствует полету примерно при 70% су Шц.
Можно отметить, что большинство справочников основано на работе [G.5], где
приращение профильного сопротивления определяется для постоянной величины
а = ау0 +б°-

На практике различные слагаемые формулы (G.44) могут быть получены из
экспериментов. Когда экспериментальные данные отсутствуют, ky принимается
равным 1. Приращение профильного сопротивления может быть выражено как
часть теоретической величины, полученной из условия, что Д3с¥ действует по
нормали к хорде закрылка:

„ %

А3схро -= const	s’n &3.	(G.4o)

Определяя А3си по линейной теории профилей Глауэрта и учитывая увели-
чение хорды, получаем обобщенное выражение

Ь	/ Ь* \

АЗсхр0 =	5з sin а3 4- схра I — — 1) 	(G • 46)
Рис. G.19. Поляры сопротивлений профиля NACA 23012 с однощелевым закрылком [G-33]

Сомножитель а6 приведен к отношению Ь^Ь’, как указано в подразд. G.2.2.
Коэффициент kd построен на графике рис. G.20 для различных конструкций за-
крылка, Этот график показывает, что приращение сопротивления для простых
закрылков составляет 20—25% «теоретической» величины; однощелевые и двух-
щелевые закрылки имеют этот коэффициент в пределах 10—15 и 8—10% соот-
ветственно. Относительно высокие величины kd для щелевых закрылков при ма-
лых углах их отклонения вызваны неблагоприятным протоком через щель и зави-
сят в основном от формы панели крыла у закрылка.

Изложенное выше не относится к щиткам. Для них выведено следующее
соотношение на основании систематических измерений, указанных в работе [G.34]:

Д3сг„ — 0,55—-Л»	/(8),

хр0	b ( (с/Ь)гр1 \

(G.47)

где функция f (б) представлена на рис. G.21. Кроме тою, можно воспользовать-
ся более детальным методом расчета, приведенным в работе [G.71].

Приращение профильного сопротивления крыла. Приращение профильного
сопротивления крыла из-за выпуска закрылка определяется по следующей фор-
муле:

Зкр.з	Г /	1	V

= *2-3 —^Схр0 cos 70,25 — kycxpa^^Ya	~ ДЗСГ(^ ,

(G.48)

где Д3схрв — приращение сопротивления профиля, заданное формулами (G.46)
Рис. G.20, Изменение коэффициента
определяющего приращение про-
фильного сопротивления при откло-
нении закрылка:

/ — простой закрылок; 2 — одноще-
левой закрылок Фаулера; 3 — одно-
щелевой закрылок; 4 — двухщелевой
закрылок

Примечание. Заштрихо-
ванная площадь указывает разброс
данных, учитывающий конструкцию
крыла в зоне закрылка и разницу
в геометрии однощелевого закрылка

Рис. G.2L Функция» определяющая прираще-
ние профильного сопротивления для щитка
IG.34]

и (G.47), а Л2-з— поправочный коэффици-
ент, учитывающий интерференцию крыла и
фюзеляжа, влияние стреловидности и т. п.
По данным [G.24] величина составля-
ет 1,15,

G.4.2. Индуктивное сопротивление

Индуктивное сопротивление изменяется из-
за перераспределения подъемной силы по
размаху (см. рис. G.14).

На основании синтеза нескольких мето-
дов расчета, существующих в литературе
[G.5, G.60, G.65], можно написать

Д3(?хп = (w + и)(ДЗс^)2 4- vCy13cy.	(G-49)

Слагаемое w (\3су)2 учитывает приращение индуктивного сопротивления для
закрылков, продолженных до оси симметрии крыла, для крыла с эллиптическим
распределением нагрузки по размаху, когда закрылки убраны. Зависимость v от
геометрии крыла показана на рис. G.22, а. Зависимость w от геометрии показана
на рис. G.22, б. Последнее слагаемое учитывает отклонение от эллиптической
формы реального распределения нагрузки по размаху исходного крыла.

Следует отметить, что для некоторых величин относительного сужения ко-
эффициенты v и и> имеют противоположные знаки и их составляющие компен-
сируют друг друга. Фактически для несужающихся крыльев можно принять эл-
липтическое распределение нагрузки по размаху при выпущенных закрылках, в
связи с чем приращение индуктивного сопротивления может быть пренебрежимо
малым.

Слагаемое и (ЛЗсу)2 в формуле (G.49) учитывает влияние вырезов в закрыл-
ках и несущей способности фюзеляжа (см. подразд. G.3.2). Простое выражение
для приращения сопротивления, данное Хернером на с. 8—18 в работе [G.10], хо-
рошо согласуется с другими данными [G.5, G.60] и может быть преобразовано
к виду

О 07	1'1	\

и»и* /1 L.	i	‘з.вн ~

и= —-(1 — А3.ф)2—— для —~ <0,2 ,
1 4- ц	Z \ I /

(G.50)

где /з. вн определена на рис. G.13, а выбор k3. <;, обсуждался в подразд. G.3.2.
Средняя величина k3. ф = '/з может считаться приемлемой, если закрылки рас-
положены по возможности близко к фюзеляжу.
Рис. G.22. Кривые коэффициентов индуктивного сопротивления крыла с выпущенными за-
крылками [ОЛЮ]:

/ — эллиптическое крыло

G.4.3. Балансировочное сопротивление

Если индуктивное сопротивление самолета рассчитывается исходя из предпосыл-
ки, что вся подъемная сила создается самолетом без ГО, то балансировочное
сопротивление можно учесть следующим образом, пренебрегая членами второго
порядка

/ С2

z _ _	/ J гл

Доал (C%S) = I —:--

г, О $

__9

(G.51)

Первый член в этой формуле является основным индуктивным сопротивле-
нием. вызванным подъемной силой ГО в условиях обтекания невозмущенным по-
током, Второе слагаемое является составляющей от подъемной силы ГО в на-
правлении невозмущенного потока, возникающий как следствие локального сьоса
потока. Последнее слагаемое корректирует индуктивное сопротивление крыла из-
за подъемной силы ГО. Коэффициент подъемной силы ГО определяется для сба-
лансированного самолета, а хгол скоса — по зависимости

(G-52)

Оценка частных производных в этом уравнении обычно затруднительна на
этапе предварительного проектирования, и по этой причине вторым и третьим
слагаемым в формуле (G.51) * пренебрегают. Оставшуюся часть формулы мож-

* Следует отметить, что для эллиптического распределения подъемной силы по раз-
м^ху ег 0 на достаточном расстоянии за крылом равен 2Су/лА и две составляющие ком-
пенсируют друг друга.
но объединить с (G.40) для получения приближенной зависимости для коэффи-
циента балансировочного сопротивления, приведенного к основной поляре:

ДбалС^

ДЗЛ4 ,МЗ.И	4-2Л1	)

Z 0,2с> \	ZO.^5 1 га»ф/

лХег.о 0г.о/b	$г-о/

(G.53)

где A3jWzo,25 описывается формулой (G 36), a Mz а ф относится к самолету без
ГО с убранными закрылками (приложение Е, разд. Е 7 2). Коэффициент Освальда
для ГО вычисляется по приближенной формуле

0,25

COS2 хг.о

(G.54)

и учитывает приращение профильного сопротивления из-за отклонения руля вы-
соты * **.

Упрощенный метод расчета, приведенный выше, может в некоторых случаях
давать значительные ошибки. Поэтому результаты расчетов необходимо уточнять
по мере накопления данных по самолету, особенно по скосу потока в зоне ГО.

G.5. МЕХАНИЗАЦИЯ ПЕРЕДНЕЙ КРОМКИ

Предкрылки и щитки, установленные по передней кромке крыла, предназначены
для сглаживания пиков разрежения в носовой части профилей и задержки срыва
потока на передней кромке до больших углов атаки (рис. G23). Поскольку пред-
крылки мало влияют на условия обтекания хвостовой части профиля без за-
крылка, они наиболее эффективны на тонком профиле. Профили с выпущенной
эффективной механизацией задней кромки часто имеют срыв потока по передней
кромке даже при относительно большой толщине. Щитки и предкрылки предот-
вращают этот срыв, увеличивая критический угол атаки и максимальную подъем-
ную силу. Однако след от предкрылка может создавать неблагоприятную интер-
ференцию с потоком вокруг закрылков, снижая приращение cv mas от предкрылка
при выпущенных закрылках на 15% по сравнению с данными для исходного про-
филя без выпущенных закрылков.

В литературе практически отсутствуют данные о достоверных методах рас-
чета механизации передней кромки, за исключением работы по определению при-
ращения максимальной подъемной силы от простого щитка [G.19] Данные, при-
веденные ниже, являются результатами расчетов автора по оценке влияния меха-
низации передней кромки на подъемную силу и сопротивление. Ввиду зависимо-
сти изучаемого явления от многих факторов эти данные следует рассматривать
как ориентировочные.

G.5.I. Сечения крыла с простыми щитками
по передней кромке

Опускание носка при использовании щитка приводит к потере подъемной силы
при нулевом угле атаки, которая описывается следующей зависимостью, вы-
веденной на основании линейной теории Глауэрта:

6пр —sin е„р

ДПрс = —--------------Ьир cj,	(G .55)

х 5?

7	^нр \

где	внр— cos-i I 1 — 2 —- I .	(G.56)

\	О }

Приращение су тах можно оценить на основании предположения, что оно це-
ликом зависит от изменения идеального угла атаки. Идеальный угол атаки — это
угол, при котором поток обтекает профиль без возмущений в носовой части. Ис-

* См. приложение F, подразд. F.3 6.

** Терминология объясняется в лодразд. 7 G 3
пользуя данные из работы [G.19], можно на-
писать следующее приближенное выражение

(G.57)

Экспериментальные данные находятся в
хорошем соответствии с этим выражением для
бпр до 20—25°. Большие углы отклонения бпр
до 30° вызывают некоторое увеличение акрит,
а затем дальнейшее отклонение приводит к
уменьшению аКрит Отклонение щитка по пе-
v	а

реднеи кромке не оказывает влияния на с
если угол атаки положителен, а угол отклоне-
ния щитка не превышает 20°. В области отри-
цательных и малых положительных углов ата-
ки, когда щиток отклонен на угол более 25°,
наблюдается выраженная нелинейность кривой
подъемной силы.

G.5.2. Сечения с предкрылками и
щитками Крюгера

Рис, G 23. Кривая подъемной
силы крыла с выпущенными и
убранными предкрылками:

i — закрылки выпущены, 2 — за-
крылки убраны; 3 — предкрыл-
ки убраны, 4— предкрылки вы-
пущены

Как и в случае простого щитка, выпуск пред-
крылка приводит к некоторому уменьшению
подъемной силы при нулевом угле атаки, вызванному опусканием носка. Однако
предкрылок увеличивает длину эффективной хорды, и это вызывает увеличение
Су основного профиля. Оба эффекта имеют одинаковый порядок, поэтому разум-
но предположить, что ДПрсуц = 0, при этом считается, что выпуск предкрылка
заметно не влияет на градиент подъемной силы. Оценка су m.u с выпущенным
предкрылком усложнена рядом факторов.

1.	При заданной конструкции и углах отклонения системы закрылков, влия-
ние предкрылка в единицах ДПрс^шах будет больше у профиля с острым нос-
ком, чем со скругленным. Для оптимизированного предкрылка срыв профиля бу-
дет наблюдаться по задней кромке, а при убранном предкрылке — по передней
кромке.

2.	Положение предкрылка по отношению к профилю (угол отклонения и за-
зор между предкрылком и профилем) оказывает большое влияние на подъемную
силу и профильное сопротивление. Объяснения по этому поводу даны в работе
[G.29]

3.	Для получения оптимальных характеристик от механизации крыла конст-
рукция закрылков и предкрылков должна быть приведена в соответствие

4.	Эффект сжимаемости потока также может внести ограничения на характе-
ристики высоко эффективной системы механизации. Каллаган в своей работе
[G 31] указал, что расчет максимальной подъемной силы при наличии предкрыл-
ков следует проводить, когда пики давления ограничены звуковой скоростью ло-
кального потока. В работах [G 27, G.29] показано, что оптимизация конструкции
предкрылков имеет существенное значение: в конкретном случае ДПрсутах в за-
висимости от конструкции предкрылка можег изменяться в пределах от 0,5 до
1,2 Поэтому в дальнейшем делается разделение на простую и оптимизированную
системы механизации передней кромки.

1	. Простая система предкрылка: приращение максимальной подъемной силы
составляет 2,2 b при убранных закрылках и 1,9 у Ь11р/Ь при выпущенных.
Соответствующий угол отклонения предкрылка равен 25°.

2	Оптимизированная система комбинация исходного профиля с закрылком и
предкрылком спроектирована таким образом, что при больших в>.е эти эле-
менты переходят в срывной режим обтекания одновременно. Наблюдения пока-
зали. что такая конфигурация достигает критического угла атаки, равною (27—
2 су) градусов, безотносительно к формам профиля и системы механнзаш /
Для профилен с выпущенным предкрылком может быть использовано следу-
ющее выражение:

су max —	—^s)

сУа	+ 0,47йу

1 + 0,35с®
У

(G.58)

где соберется в рад-1; k3 — коэффициент, учитывающий нелинейность кривой
подъемной силы при больших углах атаки. Его значение находится в пределах
0,03—0,15, а в среднем принимается равным 0,07. Слагаемые суо и в форму-
ле (G.58) соответствуют подъемной силе при нулевом угле атаки и градиенту
подъемной силы для профиля с выпущенным или убранным закрылком Их значе-
ние берется по экспериментальным данным или из подразд. G.2.2 и G 2,4.

По величине максимальной подъемной силы щиток Крюгера аналогичен пред-
крылку. В связи с влиянием щитков Крюгера на момент тангажа при больших
коэффициентах подъемной силы они в основном используются на внутренних час-
тях консолей стреловидных крыльев, в то время, как предкрылки применяются
по всему размаху крыла.

G.5.3. Подъемная сила крыла
с механизацией передней кромки

Для простых щитков приращение критического угла атаки, заданное формулой
(G57), может быть преобразовано в приращение максимальной подъемной силы
крыла следующим образом:

Л	,-----*$кр.пр

ДПрСу тах = 0,58	- cos2 х0 25*

О

(G.59)

где SKp цр — проекция части площади крыла, оборудованной предкрылком.

Для оптимальной конфигурации предкрылка, установленного по всему разма-
ху, формула (G 58) может быть приведена к виду

= 0,93

Ктах ’

Су +лЗСг + 0,47С?л cos Хл О-
' О	4 0	’	4

(G.60)

I +0,035С“ cos 7.0,25

В этом выражении' СГо определяется при а=0 для крыла.

Для предкрылков, занимающих часть размаха, CY max описывается форму-
лой

$кр.пр

AnpCv == АПрс -----------------—cos2 у..,--,	(G.61)

г /тах г	$	*-0,20	'	'

где ДПрс^тах получается как разность коэффициентов максимальной подъемной
силы исходного профиля (с убранным предкрылком) я профиля с выпущенным
предкрылком. Влияние стреловидности в формуле (G.6I) учтено по кривой, при-
веденной в работе [G.31].

G.5.4. Сопротивление крыла
с механизацией передней кромки

Устройства механизации передней кромки оказывают незначительное влияние на
кривизну профиля и при выпуске мало влияют на аэродинамическую крутку кры-
ла. Поэтому их эффект на индуктивное сопротивление можно не учитывать.

Пример поляр профильного сопротивления сечения крыла с выпущенным и
убранным предкрылком изображен на рис. G.24, из которого следует:

а)	приращение сопротивления при 70% су тах. соответствует примерно 70
условным единицам;
б)	когда поляра сопротивления с выпущен-
ным предкрылком приведена к увеличенной
хорде, в диапазоне от 70 до 90% cv шах уве-
личения сопротивления практически не наблю-
дается;

в)	профильное сопротивление резко воз-
растет при малых коэффициентах подъемной
силы, очевидно, из-за отрыва потока на ниж-
ней поверхности предкрылка.

Предкрылок оказывает большое влияние
на распределение давления по профилю, при-
водя к уменьшению скоростей в районе перед-
ней кромки исходного профиля и соответству-
ющему снижению профильного сопротивления.
С другой стороны, сам предкрылок не только
увеличивает омываемую поверхность, но и не-
сет сравнительно большую нагрузку с соот-
ветствующим приростом локальных скоростей
и силы трения. Угол отклонения предкрылка
и зазор играют главную роль в этом явле-
нии.

На основании рис. G.24 можно предложить
следующую, очень приближенную зависимость:

Рис G.24. Поляра сопротивления
профиля с отклоненным на 10° од-
ношелевым закрылком и выпущен-
ным н убранным предкрылком* за-
нимающим 17% хорды:

1 — предкрылок убран* 2 — пред-
крылок выпущен; 3 — кривая* по-
строенная на основании удлинения
хорды; 4 — параболическая экстра-
поляция

^кр,п

ЛПрС’у/. = (СХр)осн —

^пр

~ CGSX0.25‘

(G.62 )

где (САр)<,сн — профильное сопротивление сечения крыла с убранной механиза-
цией передней и задней кромок. Эта зависимость справедлива только в диапазо-
не значений подъемной силы с оптимальной геометрией предкрылка.

Влияние щитка по передней кромке на профильное сопротивление невелико,
если его углы отклонения соответствуют диапазону величин подъемной силы.

G.6. СОПРОТИВЛЕНИЕ УБИРАЮЩЕГОСЯ ШАССИ

Сопротивление, вызванное выпуском шасси, имеет вид

CY = AO.CCV + ДП.СтС
АШ	X Ш

(G.63)

где ДО.С и ДП.Ст — составляющие от основных и передней стоек соответственно.
Сопротивление шасси определяется его площадью и локальными условиями об-
текания. Поэтому необходимо учитывать угол атаки (или коэффициент подъем-
ной силы) и положение механизации:

СХш~ Ли**’ 8зН^Хш)осн’	(G.64)

Можно предложить следующие методы оценки коэффициента основного соп-
ротивления шасси.

Метод 1:

„	1,5SSi(,CT +0,7515ОСН

ш)«й =-----------5-------— *	(G. 65)

где SSn.cT означает площадь лобового сечения всех колес (для обычного шасси)
или, только пневматиков передней стойки для шасси тележечного типа. tsOCH—
равна суммарной площади лобового сечения пневматиков основных стоек для
шасси тележечного типа; для шасси обыкновенной конструкции это слагаемое
равно 0. Выражение (G.65) представляет общий коэффициент основного сопро-
тивления шасси, а не пневматиков.
Метод 2: Когда размеры колес и конструкция шасси еще не определены,
применима следующая статистическая зависимость:

7;0,785
ud ч

(СА'Ш)осн=7-10'4—(G-66>

где бВзл в кге, a S в м2.

Функция /ш(а, б3) зависит от различных факторов:

а)	передняя стойка не находится под влиянием а и б3 и ее сопротивление
не зависит от них;

б)	основные стойки размещаются под крылом и будут находиться под влия-
нием местных условий обтекания:

в)	у самолета с заданной схемой и геометрией аэродинамика крыла и за-
крылков будет способствовать снижению сопротивления шасси;

г)	для заданных условий полета (угол атаки и отклонение закрылков) сопро-
тивление шасси будет зависеть от местного расположения шасси по отношению к
крылу, толщины и кривизны профиля крыла и распределения подъемной силы по
размаху;

д)	шасси будет оказывать влияние на подъемную силу крыла и, следователь-
но, на индуктивное сопротивление, В крейсерской конфигурации самолета цирку-
ляция будет несколько возрастать из-за блокировки потока основными стойками
шасси. При выпуске закрылков след от шасси может попадать на закрылки и
снижать подъемную силу;

е)	на винтовых самолетах часть конструкции шасси будет попадать в струи
от винтов, что приведет к повышению сопротивления, которое будет зависеть от
условий полета.

На этапе предварительного проектирования теоретический анализ функции
Гш(а, 63) практически невозможен. Вместо этого рекомендуется следующее при-
ближенное соотношение:

(	Су 4- ДЗСу (1,5S/SKp.3— 1)

83)= 1-0,04 -----------°-—------------ ,	(G.67)

(	^ш/цг	f

где /ш — длина основных стоек шасси, т. е. расстояние между местной хордой
крыла и осью колеса. Соотношение (G.67) основано на теореме Гельмгольца,
примененной к подъемной силе сечения крыла и закрылка отдельно.

Следует отметить, что уборка шасси при взлете сначала приведет к увели-
чению сопротивления шасси на 20—30% из-за открытия створок люков и сопро-
тивления самих люков шасси.

G.7. ВЛИЯНИЕ ЗЕМЛИ

Характер изменения потока вокруг самолета из-за близости земли можно про-
анализировать при помощи простой математической модели, построенной по прин-
ципу теории Прандтля. Вайзелсберг вывел некоторые из приведенных ниже зави-
симостей [G 74] в несколько видоизмененной форме, которая все еще приемлема
для обычного крыла современного самолета при условии, когда расстояние до
земли не слишком мало, а коэффициент подъемной силы не слишком велик. Эти
зависимости вполне применимы при предварительном проектировании крыла с
убранными закрылками, но малопригодны для условий полета с большим Ст и
выпущенными закрылками. Для их применения требуются определенные поправ-
ки.

G.7.I. Влияние земли на подъемную силу

I. В изображении вихря плоского потока вокруг профиля часть, оказывающаяся
ниже плоскости земли, как бы вызывает появление составляющих скорости, нап-
равленных против основного потока, что уменьшает подъемную силу. Кроме то-
го, возрастают эффективные кривизна и угол атаки профиля. Для небольших ве-
личин Су и при средней высоте крыла над землей эти два эффекта, протявопо-
Рис. G.25. Влияние близости земли на подъемную силу крыла:

а — сечение крыла с закрылком; влияние высоты хвостовой кромки на кривую подъемной
силы; б—влияние близости земли на кривую подъемной силы крыла; / — с учетом бли-
зости земли; 2 — без учета близости земли; в — влияние высоты крыла над землей и Су-
крыла на эффект близости земли: / — влияние вихревой зоны по задней кромке

ложные пэ результату, примерно равны по величине и компенсируют друг друга*
Однако при больших Су, выпущенных закрылках и малой высоте крыла над зем-
лей фактор противоположной скорости становится доминирующим, вызывая
уменьшение подъемной силы профиля по сравнению с условиями свободного по-
лета.

Когда высота сечения крыла над плоскостью земли достаточна, оно может
быть заменено одним вихрем, тогда скорость, индуцируемая воображаемой ча-
стью вихря (ниже плоскости земли), может быть рассчитана в соответствии с за-
коном Гельмгольца:

ДУ	Су

=-fyth/b’	(Q-68>

где h — высота аэродинамического фокуса профиля над плоскостью земли. Если
AV/V-^Cl, уменьшение эффективной скорости должно компенсироваться путем
увеличения угла атаки для сохранения постоянной величины су;

4

if

Увеличение эффективной кривизны пропорционально ДУ/У„, длине хорды и
обратно пропорционально высоте аэродинамического фокуса профиля над землей.
Считая, что средний скос потока вверх равен скосу потока на середине хорды
и принимая Су постоянным, можно написать

АУ Ь	су

^=-0,25-^-=-^-^.	(G.70)
Рис G 26 Функции (Г И р,
влияние близости земли [G 95]

определяющие

11я крыта конечного размаха опи-
санные эффекты меньше из за огра-
ниченной длины концевого вихря По-
правочный коэффициент р указанный
в работе [G 95] учитывает это Та
ким образом общий эффект концево
го вихря описывается формулой

Су
4лН/Ьг

Су

Су

____1

16Л/6Г

(G.7I)

На рис G 25 а показаны зависимости
Д1а дтя нескотьких высот хвостовой
кромки над землей а зависимость для
fi изображена на рис G 26

2 Индуктивный скос потока
вверх из за воображаемого изображе
ния вихря от хвостовой кромки быт
впервые проанализирован Вайзелсбер
гом Он обычно выражается как
уменьшение угта атаки необходимое
для получения заданного Сл

Л 2а = —oat.

(G.72)

Согласно классической линейной теории подъемной силы для прямого крыла
большого удлинения с эллиптическим законом распределения подъемной силы по
размаху можно написать

Су	оСу

Да, =----- и, следовательно, Д2а = —------.	(G.73)

ЛА	Л?

Более общее выражение дтя стреловидных крыльев произвольного удлинения
имеет вид

Д2а = <зСу

(0.74)

Д1а = р

Коэффициент влияния земли о может быть получен из рис G 26 Общее вчия
ние Д1а и 42а на кривую подъемной силы крыла показано на рис G 25, о

3 Воображаемые вихри от хвостовой кромки крыла индуцируют скос потока
вверх в районе горизонтального оперения При заданных угле атаки и установке
ГО приращение подъемной силы имеет вид

АСу Абг0 ^=то	гг~.

Су ~ £го dCy	Sq •	{G'70)

Положение ГО по отношению к крылу играет первостепенную роль Методы
расчета Дег о/£г о и d&Tt)ldCY приведены в работах [G 19, G95] Индуцируемая
таким образом подъемная сила от ГО должна быть сбалансирована отклонением
рутя высоты Кроме того близость земли вызывает сдвиг центра давления кры
ла, и этот эффект должен быть скомпенсирован отклонением ру ля высоты Вто
ричным эффектом является уже скос потока вверх или вниз, индуцируемый во
об[ ажаемыми вихрями от самого ГО

Влияние земли на подъемную силу ГО трудно рассчитать из за незначитель-
ности эффекта, и им часто пренебрегают

4 Распределение давлений вокруг профиля значительно изменяется, когда он
помещен вблизи земли с выпущенной механизацией задней кромки Эти измене-
ния вызывают перераспределение нагрузки по размаху приводя к срыву корне
вой части стреловидного крыла Возникновение неблагоприятных [радиентов дав-
лен 'я по передней кромке может привести к раннему срыву с затор
моженным или даже обратным потоком под крылом В результате будет наблю-
даться снижение Су mai Этот эффект нельзя не учитывать особенно для СКВП
[G 96], модечи которых целесообразно испытать в аэродинамических трубах на
этапе предваритечьного проектирования Влияние близости земли имеет большое
значение тля определения минимальной скорости отрыва при разбеге У0Тр (см
приложение К разд К 2)

Суммарное влияние близости земли на подъемную силу может быть получе-
но путем сложения составляющих рассмотренных выше в пунктах 1 и 2 Обоз
начив коэффициент подъемной силы при заданном угле атаки без влияния зем-
ли через Ct «j и заменив выражение для Су как указано в подразд Е 4 J причо
жения Е получим следующую прибчиженную зависимость для оценки эффекта
близости земчи при неизменном угле атаки

Су =	3 _ _________gA C0S ХО 5	__

СУ«	.2 cos Хо.5 + /*2+(2 COS Хо,5)2

р

4nh br

(G. 76)

Эта завис тмость построена на рис G 25 в для прямого крыла с относительным
удлинением 7 в функции от высоты крыча над землей для нескольких коэффици
ентов подъемной силы График показывает, что для Су ^2 доминирует влияние
скоса потока вверх и кривизны профичя, а при Су>2 эффективная подъемная
сила уменьшается из за снижения эффективной скоросчн потока вокруг профиля

G.7.2. Влияние близости земли на сопротивление

Аэродинамические явления, описанные в предыдущем разделе приводят к следу-
ющему выражению для индуктивного сопротивления крыла вблизи земли

Сх в =	(Сх в)ж,	(G. 77)

j __ рСг

где (Сх в)« —индуктивное сопротивление при отсутствии эффекта бтизостт зем-
ли Уменьшение эффективной скорости обтекания приводит к некоторому сниже-
нию профичьного сопротивления Считая что близость земли оказывает вчияние
только на профи чьное сопротивление крыла, можно вывести счедующую форму
лу для уменьшения общего сопротивления из за близости земчт

4лаЛ/£г-—$Су _

ЬСХ =-----(СлДр. (°-78)

4лл/рг — рСу	4лп/Ьг

Коэффициенты индуктивного и профильного сопротивчений крыла (с выпущенной
и убранной механизацией) могут быть получены из подразд G4 1 и G42 соот-
ветственно Функции ст и ₽ построены на рис G 26 Вчияние бчизости земчи на
бачансировочное сопротивчение также можно рассчитачь, но объем этих расче
тов не оправдает точность почучекных результатов

G.8 СОПРОТИВЛЕНИЕ, ВЫЗВАННОЕ ОТКАЗОМ ДВИГАТЕЛЯ

Приращение сопротивления в установившемся полете после отказа двигатечя
складывается из сопротивления авторотации двигателя, сопротивления винта и
сопротивтения вызванного асимметричными условиями почета

ДСх = ДСх 1в авт Ч" &Сх пинг Ч~ &Сх ас-	(G.79)

G.8.I. Сопротивление авторотирующего двигателя

Сопротивление авторотирующего газотурбинного двигателя состоит из внешнего
сопротивления перетекания воздуха из воздухозаборника и внутреннего сопротив-
ления, связанного с потерями давления потока внутри авторотирующего двига-
теля. О внешнем сопротивлении известно очень мало; наиболее приемлемым выра-
жением считается формула:

СЛ3 = 0,1 ~Dl

4

(G.80)

где D3a6 — диаметр воздухозаборника двигателя. Внутреннее сопротивление мо-
жет быть получено на основании теоремы о сохранении количества движения:

X = ^СОпЛ),

(G.8I)

где Рсопл —средняя скорость потока на выходе из сопла, а т — массовый рас-
ход воздуха через авторотирующий двигатель.

Формула (G.81) может быть уточнена, если предположить, что температура
потока на выходе из сопла равна окружающей плюс 80% подъема температуры
при торможении потока. Считая статическое давление потока на выходе равным
окружающему, получим общее сопротивление площади авторотирующего двига-
теля:

д (Сх-5)дв.авт — 0,0785£>заб % j ]^2 5СОпл	— ~~j.(G.82)

Типичные величины

сопл

равны:

для ТРД и ТВД— 0,25; для ТРДД с малой степенью двухконтурности и сме-
шанным потоком — 0,42; для основного контура ТРДД с высокой степенью двух-
контурности— 0,12; для вентиляторного контура ТРДД с высокой степенью двух-
контурности — 0,92.

У ТРДД с разделенными соплами для горячего и холодного контуров внут-
реннее сопротивление складывается из составляющих для потоков обоих контуров.

G.8.2. Сопротивление винта

Детальный метод расчета сопротивления авторотирующего винта можно найти в
работе [G.I001. Для флюгерного винта справедливо следующее выражение, за-
имствованное из работы [G.98]:

А(Сд5)никг--0,001255/?-ииТ,

(G.83)

где В — число лопастей винта и Двипт — его диаметр.

G.8.3. Сопротивление» вызванное асимметричными условиями
полета

Отказ двигателя вызывает появление моментов рыскания и крена, когда двига-
тель расположен за пределами плоскости XOY. Эти моменты должны быть ком-
пенсированы отклонением руля направления и элеронов — гасителей подъемной
силы. В результате этой операции появляются следующие составляющие сопро-
тивления в асимметричных условиях полета:

а)	индуктивное сопротивление от силы, нормальной к вертикальному опере-
нию;

б)	профильное сопротивление из-за отклонения руля направления и элеро-
нов— гасителей подъемной силы;

в)	дополнительное сопротивление планера от скольжения;

г)	вихревое индуктивное сопротивление из-за перераспределения подъемной
силы по размаху, связанному со скольжением самолета и асимметричным потоком
от винтов;

д)	изменение профильного сопротивления частей самолета, находящихся в
струе от винтов.
Летчик может выбрать угол крена или скольжения после отказа двигателя
только в определенных пределах*. Различные составляющие сопротивления само-
лета в зависимости от угла скольжения изображены на рис. 48 [G.31]. Установ-
лено, что общее сопротивление от асимметричных условий полета после отказа
правого двигателя минимально для небольших отрицательных углов скольжения,
т. е. когда самолет скользит в направлении работающего двигателя. Однако и в
полете без скольжения приращение сопротивления можно считать незначитель-
ным. В этих условиях основной составляющей является сопротивление вертикаль-
ного оперения. Индуктивное сопротивление от подъемной силы вертикального
оперения для нулевого угла скольжения задается формулой:

2 S

+ Cj^kSk sin е

где

Д (CxS) =

Су

^к.эф

А/?

к>

(0.84)

(G. 85)



Лк.эф — эффективное (аэродинамическое) удлинение киля (см. рис. 2.26); ек —
средний угол бокового скоса потока в районе киля, связанный с асимметричным
обтеканием крыла и распределением подъемной силы по размаху; А/? — результи-
рующая потеря тяги из-за отказа двигателя с учетом авторотации и сопротивле-
ния винта; Му—момент рыскания от отказавшего двигателя. Необходимо заме-
тить, что при расположении двигателей в хвостовой части фюзеляжа момент при
отказе одного двигателя следует брать с учетом направления выхлопной струи
(см. рис. 6 18).

Приращение профильного сопротивления, вызванное отклонением pj ля на-
правления, можно оценить путем использования обобщенных данных по эффек-
тивности простого закрылка, представленных в соответствующих разделах на-
стоящего приложения и приложения Е. Результаты аппроксимируются следую-
щей зависимостью:

Д (CXS) =	(Хк.эф)”4/3 (cosXk)I/3C?k.	(G.86)

Сопротивление площади из-за отказа двигателя находится путем сложения
(G.84) и (G.86) и вычитания (G.85). Результат имеет вид

— + Д(СЛ5)дв.апг +A (CA-S)raiwr	(G.87)

q	)	u

где

(му V 1	1 f , /~Sp.H	1

*ас= “Г*	--- 1+2,3 1/ —(Хк.эф/cosХкГ1/3 , (G.88)

\ нс /	Л'Лк.эф (го	J

МУ

« “ ZK dCy

(G.89)

Для реактивных самолетов можно принять rfeK/^Cr=0, поэтому для них
ftg = 0. Для винтовых самолетов dEKJdCY создает значительное приращение со-
противления. У автора нет данных для оценки d^dCy, а в работе [G.I01] это
явление описывается качественно. В некоторых случаях, особенно для высоко-
планов, влияние е1( считается эквивалентным увеличению на 100—200% момента
рыскания, что приводит к очень большим приращениям сопротивления в асим-
метричном полете. Поэтому рекомендуется прикидочные расчеты по указанным
выше формулам подтвердить по возможности раньше соответствующими экспе-
риментами в аэродинамических трубах.

* См, подразд. 9 6.1,
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА

G.l. Н. A. Wilson and L, К. Loftin. Landing characteristics of highspeed wings.
NACA Res. Mem. L8A28e, 1948,

G. 2. R. Duddy. High lift devices and their usee. J. Royal Aero. Soc., Oct. 1949,
Vol. 53, pp. 859—900.

G.3. J. F, Cahill. Summary of section data on trailing—edge highlitt devices.
NACA TR 938, 1949.

G.4. F. E. Weick, L. E. Flanagan Ir. and H, H. Cherry. An analytical investiga-
tion of effects of high-lift flaps on takeoff of light airplanes. NACA TN 2404, 1951.

G.5 A. D. Young. The aerodynamic characteristics of flaps. ARC R&M 2622,
1953.

G.6. A. D. Young. Flaps for landing and takeoff. Chapter 14 of: «The principles
of the control and stability of aircraft», edited by W. J Duncan Cambridge Aero-
nautical Series.

G7 G. H. Lee. High Maximum Lift The aeroplane, October 30, 1953

G 8. T. R. F. Nonweiler. Flaps, slots and other high-lift aids Aircraft Eng.,
Sept. 1955.

G.9. G. Chester Furlong and J. G. McHugh. A summary and analysis of the
low-speed longitudinal characteristics of swept wings at high Reynolds number.
NACA Report 1339, 1957.

G 10. S. F. Hoerner. Fluid dynamic drag Published by the author, 1958.

G. 11. I. H. Abbott and A, E. von Doenhoff, Theory of wing sections. Dover
Publications Inc, New York.

G 12. J. Williams and S. F. J. Butler. Aerodynamic aspects of boundary layer
control for high lilt at low speeds. AGARD Report 414, 1963

G.13. W. H. Kuhlman. The Douglas double-slotted flap. Part 11 of: «Boundary
layer and flow control». Volume 1, etited by G. V. Lachmann, Pergamon Press Inc.

G.14. S. T. Harvey and D. A. Norton. Development of the Model 727 Airplane
high lift system. Society of Automotive Engineers, S 408, April 1964.

G 15 J. K. Wimpress. Shortening the takeoff and landing distances of high spe-
ed aircraft AGARD Report 501, June 1965.

G.16. B. W. McCormick. Aerodynamics of V/STOL Flight. Chapter 6 «Unpowe-
red flaps». Academic Press, New York/London, 1967.

G 17. R D. Schaufele and A. W. Ebeling. Aerodynamic design of the DC-9 wing
and high-lift system. SAE Paper No, 670846.

G.18. J. H. Paterson. Aerodynamic design features of the C-5A. Aircraft Eng.,
June 1968, pp. 8—15.

G 19. D. E. Hoak and J. W. Carlson. USAF stability and control DATCOM. Do-
uglas Aircraft Company, Rev. 1968.

G 20. G. J. Hancock. Problems of aircraft behaviour at high angles of attack.
AGARDograph 136, April 1969. Appendices Al 2 and A11.2.

G.21 J. C. Wimpenny. The disign and application of high-lift devices Annals of
the New York Academy of Sciences, Vol. 154, Art. 2, pp. 329—366.

G.22. J. K. Wimpress. Aerodynamic technology applied to takeoff and landing.
Annals of the New York Academy of Sciences. Vol. 154, Art. 2, pp. 962—981.

G 23. D. M. McRae. General description and comments on Cl raax anq stalling
behaviour, J. Royal Aero. Soc. (534), Vol. 73, June 1969, pp. 535—541. Also in
AGARD Lecture Series No 23

G.24. D. N. Foster. Some aspects of the RAE high-lift research programme;
J. Royal Aero Soc (534), Vol. 73, June 1969, pp. 541—546.

G 25. K. L. Sanders. High-lift devices, a weight and performance trade-off met-
hodology SAWE Technical Paper No. 761, May 1963

G.26. A. D. Hammond. High-lift aerodynamics. Proceedings of Conference on
vehicle technology for civil aviation, NASA SP-292, 1971, pp. 15—26

G 27 F. Mavriplis. Aerodynamic research on high-lift systems Canadian Aero-
nautics and Space Journal, May 1971, pp. 175—183.

G 28. J. A. Thain. Reynolds number effects at low speeds on the maximum lift
of two-dimensional aerofoil sections equipped with mechanical high lift devices.
Quarterly Bulletin of the Div. oi Meeh Eng and the NAE, Canada, July 1—Sept. 30,
1973, pp. 1—24.

G.29. B. L. G. Ljungstrom. Experimental high lift optimization of multiple ele-
ment airfoils. AGARD CP-143, April 1974.

G.30. R. J. Margason. High-lift aerodynamics — trends, trades and options.
AGARD Conference on Takeoff and Landing, CP-160, April 1974.

G.31. J. G. Callaghan. Aerodynamic prediction methods for aircraft at low spe-
eds with mechanical high lift aids. AGARD Lecture Series 67, May 1974.

G 32 W. McIntosh. Prediction and analysis of the low speed stall characteristics
of the Boeing 747. AGARD Lecture Series 74, March 1975.

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ДАННЫЕ

G 33. C. J. Wenzigner and T. A, Harris. Wind-tunnel investigation of an NACA 23012
airfoil with various arrangements of slotted flaps. NACA TR 664, 1939.

G.34. C. J. Wenzinger and T. A. Harris. Wind-tunnel investigation of NACA
23012, 23021 and 23030 airfoils with various sizes of split flap. NACA TR No. 668,
1939.

G.35 C. J. Wenzinger and T. A. Harris. Wind-tunnel investigation of an NACA
23021 airfoil with various arrangements of slotted flaps. NACA TR No 677, 1939

G 37. J. G. Lowry. Wind-tunnel investigation of an NACA 23012 airfoil with se-
veral arrangements of slotteed flaps with extended lips. NACA TN No. 808, May
1941

G. 38. I. H. Abbott, A. E. von Doenhoff and L. S. Stivers, Ir. Summary of airfo-
il data NACA TR No. 824, 1945

G.39 A. L. Braslow and L. K. Loftin. Two-dimensional wind-tunnel.investigati-
on of an approximately 14 percent-thick NACA 66-seriestype airfoil section with a
double slotted flap. NACA TN 1110. 1946.

G 40. G. M. McCormack and V. L. Stevens. An investigation of the low speed
stability and control characteristics of swept-forward and swept-back wings in the
Ames 40-by 80 foot wind tunnel NACA RM No A6K15, 1947.

G.41 F. F. Fullmer, lr. Two-dimensional wind-tunnel investigation of the NACA
64—012 airfoil equipped with two types of leading-edge flap. NACA TN. No 1277,
May 1947

G 42 F. F. Fullmer, Ir. Two-dimensional wind-tunnel investigation of an NACA
64—009 airfoil equipment with two types of leading-edge flap. NACA TN No. 1624.

G 43 J. F. Cahill. Tu о dimensional wind-tunnel investigation of four types of
high—lift flap on an NACA 65—210 Airfoil Section NACA TN 1191, 1947

G 44 J. F. Cahill and R. M. Racisz. Wind-tunnel investigations ef sexen thin
NACA airfoil sections io determine optimum double slotted flap configurations
NACA TN 1545, 1948

G 45 J. C. Sivells and S. H. Spooner. Investigation in the Langley 19—foot pres-
sure tunnel of two wings of NACA 65—210 and 64—210 airfoil sections with various
type flaps. NACA TR No 942, 1949

G 46 R. Hills, R. E. W. Harland and R. H. Whitbey. Wind tunnel tests on late-
ral control with high-lift flaps made on the S24/37 ARC R and M No. 2452, 1950

G.47. H. Davies, J. E. Adamson and J. Seddon. Wind tunnel tests on the Super-
marine S 24/37, о high—wing monoplane with a variable—incidence wing ARC R
and M No 2451, 1951.

G 48 J. A. Kelly and N. F. Hayter. Lift and patching moment at low speeds of
the NACA 64A010 airfoil section equipped with various combi nations of a leading—
edge flap, split flap and double—slotted flap NACA TN 3007, Sept 1953.

G 49 H. O. Palme. Summary of wind tunnel data for high—lift devices on swept
wings. SAAB TN 16, 1953

G 50. B. J. Gambucci. Section characteristics of the NACA 0006 airfoil with lae-
ding—edge and trailing—edge flaps. NACA TN No. 3797, Dec. 1956.

G51. G. C. Furlong and J. C. McHugh. A summary and analysis of the low
speed longitudinal characteristics of swept wings at high Reynolds numbers. NACA
TR 1339, 1957.

G 52. R. L. Naeseth and E. E. Davenport. Investigation of double slotted flaps
on a swet—wing transport model. NACA TN D-103, Oct 1959.
G.53. D. N. Foster, H. P. A. H. Irwin and B. R. Williams. The two—dimensional
flow around a slotted flap. ARC R and M No 3681, 1971

G.54. W. H. Wentz, Ir. New airfoil sections for general aviation aircraft. SAE
Paper No. 730876

G 55. G. J. Bingham and K. W. Nooman. Low-speed aerodynamic characteris-
tics of NACA 6716 and NACA 4416 airfoils with 35—percent—chord single—slotted
flaps. NASA TM X—2623, May 1974

G 56 C. J. Wenzinger and W. E. Gauvain. Wind—-tunnel investigation of an
NACA airfoil with a slotted flap and three types auxiliary flap. NACA TR No. 679,
1939.

РАСЧЕТ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК

С УЧЕТОМ МЕХАНИЗАЦИИ

G.57. Н. Glauert. Theoretical relationships for an airfoil with hinged flap. ARC R
and M No 1095, 1927.

G 58 H. A. Pearson. Span load distribution for tapered wings with partial-span
flaps NACA Report 585, 1936

• G 59 A. Silverstein and S. Katzoff. Design charts for predicting downwash ang-
les and wake characteristics behind plain and flapped wings NACA Report 648.

G.60. H. A. Pearson and R. F, Anderson. Calculation of the aerodynamic cha-
racterictics of tapered wings with partial-span flaps NACA Report 665, 1939

G.61. J. de Young. Theoretical symmetric loading due to flap detection for wings
of arbitrary planform at subsonic speeds NACA TR No 1071, 1952.

G.62 D. Kiichemann. A simple method of calculating the span and chordwise
loading on straight and swept wings of any given aspect ratio at subsonic speeds.
ARC R and M 2935, 1952

G 63 D. Fiecke. Die Bestimmung der Flugzeugpolaren fur Entwur fszwecke.

I. Teil: Unterlagen Deutsche Versuchsanstalt fur Luftfahrt, Bericht Nr. 16, 1956.

G. 64 J G. Lawry and E. C. Polhamus. A method for predicting lift increment
due to flap deflection at low angles of attack. NACA TN 3911, 1957

G.65. Anon. Royal Aeronautical Society DATA Sheets, «Aerodynamics», Volume
2 «Wings» and Vol 4 «Flaps»

G 66. J. A. Hay and W. J. Eggington. An exact theory of a thin aerofoil with
large Hop deflection J. Royal Aero. Soc. Vol 60 (551), Nov. 1956, pp. 753—757.

G 67 A. Roshko. Cimputation of the increment oi meximum lift due to flaps.
Douglas Aircraft Rep. SM—23626, 1959.

G.68 C. L. Bore and A. T. Boyd. Estimation of maximum lift of swept wings at
low Mach numbers J Royal Aero Soc, April 1963

G 69. J. Me. Kie. The estimation of the loading on swept wings with extending
chord flaps at sumsonic speeds ARC CP No 1110, 1970

G.70. Anon. Lift coefficient increment at low speeds due to full—span split flaps.
ESDU Item Number 74009, May 1974

G71. Anon. Low—speed drag coefficient increment at zero lift due to full—
span split flaps. ESDU Item Number 74010, July 1974.

G 72 Anon. Rate of change of lift coefficient with control deflection for full—
span plain controls. ESDU Item Number 74011, July 1974.

G.73. Anon. Conversion of lift coefficient increment due to flaps from full span
to part span. ESDU Item Number 74012, July 1974

ВЛИЯНИЕ БЛИЗОСТИ ЗЕМЛИ НА АЭРОДИНАМИКУ САМОЛЕТА

G.74. С. Wieselsberger. Uber den Flugelwiderstand in der Nahe des Bodens. Z. Flug-
techn. u . Motorluftschiffahrt 12, 192L pp. 145—154 (English translation: NACA
TM 77, 1922).

G.75. I. Tani, M. Taima and S. Simidu. The effect of ground on the aerodynamic
characteristics of a monoplane wing Rep Aero Res Inst, Tokyo Imperial Universi-
ty No. 156, 1937 (Also- ARC R and M 3376, 1938).

G 76. 1. Tani, H, Itokawa and M. Taima. Further studies of the ground effect.
Rep. Aero. Res. Inst., Tokyo Imperial University No. 158, 1937.
G.77. W. S. Brown. Windtunnel corrections on ground effect. ARC R and M No.
1865, July 1938.

G.78. J. Wetmore and L, Turner. Determination of ground effect from tests of a
glider on towed flight NACA Report No. 695, 1940.

G 79 S. Katzoff and H. N. Sweberg. Ground effect on dawnwash angles and
wake location NACA Report 738, 1943.

G 80. Y. Hamai. Modification des proprietes aerodynamiques d’une aile au voisi-
nage du sol. Centre National d’Etudes et de Recherches Aeronautiques (Bruxelles).
Memoire No 4, 1935.

G81 G. Chester Furlong and T. V. Bollech. Effect of ground interference no the
aerodynamic and flow characteristics of a 42° sweptback wing at Reynolds numbers
up to 6 8x10s. NACA Report 1218, 1955.

G 82. R. M. Licher. Increase in lift for two— and three-dimensional wings near
the ground Douglas, Santa Monica Division, Rep. SM—22615, 1956.

G 83 K. Gersten. Uber die Berechnung des induzierten Geschwindigkeitsfeldes
von Tragfliigeln. Jahrbuch 1957 der WGL, pp. 172—190.

G.84. D. Kohlman. A theoretical method of determinig the ground effect on lift
and pitching moment for wings of arbitrary planform. Boeing Decument D3—1861,
1958.

G 85. F. Thomas. Aerodynamische Eigenschaften von Pfeil—und Deltaflugeln in
Bodennahe Jahrbuch 1958 der WGL, pp 53—61

G 86. K. Gersten. Berechnung der aerodynamischen Beiwerte von Tragfliigeln
endlicher Spannvcite in Bodennahe. Adhandlungen der Braunschweigischen Wissen-
schafthchen Gesellschaft, Vol. XII, 1960, pp 95—115.

G 87. J. A. Bagley. The pressure distribution on two—dimensional wings near
the ground ARC R and M No. 3238, 1960.

G 88 M. P. Fink and J. L. Lastinger. Aerodynamic characteristics of low—as-
pect—ratio wings in close proximity to the ground. NASA TN D—926, July 1961.

G 89 LI. Ackermann. Ein Doppeltaraglimem erfahren zur Untersuchung des
Flugels in Bodennahe Jahrbuch 1962 der WGLR, pp 104—109

G.90 P. R. Owen and H. Hogg. Ground effect on downwash with slipstream.
ARC R and M No 2449, 1952.

G91. G. H. Saunders. Aerodynamic characteristics of wings in ground proxi-
mity Canadian Aeronautic and Space Journal, June 1965, pp. 185—192

G.92. U. Ackermann. Zur Berechnung der aerodynamischen Beiwerte und des
Stromungsfeldes von Tragfliigeln in Bodennahe unter Berucksichtigung von Nichth-
neantaten Doctor’s Thesis, Technological University of Darmstadt, 1966

G93. D. J. Wilig. A method of computing Indicated Airspeed in ground effect
J of Aircraft, Vol. 5, No. 4, July/Aigust 1968, pp. 412—414

G.94 K. Gersten and J. von der Decken. Aerodynamiche Eigenschaften schlan-
ker Flugel in Bodennahe Jahrbuch 1966 der WGLR, pp. 108—125

G.95. Anon. Low—speed Longitudinal aerodynamic characteristics of aircraft in
ground effect ESDU Item Number 72023

G 96. L B. Gratzer and A. S. Mahal. Ground effects in STOL Operations. AIAA
Paper No. 71—579 (also. J. of Aircraft, Vol. 9, No. 3, March 1972, pp. 236—242).

G97 D. Hummel. Nichtlmeare Traglugeltheorie in Bodennahe Z ftir Flugwiss,
Dec. 1973, pp. 425—442

ВЛИЯНИЕ ОТКАЗА ДВИГАТЕЛЯ НА АЭРОДИНАМИКУ САМОЛЕТА

G.98 Н. К. Millicer. The design study. Flight, August 17, 1951, pp. 201—205.	,

G99 B. Wrigley. Engine performance considerations for the large subsonic tran-
sport Lecture given at the Von Karman Institute, Brussels 23rd April 1969.

G 100 Anon. Approximate estimation of drag of wind—milling propellers Royal
Aero Soc. Data Sheets «Performance», Sheet ED 1/1, April 1962.

G 101. J. Mannee. Wind tunnel investigation of the influence of the aircraft con-
figuration on the yawing and rolling moment of a twin-engined, propeller-driven
aircraft with one engine inoperative. NLL Report A 1508 B, 1963.
Приложение Н

МЕТОДИКА РАСЧЕТА ХАРАКТЕРИСТИК
ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
НА ЭТАПЕ ПРОЕКТИРОВАНИЯ

В настоящем приложении содержатся аналитические зависимости для расчета
термодинамических параметров газотурбинных двигателей: одноконтурных, двух-
контурных, реактивных и турбовинтовых. Рассмотрены характеристики газогене-
раторного тракта двигателя исходя из условий работы в расчетных условиях.

Представлены приближенные зависимости для приведения в соответствие тя-
ги ТРД на крейсерском режиме и при наборе высоты с взлетной тягой.

Методика может быть использована для выполнения параметрических иссле-
дований газотурбинных двигателей с целью оптимизации комбинации самолет —
двигатель. В этом случае такие параметры, как температура перед турбиной, сум-
марная степень повышения давления и степень двухконтурности, могут служить
переменными.

Обозначения

Гвент — площадь поперечного сечения воздухозаборника вентилятора

Ёс — площадь реактивного сопла

Гзаб — площадь заборника всего двигателя

аж —скорость звука на уровне моря в условиях MCA
с/ — коэффициент трения для гладкого канала и турбулентного погра-
ничного слоя

се — удельный расход ТВД

Cr — удельный расход топлива ТРД и ТРДД

сР •— удельная теплоемкость воздуха при постоянном давлении

Г — функция газогенератора

q — теплотворная способность топлива

^заб —коэффициент потерь давления в воздухозаборнике

М — число М полета

Маас —число М на срезе воздухозаборника

Мо* — расчетное число М для ТВД

иг — массовый расход воздуха (без индекса — расход всего двигателя)
пк — частота вращения компрессора
NB — мощность винта

Лгэ — эквивалентная мощность

Гобр — обратимая энергия, создаваемая газогенератором
р —статическое давление
рк — окружающее давление

Ри, — давление на уровне моря

р0 — суммарное давление в точке полного торможения потока

Re—число Рейнольдса

R — тяга

—чисто реактивная тяга ТВД

/?вэл —тяга на взлете (стартовая тяга на уровне моря)

Ти — окружающая температура

Т«, — Та на уровне моря

То — температура в точке полного торможения потока

V — скорость полета

с5 — скорость истечения при полном расширении

GB — весовой расход воздуха

бтопл —весовой расход топлива
у — отношение удельных теплоемкостей воздуха
рн —относительное окружающее давление (рн = Рет/р«.)
Лк*, Лвент —степень сжатия в компрессоре и вентиляторе соответственно
—степень сжатия в воздухозаборнике

П - КПД
T],t с—КПД камеры сгорания

Лк — изэнтропический КПД компрессора

Лвх —изэнтропический КПД воздухозаборника вентилятора

Лвеат — изэнтропический КПД вентилятора

Лмех — КПД механической трансмиссии (редуктора)

Лс —изэнтропический КПД процесса расширения в сопле

Лр —тяговый КПД

Лв — КПД винта

Лт —изэнтропический КПД турбины

Лт.вснт — произведение ЛвЛ?

Ле — эффективный (внутренний) КПД газогенератора

Л_о—общий (полный) КПД

Т — относительная окружающая температура, Т=
k — температурная функция процесса сжатия

*	tn — степень двухконтурности

[1 — отношение температуры полного торможения к окружающей

*	(Тс —коэффициент скорости реактивной струи

tJ	Ф — безразмерная температура на входе в турбину

'	— параметр полной тяги

ф — приведенная удельная тяга

Индексы

к.с. —камера сгорания
к — компрессор

вх — воздухозаборник вентилятора
с — сопло
топл — топливо
вент — вентилятор
г —газогенератор

заб — воздухозаборник двигателя

р — реактивный

т — турбина

т.вент — комбинация турбина — вентилятор
взл — взлетный

Цифровые индексы используются в соответствии с рис. 4.16; 0 — окружающие
условия; 1 —передняя кромка гондолы; 2 — вход компрессора низкого давления;
3 — выход из компрессора высокого давления; 4 — вход в турбину; 5 — выход из
турбины

Н.1. ОБЛАСТЬ ПРИМЕНЕНИЯ МЕТОДИКИ

Большая часть уравнений данного приложения выведена в работе [Н.1] при про-
ведении анализа силовой установки самолета с ламинарным обтеканием путем
управления пограничным слоем. Они представлены в несколько модифицирован-
ной форме применительно к условиям взлета, набора высоты и крейсерского по-
лета для нормального дозвукового двигателя без специальных устройств лами-
наризации. Кроме того, из работы [Н.6] заимствован упрощенный метод расчета
градиента потери тяги двигателем по высоте.

Общепринятый метод анализа характеристик двигателя заключается в рас-
смотрении его различных термодинамических циклов. Многочисленные примеры
применения этой методики можно найти в работе [Н.7]. В работе [Н.1] показано,
что характеристики двигателя могут быть описаны аналитическими зависимостя-
ми, если принять следующие упрощения:

а)	тяга определяется для условий полного расширения, таким образом, вмес-
то стандартной располагаемой тяги двигателя используется формула для идеаль-
ной тяги:

/? = tnr (Vг	Vq) + /Пвент (^венг ^о)»	(Н. 1)
6)	массовый расход топлива считается пренебрежимо малым по сравнению с
расходом воздуха:

^гопл mr “4“ ^вент’	(Н.2^

в)	отношение удельных теплоемкостей рабочего тела принимается постоян-
ным для всего процесса двигателя (у=1,4);

г)	потоки вентиляторного и основного контуров не смешиваются;

д)	потери тяги из-за отбора мощности и воздуха на нужды самолета не учи-
тываются.

Хотя пп. б и в приводят к значительным ошибкам при расчете конкретного
термодинамического процесса, опыт показывает, что некоторые допущения взаим-
но компенсируют друг друга и результаты расчетов получаются достаточно точ-
ными.

Несколько уравнений, аналогичных указанным в работе [Н.1], можно найти
также в работах [Н.2, Н.4]. Основы анализа цикла и обоснование предпосылок, на
базе которых выведены аналитические зависимости, даны в работе [Н.1, Н.4 и
Н.6]. Настоящая методика приемлема на этапе проектирования самолета, когда
ошибки в несколько процентов не играют роли. Однако она недостаточно точна
для низких режимов работы двигателя и особенно, когда сопло горячего контура
не «заперто». Другим примером методики может служить работа [Н.8].

Основные определения, встречающие^ я в настоящем приложении, подробно
описаны в разд. 4,3.

Н.2. ГАЗОГЕНЕРАТОР

При анализе газогенератора используются следующие параметры.

Температура газа на входе в турбину Тг — параметр, который особенно влия-
ет на удельную тягу (рассмотрен в подразд. 4.4.2). Высокие значения удельной
тяги получаются при охлаждении лопаток турбины, однако эффект охлаждения в
настоящем приложении не рассматривается. В работе [Н.5] указывается, что по-
правка на охлаждение может быть введена путем замены величины Тг в пред-
ставленных уравнениях на значение, которое на 30 К ниже.

Суммарная степень сжатия — параметр двигателя, определяющий по су-
ществу удельный расход топлива, как указано в подразд. 4.4.1. Для обычной ком-
поновки двигателя с вентилятором впереди газогенератора равна суммарной
степени повышения давления воздуха в вентиляторном контуре и в компрессоре
газогенератора.

Анализ упрощается путем введения следующих функций:
безразмерная температура на входе турбины

Тг

Ф = -Д.	(Н.З)

2 н

температурная функция процесса сжатия

Й = рь (я/ — 1) = [1(Л®’2857~ I),

Y — 1
где	---М2=1+0,2М2.

4

(Н.4)

(Н.5)

Характеристика газогенератора может быть выражена в безразмерной форме
через функцию газогенератора

/ПгСе7' н

и эффективный КПД

•^обр— ~

« —— -- в---— --
mrce (Тг-Тг)

(Н.₽)

(Н.7)
где £обр — обратимая энергия газогенератора, определяющая, какая часть энер-
гии горячих газов может быть превращена в количество движения. Обратимая
энергия эквивалентна кинетической энергии газов для гипотетического случая их
изэнтропического расширения до окружающего давления. Остальная часть энер-
гии рассеивается в атмосферу в виде тепла.

Функция газогенератора рассчитывается следующим образом:

1,01

S857(* + H)(l—

\ чкЛт /

(Н.8)

где потери давления в камере сгорания оцениваются в 3,5%. Степень повышения
давления от торможения потока во входном канале газогенератора определяется
соотношением

т|заб “ Р\!Рн-

(Н.9)

Изэнтропический КПД компрессора Т|к — отношение приращения температу-
ры в изэнтропическом сжатии к реальному приращению температуры от сжатия
(политропического) до той же самой степени. Изэнтропический КПД турбины т)т
определяется отношением реального падения температуры в политропическом
процессе расширения к падению температуры в изэнтропическом расширении с
тем же самым соотношением давлений. Рекомендации по выбору значений т)эаб.
т]к и т)т даны в разд. Н.7.

Эффективный КПД рассчитывается по формуле

Г —0,2М2

(H.I0)

Ф — [Л —--------------------

''ж

Для характеристики газогенератора вместо Г может быть использован коэффи-
циент скорости ос:

(Н.11)

В отличие от Г коэффициент ос имеет больший диапазон изменения по скорости
полета.

Н.З. УДЕЛЬНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРД

Тяговый КПД определяется выражением
RV

Ър—	j

^обр— '

и рассчитывается по формуле

_ 2ос — qc)

(Н.12)

(H.I3)

где Ос определяется по формуле (Н.П) и изэнтропический КПД сопла — по за-
висимости, аналогичной rji.

Суммарный КПД определяется выражением

ЛИ

Ti0 = "Л----
и рассчитывается по формуле



(Н.15)

Удельный расход топлива связан с суммарным КПД следующей зависимо-
стью:

12!!*- = 0,2788-----------

Л	7о

(Н.16)

При высоком КПД камеры сгорания (до 98%) его значение может быть найдено
по приведенному удельному расходу топлива:

. C*L =0,711

Ут

Ф — (X—

У 5т;сГ —М

(H.I7)

Удельная тяга представляет отношение тяги двигателя к массовому расходу
воздуха через входной канал. Приведенная удельная тяга определяется форму-
лой

= 34,714 /5т]сГ —М.

(Н. 18)

Н.4. УДЕЛЬНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРДД

Степень двухконтурности m выражается как отношение массовых расходов воз-
духа через вентилятор и газогенератор и является определяющим параметром
ТРДД, влияющим на общий вид двигателя, удельную тягу, удельный расход топ-
лива, массу, сопротивление и шум. Его значение подробно рассмотрено в гл. 4.

«Оптимальной» считается такая степень повышения давления вентилятора,
которая приводит к максимальным тяговому КПД, тяге и минимальному cR для
данного газогенератора. Ее величина рассчитывается по формуле

г.вентГ 0,2т(3аб/И2

?•(! + т]т.вентт)

(НЛ9)

Эта степень повышения давления соответствует «оптимальным» скоростям
реактивного истечения при полном расширении газов горячего и холодного кон-
туров:

«ОПТ	, /^1СГ +"

-77— = а°°\/ ---------7’	(Н>20

у Т	У	I “Ь Т|Т.венгт

где — скорость звука на уровне земли в условиях MCA (а«—340,4 м/с).

в, опт — 11т71вент*г-опт —*	г.опт*

(Н.21)

Если величина степени сжатия оптимизирована в соответствии с выражением
(Н.19), становятся справедливыми следующие уравнения:

2°е

I-’?

^вХ
------тп
^ьвент

(Н.22)

Суммарный КПД, исходная формула (НЛ4):

= 0,4

ф — [1— А/1]к

^вх \	ZT	I	\

-------- ml	— (I	4-	/п)	-

"Лт-венг I
Приведенный расход топлива (для КПД камеры сгорания 98%):

Дд ___________________о .711 (Ф —|1 —А/г,к)

1/	5rx(I+^.BeK7m)(r+0,2M2-^L_

У	\	"Чг.&ЭН'Х

=--------------.(Н.24)

ml — (I-j-m)M

Приведенная удельная тяга- ___________________________

ф=—">==34,714	— 1/ 5т]с(1 +^.венгт)(г+0,2М2^^т]-м1

<?в V Т	Р -l'm Г	V	’’Зт.вент 7	)

(Н.25)

Изэнтропический КПД входного канала вентилятора т]вх в этих уравнениях
представляет отношение приращения температуры при изэнтропическом сжатии
воздуха в канале к реальному приращению температуры в процессе адиабатиче-
ского сжатия до того же давления. Если входные каналы газогенератора и венти-
лятора имеют одинаковые характеристики, соотношение между т]вх и т)эаб имеет

вид

или

у — 1

7—1 l+^BX л М2

-у~	2

Тзаб — V — 1

1 -I-1----М2

2

(Н.26)

_ /1+0,2т]вхМ2\з,5

Т'заб \ 1 + 0.2М2 }

удобной аппроксимацией является также выражение

1 — тг.::б = (1 — TjBX)

0,7М2

I 4-0.02М2 *

(Н.27)

Н.5. ГРАДИЕНТ ПАДЕНИЯ ТЯГИ, ПЛОЩАДИ ВОЗДУХОЗАБОРНИКА
И СОПЛОВОГО АППАРАТА ТРД И ТРДД

Тяга двигателя может быть определена по удельной тяге при известном массовом
расходе. При этом необходимо выбрать суммарную площадь сопла Кс, которая
считается неизменной.

Зависимость параметра /?взл/Ксрм от удельной тяги в статических взлетных
условиях представлена на рис. Н.1. Тот же рисунок может быть использован для
нахождения площади воздухозаборника

_ I +0,6М2

^взл 0,04М

за бфНЗ 1

(Н. 28)

где Маас — среднее число М. на входе в вентилятор и 4)взл— приведенная удель-
ная статическая взлетная тяга на уровне моря.

Средняя величина Мэаб = 0,5 является приемлемой
при расчете размеров воздухозаборника вентилятора.

Параметр полной тяги имеет вид

в большинстве

случаев

(Н.29)

Этот параметр часто используется в числе безразмерных характеристик двигате-
ля. Его значение можно продемонстрировать при проведении расчетов в статиче-
ских условиях для одноконтурного ТРД с запертым соплом на уровне моря.
В этих условиях справедливо соотношение

¥взл — (1 + Yc)

где ус == 1,33.

гтатическое давление в сопле
окружающее давление

(Н.ЗО)
г

Рис. H L Изменение площадей воздухозаборника
и выхлопного сопла в зависимости от удельной
взлетной тяги (двигатели для гражданских само-
летов, нерегулируемые сопла; Fc — суммарная
площадь сопла)

В общем случае турбо-
вентиляторного двигателя
(статические условия, взлет)
можно написать:

(Н.31)
с/? w

Из литературы по двигателям можно вывести
соотношение в безразмерных величинах:

Приведенный весовой
расход через воздухозабор-
ник равен С?н V Т^Р2> где Тг
и — суммарные темпера-
тура и давление во входном
канале соответственно

Параметр полной тяги и
безразмерны]! весовой рас-
ход связаны с приведенной
частотой вращения двигате-
ля	__

(п/Ут~2).

Скорость компрессора
является не совсем удобным
параметром для обобщенно-
го метода расчета, так как
она сильно зависит от кон-
кретной конструкции ком-
прессора, и ее следует ис-
ключить из анализа,
следующее приблизительное

(Н.32)

Это соотношение квадратных корней не имеет физического смысла, но дает
хорошее совпадение (см рис. Н 2) и удобно для аналитического решения урав-
нений. При нормальных условиях взлета, набора высоты и крейсерского полета
безразмерный массовый расход находится в пределах ±5% взлетной величины и
приближение, данное формулой (Н.32), является приемлемым.

Формула (Н.32) может быть объединена выражением

R Фвзт

А^НЗГ Ф

(Н.ЗЗ)

для получения зависимости для градиента падения тяги /?//?взл Получа-
ющееся в результате квадратное уравнение имеет следующее приближенное ре-
шение:

= * . ~ A. l,s(.	» +31.714Му

/?Н^?взл Фвзл (У ТвЗ!	Твз I	\ Фвзд Фвзз /I

(Н ,34)

где ф и фьзл — приведенные значения удельной тяги для расчетных условий и
условий взлета соответственно

Параметр полной тяги (рвзл рассчитывается по формуле (Н.31) и рис. Н.1.
Удельная гяга ТРД и ТРДД описывается формулами (Н 18) и (Н.25) соответст-
венно Параметры двигателя т, Тг, лк*, лвеггт в общем случае не постоянны при
различных рабочих условиях. В отношении них при расчетах можно сделать сле-
дующие предположения.

Коэффициент двухконтурности tn считается постоянным и рав-
ным величине при взлетных условиях. На низких режимах работы двигателя m
значительно возрастает и настоящая методика становится неприемлемой.
Температура на входе
турбины Тг. Разница в Тг между
взлетным и максимальным крейсерским
режимами составляет 150—200 К для
двигателей с низким и 50—100 К для
двигателей с высоким коэффициентом tn.
Длительный режим крейсерского полета
можно оптимизировать в отношении Тг
(см. подразд 4.4 2), в то время, как Тт
для максимального режима набора вы-
соты будет лежать между величинами,
соответствующими взлетному и макси-
мальному крейсерскому режимам.

Суммарная степень повы-
шения давления л3. В крейсер-
ском полете на высоте примерно на
5—10% выше взлетной величины Для
всех условий степень повышения давле-
ния вентилятора Лвент предполагается
оптимальной в отношении расхода топ-
лива.

Упрощенное выражение для взлет-
ной тяги можно получить путем после-
довательного преобразования формул
(Н 25) и (Н.32), предполагая p = const,
Цт врнт==б,7а и 1)г — 0,07 на
уровне моря:

R*_	0,454(1 +m) м

Явзл “	F(l+0,75m)r

Рис. Н 2. Изменение безразмерного ве-
сового расхода воздуха в зависимости
от относительного режима двигателя
для ТРДД Роллс-Ройс RB-183:

-1/ Ф Л

__________ 1/---------приближенная
рА.взл Г Фвзл

зависимость; р2 — суммарное давление
на входе; Т2 — суммарная температура
на входе; — весовой расход; ср—
параметр полной тяги; Gn взл — весо-
вой расход при H=Qr MCA

+ (о,6 +0,_М2.	(Н.Зо)

\ г /

Это выражение имеет достаточную точность до Мл^О.З. Функция газогенера-

тора Г рассчитывается при этом по формуле (Н.8).	_	_____

Типичные величины Г для современных двигателей составляют; 1	и,» для

одноконтурных ТРД и ТРДД с низким т- Г=1,1 для ТРДД с высоким т.

Н.6. УДЕЛЬНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТВД

Эквивалентная мощность — сумма эффективной и реактивной мощности:

(Н.36)

Условие оптимального распределения мощности между валом и выхлопными га-
зами (для максимального суммарного КПД) имеет вид

—-mV2

(H-37)

Это условие соответствует скорости реактивного истечения

г -------К----.	(Н.38)

’Мт’! мех

Суммарный КПД двигателя без учета винта рассчитывается следующим об-
разом:

(Н.39)


Если мощность оптимально распределена для i] D = 0,85 и Ик с И мех = 0,95 в по-
лете со скоростью, соответствующей Мо *, справедливы следующие зависимости.

Эффективный удельный расход топлива

расход топлива в час

— ТТ	>

эффективная мощность

гие

ф —

е ^Г-0,28(м;)2;т]г’

(НЛО)

п П ЛЙ17	КГ/Л.С.

С = 0,0647 для се в ---------

ч

Удельная мощность на валу

С{1гГ-0,28(м;)3Лг}.	(H.4I)

ин/

Удельная эквивалентная мощность

= с (ггг - (М*)2 (0,4 - 0,193/ти)],	(Н.42)

где С в формулах (Н.41) и (Н 42) равно 382, если jVb в л. с. и 6В в кг/с

Температура на входе турбсны в крейсерском полете на 50—100 К ниже
взлетной величины.

Н,7. КПД ЦИКЛА И ПОТЕРИ ДАВЛЕНИЯ

КПД воздухозаборника газогенератора и входного канала T|3i6 и Г|Вх рассчитыва-
ются по методике, приведенной в работе [Н.9]. Если входной канал имеет пра-
вильную форму без резких изгибов и расширений, возможен упрощенный подход
к его расчету.

В этих случаях можно использовать следующее уравнение [Н.Юф

/ 51.(Ч V длина канала

1 --г.вх-^кхС/ Нт- -------------------

7 1 Mq J диаметр канала

(Н.43)

— отношение суммарных потерь давления к потерям, вызванным только тре-
нием воздуха об обшивку в канале постоянной площади сечения. Для хорошо
спроектированной конструкции kt at 1,3

Коэффициент трения в прямом канале может быть выражен следующей при-
ближенной зависимостью:

0,05
(Re)1’5

(Н.44)

где число Рейнольдса выбирается по средним условиям в канале со средним диа-
метром.

Среднее число МВх во входном канале

определяется формулой

м	24’77

-- р п

Рн

I
Весовой расход <7П определяется по удельной тяге и тяге. При обобщенном
расчете для скоростного дозвукового самолета целесообразно принять
Мвх=0,5.

Степень повышения давления при полном торможении потока т]заб берется
по формуле (Н.27).

При выборе КПД других компонентов двигателя можно пользоваться следу-
ющими рекомендациями: т] ие1!Т = 0,85 ... 0,87 для взлета; т1вент=0,82 ..0,85 крей-
серский режим, 1]ь = 0,84 . 0,86; г)т = 0,87 .. 0,89; rjt = 0,96 .. 0,98.

Нижняя граница относится к небольшим, а верхняя — к большим двигателям
для гражданских самолетов. Двигатель должен быть спроектирован таким обра-
зом, чтобы КПД вентилятора был максимальным в крейсерском полете и меньшей
величины при взлете Это целесообразно для ТРДД с высокими т в связи с их
неблагоприятным градиентом падения тяги по высоте и скорости полета.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

Н 1. Е. Torenbeek. The propulsion of aircraft with laminal flow control Report
VTH—150, Delft University of Technology, Dept, of Aeron. Eng- 1968

H.2. S. Boudigues. Defense et illustration des propulseuis pour avions rapides.
Techniques et Science Aeronautiques et Spatiales, July—Aug. 1964, pp. 271—285.

H3. W. Dettmering and F. Fett. Methoden der Schuberhohung und ihre Bewer-
tung. Zcitschrift fur Flugwisscnschaften, August 1969, pp 257—267.

H 4. D. G. Shepherd. Aerospace propulsion New York, American Elsevier, 1972.

H5 R. E. Neitzel and H. C. Hemsworth. High—bypass turbofan cycles for
long—range subsonic transports Journal ol Aircraft, Vol 3, No 4, July — August
1966, pp 354—358

H.6. E. Torenbeek. Analytical method for computing turbo engine performance
at design and off—design conditions. Memorandum M—188, Delft University of
Thechnology, Dept of Acron Eng. Jan 1973.

H 7. H. Cohen, G. F. C. Rogers and H. I. H. Saravanamuttoo. Gas turbine theo-
ry Longman Group Ltd , London Second Edition, 1974

H8 B. Ahren. General performance investigation of turbojet engines. SAAB
Technical Note No. 52

H 9. E. W. Dunlap. Flight Test Handbook — Performance. Chapter 1, Part 1.
AFFTC—TR—59—47, Jan 1960.

H.10. W. J. Hesse and N. V. S. Munford Ir. Jet propulsion for aerospace applica-
tions. Second Edition, 1964, Pitman PubL Corp, New York

Приложение J

ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ

МЕЖДУНАРОДНОЙ СТАНДАРТНОЙ АТМОСФЕРЫ

Стандартная атмосфера представлена в настоящем приложении на основании
стандартной атмосферы США 1962 года, утвержденной NACA, ВВС США и Бю-
ро погоды США

Эта атмосфера согласуется со стандартной атмосферой ICAO в общем диа-
пазоне высот Представлены данные дтя уровня моря и для типичных высот по-
лета.
Таблица JЛ

Атмосферные параметры для нескольких геопотенциальных высот

Метрические единицы

Высота, м	Относитель- ное давление  О	Относитель- ная температура Т	Vf	Относитель- ная плотность а	Относительная кинематическая вязкость VM'O
0	1	1	1	1	1
1300	0,83450	0,96616	0,98294	0,86873	1,1271
3000	0,69192	0,93233	0,96557	0,74214	1,2754
4500	0,56973	0,89849	0,94789	0,63410	1,4495
6000	0,46564	0,86465	0,92987	0,53853	1,6549
7500	0,37751	0,8308'2	0,91149	0,45439	1,8989
9000	0,30340	0,79698	0,89274	0,38069	2,1905
10500	0,24154	0,76314	0,87358	0,31651	2,5415
11000*	0,22336	0,75187	0,86710	0.29708	2,6743
12000	0,19078	0.75187	0,86710	0,25374	ЗДЗП
13500	0,15059	0,75187	0,86710	0,20029	3,9666
15000	0,11887	0,75187	0,86710	0,15810	5,0251
16500	0,09383	0,75187	0,86710	0J2480	6,3660
18000	0.07407	0,75187	0,86710	0,09861	8,0648
19500	0.05847	0,75187	0,86710	0,07776	10,2169

* Тропопауза.

Таблица J.2

Данные стандартной атмосферы на уровне моря

Параметры	СИ	Метрическая система
Давление ра  Температура:	101325,0 Н/м= (1013,25 млбар)	10332,27 кге/м2
to	15° С	15° С
та	288,15 К	288,15 К
Плотность Ро	1,2250 кг/м*	0,12492 кгс*с2/м*
Скорость звука а0	340,294 м/с	340,294 м/с  1225,06 км/ч
Кинематическая вязкость	1,4607-10_ 5мг/с	1,4607-10—Бм2/с
Ускорение свободного падения	9,80665 м/с2	9,80665 м/с2

Приложение К

РАСЧЕТ ВЗЛЕТНОЙ ДИСТАНЦИИ

ДЛЯ ТРАНСПОРТНЫХ САМОЛЕТОВ

В настоящем приложении дано определение понятий, связанных со взлетом граж-
данского транспортного самолета с учетом отказа двигателя при взлете. Объясне-
на номенклатура скоростей при взлете и предложена общая методика для ана-
лиза взлетных характеристик. Приведены также данные и рассмотрены различ-
ные способы для расчета взлетных характеристик самолета при нулевом ветре и
горизонтальной ВПП, пригодные на этапе предварительного проектирования.
Определены основные дистанции при взлете применительно к гражданскому тран-
спортному самолету (с массой более 5670 кг). Приведенные методы расчета при-
менимы также и к легким самолетам.
Обозначения

X — относительное удлинение

Д], Лг, Лз, Л4 —коэффициенты при определении ускорения торможения
а — ускорение торможения или разгона

Сх — коэффициент сопротивления

Сх0— коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе
Cy —коэффициент подъемной силы

X — сопротивление

е — коэффициент Освальда

—безразмерная функция высоты

fF(6H) — безразмерная функция угла набора высоты

g —ускорение свободного падения
h — высота

Y — подъемная сила
/ш — база шасси
nv — нормальная перегрузка
Пу —производная перегрузки по углу а
N —нормальная сила реакции колес
АГторм шах — общий максимальный момент на тормозах колес шасси
Гпп — радиус пневматика (сформированного под нагрузкой)
S — площадь крыла
L — расстояние, длина
И — тяга и средняя тяга соответственно
t — время
V — скорость
G — масса
G •—вес, соответствующий массе G
а — угол атаки

0н — угол набора высоты
Д — приращение

Лторм — эффективность торможения

14 — угол тангажа

f— коэффициент трения
р — плотность воздуха

Сокращения и индексы

ц.м — центр масс
ц.д — центр давления
разб. — разбег

отр. — отрыв
min э — минимальная эволютивная
огр min — минимальная отрыва
п—1 —отказ одного двигателя
п.ст, — отрыв передней стойки шасси
с — сваливание
торм —торможение
R — тяговый
взл — взлетный
in — шасси
эф — эффективный

1	— точка принятия решения; первый этап взлета

2	— точка на высоте 10,7 м (при одном отказавшем двигателе)

3	— точка на высоте 10,7 м (при всех работающих двигателях)
КЛ. ОСНОВНЫЕ ОПРЕДЕЛЕНИЯ И ПОНЯТИЯ

Нормы летной годности FAR и BCAR, несмотря на различия в некоторых дета-
лях, обеспечивают одинаковый уровень безопасности при взлете со всеми рабо-
тающими или при одном отказавшем двигателе. Поэтому основные методы оцен-
ки взлетных характеристик у них идентичны. Определения, связанные со взлетом,
представлены на рис. К 1, где в качестве примера изображен самолет, оборудо-
ванный двумя двигате 1ячи, хотя требования к трех и чстырехдвигатсльному са-
молету отличаются только деталями. Для заданных массы, высоты, температуры
и конфигурации самолета (например, угол отклонения закрылков) следующие
основные шстанции* определяют потребную длину ВПП.

Рис. К.1. Процедура взлета и требования к взлетным характеристикам двухдвигательного
гражданского транспортного самолета:

1 — взлет с одним отказавшим двигателем, 2 — отказ двигателя; 3 — задержка по времени;
4 —точка принятия решения Vx* 5—начало отрыва передней стойки Vn ст; 6 — отрыв
F0Tp; / —конец уборки шасси, 5 — начальный этап набора высоты, взлетная тяга, шасси
выпмцено, 9— потребный полный градиент набора высоты >2,4% без учета влияния бли-
зости земли, 10— второй этап набора высоты, взлетная тяга, скорость V2; 11 — разгон,
12 — конец уборки закрылков, 13 — максимальная крейсерская тяга, 14 — чистый градиент
ускорения, равный полному минус 0,8%; 15 — конечный этап набора высоты при взлете,
потребный градиент на высоте 450 м >1,2% при конечной скорости набора высоты, 16 —
чистый градиент, равный полному градиенту мин^с 0,8%, 11 — потребная длина разбега;
13— потребная взлетная дистанция, 19 — первый этап взлета Lx\ 20 — расстояние; 21—
прерванный взлет, 22—полная взлетная дистанция, 23— разгон, 24—участок движения
по инерции 25 — торможение, 26 — остановка; 27 — дистанция прерванного взлета; 28 —
потребная длина ВПП; 29 — концевая полоса безопасности, 30— свободная зона; 31 — при
наличии концевой полосы безопасности и свободной зоны; 32 — погребная длина ВПП при
отсутствии свободной зоны, 33—начальный набор высоты

Примечания 1 При взлете со всеми работающими двигателями потребная взлет-
ная дистанция до 10,7 м увеличивается в 1,15 раза

2. Потребная длина разбега со всеми работающими двигателями увеличивается в 1,15
раза.

* Определения в настоящем разделе являются интерпретацией формальных определе-
ний и методик, указанных в FAR 25 103—25,121 и BCAR разд. D, гл, D 2-3,
Скорость при отказе двигателя

Рис К.2, Определение сбаланси-
рованной длины ВПП и скоро-
сти принятия решения;

/ — прерванный взлет, 2 — сба
лансированная длина ВПП, 3 —
продолженный взлет. 4 крити-
ческая скорость отказа двмга
теля, 5 — скорость принятия ре-
шения, 6 — скорость отрыва пе-
редней стойки

1	. Д 1ина разбега — расстояние по горизонта-
ли, проходимое самолетом с момента страгивапия
на линии старта до момента его отрыва от ВПП
плюс часть расстояния, проле таемого до юсти-
жения высоты 10,7 м (по НЛГ FAR — половина,
по НЛГ BCAR — треть). При взлете со всеми ра-
ботающими двигателями добавляется запас 15%
Наибольшая потребная длина разбега не должна
превышать располагаемой длины взлетной дорож-
ки ВПП, имеющей твердое покрытие, соответст-
вхклнее массе и конструкции шасси самолета

2	Дистанция прерванного взлета — расстоя-
ние по горизонтали, проходимое самолетом от
старта до момента достижения скорости, при ко-
торой происходит отказ критического двигателя
(Vn-i), плюс расстояние до момента полной оста-
новки самолета в результате торможения, когда
летчик принимает решение прекратить шлет Эта
дистанция не должна превышать потребную дли-
ну ВПП плюс длина концевой полосы безопасно-
сти (если она имеется) Концевая полоса безопас-
ности имеет поверхность, способную выдержать с
небольшими повреждениями нагрузку от самоле-
та и обеспечить торможение

3	Взлетная дистанция — расстояние по гори-
зонтали. проходимое самолетом с момента старта

до момента набора высоты 10,7 м При всех работающих двигателях добавляется
запас 15%. Максимальная потребная взлетная дистанция не должна превышать
длины ВПП плюс длина свободной зоны* ** полосы воздушных подхо 1ов (если
имеется). Свободная зона очищена от препятствий, но не всегда имеет покрытие
Пространство над водной поверхностью, например, также может образовывать
свободную зону.

4	. Сбалансированная длина ВПП—длина ВПП, когда взлетная дистанция
до высоты 10,7 м равна дистанции прерванного взлета. Соответствующая сбалан-
сированной длине величина скорости Vn_i называется критической скоростью от-
каза двигателя при взлете (рис К 2) При отказе двигателя до достижения этой
скорости взлет должен быть прекращен; начиная с критической скорости и далее
взлет будет продолжен. В общем случае сбалансированная длина ВПП получает-
ся при наихудших условиях возможного отказа двигателя. На этапе предвари-
тельного проектирования сбалансированная длина ВПП определяется без учета
концевой полосы безопасности или свободной зоны

5	Погребная длина взлетной дистанции — наибольшая из дистанции прер-
ванного взлета, взлетной дистанции до 10,7 м с одним отказавшим двигателем и
взлетной дистанции до высоты 10,7 м со всеми работающими двигателями, уве-
личенной на коэффициент 1,15

В отличие от взлета со всеми работающими двигателями сбалансированная
длина ВПП при взлете с одним отказавшим двигателем рассматривается при сер-
тификации самолета без всяких поправочных коэффициентов. Считается, что от-
каз (вигателя на критической скорости является маловероятным событием, по от-
ношению к которому применять коэффициент запаса не требуется

6	Полная взлетная дистанция — расстояние по горизонтали, проходимое са-
молетом с момента старта до выхода на высо\т 450 м Она разделяется на
взлетную дистанцию и начальный набор высоты (см рис. К.1). Взлетная дистан-
ция является сложным понятием и подробно анализируется ниже. Начальный на-
бор высоты начинается с высоты 10,7 м над ВПП и должен бы>ь рассчитан в кон-
кретном случае так, чтобы при отказе и при неблагоприятных отклонениях от пол-
ной траектории взлета обеспечивался зазор не менее 10,7 м над высотой преяятст-

* На рис, К 1 показано, что концевая полоса безопасности включена в свободную зо-
ну, хотя это и не общепринято

** Ьолее точно высоту, на которой закрылки убраны и скорость достигла V4 — скоро-
сти начального набора высоты.
вия. Отклонения от полной (номинальной, расчетной) траектории определяются
на основе статистики путем вычитания от параметров полной траектории величин,
равных 0,8, 0,9 и 1% для самолетов с двумя, тремя и четырьмя двигателями со-
ответственно.

Результирующая траектория называется чистой траекторией полета.

К.2. НОМЕНКЛАТУРА СКОРОСТЕЙ

В основу номенклатуры скоростей при взлете заложены определенные минималь-
ные критерии* (рис. КЗ), которые должны обеспечить соответствующую безо
пасность и управляемость в случаях отказа двигателя, небольших ошибок пило-
тирования и атмосферной турбулентности. Как уже упоминалось в подразд 5 4.4,
скорость сваливания Vc определяется следующим выражением:

с ---

2___________I

Р (1 > 13) Су 1Пах

(К.1)

где Су гп.п — «физический» максимальный коэффициент подъемной силы, т е.
Су в вершине кривой Су=/(а), а множитель 1,13 учитывает потерю скорости
при маневре на сваливание по методике FAA.

Минимальная эволютивная скорость Кшн>з—-это наименьшая воздушная
скорость, при которой сохраняется управляемость самолета после отказа двига-
теля, при угле крена 5° и при взлетной тяге (мощности) остальных двигателей.
Общепринято, что Утщ э не должна превышать 1,2 Vc при тах. При задан-
ных высоте и угле установки закрылков существует одно значение Vmn> о безотно-
сительно к массе самолета Поэтому отношение ИШ111 n/V, увеличивается с ростом
тяговооруженности R/G при уменьшении взлетной массы.

На этапе предварительного проектирования оценка Утшэ может производить-
ся на основании продувок в аэродинамической трубе или статистических данных
(см. подразд 9 6.1 и табл. 9 3).

Существует также понятие минимальной эволютивной скорости разбега, ни-
же которой взлет при отказе двигателя должен быть прекращен. Эта скорость
не играет большой роли при опечке характеристик на этапе предварительного про-

v	Один	Деа

II! Il I. . И__________________________________|___[___

0,1	0,2	0,3	0,4 R/G

Рис К-3* Изменение скоростей двухдвигательного самолета при взлете

* Определение некоторых номенклатурных скоростей в настоящем разделе упрощено;
^стальное описание можно найти в НЛГ* особенно в отношении Vc,
ектирования, если размеры вертикального оперения и руля поворота выбраны
правильно.

Минимальная скорость отрыва Готр min — наименьшая скорость, выше кото-
рой самолет может безопасно производить отрыв и затем продолжать взлет, и
это может быть продемонстрировано посредством летных испытаний, УОтР mtn
обычно очень близка к Vc. В связи с требованиями к наличию положительного
градиента набора высоты она может зависеть от тяговооруженности R/G,

С другой стороны, Иотр mtn может быть определена с учетом геометрических
данных самолета как скорость, при которой хвостовая часть фюзеляжа может
контактировать с ВПП перед отрывом самолета. На этапе предварительного
проектирования У(,тр min оценить трудно из за большого влияния близости зем-
ли. Можно сделать попытку оценить Уотр mm по геометрии самолета, используя
кривую Су=/(а) с учетом влияния земли.

Безопасная скорость взлета Уг — это скорость самолета, достигаемая на вы-
соте 10,7 м Общие требования предусматривают, чтобы

^2>^2т1п; V‘2 >1,1 Ит1оэ,	(К.2)

где Узтт должна быть не меньше, чем 1,2 Ус,- за исключением случая, когда са-
молет оборудован четырьмя двигателями и после отказа одного из них воз.тожно
увеличение мощности других двигателей, что приводит к снижению скорости сва-
ливания (в этом случае требуется, чтобы У2 = 1,15VC).

Это требование предназначено для обеспечения соответствующего безопасно-
го градиента набора высоты с отказавшим критическим двигателем. V2 может
быть увеличена по отношению к минимальным величинам для улучшения гради-
ента по набору высоты с отказавшим двигателем Следует заметить, что в лю-
бой точке траектории самолета после отрыва dV/dt не должна быть отрицатель-
ной.

Скорость на высоте условного препятствия со всеми работающими двигате-
лями Уз — это скорость, достигаемая самолетом па высоте 10.7 м со всеми рабо-
тающими двигателями. Так как начало увеличения угла тангажа самолета про-
изво 1ится на скорости Уп ст (скорость подъема передней стойки шасси), обычно
определяемой с одним отказавшим двигателем, то У3 больше Уз на величину,
зависящую от R/G. Например, типичная величина Уз-^Уз + 5 м/с (не является
требованием).

Скорость отрыва У()тр (скорость касания)—воздушная скорость в момент
отрыва основных опорных устройств самолета от ВПП. Эта скорость определя-
ется величиной Уп ст и техникой пилотирования во время отрыва передней стой-
ки При У,1р у самолета должна быть возможность создания положительного
градиента набора высоты (без учета влияния земли)

Скорость подъема передней стойки Уп ст — скорость, при которой летчик
увеличивает угол тангажа и отрывает переднюю стойку. Общие требования пре-
дусматривают, чтобы

Уп.СГ >К1!

У"п.сг > 1,05 У1П[П	(К.З)

Кроме того, Ул ст должна быть выбрана таким образом, чтобы на высоте
10,7 м достигалась У2 с учетом приращения скорости ДУ в промежутке между
Уп ст и Уг. Если самолет отрывает переднюю стойку с максимальной практически
достижимой угловой скоростью, то УотР не должна быть меньше чем 1,1 Уотр mm
при работе всех двигателей или 1,05 УОтР тш при отказе одного двигателя

При очень низкой тяговооруженности самолета R/G Уп ст и УОТР могут быть
увеличены для возможности получения положительного градиента набора вы-
соты при У о, Однако

при	^Сх ш < fiH2	(приблизительно)	(К-4)

требования к градиенту набора высоты* на втором этапе взле1а более критичны.
Это обычное условие.

* Объяснение и обзор требований к режиму набора высоты можно найти в под-
разд. 116 2.
Скорость принятия решения обозначается У\ В разд К I объясняется поня-
тие сбалансированной длины ВПП связанной с крнтичессой скоростью отказа
двигателя V,i_i Летчику необходимо время для определения отказа и принятия
решения о прекращении или продолжении взлета За это время (для опытных
летчиков оно составляет 1 с) самолет разгонится до скорости, называемой скоро-
стью принятия решения V) Однако если самолет уже оторвал переднюю стойку,
летчик должен продолжить взлет когда отказал двигате 1ь, следовательно, Vt

т, кроме того, l7i должна также быть равна иля больше Vmina на раз-
беге

Для самолета на рис К 3 взаимосвязь между различными скоростями изо-
бражена в виде зависимостей от тяговооруженности R{G при всех работающих
двигателях и при одном отказавшем

Применительно к самолету с приемлемыми характеристиками продольного уп-
равления после отказа одного двигателя можно слетать следующте общие за-
мечания	__

1	Для средних величин RiG V2 обычно равна Угтш Величина запаса по от-
ношению к И«11пэ не критична при соответствующей конструкции вертикального
оперения

2	При большом тяговооруженности (малый вес) V2 определяется потребной
величиной запаса по отношению к Ущщ э с соответствующим возрастанием

, V>JVC н потребной длины ВПП Эта ситуация характерна для двухдвша-
тельного самолета с двигателями на крыле _

3	В случае малой тяговооруженности R/G (жаркая погода, высокорасполо-
женный аэродром) Vn ст, Уотр и Vs могут быть увеличены до момента, где VS
равна скорости, соответствующей максимальному градиенту набора высоты, для
выполнения требовании по градиенту набора высоты

4	При определенном значении RIG, Ki становится равной Кп ст, дня RiG ни-
же этой величины взлет с одним отказавшим двигателем всегда критичен, и пот-
ребная длина ВПП не балансируется

5	При расчете взлетных параметров случаи отказа двшателя определяет
характерные скорости и особенно Кп ст, которая одинакова как при отказе дви-
гателя, так и прн всех работающих двигателях Поэтому целесообразно случай
взлета с одним отказавшим двигателем анализировать прежде, чем взлет со всеми
работающими двигателями

К.3. МЕТОДИКА РАСЧЕТА ПОТРЕБНОЙ ДЛИНЫ ВПП

Приведенные ниже расчеты выполнены для средних окружающих условий (тем-
пература, давление, высота) прч заданных массе и конструкции самолета (поло-
жении механизации) Предполагается также, что аэродинамические данные са-
молета (кривая подьемнои силы, поляра сопротивления) и влияние на них бли-
зости земли известны В зияние наклона ВПП и ветра обычно не учитывается при
проведении расчетов для предварительного проекта

Пп 1—17 методики расчета относятся к случаю отказа двигателя, если не
сделано специальных оговорок Другие методы анализа даны в разд К 4

I	Рассчитываются Vc, Vsmin, э и минимально допустимое значение V2

2	Проверяется выполнение требования по градиенту набора высоты на вто-
ром этапе взлета для	по кривым GHT (см подразд 116 2) При необ-

ходимости значение Кг увеличивается до величины, при которой это требование
у довлетворяется

3	Если при оптимальной скорости соответствующей максимальному градиен-
ту набора высоты (КдНша\), значение последнего недостаточно, необходимо
дменыпить угол отклонения закрылков иля взлетную массу

4	Рассчитываются длина первого этапа взлета (7-i)n„i и приращение скоро-
сти (A2V)n_i для нескольких значений К0Тр Необходимо учитывать влияние
близости jCm.th, эффект уборки шасси, производимой через 3 с после отрыва, и
дополнительное сопротивление, вызванное отказом двигателя (см приложе-
ние G)

5	Определяется значение Ко-гр, для которого КОТр + (A2V) t_t= V? и соот-
ветствующая длина дистанции
6	Проверяется возможность набора высоты на первом этапе (см подразд
116 2) и при необходимости увеличиваются УОтр и V4 При необходимости изме-
нения угла отклонения закрылков или уменьшения взлетной массы расчет начи-
нается сначала

7	Рассчитывается приращение скорости (ДП)п_ь расстояние, проходимое
самолетом (ЕПст)п_1 от подъема передней стойки до отрыва и Упст =
= Уотр—(AlV)n-i Предполагается нормальная угловая скорость поворота само-
лета Необходимо убедиться, что Уп Ст имеет достаточный запас по отношению к
Рш1п э При необходимости Уп ст увеличивается до 1,5 Vmin э

8	Анализируется этап вращения самолета после подъема перешей стойки с
максимально возможной угловой скоростью как для случая всех работающих
двигателей так и при отказе двигателя, и определяется наличие соответствующе-
го запаса в УОтр по отношению к Уотр min Если это условие не соблюдается, не-
обходимо увеличить Vn ст.

9	После окончательного выбора Уп ст рассчитывается этап поворота само-
лета на взлетный угол атаки (при нормальной угловой скорости) и днсганчни
первого этапа взлета, которые дают окончательные значения (La lT)n_t, Voip,
(Ai)n-i и V2

10	Задаются несколькими величинами	Vmin о на земле, например

IZ„_I = 9O, 95 и 100% Уп с г

II	Оппеделяется длина разбега от точки старта до достижения скоро-
сти Vn_j тля всех заданных величин Vn_i при всех работающих двигателях

12	Определяется часть длины разбега Ап с г от момента достижения Vn_i
до момента достижения Уп ст для всех заданных величин Vn_i с одним нерабо-
тающим двигателем Необходимо принять по возможности близкий к реальному
характер падения тяги двигателя по времени при отказе Рекомендуется исполь-
зовать данные разработчика двигателя, если они имеются

13	Определяется взлетная дистанция в при завершенном взлете после от-
каза двигателя на скорости Pn_i

A3 в = ^-п—1 4“ £ц.сс 4“ (^т.ст)ге—1 4~ (М)я—1>	(К. 5)

для выбранных величин Vn_i и строится график L3 ъ—f (Vn_]/Vc)2.

14	Определяется расстояние АТОрМ, проходимое самолетом до остановки при
прерванном взлете

15	Определяется дистанция прерванного взлета для выбранных величин
Vn_l

А|ф В31 — Ln— 1 4“ Arop t	(К-6)

и строится график Апр	V^-j/Vc)2*

16	Пересечение кривых 1ЗЕ и АПрвзт определяет критическую скорость от-
каза двигателя н сбалансированную длину ВПП (см рис К 2)

17	Рассчитывается величина Vi и проверяется выполнение условия
=СУпст Если это условие не выполняется, потребная длина ВПП при отказе
двигателя определяется при условии, когда отказ двигателя происходит за 1 с до
момента достижения Vn п.

18	Анализируется участок поворота самолета на yroi атаки при взлете со
всеми работающими двигателями исходя из предположения, что Vnci равна ве-
личине, определенной для случая отказа двигателя Расстояние, проходимое са-
молетом, обозначается ААПСТ, а приращение скорости — AIV.

19	Анализируется первый этап (воздушный) взлета со всеми работающими
двигателями Расстояние и приращение скорости на этом этапе обозначаются со-
ответственно Ei и A2V

20	Длина взлетной дистанции с коэффициентом запаса

£R3i = 1,15 [ L11 qt -(- A L j,, с г + А г].	(К-7)

21	Погребной длиной ВПП является наибольшая величина из сбалансиро-
ванной длины ВПП и Дп

* Зависимости L3 в и Lnp взл от (Vn-.i!Vc)2 носят практический линейный характер
rl
ri

K4 РАЗЛИЧНЫЕ МЕТОДЫ И ДАННЫЕ

ДЛЯ АНАЛИЗА ВЗЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК

На этапе предварительного проектирования самолета, когда испытывается недо
статок данных для проведения детальных расчетов, используются следующие при
блнженныс методы

К.4.1. Разбег с момента страгивания до

Расстояние, необходимое для разгона самолета
сти Vn_i, равно

п— ]

от старта до достижения скоро-

Г dV±

J a/g
о

(К.8)

Считая направления вектора тяги и ВПП горизонтальными, можно
что

показать,

a dVldt j?

—	— J (ЬX разб jCy разб) ут

(К-9)

При произвольном зависимости тяги двигателя от скорости интеграл
шается численным методом указанным в работах [К 1— К. 13]

(КЗ) ре-

Если предположить, что R = R и подставить (К 9) в (К8), получается анали-
тическая зависимость

2
/1—1

_ J— х ------- In

2g (R/G • - f) a

(К.10)

где

Сх разб	f Су разб / V .2

(К-Н)



1

О

1 —

а =



1 — а

Коэффициенты трения качения зависят от давления в пневматиках и скоро-
сти движения; для различных покрытий ВПП можно указать следующие вели-
чины

твердые	покрытия (бетон, асфальт)	f=0	02

твердый	грунт, гравий	)=0	04

сухая короткая трава ..................... /’=0	05

высокая	трава............................. f=0	10

мягкий грунт	.	.	f=0 1	03

Средняя тяга R определяется при средней скорости, заданной на рис К4
При интегрировании численным методом падение тяги по скорости берется по
описанию двигателя и диаграмме винта в ст\чае винтового самолета (см потразд
6 3 2) В первом приближении для реактивных двигателей пригодны данные рис
4 35 йгол атаки в процессе разгона считается неизменным дтясамочетов с перед-
ней стойкой и определяется положением самолета на трех опорах Следует иметь
в виду, что при разбеге Су и Сх находятся под влиянием близости земли Для
самолета с хвостовым колесом шасси оптимальное положение определяется усло-
вием, что ускорение достигает максима 1ьной величины, когда

Сх разб fCy разб ('A'q ~

t	(К. 12)

ДЛЯ	Су разб =	.

Влияние земли оценивается по данным приложения G, разд G.7.
622
Рис К 4 График изменения сред
ней скорости для оценки расстоя-
ния необходимого для разгона от
заданной начальной Ун до задан-
ной конечной Ук скорости (Vcp—
скорость, при которой для расчета
проходимого расстояния использует-
ся средняя тяга при разбеге)

Рис К 5 Силы, действующие на само-
лет при взлете с одним отказавшим
двигателем.

1 — треЕ1Ие о ВПП 2—отказ двигате-
ля ? — отрыв передней стойки 4 —
отрыв самолета, 5 — начало уборки
писей 6—прохождение высоты услов
ног о препятствия 7 — тяга 8— сопро
гнвчение, 9—результирующая сила

К.4.2. Участок разгона от Vn_i до Уист

Точный анализ движения самолета после отказа двигателя усложнен рядом фак-
торов, которые влияют на характер изменения внешних сил по времени (рис К 5)

1	Сразу после отказа тяга двигателя падает (в типичном случае за 4с) до
нуля или холостого хода

2	Отказ двигателя приводит к появлению сопротивления от авторотации и
асимметричных устовий полета Дополнительное сопротивление создается также
при отрыве передней стойки и выравнивании самолета, что значительно влияет
на технику пилотирования Нагрузка вниз на хвостовое оперение должна быть
компенсирована дополнительной подъемной силой крыла с соответствующим при
ростом индуктивного сопротивления Влияние близости земли постепенно снижа-
ется после отрыва, поэтому индуктивное сопротивление увеличивается дополни
тельно Уборка шасси, которая начинается через 3 с после отрыва, приводит еще
раз к изменению сопротивления

3	Сопротивление трения связано при разгоне с подъемной силой и исчезает
после отрыва Суммарная расчетная сила в направлении траектории полета име
ет неустановившиися характер, но ее изменения могут быть и не заметны из за
динамического характера процесса

4	Для больших самолетов рассматривается движение не ЦМ, а нижней точ
ки фюзеляжа В процессе подъема передней стойки до отрыва и непосре тствен-
но после отрыва необходимо обеспечить зазор между нижней точкой фюзеляжа
и ВПП По этой причине высота ЦМ самолета при прохождении высоты услов-
ного препятствия может быть значительно ботьше 10,7 м

Формула (К 8) применима и к участку разгона от Vn_! до Уп ст при усло-
вии, если интегрирование производится в этих пределах Вмесю численного мето-
да интегрирования применяется следующая аналитическая зависимость

_	1 1П I -д

сг" 2g{RjG~f) а L 1-а(У11>Сг/Ил-1)2 _

Следует отметить, что R \\ а имеют другие значения по сравнению с предытущим
случаем из-за снижения тяги и приращения сопротивления по< ле отказа двига-
теля Скорость, для которой определяется R, может быть получена из
рис К 4
К.4.3. Участок отрыва передней стойки

Принимая среднюю угловую скорость поворота самолета после отрыва передней
стойки равной (dDfdt)n ст и среднее ускорение движения по ВПП равным уско-
рению в момент отрыва, получаем

Ctorp аразб

' (rfWkcr ’

(К. 14)

и

аотр аразб
(dv/dt)^

(К. 15)

Ввиду кратковременности этого участка (от 2 до 4 с) эти упрощенные зависи-
мости приемлемы на этапе предварительного проектирования. Типичные величины
(dO/d/)n.cr оговорены в подразд. 10.3.1. Угол атаки в момент отрыва самолета
берется по кривой CY—f(a) с учетом влияния близости земли.

К.4.4. Первый этап взлета (воздушный)

Детальное исследование особенностей взлета конкретного самолета требует рас-
четов методом численного интегрирования с учетом кривых изменения коэффици-
ента подъемной силы, угла атаки, тангажа или угла отклонения руля высоты.
Основной проблемой для этого метода является определение закона управления,
который обычно выбирается на основании опыта эксплуатации самолетов анало-
гичного типа.

Было сделано много попыток разработать аналитические методы для упро-

щенных законов управления, таких как О = const или щ, = -=~ = const, что соот-
G

ветствует траектории перехода в набор высоты в виде дуги окружности. Ниже
приведены выдержки из наиболее характерных методов.

I.	В Руководстве по летным испытаниям AGARD [К.9] уравнения движения
линеаризированы и решены аналитически для CY = CY oTP+ACy=conts и
R—X = const. В этом случае участок перехода в набор высоты имеет форму фуго-
иды. Этот метод дает зависимости высоты, скорости и расстояний от времени
после отрыва. Однако выбор АСу не очень очевиден для гражданских самоле-
тов. Опыт расчетов говорит о том, что длина первого этапа взлета при отказе
одного двигателя достаточно точно определяется для АСу/Су отр=0 ... 0,05 и
при всех работающих двигателях для &CY/CY отр = 0,1 ...0,15.

II.	В методе, разработанном Перрн [К.12], используется принцип постоян-
ства угловой скорости по ташажу после отрыва — (dfi/dt)). Уравнения движения
линеаризированы путем предположения V’=const, /?—X=const. Выгодность это-
го метода управления самолетом состоит в том, что в отлично от Су угол танга-
жа наблюдается непосредственно летчиком, что облегчает технику пилотирования.
Поскольку приращение скорости после отрыва самолета не учитывается в этом
методе при решении уравнения движения в проекции на нормаль к траектории по-
лета. получаемая форма траектории не совсем соответствует действительной при
высокой тяговооруженности самолета /?/?.

Метод Перри сводится к следующим операциям.

1.	Дистанция первого этапа состоит из перехода в набор высоты, в процес-
се которого угол траектории 0Г! увеличивается от нуля * до бпэ при Уз (или 0пз
при Уз) п участка с постоянным углом набора высоты 0и2 или 01Гг.

2.	Высота, набираемая самолетом после отрыва, задается формулой

^-(4)^ (Л),	(К. 16)

g О

* Реальный угол набора высоты ЦМ самолета при отрыве составляет величину 0,5—1°
из-за наличия шасси н отрыва передней стойки.
F(h);F(0H)

g s / v0Tp

1 н

Рис, K.6, Зависимости для функций	и

используемых в методе Перри для анализа первого
этапа взлета [К. 12!

^(&)=1 +

где

и

*отр G	/rfS \

------------п* —)

2g R— X у \dt /1

dCy/da.

пч = “7--------*

Cf отр

(К. 17)

(К.18)

В этих выражениях (dO,/dZ)i берется в рад/с, a dCrida в рад-1. Функция
^"(Л) — безразмерная функция высоты, представленная на рис. К.6. Средняя ве-
личина (R—X) может приниматься равной для половины длины первого этапа
взлета. Для расчета необходимо выбрать предполагаемые величины (dO/df)t, на-
пример 17с (d^/d/ = 0,0I8) для случая отказа двигателя или 2°/с (d-&/dt = 0,035)
для случая всех работающих двигателей.

3.	Угол набора высоты в процессе перехода задается выражением

(К.19)
^(0n) — безразмерная функция угла траектории, изображенная на рис. К.6.
4. Конец перехода определяется выражением

(К.20)

В случае взлета со всеми работающими двигателями вместо 0нЭ использует-
ся баз- На основании кривых на рис. К.6 высота и расстояние в конце перехода
в набор высоты находятся из этого условия. Если эта высота меньше йВ1я =
= 10,7 м, должен быть добавлен еще один участок с углом набора высоты 0н2
или Она. Если высота взлета достигается до конца переходного участка, то 5е (Л)
находится путем подстановки йвая в формулу (К. 16), а расстояние находится на
основании рис. К-6.

5.	Необходимо провести контроль величины (dfy'dt)i, предположив, что на|
участке перехода в набор высоты угол тангажа увеличивается линейно от аогр
до угла тангажа при V2 в установившемся полете:

[ d$ \ Уотр [атг аогр4~$л1

— =-------------------------.	(К.21)

\ dt /1 пройденное расстояние

Для взлета со всеми работающими двигателями вместо У2 и 0Н? используют-
ся величины Уз и 0нз.

6.	Приращение скорости после отрыва получается из уравнения сохранения
энергии:

(К.22)

где h и L — высота и расстояние, достигнутые самолетом после отрыва в конце
перехода в набор высоты или в точке условного препятствия с высотой 10.7 м. в
зависимости от того, какие величины меньше. Следует отметить, что бнэ и 0п3
можно рассчитать при известных величинах V2 и Уз. Расчет ведется методом ите-

рации.

К.4.5. Дистанция аварийного торможения

Изменение скорости самолета по времени после отказа двигателя изображено на
рис, К.7. Вначале скорость мало отличается от нормального взлета, когда тяга
отказавшею двигателя еще значительно не упала. Для определения отказа, при-
нятия решения (1 с) и выполнения последующих операций (включение тормозов,
дросселирование двигателей, включение гасителей подъемной силы и воздушных
тормозов) необходимо время.

Интегрирование кривой скорости дает дистанцию аварийного торможения

о

гори

Vn-l

dV3
->
a/g

(К.23)

где Л/ составляет примерно 3—4 с. На рис. К.1 УП_1Д/ показан как участок дви-
жения по инерции.

Принципиально уравнение движения самолета при торможении аналогично
(К-9) для участка разгона. Однако необходимо учитывать тот факт, что основ-
ную тормозящую силу создают основные стойки шасси, поскольку передняя стой-
ка не оборудуется обычно тормозом.

Ускорение при установившемся торможении можно получить из условий рав-
новесия (рис. К 8).

В проекции на горизонтальную ось

G dV
g dt

+ X - R +	+ /2^2 = 0.

(К.24)
Рис. К-7* Изменение по време-
ни воздушной скорости при
взлете:

Рис. КХ СильГ, действующие на самолет
в процессе торможения

1 — отказ двигателя; 2 —приня-
тие решения; 3 — отрыв носо-
вой стойки; 4 — отрыв самолета;

5 — все двигатели работают;
6 — взлет с одним отказавшим
двигателем; 7 — прерванный
взлет

В проекции на вертикальную ось

Y—G +7^ +N.2 =0.

(К.25)

Момент вокруг точки А определяется выражением

{Ли (-^ш	-^ц.и)}	('^Ш	>^Ц,д)J

dV \

~Y~ / ^ч-м
dt j

tl.^RhR =

(К.27)

Для передней стойки без тормозов принимаются Л=/ и /з~0, что дает сле-
дующее выражение для торможения:

где

а/^ =

— dVjdt
£

•AlCx разб Дз/Су разб

(1,13) Су ttiax

/ V \2	Я

— -Л4-=-,(К.28)

\*с /	G

/Ш+/Л

ц.м

ц.д

ц.м



При наличии тормоза на передней стойке, имеющего эффективность, сравни-
мую с эффективностью основных стоек, коэффициенты Ль А2, А3 и А« равны 1.
Некоторые данные для расчета дистанции торможения приведены ниже.

Коэффициент трения f. 1. Трение колес шасси при торможении зависит от
коэффициента проскальзывания, т. е. скорости колеса по отношению к ВПП *.
Максимальная сила трения наблюдается при оптимальном коэффициенте про-
скальзывания и зависит главным образом от качества и состояния ВПП, давле-
ния в пневматиках, типа и рисунка протектора. Зависимости расчетных величин
fmax от скорости перемещения самолета представлены на рис. К.9, а для не-
скольких типов ВПП.

* Точные определения и основная информация по этому вопросу приведены
IK.31],

в работе
a)



Рис. К.9. Некоторые данные по параметрам торможения:

а — типичные коэффициенты трения при торможении с\хоЙ бетон,
края, гладкая поверхность; 4 — обледенелая поверхность; о — типовые
ности противоюзовых систем; 5—практический предел, 5 — следящие

2 — гравий, 3 — мо*
значения эффектнв-
системы, 7 — спето

мы второго поколения, 5 — системы, работающие по принципу включения — выключения
тормозов, 9 — первое поколение систем

2 Летчик средней квалификации может достичь от 30 до 50% fmax (т. е
final Oi3>) из-за неспособности поддерживать оптимальный коэффициент про-
скальзывания. По этой причине разработаны противогазовые механические и
электронные системы. Их эффективность выражается через коэффициент

1Т0рМ —	-

f max

(К.29)

На рис. К.9, б представлены типовые величины т]торм, хотя на практике их
разброс может быть больше. Простое противогазовое устройство первого поколе-
ния, основанное на принципе включения — выключения тормоза, позволяло полу-
чать низкие значения Лторч, порядка 0,5—0,6 при малых /так (мокрая ВПП).
Следящая противогазовая система с регулированием давления в тормозе значи-
тельно повышает т)торы, в последних конструкциях эга величина достигает 0.9 и
не зависит от состояния ВПП

3	Эффективность торможения может снижаться за счет действия различных
динамических факторов, таких как переменная перегрузка, вибрации шасси, за-
висание самолета. В результате Цторм может уменьшиться до 20% [К 31].

4	. Общий момент от всех тормозов Л1ТоРм шах является ограничивающим
фактором при небольших скоростях перемещения по ссхой ВПП, koi да / достигает
большого значения. Для обеспечения комфорта пассажиров прч торможении мак-
симальный момент обычно выбирается таким, чтобы перегрузка торможения не
превышала 0,5—0,6. На легких и небольших транспортных самолетах типичная ве-
личина М, опм гаак соответствует тормозящей силе 0,35 б при нулевой скорости
перемещения

5 При торможении колеса шасси сильно нагреваются. Для различных условий
эксплуатации (нормальное или аварийное торможение) назначаются различные
максимальные теплоемкости конструкции Эффективный коэффициент трения мо-
жет быть получен из следующих выражений-

^горм max
rop^Zmax» f

(К. 30)

где Гпп — радиус сдеформирова иного под нагрузкой пневматика.

По поводу этих характеристик можно заметить, что при малых скоростях]
перемещения по земле f возрастает со скоростью, Ni — уменьшается и гПн — уве-
личивается, но менее быстро; на больших скоростях коэффициент трения достига-
ет критической величины и уменьшается со скоростью, особенно на мок-
рой ВПП.

Тяга двигателей при аварийном торможении. Инструкция экипажу по управ-
лению тягой двигателей при торможении должна быть составлена в соответствии
с требованиями НЛГ. В НЛГ FAR 25 не разрешается пользоваться реверсом, по-
этому тяга считается равной холостому ходу. Английские НЛГ допускают ис-
пользование реверса при определенных условиях, но отказавший двигатель вызо-
вет асимметрию, поэтому на этапе предварительного проектирования лучше не
учитывать влияние реверса на характеристики аварийного торможения.

Аэродинамические характеристики. Основными факторами, влияющими на
подъемную силу и сопротивление самолета при торможении, являются углы откло-
нения и эффективность средств механизации, влияние близости земли, конструк-
ция и принцип действия спойлеров и реверсеров тяги. При отсутствии аэродина-
мических данных по гасителям подъемной силы их эффект можно считать равным
среднему приращению ускорения торможения в пределах 0,08—0,1.

Упрощенное решение уравнения (К-23) может быть получено для условий
/ —	—const и А = 0 В результате имеем

где

I	(	I \

^ГОРЧ— о	( 1	)

2^Л1/эф	а	\1	— а)

Лз/эфСу разб	х разб / Уп_\2

(1 ,13) А]/ЭфСу тах \ V )

Решение еще более упрощается, когда ускорение торможения
тоянным:

(К.31)

(К-32)

принято пос-

^горч “

2йторч

(К. 33)

+ jA?.

Наибольшие величины аТОрч составляют:

0,55 g — для сухой ВПП, максимальный момент, комфорт пассажиров не
учитывается;

0,35 g — мокрая ВПП, средний тормозной момент с использованием проти-
вогазового устройства, демпферов подъемной силы, реверса тяги,

0,15 g —мокрая ВПП, простое торможение или покрытая слоем воды ВПП,
торможение с использованием реверса At во всех случаях принимается равным
3,5 с.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

АНАЛИЗ ВЗЛЕТНЫХ ДАННЫХ

К 1. W. S. Drehl. The calculation of takeoff run. NACA Technical Report No 450,
1932.

К 2. В. Gothert. Der Abflug von Landflugzeugen mit besonderer Beriicksichti-
gung des Uebergangsbogens. Jahrbuch 1937 der Deutschen Lufrfahrtforschung.

КЗ J. R. Ewans and P. A, Hufton. Note on a method of calculating takeoff
distances RAE Technical Note Aero 880 (ARC 4783), 1940.

K.4. W. R. Buckingham. A theoretical analysis of the airborne path during ta-
keoil Aircraft Eng., Jan. 1958, pp. 5—8.

K.5. D. J. Kettle. Ground performance at takeoff and landing, Aircraft Eng, Jan
1958, pp 2—4.

К 6 A. D. Edwards. Performance estimation of civil jet aircraft. Aircraft Eng.
1950, pp. 70—75.

K.7. Anon. Estimation of takeoff distance. R. Ae. S. Data Sheet «Performance»
EG 5/1, 1952.
К 8 G. Е. Rogerson. Estimation of takeoff and landing airborne paths Aircraft
Eng, Nov 1960, pp, 328—330

K-9 F. E. Douwes Dekker and D. Lean. Takeoff and landing performance.
AGARD Flight Test Manual, Vol. 1, Chapter S Pergamon Press, 1962.

К.Ю. L. Bournet. Estimation de la langueur de roulement au decollage, up prob-
leme simple parfois meconnu Technique et Science Aeronautique, 1967, pp 213—222

К 11 A. R. Krenkel and A. Salzmann. Takeoff performance of jetpropelled con
ventional and vectored—thrust aircraft J. of Aircraft, 1968, pp. 429—436.

К 12 D. H. Perry. The airborne path during takeoff for constant rate—of—pith
manoeuvres ARC CP No 1942, 1969

К 13 Anon. Estimation of takeoff distance. ESDU Data Sheets «Performance»
EG 5/1, 1971/1972

K-14. J. Collingbourne. A jigital computer program (EMA) for estimating airc-
raft takeoff and acceleratestop distances. RAE Tech. Memo Aero, 1252, 1970.”

K.15 D. H. Perry. A review of methods for estimating the airfield performance
of conventional fixed wing aircraft RAE Tech Memo Aero 1264, 1970

К 16 J. Williams. Airfield performance prediction methods for transport and
combat aircraft AGARD Lecture Series No 56, April 1972.

К 17 R. N. Harrison. Takeoff and climb characteristics Short course on aircraft
performance estimation, Cranfield Institute of Technology, Feb. 1973.

ПОСАДКА НА ВПП, ПОКРЫТУЮ СНЕГОМ,
ВОДОЙ, ЛЬДОМ, ГРЯЗЬЮ и т п.

К 18 J. W. Wetmore. The rolling friction of several airplane wheels and tires and
the effect of rolling friction on takeoff NACA Technical Report No. 583, 1973.

К 19 E. C. Pike. Coefficients of friction J of the Roxal Aero Soc, December
1949.

K-20. M. N. Gough, R. H. Sawyer and J. P. Trant. Tire—runway braking coeffi-
cients. AGARD Report 51, Feb. 1956

K 21 W. B. Horne, U. T. Joyner and T. J. W. Leland. Studies of retardation for*
ce dexreloped on an aircraft tire rolling in slush or water. NASA TN D—552, Sept.
1960.

К 22 J. A. Zabovchik. Ground deceleration and stopping of large aircraft
AGARD Report 231, Oct. 1958.

К 23 W. B. Horne and J. W. L. Tafford. Influence of tire tread pattern and
runway surface conditions on braking friction and rolling resistance. NASA TN
D—1376, Sept. 1962.

К 24 G. Ciampolini. A method of evaluating runway friction for the prediction
of actual takeoff runs AGARD Report 418, 1963.

K-25. H. R. Herb. Problems associated with the presence of water, slush, snow
and ice on runways. AGARD Report 500, 1966.

К 26. R. L. Maltby and H. W. Chinin. Effects of slush on takeoff. Shell Aviation
Neus, No 296—1963, pp 8—11

К 27 T. G. Foxworth and H. F. Marthinsen. Another look at accelerate—stop
criteria AIAA Paper No 69—772.

К 28. L. 8. McBee. Effective braking — a key to air transportation progress. SAE
Paper No. 640376

K-29. E. G. Wilkinson. Lift—dump system shortens landing roll on ice runways.
Space/Aeronautics, Oct 1969, pp. 73—75.

К 30 J. T. Yager. A comparison of aircraft and ground vehicle stopping perfor-
mance on dry, wet, flooded, slush, snow and ice—covered runways. NASA TN
D—6098, 1970

К 31. Anon. Frictional and retardation forces on aircraft tyres. ESDU Data
Sheets No. 71025, 71026 and 72008.
К 32 J. Т. Yager, W. Pelham Philips and P. L. Deal. Evaluation of braking per-
formance of a light, twin—engine airplane on grooved and ungrooved pavements.
NASA TN D—6444, 1971.

К 33 J. L. McCarthy. Wear and related characteristics of an aircraft tire during
braking NASA TN D—6963, Nov 1972.

ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРИ УКОРОЧЕННОМ ВЗЛЕТЕ

К 34 Р. L. Sutcliffe, V. К- Merrick and A. R. Howell. Aerodynamics and propulsion
of minimum field aircraft Proc 8th Anglo—American Aeron Conf, 181—232, Lon-
don, 1961

К 35 J. Hamann. Contrifution a la definition d’un avion leger STOL Jahrbuch
1965 der WGLR, pp. 133—140

К 36 F. H. Schmitz. Takeoff trajectory optimization of a theoretical model of a
STOL aircraft. AIAA Paper No 69—935

К 37. D. O. Carpenter and P. Gotlieb. The physics of short takeoff and landing
(STOL). AIAA Paper No. 70—1238.

K.38. R. K. Ransone. STOL definition and field length criteria. AIAA Paper No.
70—1240.
Указатель

А

Автопилот 288, 315, 375

Аквапланирование 402

Амортизатор 396, 401, 404, 405

Анализ рынка сбыта 13, 16, 17

Андерсона метод 267, 512, 513, 534

Антикомпенеатор 356, 361

Асимметрия тяги, мощности 54, 197,
373

АТА метод 426, 427

Атмосфера (характеристики) 614

Б

Bai аж 79, 80, 83, 89, 92

Бак мягкий 490

Балансировка аэродинамическая 352,

353:

по числу М 238, 272, 355

Балка хвостовая 60, 72, 75, 76

Балласт 394

Бафтинг 169, 237, 249, 252, 272, 274,
278, 421.

границы 249, 274, 275, 278

запас по 239, 275

начало 249

зона (проникновение в зонт) 249,
273

BCAR 26, 31, 32, 34

Бернулли уравнение 271, 275

Безопасность 9, 31, 34, 88, 197, 198,
440

Брайтона цикл 123

Бреге формула 155, 168, 170

Буфет (на борте самолета) 80, 84, 89,
90. 325

В

Варьирование размерами двигателя
200, 201
Вентилятор

хвостовой 126

с регулируемыми лопастями 144

обтекатель 491. 547

диаметр 136, 137, 142, 190

КПД 600
степень сжатия 130, 136, 145, 607,
609
концевая скорость лопасти 144
с переменным тагом лопастей 141
редуцируемый 133, 141, 191

Взлет 192, 231:
короткий 180, 194, 197, 426, 616,
617, 618, 621
дистанция 47, 180, 197, 394, 423, 617
длина ВПП при 196, 616, 621
траектория 618, 627
высота 181, 244, 423
скорость 164, 181, 199, 423, 619
масса самолета при 80, 156, 158, 165,
244, 246, 300, 423

Винт 109, 127, 223:
постоянных оборотов 145, 211, 215,
216, 217, 218
флюгирующий 178, 219, 509
регулируемый 212
угол установки лопасти 208, 212
лопасти кривизна 222, 223
лопасти форма в плане 208, 222
коэффициент 208
система управления 214
конструкция 197, 200, 218, 221, 222
диаметр 117, 208, 218, 220, 221, 222
нагрузка на диск 181, 221
сопротивление 148
КПД 146, 147, 178, 557
фиксированного шага 181, 212
геометрия 196, 211, 218
установка, размещение 200, 201,
211, 212, 213
число лопастей 222, 223, 224
характеристики, диаграмма 201, 211,
212, 216
реверсирование 212, 233
поток от, см. влияние потока от
винта
тяга 201
тяги отклонение 225, 355
концевая скорость лопасти Ill, 118,
134
вибрация 201, 225
поступь 201, 211
масса 140, 220

Вихрь присоединенный 584:
по хвостовой кромке 212, 412, 531

Влияние вязкости потока 516, 537, 572,
576

Воздухозаборник 56, 57, 228, 557,
582

площадь, диаметр 139, 168, 200,
608

КПД 55, 123, 227, 608, 610
сопротивленце 556
потери давления 55, 113, 116, 144,
211, 227, 420, 607, 609
скорость 227
весовой расход через 608
створки вспомогательные 228

Возврат капиталовложений 426
Вращение

по.1 (предел) 77, 399
фаза 388, 621, 625
скорость 395, 620, 621, 624

Время воздушного маневра 528-
маршрутное 168, 421, 428
между ремонтами 111, 117

Вынос,
относительный 261, 265, 280, 311
крыла 262, 265, 307, 495

Высокоплан 39, 43, 45, 47, 82, 226,
518, 551

Высота крейсерская 77, 116, 131, 202,
237, 253, 263, 266

Выравнивание (маневр самолета)
182, 263

Выход аварийный 77, 84. 92, 93, 94,
302, 438

Г

Газификатор, см. Газогенератор
Газогенератор 123, 124, 127, 135, 605,
607:

обтекатель 319, 491, 547
функция 124, 138, 607
центральное тело 142, 491, 547

Гардероб (на борту самолета) 89, 90
Гаситель подъемной силы 284, 286,
287, 569, 570, 571

Газы выхлопные 143, 226, 227, 605
Герметизация 75, 77, 417
Генератор вихрей 279, 558

Глауэрта теория тонкого профиля
570, 571, 583, 586, 590

Глиссада захода на посадку 263
Гондола двигателя 75, 89, 142, 226,
227, 261, 262, 441, 491, 547, 582:
сопротивление 141, 147, 161, 537
546, 557
масса 315

Гребень 272, 273

Груз 80, 89, 90, 226, 333, 339, 441

Группа массовая 297, 304, 326-
системы кондиционирования 72, 77,
79, 103, 201
шасси 311
антиобледенительной системы 320
приборного оборудования 326
силовой установки 297, 298, 320

Давление-
динамическое (скоростного напо-
ра) 72, 138, 250, 356, 538
среднее эффективное 112
во входном патрубке ИЗ
коэффициент 271
распределение 249, 271, 273, 275,
414, 518, 592

Дальность,
самолета 35, 86, 130, 239
крейсерская 168, 303, 330
полезная нагрузка (диаграмма)
300, 301, 421, 425
расчетная 20, 303
характеристики 167, 168, 170, 245,
263 419

Дверь 85, 97, 325, 501:
грузовая 74, 77, 90, 323
пассажирская 87, 89
загрузочная 73, 323
служебная 89
масса 97, 501, 502, 503

Двигатель:

утопленный в фюзеляже 51, 55, 67,
557

карбюраторный 116
компаундный 115, 120
критический 372, 374
приводной 116

коробка ai регатов 201, 319, 320
конфигурация 133, 165

отказ '49, 180, 181, 182, 198, 199,
570, 618, 620

сопротивление, вызванное отказом
165, 380, 416, 596, 598, 621
размещение 48, 50, 55, 196, 441
характеристики 143, 200, 607, 608
режим 137, 170, 252, 420, 605
масса 109, НО, 141, 169, 319, 607
число 165, 196, 201
четырехтактный 111, 112
с горизонтальными противополож-
ными цилиндрами 120
рядный 121
реактивный 109, 126, 131, 143
с обычной подачей воздуха 113,
116, 118, 178
КПД общий 128, 607
поршневой 48, 109, 111, 226
рабочий объем 116, 117
в гондоле 51, 55, 161, 228
регенеративный 148
ротативный 121, 122

трехвальный 191

тянущий 48, 162, 166, 226

тхрбовентиляционный 9, 109, 127,
131, 607

турбовинтовой 98, 122, 148, 226

масса 141

турбовальный 122

двухтактный 121, 222

V-образный 121

авторотирующий 509, 596, 597, 622

стартовый 140

Двухконтурность

двигателя 109, 123, 127, 144

степень 127, 131, 134, 139, 228, 507

Движитель 123, 124, 127, 128, 141

КПД 124, 126, 128, 135, 606

Дедериха метод расчета 512, 514, 534,
542

Демпфер рыскания 237, 287, 373, 383

Демпфирование 263, 350, 357, 440:

критическое 359

циклическое 359

момента таш ажа 360, 362

относительное 360

при вращении в штопоре 384

Децибелл эффективный воспринимае-
мого шума (PN, дБ) 193

Диапазон высот и скоростей полета

самолета 109, 416

Дистанция’

прерванного взлета 180, 181, 627

воздушная 183, 617, 619, 626

на этапе взлета 180, 625

крейсерская 421

аварийного торможения 627, 629

перехода 627

Длина ВПП сбалансированная 180,
182, 197, 617

Доход 80, 426, 431 •

годовой 295, 426

Е

Емкость топлива стандартная 302

Ж

Жесткость 67, 75, 77, 297, 433

И

Изоляция акустическая 158, 325

Интерференция

эффект 68, 261, 269, 382, 403, 509,

5 6, 5э0, 582

сопротивление 142, 229, 230, 413,
414, 551, 552

вязкого потока 550, 553

Интерьер самолета 46, 77, 78, 81

Исследования параметрические 12,
184, 4 33, 442

К

Кабрирование 62, 278, 279, 280, 285

Канал воздушный 491

Каркас 77, 83, 439 500, 503

Касание 388, 394, 426, 427

Киль (см оперение вертикальное):
надфюзеляжный 380, 386

Котсбанмя

типа «голландский шаг» 287, 372,
383

короткопериодические продольные

358, 359, 360, 361, 362

по рысканию 377

Компенсация:

роговая 354

осевая аэродинамическая 346

внутренняя герметичная 353

пружинная 346, 353, 354

Комфорт 74, 79, 80, 83

Контейнер 90, 93, 95, 96, 98, 320

Кухня (на борту самолета) 90, 326,
327

Кресло шасси 400, 401			
Кривизна 98, 277, 478,	479,	510,	583
хвостовой части фюзеляжа 98t хвостовою оперения 367, 368			104
крыла 237, 267, 268, г 533, 592	273,	279,	281,
Кромка передняя 249, 478, 479, 541	278,	279,	340,
Крутка 201, 237, 248,	269,	277;	280,

482, 534, 59

Кру чение 265, 440

3

Загрузка 77

Закон ку бической-квадратичной за-
висимости 200, 255, 315

Закрылок (см механизация крыла)
196, 227, 263, 280, 281, 440, 572, 574,
575, 577

Зализ 47, 104, 518, 551

Запас статической устойчивости 348

Защита акустическая 192

Звукоизоляция 141

Зона свободная 617

Пиния четверти хорд 261, 481, 502‘
нулевой подъемной силы 365, 478,
479, 523
средняя 268, 478

Лонжерон 280, 287, 288, 289, 290,
500

М

Маневренность 263, 360

Метод аналогии с плоской пласти-
иои 160, 538

Механизация 153, 237, 249, 260, 263,
9R1 49 i 4Q4 4QR

Момент’крена 60, 197, 260, 286, 287,
376

Момент рыскания 61, 373, 374, 378,
598

Момент тангажа 63, 67, 73, 253, 255,
263, 347, 515, 516, 521, 582, 583, 584
Момент шарнирный 343, 349, 352, 353,
354, 414

Н

Набор высоты

с ускорением 428, 432

угол 421, 422, 626

градиент 166, 172, 176, 181, 280,
423, 619, 620

скорость 171, 418, 419, 420

Hai рузка-
полезная, ограниченная объемом
295, 301
съемная 300

полезная по предварительной оцен-
ке 299

хдарная при посадке 301, 326, 386,
439

классификационный номер 22, 399
на конструкцию 31, 427, 428
полезная 75, 164, 250, 300, 327, 421
и диаграмма балансировки 330, 335
эквивалентная одноколесная (ЭОН)
399, 400

Низкоплан 39, 46, 47, 227, 518, 551

Нагнетатель 113, 114, 118, 120, 177

Ниша шасси 438, 594

Нормы летной [одности 13, 26, 91,
170, 179, 297, 304, 417, 420

FAP 28, 29, 30, 31, 32, 33, 34, 176
часть 23, 31

Нос опущенный 279, 286, 368, 591

О

Обзор из кабины 99, 101, 285

Обслуживание техническое 22, 93,

130, 234, 387, 428

Обтекатель 47, 270, 278, 554

Обшивка.

коэффициент сопротивления 159,

412, 531, 548

масса конструкции 289, 499

напряженная 289, 439

Ограничения эксплуатационные 29, 31,

417

Окно 77, 86, 88, 97, 501

Оперение вертикальное 228, 230, 375,

376

Оперение i орнзонтальное 60, 73, 76,
86, 237, 345

Оперение хвостовое 60, 61, 73, 74, 347

Опрокидывание 397

Оптимизация 24, 73, 135, 169, 184,

191, 193, 430

Остекление птицестоикое 34

Отбор воздуха 137, 202, 211, 323, 420,

605

Отделка 325

Отсек грхзовой 77, 91

Отсос 285, 590

Отрыв самолета 388, 394, 396, 619,
625

потока 249, 251, 413, 415, 592

Охлаждение

воздушное 92, 226

сопротивление системы 556, 557

масляное 226, 556, 557

П

Перегрузка 19, 95, 171, 183, 247, 306,
351, 418, 425, 495

Перегородка противопожарная 234,
318

Перри метод расчета 526

Пилон 227, 279

сопротивление 141, 547, 549

Питание аварийное 234

Плаз 266, 278, 490

Планер 66, 75

Плоскость стыковки 145, 424

Плотность самолета удельная 306

Пневматик'

площадь контакта 391, 392, 403

крышка 407, 501

нагрузка на 399, 400

расположение 404, 397, 398, 400, 405

сопротивление обтекателя 555

Поверхность рулевая 315, 348

Поддон 94, 325

Показатель прочности грунта 399

Пол 79, 83 89, 90, 92, 94, 419

Полоса взлетно-посадочная 388, 400,
403

Порыв ветра

нагрузка от 247, 280, 417, 418, 495

скорость 249, 251, 417, 418

Посадка

при боковом ветре 515, 542, 545,

546, 551

короткая 20, 79, 86, 89, 137, 170,
171, 237

Потолок абсолютный 98, 321.

практический 172, 199, 419

Поток

скос 63, 219, 220, 261, 356, 516,

521, 589, 590

потенциальный 270, 518, 531, 576

докритический 265, 271, 272, 273,

356, 500, 504

сверхзвуковой 262, 263, 264

Правила.

воздушной навигации 29
зксплу атационныс 26, 31

п ющаден Уиткомба 78, 219

расположения пассажиров 332, 335

Предкрылок 285, 569, 590, 591, 592

Пробег 621, 622

Производительность самолета 9, 19,
295, 430

Профиль аэродинамический 227, 260,
480

хорда 479, 572

геометрия 260, 591

сечение 237, 270, 384, 539

выбор 266

форма 201, 265, 368

серии А 268

ламинарный 76

Профиль полета (анализ) 418, 419

Прочность

покрытия ВПП по Ка шфорний-
ской шкале 399

Р

Размах 230, 262, 307, 481, 512-

нагрузка по 165, 237, 242, 281

Размер зерна эквивалентный 558
Раскрутка (заброс оборотов) 172, 179,
619

Распределение подъемной силы по
размаху эллиптическое 402, 533, 535,
550, 587.

давления в виде тоеугольника 272,
273

Расход массовый воздуха 606, 608
топлива в крейсерском полете 170,
188, 239, 419

Регулятор шага винта 147, 201, 211,
212, 213

Реверс потока 150

тяги 184, 425

Редуцирование 117, 118, 127, 134, 138,
145," 220

Режим послесрывный 62, 249

Рулежка 225, 229, 394

Руль

шарнирный сдвоенный 380

высоты 48, 328, 365, 368

Ручка у прав тения 249, 250, 350, 351,
354, 366

направления 63, 376, 380

С

Самолет

административный 86

акробатический 28, 300

бесхвостка 68, 345
вертикального (укороченного) взле-
та и поса тки 224

грузовой 73, 74, 91, 92, 94, 332

грузопассажирский 79, 331

ле! кий 28, 31, 98, 304, 315, 332

местных линий 17, 86, 133

общего пользования 10, 95, 427,
428

се [ьскохозянственный 32, 218

схемы «утка» 66, 68, 345

схемы летающее крыло 66, 67

транспортный 31, 32

тренировочный 75, 227

широкофюзеляжныи 76, 83, 86, 89,
90

Сваливание 61, 62, 247, 251, 252, 279

Сервокомпенсатор 346, 352, 371

Серворуль 353, 354

Сертификация 11, 27, 62, 224, 252,
274, 300

Сжимаемость 266, 270, 271, 357, 417.

сопротивление от 162, 278

эффект 162, 211, 246, 270, 357, 416,
510, 518

Сиденье экипажа 77, 81, 97, 320

Скачок уплотнения 164, 229, 271, 272,
273, 274,'276, 413, 415

Скольжение 375 376, 598

Скорость 165, 237, 249, 273, 274, 277,
278, 407

захода на посадку 22, 183, 426

маршрутная 19, 20, 418, 427

критическая при отказе двигателя
617, 621

крейсерская 76, 77, 168, 218, 239,
270, 274, 418, 422, 425

принятия решения 181, 197, 618 619
расчетная предельная 34, 88, 307,
417

минима шная эволютивная 376, 619

минимальная 178, 247, 417

сваливания 177, 182

минимальная отрыва 596, 599

Слой пограничный 77, 159, 229, 284,
412, 413, 531, 538, 539

Сообщение воздушное 233

Сопло выхлопное 125, 127, 545, 605,
607, 608

Способность тепловодная удельная
605

Среднеплан 39, 46, 518, 551

Спуск 78, 419

Срок службы 22, 130, 138

Срыв глубокий 63 229, 252

Стабилизатор 61, 62, 63, 315, 316,
365, 371

це тьноповоротный 368

Створка неподвижная 284, 574, 575

Степень сжатия 112, 118, 268, 269,
605, 608

суммарная 131, 133, 144, 146, 184,
200, 605

Стоимость эксплуатации 381, 426,427,
429

двигателя 110 130, 198, 200, 430

топлива 92, 170, 428
Стопка шасси 45, 314, 555

основная 43, 48, 61, 237, 315
Стретовидность 163, 249, 261, 270,
275, 276 509

у го т 47, 80. 277, 279, 280, 368, 384,
481

теория простая 275 28!

Стрингер (масса) 500

Стр\я за винтом 49, 226, 261, 270

Струя спхтная (след) 63 229, 260,
572, 578

сопротивление 412, 413

Сужение (относительное) 262,265,269,
270, 367, 384, 481

Т

Тело противоскачковое 266
обтекаемое 74, 75, 76, 413, 488, 538,
543
шнейная подъемной силы 412, 533
несхшей поверхности 412, 512, 533,
534, 579

Тонтина-
относительная (профиля) 163, 229,
258, 258, 260, 264 265, 266 480

Тотиво 73, 118, 298, 299, 302, 432
И5 418

Торможение 78, 388 426

Тормоз воздушный 287, 419

Точка.

расчетная 14

потожения глаз 99

нейтральная 61, 331, 347, 348, 349,
351, 355, 356, 522

Требования технические 13, 17, 38,
80 156, 237, 411, 442
конструктивные 261, 301

Триммер 355, 369

Тяга 126, 139, 212, 355, 547, 605, 608,
610 611, 612

Турбина 114, 124 127, 136, 440
Турбокомпрессор 113, 114, 115, 120
Tvpox шзатор 279

У

Увеличение размеров самолета 11,
47, 75

Угот атаки 201, 211, 22о, 228, 249,
250, 252, 395, 485, 57, 589
критический 254, 256, 399, 592
максимальной подъемной силы 254,
255, 257, 285
нулевой подъемной силы 268, 479,
485, 509, 514, 571

Угол крена 377, 394, 396

Угол поперечного V 287, 288, 481

Угол рыскания 247

Угон тангажа 285, 391, 395, 396

Угол установки хвостового опере-
ния 46, 479

1 шпение относительное 63, 66, 67,
154 158, 16b, 172, 184, 193, 228, 237,
238, 242, 245 249, 261, 262, 263, 267,
273, 481, 598

Условия нерасчетные 270, 273, 274
разбалансировки 368

Уровень напряжений 73, 246, 290,
299, 305

Усталостная прочность 73, 297

акустическая 61

Установка

ситовая вспомогательная 72, 197,
234, 235, 441

силовая 142, 146, 178, 556, 557, 607
Устойчивость (статическая) продоль-
ная 376, 380

боковая 238, 288, 380, 383

по скорости 148

Уход на второй круг 419, 426

Ф

Фактор эффективности (винта) 201,
211. 223, 224, 225

Флаперон 286 580

Флаттер э8, 237, 307, 417 493, 494

Фокус аэродинамический 67, 228, 257,
479, 483, 515, 516, 518, 519, 520, 584
Фхгонда 67, 358 164

Фюзеляж

с плоской нижней частью, 93

с грузовым отсеком в нижней час-
ти 47, 48, 78 82

с формой сечения «сдвоенный пу-
зырь'» 77 78 89, 490

X

Характеристики

взтетно посадочные 21, 184, 185,
237, 249 419, 426

крейсерские 163, 237, 249, 251, 416,
418 420

посадочные 31, 164, 183, 189, 419,
426

на малой скорости 175, 249, 252
требования к ним 120, 154, 165, 237,
249

Хвост

V обоа ’пып 61

Т образный 54, 60, 63

Хорта (дайна) 227, 266, 478, 479, 481,
514, 540, 579, 586, 590
приращение 285, 572, 574, 575, 576,
583

средняя аэродинамическая (САХ)
334, 340, 348, 482, 483

средняя геометрическая (СГХ) 262,
481

средняя стандартная 390, 340, 481
ц

Центр масс

определение 304, 330

предельные положения 328, 330, 332,
333, 352, 353, 371

расположение 79, 194, 229, 234, 261
смещение 53, 54, 90, 228, 321, 323,
539, 341, 354, 371

Центр давления 260, 265, 479, 533

Цикл 129, 130, 200, 606

термодинамический 122, 136, 143

Цилиндр 117, 120, 556

Ч

Число М

критическое 182, 265, 266, 268, 270,
271, 276, 415

крейсерское расчетное 417

предельное 261, 274, 368, 417

влияние (см снижаем ости эффект)
Число Рейнольдса 160, 162, 200, 211,
249, 252, 279, 282, 414, 510, 548, 549,
577

Ш

Шасси 390, 407, 441, 553, 554, 593

Шероховатость 538, 540, 558

Шимми 400

Шпангоут 85, 97, 439, 440.

масса 504

Шренка метод расчета 512

Штопор 63, 383 384

Шум 22, 23, 78, 130, 136, 142, 143, 186,
191

при заходе на посадку 192

от элементов двигателя 61, 111,
142, 143

от винта 111, 201, 211
уменьшение 143, 192, 193, 443
нормы на 18, 27, 155

щ

Щель 284, 285, 286, 368, 572, 579

Щиток простой 282, 283, 284, 569, 572,
573, 577, 584

Э

Элерон 263, 266, 286

Экипаж 91, 92, 97, 103, 226

Экономичность 78, 84, 270, 443

класс 83

критерии 426

эксплуатации 79, 426

характеристики 300, 426, 443

нормы 30

Энергия обратимая 124, 136, 606

поглощение 401, 404

Эффект аэроупр) гости 237, 280, 345,
355, 582

Эффект близости земли 47, 510, 570,
594, 596, 624, 629
Оглавление

Стр

Предисловие ........................................................... 5

Предисловие автора .................................................... 6

Система единиц	  8

Глава 1 Разработка схемы самолета...................................... 9

1 1 Введение	  9

12 Проектирование и разработка самолета..............................  10

1 3 Разработка схемы	  12

1	3 1 Проработка концепции .	  13

132	Выбор базовой схемы и проработка вариантов .................. 15

133	Разработка базовой схемы ..................................... 16

134	Отдел предварительного проектирования ....................... 16

14 Начальные технические требования...............................	17

1	4 1 Необходимость в новом типе самолета ........................ 18

1	42 Вместимость самолета ........................................ 19

1	4 3 Расчетные крейсерская скорость и дальность ................. 20

144 Характеристики на малых скоростях полета и взлетно-посадоч-
ные дистанции ............................................... 21

1 4 5 Другие требования .......................................... 22

1 5 Непрерывность и взаимосвязанность этапов проектирования ...	22

1	5 1 Циклический характер процесса проектирования ............... 22

) 5 2 Поиск оптимальною решения ....	.	.	.	23

153 Предлагаемая схема предварительного проектирования самолета 24

1	6 Влияние Норм летной годности и эксплуатации самолетов .....	26

1	6 1 Общие положения ............................................ 26

162 Нормы летной годности ........................................ 27

1	6 3 Английские Нормы летной годности BCAR......................  31

16	4 Стандарты летной годности.................................... 32

1	7 Заключение	.......................................... 35

Глава 2 Проработка общей схемы самолета............................... 36

2	1 Введение .	............................................. 36

2	2 Расположение крыла	........................... 39

22 1 Высокорасположенное крыло	.	.	39

22 2 Среднерасположенное крыло	.	43

2 2 3 Низкорасположенное крыло .	.	................. 45

22 4 Влияние расположения крыла на общую схему самолета . . (	46

2 3 Размещение двигателей........................................... 48

23 1 Винтовые самолеты .........................................   48

232 Реактивные транспортные самолеты .	................. 48

2 3 3 Однодвигательиые дозвуковые реактивные самолеты............. 55

2 4 Схема хвостового оперения ...................................... 59

2 4 1 Классификация схем хвостового оперения ..................... 59

2 4 2 Размещение поверхностей хвостового оперения................. 60
2 5. Схема шасси................................................... 63

2 5.1 Шасси с хвостовым колесом.................................. 63

2.5 2 Шасси с передней стойкой.................................   64

2.5 3 Велосипедная схема шасси................................... 65

2 6 Некоторые необычные схемы самолетов............................ 65

2 6 1. Летающее крыло...........................................  66

2 6 2. Бесхвостка................................................ 68

2 6 3. Схема «утка».............................................. 68

Глава 3. Конструкция фюзеляжа........................................ 71

3 1. Введение....................................................   71

3 1.1. Назначение и конструктивные требования.................... 71

3 1.2. Сопротивление и оптимизация внешней формы................. 73

3.13. Метод проектирования фюзеляжа с цилиндрической средней
частью....................................................... 77

3 2. Фюзеляжи транспортных самолетов и самолетов общего пользо-
вания .......................................................... "8

3.2.1. Комфорт и плотность полезной	нагрузки..................... 78

3 2.2 Конструкция кабины....................................... 80

3.2 3. Пассажирские сиденья.................................... 84

3 2.4. Аварийные выходы, двери и окна............................ 86

3 2 5. Грузовые отсеки ........................................ 89

3.2 6 Сервисные помещения........................................ 90

3.3 Фюзеляж грузовых самолетов..................................... 92

3 3.1. Гражданский грузовой	самолет............................ 92

3 3.2. Плотность полезной нагрузки и объем грузового отсека....	94

3.3 3. Системы загрузки ....................................... 95

33 4 Грузовые двери............................................   98

3 4 Кабила экипажа...............................................   98

3.4.1. Размещение сидений экипажа и органов управления.......... 101

3 4.2 Обзор из кабины.........................................   102

3.4.3. Размеры и компоновка кабины экипажа...................... 104

3 4 4. Аварийные выходы для экипажа............................  104

3 5 Несколько замечаний по внешней форме фюзеляжа................. 104

3 5.1. Фюзеляжи с цилиндрической средней частью................. 106

3 5 2. Фюзеляжи для небольшой полезной нагрузки................. 106

Глава 4. Двигатели для дозвуковых самолетов......................... 107

4.1. Общее сравнение типов двигателей............................. 108

4 2. Современные поршневые двигатели.............................. 111

4	2.1. Некоторые характеристики четырехтактного двигателя....... Ill

4.2	.2 Конструкция двигателя и ее влияние на летные характеристики 115

4.2	.3. Классификация по расположению цилиндров................. 119

4.2	4. Двухтактные и ротативные двигатели....................... 121

4.3	. Основные свойства газотурбинных двигателей для дозвуковых са-
молетов .......................................................... 123

4.3.1.	Газогенератор............................................ 123

4.3.2.	Движитель (тяговое устройство)........................... 124

4.3 3. Реактивный двигатель..................................... 125

4.3 4. Турбовентиляторный двигатель............................. 125

4 3.5 Турбовинтовой двигатель (ТВД)............................. 128

4 3 6. Общий КПД, удельный расход топлива и удельная тяга (мощ-
ность) .................................................... 128'

4 3 7. Анализ‘цикла двигателя..................................  130

4.4 Выбор турбореактивного двигателя............................   130

4 4.1. Суммарная степень сжатия................................. 131

4 4 2. Температура на входе турбины ............................ 134

4 4.3. Степень двухконтурности.................................. 135

4.4 4. Шум двигателя............................................ 142

4 4 5. Итоги и прогноз на будущее............................... 144
4 4 6. Характеристики двигателей в нестандартных атмосферных усло-
виях ........................................................ 144

4.5 Выбор турбовинтового двигателя.................................. 145

4.5.1.	Характеристики двигателей................................. 145

4.5.2.	Масса и внешнее сопротивление............................. 150

4.5.3.	Компоновка ТВД............................................ 150

Глава 5 Оценка характеристик самолета................................. 152

5.1. Введение ...................................................... 154

5 2. Предварительная оценка массы................................... 155

5 2.1. Поэтапная оценка массы..................................... 155

522 Примеры приближенной оценки массы............................. 155

5.3.	Приближенная оценка сопротивления самолета..................... 157

5.3.1	Составляющие сопротивления................................ 157

5	3.2 Метод оценки сопротивления на малых скоростях......... 159

5	3.3 Учет сжимаемости воздуха.............................. 163

5.3.4	Пересчет поляры по характеристикам самолетов.............. 163

5.3.5	. Сопротивление при взлете и посадке...................... 164

5.4.	Оценка технических требований.................................. 165

5.4.1.	Характеристики на больших скоростях....................... 166

5	4.2. Дальность полета..................................... 168

5.4.3.	Набор высоты.............................................. 171

5 4.4 Скорость сваливания и минимальная скорость...................178

5.4.5. Взлет...................................................... 179

5 4.6. Посадка.................................................... 183

5 5 Оптимизация параметров самолета................................. 185

5 5 1. Цель параметрических исследований.......................... 185

5.5.2 Основные правила............................................ 186

5 5 3. Определение размеров крыла пассажирского самолета большой
дальности.................................................... 187

5 5 4. Диаграммы удельной нагрузки на крыло и тяговооруженности 189

555 Оптимизация по критерию прямых эксплуатационных расходов 191

5.5.6 Проблемы шума на местности.................................. 194

Глава 6. Выбор двигателя, винта и размещение силовой установки . .	196

6.1. Введение....................................................... 197

6 2. Выбор числа и типа двигателей.................................. 197

6 2 1 Факторы, влияющие на установку двигателя.................... 197

6 2.2. Отказ двигателя............................................ 199

6 2.3. Изменение массы и характеристик двигателя.................. 200

6 2.4 Выбор типа двигателя........................................ 201

6 3 Характеристики, выбор и установка винтов........................ 212

6 3 1.	Общие положения........................................... 212

6.3.2.	Показатели и диаграммы винта.............................. 212

6 3.3.	Управление шагом винта.................................... 216

6.3.4.	Геометрия винта........................................... 220

6 4. Установка двигателей с винтами................................. 225

6.4.1	.	Размещение винтов......................................... 225

6.4.2	Установка двигателей с тянущими винтами в носовой части
фюзеляжа.......................................................... 225

6.4.3	. Установка двигателей с тянущими винтами на крыле.........	226

6	5 Установка турбореактивных двигателей......................... 226

65 1 Общие требования.........................................  .	226

652 Расположение двигателей в хвостовой части фюзеляжа . . . .	228

6 5 3. Установка двигателей на крыле.............................. 229

6 6 Дополнительные вопросы, связанные с силовой установкой ....	230

6 6.1. Реверс тяги................................................ 230

6.6.2. Вспомогательная силовая установка (ВСУ).................... 233

Глава 7. Проектирование крыла.......................................   235

7 1 Введение и общие конструктивные требования . . . . ............. 237
7 2. Площадь крыла.................................................. 250

7.2.1. Удельная нагрузка на крыло для оптимальных крейсерских ус-
ловий ...................................................... 250

7 2.2. Пределы по нагрузке на крыло и конструктивные вопросы . .	253

7 3. Некоторые вопросы сваливания на малых скоростях................ 256

7	.3.1. Требования по управляемости при сваливании и предупрежде-
нию сваливания................................................... 257

7	.3 2. Обеспечение приемлемых характеристик по сваливанию.......	258

7	3 3. Срывные качества аэродинамического профиля.................. 258

7	3.4. Возникновение срыва по размаху.............................. 261

7.4	. Проектирование крыла для малоскоростных дозвуковых самолетов 261

7	.4.1 Форма крыла в плане......................................... 261

7	.4 2. Относительное удлинение ................................... 262

7	4 3 Относительная толщина	крыла......................... 263

7	.4 4 Сужение крыла............................................... 265

7	4 5. Выбор профиля............................................... 266

7.	4.6. Срывные характеристики и крутка крыла................. 268	|

7.5	. Конструкция крыла для скоростного дозвукового	самолета	....	269	|

7.5.1	Профили для больших дозвуковых скоростей.............. 270	j

7.5.2	. Конструкция крыла скоростного самолета.............. 276	|

7.5	3. Проблемы малых скоростей для крыльев скоростных	самолетов	278	I

7.5.4	Выбор формы в плане..................................  280	|

7.6	Механизация и управление........................................ 281

7	6 1	Основные положения........................................  281

7,6	2	Закрылки................................................... 282

7.6	3	Механизация передней кромки................................ 285

7.6.	4	Рулевые поверхности........................................ 286

7.7. Поперечное V и угол установки крыла............................ 287

7.7.1	.	Угол поперечного V......................................... 287

7.7.2	Угол установки крыла......................................... 288

7 8. Конструкция крыла.............................................. 288

7.8.1.	Типы конструкции крыла..................................... 2с8

7.8.2.	Конструктивная схема в плане............................... 290

Глава 8. Масса и балансировка самолета................................ 292

8.1 Введение Важность задачи снижения массы......................... 294

8 2 Разбивка массы и ограничения по массе........................... 297

8 2 1 Разбивка массы............................................... 297

8 22 Массовые ограничения и возможности............................ 300

823 Эксплуатационная масса и диаграммы полезной нагрузки . . .	302

8 2 4. Выбор ограничении по массе.................................. 303

8 3. Метод расчета массы пустого самолета........................... 305

8 4 Данные и методы по оценке массы................................. 307

8 4.1	Конструкция планера........................................ 307

842	Группа силовой установки................................... 319

8 4 3	Оборудование и системы..................................... 320

8.4 4.	Располагаемая нагрузка	и полетная масса.................... 331

8 5 Центровка..........................................:............ 331

8 5 1. Диаграмма загрузки и балансировки........................... 333

8 5 2. Варианты загрузки и ограничения............................. 334

8 5 3. Влияние общей схемы и компоновки самолета................... 338

8 5 4 Метод расчета балансировки самолета.......................... 339

Глава 9 Предварительное проектирование хвостового оперения ....	342

9 1 Введение к вопросам проектирования хвостового оперения, управ-
ления и стабилизации..........................................   345

9 2. Продольная статическая устойчивость и усилия на рулях высоты 347

9 2 1. Статическая устойчивость с фиксированной ручкой управления
и нейтральная центровка .................................... 347

9 2 2. Статическая устойчивость и нейтральная центровка с освобож-

денным управлением, градиент усилий на ручке .........	349
9 2 3. Нейтральная центровка по перегрузке при фиксированном и ос-
вобожденном управлении и расход усилий на ручке управления
при маневре................................................. 351

9 2.4. Пути уменьшения нагрузок, преодолеваемых летчиком при уп-
равлении самолетом.......................................... 353

925 Влияние сжимаемости воздуха и силовой установки............... 357

9 3 Некоторые аспекты	динамики поведения самолета................... 358

9 3.1. Харак геристнки коротконериодического колебательного движе-
ния ........................................................ 358

9 3 2. Критерии приемлемости характеристик короткопериодических
колебаний................................................... 359

933 i прощенный критерий для определения размеров ГО.............. 362

9 3 4.	Дливнопериодические	колебания.............................. 363

9.4. Продольная управляемость	на	малых скоростях.................... 364

9 4 1 Эффективность продольного управления, необходимая при сва-
ливании .................................................... 364

9.4.2 Эффективность продольного управления, необходимая для от-
рыва носового колеса при взлете и для режима выравнива-
ния самолета при посадке.................................... 365

9 4.3. Режимы разбалансировки..................................... 366

9.5	Предварительное проектирование ГО..............................  367

9	.5.1. Форма и конфигурация ГО................................... 367

9	5.2. Метод проектирования....................................... 368

9.6	. Проектирование вертикального оперения ........................ 373

9.6 1 Управляемость после отказа двигателя на многодвигательном
самолете.................................................... 374

9 6 2 Боковая устойчивость........................................ 380

9.6 3. Посадка при боковом ветре.................................. 381

9 64 Штопор....................................................... 382

9 6 5. Предварительное проектирование вертикального оперения . . .	382

Глава 10. Схема шасси................................................. 384

10 1 Введение....................................................... 385

10 2. Приведение шасси в соответствие с прочностью покрытия аэро-
дрома ............................................................ 386

10 2.1. Классификация ВПП......................................... 386

10 2 2 Эквивалентная одноколесная нагрузка (ЭОН).................. 387

10 2.3. Многоколесная схема	шасси................................. 390

ЮЗ. Размещение колес................................................ 391

10.3 1. Углы тангажа и крена при взлете и посадке................. 391

10 3.2. Устойчивость при касании и рулежке для трехопорной схемы
шасси............................................................ 394

10.3.3. Высота, колея и база трехопорного шасси................... 396

10.3.4. Трехопорное шасси с хвостовой опорой...................... 397

10 4 Тип, размеры и рабочее давление пневматиков.................... 399

10.4.1. Пневматики основных стоек..............................	400

10 4.2 Пневматики передней стойки................................. 401

10.43 Давление в пневматиках...................................... 402

10 5 Геометрия стоек и схемы уборки шасси........................... 403

10.5.1.	Поглощение энергии при касании............................

10.5.2.	Размеры шасси............................................. 404

10.5	3 Уборка шасси............................................. 405

Глава 11. Анализ аэродинамических и эксплуатационных характеристик
самолета........................................................... 408

111. Введение....................................................... 409

11.2 Терминология, относящаяся	к	определению сопротивления.	410

11.2.1. Сопротивление давления	и	трения........... 410

112 2. Сопротивление следа, вихревое и волновое сопротивления . .	411

112 3 Сопротивление формы, профильное и индуктивное сопротивле-
ния ............................................................. 412
112	4 Сопротивление при нулевой подъемной силе и сопротивление,
вызванное подъемной силой ....................................... 412

112	5	Расчет сопротивления ..................................... 4 В

112	6	Гела с внутренним протоком ................................ 414

113	Определение аэродинамических характеристик .................... 414

113 1	Влияние числа Рейнольдса .................................. 415

1132	Влияние числа М............................................ 415

113 3	Поляры для малых скоростей полета.......................... 416

114	Область режимов полета ........................................ 416

115	Анализ профиля полета и диаграммы «полезная нагрузка — даль-
ность»	  418

115 1 Эксплуатационная скорость набора высоты.................... 419

1152 Крейсерские	характеристики.................................. 419

115 3 Снижение	  42	5

115 4 Диаграмма «полезная нагрузка — дальность» и маршрутное
время ......................................................... 423

116	Характеристики набора высоты .................................. 423

116 1 Максимальная скороподъемность, время набора высоты и по-
толка ......................................................... 423

1162 Набор высоты при взлете и при посадке....................... 424

117	Взлетно-посадочные характеристики ............................. 426

117 1 Взлетная дистанция ...	........................... 426

117 2 Посадочная дистанция ...................................... 427

118	Некоторые вопросы экономики.................................... 428

118 1 Критерии экономичности .................................... 428

118 2 Оценка ПЭР при предварительном проектировании.............. 430

Глава 12 Оценка и оформление предварительного проекта................ 434

12 1 Оформление проекта .	................................... 434

122 Геометрия самолета и конструктивная схема ..................... 435

12 3 Чертежи общих видов........................................... 441

12 4 Заключение	...................................... 442

Список литературы ................................................... 445

Приложение \ Геометрические и аэродинамические характеристики
профи пей	  478

А 1 Общие сведения ................................................ 479

А 2 Профиль крыла .	  479

\2 1 Геометрические	характеристики .............................. 479

А 22 Аэродинамические параметры профиля . .	. ..............  480

А 2 3 Номенклатура профилей NACA .	....................... 480

А 3 Крыло	................................................ 481

А 3 1	Форма в плане	  481

432	Установка и крутка крыла................................... 483

АЗЗ	Аэродинамические параметры................................. 484

Список литературы	  487

Приложение В Расчет периметров, площадей и объемов кривых, се-
чений и тел	  487

В 1 Фюзеляж ....................................................... 488

В 1 1	Общий метод ............................................... 488

В 1 2	Метод быстрого расчета для тел вращения ................... 490

В 2 Крыло и оперение .............................................. 490

В 3 Объем топливных баков .	................................. 490

В 4 Гондолы двигателей и воздушные каналы .	................ 491

Список литературы .................................................   492

Приложение С Предварительный расчет массы конструкции крыла 492

С 1 Введение	............................................ 493

С 2 Масса основной конструкции крыла	.....................  .	493

С 3 Механизация, гасители подъемной силы и воздушные тормоза . . .	494
С 4 Масса группы крыла............................................ 495

Слисок литературы ................................................   196

Приложение D Метод расчета массы конструкции фюзеляжа ....	496

D 1	Методы расчета ............................................... 496

D2	Потная масса оболочки......................................... 499

D2 1	Полная масса обшивки ..................................... 499

D22	Полная масса стрингеров и лонжеронов...................... 500

D23	Полная масса каркаса ..................................... 500

D3	Масса модифицированной оболочки .............................. 501

D3 1	Масса вырезаемого материала	....................... 501

D32	Двери, люки, окна и крышки	....................... 501

D 4	Полы ......................................................... 503

D 4 1	Полы пассажирской кабины и	грузового отсека............... 503

D 4 2	Другие типы полов ........................................ 503

D5 Герметичные перегородки и шпангоуты . .	................... 503

D5 1 Герметичные шпангоуты ..................................... 503

D 5 2 Ниши для шасси ........................................... 504

D6 Поддерживающая конструкция..................................... 504

D 6 1 Стыковка крыла с фюзеляжем................................ 504

D 6 2 Узлы установки двигателей ................................ 505

D 6 3 Другие виды узлов......................................... 505

D 7 Дополнительные источники массы ............................... 505

Список литературы	  505

П р и л о ж е и и е Е Методы расчета подъемной силы и момента тангажа
самолета в крейсерской конфигурации............................... 506

Е1 Область применения метода ..................................... 508

Е2 Составляющие подъемной силы.................................... 508

Е 3 Несущие свойства профилей .................................... 509

Е 3 1 Угол нулевой подъемной силы .............................. 509

Е 3 2 Наклон кривой подъемной силы.............................. 509

ЕЗЗ Максимум подъемной силы .................................... 510

Е4	Подъемная сила крыла и ее распределение .	................. 510

Е4 1 Наклон кривой подъемной силы .............................. О10

Е42 Распределение подъемной силы по размаху..................... 512

Е43 Угол нулевой подъемной силы................................. 514

Е44 Максимальная подъемная сила ................................ 514

Е5	Момент тангажа от крыла....................................... 515

Е5 1 Аэродинамический фокус..................................... 515

Е52 Коэффициент момента тангажа (тгаф)кР........................ 517

Е6	Влияние интерференции крыла и фюзеляжа на подъемную силу . .	517

Е7	Момент тангажа системы крыло — фюзеляж........................ 519

Е7 1 Аэродинамический фокус .................................... 519

Е72 Коэффициент момента (щгаф)кРФ............................... 520

Е8	Составляющие от гондолы двигателей и винта ................... 521

Е9	Подъемная сила самолета в целом .	......................... 521

Е9 1 Подъемная сила горизонтального оперения . .	........... 521

Е92 Суммарная подъемная сила сбалансированного самолета . . .	522

Е93 Угол установки системы крыло — фюзеляж .	........... 522

Е9 4 Кривая подъемной силы сбалансированного самолета........... 522

ЕЮ Момент ташажа самолета и нейтральная точка (при фиксирован-
ной ручке управления)........................................ 522

Е 10 1 Положение нейтральной точки при фиксированной ручке уп-
равления ....................................................... 522

ЕЮ2 Угол установки стабилизатора ............................... 523

Е10 3 Кривая момента тангажа	  524

Список литературы .................................................. 524

Приложение F Оценка поляры сопротивления самолета на докрити-
ческп' скопо^ях в крейсерской конфигурации ....................... 526

F 1 Составляющие сопротивления.................................... 529
F 2 Основные составляющие вихревого индуктивного сопротивления . .	532

F2 1	Плоские крылья без крутки................................... 532

F22	Сопротивление от крутки крыла............................... 535

F23	В зияние законцовок крыла на индуктивное сопротивление . . .	536

F24	Индуктивное сопротивление от подъемной силы фюзеляжа . .	536

F2 5	Составляющая от гондол двигателей........................... 537

F 2 6	Составляющая от горизонтального оперения.................... 537

F 3 Профильное сопротивление гладких изолированных частей самолета 537

F3 1	Аналогия с плоской пластиной................................ 537

F 3 2	Профили крыла............................................... 539

F 3 3	Крыло	  541

F 3 4	Фюзеляжи и хвостовые балки.................................. 542

Г 35	Гондолы двигателем ......................................... 547

F.3 6	Профильное сопротивление хвостового оперения................ 549

Г 4 Поправки на интерференцию в докритическом потоке................ 550

F 4 1	Поправки иа площадь омываемой поверхности .........	550

F42	Интерференция крыла и фюзеляжа ............................. 550

F43	Гондола двигателя/планер.................................... 552

F 4 4	Интерференция хвостового оперения с планером................ 553

F5 Выступающие элементы и несовершенство поверхности................ 553

F5 1	Неу бираюшееся шасси........................................ 553

Г 5 2	Фонари и лобовые стекла..................................... 553

F53 Обтекатели колес и блистеры .	556

Г54	Внешние топливные баки...................................... 557

Г55	Обтекаемые подкосы.......................................... 557

F 5 6 Сопротивление силовой установки ............................ 557

F57	Наросты, нарушения	гладкости, выступы ...................... 559

Список литературы .................................................... 562

Приложение G Методы расчета подъемной силы и сопротивления
самолета с выпущенной механизацией на малых скоростях.............. 568

G 1 Введение	........................................... 570

G2 Влияние отклонения закрылка на подъемную силу профиля . ...	571

G 2 1 Общие вопросы............................................... 571

G2 2 Приращение подъемной силы при нулевом угле атаки............. 571

G23 Максимальный коэффициент подъемной силы....................... 577

G24 Наклон кривой подъемной силы.................................. 579

G3 Подъемная сила самолета с выпущенными закрылками................. 580

G 3 1 Подъемная силы крыла ....................................... 580

G32 Влияние различных составляющих ............................... 582

G33 Составляющая от горизонтальною оперения....................... 583

G 4 Расчет поляры сопротивления для малых скоростей................. 585

G 4 I	Профильное сопротивление.............................. 586

G4 2	Индуктивное сопротивление .................................. 588

G43	Балансировочное сопротивление......................... 589

G 5 Механизация передней кромки .................................... 590

G 5 1	Сечения крыла с простыми щитками по передней	кромке	.	.	.	590

G52	Сечения с предкрылками и щитками Крюгера.............. 591

G 5 3	Подъемная сила крыла с механизацией передней	кромки	.	.	.	592

G54	Сопротивление крыла с механизацией передней кромки ....	592

G6 Сопротивление убирающегося шасси ................................ 593

G7 Втияние земли	........................................ 594

G7 1	Влияние земли	на подъемную силу............................. 594

G 7 2	Влияние близости земли на сопротивление .................... 597

G 8 Сопротивление, вызванное отказом двигателя ..................... 597

G 8 1	Сопротивление	авторотирующего двигателя .................... 597

G 8 2	Сопротивление	винта ........................................ 598

G83 Сопротивление, вызванное асимметричными условиями полета 598

Список литературы .................................................... 600

Приложение Н Методика расчета характеристик турбореактивных
двигателей на этапе проектирования ................................ 601
Ill	Область применения методики .................................... 605

Н2	Газогенератор .................................................. 606

113	Удельные характеристики	ТРД .................................... 607

Н 4	Удельные характеристики	ТРДД ................................... 608

II5 Градиент падения тяги, площади воздухозаборника и соплового
аппарата ТРД и ТРДД............................................. 609

Н 6 Удельные характеристики ТВД .................................... 611

Н 7 КПД цикла и потери давления..................................... 612

Список литературы ........................'............................ 613

ПриложениеJ Основные данные международной стандартной атмо-
сферы .	  613

Приложение К Расчет взлетной дистанции для транспортных само-
летов	  614

К1 Основные определения	и понятия................................... 616

К 2 Номенклатура	скоростей .......................................  618

К 3 Методика расчета потребной длины ВПП ........................... 621

К 4 Различные методы и данные для анализа взлетных характеристик 622

К4 1 Разбег с момента страгивания до V„-i...................... .	622

К 42 Участок разгона от lzn-i до Рп ст............................ 623

К 4 3 Участок отрыва передней стойки.............................. 624

К44 Первый этап	взлета	(воздушный)............................. 624

К4 5 Дистанция аварийного	торможения............................. 626

Список литературы ..................................................... 629

Указатель.............................................................. 632
ИБ № 3119

Эгберт Торенбик

ПРОЕКТИРОВАНИЕ ДОЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ

Редактор Н, В* Коржсневская

Художественный редактор В. В. Лебедев
Технический редактор Т„ С< Старых
Корректоры Л, Е. Хохлова, О. Е* Мишина
Переплет художника Е. Волкова

Сдано в набор 18.02,83.  Бумага типографская № 1* Уел, кр.-отт. 40,5. Уч.-изд.	Подписано в печать 20.05.83.	Формат 6ОХ9О]/]6  Гарнитура литературная. Печать высокая. Усл. печ. л, л. 53,99. Тираж 2800 экз* Заказ 1221, Цена 4 р*
Ордена Трудового Красного 107076* Москва, Стромынский	Знамени издательство «Машиностроение», пер., 4,

Московская типография Л<? 8 Союзполкграфпрома
при Государственном комитете СССР
ио делам издательств, полиграфии и книжной торговли,
Хохловский пер., 7,