Проблемы проектирования пассажирских самолётов - Шейнин В.М., Козловский В.И.

Автор: Шейнин В.М. Козловский В.И.
Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника авиация авиационное оборудование авиастроение издательство машиностроение
Год: 1972
Похожие
Проектирование легких самолетов
Двигатели гражданских самолётов России
История конструкций самолетов в СССР 1938-1950 гг
Проектирование самолетов
Текст
                    www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками
В. М. ШЕЙНИН
В. И. КОЗЛОВСКИЙ
ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ПАССАЖИРСКИХ
САМОЛЁТОВ

В. М. ШЕЙНИН,
В. И. КОЗЛОВСКИЙ •
ПРОБЛЕМЫ
ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ПАССАЖИРСКИХ
САМОЛЕТОВ
fi
ИЗДАТЕЛЬСТВО «МАШИНОСТРОЕНИЕ»
Москва 1972
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
УДК 629.735.33.01 (047.3)
Проблемы проектирования пассажирских самолетов, Шейнин В. М.,
Козловский В. И., М., «Машиностроение», 1972, стр. 308
В книге рассмотрены современные проблемы проектирования, объеди-
ненные общей идеей повышения технико-экономической эффективности са-
молетов и транспортной системы в целом. Опа знакомит читателей с основ-
ными тенденциями развития реактивной пассажирской авиации в прошлом
и с прогнозами ее развития в следующем десятилетии.
Книга рекомендуется научным работникам и широкому кругу специали-
стов авиационной промышленности и гражданского воздушного флота. Она
будет полезна преподавателям и студентам авиационных учебных заве-
дений.
Табл. 24. Иллюстр. 133. Библ. 96 назв.
Рецензенты — кандидаты техн, наук В. Ф. Ерошин и В. И. Толмачев.
186—72
3—18—6
ПРЕДИСЛОВИЕ
С вводом в эксплуатацию дозвуковых пассажирских самоле-
тов третьего поколения и сверхзвуковых пассажирских самоле-
тов в развитии авиации произойдет большой количественный и
качественный скачок, в результате которого воздушный флот
к восьмидесятым годам займет первое место среди остальных
видов транспорта по перевозкам пассажиров. Этот скачок бу-
дет обусловлен резким увеличением размеров самолета и ско-
рости полета. Причем дозвуковые самолеты еще на многие го-
ды останутся основным средством воздушного транспорта.
В период создания новых типов пассажирских самолетов
(теперь один из них — аэробусы) обычно возникает много науч-
ных и технических проблем. В периодической печати проходят
дискуссии о поисках оптимальных решений, о целесообразном
облике будущего самолета. Все это нашло отражение в настоя-
щей книге. В ней дан развернутый анализ наиболее актуаль-
ных проблем, который привел к интересным обобщениям и
практически полезным выводам. Некоторые из положений мо-
гут, естественно, оказаться и дискуссионными.
Рассмотрению основных вопросов работы предшествует исто-
рический экскурс в плане анализа основных тенденций развития
авиации, ибо творческая деятельность авиаконструктора немыс-
лима без ясного понимания взаимосвязи между теорией и инже-
нерной практикой, которое может быть получено на основе
изучения истории науки и техники.
Органическим продолжением и связующим звеном между
вопросами истории и современными проблемами служит глава,
в которой обстоятельно исследуются вопросы модификации,
имеющие в наше время исключительное значение. Без ре-
шения этой проблемы в процессе проектирования самолетов
не может быть решена и общая технико-экономическая проб-
лема. В книге всесторонне анализируются многие задачи про-
ектирования современных пассажирских самолетов.
3
www.vol^)-^gp^eru7e	пути решения тех
или иных проблем и авторы избегают различных рекомендаций.
Да это, пожалуй, и правильно. В процессе бурного развития
авиации многое быстро устаревает, поэтому авторы ограничи-
лись анализом путей, указывающих на то, что решение возмож-
но, но в каждом случае сопряжено с конкретными условиями.
Второе направление книги заключается в анализе законо-
мерностей развития авиации и взаимосвязей основных характе-
ристик и параметров самолета. Графическое их выражение яв-
ляется наглядной иллюстрацией, а толкование в каждом случае
физического смысла — вполне убедительным.
Из большого числа отзывов следует, что книгами лауреата
Ленинской премии В. М. Шейнина широко и охотно пользуются
специалисты. Можно ожидать, что и эта работа найдет широ-
кий круг читателей.
Генеральный авиаконструктор академик С. В. Ильюшин
ПРЕДИСЛОВИЕ АВТОРОВ
Последний период развития пассажирской авиации отли-
чается созданием самолетов с очередным, и на этот раз
особенно значительным увеличением их размера (тоннажа),
и новыми принципами разработки проектов, и новыми методами
проектирования.
В противоположность прежнему подходу к проектированию,
ограниченному разработкой лишь одного варианта самолета с
заданными характеристиками современные принципы предпола-
гают разработку целого семейства модификаций, планирование
дальнейшего развития самолета, широкое применение унифика-
ции и специализации систем оборудования и типов конструкции.
Все это определяет общее стремление к созданию эффективного
во всех отношениях летательного аппарата с гармоничным со-
четанием параметров и характеристик.
Современные методы проектирования базируются на широ-
ких и всесторонних экономических исследованиях, включающих
экономическую оценку не только основных проектировочных и
конструктивных решений, но и малых приращений веса, сопро-
тивления, трудоемкости и т. п. А ведутся экономические иссле-
дования на всех стадиях проектирования, начиная с предэскиз-
4
ного проекта и кончая рабочими чертежами. Таким образом,
процесс проектирования новой техники, по существу, превратил-
ся из чисто технического в технико-экономический. Технические
расчеты и экономические изыскания выступают теперь как рав-
ные элементы, а принятие конструктивных решений обосновы-
вается определением издержек.
При современных методах проектирования используются до-
стижения кибернетики, надежности, технической эстетики, инже-
нерной психологии и т. п. Беспрерывно возрастает роль научно-
го прогнозирования и теоретического анализа. Максимальное
использование вычислительной техники позволяет отказаться от
большого числа не связанных между собой приближенных и по-
луэмпирических теорий.
Произошло и перераспределение продолжительности этапов
создания самолета: увеличились предварительные изыскания,
объем продувок и летных испытаний и в то же время сократи-
лись сроки проектно-конструкторских работ и общие сроки соз-
дания самолетов, которые в прошлом имели устойчивую тенден-
цию к периодическому возрастанию.
Цель книги состоит в том, чтобы дополнить и развить неко-
торые положения трудов, посвященных проектированию само-
летов [3, 18, 42, 59, 62, 95], именно в той части, которая касается
самого предмета проектирования. Главная задача указанных
работ — изложение и разработка инженерных методов опре-
деления различных параметров и характеристик самолетов, а
в настоящей книге авторы сделали попытку анализа существа
проблем проектирования, пытались вскрыть их содержание
и противоречия, обосновать их значение и причины возникно-
вения и показать скачкообразный характер развития авиации.
В работе прослежены также основные тенденции развития
самолетов и системы воздушного транспорта, иллюстрирующие
решение ряда проблем авиации и новые методы проекти-
рования самолетов. Многие из рассмотренных проблем не-
сомненно являются дискуссионными и не имеют, по крайней
мере в настоящее время, однозначных решений. Если данная
работа послужит поводом к размышлениям и дальнейшему
обсуждению этих проблем или к рассмотрению в новой плоско-
сти ряда задач проектирования, авторы будут считать постав-
ленную задачу выполненной.
Изучение всех затронутых в работе вопросов основано на
опыте пассажирской авиации шестидесятых годов и прогнозах
ее развития Из отечественных самолетов рассмотрены пасса-
жирские, изучение которых облегчено тем, что систематизиро-
ванные данные и результаты ряда анализов опубликованы в
работах О. К. Антонова [1, 2], С. М. Егера [18, 19], С. В. Илью-
шина [22, 23], М. М. Кулика [35], А. Н. Туполева [54, 55] и
А. С. Яковлева [69.
Приведенные в работе утверждения и выводы основаны на
5
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
исследованиях авторов, на их личных представлениях и убежде-
ниях (за исключением тех мест, где даются ссылки на иные
работы), т. е. здесь не излагается мнение фирм, в работе кото-
рых они принимают участие.
Текст до части V написан канд. техн, наук В. М. Шейниным,
части V—VIII — канд. эконом, наук В. И. Козловским.
Авторы выражают благодарность кандидатам техн, наук
В. Ф. Ерошину и В. И. Толмачеву, взявшим на себя труд рецен-
зирования книги, и д-ру техн, наук, проф. А. А. Бадягину, дав-
шему ряд ценных советов при просмотре рукописи. Авторы так-
же благодарят сотрудников, оказавших помощь в обработке
статистических материалов.
ВВЕДЕНИЕ
В развитии многих видов техники, и в частности авиацион-
ной, можно различить три этапа и условно называть их этапа-
ми возникновения, становления и совершенствования. Они орга-
нически связаны между собой, не имеют четких границ во
времени, но каждому из них свойственны свои главные направ-
ления, свои задачи. Так, на первом этапе центральной задачей
было практическое осуществление самого полета. Все остальное
решалось лишь в объеме, необходимом для решения этой задачи.
Второй этап отличался стремлением к достижению приемлемых
значений основных характеристик. Третий — это этап анализа
и осмысливания накопленного опыта и использования его для
повышения всех видов эффективности самолетов. Следователь-
но, первый из названных этапов развития был этапом появле-
ния качественно новых явлений в технике, второй — этапом их
количественного, но стихийного роста, а третий — этапом до-
статочно таномерного повышения технического совершенства.
По времени он наиболее продолжителен.
В различные периоды последнего этапа из большого числа
решаемых проблем выделялись какие-то основные и определяю-
щие. В свое время такими, например, были проблемы прочности
(вибро- и усталостной), а позже теплового барьера; проблемы
роста тяги силовых установок и совершенствования аэродина-
мики самолета (звуковой барьер); проблемы технологичности
(монолитные крупногабаритные панели, сотовые и другие кон-
струкции). Все упомянутые проблемы неисчерпаемы, изучение
их продолжается, но в основном они решены, правда в раз-
личной степени. Для современного этапа развития главными
и решающими являются проблемы технико-экономической эф-
фективности пассажирских самолетов. Острота их связана,
в частности, с возросшей конструктивной сложностью, значи-
тельно возросшим объемом сложных комплексов оборудова-
ния и, как следствие, весьма большими затратами на проекти-
рование, всевозможные испытания, производство и эксплуата-
7
I	*
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
цию этой техники. Достаточно сказать, что стоимость 1 кгс
пустого дозвукового пассажирского самолета возросла за 20 лет
примерно в 6 раз, а с учетом сверхзвуковых — в 10.
Принципиально новые проблемы в развитии авиации возни-
кают, вообще говоря, редко; чаще известные и, казалось бы,
решенные проблемы достигают определенной остроты и требу-
ют кардинально новых решений. Но в ряде случаев разрабаты-
ваются новые пути достижения более высоких характеристик.
Иллюстрацией к первому может являться весовая проблема,
которая приобрела теперь исключительное значение, а ко вто-
рому— проблема дальности с попыткой управления аэродина-
мическими течениями.
Известно, что при проектировании решается множество
проблем в областях аэродинамики, веса, прочности, надежности,
автоматики, систем управления и т. д. Объединяют их в эти об-
ласти методы изучения и характер решения. В то же время одни
из них связаны с экономичностью самолета, например, в обла-
сти аэродинамики — проблемы скорости, качества, взлетно-по-
садочных характеристик, а другие — с безопасностью (устойчи-
вость, управляемость). В области прочности одни связаны с эко-
номикой через вес, другие — через ресурс; многие — с надеж-
ностью.
В работе сделана попытка систематизации и изучения тех
проблем проектирования, решение которых непосредственно
связано с основной задачей современного периода — повыше-
нием технико-экономической эффективности. Именно эти проб-
лемы обычно определяют главные концепции конкретных про-
ектов и оказывают основное влияние на формирование пара-
метров самолета и характер его эксплуатации.
В последнее время некоторые проблемы проектирования
(также связанные с эффективностью) приобрели особенно спор-
ный характер. К ним относятся целесообразность кормовой ус-
тановки двигателей, область рационального применения двух-
двигательной схемы и некоторые другие.
Немалое влияние на рост экономической эффективности
пассажирских и грузовых самолетов оказывает развитие техно-
логии и разработка новых конструктивных материалов. Извест-
но, что улучшение летно-технических характеристик сопровож-
дается постоянным увеличением массово-инерционных, аэроди-
намических, вибрационных, тепловых и повторных нагрузок,
действующих на узлы, агрегаты и многие другие элементы са-
молета. Это обстоятельство требует непрерывного совершенст-
вования конструкции. На определенном этапе возможности со-
вершенствования ряда традиционных, общепринятых конструк-
ций отдельных частей самолета исчерпываются и возникает
необходимость принять принципиально новые решения. Однако
отдельные направления развития технологии сохраняют свое
значение. Так продолжает существовать тенденция к уменыпе-
8
нию числа соединений (разъемов) и к применению крупно-
габаритных панелей и листов, размеры которых достигли зна-
чительной величины.
Вопросы технологии и ресурса самолета и его частей, хотя
они и оказывают значительное влияние на экономическую эф-
фективность, в данной книге не рассматриваются, так как они
относятся скорее к области конструирования, чем проектирова-
ния. О широком применении новых сплавов и композиционных
материалов нельзя было не сказать, тем более, что применение
этих материалов может привести к революционному скачку в
самолетостроении.
Существенное влияние на экономику самолета и безопас-
ность полетов оказывают проблемы надежности. Они относятся
к предмету проектирования, поскольку решаются на всех эта-
пах разработки машины, начиная с эскизного проекта, когда
выбираются внешняя схема и общая компоновка самолета и
разрабатываются принципиальные схемы различных систем
оборудования.
В современной технике происходят, как известно, стреми-
тельные изменения. При этом она усложняется в конструктив-
ном отношении, увеличивается количество деталей, блоков,
усложняются функциональные связи между ними. Современный
реактивный пассажирский самолет состоит из многих тысяч
деталей, на его борту установлена и функционирует масса са-
мых различных агрегатов, механизмов, приборов. В то же вре-
мя машины становятся все более производительными, они удо-
влетворяют все новые потребности, что окупает затраты. В этих
явлениях находит отражение современный процесс научно-тех-
нической революции, а одним из принципиально новых видов
техники, порожденных этой революцией, являются технические
системы. От разработки отдельных машин теперь переходят к
созданию систем машин в виде промышленных комплексов,
энергетических и других систем.
Предметом нашего рассмотрения является воздушно-транс-
портная система. Идея аэробуса, которая в работе подробно
анализируется, зародилась и развивалась именно как система
движения, а создание самолета-аэробуса не мыслится без раз-
работки комплекса принципиально нового оборудования аэро-
портов. И проблема заключается не только в том, как обслу-
жить все возрастающую массу пассажиров и обработать их ба-
гаж, но и в том, как справиться с растущей интенсивностью
движения и с обслуживанием самолетов-гигантов. Ведь насы-
щение пространства самолетами на авиалиниях и в районе
авиапортов связано с проблемой безопасности воздушных сооб-
щений.
Сложные проблемы разработки и совершенствования тех-
нических систем требуют комплексного подхода к определению
их экономичности. Теперь нельзя ограничиться анализом эф-
9
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
фективности отдельно взятой машины. Задачи необходимо ре-
шать в масштабах народно-хозяйственного значения путем оп-
тимизации с учетом многообразного проявления фактора вре-
мени, оборачиваемости средств и эффекта взаимодействия.
В работе рассматриваются проблемы лишь дозвуковой авиа-
ции. Проблем сверхзвуковых пассажирских самолетов (СПС)
работа не касается. Они имеют самостоятельное значение и ши-
рокую область исследований. Эти самолеты более далеки от
совершенства, чем дозвуковые, здесь еще много нерешенных и
может быть неосознанных проблем. Кроме того, не возникает
пока сомнений и в том, что преобладающая доля будущих пе-
ревозок будет осуществляться на дозвуковых самолетах. А ко-
гда сверхзвуковые и займут свое место (т. е. достигнут техни-
ческого совершенства и равной рентабельности), то, вероятно,
не станут соперниками дозвуковых, они будут дополнять друг
друга.
При изучении проблем, объединенных общей идеей повыше-
ния эффективности, трудно избежать вопросов технического
прогнозирования. Однако для значительного периода развития
авиации оно не является надежным, во-первых, потому, что раз-
витие этой области техники происходит значительно быстрее,
чем других областей, а во-вторых, и это главное,— в процессе
развития происходят не только эволюционные, но и революци-
онные (скачкообразные) изменения, прогнозирование которых
затруднено определением потребного времени для превращения
научного достижения в технически осуществимую инженерную
концепцию, а затем и в общепринятое устройство. Что касается
прогнозов на предвидимое будущее, которые обычно основаны
на экстраполяции установленных тенденций, то они приводят
к полезным выводам. Правда, сколько-нибудь полное их совпа-
дение с действительностью мало вероятно, но тем не менее они
позволяют судить о возможных путях развития. В соответствии
с этим ниже рассматриваются прогнозы на одно, а именно
третье десятилетие развития реактивной авиации (1970—
Часть первая
ТЕНДЕНЦИИ РАЗВИТИЯ ПАССАЖИРСКОЙ АВИАЦИИ,
ОПРЕДЕЛЯЮЩИЕ РОСТ ЭКОНОМИЧНОСТИ
Глава 1. КЛАССИФИКАЦИЯ ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ
1.1.	О классификации. Известно, что развитие любой науки
базируется на статистике, обобщении опыта, систематизации
и классификации. Это в полной мере относится и к науке о
проектировании самолетов. К сожалению, общепринятой клас-
сификации самолетов пока нет, но существующие — близки
между собой. Быстрое развитие авиации, оказывающее влия-
ние на отдельные представления и понятия, вносит свои коррек-
тивы и в классификацию. Так, с резким увеличением тоннажа
отмирают такие понятия, как «легкие» и «тяжелые» самолеты,
поскольку современные и особенно будущие, короткорейсовые
(«легкие») самолеты тяжелее, чем дальнерейсовые «тяжелые»
самолеты предшествующих лет. Классификация необходима не
только для изучения процесса развития самолетов и опыта их
проектирования, она облегчает задачу определения потребной
гаммы машин, поскольку многотипность имеет свои экономи-
чески целесообразные пределы.
Классификацию составляют по одному или нескольким при-
знакам. Возможность второго подхода обычно ограничена са-
молетами одного — двух поколений. Но он приводит к системе,
облегчающей общую сравнительную оценку, и создает представ-
ление об уровне развития авиационной техники.
военные и гражданские. В последнее время широкое раз-
получили военно-транспортные самолеты. Равные возмож-
их эксплуатации (без переоборудования) как в военных,
в гражданских целях и другие особенности позволяют от-
их к самостоятельному (третьему) типу.
Летательные аппараты подразделяются на виды, типы и
классы. Один из видов — самолеты — включает два основных
типа:
витие
ности
так и
нести
Гражданские самолеты подразделяются на три группы: ком-
мерческие регулярных линий (пассажирские, грузовые и грузо-
пассажирские) ; деловые (административные) и легкомоторные
(сельскохозяйственные, спортивные и самолеты личного пользо-
вания).
11
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В литературе часто встречается деление пассажирских само-
летов с газотурбинными двигателями по поколениям. Понятие
это чисто условное и к классификации отношения не имеет. Оно
выражает этапы развития и технический уровень. К первому по-
Рнс. 1. 1. Изменение коммерческой нагрузки (бкн) и
себестоимость перевозок (а') в зависимости от дально-
сти полетов самолетов (первых двух поколений). Обо-
значения по табл. 1.1
колению относят турбовинтовые и турбореактивные, ко второ-
му — самолеты с двухконтурными двигателями и компоновкой
их в большинстве случаев на корме фюзеляжа. Признаком мно-
гих самолетов третьего поколения являются крупноразмерные
фюзеляжи и двигатели с высокой степенью двухконтурности.
1.2.	Классификация пассажирских самолетов основана на
изучении существующего в мире парка и тенденций развития
самолетных конструкций. В соответствии с этим ниже рассмаг-
12
риваются лишь дозвуковые самолеты, поступившие в эксплуа-
тацию до семидесятого года. Классификация сверхзвуковых са-
молетов пока не ясна. Продолжает, например, оставаться
дискуссионной область экономически целесообразного примене-
ния самолетов, имеющих число М=2,2 и 3. То же можно сказать
и о крупнотоннажных самолетах третьего поколения, которые
проектируются для широкого диапазона дальности.
Самолеты обычно принято классифицировать по дальности
полета [18, 35], поскольку она определяет возможность приме-
нения их на линиях различной протяженности (см. табл. 1.1).
С нею связаны также значения многих параметров и характе-
ристик (например, крейсерская производительность), величина
которых изменяется в функции дальности. Встречаются, правда,
классификации по взлетному весу (легкие, тяжелые), по числу
пассажиров (двадцатиместные, стоместные) *. Известно, одна-
ко, что каждый самолет в отношении грузоподъемности по даль-
ности имеет две характеристики (рис. 1.1) —дальность при мак-
симальном весе коммерческой нагрузки и дальность при макси-
мальном запасе топлива. Тогда возникает вопрос, какую из них
принять за критерий? Очевидно первую — она определяет раз-
меры самолета, его прочностную характеристику и экономич-
ность (т. е. соответствует минимальной стоимости тс-км). При
большой емкости топливной системы (при малой удельной на-
грузке на крыло) расхождение в весе коммерческой нагрузки
может быть значительным. Нижний ее предел может оказаться
на пороге рентабельности или даже ниже его. Правильный вы-
бор этой характеристики имеет большое значение и для пара-
метрического анализа. Следует также предостеречь от встречаю-
щегося иногда ошибочного представления, что максимальные
значения дальности, грузоподъемности и скорости могут быть
достигнуты одновременно.
В табл. 1.1 приведена классификация пассажирских самоле-
тов с ТВД и с ТРД, поступивших в эксплуатацию до 1970 г.,
которая включает пять классов**, расположенных в последова-
тельности нарастания дальности, суммарной тяги, тоннажа са-
молета и пассажировместимости. Значения этих параметров на-
ходятся в довольно узких пределах и закономерно возрастают
от класса к классу***. Они позволяют заметить некоторые тен-
денции развития авиации и в определенной мере судить о тех-
ническом совершенстве отдельных самолетов. Последний из этих
а )аме с , правда, не имеет стройной закономерности своего
изменения, а у короткорейсовых и среднерейсовых самолетов
Они не привились, а для удобства различных исследований стали при-
менДть теРмины: «ЮО-местный модуль», или «200-местный модуль» и т. п.
** Некоторые классификации ограничены четырьмя классами [35].
** Примерно в такой же последовательности изменяются и другие пара-
метры самолета, например, скорость полета, удельная нагрузка на крыло
энерговооруженность.	1	’
13
Таблица 1.1
Классификация пассажирских самолетов с ГТД (находящихся в эксплуатации) и их основные параметры
Класс		Дальность (техническая) при макси- мальной ком- мерческой нагрузке км	Взлетный пес тс	Суммарная тяга к ГС или МОЩНОСТЬ (э. л. с)	Число мест экономическо- го кл:сса (максималь- ное число)	Страны	Самолеты	
							С твд	С ТРД и ДТРД
Самолеты местных линий (МЛ) f	ближние	500—800	До б	> До 2000	До 20	СССР Англия США	Бе-30 Хэндли Пейдж „ Джетстрим" Бичкрафт (мод. 99)	—
	дальние	800—1700	10—20	4000—6000	25—50 •	СССР Англия Франция	Ан-24 Потез 842	Як-40 Хэндли Пейдж „Геральд" сер. 200
Магистральные коротко- рейсовые (КР)		1500—3500	25—55	9000—13500	60—125	СССР США	Ап-10 Локхид „Электра*	Ту-124; Ту-134 Дуглас DC-9; Боинг 737, 727-200
					Англия Франция Голландия Япония	Виккерс „Вайка- унт", Авро-748 Фоккер „Френд- шип" F-27 JS-11	ВАС-111 Сюд Авиасьон „Каравелла" Фоккер F-28 „Феллоушип"
Mai истральные средне- рейсовые (СР)	3500—5000	50-80	13000—22000	60—190	СССР США Англия Франция	Ил-18 Виккерс „Вэпгард*	Ту-104, Ту-154 Боинг 727-100 Дэ Хэвилленд „Ко- мета 4", „Трайдент" Сюд Авиасьон „Супер Каравелла"
Магистральные дальне- рейсовые (ДР)	5000—7000	85—125	21000—30000	130—180	США	—	Боинг 707-120; Боинг 720; Дуглас DC-8-20;, Конвер 880
Магистральные межкон- тинентальные (МК) •— Си	7000—10000	140—165*	33000—46000	170—200	СССР США Англия	ТУ-114 Бристоль „Брита- ния"	Ил-62 Боинг 707-320; Дуглас DC-8-50; DC-8-60, Конвер 990 Виккерс VC. 10
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
его значение лежит в широком диапазоне, что объясняется на-
личием большого числа модификаций. Нижний предел указан-
ных значений соответствует исходным вариантам, а верхний —
последним модификациям. Следует заметить, что некоторые из
перечисленных в таблице самолетов имеют параметры, не совпа-
дающие с указанными пределами, т. е. являются в чем-то ис-
ключением. Это объясняется различными причинами и, в первую
очередь, ограничением возможностей самолета жесткими требо-
ваниями к взлетно-посадочным характеристикам, что приводит
к недогрузке эксплуатируемых или переразмеренности проекти-
руемых самолетов.
Естественно, что значения характеристик, показанных на
рис. 1.1 и в табл. 1.1, изменяются, и что самолеты будущих поко-
лений не впишутся в пределы приведенных значении. Однако
структурная схема такой классификации, видимо, сохранится.
Уместно при этом заметить, что и длина рейса, определяющая
класс самолета, также изменяется с развитием авиации. Так,
в период поршневой авиации к числу короткорейсовых относили
самолеты, имевшие техническую дальность полета до 20'00 км,
для турбовинтовых она возросла до 2800 км, а для турбореак-
тивных — до 3500 км. Предполагают, что для самолетов буду-
щего поколения она увеличится до 4000—4500 км. Поэтому по-
добные таблицы целесообразно составлять, классифицируя са-
молеты в соответствии со сказанным.
1.3.	О гамме самолетного парка. Известно, что выбор числа
потребных типоразмеров (или гаммы) самолетов является не-
простой проблемой. Решение ее осложняется наличием двух не-
зависимых вопросов — о числе потребных классов самолетов
и о числе типоразмеров внутри каждого класса. (Под типораз-
мером здесь понимаются различные конструкции примерно рав-
норазмерных самолетов). Дечо в том, что многотипность возра-
стает не только от целесообразности параллельного проектиро-
вания примерно равноразмерных самолетов (о чем речь пойдет
ниже), по и от того, что в эксплуатации находятся самолеты не-
скольких (минимум двух) поколений, увеличивающих количест-
во типов конструкций. Однако предметом изучения в данном
случае могут быть лишь самолеты одного технического уровня.
Этот вопрос, как и большинство других, таит в себе определен-
ное противоречие. С одной стороны, разнотипность усложняет
эксплуатацию, увеличивая объем наземного оборудования, за-
трудняет обслуживание, подготовку экипажей, обеспечение
запасными частями и т. п. С другой стороны, постройка двух
равпоразмерных самолетов одного назначения создает конкурен-
цию (или соревнование), что приводит к созданию более со-
вершенных самолетов как при проектировании, так и при их
модификации. Нельзя не учитывать и того, что лишь при массо-
вой эксплуатации в полной мере выясняются достоинства и не-
достатки самолетов и происходит как бы естественный отбор.
В процессе этого отбора лучшие выдерживают тираж, исчисляю-
щийся многими сотнями (Ил-18, Боинг 707 и др.). Тираж неу-
дачных или «опоздавших» — десятками («Вэнгард» и др.). Ми-
ровая практика показывает целесообразность одновременной
разработки равноразмерных самолетов (примерно равной грузо-
подъемности и пассажировместимости), но разнотипных по кон-
струкции, например, Ту-104, Ил-18 и Ан-10 или Боинг 707 и
DC-8, или DC-10 и Локхид L-1011 (США). На рис. 1.1 графиче-
ски задана основная характеристика — грузоподъемность по
дальности — со значениями, типичными для самолетов пяти
классов*. Из сопоставления этих характеристик следует, что на
рейсах одной протяженности могут использоваться самолеты
различных классов. Область же экономически целесообразного
их применения, в первом приближении, может быть найдена пу-
тем определения полной себестоимости тс-км или пассажиро-ки-
лометра (а'). Результаты подобного вычисления, в качестве
примера, приведены там же.
Себестоимость эксплуатации определялась по методу
Е. А. Оврхцкого [3] при общих для всех самолетов, ориентиро-
вочно принятых исходных данных (по ресурсу и др.). Прямые,
проведенные через точки пересечения кривых, ограничивают на
шкале дальности зоны (КР, СР, ДР и МК), соответствующие
оптимальной длине рейсов. Существуют, таким образом, два
критических значения длины рейса, ниже и выше которых каж-
дый данный самолет по экономической эффективности уступает
самолетам других классов. В соответствии с этим для опреде-
1енной дальности полета (при рассматриваемом уровне пасса-
жирского движения) может быть найден оптимальный типораз-
мер самолета, а также потребное число, или потребная гамма
самолетов. Количество же самолетов в каждом из классов опре-
деляется путем изучения возможного роста объема пассажир-
ских перевозок и потребной частоты рейсов на линиях различ-
ной протяженности. При этом учитывается как возможное раз-
витие промышленных или иных предприятий в населенных
пунктах, связанных воздушными линиями, так и возрастание
пассажирского потока вследствие возможного снижения проезд-
ных тарифов. Распределение линий между самолетами на основе
себестоимости перевозок (см. рис. 1.1) является общим положе-
нием. Условия же эксплуатации, естественно, оказывают свое
влияние. Так, например, исключением являются линии с повы-
шенной плотностью пассажирского потока, на которых, в соот-
ег BI ’ с этим подходом, может оказаться целесообразным
применение самолетов с высокой пассажировместимостью.
На графике нанесены кривые, характерные для реактивных
самолетов первых двух поколений. Гамма самолетов третьего
* R о
бопеят заштрихованные зоны укладываются характеристики почти всех тур-
Р \тивных самолетов, поступивших в эксплуатацию до 1970 г.
17
поколения окончательно пока не определилась. Ясно лишь, что
грузоподъемность и пассажировместимость в каждом из клас-
сов, а следовательно, и тоннаж самолетов резко возрастут.
Глава 2. ТЕНДЕНЦИИ РАЗВИТИЯ ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ
С ГАЗОТУРБИННЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ
2.1.	Пути развития. Существуют различные пути изучения
исторических процессов. Одни из них связаны с историей фак-
тов и объектов, другие — с изучением тенденций развития и
анализом динамики изменения параметров и характеристик этих
объектов. Ясно, что не каждый объект, созданный и даже по-
ступивший в эксплуатацию, является этапным, не все тенденции
заслуживают внимания. Одни из них отмирали, другие выжи-
вали и развивались, иные становились ведущими и всеобщими.
Анализ их, так же как изучение фактов, объектов и хроники
развития, основывается обычно на материалах статистики, при-
нятых критериях и классификации. Следует заметить, что лишь
проектирование, основанное на изучении тенденций развития и
на технико-экономических изысканиях, является прогрессивным
и позволяет создать перспективные самолеты. Ибо тенденции
развития отражают объективные изменения на воздушном
транспорте. К перспективным могут быть отнесены самолеты,
которые, будучи эффективными в своем исходном варианте, об-
ладают потенциальной возможностью развития модификаций.
В развитии современной гражданской авиации можно разли-
чать две линии: создание более совершенных образцов и разви-
тие модификаций. Вторая из них является сравнительно новой
и имеет большое и самостоятельное значение, она рассматри-
вается в гл. 4. Что касается развития по линии создания новых
образцов, то поршневые самолеты развивались с последова-
тельным ростом общего размера, который определяется тонна-
жем самолета. В развитии реактивной авиации характерным
явилось вначале создание крупнотоннажных самолетов. Объяс-
нялось это тем, что крупноразмерные самолеты позволяют в на-
ибольшей степени использовать реактивные двигатели для до-
стижения высокой скорости полета. Кроме того, на самолетах
малого тоннажа труднее получить высокие весовые и экономиче-
ские характеристики. До определенного времени развитие са-
молетов в строгой последовательности возрастания или убыва-
ния тоннажа являлось закономерностью, технический смысл
которой, в частности, заключался в преемственности конструк-
тивных решений при создании двигателей и самолетов.
Напомним, что массовая эксплуатация газотурбинных пас-
сажирских самолетов началась с турбовинтовых* весом 50—
80 тс: Ан-10, Ил-18, «Британия», «Венгард», «Электра». Исклю-
чением был лишь «Вайкаунт» (26—30 тс). Затем проектирова-
* В СССР первым в эксплуатацию поступил самолет Ту-104.
18
лись самолеты с весом 12—25 тс: «Френдшип», Авро-748, «Ге-
ральд», Ан-24, «Потез» и др. С весом более 150 тс был построен
Ту-И4. Регулярная эксплуатация самолетов с ТРД началась
б СССР в 1956 (на Ту-104), а на западе в 1958, когда парк тур-
бовинтовых был уже значительным (в странах ИКАО, напри-
мер, было 418 самолетов с ТВД и всего лишь 12 с ТРД). Пер-
воначально турбореактивные двигатели устанавливались в ос-
новном на дальнерейсовых и межконтинентальных самолетах.
Развитие самолетов с ТРД для коротких и средних рейсов, спо-
собных конкурировать с турбовинтовыми, оказалось возможным
лишь с появлением двухконтурных двигателей.
К первому поколению турбореактивных самолетов относятся
Ту-104 и «Комета» (весом 71—76 тс), затем Конвер 880 (87,8тс)
и Конвер 990 (114,7 тс), Боинг 707-120 и DC-8-10 (порядка
115—125 тс). Исключением был самолет «Каравелла» (42 тс).
Во втором поколении появились самолеты: среднерейсовые —
«Трайдент», Боинг 727 и Ту-154 (60—90 тс); короткорейсовые —
Ту-124, ВАС.1-11, DC-9, Боинг 737, Ту-134 (весом 35—52 тс)
и межконтинентальные Ил-62, Супер VC.10 (152—160 тс), а
также новые модификации Боинг 707—320 (148 тс) и DC-8-60
(158,7 тс). И, наконец, были созданы самолеты с самыми малы-
ми размерами — турбореактивный Як-40 и турбовинтовой Бе-30
для местных линий весом 13,7 и 5,7 тс, а за рубежом Фоккер
F-28 «Феллоушип» (25 тс).
Следует заметить, что развитие воздушного транспорта выз-
вало острую потребность в реактивных самолетах коротких и
местных линий, выполняющих большой объем перевозок. Одна-
ко создание их оказалось сложным делом. За рубежом объяв-
лялось много проектов «на замену DC-З», а у нас «на замену
Ил-14», но создать действительно достойных преемников долгое
время не удавалось. Прежде всего потому, что получить весо-
вую отдачу, необходимую для достижения высокой экономично-
сти, па самолетах столь малого тоннажа неизмеримо труднее,
чем на средних или тяжелых. Это объясняется тем, что удель-
ную нагрузку на крыло приходится принимать умеренной из-за
аэродромных требований, а удельный вес оборудования слиш-
ком высок. Кроме того, трудно совместить такие два фактора,
как малые эксплуатационные расходы на тс-км и малую даль-
ность полета. Причины высоко?! себестоимости коротких рей-
сов хорошо известны: частые посадки, существенно увеличиваю-
щие простой самолета, уменьшают палет и препятствуют эффек-
тивному использованию рабочего времени экипажа. Уменьшение
количества налетанных пассажиро-километров за год снижает
рентабельность, аэропортовые расходы приходится относить к
меньшему годовому доходу. При дальних рейсах рентабельность
повышают увеличением пассажирских мест, но это, как прави-
ло, не оправдывает себя на линиях малой протяженности, где
частота рейсов должна быть высокой.
19
Сложность создания реактивного самолета для местных ли-
ний, пригодного для эксплуатации на грунтовых аэродромах ог-
раниченного размера, с одной стороны, и необходимость замены
поршневой техники, с другой, привели к тому, что в середине
60-х годов в США был организован конкурс на лучший самолет
этого класса. Условиями конкурса, в частности, были: пассажи-
ровместимость 14—30 человек, дальность полета 1100 км, ввод
в эксплуатацию в начале семидесятых годов. Ни один из девяти
представленных проектов на конкурсе не был принят. Проблема
Ил-iz, ил-ш ил~18
Ту-15Ь
Аэробус
Рис. 1.2. Рост размеров самолетов, предназначенных для
линий с максимальным потоком пассажиров типа Моск-
ва — Адлер
создания такого самолета была решена в России. Як-40 оказал-
ся совершенно оригинальным, весьма удачным и перспективным
самолетом. По скорости полета (550—600 км/ч) он значительно
превосходит своих предшественников с поршневыми двигате-
лями.
Примерно в такой последовательности, связанной с особенно-
стью развития газотурбинных двигателей, развивалась совре-
менная пассажирская авиация. Более строгую закономерность
можно заметить, если рассматривать рост размера и тоннажа
самолета в каждом из классов [63, 91]. Причиной роста в этом
случае было появление новых типов двигателей, а следствием —
непрерывное и скачкообразное возрастание пассажировмести-
мости. При этом полный рост размера самолета каждого класса
за последние тридцать лет весьма значителен (рис. 1.2). Анало-
гично развивалась пассажирская авиация, например, в США.
Равноразмерными приведенным на рис. 1.2 там были Дуглас
ЕС-3 с ПД, Локхид «Электра» с ТВД, Боинг 727-200 с ДТРД
средней степени двухконтурности и Локхид L-1011 с ДТРД вы-
сокой степени двухконтурности. Скачок за тридцатипятилетний
период развития иллюстрируется на примере самолетов старей-
шей авиационной фирмы Дуглас (рис. 1.3).
Ясно, конечно, что пути развития пассажирской авиации ха-
рактеризуются многими факторами. Здесь кратко рассмотрена
20
лишь эволюция размера самолета, которая и определяет собой
динамику изменения параметров и характеристик, производи-
тельности и экономичности средств воздушного транспорта.
Размер самолета как проблема проектирования анализируется
в гл. 13, поскольку она неотделима от проблемы веса.
Рис. 1.3. От DC-3 (1935 г.) до DC-10 (1970 г.)
В заключение уместно сказать о «факторе времени». Всегда
ли значителен факт, что какой-то из самолетов оказался пер-
вым? В период становления авиации или в момент, когда на-
зревает очередной революционный скачок, когда проверяется
возможность осуществления принципиально новых идей или
прокладываются новые трассы с недостижимой ранее даль-
ностью полета, фактор времени, естественно, имеет большое
значение. В наше время роль этого фактора заметно снижается.
Дело в том, что авиационная техника в различных странах
развивается в основном равномерно, точнее с небольшими коле-
баниями по уровню технического совершенства. Любое времен-
ное превосходство не может быть продолжительным и очень
быстро нивелируется. В таких условиях эффект технико-эконо-
мического совершенства пассажирского самолета существеннее
фактора времени. Примером могут служить самолеты «Комета»
и Боинг 707. Производство первого давно прекращено, а второ-
го продолжается. Однако нельзя забывать, что в последнем
реализован печальный опыт катастроф «Кометы», при создании
которой «поднималась целина», и конструкторы встретились с
явлением усталостной прочности, с эффектом повторных нагру-
зок. Иным примером служат зарубежные короткорейсовые ре-
активные самолеты. Два последних оказались эффективнее, чем
два предшественника, и тираж их вдвое больше. Правда, суще-
ствуют положения о «преждевременном» вводе в эксплуатацию
и вводе с «опозданием». Но это другой вопрос, он связан с
конкретными условиями и определяется экономикой.
21
Подобных случаев в истории авиации немало. Если согла-
ситься с этим возможно и спорным положением, то легко прий-
ти к выводу, что соревнование по срокам создания столь доро-
гостоящей техники вряд ли целесообразно. Более значителен
конечный результат. Уместно вспомнить аналогичное утвержде-
ние известного ученого, который сказал, что нельзя превращать
достижения в космосе в предмет соревнования, иначе можно по-
терять науку. В сказанном не следует усматривать противопо-
ставление «первого» удачному. Здесь сделана попытка проил-
люстрировать целесообразность тенденций. Ясно, конечно, что
создавать «первый» сложней, чем последующий; весь вопрос
в том, к чему стремиться. Если при определенных условиях фак-
тор времени и приобретает значение, то оптимальный компро-
мисс между эффективностью и временем ввода в эксплуатацию
может быть найден на основе широкого анализа. Значение вы-
соких характеристик, как и малой себестоимости, очевидно.
Ценность более раннего срока ввода в эксплуатацию требует
тщательного рассмотрения. Исключением могут быть случаи, ко-
гда ощущается явный недостаток данного вида техники.
Аналогичным, в какой-то мере, являлось в прошлом проекти-
рование самолетов, если так можно сказать, одного параметра,
т. е. стремление достигнуть предельно высокого значения одного
из них (например, скорости) в ущерб другим. Известно, что
последнего не избежать. А эффективными самолеты создаются
лишь при гармоничном сочетании всех параметров, оптимизация
которых ведется на основе экономического критерия.
2.2.	Направления в проектировании. Темпы развития транс-
портной авиации и уровень технического совершенства самоле-
тов зависят от многих факторов. Немалое влияние, например,
оказывают и направления в проектировании. В период станов-
ления советской газотурбинной пассажирской авиации намети-
лось несколько принципиально отличных путей проектирования
средств воздушного транспорта. Один из них отличался широ-
ким применением принципа преемственности. Иначе говоря, соз-
дание пассажирских самолетов базировалось на предшествую-
щих образцах при максимальном использовании не только эле-
ментов конструкции, но и частей самолета, силовых установок,
оборудования или аэродинамической и общей компоновки.
Второе направление отличалось созданием самолетов многоце-
левого назначения. Третье — разработкой оригинальных пасса-
жирских самолетов одного назначения и отказом от использова-
ния существующих двигателей и частей эксплуатируемых само-
летов.
Каждое из этих направлений проектирования имело свои до-
стоинства и недостатки, и все они сыграли определенную роль в
развитии гражданской авиации. Самолеты первого направления
создавались с заранее хорошо отработанными силовыми уста-
новками п системами оборудования, что способствовало сокра-
щению сроков и уменьшению затрат средств на создание опыт-
ных образцов и на внедрение их в эксплуатацию. Это приводи-
ло к экономическому эффекту, ибо из мировой практики
известно, что неизбежный период отработки систем и освоения
новой техники не позволяет использовать самолеты в первые го-
ды в такой же степени, в какой они используются в годы после-
дующие. Следовательно, это направление приводило к выигрышу
времени, к сокращению первоначальных затрат и, тем самым,
к повышенной экономичности в начальный период эксплуа-
тации.
Самолеты второго направления, отличающиеся многоцеле-
вым назначением, легко переоборудуются под различные виды
нагрузки. Фюзеляж, выбранный из этих условий, приводит, ес-
тественно, к определенным (для пассажирского варианта) эко-
номическим и весовым потерям. Дальнейшее развитие основной
идеи этого направления можно видеть в появлении грузо-пасса-
жирских самолетов, размеры которых выбираются из условия
пассажирского варианта.
Самолеты третьего направления (в сравнении с первым)
требуют и большего времени и больших средств на разработку
проектов и на создание и испытание опытных образцов. В тоже
время это направление позволяет применить все новейшие до-
стижения в области аэродинамики, двигателестроения, техноло-
гии, металлургии и других наук, способствуя созданию перспек-
тивных самолетов и быстрому, в конечном счете, развитию авиа-
ционной техники. Практика эксплуатации показала, что
экономическое превосходство остается за самолетами третьего
направления. Вследствие этого оно и стало всеобщим.
Можно различать пути проектирования и в подходе к выбо-
ру двигателей. Проектирование самолетов на базе существую-
щих двигателей позволяет выиграть время и опередить конку-
рирующие организации. Проектирование на базе перспективных
двигателей несколько замедляет процесс внедрения самолетов,
но позволяет создать более совершенную технику. Однако по-
ложение о целесообразности параллельного проектирования са-
молетов и двигателей не является бесспорным по ряду причин.
Во-первых, создание нового двигателя занимает времени боль-
ше, чем создание самолета и, во-вторых, требует больших
средств. Если существующие двигатели обладают потенциалом
развития , высоким ресурсом и надежностью, то они могут
оказаться предпочтительнее. Примером может служить англий-
ским двигатель Роллс-Ройс «Дервент», не отличавшийся высо-
кой экономичностью, но имевший большой ресурс и надеж-
ность, и поэтому широко применявшийся в период турбовинто-
вой авиации.
Mnwu/?^IaTeJIH’ как и сам°леты, обладают потенциалом развития, т. е. воз-
можностью наращивания тяги (подробнее см. гл. 4).
23
Интересным и спорным является затронутый выше вопрос об
экономически целесообразной степени преемственности. Понят-
но, что создание любых качественно новых образцов невозмож-
но без использования агрегатов и узлов или частей систем с
предшествующих изделий, а также найденных ранее конструк-
тивных решений. Сложным является определение области при-
менения принципов преемственности. Она не должна противо-
речить смелому подходу к использованию всего нового. В то же
время все проверенное в эксплуатации и доведенное в серийном
производстве подкупает многим. И в этом вопросе есть свои оп-
тимальные решения. Если новое приводит к определенному
качественному скачку — оно предпочтительнее, если не опреде-
ляет развития, то выбор новизны ради новизны не находит сто-
ронников. Вечная проблема выбора, возникающая во многих
вопросах проектирования, находит отражение и в этом случае.
Практике проектирования ведущих бюро свойственно стрем-
ление к целесообразному сочетанию новаторства в кардиналь-
ных вопросах и преемственности конструктивных решений. Сте-
пень же преемственности определяется путем нахождения сум-
марного результата с учетом влияния отрицательного эффекта,
который иногда называют «расчетным эффектом потерянных
возможностей». Рациональное и обоснованное использование
принципа преемственности повышает экономичность. Поэтому и
не отказываются от преимуществ, даваемых общностью, и стре-
мятся сохранить преемственные связи, характерные для данного
семейства самолетов. Вопрос о преемственности примыкает к бо-
лее общей проблеме унификации. Значение ее в наше время
трудно переоценить. Все совершенное и прогрессивное, несомнен-
но, унифицируется. Часто степень унификации выражают в ко-
личественных показателях (в %), что вряд ли правомерно. Стои-
мость одной единицы, например, насоса несоизмерима со стои-
мостью двигателя. Стоимостное выражение степени унификации
(в °о от общей) является более объективным показателем.
В развитии пассажирской авиации есть свои направления,
подобно школам в науках. Они связаны с именами Антонова,
Ильюшина, Туполева, Яковлева. Их коллективы имеют свой
стиль, свои традиции. Техническая политика, обеспечивающая
развитие различных направлений, способствует быстрому росту
отечественной авиации.
Самым молодым из перечисленных является ОКБ О. К. Ан-
тонова, но здесь уже создан целый ряд оригинальных конструк-
ций, среди которых самый маленький самолет «Пчелка» и самый
большой в советской авиации — «Антей».
В самолете первого поколения — уникальном Ан-10 — было
предугадано не только развитие класса грузо-пассажирских ва-
риантов самолетов второго поколения, о чем уже упоминалось,
но и появление широкоразмерных фюзеляжей в третьем поко-
лении пассажирских самолетов. Главное направление коллекти-
24
ва определено его руководителем: «Характерная особенность
техники сегодняшнего дня — ее максимальная оптимизация,
т. е. достижение максимального результата при минимуме за-
трат». Этому коллективу свойственно смелое новаторство не
только в проектировочных и конструктивных, по и в технологи-
ческих решениях.
С. В. Ильюшин так определил свое направление: «Мы всегда
стремились к достижению совершенства самолетов, характери-
зующегося наилучшим выполнением их назначения, т. е. к до-
стижению наивысшей боеспособности военных самолетов и ма-
ксимальной производительности гражданских. Только самолетам,
наиболее полно выполняющим свои задачи, может быть обеспе-
чено многолетнее и массовое производство и эксплуатация» [23].
О рекордных тиражах, большой долговечности и техническом
совершенстве его машин говорилось во многих работах. Леген-
дарному Ил-2, которого противник называл не иначе, как «Чер-
ная смерть», воздвигнут памятник, как и самолетам А. И. Ми-
кояна и А. С. Яковлева. Подробный анализ Илов в сравнении
с зарубежными самолетами приведен в работах [22, 23], а рас-
крытие секрета успеха творчества этого коллектива, который
приводил к исключительной массовости и долговечности всех
запущенных в серию самолетов, ждет своего исследователя.
Старейший, туполевский коллектив формировался в период
становления советской авиации. Им создано много различных
образцов авиационной техники. В последнее время — первый
сверхзвуковой Ту-144 и средперейсовый Ту-154 с двухконтурны-
ми реактивными двигателями. Определяя свое направление,
А. Н. Туполев сказал: «Основной смысл нашей работы состоит
не только в создании определенных типов самолетов, сколько в
решении многих проблем самолетостроения» [55]. Принципи-
альные схемы, разработанные здесь, были новыми для отечест-
венной и мировой авиации. Много смелых замыслов своего
руководителя осуществил коллектив с того момента, когда «ре-
шительно стал на путь строительства самолетов из легких
сплавов».
На воздушном транспорте в конце шестидесятых годов по-
явился новый флагман малой авиации Як-40 конструкции
А. С. Яковлева, с именем которого связана одна из русских школ
в развитии истребительной авиации. В этом КБ создано много
различных типов авиационной техники, из которых широкую из-
ве тность получила и легкомоторная авиация. Пассажирский
самолет Як-40, отличающийся оригинальностью общей схемы и
своеобразием конструкции, продолжает развитие авиации мест-
ных линий (ранее в КБ были построены самолеты этого кчасся
АИР-6 и Як-12).
2.3.	Динамика характеристик в процессе развития самолетов
позволяет заметить определенные закономерности, знание кото-
рых необходимо для обоснованного прогнозирования.
25
Проектирование пассажирского самолета с большой дозву-
ковой скоростью полета и большой производительностью подчи-
нено многочисленным взаимосвязанным требованиям, из кото-
рых определяющими являются: коммерческая нагрузка (или
число пассажиров), дальность полета, крейсерская скорость, не-
обходимая для достижения максимальной экономичности само-
лета (в масштабах парка), взлетно-посадочные характеристики.
Все они влияют на размер самолета и его экономику. Требова-
ния этой группы имеют свои количественные показатели. К дру-
гой группе требований, допускающих, главным образом, качест-
венную оценку и лишь косвенно влияющих на экономику, от-
носятся: надежность конструкции и оборудования, безопасность
полетов, необходимый комфорт для пассажиров и наибольшие
удобства для работы экипажа, обеспечение простоты обслужи-
вания самолета на земле и повышенной его ремонтопригодности.
Основными предпосылками развития пассажирских самоле-
тов, определяющими рост их экономичности, является непрерыв-
ное повышение требований первой группы, а средствами их вы-
полнения являются: увеличение размера (тоннажа) самолета,
повышение удельной нагрузки на крыло, аэродинамическое и ве-
совое совершенство самолета и газодинамическое совершенство
двигателей. Иначе говоря, выполнение этих требований опреде-
ляется решением главных задач проектирования: выбором оп-
тимальной аэродинамической компоновки, рациональных пара-
метров и энерговооруженности, т. е. достижением наилучшего
соответствия планера’и силовой установки, а также решением
весовой проблемы.
Однако удовлетворением этих требований задача конструк-
тора не исчерпывается. Существует необходимость анализа ре-
зультатов, а часто и формирования самих требований. Тогда на
помощь приходят знания тенденций развития воздушного транс-
порта и прогнозирование роста объема перевозок и на основе
всего этого тщательное исследование потребного размера само-
лета, ибо пассажировместимость, определяющая его размер, как
раз и является наиболее сложной проблемой. Ее решение долж-
но согласоваться не с положением, существующим на авиали-
ниях в данный момент, а определяться с учетом развития воз-
душных сообщений и учитывать потребность на ближайшие
8—10 лет. Сложность этой проблемы, как и других, связанных
с прогнозированием темпов развития, заключается в экономиче-
ской обоснованности предвидения. Разработаны методы опреде-
ления роста спроса, допускающие использование математиче-
ских машин и применяемые для оценки степени надежности
результатов. При этом изучаются возможности развития промыш-
ленных или курортных районов, связанных воздушными линия-
ми. Данные эксплуатации показывают, что сама практика ана-
лиза и применяемые методы вяляются эффективными, что
существует соответствие спроса и предложения. Достаточно
26
устойчивое в течение последнего периода значение коэффициента
пассажирозагрузки свидетельствует о том, что рост числа мест
действительно соответствует росту пассажирского потока.
В период поршневой авиации пассажировместимость нара-
щивалась одновременно с увеличением дальности полета, а в
период газотурбинной ее рост наблюдается у самолетов всех
классов (рис. 1.4). Однако пути этого роста различны. Подроб-
Рис. 1.4. Изменение максимальной пассажировместимости в зависи-
мости от дальности полета:
• — исходные варианты самолетов,
О— их модификации, X — аэробусы
нее они рассмотрены в разделе 1.4. Вес коммерческой нагрузки
возрастал аналогично росту пассажировместимости и тоннажа,
т. е. плавно — по дальности полета и скачкообразно — по эта-
пам развития, с появлением новых типов двигателей.
Другой тенденцией развития авиации, также всеобщей и
постоянной, является беспрерывное увеличение скорости полета
(рис. 1.5 и 1.6), которое происходит плавно — при сохранении
типа двигателя (с ростом аэродинамического совершенства) и
скачкообразно — при переходе от одного типа к другому. Ско-
рость растет и с увеличением дальности полета, ибо для корот-
корейсовых самолетов средства достижения больших скоростей
экономически не оправдываются. Поэтому количественные скач-
ки у самолетов различных классов различны: у короткорейсовых
за период в 40 лет (1935—1975 гг.) скорость полета и грузо-
подъемность возрастут в 3 и в 10 раз, а у дальнорейсовых — в 8
(с учетом СПС) и в 21 раз (Боинг 747), соответственно. Причем
с каждым новым поколением реактивных самолетов скорость
полета увеличивается примерно на величину, соответствующую
М=0,05. А скачок скорости произойдет, как известно, с перехо-
дом к сверхзвуковой пассажирской авиации до М = 2,2 у само-
27
летов Ту-144 и «Конкорд» и до М = 3 у Боинг 2707. Не исклю-
чено, однако, создание самолета со скоростью, соответствующей
числу М= 1,2—1,4, хотя здесь велико аэродинамическое сопро-
тивление. Считают, что эта скорость, обеспечивающая значи-
тельное снижение времени полета, не потребует решения неко-
торых сложных технических проблем, которые встречаются при
разработке более скоростных самолетов. В частности, полагают,
что при числе М менее 1,4, звуковые удары не будут проблемой,
но экономического выигрыша в сравнении, например, с М = 0,98
не ожидают («Интеравиа». 12. 1971).
Рис. 1.5. Рост скорости V и аэро-
динамической эффективности М k
в процессе развития отечествен-
ных и зарубежных самолетов
Рис. 1.6. Рост скорости на примере
самолетов конструкции С. В. Илью-
-шииа(-----) фирмы Виккерс (------)
и Дуглас (-------)
2.4.	Рост транспортной и экономической эффективности. Пер-
вая из них характеризуется производительностью и представля-
ет собой ту часть экономической эффективности, на которую
оказывает непосредственное влияние авиаконструктор. Вторая
включает многие условия производства (себестоимость изделия)
и эксплуатации. На это авиаконструктор влияет лишь косвен-
но — через технологичность конструкции, а на условия эксплуа-
тации — через комфорт, надежность и ремонтопригодность. По-
вышение технологичности и комфорта приводит к повышению
пассажирозагрузки, повышение ремонтопригодности и надежно-
сти — к снижению времени обслуживания. В соответствии с
этим анализы транспортной эффективности используются в
практике проектирования наравне с экономическими. В основе
28
таких анализов лежит производительность часовая (GK.nV) пли
рейсовая (GK.H£). Критерии транспортной эффективности —
различны. Один из них [62] основан на сопоставлении распола-
гаемой производительности с затратами массы самолета (Gn.Cn)
и топливной энергии (GT). Понятно, что транспортная эффектив-
ность не определяет экономичности самолета, поскольку учиты-
вает лишь часть факторов, определяющих себестоимость экс-
плуатации. Она определяет техническое совершенство самолета
при прочих равных условиях.
Из двух упомянутых видов производительности последняя
является более объективным критерием, а первая, не учитываю-
щая дальности полета, может привести к ошибочным результа-
там, ибо при коротких рейсах на любом самолете может быть
достигнута скорость, значительно большая, чем при расчетной
дальности, соответствующей полету с максимальной коммер-
ческой нагрузкой. Кроме того, размер самолета и его проч-
ность также определяются характеристикой, соответствующей
полету с максимальной коммерческой нагрузкой на расчетную
(предельно возможную) дальность. Критерий суточной произво-
дительности охватывает большее число факторов. Они учитыва-
ют суточный палет, а следовательно, и дальность, и скорость и,
конечно, грузоподъемность самолета.
Под грузоподъемностью, в общем случае, понимается способ-
ность транспортировать груз с учетом прочности (или взлетного
веса) и возможного использования объема фюзеляжа (при ус-
тановке различного числа пассажирских кресел, при полетах с
неполным числом пассажиров на дальность, больше рас-
четной). Учитывается также возможность использования са-
молета в грузо-пассажирском варианте и другие особенности
каждого данного самолета.
С появлением достаточного количества грузов на воздушном
транспорте появилась тенденция к увеличению багажно-грузо-
вых отделении с тем, чтобы так называемую «коммерческую
нагрузку, ограниченную объемом» (точнее грузовместимость
ри числе кресел, меньше максимального) приблизить к «ком-
мерческой нагрузке, ограниченной прочностью» (подробнее
см. гл. 8).
Характеристика грузоподъемности по дальности, следова-
тельно, не определяется однозначно максимальной коммерческой
нагрузкой, по задается графически, в функции дальности. Если
принять кривую abc (рис. 1.7) коммерческой нагрузки, ограни-
ченной прочностью, за основную, то кривая ehc будет характе-
ристикой коммерческой нагрузки, ограниченной объемом. Сме-
щение кривой Ьс в сторону de может произойти или вследствие
улучшения аэродинамического качества, или уменьшения удель-
ного расхода топлива, а в сторону fg — за счет увеличения
взлетного веса (в сравнении с de). Последняя кривая свойст-
венна наиболее эффективным самолетам. Наклонные участки
29
кривых определяются уравнением GKII+ GT = const или Go=
Л1 -k
= const. Угол их наклона зависит от параметра дальности --.
Cr
В период поршневой авиации наблюдался достаточно быст-
рый рост производительности благодаря появлению самолетов
увеличенного размера. Так, в период 1951—1959 гг. средний
прирост составлял 7,5% в год. С вводом в эксплуатацию боль-
ших реактивных самолетов в 1960 г. производительность стала
резко увеличиваться и в течение первых четырех лет возрастала
приблизительно на 18,5% в год, после чего темп снизился и ста-
билизировался на приросте 9,5% в год, так как переход на экс-
плуатацию реактивных
самолетов в дальнейшем
стал осуществляться бо-
лее медленно. Легко пред-
положить, что в семидеся-
тые годы темп роста воз-
растет, благодаря вводу
в эксплуатацию крупно-
размерных с а мол е гов
(аэробусов) и СПС. Од-
нако скачок не будет
столь большим, как в пре-
дыдущие периоды.
Основными критерия-
ми экономической эффек-
тивности являются пря-
мые эксплуатационные
расходы (ПЭР) и полные
Рис. 1.7. Разновидность характеристики из-
менения коммерческой нагрузки по даль-
ности:
1—коммерческая нагрузка ограничена прочностью;
2—коммерческая нагрузка ограничена объемом
(с учетом косвенных). Выражаются они в абсолютных величинах
(стоимость самолето-часа), или в относительных (себестоимость
тс-км). Последние относятся или к располагаемой производи-
тельности (в тс* км или в пассажиро-километрах), или к факти-
ческой с учетом коэффициента загрузки. Напомним, что в ПЭР
включают расходы, связанные с амортизацией самолета и дви-
гателей (начальная стоимость), стоимость ремонта и техниче-
ского обслуживания (включая запасные части) и летные расхо-
ды (зарплата экипажа, стоимость топлива). К косвенным отно-
сят аэропортовые расходы. Другим показателем экономичности
служит рентабельность и, в частности, порог рентабельности,
определяющий безубыточный уровень загрузки по числу пасса-
жиров. Его иногда выражают через пороговый коэффициент
пассажирозагрузки, который представляет собой отношение чи-
сла пассажиров при пороге рентабельности к располагаемой
пассажировместимости. Называют его и сбалансированным ко-
эффициентом загрузки самолета, подразумевая при этом про-
цент загрузки, с которого начинается прибыльная эксплуатация
самолета. Значение этого коэффициента имеет тенденцию бес-
30
прерывного и довольно плавного снижения по времени. Так, за
10 лет (1957—1967 гг.) он снизился почти на 25%, что характер-
но для зарубежной авиации *.
Известно, что основными факторами, влияющими на эконо-
мическую эффективность пассажирского самолета, при заданной
дальности полета являются: вес пустого снаряженного самолета
(Оп.сн), аэродинамическое качество (к), удельный расход топ-
лива (cR) и рейсовая скорость полета (Vp). Известно также, что
степень их влияния далеко не одинакова. При этом различные
авторы по-разному оценивают влияние этих факторов даже для
самолетов одной и той же дальности полета. Например, из од-
ного экономического анализа ** следует, что изменение ПЭР
при равном относительном изменении перечисленных величин (на
5%) находится в отношении: Да(Сп.сп) :Да(к) :Да(св) :Да(Т) =
= 8:2:2:0,6. Эти, возможно, спорные, но любопытные выводы
получены при рассмотрении турбореактивного самолета с даль-
ностью полета порядка 5000 км. С изменением дальности, ес-
тественно, происходит заметное перераспределение степени вли-
яния этих параметров. Так или иначе, но несомненно то, что
влияние первой характеристики весьма велико и что уменьше-
ние веса конструкции, оборудования и двигателей является эф-
фективным средством повышения экономичности воздушного
транспорта.
Эксплуатационные расходы на самолето-час, неуклонно воз-
раставшие в период поршневой авиации (пятидесятые годы),
начали быстро увеличиваться с вводом в эксплуатацию реактив-
ных самолетов (шестидесятые годы). Вызывается это как ростом
размера самолета, так и значительным увеличением стоимости
одного кгс самолета (рис. 1.8) ***. Последнее можно объяснить
чрезмерным насыщением самолетов сложным электронным обо-
рудованием и продолжающимся возрастанием стоимости конст-
рукции планера, что, в свою очередь, объясняется ростом доли
стоимости труда в общей стоимости самолета. Известно, что
стоимость материала при любом типе конструкции во много раз
меньше оплаты труда. Соотношение этих величин находится в
пределах от 1 :2 до 1:5. Однако темп роста эксплуатационных
расходов был ниже темпа роста производительности самолетов,
поэтому эксплуатационные расходы на располагаемые или на
фактические тс-км стали уменьшаться. Эта тенденция, очевидно,
продолжится и в семидесятые годы с появлением нового поко-
ления дозвуковых самолетов. Вопрос о влиянии ввода СПС на
себестоимость перевозок пока изучен недостаточно. Предпола-
гается, что на первом этапе снижения не произойдет. Таким об-
* «Aeroplane», 11. IX—1968, р. 4.
** «Aeroplane», 1.XI—1962, р. 9.
На рис* показана степень роста. При этом стоимость самолетов
1953 г. принята за единицу.
31
Гввода в эксплуатацию
Рис. 1.8. Изменение стоимости одного кгс зарубежных самолетов:
а—степень роста (за единицу приняты данные уровня 1953 г.); б цена 1 кгс
веса самолетов
32
пазом, снижение себестоимости тс-км связано с ростом произво-
дительности (рис. 1.9). Когда удается ее повышать, не изменяя
размера, а следовательно, и первоначальной стоимости самолета
(например, при повышении плотности компоновки), то зависи-
мость между этими факторами — линейная. При изменении раз-
мера самолета и типа силовой установки — зависимость более
сложная.
О 0000 8000 12000 16000 20000 вкя-У,тс-КМ/ч
Рис. 1.9. Динамика эксплуатационных расходов на
тс • км с возрастанием:
а—скорости	полета;	б—часовой	производительности.
По данным работ [72] и [73]
Рассмотрение данных, иллюстрирующих динамику харак-
теристик отечественных и зарубежных самолетов, приводит к
следующему выводу: темп развития тех и других самолетов при-
мерно одинаков. Их техническое совершенство (определяемое,
главным образом, скоростью полета, производительностью и ве-
совой эффективностью) находится практически на одном
уровне. Подобный вывод согласуется с высказываниями
зарубежной печати в период появления Ил-62 на меж-
дународных линиях. Так, американский технический журнал
«Авиэшн Уик» (от 22 июля 1968 г.) писал: «Открытие прямого
воздушного сообщения Москва — Нью-Йорк на самолетах Ил-62
продемонстрировало способность Аэрофлота конкурировать с
международными авиакомпаниями на дальнерейсовых трассах...
Не оставляет никаких сомнений то, что советская авиация может
идти вровень с ведущими западными авиакомпаниями». А глав-
ный инженер американской фирмы Локхид Роберт Ормсби в
интервью для журнала «Астронотикс энд аэронотикс» (октябрь
1969 г.) сказал «...Общее впечатление, которое я получил при
осмотре Ил-62 — это хорошо и искусно сработанная практиче-
ская конструкция. Это один из хорошо спроектированных для
эксплуатации самолетов. Его системы создают впечатление, что
разработка их велась с целью обеспечения простоты изготовле-
ния и простоты техобслуживания... Русские испытывают гор-
2	364	33
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
дость за свой самолет, да он и стоит того. Самолет Ил-62, не-
сомненно, дает повод для существенного удовлетворения...»
2.5.	Появление и развитие грузо-пассажирских и грузовых
гражданских самолетов. С введением в эксплуатацию больших
газотурбинных самолетов определились две тенденции исполь-
зования объема фюзеляжа при полетах с неполным числом пас-
сажиров. Первая из них привела к увеличению объема багажно-
грузовых помещений путем увеличения размера фюзеляжа по
вертикальной оси, другая — к появлению быстропереоборудуе-
мых самолетов для перевозки грузов на поддонах в одной из
пассажирских кабин. Причиной возникновения этих тенденций
явился рост размера самолета, резкое увеличение числа распо-
лагаемых мест и некоторое снижение коэффициента пассажиро-
загрузки в начальный период эксплуатации. При среднегодовом
значении этого коэффициента 0,6—0,65 остаются большие сво-
бодные объемы, отсюда — стремление к повышению грузовых
перевозок, т. е. к максимальному использованию объема фюзе-
ляжа и грузоподъемности самолета.
В послевоенные годы, т. е. в период поршневой авиации, объ-
ем грузовых перевозок был невелик, и необходимости в создании
смешанных или грузовых самолетов для гражданского примене-
ния в широком плане не возникало. С грузовыми перевозками
справлялись пассажирские самолеты. Правда, некоторые из них
переоборудовались именно с этой целью, например, Ил-12Д и
Ил-14Гр. Последующий рост грузового потока хорошо сочетал-
ся с развитием больших газотурбинных самолетов, экономичная
эксплуатация которых потребовала создания увеличенных ба-
гажных помещений. Дальнейший рост грузовых перевозок по-
требовал и специальных грузовых самолетов, которые создава-
лись вначале на базе турбовинтовых военно-транспортных, а за-
тем и пассажирских. Примером может являться транспортный
вариант самолета «Британия», разработанный в Канаде и полу-
чивший название «Канадер». При весе 95 250 кгс его грузоподъ-
емность достигает 30 000 кгс. Грузовые варианты турбовинто-
вых самотетов появляются и в настоящее время на базе тех пас-
сажирских, которые еще не выработали своего ресурса, но уже
не могут конкурировать с новейшими реактивными. Доработка
сводится к устройству большой грузовой двери, к усилению по-
ла и конструкции фюзеляжа. Такой путь использования «мо-
рально» устаревающей техники будет целесообразен, видимо, и в
дальнейшем.
Современные реактивные пассажирские самолеты имеют фю-
зеляжи, у которых поперечное сечение вытянуто по вертикали
(это сечение получило название двойной бульбы). У большей
части турбовинтовых самолетов поперечное сечение имело фор-
му окружности. Многие из современных самолетов имеют грузо-
пассажирские и грузовые варианты. Это относится к самолетам
почти всех классов: межконтинентальным (DC-8F, Боинг 707-
34
320С), среднерейсовым (Боинг 727С) и короткорейсовым (DC-
9С) Появление их шло именно в такой последовательности —
от больших к малым. При возникновении идеи создания быст-
ропревращаемого грузо-пассажирского самолета полагали, что
она получит развитие лишь в применении к средне- и коротко-
рейсовым самолетам, и что она окажется неприемлемой для
дальнерейсовых и межконтинентальных, ибо для достижения
наибольшей дальности из проекта выжимают все возможности,
а реализация этой идеи связана с определенными весовыми из-
держками. И действительно, в этом классе, в основном, оказа-
лись грузовые варианты с достаточно широким применением, но
существуют и смешанные. Предусматриваются оба этих вариан-
та и у самолетов третьего поколения (Боинг 747).
Размеры и схему грузо-пассажирского самолета выбирают на
основе требований пассажирской авиации. Аэродинамические
потери в этом случае исключаются, а весовые, связанные с воз-
можностью переоборудования (в аэродромных условиях) в гру-
зо-пассажирский или грузовой варианты, сведены к минимуму.
Они легко компенсируются возможностью использования быст-
ро переоборудуемого самолета для дневных рейсов — в пасса-
жирском варианте, для ночных рейсов или транспортировки
грузов в одном направлении — в грузовом варианте, а на лини-
ях с умеренным пассажирским потоком и в межсезонье — в гру-
зо-пассажирском варианте. Это повышает использование потен-
циальной грузоподъемности, по экономический эффект достига-
ется лишь при способности этих самолетов конкурировать с
другими видами транспорта в перевозке промышленных и иных
грузов.
При создании грузо-пассажирских и грузовых (на базе пас-
сажирских) самолетов решалась проблема механизированной
погрузки и разгрузки кабины и багажных отделений с затратой
минимального времени. Одно из решений задачи —• контейнер-
ная загрузка багажников и стандартные поддоны для грузов,
транспортируемых в кабинах. Недостатком механизированной
загрузки в контейнерах является их относительно большой вес.
Изготовление их из композиционных материалов должно сни-
зить весовые потери. Разработаны и различные погрузочные при-
способления, но введение в эксплуатацию больших грузовых са-
молетов потребует дальнейшего развития методов погрузки и
разгрузки и новой организации этих работ, которые долгое вре-
мя являлись узким местом грузового авиатранспорта. Увеличе-
ние скорости обработки грузов и уменьшение времени погрузки
и разгрузки приводит к сокращению простоев, что является бо-
лее важным фактором, чем крейсерская скорость полета для
этого типа самолетов.
Понятно, что рассмотренные тенденции будут развиваться и
дальше. Бережное обращение с грузом и скорость доставки, ти-
пичные для воздушного транспорта, наравне с дальнейшим сни-
2*
35
.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
жением тарифа будут повышать роль грузовых перевозок на са-
молетах третьего поколения. Становится ясным и другое. В раз-
витии воздушных грузовых перевозок, пожалуй, ни один вновь
появлявшийся тип пассажирского самолета не создавал таких
технических возможностей, как аэробусы и самолеты-гиганты.
Их фюзеляжи с круглым и очень большим сечением, в которых
часть, занятая пассажирскими сиденьями, составляет малую до-
лю, располагают большими объемами грузовых подпольных
помещений и большими багажными полками над креслами.
Интересно, что при увеличении числа пассажирских кресел на
Боинге 747 в 2,5 раза (против Боинга 707) объем багажников
увеличен в 4 раза. Это обстоятельство, а также грузо-пассажир-
ские и грузовые варианты аэробусов и самолетов-гигантов соз-
дадут скачок в росте объема грузовых перевозок, видимо, не
меньший, чем в росте пассажирских перевозок.
Число построенных за рубежом грузо-пассажирских и грузо-
вых самолетов (на базе реактивных пассажирских) достигло в
1969 г. двухсот машин. Полагают, что в начале семидесятых го-
дов количество их удвоится. Это составит значительный парк
самолетов нового типа, которые, видимо, явятся промежуточным
звеном между пассажирскими и специализированными транс-
портными * самолетами. Уместно поэтому упомянуть о характе-
ре и особенностях развития транспортной авиации, по своему
назначению близко примыкающей к классу пассажирских само-
летов. Развитие ее вначале базировалось на лучших образцах
пассажирских самолетов. Примером может служить десантно-
транспортный самолет Ил-12Д, широко применявшийся в народ-
ном хозяйстве на Северном полюсе и в Антарктиде. В США был
разработан транспортный самолет С-135 на базе самолета Боинг
707. Затем появились специализированные транспортные само-
леты с ТВД, такие как Ан-12 (СССР), Дуглас DC-133 (США),
«Белфаст» (Англия) и др., а позже грузовой гигант Ан-22 «Ан-
тей», опередивший появление подобных машин за рубежом.
Схема этих самолетов отличается от схемы большинства пасса-
жирских высоким положением крыла, большими размерами попе-
речного сечения фюзеляжа, компоновкой шасси. Для развития
транспортной авиации, так же как и пассажирской, характерен
беспрерывный и скачкообразный рост размера (или тоннажа,
рис. 1.10). По темпу развития эти самолеты длительное время
отставали от пассажирских, но последние достижения в области
аэродинамики способствовали созданию эффективных транс-
портных реактивных самолетов. К этим достижениям относятся:
улучшение взлетно-посадочных характеристик путем усложнения
механизации крыла и уменьшения лобового сопротивления на
крейсерских режимах, в частности, путем улучшения местной
аэродинамики. Широкое развитие этих самолетов, специфика
* Под транспортными понимают самолеты, предназначенные только для
перевозки грузов различного назначения (гражданских и военных).
эксплуатации, особенности компоновки и конструкции привели
к тому, что транспортные самолеты выделились в самостоятель-
ный класс. Это соответствует и широкому их использованию не
только в военных, но и в гражданских целях. Особенностью
транспортных самолетов является меньшее влияние скорости на
техническую * и экономическую эффективность в сравнении с
пассажирскими. Это привело к тому, что от турбовинтовых дви-
гателей здесь отказались не так быстро, как на пассажирских,
где они пережили лишь одно поколение самолетов. Для
т ^экспортной авиации этот тип двигателей сохранил свое значе-
Рнс. 1. 10. Изменение взлетного веса (в тс) транс-
портных самолетов с увеличением дальности в про-
цессе их развития
ние на более длительное время, а одноконтурные турбореактив-
ные двигатели не нашли своего применения. Лишь самолеты с
двухконтурными двигателями (Ил-76, Локхид С-141А и С-5А)
оказались способными конкурировать с турбовинтовыми. Та же
причина (т. е. меньшее влияние скорости) позволила ограничить
стреловидность крыла углом 25°. Следует отметить и другое.
Специфика технических требований к транспортным самолетам,
выполнение которых сопряжено со значительными весовыми из-
держками, привела и к особому, отличному от других самолетов
весовому балансу. Это изменение весовых соотношений связано,
в частности, с изменением некоторых геометрических пропорций.
Так, требования значительно более широкого, чем для пасса-
жирских самолетов, диапазона центровок** — привели к замет-
ному возрастанию статического момента горизонтального
оперения, а это, в свою очередь,— к возрастанию относительной
величины его площади и веса. Весовая классификация этих
самолетов отличается появлением группы устройств оперативно-
* Подробнее см. гл. 18.
** Связано с исключительным разнообразием грузов и большими разме-
рами грузовой кабины.
37
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
го обеспечения, непосредственно связанных с видами и размера-
ми десантируемого груза и включаемых обычно в общий вес
десантной нагрузки *. Эти устройства, предназначенные для за-
грузки, крепления и разгрузки, иногда именуют эксплуатацион-
ным снаряжением. Они являются вторым из слагаемых в общем
суммарном весе десантной нагрузки и составляют довольно зна-
чительную долю [78].
2.6.	Тенденции развития двигателей. Турбовинтовые (ТВД)
и одноконтурные турбореактивные двигатели (ТРД), с которых
начиналась реактивная авиация, теперь не находят применения
на разрабатываемых дозвуковых пассажирских самолетах. Ухо-
дят в историю и двухконтурные (ДТРД) с малой степенью двух-
контурности (т). Самолеты третьего поколения проектируются
с ДТРД при средней и преимущественно высокой степени двух-
контурности. Что касается сверхзвуковых самолетов, то для них
наилучшими оказались ТРД, на которых компромиссно решают-
ся проблемы, связанные с условиями двухрежимного полета на
дозвуковой и сверхзвуковой скоростях. Различие между ТВД и
ТРД, в конечном счете, сводится к тому, что при системе двига-
тель — воздушный винт большая масса воздуха разгоняется до
приобретения малой скорости, а в турбореактивном — меньшая
масса разгоняется до большей скорости. Двухконтурные или тур-
бовентиляторные двигатели с большим расходом воздуха объ-
единяют два указанных принципа тяги, а вентилятор представ-
ляет собой туннельный или закапотированный винт (подробнее
о различных типах двигателей см. в работе [62]).
Известно, что прогресс гражданской авиации определяется,
главным образом, достижениями в двигателестроении. Появле-
ние ТРД привело к повышению скорости полета и комфорта пас-
сажиров ценой увеличения расхода топлива и значительного по-
вышения уровня шума в районах аэропортов. Появление ДТРД
привело к существенному снижению и расхода топлива, и уровня
шума. Увеличение степени двухконтурности способствует даль-
нейшему снижению этих величин. Первые реактивные двигатели
появились в конце тридцатых годов, а в начале сороковых — пер-
вые реактивные самолеты. Затем разработка двигателей шла
быстрыми темпами для военных самолетов. В гражданской авиа-
ции турбореактивные самолеты заняли основное место лишь во
второй половине шестидесятых годов. За три десятилетия появи-
лись четыре поколения этих двигателей: два поколения ТРД и
два ДТРД. К последнему из них относятся двигатели с высокой
степенью двухконтурности (т = 54-8).
Тенденции развития двигателей можно проследить по графи-
кам (рис. 1.11 и 1.12), на которых дана динамика основных ха-
рактеристик и средств, с помощью которых совершенствуют дви-
* О других весовых особенностях транспортных самолетов сказано
в гл. 10.
38
гатели. К этим характеристикам относятся: предельно достигае-
мая тяга одного двигателя (/?), удельный его вес (удв), удельный
расход топлива (Cr), уровень шума, начальная стоимость и стои-
мость обслуживания. Значения этих параметров находятся в за-
висимости от тягового и термического к.п.д. Напомним, что тя-
говым к.п.д. называется отношение внешней работы, совершаемой
силой тяги двигателя, к приращению кинетической энергии пото-
ка газа, полученному в двигателе. Что касается термического
к.п.д., то он представляет собой отношение работы, производимой
реактивной тягой в секунду, к затрачиваемой за тот же период
Рис. 1.11. Изменение удельного веса
двигателей у и удельного расхода топ-
лива с ц:
а—-ТРД; б-ДТРД, т с 2, e-ДТРД, /п>5
Рис. 1.12. Изменение удельного
расхода топлива при изменении
степени двухконтурности (т) и
суммарной степени повышения
давления л*. По данным работы
[75]
топливной энергии. Его величина пропорциональна отношению
скорости полета к удельному расходу топлива и для околозвуко-
вых самолетов лежит в пределах 0,28—0,3. При М = 2 он возра-
стает до 0,4 и имеет тенденцию дальнейшего повышения. При
рассмотрении динамики основных характеристик легко заметить,
что беспрерывно увеличивающаяся тяга одного двигателя резко
возросла при переходе к высокой степени двухконтурности, со
скачком примерно в 2—2,5 раза, и теперь возможность дальней-
шего роста практически не ограничена. Удельный вес реактив-
ных двигателей за 20 лет (1950—1970 гг.) уменьшился в 2,5—
3 раза, удельный расход топлива — в 1,5 раза, а за весь период
их существования — в 2,3 раза (от 1,5 до 0,65 кгс топлива на
единицу тяги). Изменение этих характеристик в процессе разви-
тия шло скачкообразно. Первый скачок был при появлении двух-
контурных двигателей, второй—при появлении высокой степени
Двухконтурности. Последний скачок составляет 20—25%. Одно-
39
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
временно изменялась стоимость двигателя, снижался уровень
шума и повышалась надежность.
К основным средствам совершенствования двигателей отно-
сятся: увеличение суммарной степени повышения давления (ль),
повышение температуры газов перед турбиной (Т), с ростом ко-
торых увеличивается термический к.п.д., и повышение степени
двухконтурности (т), влияющей на тяговый к.п.д. Последний
параметр оказывает наибольшее влияние на конструкцию и ха-
рактеристики самолета. Повышение m приводит к возрастанию
градиента падения тяги по скорости в результате значительного
расхода воздуха через двигатель. Правда, сх двигателя при
этом не увеличивается. Значительное улучшение характеристик
(Удв и cR) достигается при одновременном повышении значений
всех перечисленных параметров, чему способствуют и такие
факторы, как внедрение титана, создание жаропрочных сплавов,
разработка способов охлаждения турбины. Дальнейшее сниже-
ние удельного веса двигателей ожидается в связи с перспективой
широкого внедрения композиционных материалов (которые пока
нашли лишь ограниченное применение) и усовершенствования
жаропрочных сплавов. Изучение тенденций развития двигателей
показывает, что последний скачок в их развитии не приведет к
длительной стабилизации, что вероятно и дальнейшее увеличение
т, Лй. и Т.
Влияние увеличения Лй и m на снижение cR показано на гра-
фике (см. рис. 1.12), который построен при условии Г=1300К
(при М = 0,8 и //=11000 м). Степень одновременного увеличения
Лй; m; Т и оптимального их сочетания иллюстрируется на при-
мере данных трех двигателей фирмы Пратт-Уитни (табл. 1.2),
опубликованных в работе [72]. Последний из них является двига-
телем будущего, его характеристики показывают тенденцию
дальнейшего развития.
Таблица 1.2
Основные характеристики двухконтурных двигателей
Наименование	JT3D	JT9D	JTND
Тяга /?, кгс	8350	19800	45000
Степень повышения давления	14	24,5	40
Степень двухконтурности m	1.3	5	12
Температура перед турбиной ТК	1030	1360	1740
Существенным показателем совершенства двигателя является
уровень шума. Над проблемой его снижения ведутся не менее
интенсивные работы, чем над улучшением характеристик. На од-
ноконтурных двигателях снижение достигалось с помощью шумо-
40
глушителей. Двухконтурные позволили отказаться от этих уст-
ройств. Повышение т не приводит к снижению, но и не увели-
чивает уровень шума. Дальнейшего уменьшения можно
достигнуть непосредственным воздействием на источники шума
или применением звукопоглощающей поверхности.
Развивается и конструктивная схема двигателей. В пятидеся-
тые годы ТРД были одновальными, затем строились двухваль-
ные, а к концу шестидесятых годов появилась идея трехвальной
схемы. У двухвальных ступени компрессора низкого давления и
большого диаметра работают на более низких оборотах по срав-
нению с турбиной высокого давления меньшего диаметра. Сле-
довательно, эта схема позволила проводить независимую опти-
мизацию режимов работы компрессора и турбины. Переход на
трехвальную схему является дальнейшим развитием этого прин-
ципа и связан с появлением большей разницы в диаметрах вен-
тилятора (устанавливаемого на отдельном валу) и других сту-
пеней компрессора. Это решение повышает устойчивость работы,
упрощает конструкцию, снижает стоимость и уменьшает уровень
шума.
Особое место теперь занимают требования надежности, кото-
рая служит мерой безопасности полетов и оказывает влияние
на себестоимость эксплуатации (уменьшение расходов на запас-
ные части и обслуживание), на ресурс двигателя и регулярность
полетов (отказы двигателей нарушают график и расписание
движения). Надежность двигателя характеризуется числом отка-
зов на земле и в полете. Влияние надежности на себестоимость
тс-км тем больше, чем выше производительность самолета, ибо
стоимость задержки вылета на один час у этих самолетов будет
выше. Все сказанное позволяет утверждать, что повышение на-
чальной стоимости двигателя допустимо, если оно связано с по-
вышением надежности.
Исторически сложилось так, что стоимость двигателя возра-
стала с ростом тяги, а стоимость единицы тяги возрастала лишь
незначительно11'. В то же время затраты на техническое обслу-
живание двигателей систематически снижались (рис. 1.13). Под
стоимостью технического обслуживания понимается не только
оплата труда, потребного для осмотра и профилактики, но и
стоимость запасных частей. В связи с этим большой интерес
представляет новая система техобслуживания, основанная на
«контроле состояния по элементам». Тот факт, что она отраба-
тывалась в течение 6 лет, показывает важность и сложность проб-
лемы. Эта система предусматривает непрерывное контролирова-
ние ряда параметров записывающей аппаратурой с последую-
щей обработкой результатов на вычислительных машинах. Для
* Другие полагают, что значительно (в 2—2,5 раза за Ю лет) а третьи
считают, что увеличение размера двигателя приводит к снижению стоимости
единицы тяги [89].
41
.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
этой цели аппаратура включает самописец полета, приборы для
акустического и металлургического анализа, спектрохимического
анализа масла, ультразвукового контроля и непрерывного конт-
роля состояния масла. Вес всей аппаратуры 33 кгс*. Система
позволяет прогнозировать отказы двигателей, а следовательно,
их ремонт или снятие прежде, чем неисправность вызовет задерж-
ку или отмену полета. Основным преимуществом системы явля-
ется снижение числа запасных двигателей и запасных частей
примерно вдвое**. Сокращается или исключается практика про-
ведения регламентного обслуживания и ремонта через определен-
Рис. 1.13. Изменение стоимости двигателей (1), стоимости еди-
ницы тяги (2) и расходов на обслуживание (3) по данным ра-
бот [72] и [80]. За единицу приняты данные исходных двигате-
лей
ные промежутки времени. Новая система получила название
«технического обслуживания по состоянию». Большое влияние
на себестоимость эксплуатации самолета оказывает ресурс двига-
телей. Когда-то он исчислялся сотнями часов, затем двумя-тре-
мя тысячами, сейчас достигает десяти тысяч и более. Дальнейший
рост связан с делением двигателя на ряд легко заменяемых бло-
ков с различным ресурсом. Например, срок службы корпуса
двигателя может превышать и 20 000 часов. Следует заметить,
что существует различное представление о ресурсе двигателей.
Одни связывают его величину с ресурсом основных его частей,
другие наоборот — с частями, имеющими наибольший ресурс.
Это существенно, но есть и другие особенности различного тол-
кования.
Рентабельность самолета в значительной степени зависит от
двигателя. Однако влияние его параметров неодинаково для са-
молетов с различной дальностью полета. Так, снижение удель-
ного расхода топлива на самолетах большой дальности полета
* Теск air, 1, 1069, р. 2.
В начале шестидесятых годов число запасных двигателей достигало
42% от числа двигателей, установленных на самолетах, при этой системе оно
снизилось до 22%.
приводит к большему экономическому эффекту, чем соответст-
вующее снижение удельного веса [62] или стоимости двигателя
80]. Для короткорейсовых самолетов последние факторы оказы-
вают наибольшее влияние. Ресурс двигателя и затраты на его
обслуживание менее связаны с дальностью полета — они всегда
оказывают существенное влияние. Стоимость топлива, амортиза-
ция двигателей и расходы на их обслуживание достигают для
самолетов большой дальности полета 40—45% всех прямых экс-
плуатационных расходов. Степень влияния на эти расходы мож-
но иллюстрировать следующим примером: если при равном из-
менении всех параметров за единицу принять снижение эксплуа-
тационных расходов от уменьшения удельного веса, то от
уменьшения стоимости двигателя или расходов на обслуживание
они снизятся на 1,3, а от уменьшения расхода топлива на 4,6.
Для короткорейсовых самолетов соотношение будет иное. Сле-
довательно, силовая установка оказывает влияние на размер са-
молета непосредственно через тягу двигателей и косвенно —
через его характеристики.
Глава 3. ТЕНДЕНЦИИ РАЗВИТИЯ ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА
Выше были рассмотрены тенденции развития самолетов как
средства транспорта, т. е. процесс их совершенствования. Здесь
будет рассмотрено развитие транспорта как системы воздушных
сообщений. Развитие этой системы характеризуется рядом фак-
торов, главными из которых являются: рост парка, рост объема
перевозок (связанный как с ростом парка, так и с ростом про-
изводительности каждого самолета), повышение степени исполь-
зования самолетов (увеличение среднегодового налета) и, нако-
нец, как итоговый показатель — снижение себестоимости экс-
плуатации.
3.1.	Рост парка самолетов. Высокий темп ввода в эксплуата-
цию реактивных самолетов, т. е. быстрый рост парка, наблюдал-
ся в шестидесятые годы. Например, парк 116 стран, входящих
в ИКАО, за 10 лет (с 1958 по 1967 гг.) увеличился на 35% (см.
табл. 1.3). Но главное заключалось не в росте общего парка, а в
изменении его структуры и росте общей производительности,
которая повысилась за это время в 4 раза, несмотря на то, что
к концу десятилетия значительную часть воздушного флота этих
стран составляли устаревшие самолеты с ПД. Произошло суще-
твенное перераспределение транспортной способности по типам
самолетов. Удельный вес перевозок на самолетах с ПД упал с
88 до 5%, на самолетах с ТВД сначала поднялся с 12 до 19%,
затем снизился на 11%, на самолетах с ТРД повысился с 0 до
84%. За этот период поршневые самолеты были заменены на
всех международных и, в значительной степени, на внутренних
магистральных линиях.
43
.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Из общего числа заказанных турбореактивных самолетов (на
конец 1967 г.) на долю пассажирских приходилось 82,5%, на
грузовые и смешанные (грузо-пассажирские) — 17,5%. Не лише-
но интереса распределение по классам. Уже упоминалось, что
массовое развитие пассажирских самолетов за рубежом нача-
лось с разработки главным образом четырехдвигательных, ве-
сом более 100 тс. К концу этого периода на их долю приходилось
49% от общего числа заказанных самолетов всех упомянутых
типов, на среднерейсовые трехдвигательные — 22% и коротко-
рейсовые двухдвигательные — 29%. Затем преобладали заказы
на самолеты двух последних классов.
Самолеты с ТВД класса среднерейсовых (Бристоль «Брита-
ния» и Виккерс «Вэнгард» Англия и Локхид «Электра» США)
к этому времени с производства были сняты. Продолжались за-
казы лишь на короткорейсовые (с ТВД) типа Фоккер F-27
«Фрэндшип» (Голландия). Обращает на себя внимание и неко-
торое снижение темпа роста самолетного парка, что можно объ-
яснить качественным изменением располагаемой техники, с по-
мощью которой при существенно меньшем парке можно выпол-
нить больший объем перевозок. В то же время наблюдался рост
заказов на грузовые варианты пассажирских самолетов. Из
табл. 1.3, где приведено количественное соотношение парка са-
молетов, вполне очевидны тенденции развития воздушного транс-
порта. В эту таблицу включены самолеты с весом более 9 тс.
Таблица 1.3
Размер парка самолетов и его структура по данным работы (81]
Самолеты	В 1958 г.	В 1967 г. (без учета заказанных)	В 1967 г. (с учетом заказанных)
Парк пассажирских	4604	6229	6968 ’
Турбореактивные (ТРД)	12 (0,3%)	2206 (35%)	2831 (40,5%)
Турбовинтовые (ТВД)	418 (9,0%)	1335 (21,4%)	1449 (20,7%)
Поршневые (ПД)	4174 (90,7%)	2688 (43,2%)	2688 (38,8%)
в том числе DC-3	1480	1000	1000
Грузовые и смешанные			
с ТРД		 	355 1	587 ]
		6-3%	} 15%
с ТВД	—	62 J	63 )
Так развивался воздушный транспорт в первом десятилетии
перевооружения его реактивной техникой. Прогнозы дальнейше-
го его развития во втором десятилетии, т. е. за период до конца
семидесятых годов, основаны на анализе роста пассажирского
потока.
44
Рост парка самолетов, как и пассажирских перевозок, пой-
дет, главным образом, за счет ввода в эксплуатацию широко-
фюзеляжных самолетов. Ожидают, что к 1980 г. число их за ру-
бежом возрастет с 96 (в 1970 г.) до 2475. В том числе: 700 —
короткорейсовых двухдвигательных (250—300 мест), 775 — сред-
нерейсовых трехдвигательных (350 мест) и 600 — их дальнерей-
совых модификаций, 400 —
Рис. 1.14. Изменение объема пасса-
жирских и грузовых авиационных пе-
ревозок в странах ИКАО и темпа их
роста (по данным работы [73]). За
единицу приняты данные 1955 г.
Среднегодовой прирост:
/—грузовых перевозок; 2—пассажирских
перевозок; 3—средний ежегодный темп
роста перевозок
межконтинентальных четы-
рехдвигательных (до 500
мест). Кроме того, видимо,
появятся короткорейсовые
модификации трехдвигатель-
ных самолетов с удлинен-
ным фюзеляжем и увеличен-
ным числом мест до 500—
600 и более.
Потребуются и менее
пассажироемкие самолеты
для коротких и средних ли-
ний на 150—200 мест (в ко-
личестве до 800 машин),
а для местных линий на 40—
100 мест — до 2000. Значи-
тельную часть таких машин
будут составлять модифика-
ции самолетов второго поко-
ления с типовыми, но удли-
ненными фюзеляжами.
3.2.	Рост воздушных пе-
ревозок, наблюдавшийся в
период поршневой авиации,
стал особенно заметным пос-
ле ввода в эксплуатацию
турбовинтовых и турбореак-
тивных самолетов (рис. 1.14). Происходило это, как отмечалось,
благодаря росту производительности новых самолетов и в мень-
шей степени за счет расширения парка. Наблюдалось изменение
и темпа ежегодного роста перевозок при среднегодовом его зна-
чении около 15% за 10-летний период (1959—1968 гг.)*. Если
рассматривать больший отрезок времени, то объем перевозок
возрастает в 4 раза за каждые 10 лет. Однако к концу шести-
десятых годов появилась тенденция к замедлению темпа, что
ожидается и в будущем (см. рис. 1. 14) при неуклонном и значи-
тельном росте общего объема перевозок. Причину снижения
можно видеть в том, что темп роста, исчисляемый в процентах,
относится теперь к большей величине. Чтобы не допустить даль-
* «Flight», 9.1, 1969, р. 48.
45
нейшего снижения, потребуется значительный парк еще более
производительных самолетов типа аэробусов. Подобный темп
роста выведет воздушный транспорт в восьмидесятых годах на
первое место (среди остальных видов) по объему перевозок.
Одна из характерных особенностей развития воздушного
транспорта заключается в периодическом появлении разрывов
между спросом и предложением числа мест самолетного парка и
объясняется сравнительно плавным ростом спроса 12—15% в год
и скачкообразным характером роста предлагаемых мест. Скачки
Рис. 1.15. Рост спроса и предложений числа мест самолет-
ного парка
соответствуют вводу в эксплуатацию нового поколения самоле-
тов, обычно со значительным увеличением пассажировместимости.
Разрывы (зоны А на рис. 1.15) приводят к недоиспользованию
суммарной пассажироемкости и, следовательно, грузоподъемно-
сти парка самолетов. Наибольшей степени это достигнет при мас-
совом внедрении аэробусов, однако их большие грузовые поме-
щения помогут заполнить образующуюся брешь перевозкой гру-
зов. Приведенный график представляет собой упрощенную схе-
му, иллюстрирующую лишь суть этого положения. В действи-
тельности дело обстоит сложнее. Например, существуют перио-
ды, отличающиеся согласованностью размеров самолета с объе-
мом перевозок (участки а на рис. 1.15). Изменение коэффици-
ента пассажирозагрузки (или использования числа пассажир-
ских мест) носит также скачкообразный характер. Его значение
снижается то плавно, то скачками, в точном соответствии с ха-
рактером кривой предложения числа мест. Например, в период
одного из скачков в 1957—1961 гг. (участок в) среднее число
кресел в самолете увеличилось с 74 до 124, а размер самолета
возрос почти в 2 раза, коэффициент пассажирозагрузки на севе-
роатлантических линиях снизился с 0,67 до 0,51.
Ввод в эксплуатацию аэробусов должен привести к после-
дующему снижению эксплуатационных расходов на тс • км.
В ИКАО полагают, что они будут уменьшаться приблизительно
46
на 2% в Г°Д» и в результате к 1980 году снизятся на 23% *.
Тарифы на перевозки будут, вероятно, иметь ту же тенденцию.
Следует заметить, что рост перевозок на линиях различной про-
тяженности неодинаков. В конце шестидесятых годов, когда ко-
роткорейсовые самолеты получили наибольшее развитие, объем
перевозок на расстояние менее 1000 км, например, в США со-
ставил 50% **• Показательным также является рост авиапере-
возок через Северную Атлантику, которая остается одним из рай-
онов земного шара с наиболее интенсивным воздушным сообще-
нием. Они составляют более 12% общего объема зарубежных
перевозок***, а морские неуклонно уменьшаются.
Грузовые перевозки на газотурбинных самолетах вследствие
высокой стоимости в первый период начались несколько поз-
же, но темп их роста оказался более высоким и достиг за первое
десятилетие средней величины 20,5% в год. В дальнейшем он мо-
жет увеличиться до 25 % в год (допускают при этом предваритель-
ное снижение до 16%) благодаря вводу аэробусов и самолетов-
гигантов. При таком положении (13,5% у пассажирских в прош-
лом и снижения до 10% в дальнейшем) грузовые перевозки в
начале 1980 годов превысят по объему пассажирские или, по
меньшей мере, половина всей авиатранспортной емкости будет
использована для перегрузки грузов. Объем этих перевозок воз-
растет по сравнению с 1969 г. в 5—7 раз. Подобного роста не
наблюдалось ни в промышленности, ни на транспорте, поэтому
авиагруз и называют «спящим гигантом». Основной грузооборот
будет выполняться широкофюзеляжными самолетами Боинг 747,
DC-10, Локхид-1011 и, возможно, L-500. Последний может пере-
возить одновременно до 100 тс груза, что практически соответ-
ствует грузоподъемности четырех самолетов Боинг 707-320С (гру-
зовой вариант). Что касается среднегодового снижения себе-
стоимости перевозок и тарифов, то полагают, что величина
снижения составит 2—4%. Приведенные показатели не включа-
ют почтовых перевозок, прогнозы по которым считаются более
сложными. Напомним, что при их развитии в прошлом ежегод-
ный прирост составлял 12% в год. Ожидают, что эта тенденция
сохраняется и в будущем ****.
3.3.	Факторы снижения себестоимости перевозок. В разд. 2.4
рассмотрено влияние технико-экономических характеристик са-
молета на себестоимость перевозок. Однако общую экономиче-
скую основу воздушного транспорта образуют не только упомя-
ые, но и многие другие эксплуатационные факторы, влияющие
на величину не только косвенных, но и прямых расходов. Анализ
тенденций развития воздушных перевозок показывает, что на-
* «Aeroplane», 4.9, 1968, р. 8.
** Astronautics and Aeronautics, II, 1969.
*** Interavia AAE, 10.10.1968.
**** Aeroplan, 11.09.1968.
47
чиная с 1959 г. эксплуатационные расходы и величина тарифов
за перевозки непрерывно снижаются, но не везде равномерно.
Так, на международных линиях сокращение шло быстрее, чем
на внутренних при значительном превышении процента ежегод-
ного снижения (три к одному). Это связано с той особенностью
развития реактивных самолетов, что вначале создавались более
дальние, у которых рост скорости и грузоподъемности шел зна-
чительно быстрее. (Напомним, что тарифы, как и цены на про-
мышленную продукцию, являются денежным выражением стои-
мости транспортной продукции — перемещения пассажиров и
грузов. Их величина дифференцируется по группам воздушных
трасс в зависимости от дальности перевозок.)
Одним из эксплуатационных факторов снижения себестоимо-
сти перевозок является увеличение налета часов. Поэтому зави-
симость между прямыми затратами и суточной (или годовой)
производительностью, учитывающей и налет часов, является наи-
более емким показателем. Высоким достижением среднесуточ-
ного налета является 10—12 ч, а среднегодового — 3000—3200 ч.
Среди факторов, оказывающих влияние на величину не только
прямых, но и косвенных расходов, обращает на себя внимание
длина беспосадочного полета. С увеличением ее не только растет
рейсовая скорость, но увеличивается налет часов, сокращается
число взлетов и посадок, уменьшается величина аэропортовых
расходов, отнесенная к одному часу полета, возрастает ресурс
самолета, поскольку взлетный режим является определяющим.
В связи с этим возникает вопрос о целесообразности использова-
ния самолетов более высокого (по дальности) класса на рейсах
меньшей протяженности, т. е. об оптимальном значении средней
длины рейса. Известно, что на относительно коротких линиях с
высокой плотностью пассажирского потока часто используются
самолеты с большой производительностью, что заметно снижает
среднюю (для парка) продолжительность полета. Этот вопрос,
как и многие другие, имеет свое оптимальное решение лишь с
учетом конкретных условий.
К общей проблеме повышения степени использования авиа-
ционной техники, помимо увеличения суточного налета и сред-
ней длины беспосадочного рейса, относятся вопросы простоя и
снятия самолетов с рейса. Решение их связано с повышением
надежности и снижением числа отказов в работе всех систем ле-
тательного аппарата. Уменьшение простоя приводит к сокраще-
нию числа запасных самолетов (стоимость которых теперь весь-
ма велика) и, следовательно, к увеличению среднего налета все-
го парка. Немалое влияние на снижение себестоимости перевозок
оказывают и такие проблемы, как регулярность движения и ко-
эффициент загрузки самолета. Решение их связано не только с
условиями эксплуатации, но и с многими параметрами самого
самолета и степенью совершенства его конструкции и систем
оборудования. Наконец, серьезным фактором снижения прямых
48
расходов является численность экипажа. Считалось, что большое
число его членов повышает безопасность полета. Однако автома-
тизация пилотирования и оснащение наземных служб позволили
сократить экипаж. Следует заметить, что величина себестоимости
перевозок на самолетах одного и того же типа колеблется. Это
объясняется экономическими условиями эксплуатации (в частно-
сти, уровнем заработной платы, стоимостью топлива, размером
аэропортовых расходов), структурой воздушных линий, много-
типностыо парка, компоновкой пассажирских самолетов, числен-
ностью экипажа и т. п. Эти обстоятельства затрудняют сравни-
тельный анализ экономической эффективности и конкуренто-
способности.
3.4.	Факторы, определяющие коэффициент пассажирозагрузки
(Кп.з)- Под Лп.з понимается отношение количества занятых мест
к располагаемому их числу. Единого мнения о влиянии этого ко-
эффициента на экономику воздушных перевозок и о влиянии
различных свойств самолета на его величину пока не сложилось.
В эксплуатации /СПз определяется как среднегодовая величина
на конкретных линиях или для данного типа самолетов, или для
парка. При проектировании учитываются статистические данные,
но можно его величину выбирать, варьируя число пассажиров и
частоту рейсов, принимая за условие объем перевозок с учетом
его роста в последующие годы. Для высокой частоты рейсов при
сложившемся пассажирском потоке на линиях нужен самолет
меньших размеров, который приводит к повышению /Сп.з- Само-
лет же больших размеров экономичнее и не только потому, что
более производителен. Он перевезет то же число пассажиров, но
при меньшем числе взлетов и посадок, т. е. с меньшей величиной
аэропортовых расходов и за меньшее летное время. Не все фак-
торы являются противоречивыми. Например, преимущество вы-
сокого /Сп.з для пассажира заключается в возможности снижения
тарифов на перевозки, но это выгодно и для авиалиний, так как
привлекает пассажиров, способствуя дальнейшему росту /Сп_3.
Высокий /Сп.з увеличивает степень использования располагае-
мой грузоподъемности и производительности самолета, приводит
к повышению рентабельности даже при снижении тарифов. Ко-
личественные соотношения примерно таковы: увеличение /Сп.з на
10% (т. е. от 0,6 до 0,66) позволяет снизить тариф на 10% и уве-
личить при этом доход на 1%, что тоже значительно. Выходит,
что повышение /Сп.з выгодно, по до известных пределов. Невысо-
кое его среднегодовое значение (0,6—0,65) говорит о большом
диапазоне колебаний загрузки самолета (от 0,2—0,3 до 1,0).
Повышения коэффициента можно достигнуть, например, умень-
шением числа располагаемых мест (уменьшением размера само-
лета), ио это приведет к сокращению перевозок в сезон, когда
% достигает единицы. Следовательно, нахождение оптималь-
ной величины /Сп.з представляет сложную задачу, решение кото-
рой зависит от многих факторов. Кроме упомянутой частоты рей-
49
сов на величину планируемого Кп.з оказывает влияние средняя
продолжительность полета. При коротких рейсах, где эксплуа-
тационные расходы значительно выше, чем на дальних, Кп.3
должен быть выше, но в то же время и частота рейсов тоже
выше *.
Тенденция снижения /Сп.з в определенные периоды развития
воздушного транспорта связана с резким увеличением числа
предлагаемых мест (на рис. 1.16 показаны изменения Кп.з при
вводе в эксплуатацию реактивных самолетов). В конце шестпде-
Рис. 1.16. Изменение фактического значения Кл з и
/Сп.р. По данным «Aeroplane», 11, IX, 1968, р. 4
сятых годов его величина поднялась до 0,6—0,65 и стабилизи-
ровалась. (То же произойдет при вводе в эксплуатацию аэробу-
сов.) Однако пороговый коэффициент загрузки /СП.Р** при этом
снижался. Ожидается дальнейшее его снижение у многоместных
самолетов третьего поколения на 8—10%. Из графика следует,
что в годы внедрения самолетов с ТРД фактический /Спз был
ниже порогового значения. Объясняется это тем, что производи-
тельность самолетного парка росла быстрее, чем снижались та-
рифы, и поэтому спрос отставал от предложения. А снижению
тарифов препятствовали вначале высокие эксплуатационные рас-
ходы, связанные, в частности, с низкими в то время ресурсами.
Изменение соотношения в последующие годы свидетельствует
о росте рентабельности воздушного транспорта.
3.5.	Комфорт и проблемы шума. Вопросы комфорта относят-
ся к тем проблемам проектирования, которые решаются на ос-
нове компромисса между тенденцией к росту уровня требований
и стремлением к повышению экономичности. Высокий уровень
комфорта приводит к росту пассажирозагрузки и этим повышает
экономичность, но вместе с тем он увеличивает вес снаряженно-
го самолета вследствие, главным образом, снижения степени ис-
пользования объема фюзеляжа, что оказывает противоположное
влияние. Аналогично дело обстоит, например, с вопросами на-
дежности, собственный эффект которых повышает экономичность,
* При этом не учитываются те случаи, при которых задается частота
рейсов.
** Кир — соответствует порогу рентабельности (см. 2.4).
50
но в силу того, что при этом обычно утяжеляется конструкция,
экономичность снижается. В итоге — эффекты положительные.
Характеристиками, определяющими комфортабельность пас-
сажирских мест, является ширина кресел (между подлокотника-
ми) и шаг их установки. Вместе с шириной проходов они опре-
деляют площадь пола, приходящуюся на одного пассажира. Эту
величину принимают за параметр комфортабельности. В сочета-
нии с высотой кабины появляется другой параметр, оцениваю-
щий объем, приходящийся на одного пассажира [62]. Если пер-
вый из них определяет ширину фюзеляжа, то второй — его ос-
тальные размеры.
Рис. 1. 7. Салоп широкофюзеляжного самолета с ки-
ноустановкой
Принятые для самолетов второго поколения удобные кресла,
низкий уровень шума, хорошее кондиционирование воздуха, эс-
тетика салонов, интерьеры, выполненные в стиле «приятной про-
стоты», отличное обслуживание и питание пассажиров — все это
приобрело категорию международного стандарта. Поэтому во-
просы комфорта на определенное время перестали быть дискус-
сионными. Проблемой стал интерьер широкофюзеляжных само-
летов. Поиски рационального числа кресел в одном ряду пока-
зали, что установка 10 кресел допустима лишь для коротких рей-
сов, что оптимальное их число не должно превышать 8—9.
Компоновка кабин с двумя широкими продольными прохода-
ми и большим числом поперечных, простор высоких салонов
(рис. 1.17), свободное размещение кресел улучшенной конструк-
ции и несколько больших размеров, более высокий уровень
комфорта, наконец, большие багажные полки, закрытые створ-
ками (рис. 1.18),— все это отличает внутренний вид пассажир-
51
ских кабин широкофюзеляжных самолетов. Кроме того, в сало-
нах имеются киноустановки, магнитофоны, телевизоры. На аэро-
бусах в подпольной части размещаются просторные буфеты, из
Рис. 1.18. Багажные полки
которых раздаточные тележки поднимаются на палубу с по-
мощью лифтов (рис. 1.19).
Напомним, что при создании самолетов второго поколения
и их модификаций наблюдалось стремление к повышению плот-
ности компоновки кабин и степени использования объема фюзе-
Рис. 1.19. Помещение буфета в подпольной части
ляжа. Таким образом, путем некоторого снижения комфорта
поднималась рентабельность даже при одновременном снижении
тарифов на билеты (со снижением классности кресел). При
разработке самолетов третьего поколения очевидной стала тен-
52
пенния к повышению комфорта. В этом можно усмотреть стрем-
ление к привлечению пассажиров, т. е. к повышению спроса,
необходимого в связи с резким ростом числа предлагаемых мест
(см. рис. 1.15).
Самолеты каждого последующего поколения становятся бо-
чее совершенными и экономичными. И всегда есть что-то наибо-
лее отличающее их от самолетов предшествующего поколения.
Например, когда были внедрены в эксплуатацию самолеты с
ТВД, пассажиры могли отметить снижение шума и вибрации.
Самолеты с ТРД привели к значительному увеличению скорости
полета, а самолеты с двигателями на корме — к снижению шу-
ма. Широкофюзеляжные самолеты отличают существенное по-
вышение комфорта.
Вопросы снижения шума как внутрикабинного, так и внеш-
него продолжают заботить конструкторов. Проблема уменьше-
ния внутреннего шума решена компоновкой двигателей на фюзе-
ляже. Это привело к утяжелению конструкции, для аэробусов,
правда, незначительному (см. гл. 15). Проблему снижения внеш-
него шума решали установкой на двигателях шумоглушителей.
Результат оказался недостаточным. Затем разрабатывали шу-
мопонижающие гондолы с длинными каналами. Падение тяги
при этом ничтожно мало — 0,1%, а вес снаряженного самолета
увеличивался заметно. Двухконтурные двигатели облегчили
решение проблемы, но появилась тенденция повышения требова-
ний к снижению внешнего шума. „В настоящее время лишь не-
многие современные самолеты с тремя и четырьмя двигателями
укладываются в предлагаемые нормы шума. К ним относятся:
американский Локхид С-141, советский Ил-62 и английский
VC-10” («Авиэшн Уик» 25.III.68).
В заключение заметим, что тенденции развития пассажир-
ских самолетов и воздушного транспорта, рассмотренные здесь
на примере зарубежной техники, характерны и для отечествен-
ной, что подтверждается данными работы [35], приведенными в
табл. 1.4.
Таблица 1.4
Показатели роста советского Аэрофлота
Наименование	1958 г.	1970 г.	19"5 г.
ПасСажирооборот, миллиарды пас- сажире- километров	59	72—75	110—115
Перевозка пассажиров, [миллионы человек	61—62	75—80	115—120
Перевозка почты и грузов, тысячи тонн	1600	2150	3000
53
Глава 4. МОДИФИКАЦИИ САМОЛЕТОВ И ИХ ПЛАНИРОВАНИЕ
4.1.	Значение проблемы. Главным направлением в развитии
авиационной техники, как и любой другой, является создание
новых образцов. Однако это направление таит в себе главное
противоречие, отражающее диалектику машин. С одной сторо-
ны, конструкции беспрерывно усложняются, происходит насы-
щение самолетов сложнейшими системами оборудования, разра-
ботка с учетом предварительного изучения потребного типораз-
мера занимает многие годы. Стоимость машин, вследствие
сказанного, достигает крайне высокой величины и зависит так-
же от неизменности и многотиражности. С другой стороны, са-
молеты быстро устаревают и технический прогресс требует по-
стоянного их обновления. То же наблюдается и в развитии мно-
гих других машин. Поэтому данная проблема носит всеобщий
характер и имеет большое народнохозяйственное значение.
Упомянутое противоречие устраняется новым направлением в
развитии техники, получающим все более широкое распростра-
нение, а именно развитием по линии модификаций, приводящим
к повышению производительности машин. Поэтому любой, даже
самый удачный самолет, должен быть в дальнейшем усовершен-
ствован, т. е. его характеристики скорости, дальности и коммер-
ческой нагрузки должны периодически улучшаться. Достигается
это улучшением его конструкции или аэродинамики, усовершен-
ствованием или заменой двигателей и, конечно, увеличением
взлетного веса, причем в значительных пределах (иногда до
50%)- Последнее является показателем, с одной стороны, зна-
чительного роста производительности, а с другой — наличия
потенциальных возможностей.
Закономерность развития модификаций * отражает объектив-
ные изменения па линиях воздушного транспорта, а именно по-
вышение плотности пассажирского потока и появление новых
линий. Виды и пути этого развития, естественно, различны и
почти каждый самолет развивается как-то по своему, однако
изучение этого процесса позволяет подметить определенные за-
кономерности, знание которых облегчает задачу создания емкого
для модификаций самолета.
Одной из современных проблем проектирования является
планирование модификаций, проводимое еще в период предэс-
кизных изысканий. Хотя большая часть эксплуатируемых само-
летов имеет свои модификации, проблема их планирования воз-
* Напомним, что модификацией называют, как процесс видоизменения
(не затрагивающего назначения самолета), так и сам самолет с измененными
технике-экономическими характеристиками, определяющими более высокую
степень совершенства. Модификации не следует смешивать с компоновочными
вариантами, учитывающими особенности эксплуатации на тех или иных ли-
ниях, но не повышающими производительности самолета. Что касается грузо-
пассажирских вариантов, то они расширяют возможности использования
самолета, не изменяя целевого (транспортного) его назначения.
никла сравнительно недавно и в полной мере решается лишь при
проектировании самолетов третьего поколения. Создание непла-
нируемых модификаций в прошлом обычно производилось путем
использования потенциала двигателей (роста тяги) или их за-
мены и потенциала самолетов (использования избыточной проч-
ности).
Вопросы планирования включают выбор вида модификации
и путей их развития *. Решение их является не простой зада-
чей, оно основано на технико-экономических исследованиях. Для
самолетов одних классов (например, короткорейсовых) могут
оказаться предпочтительными одни виды и пути развития, для
других иные.
Второй, не менее сложной частью проблемы планирования
является долгосрочное прогнозирование степени роста пассажи-
ровместимости и производительности модификаций. Сложность,
собственно, заключается в определении роста потребности в те-
чение многих лет эксплуатации и достижении надежности про-
гнозирования.
Практика проектирования показывает, что создание самоле-
тов с пассажировместимостью, соответствующей не первому, а
последнему периоду их эксплуатации и, следовательно, перераз-
меренных (по объему фюзеляжа) на момент внедрения исход-
ных вариантов, экономически не оправдывается. Периодически
возникающая необходимость наращивания пассажировместимо-
сти удовлетворяется разработкой модификаций, отвечающих си-
туации, складывающейся на воздушных линиях. Причем перио-
ды создания, например, модификаций короткорейсовых самоле-
тов не превышают двух-трех лет. Столь изменчивые условия
и позволяют относить пассажирские самолеты к числу машин
быстро «морально» стареющих и приводят к необходимости пла-
нирования модификаций в начальной стадии разработки
проекта.
Широкая эксплуатация аэробусов и самолетов-гигантов, т. е.
самолетов третьего поколения начнется не раньше второй поло-
вины пли конца семидесятых годов. Следовательно, еще дли-
тельное время перевозки будут осуществляться на самолетах
второго поколения и главным образом на их модификациях.
Кроме того, самолеты третьего поколения модифицируются уже
в процессе их проектирования, поэтому исследование проблемы
модификаций становится все более актуальным.
В заключение следует сказать о правомерности сравнений.
Естественно, что каждый вновь проектируемый самолет должен
превосходить по своим характеристикам эксплуатируемые. Одна-
* Условимся виды модификаций различать в зависимости от характера
изменения летных характеристик (грузоподъемности и дальности полета), а
пути их развития — по объему изменений, проводимых на самолете, т. е. по
средствам достижения более высокой производительности.
55
ко последние в процессе развития модификации исчерпали свои
резервы и этим путем достигли высокого совершенства. Проек-
тируемый же самолет, как правило, располагает резервами, что
несколько снижает эффективность исходного варианта. В связи
с этим и возникает иногда вопрос о правомерности сравнения
последней модификации эксплуатируемого самолета с исходным
вариантом проектируемого для его замены. При решении этого
вопроса следует помнить, что именно такое сопоставление и оп-
ределяет рост совершенства в развитии авиации.
4.2.	Периодичность и виды модификаций. Периодичность мо-
дификаций, т. е. срок ввода в эксплуатацию видоизмененных са-
молетов, неодинакова для отдельных этапов развития и для раз-
личных классов самолетов с газотурбинными двигателями
(рис. 1 .20). Развитие поршневой пассажирской авиации также
шло по линии модификаций, но было эпизодичным и недоста-
точно эффективным. Так, например, модификация Супер DC-3,
одного из первых массовых пассажирских самолетов DC-3, по-
явилась на пятнадцатом году его эксплуатации (в 1949 г.).
Другой массовый самолет Йл-14 также имел модификации
(Йл-14П и Ил-14М), отличавшиеся длиной фюзеляжа и числом
пассажирских мест.
Периодичность модификаций характеризуется, в конечном
счете, ростом пассажирских перевозок. Модификации появляют-
ся не только в процессе развития самолета в соответствии с ро-
стом пассажирского потока на линиях, где эксплуатируются пре-
дыдущие варианты, как это происходило, например, с Ил-18.
Встречается и одновременное проектирование одного и того же
самолета в двух-трех вариантах для линий с различной плотно-
стью пассажирского потока. Вопрос, в таком случае, не в одно-
временности или последовательности проектирования, а в назна-
чении самолета. Обычно модификации разрабатывают с некото-
рым смещением во времени и тогда они оказываются более
эффективными вследствие использования естественных резервов,
которые, как правило, имеют место, но выявляются лишь в про-
цессе испытаний.
Создавать самолеты с повышенной производительностью так
же быстро, как появляются модификации (см. рис. 1.20), и не-
возможно, и неэкономично. Сроки создания самолетов достаточ-
но велики и беспрерывно возрастали, что связано с усложнением
технических проблем, а также с трудностями изучения самолет-
ного рынка и потребностей авиалиний. Так, «цикл создания са-
молета (от начала проектирования до начала серийного произ-
водства) в сороковых годах в среднем не превышал четырех
лет, а в шестидесятых — он возрос до 8—9 лет»*. Правда, в
последующем наблюдалось некоторое сокращение сроков, что
можно объяснить накоплением опыта, развитием материаль-
* Э. X. X ейн ем а н, RAS № 650, II, 1965.
56
ной базы и широким применением вычислительной техники. Что
касается экономической стороны вопроса, то разработка моди-
фикаций, включающих не только удлинение фюзеляжа, но и при-
менение новых двигателей, обходится во много раз дешевле,
чем создание нового самолета. Происходящее при этом сниже-
ние себестоимости перевозок повышает рентабельность и способ-
ствует быстрой окупаемости затрат на создание модификаций.
Виды модификаций отличаются характером и результатами
изменений летно-технических данных. У одних самолетов увели-
чивают пассажировместимость (ипас) и грузоподъемность (бКЛ1)
при уменьшении или при сохранении дальности полета (см. точ-
ней? тс______________________i
‘ Модификации с удлиненным
фюзеляжем
с' с е
ки с и с' на рис. 1.21 в сравне-
нии с исходной точкой Ь).
У других, наоборот, — увели-
чивают дальность при сохра-
о/коп/тс км
Для исходного
варианта
L,km
Рис. 1.21. Изменение характери-
стики коммерческой нагрузки
(<7К н) по дальности (L) при мо-
дификации самолетов

150
100
1959 1961
Рис. 1.20. Изменение числа пасса-
жирских мест при модификации
самолетов, характеризующее их
периодичность

нении постоянными пПас и (точка d). У третьих — и то,
и другое (точка е). Примером последнего является Дуглас DC-8
и его три модификации: DC-8-61 (точка с), DC-8-62 (точка d)
и DC-8-63 (точка е). Можно различать и другие виды модифика-
ций, расширяющие возможности использования самолета, на-
пример, в грузовом варианте с увеличением коммерческой грузо-
подъемности иногда в 1,5—2 раза. Изменение характеристик
достигается как путем модификаций эксплуатируемых самоле-
тов, так и путем проектирования самолетов одновременно в двух
вариантах: «ближний» (для коротких линий) с большим числом
мест и с удлиненным фюзеляжем и «дальний» с более коротким
фюзеляжем и, соответственно, с меньшим числом мест и мень-
шим весом конструкции. Подобное проектирование представ-
ляется прогрессивным для самолетов различных классов от
короткорейсовых до межконтинентальных, так как самолет,
заложенный в двух вариантах, обладает значительным потенциа-
лом роста и широким диапазоном применения. Примером подоб-
57
.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ного проектирования у нас является Ту-154 [19, 35], а за рубежом
DC-8-60.
Целесообразность такого решения обусловливается тем, что
грузоподъемность за предельным значением дальности (точка Ь)
резко падает. При полете с полными баками (с максимальным
взлетным весом) она составляет не более 40—50% предельного
значения (точка g). Причем это отношение тем меньше, чем
больше максимальный вес коммерческой нагрузки и выше сте-
пень использования объема крыла. В результате самолет на
рейсах, соответствующих его максимальной дальности или близ-
кой к ней, совершает полет полупустым, обремененным относи-
тельно большим и тяжелым фюзеляжем. Это несоответствие бу-
дет увеличиваться по мере роста пассажировместимости. Заме-
тим, что вес неиспользуемой в дальних полетах части фюзеляжа
соизмерим с величиной транспортируемой при этом коммерче-
ской нагрузки. Например, утяжеление самолета за счет удлине-
ния фюзеляжа на величину, необходимую для размещения
одного ряда из шести кресел, примерно равно весу 6 пассажи-
ров с багажом.
Сказанное позволяет сделать следующие выводы.
1. Эксплуатировать самолеты с удлиненными фюзеляжами
на линиях, соответствующих максимальному запасу топлива, не-
экономично (зона Д на рис. 1.21) *. 2. Одной из особенностей
модификаций с удлиненным фюзеляжем является потеря даль-
ности (Д£) при GK.H=const или потеря коммерческой нагрузки
AGKH при L = const в расчетном случае (рис. 1.21).
В ранний период развития реактивной авиации появились
модификации межконтинентальных самолетов первого поколе-
ния типа Боинг 707. Их развитие шло с наращиванием дально-
сти полета, что соответствовало появлению новых линий боль-
шей протяженности. Пассажировместимость этих самолетов со-
хранялась почти неизменной, а на среднерейсовых самолетах
(типа Ил-18 и Ту-104) изменялась при сохранении или увеличе-
нии дальности полета. Во втором поколении стремительно раз-
вивались модификации короткорейсовых (типа Ту-134, ВАС.1-11,
DC-9, Боинг 737) и среднерейсовых (типа Ту-154, Боинг 727,
«Трайдент») самолетов, главным образом, по линии увеличения
пассажировместимости, что было вызвано резким ростом плот-
ности пассажирского потока. (Правда, в этот период появилась
и многоместная модификация межконтинентального самолета
DC-8-61). Следовательно, различным классам свойственны раз-
личные виды модификаций и чем большей дальностью обладает
самолет, тем в меньшей степени возрастает пассажировмести-
мость и в большей — дальность полета (рис. 1.22).
* Зоны Б и Д разграничены перпендикуляром, опущенным из точки пе-
ресечения двух кривых (/ и 2) себестоимости перевозок (д'), соответствую-
щих двум вариантам самолета — исходному (1) с коротким фюзеляжем и
модификации (2) с удлиненным фюзеляжем.
58
Если появление модификаций с увеличенной дальностью свя-
зано с развитием дальних воздушных сообщений, то появление
многоместных модификации отражает тенденцию роста объема
перевозок путем увеличения размеров самолета, а не их парка.
Увеличение числа пассажирских мест у самолетов первого
поколения производилось путем повышения плотности компонов-
ки без увеличения длины фюзеляжа. Выраженная через площадь
пола на одного пассажира эта плотность уменьшилась от 0,93 до
Рис. 1.22. Относительный рост числа мест последующих мо-
дификаций tii по сравнению с исходным вариантом пИсх по
годам эксплуатации короткорейсовых (1), среднерейсовых (2)
и межконтинентальных самолетов (3)
0,68 и 0,55 соответственно появлению новых кресел: вслед за
первым классом — туристских, а затем экономических. Новая их
конструкция позволила уменьшить шаг установки кресел и уве-
личить их число в одном ряду (табл. 1.5).
Т а б ли ц ajl.5
Наименование	Ил-18А	Ил-18Б	Ил-18В	Ил-18Д	Ил-18Е
Шаг установки кресел, мм	1020	840	810	750	750
Число мест в одном ряду	5	5	5	6	6
Число пассажирских мест	75	89	100	110	122
При значительном увеличении числа пассажирских мест повы-
шался взлетный вес и мощность двигателей, особенно при одно-
временном увеличении дальности полета (Ил-18Д). В этих мо-
дификациях, кроме того, дорабатывались системы оборудования
(главным образом, кондиционирования воздуха с целью сохра-
нения уровня комфорта). Размеры самолета и его конструкция
59
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
оставались неизменными. Для последующего поколения самоле-
тов этого класса характерен, как отмечалось, иной вид разви-
тия, связанный с увеличением длины фюзеляжа. Подобные мо-
дификации имели американские Боинг 727, DC-9 и др. Англий-
ский самолет «Трайдент» пережил и те и другие виды
модификаций.
Увеличение дальности полета достигается также разными
путями: увеличением емкости топливной системы, установкой
более экономичных двигателей или тем и другим одновремен-
но. Емкость топливной системы может быть увеличена или за
счет неиспользованных объемов центроплана (Ил-18), или объ-
ема киля (Супер VC-10 и Ил-62М), или путем установки подвес-
ных баков («Комета»). Таким образом, улучшение технико-эко-
номических показателей при модификации может быть достиг-
нуто с помощью различных средств.
Следует заметить, что при модификации самолета ради уве-
личения максимальной дальности (точки g, k на рис. 1.21) од-
новременно достигается существенный экономический эффект от
значительного увеличения коммерческой нагрузки (Zdj) и числа
пассажиров, перевозимых на рейсах, доступных и для исходного
варианта (Z) с нагрузкой, меньше максимальной. С этим поло-
жением связан и несколько иной подход к экономическому ана-
лизу подобных модификаций. Если при сравнительной оценке
однотипных самолетов по себестоимости перевозок необходимо
и обычно достаточно рассматривать ее минимальное значение
(точка a'nln), то для определения роста экономичности подоб-
ной модификации (bdk) этого недостаточно. (При увеличении
только дальности с сохранением коммерческой нагрузки (bd)
снижение минимальной себестоимости невелико, но расширяет-
ся возможность использования самолета.) Экономический эффект
такой модификации определяется путем анализа эксплуатации
на конкретных линиях с учетом роста коммерческой нагрузки
(ldx). Характерным примером этого является модификация
Ил-62М, у которого максимальная дальность была увеличена на
13% что, вообще говоря, значительно. Однако главным
достоинством ее является возрастание коммерческой нагрузки
и числа пассажиров, транспортируемых, например, на линии
Токио — Москва на 50% (Z^).
4.3.	Изменение параметров и характеристик. Создание моди-
фикаций обычно связано с изменением весовых и других харак-
теристик. Количественное их изменение различно и зависит от
вида модификации. Так максимальный взлетный вес при изме-
нении характеристики по кривой Ьс (см. рис. 1.20) сохраняется,
а по кривым bd и dk (в сравнении с bg) возрастает. Максималь-
ный посадочный вес самолета и вес при нулевом запасе топлива
в первом и последнем случаях возрастает, а по bd и dk сохра-
няется. Увеличение взлетного веса приводит к повышению удель-
60
ной нагрузки на крыло р и к снижению энерговооруженности Л,
вследствие чего изменяются взлетно-посадочные характеристи-
ки. Так, сбалансированная длина ВПП * возрастает в последних
трех случаях, а скорость захода на посадку в случаях с и е.
Это справедливо для полетов с максимальной коммерческой на-
грузкой на наибольшую дальность. В полетах на сравнимую
дальность модификации dk и bd будут иметь большую удельную
нагрузку на крыло (в сравнении с bg) и, следовательно, увели-
ченную скорость захода на посадку.
Рис. 1.23 Изменение удельной
нагрузки на крыло р и энерго-
вооруженности R модификаций
пассажирских самолетов
Я
0,5
0,25
727	£		
		
„Трайдент"		
		
400	450	500	550 р,кгс/м2
Изменение основных параметров (р и В) при модификациях
показано на рис. 1.23. Стрелки на кривых указывают направле-
ние изменений. Горизонтальные или вертикальные участки кри-
вых соответствуют одновременному (с возрастанием взлетного
ве а) увеличению тгги двигателей или площади крыла. Причем
правилом, видимо, является снижение, а восходящая кривая —
скорее исключением. Повышение нагрузки на крыло и снижение
энерговооруженности последующих модификаций иногда ком-
пенсируют повышением степени механизации крыла ради сохра-
нения взлетно-посадочных характеристик. Примером типичного
развития короткорейсовых самолетов может служить DC-9.
Правда, площадь крыла в одной из модификаций была увели-
чена, чем и объясняется наличие небольших переломов на соот-
ветствующей кривой. Причиной увеличения потребной длины
ВПП (рис. 1.24) и_ скорости захода на посадку как раз и явля-
ются — падение В и возрастание р. Развитие самолета «Кара-
велла» шло по пути наращивания энерговооруженности, а у
Боинга 707, после девятикратной замены двигателей (и почти
каждый раз с увеличением тяги), энерговооруженность убыва-
ла * **. В результате этих модификаций повышалась весовая от-
дача и производительность и снижалась себестоимость перево-
зок. Степень изменения различных характеристик иллюстриру-
Напомним, что сбалансированной длиной взлетно-посадочной полосы
ВПП) называют расстояние от точки старта до точки, в которой кривые
взлетной дистанции и дистанции прерванного взлета в функции Vi пересе-
каются (Vj—оптимальная скорость при отказе одного из двигателей).
** В процессе модификаций изменяли площадь крыла с 226 до 269 м2
и оперения с 46 до 58 м2, вес снаряженного самолета с 53,5 до 61,2 тс, а
взлетный вес от 116,6 до 148,3 тс.
61
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ется на примере одного из современных среднерейсовых
самолетов (рис. 1.25).
Заметим, что весовые характеристики самолета изменяются в
процессе эксплуатации не только при модификации. Так, взлет-
Рис. 1.24. Изменение взлетно-посадочных харак-
теристик модификаций короткорейсового самолета
ные и посадочные веса среднерейсовых и короткорейсовых само-
летов увеличиваются и ради того, чтобы избежать заправки топ-
ливом в промежуточных аэропортах при полетах с максимальной
платной нагрузкой. В таком случае их значения возрастают за
счет топлива, разгружающего в полете крыло. Если требуется
усиление посадочных устройств, то вопрос решается относитель-
но просто (усиливают конструкцию шасси, тормозное устройство,
Рис. 1.25. Коэффициент изменения
(Кизм) производительности (1), коммер-
ческой нагрузки (2) числа пассажиров
(3), весовой отдачи (4), веса конструк-
ции (5), дальности полета (6) и себе-
стоимости тскм(7). За единицу приняты
данные основного варианта
модифицируют реверс). По-
добное решение экономиче-
ски выгодно, так как увели-
чивается оборачиваемость и
уменьшается время обслу-
живания самолета. Эта тен-
денция появилась сравни-
тельно недавно в связи
с увеличением интенсивно-
сти движения. У самолетов
упомянутых классов отноше-
ние максимального посадоч-
ного веса к взлетному до-
стигает теперь 0,9—0,95.
У самолетов большей даль-
ности полета оно законо-
мерно убывает.
4.4.	Виды планирования.
Пути развития модифика-
ций при изучении вопросов
планирования представляют
наибольший интерес и оста-
ются дискуссионными, по-
скольку они связаны с объемом резервирования. Известно, что
длительную летную жизнь самолету обеспечивают три фактора:
а) высокая надежность и безопасность; б) экономичность и регу-
лярность; в) перспективность развития. Уже отмечалось, что
62
большая часть современных самолетов имеет модификации, но
пишь при разработке самолетов третьего поколения они плани-
руются и часто со значительным изменением размеров и харак-
теристик самолета. Например, предусматривается удлинение
фюзеляжа на 15—20% (в некоторых случаях до 40%), увеличе-
ние пассажировместимости до 40%, а взлетного веса (с учетом
сохранения или увеличения дальности полета)—до 15—20%.
Планировать модификации — это, прежде всего, представить
себе общий вид модифицированного самолета и определить его
основные параметры, характеристики и производительность, т. е.
предусмотреть (или заложить) потенциальную возможность уве-
личения числа пассажирских мест, дальности полета, взлетного
веса, тяги двигателей путем минимального (в дальнейшем) из-
менения размеров самолета. Планирование модификации вклю-
чает, как отмечалось, выбор видов и путей развития самолета и
решение вопроса об экономически целесообразных резервах.
Предпосылкой же этого планирования является изучение зако-
номерности роста плотности пассажирского потока и потребной
частоты рейсов в будущем.
Различают два основных пути или две линии развития —
глубокие и малые модификации. Следует сразу же заметить, что
эти линии не связаны с количественной оценкой результата.
В одних случаях глубокая модификация может привести к боль-
шему эффекту, чем малая, в других — к равному. Все зависит
от постановки задачи. Когда вопрос о модификации возникает
в процессе эксплуатации конкретного самолета с изменением ха-
рактеристик, непредусмотренных при его проектировании, глубо-
кая модификация приводит к большим результатам, чем малая.
Если же в процессе проектирования предусматриваются моди-
фикации с определенными количественными изменениями (на-
пример, увеличением пассажировместимости в 1, 3 раза), тогда
объем изменений при любой модификации (глубокой или малой)
будет зависеть от характера резервирования и обе эти линии
развития, в данном случае, приведут к равному конечному ре-
зультату, предусмотренному при проектировании.
Модификации самолетов могут различаться и в отношении
их реализации. В одних случаях они запускаются в производст-
во со снятием исходного варианта, в других (отличающихся,
например, дальностью полета) — с сохранением. Но важно дру-
гое: иногда характер модификации позволяет видоизменять
(дорабатывать) самолеты, изготовленные до появления модифи-
кации (и снимаемые с производства), в иных — не допускает.
Тогда ранее изготовленные самолеты продолжают эксплуатиро-
ваться в первоначальном варианте. Этот вопрос может быть
рассмотрен в период планирования модификаций, когда можно
принять одно из двух упомянутых решений, ибо он, как и мно-
ие другие, таит в себе противоречия. Доработка первого вари-
I та с целью доведения его эффективности до уровня модифици-
63
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
рованного кажется целесообразной. Однако дополнительные
резервы для упрощения этой работы могут снизить экономич-
ность исходного варианта. Процесс планирования модификаций
является, таким образом, непрерывной серией компромиссных
решений между характеристикой исходного варианта и возмож-
ностями его модификации в дальнейшем.
Возвращаясь к предыдущему вопросу следует сказать, что
общепринятого определения понятия «малая» и «глубокая» мо-
бф
£ ф — £ + НОС+^ХВ
5)
Рис. 1.26. Увеличение длины фюзеляжа, ограниченное
величиной посадочного угла:
а—исходный вариант; б—модифицированный
дификация пока не сложилось. Все же ясно, что такие измене-
ния, как увеличение длины фюзеляжа в пределах, ограниченных
посадочным углом (рис. 1.26) *, или замена двигателей с целью
наращивания тяги, или повышение экономичности, можно отно-
сить к малой модификации. Изменение крыла при значительном
увеличении его площади, связанное обычно с увеличением хво-
стового оперения, а следовательно, и с возрастанием нагрузок на
фюзеляж, относится к глубокой модификации. Последняя при-
водит не только к большому объему конструктивных изменений,
но и к расширению программы различных лабораторных, аэро-
динамических и летных испытаний.
Следует отметить, что в практике мировой авиации не наблю-
дается строгого разграничения этих двух линий. То есть нельзя
заключить, что одни самолеты развиваются только по линии
малых, а другие только — по линии глубоких модификаций.
Скорее, самолеты, продолжительно эксплуатируемые, проходят
через оба типа модификаций. Вначале они, обычно переживают
* Если Нсч определяется расстоянием от земли до двигателей, то резерв
для увеличения /ф будет больше при колмпоновке двигателей под крылом.
64
I
Флагман магистральных линий Аэрофлота самолет Ил-62
Флагман местных линий Аэрофлота самолет Як-40
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками'.’!
Наиболее массовый из среднерейсовых самолетов первого поколения Ил-18
с турбовинтовыми двигателями
Среднерейсовый самолет второго поколения Ту-154 с двухконтурными
реактивными двигателями
Двухдвигательный турбовинтовой самолет первого поколения Лп-24
Двухдвигательный турбореактивный самолет второго поколения Ту-134
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Транспортный (грузовой) самолет Ап-22 «Антей»
с турбовинтовыми двигателями
Транспортный (грозовой) самолет Ил-76
с двухконтурпыми реактивными двигателями
дую, а затем глубокую, не исключая и последующие их чере-
дования. Возможность модификаций — малых или глубоких —
определяется наличием (или созданием) резервов по несколь-
ким направлениям. К главным из них относятся следующие: тя-
г вооруженность, площадь крыла, высота стойки шасси и проч-
есть конструкции планера. Рассмотрим их особенности, но вна-
чале заметим, что под понятием «проектирование с резервом
роста» будем понимать некоторые завышения параметров само-
лета, т. е. выбор их с несколько большими значениями, чем не-
обходимо для получения заданных летных и взлетно-посадоч-
ных характеристик и производительности самолета.
Какие бы пути модификаций ни были избраны, приходится
учитывать возможность их реализации посредством минималь-
ных изменений в дальнейшем. Для этого нужны резервы, а они
утяжеляют исходный вариант. С другой стороны, стремление к
достижению максимальной эффективности в исходном варианте,
исключающее тенденцию резервирования, может привести к соз-
данию бесперспективного самолета. Известно, что одно ценное
качество самолета обычно достигается за счет частичного ущем-
ления другого. Нельзя создать самолет емкий для модификаций
и одновременно обладающий максимальной эффективностью, как
не удается, например, создать самолет, который нельзя было бы
облегчить. Вопрос, очевидно, сводится к определению минималь-
ных, экономически целесообразных весовых потерь ради созда-
ния резервов. Заметим, что эти потери влияют на экономику тем
меньше, чем меньше самолет, что можно объяснить большой
коммерческой отдачей и меньшим коэффициентом роста взлет-
ного веса * у таких самолетов. Поэтому межконтинентальные са-
молеты, видимо, целесообразно проектировать без резервов, с
последующим развитием по линии глубокой модификации.
Размеры модифицированного (как и исходного) самолета
определяются величиной платной нагрузки, т. е. GK.H и пПас>
дальностью полета (L), крейсерской скоростью (УКр), взлетно-
посадочными характеристиками. Увеличение коммерческой на-
грузки определяет размер потребной вставки в фюзеляж. Реше-
ние вопроса о площади крыла и энерговооруженности зависит
от режимов завершенного взлета и крейсирования на заданном
эшелоне. Это справедливо для самолета с числом двигателей
более двух. При двухдвигательной схеме определяющим может
оказаться режим прерванной посадки, когда посадочный вес до-
стигает 0,9 взлетного, а также при сложной механизации крыла
(уменьшающей кПос) самолета с числом двигателей больше двух.
Выше отмечалось, что изменения, связанные с заменой сило-
вой установки, можно относить к малым модификациям. Одна-
ко увеличение тяги производят и без замены двигателей, по-
скольку они обладают потенциальной возможностью наращива-
* Подробнее см. разд. 9.4.
3	364
65
ния тяги. В поисках новых путей были предложены схемы, где
число двигателей составляет 2,5 и 3,5, т. е. схемы с бустерпым
двигателем, имеющим меньшую тягу, чем каждый из основных *.
Он может использоваться либо в течение всего полета, либо при
взлете и посадке. Последнее, видимо, более целесообразно, но
наилучшим образом реализуется лишь на тех самолетах, полно-
размерные двигатели которых по высотной характеристике
удовлетворяют требованиям крейсирования модифицированных
самолетов с увеличенным полетным весом без изменения эше-
лона.
При модификации короткорейсовых или среднерейсовых са-
молетов могут оказаться достаточными для взлета и посадки
бустерные двигатели (стартовые ускорители), применяемые на
самолетах с вертикальным взлетом. Они отличаются малым ве-
сом, простотой обслуживания и надежностью запуска. Послед-
нее имеет особое значение для обеспечения прерванной посадки
и ухода на второй круг с одним отказавшим двигателем. Допол-
нительный вес силовой установки при этом будет значительно
меньше, чем при масштабном увеличении основных двигателей.
Кроме того, он снижается из-за возможного удаления вспомога-
тельной силовой установки (ВСУ), функции которой может вы-
полнять бустерный двигатель.
Таким образом, пути увеличения тяги разнообразны. Однако
для обеспечения высоких значений основных характеристик, в
том числе и экономической, необходимо достаточно строгое соот-
ветствие двигателя и планера. И если у исходного самолета это
соответствие достигнуто, то увеличение тяги для сохранения
взлетно-посадочных характеристик при увеличении взлетного
веса очередной модификации приведет к необходимости увели-
чения площади крыла из условия крейсирования на заданной
высоте. Вследствие сказанного возникает вопрос о целесообраз-
ности некоторого завышения (выбора с резервом) площади кры-
ла и резервирования тяги.
Известно, что двигатели, как и самолеты, модифицируют,
ибо они обладают возможностью наращивания при этом тяги
путем увеличения или Т, или даже т. Следовательно, потен-
циал роста тяги можно планировать при создании двигателей.
Что касается некоторой переразмеренности крыла, то она поз-
воляет развивать самолет по линии малых модификаций. С воз-
растанием взлетного веса при модификации самолета изменяют-
ся взлетно-посадочные характеристики такие, как длина ВПП
(ZBnn), градиент скорости (Vy/V2), скорость захода на посадку
(Уз.п)« Изменение, естественно, происходит в меньшей степени,
если тяга возрастает, и в большей, если сохраняется. Однако
* Впервые схема в 3,5 двигателя применена на самолете «Трайдент-ЗВ».
Ускоритель взлета обладает тягой, равной 0,45 от тяги полноразмерного дви-
гателя, и удельным весом 0.105. Подробнее об этих схемах — в разд. 7.2.
66
выбранная с резервом площадь крыла позволяет эксплуатиро-
вать модифицированные самолеты с аэродромов заданного клас-
са и сохранить принятый эшелон крейсирования. Исходный же
вариант будет располагать несколько лучшими (чем заданные)
взлетно-посадочными характеристиками. Следовательно, некото-
рая переразмеренность крыла небесполезна и для исходного ва-
рианта проектируемого самолета. Но в то же время известно,
что чем выше нагрузка па крыло, тем эффективнее самолет в
целом.
Повышение несущих свойств крыла на взлетно-посадочных
режимах средствами механизации позволяет ограничить разме-
ры площади, но при этом, в известной мере, теряются преимуще-
ства, даваемые высоким коэффициентом подъемной силы, из-за
усложнения конструкции, возрастания веса и аэродинамическо-
го сопротивления. Кроме того, проблема заключается не в про-
стом увеличении максимальной подъемной силы, а в том, чтобы
получить максимально возможный су при одновременном дости-
жении высокого аэродинамического качества на взлете.
Примером может служить один из эксплуатируемых в насто-
ящее время самолетов, у которого трехзвеньевые закрылки зани-
мают три четверти размаха крыла, а на передней кромке рас-
положены предкрылки и щитки Крюгера. Благодаря столь высо-
кой степени механизации был получен ^=2,5 в посадочной
конфигурации, но при этом аэродинамическое качество не пре-
вышало 5, в то время как при ограниченном отклонении закрыл-
ка на взлете су=2,0 и аэродинамическое качество может достиг-
нуть 10. Другим примером может служить Фоккер F-28, где
вместо сложной механизации применено увеличение площади
крыла, что при умеренном удлинении обеспечило те же преиму-
щества, но с меньшим увеличением веса и без усложнения кон-
струкции. Таким образом, альтернативный выбор глубоко меха-
низированного крыла или крыла большей площади проводится
с учетом конкретных условий.
Целесообразную степень механизации крыла можно нахо-
дить с помощью весовых эквивалентов, справедливых для само-
летов с определенными значениями энерговооруженности и на-
грузки на крыло. Подход к решению этой довольно общей задачи
может быть различным. Один путь, предложенный А. А. Ба-
Дягиным [3], заключается в определении весового эквивалента
изменения су на 0,1. Он показывает предел целесообразных ве-
совых издержек. Другой путь непосредственного решения заклю-
чается в определении возможного прироста взлетного веса путем
повышения механизации при условии сохранения ВПП. Понят-
но, что часть прироста взлетного веса покрывает увеличение ве-
са конструкции, связанное с механизацией крыла (с учетом ко-
эффициента роста*). Но большая его часть позволяет повысить
* См. разд. 9.4.
3*
• 67
вес коммерческой нагрузки или топлива, что и должно подтверж-
дать экономическую эффективность повышения механизации пе-
редней и задней кромок крыла.
Проблема площади усугубляется при выборе крыла для са-
молетов малой дальности полета *. На самолетах большой даль-
ности удается использовать крейсерские возможности практиче-
ски любого крыла (размеры которого выбраны из условий
взлетно-посадочных характеристик) путем выбора высоты поле-
та, соответствующей максимальному значению аэродинамическо-
го качества. Дело в том, что влияние удельной нагрузки р на
весовые характеристики, как и на дальность полета самолетов
различных классов, неодинаково. Для короткорейсовых, обыч-
но двухдвигательных самолетов, оно невелико. Объясняется это
тем, что изменение р в сторону увеличения (путем уменьшения
площади крыла), с одной стороны, вызывает снижение взлетного
веса AGo(AS), так как уменьшает вес крыла и выгодно увели-
чивает с^крейс, приближая его к с?, max- С другой — вызывает
увеличение взлетного веса, так как приводит к росту относитель-
(Р, р	_\
—г==^?)
и увеличивает размер, а следовательно, вес силовой установки
(AGcy) и запас топлива (AGT). В итоге возможно такое
положение, когда отрицательное и положительное влияние изме-
нения р на взлетный вес взаимно компенсируются:
V AGo = - AG0 (AS) + ДО0 (ДОС у) + ДОо (AGT) ~ 0.
Значительное завышение площади крыла и снижение р на
тех же короткорейсовых самолетах, имеющих обычно небольшой
эшелон крейсирования, может оказаться вредным как из усло-
вия сопротивления, так и из условия веса. Правда, не в одина-
ковой степени при различных условиях. Например, если высота
полета не превышает 6000 м, то издержки невелики. Если же она
достигает 8000—9000 м, то при увеличении площади крыла в
небольших пределах (на 10—15%) крейсерская эффективность
(Л1крк) может даже возрасти, так как качество (при том же
Л1Кр) увеличится на 3—4% за счет уменьшения относительного
миделя. Однако соответствующее уменьшение запаса топлива
(при L = const) не компенсирует увеличение веса пустого снаря-
женного самолета (Gn,CH). Последнее вызывается не только уве-
личением площади крыла и связанной с этим площади оперения,
а также утяжелением фюзеляжа вследствие увеличения разме-
ров оперения и нагрузок. Таким образом, выбор крыла для двух-
двигательного самолета действительно приобретает особую ост-
роту: излишняя площадь, как и лишний вес,— вредна, а недоста-
* При равном взлетном весе чем больше дальность полета, тем меньше
площадь крыла, так как удельную нагрузку на крыло от взлетного веса
можно допустить большую у дальнего самолета при равной удельной на-
грузке от посадочного веса.
68
ток ее может привести к не менее печальным последствиям —
самолет будет или бесперспективным для развития модификаций
и (в случае просчета в определении Gn.CH или к) непригодным
для эксплуатации с заданного класса аэродромов. Это означа-
ет что выбор крыла должен производиться на основе тщатель-
юго и всестороннего исследования с учетом неизбежного роста
веса снаряженного самолета в процессе
следующего появления модификаций
и, как следствие, увеличения взлетного
веса.
В тех случаях, когда потенциал раз-
вития модификаций исчерпывается
требованиями взлетно-посадочных ха-
рактеристик, можно воспользоваться
недавно предложенным способом уве-
личения площади крыла путем устрой-
ства отклоняющихся концевых щитков
(рис. 1.27). При крейсировании они
прижаты к поверхности крыла, обра-
зуя утолщенный профиль, а на малых
скоростях поворачиваются на 180°.
Таким образом, шарниры отклоняемых
концов не нагружаются в полете
с большой скоростью в отличие от
крыла изменяемой стреловидности.
Утверждают, что «платная нагрузка
типичного самолета с двумя двигате-
лями, взлетный вес которого ограни-
чен характеристиками, соответствующими одному работающему
двигателю, увеличится примерно на 50% при использовании
отклоняемых концов крыла» [82].
При планировании какого-либо варианта модификации и соз-
дания некоторых резервов, помимо проблем тяговооруженности
и площади крыла, возникают вопросы, связанные с высотой
стойки шасси, объемом фюзеляжа и прочностной характеристи-
кой планера. Увеличение длины фюзеляжа (в период модифи-
каций) в определенных пределах возможно и без увеличения
высоты стойки шасси — путем некоторого уменьшения посадоч-
ного угла. Величина этого угла изменяется вследствие увеличе-
ния длины лишь хвостовой части фюзеляжа, а последняя (из ус-
ловия центровки) возрастает не более чем на 0,5 общей длины
вставки (см. рис. 1.26). Следовательно, изменение его не столь
велико, а в случае отсутствия резервного угла может быть ком-
пенсировано увеличением угла установки крыла.
Ясно, конечно, что резервировать объемы не следует. В крыле
такие резервы часто образуются непроизвольно. Завышение же
проектирования и
эис. 1.27. Щиток в момент
изменения положения
* Подробнее в разд. 2. 2.
69
объема фюзеляжа приведет или к уменьшению плотности ком-
поновки, или к созданию более многоместного самолета, чем не-
обходимо для основного варианта, и если потребная пассажиро-
вместимость была определена обоснованно, то завышение числа
мест снизит коэффициент пассажирозагрузки или частоту рейсов
и в конечном счете — экономическую эффективность. В то же
время последующее удлинение фюзеляжа (при возникновении
потребности в увеличении числа мест) при модификации само-
лета не является проблемой. Есть в этом, правда, и другая сто-
рона вопроса: можно ли доверять прогнозам в определении по-
требного (на многие годы) числа мест. Легко заметить, что са-
мые смелые из них часто оказывались заниженными. Поэтому
и понятна тенденция многих конструкторов несколько завышать
размер самолета. Однако это положение не относится к пробле-
ме резервирования.
Что касается прочностной характеристики, то вряд ли целе-
сообразно закладывать резервы прочности, завышая расчетные
нагрузки. Практика показывает, что высокоэффективная конст-
рукция создается как раз при проектировании на заниженные
нагрузки [62]. При увеличении взлетного веса в последующих
модификациях самолета удается использовать естественные
прочностные резервы (см. гл. 12.3), обычно обнаруживаемые при
статических испытаниях*, независимо от подхода к разработке
конструкции. Весовой потенциал увеличивается в наибольшей
степени при обнаружении запасов прочности крыла. Во-первых,
потому, что проводить усиление этой части самолета сложнее,
чем других, а главное, эти резервы могут быть использованы при
необходимости увеличения площади крыла для последующих
модификаций. Правда, естественные резервы не всегда оказы-
ваются равномерно распределенными: в одних частях самолета
их удается обнаружить, в других — нет, кроме того, в одних они
могут быть больше, в других — меньше. Однако местные усиле-
ния, как правило, не вносят заметных усложнений. Следует от-
метить, что резервами прочности не всегда удается воспользо-
ваться при модификации самолета. На самолете Боинг 737
вследствие просчета в определении лобового сопротивления **
резервы прочности были использованы для повышения взлетного
веса с целью сохранения гарантированной дальности полета.
И все же среди удачных самолетов, пожалуй, мало таких, про-
изводительность которых не удалось бы повысить за счет есте-
ственных резервов.
В заключение следует сказать о двух различных предпосыл-
ках к проектированию, которые можно выделить, разумеется,
условно, так как дело обстоит несколько сложней. В первой из
* Например, крылья самолетов нередко выдерживают 105—110% рас-
четной нагрузки.
** Flight, 9.II.1967.
70
них целью проектирования является достижение наибольшей
эффективности исходного варианта и, следовательно, выбор всех
размеров в строгом соответствии с заданной производительно-
стью и классом ВПП путем оптимизации основных параметров,
например, по минимальной себестоимости перевозок. При этом
следует учитывать неизбежное возрастание весовых характери-
стик в процессе проектирования, закономерность которого рас-
сматривается в гл. 2.3. В таком случае развитие возможно за
счет естественных (непланируемых) резервов или по линии глу-
боких модификаций. Во втором случае имеется тенденция к ре-
зервированию для дальнейшего развития самолета с минималь-
ными издержками. Последнее может показаться на первый
взгляд противоречащим основному правилу проектирования
оптимального самолета, заключающемуся в достижении мини-
мального веса при заданной производительности (GKH£), мини-
мальной стоимости самолета и минимальной стоимости эксплуа-
тации. Это, бесспорно, справедливо. Следует лишь рассматри-
вать технико-экономические характеристики не единичного
самолета в его исходном варианте, а рентабельность парка са-
молетов в течение длительного срока эксплуатации с учетом
модификаций.
Иллюстрацией к сказанному могут служить самолеты, емкие
для модификаций: Ил-62 и Ту-154. Первый обладает потенциа-
лом развития с наращиванием дальности полета, пассажировме-
стимости и грузоподъемности. Об этом свидетельствуют харак-
теристики его первой модификации Ил-62М [23]. Размеры само-
лета Ту-154, определившиеся ориентацией на существующий
двигатель (практика спорная, но широко применяемая и за ру-
бежом), привели, во-первых, к созданию более крупнотоннаж-
ного самолета, чем его предшественники в этом классе, что, во-
обще говоря, соответствует закономерности развития пассажир-
ских самолетов, и, во-вторых, к созданию определенных резер-
вов для развития модификаций [19, 35], что также является про-
грессивным.
4.5.	Методы исследования. В настоящее время работа проек-
тировщиков и конструкторов машин и систем проводится с
учетом чрезвычайно высоких и разнообразных требований тех-
нического характера. Вместе с тем, в последние годы на приня-
тие решений все в большей степени оказывают влияние эконо-
мические и организационные факторы. Поэтому экономические
обоснования новой техники стали важнейшей составляющей
частью самого процесса ее создания.
Понятно, что для оптимизации сложных вопросов проектиро-
вания современных пассажирских самолетов недостаточны ме-
тоды параметрического анализа, которые позволяют судить
лишь об отдельных видах эффективности (например, весовой).
Область применения отдельных критериев оценки различных
свойств самолета и степени его соответствия своему назначе-
71
нию еще более ограничена. Показатели себестоимости расши-
ряют область применения и создают более полное представле-
ние, но для указанной цели также недостаточны.
Методы исследования экономической эффективности, приме-
няемые в процессе проектирования, часто ограничивают сравни-
тельной оценкой себестоимости перевозок (тс-км или пассажиро-
километр) проектируемых и эксплуатируемых самолетов. При
этом определяют или полную себестоимость (а'), или прямые
эксплуатационные расходы (ПЭР). Не рассматривая особенно-
сти этих методов, следует отметить, что вычисления обычно ве-
дутся для единичного самолета на основе сложившихся в каж-
дый конкретный момент среднестатистических значений различ-
ных экономических параметров, а стоимость опытно-конструк-
торской разработки и серийных самолетов выражена в этих
случаях с помощью ряда коэффициентов.
При оптимизации на основе экономического критерия реко-
мендуют рассматривать не единичный самолет, а весь парк
и даже транспортную систему в целом. Кроме того, полезно
учитывать динамику изменений экономических параметров
производства и эксплуатации, таких как стоимость самолета и
двигателей и их ремонта, годовой выпуск самолетов, изменение
парка и годового налета и т. п. А при оценке целесообразности
малых или глубоких модификаций учитывать издержки, свя-
занные с перестройкой производства при внедрении модифици-
рованных самолетов.
Всем этим дополнительным условиям, необходимым для ана-
лиза технических систем, в наибольшей степени удовлетворяет
метод динамического моделирования, разработанный А. В. Гли-
чевым [12]. Этот метод учитывает изменение ряда экономических
параметров в процессе всего периода их эксплуатации и дает
возможность оценить эффективность того или иного техническо-
го решения в масштабе народного хозяйства. Возможность ис-
пользования электронновычислительной техники при решении
задач этим методом позволяет значительно расширять область
исследований, создавать модели различных ситуаций и находить
оптимальные решения. Этот метод, кроме того, отличается комп-
лексным подходом к определению экономической эффективно-
сти, т. е. условием, необходимым при разработке новых машин
(с учетом планирования модификаций) и особенно систем ма-
шин.
Часть вторая
ПРОБЛЕМЫ АЭРОБУСА
Глава 5. ВОЗНИКНОВЕНИЕ И РАЗВИТИЕ ИДЕИ
5.1. Необходимость и возможность создания аэробуса. Поня-
тие аэробус не ново, в русской литературе оно встречалось еще
в 1911 году в работе Б. Н. Юрьева (впоследствии академика).
Он писал: «В настоящее время встает вопрос об очень грузо-
подъемных аэропланах, могущих поднимать большое количество
пассажиров, так называемых аэробусах»*. Понятно, что представ-
ление об аэробусах того времени не вполне совпадает с совре-
менным. Появившееся вновь в начале шестидесятых годов оно
за десять лет исследовании, проектирования и создания нового
типа самолета также претерпело изменения.
Развитие пассажирских самолетов всех классов сопровожда-
ется непрерывным ростом их пассажировместимости. Но для
дальнейшего развития простое наращивание числа мест стало
недостаточным. Потребовались новые решения, позволяющие
привести в соответствие растущий объем перевозок и рост плот-
ности пассажирского потока с организацией транспортной си-
стемы в целом. В связи с этим стала развиваться идея организа-
ции перевозок по типу автобусных, или идея аэробуса.
Другой причиной возникновения этой идеи является стремле-
ние устранить несоответствие полетного времени тому, которое
затрачивается пассажирами до и после полета (приобретение би-
летов, поездка на аэродром, сдачу и получение багажа и т. п.).
Дело в том, что систематический рост скорости заметно сокра-
щал время полета, но незначительно уменьшал общее время, за-
трачиваемое авиапассажиром па дорогу «от дома до дома».
И, наконец, третьей, но не последней по значению причиной
является стремление к повышению экономичности. Пути решения
этой задачи различны. Один из них — сокращение многотипиости
самолетного парка. Условия развития реактивной авиации при-
вели к образованию четырех классов магистральных самолетов
(короткорейсовых, среднерейсовых, дальнерейсовых и межконти-
* Б. Ю. Юрьев, «Автомобиль и воздухоплавание», 1911, № 10' и 11.
73
ментальных). Кроме того, в эксплуатации находятся самолеты
минимум двух поколений, что увеличивает количество типов са-
молетов и соответственно повышает начальную стоимость само-
летно-моторного парка и стоимость его эксплуатации. Поэтому
при разработке аэробусов появилась тенденция к созданию са-
молета с широким диапазоном дальности.
Решение задачи сокращения общего времени до минималь-
ного возможно средствами самолетными и аэродромными. Так,
в компоновке кабин для быстроты размещения пассажиров пре-
дусматривается два продольных прохода, по размерам заметно
увеличенные. Возрастает и число поперечных проходов, а также
дверей и их размеры. Через них могут входить сразу два пасса-
жира, идущие рядом. Компоненты наземного оборудования
предназначены для четкого обслуживания пассажиров и уско-
рения погрузочно-разгрузочных операций. Это одновременно
приводит к уменьшению простоя самолетов на земле*, что
оказывает влияние на экономичность сообщений не меньшее
(особенно на коротких рейсах), чем скорость крейсирования.
К аэродромным средствам относится, например, устройство
билетных автоматов. В одном из проектов предусматривалась
связь этого автомата с турникетами с целью автоматического
определения веса багажа, числа пассажиров и распределения
посадочных мест из условия центровки. (Последняя, как и вес,
контролируется бортовыми автоматическими системами.) Рас-
сматриваются вопросы оборудования аэродромов подземными
коммуникациями для топлива, воды и канализации. Разрабаты-
ваются средства ускоренной доставки пассажиров к месту
стоянки самолетов и другие усовершенствования.
Работы по дальнейшему сокращению общего времени, затра-
чиваемого пассажирами на путь «от дома до дома», идут по ли-
нии разработки малошумных самолетов короткого разбега —
пробега, которые по уровню шума будут пригодными для экс-
плуатации с территории городов.
К мерам, позволяющим решить проблему повышения эконо-
мичности и снижения стоимости сообщений, относятся: повыше-
ние пассажировместимости и емкости грузовых помещений, рост
коммерческой весовой отдачи ** и снижение удельного расхода
топлива, сокращение числа членов экипажа и числа стюардесс
и т. п. Последнее тоже существенно, ибо зарплата летному со-
* Увеличение оборачиваемости путем сокращения времени стоянки, на-
пример, в 3 раза приводит к уменьшению самолетного парка примерно в пол-
тора раза. Подобное, кроме того, сокращает разрыв между «моральным» и
физическим старением техники.
** Рост этой отдачи (т. е. относительного веса коммерческой нагрузки)
происходит у аэробусов при падении полной весовой отдачи (которая скла-
дывается из коммерческой отдачи и весовой отдачи по топливу). Уместно
напомнить, что коммерческая отдача оказывает на экономику большее влия-
ние, чем весовая отдача по топливу (даже в том случае, когда рост послед-
ней приводит к увеличению дальности).
74
v является одной из основных статей прямых эксплуатацион-
щик расходов. Сокращение или удаление буфетных помещений
гардеробов приводит к более потному использованию объемов
еляжа. Стремление удешевить эксплуатацию самолета за
счет увеличения его размеров удачно согласуется с целесообраз-
ностью сокращения частоты рейсов из-за перегрузки аэродромов.
Связанные с ожиданием в воздухе потери времени и топлива
удается сократить или исключить и, тем самым, уменьшить на-
вигационный запас (за счет «резервов на ожидание»), что, по-
мимо экономии средств на топливо, приведет к росту коммерче-
ской весовой отдачи. Полагают, что в результате экономичность
аэробуса будет выше, чем современных самолетов па 10—20%.
Для наиболее полного использования грузоподъемности
самолета с целью повышения экономичности в его конструк-
ции и компоновке предусматривается возможность быстрого
переоборудования в грузопассажирский и грузовой варианты с
размещением в кабине грузов на поддонах в контейнерах. До-
стижению этой цели иногда препятствует необходимость ре-
шения такой, например, проблемы, как эксплуатация с от-
носительно коротких аэродромов, которыми располагают не-
большие населенные пункты. Эти условия предъявляют опреде-
ленные требования к энерговооруженности самолета и площади
крыла и приводят к экономическим издержкам.
Регулярность движения — один из факторов существования
любой транспортной системы — приобретает исключительное
значение при организации движения по типу автобусов (без
предварительной продажи билетов). Регулярность, связанная с
полетами при метеоминимумах с нулевой видимостью по высо-
те, обеспечивается оснащением самолетов системой автоматиче-
ского захода на посадку до приземления.
Современное представление о аэробусах приводит к следую-
щему определению понятия: аэробус — это коротко-среднерейсо-
вый самолет, обладающий большой пассажировместимостью, вы-
сокой экономичностью и повышенным комфортом, обеспечиваю-
щий (вместе с наземными средствами) максимальное
сокращение предполетного и послеполетного времени и отвечаю-
щий требованиям новой организации движения на воздушных
линиях. Организация движения аэробусов отличается повышен-
ной безопасностью полетов и регулярностью движения. С чисто
технической стороны аэробус это — многотоннажный широко-
фюзеляжный самолет с большой коммерческой отдачей при не-
большой дальности полета.
Это определение может вызывать возражение, например, в
отношении связи понятия «аэробусности» самолета с его разме-
рами, пассажировместимостью и дальностью, тем более, что это
понятие связано и с компоновкой кабин, и с условиями органи-
зации перевозок. Однако в настоящее время все сказанное дей-
ствительно связывают с этим понятием.
75
Забегая несколько вперед, скажем, что эволюция европейских
и американских проектов привела к отказу от решения многих
первоначально изучавшихся проблем проектирования аэробуса.
И теперь трудно предвидеть, сохранится ли название «аэробус»
и то представление о нем, которое складывалось в период разви-
тия этой идеи. Но дело, конечно, не в названии. То новое и глав-
ное, что приносят с собой самолеты третьего поколения, заклю-
чается в количественном скачке (как их размера при сравни-
мой дальности полета, так и объема перевозок), приводящем к
новому качественному содержанию. В соответствии с этим рас-
смотренные ниже проблемы числа двигателей, конфигурации
фюзеляжа и повышения экономики связаны не столько с поня-
тием аэробуса, сколько вообще с дальнейшим развитием само-
летов.
Итак, рост воздушных перевозок вызвал необходимость раз-
работки новой системы движения, а в результате развития са-
молетов, и особенно двигателей, появилась возможность созда-
ния летательных аппаратов, резко увеличенных по размерам.
Если достижения последних лет — улучшение аэродинамическо-
го качества, более легкая и совершенная конструкция, улучше-
ние основных характеристик двигателей — позволили сущест-
венно увеличить дальность полета при модификации эксплуати-
руемой техники, то последующий скачок в двигателестроении
позволил приступить к разработке аэробусов. Точнее говоря, по-
явление двигателей с большой тягой, со значительно уменьшен-
ным удельным весом и удельным расходом топлива (примерно
на 25%) открыло эру не только аэробусов, но и широкофюзе-
ляжных самолетов всех классов. Следовательно, практическая
необходимость в крупнотоннажных самолетах хорошо согласу-
ется с технической возможностью их создания.
Понятно, что не все проектируемые короткорейсовые самоле-
ты будут принадлежать к числу широкофюзеляжных самолетов.
Разрабатываются и не столь крупные самолеты для линий, на
которых значительного роста пассажирского потока не предви-
дится. К ним прежде всего относится самолет Дассо «Меркюр»
на 143—155 пассажиров.
Самый большой скачок в изменении размера самолета, из
наблюдавшихся за период развития пассажирской авиации, ви-
димо, приведет к необычному скачку и в спросе на самолеты
такого типа. Число полученных заказов и прогнозы позволили
американским специалистам утверждать, что потребность миро-
вого рынка в этих самолетах составит в 1980 году не менее
1100—1500. Если вспомнить, что весь парк самолетов 116 стран
ИКАО к 1968 году состоял из 7000 машин (включая 2700 порш-
невых), то прогнозы могут показаться оптимистичными.
В заключение заметим, что в этой части книги рассматрива-
ются проблемы выбора числа двигателей, конфигурации фюзе-
ляжа и, прежде всего, способа транспортировки багажа, т. е.
76
иболее дискуссионные. Проблемы весовой эффективности
Н побусов и кормовой компоновки двигателей на этих самолетах
рассматриваются в третьей и четвертой частях книги (гл. 9
и ’6)-	г
5 2. К истории развития проектов аэробуса. Созданию в прош-
пом новых типов самолетов никогда не предшествовала столь
длительная разработка проектов и столь продолжительная дис-
куссия, а обсуждаемые проблемы не носили столь спорного ха-
рактера, как это было в период разработки аэробусов. Спорными
оказались проблемы пассажировместимости и дальности по-
лета, числа и компоновки двигателей, размера и формы фюзе-
ляжей, устройства багажных помещений и организации прием-
ки и выдачи багажа. Представляют поэтому интерес некоторые
факты из истории развития проектов европейского и американ-
ских аэробусов. Разработкой их занималось большое число фирм
различных стран. Одновременно шла дискуссия в печати и на
международных конференциях представителей проектирующих
фирм и эксплуатирующих компаний. Напомним, что один из
первых проектов аэробуса под названием «Галион» француз-
ской фирмы Сюд Авиасьон появился в начале шестидесятых
годов, а массовая эксплуатация аэробусов начнется где-то в се-
редине семидесятых. Это еще раз подтверждает, что между воз-
никновением новой технической идеи и созданием практической
системы существует большой разрыв. Причем и на этот раз ис-
следования начинались с выяснения в особенно широком масш-
табе соответствия возможностей новой техники и потребности
линий.
Существенное значение имеет определение потребной даль-
ности полета и соответствующего размера самолета. В резуль-
тате исследований пришли к выводу, что в пределах Европы по-
требная дальность полета не превышает 1800—2000 км. Даль-
ность аэробуса А-300(рис. 2.1), который в начале разрабатывали
совместно Франция, ФРГ и Англия (последняя позднее отстра-
нилась, но затем присоединилась Голландия), в первоначальном
проекте как раз и соответствовала этой величине при полетах с
максимальным числом пассажиров. При этом самолет рассчиты-
вался и на дальность порядка 3100—3200 км при уменьшенном
числе пассажиров, чем учитывался и потенциальный рынок на
Других континентах. Дискуссия, собственно, велась не столько
по поводу выбора дальности, сколько о рациональном числе пас-
сажиров, и вначале казалось, что число 200—250 является пре-
дельным. Однако аэробус А-300 рассчитывался на 300 пассажир-
ских мест. Максимальное число пассажиров определялось аэро-
дромными условиями таким образом, что на коротких линиях
(т. е. до 1800 км) самолет должен эксплуатироваться со сравни-
тельно небольших аэродромов, а на линиях большой протяжен-
ности взлетно-посадочные характеристики не являются лимити-
рующими.
77
Конфигурация самолета в процессе развития проектов много-
кратно менялась. Некоторые фирмы, следуя тенденции, господ-
ствовавшей ранее, предусматривали схему с кормовой установ-
кой двигателей. В проекте самолета А-300, несмотря на очень
большой диаметр двигателей, их расположили под крылом
Рис. 2.1. Аэробусы А-300, L-1011 и DC-10
(см. рис. 2.1) в проекте ВАС.3-11 (Англия)—на фюзеляже.
Вопрос о достоинствах той и другой компоновки остается спор-
ным, он анализируется в гл. 14 и 15. Вопрос о числе двигате-
лей оказался не менее спорным. Одни доказывали целесообраз-
ность трех, другие — двух. Сторонники двух двигателей вначале
считали, что экономичность аэробуса при этом будет выше на
12—13%, затем уточнили: на 8%. К концу дискуссии разница в
оценке свелась к ничтожно малой величине. Последнее объяс-
78
яется увеличением расчетной стоимости двигателей при росте
н р змеров (против ожидаемого вначале снижения) *.
Конфигурация фюзеляжа также варьировалась. Для попереч-
ого сечения окончательно выбрана форма окружности при од-
нопалубной схеме. Ранее рассматривалась форма горизонталь-
ной а в других проектах — вертикальной двойной бульбы (при
двухпалубной схеме). Размеры поперечного сечения (высота
кабины над полом и высота грузоотсека) у аэробуса А-300 будут
почти такие же, как у гигантского Боинга 747. Это сходство
удобно в эксплуатации, оно позволит использовать одни и те же
багажные контейнеры. Схема оперения А-300 не повторяет са-
молеты второго поколения, а имеет низкое расположение стаби-
лизатора. В проекте ВАС.3-11** предусматривалось Т-образное
оперение, что свойственно самолетам с кормовой установкой дви-
гателей (см. гл. 16). Исследовался, конечно, и угол стреловид-
ности крыла. Предпочтение вначале отдавалось величине в 20—
25°, при которой эксплуатационные расходы на коротких рейсах
примерно на 1,5—2% меньше, чем при угле в 30°. В проекте
А-300 остановились на величине, близкой к последней (28°), поз-
воляющей крейсировать на несколько большей скорости, что
экономически эффективно при дальности порядка 3000 км.
Дискуссировался и вопрос о необходимости буфета. При та-
ком числе пассажиров он занимает большую часть полезного
объема и значительно утяжеляет самолет. Необходимость иметь
запас пищи весом 0,9—1,1 кгс для пассажира и такого же коли-
чества жидкости (с соблюдением стандартов обслуживания на
международных линиях) приводит к увеличению веса конструк-
ции и оборудования по 10,6 кгс на каждого пассажира.
Примером продолжительных исканий и неопределенности
прогнозов служат беспрерывное изменение пассажировместимо-
сти и общего размера (тоннажа) в проектах европейского аэро-
буса. Так, число пассажиров в проекте «Галион» намечалось —
270, в другом проекте — НВ-100 — оно изменялось в пределах
260—225—200. Проект аэробуса А-300 и А-300В имели ту же
тенденцию пересмотра числа мест (300—265—252—290) и взлет-
ного веса 120—140—150—125—134 тс. Некоторое несоответст-
вие последних двух чисел в этих рядах объясняется одновре-
менным изменением дальности полета. Диаметр фюзеляжа тоже
изменяли по мере изменения числа мест с 6,4 до 5,9, а затем до
5,5 м, а площадь крыла — в пределах 286—255 м2. Изменяли
и тягу двигателей. Относительно их расположения на самолете
была большая дискуссия, но на всех этапах развития проекта
силовая установка компоновалась под крылом.
* Подробнее — в гл. 7.
Разработка его проекта была достаточно продвинута, но строительство
прекращено из-за отказа правительства в финансировании.
79
Проекты американских аэробусов развивались с увеличением
грузоподъемности и дальности полета, а следовательно, размера
самолета (и то и другое характерно для транспортных систем
двух континентов). Причем изменения коснулись не только раз-
меров. Изучение многих проблем аэробуса привело к их отри-
цанию именно в американских проектах. И именно там возник
вопрос, а стоит ли эти самолеты вообще называть аэробусами.
Однако вначале следует рассмотреть основные тенденции в
разработке американских проектов. Так исследования проблем
аэробуса здесь привели к иным решениям, чем в Европе, и глав-
ным образом, в отношении дальности полета. Дело в том, что в
США количество предельно загруженных линий с радиусом
4000—4200 км примерно равно количеству так же загруженных
коротких линий, а в Европе последние преобладают. Большой
объем перевозок привел и к большей пассажировместимости
американских аэробусов DC-10 и Локхид L-1011 (см. рис. 2.1).
Она лежит в пределах 340—350. Другая из основных тенденций
заключается в стремлении к созданию самолета широкого диа-
пазона средних дальностей и к разработке модификаций меж-
континентального класса с потенциалом роста дальности. В этом
легко усмотреть тенденцию к сокращению многотипности парка.
Экономический эффект в этом случае очевиден. Для аэробусов
DC-10 и Локхид L-1011 выбрана трехдвигательная схема (два
двигателя размещены под крылом, третий — на корме). На вы-
бор такого числа двигателей повлияла не только экономическая
целесообразность схемы (см. гл. 7), но и наличие к тому време-
ни двигателей, разработанных по конкурсу для С-5А, а также
стремление к унификации, заключающейся в применении одних
и тех же двигателей на короткорейсовых самолетах (в количе-
стве двух), на среднерейсовых (трех) и на межконтинентальных
(четырех).
Стреловидность крыла у американских аэробусов составля-
ет х=35°, что для выбранной длины рейса является оптималь-
ным. При проектировании рассматривалось как низкое, так и
среднее расположение крыла для сокращения высоты шасси,
которая выбирается с учетом возможного в дальнейшем удлине-
ния фюзеляжа. Конструкторы, так же как на А-300, отказались
от Т-образного оперепия, даже при трехдвигательной схеме (см.
гл. 16), выбрали окружность для поперечного сечения фюзеляжа
н не применили двухпалубной схемы.
Таков краткий обзор истории создания европейского и аме-
риканских аэробусов. Он показывает, что при разработке проек-
тов ограничились решением задач, связанных, главным образом,
с созданием многоместного самолета для массовых пассажир-
ских перевозок и сокращением предполетного и послеполетного
времени. Другие проблемы, значительно расширяющие возмож-
ности аэробуса, но решение которых еще не продвинуто в долж-
ной мере, конструкторы пока исключили, чтобы не затянуть
80

поков разработки. К таким проблемам относятся, например,
вопросы ламинаризации потока (УЛО), управления погранич-
ным слоем (УПС), проблема укороченных взлетов и посадок,
проблема внешнего шума и т. п. (Последняя, кстати говоря,
должна решаться с учетом того, что аэродромы должны прибли-
зиться к населенным центрам с целью сокращения «земного вре-
мени»). Решение этих и других проблем в дальнейшем превра-
тит аэробус в транспорт исключительно больших возможностей.
Глава 6. ПРОБЛЕМА ТРАНСПОРТИРОВКИ БАГАЖА НА АЭРОБУСАХ
Из всех проблем, возникающих при проектировании аэробу-
сов, наиболее спорной, пожалуй, была именно эта проблема,
потому что она относится к числу проблем, определяющих
саму «философию» аэробуса. При ее изучении появилась
идея «багаж при себе», т. е. транспортировка его по типу
железнодорожных перевозок. Было изучено большое число ва-
риантов на основе трех главных условий решения задачи: ком-
форт — вес— экономика. При этом рассмотрены всевозможные
«за» и «против». В дискуссии чаще ограничивались логически-
ми доводами, хотя решение допускает и аналитическую оценку.
Действительно, проблема является сложной. С одной сторо-
ны, организация приема и выдачи багажа 300—500 пассажирам
в минимально короткое время требует значительных средств
для создания наземных устройств, с другой—система «багаж при
себе» связана с ухудшением экономики самолета. Следователь-
но, требуется комплексное решение вопроса, балансирующее
наземные и бортовые издержки. Причем наибольшая доля издер-
жек должна приходиться на аэропорты, поскольку они в любом
случае, подлежат реконструкции, связанной со значитель-
ным ростом потока пассажиров и необходимостью автоматиза-
ции многих процессов наземных служб, начиная эт продажи би-
летов и кончая выдачей багажа.
Проблема создания новых средств воздушного транспорта —
аэробусов и самолетов-гигантов стала, таким образом, не
только проблемой «воздуха», но и проблемой «земли».
Обработкой багажа (сортировкой его по рейсам) в аэро-
портах занято множество служащих, а отведенные для этой
Цели помещения занимают большую площадь. Так, в аэропорту
Орли (Париж) зал занимает целый гектар, а в Лос-Анжелесе—
общая площадь шести зданий—20850 м2. Здесь обрабатывается
11000 единиц багажа в час. В 1975 г. эта цифра увеличится до
19500, а в 1980 г. — до 32500. Все это легче себе представить,
если вспомнить, что в таких крупных аэропортах каждые I—
-с минуты происходит взлет и посадка самолета с пассажировме-
стимостью в среднем 120—140 человек. Аэропорт Орли, постро-
енный в 1961 г. и рассчитанный на 6 миллионов пассажиров
81
в год, уже стал недостаточным — его расширяют до пропускной
способности 9 миллионов в год.
Автоматические устройства обработки багажа пока не при-
меняются, а при ручной сортировке допускают много ошибок,
которые, например, в США приводят к ежегодной засылке не по
адресу до 300 тысяч чемоданов. Интересные факты сообщает
«Авиэйшин Уик» (17 августа 1970). В центральном пункте по
розыску владельцев невостребованного багажа его накаплива-
ется целое море. Сюда он поступает с различных аэропортов всех
трасс после бесплодных розысков в течение 72 часов. При даль-
нейших розысках с применением вычислительной техники только
30—35% чемоданов находят своих владельцев. После четырех
месяцев хранения в среднем 200 чемоданов ежемесячно прода-
ются с аукциона. Все это породило шутку: «завтрак в Париже,
обед в Нью-Йорке, багаж в Бейруте» и способствовало появле-
нию идеи «багаж при себе».
Уместно вспомнить, что в период развития массовых воздуш-
ных перевозок считалась прогрессивной организация путешест-
вий пассажиров без багажа, т. е. с условием предварительной
его сдачи. Пассажир избавлялся и от заботы о нем, и от роли
носильщика. По мере роста размера самолета и его пассажиро-
вместимости время на выдачу багажа стало возрастать и на ко-
ротких рейсах оказалось соразмерным со временем полета. Дело
усугубляется и тем, что погрузка и перемещение многих тонн
грузов вдоль больших, но низких грузовых отсеков происходит
полностью вручную. Тяжелый и несоразмерно продолжительный
труд противоречит самому представлению о современном лай-
нере, насыщенном автоматикой, электроникой и радиолокацион-
ной техникой. Поэтому и возникла в свое время проблема меха-
низации погрузочно-разгрузочных работ на основе контейнери-
зации грузов. Однако практического решения она сразу не
получила. Причина этого — в значительном утяжелении само-
лета и необходимости наземных устройств. Только вес съемных
контейнеров составляет 2,8—3% максимального веса коммерче-
ской нагрузки, а с учетом несъемных элементов механизации —
достигает 4,5—6,0%, а это значительно.
Для широкофюзеляжных самолетов и системы аэробусного
движения вопрос об ускорении приемника и раздачи багажа при-
обрел особую остроту. Транспортировка его вместе с пассажи-
ром, принятая на других видах транспорта, и породила тенден-
цию «багаж при себе». Собственно это понятие в применении к
воздушным сообщениям не имеет определенного толкования.
Обычно понимают так, что пассажиры не расстаются с багажом,
доставляют его на борт самолета, размещают в отведенном месте
и забирают его по прибытии. Заметим, что «багаж при себе» в
буквальном смысле, т. е. размещение его около кресел, как в же-
лезнодорожном вагоне, реализовать на самолете невозможно.
Такому решению препятствуют требования общей компоновки,
82
минимального веса конструкции, безопасности (при эвакуации)
и др. Под понятием «багаж при себе до борта» — будем пони-
мать размещение его на стеллажах самими пассажирами. При
этом можно различать два типа стеллажей: неподвижные с уст-
ройством к ним подходов внутри самолета и выдвижные с на-
ружной загрузкой (рис. 2.2а).
Рис. 12.2. Виды загрузки багажа в самолет:
а—наружная загрузка багажа на стеллажи; б—«багаж при себе до контейнера»;
в—загрузка контейнеров в самолет
Подобной системе противопоставляется контейнеризация ба-
гажа и грузов. Компромиссной, видимо, является система «ба-
гаж при себе до контейнера» (рис. 2.2, б), также исключающая
предварительную сдачу багажа. В этом случае пассажиры сами
укладывают его в контейнеры, которые до погрузки на самолет
находятся в специально оборудованных местах аэропорта, рас-
положенных по линиям движения потока пассажиров к месту по-
садки (рис. 2.2,6). По прибытии самолета багаж устанавлива-
ется в местах также доступных для пассажиров. Контейнеры
разрабатываются стандартными, пригодными для всех самоле-
тов с большими фюзеляжами. Их размеры и форма определяют-
ся условиями эффективного использования объемов нижних гру-
83
зовых отсеков. Эта система совмещает достоинства двух преды-
дущих и лишена присущих им недостатков. Могут возникнуть
лишь эксплуатационные усложнения при полетах с промежуточ-
ными посадками. Но и они устранимы.
В весовом отношении фюзеляж самолета с нагрузкой по типу
«багаж при себе до борта» оказывается тяжелее на 2,5—3% из-
за большой длины и снижения степени использования объема
(или на 0,5—0,6% от веса снаряженного самолета). Это спра-
ведливо при условии равного числа пассажиров. При равной
длине фюзеляжей (двух сопоставляемых вариантов) его вес
вместе с контейнерами оказывается большим при контейнерной
загрузке на 4—-6% (или 0,8—1,2 от веса снаряженного самоле-
та). Однако при этом удается увеличить число пассажиров на
5—6%, а полезный объем грузовых помещений на 30—40%.
Попытки решения проблемы «багаж при себе до борта» за
рубежом ограничились, пожалуй, французскими проектами аэро-
бусов «Галион» на 270 и Норд-600 на 250 мест, разработка ко-
торых давно прекращена. В последнем предполагались опускае-
мые платформы, позволяющие пассажирам размещать и заби-
рать багаж. В других вариантах предусматривались стеллажи,
расположенные или в центральной части кабины (при вытянутом
по горизонтальной оси сечения фюзеляжа, например, по схеме
А. А. Бадягина), или в подпольной части.
Попытки решения проблемы «багаж при себе до борта» ис-
ходят не только из экономии средств, необходимых для создания
наземных устройств, но и преследует цель повышения удобств
для пассажиров и сокращения времени приема и возвращения
багажа. Если упрощение наземных устройств за счет снижения
эффективности самолета является спорным, то удобство пасса-
жиров, отягощенных багажом при перемещении по аэродрому и
по трапу, весьма сомнительным. (Положение усложняется и тем,
что некоторые пассажиры пользуются услугами носильщиков,
что может заметно снизить темп загрузки и увеличить время
стоянки самолета.) Но с другой стороны — достижение упомя-
нутой цели наземными средствами связано с капитальным пере-
оборудованием аэропортов. Иначе говоря, вопрос сводится к то-
му, отдать ли предпочтение капитальным вложениям в реконст-
рукцию аэропортов или согласиться со снижением эффективно-
сти самолетов при определенных условиях, или искать компро-
миссных решений.
Рассмотрим причины снижения эффективности аэробуса при
системе «багаж при себе до борта».
Одна из отличительных особенностей аэробусов связана с ха-
рактером использования объема фюзеляжа, точнее — с тенден-
цией снижения степени его использования. Происходит оно
вследствие двух причин. Во-первых, увеличивается относитель-
ная величина объема кабины, приходящегося на одного пасса-
жира (от 0,8—0,95 до 1,2—1,3 м3 на пассажира), что связано с
84
, ппчием двух проходов и общим стремлением к повышению
Н%жорта, в частности, к более свободной компоновке кресел и
К°е^чению их размеров (подробнее см. раздел 3.5). А во-вто-
- по-новому решаются вопросы использования грузоподъем-
ности самолета (при полетах с неполным числом пассажиров).
Дело в том, что максимальная коммерческая нагрузка самоле-
т в первых двух поколений с диаметром фюзеляжей до 4 м оп-
ределялась условиями объема, т. е. максимальным числом пас-
сажиров и полной при этом загрузкой багажных помещений.
Иначе говоря, размеры фюзеляжа и его прочность определялись
из этих условий. На аэробусах этот вопрос решается иначе. При
максимальной коммерческой нагрузке багажные отделения за-
гружаются не полностью. Степень их использования возрастает
при уменьшении пассажирозагрузки, подобно тому, как возра-
стает использование емкости топливных отсеков (с увеличением
дальности полета) при уменьшении коммерческой нагрузки из
условия взлетного веса. Загрузка всех багажных помещений
аэробуса при полном числе пассажиров привела бы к увеличе-
нию максимальной коммерческой нагрузки в 1,3—1,4 раза сверх
потребного или заданного веса. Другим показателем, характе-
ризующим эту особенность широкофюзеляжного самолета, мо-
жет служить величина относительного объема багажных поме-
щений. Если у самолетов с фюзеляжем, имеющим диаметр ме-
нее 4 м, объем багажных помещений под полом, приходящийся
на одного пассажира, составлял 0,2—0,24 м3, то при диаметре,
равном 5,5—6 м, он достигает 0,38 м3. Напомним, что объем, не-
обходимый для перевозки только багажа одного пассажира, ра-
вен 0,17 м3 (при среднем весе багажа 20 кгс и плотности 120
кгс/м3).
Следовательно, достоинством фюзеляжей большого диаметра
являются значительные резервы объемов багажных помещений,
которые позволяют брать на борт большой груз при полетах с
неполным числом пассажиров. Поскольку среднегодовой коэф-
фициент пассажирозагрузки не превышает 0,65, а тариф на пере-
возку 100 кгс груза примерно соответствует тарифу на пасса-
жирский билет, то экономический эффект от перевозки грузов в
резервных объемах является существенным.
Известно, что темп роста грузовых перевозок значительно
превышает темп роста пассажирских, хотя по объему первые по-
ка еще заметно уступают. Так, в 1970 г. доход от грузовых опе-
раций на зарубежных линиях был в пять с лишним раз меньше,
однако темп роста позволяет утверждать, что к 1985 г. грузовые
перевозки дадут прибыль больше, чем пассажирские. А прогно-
зируемый объем последних в 1980 г. в 10 раз* превысит уровень
I960 г. (не случайно авиагрузы принято теперь уподоблять
«спящему гиганту»). Столь громадный рост грузооборота и яв-
В 116 странах ИКАО, Interavia, ААЕ, № 8, 1969.
85
ляется одной из причин перехода к широкоразмерным фюзеля-
жам с большими объемами грузовых помещений. Другой — как
известно, условия размещения большого числа пассажиров.
Создание достаточных резервных объемов целесообразно и в
другом отношении. Дело в том, что одна из характерных особен-
ностей развития воздушного транспорта заключается в пе-
риодическом появлении разрывов между спросом и предложе-
нием числа мест самолетного парка*. Наибольшей степени это
достигнет при массовом внедрении аэробусов. Однако их боль-
шие грузовые помещения помогут заполнить образуемую брешь
перевозкой грузов. Этой особенностью можно, видимо, объяснить
и тот факт, что аэробусы с максимальной вместимостью на
350 мест для первого периода заказываются в компоновке на
250—270 мест с более свободным размещением кресел. По мере
роста потока пассажиров плотность установки кресел будет, ви-
димо, доводиться до максимальной величины. Этим путем удаст-
ся или удержать коэффициент пассажирозагрузки на установив-
шемся уровне, или, по крайней мере, предотвратить его резкое
снижение. Грузоподъемность при этом может быть реализована
одновременной перевозкой грузов.
Выбор системы транспортировки багажа оказывает влияние
на резервы багажников, которые достигают максимальной вели-
чины при контейнерной загрузке. При реализации принципа «ба-
гаж при себе до борта» величина потерь в объемах зависит от
компоновки и конструкции стеллажей. Объясняются они не толь-
ко меньшей плотностью размещения багажа. Дело в том, что
крупноразмерные фюзеляжи имеют две полноценные палубы,
нижняя из которых грузовая. Система «багаж при себе» нару-
шает часто грузовое ее использование. Чтобы оставить там ба-
гаж, пассажиры должны пройти по ней, затем по внутренним
трапам подняться в кабину. Трапы и несколько значительных по
размерам вестибюлей или коридоры** занимают большую часть
объема, а для грузовых контейнеров остается небольшая часть.
Система «багаж при себе до борта» при любом виде ее реа-
лизации (т. е. при любой компоновке багажных и пассажирских
помещений) приводит к значительным потерям объема. Их вели-
чина зависит от устройства подходов пассажиров к своему ба-
гажу. Эти потери, а также более низкая плотность складирова-
ния багажа снижают коэффициент использования объема ба-
гажно-грузовых помещений (почти в два раза), а следовательно,
и степень использования грузоподъемности при полетах с непол-
ным числом пассажиров. Все это снижает экономическую эф-
фективность самолета и является одним из главных препятствий
реализации идеи «багаж при себе до борта».
* Подробнее в разд. 3.2 и на рис. 1.15.
** Е. Алешин и др., Багаж при себе, «Гражданская авиация», 1971,
№ 5, стр. 21:
86
Попытка объяснять препятствие этой идеи не снижением сте-
ени использования грузоподъемности (при указанных обстоя-
тельствах), а высокой требовательностью самолетов к центровке
и чувствительностью их к тому, где больше багажа: в хвосте
и в носовой части является спорной. Так же как и надежда
возможность создания «либеральной центровки». Действи-
тельно, и на многотоннажных аэробусах (180—220 тс) багаж
аметно влияет на центровку, хотя вес его не превышает 4%
в летного веса самолета. Однако при системе «багаж при себе»
его влияние не выше, чем при контейнерной. Правда, в первом
случае несколько стеснена необходимая в эксплуатации свобо-
да размещения багажа, так как для каждого ряда кресел пред-
назначено определенное место на стеллажах и загрузка
связана с размещением пассажиров. Но главное, вопросы цент-
ровки в известной степени решены обеспечением достаточно
большого диапазона допустимых центровок и созданием борто-
вого автомата веса и центровки (АВЦ), который позволяет уп-
равлять процессом загрузки (у нас разработан в 1961—1962 гг.*
За рубежом широко применяется с 1964—1965 гг.).
Уместно, кстати, заметить, что весьма полезные для самоле-
тов предыдущих поколений АВЦ становятся совершенно необхо-
димыми для аэробусов по следующим причинам.
1.	Аэробусы должны иметь широкий диапазон центровок.
АВЦ позволяет расширить его без весовых издержек, за счет
уменьшения обычно больших запасов устойчивости. Это возмож-
но, поскольку АВЦ сводит к нулю погрешности в центровке от
неточности загрузки самолета.
2.	Величина этой погрешности на аэробусах значительно уве-
личивается вследствие возрастания (в 1,5 раза) относительного
веса коммерческой нагрузки. Кроме того, ее вес определяется на
основе среднего значения веса пассажира (75 кгс). Суммарная
погрешность от осреднения резко возрастает с ростом числа пас-
сажиров.
3.	Отказ от предварительной сдачи багажа приводит к отка-
зу от его взвешивания, а без знания его суммарного веса невоз-
можно определить взлетные значения веса и центровки, если на
самолетах не будет АВЦ.
Следовательно, главным недостатком системы «багаж при се-
бе до борта» является низкое использование объема и грузо-
подъемности. Это положение иллюстрируется сравнительным
анализом, в котором за прототип был принят фюзеляж аэробу-
са Локхид L-1011. Соотношение объемов и величина резервов, в
одном случае, и потерь, в другом, найдены аналитически из
приближенного расчета. Поэтому результаты не претендуют на
высокую точность. В этом анализе исследуется влияние типов
* Подробнее см. на стр. 196.
87
транспортировки багажа на грузоподъемность самолета, огра-
ниченную объемом (при неполном числе пассажиров). То есть
определяется коэффициент загрузки (К3) самолета при измене-
нии коэффициента пассажирозагрузки для двух рассмот-
ренных вариантов (рис. 2.3). Каждому из них соответствует кри-
Рис. 2.3. Возможная коммерческая загрузка аэробусов из ус-
ловия использования объемов фюзеляжа:
а—соотношение коэффициентов; б—возможности грузоперевозок при
контейнеризации и в случае «багаж при себе до борта»
вая Лз=/(/Сп.з), а вес груза загружаемого самолета в резервный
объем может быть определен из уравнения
^гр ^пас шах [^к.н ‘ Кз (/О ^7баг) ’ ^п.з!»
где
Ккп= G*-*™** ; ^баг=15 или 20 кгс багажа на 1 пассажира,
^пас шах
В соотношении коэффициентов К3 и /Сп.з отражается степень
удовлетворения одного из основных требований к фюзеляжу но-
вого типа — требования гибкости транспортировки платной
нагрузки. Гибкость же заключается в возможности увеличения
грузовых перевозок при снижении пассажирозагрузки с мини-
мальным при этом переоборудованием (в частности, без удале-
ния кресел из кабины13'), т. е. путем использования резервов.
* Использование кабины с удалением кресел приводит: к значительному
утяжелению самолета (грузовая дверь, усиленный пол), к увеличению време-
ни стоянки, к возникновению проблемы хранения и распределения большого
числа снимаемых кресел (скопление в одних местах и нехватка в других).
88
С пемление к этому связано, во-первых, с высокой стоимостью
побусов и необходимостью, вследствие этого, повышения рен-
табельности, а во-вторых, с интенсивным ростом грузового пото-
ка что создает предпосылки к повышению рентабельности.
’ j_ja графике (см. рис. 2.3 а) видно, что при контейнеризации
багажа и груза удается сохранить возможность транспортировки
максимального веса коммерческой нагрузки (/G=l) и при мини-
мальном количестве пассажиров (кривая «1). При системе «ба-
гаж при себе» значение К3 в нашем примере падает до 0,75, ко-
гда Кп.з=0,6 (кривая 61). Соответственно изменяется и рента-
бельность самолета.
Возможности использования объемов фюзеляжа для перевоз-
ки грузов при двух системах транспортировки багажа иллюст-
рируются также рис. 2.3, 6. На графике, кроме кривых измене-
ния максимального веса коммерческой нагрузки в зависимости
от числа занятых мест (#i — контейнерная загрузка, 6t — «ба-
гаж при себе»), даны кривые (а2 и б2) максимально возможного
веса почты и груза, загружаемого помимо багажа. Пунктирные
участки кривых коммерческой нагрузки (а3 и б3) показывают
возможный ее вес при полном использовании всех грузовых кон-
тейнеров (т. е. нагрузку, ограниченную объемом, а на горизон-
тальных участках а\ и она ограничена весом, т. е. прочностью
самолета). Составляющие вес нагрузки показаны стрелками:
А1 — вес пассажиров с багажом и Л2 — вес груза. Стрелка Л3
показывает величину резервов грузозагрузки (по объему кон-
тейнеров), которые используются при полете с неполным числом
пассажиров. Стрелки Бь Б2, Б3 то же, но для варианта загрузки
по принципу «багаж при себе». Стрелка В и заштрихованная
зона показывает возможное превышение веса груза при контей-
нерной загрузке. Кривая в выражает величину загрузки (число
пассажиров и вес груза), соответствующую порогу рентабельно-
сти, равную для двух рассмотренных вариантов. Оба графика
наглядно показывают более высокие транспортные возможности
самолетов при контейнеризации грузов.
Сказанным и можно объяснить тот факт, что проблема «ба-
гаж при себе до борта» на зарубежных аэробусах не нашла ни
компоновочного, ни экономического решения. В то же время вы-
сокая пассажировместимость и грузоподъемность потребовали
нового подхода к проблеме погрузочно-разгрузочных работ и
сокращению времени приема и выдачи багажа. Было принято
решение, предопределившее дальнейший курс развития, кото-
рое пошло по пути создания автоматических систем контейнер-
ной транспортировки багажа и грузов. К этим системам предъ-
являются высокие требования: продолжительность погрузочных
или разгрузочных работ не должна превышать 3—5 мин (от нее
зависит и время стоянки самолета); быстрота возвращения ба-
гажа пассажирам, надежность работы, совместимость ее с су-
ществующими системами и т. п.
89
Одна из наиболее известных систем обработки багажа, раз-
работанная в 1966 г. в США («Телекар»), основана на примене-
нии электронно-вычислительной машины. Система включает:
многоразветвленный рельсовый путь, большое число тележек с
линейными двигателями (на 2—3 предмета багажа весом 40—
50 кгс), оборудованных блоками «сопровождающей памяти»,
скорость их движения около 25 км/ч. Стационарные считываю-
щие станции используют данные, записанные на контрольных
бирках, прикрепленных к багажу, и направляют тележки по на-
значению. Пассажир, прибывающий в аэропорт для посадки на
самолет, ставит багаж на тележку и вставляет контрольную бир-
ку в соответствующий зажим. После этого тележка автоматиче-
ски доставляет багаж на пункт, где он загружается на самолет.
Пассажир, прибывшии в аэропорт назначения, для получения
багажа вставляет контрольную бирку в считывающее устройство
удобного для него пункта выдачи багажа, и багаж на тележке
доставляется в этот пункт. Процесс обработки багажа, таким
образом, почти полностью автоматизирован. Пропускная спо-
собность этой системы — 1800 тележек в час при минимуме руч-
ных операций.
Отказ от предварительной сдачи чемоданов (все зло, в конеч-
ном счете, заключено именно в этом) и автоматическое управле-
ние системой контейнеризации багажа и грузов поможет, види-
мо, справиться с «надвигающейся лавиной» пассажирского ба-
гажа, которая неотвратима при массовом применении
широкофюзеляжных самолетов.
Интересно заметить, что и для перевозки пассажиров от
аэровокзала к самолету (и обратно по прибытии) создают само-
ходные автовагоны (на 150 пассажиров), которые поднимаются
на собственном подъемнике до уровня порога самолета. После
причаливания (он останавливается на некотором расстоянии от
самолета) из вагона выдвигается «вестибюль» длиной до 3 м.
Вагоны оборудуются системой кондиционирования и обогрева
воздуха.
В заключение можно сделать некоторые выводы.
При наличии на воздушных линиях достаточного количества
груза контейнерная система транспортировки багажа представ-
ляется более экономичной, несмотря на затраты по созданию на-
земного оборудования. Она приводит, как было показано, к мак-
симальному использованию новой (весьма дорогой) авиационной
техники.
Надо согласиться и с тем, что при проектировании аэробусов
для воздушных линий, где нет грузового потока (или он недо-
статочен), целесообразной может оказаться система «багаж при
себе до борта».
Наилучшим компромиссом в решении двух противоречивых
проблем транспортировки и обработки багажа, то есть проблем
«воздуха» и «земли», видимо, является создание «переходной
90
к мбинярованной системы перевозки багажа и грузов. При
этой системе можно транспортировать багаж при себе, а грузы в
контейнерах, а по мере перестройки «земли» постепенно перейти
на полную контейнеризацию багажа и грузов. Рациональность
такого решения объясняется тем, что вторая из составляющих
общего комплекса воздушной транспортной системы — аэропор-
ты со своими наземными службами — будет перестраиваться по
мере развития парка аэробусов. Иначе говоря, преодоление «на-
земного барьера», задачи, как было показано, весьма сложной,
будет, видимо, происходить постепенно.
Ггава 7. ПРОБЛЕМА ВЫБОРА ЧИСЛА ДВИГАТЕЛЕЙ И РАЗМЕРА ФЮЗЕЛЯЖА
7.1.	К истории вопроса. Проблема выбора числа двигателей,
оказавшаяся достаточно сложной при создании аэробусов, воз-
никла не впервые, она имеет общий характер. Если размер
фюзеляжа связан с потребным числом мест и, следовательно,
с прогнозом роста перевозок для транспортной системы в це-
лом, то выбор числа двигателей относится к проблемам, кото-
рые решаются путем исследования конкретного типа самолета.
Четырехдвигательная схема родилась и утвердилась в период
поршневой авиации, когда для дальнейшего роста мощности
двигателя появились непреодолимые препятствия. А главное,
эта схема была и до последнего времени оставалась идеальной
в отношении обеспечения безопасности полета при минимальных
экономических издержках. Применяемая теперь трехдвигатель-
ная схема была подсказана появлением кормовой компоновки
двигателей и увеличением их надежности. Но главную роль
сыграло то обстоятельство, что весовые и экономические харак-
теристики самолетов с 3 и 4 двигателями, проектируемых с рав-
ной степенью безопасности (при отказе одного из двигателей) и
равной производительностью, близки между собой. Трехдвига-
тельная схема, но с иной компоновкой двигателей, чем у пасса-
жирских самолетов второго поколения (у которых все три дви-
гателя расположены на корме), а именно: с размещением двух
Двигателей под крылом и одного на корме, впервые появилась
на торпедоносце Ту-14 в 1947 г. [20]. Теперь она возродилась на
американских аэробусах. Уместно вспомнить, что в период порш-
невой авиации, точнее, в конце 20-х годов, появились трехмотор-
ные самолеты «Фоккер» и «Форд». После тридцатилетнего пере-
рыва трехдвигательная схема была восстановлена. Правда, тре-
тий двигатель размещался тогда в носовой части фюзеляжа.
А недавно была предложена схема самолета с несимметричным
размещением трех двигателей под крылом, одного под правым и
Двух под левым (или наоборот) на различном расстоянии от оси
симметрии с целью парирования момента рыскания при отказе
одного из них.
Применение двухдвигательной схемы при проектировании
91
турбореактивных короткорейсовых самолетов («Каравелла»,
DC-9, Боинг 737, ВАС. 1-11, Ту-124, Ту-134, «Меркюр») с тонна-
жем, увеличенным (в сравнении с двухдвигательными поршне-
выми) примерно вдвое, не вызывало сомнений. Правда, парк та-
ких самолетов первоначально в течение 2—3 лет рос медленно, а
затем очень быстро. Это связано с ростом доверия к этой схеме,
а главное, с развитием двухконтурных двигателей, появившихся
к тому времени*. Они позволили создать экономичные самолеты
с необходимой степенью безопасности. Когда формировалось
представление о короткорейсовых самолетах третьего поколения
с резким возрастанием их пассажировместимости и, как следст-
вие, развивалась идея аэробуса, двухдвигательная схема оказа-
лась весьма спорной и явилась предметом большой дискуссии.
В результате продолжительных исканий для европейского аэро-
буса была принята силовая установка с двумя двигателями, а
для более тяжелых американских — с тремя. Применению и?
самолетах с весом 120—150 тс двух двигателей **, а при весе
180—200 тс — трех способствовало появление двигателей с вы-
сокой степенью двухконтурности. Четыре таких двигателя при-
менены на самолете лишь с весом 360 тс.
Следует заметить, что установка четырех двигателей на само-
летах со взлетным весом 180—200 тс тоже может оказаться эко-
номически эффективной (даже при меньшей степени двухкон-
гурности), если двигатели отличаются — низкими значениями
удельного веса двигателя и удельного расхода топлива, высоки-
ми показателями ресурса и надежности или оптимальными со-
четаниями всех показателей. Не последнюю роль в выборе дви-
гателей играет такой фактор, как степень его готовности к на-
чалу разработки проекта самолета. Это, собственно, определяет
два вторых показателя его совершенства. Кроме того, стоимость
разработки современного двигателя, а затем лишь постепенное
повышение ресурса и надежности оказывают заметное влияние
на экономику самолета. Но главное, разработка двигателей и
их доводка занимают больше времени, чем создание самолета.
Существует, как отмечалось, оптимальный компромисс между
эффективностью и временем ввода в эксплуатацию. При этом
значения более высоких характеристик в одном случае, как и
малой стоимости в другом, легко определяются. Ценность более
раннего срока ввода в эксплуатацию требует тщательного изу-
чения. Уместно вспомнить, что на выбор двигателей для евро-
пейского и американских аэробусов повлияла предварительная
их разработка, выполненная по конкурсу для транспортного
самолета С-5А.
* Исключением является самолет «Каравелла», исходный вариант кото-
рого имел одноконтурные двигатели, но все его модификации — двухконтур-
ные.
** Самолеты второго поколения с весом 100—160 тс имеют четыре дви-
гателя.
92
Возвращаясь к вопросу о выборе числа двигателей для само-
летов различного класса, следует заметить, что по двухдвига-
те ьной схеме и на этот раз строятся короткорейсовые самоле-
ь‘ но только значительно большего размера. Сместилась, сле-
вательно, область целесообразного ее применения. (Этот
роцесс можно рассматривать и как тенденцию уменьшения
пела двигателей на самолетах того же размера.) Напомним,
чтс при развитии поршневой авиации увеличение числа двига-
елей шло с ростом тоннажа самолета, а затем области опти-
м льного их числа (не только двух, но и трех, и четырех) пери-
одически смещались в сторону больших взлетных весов, то есть
больших размеров самолета. Так, двухдвигательная схема в пе-
риод поршневой и турбовинтовой авиации была целесообразной
для самолетов с весом до 20 тс, в период реактивной—до 40—
50 тс. При двигателях с высокой степенью двухконтурности этот
предел смещается до значений 120—150 тс. Целесообразность
столь значительного скачка и оказалась сомнительной. Что ка-
сается связи числа двигателей с дальностью полета (т. е. клас-
сом самолета), то существует определенный предел дальности,
после которого три двигателя становятся лучше, чем два, и дру-
гой предел, за которым четыре лучше, чем три (при равенстве
всех прочих условий). Понятно, что эти пределы четко не выра-
жены, но в большинстве случаев они ограничены величинами,
принятыми в классификации (см. табл. 1.1). Что касается связи
числа двигателей с весом самолета, то она справедлива (как
следует из сказанного) лишь для отдельных этапов развития
авиации.
С проблемой числа двигателей тесно связан вопрос об энер-
говооруженности самолета, выбор которой производится в сово-
купности с определением удельной нагрузки на крыло, т. е. яв-
ляется результатом решения общей задачи о двигателе и крыле.
Условием выбора обычно является взлетный режим, но может
оказаться и посадочный, и крейсерский. Словом, эта задача име-
ет конкретный характер, в которой важным аспектом является
достижение большого аэродинамического качества в сочетании
с большой подъемной силой как при взлете, так и при посадке.
Изменение летных данных при отказе одного из двигателей тре-
бует наилучшего компромисса между характеристиками крейси-
рования и полета с малой скоростью.
Представляет интерес выяснение закономерности изменения
энерговооруженности в процессе развития пассажирских самоле-
тов. Так, рост ее величины у турбореактивных самолетов можно
заметить, если рассматривать процесс лишь хронологически.
Объясняется он той характерной особенностью развития этих
самолетов, что вначале были созданы) средние и тяжелые, а за-
тем — короткорейсовые. Для после£щих предпочтительна двух-
двигательная схема и, как следствие, более высокая энерговоору-
женность. Созданию высокоэкономических самолетов по трех- и
93
двухдвигательнои схеме (с более высокой энерговооруженно-
стью) способствовало снижение удельного веса двигателей (у в
на рис. 2.4) и удельного расхода топлива (св). Увеличивать
энерговооруженность приходится и вследствие увеличения гра-
диента падения тяги по скорости с увеличением степени двухкон-
турности двигателей.
Если рассматривать развитие самолета в пределах каждого
класса или проследить путь развития по линии модификации, то
можно заметить, что закономерного роста энерговооруженности
Рис. 2.4. Изменение энерговооруженности самолетов (а)
и удельного веса двигателей (б) в процессе их раз-
вития
в развитии типов (или классов) самолетов не наблюдается.
Можно ли предвидеть рост энерговооруженности в дальнейшем?
У самолетов средней и большой! дальности значительного роста,
видимо, не будет*. Условиями безопасности взлета он не опре-
деляется, а дальнейшему росту экономичности, несомненно, пре-
пятствует. Больше оснований полагать, что совершенствование
двигателей, т. е. снижение «стоимости тяги», будет использовано
для повышения экономичности самолетов. У короткорейсовых
самолетов, наоборот, происходит скачок роста энерговооружен-
ности, объяснение чему следует искать в определенных тенден-
циях развития этого класса. К ним прежде всего относятся
резкое наращивание пассажировместимости (от 70—80 ди 250—
300 пассажиров) и применение двухдвигательной схемы на са-
молетах весом 120—140 тс.
При рассмотрении проблемы энерговооруженности (R) воз-
никает, естественно, вопрос — в каких пределах рост ее величи-
ны компенсируется повышением технического совершенства дви-
гателей при сохранении взлетного веса (Go) неизменным? В слу-
* Если рассматривать энерговооруженность не стартовую, а взлетную,
т. е. с учетом падения тяги по скорости.
когда число двигателей не изменяется, весовая и
чаономическая эффективность сохраняются в полной мере лишь
Прп условии Й-удв = const Если изменяется не только удельный
вес двигателя (удв), но и удельный расход топлива (сд), то для
решения задачи можно предложить следующее уравнение:
___________('к-н + <^пл + ('об °сн_______________
1 _ (2,19 — 3.54f то) • ^7дв)"<1С _ ёт
(^Тдв)пр	С R н р
(2.1)
где Gk.h, Сил, боб, 6Сн — вес коммерческой нагрузки, планера,
оборудования и снаряжения. Индексы «пр» и «пос» — относятся
к характеристикам двигателей предыдущего и последующего
этапов их развития.
7.2.	Выбор числа двигателей и энерговооруженности самоле-
та. Число двигателей и потребная энерговооруженность опреде-
ляются, как известно, условиями завершенного взлета при отка-
зе одного из двигателей с обеспечением нормированной степени
безопасности или (для двухдвигательного самолета) условиями
прерванной посадки, т. е. уходом на второй круг с одним отка-
завшим двигателем; сбалансированной длиной ВПП, т. е. задан-
ным классом аэродрома; иногда условиями крейсирования; до-
стижением максимальной эффективности самолета; ограниче-
ниями по уровню шума от самолета в районе аэропорта. При
выборе числа двигателей рассматриваются также условия обес-
печения энергией самолетных систем в случае отказа одного из
двигателей, например, таких, как гидравлическая, электропита-
ния, кондиционирования, антиобледенительная и т. п.
Завершенный взлет при отказе одного из двигателей опреде-
ляется нормированной величиной градиента скорости при наборе
высоты Vy/V2 на высоте 10,5 м (над границе?! ВПП), который
является критерием степени безопасности, необходимой для при-
годности самолета к полетам. Иначе говоря, при выбранных зна-
чениях суммарной тяги двигателей и площади крыла предель-
ный взлетный вес лимитируется величиной этого градиента. В то
же время пригодность самолета к эксплуатации с определенного
класса аэродрома определяется такой взлетно-посадочной харак-
теристикой самолета, как длина ВПП (при максимальном весе
самолета). Следовательно, низки?! класс аэродрома может при-
вести к ограничению взлетного веса и неиспользованию его
максимальной производительности.
Величина градиента Vy/V2 должна быть не ниже установлен-
ном международными нормами для самолетов с 2; 3 и 4 двига-
телями 2,5; 2,7 и 3, соответственно. При определении его зна-
чения для конкретного самолета учитывается угол выдвижения
закрылка (6зак) и время убирания шасси. С уменьшением этих
величин градиент возрастает. Таким образом, число двигателей
95
(пдв) и энерговооруженность (J?), определяемые этими условия-
ми, связаны уравнением
—	"Ь 1/^Т7	—	П
Г) ___ 2 Z	. Р___ Р	/С) 04
1—	у > К— ^П—1	. ’	Л 2)
Д/?	ядв—1
где/?71-1—энерговооруженность при отказе одного двигателя;
Vy — вертикальная составляющая скорость при наборе вы-
соты;
V2— безопасная скорость взлета;
T(v2 — аэродинамическое качество, соответствующее V2;
Ля — падение тяги по скорости.
Для определения тяги, потребной для продолжения взлета
при отказе двигателя, в работе С. М. Егера [18] предложено
уравнение
Увеличение пдв (при условии сохранения Rn-i) приводит к сни-
жению веса самолета, а до появления двигателей с высокой сте-
пенью двухконтурности приводило и к повышению (вследствие
этого) его экономичности. С другой стороны, увеличение идв
усложняет эксплуатацию и повышает расходы па обслуживание,
что оказывает противоположное влияние на экономику.
Известно, что любая теоретическая постановка вопроса, как
и методическая разработка, становится более убедительной, об-
ретает черты реальности и практичности, если сопровождается
примерами. Поэтому вопрос о влиянии числа двигателей и энер-
говооруженности самолета на его весовую эффективность иллю-
стрируется примерами упрощенного решения двух задач. В пер-
вой из них (табл. 2.1) за условие принято сохранение взлетного
веса, во второй — производительности (см. ниже). При опреде-
лении данных табл. 2.1 приняты следующие допущения: пло-
щадь крыла сохраняется постоянной; h определяется только ве-
личиной градиента скорости; т и удв сохраняются постоянными
при любой его тяге. Следовательно, полученные результаты яв-
ляются приближенными.
Из данных табл. 2.1 следует, что потребная тяга и весовая
отдача самолета при четырехдвигательной схеме близки к трех-
двигательной и значительно отличаются от двухдвигателыюй.
Однако последняя обладает и рядом других достоинств, кроме
отмеченных эксплуатационных и экономических. Высокая энер-
говооруженность (при полном числе двигателей) обеспечивает:
возможность значительного уменьшения режима работы двига-
телей сразу после взлета, что снижает шум в районе аэропорта;
более быстрый набор высоты и меньшие потери в расходе топли-
ва на этом режиме; возможность полета на больших высотах,
что увеличивает дальность полета на тех высотах, на которых
96
Таблица 2.1
Влияние числа двигателей на весовую отдачу самолета
Число двигателей	Лдв	4	3	2
градиент скорости	Vv/V2	3%	2.7%	2.5%
Энерговооруженность при отказе одного из двигателей	Rn—1	0,173	0,170	0,168
Полная энерговооруженность	R	0,230	0,255	0,336
Суммарная тя1 а двигателей	nR	16100	17850	23500
Весовая отдача самолета	^п.п	51,4%	50,4%	47,5%
Изменение весовой отдачи	7Г.Н		-1%	—3,9%
летают и менее энерговооруженные самолеты с четырьмя дви-
гателями, но на меньших режимах работы двигателей, в резуль-
тате чего возможно увеличение их ресурса. Правда, величина
последнего в наибольшей степени зависит от взлетных режимов
и, кроме того, глубокое дросселирование может привести к по-
вышению удельного расхода топлива при крейсировании.
В примере (табл. 2.1) дано сравнение самолетов с различ-
ным числом двигателей с целью лишь общего представления
и ориентировочной количественной оценки. Поэтому величина
тяги определялась лишь условиями взлетного режима, что,
вообще говоря, справедливо при умеренной механизации крыла
и двигателях с малой или средней степенью двухконтурности.
(Это было принято за условие в нашем примере и сохранялось
для всех вариантов.) Более широкое исследование с условиями,
близкими к конкретным задачам проектирования, могут, напри-
мер, показать наличие определенной области целесообразного
числа двигателей, о чем писали профессор А. А. Бадягин [3] и
профессор С. М. Егер 18], справедливо связывая оптимальное
число двигателей с протяженностью рейса и решая задачу из
условия не только взлетных, но и крейсерских характеристик.
Появление аэробусов и широкофюзеляжных дальних само-
етов связано, как отмечалось, с созданием гигантских двигате-
лей (рис. 2.5) с тягой до 26000 кгс при значительном снижении
Удельного веса двигателя и удельного расхода топлива (это в
определенной мере и компенсирует неизбежную переразмерен-
4	364	ду
Рис. 2.5. Турбовентиляторный двига-
тель с твухконтурностыо т=5 Пратт-
Уитни JT-9D с тягой от 18600 до
22000 кгс в различных модификациях
ность силовой установки при резком увеличении энерговоору-
женности на двухдвигательных самолетах). Ясно, что для созда-
ния нового типа пассажирских и грузовых самолетов необходи-
мы были и двигатели нового типа. Простое усовершенствование
существующих уже не могло внести значительного изменения
в развитии гражданской авиации. Дальнейшей задачей являет-
ся совершенствование аэродинамики двигателей и воздухоза-
борников в связи с большим
коэффициентом двухконтурно-
сти.
При создании двигателей
с высокой степенью двухкон-
турности появилась возмож-
ность применения двухдвига-
телыюй схемы к самолетам
с весом 120—140 тс. С другой
стороны, с возникновением по-
требности в аэробусах на 250—
350 и гигантских лайнеров на
500 мест появилась возмож-
ность применения двигателей
с большой тягой, па которых
как раз и возможно эффек-
тивно реализовать двухконтур-
ность т = 5—6, т. е. применить
высокую степень повышения
давления, ибо влияние увели-
чения Лк на характеристики
двигателей возрастет с увели-
чением т. Двухдвигательная схема вследствие этого получила
свое дальнейшее развитие, хотя и была вначале спорной, что
уже отмечалось. Дискуссия, собственно, касалась весовой и
экономической эффективности двухдвигательного самолета
большого тоннажа и степени его безопасности. Эксплуатаци-
онные особенности этой схемы не вызывали сомнений.
Представители некоторых фирм и авторы ряда работ счита-
ли, что при коротких рейсах (2000—2500 км) и, разумеется, при
равном уровне безопасности, двухдвигательная схема обладает
значительным превосходством. Другие это превосходство не на-
ходят значительным. Некоторые отдают предпочтение трехдви-
гательной схеме и для самолетов подобного типоразмера. На
выбор двухдвигательной схемы для аэробуса А-300 (на его эко-
номическое обоснование) повлияла возможность использования
двух двигателей, применяемых на более крупных самолетах, в
количестве трех, а еще более крупных—четырех. Отпавшая не-
обходимость разработки нового двигателя и большой тираж
(вследствие унификации) снижают затраты на силовую уста-
новку. Двухдвигательную схему считают более безопасной по
98
лующпм соображениям: такой самолет, удовлетворяя требо-
СЛниям по взлетному градиенту, обладает большей энергово-
Еа /женностью, чем подобный ему с четырьмя двигателями.
Следовательно, в момент отказа одного из двигателей самолет
"Слет иметь больший запас взлетной полосы для завершения
^ти прекращения взлета. И в силу тех же причин будет легче
входить на второй круг при всех работающих двигателях. Одна-
ко после посадки с одним неработающим двигателем возникают
трудности. Ограничения по использованию реверса тяги при
этом должны быть более жесткими. Проблема рыскания при
различном числе двигателей решается примерно одинаково.
При четырех двигателях в случаях отказов разворачивающий
момент может оказаться большим, но и восстанавливающий
момент при снижении тяги на противоположной стороне крыла
будет также больше. Проблема резервирования в системах
оборудования и управления решается удовлетворительно на
двухдвигательном самолете лишь при наличии вспомогательной
силовой установки (ВСУ).
Трехдвигательная схема, несмотря на свои достоинства, не
нашла применения в проектах короткорейсовых аэробусов ти-
па А-300. Препятствия, собственно, связаны не с компоновкой
третьего двигателя (фюзеляжи аэробусов имеют большой диа-
метр), они возникают вследствие указанных особенностей са-
мих двигателей. Использование трехдвигательной схемы за-
труднительно на таких самолетах, для которых три двигателя
с тягой, соответствующей наибольшей их эффективности, ока-
жутся переразмеренными. Применение же двигателей меньшей
тяги незначительно снижает упомянутые преимущества.
При крупноразмерных двигателях эта схема нашла приме-
нение лишь в проектах самолетов с большей суммарной тягой
двигателей (DC-10 и L-1011).
Трехдвигательная схема сохраняет свои превосходства в ра-
циональном решении вопроса энергоснабжения различных си-
стем самолетного оборудования при аварийной ситуации. Это
обстоятельство привело к появлению идеи самолета со схемой в
«два с половиной» или «три с половиной» двигателя, иначе гово-
ря, двухдвигательного или трехдвигательного самолета с бустер-
ным двигателем или стартовым ускорителем. Дополнительный,
или бустерный, небольшой двигатель с тягой значительно мень-
шей, чем каждый из основных, с малой степенью двухконтурно-
сти может быть легко размещен внутри хвостовой части даже
небольшого фюзеляжа, а тем более у аэробусов. Назначение
этого двигателя — повысить энерговооруженность самолета при
тказе одного из основных двигателей на взлете и посадке и
обеспечить бесперебойную работу самолетных систем в этих слу-
Точнее, верхний предел ее применения (по тоннажу самолета).
4*
99
чаях. В крейсерском полете дополнительный двигатель может
быть выключен или переведен на холостой ход. Такое решение,
видимо, целесообразно, но лишь для тех самолетов, полнораз-
мерные двигатели которых по высотной характеристике удовлет-
воряют требованиям крейсирования. При этой схеме должна
быть абсолютная надежность повторного запуска ввиду необхо-
димости дополнительной тяги при прерванной посадке для ухода
на второй круг с одним неработающим двигателем. Схема в два
с половиной двигателя основана, следовательно, на компромис-
сном решении. Такой оптимальный компромисс является привле-
кательным. Даже при небольшом увеличении суммарной взлет-
ной тяги (на 15—20%) путем установки бустерного двигателя
относительная величина ее прироста становится существенной в
момент отказа одного из двигателей. В этом определяющем слу-
чае она возрастает в 1,3—1,5 раза (соответственно при числе
двигателей 3,5 и 2,5). Однако преимущества схемы в 2,5 двига-
теля этим не ограничиваются — самолет приобретает, как отме-
чалось, все достоинства трехдвигательной схемы, в частности,
тройное резервирование в электрической, гидравлической, анти-
обледенительной и других системах *. Сложность заключается в
необходимости: а) избежать увеличения сопротивления нерабо-
тающего двигателя на крейсировании; б) найти в одном, и же-
лательно существующем двигателе, свойства мощного ускори-
теля, стартера, источника мощности для кондиционирования
воздуха и для получения электроэнергии с одновременным удов-
летворением требований малого шума и малого расхода топ-
лива. *
Самолет с 2,5 двигателями оказывается легче, чем с двумя по
следующей причине. Уменьшается собственный вес силовой ус-
тановки вследствие снижения потребной энерговооруженности;
появляется возможность удаления ВСУ. Правда, возможен вари-
ант и без снятия ВСУ, которая в этом случае, дополняет схему
в 2,5 двигателя до 3. И, наконец, дополнительный двигатель с
хорошо отработанным воздухозаборником может быть использо-
ван для отсоса пограничного слоя с фюзеляжа, что приводит к
уменьшению лобового сопротивления. Впрочем, весовые преиму-
щества могут оказаться и сомнительными, если бустерный двига-
тель будет иметь сравнительно высокий удельный вес.
Себестоимость эксплуатации при схеме в 2,5 двигателя будет
ниже из-за снижения стоимости силовой установки и, в частно-
сти, малой выработки ресурса бустерным двигателем (в случае,
когда он работает только на взлете и посадке). Работа остальных
* Для повышения надежности этих систем когда-то дублировали их ос-
новные агрегаты. Теперь, например, на трехдвигательном самолете создают
три автономные гидравлические системы, работающие одновременно и имею-
щие устройство для переключения источников энергии на любую из них в
случае отказа двигателя.
100
гателей ПРП взлете с тягой, несколько меньшей максималь-
П позволит увеличить ресурс и этих двигателей. Что касается
Н°молетов с двигателями большой степени двухконтурности, то
С ловероятно, чтобы какой-либо один режим, например, взлет
пли крейсирование, полностью доминировал над другими при
в елении потребной суммарной тяги. Поэтому при схеме 2,5
п F 3,5 двигателя дополнительный, видимо, должен быть приго-
ден ля работы на всех режимах полета (а не только при взле-
те и посадке), но тогда экономический эффект снижается.
Таким образом, выбор числа двигателей, особенно для корот-
корейсового самолета, как и выбор его размеров, является одним
13 н иболее сложных вопросов проектирования. Заключается
эта сложность в необходимости достижения высокой экономич-
ности при безусловном сохранении принятого уровня безопасно-
сти. Двухдвигательная схема для короткорейсового аэробуса
предпочтительнее и экономически, и эксплуатационно, но ста-
рый вопррс — является ли эта схема по своей природе менее
безопасной, чем трех- или четырехдвигательная — вновь под-
вергался всестороннему исследованию.
7.3.	К анализу проблемы. К решению задачи о числе двига-
телей с точки зрения эффективности и безопасности можно под-
ходить различными путями. Один из них — исследование веро-
ятности отказов на основе, главным образом, данных эксплу-
атации, статистики отказов* и катастроф**. При этом не
упускается возможность опасных сочетаний отказа двигателей
с другими усложняющими пилотирование факторами, например,
с отсутствием визуальной видимости и возможностью связанных
отказов двух двигателей. Однако сопоставление статистических
данных по катастрофам самолетов с различным числом двига-
телей вряд ли правомерно, так как объем перевозок на двух-
двигательных самолетах неизмеримо меньше. Другой путь изу-
чения, результаты которого рассматриваются ниже, исходит из
условия проектирования самолета при равной степени безопас-
ности в момент отказа двигателя на взлете при любом их числе.
В широком исследовании, очевидно, следует рассматривать воз-
можность отказа на всех стадиях полета: на взлете (продолжен-
ный и прерванный), крейсировании (вынужденное снижение в
случае отказа одного из двух двигателей) и при посадке (уход
на второй круг с одним неработающим двигателем). Подлежит
также рассмотрению связанная с отказом двигателя возмож-
ность нарушений в электропитании или в других системах. Серь-
езным и, пожалуй, спорным является вопрос о том—полагаться
ли на меньшую вероятность выхода из строя одного из двух,
ем одного из четырех? В конечном счете, задача сводится к
* Flight, 17.9.1970.
** Airoplane, 3.11.1966.
101
оценке средств, с помощью которых достигаются потребные уров-
ни безопасности и рентабельности.
Различать можно не только пути решения задачи и глубину
проработки, но и условия, связанные с изменением различных
параметров самолета. В одном случае, за неизменные можно
принять взлетный вес (G) и коммерческую нагрузку (GKH) и оп-
ределять влияние числа двигателей на дальность полета (L).
В другом — считать заданными GKH, L, £впп (что совпадает с
реальными условиями проектирования), а целью анализа ста-
вить нахождение минимальных значении веса снаряженного
самолета и себестоимости эксплуатации. В первом приближении,
в анализе короткорейсовых самолетов определяющим можно
считать взлетный режим, полагая, что опасной ситуации при
отказах на крейсировании и при заходе на посадку можно избе-
жать путем ограничений. Так, равный уровень безопасности для
ухода на второй круг можно, в крайнем случае, обеспечить огра-
ничением посадочного веса, принеся при этом в жертву двухдви-
гательной схеме (обладающей многими достоинствами) эксплуа-
тационные и экономические преимущества, связанные с малым
разрывом между взлетным и посадочным весами. Тем более, что
жертва эта невелика, ибо разница в величине посадочного веса
у двух- и четырехдвигательного самолета лежит в пределах 3—
4% Для рассмотренного ниже примера. Что касается безопасно-
сти в условиях крейсирования, то она обеспечивается на двига-
телях с высокой степенью двухконтурности тем, что тяга по ско-
рости у них изменяется более резко. Следовательно, при отказе
одного из двух таких двигателей достаточно относительно не-
большого уменьшения скорости, чтобы заметно увеличить распо-
лагаемую тягу, однако без некоторого снижения высоты полета,
видимо, не обойтись. Все зависит от соответствия характеристик
двигателя и крыла. Уже отмечалось, что наделение двухдвига-
тельного самолета надлежащими характеристиками набора вы-
соты способствует и удовлетворению требований по уровню
шума на аэродромах.
Для выбора тяговооруженности дальних самолетов, связан-
ной с выбором числа двигателей, условие взлета с отказом дви-
гателя (градиент набора высоты и ограниченность ВПП) утра-
чивает свое значение по мере роста двухконтурности и перестает
быть лимитирующим фактором*. Главное значение приобретае!
то, насколько естественное падение тяги с увеличением высоты
и скорости удовлетворяет требованиям крейсерского полета
с аэродинамическим качеством, близким к максимальному зна-
чению на заданном эшелоне.
Приближенный анализ короткорейсового самолета можно ог-
раничить рассмотрением двух наиболее интересных вопросов:
* Для короткорейсовых, обычно базируемых на аэродромах с короткой
ВПП, лимитирующим остается взлетный режим.
102
каких условиях переход от четырех двигателей к двум не
ижает экономичности и какое влияние на весовую и экономи-
ческую эффективность оказывает выбор числа двигателей и их
техническое совершенство? Для выяснения этих вопросов рас-
смотрены два гипотетических самолета с двигателями, соответ-
ствующими техническому уровню первого и третьего поколения,
что в значительной степени гарантирует корректность сравни-
тельного анализа. Первый из них—типа Де Хэвилленд «Комета»
(72,5 тс) с двигателями подобными Роллс-Ройс «Эвон» (т. е.
одноконтурные). Другой — типа аэробуса А-300 (120 тс), с двух-
контурными двигателями (с различной степенью двухконтурно-
сти (т) в зависимости от величины тяги) типа RB-163-50 «Спей»
(m=l); RB-178— уменьшенный (т = 3) и IT-9D-1 (т = 5).
Различные значения величины т выбраны с учетом приведенных
выше соображений о возможной реализации т=5—6 при /? =
= 10000—12000 кгс лишь при меньшей величине лк, чем у двига-
телей с тягой 18000—22000 кгс, а следовательно, и с более вы-
соким удельным расходом топлива (у двигателей с меньшей тя-
гой). При рассмотрении двигателей с различным значением т
учитывалось и различное падение тяги (A#) по скорости *, опре-
деляемое по приближенной формуле В. С. Хухорева для усло-
вий взлета (М = 0,1—0,2; Я = 0).
Дл=—=1-М(0,5-|-0,11т).	(2.4)
/?СТ
В качестве условия анализа были приняты: равная произво-
дительность для всех вариантов каждого из самолетов; равная
степень безопасности, определяемая градиентом набора высоты,
компоновка двигателей, однотипная при любом их числе. Себе-
стоимость определялась по методу Е. А. Овруцкого [3]. Из-за
трудности получения надежных сведений данные следует рас-
сматривать в качестве сравнительных.
Первое условие — производительность — была принята в со-
ответствии с выбранными прототипами, у которых: 60 = 72,5 тс,
^к.н=10 тс, £=4400 км; 60= 120 тс, 6КН=27 тс, £ = 2500 км.
Характер производительности этих самолетов не однотипен.—
У первого из них относительно малая нагрузка и достаточно
бочьшая дальность, у второго, наоборот, но это не повлияло на
ыводы. В то же время каждый из этих самолетов типичен для
своего периода развития авиации.
Рассмотрение подобной задачи начинается с определения
энерговооруженности, а расчет весовых характеристик самолета
сводится к нахождению относительного веса силовой установки,
потребного запаса топлива и взлетного веса самолета. Относи-
тельные веса планера и оборудования у самолетов с двухкон-
не r РаДение тяги по температуре не учитывалось, поскольку это относится
степени двухконтурности, а к конструкции двигателей.
103
турными двигателями изменяются незначительно, так как взлет-
ные веса близки между собой, а у вариантов с одноконтурными
двигателями — существенно, что и учитывалось в данном ана-
лизе. Результаты его сведены в табл. 2.2, в которой данные двух
исходных вариантов приняты за 100%.
Таблица 2.2
Влияние числа двигателей на характеристики самолета
Тип двигателя	Одноконтурные			Турбовентиляторные			
Число двигателей	4	3	2	4	4	3	2
Степень двухконтурности	0	0	0	1	3	3	5
Энерговооруженность в %	100	112	146	100	105	116	160 1
Взлетный вес в %	100	104	117*	100	97,5	98,4	98,5
Вес снаряженного самолета в %	100	105	123	100	98	99,5	105
Относительный вес топлива и силовой установки в %	100	102,5	ПО	100	94,5	95	98,5
Весовая отдача в %	53	52,5	50,8	46	44,5	44,3	42,1
Себестоимость тс-км в %	100	102	113*	100	93,5	94	91,4
* При пересчете из условия	возрастание веса составляет 28%, а себестои-
мости—22.5%, поскольку потребная энерговооруженность в этом случае возрастает почти на
70% (вместо 46%).
Рассмотрение этой таблицы позволяет сделать некоторые вы-
воды.
1.	Потребная энерговооруженность при переходе от четырех
двигателей к трем возрастает незначительно, а при переходе к
двум — существенно. При двухконтурных двигателях рост более
значительный, что объясняется большим градиентом падения
тяги по скорости.
2.	При двухконтурных двигателях переход от четырех к двум
почти не изменяет взлетного веса. Вес снаряженного самолета
несколько возрастает и, несмотря на это, экономичность улуч-
шается. Для одноконтурных двигателей вывод оказался проти-
воположным, чем и объясняется ограниченное применение двух-
двигательной схемы в прошлом.
3.	Себестоимость, практически равная у вариантов т = 3 и 5,
104
лась ниже, чем у исходного варианта при т = 1. При стро-
гом учете расходов на обслуживание двигателей снижение еще
значительней.
Весовая отдача при уменьшении числа двигателей снижа-
я вследствие возрастания веса силовой установки и уменыпе-
Рис. 2.6. Весовая отдача двухдвигательных (1), трехдвигательных
(2), четырехдвигательных (3) самолетов и двухдвигательных аэро-
бусов (4). Изменение отдачи при изменении числа двигателей на са-
молете (а) и аэробуса (б)
ния веса топлива. В данном случае это является благоприятным,
так как производительность и коммерческая весовая отдача со-
храняются.
Изменение весовой отдачи при изменении числа двигателей,
найденное при двух различных условиях (Go = const и GKH*L =
=const), показано в табл. 2.1 и 2.2. Причем, во второй из них оно
показано на примере самолетов с двигателями различного тех-
нического уровня. Полученные данные приведены на рис. 2.6, где
нанесены четыре статистические кривые изменения весовой от-
дачи самолетов с различным числом двигателей (1—4) и две
кривые (а и б), полученные аналитически для двух упомянутых
самолетов. При вычислении этих кривых были приняты условия
равной производительности и равной степени безопасности.
Из рассмотрения рис. 2.6 и данных табл. 2.1 и 2.2 следует,
что совершенство двигателей оказывает заметное влияние на ве-
совую отдачу пассажирского самолета. С уменьшением числа
Двигателей с четырех до двух (при GKH-£ = const) изменение
взлетного веса и весовой отдачи зависят от степени совершенст-
ва двигателей. Так, у самолетов с одноконтурными двигателями
резко возрастает взлетный вес при одновременном падении ве-
совой отдачи. У самолетов с двухконтурными двигателями взлет-
ный вес почти не изменяется, а весовая отдача снижается *, но
в данном случае это не ухудшает весовой эффективности.
В кратком рассмотрении проблемы выбора числа двигате-
лей и при сопоставлении результатов анализа сделана попытка
объяснить тенденцию уменьшения числа двигателей (на само-
летах сравнимого тоннажа) по мере повышения степени двух-
контурности, а также проследить причины роста энерговоору-
В сравнении с четырехдвигательным самолетом при /п=3.
105
женности, особенно на двух- н трехдвигательных самолетах.
Ясно, конечно, что при иной постановке задачи, чем принято в
нашем примере, или при учете большего числа факторов, влия-
ющих на экономическую эффективность самолетов, можно по-
лучить результаты, отличающиеся от приведенных выше. Одна-
ко главный вывод при любых условиях будет однозначным.
А именно: с развитием двухконтурных двигателей схемы само-
летов с различным их числом (два, три или четыре) становят-
ся все более равноценными. Забегая несколько вперед, можно
сказать, что аналогично обстоит дело и с различными компонов-
ками двигателей на самолетах.
Анализ задачи о числе двигателей объясняет тенденцию
уменьшения их числа с ростом степени двухконтурности и под-
тверждает положение о том, что рост энерговооруженности без
ущерба для экономики возможен при новых качественных скач-
ках в развитии двигателей.
Вес силовых установок анализируемых самолетов определял-
ся по формуле, выведенной с целью учесть особенности различ-
ных схем (Лех) компоновки двигателей (на крыле, на фюзеляже,
смешанная), влияние числа двигателей и числа реверсе-
ров (Ар). Степень двухконтурности и другие параметры двига-
телей учитываются через их удельный вес (удв). Для однотип-
ных установок (все двигатели полноразмерные и все на крыле
или на фюзеляже) она имеет вид
<+.упК р (0,2+	+«Go.	(2.5)
При смешанных силовых установках (два на крыле, один на
фюзеляже или при пдв = 2,5) формула имеет вид
+.у =	(0,2 + 1М) /?„] ДиК +
+ КсМ(0,2+ 1,7т™)/?]д1!Ф + «О0,	(2.6)
где Rn~\ — тяга при отказе одного двигателя;
Пдв — число двигателей;
g; а — статистические коэффициенты (см. табл. 2.3);
Ар — коэффициент, учитывающий число реверсов;
Ар—коэффициент, учитывающий наличие реверса на
третьем двигателе при смешанной их компоновке.
(При его наличии АР = 1,07, при отсутствии Ар= 1)-
С помощью уравнений (2.5) и (2.6) можно определить вес
силовых установок в стандартной комплектации, но без учета
веса топливной системы, несливаемого остатка топлива и аку-
стических облицовок гондол. Эти уравнения справедливы для
силовых установок с двухконтурными двигателями при степени
т, лежащей в пределах от 0 до 5—6. Уравнение (2.7) также
не учитывает веса несливаемого остатка топлива.
* Значения Кп соответствуют условию 7?n_i=const.
106
Таблица 2.3
Значенля расчетных коэффициентов к уравнениям (2.5) и (2.6)
Коэффициенты			41 ело двигателей							
			Двигатели пот крылом		Смешанная к мпоновка5 с размещением треть- его двигателя			Двигате и на фюзеляже		
					в фюзеляже		на фюзеляже			
Число двигателей			2	4	2,5	3	3	2	3	4
с •в			1	1,03		1,0	—	1	1,03	1,03
^сх	силовые гондолы под крылом и гондолы на фюзеляже		1	1	0,99	0,99	0,98	1,04	1,01	1,06
	несиловые гондолы под крылом		0,98	0,98	-—	—*	—	—	—	—
Кп			1	0,95	—	0,975	0,975	1	0,975	0,95
Kv	решетчатый реверс	при яР=-2	1,07	1,035	1 ,о	1.0	1.0	1,07	1,052	1,035
		при «Р=«1В	1,07	1,07	1,07	1,07	1,07	1,07	1,07	1,07
	створчатый реверс	при Яр=2	1,Н	1,055	1.0	1.0	1,0	1,Н	1 1,083	1,055
		при «р=«ш	1»И	1.11	1.11	1,И	1,11	1,11	1.11	1.П
а			0,005	0,005	0,003	0,005	0,005	0,005	0,005	0,005
Два двигателя пот крылом, отин на корме.
Вес топливной системы определяется уравнением
От>с=(0,0127-0,017.10-VT.J(0,68 + 0,27^CV)VT.C,	(2.7)
где == 1>0 для самолетов с двигателями под крылом (Д.п.К);
= 1,2 для самолетов с двигателями на фюзеляже (Д.н.Ф) ;
^т.с — объем топливной системы в литрах.
Погрешность формул (2.5) и (2.7) лежит в пределах ±5%.
7.4.	Размер и конфигурация фюзеляжа. Проблема выбора
конфигурации фюзеляжа и числа палуб возникла тогда, когда
107
произошел существенный скачок в изменении его размеров. На
выбор последних в период поршневой авиации оказывал влия-
ние лишь один фактор — размещение пассажиров. Условия, с
этим связанные, включают: ширину кресел и шаг их установки,
ширину и высоту прохода и в зависимости от числа пассажиров
число туалетов, гардеробов, входных дверей. Естественно, обра-
зуемых объемов в подпольной и в хвостовой частях фюзеляжа
практически было достаточно для устройства там багажных по-
Ли-2(1935г)
ил-12 (19^г)
Ил-1к(1951 г.)
Рис. 2.7. Поперечные сечения фюзеляжей пассажирских самолетов
мещений. В период газотурбинной авиации размеры поперечного
сечения фюзеляжа увеличивались по мере роста пассажировме-
стимости, а число кресел в одном ряду возрастало с 3—4 до 5—6.
Последняя величина была признана предельной для кабины с
одним проходом. Однако в этот период на выбор конфигурации
фюзеляжа уже начал оказывать влияние и рост грузовых пере-
возок. Конструкторы были вынуждены увеличить высоту попе-
речного сечения (ради увеличения багажников в подпольном
пространстве), контур которого стали образовывать из дуг
окружностей (рис. 2.7). Рассмотрение эволюции конфигураций
фюзеляжей за несколько десятилетий показывает, что изменения
произошли незначительные, увеличились только размеры (рис.
2.7). В то же время, облик и технические характеристики само-
летов за этот период изменились существенно.
Грузовые перевозки повышают возможность использования
грузоподъемности пассажирских самолетов на линиях (или в се-
зоны) с пониженным значением коэффициента пассажирозагруз-
кп. Поэтому и возросло влияние этих перевозок на выбор раз-
меров и конфигурации. При проектировании самолетов третьего
поколения потребная величина общей коммерческой нагрузки и
число пассажиров достигло таких пределов, что размещение их в
типовых фюзеляжах оказалось уже невозможным. Кроме того,
рост и условия перевозки грузов потребовали организации их
транспортировки в контейнерах, размеры которых выходят за
108
пределы возможностей эксплуатируемых самолетов. Вследствие
этих двух причин и возникла проблема выбора оптимальной кон-
фигурации крупноразмерного фюзеляжа на основе критериев.
-минимального веса конструкции, наибольшей экономичности са-
молета и простоты эксплуатации.
7.5.	Фюзеляжи большого удлинения и фюзеляжи многопалуб-
ные. Появление крупноразмерных фюзеляжей (вначале на 250
пассажиров) началось собственно с так называемых «удлинен-
ных» фюзеляжей, которые сохраняли однопроходную схему, но
отличались значительным увеличением удлинения (Хф = //Л>).Если
его величина для большинства эксплуатируемых самолетов ле-
жит в пределах 9—12, то для удлиненных Хф= 14—15. Создание
таких фюзеляжей, представляющих собой топкую трубу длиной
до 60 метров, связано с решением ряда проблем компоновки,
центровки, жесткости, веса конструкции и динамики управления.
В весовом отношении фюзеляжи с большими значениями Хф не-
выгодны, поскольку при данном поперечном сечении напряжения
от изгиба растут пропорционально квадрату длины фюзеляжа.
Увеличивается высота (Лш) и вес шасси при условии сохранения
посадочного угла (аПОс) или уменьшается аПос при hm = const.
Большие значения Хф приводят к невыгодному (в отношении
аэродинамики и веса) соотношению поверхности и объема, ог-
раничивают возможность повышения комфорта до современного
уровня и усугубляют эффект «туннельности» (или создают «труб-
ный» эффект). Последний характеризуется величиной, которую
иногда называют удлинением кабины (салона), т. е. отношени-
ем ширины к длине. Эта величина обычно лежит в пределах
0,2—0,3, а на модифицированных самолетах с увеличенной дли-
ной фюзеляжа (типа DC-8-61) снижается до 0,1. Ухудшаются и
условия эксплуатации, в частности, ускоренное размещение пас-
сажиров, выход их из самолета и эвакуация в аварийных слу-
чаях. Вследствие сказанного, приведенные значения удлинения
фюзеляжа Хф (14—15) и числа пассажиров (250 человек) явля-
ются для тонких фюзеляжей, видимо, предельными и встречают-
ся лишь на модификациях.
Увеличению длины фюзеляжа препятствует не только чрез-
мерное значение Хф, но и соотношение между площадью крыла
(5) и длиной фюзеляжа (/ф) и связанная с этим проблема цент-
ровки. Это становится очевидным, если вспомнить, что диаметры
фюзеляжа при Si =260—300 м2 и при S2=130—150 м2 равны
между собой. Следовательно, соотношение Хф и S сводится к со-
отношению /ф и S. Что касается центровки, то при малом S мала
и САХ, а при большом /ф — велики моменты от коммерческой
нагрузки, а следовательно, увеличивается разбежка центровки и
расстояние от взлетного положения Ц.Т до оси колес главного
шасси. Это условие и убывающее давление на носовое шасси,
которое снижает маневренность самолета на земле, могут ока-
заться лимитирующими при увеличении длины фюзеляжа.
109
Другим решением проблемы многоместного фюзеляжа явля-
ется увеличение диаметра при уменьшении или сохранении Хф,
что способствует переходу к многопалубной компоновке кабин
(рис. 2.8). Схемы фюзеляжей подразделяются по количеству пас-
сажирских палуб на одно-, двух- и многопалубные, причем под-
польные грузовые отделения не принято считать за палубу. Само-
лет с двухпалубным фюзеляжем может быть приближен к схеме
среднеплана, что приводит к уменьшению высоты от земли до
Рис. 2.8. Варианты поперечных сечений одно- и многопалубных крупнораз-
мерных фюзеляжей *
входных дверей, позволяет применять небольшие встроенные тра-
пы и более легко переоборудовать его в грузо-пассажирский ва-
риант. Ускорение при этом загрузки — разгрузки в наибольшей
степени соответствует идее аэробуса. Правда, мидель фюзеляжа
возрастает, однако потери в скорости полета не столь велики.
В весовом отношении двухпалубный фюзеляж при числе пас-
сажиров 220—250 примерно эквивалентен однопалубному. При
большем числе эффективность двухпалубной схемы повышается.
Поэтому снижение аэродинамического качества и соответствую-
щий перерасход топлива могут быть компенсированы уменьше-
нием веса конструкции. Существенным недостатком двухпалуб-
ной схемы являются ограниченные возможности размещения
багажа и грузов, что препятствовало ее применению для аэробу-
сов. Сказанное справедливо для сравнения однопроходных фю-
зеляжей.
* Схемы сечений — из работы [70].
ПО
Компоновка кабин крупноразмерных фюзеляжей по одно- или
многопалубной схеме зависит, как и его конфигурация, не толь-
ко от размещения пассажиров. На решение этого вопроса оказы-
вает влияние соотношение между потребными объемами пасса-
жирской кабины и багажно-грузовыми помещениями. Контуры
сечений различных вариантов фюзеляжа, полученные с учетом
этих требований, приведены на рис. 2.8. Они описаны вокруг кон-
тейнеров и соответствующего количества кресел. Для двухпро-
ходных фюзеляжей с учетом этого фактора многопалубная схема
приведет к меньшему весу конструкции при пассажировместимо-
сти более 500 человек. Правда, многопалубные фюзеляжи таких
самолетов создадут новые проблемы, связанные с обслуживанием
их в аэропортах и эвакуацией пассажиров. Многопалубная схема
(при двух проходах) может оказаться предпочтительной для ко-
роткорейсового аэробуса на 300—350 мест, если признать, что
поток грузов (на коротких рейсах) будет незначительным.
7.6.	Фюзеляж с двумя проходами. Увеличение поперечного
сечения фюзеляжа приводит к необходимости компоновки кресел
с двумя проходами (см. рис. 2.8), ибо условия обеспечения
удобств для пассажиров и работы стюардесс ограничивают чис-
ло кресел в одном ряду, и пределом для их размещения в кабине
с одним проходом считается шесть. Теперь стало очевидным, что
фюзеляж ранее принятой формы не может удовлетворить требо-
ваний увеличения грузовой и пассажирской вместимости будущих
самолетов. Становится ясным и другое — однопалубные фюзеля-
жи достигнут предела своей вместимости как раз при разработке
крупноразмерных самолетов третьего поколения. Дальнейшее
увеличение потребует применения многопалубных фюзеляжей,
что должно привести к повышению экономичности самолета.
Таким образом, размеры и конфигурация фюзеляжа, как впро-
чем и схема всего самолета, в значительной степени определяют-
ся техническими требованиями. Задача же проектирования за-
ключается в нахождении оптимальных решений, позволяющих
выполнять эги требования при наименьшем весе и минимальных
эксплуатационных расходах. В то же время широкие фюзеляжи
приносят большие весовые потери, с чем и связана сложность
решения одной из главных проблем аэробуса.
Основные условия выбора конфигурации фюзеляжа включа-
ют: определение числа пассажирских кресел и грузовых контей-
неров, размещаемых в одном ряду, нахождение потребного сече-
ния с наименьшим периметром для их размещения; определение
объема носовой и кормовой частей фюзеляжа; определение дли-
ны цилиндрической части; определение веса и лобового сопро-
тивления фюзеляжа.
В процессе выбора рассматривается ряд вариантов и прово-
дится оптимизация предварительно выбранного прототипа *.
* См. гл. 19.
111
За критерии оптимизации могут быть приняты вес и лобовое со-
противление фюзеляжа*. При этом учитывается их влияние на
изменение тяги двигателей и площади крыла и, следовательно,
изменение веса самолета как совокупности всех этих изменений.
Подобное решение справедливо, если коммерческая нагрузка,
число пассажиров и дальность полета заданы, а все остальное
(тяга двигателей, размеры самолета) варьируется. Возможна и
иная постановка задачи, например, тяга задана (двигатель вы-
бран у существующих), а определяемой величиной является наи-
большая коммерческая нагрузка или дальность полета. Посколь-
ку при большом числе пассажиров одновременно рассматривают-
ся одно- и многопалубные варианты, то изменение веса фюзеля-
жа удобно выражать в функции суммарной площади боковой
(омываемой) поверхности и площади пола. При изменении длины
фюзеляжа учитывается изменение размера и веса оперения из
условия сохранения статического момента. Ниже приводится ме-
тод расчета, предложенный Моррисом и Эшфордом [70] и постро-
енные ими графики, на которых дополнительно нанесены точки,
соответствующие Ил-18 и Ил-62. Совпадение с данными самоле-
тов фирмы Дуглас, по материалам которых построены кривые,
показывает, что плотность компоновки и весовая эффективность
фюзеляжей лежат на одном уровне.
Авторы рекомендуют рассматривать не собственный вес фю-
зеляжа (6ф), а учитывать при этом и полный вес бытового обору-
дования (6б.об):
Оф+Об.оо=^Кг,м + ]>п) ,	(2- 8)
где 5ф.ом; Sn— площади боковой поверхности фюзеляжа и по-
лов всех палуб;
К— коэффициент пропорциональности.
Значение коэффициента К в первом приближении они реко-
мендуют принимать для дальнерейсовых самолетов равным
29,3 кг/м2; для короткорейсовых самолетов (у которых меньший
объем оборудования) — 26,8 кг/м2. Зависимость этих величин
приведена на рис. 2.9. Размеры сечения определяются, как изве-
стно, исходными точками, связанными с высотой прохода и ши-
риной пола. Последняя зависит от количества кресел в ряду
(рис. 2.10) и числа проходов. Многопалубные фюзеляжи имеют
несколько большую ширину пола, чем однопалубные (при том
же числе кресел) из-за кривизны бортов. Существует определен-
ная закономерность изменения эквивалентного диаметра (диамет-
ра равновеликого круга) от числа кресел в сечении фюзеляжа
(рис. 2.11). Зависимость площади миделя (Ам), а в конечном сче-
те омываемой поверхности фюзеляжа, от числа кресел выражена
в виде площади и периметра поперечного сечения (рис. 2.12).
* Можно оптимизировать и на основе экономических критериев.
112
Пчпна периметра для однопалубного фюзеляжа имеет предел,
оавный 1,8 м на одно кресло, который получается умножением
ч юла л на минимальную ширину пола, приходящуюся на одно
Рис. 2.9. Зависимость веса фюзеляжа и бытового обо-
рудования от суммарной площади боковой поверхности
фюзеляжа и площади пола; □ — однопалубные; О —
многопалубные
кресло. Величина Р1т^ для многопалубных фюзеляжей умень-
шается (см. рис. 2.12). Следовательно, для количества пассажи-
ров в рядах свыше 10 поперечное сечение многопалубного фюзе-
Рис. 2. 10. Зависимости ширины пола (Вп) от ко-
личества кресел в поперечном сечении (ткр);
I—'IV — сечения (см. рис. 2.8)
ляжа имеет меньший периметр, чем однопалубного, отсюда мень-
ший вес и меньшее лобовое сопротивление. Эта разница стано-
113
вится существенной при установке в сечении более 15 кресел.
Рассмотрение приведенных графиков приводит к выводу, что с
увеличением количества кресел в ряду плотность компоновки
поперечного сечения и его эффективность возрастают?
Рис. 2.11. Изменение эквивалентного диаметра
в зависимости от числа кресел в одном ряду;
I—iv — сечения (см. рис. 2.8)
При определении размеров фюзеляжа аналитически можно
определить его цилиндрическую часть, а форму носовой и кор-
мовой частей определять через удлинение. Значение последнего
принимается равным для носовой части Хн.ч=2, а хвостовой
А-ХВ.Ч = 3. Вес этих частей определяется по графику рис. 2.13, по-
Рис. 2. 12. Зависимость площади миделя и длины пери-
метра поперечного сечения, приходящихся на одно крес-
ло, от количества кресел в сечении (ткр); I—IV *— се-
чения (см. рис. 2.8)
строенному для четырех сечений, форма которых приведена на
рис. 2.8. Из графика (рис. 2.13) следует, что с увеличением ем-
кости поперечного сечения улучшается суммарная весовая эффек-
тивность носовой и кормовой частей фюзеляжа. После того как
выбрана форма и размеры поперечного сечения и найдена вели-
114
Рис. 2.13. Пассажировместимость
и вес носовой и хвостовой частей
фюзеляжа различных сечений;
I—IV — сечения (см. рис. 2.8)
чина нагрузки, размещенной в носовой и хвостовой частях фю-
зеляжа, не представляет труда найти длину цилиндрической
части фюзеляжа. Для определения веса оборудованного фюзеля-
жа (В функции числа пасса-
жиров) и его лобового сопро-
тивления построены графики
(рис. 2.14). Уже отмечалось,
что вес фюзеляжа нельзя
определять без учета влияния
его длины на размеры и вес
оперения. Для определения
этого влияния строятся гра-
фики, выражающие зависи-
мость статического момента
горизонтального (Аг.о) и вер-
тикального (Вв.о) оперениА от
геометрических параметров са-
молета (см. гл. 16).
Анализ рассмотренного метода [70] позволил его авторам сде-
лать некоторые выводы.
1. Для данного поперечного сечения длинный фюзеляж име-
ет относительно меньший вес и лобовое сопротивление, чем ко-

Рис. 2.14. К определению веса и лобового сопротивления
фюзеляжа:
А—все пассажиры в носовой и хвостовой части; □—ограничение
Q—ограничение апос <- 12°; I—IV—сечения (см. рис. 2. 8)
роткий фюзеляж. Это объясняется тем, что эффективный цилинд-
ческий участок у длинных фюзеляжей занимает относительно
ольший объем. Кроме того, с удлинением фюзеляжа возраста-
115
ет число Рейнольдса, что приводит к уменьшению коэффициента
трения обшивки. И наоборот, очень короткие фюзеляжи неэф-
фективны из-за того, что в них преобладают носовая и кормовая
части. Из рис. 2.14 видно, что удлинение фюзеляжа, равное при-
близительно 7, является практически минимальным пределом.
2.	Когда сравниваются однопалубные или многопалубные
фюзеляжи, то разница в весе и лобовом сопротивлении между
«приемлемыми» фюзеляжами, рассчитанными на заданную плат-
ную нагрузку, небольшая. Под термином «приемлемый» фюзе-
ляж подразумевается фюзеляж с длиной, лежащей в пределах,
ограниченных удлинением 7 и посадочным углом 12°. Таким об-
разом, после выбора поперечного сечения для фюзеляжей дан-
ной вместимости могут быть исключены те фюзеляжи, которые
являются «неприемлемыми», а остальные фюзеляжи подвергну-
ты детальному анализу.
3.	Трехпалубный фюзеляж будущих самолетов с пассажиро-
вместимостью 1000—1100 человек будет отличаться от фюзеля-
жа современного самолета DC-8 (на 189 пассажиров) меньшими
величинами веса и лобового сопротивления, отнесенными к од-
ному пассажиру, соответственно, на 40 и 50%. Из этого можно
сделать вывод, что эффективность будет возрастать и при даль-
нейшем росте размеров самолета.
7.7.	Маломестные фюзеляжи. Проблема -выбора конфигура-
ции фюзеляжа не ограничивается пределами крупноразмерных
многоместных самолетов. Ее значение сохраняется и для неболь-
ших самолетов коротких магистральных и местных линий с чис-
лом пассажиров 100—140 типа «Меркюр» (Франция) и неболь-
ших, например, сорокаместных самолетов с дальностью полета
600—800 км. К таким самолетам тоже предъявляется требование
перевозки грузов на стандартных поддонах в грузо-пассажир-
ских вариантах. Последнее влияет на выбор формы и компо-
новки фюзеляжа. В этих случаях обычно оптимизируется кон-
фигурация фюзеляжа с окружностью в поперечном сечении,
наивыгоднейшей для этих типоразмеров [75]. В качестве другой
предпосылки принимаются неизменными предварительно най-
денные размеры и схемы остальных частей самолета, а также
аэродинамические параметры самолета и специфические харак-
теристики двигателя. За переменные принимают вес фюзеляжа
и самолета, сопротивление и тягу двигателей.
Размеры фюзеляжа определяются заданным числом пасса-
жиров и стандартных поддонов, от которых зависит длина и
диаметр цилиндрической части. Полезная площадь пола в носо-
вой и хвостовой частях отводится под вспомогательные и багаж-
ные помещения, там же размещаются неполные ряды кресел.
Значения Ан.ч и Ххв.ч в анализах принимают переменными при
сохранении соотношения между ними. Вес фюзеляжа опреде-
ляется как сумма двух групп. К весу первой относятся части,
вес которых зависит от Хф, а именно от веса обшивки, стринге-
116
ров шпангоутов, оконных проемов, пола, гермоперегородок.
Влияние внутреннего давления в гермокабине учитывается пу-
тем весовой поправки, а вес дверей, перегородок, фонаря, сочле-
нений фюзеляжа с крылом, оперением и носовой стойкой шасси
принимается постоянным.
Взлетный вес самолета, естественно, изменяется при измене-
нии веса фюзеляжа и его сопротивления. Влияние этих факто-
ров устанавливается с помощью коэффициента роста. Увеличе-
ние сопротивления обусловливает необходимость увеличения
располагаемой тяги двигателей. С этим связано увеличение их
веса и потребного запаса топлива (из условия заданных летных
и взлетно-посадочных характеристик). Приращение веса за счет
двигателей, топлива и фюзеляжа следует рассматривать как
приращение веса первого порядка, которое через рост всех зави-
симых от них весов вызывает приращения веса второго порядка
(см. гл. 9.4). Сопротивление фюзеляжа, как и его вес, необходи-
мо рассматривать совместно с учетом влияния хвостового опере-
ния. При этом рекомендуется учитывать только сопротивление
трения и сопротивления формы.
7.8.	Объемная компоновка. Результаты анализов, подобных
рассмотренным выше, или любых иных обычно проверяются по
материалам статистики и путем непосредственного вычерчива-
ния анализируемых вариантов. Материалы статистики исполь-
зуются в виде абсолютных и относительных величин, а также в
виде статистических уравнений. Последние учитывают законо-
мерность изменения этих величин с ростом размера самолета.
Подобный путь решения задачи Л. С. Зинии назвал методом
объемной компоновки. В число критериев плотности компонов-
ки, с помощью которых решаются вопросы о степени использо-
вания объема фюзеляжа, включается отношение объема фюзе-
ляжа или кабины к числу пассажиров. Для крупноразмерных
фюзеляжей первый из этих критериев теряет, в известной сте-
пени, свой смысл. Если рассматривать объем такого фюзеляжа
только из условия размещения пассажиров, то размеры его
сечения и однопалубная схема покажутся нецелесообразными,
ибо часть сечения, занятая пассажирами, составляет лишь не-
большую долю (см. рис. 2.7). Поэтому целесообразно рассмат-
ривать использование пассажирских и багажных помещений
независимо друг от друга.
Следует заметить, что с целью наилучшего использования
объема широкоразмерных фюзеляжей и площади пола стремят-
ся сократить вспомогательные помещения. Гардеробов, напри-
мер, не устраивают, а для хранения одежды предусматривают
места у каждого сиденья и на полках. Кухня, с той же целью,,
размещается под полом (раздаточные тележки подаются на
лифтах). Благодаря этому появляется значительное число до-
полнительных мест (18—20 при общем числе 350). Не исключа-
ется и компоновка буфетов в кабине и даже устройство там
117
части багажников ради увеличения грузовых помещений. Все
зависит от потребностей и конкретных условий.
На размер самолета, его весовое и экономическое совершен-
ство оказывает влияние не только плотность компоновки, но
и объемная эффективность, представляющая собой отношение
объема к площади смачиваемой (омываемой) поверхности.
Современные требования к проектированию фюзеляжа вклю-
чают, как упоминалось, условия транспортировки значительного
груза при полетах с неполным числом пассажиров. Причем на
размер фюзеляжа влияет выбор экономически целесообразного
соотношения веса пассажиров, багажа и груза в общем весе
Рис. 2.15. Значение коэффициента коммерческой нагрузки:
а—самолетов первого и второго поколений в их исходных вариан-
тах (О; б—модификаций (О) и самолетов третьего поколения (X)
максимальной коммерческой нагрузки (GK.n), определяемого
коэффициентом Кк.н= Значение его зависит от размера
^пас
самолета (рис. 2. 15) и влияет на себестоимость тс • км. При
рассмотрении этого влияния обнаруживается определенное про-
тиворечие: чем ниже при той же суммарной нагрузке, тем
больше доля пассажиров в общем ее весе и экономичность выше.
Но при заданном числе пассажиров и неизменной длине фюзе-
ляжа максимальное использование объема приводит к возра-
станию Кк.н за счет увеличения груза и к повышению экономич-
ности. Методы определения себестоимости обычно учитывают
среднее значение Лк.н и принимают равным 120.
Увеличение длины фюзеляжа (при сохранении сечения), со-
путствующее тенденции увеличения пассажировместимости, при-
водит к возрастанию относительной величины объема багажно-
грузовых помещений Уб.п= —так как уменьшается отпоси-
^пас
тельная величина неиспользуемой части объема в подпольном
пространстве. С увеличением числа пассажиров значение /Ск.н
закономерно возрастает. Имея это в виду, а также дальнейший
рост пассажирских мест, следует, видимо, учитывать переменное
значение /<к.н, задавая его в функции числа пассажиров на ос-
118
ве кривых рис. 2.15. Выбор экономически целесообразного
начения Кк.н не ограничивается его влиянием на величину мак-
симальной коммерческой нагрузки	(Ок.н = Кк.н-^пас)- Он
оказывает влияние и на степень использования грузоподъемно-
сти при полетах с неполным числом пассажиров, определяемую
пз условий объемов и выражаемую коэффициентом загрузки
(Кзаг)* Последний показатель влияет на экономику, поскольку
эеднегодовое значение коэффициента пассажирозагрузки
(Кпз) обычно не превышает 0,65.
Рис. 2.16. Изменение коэффициента загрузки и средней
плотности багажа и груза при уменьшении коэффициента
пассажирозагрузки:
а — пассажирские и б — грузо-пассажирские самолеты
Размеры фюзеляжа зависят от значений у©; Угр’, <7б, с чем
связано использование багажно-грузовых помещений (Уо.п). За-
висимости этих величин выражены графически на рис. 2.16
п уравнениями (2.9), обозначения к которым приведены
в табл. 2.4. Это уравнение справедливо для фюзеляжей с
О <4 м и ппас = тах.
где
б.п
(Кк.н 75) Лцас
7ср
(2.9)
Здесь плотность не только свойство грузов, но и компакт-
гость складирования. Она зависит и от размеров помещений.
119
7.9.	Аналитическое определение размеров фюзеляжа основа-
но на статистических формулах [62]. Простейшая из них имеет
вид*
1/ф=0,024«/(/<к.н + ^^5)ппас.	(2. 10)
\	7ср /
Таблица 2.4
Значения коэффициентов к уравнениям (2.9), (2.10), (2.11)
при различных условиях
Тип загрузки	Коэффициенты	Вес (кгс) багаж# на 1 пас- сажира	Типовые фюзеляжи		Крупно- размерные круглые
			круглые	лвухбуль- бовые	
Бесконтейнерн ая	Кр.б (резерва багажников)	96=15	—	 	2,7—2,9
		?г-20	1,2	1,4	2,9—3,1
Бес контейн е рная	Плотность бага- кгс жа т 1 м3	—	120	120	130
Контейнерная	А'р.б резерва багажников	96=15	—-	—	1,9—2,5
		96=20	—	1,5	2,0—2,8
Контейнерная	Плотность бага- KI с жа 7 ‘ м3	—	230—250		300—310
КГС Плотность груза 7 м3		—	290—300		
Коэффициент использования (/<НС11)			0,63	0,585	0,44
Коэффициент плотности компоновки (Л\- к)			1,2		1,35
Статистический коэффициент (6)			1,0	1,2	1,05
Коэффициент формы сечения (а/)			1,0	1,06	1,0
* Уравнение (2. 10) справедливо и для фюзеляжей с Z)>4 м при
Лк.н = 90,3+0,168/гПас, уСр=22б и контейнерной системе загрузки.
120
формула, учитывающая виды нагрузки и число членов эки-
пажа (Пэк), приводит к более точному определению потребного
объема фюзеляжа:
Ф Its I	\ и К [^к-н	(75 4- *7б)] ^пас) I о
1А= —  п.к Н---------Рчас "Г ЯуЛ р.б--------------- 2/Ю/£эк.
иф /<исп U	76 )	7гр
(2.11)
Значения коэффициентов и обозначения даны в табл. 2.4.
Коэффициенты использования объема и плотности компонов-
ки кабин определяются уравнениями:
_Уп.К + ^в.п + ^б.п .____________Ун.к + Ув.п	(2 12)
Уф	Лпас
где Кб.п; VB.n— объем багажных и вспомогательных помещений;
Упк; Уф— объемы пассажирской кабины и фюзеляжа.
Уравнение (2.11) справедливо и для фюзеляжей с £)>4 м.
Глава 8. ПРОБЛЕМЫ ЭКОНОМИЧНОСТИ И БЕЗОПАСНОСТИ
8.1. Экономическая эффективность аэробусов.
Различные виды эффективности пассажирских самолетов и
критерии оценки, необходимые для оптимизации, подробно ана-
лизируются в гл. 18. Динамика этих критериев в процессе раз-
вития авиации показана в разд. 2.3. Здесь ограничимся рас-
смотрением особенностей аэробусов, влияющих на их эконо-
мичность. Вначале напомним, что термин «экономически эффек-
тивный» определяет самолет, способный совершать крейсерский
полет при минимальной стоимости самолеточаса. (При этом не
учитывается коэффициент пассажирозагрузки, обусловливаю-
щий лишь условия эксплуатации.) В качестве критериев эффек-
тивности принимают себестоимость тс • км или пассажирокило-
метров, а также порог рентабельности, определяемый порого-
вым коэффициентом загрузки (Лп.р), или числом пассажиров,
при перевозке которых оправдывается рейс nnac=Af/aTXV, где
ат.ср средняя тарифная ставка (в руб.) за пассажиро-час полета;
А' — стоимость самолеточаса.
Экономическая эффективность достигается лишь в результа-
те рационального решения всех вопросов проектирования и кон-
струирования. Определяющей, правда, всегда является какая-то
часть из них. Так, при разработке проектов аэробусов к их чис-
лу относились проблемы размера фюзеляжа, веса и сопротив-
ления самолета. Оптимизацию диаметра и удлинения фюзеляжа
и решение вопроса об использовании объемов вели на основе
экономического критерия. При компоновке кабин, естественно,
учитывали требования комфорта. Было, например, найдено,
что шаг установки кресел, равный 860 мм, компромиссно удов-
летворяет и тем и другим требованиям, что плотность загрузки
121
багажных помещений для европейских и американских аэро-
бусов может определяться из условия транспортировки багажа
в количестве 15 кгс на одного пассажира. Принимаемая плот-
ность загрузки также оказывает заметное влияние, поскольку
она определяет не только величину потребного объема багаж-
ных помещений, но и величину коммерческой нагрузки при по-
Рис. 2.17. Коммерческая нагрузка аэробусов (1), самолетов с
удлиненными фюзеляжами (2), самолетов первых двух по-
колений (3):
X—аэробусы, О —модификации, Л —исходный вариант
летах с числом пассажиров меньше максимального, что следует
из уравнения
<7к.и=90«иас+тгр^б11—.	(2. 13)
\	7б )
Аэробусы и самолеты-гиганты (типа Боинг 747) в экономи-
ческом отношении находятся на новом, более высоком уровне
не только вследствие большой коммерческой нагрузки
(рис. 2.17), но и благодаря значительно большему объему гру-
зовых помещений. Последнее повышает их производительность
и, следовательно, снижает эксплуатационные расходы. О раз-
мерах помещений для размещения груза, например, на Боинге
747, можно составить представление, если вспомнить, что он до-
стигает 60% объема грузовых помещений DC-8 F, предназначен-
ного полностью для грузовых перевозок. Экономический эффект
больших багажно-грузовых помещений позволяет, во-первых,
улучшить характеристику грузоподъемности пассажирского ва-
рианта, «ограниченную объемом» (см. рис. 2.16), а во-вторых,
значительно повысить максимальный вес в грузо-пассажирском
и грузовых вариантах (так, Боинг, 747 в грузовом варианте
сможет транспортировать до 100 тонн груза). Напомним, что
ограничение нагрузки условиями объема или связано с повыше-
нием класса компоновки кресел (смешанные варианты), или
возникает при полетах с неполным числом пассажиров.
122
1
Значительный рост тоннажа аэробуса (при небольшой даль-
ности полета) приводит к росту веса снаряженного самолета.
Однако величина его веса, приходящаяся на единицу веса ком-
мерческой нагрузки (рис. 2.18), так же как и отнесенная к мак-
симальному числу пассажиров, не возрастает. Это весьма
существенно, ибо влияние веса слишком велико. Например, сни-
жение веса конструкции и топлива на 10% при соответствую-
ем увеличении коммерческой нагрузки эквивалентно в эконо-
мическом отношении снижению первоначальной стоимости кон-
струкции и двигателей на
50%.
Что касается аэроди-
намики, то «после некото-
рого относительного за-
медления в ее развитии
в пятидесятые годы те-
перь наблюдается замет-
ное расширение аэроди-
Рис. 2.18. Вес снаряженного самолета на
единицу коммерческой нагрузки аэробусов
(X), исходных вариантов (ф) и модифика-
ций (о) самолетов первых поколений
намических исследова-
ний, связанное, например,
с детальным изучением
потока обтекания. Эти
исследования весьма ре-
зультативны и позволяют предвидеть снижение аэродинамиче-
ского сопротивления новых самолетов на 15%»*. Для аэробусов
коротких и средних линий это эквивалентно уменьшению прямых
расходов на 3%. Большое значение стали придавать местной
аэродинамике самолета и достигать значительного эффекта
путем ее улучшения.
Другим фактором, способствующим повышению экономиче-
ской эффективности, является расширение диапазона длины
рейса, в пределах которого эксплуатация практически равноэко-
номична. Выше отмечалось, что многотипность парка приводит
к его удорожанию и затрудняет эксплуатацию. В то же
время использование самолетов на рейсах, значительно более
коротких, чем те, для которых они создавались, и тем самым со-
кращение средней длины рейсов также ухудшает экономичность
транспортной системы. Выход из этого противоречия вначале
находили путем создания самолетов в двух вариантах — с ко-
ротким и длинным фюзеляжем, расширяющим возможности
целесообразного их использования на линиях с существенно
различной протяженностью. Затем конструкторы перешли к по-
искам самолета нового типа, отличающегося как общими раз-
мерами, так и широким диапазоном длины рейса.
* Чтоб представить, насколько это значительно, можно сопоставить с ре-
зультатом сохранения ламинарности пограничного слоя на всей несущей по-
верхности, который оценивается (в случае появления такой возможности)
1 0 снижения сопротивления (Flight, № 3085, 1968, р. 612).
123
Наконец, проблема ремонтоспособности, которая приобрела
при проектировании значительную актуальность. Дело в том,
что время непроизводительного труда, затрачиваемого на демон-
таж и монтаж оборудования, достигает 60—70% общего потреб-
ного времени. Отсюда стремление к его снижению.
Таким образом, хорошие коммерческая отдача и грузоподъ-
емность (при неполном числе пассажиров), высокие аэродина-
мическое качество и скорость полета, низкий удельный расход
топлива и повышенная ремонтоспособность, сокращение затрат
на техобслуживание и уменьшение задержек с вылетами окажут
Рис. 2.19. Повышение безопасности полетов (а) и уменьшение чис-
ла жертв (б) на регулярных авиалиниях. По данным работы [71]
благоприятное влияние на экономическую эффективность и при-
ведут к снижению себестоимости эксплуатации. Кроме того,
аэробусы обладают экономическим потенциалом (по росту тяги
и резервам объемов), который может вести к дальнейшему ро-
сту производительности и снижению себестоимости тарифов.
Рентабельность воздушного транспорта в первые годы экс-
плуатации аэробусов, очевидно, не повысится вследствие вы-
сокой стоимости их ввода и первоначального несоответствия
располагаемой емкости (по числу мест и грузовых помещений)
объему перевозок. Соответствие наступит по мере роста парка
через 2—3 года после ввода аэробусов в эксплуатацию. Пола-
гают, что предельный рост емкости за этот период достигнет
величины 30—32% и аэробусы по рентабельности обгонят своих
предшественников.
8.2. Безопасность полетов. Успех и тираж современных пас-
сажирских самолетов в огромной степени зависит от техниче-
ских усовершенствований, направленных на достижение не
только экономической эффективности, но и максимальной на-
дежности и безопасности полетов. В течение двух последних
десятилетий наблюдается устойчивая тенденция снижения числа
катастроф, приходящихся на 100 млн. самолето-километров (рис.
* Aviation Week, 1.12.1969, р. 28.
124
о 19 a) 11 числа жертв на 100 млн. пассажиро-километров (рис.
2 19* б). Число жертв, возросшее в пятидесятые годы, было выз-
’ ’ увеличением размеров самолетов. Это обстоятельство вы-
зывало опасения за дальнейшее направление, связанное с рез-
ким увеличением пассажировместимости аэробусов. Более тща-
тепьное исследование привело к обнадеживающим прогнозам.
Ясно, конечно, что дальнейшее увеличение размеров самолета
требует еще большего повышения норм (или стандартов) без-
опасности. В то же время повышение безопасности воздушных
сообщений должно достигаться без экономических потерь, по-
скольку и в прошлом многие технические усовершенствования
одновременно содействовали и повышению безопасности поле-
тов и экономической эффективности.
Системы обеспечения безопасности полетов представляют
собой сочетание устройств, цель которых состоит в том, чтобы
предотвратить летные происшествия в течение всего периода
эксплуатации самолета. Разработка этих систем основана на
определении вероятных причин летных происшествий, на ана-
лизе результатов их расследования. Одновременно вырабатьр
ваются соответствующие рекомендации для их предотвращения.
Вероятности отказов могут быть определены в процессе про-
ектирования с помощью математических машин.
Повышение безопасности полета до требуемого уровня до-
стигается определенными принципами проектирования самоле-
та и совершенствованием транспортной системы в целом. Прин-
ципы проектирования включают: создание конструкции, без-
опасной при разрушении, дублирование и резервирование агре-
гатов в системах оборудования и многое другое.
Обеспечение безопасности полета па транспорте зависит от
работы всех служб, начиная от диспетчерской, метеослужбы и
кончая летным экипажем, его подготовкой, тренировкой. Зави-
сит она также и от организационных принципов решения во-
просов транспортной системы и от методов технического об-
служивания (ремонт, регламентные работы, подготовка к по-
лету и т. п.). Имеется, конечно, определенная взаимосвязь этих
двух положений. Конструкторы, разрабатывая проекты, могут
существенно повлиять на предотвращение ошибок пилотирова-
ния I обслуживания, например, путем создания хороших пило-
тажных характеристик самолета, снижающих утомляемость эки-
пажа, удобных подходов для осмотра при техническом обслу-
живании и т. п., словом, обеспечением простоты пилотирования
и эксплуатации.
Приводя краткую информацию о состоянии и тенденциях
одной из важнейших областей теории и практики пассажир-
кои авиации, можно напомнить, что вопросы безопасности
тесно связаны с надежностью самолетной конструкции, сило-
вых схем и систем оборудования, которые подробно рассмотре-
ны в восьмой части настоящей работы.
Часть третья
ПРОБЛЕМЫ ВЕСА И РАЗМЕРА ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА
Глава 9. ВЕСОВАЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ САМОЛЕТОВ
9.1.	Значение проблемы. Вес и размер — основа проектирова-
ния и конструирования всех инженерных сооружений, приобре-
тает наибольшее значение в авиации. Высокая эффективность
пассажирского самолета достигается, главным образом, сниже-
нием веса конструкции, силовой установки, систем оборудова-
ния, а также высокой плотностью его компоновки, т. е. макси-
мальным использованием объемов. Поэтому весовые проблемы
всегда относились к основным проблемам проектирования. Опыт
создания современных летательных аппаратов позволяет гово-
рить о значительном их обострении, о появлении, своего рода,
«весового барьера», преодоление которого и является актуаль-
ной задачей. Из этого не следует, что на пути дальнейшего раз-
вития возникают какие-то пределы. В прошлом, правда, делались
попытки обосновать возможность их появления. Утверждали, па-
пример, что существует предел увеличения размеров самолета,
который якобы вытекает из закона «квадрата—куба». История
развития показала необоснованность подобных утверждений. Но
понятие «весового барьера», как будет показано ниже, все же
правомерно. Оно не тождественно «пределу» вообще, а лишь
пределу на определенном этапе или в области определенных
значений параметров, который преодолевается путем качест-
венных изменений.
Из общего числа технико-экономических проблем, которые в
настоящее время являются определяющими, выделяется таким
образом весовая, и особенно при создании крупнотоннажных
самолетов (весом в 150—350 тс). Однако значение этой проблемы
возросло не только вследствие возникших препятствий к даль-
нейшему снижению относительного веса планера, но и в связи
со все более широким применением методов оптимизации, ос-
новными критериями которых являются вес и экономика. Особое
внимание к вопросам веса объясняется еще и тем, что перетя-
желение самолета является неизбежной причиной невыполнения
основных летных характеристик. Именно поэтому все признали,
126
что главной и наиболее сложной задачей создания современно-
го самолета является необходимость удержать от возрастания
то начальное значение веса снаряженного самолета, на основе
которого сформированы все его проектные характеристики.
Сложность весовой проблемы сопряжена с необходимостью
достижения предельно высокой грузоподъемности и производи-
тельности. Потребный результат, вообще говоря, достигается по-
вышением аэродинамического качества, скорости полета, эконо-
мичности двигателей и весовой эффективности. Однако фирмы,
проектирующие крупнотоннажные корабли, пришли примерно
к одному и тому же выводу, опубликованному во «Флайте»
(от 19 декабря и 17 октября 1968 г.) и подтверждающему ска-
занное выше. По поводу создания самолета Боинг 747 журнал
писал: «Одной из фундаментальных проблем стала проблема
веса», которая длительное время «угрожала проектированию
этого самолета».
Основную характеристику самолета (грузоподъемность по
дальности) и его экономичность удается, правда, сохранить и в
случае некоторого перетяжеления конструкции путем увеличе-
ния взлетного веса и соответствующего повышения грузоподъ-
емности. Причем взлетный вес при этом приходится повышать
на большую величину с целью сохранить не только весовую, но
и экономическую эффективность:
Дб0=дСп-сн-|-дСкн+дОт,	(3.1)
где Л6п.сн — прирост веса пустого снаряженного самолета;
AGK п — увеличение веса коммерческой нагрузки для ком-
пенсации AGn.CH из условия сохранения экономич-
ности;
AGT — увеличение веса топлива для сохранения дально-
сти.
Увеличение взлетного веса самолета и соответствующее по-
вышение прочности используются (или предусматриваются) как
резервный путь на случай, если возможные в процессе проекти-
рования отклонения от весовой программы не удается ликвиди-
ровать. При отсутствии резервов тяги в жертву приносятся
взлетно-посадочные характеристики. Следует заметить, что на
транспортных самолетах подобному решению препятствуют бо-
лее строгие условия базирования. Поэтому весовая проблема
проектирования такого типа самолетов достигает еще большей
остроты. Это положение отражали, например, сообщения, появ-
лявшиеся в зарубежной печати в период создания самолета
С-5А. В одном из них говорилось, что в первый период разра-
ботки «вес самолета был фактором, который вызывал значи-
тельное беспокойство фирмы Локхид и правительства» и только
исключительные меры, принятые в широком плане и на протя-
жении многих месяцев, позволили выдержать весовую програм-
127
му п то с условием, что лишь девятый самолет будет иметь га-
рантированный вес пустого самолета.
В процессе развития авиации сложилось так, что скоростные
п многие другие данные, уровень комфорта, степень использо-
вания объемов различных пассажирских самолетов одного и то-
го же класса (и одного технического уровня) близки между со-
бой. К небольшому числу характеристик, по которым они раз-
личаются, относится весовая, несмотря на то -(а может быть
именно потому), что она в наибольшей степени определяет эко-
номичность пассажирского самолета. Весовое совершенство
познается обычно в сравнении (есть, понятно, и другие пути).
Рис. 3.1. Зависимость полной Gn.n (I) и коммерческой Ок.н (II)
эксплуатируемых реактивных самолетов (О), их модификаций
зеляжных самолетов (X) от взлетного веса
весовой
отдачи
(о), широкофю
Однако равноразмерных самолетов, в наибольшей степени при-
емлемых для сравнительной оценки по абсолютным весовым по-
казателям, вообще говоря, немного. В большинстве случаев гео-
метрические параметры, схемы и компоновки самолетов не сов-
падают и это исключает возможность выяснения их весовой
эффективности (т. е. свойств, которые обычно называют лег-
костью конструкции) путем простого сопоставления абсолютных
(или относительных) весовых данных. Судить об этих свойствах
в полной мере можно лишь с учетом определенных условий, к
которым прежде всего относятся: известный закон изменения
весовой отдачи по тоннажу самолетов, сравнимая рейсовая
производительность (произведение веса груза на дальность по-
лета) и ряд других факторов.
9.2.	Весовая отдача аэробусов. Весовая проблема при проек-
тировании крупноразмерных самолетов (в том числе аэробусов)
стала заботить конструкторов в значительно большей степени,
чем при разработке самолетов предыдущих поколений. Это свя-
зано, в частности, со снижением весовой отдачи аэробусов, объ-
яснения чего пока спорны. Напомним, что ранее наблюдался
неуклонный рост весовой отдачи с увеличением размера (тон-
128
Жа) самолетов (рис. 3.1). Он происходил несмотря на дейст-
Ние так называемого закона «квадрата — куба», несмотря на
в т скорости полета и повышения требований безопасности, на-
дежности, технического обслуживания и комфорта. Причем рост
был следствием ряда причин, к которым относятся: возраста-
н е удельной нагрузки на крыло, снижение (с ростом тоннажа)
энерговооруженности (чему способствовало увеличение числа
двигателей и увеличение располагаемой длины ВПП для самоле-
тов с большей дальностью полета), рост относительного запаса
топлива при снижении относительного веса коммерческой на-
грузки, снижение удельного веса двигателей и относительного
Рис. 3. 2. Взлетный вес Go и запас топлива GT эксплуатируемых са-
молетов (•) и аэробусов (X) при различной дальности полета
веса оборудования и т. п. (Словом, взлетный вес в функцио-
нальной зависимости весовой отдачи от тоннажа самолета яв-
ляется обобщающим параметром.) Для аэробусов некоторые из
этих благоприятных причин отпали и значение полной весовой
отдачи резко снизилось. Это подтверждается графиком (см.
рис. 3.1), на котором кривые, ограничивающие зоны разброса
точек полной весовой отдачи (£п.н) аэробусов, оказались ниже,
а коммерческой отдачи (<7К.Н) выше, чем у предшественников.
Последняя совпадает с лучшими из модификаций.
Для самолетов предыдущих поколений, равнотоннажных с
аэробусами, типичным является четырехдвигательная схема и
относительно малое возрастание диаметра фюзеляжа. Значи-
тельно большая дальность их полета (abc и ade на рис. 3.2) при-
водила к более высокой весовой отдаче по топливу и более
низкой коммерческой отдаче (см. рис. 3. 1). Или наоборот —
при тех же значениях весовых отдач и дальности полета тон-
наж самолета был значительно меньше (см. рис. 3.1 и 3.2).
5	364	1 on
Причины низкого уровня весовой отдачи аэробусов (см. рис
3.1) при одновременном увеличении производительности можно
искать в следующем: в значительном увеличении поперечного
сечения фюзеляжа, что привело к снижению степени использо-
вания его объема; в резком росте пассажировместимости и
коммерческой нагрузки; в резком увеличении веса самолета без
топлива (рис. 3.3) и взлетного веса (см. рис. 3.2) при сравнимой
дальности полета, что приводит к повышению потребной проч-
ности на полетный и посадочный случай; в уменьшении относи-
тельного веса топлива при той же дальности (благодаря малым
удельным расходам топлива у двигателей с высокой степенью
двухконтурности), что уменьшает разгрузку крыла; в принятии
для аэробусов двух- и трехдвигательной схемы.
Рис. 3.3. Относительный вес самолета без топлива:
а—исходных вариантов; б—модификаций; в—аэробусов
При более детальном рассмотрении этих причин легко пока-
зать, что возрастание размера и веса фюзеляжа происходит не
только вследствие резкого увеличения пассажировместимости, но
и связано с падением степени использования объема в отноше-
нии пассажирозагрузки. Это объясняется появлением второго
прохода, увеличением высоты салонов и созданием больших ре-
зервных объемов багажно-грузовых помещений для увеличения
грузоперевозок одновременно с перевозкой пассажиров. На-
помним, что при диаметре до 4 м размеры фюзеляжа выби-
рались из условия GK.H=max. При диаметре в пределах 6 м его
размеры позволяют разместить вес коммерческой нагрузки в
1,3—1,5 раза больше максимального веса (см. рис. 2.3). Резер-
вы используются для перевозки грузов при полетах с неполным
числом пассажиров, но для основной нагрузки фюзеляж ока-
зывается переразмеренным, что и отразилось на весовом ба-
лансе самолета. Например, зависимость относительного веса
фюзеляжа (G$) от взлетного веса (Go), достаточно строгая для
реактивных самолетов первых двух поколений, не соответствует
теперь крупноразмерным фюзеляжам (рис. 3.4). Причину этого
130
uun пегко понять из рассмотрения следующего уравнения:
£“hg«)4(Gb.«+g„+Ct).
Ф Наличие подобной зависимости для многих самолетов (кро-
ме аэробусов) можно объяснить наблюдавшимся раньше соот-
1 етствием между ростом взлетного веса и ростом коммерческой
Сгрузки (GK.H) и, следовательно, ростом размеров фюзеляжа.
Необходимо подчеркнуть, что вес последнего зависит от тонна-
жа самолета только при наличии этого соответствия *. Если же
увеличивается взлетный вес (ради увеличения дальности) с уве-
личением или сохранением площади крыла и оперения, но со-
Рис. 3-4. Изменение относительного веса фюзеляжей экс-
плуатируемых самолетов с двигателями на крыле (а) и на
фюзеляже (б), а также аэробусов (в) в зависимости от
взлетного веса и коммерческой весовой отдачи (6К.Н%)
храняется коммерческая нагрузка, то вес фюзеляжа изменяется
незначительно. И, наоборот, с увеличением GK.H при Go=const
резко возрастает вес фюзеляжа. Именно это и характерно для
аэробусов, у которых произошло перераспределение веса топли-
ва (GT) и веса коммерческой нагрузки (при сравнимом значении
взлетного веса) и возрос относительный вес фюзеляжа вслед-
ствие его переразмеренности и повышения потребной прочно-
сти. Авторы некоторых работ склонны объяснить падение
весовой отдачи аэробусов лишь ростом веса фюзеляжа. Безого-
ворочно с этим согласиться трудно. Скорее это результат сово-
купности ряда причин, а перераспределение относительных ве-
сов в общем весовом балансе самолета (в частности, увеличение
относительного веса коммерческой нагрузки и фюзеляжа в 1,5—
1,7 раза) является одной из них.
Влияние двух следующих причин на вес снаряженного само-
лета и весовую отдачу подробно рассмотрено в разделе 9.5.
* Иногда пользуются зависимостью <7ф=/(6о) без учета этого условия.
5*
131
Здесь же следует сказать, что вес снаряженного самолета опре-
деляется главным образом коммерческой нагрузкой и условиями
взлета, посадки и эшелона. Эти данные определяют фюзеляж
площадь крыла и тягу двигателей.
Не менее серьезна предпоследняя из перечисленных выше
причин. Дело в том, что для развития пассажирских и транс-
портных самолетов типичным является возрастание их тоннажа
с одновременным ростом дальности и скорости полета, особенно
при переходе к новым типам силовых установок. И то и другое
приводило к возрастанию запаса топлива. Поэтому самолеты, по
тоннажу и скорости соответствующие аэробусам, имели значи-
Рис. 3.5. Уменьшение полной весовой отдачи по
мере возрастания коммерческой весовой отдачи
(а) и предельное значение первой из них (б).
Эксплуатируемые самолеты (ф), аэробусы (X)
тельно больший запас топлива (см. рис. 3.2) и меньший вес ком-
мерческой нагрузки. При сохранении их суммы перераспределе-
ние веса в сторону увеличения последнего приводит к снижению
полной весовой отдачи, поскольку увеличивается вес конструк-
ции. Иллюстрацией к этому служит рис. 3.5, отражающий ха-
рактерное для аэробусов падение полной весовой отдачи с ро-
стом коммерческой отдачи. Прямая (б) на этом графике
показывает предельное соотношение этих параметров. Она пред-
ставляет собой линию равных значений, т. е. GnH=GKn. Реаль-
ные величины могут оказаться на этой границе лишь для само-
летов с атомными двигателями, вес топлива для которых прак-
тически приближается к нулю.
Вследствие последней из перечисленных причин возрастает
вес силовой установки, так как вес двух или трех двигателей с
тягой, выбранной из условия равной степени безопасности при
отказе одного из двигателей па взлете, больше веса четырех
двигателей. Правда, появление двигателей с высокой степенью
ухконтурности смягчает это обстоятельство, хотя беспрерыв-
ное снижение удельного веса наблюдалось и раньше (см. рис.
? И) Напомним, что уменьшение числа таких двигателей несни-
ж ,т экономичности самолета.
Интересным является не только факт снижения полной весо-
вой отдачи аэробусов, но и характер кривой изменения ее вели-
чины по тоннажу самолета (см. рис. 3.1). Кривые верхней зоны
(/ показывают возрастание вначале более резкое, а затем
амедленное. На кривых нижней зоны (/) получен участок ста-
билизации и даже некоторого снижения, что связано с явлением
«весового барьера», рассмотренным в гл. 11.
9.3.	Критерии весовой эффективности. Представляет интерес
анализ эффективности аэробусов в сравнении с эксплуатируе-
мыми самолетами, который можно провести с помощью группы
критериев. Весовая отдача, вообще говоря, может служить одно-
значным критерием эффективности лишь при строгом выполне-
нии условия сопоставимости. Например, при сравнительной
оценке равноразмерных самолетов с примерно одинаковой даль-
ностью полета, с однотипной ко, чоновкой силовых установок, с
двигателями одного технического уровня и т. п. Последнее об-
стоятельство, которое обычно упускают из виду, имеет большое
значение. Так, снижение километрового расхода топлива приво-
дит к уменьшению полной весовой отдачи в большей степени,
чем снижение взлетного веса по иным причинам *. В то же время
производительность, определяющая, в конечном счете, транспорт-
ную эффективность, сохраняется или даже возрастает в зависи-
мости от принятых условий.
В сознании многих авиационных специалистов и авторов раз-
личных работ прочно укоренилось представление о весовой от-
даче как однозначном и всеобщем критерии весовой эффектив-
ности. Когда-то так оно и было, потому что диапазон таких
величин, как взлетный вес, производительность, энерговоору-
женность, удельный вес двигателей и т. п. был весьма незначи-
тельным. Однако в данный период развития этот критерий
потерял свое исключительное значение. Ниже показано, что ве-
совой отдачей можно пользоваться как критерием лишь с учетом
ряда условий и в совокупности с группой других *. Напомним
при этом, что из всех видов весовой отдачи наиболее объектив-
ным критерием является коммерческая весовая отдача. Ибо уве-
личение запаса топлива при низком аэродинамическом качестве
пли высоком удельном расходе приводит к увеличению полной
весовой отдачи без увеличения производительности. Правда, и
коммерческая отдача в какой-то степени зависит от запаса топ-
ива, учитываемого во взлетном весе.
* Параметрический анализ на основе группы (или системы) критериев
тахЛ[б2РГрТ Е & Овруцким [40] и получил дальнейшее развитие в рабо-
133
Кстати, основным из критериев весовой эффективности
двигателей, т. е. его удельным весом (у = — ), теперь также
нельзя пользоваться, не учитывая дополнительного фактора —
падения тяги по скорости 7?=f(M). Это падение достигает зна-
чительной величины с ростом степени двухконтурности. Следо-
вательно, и этот критерий, как и весовая отдача самолета, не
определяет полностью весового совершенства современной тех-
ники.
Теперь часто пользуются критериями эффективности, связы-
вающими весовые характеристики с производительностью само-
Рис. 3.6. Параметр транспортной эффективности эксплуатируе-
мых самолетов (•), их модификаций (о) и аэробусов (х)
лета (62, 76, 91]. В первой из этих работ рекомендуется параметр
эффективности Ас= кг—L В двух последних — математи-
GK.H£ \тс- км J
чески обратная величина, которую предлагается называть индек-
сом эффективности [76] или удельной производительностью [91].
Статистическая кривая (рис. 3.6), построенная по данным боль-
шого числа самолетов и аэробусов, выражает закономер-
ность изменения параметра Ас по дальности полета. Строго го-
воря, этот параметр приводят к оценке не только весовой
эффективности. Учитывая (через дальность полета) аэродинами-
ческое качество самолета и экономичность двигателей, он позво-
ляет судить об общем совершенстве самолета, т. е. является
одним из параметров транспортной эффективности [62].
В качестве параметра весовой эффективности, с достаточным
приближением, может быть использовано отношение веса сна-
ряженного самолета к максимальному числу пассажиров (рис.
3.7). Необходимым условием сравнительного анализа в этом
случае является равный для всех самолетов шаг компоновки
кресел. Самолеты разных классов с типовыми, удлиненными и
широкими фюзеляжами образуют на графике две довольно ком-
134
ктные зоны. В верхней части каждой из них, в основном, на-
П0пятся точки, соответствующие исходным вариантам самоле-
т в в нижней — их модификациям. Подобное подтверждает на-
дежность зависимости. Этот параметр может, в известной мере,
характеризовать и экономическую эффективность, так как он по-
добен параметру, выражающему отношение стоимости самолета
к числу пассажиров. (Известно также, что стоимость пропорцио-
нальна весу снаряженного самолета).
Рис. 3.7. Вес пустого снаряженного самолета, отнесенный к
числу пассажиров. Самолеты с двигателями на фюзеляже
(Д) и на крыле (®); аэробусы (X)
Судить о весовом совершенстве конструкции позволяет и па-
раметр, связывающий вес снаряженного самолета с его разме-
рами, который можно назвать «весовым качеством» самолета.
Закономерность его изменения приведена на рис. 3.8. При ее
построении площадью боковой поверхности гондол пренебрегли.
кгс/м*. (3. 2)
° ОМ	Z {О -f O0IJ -Г Оф j
Весовая эффективность достигается, строго говоря, в резуль-
тате создания совершенных в весовом отношении трех состав-
Рис. 3.8. Удельный вес снаряженного самолета
(#бом) по площади омываемой поверхности (S0M)
при удельной нагрузке на крыло (р), лежащей в пре-
делах:
а 350—480; б—490—530 и в—560—660 кгс/м2; 0—эксплуати-
руемые самолеты; X — аэробусы
яющих частей самолета: конструкции планера (бПл), силовой ус-
ановки (Gcy) и систем оборудования (Go6). Поэтому необходи-
Ь1 критерии, позволяющие судить о каждой из них в отдельно-
135
сти. Для силовой установки в целом может быть использована
зависимость ее относительного веса от энерговооруженности са-
молета (см. рис. 3.16). Для конструкции планера критериями мо-
гут являться величины:
•____^к.н
Эф Q
17 пл
^9 б'к.Н + ^С.у 4" +б
ИЛИ Оэф —------------------------------
б^пл
(3.3)
которые можно называть эффективной весовой отдачей конст-
рукции. Физически эти параметры представляют собой несущую
(в прочностном отношении) способность конструкции планера
(Спл) или степень его нагруженное™. Они являются более объ-
ективными, так как учитывают только вес конструкции без влия-
ния запаса топлива и веса оборудования [64].
Эффективная весовая отдача (—-н для многих турбореак-
\ бг11Л /
тивных самолетов лежит в пределах 0,65±0,05. Интересно, что у
самолетов с ТВД с весом 30—80 тс она составляла 0,92+0,06.
Столь значительную разницу можно объяснить меньшим весом
нестреловидного и относительно толстого крыла, разгруженного
в течение всего полета более тяжелой силовой установкой, затем
более легким фюзеляжем с меньшим перепадом внутреннего
давления и, наконец, отсутствием стреловидности оперения и бо-
лее выгодной схемой его расположения. Транспортные самолеты
с реактивными двигателями, стреловидными крыльями и Т-об-
разным оперением имеют столь же высокое значение эффектив-
ной весовой отдачи 0,86+0,06. В этом случае объяснение можно
искать в значительно более высокой степени использования объ-
ема фюзеляжа и прочностных характеристик материала его кон-
струкции. Следует иметь в виду, что верхние пределы приведен-
ных значений достигаются на самолетах с большим тоннажем.
По аналогии с параметром весового качества снаряженного
самолета #50м можно рассматривать и вес конструкции планера,
отнесенный к его поверхности. А при рассмотрении снаряженно-
го самолета можно воспользоваться параметром, аналогичным
параметру эффективной весовой отдачи планера. Он также ле-
жит в узком диапазоне и для турбореактивных пассажирских
самолетов составляет 0,35+0,05.
Для оценки эффективности пользуются и относительным ве-
сом планера (GnJI———) , но рекомендуют и критерий (АПл)>
\	6F0 J
связанный с производительностью. В работе [76] предлагается
при этом рассматривать часовую производительность (<?к.п’Ю>
а в работе [62] было показано, что предпочтение следует отдать
рейсовой производительности (GK^L): -
кгс/тс-км или Апл = -^— кгс/тс-км/ч. (3.4)
136
п приведенных параметрах можно сказать то же, что о пол-
„ весовой отдаче и параметре транспортной эффективности
Одни из них в большей, другие в меньшей степени зависят
удельного расхода топлива и аэродинамического качества,
и можно объяснить тенденции дальнейшего снижения ве-
'чины (ЛПл) и в том случае, когда относительный вес планера
стабилизируется или даже возрастает.
Дорожный
транспорт
Самолет ✓-----*----
Железно-
дорожный
транспорт
Морской
транс-
пост
Конструкция
То пл ибо
Платная нагпизка
Рис. 3.9. Весовые соотношения различных средств
транспорта (в *% полного веса)
В заключение интересно рассмотреть данные (рис. 3.9) и сде-
лать некоторые выводы из проведенного здесь анализа.
Эффективность конструкции планера как и снаряженного са-
молета наилучшим образом определяется группой или системой
критериев. Понятно, что сравнение весовой, как и любой другой
эффективности, желательно вести по единому показателю, ко-
торый совокупно характеризовал бы влияние геометрических и
Других параметров самолета и двигателя на весовую эффектив-
ность. Однако задача формирования единого показателя техни-
ческого совершенства является весьма сложной и пока не полу-
чила решения. В то же время современная теория оптимального
Роектирования не знает корректных способов решения задач
137
при наличии многих критериев. Поэтому рекомендуемая много-
критериальная оценка применима для качественного параметри-
ческого анализа, тем более, что она обладает многими достоин-
ствами. В частности, если экстремум по одному критерию не
обнаружен, то возможен по другому. В подобных анализах осо-
бое внимание уделяется формированию системы критериев и
проверке их по данным существующих самолетов. Без предвари-
тельного решения этой задачи трудно добиться достоверности
результатов.
Параметрами, функционально зависящими от взлетного веса
самолета, такими как весовая отдача, относительный вес фюзе-
ляжа, крыла и т. п., нельзя пользоваться при сравнительной
оценке весовой эффективности аэробусов с самолетами преды-
дущих поколений. Причиной этого является, как уже отмеча-
лось, перераспределение относительных весов в общем весовом
балансе самолета. Параметры весовой эффективности, связы-
вающие вес частей самолета с его размерами, коммерческой на-
грузкой или числом пассажиров, а также с производительно-
стью, остались справедливыми и в применении к аэробусам, ибо
прогресс в области авиационной техники позволил достигнуть
удовлетворительного’ соответствия между расходуемым за рейс
топливом и скоростью полета, с одной стороны, и весом пустого
снаряженного самолета и коммерческой нагрузкой — с другой
стороны.
Анализ, проведенный с помощью этих параметров, показыва-
ет, что весовая эффективность аэробусов практически сохраня-
ется на уровне самолетов предыдущих поколений. Понятно, что
для дальнейшего повышения экономичности сохранение этого
уровня недостаточно. Для планируемого ее роста вес конструк-
ции еще велик, требуются меры для его снижения. Что касается
падения полной весовой отдачи аэробусов, то это является их
особенностью. А с другой стороны, показывает ограниченность
весовой отдачи как критерия эффективности. Последнее подт-
верждается ростом производительной и коммерческой весовой
отдачи.
9.4.	О коэффициенте роста взлетного веса. Пути создания лег-
кой конструкции невозможно исследовать без учета коэффици-
ента роста (<рро) - Напомним, что это понятие представляет собой
меру изменения взлетного веса при утяжелении или облегчении
элементов конструкции или оборудования (AG2) и определяется
как
о = ДО±СОиех	(3.5)
ДО/
где G04CX и Go — взлетный вес самолета до и после изменений.
Коэффициент роста предполагает сохранение всех летных и
прочностных характеристик, что выполняется путем сохранения
относительного запаса топлива (GT = const), удельной нагрузки
138
DbUo (р = const) и энерговооруженности самолета с учетом
на пшенного взлета или прерванной посадки при отказе одного
заВдвигателей (Rn-i = const). Следовательно, условия сохране-
113 дчетнь1Х характеристик при изменении веса одного из агрега-
НИ (Дбг-) приводят к увеличению размеров и веса крыла и опе-
Т°ния веса фюзеляжа, тяги силовой установки и запаса топли-
ва Причем изменения происходят не только на величину AG;,
но в значительно большей мере, поскольку учитывается возра-
стание веса всех перечисленных частей самолета и топлива.
Величина коэффициента роста для пассажирских самолетов на-
ходится в пределах от 2 до 5 в зависимости от запаса топлива.
Верхний предел соответствует весовой отдаче по топливу, равной
50%• Уравнение (3.5) — это математическое выражение самого
понятия коэффициента роста. Вычислять его можно по расчет-
ным формулам (3.6), (3.7) или (3.8), предложенным В. М. Шей-
ниным [62], А. А. Бадягиным [4] и В. И. Козловским [27]. По-
следняя из них наиболее простая, однако она приводит лишь к
приближенному решению. Все формулы представляют интерес
с точки зрения подхода их авторов к решению этого вопроса.
Упомянутые формулы для определения коэффициента роста
взлетного веса имеют вид
?ро
где GK.H; Ск.пл; Gc.y‘, Соб.сн, Gi — относительные веса коммер-
ческой нагрузки, конструкции планера, силовой установки,
оборудования, снаряжения и управления, топлива, и той ча-
_ сти самолета, вес которой изменяется.
£п.сн — вес пустого снаряженного самолета.
Область применения этих формул ограничена этапами
проектирования.
__ Уравнения для <рр справедливы при условии сохранения
Gt = const. Если условия крейсирования самолета с увеличенной
площадью крыла (вследствие увеличения веса самолета) позво-
ляют уменьшить GT, то значения <рр будут несколько ниже, опре-
деляемых уравнениями.
9-5. Влияние изменения взлетного веса на вес снаряженного
самолета.
Исследование этого вопроса приобрело особый интерес при
с°зданин широкофюзеляжных самолетов. В процессе разработки
и Дальнейшего развития проекта, при планировании модифика-
139
ции ближних или дальних (с увеличением GK.H или GT соответ-
ственно) возрастает, как правило, взлетный вес. При этом, по-
нятно, изменяется вес снаряженного самолета, но каждый раз
в различной степени. Определять степень влияния GK.H и GT на
вес снаряженного самолета приходится и при сравнительной
оценке (путем сопоставления) самолетов с примерно равной
пассажировместимостью, но разной дальностью полета или на-
оборот.
Влияние увеличения взлетного веса на вес пустого снаряжен-
ного самолета (GC.CH) в различных случаях весьма различно.
Оно зависит: а) от причины его увеличения (возрастание запаса
топлива или веса коммерческой нагрузки); б) от требований,
предъявляемых при этом к взлетно-посадочным характеристикам
и высоте полета. Если эти характеристики необходимо сохранить
и при увеличенном взлетном весе, то вес снаряженного самолета
возрастает значительно *, так как приходится увеличивать пло-
щадь крыла и тягу двигателей.
Если упомянутые характеристики допустимо изменить в точ-
ном соответствии с ростом взлетного веса, то вес снаряженного
самолета возрастает лишь в случае увеличения коммерческой
нагрузки и, как следствие, размеров фюзеляжа. При этом уве-
личивается расчетно-посадочный вес и вес самолета без топлива,
что приводит к росту потребной прочности и веса крыла и шас-
си. Когда причиной повышения взлетного веса является увели-
чение запаса топлива, то вес снаряженного самолета изменяется
в значительно меньшей степени.
Все рассмотренные положения достаточно очевидны. В пояс-
нении нуждается, видимо, одно из них. Это случай, когда взлет-
ный вес возрастает вследствие увеличения запаса топлива без
условий сохранения взлетно-посадочных характеристик. В этом
случае вес самолета без топлива и расчетно-посадочный вес из-
меняются незначительно. Поэтому прочность крыла и шасси па
основные расчетные случаи повышать, как правило, не прихо-
дится, и вес их практически сохраняется. Может возрасти лишь
вес колес, если они выбраны без резерва. Нагрузки на оперение
(в связи с ростом удельных нагрузок на крыло) несколько воз-
растают, ио относительная величина их роста незначительна. Вес
фюзеляжа практически не изменяется при возрастании взлетного
веса в этом случае. При увеличении последнего лишь несколько
возрастают нагрузки на фюзеляж от роста нагрузок на опере-
ние. Однако их доля в суммарном изгибающем моменте обычно
не превышает 22—24%. А действует этот момент лишь на про-
дольный набор хвостовой части фюзеляжа, вес которого состав-
ляет 15—17% от общего веса фюзеляжа. Из этого вполне оче-
видна незначительность увеличения веса фюзеляжа, даже если
’ I  — 	«
* Величина этого роста одновременно зависит и от первого условия, т. е.
от причины увеличения взлетного веса.
140
омянутая нагрузка заметно возрастает. Но рост ее не велик и
том случае, когда взлетный вес увеличивают на 10—15%. Вес
Внаряженного самолета в итоге изменения веса всех его частей
увеличится не более чем на 0,2—0,3% от взлетного веса. Следо-
вательно, при равном приращении величины коммерческой на-
грузки или топлива вес конструкции в первом случае возрастает
значительно в большей степени, чем при увеличении топлива.
Так же и для случая, когда сохраняют неизменными взлетно-по-
садочные характеристики и эшелон полета.
В этом положении о весе фюзеляжа можно усмотреть опре-
деленное противоречие известным формулам [62] и графическим
зависимостям, в которых вес фюзеляжа выражен в функции
взлетного веса. Следует заметить, что область применения по-
добных формул и зависимостей имеет ограничения и что они к
аэробусам не применимы. Эти формулы были справедливы до
тех пор, пока коммерческая нагрузка (от чего главным образом
зависит вес фюзеляжа) и размеры фюзеляжа возрастали в опре-
деленной зависимости с ростом взлетного веса. При появлении
широкоразмерных фюзеляжей эта зависимость была нарушена.
Глава 10. ПУТИ СОЗДАНИЯ ЛЕГКОЙ КОНСТРУКЦИИ
10.1. Вопросы весового проектирования. В отношении весовой
характеристики стало очевидным то положение, которое, без
большого преувеличения, можно определить, перефразируя из-
вестное выражение: проектировать самолеты — это, прежде все-
го, считать весовые издержки. И в самом деле, проблема веса
связана с решением всех вопросов проектирования, конструиро-
вания и доводки самолета в процессе испытаний. Иначе говоря,
почти нет вопросов, которые при создании самолета решались
бы без учета его весовых характеристик и малейшее к ним пре-
небрежение приводит к перетяжелению конструкции. К числу
проблем, которые решаются также на всех этапах разработки
самолета, относятся надежность и экономичность, причем по-
следняя более тесно связана с его весовым совершенством. Лег-
кая конструкция почти всегда дает экономический эффект
(встречается, правда, необходимость компромиссов), а решение
основных вопросов проектирования путем оптимизации на осно-
ве перечисленных факторов приводит к созданию высокоэконо-
мичных и конкурентноспособных самолетов в их исходном ва-
рианте и обеспечивает развитие модификаций. К основным во-
просам проектирования относится выбор числа двигателей и
энерговооруженности, размеров самолета и принципиальных
141
схем управления и оборудования и, наконец, внешняя и внутрен-
няя компоновки *.
Число двигателей и энерговооруженность самолета оказыва-
ют, как было показано в гл. 7, существенное влияние на его ве-
совую эффективность. Поэтому при нахождении наилучшего со-
ответствия двигателя и планера одним из основных критериев
является вес. А из сравнительных анализов однотипных самоле-
тов следует, что значительная доля общей суммы весовых от-
личий часто падает как раз на расхождение в энерговооружен-
ности. Объясняется это различными аэродромными условиями,
принятыми при проектировании. Но эти весовые издержки тем
меньше, чем ниже удельный вес двигателей, что особенно оче-
видно при возрастании степени двухконтурности (см. гл. 7).
Влияние размеров и параметров различных частей самолета
на его весовую эффективность не менее значительно. Известно,
например, что с увеличением удлинения (X) и стреловидности
(х) крыла, с уменьшением его сужения (т]) и относительной тол-
щины профиля (с) вес его конструкции возрастает. Использова-
ние крыла большого удлинения выгодно для крейсерских и
взлетно-посадочных характеристик, однако результирующий вес
конструкции и соответствующая стоимость парируют эти преи-
мущества. Увеличение х улучшает крейсерские характеристики,
увеличивает строительную высоту в корневой части и позволяет,
кроме того, увеличить толщину крыла с соответствующим умень-
шением его веса и увеличением объема топливных баков. Одна-
ко эти весовые выгоды теряются вследствие увеличения расчет-
ного размаха крыла	——) при X=const. Но, что не менее
F cosx
важно, увеличение х ухудшает несущие свойства крыла и вы-
нуждает повышать сложность (и вес) механизации, необходи-
мой для выполнения заданных взлетно-посадочных характери-
стик. Оптимальные значения Z и х в каждом конкретном случае
определяют на основе весового или экономического критерия.
Нецелесообразно, например, выбирать большую стреловидность
крыла ради достижения высоких скоростей для самолетов таких
линий, при эксплуатации на которых эти скоростные данные не
используются. Но даже когда они и используются, то не во всех
случаях приводят к повышению экономичности, а для достижения
большей скорости приходится утяжелять конструкцию. Напри-
мер: вес крыла короткорейсового самолета весом 40—45 тс при
увеличении х от 25° до 35° возрастает на 350—400 кгс, а вес
снаряженного самолета с учетом градиента роста возрастает на
800—900 кгс. И несмотря на возможное увеличение скорости на
* Под внешней компоновкой понимается взаимное расположение частей
самолета — крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и силовой установки; под
внутренней — размещение кабин, агрегатов оборудования, топлива и полез-
ной нагрузки
142
40 км/ч, экономичность при сохранении взлетного веса и
ртно посадочных характеристик ухудшается, себестоимость
возрастает на 7—8%.
Другой параметр — относительная толщина (с), существен-
влияющая как на вес крыла, так и на скорость полета, тоже
вбирается на основе компромисса между этими факторами.
Выбор рационального закона (нелинейного) распределения от-
носительных толщин по размаху крыла позволяет получить вы-
сокую весовую эффективность при хороших аэродинамических
данных, ибо толщина профиля у корня крыла в наименьшей
степени влияет на скорость и в наибольшей — на вес.
Глубокая механизация крыла значительно утяжеляет конст-
рукцию. Ее вес в общем весе крыла в предельном случае повы-
сился с 6—7% До 25—27%. Поэтому обоснованием выбора сте-
пени механизации и соответствующих ее параметров служит
анализ, в результате которого сопоставляется величина эффекта
с весовыми издержками. Такая глубокая механизация, как трех-
звенные закрылки с изменяемой щелью и предкрылки по всему
размаху, примененная у нас впервые на Ту-154, позволяет зна-
чительно повысить взлетный вес, а следовательно, экономич-
ность, при сохранении сбалансированной длины ВПП или сокра-
тить ее длину при сохранении экономичности самолета. Взлет-
ный вес во втором случае все же увеличивается вследствие роста
веса конструкции и соответствующего увеличения коммерческой
нагрузки из условия равной экономичности. Эффект сложной ме-
ханизации, в любом случае, значителен и превосходит весовые
издержки. Однако при выборе параметров, например, трехзвен-
ного закрылка, имеются свои оптимальные решения. Так, увели-
чение су путем увеличения угла отклонения и длины хода до
определенных их значений приводит к заметному эффекту.
Но есть значение длины хода, при дальнейшем увеличении кото-
рого прирост су не компенсирует дополнительные весовые из-
держки, которые при этом резко возрастают. Понятно, что в по-
добном анализе необходимо учитывать градиент роста срРо,
значение которого здесь, правда, ограничено условиями 7? = const
и const. Прирост веса коммерческой нагрузки определяется
(при условии £впп= const) из уравнения AGk.u=AG0— ?PoAGMex,
где AG^eX—прирост веса механизации за счет повышения
сложности.
Следует заметить, что сложная механизация крыла вследст-
вие значительного увеличения веса и усложнения конструкции
не получила безоговорочного признания. Существуют веские тех-
нические аргументы в пользу крыла с типовой (средней) меха-
низацией, но большей площадью. Предпочтение может быть от-
дано тому или иному решению в зависимости от класса самолета
и требований к взлетно-посадочным характеристикам.
Размеры оперения оказывают влияние не только на собствен-
Ь1 вес, но и на вес фюзеляжа, хвостовая часть которого нагру-
143
жается весом оперения и действующими на него нагрузками.
Площадь оперения находится, как известно, в определенном со-
отношении с площадью крыла и зависит от его аэродинамиче-
ской компоновки. Условия выбора его величины и данные о его
размерах приведены в главе 16, а здесь уместно сказать, что
обеспечение нормальной устойчивости и управляемости самолета
с помощью минимальной площади оперения также способствует
созданию легкой конструкции. В то же время современные тре-
бования ко все более широкому диапазону центровок приводят
к возрастанию относительных размеров и веса оперения, а сле-
довательно, и веса фюзеляжа. Весовые данные оперения зави-
сят, разумеется, не только от его площади. Немалое значение
имеет выбор удлинения (X) и сужения (tj). Профилирование
дужки оперения приобретает серьезное значение особенно при
проектировании его по Т-образной схеме. Оптимальное решение
этого вопроса может заметно снизить удельный вес оперения.
Положение максимальной толщины профиля горизонтального
оперения по длине хорды, влияющее на величину строительной
высоты сильно нагруженного заднего лонжерона, оказывает за-
метное влияние на вес конструкции. Однако смещение макси-
мальной толщины к хвостовой части связано с углом конусности
руля, а последний — с шарнирными моментами. Следовательно,
на самолетах с бустерной системой управления относительный вес
оперения может быть уменьшен благодаря возможности смеще-
ния максимальной толщины профиля. Он уменьшается при этом
и вследствие удаления балансировочных грузов, если условия
флаттера этому не препятствуют. Немалое влияние на весовую
эффективность оказывает и схема оперения, т. е. взаимное рас-
положение горизонтальной и вертикальной плоскостей. Преиму-
щества различных схем остаются спорными (они анализируют-
ся ниже).
Для определения оптимальных (в весовом отношении) раз-
меров и конфигураций фюзеляжа (главным образом, формы по-
перечного сечения и удлинения) необходимо рассматривать
одновременно вес основной конструкции фюзеляжа (продольный
и поперечный наборы), пола кабин и вес оперения в функции
суммарной площади фюзеляжа. Только такой совместный ана-
лиз охватывает возможные формы фюзеляжа (включая двух-
палубный при больших размерах) и может привести к правиль-
ным решениям. Понятно, что в основе подобного анализа лежат
заданные значения грузоподъемности и пассажировместимости и
стремление к максимальной плотности компоновки частей на-
грузки и оборудования. Этот вопрос детально анализируется в
гл. 7.
Выбор принципиальных схем различных видов оборудования
также оказывает заметное влияние па весовую эффективность
самолетов. Например, применение на самолете Ил-62 системы
переменного тока позволило снизить вес электрооборудования
144
17% Это эквивалентно снижению взлетного веса на 1500—
9П30 кгс * (с учетом коэффициента роста). К экономии веса при-
Z шт также рациональная схема звукоизоляции, безбаковая топ-
шзная система (примененная на Ил-18 частично, а затем на
р1ч-62 и Ту-154 полностью). Подобные меры позволяют значи-
тельно снизить вес самолета.
Компоновка самолета в целом, пассажирских и грузовых по-
мещений, агрегатов оборудования также оказывает влияние на
весовую эффективность. Например, разработанная для самолета
Ил-62 новая компоновочная схема посадочных устройств (см.
главу 15) позволила снизить вес снаряженного самолета на 4%,
что составляет 12% максимального веса коммерческой нагрузки,
или 27% нагрузки, транспортируемой на максимальную даль-
ность. Плотность компоновки пассажирских кабин повышает
степень использования объема фюзеляжа и при заданном числе
пассажиров приводит к минимальным его размерам. Рациональ-
ное размещение оборудования уменьшает длину коммуникаций,
что способствует не только снижению веса, но и потребной энер-
гии (вследствие уменьшения потерь), а следовательно, снижению
веса источников энергии. Если вспомнить, что суммарный вес
всех коммуникаций на самолетах типа Ту-154 и Ил-62 значи-
тельно превышает тысячу кгс, то станет ясной необходимость
применения метода проектирования с минимальным весом и при
компоновке оборудования. Примером рационального решения
этого вопроса может служить Ил-62. Применение на этом само-
лете упомянутой выше новой схемы взлетно-посадочных уст-
ройств позволило разместить многие из агрегатов оборудования
не из условия центровки самолета (что не всегда приводит к
минимальному весу), а из условия минимальной длины комму-
никаций. Экономия веса при этом только в системе электрообо-
рудования составила 330 кгс.
Наконец, точность весовых и аэродинамических проектиро-
вочных расчетов, на основе которых выбираются двигатели и ос-
новные размеры самолета, тоже оказывает влияние на вес его
конструкции. Кроме того, правильное определение веса крыла,
фюзеляжа и других частей самолета на уровне их минимальных
значений, т. е. обоснованные весовые лимиты, также способст-
вуют созданию легкой конструкции. Завышенные лимиты приво-
дят к перетяжелению конструкции и систем оборудования. Боль-
шое значение, которое придается точности весовых лимитов и по-
следующей их корректировке, объясняется тем, что они факти-
чески представляют собой основу планирования самого процесса
весового проектирования.
10.2. Весовые вопросы конструирования. На вес конструкции
* В зависимости от дальности полета.
145
оказывают влияние наравне с проектировочными и многие кон-
структивные факторы. Наиболее значительным из них являются:
определение расчетных нагрузок, выбор значений коэффициента
эксплуатационных перегрузок, определение запасов прочности,
выбор исходных весовых данных и т. п. (подробнее см. гл. 12).
Теория расчета самолетов на статическую прочность хорошо раз-
работана, и результаты испытаний, как правило, совпадают
с данными расчетов. Главная задача теперь заключается именно
в определении перечисленных расчетных величин.
Значительная часть конструкции теперь проектируется на ос-
нове не только статической, но и усталостной прочности. Причем
все ее виды, связанные с повторным нагружением или с акусти-
ческой усталостью, являются сравнительно новыми, и методы их
расчета еще несовершенны. Поэтому целесообразно создавать
конструкцию с минимальными весовыми издержками и прово-
дить необходимые усиления после соответствующих испытаний.
Наиболее важным в расчетах на усталость является определе-
ние напряжений в элементах крыла, работающих на растяжение
с учетом циклических нагрузок при взлетах и посадках, а также
при вертикальных порывах ветра. Известно также, что величи-
на напряжений существенно зависит от характера полета, от ко-
личества и размещения топлива. Правильным его размещением
и выбором рациональной последовательности его расходования
удается добиться существенного снижения величины среднего
напряжения в крыле и, следовательно, уменьшения веса конст-
рукции.
Большую пользу в деле создания легкой конструкции могут
оказать поиски альтернативных путей решения многих проблем,
и рассматриваемой — в частности. Исследователи усталостной
прочности, например, утверждают, что наиболее эффективным
методом ее обеспечения является снижение эксплуатационных
напряжений путем ограничения общих уровней напряжений.
Такой подход предполагает необходимость учета концентрации
напряжений. Другой подход состоит в поисках уменьшения кон-
центрации напряжений путем местных усилений из условия ус-
талостной прочности и приводит к созданию легкой конструкции
без ограничения общего уровня напряжений.
Увеличение веса, обусловленное усталостной прочностью,
приводит к увеличению эксплуатационных расходов вследствие
повышения стоимости самолета. Причиной последнего, помимо
увеличения веса, является усложнение технологии производства
и расширение объема испытаний. Однако эти потери компенси-
руются повышением безопасности и ресурса. Непосредственной
выгодой является также уменьшение потребного объема работ
по обслуживанию и контролю за состоянием конструкции в экс-
плуатации. Эти факторы способствуют уменьшению эксплуата-
ционных расходов.
146
Выбор силовых схем самолетной конструкции и кинематпче-
х схем различных устройств оказывает существенное влияние
СК весовою эффективность. Применение монолитных конструк-
Ний позволяет избежать концентрации напряжений, затрудняю-
щей обеспечение усталостной прочности, создать равномерное
распределение напряжений без необходимости местных усилий и
снизить вес не менее чем на 9—10%. Рациональное расположе-
ние элементов конструкции, многоцелевое использование сило-
вой их части, обоснованный выбор конфигурации приводят к сни-
жению веса. На вес конструкции влияет и решение многих тех-
нологических вопросов. Правда, облегчение часто приводит к
увеличению стоимости изготовления. Компромисс находят на ос-
нове стоимостного эквивалента. Противоречия между весом и
технологичностью выявляются чаще в вопросах о разъемах, сты-
ках, сочленениях. И не случайно, ибо вес соединительных эле-
ментов планера достигает 10% веса его конструкции. Поэтому
одной из наиболее устойчивых тенденций в развитии авиации
является стремление к сокращению числа соединений до мини-
мума (собственно, переход к крупногабаритным панелям и за-
мена клепаной конструкции сварной служит тем же целям).
А там где не удается от них отказаться, ищут решения с мини-
мальными весовыми издержками. Например, стыковка секций
фюзеляжа аэробуса L-1011 «производится с помощью соедине-
ний, работающих на срез, вместо обычно применяемых соедине-
ний, работающих на растяжение. Это приводит к экономии веса
на каждом самолете порядка 1360—1810 кгс, хотя и увеличивает
время, требующееся для соединения двух секций фюзеляжа, с
одного до четырех-шести дней» *. Все более широкое применение
сварных соединений в конструкции шасси тоже приводит к зна-
чительному эффекту. Здесь приведены лишь некоторые из мно-
гочисленных вопросов конструирования, но все они тесно связа-
ны с решением весовой проблемы**. Поэтому технически гра-
мотной разработке чертежа всегда должны сопутствовать рас-
четы прочности, веса и экономики.
Из сказанного следует, что весовая эффективность самолета
закладывается уже в процессе эскизного и даже предэекизного
проектирования, т. е. в период, когда выбираются размеры и
принципиальные схемы частей самолета и систем оборудования,
з дальнейшее развитие получает в период разработки техниче-
ского и рабочего проектов. Если на первом этапе вырисовывает-
ся облик самолета, то на втором выбирается тип конструкции.
В последний период немалое значение имеет весовое планирова-
ние процесса конструирования на основе количественных пока-
зателей, т. е. на основе весовых лимитов. Стройная и строгая
* Aviation Week, 20.7.1970.
. В°пР°сы, связанные с применением новых материалов, см. в гл. 11.2
1 * 1 -О.
147
система весового контроля процесса разработки чертежей явля-
ется основой проектирования с минимальным весом. Причем все
этапы программы весового контроля должны гарантировать, что
вес самолета не выйдет за пределы проектных значений.
Ясно, конечно, что минимальный вес снаряженного самолета
и, следовательно, высокая экономичность, достигаются лишь в ре-
зультате оптимального решения всех вопросов проектирования и
конструирования. Однако возможности в повышении весового
совершенства ограничены той частью конструкции, которая не
превышает 65—70% веса пустого самолета, а остальные 30—35%
составляют вес готовых изделий, от авиаконструктора не зави-
сящий. «Силовую часть конструкции, составляющую 50—60% ее
веса, можно условно подразделить на части. Первая, обеспечи-
вающая статическую прочность, без учета коэффициента без-
опасности (равного 1,5), составляет 55—60%. Введение этого
коэффициента повышает долю до 89%. Остальные 11% обеспе-
чивают усталостную прочность» *.
В заключение следует заметить, что при современном уровне
проектирования практически уже нет невскрытых факторов, в
которые могли быть заключены большие и неиспользованные
резервы веса, что требуется большая изобретательность для то-
го, чтобы последующие гражданские самолеты были заметно
легче лучших из своих предшественников. Поэтому заметный эф-
фект можно достигнуть лишь путем тщательного учета и сумми-
рования всех малых резервов веса. В то же время вряд ли су-
ществует самолет, который нельзя было бы облегчить, что объ-
ясняется естественными весовыми резервами.
Глава 11. О «ВЕСОВОМ БАРЬЕРЕ»
11.1. Общие положения. Для современного этапа развития
особенно крупноразмерных самолетов применяемые методы соз-
дания легкой конструкции уже недостаточны. Поиски проектиро-
вочных, конструктивных или технологических решений не могут
внести существенных изменений, так как возможности их не бес-
предельны.
Известно, что весовая отдача и производительность пасса-
жирских самолетов, помимо совершенствования конструкции,
повышается путем увеличения размера (тоннажа) самолетов,
который возрастает от поколения к поколению (см. рис. 1.3).
Это как раз и отражает ту особенность развития реактивных
пассажирских самолетов, которая заключается в преобладании
* Aircraft Engineering, X, 1967.
148
поста производительности над ростом стоимости. Поскольку
существенного роста скорости и коэффициента пассажирозагруз-
ки не происходит, то увеличение производительности достигается
именно путем увеличения размера самолета. Что касается весо-
вой отдачи, то стремление к ее повышению путем простого уве-
личения взлетного веса тоже имеет свои границы, которые и поз-
воляют говорить о «весовом барьере». Еще в конце сороковых
годов анализ возможностей крупнотоннажных самолетов (350—
400 тс) приводил к выводу, что предельным и почти недостижи-
мым значением весовой отдачи пилотируемых летательных аппа-
ратов является величина 0,7. Приходили к выводу и о возмож-
ности появления «весового барьера» (до достижения величины
0,7) -
Понятие «весового барьера» пока не сложилось, но смысл его
можно видеть в том, что повышение весовой эффективности с ро-
стом взлетного веса происходит лишь до определенных пределов.
При дальнейшем его увеличении весовая эффективность или ста-
билизируется, или начинает убывать. Этот предел не является
абсолютным, он смещается в сторону больших взлетных весов,
но лишь при изменении параметров самолета или нахождении
новых средств создания легкой конструкции. Проблема взлетно-
го веса усложняется быстрым ростом размеров самолета вслед-
ствие роста дальности и скорости и значительного увеличения
объема оборудования. Кривая взлетного веса по дальности име-
ет зону перегиба, за которой небольшое увеличение дальности
полета может быть достигнуто только ценой большого увеличе-
ния взлетного веса. И чем больше размер самолета, тем острее
проявляется это свойство. Для современного этапа развития
авиации понятие «весового барьера» можно расширить и видеть
его смысл также в несоответствии между потребным повышени-
ем эффективности и средствами ее достижения. Необходимость
значительного повышения эффективности связана с возрастани-
ем за 20 лет стоимости 1 кгс веса пустого самолета в 7 раз (см.
рис. 1.9), что объясняется исключительным насыщением совре-
менных самолетов дорогостоящими системами оборудования и
повышением их конструктивной и технологичной сложно-
сти [64].
Изменение параметров и характеристик самолета и двигате-
ля, таких как аэродинамическое качество, удельные нагрузки на
крыло, удельный расход топлива и удельный вес двигателей и
т. п., приводит к смещению «весового барьера» в сторону боль-
ших значений взлетного веса. Этому смещению также способст-
вует рост эффективности самолетной конструкции. Так, вследст-
вие возрастания скорости полета (что было связано с примене-
нием более тонкого профиля крыла), роста удельных нагрузок
(от расчетного веса) и усложнения средств повышения подъем-
ной силы повышался уровень напряжений в конструкции крыла,
график (рис. 3.10), иллюстрирующий тенденцию этого роста по
149
времени *, подтверждает положение о повышении конструктив-
ной эффективности.
В случаях сохранения производительности самолета улучше-
ние перечисленных параметров и характеристик приводит к сни-
жению взлетного веса. Величина этого снижения тем значитель-
Рис. 3.10. Изменение коэффициента на-
пряженности (предельные значения) по
данным работы [90]
нее, чем большей дальностью располагает самолет. К подоб-
ным выводам приводят многие анализы, один из которых, не
претендуя на высокую точность, наглядно иллюстрирует это по-
ложение (табл. 3.1). Результаты таких анализов** подтвержда-
Таблица 3.1
Уменьшение веса самолета при улучшении различных параметров
и характеристик (%)
Наименование		Дозвуковые самолеты			Сверхзву- ковой
Расчетная дальность полета в км		450	2000	5500	5500
Платная нагрузка (% взлетного ве- са)		22	19	13	7,5
Умень- шение на	Лобового сопротивления Удельного расхода топли- ва	1,4 2,7	3,8 5,4	10,5 10,5	21,0 20,0
	Удельного веса конструк- ции	6,5	6,9	7,0	9,4
	Веса силовой установки	2,3	2,0	2,0	4,1
ют вывод о том, что улучшение весовой характеристики является
теперь нелегким делом, особенно для самолетов коротких линий.
Кстати, любопытно отметить, что результаты подобного анализа
* Astronautics and Aeronautics, II, 1967.
** ICAS, Paper, No. 66—1.
150
чя сверхзвуковых самолетов являются более обнадеживающи-
ми (табл. 3.1).
Идея создания сверхзвуковых пассажирских самолетов
/СПС) с дальностью полета более 4500—5000 км находит под-
держку благодаря оптимистическим прогнозам относительно су-
щественного улучшения их характеристик. Это вселяет уверен-
ность в том, что они, в конце концов, окажутся эффективнее до-
звуковых самолетов равной дальности полета. Эффективность
СПС и, прежде всего, их производительность будет наращивать-
ся главным образом, путем увеличения скорости и дальности
полета. В то же время дальнейший рост производительности до-
звуковых самолетов будет достигаться путем увеличения ком-
мерческой весовой отдачи. Это связано с проблемой увеличения
взлетного веса, а в конечном счете, с проблемой уменьшения
относительных весов конструкции планера, силовой установки и
оборудования. Что касается скорости полета, то хотя величина
ее и продолжает возрастать, но значение числа М не превосхо-
дит единицу. Целесообразность перехода в область значений
М= 1,2—1,4 является спорной, особенно для самолетов неболь-
шой дальности полета.
Уменьшение относительного веса силовой установки возмож-
но при дальнейшем увеличении степени двухконтурности *. Вес
оборудования, видимо, будет возрастать из-за усложнения си-
стем и автоматизации пилотирования и уменьшаться при раз-
работке принципиально новых элементов оборудования. Отно-
сительный вес конструкции с увеличением взлетного веса возра-
стает [62] и [91] при неизменной удельной нагрузке на крыло (р)
и снижается при ее увеличении. Однако величина р в настоящее
время не превосходит 650 кгс/м2. Дальнейшее существенное уве-
личение ограничено (возможностями современной аэродинамики
и механизации крыла), видимо, пределами 725—750 кгс/м2. В то
же время прогресс в области снижения относительного веса кон-
струкции вполне возможен, но достигаться он будет иными пу-
тями.
11.2. О новых материалах. Для решения весовой проблемы
теперь необходимы кардинальные средства, одним из которых
является широкое применение новых материалов с более высо-
кой удельной прочностью. Правда, возможности наиболее рас-
пространенных сейчас алюминиевых сплавов, видимо, не исчер-
паны. Дальнейшее совершенствование, очевидно, пойдет по ли-
нии увеличения статической и усталостной прочности, или умень-
шения удельного веса.
Наибольшие перспективы широкого использования в конст-
рукции дозвуковых и сверхзвуковых самолетов имеет титан.
За последние два десятилетия он перестал быть сравнительно
Редким материалом и стал материалом, производство которого
* Достигнутые т—5—8 не считают предельными.
151
исчисляется десятками тысяч тонн в год. Однако сплавы титана
находятся на более ранней стадии развития, чем алюминиевые,
и поэтому могут рассматриваться лишь как имеющие большие
потенциальные возможности.
Известно, что в конструкции гражданских самолетов титано-
вые сплавы, несмотря на их широкие возможности, применялись
в прошлом в значительно меньшей степени, чем в конструкции
военных. И все же у некоторых гражданских транспортных са-
молетов вес элементов из титановых сплавов сейчас составляет
около 3% веса конструкции. Опыт применения и дальнейшие
исследования показали, что экономия веса в случае его приме-
нения достигает 20—25%. Причем конкурировать эти сплавы мо-
гут не только со сталью при высоких температурах (на сверх-
звуковых самолетах), но и с алюминием при низких. Титановые
сплавы позволяют заметно уменьшить вес элементов конструк-
ции, работающих, в основном, на растяжение, или элементов,
подвергающихся сильному сжатию. Титан прекрасно сваривает-
ся, что приносит дополнительный выигрыш в весе, поэтому он
используется в конструкции шасси, при изготовлении трубопро-
водов для различных систем и т. д. Применение титановых мо-
нолитных панелей в конструкции дозвуковых самолетов также
должно привести к уменьшению веса. Полагают, что такая па-
нель должна быть на 5—10% легче, чем алюминиевая (в зави- *
симости от степени нагружения). Титановые сплавы давно
применяются в конструкции двигателей, заметно снижая их
удельный вес. Особенно эффективным оказалось использование
титанового крепежа при замене стальных болтов с сохранением
размеров и алюминиевых — с уменьшением диаметра. (Послед-
нее позволило уменьшить расстояние до краев деталей, что при-
вело к дополнительной весовой экономии). При этом он успеш-
но конкурирует со стальными и с алюминиевыми в большом диа-
пазоне напряжений. Самолетному крепежу придается большое
значение, поскольку стоимость его достигает значительной ве-
личины. Так, на самолете Боинг 747 она составляет 5% стои-
мости самолета *. Широкому применению титановых сплавов
пока препятствует низкий коэффициент использования. Так,
по данным фирмы Боинг**, на каждый кгс конструкции из тита-
на расходуется 4—4,5 кгс этого сплава, в то время как коэффи-
циент использования алюминия составляет 0,5. Полагают, что к
1975 г. коэффициент использования титана может быть повышен
до 0,33. Титановая конструкция стоит значительно дороже как
вследствие высокой стоимости материала, так и в силу большей
сложности его обработки. Но она должна оцениваться с учетом
изменения весовых и летных характеристик самолета. Тогда
экономический эффект не только компенсирует издержки, но и
* American aviation, 17.2.1969.
** American aviation, 13.7.1969.
152
ышает рентабельность, а растущее применение этого мате-
п0ВЛа должно привести к дальнейшему снижению его стоимости.
Ри одновременно начинают применять и новые высокопрочные
ли Например, шасси самолета С-5А, изготовленное из терми-
чески обработанной стали с пределом прочности на растяжение
125__200 кгс/мм2, па 3% легче шасси, изготовленного из стали с
б = 183—195 кгс/мм2.
В В последнее время в самолетостроении получил применение
бериллий, но пока лишь для изготовления весьма ограниченного
числа агрегатов, например, для тормозных дисков колес военно-
транспортного самолета. При этом был достигнут значительный
эффект, который обусловлен исключительно высокой теплоемко-
стью и теплопроводностью этого материала, позволяющей сни-
зить температуру дисков при интенсивном и длительном тормо-
жении. Однако считают, что бериллиевые диски неприемлемы
для пассажирских самолетов ввиду опасности образования тре-
щин под действием ударных нагрузок. Из бериллия изготовлены
рули поворота на американском самолете Дуглас «Фантом». До-
стигнутая экономия в весе составляет 30% (по сравнению с ру-
лями, изготовленными из алюминиевого сплава). Благодаря ма-
лой плотности (у= 1,8) бериллий является перспективным мате-
риалом, но его недостатки (хрупкость, токсичность и высокая
стоимость) могут несколько ограничить использование. Считают,
что у конструкций, критических по жесткости, с применением
бериллия может быть достигнуто уменьшение веса на 15% (по
сравнению с алюминиевыми), а у критических по прочности и по
усталостной долговечности выигрыш может составить 5%. Одна-
ко попытки разработки сплава бериллия для широкого примене-
ния в самолетостроении пока не увенчались успехом.
Исключительное значение имеют разработки новых авиаци-
онных материалов, соответствующих усложнившимся требова-
ниям проектирования и условиям эксплуатации, т. е. материалов,
способных длительно и надежно работать и обладающих комп-
лексом необходимых свойств и, прежде всего, высокой статиче-
ской и усталостной прочностью. Именно эти качества определя-
ют весовую и экономическую эффективность. Значение разработ-
ки новых материалов определяется не только остротой весовой
проблемы, но и стремлением достигнуть 20-летнего расчетного
срока эксплуатации самолетов при экономичном обслуживании.
Сравнительно давно было установлено, что прочность сплош-
ных материалов может быть увеличена, если из этих материалов
изготовить тонкую проволоку или волокна. Происходит это
в следствие уменьшения вероятности возникновения поверхност-
ных повреждений или дефектов, являющихся очагами разруше-
ний. Эта особенность и появившиеся возможности композиции
материалов привели к широким исследованиям, разработкам, а
затем совершенствованию материалов па основе волокон высо-
комодульного графита и бороволокон. Теперь исследуется тех-
153
нически и экономически целесообразная возможность создания
композиционных материалов с сапфировым или вольфраморе-
ниевым волокном и на основе никелевого или титанового сплава.
В то же время считают, что материалы, армированные бериллие-
вым волокном, отличаются лучшей пластичностью и меньшим
весом по сравнению с аналогичными материалами, упрочненны-
ми волокнами других типов. Не вызывает сомнения и возмож-
ность дальнейшего улучшения характеристик достаточно широко
применяемого стекловолокна, как в отношении удельной жест-
кости, так и в отношении удельной прочности.
Первые опыты применения начиная с 1967 г. синтетических
композиционных (комбинированных) материалов дали обнаде-
живающие результаты и позволили высказать оптимистические
прогнозы о его широком применении в будущем. Они приведут
к снижению веса конструкции, позволят изготовлять части само-
лета на машинах-автоматах, а в дальнейшем приведут и к сни-
жению стоимости самого материала. Понятно, что вначале стои-
мость его велика, а целесообразность применения новых мате-
риалов появляется тогда, когда весовая экономия оправдывает
затраты, разумеется, с учетом понятия авиационного веса. На
основе предварительных расчетов специалисты пришли к выво-
ду, что «конструкция самолета, с чертежной доски переведенная
на композиционные материалы, будет весить на 30—50% мень-
ше, чем конструкция из обычных материалов»*. Другие пола-
гают, что «композиционные материалы с бороволокном могут
обеспечить экономию веса порядка 18—24%, а максимальное
использование этого материала даст весовую экономию не ниже
40%. Материалы же с графитом открывают еще большие воз-
можности» **. Эти предсказания, видимо, несколько оптимистич-
ны, но если экономия веса составит 25—30% от собственного
веса конструкции, то это приведет к новому качественному скач-
ку. В конструкции современного типичного самолета доля неме-
таллических материалов очень невелика. Она не превышает 9%,
75—80% веса приходится на алюминиевые сплавы и 16% на
стали.
Впервые примененные композиционные материалы представ-
ляли собой смолы, армированные стекловолокном. Из этих ма-
териалов изготовляли (например, для самолета Боинг 737) ча-
сти закрылков, обтекатели, кили, плоскости рулей, некоторые
панели и вспомогательные элементы. Высокая прочность и же-
сткость при малом весе этих пластиковых материалов зависят от
содержания и расположения волокон в матрицах из смол. Более
широкое применение их началось с самолетов Локхид С-5А и
Боинг 747. На последнем из них панели из стекловолокна и лег-
ких сплавов составляют половину площади крыльев и оперения.
* Airoplane, 27.12.1967.
** Tech aer, 10.1968.
о тт ьнейшем стали разрабатывать материалы, в которых ме-
** чнческая матрица (из алюминиевого или магниевого спла-
армирована высокопрочным волокном (например, бора).
Панели из такого материала, в отличие от армированных пласт-
ясс могут воспринимать нагрузки во всех направлениях. Эти
материалы являются более перспективными в отношении веса
и экономики, чем материалы с пластмассовой матрицей. Компо-
зиционные материалы, укрепленные волокнами бора, графита,
карбида кремния, отличаются высокой статической и усталост-
ной прочностью как при высоких, так и при низких температу-
рах и низким весом. Например, конструктивный материал на
основе волокон высокомодульного графита (созданный фирмой
Нортроп) на 40% легче алюминия и в 4,5 раз легче стали. Дру-
гой материал (разработанный в Англии), содержащий 50% угле-
родного волокна (по объему), имеет разрушающее напряжение
на разрыв 105 кгс/мм2 при модуле упругости 1,76-106 кгс/см2.
Разрушающее напряжение на разрыв этого материала почти
вдвое больше, чем у алюминиевого сплава. По жесткости он
превосходит алюминиевый сплав в 2,5 раза. По удельному весу
он в два раза легче алюминиевого сплава и в 5 раз легче стали.
К недостаткам этого материала относится высокая стоимость,
малая прочность среза между слоями и хрупкость.
Широкое применение композиционных материалов в самоле-
тостроении приведет в дальнейшем к снижению стоимости, а бла-
годаря значительному снижению веса конструкции станет воз-
можным создание еще более крупных и производительных пас-
сажирских и транспортных самолетов. Способность нового
материала сохранять прочностные характеристики при высоких
температурах позволила использовать его в конструкции двига-
телей, в частности, для изготовления лопаток компрессоров
больших двухконтурных реактивных двигателей. Следует заме-
тить, что новые материалы потребуют и нового подхода к проек-
тированию авиационных конструкций с учетом их особенностей.
Например, в конструкции из композиционных материалов
существенное значение имеет ориентация армирующих во-
локон.
Правильный выбор материалов имеет первостепенное значе-
ние для любого самолета, так как он непосредственно влияет не
только на весовые, летные и экономические характеристики, но
также на эксплуатационную надежность самолета — фактор, ко-
торый обычно учитывается при анализе эффективности новых
материалов. Вообще говоря, путь повышения весовой эффектив-
ности конструкции с помощью применения более легких и более
прочных сплавов не нов. Механические характеристики конст-
укционных материалов, применяемых в самолетостроении, си-
стематически повышались. Применение в прошлом, например,
сплава В-95 или использование титана (даже в ограниченном
количестве) приводило к определенному снижению веса. Новым
155
в современной постановке этого вопроса является количественное
его решение, которое и должно привести к прогрессу, а широкое
использование композиционных материалов даже к революции в
самолетостроении.
11.3. Примером преодоления «весового барьера» может яв-
ляться проектирование транспортного самолета Локхид С-5А, по
которому данных опубликовано несколько больше, чем по само-
лету Боинг 747. Следует вначале заметить, что этот класс само-
летов в весовом отношении имеет несколько интересных особен-
ностей. Весовая отдача этих самолетов по десантируемой
нагрузке (в сравнении с коммерческой весовой отдачей пасса-
Рис. 3.11. Изменение весовой отдачи (а) и веса кон-
струкции планера (б) транспортных самолетов с ро-
стом взлетного веса
жирских самолетов равного тоннажа) несколько выше, но и от-
носительный вес планера также выше. И то и другое приводит к
увеличению расчетных значений полетного и посадочного веса,
так как увеличивается вес самолета без топлива, что в свою оче-
редь утяжеляет конструкцию планера. Правда, в последнее вре-
мя наблюдается тенденция к уменьшению разрыва между взлет-
ным и посадочным весом и у пассажирских самолетов ради
исключения дозаправки в промежуточных аэропортах и сокра-
щения времени стоянки. В таком случае некоторое увеличение
веса пустого снаряженного самолета экономически оправды-
вается. Другой особенностью этих самолетов является, как отме-
чалось, весовая классификация, отражающая их назначение,
и этим отличающаяся от составленной для пассажирских само-
летов.
Иллюстрацией к сказанному о «весовом барьере» может в
известной мере служить график (см. рис. 3.11, а), из которого
видно, что весовая отдача транспортных самолетов С-141А и
С5-А [83] с весом 143 и 346 тс оказалась равной (точки 1 и 2).
Но если бы не были найдены новые пути снижения веса второго
156
этих самолетов (о котором речь пойдет дальше), то его ве-
И ая отдача оказалась бы даже ниже, чем у первого (точка 2а),
сохранилась (несмотря на большой относительный вес пла-
еоа) еще и благодаря заметному снижению веса силовой уста-
Новки, связанному с применением двигателей, имеющих высокую
степень двухконтурности. Изменение наклона кривых «а» (см.
пис З.И, а) пока не позволяет говорить о «весовом барьере»,
хотя влияние его сказывается и здесь. Больше основании дает
кривая относительного веса планера (см. рис. 3.11, б), изменив-
шая свою кривизну.
Снижение полной весовой отдачи можно объяснять различ-
ными причинами, часть их связана с топливом. Например, значи-
тельно меньшим расходом топлива упомянутыми двигателями,
отступлением от существовавшего до последнего времени опре-
деленного соответствия роста тоннажа самолета и запаса топ-
лива (см. рис. 3.2).
Представляет в этом плане интерес сопоставление относи-
тельного веса конструкции планера и величины СЭф, выраженной
уравнением (3.6), которую условились называть эффективной
весовой отдачей конструкции планера. Сравнение их значений
для самолетов с резко различным весом приводит к интересным
выводам. Так, значения этой величины для самолетов с коорди-
натами точек 7 и 2 (см. рис. 3.11, б) равны 0,8 и 0,93, соответ-
ственно. Следовательно, эффективная отдача второго улучшает-
ся даже в то время, как относительный вес конструкции планера
(см. рис. 3.11, б) возрастает. Теоретически отношение
^к«пл
должно возрастать, но до какого предела, пока не ясно.
Упомянутое несоответствие можно объяснить, в частности,
перераспределением значений относительных весов частей само-
лета. Непосредственное отношение к этому имеет, следовательно,
вопрос о стабильности значений весов частей самолета, которая
наблюдалась на отдельных этапах развития авиации (и вначале
достаточно продолжительных). Она позволяла даже выска-
зывать предположение об абсолютном ее характере и использо-
вать величины относительных весов в качестве критериев совер-
шенства конструкции. Основываясь на этом, полагали, например,
что существенное отклонение величины частного показателя от
типичного в большую сторону свидетельствует о неудачной или
устаревшей конструкции, в которой материал использован нера-
ционально. Отклонение в меньшую сторону позволило предполо-
жить, что самолет или его часть удовлетворяет предъявляемым
к нему требованиям в наилучшей степени или применены нов-
шества, в какой-то мере предугадывающие дальнейшее развитие.
Подобное, прежде всего, относили к конструкции планера, отно-
сительный вес которого у самолетов тридцатых-сороковых годов
составлял 28—32%. Однако у пассажирских самолетов шести-
десятых годов он снизился до 22—24%. На определенном этапе
157
утверждение о стабильности было справедливо, однако с разви-
тием авиации происходит систематическое перераспределение
относительных весов в общем весовом балансе самолета. Ясно
например, что при переходе от турбовинтовой силовой установки
к реактивной, а затем к двигателям с высокой степенью двух-
контурности относительный вес двигательной группы падал.
В то же время у всех систем оборудования он беспрерывно воз-
растал. Все это, в свою очередь, оказывало влияние на величину
относительного веса планера.
Несмотря на сложность весовой проблемы проектирования
крупноразмерных пассажирских самолетов, резкое наращивание
тоннажа достигает значительного технического и экономического
эффекта *. Это очевидно из следующего примера. На одном са-
молете весом 350—400 тс в сравнении с двумя по 175—200 тс
не только меньше вес, но и значительно ниже стоимость обору-
дования. Кроме того, расход, а следовательно, и стоимость топ-
лива на единицу рейсовой производительности также ниже. Что
касается суммарной стоимости двигателей для этих двух вари-
антов, то она примерно одинакова, так как стоимость единицы
тяги у больших двигателей возрастает незначительно (см. рис.
1.16). Следует кстати заметить, что относительная величина сто-
имости двигателей и оборудования составляет больше половины
всей стоимости самолета.
Возвращаясь к главному вопросу настоящего раздела, преж-
де всего следует сказать, что перетяжеление конструкции в пер-
вый период разработки чертежей, точнее, отклонение от весовой
программы, которое беспокоило фирму Локхид при создании
С-5А, нельзя считать исключением. Неожиданной, видимо, яви-
лась величина этих отклонений и тенденция роста (вместо сни-
жения) относительного веса конструкции планера (изменение
кривой на рис. 3.11, б), т. е. появление весового барьера. Несом-
ненный интерес поэтому представляют меры, которые позволили
значительно снизить начальный вес и добиться определенной эф-
фективности конструкции. Они интересны тем, что предопреде-
ляют путь преодоления весового барьера. К ним прежде всего
относятся:
1. Интенсивное использование титана в конструкции крыла
(полки лонжеронов, рельсы и каретки закрылков, направляю-
щие предкрылков, фитинги и т. п.), фюзеляжа (силовые шпан-
гоуты), шасси (поковки для стоек), что снизило вес самолета
на 1134 кгс. Использование титанового крепежа вместо сталь-
ного привело к еще большему эффекту (3356 кгс), поскольку на
подобных самолетах количество крепежных деталей исчисляется
* При оценке эффективности военно-транспортных самолетов с учетом
возможных потерь при выполнении операций и других особенностей этих
самолетов, данное утверждение может оказаться и несправедливым.
158
пионами единиц*. Общий вес деталей из титана, не считая
гсепежа, составляет 3855 кгс.
F 2 Использование бериллиевого сплава для изготовления тор-
МОЗНЫХ дисков (816 кгс).
3.	Широкое применение поковок, монолитных конструкций,
химического фрезерования.
4.	Применение сварных соединений в конструкции шасси.
5.	Применение более строгих допусков для всех механически
обрабатываемых деталей и другие технологические усовершенст-
вования (907 кгс). Кроме того, в конструкции С-5А использова-
но около 2300 м2 композиционных материалов, в то время как в
конструкции С-141 А их было всего 552 м2. Это сотовые панели и
пластики, армированные стекловолокном, использованные для
изготовления передней кромки крыла, предкрылков, рулей, пане-
лей фюзеляжа и обтекателей. Сообщают, что балки пола, изго-
товленные из этих материалов, оказались легче на 35—40%.
В дальнейшем они, видимо, будут использованы для создания
силовых панелей, лонжеронов и других силовых элементов.
Особое внимание было уделено весовой характеристике обо-
рудования, миниатюризации приборов и снижению веса прово-
дов, в частности, путем применения плоского кабеля. На С-5А
уложено 132 км проводов весов 1350 кгс, а па С-141А 68 км ве-
сом ИЗО кгс. Экономия достигает 40% **• Выполнение весовой
программы систем оборудования обеспечило уменьшение его
веса на 25% по сравнению с С-141А. В отношении оборудования
была также применена премиальная система, по которой фирма
Локхид платила своим субпоставщикам за снижение веса серий-
ных блоков электронного оборудования в 10 раз большую сумму,
чем величина штрафа (150 долларов), который она должна
была выплачивать заказчику за каждый фунт перетяжеления са-
молета С-5А. Известно, что облегчение деталей часто связано
с ростом их стоимости и что существует определенная экономи-
ческая оценка средств, с помощью которых достигается снижение
веса конструкции. Так, при проектировании С-5А экономия веса
в 1 кгс считалась оправданной, если издержки не превышали
444,5 долларов на один самолет.
Наиболее значительным из перечисленных мер считается ши-
рокое применение титана и особенно в элементах крепления.
Более высокая удельная прочность титана по сравнению со
сталью привела к облегчению конструкции самолета примерно
На 1%. Система крепления с натягом и другие особенности***
* На Боинге 747*2,5 миллионов единиц стоимостью 1 миллион долларов.
На Локхид L-1011 —4530 кгс и 11340 кгс высокопрочных сталей
(Aviation Week, 20.7.1970).
*** йересчет сделан> видимо, с учетом потребляемой энергии.
При исследовании эффективности различных типов крепежа учитывает-
но’ ЧТ° плотная посадка, улучшающая усталостные характеристики крепеж-
ного отверстия, может быть получена и при использовании стального кре-
159
привели к дополнительному снижению веса, суммарная величи-
на которого достигла 4% общего конструктивного веса. Столь
значительный результат достигается как качественной стороной
вопроса, так и количественной, что иллюстрируется табл. 3. 2 *.
Таблица 3.2
Весовой эффект применения титанового крепежа
Причины снижения веса	Экономия по весу крепежа %	Экономия от веса кон- струкции %
Работа титанового крепежа (взамен стального) на статическую прочность	22	0,85
Уменьшение расстояний до краев при примене- нии титанового крепежа вместо алюминиевого	3	0,12
Повышение усталостной прочности (уменьшение толщины)	75	2,93
Итого:	100	3,9
Суммарный вес перечисленных выше облегчений (6213 кг)
составляет около 6% от веса конструкции планера; 4,2% от веса
пустого самолета и 5,2% от максимального веса груза. Чтобы
представить себе, сколь значительна такая величина, напомним,
что часть нагрузки, приносящая прибыль от рейса пассажир-
ского самолета (при /Сп.з=0,65), обычно не превышает 25—30%.
Все эти меры, весьма примечательные по своему характеру и
предпринятые в большом масштабе, все же не решили пробле-
мы в целом, хотя и привели к значительным результатам.
Меры, проведенные на С-5А, позволили утверждать, что в
случае реализации их в свое время на самолете С-141 А, его кон-
струкция была бы «более чем на 5% легче» [83], следовательно,
она могла составить не более 25,5% взлетного веса (против
27,0%—см. точку \а на рис. 3.11,6). Точки 1 и 2 на этих кривых
относятся, как указывалось, к С-141А и С-5А, соответственно
[83]. Точки 1а и 2а относятся к тем же самолетам, но найдены
пересчетом на основе приведенных выше данных: 1а соответст-
вует условному внедрению на первом из них всех тех мер облег-
чения, которые проведены на втором, а точка 2а, наоборот, уп-
разднению этих мер на самолете С-5А. Кривые объединяют, та-
ким образом, данные самолетов, условно приведенных к одному
техническому уровню. Изменение кривизны на участках 1—2а и
1а—2 показывает, что частичные меры, даже и значительные, все
* SAE Journal, IV. 1969.
160
недостаточны, чтооы_ сохранить наклон кривых или хотя оы
удержать их на уровне б7к.пл = const; бгп.н~const.
Выше рассмотрены эффективные пути снижения веса конст-
уктивного плана. Ведутся, конечно, поиски и проектировочных
пешении, часть из которых приводит к непосредственному сниже-
нию веса снаряженного самолета, а другая — к снижению веса
топлива и увеличению платной нагрузки (при G0 = const). Во
втором случае вес снаряженного самолета или сохраняется, или
даже возрастает, что типично для случаев улучшения аэродина-
мической формы частей самолета. Например, для того же С-5А
были изготовлены модели пяти вариантов обтекателей частей
крыла и фюзеляжа (с различными размерами и углами накло-
на). При количественной оценке веса и сопротивления был при-
нят модифицированный обтекатель на 500 кгс тяжелее исходно-
го, по с меньшим сопротивлением, что позволило увеличить вес
платной нагрузки на 6800 кгс.
Весовая проблема при проектировании пассажирского са-
молета Боинг 747 решалась тем же путем широкого внед-
рения титана (его общий вес составляет около 4000 кг), при-
менения более прочных алюминиевых сплавов, сотовых панелей
из стекловолокна *, использования стальных труб в гидросисте-
ме, широкого применения алюминиевых электропроводов, сни-
жения числа соединений за счет применения более длинных па-
нелей (до 32 м) и монолитных деталей и т. п. Программа сни-
жения (первоначально завышенного) веса привела к облегчению
конструкции на 9 тс, причем эффект был достигнут, главным об-
разом, благодаря применению новых материалов. Зависимости,
представленные на графиках (см. рис. 3.11, а и б), и приведен-
ные материалы, позволившие иллюстрировать остроту весовой
проблемы и явления «весового барьера», основаны, как отмеча-
лось, на статистике транспортных, а не пассажирских самолетов,
однако и то и другое носит общий характер и в равной степени
относится к пассажирским самолетам (см. рис. 3.1).
В заключение следует сказать, что «весовой барьер» на сов-
ременном этапе преодолевается применением новых конструкци-
онных материалов, стремлением к более точному определению
действующих нагрузок путем оптимизации всех проектировоч-
ных и конструктивных решений, совершенствованием техноло-
гических процессов и т. п., т. е. путем повышения эффективности
конструкции и аппарата в целом.
Любопытно, что панели из стекловолокна и легких сплавов занимают
11 J а этом самолете половину площади крыла и хвостового оперения.
6
364
Глава 12. ФОРМИРОВАНИЕ ВЕСОВЫХ ХАРАКТЕРИСТИК
И ДИНАМИКА ИХ РОСТА В ПРОЦЕССЕ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
12.1. Постановка проблемы. Фактический вес первого опыт-
ного пустого самолета, как правило, превышает теоретический
вес, найденный в результате весового расчета. В этих случаях
всегда возникают вопросы: точны ли расчеты или перетяжелена
конструкция? Можно ли получить совпадение фактических дан-
ных с проектными? Задачей главы является попытка ответить
на эти вопросы и показать, что изменения весовых данных в пе-
риод создания * самолета являются объективной закономерно-
стью, но совпадение фактического веса с проектным в то же вре-
мя возможно (разумеется в пределах определенного допуска).
Теория весового расчета более молодая и, естественно, она
менее разработана, чем теории других проектировочных расче-
тов. Поэтому определять весовые характеристики с той же точ-
ностью, как, например, аэродинамические или прочностные, до-
вольно сложно. Дело в том, что лучшие из формул определения
веса частей самолета допускают погрешность 3—4%, а показате-
лем хорошей сходимости весовых, как и других, характеристик
надо считать 2%. Кстати, весовые формулы в прошлом выводи-
ли лишь для отдельных частей самолета и только в последнее
время стали разрабатывать системы весовых уравнений, необхо-
димые для решения общей задачи оптимального проектирования.
И все же точность весовых, как и прочих, расчетов зависит,
главным образом, от исходных данных, а последние связаны с
глубиной проработки проекта. Кроме того, весовой расчет имеет
ряд особенностей. К ним, например, относится конкретность ве-
совых задач. Общих решений здесь значительно меньше. Аэро-
динамические и прочностные характеристики связаны с ограни-
ченным числом факторов, характер которых в процессе проекти-
рования отличается постоянством. На первые из них влияют:
энерговооруженность, площадь крыла и конфигурация самолета.
Что касается прочности самолета, то она связана с действующи-
ми нагрузками и силовыми схемами. Весовые же расчеты охва-
тывают все относящиеся к этим двум и, кроме того, компоновоч-
ные особенности, все системы оборудования, применяемые мате-
риалы, технологию, словом, весь самолет в целом. Образно
выражаясь, весовой расчет — это зеркало всего самолета и всех
изменений, проводимых в процессе его разработки (вес же са-
молета — это комплексное выражение почти всех его свойств).
Следовательно, частичные изменения проекта, уточнение расчет-
ных данных и другие изменения, происходящие в процессе раз-
работки чертежей, отражаются на весовых данных и приводят к
необходимости корректировки весового расчета и уточнения ве-
совых характеристик.
* Под созданием самолета понимается разработка эскизного проекта, ра-
бочих чертежей, постройка, испытание и доводка.
162
Известно, что правильное определение весовых характери-
самолета в самой начальной стадии проектирования имеет
исключительное значение, но в то же время является весьма
сложным делом. Подтверждением этому могут служить интерес-
ные факты из разработки американского СПС Боинг 2707, о ко-
торых сообщил один из руководителей фирмы. «На стадии пред-
варительного проектирования наиболее компетентные специа-
листы, используя самую современную технику, определили вес
конструкции, который был проверен другими компетентными
специалистами, заявившими, что вес рассчитан правильно. Одна-
ко когда началось детальное проектирование, выяснилось, что
вес конструкции настолько будет превышать расчетный, что вся
платная нагрузка (составляющая 8% от взлетного веса), факти-
чески будет потеряна» [93].
На дозвуковых самолетах дело обстоит не так остро, однако
и там эффективность резко ухудшается при увеличении веса
конструкции против проектного. Величина же просчета в опре-
делении веса зависит от степени новизны, которая, например, у
аэробусов тоже достаточно велика.
Перетяжеление конструкции всегда приводит к невыполне-
нию каких-либо из проектных характеристик самолета, или гру-
зоподъемности по дальности, или взлетно-посадочных. Для со-
хранения дальности полета (что необходимо для пассажирских
самолетов, которые проектируются с учетом конкретных линий)
пришлось бы уменьшить вес коммерческой нагрузки на величи-
ну, равную перетяжелению конструкции. Если же запасы проч-
ности и тяги позволяют увеличить взлетный вес для сохранения
этой нагрузки — то не будут выполняться проектные взлетно-
посадочные характеристики. В обоих случаях возрастет себесто-
имость перевозок; в первом — в большей степени, во втором — в
меньшей. Если перетяжеление обнаруживается в тот период, ко-
гда еще не поздно внести в проект частичные изменения, то лет-
ные характеристики и себестоимость перевозок можно сохранить
путем увеличения коммерческой нагрузки, тяги двигателей и
площади крыла,.
Анализ весовых характеристик современных самолетов позво-
ляет утверждать, что неоправданное перетяжеление конструкции
случается редко. Правда, установить наличие перетяжеления
возможно лишь на основе достаточно сложного анализа веса и
прочности конструкции пли путем параметрического анализа ря-
да равноразмерных самолетов. Во втором случае требуется
ссовая оценка схемных особенностей самолетов и оценка разли-
чия геометрических и летных данных. В результате таких анали-
зов, как правило, удается выяснить причины оправданного рас-
хождения весовых данных, сопоставляемых при сравнительной
Пенке самолетов, т. е. выяснить минимально необходимую ве-
нчику весовых издержек на достижение различных свойств или
особенностей самолета. При создании самолета подобные или
6*
163
другие анализы целесообразно вести в процессе эскизного про-
ектирования и разработки рабочих чертежей, когда еще можно
безботезненно облегчить конструкцию. Экономический эффект
облегчения, даже при значительных затратах времени, трудно
переоценить.
Следует заметить, что некоторое завышение веса против
предусмотренного программой характерно для начального перио-
да рабочего проектирования. Затем принимаются энергичные
меры, и к моменту готовности 50—60% комплекта чертежей по-
ложение удается исправить. На завершающем этапе наблюдает-
ся повторный рост веса, но уже незначительный. Степень этого
роста зависит от темпа разработок проекта, а короткие сроки
проектирования приводят к перетяжелению самолета. К подоб-
ным выводам пришли многие фирмы, например, Боинг* при про-
ектировании пассажирского самолета 747 и Локхид** при раз-
работке BTC С-5А. Последние сведения относятся к области
весового планирования и весового контроля. Знание их помогает
своевременно принимать необходимые меры.
12.2. О росте веса снаряженного самолета в процессе его соз-
дания. Нередко о перетяжелении самолета судят на основе рас-
хождения фактических и проектных весовых данных. Однако с
подобным подходом к весовой оценке самолета трудно согла-
ситься. Конструкция самолета может быть перетяжелена и в
случае совпадения указанных данных, и может оказаться со
вершенной при значительном их расхождении. Перетяжеление
самолета, несмотря на совпадение фактических весовых харак-
теристик с проектными, возможно вследствие различных причин.
Одной из них является переразмеренность самолета, или выбор
нерациональных геометрических параметров. Тогда самолет мо-
жет быть перетяжелен как бы в самом зародыше. Следователь-
но, общепринятое понятие о перетяжелении самолета надо
теперь расширить и определять его как наличие веса, не оправ-
данного не только техническими требованиями, но и экономиче-
ской целесообразностью. К техническим, прежде всего, относит-
ся прочность, затем аэродромные требования, взлетно-посадоч-
ные характеристики и др. К экономически неоправданным
весовым издержкам можно относить, например, завышенную
стреловидность крыла для достижения скорости, использование
которой для данного самолета не приводит к экономическому
эффекту.
Увеличение веса самолета и его конструкции в процессе раз-
работки свойственно нормальному процессу проектирования, т. е.
является закономерной неизбежностью. Происходит оно вслед-
ствие:
* Flight, 19.12.1968.
**SAWE, Technical Paper, No. 653, 1968.
164
11 постепенного поступления и уточнения расчетных, схемных
других исходных данных для весовых расчетов последующих
приближений;
1 еизбежных отклонений от первоначального проекта, свя-
4ных с постепенным его развитием, а иногда ради выполнения
за*антированных характеристик или вследствие частичного из-
менения требований заказчика, или появления нового оборудова-
ния и т. п.,
3)	технологических требований серийного производства;
4)	доработок после статических и усталостных испытаний;
5)	доводок после летных испытаний;
6)	отклонений веса готовых изделий, вес которых достигает
30—35% веса снаряженного самолета.
Для обоснования предела этого роста автором и зарубежны-
м I исследователями [77] были проведены анализы достаточно
большого статистического материала, результаты которых поз-
воляют заметить определенную закономерность роста всех весо-
вых характеристик самолета в процессе его проектирования и
эксплуатации. Выяснение подобной закономерности имеет прак-
тическое значение, ибо для весового планирования в процессе
проектирования и последующего развития самолета необходимо
точное прогнозирование возможных изменений, составляющих
веса самолета на всех этапах его разработки и эксплуатации.
Имеет большое значение, в связи с этим, вывод коэффициента,
учитывающего степень изменения весовых характеристик в пе-
риод от эскизного проекта до взвешивания первого опытного и
первого серийного самолетов.
Упомянутые анализы дополняют друг друга. Если в одном из
них использованы данные о современных пассажирских само-
летах с турбореактивными и частично с турбовинтовыми двига-
телями, то другой основан, главным образом, на материалах о
самолетах с поршневыми к турбовинтовыми двигателями. Из 28
самолетов и их модификаций, рассмотренных во втором анализе,
лишь данные четырех самолетов встречались в первом, в кото-
ром использованы материалы о 19 самолетах и их модифика-
циях. На рис. 3.12 приведены средние значения роста взлетного
веса (AG0) и веса снаряженного самолета (AGncH) на этапах
разработки проекта, испытаний и доводки опытного образца, а
также отработки серийных чертежей и, наконец, в процессе се-
рийного производства и эксплуатации. Изучение данного вопро-
са позволило построить графики (рис. 3.12, 3.13) и сделать неко-
торые выводы.
1.	Величина коэффициента возрастания веса снаряженного
самолета зависит от степени новизны и других факторов. Если,
апример, двигатели и оборудование выбираются из существую-
щих, то рост меньше, если проектируются параллельно, то боль-
1це’ Зависит она и от опыта проектирующих организаций.
165
2.	При разработке модификаций значение коэффициента
ниже.
3.	Характер причин возрастания веса показывает, что к слу-1
чаям частичного пересмотра проекта, связанным с увеличением
производительности (т. е. дальности или грузоподъемности) са-
молета, рассматриваемый коэффициент не относится. Последнее
тоже свойственно процессу создания пассажирских самолетов, но
Рис. 3-12. Коэффициент воз-
растания взлетного веса (а)
и веса пустого самолета (б)
(осредненные значения) в
процессе создания и экс-
плуатации
1—от проекта до опытного;
2—от опытного до первого се-
рийного; 3—в процессе эксплуа-
тации
должно учитываться другим коэф-
фициентом, значение которого ле-
жит в широких пределах 1,08—1,2.
Если возрастание теоретических
значений веса снаряженного са-
молета и соответствующее возра-
Рис. 3.13. Коэффициент возрастания
веса снаряженного самолета (осред-
ненные значения) в процессе проек-
тирования, испытания и доводки.
Средние величины, найденные по ма-
териалам:
а—работы [77]; б—работы [79]; в—из ана-
лиза автора
стание взлетного веса в процессе проектирования практически
неизбежно и при сохранении производительности, то возрастание
этих весовых данных при росте производительности даже
эффективно. Поскольку затраты массы самолета и топлив-
ной энергии на единицу производительности при этом резко
снижаются.
4.	Характер кривых изменения веса в процессе эксплуатации
(см. рис. 3.12) можно объяснить, во-первых, совершенствовани-
ем конструкции и оборудования и, во-вторых, более интенсивным
развитием самолета в первые годы. Последнее происходит за
счет резервов конструкции и появления новых модификаций.
В более поздний период интенсивность развития ослабевает по
мере исчерпывания резервов конструкции, а также появления
самолетов следующих поколений.
166
Результата обработки статистики позволяют определить ве-
V коэффициента возрастания веса снаряженного самолета в
"^оцессе его создания, которая лежит в пределах /Св= 1,06-4-1,08.
та опубликованных данных фирмы Локхид [79] следует, что зна-
чение = 1,06 справедливо и для ВТС. Эта величина, как пока-
за ти упомянутые выше анализы, является неизбежной и устой-
чивой.
5.	Необходимо особенно четко разделять две принципиально
различные причины изменения весовых характеристик самолета
в процессе проектирования. Первая из них связана только с рас-
смотренной выше спецификой весового проектирования. Вто-
рая— с увеличением взлетного веса ради увеличения пассажиро-
вместимости, или повышения первоначально заданных (или при-
нятых) -летных и взлетно-посадочных или эксплуатационных
характеристик, а также к оснащению самолета более
совершенным оборудованием. Мера роста веса снаряженного
самолета в каждом из этих случаев, естественно, различна.
12.3. О росте взлетного веса самолета. Выше речь шла об из-
менении веса снаряженного самолета, но происходит изменение
и взлетного веса по различным причинам. Если при проектиро-
вании, например, выясняется, что вес снаряженного самолета не
удастся удержать на том уровне, на котором был сверстан пер-
воначальный взлетный вес, то величину последнего целесообраз-
но повысить в такой степени, которая позволит не только вы-
держать принятую характеристику платной нагрузки по дально-
сти, но и сохранить запланированную себестоимость перевозок.
Увеличение взлетного веса не всегда связано с ростом веса сна-
ряженного самолета. Он возрастает и вследствие развития само-
лета в процессе его проектирования, что сопряжено с естествен-
ным стремлением конструкторов к повышению экономичности
будущего самолета путем увеличения грузоподъемности и даль-
ности полета. Уже отмечалось, что разработка и создание само-
лета занимает многие годы, и конъюнктура за это время меня-
ется. В соответствии с этим уточняются прогнозы необходимого
в дальнейшем размера самолета и его пассажировместимости.
Эти причины приводят к возрастанию взлетного веса и, как пра-
вило, веса снаряженного самолета. Последний увеличивается
незначительно в случаях, когда используются резервы прочности
и тяги или когда увеличивается только дальность полета, и зна-
чительно — при увеличении коммерческой нагрузки. Примером
последнего могут являться шесть из наиболее распространенных
зарубежных самолетов 2-го поколения, у которых среднее увели-
чение взлетного веса (от предварительного проекта до опытного
°б ща) достигло 16%. При этом, однако, была увеличена и
тяга двигателей. Аналогично коэффициенту возрастания веса
снаряженного самолета можно найти и значения коэффициента,
тывающего изменение взлетного веса при развитии самолета
в процессе проектирования. Знание этих коэффициентов, как и
167
выяснение закономерности роста, позволяет не только уточнять
данные проектов, но и прогнозировать окончательные весовые
характеристики и прочностные возможности самолетов.
В процессе эксплуатации происходит изменение не только
веса пустого самолета, что уже отмечалось, но и взлетного
Это объясняется следующим: а) развитием самолета с целью
повышения экономичности; б) различными изменениями, направ-
ленными на повышение безопасности полета, облегчение техни-
ческого обслуживания и ремонтов, улучшение комфорта для
пассажиров и т. п.
12.4. Формула весового проектирования. Определение исход-
ных данных для выбора размеров и тяговооруженности проекти-
руемого самолета и для различных расчетов имеет, понятно, ис-
ключительное значение. Первыми из этих данных являются
весовые, ибо самолет начинается с веса. Следовательно, точность
проектировочных весовых, как и аэродинамических расчетов, оп-
ределяющих основные параметры самолета, оказывает сущест-
венное влияние на его эффективность. На точность же весовых
расчетов влияет, как отмечалось не столько совершенство мето-
дики, сколько неполное знание проекта на стадии предэскиз-
ных изысканий. Ограниченность первоначальной проработки и
определяет степень незнания.
Исследователи, анализирующие вопрос целесообразности за-
вышения или занижения весовых характеристик при начальном
их определении, приходят к различным выводам. Понятно, что
завышение веса приводит в конечном счете к перетяжелению
конструкции, а чрезмерное занижение может лишить самолет
перспективы развития. Конструирование на заниженные нагруз-
ки как метод создания эффективной конструкции к данному во-
просу не относится — о нем пойдет речь ниже. Здесь имеются в
виду тенденции в расчетах веса, связанные с недостатком ин-
формации в начальной стадии проектирования.
Если площадь крыла (S) и тягу двигателей (/?) выбирать с
учетом теоретического веса снаряженного самолета (Сп.сн), то
вероятное значение его фактического веса (Gn.cn) будет Gj.CH==
= Кв GL.ch и произойдет упомянутое несовпадение технико-
экономических характеристик с проектными. Поэтому следует
считать целесообразным следующий подход к формированию ве-
совых характеристик самолета и исходных данных для проекти-
рования.
1.	При выборе S и R из условия заданных летных и взлетно-
посадочных характеристик за исходные следует принимать вес
снаряженного самолета с учетом принятого коэффициента воз-
растания. Тогда вероятное значение фактического веса снаря-
женного самолета (A’bG^.ch ) возрастает в сравнении с теорети-
ческим за счет увеличения S и R на величину g:
Grt.cH=^B-Gu.cH,	(3-9)
168
(3. 10)
~	_проектный вес пустого снаряженного самолета.
ГДе тный вес возрастает на величину меньшую, чем при
Р । (т е. когда S и R выбирают без учета Кв), и на величину
д ьШую, чем ЛЛп, когда S и R выбирают на основе
r личина возрастания взлетного веса (Лв0) в этом случае зави-
от относительных весов снаряженного самолета (бп.сн) и
топлива (GT) и определяется уравнением.
„	, , ё:н(^-1)
во- 1 Т ,
1 — GT
Проектный взлетный вес (Go) определится уравнением
п ___________________ ^в^п.сн + ^к.н
----------- ,
°	1 — GT
где Ок — вес коммерческой нагрузки.
Величина коэффициента £ лежит в небольших пределах и
зависит от значений относительных весов снаряженного самоле-
та (Оп.сн) и топлива (GT), а также от условий выбора площади
крыла (в одних случаях выбирается одновременно с выбором
тяги, в других при условии проектирования самолета под суще-
ствующие двигатели).
Полученные из уравнений (3.9) и (3.11) весовые характери-
стики следует, видимо, включать в эскизный проект, в техниче-
ские условия (или в контракт). Они могут быть гарантийными.
При определении размеров самолета и тяги двигателя и при
утверждении проектных значений весовых характеристик спор-
ным является вопрос об учете прогресса в разработке материа-
лов, в технологии, в оборудовании. Решение этого вопроса зави-
сит, конечно, от стадии проработки рассматриваемых новшеств.
Недостаточно освоенное к моменту разработки проекта может
быть использовано для развития самолета и учтено при планиро-
вании модификаций. Например, на самолете L-1011-8 предусмот-
рено постепенное внедрение на серийных самолетах композици-
онного материала «Хайфил» (по лицензии фирмы Роллс-Ройс).
При этом планируется получать ежегодное снижение веса на
1 %, что за период 1975—1980 гг. составит 4536 кг.
2.	При определении весовых лимитов (бл) за исходные це-
лесообразно принимать теоретические данные весового расчета
с учетом окончательно выбранных значений S и R. Тогда сум-
марный весовой лимит снаряженного самолета составит Ол=
^Gn.CII- В процессе разработки рабочих чертежей лимитный
вес периодически уточняется (рис. 3.14) по мере поступления
Уточненных расчетных данных или внесения частичных измене-
нии в проект самолета, связанных с его комплектацией. Однако
Целительно, чтобы окончательный лимит не превышал началь-
ЬШ на величину более чем 1,06.
169
3.	При составлении исходных данных для расчетов на проч-
ность за исходные весовые данные целесообразно, видимо, прц]
нимать те же, что и для лимитных весов или даже с некоторым
их занижением. Тогда расчетный вес будет не выше начального
теоретического, а несколько ниже и определяется как
Ор0асч
°.9W.CH
1 — С7Т
(3. 12)
Ь ^кн
Метод проектирования на заниженные нагрузки при условии
статических испытаний на полные нагрузки [62] не утратил свое-
го значения и в наше время, когда методы расчета на прочность
Рис. 3.14. Динамика изменения весовых характеристик в процес-
се создания самолета:
о—теоретический вес; б—вес для эскизного проекта. ТУ и контакта; в—вес
по чертежам (результаты выполнения весовой программы); г—уточняемые
весовые лимиты
достигли своего совершенства. Дело в том, что расчетные экс-
плуатационные нагрузки в действительности имеют меньшие зна-
чения благодаря деформации конструкции, а напряжения пере-
распределяются вследствие пластичности монолитных конструк-
ций и упругих деформаций. Известно, что за счет упругости
происходит смещение фокуса, что повышает статическую и уста-
лостную прочность конструкции. Кроме того, всегда существуют
естественные конструктивные резервы, которые при этом в опре-
деленной степени используются, а слабые места усиливаются.
В итоге создается конструкция, близкая к равнопрочной. Попят-
но, что не все элементы конструкции можно проектировать па
заниженные нагрузки. Наиболее напряженные части или наибо-
лее ответственные, такие, например, как агрегаты управления,
элементы центроплана пли сочленения частей самолета, рассчи-
тываются с определенными запасами. В соответствии с этим мо-
гут быть составлены исходные данные для расчета на прочность
на основе данных весового расчета. Выбор коэффициента занп-
170
нагрузок должен, понятно, согласоваться с тем, что вес
ЗКеИого построенного самолета превысит теоретический на вели-
ЧИНУ, примерно равную 1,06*.
gec снаряженного самолета в процессе проектирования и раз-
мотки рабочих чертежей непрерывно изменяется. Динамика
Ра 0 изменения фиксируется на графиках, подобных приведен-
эТму На рис. 3.14. Этот график отличается от рассмотренных вы-
тем, что кривые строятся по большому числу точек, соответ-
твуюших, например, еженедельным результатам весового кон-
тооля, тогда как рис. 3.12 и 3.13 построены по двум-трем край-
ним значениям этих величин. В процессе весового контроля ожи-
даемый вес снаряженного самолета уточняется по двум направ-
лениям.
1. Корректируется вес той части конструкции, чертежи кото-
рой закончены к данному этапу разработки (этапы определяют-
ся процентом готовности чертежей от общего их объема, см.
рис. 3.14).
2. Уточняется вес остальной части конструкции и систем обо-
рудования на основе периодически уточняемых исходных дан-
ных. Следовательно, на этапе 10- или 20-процентной готовности
чертежей вес снаряженного самолета фактически прогнозирует-
ся. Однако этот прогноз позволяет определить (уже на этой
начальной стадии) величину возможного перетяжеления.
Из рассмотренных кривых (см. рис. 3.14) следует: теоретиче-
ский вес, найденный на уровне эскизной разработки проекта (а),
и вес, включенный в эскизный проект (б), остаются постоянны-
ми. Последний может быть изменен, если заказчиком изменяют-
ся технические условия на проектирование. Вес по чертежам (в)
систематически изменяется. Для первого периода разработки
типично завышение веса (иногда даже превышающее 1,06), а
затем снижение вследствие принимаемых мер. Лимиты периоди-
чески уточняются (г) по мере появления уточненных нагрузок,
технологических требований и т. п. Результаты взвешивания
первого опытного самолета должны быть ниже границы 1,06, так
как в процессе его испытания и отработки серийных чертежей
неизбежно некоторое возрастание веса. Вес первого серийного
самолета должен составлять не более 1,06 от теоретического и
совпадать с записанным в технические условия и в эскизный
проект.
12	.5. Пример определения весовых характеристик с учетом
коэффициента возрастания. Допустим, что для гипотетического
самолета по заданным значениям грузоподъемности, _крейсер-
ских и взлетно-посадочных характеристик найдены: В. = 0,265,
Р=480 и GT = 0,35 и, соответственно, площадь крыла, тяга дви-
гателей и взлетный вес для двух условий проектирования. 1) при
В том случае, если этот коэффициент не был учтен при формировании
Усовых характеристик.
171
Лв=1 (столбец 2 в табл. 3.3) и 2) при g/CB= 1,085 (столбец 4)
В столбце 3 значение /Св= 1,06 не является условием проектир01
вания. Это — величина естественного возрастания веса или сте-
пень несовпадения фактического веса с проектным. Рассмотре-
ние примера приводит к следующим выводам.
1.	Вес снаряженного самолета во втором случае (61.000 кгс)
лишь немного больше того фактического (59.400 кгс), который
может быть получен при проектировании без учета коэффици-
ента 1,06.
2.	Ценой увеличения веса снаряженного самолета всего на
1600 кгс удается сохранить коммерческую нагрузку, которую в
противном случае пришлось бы уменьшить на 3400 кгс (на 11%).
3.	Значение весовой отдачи во втором случае оказалось вы-
ше, а себестоимость перевозок ниже, чем фактические значения
в случае проектирования без учета Кв=1,06 (2 столбец).
4.	Сравнивать данные первого и третьего столбцов не право-
мерно, так как первые являются чисто теоретическими и прак-
тически нереальными. Но если допустить возможность их реа-
лизации, то разница, например, в величине себестоимости срав-
нительно мала.
Таблица 3.3
Пример определения весовых характеристик с учетом
и без учета коэффициента возрастания
			С учетом коэффи-		
Условия проектирования	Без учета коэффи- циента возрастания		циента возрастания и соответ- ствующим выбором 5 и R	Завышение дальности полета (запаса топ- лива) против заданной	
Характер данных - и значение коэффициен- тов	проект- ные дан- ные при Кв-1	факти- ческие данные (ожидае- мые) при Кв-1,06	проект- ные и ожидае- мые фак- тические данные при ?КВ= =---1,085	проект- ные данные С = 1,03 GT~ =1.ю;	ожидае- мые фак- тические данные
Вес снаряженного самоле- та в кгс	56 000	59 400	61 000	57 600	61000
Коммерческая нагрузка в кгс	30 000	26 600	30 000	30 000	30 000
Вес топлива в кгс	48 000	48 000	49 000	52 400	49000
Взлетный вес в кгс	131000	134 000	140 000	140 000	140 000
Весовая отдача в %	58,2	55,5	56,5	59,0	56,5
Себестоимость в коп/тс-км	3,56	4,07	3,67	3,62	3,67
172
q пeдует заметить, что путь формирования весовых характе-
стик с учетом коэффициента 1,06 не является единственным
Рп выполнения проектных технико-экономических и взлетно-по-
садочных данных. Другой путь заключается в проектировании
самолета (т. е. выбора S и R) при условии завышенной против
заданной (и записанной в проекте) дальности полета. Тогда
Фактическое превышение проектного веса снаряженного самоле-
та можно компенсировать соответствующим снижением топлива
(за счет созданного для этого резерва). При этом будут выдер-
жаны принятые в проекте взлетный вес, взлетные и полетные
характеристики и грузоподъемность, по не будут выполняться:
следующие проектные данные: вес снаряженного самолета, мак-
симально посадочный вес, посадочные характеристики п себе-
стоимость перевозок. Значительно уменьшится весовая отдача
(см. табл. 3.3, столбцы 5 и 6). При проектировании с учетом
коэффициента 1,06 все эти, как и другие проектные данные, вы-
полняются. Фактические значения всех характеристик в двух по-
следних случаях быдут одинаковыми (см. столбцы 4 и 6). Кро-
ме того, метод, учитывающий коэффициент 1,06, является более
стройным и в отношении формирования исходных данных для
расчета на прочность.
12	.6. Общие выводы. 1. Совпадение фактического и проект-
ного веса снаряженного самолета возможно.
2.	Несовпадение не может служить достаточным основанием
для заключения о перетяжелении самолета, если проектирование
велось без учета коэффициента возрастания веса. Имеется мно-
го различных причин, объясняющих несовпадение, и некоторые
из них прогрессивны (например, связанные с ростом грузоподъ-
емности).
3.	Несовпадение может подтверждать выводы о перетяжеле-
нии в тех случаях, когда весовые характеристики формировались
приведенным выше путем (т. е. учитывался естественный рост),
когда грузоподъемность и дальность, а также объем оборудова-
ния и технические требования в процессе проектирования не
подвергались существенному изменению.
4.	Увеличение взлетного веса против проектного при одно-
временном увеличении удельной производительности и при усло-
вии сохранения заданного класса ВПП является прогрессивным,
если не приводит к экономически неоправданной переразмерен-
ности самолета.
Ввиду спорности данного вопроса уместно рассмотреть и не-
которые возражения.
1.	Является ли рост веса снаряженного самолета в процессе
проектирования «объективной закономерностью» или «система-
тической случайностью»? Качественно — это закономерность, ра-
зумеется, не без исключения. Количественное выражение являет-
ся вероятностной величиной. Чем выше степень новизны, тем
выше значение коэффициента возрастания.
173
2.	Является ли путь введения коэффициента 1,06 прогрессив-
ным? В отношении создания конструкции минимального веса,
разумеется, — нет. Он не имеет никакого отношения к задаче
создания легкой конструкции (к этой задаче относится, напри-
мер, упомянутый метод проектирования на занижение нагруз-
ки и др.)- В отношении общей проблемы проектирования, не-
сомненно,— да. Он позволяет обеспечить совпадение фактиче-
ских значений всех летных характеристик с проектными и тем
повысить эффективность создаваемого самолета.
3.	Возможно ли ухудшение весовой эффективности при уче-
те коэффициента 1,06. Практически — нет. Возрастание веса
крыла и силовой установки при выборе площади и энерговоору-
женности с учетом этого коэффициента составляет не более
2,5—3%. Это увеличение веса не бесполезно и в тех исключи-
тельных случаях, когда возрастание веса снаряженного самоле-
та по рассмотренным причинам не произойдет. Тогда учет коэф-
фициента приводит к улучшению (против заданных) летных
характеристик и созданию потенциала развития самолета по ли-
нии модификаций.
4.	Возможно ли прогрессивное возрастание величины
1,06бп.сн еще на 1,06? Из характера причин этого роста совер-
шенно очевидна невозможность подобного предположения (осо-
бенно если проектирование вести на заниженные нагрузки).
5.	Является ли коэффициент 1,06 показателем низкой точно-
сти весовых расчетов? Точность расчетов зависит, прежде всего,
от исходных данных. Этот коэффициент относится не к совер-
шенству методики, а к уточнению исходных данных, к динамике
развития проекта; он, по существу, является «коэффициентом
незнания» и «коэффициентом неизбежности».
Глава 13. О РАЗМЕРЕ ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА
13.1.	Значение проблемы. Известно, что современный самолет
является весьма сложной машиной, характеризующейся значи-
тельным числом разнообразных параметров и оснащенной боль-
шим количеством различных систем оборудования. Естественно,
поэтому, что высокая его эффективность создается решением
многих научно-технических проблем. Одной из них, и часто опре-
деляющей, является проблема общего размера самолета. Пля
достижения высокой производительности и снижения себестои-
мости необходимо создавать самолеты максимально больших
размеров, разумеется, в пределах технической возможности на
каждом этапе развития и практической необходимости для воз-
душного транспорта, а при заданной производительности — ми-
нимальных размеров. Таково одно из основных правил проекти-
рования гражданских самолетов. Однако каждому уровню
174
тия соответствует определенный размер, связанный с до-
Ра3^ением наибольшей эффективности. Самолеты с размерами,
С ime предельного, создавать или не удавалось, или было неце-
лесообразно. Правда, появлялись «преждевременные» самолеты
л размерами, превосходящими «самые большие» из эксплуати-
Суемых. Но они, как правило, были «самолетами одного пара-
метра», поскольку в жертву размеру приносились другие
О 1000 2000' 3000 0000 5000 6000 7000 6000 9000 10000 11000
Дальность техническая 6 км
Рис. 3.15. Рост размера (тоннажа) пассажирских самолетов в про-
цессе их развития
достоинства. Такие самолеты отличались малой нагрузкой на
крыло, большой нагрузкой на единицу мощности, недостаточ-
ной величиной полезной нагрузки или малой скоростью.
Основной проблемой проектирования всегда являлась проб-
лема размера и веса самолета, но в период разработки широко-
фюзеляжных самолетов она приобрела особую остроту. Следует
заметить, что понятие «размер» самолета включает не только
линейную протяженность отдельных элементов и зависящие от
нее площадь и объем, но в равной степени такую характеристи-
ку, как масса самолета, которая в наибольшей степени опреде-
ляет размер самолета и его эволюционные и революционные
(скачкообразные) изменения.
В процессе развития самолетов их тоннаж непрерывно увели-
чивался. При одном и том же типе двигателей рост шел плавно
(рис. 3.15), он был связан с совершенствованием двигателей и
аэродинамики самолета. Следствием этого был рост весовой от-
дачи, дальности полета и производительности. Развитие приоб-
ретало скачкообразный характер при появлении новых типов
Двигателей. Наибольший скачок в размере самолетов наблюда-
ется при создании аэробусов. Тоннаж этих самолетов при корот-
175
ких и средних рейсах превзошел даже тоннаж самых дальних
самолетов второго поколения (см. рис. 3.15). Аналогичные вы-
воды о характере изменения размера (тоннажа) самолета были
получены при рассмотрении этого вопроса для самолетов отдель-
ных классов — короткорейсовых [63] и межконтинентальных [91].
Количественный скачок в различных классах различен, но любо-
пытным является то, что верхний предельный тоннаж самолетов
в каждом из поколений увеличивается примерно в два раза. Так,
реактивные самолеты Ту-104 и «Комета» имели вес 70—74 тс,
самолеты второго поколения (и модификации самолетов первого
поколения) — Ил-62, Супер VC—10, Боинг 707-320 и ДС-8-60
Рис. 3.16. Изменение относительного веса силовой установ-
ки в зависимости от энерговооруженности самолетов в про-
цессе их развития
имеют 148—160 тс; самолеты третьего поколения — Боинг 747
весят 360 тс. Следовательно, для развития пассажирских само-
летов является типичным рост тоннажа как с увеличением даль-
ности, так и от поколения к поколению. Последнее связано с воз-
растанием пассажировместимости и скорости полета, которая
влияет на вес самолета главным образом через рост потребной
топливной энергии. Отсюда следует и другой вывод, имеющий
непосредственное практическое значение: каждый последующий
самолет, проектируемый па замену эксплуатируемого на тех же
трассах, должен по размерам (тоннажу) превосходить его и
обычно значительно.
В период поршневой авиации росту размера препятствовали
возможности силовой установки. С развитием двигателей и со-
вершенствованием аэродинамики предел общего размера само-
лета смещался в сторону большего тоннажа, а появление турбо-
вентиляторных двигателей с высокой степенью двухконтурности
окончательно сняло эти ограничения, чем и объясняется резкое
изменение наклона прямых, соответствующих широкофюзеляж-
ным самолетам (см. рис. 3.15). Одним из показателей развития
двигателей, приводящего к повышению эффективности самоле-
тов с увеличением их размера, является систематическое умень-
шение относительного веса силовых установок (рис. 3.16).
176
П решении проблемы роста тяги в одном двигателе проб-
1 размера стала решаться на основе прогнозов роста пере-
лемаг Р0СНОВНОй проблемой стало сохранение и дальнейшее сни-
В°3°ие относительного веса конструкции при увеличении тонна-
жеН самолета, т. е. преодоление «весового барьера». Таким
аз0М> последовательное увеличение размера самолета, необ-
О°тимое,для развития пассажирской авиации, связано с весовой
х об темой, и чем меньше расчетная дальность полета, тем слож-
нее ее решение. Именно поэтому она приобрела особое значение
лтя аэробусов — самолетов с большой грузоподъемностью при
относительно малой дальности полета.
Увеличение геометрических размеров и тоннажа самолетов
приводит, как отмечалось, к изменению весовых соотношений в
общем весовом балансе самолета. Что касается летных и взлет-
но-посадочных характеристик, то их можно изменять (особенно
при изменении длины рейса) или сохранять неизменными. Все
зависит от постановки задачи и результатов технико-экономиче-
ских исследований. Понятно, что выбор размера самолета связан
с характером воздушных линий и ростом спроса, но он оказыва-
ет существенное влияние и на развитие воздушного транспорта.
Так, например, в свое время в Европе был принят размер, за-
мечательного во всех отношениях, самолета Дуглас DC-3, но соз-
данного для американских линий и это не могло не отразиться
на дальнейшем развитии гражданской авиации. Всесторонние
исследования подтвердили теперь, что для европейских линий
действительно требуется самолет меньших размеров, чем для
американских.
13.2.	Параметры общего размера пассажирского самолета.
Для оценки влияния размера самолета на его транспортную и
экономическую эффективность необходимо установить — какие
из параметров самолета в наибольшей степени характеризуют
его общий размер. Уже отмечалось, что вес самолета является
наиболее объективным его критерием, в частности, потому, что
в процессе развития он рос быстрее, чем геометрические разме-
ры самолета. Так, за период с 1900 по 1970 гг. (т. е. начиная
от «Флаера») размах крыла увеличился в 6 раз, его площадь—
в 12, а взлетный вес — в 1000 раз, поскольку удельная нагрузка
на крыло возросла почти в 100 раз. Следовательно, весовая ха-
рактеристика — взлетный вес и вес пустого снаряженного само-
лета — является величиной, наиболее чувствительной ко всем
изменениям, происходящим на самолете, и в наибольшей степе-
и влияющей на все летные и взлетно-посадочные характери-
£тики самолета.
м ^азмах крыла, который тоже принимают за параметр раз-
длРа Самолета> является более стабильной величиной. В течение
МегТеЛЬН0Г° вРеменп он практически не изменялся, и поэтому
Чес1ее„пРиг°Ден Для данной цели, хотя зависимости типа графи-
кой, приведенной на фиг. 3.17, представляют известный инте-
pec. Они используются для иллюстрации роста эффектив]
кости.
Взлетный вес самолета в совокупности с основными пара-
метрами (р, В) позволяет исследовать тенденции изменения
размера самолета и многих его характеристик, а также различ-
ные виды его эффективности.
Другая характеристика — вес снаряженного самолета — ис-
пользуется во многих случаях. Например, совместно с теми же
параметрами она позволяет исследовать уровень весового совер-
Рис. 3.17. Рост эффективности размера:
1—модификации с измененными фюзеляжами и аэробусы;
2 — исходные варианты и модификации с умеренным увеличе-
нием числа пассажиров.
О—исходный вариант и модификации; X—аэробусы
шенства конструкции. В экономических анализах стоимость са-
молета, с достаточным приближением, принимается пропорцио-
нальной весу снаряженного самолета. Как параметр размера
вес пустого самолета используется при определении трудоемко-
сти и потребных производственных мощностей и площадей и в
других случаях.
13.3.	Влияние размера самолета на его транспортную эффек-
тивность. Вопросы транспортной эффективности пассажирских
самолетов с газотурбинными двигателями первых двух поколе-
ний и проектируемых крупноразмерных самолетов анализирова-
лись в работах [40, 62 и 91]. При этом в качестве основных кри-
териев транспортной эффективности принимались производи-
тельность самолета и, в частности, его производительная отдача.
Чем больше размеры самолета, тем, естественно, и больше его
производительность. Однако при решении вопроса о размере са-
молета существенную роль в достижении максимальной эффек-
тивности играет удельная нагрузка на крыло. Дело в том, что
при увеличении размеров конструкции ее вес возрастает быст-
рее, чем прочность. В самолетостроении эта закономерность не
178
яяется так, как в других областях техники, благодаря од-
проЯ® енному росту удельной нагрузки. Последнее способствует
н°ВРр полному использованию механических свойств материалов
б°ле ению'уровня напряжений в конструкции самолетов боль-
11 . размеров. Прогресс в металлургии и технологии также спо-
^бствтет этому. В результате увеличения размера самолета от-
с0.„тельный вес конструкции снижается. Рост удельных нагру-
Hqk на крыло (рис. 3.18) был связан с тем, что до последнего
|ремени с ростом размера самолета закономерно возрастала и
Рис. З.Г8. Удельная нагрузка на крыло:
1—самолетов первого поколения (•) , 2—самолетов второго поко-
ления и их модификаций (о) и аэробусов (X)
дальность полета. А это в свою очередь исключало или смягчало
жесткие требования к взлетно-посадочным характеристикам.
Затруднения с достижением относительно низкого веса снаря-
женного самолета для короткорейсового аэробуса А-300 отчасти
и связано с низкой удельной нагрузкой па крыло, ограниченной
относительно короткой длиной ВПП.
Таким образом, высокая транспортная эффективность, опре-
деляемая производительностью и весовым совершенством, дости-
гается высоким значением взлетного веса при малом относитель-
ном весе пустого самолета. Связь этих величин можно выразить
через зависимость удельной нагрузки от веса снаряженного са-
молета	и взлетной удельной нагрузки = на
крыло. Самолеты в этом случае группируются по зонам в соот-
ветствии с их энерговооруженностью (рис. 3.19), также оказы-
вающей значительное влияние на вес снаряженного самолета,
ыделяются в самостоятельную группу модификации, обладаю-
щие высокой весовой эффективностью. Аэробусы в соответствии
ч Зак°номерностями (см. рис. 3.2 и 3.3) образуют группу, отли-
аюЩУЮСЯ высокими значениями рп.сн-
с 1еРа роста рейсовой производительности с ростом размера
полета в ее абсолютном значении иллюстрируется графиком
] и взлетной удельной нагрузки ( pQ = — на
179
на рис. 3.20. Из рассмотрения его видно, что производительност]
крупноразмерных самолетов (аэробусов) становится соизмерь
мои с производительностью самолетов значительно большей
Рис. 3.19. Изменение удельной нагрузки на крыло от
веса снаряженного самолета в зависимости от взлетной
удельной нагрузки и энерговооруженности:
1—R=0,24—0,3; 2—R=0,2—0.2ЕЦмодификации); 3—R—0,2o—0,3 (аэро-
бусы); /2де=3 и 4; 4-—R=0,32—0,37 (аэробусы), идв=2
дальности. При этом производительность самолетов растет бьь
стрее, чем взлетный вес. Эти выводы подтверждаются с большей
очевидностью кривыми зависимости параметра транспортной
эффективности пассажирских самолетов от взлетного веса, ко-
Рис. 3.20. Изменение производительности пассажирских само-
летов по дальности полета:
/—аэробусы (X); 2—самолеты О) и их модификации (О ) 1-го и 2 го
покопений; 3—модификации на 250 мест
торый представляет собой производительную отдачу и выража-
ется отношением GKHL/G0. При его вычислении за исходные дан-
ные принимаются: максимальный вес коммерческой нагрузки
180
не белее 120—125 ппас) и предельная дальность (практиче-
(н0 пл11 техническая), допустимая в полетах с этой нагрузкой
сКа\ аксимальном взлетном весе. Следует заметить, что приме-
нен ie параметра производительной отдачи не рейсовой, а часо-
вой может, как показано в работе [62], привести к ошибочным
заключениям.
Рост производительной отдачи крупноразмерных самолетов
происходит, главным образом, благодаря резкому увеличению
коммерческой нагрузки и значительному уменьшению потребного
запаса топлива и высокой экономичности новых двигателей (в
^технЛ^
Рис. 3.21. Расход топлива на единицу производительности са-
молетов (*) первого (1) и второго (2) поколений, их модифи-
каций (о) и аэробусов (3)
результате первого возрастает числитель, а второе уменьшает
знаменатель). Степень снижения расхода топлива на единицу
производительности G^/G^L иллюстрируется рис. 3.21, где учи-
тывается не только удельный расход топлива, но полный кило-
метровый расход, зависящий также от аэродинамического каче-
ства и веса снаряженного самолета. Вследствие этого данный
параметр является достаточно объективным.
Параметрами транспортной эффективности, помимо произво-
дительной отдачи, могут служить и рассмотренные выше такие
параметры весовой эффективности, как отношение веса снаря-
женного самолета к его производительности (см. рис. 3.6) и к
максимальному числу пассажиров (см. рис. 3.7). Если принять
стоимость пропорциональной весу снаряженного самолета, то их
отношение может служить параметром экономической эффек-
тивности. Рассмотрение упомянутых графиков подтверждает
сделанные выше выводы: крупноразмерные самолеты, не отли-
чающиеся высоким весовым совершенством (при таком росте
Размера ожидалось большее), обладают высокой транспортной
эффективностью. Вес снаряженного самолета, отнесенный
к одному пассажиру и к единице производительности у крупно-
размерных самолетов, меньше, чем у предшествующих самоле-
тов того же класса, что и способствует повышению этой эффек-
тивности.
13-4, Геометрические соотношения. Размер самолета, помимо
Удельной нагрузки на крыло (увеличение которой приводит к
181
уменьшению площадей крыла и оперения), зависит от степени
использования объемов фюзеляжа или плотности компоновки
С увеличением последних, естественно, уменьшаются размеры
фюзеляжа и относительный вес пустого самолета, а его транс-
портная эффективность возрастает. Существуют достаточно
строгие зависимости веса снаряженного самолета от площади
омываемой поверхности самолета (см. рис. 3.8) и его объема.
Так, если рассматривать вес снаряженного самолета, отнесенный
к объему крыла (Укр) и фюзеляжа (Уф), то можно найти, что с
увеличением размера самолета эта величина возрастает незна-
Ъф
Рис. 3.22. Изменение относительной длины фюзеляжа по
мере роста пассажировместимости самолетов:
0—исходный вариант; Q—модификации; X—аэробусы
чительно, а вес самолета, отнесенный к его поверхности (см. рис.
3.8), возрастает в большей степени. Для определения объема
самолета можно воспользоваться приближенной формулой
/ У Sqm \3'2
где — коэффициент формы [62].
Геометрические соотношения крупнотоннажных самолетов,
несмотря на значительное увеличение диаметра фюзеляжа, почти
не изменились. Это можно объяснить двумя причинами. Во-пер-
вых, между диаметром и длиной фюзеляжа сохранилось опреде-
ленное соответствие. А во-вторых, почти не изменились значения
удельных нагрузок на крыло. В прошлом эти зависимости тоже
были весьма устойчивыми, за исключением модификаций с удли-
ненными фюзеляжами, у которых достигала 15. На рис. 3.22
приведена зависимость между размерами крыла, фюзеляжа
и пассажировместимостью самолета. Легко заметить стабиль-
ность геометрических соотношений самолетов и при наращива-
нии пассажировместимости. Следует при этом иметь в виду, что
диапазон удельных нагрузок на крыло у данных самолетов ле-
жит в узком диапазоне (450—520 кгс/м2), за исключением само-
лета Боинг 747.
182
Параметр zinac/S не имеет строгой зависимости от удельной
узки на крыло. При одном и том же значении он может и
н настать и убывать. Но с ростом его, т. е. с увеличением пас-
вОЗ;цровместимости, непременно возрастает относительная дли-
са озеляжа, и с достаточно строгой закономерностью. Это по-
чоже I е необходимо учитывать в весовом и экономическом ана-
лизе крупноразмерных самолетов, особенно в тех случаях, когда
проводится их сравнение с самолетами, типичными для двух пер-
вых поколений. Другие зависимости, более непосредственно вы-
ражающие геометрические соотношения, приводят к аналогич-
ным выводам. Что касается объемных соотношений между
отдельными помещениями, то они рассмотрены в гл. 7, посвящен-
ной размерам и конфигурации фюзеляжа современных пасса-
жирских самолетов, а также плотности компоновки пассажир-
ских кабин.
Соотношения между геометрическими параметрами крыла
и оперения продолжают изменяться с устойчивой тенденцией
роста относительной площади оперения (подробнее см. 15.4).
Часть четвертая
ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЕТОВ
С КОРМОВОЙ КОМПОНОВКОЙ ДВИГАТЕЛЕЙ
Глава 14. ДОСТОИНСТВА И НЕДОСТАТКИ
14.1. Проблема компоновки двигателей на самолетах. Компо-
новка силовых установок с поршневыми и турбовинтовыми дви-
гателями была довольно однотипна. На самолетах с одним
поршневым двигателем его устанавливали в носовой части фю-
зеляжа, при числе двигателей два и более — перед крылом. Ус-
тановка за крылом (с толкающим винтом) на пассажирских са-
молетах не встречалась. Турбовинтовые двигатели устанавлива-
ли только перед крылом. Проблема компоновки двигателей на
самолете появилась после создания турбореактивных и обост-
рилась при появлении турбовентиляторных с высокой степенью
двухконтурности.
Силовые установки первого поколения самолетов с газотур-
бинными двигателями отличались многообразием как типов дви-
гателей (ТВД, ТРД, ДТРД), так и видов их размещения (впи-
санные в крыло, на пилонах под крылом, на корме фюзеляжа).
Для второго поколения пассажирских самолетов характерна од-
нотипность и того и другого — преобладали ДТРД и последняя
из перечисленных компоновок. В третьем поколении появился
новый тип двигателей, вернулись к размещению их под крылом
(ДпК). Дело в том, что многие известные достоинства компо-
новки двигателей на фюзеляже (ДнФ) на самолетах нового типа
оказались утраченными, а недостатки, хотя и в меньшей мере,
но сохранились. Появился и новый (компромиссный) вид компо-
новки — два двигателя под крылом, один — на корме.
Сомнения в достоинствах ДнФ впервые высказала фирма Бо-
инг. Создав самолет 727 по этой схеме, она отказалась от нее
при разработке Боинг 737. Влияние на подобное решение ока-
зали, видимо, многие причины, в том числе и неудачи на первом
этапе самолета VC-10, которые привели вначале к беспрецедент-
ной ситуации, связанной с намерением компаний ликвидировать
заказы на самолеты, когда часть из них уже была готова. Поло-
жение усугублялось тем, что вовремя не были приняты меры
для увеличения коммерческой нагрузки, компенсирующей пере-
184
чение конструкции. При создании четырехдвигательного са-
тЯ рта с ДнФ действительно возникает целый ряд весьма слож-
м°л проблем и не удивительно, что фирме Виккерс не удалось
нЫ? оптимальных решений и избежать некоторых просчетов.
гу11 и Боинг 727 в своем исходном варианте не получился столь
ве шенным, как его предшественник Боинг 707. Последняя
модификация Боинг 727-200 оказалась очень перспективной и
обнаружила большие резервы, заложенные при создании этого
типа самолета. В конечном счете, оба самолета (VC-10 и Бо-
инг 727), как будет показано ниже, вполне реабилитировали
новую тогда схему. В дальнейшем Боинг 747 и аэробусы поста-
вили под сомнение достоинства схемы с ДнФ применительно к
тяжелым самолетам, однако Як-40, Фоккер F-28, Локхид «Джет-
Стар» и большое число маломестных самолетов убедительно
подтверждают преимущества такой компоновки для них. Отказ
от компоновки ДнФ в проекте аэробуса А-300 мотивировался
более сложным доступом к двигателям, необходимостью боль-
шого диапазона центровки, представляющего свободу при за-
грузке, учетом проблемы суперсрыва и, наконец, перспективой
удлинения фюзеляжа, что проще осуществляется при располо-
жении ДпК- Однако в проекте другого европейского аэробуса
(ВАС 3.11) была принята схема с ДнФ, и тот факт, что в проек-
те самолета Боинг 767 вновь рассматривался вариант с ДнФ,
лишний раз говорит о спорном характере этой схемы.
Сам факт столь затянувшейся дискуссии можно объяснить,
в частности, тем, что одни достоинства компоновки с ДнФ до-
пускают только качественную оценку, другие, хотя и допускают
количественную, но трудно определяемую. В то время как при-
сущим ей недостаткам можно дать количественную оценку.
Интересно то, что и дискуссия, и исследования продолжают-
ся, а число построенных самолетов с ДнФ за 6 лет (1965—
1970 гг.) почти равно числу самолетов с ДпК, построенных за
13 лет (1958—1970 гг.).
При проектировании самолетов с ДпК ведутся поиски таких
решений, которые объединили бы все достоинства двух схем.
Остается пока не ясным, возродится ли схема с ДнФ в дальней-
шем или вообще отойдет в историю. Не ясно еще и потому, что,
с одной стороны, установка четырех двигателей с высокой сте-
пенью двухконтурности на корме фюзеляжа практически кажет-
ся невозможной. С другой — увеличение степени двухконтурно-
сти до Ю и более позволит создать двигатели с неограниченно
большой тягой и утвердить тенденцию к уменьшению числа дви-
гателей до трех и двух. А это, в свою очередь, так же как и очень
большой диаметр подобных двигателей, будет содействовать раз-
витию кормовой установки. Возможно, правда, и другое реше-
ние. Схема высокоплана, во многом интересная, но в прошлом
Редко применявшаяся для пассажирских самолетов, допускает
крепление двигателей большого диаметра под крылом без весо-
185
вых издержек. Правда, вопросы безопасности при этой схеме
решаются сложнее.
Компоновка двигателей на самолете оказывает влияние на
его аэродинамику, устойчивость и управляемость, на безопас-
ность и комфорт, эксплуатацион-
ные свойства и экономику, на проч-
ность и вес, на общую компоновкх,
центровку и геометрические пара-
метры. Ниже анализируется это
влияние на самолеты второго поко-
ления. Особенности кормовой ком-
поновки двигателей на широко-
фюзеляжных самолетах (аэробу-
сах) рассматриваются отдельно
в гл. 16.
14.2. Вопросы аэродинамики.
Расположение ДнФ приводит
Рис. 4.1. Прирост сопротивле-
ния гондол (I) и самолета (II)
при компоновках:
с-ДпК; б—ДнФ; в—вписаны в кры-
ло. По материалам «The Aeropla-
ne», № 2509, 20.XI—1959, р. 507
к аэродинамически «чистому» крылу
с большим критическим числом М;
уменьшает сопротивление гондол и
самолета в целом (рис. 4.1) и со-
здает возможность механизации
крыла по всему размаху с лучшими
условиями обдува и, следовательно,
повышает коэффициент подъемной силы на взлете и посадке.
В результате самолеты с ДнФ при равном посадочном весе
с эквивалентными самолетами (ДпК) могут иметь меньшую
скорость захода на посадку (Кэ.п), а при заданной У3.п допусти-
мый посадочный вес (6ПОс) может быть заметно выше
(рис. 4.2*). Это улучшает экономику, так как исключает необ-
ходимость заправки в промежуточных аэропортах, что сокра-
щает время стоянки и увеличивает оборачиваемость.
К аэродинамике самолета, связанной с компоновкой двига-
телей, относятся: вопросы интерференции мотогондол и фюзеля-
жа, работа воздухозаборников на больших углах атаки, причины
образования возмущений, вызывающих потерю тяги и др. Реше-
ние их, как вообще вопросов местной аэродинамики, зависит от
многих условий, а оценка этих двух схем носит конкретный ха-
рактер. Например, взаимное влияние гондол и крыла (при ДпК)
связано с величиной их выноса перед крылом, а гондол и фю-
зеляжа (при ДнФ) — зависит от угла установки гондол и формы
зализа и т. п. Наиболее сложны вопросы, связанные с потерей
= V
3.nt з.п2
L/MOC 1
^пос 2
* Необычную линейность этой зависимости можно объяснить малым
приращением, в пределах которого справедливо уравнение:
186
тивности Т-образного оперения при суперсрыве на закри-
Э ческих углах атаки. Затенение оперения в этом случае увели-
Т ется гондолами двигателей (при ДнФ). Вопросы устойчиво-
4 и решаются или аэродинамической компоновкой крыла (как
Ся И п-62), или значительным увеличением площади и X оперения
^как на ВАС 1.Н).
14.3. Безопасность, компоновка кабин и комфорт, эксплуата-
ция и экономика. Удаление двигателей от топлива уменьшает
возможность его воспламенения при возникновении пожара, осо-
Рис. 4.2. .Приращение посадочного веса при постоян-
ной скорости захода на посадку (а). Самолеты с
ДнФ (б) и с ДнК (в). При условии S=const для
каждого из самолетов.
По материалам «The Aeroplane», № 2549, 26.VIII—
1960, р. 242
бенно при посадке с убранным шасси. Исключается повреждение
двигателей в этой ситуации и повреждение гермокабины при
разрушении компрессора двигателей в полете. Затем повышают-
ся характеристики плавучести в случае вынужденной посадки на
воду. Устраняется опасность удара гондол о землю при крене
во время взлета или посадки с боковым ветром, а также при ру-
лежке по неровному грунту. Не менее существенно то, что возду-
хозаборники удаляются от земли, что уменьшает возможность
попадания в них грязи и других предметов. Уменьшается и опас-
ность возникновения усталостных повреждений от акустических
нагрузок, поскольку в этом случае подвергается их воздействию
лишь хвостовая часть фюзеляжа и часть оперения.
Компоновка кабин тоже зависит от расположения двигате-
лем, которое оказывает определенное влияние на расположение
входных дверей и связанное с этим расположение кресел и вспо-
мог а ельных помещений. Для фюзеляжей с относительно неболь-
шим числом мест (самолеты типа Ту-134, ВАС 1.11, DC-9, Бо-
инг 737 и «Меркюр») установка ДпФ приводит к менее выгодной
омпоновке кабин из-за очень заднего расположения крыла.
v Деленные требования к размещению дверей могут даже
репятствовать компоновке ДнФ). При большой длине фюзеля-
а (более 50 м) кормовая компоновка наоборот содействует бо-
187
лее равномерному размещению трех дверей и созданию трех рав-
новеликих салонов оптимальных размеров.
Комфорт в значительной степени определяется уровнем шума
в кабине, который утомляет и раздражает пассажира. Когда
источники шума находятся на корме, уровень шума настолько
понижается, что в передней кабине его почти не слышно. Одним
из серьезных требований эксплуатации является снижение уров-
ня шума в районе аэродромов. При расположении ДпК увели-
чивается длительность воздействия шума, так как крыло явля-
ется своеобразным отражателем и усилителем шума. Располо-
Рис. 4.3. Типичное соотношение коэффициентов пассажироза-
грузки самолетов с ДпК (а) и с ДнФ (б)
жение ДнФ уменьшает продолжительность шума. При
компоновке ДпК приходится создавать шумопонижающие гон-
долы.
Эксплуатация самолетов и, в частности, обслуживание дви-
гателей на аэродроме упрощается при компоновке ДнФ, а уда-
ление их от земли уменьшает опасность для обслуживающего
персонала (правда, несколько ухудшается доступ). Эксплуата-
ционным достоинством является и расположение входных две-
рей ближе к земле, чем на самолетах с ДпК.
Экономика самолета при размещении ДнФ несколько сни-
жается, что связано с весовыми издержками (за достижение
перечисленных достоинств) и увеличением, как следствие этого,
начальной стоимости самолета. Однако это возмещается при-
влечением благодаря повышенным комфорт} и безопасности
большего числа пассажиров, т. е. увеличением коэффициента
пассажирозагрузки (рис. 4.3). Многочисленная информация по-
казывает, что на линиях, где одновременно эксплуатируются са-
молеты двух типов, например, Супер VC-10 (с ДнФ) и Боинг 707
(с ДпК), коэффициент пассажирозагрузки первого неизменно
выше на 12—20% *. На североатлантических (наиболее загру-
* Flight, 15.9.1966.
188
- линиях) средний коэффициент загрузки самолетного
л<ен ых * течение 1965—1969 гг. составлял 0,59, а авиаком-
БОАС (на самолете Супер VC-10) достигал 0,65*. Это
паНИ1енсирует большие, чем у Боинг 707 прямые эксплуатацион-
К°МПоасходы. Стоимость самолето-часа у первого 111/2 1 ттлтт
НЬЮ	j н 1 Л /1   хг гтлплгл тттл
дара,	тТттт1\,Т ПРГЛМ ГГХ/ГТПГП РЯМП.ПРТЯ
К° расходы. Стоимость самолето-часа у первого—1116,4 дол-
нЫа против 1010,4 — у второго, что объясняется, главным
Лбоазом, большим весом пустого самолета.
° 14 4. Вопросы веса. Основным недостатком схемы в ДнФ яв-
яется неизбежное утяжеление конструкции, которое, однако,
можно свести к величине, в определенной степени компенсируе-
мой уменьшением сопротивления на крейсерском режиме и улуч-
шением посадочных характеристик. Как велики эти схемные ве-
совые издержки, одинакова ли их относительная величина для
самолетов различного тоннажа и какая часть из них компенси-
руется приобретаемыми преимуществами — все эти вопросы яв-
ляются предметом достаточно сложного анализа.
Увеличение веса конструкции (в сравнении с эквивалентным
самолетОхМ с ДпК) происходит не только вследствие возрастания
веса неразгруженного двигателями крыла и обремененного дви-
гателями фюзеляжа, но и вследствие менее эффективного ис-
пользования объема хвостовой части фюзеляжа, а также в силу
компоновочных особенностей самолета. Фюзеляж в зоне двига-
телей не используется для размещения пассажирских кресел и
при заданнОхМ числе мест во многих случаях имеет большую
длину. Необходимость дополнительной вставки в зоне двигате-
лей и ее размер зависит от общей длины фюзеляжа. Дело в том,
что его поперечные размеры у больших (160 т) передних (60 т)
самолетов почти не отличаются. Поэтому длина хвостовой части,
определяемая аэродинамически выгодными обводами, у фюзе-
ляжей малой длины относительно больше, а потребность ее уве-
личения (в случае ДнФ) — меньше. Общее увеличение изгибаю-
щих моментов в сечениях по хвостовой части возрастает на 15—
30%, несмотря на то, что длина ее (до крыла) уменьшается
вследствие смещения крыла из условия центровки. При этом до-
ля нагрузки от силовой установки (с учетом воздушных нагру-
зок на гондолы) в суммарном изгибающем моменте достигает
^5 30%. Правда, от возрастания момента увеличивается лишь
вве продольного набора хвостовой части, который составляет
менее 20% веса фюзеляжа. Нагрузки на носовую часть также
растут вследствие значительного смещения крыла назад из ус-
ловия центровки.
Вес фюзеляжа возрастает и вследствие утяжеления элемен-
тов его сочленений с килем (воспринимающим большие нагруз-
н при Т-образном оперении) и с неразгруженным крылом (вос-
Р нимающим в этом случае больший изгибающий момент). Вес
Рыла возрастает также вследствие нескольких причин. Второй
* Hight, 26.2.1970.
189
является увеличение площади закрылка в тех случаях, когда этЛ
возможно (см. 14.2). И если закрылок выполняется по трех
щелевой схеме, то увеличение веса значительно, но эффективно
Утяжеляется несколько и оперение (причины см. в 15.4), а
гондолы при четырех двигателях — значительно, на 35—40% [621
При двух двигателях они практически равноценны. Следует за-
метить, что силовые установки при трех двигателях, расположен
Рис. 4.4. Параметры шасси самолетов с различной компоновкой
двигателей и схема действующих сил в момент отрыва носового ко-
леса (а) относительная (б) и абсолютная (в) величина стойки
шасси
(два на крыле.
ных на корме, и при смешанной их компоновке

а третий на корме) в весовом отношении также равноценны.
Некоторые особенности схемы с ДнФ приводят к компенса-
ции весовых издержек. Известно, например, что высота шасси
определяется посадочным углом (аПос), длиной хвостовой части
(/хв.ч) фюзеляжа (рис. 4.4) и потребным зазором между двигате-
лем и землей (рис. 4. 5). При равных аПос вес стойки должен быть
меньше при компоновке ДнФ. В действительности на самолетах
второго поколения так не оказалось. Вследствие большего Су
более механизированных крыльев аПос У самолетов с ДнФ уве-
личен, а высота и вес стойки шасси не уменьшен. Но в этом
случае получено новое свойство, которое не исключено и для са-
молета с ДпК. Тем не менее, при равной механизации крыла у
190
рентных самолетов стойка все же легче (в анализе, ре-
пьтаты которого приводятся ниже, согласно этому принято ус-
П с " а пос '
При определении схемных весовых потерь следует рассматри-
_	—. ж ж w* Ж Ж Х-Х ТУ АХ Ж ТГТЛ V Т Y Y АХ »—* АХ АГЛ Ж Т АХ ▼ ▼ Y АХ Y Т Ж Ж Ж Ж Ж~> ГХ *Ж АХ ГТ, Ж Ж АХ Ж-r АХ АХ АХ ЖЖ АХ жж Ж Ж Y Ж X Г
фактеристик (см. рис. 4.2), т. е. повышение степени механиза-
зу-
довие а
1 .
л крылья, эквивалентные в отношении взлетно-посадочных
ва1актеристик (см. рис. 4.2), т. е. повышение степени механиза-
ции п и ДнФ условно компенсировать увеличением площади
ц [Л; при ДнК. Весовой эквивалент может быть найден из урав-
нения, связывающего площадь крыла (S) со скоростью захода
Рис. 4.5. Компоновка двигателей под крылом и па
фюзеляже
на посадку (V3.n). 6" = Sr(l/^n/K^n)2. Здесь величины, отмеченные
одним штрихом, относятся к самолетам с ДпК, а двумя — с ДнФ.
Это уравнение справедливо для случая, когда площадь крыла
определяется режимом посадки, а не взлета. Последнее теперь
встречается все чаще вследствие возрастания посадочного веса
(до 0,9—0,95 от взлетного) и глубокой механизации крыла, а
также при двухдвигательной схеме самолета. Весовой эквивалент
улучшения крейсерской характеристики (см. рис. 4.1) может
быть найден путем изменения потребного запаса топлива. Если
принять, что сх уменьшается на 3%, а .крейсерское число М при
этом увеличивается на 0,03, то при прочих равных условиях не-
трудно найти величину уменьшения веса топлива. Из сказанного
следует, что схемные весовые издержки нельзя рассматривать
как безвозмездные потери. Одна их часть компенсируется улуч-
шением взлетно-посадочных характеристик, другая — уменьше-
нием запаса топлива, третья — повышением комфорта и безопас-
ности, что приводит к повышению степени использования распо-
лагаемого числа кресел. Все это в конечном счете повышает
экономическую эффективность самолета.
Причины утяжеления и достигаемые преимущества оказа-
лись менее спорными, чем величина количественной оценки.
Запомним, что относительная величина утяжеления по-разному
°Нен 1вается авторами. Утверждают, например, что для самолета
^раидент» она составляет 4%, Для «Супер» VC-10 — 3,5—4%
(и, следовательно, совпадает у самолетов с резко различным
тоннажем). Другие считают ее равной 5—10%• Третьи полага-
191
ют, что эффект изменения веса лучше чувствуется на четырех -
двигательном самолете, чем на двухдвигательном. С последних
легко согласиться, имея в виду и то, что двухдвигательная схема
в то время удовлетворительно применялась лишь на самолетах
ограниченного тоннажа (см. гл. 7). Причины разногласий можно
искать в различном подходе к исследованию, в учете различного
ЬЛ IrQ
Рис. 4.6. Величина схемных утяжелений относительно взлет-
ного веса (а) и веса самолета без топлива (б). Самолеты
с трсхопорным (1) и четырехопорным (16) шасси. С пере-
счетом взлетно-посадочных (2), а также крейсерских (3)
характеристик. Аэробусы без пересчета характеристик (1а)
числа факторов, в точности определения минимального веса
конструкции, удовлетворяющего потребной прочности и т. п.
Наши исследования показали, что относительная величина
схемных утяжелений закономерно возрастает с увеличением
взлетного веса. Они позволили построить приближенную зави-
симость (рис. 4.6) для трех исходных условий: 1) без пересчета
характеристик; 2) с пересчетом на основе указанных выше эк-
вивалентов; 3) с учетом развития схемы самолета с ДнФ, рас-
192
енного ниже. Необычный вид этой закономерности * можно
С^°Тснить следующим. Значительная часть схемных утяжелений
° ходится на фюзеляж, а его конструкция у больших самоле-
ПРН б( лее нагружена, т. е. выше уровень напряжений. У самоле-
Т°В например, среднего тоннажа по условиям жесткости п кон-
спективным требованиям напряжения оказываются ниже,
о /зтвие этого увеличение нагрузки на фюзеляж (при ДнФ)
короткорейсовых и среднерейсовых самолетов требует меньше
ополнительного металла. Такие фюзеляжи можно в какой-то
мере догружать, повышая напряжения. Второй причиной необыч-
ного наклона прямой является закономерное уменьшение числа
двигателей при снижении тоннажа самолета. Весовые издержки
при двух и трех двигателях меньше, чем при четырех, главным
образом, за счет веса гондол. Вес крепления по одному двига-
телю на каждом борту фюзеляжа практически равноценен весу
крепления под крылом, а крепление по два двигателя на борту
примерно в полтора раза тяжелее.
Менее спорный характер компоновки ДнФ на самолетах ма-
лого тоннажа объясняется меньшей величиной схемных утяже-
лений (см. рис. 4.6), более высокой коммерческой весовой отда-
чей (см. рис. 3.1), меньшим значением коэффициента роста
взлетного веса и в конечном счете меньшими экономическими из-
держками.
Глава 15. КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
15.1. Виды компоновочных схем. Кормовая компоновка сило-
вых установок, повлиявшая на многие вопросы компоновки са-
молета, пассажирских кабин и оборудования, впервые была
выполнена на двухдвигательном самолете «Каравелла». Затем
появились четырехдвигательные VC-10, Ил-62 и трехдвигатель-
ные самолеты («Трайдент», Боинг 727, Ту-154 и Як-40). Позже
было создано большое число самолетов с двумя двигателями
Для коротких (ВАС.Ill, DC-9, Ту-134, F-28) и местных линий и
самолетов служебного назначения.
Двух- и четырехдвигательпые схемы, в отличие от трехдвига-
тельных, однотипны. Они характеризуются положением двигате-
лей относительно крыла (а и h на рис. 4.7), обусловленным не-
°оходимостью определенного соответствия между корневой
х°РДой крыла, диаметром фюзеляжа и положением двигателей,
то взаимоположение должно исключить возможность влияния
срыва потока с крыла на входы воздухозаборников, особенно на
ольших углах атаки, и явление помпажа двигателей. Напом-
Зависимость типа Gi=f(G0) обычно имеет противоположный наклон
рямых (где Gi относительный вес частей самолета и его агрегатов).
7	364
193
ним, что условия установки ДпК имеют иной характер. Там пе
шаются проблемы поперечного управления, клиренса с землей
размещения закрылков и разгрузки крыла. При этом учитывает
ся, что экономия в весе крыла с увеличением разноса двигателей
снижается с возрастанием веса киля, площадь которого прихо-
дится увеличивать из условия обеспечения путевой балансиров-
ки при отказе одного из двигателей.
На самолетах с тремя двигателями малой или средней степе-
ни двухконтурности два размещают на борту, а третий______в
Рис. 4.7. Компоновка двух и четы-
рех двигателей
Рис. 4.8. Компо-
новка	третье! о
двигателя
фюзеляже и снабжают S-образным каналом. С появлением дви-
гателей высокой степени двухконтурности стали применять ком-
поновку— два двигателя под крылом, третий--на корме (рис.
4. 8), обладающую некоторым достоинством в отношении веса и
диапазона центровки (в сравнении со схемой ДнФ). Правда,
проблема создания зазора от земли усложняется. Расположение
третьего двигателя в фюзеляже позволяет уменьшить длину
хвостовой части и исключить необходимость капотирования.
В сравнении с расположением двигателя над фюзеляжем такая
схема приводит к снижению веса на 230—450 кг*.
15.2. Центровка самолета. К числу сложных проблем кормо-
вой установки двигателей относится компоновка и центровка
самолета, т. е. нахождение взаимного расположения фюзеляжа,
крыла, двигателей и шасси, а также агрегатов оборудования,
пассажирских кресел и багажных помещений. Эти вопросы ре-
шаются проще при проектировании легких самолетов, чем тя-
желых, что объясняется повышенным влиянием (в первом слу-
* Aviation Week, 22.4.1968, р. 62.
194
\ относительно большого веса оборудования на центровку
ЧЗе ого самолета, относительно большей длиной фюзеляжа и
П"Сьшим расстоянием от двигателей до крыла. Вследствие более
мерОКой коммерческой отдачи может увеличиться разбежка
ВЫ tdobkh от веса пассажиров. Но она может быть компенсиро-
цена рациональным размещением багажников.
Б<1 Вопросы компоновки и центровки связаны со сложными для
самолетов этой схемы вопросами устойчивости на стоянке и от-
пыва носового колеса при взлете. Решаются они путем выбора
оптимального значения выноса шасси из условий: устойчивости
на стоянке и движения по аэродрому (в любых вариантах за-
грузки), взаимозависимости выноса шасси и эффективности опе-
рения в момент отрыва при взлете (с наименьшим значением уг-
ia отклонения фст стабилизатора), а также путем выбора раци-
ональной компоновки пассажирской кабины и багажных
помещений. Рациональность компоновки ведет к достижению
минимального диапазона эксплуатационных центровок и, глав-
ное, минимальной разбежки от коммерческой нагрузки. Следует
заметить, что решение первого из этих вопросов зависит от вы-
бора средств обеспечения устойчивости самолета на земле и что
на различных самолетах он решен по-разному.
Сложность этих вопросов объясняется следующим: 1) резким
смещением центра тяжести пустого самолета назад вследствие
перемещения силовой установки на хвостовую часть фюзеляжа;
2) значительно большим влиянием коммерческой нагрузки на
смещение ц. т. самолета (при ДпК Ц.т. под влиянием нагрузки
смещается назад на 4—6%, при ДнФ — вперед на 20—23%
САХ); 3) возросшими значениями параметров шасси е0 и еп.сн
(см. рис. 4.4). Это связано с противоположным взаимным поло-
жением ц.т. пустого и загруженного самолета (см. рис. 4.4, точ-
ки 1 и 2).
Что касается диапазона изменений центровок самолета в по-
лете, то схема ДнФ не вносит ничего нового. При обсуждении
в печати схемы ДнФ (что продолжается «и поныне) спорным
оказался и вопрос центровки. Действительно, решение его услож-
нилось и при проектировании, и при модификации. Вопрос цент-
ровки требует повышенного внимания и в эксплуатации (при
подготовке самолета к полетам). Однако утверждения об услож-
нении пилотирования или о наличии ограничения по запасу цент-
ов <и вряд ли обоснованы. Все вопросы в конечном счете удает-
ся решить. Усложняется, но не исключается и возможность уве-
личения длины фюзеляжа при модификации.
В период создания самолетов второго поколения появилась
тенденция к увеличению диапазона центровки, соответствующая
требованиям эксплуатации и связанная со стремлением сокра-
ть время подготовки к полету. Это действительно приводит
определенным затруднениям, но не имеет отношения к проб-
мам, связанным со схемой ДнФ. Широкий диапазон центров-
7*
195
кй порядка 17—20% САХ и более удается получить и на эти!
самолетах. Следует, кстати, заметить, что оперативную свободу
необходимую при распределении всех видов загрузки, характе-
ризует не столько диапазон взлетных центровок, сколько диапа-
зон, соответствующий весу самолета без топлива. При рацио-
нально выбранной топливной системе полетные центровки прак-
тически находятся в допустимом диапазоне, если центровки
самолета без топлива являются удовлетворительными. Совре-
менные требования ко все более широкому диапазону приводят
к утяжелению конструкции вследствие возрастания при этом раз-
меров оперения и, следовательно, веса фюзеляжа и других ча-
стей самолета, а также запаса топлива. В связи с этим возни-
кает вопрос о действительно потребном диапазоне, тем более
что автоматические системы определения веса и центровки раз-
работаны и находят все более широкое применение*.
К основным задачам компоновки, которые для самолетов с
ДнФ усложнились, относятся:
1.	Нахождение оптимального взаимного расположения фюзе-
ляжа, крыла, двигателей и шасси. Более заднее положение кры-
ла по длине фюзеляжа уменьшает плечо оперения. Вынос дви-
гателей за заднюю кромку крыла лимитируется условиями их
работы при больших углах тангажа и определяет использова-
ние объема фюзеляжа, так как связан с задним пределом раз-
мещения кресел. Положение шасси определяет положение зад-
него лонжерона крыла, а последнее оказывает влияние на ве-
личину закрылка в наиболее эффективной для него части крыла.
В то же время, взаимное расположение перечисленных частей
определяется и условиями диапазона центровок.
2.	Рациональное размещение оборудования с учетом эксплуа-
тационных требований (легкий подход), минимальных потерь
веса и энергии путем сокращения коммуникаций. Основной за-
дачей расчета центровки самолета с ДнФ является достижение
наиболее переднего положения ц.т. пустого самолета и мини-
мального значения выноса шасси (е0) при достаточном запасе
устойчивости пустого самолета (еп.сн) на земле.
Разместить главные стойки шасси на самолете с ДнФ с па-
раметрами, принятыми для самолетов с ДпК, не удается. Шасси
устанавливаются относительно диапазона взлетных центровок,
а значение лимитирующих параметров (относительно ц.т. пусто-
го самолета) оказывается больше на самолетах с ДнК, и запас
устойчивости на земле выше. Если же на самолетах с ДнФ глав-
ное шасси устанавливать из условия обеспечения устойчивости
пустого самолета на земле, то вынос шасси относительно взлет-
ной центровки достигает очень большой величины. Это проис-
ходит даже и в том случае, если компоновку вести при условии
* Система АВЦ-1 и АВЦ-П (авторское свидетельство В. М. Шейнина и
А. А. Масленникова № 171137 от 4.6.1961 г. и № 164449 от 4.10.1962) «Бюл-
летень изобретений», 1964, № 15, стр. 64 и 1965, № 10, стр. 75.
196
1жения центровки пустого самолета в пределах 40—45%
Д<дХ Большой вынос шасси приводит, в свою очередь, к увели-
С ию горизонтального оперения*. Создание центровки пустого
чеНоЛета в указанных пределах приводит к увеличению носовой
дестабилизирующей) части фюзеляжа (вследствие более зад-
(Дго положения крыла) и к увеличению вертикального опере-
ния размеры которого с учетом демпфирования возрастают в
еще большей степени.
Минимальный вынос шасси относительно взлетной центров-
ки может быть получен путем компоновки из условия достиже-
ния возможно передней центровки пустого самолета. Для этого
необходимо: сместить крыло к хвостовой части фюзеляжа; раз-
местить наибольшую часть оборудования в носовой части фюзе-
ляжа (в том числе и такое оборудование, размещение которого
вблизи силовой установки целесообразно как в отношении веса,
так и надежности); расположить пассажирские кресла в пре-
дельно заднем положении; создать значительный по размерам
багажник в хвостовой части фюзеляжа (под полом). В резуль-
тате вес самолета значительно возрастает вследствие увеличе-
ния размеров оперения, удлинения коммуникаций и утяжеления
источников энергии, мощность которых приходится увеличивать
в связи с увеличением потерь. Усложняется компоновка шасси.
Так, на крыле с % = 35° рациональное размещение стоек не поз-
воляет выходить за пределы 42—44% САХ. Дальнейшее смеще-
ние назад узлов их крепления на крыло приводит к уменьшению
площади закрылка. Высота профиля в хвостовой части крыла
становится недостаточной для размещения стойки в убранном
положении. Близкое расположение пассажиров к двигателям
ухудшает условия комфорта. Слишком большой багажник в хво-
стовой части фюзеляжа оказывается неудобным не только для
контейнерной, но и для обычной загрузки. Таким образом, пере-
численные меры приводят к ряду усложнений, а получить цент-
ровку пустого самолета порядка 30—35% и тем самым обеспе-
чить устойчивость самолета на земле, не прибегая к дополни-
тельным средствам, не удается.
15	.3. Развитие схемы. Первые зарубежные самолеты с ДнФ
имеют ряд недостатков. Главными из них являются: утяжеление
конструкции (см. главу 14) и вынужденное размещение многих
агрегатов оборудования вдали от двигателей (из условия цент-
ровки). Последнее не только приводит к утяжелению, но снижа-
ет надежность и ухудшает условия обслуживания. При проекти-
ровании Ил-62 разработана новая схема посадочных устройств **,
** fT0 связано с одним из условий выбора Sr.o (см. гл. 16).
и Г р патентована С. В. Ильюшиным, Д. В. Лещииером, В. М. Шейниным
/ Р* k- Долгушевым. Ими получены: в СССР — авторское свидетельство
I11 пл?оетеНь изобретений», 1972, № 5, стр. 214) В1114, в Англии — патент
В^грии- 155070, во Франции 1497835, в ФРГ — 1289745, в Ита-
1 Р13068, в Индии — 109209/1967.
197
значительно повышающая эффективность самолетов с ДнФ и
представляющая собой дальнейшее их развитие. Эта схема отли-
чается от известных тем, что главные стойки шасси расположе-
ны не по одну сторону полного диапазона центровок самолета
а внутри его (на предельно малом расстоянии от диапазона по-
летных центровок, но перед ц.т. пустого и снаряженного само-
лета) и наличием четвертой (хвостовой) опоры, снабженной
самоориентирующимся колесом (рис. 4.9). Используется эта
опора на стоянке и при движении по аэродрому незагруженного
самолета. При взлете и посадке, при рулении к старту и к аэро-
Рис. 4.9. Схема посадочных устройств с четырьмя опорами
вокзалу она находится в убранном положении. Опора обеспечи-
вает надежную устойчивость самолета на земле при любой по-
следовательности загрузки багажников, что упрощает эксплуа-
тацию. Для обеспечения управляемости самолета при рулении
требуется контакт носового колеса с грунтом. У незагруженного
самолета (когда ц.т. сзади главного шасси) он достигается соз-
данием необходимого давления в амортизаторе хвостовой опо-
ры, которое и прижимает носовое колесо к земле. Новая схема
позволила: установить главную стойку шасси вблизи заднего
лонжерона крыла с минимальными размерами узлов крепления;
разместить этот лонжерон в более высокой части крыла (не от-
тягивая его назад); сохранить вертикальное положение стойки
(в противном случае ее приходится ставить под углом). Все это
благоприятно повлияло на вес конструкции. Более того, эта схе-
ма позволила ограничиться значительно меньшими размерами
горизонтального оперения, которые в то же время обеспечили
хорошую устойчивость самолета на всех углах атаки, вплоть до
закритических. Связь размеров оперения с выносом шасси оче-
видна из схемы действующих сил в момент отрыва носового ко-
леса (см. рис. 4.4) и уравнения (4.1), обозначения к которому
даны на фигуре:
_(О0-Г)е; + Л4б/г.о + ^.д
*г.о —	-	‘	V
^-г.о
Другое достоинство этой схемы заключается в возможности
размещения агрегатов оборудования, связанных с источниками
питания, вблизи двигателей. Это не только повышает надежность
и снижает вес, но и улучшает эксплуатационные возможности,
так как агрегаты устанавливаются над полом, имеют хороший
198
не только на земле, но и в полете, что упрощает обслу-
Д°С " не. На самолетах с ДнФ, но при старой схеме шасси
ЖНегаты из условия центровки приходится размещать в носовой
пясти фюзеляжа (под полом).
4d В итоге новая схема посадочных устройств привела к значи-
мому снижению весовых издержек, связанных с компоновкой
ЛнФ (см. РИС' 4-6)- По весовым характеристикам Ил-62 практи-
чески не уступает равноразмерным самолетам с компоновкой
ДпК (табл. 4.1), что подтверждает эффективность рассмотрен-
ного решения. Следует заметить, что весовой результат приме-
нения этой схемы на самолетах различного тоннажа неодинаков,
подобно тому как и весовые издержки при установке ДнФ тоже
различны.
Таблица 4.1
Весовая эффективность самолетов с различной компоновкой двигателей
Наименование	Самолеты ДпК		Самолеты с ДнФ	
	DC-8	Боинг 707	Супер VC-10	Ил-62
Весовая отдача в %	58	57,5	53	57
Относительный вес пла- нера в %	24,4	25,3		25,0*
Таким образом, одной из главных компоновочных особенно-
стей Ил-62 является новая четырехопорная схема шасси. Она по-
влияла: на размеры и компоновку самолета; на весовую и эко-
номическую эффективность; на повышение надежности систем
оборудования и упрощение их обслуживания; на упрощение про-
цесса загрузки и разгрузки (отказ от строгой последовательно-
сти). Необходимо также отметить, что четырехопорная схема
является органическим свойством данного самолета. Нельзя,
например, на существующий самолет добавить четвертую опору
с тем же результатом. Выигрыш будет лишь эксплуатационный,
но конструкция самолета утяжелится. Снять же четвертую опо-
ру можно, так как суть схемы не в ней, а в расположении главных
стоек шасси. Устойчивость самолета на земле (при этой схеме)
можно обеспечить и другими указанными ниже средствами.
Четырехопорная схема шасси это, видимо, наилучшее, но не
единственное решение. Возможны, конечно, и другие пути умень-
шения выноса колес от взлетного положения ц.т. (е0) и обеспе-
чения устойчивости самолета па земле. Вынос относительно ц.т.
пустого самолета (еп.сн), обеспечивающий достаточную свободу
ПРИ загрузке и разгрузке самолета, лежит в пределах 8—10%
'-АХ. Если принять ёп.сн=4—5% САХ (ради уменьшения ёо), то
С учетом веса гондол. Без учета их веса 23,1%.
199
необходима дополнительная опора, например, типа встроенного
трапа с усиленной конструкцией. Другой путь — стопорение оси
вращения стойки относительно тележки шасси. Третий — разра-
ботка конструкции главного шасси с перемещаемой стойкой
Первый из них не приводит к снижению веса, скорее увелич ь
вает его, и не обеспечивает свободу перемещения незагруженно-
го самолета по аэродрому. Два других резко снижают безопас-
ность взлета и поэтому не нашли применения. Прибегают и к
установке стойки шасси под углом до 5 + 6°, что несколько об-
легчает положение, но не решает задачи полностью.
Материалы этого раздела и результаты весового анализа
(см. главу 14) приводят к выводу: в случае применения схемы с
ДнФ необходимо искать принципиально новые решения ряда
вопросов проектирования, позволяющие создавать конструкцию
с весовой эффективностью, примерно соответствующей самоле-
там с ДпК.
15	.4. Геометрические параметры самолетов с ДнФ. Геометри-
ческие параметры крыльев самолетов с расположением ДпК и
ДнФ практически не отличаются. Наблюдаются некоторые рас-
хождения лишь в размерах средств механизации и наплывов по
задней кромке. Что касается конструкции, то «чистые» крылья
отличаются более строгой силовой схемой с несколько более
широким кессоном в центропланной части. Последнее, так же
как и увеличение размеров наплыва, связано со значительным
возрастанием выноса главной стойки шасси (смещение назад).
Компоновка ДнФ часто приводит к некоторому увеличению
длины фюзеляжа и его удлинения Хф. Можно ли рассматривать
это как снижение степени использования объема и, следователь-
но, как весовые и экономические издержки? При типовой схеме
посадочных устройств (когда приходится максимум оборудова-
ния устанавливать из условия центровки в носовой части фюзе-
ляжа), очевидно, да. При четырехопорной схеме шасси этих
потерь удается избежать. В этом случае все оборудование уста-
навливается в отсеке двигателей, а освободившийся объем в под-
польной носовой части используется для увеличения багажных
помещений. При установке ДнФ изменяется соотношение носо-
вой и хвостовой частей фюзеляжа (расположенных впереди и
сзади ц.т. самолета). Носовая часть возрастает от 50—52% (У
самолетов с ДпК) до 57—58% длины фюзеляжа *.
Наибольшей новизной отличаются гондолы двух- и четырех-
двигательных самолетов. Новая компоновка, кроме того, возро-
дила, как отмечалось, трехдвигательную схему, имеющую свои
разновидности. Значение геометрических параметров подобных
гондол изменяется в незначительных пределах. Например, у не-
большого самолета Локхид «Джет-Стар» и тяжелого Супер
VC-Ю удлинение гондолы Хг соответственно равно 3,42 и 3,47„
* Эти величины связаны и с углом стреловидности крыла [62].
200
самолета «Каравелла» — 3,48*. Особенности шасси самоле-
3 в с ДнФ рассмотрены выше.
Т° В развитии пассажирской авиации наблюдается тенденция
ста относительного размера оперения и усложнения его схе-
Суммарная относительная площадь оперения у реактивных
\ссажирских самолетов первого поколения со стреловидными
шыльями в среднем составляла 34% от площади крыла, во вто-
______ увеличилась до 43%, а у самолетов третьего поколения
достигла 53%. Относительный его вес вследствие увеличения
размеров и усложнения схемы возрос в 1,5—2 раза. Размеры
оперения влияют не только на вес его конструкции, но и на вес
фюзеляжа, а с учетом коэффициента роста — на вес и других
частей самолета.
Площадь горизонтального оперения (г.о.) определяется усло-
виями устойчивости и управляемости на малых скоростях полета
(на всех углах атаки до закрптических); величиной момента,
необходимого при отрыве носового колеса при взлете; условиями
крейсерского полета при заданном диапазоне центровок. Оказы-
вает влияние и степень механизации крыла. Причем лимитирую-
щими для одних самолетов является одно условие, для других —
иное. Кроме аэродинамических требований, оперение должно
удовлетворять требованиям флаттера, акустической усталости
и веса. При этом вес является одним из факторов, определяющих
достоинства различных схем оперения, при прочих равных усло-
виях. Площадь г.о., как и суммарная площадь у самолетов
с ДпФ, возросла, несмотря на то, что большая аэродинамическая
поверхность гондол создает дополнительный стабилизирующий
момент, частично разгружающий г.о. Причиной является умень-
шение £г.о вследствие смещения назад ц.т. самолета и увеличение
выноса шасси (от взлетного положения ц.т.). Для увеличения
Аг.о, для удаления г.о. от конуса струи выхлопных газов и зоны
интенсивного шума от двигателей, для реверсирования тяги
стали применять Т-образную схему, при которой используется
стреловидность киля. В результате статические моменты (Аг.о),
выраженные в функции относительной величины условного
объема фюзеляжа [70], удалось сохранить в одних пределах
(рис. 4.10). Особенностью самолетов второго поколения, повли-
явшей на величину площади г. о., является повышение эксплуа-
тационных требований к диапазону центровок, пределы которого
увеличены от 12—14 до 17—20% САХ и более.
Площадь вертикального оперения (в.о.) возросла примерно в
т°и же степени вследствие значительного увеличения дестабили-
РУющего момента от большой, в этом случае, площади парус-
ности носовой части фюзеляжа. Но и здесь есть положительно
влияющие факторы. Исчезла, например, площадь парусности
ПО1. * ,Эти значения даны для гондол двигателей с малой и средней степенью
двухконтурности.
201
гондол, расположенных при компоновке ДпК впереди ц.т. само
лета; снизились моменты рыскания (при выходе из строя одного
из двигателей); появился «эффект шайбы» при Т-образной схе-
ме. В результате статические моменты Вво лежат в общем диа-
пазоне (рис. 4.11).
Рис. 4.10. Параметры эффективности
горизонтального оперения низкорас-
положенного (о), Т-образного (V) и
винтовых самолетов (0) по данным
работы [70]
Рис. 4.11. Параметры эффективно-
сти вертикального оперения
Таким образом, Т-образная схема оперения стала практиче-
ски единственно возможной при компоновке ДнФ. Однако досто-
инства и недостатки этой схемы выясняются лишь при прочих
равных условиях, т. е. при расположении ДпК, когда возможны
обе схемы оперения. На двух ВТС фирмы Локхид реализована
Т-образная схема при расположении ДпК. На пассажирских са-
молетах с ДпК она не применяется.
Т-образная схема оперения имеет еще одну особенность. При
этой схеме срыв может развиваться до очень больших углов
атаки (затяжной срыв), что происходит вследствие попадания
высокорасположенного г.о. в спутную струю от крыла при угле
атаки, превышающем критический. Будучи очень широкой и
имея низкое динамическое давление в центре, эта струя ухуд-
шает эффективность г.о. как средства обеспечения устойчивости
по тангажу. В результате при закритическом угле атаки стати-
ческая устойчивость самолета будет в значительной мере поте-
ряна, что может привести к еще большому увеличению угли
атаки. Эта особенность схемы привела на ряде самолетов к не-
обходимости установки толкателя колонки управления, предуП'
реждающего выход самолета на углы атаки, близкие к закри|
тическим. На других самолетах были найдены иные решения.
202
Как указывалось, Т-образная и низкорасположенные схемы
пения в отношении веса имеют различные преимущества и
°П остатки. Выигрыш в весе первой из этих схем становится бо-
НСр очевидным с увеличением размера самолета и зависит от
^чины фюзеляжа. Например, у ВТС при меньшей (в сравнении
оавнотоннажными пассажирскими самолетами) длине фюзе-
ляжа относительная величина перемещения г.о. (при компонов-
ке его на киле) оказывается несколько большей. Это приводит
п к относительно большему уменьшению площади г.о. Относи-
тельная величина уменьшения площади и веса зависит также от
стреловидности крыла.
Глава 16. ОСОБЕННОСТИ КОРМОВОЙ КОМПОНОВКИ ДВИГАТЕЛЕЙ
НА АЭРОБУСАХ
При проектировании широкофюзеляжных самолетов (аэро-
бусов) с количественным ростом его летных характеристик (ско-
рости полета) и геометрических параметров (длины и диаметра
фюзеляжа) обнаружились качественно новые явления, привед-
шие, в частности, к переоценке достоинств и недостатков кормо-
вой установки двигателей. Эта схема в применении к широко-
фюзеляжным самолетам утратила многие из достоинств, которы-
ми она обладала ранее на самолетах второго поколения.
Одновременно изменился и характер ее недостатков в количест-
венном и качественном отношении.
Так, с увеличением числа М от 0,85 до 0,9 аэродинамический
шум становится доминирующим. Поэтому размещение
двигателей на фюзеляже не дает никаких преимуществ в части
снижения уровня шума в кабине и улучшения комфорта. Кроме
того, при М>0,85 на широком фюзеляже появляется возмож-
ность тряски от двигателей, установленных на корме. На аэробу-
сах вследствие той же причины не удается, как правило, реали-
зовать преимущество «чистого» крыла, а именно механизацию
по всему размаху, возможную при компоновке ДнФ. Дело в том,
что эффективность внешнего элерона при большом числе М не-
достаточна. Это приводит к необходимости устройства дополни-
тельного (внутреннего или «скоростного») элерона. Последний
при компоновке ДпК располагают в зоне двигателей, так как
малые углы его отклонения этому не препятствуют. Следова-
тельно, при наличии «скоростного» элерона размеры закрылка
Ри двух видах компоновки двигателей (ДпК и ДнФ) примерно
Равны между собой.
В то же время трудно не согласиться и с тем, что на аэро-
Ди амически «чистом» крыле проще получить более высокое
рачение взлетного коэффициента су. И еще, взаимное положе-
ие крыла и фюзеляжа, более заднее при ДнФ, упрощает задачу
стижения наибольшего значения аэродинамического качества.
203
Одним из достоинств компоновки ДнФ является, как отмеча-
лось, удаление двигателей от земли, что исключает засасывание
пыли и камней. Попаданию грязи из-под колес главного шасси
препятствовали выдвинутые в это время закрылки. При значи-
тельно большей длине фюзеляжа аэробусов (у L-1011 в срав-
нении с VC-10 примерно на 10 м) закрылки уже не служат пре-
дохраняющим средством.
Усложнились и вопросы компоновки и центровки, и без того
непростые при расположении ДнФ. Связано это с резким возра-
станием относительного веса коммерческой нагрузки (от 15 до
25% при сравнимом тоннаже самолета) и с увеличением ее вли-
яния на разбежку центровки. При ДпК центр кабины находится
на 45—50% САХ, а при ДнФ он смещается вперед до (—22) —
(—27) % САХ. Если самолет с ДпК при такой коммерческой
нагрузке должен иметь диапазон центровок не менее 20% САХ,
то при ДнФ еще больший, что связано с определенными весо-
выми потерями.
Качественно новые явления, связанные с количественным
скачком многих параметров аэробусов, выявились и в количест-
венной оценке схемных весовых издержек. Их величина иллюст-
рируется рис. 4.6, на котором прямая I справедлива для самоле-
тов второго поколения с двумя, тремя и четырьмя двигателями
с весом до 60, 100 и 160 т соответственно. А прямая для аэро-
бусов (1а) справедлива только для четырехдвигательной схемы.
Смешанная компоновка трех двигателей (два на крыле, один на
фюзеляже) в весовом отношении оказалась равноценной кормо-
вой компоновке всех трех двигателей. Примерно равноценной
оказалась и двухдвигательная схема. Если расположение любо-
го числа двигателей на корме самолетов второго поколения все-
гда было связано с весовыми издержками, то для широкофюзе-
ляжных самолетов с двигателями большого диаметра — только
в одном из трех случаев и относительная их величина значитель-
но уменьшилась.
Подобное является следствием многих причин.
1. Двигатели большого диаметра с целью создания необхо-
димого зазора от земли размещают далеко перед Крылом, стре-
мясь уменьшить высоту шасси и улучшить аэродинамику само-
лета. Это утяжеляет пилоны в большей степени, чем увеличение
их высоты и вес становится соразмерен весу гондол. (Последние
утяжеляются вследствие необходимости звукопоглощающих
прокладок, для снижения шума на местности. Это в равной сте-
пени относится к самолетам с ДпК и ДнФ). Высота и вес стойки
шасси, несмотря на такой пилон, увеличивается (см. рис. 4.5).
2. Благоприятное влияние расположения двигателей под кры-
лом на величину изгибающего момента и, следовательно, сни-
жение веса крыла уменьшается при увеличении степени двух-
контурности вследствие уменьшения удельного веса двигателей
примерно на 20—25%. Возрастание тяги в каждом таком двига|
204
е до большой величины приводит к уменьшению их числа и
те^е уменьшает момент от разгрузки. Прирост веса крыла (при
ЛнФ) уменьшается из-за невозможности создания закрылка по
всему размаху.
3 Утяжеление фюзеляжа (от расположения ДнФ) при боль-
шом* его диаметре (5,5—6 м) уменьшается, так как изменяется
,арактер нагружения его конструкции в расчетном случае. Отно-
сительная величина изгибающего момента от двигателей значи-
тельно меньше, так	А
мерческой нагрузки увеличивается на 60—70% в сравнении
с равнотоннажным	ж
менее 4 м.
4. При большой
как собственный вес фюзеляжа
самолетом, имеющим диаметр
и вес ком-
фюзеляжа
тяге каждого из двигателей и
при совре-
менном размере аэробусов число двигателей уменьшено до трех
и двух. А вес элементов крепления на корме такого числа дви-
гателей значительно легче, чем четырех. Следовательно, кормо-
вая компоновка двигателей на широкофюзеляжных самолетах
приводит к меньшим весовым издержкам (см. рис. 4.6). Не
исключено, что в дальнейшем она будет приводить даже к про-
тивоположному результату, т. е. к облегчению. Когда степень
двухконтурности двигателей будет увеличиваться до 10 и более,
возможно, что различные компоновочные и эксплуатационные
требования тоже будут удовлетворяться лучшим образом при
кормовом расположении двигателей. Но пока многое говорит не
в пользу этой компоновки. Так, весовые издержки хоть и меньше,
но при сниженной весовой отдаче они кажутся значительными
и без учета коэффициента роста. Дело в том, что приведенные
на рис. 4.6 значения AGCV найдены именно при этих условиях,
т. е. при условии G0 = const и AGCX=—AGT для самолетов с ДнФ
и ДпК- Если за условие принять сохранение дальности полета,
веса коммерческой нагрузки, летных и взлетно-посадочных ха-
рактеристик, то вес конструкции и взлетный вес (а следова-
тельно, площадь крыла и связанная с пей площадь оперения)
возрастут в соответствии с коэффициентом роста.
Сказанное справедливо для широкофюзеляжных самолетов с
четырьмя двигателями. О двух- и трехдвигательных самолетах
можно сказать следующее:
кормовая установка двигателей и в применении к аэро-
бусам осталась спорной, она по-прежнему находит и сторонни-
ков и противников среди конструкторов и исследователей;
~~~ при сравнительной (в целом) равноценности двух схем
выбор одной из них стал вопросом вкуса конструкторов, или,
точнее, их мастерства добиваться максимальных достоинств при
уело™1" )ИНО11 схеме (влияет> конечно, и специфика конкретных
в ~ в проектах широкофюзеляжных самолетов (и аэробусов,
МенСТН°СТИ) коРмовая установка нашла лишь ограниченное при-
Часть пятая
ПРОБЛЕМЫ ОПТИМАЛЬНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Глава 17. СОВРЕМЕННЫЕ МЕТОДЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
17.1.	Развитие методов. Проектирование как техническая дис-
циплина представляет собой методологию инженерного творче-
ства и исследует способы целенаправленного использования
знаний в практических целях. Например, содержание науки об
авиационном проектировании составляют: методы оценки эф-
фективности самолета; методы отыскания параметров самолета;
методы их оптимизации; методы разработки тактико-техниче-
ских заданий на проектирование (ТЗ); теория весовых расчетов;
теория компоновки и увязки; теория конструирования.
Наука о проектировании исключительно специфична. Если
большинство других наук занимается главным образом анали-
зом фактов, причем каждая из них рассматривает факты одно-
родные, то содержанием проектирования является синтез, осно-
ванный на результатах разных наук. Задачи синтеза принципи-
ально сложнее задач анализа. Отсюда и особая сложность
теории проектирования и определенное отставание этой теории
от практики. Если с этим отставанием в какой-то степени можно
было мириться на ранних этапах развития техники, то сейчас оно
стало недопустимым.^ Именно поэтому в последнее время повсе-
местно были развернуты интенсивные исследования, направлен-
ные па развитие теоретических основ проектирования, объеди-
няемых понятием — теория оптимального проектирования.
Настоящий раздел книги посвящен основным проблемам этой
теории в самолетостроении.
Строго говоря, основная задача проектирования, пользуясь
современной терминологией, может быть определена как задача
о принятии решений. Количественным анализом подобных задач
занимается новая наука — исследование операций [6, 16]. С ма-
тематической точки зрения она относится к классу вариацион-
ных задач, состоящих в решении системы уравнений со многими
неизвестными при дополнительном условии, что некоторая функ-
ция этих же неизвестных, называемая функцией эффективности
или качества (иначе — целевой или критериальной), принимает
206
пемальное значение. Однако прямое решение подобной за-
Э и в условиях реального проектирования исключительно слож-
^аЧ количество неизвестных (искомых параметров объекта про-
Н тования) очень велико; связи между этими переменными
е ожны и часто с большим трудом поддаются формализации;
С сьма сложным оказывается формирование понятия эффектив-
БоСти самолета и разработка соответствующих целевых функций;
особые математические трудности представляет выражение це-
ев( д функции через неизвестные задачи и нахождение ее экст-
ремума. Совершенно естественно поэтому, что методы реального
проектирования вначале развивались в направлении поиска при-
6ti женных, косвенных средств и лишь в настоящее время на-
чали складываться более точные прямые методы. В табл. 5.1
представлена возможная классификация методов проектиро-
вания.
Таблица 5.1
Классификация методов проектирования
Принцип последовательных приближений				
Косвенные методы			Прямые методы	
копирования	статистический	аналитический	оптимальный	автомати- ческий
17.2.	Метод (или принцип) последовательных приближений
характеризует общий подход к решению проектных задач.
В этом смысле любой метод проектирования является методом
последовательных приближений. Сущность его состоит в том,
что комплекс задач проекта решается постепенно с помощью по-
следовательно уточняющих и развивающих друг друга прибли-
жений (шагов, итераций). Таким путем удается сравнительно
точно решать сложные задачи, используя недостаточно точную
исходную информацию. Идея метода тождественна известному
в математике методу с тем же названием [8].
В разных способах проектирования принцип последователь-
ных приближений получил разную степень развития. Наимень-
шее значение он имеет в методах копирования и статистическом,
поскольку проекты, выполненные с их помощью, вообще можно
рассматривать как первые грубые приближения к оптимальному
результату. Наибольшее развитие он имеет в аналитическом ме-
Т0Де. Прямые методы обладают определенными предпосылками
Для отказа от использования этого принципа. Одним из харак-
Р их проявлений принципа последовательных приближений
Р проектировании является членение процесса проектирова-
на на этапы (разработка ТЗ, предварительные изыскания, эс-
изный, технический и рабочий проекты).
207
17.3.	Метод копирования (подражания) заключается в под!
ражании готовым конструкциям, принимаемым за образец (Пр0^
тотип). В качестве таких образцов ранее использовались «кон-
струкции» птиц и насекомых, позже — конструкции удачных
самолетов. Использование конструкций специальных самолетов
для создания пассажирских также следует отнести к проявле-
нию этого метода.
Оптимальность проекта при этом методе не обеспечивается
потому что условия оптимальности, как это доказано теперь*
при изменении условий эксплуатации и масштабных размеров
конструкции существенно меняются. Для учета этого обстоя-
тельства необходимо соблюдение достаточно сложных законов
подобия, что, однако, исключает возможность применения этого
метода в его первоначальном виде. В настоящее время метод
копирования применяется редко. Нельзя, однако, недооценивать
и его положительной роли. Так, например, изучение «силовой
схемы» листьев помогло найти оптимальные силовые схемы
крыльев малого удлинения. Изучение особенностей плавания
дельфинов позволило открыть новый эффективный метод лами-
наризации обтекания [36].
Живая природа послужила также прообразом современных
авиационных сотовых конструкций. Таких примеров можно при-
вести множество. Развитие бионики, занимающейся изучением
законов копирования живой природы, открывает определенные
перспективы для возрождения этого метода, правда, на новой
основе.
17.4.	Статистический метод проектирования заключается в
том, что параметры нового самолета выбираются с помощью за-
висимостей, выявленных в результате опыта самолетостроения.
По существу и этот метод является методом подражания прото-
типам. Однако, в отличие от упомянутого, в нем каждый раз ис-
пользуется не один прототип, а несколько. Это позволяет вскрыть
закономерности между параметрами самолета и получить более
совершенное проектное решение, чем при простом копировании.
Появление статистического метода было связано *с введением в
практику проектирования первых, хотя и примитивных критери-
ев эффективности самолета, таких, например, как коэффициенты
Эверлинга [34]. Теперь статистический метод в его первоначаль-
ном виде также отошел в прошлое. Однако его основные идеи
были успешно развиты в дальнейшем на основе современной
теории вероятностей и математической статистики. Применение
статистики до сих пор остается единственным средством для ре-
шения специфичных проектных задач первого приближения.
Заметим также, что все так называемые аналитические форму-
лы, используемые при проектировании, всегда содержат числен-
ные статистические коэффициенты и поэтому, по существу, яв-
ляются сложными формулами множественной корреляции. Нако-
нец, без научной статистики невозможно прогнозирование
208
аЗБития техники, столь необходимое при современном проекти-
ров^5^ Аналитический метод выбора основных параметров са-
пета опирается на формулы, разработанные на основе анали-
м функциональных связей между параметрами самолета. Не-
смотря на приближенность многих из этих формул, этот метод
самый распространенный и является, несомненно, шагом вперед
п витии теории проектирования. С его развитием связано
решение многих интересных задач, таких как: выбор параметров
самолета, обеспечивающих максимальную дальность, скорость
или высоту полета; отыскание оптимальных (с точки зрения
летных данных и веса) значений некоторых параметров агрега-
тов самолета, например, удлинения, толщины или удельной на-
грузки на крыло. Аналитические способы пока что охватывают
не все этапы проектирования и наиболее широко используются
лишь при эскизном определении основных параметров само-
лета.
Исключительно велико значение аналитического метода как
базы для развития еще более совершенных оптимального и ав-
томатического методов. Особенностями первого из них являются:
увеличение объема используемых аналитических зависимостей и
дальнейшее повышение их точности; разработка и применение
научных критериев эффективности самолета; широкое примене-
ние при проектировании быстродействующих электронных вы-
числительных машин. Метод автоматического проектирования
заключается в автоматизации с помощью системы ЭВМ отдель-
ных этапов или даже всего процесса проектирования в целом,
причем, разумеется, с использованием самых совершенных при-
емов оптимизации [13]. В настоящее время уже созданы и при-
меняются подобные автоматические системы, в частности, и в
самолетостроении. Однако в целом разработка этого метода яв-
ляется задачей будущего.
Глава 18. КРИТЕРИИ ЭФФЕКТИВНОСТИ
18.1. Виды эффективности. Как уже отмечалось, теория эф-
фективности является важнейшим элементом теории проектиро-
вания, от развития которой во многом зависит развитие самих
проектных методов, так как выбор критерия эффективности оп-
Р Деляет практическую ценность результатов проектирования,
большого внимания заслуживает вопрос о количестве критери-
ев, одновременно используемых при проектировании. За время
с ствования авиации методы оценки эффективности претер-
пели большие изменения. На смену первым умозрительным спо-
с°оам пришли способы количественные, вместо частных крите-
риев, пригодных для решения лишь узкого круга задач, были
209
разработаны общие критерии. Как известно, эффективность
оценивается путем сопоставления полезного эффекта с обуслав-
ливающими его затратами. В зависимости от конкретного содер-
жания и точности определения этих двух категорий можно раз-
личать общие (т. е. наиболее объективные, универсальные) н
частные критерии эффективности, не говоря уже о правильно-
сти их по существу.
На рис. 51 дана возможная классификация основных пока-
зателей эффективности, выработанных практикой самолето-
строения. Транспортная, производственная и эксплуатационная
Рис. 5.1. Связь видов и критериев эффективности
самолета
эффективность образуют группу частных видов эффективности
первого уровня, имеющих ограниченную область применения.
Эти виды эффективности в совокупности проявляются в группе
более сложных видов второго уровня. И, наконец, наиболее объ-
ективным видом эффективности пассажирского самолета явля-
ется экономическая.
Транспортная эффективность отражает только ту сторону
совершенства самолета, которая зависит от его технических по-
казателей, таких как весовая отдача, аэродинамическое качест-
во, удельный расход топлива. Для ее оценки используются как
сами эти показатели, так и производные от них.. Достоинством
рассматриваемых критериев является их простота и наглядность.
Обстоятельный анализ критериев транспортной эффективности
приведен в работе [62]. Предложенный там критерий основан на
сопоставлении располагаемой производительности с затратами
массы самолета (Осп) и топливной энергии t— ^к‘н^р_ (где
{-ЛрСН^Т
— рейсовая (средняя) скорость полета). Идея подобного под-
хода в дальнейшем была развита в работе [2], где подробно по-
казано влияние скорости на рост веса конструкции и на расход
топлива.
Производственная эффективность самолета отражает его со-
вершенство как объекта промышленного производства. Она за-
висит от таких свойств конструкции, как технологичность, взаи-
210
меняемость, уровень нормализации и т. п. Соответствующие
М°3 ерии пока что разработаны недостаточно. При прочих рав-
КРП условиях об этом виде эффективности самолета можно су-
нь1?ь по себестоимости его производства.
ДП Эксплуатационная эффективность самолета отражает его со-
шенство как объекта технической эксплуатации. Она зависит
Ве таких признаков, как долговечность, надежность, эксплуата-
ционная технологичность самолета и т. п. Достаточно удобных
критериев для оценки этого вида эффективности самолета пока
^то не найдено. При прочих равных условиях об этом виде
эффективности можно судить по группе таких признаков, как
трудоемкость и себестоимость технического обслуживания са-
молета, вероятный налет часов в год, обеспеченный его конст-
рукцией, и др.
Техническая эффективность самолета является его обобщен-
ной характеристикой и, по существу, оценивается с помощью та-
кого хорошо известного показателя, как себестоимость тонно-
километров (тс. км). Расчет величины этого показателя осуще-
ствляется по известным методикам [3, 18], сущность которых мо-
жет быть выражена формулой
С,
rfi-
а' =
^п.з
К
где а — удельный измеритель стоимости самолета с учетом ре-
монтов и технического обслуживания;
Р — стоимость единицы веса топлива;
— коэффициент косвенных расходов;
^п.з — коэффициент загрузки самолета.
В показателе себестоимости тс. км с помощью экономических
категорий учитываются и правильно сопоставляются все призна-
ки не только транспортной (через компоненты GK.H, GT, Gn, L),
но также производственной и эксплуатационной эффективности
самолета (через коэффициент а). Именно поэтому себестоимость
тс. км можно рассматривать как показатель его технической эф-
фективности. Недооценивать значение этого показателя нельзя,
однако необходимо подчеркнуть, что он может использоваться
Для решения лишь частных задач оптимизации.
Целевая эффективность самолета является таким же комп-
лексным понятием, как и техническая эффективность, и оцени-
вает те же признаки, но в другом аспекте. Этот вид эффектив-
ности отражает степень удовлетворения самолетом тех потреб-
ностей, для которых он создан, т. е. такие его свойства, как
скорость, дальность, грузоподъемность, степень комфорта и т. д.
тот вид эффективности находит свое отражение в величине на-
Унно обоснованных тарифов на перевозки. Заметим, что разра-
°тка таких тарифов исключительно сложна и пока что не за-
кончена.
211
Фондоемкость является третьим комплексным показателем
эффективности самолета. Она измеряется стоимостью самолета
и сопряженных с ним других средств, необходимых для выпол-
нения в определенное время заданного объема перевозок при
прочих равных условиях.
18.2. Экономическая эффективность. Сущность экономиче-
ской оценки эффективности машины, как известно, сводится к
сопоставлению полных затрат труда на ее создание с последую-
щей экономией текущих затрат труда от ее применения. (Заме-
тим, что себестоимость является только измерителем затрат тру-
да.) Условие экономической эффективности при этом состоит в
том, чтобы затраты труда на создание машины были меньше,
чем экономия труда в процессе ее эксплуатации. При этом, по-
скольку все трудовые процессы протекают во времени, ставится
еще дополнительное условие, чтобы машина обеспечивала опре-
деленную производительность труда, или иначе,— определенный
темп «самоокупаемости». Совершенно очевидно, что с народно-
хозяйственной точки зрения такая оценка эффективности машин
является наиболее важной. Указанным выше требованиям отве-
чает критерий нормы прибыли или коэффициент рентабельности,
строгое обоснование которого дается в теории оптимально пла-
нируемой экономики [30]:
(5.2)
Здесь S — цена годовой продукции, т. е. общественно-необхо-
димые затраты труда на ее создание;
С — себестоимость той же продукции, т. е. соответствую-
щие индивидуальные затраты труда;
Ks— цена машины, т. е. общественно-необходимые затра-
ты труда на ее создание. (В Ks включаются также
все затраты, связанные с введением машины в экс-
плуатацию, в том числе и необходимые оборотные
средства);
£н— норматив эффективности затрат или норматив рен-
табельности. В условиях оптимальной экономики
между обоими показателями различия не сущест-
вует. В условиях реальной экономики такое разли-
чие есть, что, однако, не влияет на форму критерия.
В практике принимается ^ = 0,12.
В развернутом виде применительно к самолету уравнение
(5.2) получает следующий вид:
($ —(S--0
кс ~ кс н’
где s — тариф за тс. км;
с — себестоимость тс. км;
212
тс-км
д____годовая производительность самолета;-----;
д' - стоимость самолета (включая непосредственно связан-
ные с его эксплуатацией оборотные и другие основные
фонды);
__годовой налет часов одним самолетом.
К сожалению, в настоящее время, пока цены еще не отража-
тОчно общественно необходимых затрат труда, использование
питерия (5.2) связано с известными трудностями. Поэтому од-
ной из важнейших задач современной авиационной экономиче-
ской науки, зависящей, правда, от решения проблемы цен в рам-
ках всего народного хозяйства, является проблема совершенст-
вования тарифов. Первым шагом в этом направлении мог бы
быть учет в величине авиационных тарифов экономического зна-
чения скорости. Идея соответствующей оценки была высказана
еще в 1936 г. Н. Н. Фадеевым и позже использована Е. А. Ов-
руцким для разработки критерия, получившего название коэф-
фициента «экономичности скорости» [3, 40].
В настоящее время целесообразно, однако, использовать эту
идею не для вывода новых критериев, а для отражения скорости
в величине тарифа. Эта задача может быть решена следующим
образом. Если принять, что некоторый тариф s действителен для
скорости V', то экономия времени А/ на единицу пути за счет
большей скорости V будет равна
Ир
где ’ Vp — рейсовые скорости, соответствующие скоростям V'
и V. Допустимое изменение тарифа As за счет этой экономии
времени составит
&s=NAt,	(5.4)
где N — денежный эквивалент пребывания в пути в течение ча-
са пассажира или тонны груза.
Из сказанного выше очевидно, что до коренного улучшения
системы цен неизбежны поллиативы. Именно таким поллиативом
является известный критерий минимума приведенных затрат,
официально введенный в практику расчетов в 1960 г. Если рас-
сматривать взаимозаменяемые варианты, тождественные по ко-
личеству и качеству выпускаемой продукции (это могут быть
ВаРианты проекта самолета под данное ТЗ в процессе его раз-
работки), то можно положить
5=const	(5.5)
213
и, следовательно, исключить цену продукции из рассмотрения
Тогда равноценность этих вариантов выразится условием равен-
ства приведенных затрат	= const, а оптимальным будет
тот вариант, у которого «приведенные затраты» окажутся мини-
мальными, т. е. критерий эффективности получит вид
(Очевидно, что и здесь и в дальнейшем вместо С и Ks можно ис-
пользовать удельные показатели: себестоимость единицы про-
дукции; в частности себестоимость тс. км и капитальные затраты
на ту же единицу).
В авиационной практике представляет интерес также следую-
щий критерий: Go—>min. Его следует понимать так, что у оп-
тимального варианта проекта самолета при прочих равных усло-
виях взлетный вес должен быть минимальным. Применение это-
го критерия, однако, может быть оправдано лишь в том случае,
если уменьшение веса самолета не будет связано с применени-
ем средств, существенно влияющих на его стоимость.
Если в дополнение к условию (5.5) положить также
Ksi = const,	(5.7)
то критерием эффективности станет себестоимость годового объ-
ема продукции или в силу оговоренного выше условия количест-
венной тождественности вариантов — себестоимость единицы
продукции, в частности, себестоимость тс. км, т. е. сг—>min.
Таким образом, лишь при указанных ограничениях (5.5) и
(5.7) этот показатель может рассматриваться как критерий эко-
номической эффективности.
Заканчивая этот раздел, обратим внимание на то, что все
формулы экономических критериев, приведенные выше, не совсем
точны, поскольку в них не полностью учитывается экономиче-
ская роль времени. Можно показать, что разновременные эконо-
мические явления могут сопоставляться только будучи приведен-
ными к одному моменту времени [30]. Так, например, если за-
траты /Q произведены ранее рассматриваемого момента времени
на т лет, то в этот момент времени они должны учитываться как
=/Cs(l+En,)T. В настоящее время принимается £/=0,08.
Учет фактора времени особенно необходим при оценке эф-
фективности авиационной техники, для которой характерны бы-
стрые темпы морального устаревания, и, в частности, при срав-
нении вариантов самолетов с разными сроками проектирования,
постройки и ввода в эксплуатацию. Учет фактора времени поз-
воляет, в частности, по новому подойти к вопросу о целесообраз-
ности проектирования гражданских самолетов на базе самоле-
тов иного назначения. Доказано, что оригинальный пассажир-
ский самолет имеет все основания быть эффективнее спроекти-
рованного подобным образом. Однако в некоторых частных
214
zqanx упомянутый путь проектирования приводит к экономии
СЛ\1ени, имеющей в данных конкретных условиях особое зна-
БР ие Так, например, создание в свое время пассажирского
46 щлета Ту-104 на базе Ту-16 ускорило появление в эксплуата-
с гражданской реактивной авиации. Общий положительный
Ц±(Ьект от этого отнюдь не выражается через оценку экономич-
ности только самого Ту-104. (Один из важных аспектов влияния
Фактора времени и возможность учета его в экономических
расчетах рассмотрены в разд. 4.5.)
Глава 19. МЕТОД ОПТИМАЛЬНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
19.1.	Направления оптимального проектирования. Отличие
метода оптимального проектирования от всех рассмотренных
выше состоит в том, что он является прямым методом и, следо-
вательно, может обеспечить определение параметров проектиру-
емого самолета, действительно наилучшим образом отвечающих
техническому заданию. Есть основания считать, что этот метод
позволяет повысить эффективность самолета на 10—20%. Мате-
матическая модель процесса проектирования, уже упоминавшая-
ся выше (17.1), здесь становится непосредственным объектом
изучения и может быть записана в виде следующей системы
уравнений:
ал; хгх2... хп) —> max (min),
• • • *^л) Р»
/?=/?(а1а2...
Кх = Ex (ctxct2 • • •
Y2 (°1а2 • * *
--Yп (а-1Ц2 • • •	-^1-^2 *
— U1 аха2... ал; х±х2
U2 — U2 (аха2... ал; х±х2
Un'=^LJп (ctjQg • • • ®л» «^1-^2 ' ’ • ^л)
• • *^л)-
• • • *л) > 0,
... хл} 0,
(5.8)
Здесь F — целевая функция;
— заданные параметры самолета;
*1*2— — искомые параметры самолета;
^iE2... — функции связи параметров (функции ограничений,
т. е. весовые, аэродинамические, экономические и
другие зависимости);
UXU2... — функции общих ограничений задачи (функции об-
ластных ограничений).
Рассматриваемая задача (5.8) — задача на экстремум с ог-
раничениями. Как известно, ее особенностью является то, что
215
число экстремальных решений будет больше единицы; среди них
будет безусловный экстремум, лежащий внутри области, опреде-
ляемой уравнениями ограничений, и несколько экстремальных
точек на границе этой области. Современный уровень развития
теории проектирования, математики и средств вычислений еще
не позволяет решать задачи оптимального проектирования во
всей мыслимой их полноте, о чем уже говорилось выше. Поэтому
пока что исследуются отдельные частные задачи, ограниченные
как по объему учитываемых параметров, так и по их характеру.
В связи с этим можно говорить об отдельных направлениях в
этой теории, таких как оптимизация проектных (выходных) 'па-
раметров, траектории и режимов полета; оптимизация рабочих
параметров и конструктивно-силовых схем самолета, основанная
на теории «конструкций минимального веса»; оптимизация част-
ных проектно-конструкторских решений и организации процесса
проектирования, основанная на методах сетевого управления
и планирования (СПУ).
Под выходными параметрами самолета следует понимать па-
раметры, составляющие содержание ТЗ и представляющие, та-
ким образом, непосредственный интерес для заказчика, т. е. ско-
рость, дальность, вес коммерческой нагрузки, иногда — взлетный
вес, взлетно-посадочные данные и т. п. К рабочим параметрам
должны быть отнесены более многочисленные и подробные ха-
рактеристики самолета, определяемые на основании выходных
параметров, т. е. геометрические параметры крыла, фюзеляжа,
оперения, технические характеристики систем и т. п. Отнесение
параметров самолета к той или иной категории условно и зави-
сит от формулирования ТЗ. Оптимизация конструктивно-силовой
схемы самолета означает отыскание оптимального распределе-
ния конструкционного материала при некоторых заданных усло-
виях и ограничениях. Под оптимизацией частных проектных
решений следует понимать оценку отдельных решений при про-
ектировании, таких, например, как целесообразность уменьшения
веса пустого самолета за счет применения новых более дорогих
материалов (оборудования), целесообразность повышения аэро-
динамического качества самолета за счет увеличения его веса и
т. д. Оптимизация самолета в любом из указанных направлений
осуществляется в предположении, что в других направлениях
параметры и характеристики самолета уже известны. Например,
оптимизация рабочих параметров предполагает определенный
заданный уровень весового совершенства самолета, который на-
ходит отражение в коэффициентах весовых формул. Таким обра-
зом, оптимальные решения в каждом направлении являются ус-
ловными. Тем не менее и такая оптимизация, отражающая все
тот же принцип последовательных приближений, имеет большое
значение, в частности потому, что оптимумы в технике обычно
весьма пологие и уже само приближение к ним достаточно эф-
фективно. Как было указано выше, определенное отношение к
216
бпеме оптимизации самолета имеет также система сетевого
локирования и управления проектными работами (СПУ). Как
п‘ е н0> эта система позволяет оптимизировать по срокам и
И оимости весь процесс создания самолета, т. е. косвенно (с уче-
С м морального старения техники) влияет на все его параметры
Т следовательно, на другие направления оптимизации.
И’ Б заключение следует обратить внимание на то, что реальные
проектные решения не могут не учитывать, кроме теоретических,
также многие другие соображения (например, наличие тех или
иных материалов, двигателей, аппаратуры, уровень развития
производства и т. д.). Иначе говоря, практические решения не
обязательно должны точно совпадать с теоретическими.
19.2.	Оптимизация проектных параметров. Основанием для
выбора проектных параметров самолета являются транспортные
и другие более общие потребности того экономического района
(или государства в целом), для обслуживания которого самолет
предназначается. Значение грамотного определения проектных
параметров, т. е. формулирования ТЗ, не подлежит сомнению и не
нуждается в пояснениях. В частности, важно, чтобы ТЗ не огра-
ничивали возможности дальнейших этапов оптимизации самоле-
та. Однако до последнего времени должного внимания этому
вопросу в машиностроении вообще не уделялось. И лишь в по-
следнее время в решении этой проблемы наметился прогресс,
связанный с развитием нового направления, получившего назва-
ние «экономического проектирования машин» [37].
Оптимизация проектных параметров самолетов, как и других
, транспортных средств, для своего решения требует учета не толь-
ко технических, экономических, но и социальных явлений. Мате-
матическая модель подобных задач особенно сложна. Она отли-
чается тем, что кроме детерминированных в ней могут присутст-
вовать также неопределенные параметры. В общей постановке
эти задачи оказываются очень сложными. Поэтому пока что рас-
сматриваются лишь их отдельные частные варианты, например,
следующего содержания: для данного экономического района со
сложившейся транспортной сетью выбрать из ч-исла нескольких
проектных вариантов наиболее эффективные; для данного марш-
рута и при заданной скорости определить оптимальную беспо-
садочную дальность полета; определить оптимальную расчетную
Дальность самолета, если известно, что он будет использоваться
в некотором диапазоне дальностей.
Первая из этих задач рассмотрена, например НиЬег’ом *. Для
Упрощения решения в качестве критерия эффективности была ис-
ользована масса прибыли, приходящаяся на один самолет — ве-
личина, которая может рассматриваться пропорциональной нор-
' рибыли. Оптимизировались тип самолета, крейсерская ско-
Р сть, дальность, пассажировместимость и потребный размер
* Luftfahrttechnik-Raumfahrttechnik, 1968, Nr. 11, S. 267—273.
217
парка. В этой конкретной задаче было проанализировано 27 раз-
личных проектов. Результаты анализа позволили сделать выводы
не лишенные и общего значения: для маршрутов протяженностью
200—300 км наиболее выгодным является самолет вертикального
взлета и посадки (СВВП) с подъемными двигателями, рассчи-
танный на 40 пассажиров; для маршрутов, протяженностью 400_
500 км—тот же тип самолета, рассчитанный на 80—120 пассажи-
ров; для маршрутов протяженностью 800—1000 км — обычный
самолет, рассчитанный на 120 пассажиров. Заслуживают внима-
ния варианты обратной постановки рассмотренной задачи, пред-
ставляющие собой разновидности известной транспортной зада-
чи, решаемой методами линейного программирования. Например:
в условиях сложившейся транспортной сети найти оптимальный
вариант распределения по трассам имеющихся самолетов разных
моделей; для данного экономического района при наличном пар-
ке самолетов найти оптимальный вариант размещения аэродро-
мов, т. е. спроектировать оптимальную транспортную сеть.
Задача о беспосадочной дальности полета была рассмотрена
в работе [3]. Покажем путь ее решения, связанный с возможно-
стью изменения тарифов по скорости. Для этого напомним сна-
чала понятие коммерческой скорости самолета:
4-р + Лт +
Здесь VK — коммерческая скорость, т. е. средняя скорость по
маршруту с учетом времени промежуточных по-
садок;
/кр — крейсерское время полета, т. е. время полета на рас-
стояние L с крейсерской скоростью VKp;
/д — дополнительное время, обусловленное маневрами
самолета вблизи аэродромов и отличием фактиче-
ской скорости относительно земли от крейсерской
при наборах высоты и снижениях;
/п—время промежуточных стоянок.
Полеты па большие расстояния (5—6 тыс. км и более) можно
совершать двумя способами: без посадки, используя тяжелые
дальние самолеты, и с промежуточными посадками, используя
самолеты меньших размеров. В первом случае за счет большей
коммерческой скорости, которая не будет отличаться от рейсо-
вой, полет будет совершен за меньшее время, пассажирам он
обойдется дешевле, но эксплуатирующей огранизации принесет
меньшую прибыль. Это объясняется снижением тарифа по даль-
ности, принятым в отечественной тарифной системе, и увеличе-
нием себестоимости тс.км., которое имеет место у современных
самолетов при увеличении беспосадочной дальности полета
сверх 2000—3000 км[3]. Чтобы второй вариант полета эко-
номически был эквивалентен первому, для него должен быть
установлен сниженный тариф, учитывающий экономическое
218
чение скорости (18.2). На рис. 5.2 показана схема ре-
3 ния подобной задачи, позволяющая установить оптимальную
Ш пьность беспосадочного полета, число промежуточных поса-
^ок и, следовательно, размеры соответствующего оптимального
сз^олета. Прямое отношение к рассмотренной задаче имеет за-
лача'об оптимальной беспосадочной дальности самолета в ука-
занном выше смысле, рассмотренная впервые в 1958 г. А. А. Ба-
лягиным [3]. В качестве критерия эффективности рассматривался
минимум себестоимости тс. км, что, однако, существенно не вли-
Рис. 5-2. К определению оптималь-
ной беспосадочной дальности:
/—себестоимость перевозки заданной
нагрузки с помощью самолетов, спро-
ектированных для разных дальностей;
Z, 2", 2 "—себестоимость для каждого
из этих самолетов; 3—тарифы (цены)
на перевозки; 4—специальные тарифы,
учитывающие «ценность» времени
Рис. 5.3. К определению оптимальной
дальности самолета:
1—себестоимость перевозок; 2 — тариф на
перевозки
яет на результат решения. Было показано, что Lopt мало зависит
от размеров и скорости самолета и для дозвуковых реактивных
самолетов составляет примерно 900—1200 км. Указанная вели-
чина зависит от общего уровня развития авиационной техники и
вместе с ростом аэродинамического и весового совершенства са-
молетов и экономичности двигателей исторически она будет воз-
растать.
Путь решения третьей из названных выше задач можно ус-
тановить с помощью рис. 5.3. Если бы выбор расчетной дально-
сти сказывался только на величине себестоимости тс. км, то оп-
тимальная дальность определялась бы из выражения SABCI)—>
"^mm (где SABCD—площадь фигуры ABCD), поскольку при этом
^чивалось бы наибольшее значение нормы прибыли. Одна-
о фактические условия задачи сложнее, так как выбор расчет-
д и Дальности влияет также на размеры и стоимость самолета,
КиЯ тРасс различной дальности характерны свои пассажиропото-
и частоты рейсов (табл. 6.2), а рейсовая скорость и годовой
ти ет По Дальности полета возрастают. Поэтому нахождение оп-
ЭВМЛЬНОГО Решения усложняется. Однако при использовании
НО в общем-то не составляет большого труда.
219
19.3.	Оптимизация рабочих параметров. Оптимизации рабо-
чих параметров самолета всегда придавалось большое значение
и частные задачи подобного рода рассматривались очень давно*
Таковы, например, задачи об оптимальном удлинении или стре-
ловидности крыла (разрешение противоречия вес — аэродинами-
ческие свойства), об оптимальной площади крыла (разрешения
противоречия между скоростью, условиями взлета и посадки и
весом) и другие. Интерес к этим задачам объясняется, видимо
тем, что именно они возникают перед проектировщиками само-
летов в первую очередь. Математической формулировкой задач
этого вида является система (5.8). Группа функциональных ог-
раничений в рассматриваемом случае складывается из аэроди-
намических, весовых и экономических формул. Группу област-
ных ограничений образуют неравенства, характеризующие тра-
ектории при отказе двигателей, учитывающие допустимый
уровень шума; прочность покрытий и размеры ВПП; габарит-
ные размеры и располагаемые объемы самолета; удельные на-
грузки на крыло, исходящие из условий полета на больших и ма-
лых высотах и др. Известными параметрами являются проектные
и обычно общая схема и характеристики двигателей.
Постановка рассматриваемой задачи в самом общем виде с
охватом хотя бы главных рабочих параметров самолета исклю-
чительно сложна. Поэтому обычно берутся лишь ее частные ва-
рианты с ограниченным числом изменяемых параметров (3—8).
Среди этих параметров наибольший интерес представляют:
взлетный вес Go, стартовая нагрузка на крыло ро, количество
двигателей, параметры крыла (Х$; сг\ %»...), параметры фюзеля-
жа (1)ф; Хф;...) и др. [2].
В настоящее время быстро расширяется количество парамет-
ров, которые необходимо учитывать при оптимизации проекта
самолета. Среди таких «новых» прежде всего следует назвать
параметры экономики, термодинамики, акустики, оборудования и
систем управления. Если раньше они выбирались или учитыва-
лись после определения конфигурации, размеров самолета и его
веса, то теперь их необходимо учитывать в процессе этих опре-
делений. Такая система проектирования создает предпосылки к
дальнейшему значительному улучшению свойств самолета, а так-
же к созданию принципиально новых его форм. Рассмотрим в
качестве примера, какие возможности открывает учет характе-
ристик управления при выборе основных размеров само-
лета.
Известно, что с точки зрения лобового сопротивления и веса
площадь оперения самолета полезно уменьшать. Этому, однако,
препятствуют требования устойчивости. Но если в систему уп-
равления ввести демпферы тангажа и рыскания, искусственно
повышающие устойчивость самолета, то площадь оперения мо-
жет быть существенно уменьшена, а вес конструкции самолета
за счет этого и сопутствующего уменьшения нагрузок па хво-
220
овую часть фюзеляжа — снижен. Облегчение, видимо, может
постигать 1 % Точно так же могут быть резко снижены бол-
ваночные перегрузки и соответственно уменьшен вес конструк-
ции, если установить специальное оборудование, которое путем
управления рулями в нужные моменты времени будет уменьшать
углы атаки самолета.
~ Специальная система управления элеронами и рулями и при-
менение демпферов могут быть использованы для борьбы с не-
которыми формами флаттера крыла и оперения. Расчеты пока-
ывают, что этим путем достигается ощутимая экономия веса,
так как обычно флаттероустойчивость конструкции повышают,
увеличивая толщину обшивки или устанавливая грузы. При ма-
невренных перегрузках возможно применение специальной си-
стемы управления распределением воздушной нагрузки вдоль
размаха крыла для уменьшения изгибающего момента. Таким
путем можно добиться резкого уменьшения веса крыла.
Наконец, при оптимизации параметров самолета становится
необходимым учитывать возможность появления в ближайшее
время вообще новых принципов управления, в частности, в вер-
тикальной плоскости. В связи с ростом размеров и сопутствую-
щего им еще более резкого возрастания моментов инерции са-
молетов их реакция на действие рулей высоты прогрессивно па-
дает. На режимах взлета и посадки это явление может стать
недопустимым. Поэтому разрабатываются так называемые «пря-
мые» методы управления подъемной силой крыла (при исполь-
зовании обычного руля высоты воздействие на подъемную силу
крыла достигается косвенно — путем предварительного поворота
самолета в вертикальной плоскости). К этим прямым методам
могут быть отнесены: применение поворотного крыла, предкрыл-
ков, закрылков, спойлеров, управление пограничным слоем кры-
ла (УПС) и др.
19.4.	Конструкции минимального веса. До недавнего времени
расчет конструкций на прочность во всех отраслях техники
заключался лишь в проверке прочности (жесткости, устойчиво-
сти). Разработка же конструкций велась на основе практическо-
го опыта и теоретических рекомендаций самого общего характе-
ра. Естественно, что такая система обуславливала значительные
перетяжеления конструкций. Между тем задача о конструкции,
которая в данных условиях была бы самой легкой, всегда ин-
тересовала инженеров и ученых. Первые задачи такого рода (о
°алках равного сопротивления) рассматривались еще во време-
на Галилея. Однако разработка достаточно полной теории их ре-
Шения стала возможной сравнительно недавно. Задачами опти-
мизации силовых конструкций занимались такие выдающиеся
>пеные и инженеры, как Е. О. Патон, В. Г. Шухов и Н. С. Стре-
авиации подобные задачи одним из первых рассматри-
вал н. Г. Ченцов [60]. Сейчас широко известны работы советских
А. И. Виноградова, А. А. Комарова, В. А. Комарова,
221
И. М. Рабиновича, Ю. А. Радцига, В. М. Рябченко, В. М. Шало-
ва и многих др. Из трудов иностранных ученых известны работы
польского профессора 3. Васютинского, работы английских и
американских ученых Ф. Р. Шэнли, В. Г. Микса, Г. Жерарда н
др. (Обзор многих из названных работ можно найти в рабо
те [8]).
Современная трактовка рассматриваемых задач уже вышла
за рамки только минимального веса, и поэтому теперь в общем
случае говорят о теории оптимальных силовых конструкций (си-
стем) вообще. Самая общая постановка подобных задач мыслит-
ся как синтез конструкции, т. е. выбор ее схемы, габаритов, ма-
териалов, стоимости и всех других параметров. Однако такая
постановка пока что слишком сложна. Поэтому принято обычно
рассматривать следующую задачу: заданы внешние нагрузки,
основные габариты, материал и тип конструкции; требуется най-
ти оптимальную конструкцию, соответствующую max (min) це-
левой функции. Математической моделью этой задачи является
та же система (5.8). В качестве целевой функции могут исполь-
зоваться уравнения стоимости, веса или объема материала кон-
струкции. Группу функциональных ограничений образуют урав-
нения нагружения, прочности, геометрических соотношений.
Группа областных ограничений может складываться из нера-
венств, описывающих схемные, конструктивно-технологические,
габаритные условия и др. В последнее время в числе ограниче-
ний часто рассматриваются также требования надежности, дол-
говечности или стоимости конструкции [87]. Известными пара-
метрами задачи являются свойства материалов, нагрузки, основ-
ные габаритные соотношения и т. п. Искомыми параметрами
являются количество, размеры, формы, сечения силовых элемен-
тов, объем или вес конструкции и др.
Описанный тип задач пока что является общим. Он предус-
матривает оптимизацию системы в целом, т. е. определение ко-
личества, расстановки, форм и размеров всех ее элементов.Эти
задачи можно назвать задачами глобальной или макрооптими-
зации. Они являются наиболее сложными и находятся в стадии
изучения. Тем не менее и в этом направлении уже имеются оп-
ределенные достижения [9, 14]. Для отдельных же задач этого
направления (определение размеров кессонов, количество и рас-
становка лонжеронов и нервюр в крыльях и др.) найдены доста-
точно простые решения [28,66]. Однако большие результаты пока
что получены при решении частных задач, касающихся не систем
в целом, а лишь их элементов [66, 88]. Среди этих задач (их
можно назвать задачами локальной или микрооптимизации)
можно назвать следующие: проектирование сечений оптималь-
ной формы; проектирование оптимальных пластин и оболочек
(панели крыла, фюзеляжа, оперения); проектирование опти-
мальных стержневых систем (стержни, стойки, ферменные лон-
жероны, нервюры и др.)’, проектирование оптимальных балочных
222
онструкций и рам (лонжероны, неврюры, шпангоуты и др.);
выбор оптимальных конструкционных материалов.
Изучение первых двух из названных выше задач позволило
не только сформулировать общие принципы выбора сечений для
работы на кручение, изгиб, сдвиг, с потерей и без потери устой-
чивости, но и дать новые количественные критерии для подбора
таких сечений, отличные от
прежних, основанных на
элементарном представле-
нии об удельной прочности.
В основе этих критериев
Тип. панели				1 1
	7,02	0,985	1,185	0,81
Рис. 5.4 Коэффициент формы для разных
типов панелей
лежат два новых понятия:
коэффициент формы сечения
и показатель интенсивности
нагрузки (напряженности).
Для обычных плоских пане-
лей, работающих на сжатие,
коэффициент формы панели Кп
ри устойчивости) имеет вид
(с учетом общей и местной поте-
ре ^пр
где i — радиус инерции сечения панели;
Ьс — расстояние между стрингерами;
б0 —- толщина обшивки;
дпр — приведенная толщина панели.
Коэффициент формы является критерием эффективности се-
чения. Чем он больше, тем экономичнее используется сечение,
тем меньше при прочих равных условиях вес панели. На рис. 5.4
показаны примерные оптимальные значения коэффициентов Кп
Для панелей разного типа.
Показатель интенсивности J для рассматриваемых панелей,
определяющий возможность эффективного использования мате-
риала, имеет вид
j Р
~ BnLn ’
где Р— сила, сжимающая панель;
Вп — ширина панели (расстояние между лонжеронами);
Вц — длина панели (расстояние между нервюрами).
с помощью приведенных понятий оптимальные критические
напряжения панели записываются в виде
^=CK^-\/EsVJ.	(5.9)
где г*
константа, зависящая от характера торцевых креплений
панели;
s секущий модуль упругости материала.
223
Уравнение (5.9) позволяет решать самые разнообразные оп-
тимальные задачи, а именно: находить наивыгоднейшие типы па-
нелей с высокими значениями 7<п (в частности, максимальными
значениями этого коэффициента обладают трехслойные панели)-
определять наивыгоднейшие размеры панелей (Вп, £п), при ко-
торых обеспечивается их минимальный вес; выбирать опти-
мальные конструкционные материалы. При малых интен-
сивностях нагрузки, как это видно из уравнения (5.9), наибо-
лее эффективны материалы с большими значениями отношения
V Esjy (здесь у — удельный вес материала). При больших
интенсивностях, когда явления
потери устойчивости перестают
Рис. 5.6. Максимальные допустимые
напряжения сжатия для панелей раз-
ного типа из алюминиевого сплава
(СТтс=5200)
Рис. 5.5. Удельная прочность стрин-
герных панелей из разных материа-
лов при сжатии:
/—бериллий; 2—электрон (ат с =2800); З-ду-
ралюмин (<гтс=5200); 4—титановый сплав
(отс=7500)
быть решающими, преимущество переходит к материалам с
большей удельной прочностью от.с/у (сгт.с— предел текучести
материала при сжатии). Этот критерий будет определяющим
также и при малых интенсивностях нагрузки, если явления поте-
ри устойчивости удается нейтрализовать высокими значениями
Лп (трехслойные конструкции). Приведённые условия позволяют
сопоставить весовую эффективность различных материалов в
стрингерных панелях в зависимости от интенсивности их нагру-
жения (рис. 5.5 и 5.6).
Понятие интенсивности нагрузки оказалось весьма удобным
для использования его в самых различных оптимальных зада-
чах. Так, например, удельная нагрузка на крыло может рассмат-
риваться как показатель интенсивности общего нагружения кры-
ла и, соответственно, как одно из условий, предопределяющих
его весовую эффективность. Аналогичным показателем для гид-
росистемы может служить давление, для электросистемы - на
224
я<енне и т. д. [27]. При количественной оценке влияния этих
указателей на вес их можно рассматривать как объем информа-
ции, «упорядочивающей» соответствующую конструкцию. Такой
подход помогает объяснить и выразить аналитически многие из-
вестные весовые зависимости статистического характера (напри-
мер, зависимость относительного веса конструкции от удельной
нагрузки на крыло, отношение веса обшивки панели к весу
стрингеров и т. п.).
Эффективность рассмотренных методов оптимизации исклю-
чительно высока. Так, при глобальной оптимизации агрегатов
планера видимо возможно снижение их веса на 10—20%. В ряде
случаев возможны еще большие результаты. Вес лонжеронов,
балок, шпангоутов и нервюр, спроектированных оптимальными
методами, оказывается в три раза меньше, чем если бы они бы-
ли выполнены из элементов постоянного сечения [32].
19.5.	Оценка частных проектных решений. Задача о повыше-
нии эффективности самолета в процессе его разработки мо-
жет решаться не только путем оптимизации параметров, но и с
помощью оценки частных проектных решений. Идея такого ме-
тода оценки не нова. Однако основное свое развитие она полу-
чила сравнительно недавно в работах Д. Л. Томашевича [53],
Е. А. Овруцкого, А. А. Бадягина [3] и др. Решение подобных за-
дач основано на анализе поведения целевой функции при внесе-
нии отдельных малых изменений в проект самолета. Практиче-
ски они решаются с помощью новых критериев,, которые назы-
ваются эквивалентами параметров. Важнейшей их разновидно-
стью являются стоимостные эквиваленты («стоимость парамет-
ров», «ущерб от параметра», «предельно целесообразные затра-
ты на улучшение параметра»).
Стоимостной эквивалент параметра представляет собой пре-
дельное увеличение стоимости самолета, вызванное единичным
изменением этого параметра и экономически оправданное эконо-
мией средств в процессе эксплуатации самолета с этим измене-
нием. При этом изменения параметра целесообразны, если фак-
тические затраты на единицу этого изменения не превышают
стоимости параметра. Известны стоимостные эквиваленты веса
самолета, аэродинамического качества, ресурса, надежности и
т- Д. Следуя определению, стоимостной эквивалент параметра
надо вычислять исходя из условия, что значение целевой функ-
ции до. и после внесения изменения в проект самолета останется
неизменным. Как было показано выше, при анализе подобных
задач в качестве целевой функции следует использовать приве-
денные затраты. Поэтому высказанное выше условие должно
Ь1Ть записано так:
„ С, Ks	,
С	—— = const.
н А
8
364
225
Дифференцируем это выражение по параметру Xi и, преобра
зуя, получаем выражение для определения стоимостного эквива
лента параметра х^
±	dx=( —— ——h— — ) dx
dxi	\ dxi Ен A dxi J
(5.10)
Для удобства измерений в формуле (5.10) целесообразно прини-
мать, что dxi^AXi, где Дхг- единичное изменение параметра (на-
пример, 1% веса, качества, сопротивления и т. д.).
Имея стоимостные эквиваленты, можно находить любые дру-
гие эквивалентные соотношения параметров, например, сопо-
ставлять их между собой, выражать одни параметры через дру-
гие. Следует указать, что понятие стоимостного эквивалента не-
однозначно, так так улучшение любого параметра самолета
может быть использовано по-разному. Поэтому заслуживают
внимания два варианта постановки этой задачи: G0=const,
GK.H=var, т. е. улучшение параметров реализуется для увеличе-
ния коммерческой нагрузки; GKJI=const, G0=var, т. е. улучшение
параметров реализуется для уменьшения размеров и веса этого
самолета Решение обоих вариантов приводит к вычислению ве-
личин, которые подробно были исследованы А. А. Бадягиным [3].
Наиболее
известны следующие из них: -------- — производная
<Юп
cGQ
веса по весу пустого самолета,------ — производная
дК
взлетного
взлетного веса по среднему за полет аэродинамическому каче-
но	'Л
ству, —— — производная взлетного веса по среднему за полет
удельному расходу топлива. Производные взлетного веса вычис-
ляются при основном ограничении рассматриваемых задач — не-
изменность летных данных,— которое обуславливает и другие
ограничения (p = const или S = const). Для их вычисления необ-
ходимы специальные, весьма точные исходные формулы. Из-за
недостаточной разработанности последних многие представле-
ния об этих производных и опубликованные в печати их числен-
ные значения остаются спорными. В теории оптимального проек-
тирования производные взлетного веса занимают особое положе-
ние, так как в ряде случаев могут быть использованы вместо
стоимостных эквивалентов. Эти случаи соответствуют условиям,
при которых взлетный вес самолета можно рассматривать как
критерий его эффективности (18.2). Среди производных взлет-
ного веса наиболее известен так называемый коэффициент уве-
личения веса (коэффициент роста), определяемый как отношение
увеличения взлетного веса к вызвавшему его первоначальному
изменению веса пустого самолета. Он был подробно рассмотрен
выше (9.4). Численные значения этого коэффициента сущест-
венно зависят от характера первичного изменения веса самоле-
та. Если, например, в качестве последнего рассматривается из-
226
менение
финиент
формуле
веса коммерческой нагрузки, то соответствующий коэф-
может быть найден по следующей
dGG 0,8 —0,9
•
^^к.н ^к.н
Этот коэффициент наибольший из всех других, потому что
изменение веса коммерческой нагрузки непосредственно влияет
не только на нагрузки, но и на объем фюзеляжа. Если первич-
ное изменение веса на объемы самолета непосредственно не вли-
яет, то соответствующий градиент веса будет примерно вдвое
меньше, чем определенный выше и его можно найти по фор-
муле
дС70 _	0,8 —0,9_______
ск.н 4-0,5 (Оф 4- Оо.ф)
где Оо.ф — относительный вес оборудования в фюзеляже само-
лета.
Нетрудно видеть, что метод эквивалентов не заменяет, а лишь
дополняет генеральный путь оптимизации самолета путем опре-
деления его оптимальных параметров. Однако, вместе с тем,этот
метод позволяет решать особые проектные задачи. Он, напри-
мер, позволяет оценивать эффективность таких мероприятий, ко-
торые пока что при оптимизации параметров учесть затрудни-
тельно (мероприятия, связанные с применением новых, более
дорогих конструкционных материалов, технологических процес-
сов, типов оборудования и др.). Более того, этот метод позволя-
ет оценить целесообразность самих работ по оптимизации са-
молета. Он допускает оценку схемных и компоновочных реше-
ний. Стоимостные эквиваленты позволяют установить
сравнительную значимость различных параметров самолета и
направить усилия проектировщиков по правильному руслу. Из их
анализа следует, в частности, что эффективность самолета при-
мерно в равной степени обеспечивается такими факторами, как
весовое, аэродинамическое, эксплуатационное совершенство и
Удельный расход топлива. Анализ стоимостных эквивалентов по-
казывает, что техническая политика, направленная на создание
прежде всего дешевых самолетов, сомнительна. Более дорогие,
но совершенные в эксплуатации самолеты, выгоднее. Этот вывод
заставляет пересмотреть традиционное отношение к технологич-
;°С1И КОНСТРУКДИИ и к таким требованиям производства, как
Унификация, нормализация и т. п. Оказывается, что выгода в
роизводстве от указанных мероприятий, если они осуществле-
а счет веса, аэродинамики и других важнейших свойств са-
Олета, перекрывается убытками в эксплуатации. Именно поэто-
227
му в настоящее время можно наблюдать развитие новой системы
проектирования самолетов, преследующей прежде всего специа-
лизацию конструкции. По такому принципу, например, был соз-
дан самолет ВВС США В-58.
Глава 20. МАТЕМАТИЧЕСКИЙ АППАРАТ ОПТИМАЛЬНОГО
ПРОЕКТИРОВАНИЯ
20.1.	Математические проблемы оптимального проектирова-
ния. После того как математическая модель задачи оптималь-
ного проектирования составлена, возникает вопрос о методе ее
решения. Это самостоятельная и весьма сложная математиче-
ская задача, затруднения при решении которой стремительно
возрастают с увеличением числа искомых параметров. В ряде
случаев трудоемкость ее решения может быть уменьшена, если
использовать известный в математике прием перехода от прямой
постановки задачи к обратной. Так, например, при оптимизации
рабочих параметров самолета, вместо того чтобы по проектным
параметрам (GK.H, L) отыскивать взлетный вес самолета, сна-
чала для нескольких фиксированных значений Go находят серию
значений GK.n, L. Это гораздо проще, так как основная масса
характеристик самолета явно выражается через Go, а не через
Gk.h, L. Точно так же при разработке конструкции минимального
веса часто бывает значительно проще вместо отыскания схемы
и веса конструкции по заданным нагрузкам (прямая постанов-
ка) искать несущую способность конструкции для серии задан-
ных схем и весов.
Однако основные трудности при решении системы (5.8) свя-
заны с более существенными математическими проблемами.
Лишь в простейших случаях, когда число искомых параметров
невелико, удается использовать классические методы анализа.
Значительно чаще приходится применять специальные методы.
Несмотря на то, что к настоящему времени их разработано весь-
ма значительное количество, исследования в этом направлении
необходимо продолжать. Ниже кратко описываются некоторые
основные методы решения системы (5.8).
20.2.	Классические методы [16, 39]. Основным классическим
методом является обычный метод экстремумов, основанный на
использовании необходимого условия экстремума — равенства
нулю частных производных целевой функции. При этом методе
решение системы (5.8) сводится к решению вспомогательной
системы:
-^=0; -^ = 0,... -^-=0.
дху	дх2	дхп
Рассматриваемый метод обладает рядом особенностей: целе-
вая функция и ее производные должны удовлетворять классиче-
228
ким требованиям экстремума, т. е. быть непрерывными, диффе-
енцируемыми и не иметь точек перегиба; этим методом не оп-
ределяются экстремумы, которые могут иметь место на границах
обчасти существования целевой функции; определение гранич-
ных экстремумов требует дополнительных вычислений; определе-
ние частных производных составляет большие вычислительные
трудности.
Метод множителей Лагранжа представляет собой прием, поз-
воляющий обойтись без решения уравнений связи, что часто бы-
вает очень сложно или даже невозможно. В остальном он ничем
не отличается от обычного метода экстремумов. Идея метода
заключается в том, что условия экстремума составляются не для
целевой функции, а для ее модификации
F q=F +	г л2У 2 ... лтУ п,
где Xi, Л2---^п — неизвестные множители Лагранжа, определяе-
мые в процессе решения.
Если среди уравнений связи имеются дифференциальные урав-
нения (например, уравнения движения или деформаций), то вме-'
сто экстремума целевой функции придется искать экстремаль
функционала, т. е. экстремум интеграла от этой функции. Зада-
ча, таким образом, должна будет решаться методами вариаци-
онного исчисления и примет особенно громоздкий характер.
В целом следует констатировать, что особенности классиче-
ских методов делают их использование для решения системы
(5.8) в общем случае нецелесообразным или даже невозмож-
ным.
20.3.	Прямые методы [25]. В прямых методах поиск экстре-
мума осуществляется непосредственно, без использования необ-
ходимого классического условия, имеющего вспомогательный
характер. Отсюда и их название. Все эти методы относятся к
итерационным. Основным их достоинством является большая
экономичность, так как вместо системы в них рассматривается
лишь одно уравнение — целевая функция в ее первообразном
виде. Каждому из этих методов присущи свои недостатки, на
которых мы не будем останавливаться. Заметим только, что в
настоящее время уже выполнено большое количество исследо-
ваний, чтобы сделать эти методы универсальными.
Простейшим из них является сканирование (слепой поиск),
т- в. последовательный перебор всех возможных вариантов реше-
ния, выполняемый с помощью ЭВМ. Этот метод не предъявляет
специальных требований к целевой функции (она может быть
недифференцируема, иметь разрывы, может быть задана таб-
чным способом); для него не существует трудностей при опре-
делении экстремумов на границах области существования; метод
п воляет обследовать экстремальные точки очень обстоятельно,
Дает возможность установить характер экстремума (крутой, по-
“ огни), оценить влияние отдельных параметров на целевую
22э
функцию; этот метод является единственным надежным сред-
ством для поиска глобального экстремума, т. е. самого глубоко-
го среди нескольких. К его недостаткам следует отнести большие
затраты машинного времени. Поэтому в настоящее время при-
менение сканирования, если число оптимизируемых параметров
более 7—8, считается нецелесообразным. Правда, с появлением
более быстродействующих ЭВМ возможности метода будут рас-
ширяться. Затраты времени при сканировании можно сущест-
венно уменьшить, если ввести ограничение количества перебира-
емых вариантов. Например, можно вести поиск в несколько эта-
пов, сначала с увеличенным шагом поиска, выявляя вероятные
области экстремума, а затем с более частым шагом, но уже
только в этих областях. В этом случае, однако, точность метода
снижается. Прообразом метода сканирования является так на-
зываемый метод параметрического исследования, применяемый
при оптимизации без применения ЭВМ. Метод заключается в
том, что обсчитывается множество вариантов обратной задачи,
причем таким образом, что при этом удается понять характер
влияния отдельных параметров. Результаты расчетов изобража-
ются графически, что позволяет выявить если не оптимальный,
то близкий к нему вариант.
Из остальных методов наиболее простым, но не очень точ-
ным является метод покоординатного поиска (метод Гаусса —
Зайделя) [16]. Поиск экстремума этим методом осуществляется
путем последовательного просмотра множества значений целе-
вой функции, но не бессистемно, как при сканировании, а руко-
водствуясь характером ее изменения в каждой точке пространст-
ва по каждой из координатных осей. Для этого сначала выби-
рается произвольное значение целевой функции. Затем
прослеживается ее изменение при изменении лишь одного пара-
метра. Точка, в которой обнаруживается частный оптимум по
этому параметру, фиксируется. После этого исследуется следую-
щий параметр и т. д. Развитием этого метода является метод
градиентов. Как известно, градиентом функции многих перемен-
ных называется вектор, направленный в сторону наибольшего
увеличения этой функции и определяемый выражением
1 F \? дР 	I
grad 5 = УJi-
1
где ji — единичный вектор f-й координатной оси. Определение
градиентов избавляет от необходимости в каждой точке прост-
ранства выполнять покоординатный анализ и дает возможность
сразу определить наивыгоднейшее направление поиска (в сторо-
ну, обратную направлению градиента). Метод достаточно точен,
однако он хорошо приспособлен лишь для объектов с целевыми
функциями линейного вида. В других случаях время поиска уве-
230
чивается: слишком малые шаги неэффективны, а слишком
л пьшие снижают точность. Усовершенствованным видом гради-
ентного метода, широко применяемым на практике, является ме-
т д наискорейшего спуска. От предыдущего он отличается тем,
что после первого рабочего шага последующие шаги делаются в
м же направлении, пока благоприятное изменение целевой
функции не прекратится. В новой опорной точке снова опреде-
ляется градиент, и процесс поиска продолжается дальше. Этот
метод ведет к сокращению времени поиска, однако за счет точ-
ности.
Рассмотренные выше прямые методы являются детерминиро-
ванными, так как порядок (алгоритм) поиска в них строго опре-
д ен. В последнее время получает большое развитие метод слу-
чайного поиска (метод Монте-Карло), основанный на вероятност-
ном принципе [46]. В этом методе программа поиска формируется
в его процессе на основе расчета наибольшей вероятности ус-
пеха. Этот метод приспособлен к самообучению. Он обеспечива-
ет существенную экономию времени поиска, особенно если число
оптимизируемых параметров велико (более 8—10). Правда, в
некоторых исследованиях его преимущества подвергаются сом-
нению [45].
Весьма распространенным методом решения системы (5.8) в
настоящее время является метод линейного программирования.
Однако он применим лишь в частных случаях, характеризуемых
следующими известными условиями: целевая функция являет-
ся линейной зависимостью нескольких параметров; обязательно
существуют областные ограничения, тоже линейного характера.
Однако возможности применения метода весьма велики и, в ча-
стности, потому, что некоторые нелинейные задачи иногда уда-
ется свести к линейным. Для решения задач линейного програм-
мирования в настоящее время разработано большое количество
разных алгоритмов.
В заключение заметим, что любая задача на оптимизацию
может быть значительно упрощена с помощью метода, получив-
шего название «оптимизации относительно выбранного прото-
типа». В этом случае параметры варьируются около некоторых
заранее выбранных значений, близость которых к оптимальным
уже установлена какими-либо иными способами. Область ва-
риации параметров при этом, естественно, может быть резко
сужена.
Часть шестая
ПРОБЛЕМНЫЕ ВОПРОСЫ ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ
Глава 21. СУЩНОСТЬ ПРОБЛЕМЫ
21.1. Причины ухудшения взлетно-посадочных характеристик.
Причиной ухудшения взлетно-посадочных характеристик явля-
ется увеличение скорости, с ростом которой, как уже отмечалось,
увеличивается коэффициент рентабельности самолетов, посколь-
ку возрастают их производительность и прибыль от эксплуата-
ции, а капитальные вложения — гораздо в меньшей степени.
Как известно, максимальная скорость самолета может быть
определена по формуле [5]
^тах=|/ — •— •	(6-1)
V cxQo 7дв
За период с 1920 г. по 1960 г. средние значения членов этой
формулы у пассажирских самолетов изменились следующим об-
разом: сх — уменьшение в 4 раза, удв — уменьшение в 15 раз,
Сдв — уменьшение в 2 раза, ро— уменьшение в 3,5 раза, р — уве-
личение в 50 раз до 400—500 кгс/м2. Удельная нагрузка на
крыло, как видим, играет роль важнейшего фактора увеличения
скорости полета. Объясняется это тем, что ее влияние на самолет
не ограничивается только скоростью. Чем больше р, тем ком-
пактнее весь самолет, меньше его поверхность и, соответственно,
вес конструкции. Можно также показать, что при увеличении
размеров (а развитие авиации, как отмечалось, идет именно по
этому направлению) располагаемый объем самолета меняется
пропорционально кубу линейного размера крыла. Отсюда следу-
ет, что из условий оптимального использования объема удельная
нагрузка на крыло должна меняться пропорционально корню
кубичному из Go. Практика подтверждает, что самолеты проек-
тируются в соответствии с этим условием (рис. 6.1). Увеличение
р у дальних самолетов целесообразно еще и потому, что к концу
полета их вес за счет выгорания топлива оказывается в 1,5—2
раза меньше, чем при взлете. Важнейшими среди взлетно-поса-
дочных характеристик самолета являются, кроме отмеченных
ранее, скорость отрыва при взлете — V0Tp, посадочная ско-
232
_______ Vnoc, длины разбега, пробега, взлетная и посадочная
^истанцпи (рис. 6.2). Названные две скорости пропорциональны
минимально допустимой скорости самолета у земли, т. е.
(Здесь pi — удельная нагруз-
ка на крыло при взлете или по-
садке). Из сравнения выраже-
ний (6.1) и (6.2) следует, что
увеличение р должно неиз-
бежно вести к росту Утщ и
Упос и Уотр- При этом у ско-
ростного самолета на вели-
чине Утш кроме увеличения р
Рис. 6.1. Зависимость нагрузки на
крыло и длины взлетной дистанции
от взлетного веса
будет отрицательно сказывать-
ся также и уменьшение сх.
Действительно, это уменыпе-
ние достигается прежде всего
за счет снижения строительной высоты крыла, его удлинения
и увеличения стреловидности. А между тем все эти меры или
отрицательно сказываются на сутах крыла, или снижают эффек-
тивность обычной механизации. Вместе с увеличением У0Тр,
Унос будут увеличиваться также длины разбега и пробега, по-
скольку эти характеристики прямо пропорциональны квадрату
Рис. 6.2. Взлетная и посадочные дистанции

соответствующих скоростей и, соответственно, взлетная и поса-
дочная дистанции. Таким образом, увеличение скорости объек-
тивно должно вести к ухудшению взлетно-посадочных характе-
ристик самолетов (рис. 6.3).
У2. Значение взлетно-посадочных характеристик. Отмечен-
ая выше тенденция имеет ряд нежелательных последствий.
233
\км/ч Ьпооб,м
1940	1950	1900 Годы
* •
Рис. 6.3. Развитие взлетно-посадоч-
ных и летных характеристик
1.	Усложняется пилотирование и резко снижается безопас-
ность при взлете и посадке. Между тем известно, что около 80%
всех аварий наблюдается именно на этих режимах и что верск
ятность аварии при посадке пропорциональна Гпос-
2.	Снижается «минимум погоды» самолета, т. е. возрастают
ограничения по взлету и посадке из-за метеорологических усло-
вий и понижается регулярность и прибыльность полетов.
3.	Увеличиваются размеры и стоимость аэродромов. Между
тем известно, что стоимость современного аэропорта измеряется
десятками миллионов руб-
лей и зависит более всего
от длины ВПП (Главный
лондонский порт стоит око-
ло 60 млн. долларов).
4.	Зависимость самоле-
тов от специальных аэро-
дромов снижает оператив-
ность авиации, сужает сфе-
ру ее применения.
5.	Увеличение скорости
полета ведет к возрастанию
времени маневров в воз-
духе из-за больших высот
полета, больших радиусов
разворота, наличия ограни-
чений системы управления
воздушным движением
(УВД) и по шуму. Возрастает также время наземных маневров.
Все это при полетах на небольшие дальности заметно снижает
рейсовую скорость.
6.	К не менее серьезным последствиям ведет необходимость
располагать современные аэродромы вдали от крупных населен-
ных пунктов. Известно, что «наземное время» пассажира само-
лета, необходимое для поездки от места нахождения до аэро-
порта и по прибытии от аэропорта до места назначения, сейчас
составляет около 2 час. При сравнительно коротких маршрутах
(<1600 км) это время превышает собственное время полета.
В результате этого резко увеличивается время «от дома до до-
ма» и косвенно (с учетом дополнительных расходов пассажира
на вспомогательный транспорт) возрастают авиационные тари-
фы. Как отмечалось, рост крейсерских скоростей самолетов, экс-
плуатируемых на линиях малой протяженности, за последние
20—30 лет не привел к существенному изменению времени поезд-
ки «от дома до дома» (табл. 6.1), а в некоторых случаях это!
время даже увеличилось.
7.	Перегруженность современных аэропортов вызывает частые
задержки при отправлении и приемке самолетов, что также
обуславливает значительный материальный ущерб.
234
Таблица 6.1
Изменение времени полета по маршруту Нью-Йорк—Бостон
(протяженность примерно 300—320 км)
Гоч	Время полета в мин				Скорость в км час		
	по марш- руту	маневры в воздухе	маневры на земле	всего	крейсерс- кая	рейсовая	„от лома то тома*
1940	62	5	5	72	290	250	105
1955	30	10	10	50	560	360	122
1965	20	10	20	50	890	360	122
Отмеченные недостатки современного авиационного транс-
порта усугубляются еще следующими причинами:
наибольшая перегрузка всех видов транспорта, в том числе
и авиационного, ощущается главным
образом на трассах срав-
нительно малой протяженности
(<700—800 км) (табл. 6.2);
эксплуатация самолетов на ко-
ротких маршрутах близка к убы-
точной, так как себестоимость экс-
плуатации здесь велика, а тарифы
из условий конкуренции с назем-
ными средствами транспорта срав-
нительно низки. При этом высокая
себестоимость полетов на малые
расстояния объясняется тем, что
небольшие размеры короткорейсо-
вого самолета обуславливают его
относительно низкое весовое и аэро-
динамическое совершенство (влия-
ние так называемого масштабного
эффекта), а также относительно
большие стоимость самого само-
лета и затраты па его обслужи-
вание;
из-за недостатка специальных
Таблица 6.2
Распределение общего пас-
сажиропотока по маршрутам
разной дальности (среднеста)
тистяческие мировые данные-
Дальность маршрутов км	Относительный пассажиро- поток
200	13,5
200—500	45,0
500—1000	19,0
1000—2000	12,0
2000—3000	6,0
3000	4,5
Итого	100,0%
короткорейсовых самолетов на
трассах малой протяженности часто приходится эксплуатиро-
Вать самолеты, рассчитанные на большие дальности, у которых
себестоимость тс. км на этих трассах оказывается выше, чем она
м ла быть у специального самолета. Кроме того, на коротких
Маршрутах необходима частая транспортировка сравнительно
небольших групп людей (не более 30—50 человек). Поэтому на
^ТИХ маршрутах нормальную загрузку больших самолетов обес-
ечить не удается. Преодоление отмеченных выше недостатков
° можно по двум принципиально различным направлениям.
235
Первое связано с дальнейшим увеличением скорости полета.
Однако возможности использования скорости полета как эконо-
мического фактора у дозвуковой авиации после достижения ею
чисел М=0,8—0,9 по существу исчерпаны. При этих числах М
наблюдается максимум так называемого параметра дальности
(рис. 6.4). Поэтому увеличение крейсерской скорости совре-
CR
менного реактивного самолета на 50—60 кг/час уже не влияет
на его дальность и рейсовую скорость. Только значительное уве-
личение скорости и дальности полета может дать ощутимый эко-
Рис. 6.4. Зависимость парамет-
ра дальности от числа М
комический эффект. С реализацией этой возможности связано
создание сверхзвуковых пассажирских самолетов (СПС). Одна-
ко, очевидно, что эти самолеты не могут решить проблем корот-
ких маршрутов.
Второе главное направление в развитии современной авиации
связано с увеличением не крейсерской скорости, а скорости «от
дома до дома». Оно опирается на кардинальное улучшение
взлетно-посадочных характеристик самолета. Первый предвари-
тельный шаг в этом направлении, сделанный несколько лет ра-
зад, заключался в создании реактивных самолетов малой и сред-
ней дальности (ВАС 1.11, Боинг 727, «Трайдент», DC-9 «Супер-
Каравелла», Ту-124, Ан-24 и др.). От своих предшественников —
самолетов большой дальности — они отличались меньшими раз-
мерами и весом, а главное — ранее не применявшейся мощной
механизацией крыла, что позволило использовать их на неболь-
ших местных аэродромах.
Следующий шаг в этом направлении заключается в создании
принципиально новых типов самолетов: самолетов короткого
взлета и посадки (СКВП) или STOL (Short take-off and Lan-
dung) и самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП) или
VTOL (Vertical take-off and Landung) [44, 47]. Но прежде чем
перейти к их рассмотрению, напомним основные способы улуч-
шения взлетно-посадочных характеристик самолета (табл. 6.3).
236
Таблица 6.3
Методы улучшения взлетно-посадочных характеристик самолетов
Технические принципы	Технические средства			
	Ускорение		Удельная нагрузка на крыло	Су щах кРыла
	При разбеге	При пробеге		
Выбыр пара- метров самолета	Повышение тяго- вооруженности	—	Уменьшение удельной нагрузки	Подбор профилей, формы крыла
Создание дополнитель- ной юризон- тальной тяги	Уменьшение сопротивления самолета, колес, форсаж двига- телей, примене- ние ускорите- лей, катапульт, рамп, бустерных двигателей	Применение интерцепторов, парашютов; аэродинамичес- ких и колесных тормозов, ре- верса двигате- лей, наземных тормозных средств		
Механиза- ция крыла	—	—	Увеличение S крыла при взле- те и посадке	Обычная ме- ханизация, ще- левая; изменяе- мая стреловид- ность
Активизация погранично- го слоя	—	—	—	Системы УПС, управле- ния циркуляци- ей, турбулиза- торы
Создание вертикаль- ной тяги	—	— —	Поворот век- тора тяги, при- менение подъем- ных двигателем и агрегатов	Управление циркуляцией
Глава 22. СРЕДСТВА УЛУЧШЕНИЯ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫХ
ХАРАКТЕРИСТИК
22.1.	Средства, воздействующие на ускорение самолета. Эти
средства уменьшают длины разбега и пробега самолета (и соот-
ветственно дистанции взлета и посадки) за счет воздействия на
его ускорение, не изменяя Vmin-
Для уменьшения длины разбега можно:
—	повысить тяговооруженности самолета при взлете путем
выбора соответствующего типа двигателей или временного его
форсирования. Так, например, известно, что винтовые и турбо-
вентиляторные силовые установки на малых скоростях обеспечи-
237
вают тягу существенно большую, чем обычные ТРД. Форсирова-
ние двигателей достигается за счет увеличения числа оборотов
сжигания дополнительного топлива, впрыска воды или специаль-
ных смесей и позволяет временно повысить тягу (мощность)
двигателей при взлете на 15—25%• Форсажные камеры повы-
шают тягу ТРД на 25—40%;
—	применить стартовые ускорители, сбрасываемые после
взлета. Повышение тяговооруженности при этом может дости-
гать 100%;
—	уменьшить аэродинамическое сопротивление самолета.
Для этого, поскольку при малых скоростях основным видом со-
противления является индуктивное, следует увеличивать удли-
нение крыла;
—	катапультировать самолет с помощью специальных уст-
ройств. Ими могут быть направляющие, по которым движется
тележка с установленным на нее самолетом, или устройства,
буксирующие самолет на собственном шасси;
—	произвести пуск самолета с помощью наклонных старто-
вых рамп. Необходимая для взлета подъемная сила при этом
создается как основными двигателями, так и ускорителями.
К средствам торможения самолета при посадке относятся:
Колесные тормоза. Этот вид торможения уменьшает длину
пробега примерно на 50—*60% и является необходимой принад-
лежностью любого современного самолета. Для повышения
энергоемкости и снижения веса тормозов в настоящее время они
изготавливаются с применением бериллия, металлокерамики
и других материалов. Используется также их искусственное ох-
лаждение. Во избежание юза заторможенных колес, снижаю-
щего эффективность торможения, применяются автоматы рас-
тормаживания, срабатывающие при резком уменьшении скоро-
сти вращения колеса. Эти автоматы уменьшают также износ
покрышек и повышают безопасность эксплуатации.
Тормозные парашюты. Этот вид торможения весьма эффек-
тивен. Однако парашюты опасны при наличии бокового ветра,
громоздки, дороги и недолговечны. Поэтому в гражданской ави-
ации они обычно используются в качестве аварийного средст-
ва. Вместо парашютов могут применяться аэродинамические
тормоза, представляющие собой поверхности на фюзеляже или
крыле, отклоняемые при посадке. Из-за небольшой площади этих
тормозов их эффект существенно меньше, чем у парашютов.
Эффективным средством торможения самолета являются
спойлеры (интерцепторы). Кроме увеличения Сх они уменьшают
также Су крыла, чем обеспечивается большее давление самоле-
та на ВПП и эффективность работы колесных тормозов.
Одним из наиболее совершенных способов торможения само-
летов является реверсирование тяги винтов или двигателей-
Реверсирование обеспечивает торможение, не зависящее от ско-
рости самолета и особенностей поверхности аэродрома.
238
В последнее время предложены так называемые «бустерные»
двигатели. Такой двигатель имеет малые размеры и вес и вклю-
чается лишь при взлете и посадке. При взлете он работает как
ускоритель, а при посадке поворачивается на 180° и создает от-
рицательную реверсивную тягу (подробнее см. 4.4 и 6.2).
F Кроме «бортовых» средств торможения применяются «назем-
ные» средства. К ним относятся сети, тросы, за которые самолет
зацепляется при посадке, после чего эти устройства могут вклю-
чать в работу другие тормозные устройства: гидравлические ци-
линдры, грузы и т. п. В последнее время предложены также
специальные задерживающие типы покрытий для последних уча-
стков дорожки. Наземное торможение в среднем вдвое эффек-
тивнее бортового.
Нетрудно видеть, что рассмотренным средствам присущи сле-
дующие недостатки: поскольку они не влияют на величину Vmin,
они не снижают общей нагруженное™ шасси и всей конструкции
самолета; из условий комфорта и безопасности многие из них
неприменимы для пассажирских самолетов; из-за необходимости
использовать отдельные средства для взлета и посадки возра-
стают сложность и вес самолета. Уменьшение длины ВПП за
счет этих средств сопровождается усложнением самолета и
аэродромного оборудования.
22.2.	Средства, влияющие на удельную нагрузку крыла. Есте-
ственным средством для улучшения взлетно-посадочных харак-
теристик самолета представляется управление площадью крыла.
Эта идея используется во многих видах современной механиза-
ции крыла. Но на пути ее широкого применения стоят большие
конструктивные и весовые трудности. Тем не менее в прошлом
было построено несколько самолетов с подобным типом механи-
зации крыла [52]. Опыт создания складывающихся крыльев и
крыльев с изменяемой стреловидностью свидетельствует о том,
что практическое воплощение подобных, казалось бы, фантасти-
ческих идей вовсе не исключено. Так, например, сравнительно
недавно были начаты летные испытания самолета «Бичкрафт
18» с крылом изменяемого размаха, что позволяет влиять не
только на площадь, но и на индуктивное сопротивление крыла
(см. стр. 69).
Уменьшение нагрузки на крыло при взлете и посадке воз-
можно также косвенным путем за счет создания в соответствую-
щие моменты времени дополнительной вертикальной тяги. Изве-
стны следующие варианты решения подобной задачи:
— поворот всего двигателя или выхлопной трубы (у ТРД).
оскольку горизонтальный компонент тяги пропорционален ко-
инусу угла поворота, а вертикальный — синусу этого угла, то
Достаточно сравнительно небольшого поворота вектора тяги;
применение специальных подъемных двигателей;
г '"применение турбовентиляторов, приводимых в действие
азами, отбираемыми от основных двигателей;
239
—отклонение спутной струи от винтового двигателя или ТВД
с большим коэффициентом двухконтурности с помощью системы
мощных закрылков (рис 6.5).
22.3.	Теоретические основы увеличения с?утах крыла. Прежде
чем рассматривать конструктивные средства увеличения
крыла, напомним некоторые теоретические сведения.	х
Величина Cymax профиля крыла, обтекаемого идеальной жид-
костью согласно теореме Н. Е. Жуковского, пропорциональна от-
носительной кривизне профиля. Однако в условиях реального об-
текания на величину с^щах оказывает влияние также возникно-
Рис. 6.5. Схема действия сил на
самолет с управлением спутной
струей от винтов (при взлете):
Уь.р—подъемная сила; QKp—сопротивле-
ние; /?кр—равнодействующая аэродина-
мических сил; R—тяга винтов; /?£ —
равнодействующая всех сил; Q — угол
наклона равнодействующей
вение пограничного слоя и связанных с ним явлений срыва
потока. Задача увеличения сутах крыла в этих условиях сводит-
ся к предотвращению раннего срыва. Для этого, прежде всего,
следует выдерживать значения основных характеристик обтека-
ния тел (критериев подобия), числа Рейнольдса (Re) и числаМ
в необходимых пределах. Как известно, турбулентный погранич-
ный слой, возникающий при больших числах Re, располагает
большим запасом кинетической энергии и менее подвержен сры-
ву, чем ламинарный. Поэтому для увеличения с^шах следует
повышать число Re профилей, для чего увеличивать хорды кры-
ла. Число М, как известно, оценивает сжимаемость воздуха, ко-
торая сказывается на общей картине давлений, скоростей и тем-
ператур около обтекаемого тела. В частности, волны уплотнения
вызывают резкие колебания давлений вдоль хорды* профиля
(продольные градиенты давления), которые способствуют срыву
потока. Поэтому увеличение числа М сверх 0,3—0,4 обычно ве-
дет к падению с^шах профилей крыла. При взлете и посадке из-
за порывов ветра, начальной турбулентности воздуха и крутых
маневров местные критические числа М могут быть достигнуты
уже при числах М полета, меньших 0,15—0,2. Для предотвраще-
ния этого явления необходимо подбирать соответствующие про-
фили. Ряд мер специально преследует уменьшение продольных
градиентов давления. К ним относятся: применение оптимальных
значений с = 0,12—0,18; скругление носка и хвостика профиля,
что задерживает носовой и кормовой срывы (оптимальные ра-
диусы скругления носка у профилей умеренной толщины —Ю
12%—позволяют увеличить с^тах в полтора раза); размещение
240
для малых
скоростей
для Больших
скоростей
Простая
механизация
максимальной толщины профиля ближе к носку примерно на
25—30% его хорды и др. Последняя группа средств, используе-
мых для увеличения с^тах крыла, связана с аэродинамическим
проектированием крыла в целом и преследует предотвращение
па них местных срывов. Сюда относятся: выбор оптимального
сужения крыла для увеличения чисел Re профилей, лежащих в
его центральной части, потому что срыв на крыле возникает в
первую очередь именно здесь; оптимальный подбор типов профи-
лей вдоль размаха крыла; изменение вдоль размаха установоч-
ных углов атаки профилей («крутка» крыла); тщательное проек-
тирование формы зали-
зов, концевых обтекате-
лей и других элементов
крыла. На стреловидном
крыле, кроме того, приме-
няются перегородки, «за-
пилы», переменная стре-
ловидность по передней
кромке и др.
Заметим, что у совре-
менных профилей крити-
ческие углы атаки в зави-
симости от формы про-
филя, числа М и других
факторов имеют значение
акр=8—18°. Значения
Меньшие значения относятся к тонким, симметричным,
«скоростным»
называемым
с большой
числах Re.
Щитки Крюгера 
и хвостовой
щглеоая
механизация^

27
Рис. 6.6. Развитие типов механизации
колеблются от 0,7 до 1,7—1,75.
т. е.
профилям и малым числам Re. Большие — к так
«несущим» профилям, т. е. умеренно толстым
относительной кривизной и при больших
22.4.	Механизация крыла. Именно за счет механизации взлет-
ные скорости современных самолетов не превышают 300 —
350 км/ч, а посадочные 240—290 км/ч, в то время как макси-
мальные скорости достигают 2000—3000 км/ч и более. Иначе
говоря, диапазон скоростей современных самолетов равен 7—10,
тогда как у первых самолетов он мало отличался от единицы.
Заметим попутно, что у самолетов КВП диапазон скоростей
увеличивается до 14—20.
Идея механизации крыла заключается главным образом в
возможности преобразовывать профили крыла, рассчитанные на
большие скорости, в пригодные к полету на малых скоростях.
Действительно, скоростные профили должны быть тонкими
('<0,14), иметь малую или нулевую кривизну, относительно ос-
трую переднюю кромку и максимальную толщину, смещенную
На 50% хорды. Требования к нескоростным «несущим» профи-
лям, как известно, обратного порядка. На рис. 6.6 схематично
Изображены профили, спроектированные для больших и малых
8**	364
241
скоростей, и показаны пути разрешения противоречия между
этими профилями с помощью обычной механизации. Простей-
шими ее видами являются отклоняемые вниз носок и хвостовая
часть крыла (простой закрылок или щиток), увеличивающие та-
ким образом относительную кривизну профиля.
Возможности простейшей механизации крыла весьма огра-
ничены, тем более что эффекты отклонения носа и хвостовой
части крыла не суммируются, а лишь дополняют друг друга:
хвостовой срыв не должен сводить на нет эффект, достигнутый
на носке профиля и наоборот. Поэтому простейшая механизация
сейчас встречается сравнительно редко, хотя в последнее время
применительно к тонким крыльям скоростных самолетов разра-
ботаны новые, эффективные средства такой механизации (щи-
ток Крюгера, увеличивающий площадь и кривизну крыла; тур-
булизаторы — небольшие пластинки, устанавливаемые перпенди-
кулярно поверхности крыла для активизации пограничного слоя).
Уже в первые годы развития авиации были сделаны попытки
усовершенствовать простейшую механизацию за счет воздейст-
вия на пограничный слой, что привело к появлению современной
щелевой механизации, т. е. предкрылков и щелевых закрылков.
Их действие основано на использовании сразу трех принципов:
увеличения кривизны профилей, площади крыла и сообщения по-
граничному слою дополнительной кинетической энергии за счет
перетекания воздуха через щели, образуемые при работе меха-
низации, с нижней поверхности крыла из области повышенного
давления на верхнюю. Идея подобной механизации была выска-
зана и обоснована С. А. Чаплыгиным еще в 1910 г. Конструк-
тивное оформление она получила в 20-х годах.
Предкрылки разделяются на фиксированные, автоматические
и управляемые. Последние сейчас применяются наиболее часто.
На очень тонких крыльях по конструктивно-весовым соображе-
ниям их целесообразно заменить щитками Крюгера. Характер-
ным в действии предкрылков является то, что вместе с увели-
чением Cj/max (примерно на 50%) увеличивается и критический
угол атаки (тоже на 50%)* Кроме того, предкрылок увеличива-
ет сх крыла. Все это затрудняет использование предкрылков как
самостоятельного вида механизации, и они применяются исклю-
чительно в сочетании с механизацией задней кромки крыла.
Щелевые закрылки делятся на выдвижные (однощелевые) и
раздвижные (двух- и трехщелевые). У многощелевых закрылков
эффект дополнительных щелей используется для предотвращения
срыва потока на самом закрылке, что повышает его работоспо-
собность до больших углов отклонения. Действие закрылков
основано прежде всего на увеличении кривизны профиля. Поэто-
му критический угол атаки при действии закрылка не увеличи-
вается.
Конструкция закрылков достаточно сложна и приводит к
значительному увеличению веса крыла (до 20—30%), что за-
•42
яет при оценке целесообразности их применения на пасса-
жирских самолетах выполнять соответствующий анализ.
Сравнительно недавно появился новый вид механизации
ла — изменение угла стреловидности. У самолета с крылом
изменяемой стреловидности она устанавливается в зависимости
от режима полета. Как известно, величина подъемной силы кры-
та зависит от эффективной скорости набегающего потока Уэфф-
При нулевой стреловидности КЭфф совпадает со скоростью поле-
та. При стреловидности, отличной от нуля КЭфф=Ксозх и соот-
ветственно меньше подъемная сила крыла. Кроме того, у стре-
ловидного крыла ухудшены характеристики продольной устой-
чивости и управляемости. При взлете, посадке и полете с малыми
скоростями крыло переменной стреловидности устанавливается
на нулевую стреловидность и имеет большую подъемную
силу и лучшие характеристики устойчивости и управляемости.
Наоборот, при полете со звуковыми скоростями обеспечивается
угол стреловидности, больший нуля. При этом снижается
волновое сопротивление крыла; ухудшение же его несущих
свойств компенсируется большой скоростью полета. Создание
крыла изменяемой стреловидности выдвигает много проблем,
связанных с устойчивостью и управляемостью полета и конст-
рукцией самого крыла. Достаточно сказать, что его вес может
быть в 1,3—1,4 раза больше, чем у обычного. Несомненно, од-
нако, что переменная стреловидность является весьма перспек-
тивным средством улучшения данных самолета.
22.5.	Управление пограничным слоем (УПС). Идея активно-
го УПС (или просто УПС) состоит в том, чтобы сообщить по-
граничному слою дополнительную кинетическую энергию за счет
специальных источников энергии. Эта идея известна давно. Еще
в 1904 г. Л. Прандтль экспериментально показал эффективность
влияния отсоса пограничного слоя на течение жидкости в тру-
бах. В 1926 г. Б. Н. Юрьев предложил крылья с подвижной по-
верхностью. В 1938 году подобная конструкция была экспери-
ментально осуществлена Фавром. Эксперименты со сдувом и
отсосом пограничного слоя на крыле особенно активно проводи-
лись после второй мировой войны. Однако до появления ТРД
создание системы УПС на самолетах оставалось проблематич-
ным, поскольку для этого требовались дополнительные насосы
или компрессоры со сложным приводом от основных или специ-
альных двигателей, тяжелые каналы и другие устройства. И без
того большой вес поршневых силовых установок не допускал до-
полнительных утяжелений, а спутная струя от винтов отрица-
тельно сказывалась на работе системы. Условия для практиче-
екого применения системы УПС на самолете возникли лишь в
связи с появлением в середине 40-х годов ТРД — двигателей
небольшого удельного веса, позволяющих к тому же получать
сжатый воздух или выхлопные газы непосредственно от двига-
теля. С другой стороны, нельзя не отметить, что именно скорост-
8-*
243
ная реактивная авиация заинтересована в таком мощном сред-
стве, как УПС в наибольшей степени. Новые перспективы перед
системами УПС открывает появление ДТРД с большими коэф-
фициентами двухконтурности, позволяющими отбирать от дви-
гателей очень большие количества воздуха.
Пока что УПС достаточно широко применялось лишь на не-
больших военных самолетах. Однако все говорит о том, что УПС
является важнейшим перспективным средством для пассажир-
ских самолетов и внедрение его в гражданскую авиацию уже
стало насущной необходимостью. Чаще всего разные варианты
систем УПС применяются в комбинации с обычной механизаци-
ей. При этом УПС на носке крыла действует подобно предкрыл-
ку и делает его ненужным, а УПС перед закрылком усиливает
его эффект и позволяет упростить схему закрылка. Возможны
системы со сдувом и отсосом пограничного слоя. Первые полу-
чили наибольшее распространение потому, что они проще систем
с отсосом, хотя последние считаются более экономичными. Кро-
ме того, система со сдувом обладает еще одной существенной
особенностью. Отсос пограничного слоя удаляет замедленный
пограничный слой и восстанавливает тем самым количество его
движения. Естественно, что последнее при этом не может пре-
высить количество движения невозмущенного потока, а сутах
не может превзойти значение, определяемое теорией потенци-
ального обтекания. Сдув пограничного слоя создает некоторую
реактивную тягу, а также сообщает пограничному слою коли-
чество движения, превышающее значение, определяемое теори-
ей потенциального обтекания, и как бы увеличивает циркуля-
цию вокруг профиля (явление так называемой «сверх-» или
«суперциркуляции»). При этом величина с^тах может превы-
сить «нормальные» значения и во всяком случае быть больше,
чем при отсосе.
Отсос может осуществляться через щели, перфорированную
или пористую обшивку верхней поверхности крыла. Отсос, рас-
пределенный по поверхности, более экономичен, чем дискретный
(щелевой), и применяется чаще. Отсос с передней кромки за-
крылка экономичнее, чем отсос с передней кромки крыла, но кон-
струкция его сложнее. Следует отметить следующие общие недо-
статки конструкции систем с отсосом.
Изготовление обшивок сложно, они увеличивают вес крыла;
требуется установка специальных компрессоров с приводом от
основных или специальных двигателей самолета. Трубопроводы
системы должны обладать высокой герметичностью, так как тре-
буется достаточный запас по разрежению, чтобы система не бы-
ла чувствительна к пульсации давлений, имеющим место на по-
верхности обшивки. Поэтому трубопровод, рассчитываемый к
тому же на потерю устойчивости, получается тяжелым.
Существует опасность засорения и обледенения щелей и от-
верстий в обшивке, а также засасывания в систему воды.
244
Интенсивность отсоса обычно оценивается коэффициентом
расхода [38]:
Cq~~SV '
е Q — объем воздуха, отсасываемого в 1 секунду (м3/с).
Эффект сдува зависит не только от расхода воздуха, но и от
его скорости. Поэтому интенсивность сдува оценивается коэффи-
циентом импульса количества движения струи сдува:
Р __ wzTFc
11—	’
где т — массовый секундный расход воздуха,
Wc— скорость струи на срезе сопла,
q — скоростной напор.
При сдуве в форсунках может быть использован эффект
эжекции, который позволяет повысить импульс струи вдвое.
Внедрение систем УПС на современных самолетах связано с
необходимостью решить ряд сложных проблем. К ним относятся
создание соответствующих силовых установок, развитие теории
расчета пограничного слоя, проблема надежности и безопасности
при полетах на малых скоростях, проблема веса и, наконец»
проблема экономической эффективности.
Самолет с системой УПС должен иметь двигатели, позволяю-
щие без существенных потерь тяги (не более 3—5%) отводить
необходимое количество сжатого воздуха от компрессоров. Это-
му требованию пока что удовлетворяют не все типы ТРД. Кроме
того, возникает задача обеспечения работы входных устройств
ТРД на больших углах атаки. Она может быть решена с по-
мощью специальных предкрылков, устанавливаемых на входе в
воздухозаборники. При посадке самолета с УПС необходимо
разрешать противоречие между необходимостью уменьшать тя-
гу по траектории, но увеличивать ее для обеспечения работы
системы УПС. При установке на самолете нескольких ТРД кол-
лекторы отбора воздуха должны быть соединены между собой,
чтобы получить одинаковые характеристики системы на обоих
крыльях и обеспечить ее работоспособность при отказе любого
Двигателя. Должна быть обеспечена безопасность также при от-
казе всей системы УПС.
У самолета с УПС достаточно сложны вопросы пилотирова-
Ния на малых скоростях в сильно скошенном потоке и в непос-
редственной близости от земли, существенно влияющей на рабо-
ту системы. Полет в этих условиях характеризуется нарушением
всех видов устойчивости и управляемости. Поэтому, как правило,
требуется автоматизация управления самолетом и применение
Различных специальных устройств. В частности, для повышения
характеристик продольной устойчивости и управляемости уста-
Кавливают предкрылки или систему УПС на стабилизаторе. При-
9	364	245
менение системы УПС на самолете, по имеющимся данным, уве-
личивает вес пустого самолета примерно на 2—4% О0, если при-
меняется отсос, и на 1—2% 60, если применяется сдув. Эти
цифры, как нетрудно видеть, весьма значительны.
22.6.	Управление циркуляцией крыла. Если на кормовой кром
ке крыла обеспечить достаточно мощный сдув поверх закрылка
Рис. 6-7. Схема давлений и реак-
тивных сил, действующих на про-
филь с реактивным закрылком
то Су max крыла может дости-
гнуть значения 7—7,5 и даже
более. Идея такого способа
увеличения подъемной силы
крыла была выдвинута в 50-х
годах и получила название
реактивного (струйного) за-
крылка или управления цирку-
ляцией (рис. 6.7). Действие
реактивного закрылка исходит
из принципа УПС. Однако ка-
чественно оно приобретает но-
вый характер, так как реактив-
ная струя создает тягу и вер-
тикальную подъемную состав-
ляющую. При этом тяга струи
тяги двигателей. Взаимодействуя
может компенсировать потери
с набегающим на крыло потоком, реактивная струя перестраи-
вает также картину обтекания профиля, создавая над крылом
очень высокое разрежение. Описанное явление, как уже отмеча-
лось, называется сверх- или суперциркуляцией. Интенсивность
реактивного закрылка оценивается так же, как и для системы
Таблица 6.4
Примерная эффективность способов увеличения с^взл
Тип механизации	г!/взл <СУ взл<сУ тах^
Отклоняемый носок
Предкрылок
Закрылок
Щелевой закрылок
Двухщелевой закрылок
Отклонение спутной струи
Сдув пограничного слоя (потеря тяги не более
5%)
Струйный закрылок (затрата тяги не более 30%)
Реактивный закрылок (затрата тяги не более
30%)
1.2—1,4
1,5—1,6
1.7—1,8
2,0
2,6
3+0,8 Ср (4,5)
34-30 Ср (5.0)
5+1.5 Ср. (6,5)
5+2,5 Ср (7.5)
246
vnc коэффициентом импульса количества движения струи.
Применение реактивного закрылка на самолете сопряжено
с большими конструктивными трудностями. Крупным недостат-
ком реактивного закрылка является также значительное смеще-
ние фокуса и центра давления при работе закрылка к задней
кромке крыла. Для работы реактивного закрылка необходимы
двигатели большой мощности, при посадке их необходимо ревер-
сировать. Одним из вариантов реактивного закрылка является
струйный закрылок с внутренним каналом. У такого закрылка
сТруя выбрасывается через канал, образуемый верхней и нижней
частями закрылка. Расход воздуха и потери тяги основного дви-
гателя при этом довольно значительны. Однако тяга за счет
закрылка практически не только восстанавливается, но и даже
увеличивается, что объясняется эффектом эжекции наружного
воздуха. В табл. 6.4 приведены сравнительные данные об эффек-
тивности различных средств механизации и систем УПС.
Глава 23. САМОЛЕТЫ КОРОТКОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ (СКВП)
23.1. Определения, классификация и проектные требования.
Как было уже отмечено, самолетами короткого взлета и посадки
принято называть самолеты, которые, обладая высокой крейсер-
ской скоростью, в то же время имеют малую величину взлетно-
посадочной дистанции. Под малой взлетно-посадочной дистанци-
ей вначале принималась величина порядка 150 м при высоте
препятствия 15 м. Позже выяснилось, что самолет, созданный по
таким требованиям, по сложности и стоимости не будет отли-
чаться от самолета более высокого класса — самолета вертикаль-
ного взлета и посадки. Поэтому взлетно-посадочная дистанция
для самолетов КВП была увеличена сначала до 300—400, а за-
тем до 600—=650 м в зависимости от назначения и размеров са-
молета. В настоящее время иногда различают самолеты коротко-
го взлета и посадки (СКВП) (150 м<Ав.д<350 м) и самолеты
укороченного взлета и посадки (СУВП) (350 м<£в.д<650 м).
Заметим, что для обычных самолетов длина дорожки в боль-
шинстве случаев превышает 1200 м, а величина взлетной дистан-
ции составляет не менее 1800 м. Посадочная скорость СКВП при-
мерно вдвое меньше, чем у обычного самолета и составляет 100—
НО км/ч.
Как тип СКВП сложился в 50-е годы. К настоящему времени
°строено уже несколько • моделей СКВП. Большое количество
Роектов находится в стадии разработки (табл. 6.5). Некоторые
амолеты КВП рассчитаны на применение в районах с неблаго-
приятными аэродромными условиями. К ним предъявляют особо
ВЫщенные требования в отношении шасси, которое должно об-
Дать хорошей проходимостью и способностью на быструю за-
мену (например, колесного на лыжное). Другие — предназначе-
ны для эксплуатации на авиационных трассах малой протяжен-
ности (до 1600 км). Самолеты этого назначения должны
разгрузить наземные средства транспорта и ускорить сообщение
Они будут эксплуатироваться не только с обычных, но и с не-
стационарных аэродромов, устраиваемых даже в черте города
во дворах, на мостах, понтонных устройствах на воде и т. п*
К самолетам этого назначения предъявляются особые требова-
ния в отношении надежности, безопасности и комфорта как для
пассажиров, так и для населения, а главное, как уже отмеча-
лось,— в отношении рентабельности.
Рис. 6.8. Особенности маршрутов
разной дальности
Рис. 6.9. Весовая отдача СКВП
23.2. Принципы и проблемы проектирования. Создание СКВП
исключительно сложная инженерная проблема, которая включа-
ет в себя: выбор схемы и основных параметров самолета, выбор
типа и числа двигателей, решение задач летной и технической
эксплуатации, конструкции, прочности, веса, оценку эффективно-
сти самолета в целом. Остановимся на основных аспектах этих
вопросов.
1.	Существующие СКВП, как правило, имеют небольшие раз-
меры. Это объясняется следующими причинами.
Как уже отмечалось, улучшение взлетно-посадочных характе-
ристик наиболее актуально для самолетов, используемых на
маршрутах малой дальности (<1600 км), где рейсы часты, а
количество пассажиров за рейс — невелико (рис. 6.9).
Как было показано выше, с ростом размеров самолета удель-
ная нагрузка на крыло закономерно увеличивается, а взлетно-
посадочные характеристики ухудшаются (см. рис. 6.1). Следо-
вательно, трудности создания СКВП растут с увеличением ег
размеров.
Отмеченное явление, однако, безусловно является преход
щим, так как количество пассажиров за рейс на всех маршрут3
с годами быстро увеличивается. По данным иностранной лечат
248
249
в недалеком будущем ожидается появление СКВП достаточно
больших размеров.
2.	Для того чтобы осуществить основную идею СКВП, требу-
ется применение возможно более полного комплекса всех тех
средств, которые рассматривались выше (в гл. 22).-
В частности, увеличение тяговооруженности СКВП диктуется
тем, что самолеты этого типа особенно чувствительны к причи-
нам, вызывающим при взлете и посадке хотя бы временное и
небольшое увеличение сопротивления: отклонение закрылков на
большие углы, неблагоприятные характер и состояние покрытия
ВПП и др. По данным зарубежной печати, у современных истре-
бителей Ro=0,5—0,7, у транспортных самолетов /?о = О,2—0,34,
для самолета КВП наиболее приемлемо значение Ro = 0,35—0,5.
Однако поскольку высокая тяговооруженность для самолетов
рассматриваемого типа в полете является излишней, а с весо-
вой точки зрения просто вредной, повышения тяги на старте
часто достигают за счет различных средств форсирования.
С этой точки зрения представляет интерес примененный на са-
молете Де-Хевилленд Канада (DHC) «Оттер» бустерный дви-
гатель (см. стр. 239).
3.	Наилучшим типом двигателя для СКВП является ТВД,
как обеспечивающий максимальную тягу при малых скоростях.
Этот тип двигателя позволяет также повысить эффект механиза-
ции крыла. Однако в случае установки на самолете систем УПС,
как уже отмечалось, наиболее приемлемыми будут ТРД и осо-
бенно ДТРД. СКВП, как правило, должен иметь не менее двух
двигателей, чтобы обеспечить безопасность полета в случае от-
каза одного из них. При этом, как и для всякого короткорейсо-
вого самолета, из двух важнейших требований к авиационному
двигателю — малый удельный вес и малый удельный расход —
первое пока что является более важным.
4.	СКВП выдвинули целый ряд новых вопросов, связанных с
летной и технической эксплуатацией. Специфичные требования
предъявляются к ним по линии устойчивости, управляемости и
общей безопасности полета при малых скоростях. С одной сто-
роны эксплуатация этих самолетов из-за малых значений Vnoc
существенно более безопасна. Однако, с другой стороны, попет
на малых скоростях связан с возможностью потери эффективно-
сти обычных органов устойчивости и управления. Считается, что
они эффективны при отсутствии явлений срыва до скорости 90
105 км/ч (у земли). При меньших скоростях должны использо-
ваться или обычные, но увеличенные органы управления, или
специальные системы (струйные газодинамические рули, управ-
ление вектором тяги и т. д.). Начиная с некоторых малых скоро-
стей применение специальных систем становится неизбежным.
Во всяком случае, полет на СКВП пока что требует высокой ква-
лификации летного персонала, а конструкции и системы самоле-
та должны обладать повышенной надежностью. Одним из средств
250
повышения надежности СКВП является полная автоматизация
этапов взлета и посадки.
Для СКВП достаточно острой является также проблема шу-
ма, поскольку их применение планируется в непосредственной
близости от городов или даже внутри их. Шум от СКВП в об-
щем меньше, чем от обычных самолетов, что, однако, не сни-
жает остроты самой проблемы. Для уменьшения шума рекомен-
дуют использовать надводные взлетно-посадочные площадки и
всякого рода глушители.
Ряд новых задач выдвигается также по линии технического
обслуживания самолетов, оборудованных системами УПС (см.
стр. 244).
5.	При создании СКВП сложной является проблема веса,
поскольку все средства уменьшения взлетно-посадочной дистан-
ции самолета требуют больших весовых затрат. По имеющим-
ся литературным данным, вес крыла СКВП, как правило, увели-
чивается минимум на 10—15% против обычного механизирован-
ного крыла. Вес силовой установки может возрасти в 1,5 раза
(на самолете Бреге 141 вес синхронизации винтов составляет
3% Go, а мощность, потребляемая этой системой,— 1,44% крей-
серской мощности). Вес шасси СКВП, если он рассчитан на при-
менение с грунтовых аэродромов, составляет 5—6%. На рис. 6.9
в качестве примера показано, как меняется полная весовая от-
дача современных СКВП при неизменном взлетном весе в за-
висимости от потребной величины взлетной дистанции. (Для
уменьшения Лв.д в данном примере использовались винты боль-
шого диаметра и мощная механизация крыла).
23.3. Эффективность и перспективы развития. Из предыдущих
данных должно следовать, что современные технические сред-
ства еще не обеспечивают необходимой эффективности СКВП и
преимущества последних перед обычными самолетами пока что
носят потенциальный характер. Некоторые иностранные специ-
алисты заявляют, что современная наука и техника вообще еще
не готовы к созданию таких самолетов (также как и СВВП и
самолетов с УЛО). И действительно, большие при прочих рав-
ных условиях вес и сложность СКВП по сравнению с обычными
самолетами обуславливают и большую их стоимость (табл. 6.6).
Прямые эксплуатационные расходы (ПЭР) у них пока что
вставляют ПО—120% соответствующих расходов обычных са-
молетов аналогичного назначения. Однако более глубокий эко-
номический анализ показывает, что и в современных условиях
эти самолеты могут конкурировать по экономичности с обыч-
ными.
Большая рейсовая скорость и мобильность СКВП позволя-
эксплуатировать их более интенсивно и за счет этого сокра-
ать размер потребного парка самолетов, т. е. соответствую-
ие капитальные вложения.
251
Таблица 6.6
Сравнительная стоимость самолетов разных типов
Типы самолетов		Относительна» стоимость
СКВП	Обычный самолет	1,0
	С ТВД	1.25—1,3
	С ТРД (вентиляторы в крыле, УПС, реактивный зак- рылок)	1,3—1,75 I
СВВП	С ТВД и поворотными винтами	1,5—1,75 I
	С ТВД и поворотным крылом	2.0—2.5
	С ТРД	2,0—2,5
СКВП требуют также минимальных капиталовложений в на-
земные сооружения. Кроме уменьшения размеров новых аэро-
дромов это связано также с тем, что
СКВП можно эксплуатировать,
используя 95% всех существующих
аэропортов, в то время как для обыч- §
Рис. 6.10. Весовая отдача СВВП и СКВП с
ТВД
Рис. 6.11. Прогноз весового
совершенствования СКВП и
СВВП
ных самолетов местных линий можно использовать
лишь 35%
этих аэродромов (из-за малой длины ВПП).
Уменьшение задержки в портах, упрощение системы управ-
ления воздушным движением (УВД) при внедрении СКВП при-
252
едет также к уменьшению аэропортовых расходов. Как показы-
вают расчеты, это снижение может компенсировать названное
выше увеличение прямых расходов и таким образом полная се-
бестоимость тс. км самолетов этого типа не будет отличаться от
таковой у обычных самолетов. По критериям приведенные за-
траты или коэффициент рентабельности преимущества СКВП,
из-за меньших капитальных вложений, еще более очевидны.
Большой интерес представляет развитие СКВП и повышение
их эффективности в ближайшем будущем. Решающую роль в
этом вопросе должно сыграть весовое совершенствование кон-
струкции и двигателей, поскольку вес этих частей самолета КВП
особенно велик по сравнению с обычным самолетом. По данным
иностранной печати к 1980 г. удастся поднять весовое совершен-
ство СКВП выше уровня обычных самолетов. Развитие весовых
характеристик СКВП можно представить так, как это показа-
но на рис. 6.10 и 6.11 ив табл. 6.7.
Таблица 6.7
Перспективы весового совершенствования самолета КВП/ВВП
с турбовентиляторным л двигателями
Компоненты веса	Вес в кгс (в скобках — в %)		
	1958 г. исходный	1985 г.	
		неизменные летно-технические данные	неизменный взлетный вес
Конструкция	17300 (31.5)	11600 (28.4)	12920 (23,5)
Силовая установка	7940 (14,4)	2980 (7,3)	3760 (6.8)
Оборудование	4960 (9,0)	3100 (7,6)	3100 (5,6)
Вес пустого	30200 (55)	17680 (43,4)	19780 (36)
Полезный груз	15890 (28,9)	15890 (38,9)	26270 (47,8)
Экипаж	293	293	293
Масло	107	107	107
Топливо	8460 (15,4)	6880 (16,9)	8460 (15,4)
Взлетный вес	54950	40850	54950
Глава 24. САМОЛЕТЫ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ (СВВП)
24.1.	Определения, классификация и проектные требования.
Самолетами ВВП принято называть высокоскоростные самоле-
ты, которые за счет большой тяговооруженпости могут верти-
кально взлетать, садиться, а также неподвижно висеть в возду-
Хе- ^Высокая скорость полета пока что является органическим
свойством самолета ВВП, так как из условий вертикального
253
взлета он должен обладать большой тяговооруженностью. Само-
леты ВВП входят в класс, определяемый более широким поня-
тием— аппараты вертикального взлета и посадки (АВВП), к
которому относятся также различные типы вертолетов. СВВП
конструктивно сопрягаются также с только что рассмотренными
СКВП, потому что способность вертикального взлета и посад-
ки обычно может быть использована также для сокращения раз-
бега и пробега. Самолет, который может применяться как СВВП
и как СКВП, принято обозначать самолет ВВП/КВП. Класси-
фикация самолетов ВВП приведена на рис. 6.12.
Прежде чем рассматривать эти самолеты, уместно остано-
виться на вертолетах — основном и пока что единственном ос-
военном представителе вертикально взлетающих ЛА. Работы
над созданием вертолетов начались по существу одновременно
с работами над самолетами. Однако практическое их примене-
ние началось значительно позже. (За рубежом с середины 40-х
годов). Взлет и посадка вертолета обеспечиваются вертикальной
тягой, создаваемой несущими винтами большого диаметра.
Тяга для горизонтального полета создается за счет небольшого
наклона осей этих же винтов. Вертолетный способ получения
вертикальной тяги является наиболее экономичным из всех из-
вестных, так как основан на отбросе больших масс воздуха с
небольшой скоростью (50—60 м/с, у обычного ТРД эта скорость
равна 600—700 км/с). За счет этого у вертолетов так называе-
мый коэффициент тяги достигает значений 4—5 кгс/л.с., тогда
как у самолетов с винтом он 1,5—2 кгс/л.с. (на месте), а у
ТРД — 0,25 кгс/л.с. Силовые установки вертолетов в настоящее
время очень разнообразны; для них используются поршневые,
турбовинтовые, турбореактивные, жидкостно-реактивные, прямо-
точные и пульсирующие двигатели. При установке ПД и ТВД
применяются механические приводы к несущим винтам, ТРД и
другие двигатели используются без трансмиссии. Тип силовой
установки очень важен для характеристик вертолета. Установки
с механическим приводом обладают наибольшим весом, но на-
именьшим расходом топлива. Наоборот, установки с ПВРД или
ПуВРД имеют небольшой вес, но наибольший расход топлива.
Весовая отдача вертолета не отличается от самолетной. Большие
весовые затраты на несущие винты, трансмиссию, управление
компенсируются отсутствием крыла, легкими шасси и фюзеля-
жем.
Основное отличие вертолета от самолета заключается в том,
что вертолет обладает значительно меньшими скоростью и даль-
ностью. Скорость обычного вертолета не может превышать
250—280 км/ч, так как мощность, которую можно снять с не-
сущих винтов, ограничена явлениями сжимаемости воздуха и
срыва пограничного слоя, а величина горизонтального компо-
нента их тяги — необходимостью обеспечивать большую подъ-
емную силу и конструктивными соображениями. Дальность по-
254
Рис. 6. 12. Классификация аппаратов ВВП
255
лета вертолета ограниченно связана с его скоростью: использова]
ние топлива для создания подъемной силы у вертолета из-за
больших индуктивных потерь на несущем винте гораздо менее
эффективно, чем у самолета. Естественно, что развитие верто-
летов всегда шло по пути устранения их основного недостатка
т. е. по пути увеличения скорости. Для этой цели использовались
различные средства и среди них: улучшение аэродинамических
форм; увеличение энерговооруженности; уменьшение вредных
явлений сжимаемости воздуха и срыва на лопастях несущего
винта за счет подбора профилей и применения систем УПС; а
также применение крыла, разгружающего несущий винт при
большой горизонтальной скорости. Последнее направление в
развитии вертолетов привело к созданию так называемого ком-
бинированного вертолета или винтокрыла, имеющего кроме не-
сущих винтов также тянущие винты и крыло. Мощность силовой
установки комбинированного вертолета в зависимости от режи-
ма полета передается или на несущие винты, или на тянущие
(автожирный режим), или на те и другие одновременно. Ком-
бинированные вертолеты обладают большей скоростью (400—
500 км ч) и большей дальностью. Однако весовая отдача их
ниже, конструкция более сложная и дорогая.
Другим типом ЛА, созданного на базе вертолета, но появив-
шегося позже, является вертолет-самолет (конвертоплан). Кон-
вертоплан представляет собой вертолет, преобразующийся в
самолет и обратно в зависимости от режима полета. Схемы кон-
вертоплана довольно разнообразны. На рис. 6.13 показана схе-
ма, получившая наибольшее распространение: для взлета и по-
лета используются одни и те же винты, поворачивающиеся в
зависимости от режима в соответствующее положение. Конст-
рукция этих аппаратов также весьма сложная и дорогая. Однако
они могут развивать скорость более 500—600 км/ч и иметь боль-
шую дальность полета. На рис. 6.12 и 6.14 показаны оригиналь-
ные проекты конвертопланов. У конвертоплана (см. рис. 6.12)
несущий винт имеет своеобразную форму с центральной тре-
угольной частью. В неподвижном состоянии винт уподобляется
крылу малого удлинения. У конвертоплана, показанного на
рис. 6.14, лопасти винтов укладываются в гондолы ТВлД-
Гондолы вместе с двигателями могут поворачиваться, занимая
или горизонтальное, или вертикальное положение. Скорость это-
го конвертоплана более 965 км/ч. При указанных летных дан-
ных эти конвертопланы могут быть классифицированы как
сввп.
Как самостоятельный тип СВВП начал рассматриваться в те
же годы, что и СКВП, но в связи с большой сложностью этого
типа самолетов их разработка осуществлялась более медленны-
ми темпами. Так, в США 1954—1964 гг. были посвящены ис-
следованиям, результатом которых было создание 18 экспери-
ментальных военных самолетов, из которых лишь один («Bell»
256
Х-14) остался в эксплуатации в качестве учебного и испытатель-
ного самолета. Для нашего времени характерны большие уси-
ия, затрачиваемые в области исследований и разработок пас-
сажирских СВВП. Варианты их гражданского применения те
же, что и у СКВП, к ним предъявляются такие же требования.
Однако возможности СВВП выше, чем у СКВП, в силу еще
меньшей зависимости от аэродромов, но больше и технические
трудности на пути их реализации. Данные некоторых проектов
гражданских самолетов ВВП приведены в табл. 6.8.
Рис. 6.13. Конвертоплан с поворот-
ными гондолами:
V=480 км/ч; Go=31,3 тс
Рис. 6.14. Конвертоплан с несущими вин-
тами, убирающимися в поворотные гон-
долы ТРД; V=965 км/ч
24.2.	Принципы и проблемы проектирования. С технической
точки зрения появление СВВП было подготовлено развитием
вертолетостроения, увеличением тяговооруженности самолетов в
связи с ростом скорости полета, развитием реактивных двигате-
лей и прежде всего уменьшением их удельного веса. О роли
двигателей в проблеме создания СВВП можно судить по тому,
что попытки построить самолет ВВП с поршневым двигателем
окончились полной неудачей. Относительный вес силовой уста-
новки с ПД на СВВП достигал величины 50%. Лишь приме-
нение ТВД при удельном весе двигателя с винтом порядка 0,22—
0,28 кг/кг тяги позволило впервые осуществить идею СВВП.
Этот тип двигателей и до сих пор остается одним из наиболее
Целесообразных для самолетов рассматриваемого типа. Однако
применение ТРД и ДТРД является более перспективным, так
как обеспечивает большие скорости полета. Поскольку главные
трудности при создании самолета ВВП группируются вокруг
силовой установки, то и классификация этих самолетов пока что
аиболее целесообразна по типам двигателей и методам созда-
ния с их помощью вертикальной тяги (см. рис. 6.12). Как это
следует из зарубежных источников, наибольшее значение в по-
следнее время придается самолетам с поворотными винтами,
Таблица 6.8 ых самолетов ВВП	р	Число	Средства, используемые кгС/М2	пассажиров	ЛЛЯ вертикального взлета и посадки	420	30—50	Отклонение вектора тя- ги маршевых двигателей и подъемные двигатели	> 270	—	Отклонение струи от винтов с помощью зак- рылков и подъемные дви- гатели	—	60	Поворот двигателей, расположенных на двух крыльях	350	60	Поворот двух крыльев с дви!ателями	490	100	Как на Do. 31
X X «ч сз X ф 2 X С. ф	L км	! 500	3700	006	2000	О о со
нэпе xhiIokj	Гкр км/ч	750	О	520	550	о о о
Даньые ь:ек<	„	6’0 '	„ Самолет	Двигатели	Дорнье Го. 31	23,5	ТВлД (ФРГ)	4000 кгсХ2 подъемные ТРД 250 кгсхЮ	Фиат G-222	18,8	2ТВД (Италия)	4 подъемных ТРД	D-2240 (США)	7,3	4 ТВД с вин- тами в коль- цевых каналах	VC-400 (Англия, 21,0	ТВД ФРГ)	3745 э.л.с.х4 D винтов 7 м 		Дорнье Do. 231с	58,5	2ТВлД (ФРГ) Проект	10800 кгсХ2 подъемн. 6000 кгсХ12 •
258
затем с убираемыми несущими винтами и, наконец, с поворот-
ным крылом. Перспективы развития СВВП с подъемными дви-
гателями пока что считаются наименьшими.
Взлет и посадка самолета ВВП может осуществляться дву-
мя способами: с вертикальным и горизонтальным положением
фюзеляжа. Первый способ для гражданских самолетов очевид-
но неприемлем. Кроме того, сложные аэродинамические пробле-
мы, возникающие при переходе на малой скорости от верти-
кального положения самолета к горизонтальному, вынуждают
использовать для этих самолетов крылья малого удлинения,, что
делает эту схему целесообразной лишь для сверхзвуковых само-
летов. Сложность рассматриваемой схемы заключается также в
том, что двигатели и системы самолета должны сохранять ра-
ботоспособность при любом положении фюзеляжа. Второй спо-
соб единственно приемлем для гражданских самолетов. Однако
в конструктивном отношении он более сложен.
Так же как и СКВП, самолеты ВВП пока что проектируются
главным образом небольших размеров. Однако в дальнейшем
ожидается появление тяжелых пассажирских и транспортных
самолетов.
Большой сложностью при проектировании СВВП отличается
весовая задача. Следует указать, что СВВП обладает известны-
ми предпосылками для снижения веса крыла, оперения и шасси,
поскольку условия взлета и посадки не накладывают ограниче-
ний на увеличение р0 и не требуют мощных колесных тормозов.
Однако тяжелая силовая установка, значительный расход топ-
лива на взлет, посадку, висение, стабилизацию и управление
требуют пристального внимания к дальнейшему повышению ве-
сового совершенства этого типа самолетов и прежде всего его
двигателей.
Вопросы стабилизации, управляемости и безопасности СВВП
на малых (по существу нулевых) скоростях являются особенно
сложными. Для стабилизации и управления применяются пово-
рот вектора тяги двигателей, поворот выхлопных струй, а также
специальные газодинамические рули, работающие как на газах
Двигателей, так и от автономных источников. Должная безопас-
ность взлета и посадки на самолетах ВВП обеспечивается преж-
де всего установкой большого числа двигателей и автоматиче-
ской синхронизацией их работы. В еще большей степени, чем
самолеты КВП, СВВП нуждаются в высокой автоматизации
Управления самолетом.
Проблема шума у СВВП стоит более остро, чем у СКВП,
потому что они, как правило, вызывают значительный шум.
Проблемой является также воздействие газов от подъемных
ТРД на взлетно-посадочную площадку. Скоростной напор этих
газов в 60 раз больше, чем от винта вертолета, а температура
Достигает 400 и более градусов.
259
24.3.	Эффективность и перспективы развития. Вопрос эффек
тивности самолетов ВВП во многом сходен с таким же вопро
сом, рассмотренным выше применительно к СКВП (см. стр. 251)
Крейсерская скорость, км/ч
Рис. 6.15. Себестоимость тс.км у разных летатель-
ных аппаратов (дальность полета 500 км):
/—с поворотным крылом; 2—с убираемыми несущими
винтами; 3—с турбовентиляторами
Стоимость СВВП, по иностранным данным, значительно
больше стоимости обычных самолетов и часто больше стоимости
СКВП (табл. 6.6). Прямые эксплуатационные расходы (ПЭР)
у СВВП тоже выше, чем у обычных самолетов, но ниже, чем у
вертолетов (рис. 6.15). Вместе с тем особенности СВВП позво-
ляют сократить размеры потребного парка. А вложения в аэро-
Рис. 6.16. Бескрылый транспортный самолет с
подъемными двигателями
дромное хозяйство у них еще меньше, чем у СКВП. Таким об-
разом, капитальные затраты на систему СВВП оказываются
минимальными (по некоторым иностранным данным при прочих
равных условиях они будут почти вдвое меньше, чем на систе-
260
му СКВП). Поэтому значения таких критериев, как приведен-
ные затраты или коэффициент рентабельности у СВВП, видимо,
может быть лучше, чем у СКВП, уже в настоящее время.
Иностранная печать уделяет большое внимание перспекти-
вам развития самолетов ВПП. Отмечается, что первые граждан-
ские СВВП должны появиться к 1975 г., второе более совершен-
ное их поколение, к 1985 г. По мнению главного инженера авиа-
Рис. 6.17. Прогноз улучшения весовых характе-
ристик двигателей
компании Air Canada, к 2000 г. все воздушные транспортные
средства будут представлять собой вертикально взлетающие ап-
параты без крыльев и шасси, т. е. летающие фюзеляжи (рис.
6.16). Естественно, что создание таких аппаратов будет целесо-
образно, если уменьшение веса конструкции за счет ликвидации
крыла и шасси будет превышать вес, связанный с установкой
дополнительных двигателей и увеличением расхода топлива, т. е.
если будет существенно повышено весовое совершенство конст-
рукции, оборудования и двигателей.
Средства, которые необходимо для этого использовать, уже
рассматривались выше. (См. также рис. 6.10, 6.11 и табл. 6.8).
О возможном прогрессе в области двигателестроения можно
сУДить по данным рис. 6.17.
Часть седьмая
ПРОБЛЕМНЫЕ ВОПРОСЫ ДАЛЬНОСТИ ПОЛЕТА
Глава 25. ПУТИ РЕШЕНИЯ ПРОБЛЕМЫ
25.1.	Сущность проблемы. Увеличение беспосадочной дально-
сти полета пассажирских самолетов является одной из акту-
альных проблем современной авиации по следующим причинам:
—	несмотря на то, что полеты на дальние расстояния (5000—
6000 км) в общем объеме воздушных перевозок составляют не-
значительный процент (см. табл. 6.2), их собственный объем
непрерывно возрастает. По иностранным данным, на междуна-
родных линиях они имеют годовой темп роста порядка 15%;
—	дальность маршрутов большой протяженности непрерыв-
но увеличивается, что объясняется ростом промышленности и
населения, установлением новых связей между районами и го-



сударствами;
— только авиация обеспечивает существенную экономию
времени при дальних перевозках и, что особенно важно, может
выполнять их независимо от дальности примерно в одно и то же
время, наиболее удобное для пассажира (за 2—3 часа). Таким
образом, если в диапазоне небольших дальностей авиация ис-
пытывает значительную конкуренцию со стороны различных на-
земных транспортных средств, то обслуживание маршрутов
большой протяженности является естественной областью ее при-
менения, где ее преимущества выступают особенно ярко. В то
же время проблема беспосадочной дальности является специ-
фической проблемой гражданской авиации. У других транспорт-
ных средств она стоит или менее остро или даже вообще не су-
ществует, потому что, во-первых, потери времени на остановки
и пополнение запаса топлива у самолетов гораздо больше, чем
у других транспортных средств и, во-вторых, основным средст-
вом увеличения дальности полета до сих пор, в силу наибольшей
доступности, является повышение относительного веса топлива
GT. Этого повышения достигают увеличивая размеры самолета и
уменьшая относительный вес коммерческой нагрузки. Послед-
нее, однако, связано со значительным ухудшением экономично^
сти полета. В диапазоне сравнительно небольших дальностей
262
это ухудшение отчасти компенсируется увеличением рейсовой
скорости (за счет возрастания крейсерского участка полета),
среднего аэродинамического качества (за счет возрастания крей-
серского участка и масштабного эффекта: самолеты больших
размеров удается делать аэродинамически более современны-
ми). Кроме того, за счет того же масштабного эффекта повы-
шается весовое совершенство самолета. Однако начиная с не-
которого значения дальности снижение GK.H, необходимое для
увеличения GT, уже не может компенсироваться этими положи-
тельными эффектами и себестоимость тс. км начинает возра-
стать. Именно этим объясняется наличие у самолетов определен-
ной оптимальной дальности, при которой достигается минималь-
ное значение себестоимости тс.км (стр. 219).
Если вместо критерия себестоимости тс. км обратиться к бо-
лее совершенным экономическим критериям, то проблема эко-
номичности дальних полетов предстанет перед нами еще более
острой. Прежде всего следует отметить, что авиационные тари-
фы из очевидных экономических соображений строятся подобно
тарифам других транспортных средств, т. е. с увеличением даль-
ности они снижаются. Во-вторых, из-за снижения GK.n и относи-
тельно большей стоимости тяжелых самолетов, выпускаемых в
сравнительно небольших количествах, удельные капиталовло-
жения (на единицу транспортной продукции) сростом дальности
полета возрастают. Таким образом, если увеличение скорости
самолетов, как было показано выше, является само источником
повышения их экономической эффективности, то увеличение
дальности полета является причиной ее снижения. Не случайно
поэтому дальность полета самолетов исторически растет не так
стремительно, как скорость.
При современном уровне развития техники экономически оп-
равданной является дальность полета не более 9—10 тыс. км,
достигаемая на наиболее совершенных самолетах. Максималь-
ная дальность полета этих же самолетов составляет 11—12 тыс.
км. И лишь за счет замещения всей коммерческой нагрузки топ-
ливом дальность может быть доведена до предельного в совре-
менных условиях значения 15—16 тыс. км. Уместно заметить,
что увеличение дальности полета вообще имеет разумный пре-
дел. Так, например, обладая дальностью порядка 20000 км, са-
молет может без посадок достигнуть любую точку на поверхно-
сти земного шара. Таким образом, можно отметить три харак-
терные дальности у современных пассажирских самолетов:
предельно целесообразная из географических условий (20 тыс.
км); предельно достижимая из технических условий (15—16 тыс.
Км) и предельная, экономически оправданная (9—10 тыс. км).
У наземных транспортных средств рассматриваемый аспект
Дальних рейсов выглядит гораздо проще. Уравнение весового
баланса у них не имеет такой остроты, как в авиации, и поэто-
му увеличение запаса топлива столь резко не сказывается на
263
величине допустимой коммерческой нагрузки. Кроме того, они
обладают гораздо меньшим удельным расходом энергии. Повы-
шению их экономичности способствует также то, что в пути
опять-таки без существенных потерь времени, у них возможно
варьирование величины коммерческой нагрузки и, в частности
даже ее увеличение.
Таким образом, учитывая все сказанное выше, можно кон-
статировать, что сущность проблемы дальности гражданских са-
молетов заключается в первую очередь в повышении экономи-
ческой эффективности таких полетов. И, следовательно, анали-
зируя средства увеличения дальности, нужно оценивать их
прежде всего с этой точки зрения. Эти средства рассматривают-
ся в следующих главах.
Основные пути увеличения дальности полета вытекают из
анализа известной формулы дальности и критериев экономиче-
ской эффективности самолета. Это повышение скорости полета
(однако возможности этого пути у дозвуковых самолетов, как
было показано ранее, практически уже исчерпаны из-за суще-
ствования соответствующего оптимума — см. рис. 6.4); весовое
совершенствование самолета; снижение удельного расхода топ-
лива; повышение аэродинамического качества; оптимизация
траекторий полета и автоматизация управления самолетом; до-
заправка топливом в полете (целесообразность применения это-
го способа для пассажирских самолетов представляется, одна-
ко, сомнительной из соображений безопасности и экономики).
25.2.	Весовое совершенствование. Повышение весовой отдачи
для увеличения запаса топлива всегда являлось важнейшим
средством увеличения дальности полета, потому что этот метод
не только самый эффективный, но, как правило, и наиболее до-
ступный. Нельзя упускать также из виду, и это будет подтверж-
даться материалами, излагаемыми ниже, что другие методы
увеличения дальности почти всегда требуют дополнительных ве-
совых затрат и, следовательно, предполагают возможность од-
новременного повышения весового совершенства конструкции.
Некоторые возможности весового совершенствования само-
лета иллюстрируются на рис. 6.10, 6.11 и 7.1. По данным иност-
ранной печати, к 1980—1985 гг. относительный iBec пустого тя-
желого реактивного самолета за счет указанных мер удастся
уменьшить более чем вдвое, например, от 0,40 до 0,17—0,18.
Относительный запас топлива при этом при той же коммерче-
ской нагрузке можно будет увеличить на 40—45% и тем самым
повысить дальность в полтора раза. Возможное удорожание
самолета, как это следует из анализа «стоимости веса» (сМ“
стр. 225), не сможет сказаться отрицательно на общей эффеК'
тивности самолета, которая безусловно повысится. (Подробнее
см. ч. III).
25.3.	Уменьшение удельного расхода топлива. Удельный раС'
ход топлива, как показывает исторический опыт, обнаруживает
264
наименьшую тенденцию к снижению (рис. 7.2). Это нетрудно
понять, потому что эта характеристика более всего связана с
физико-химическими свойствами топлива, которыми в авиации
пока что остаются нефтяные продукты. Основным методом
уменьшения удельного расхода у турбореактивных двигателей
явилось повышение их тягового КПД, который, как известно,
выражается уравнением
П*=--------,
1 + vc/v
где v — скорость полета;
vc — скорость реактивной струи.
Рис. 7.1. Изменение удельной проч-
ности материалов и полной весо-
вой отдачи самолетов (в относи-
тельных величинах)
Рис. 7.2. Изменение крейсерского
удельного расхода топлива двига-
телей
У обычного ТРД ^С=‘6ОО м/с, так что при v=250 м/с
(900 км/ч) тяговый КПД равен всего 0,6. Повышая количество
воздуха, протекающего через двигатель и, снижая, тем самым,
скорость vc, можно увеличить т]&. Первый шаг в этом направ-
лении был связан с использованием турбореактивных двигателей
Для привода винта, т. е. с созданием турбовинтовых двигателей
(ТВД). При этом, однако, применение винтов ограничило ско-
рость полета (и = 600—750 км/ч) и его высоту (Ж8000 м).
Дальнейшее повышение экономичности ТВД (примерно на 20—
25%) было достигнуто сравнительно недавно за счет примене-
ния регенераторов тепла. Разработка таких регенераторов ве-
лась очень давно, но долго не удавалось обеспечить их прием-
лемые весовые характеристики. Следующий успех в рассматри-
ваемом направлении был связан с созданием турбовентиляторных
(двухконтурных) двигателей (ДТРД). Эти двигатели обес-
печили полеты с большими околозвуковыми скоростями и
на больших высотах. Удельный расход топлива у них удалось
Довести до значений, достигнутых у лучших поршневых двига-
265
телей (см. рис. 7.2). Последним достижением в развитии этого
типа двигателей является создание двигателей с большими ко-
эффициентами двухконтурности (т=2—8). Кроме минимально-
го расхода топлива эти двигатели обладают еще одной важной
особенностью: они обеспечивают лучшее, чем обычно, согласо-
вание характеристик двигателя и самолета. Потребная тяга са-
молета с высотой уменьшается быстрее, чем располагаемая тяга
обычного ТРД или ДТРД (рис. 7.3). Вследствие этого двигатель,
подобранный, как обыч-
но, из условий взлета и
Крейсерская скорость, км/ч
Рис. 7.4. Дальность полета самолетов с
разными типами двигателей (О0=272 тс,
Gk.h=59 тс) :
Рис. 7.3. Потребные и распола-
гаемые тяги самолета с ТРД
разгона на малой высоте,
на крейсерском режиме
приходится дросселиро-
вать, т. е. использовать
1—ТВД; 2—ТВД с регенератором (Я=9000км);
3—ТВД с регенератором (//=opt); 4—ТВЛД
с коэффициентом двухконтурности т=2; 5—
ТВЛД с выносным вентилятором, т=10
с КПД ниже максимального. У ДТРД с большим коэффициен-
том двухконтурности (так же, как и у ТВД) тяга с высотой из-за
большего влияния на нее плотности воздуха падает круче. Под-
бором коэффициента двухконтурности можно полностью согла-
совать двигатель с самолетом, иначе говоря, использовать его
на всех режимах с максимальным КПД. Расчеты показывают,
чю оптимальной является ступень двухконтурности т=8. При
этом может быть достигнуто дополнительное снижение расхода
топлива примерно на 20—25%. Однако относительно большие
лобовые площади этих двигателей не позволяют полностью
использовать их преимущества. На рис. 7.4 в качестве примера
показаны сравнительные характеристики дальности полета тя-
желых транспортных самолетов с различными типами силовых
установок.
Другой возможный метод повышения экономичности двига-
телей, правда, пока более далекий от практического использо-
вания, связан с применением новых высококалорийных топлив-
Основные данные некоторых из них приведены в табл. 7.1. Мно-
гие из этих топлив обладают высокой устойчивостью горения и
большой скоростью распространения пламени, что позволяет
также сократить размеры и вес двигателей. Их применение сдер-
266
ясивается такими недостатками, как большая стоимость, очень
высокие температуры горения, вынуждающие применять керами-
ческие материалы, а также наличие в продуктах сгорания вред-
ных для двигателей вязких и твердых веществ.
Таблица 7.1
Свойства некоторых топлив
Топливо	Плотность ГС см3	Теплотворная способность ккал кгс
Керосин	0,82	10 270
Бензин	0,68	10 400
Ацетилен	0,62	11500
Пентаборан	0,61	16 200
Диборан	0,45	17 420
Водород	0,07	28 700
25.4.	Автоматизация и оптимизация процессов управления.
На современных пассажирских самолетах используются различ-
ные средства автоматического управления. Решая задачи устой-
чивости, управляемости и безопасности, они помогают также
уменьшать аэродинамическое сопротивление самолета и расход
топлива, способствуя увеличению дальности полета. Так, напри-
мер, установка демпферов тангажа позволяет существенно
уменьшить запас продольной устойчивости самолета и тем са-
мым на 3—5% уменьшить сопротивление, возникающее из-за
балансировки. К сходному аэродинамическому эффекту ведет
применение у самолетов со стреловидными крыльями демпфе-
ров рыскания, крена и автомата скольжения. К большому эф-
фекту может привести применение автопилотов и другой специ-
альной аппаратуры, позволяющей точно выдерживать заданные
курс, высоту полета и положение самолета в пространстве. Для
этой цели траектория полета может быть оптимизирована по
дальности [43]. Правда, возможности такой оптимизации в сов-
ременных условиях из-за различных эксплуатационных требова-
ний (эшелонирование по высоте, ограничения по шуму и т. п.)
не всегда могут быть использованы.
Наиболее перспективным средством автоматизации управле-
ния самолетом является применение специальных бортовых вы-
числителен, позволяющих решать задачи оптимизации в процес-
се самого полета, т. е. с учетом реальных условий. По некото-
рым данным применение цифровых электронновычислительных
Устройств в системе управления режимом работы двигателей по-
нижает расход топлива на 15%• Такие устройства, обеспечивая
оптимальные режимы работы двигателей, уменьшают также и
их износ.
267
25.5.	Аэродинамическое совершенствование и управление ла-
минарным обтеканием (УЛО). Рассмотрим методы увеличения
дальности полета за счет улучшения аэродинамических харак-
теристик самолета. Эти методы, сокращая потребный запас топ-
лива, в то же время как правило, требуют увеличения веса
пустого самолета. Поэтому их, как и всегда в подобных случаях,
выгодно применять для самолетов большой дальности, т. е. с
большим значением относительного веса горючего. Как извест-
но, коэффициент аэродинамического сопротивления самолета
может быть выражен формулой
Сх ~ ^хр *4“ Cxi =	“F Схт 4" Сев 4“ Сои) 4" Ссъ
где сх — полный коэффициент сопротивления;
схр— коэффициент профильного сопротивления;
cxi — коэффициент индуктивного сопротивления;
Схв — коэффициент волнового сопротивления;
схд— коэффициент сопротивления давления (формы);
схт— коэффициент сопротивления трения;
сХи — коэффициент сопротивления интерференции.
Примерное соотношение между указанными компонентами
сопротивления показано на рис. 7.5. При сравнительно малых
дозвуковых скоростях наиболее эффективно увеличение удлине-
ния крыла для уменьшения индуктивной части сопротивления.
При дозвуковых скоростях средней величины минимум сопро-
тивления был достигнут еще в конце 50-х годов за счет повы-
шения гладкости обшивки, придания самолету обтекаемых плав-
ных форм и уменьшения его смачиваемой поверхности, т. е. путем
уменьшения профильного сопротивления. Освоение больших
околозвуковых скоростей было связано прежде всего с уменьше-
нием волнового сопротивления (разработка специальных крыль-
евых профилей, применение «тонких» крыльев малого удлинения,
стреловидности, фюзеляжей с большими удлинениями и др.) и
сопротивления интерференции («правило площадей», компонов-
ка двигателей в корневой части крыла и др.).
Сравнительно недавно для уменьшения волнового сопротив-
ления крыльев скоростных самолетов был предложен новый
«сверхкритический» или «перевернутый» профиль* (рис. 7.6).
На верхней относительно плоской поверхности такого профиля
скорости и давления изменяются более плавно, чем у обычного
профиля. Поэтому ударная волна и срыв потока возникают го-
раздо позже. В результате, как показали продувки, сх этого
профиля при больших скоростях оказывается на 18—20% меньше,
чем у обычных скоростных профилей. Для сохранения су в хво-
стовой части нового профиля имеется местное увеличение кри-
визны, а в некоторых вариантах также фиксированная щель (ис-
* Aviation Week, 24.VII.1967, р. 25.
268
пользование УПС). Результатов натурных испытаний нового
профиля пока что нет.
Однако главным резервом уменьшения сопротивления само-
лета до сих пор, как это видно из рис. 7.5, остается сопротивле-
ние трения. И единственный путь снижения этого сопротивления
заключается в обеспечении ламинарного обтекания крыла и
других частей самолета. На рис. 7.7 показана зависимость ко-
эффициента профильного сопротивления
ИндуктиВное	Индуктивное
 Силовая установка-	Щели, Выступы
Фюзеляж	Интерференция
	Давление
	Трение-
Оперение	
Крыло	
й) В)
Рис. 7.5. Компоненты
аэродинамического сопро-
тивления дальнего транс-
портного самолета
(Мкр=0,8):
а—по частям самолета;
б—по видам сопротивления
крыла от числа Ree (определенного
по хорде крыла) и влияние на это
сопротивление различных способов
ламинаризации. На рис. 7.8 показано
Нарастание /-Ударная Нота
скорости.
Обычный
Интенсивное Вихре - профиль
образование
Мк^0,8-0,8$
СВерхкритическиа
профиль
М^-0,9-0,95
Рис. 7.6. Сверхкритический профиль Уайткомба
изменение коэффициента профильного
сопротивления самолетов по годам. Как
видно из рис. 7.7, сопротивление лами-
нарно обтекаемого крыла в 5—6 раз
меньше, чем при обычных условиях
обтекания.
Первые шаги в направлении ламинаризации обтекания само-
лета были сделаны очень давно. Они заключались в обеспечении
гладкости и плавности обшивки (потайная клепка, шпаклевка,
окраска, полировка, метод сборки «от обшивки» и т. д.). К чис-
лу первых попыток этого рода относятся также такие средства,
как кольца NACA, ЦАГИ, Тауненда и т. п., применявшиеся для
снижения сопротивления моторных установок. Эти устройства
за счет продува воздуха сквозь щель в капоте двигателя обес-
печивали удаление вялого заторможенного пограничного слоя
и снижали тем самым Сх капота на 50—40 % • В начале второй
мировой войны были предложены так называемые ламинарные
профили, рассчитанные на сохранение ламинарного обтекания
на значительном участке хорды крыла. Поскольку разгон пото-
ка и отрицательные градиенты давления имеют место вплоть до
точки максимальной толщины профиля йтах, то для увеличения
зоны ламинарного обтекания положение йШах У этих профилей
269
сдвинуто ближе к задней кромке до 50—60% хорды. При хоро-
шей полированной поверхности крыла критические числа Re у
этих профилей в 10—15 раз больше, чем у обычных. Практика
показала, однако, что из-за неровностей и шероховатостей об-
шивки и различных внешних возмущений потока ламинарное
обтекание этих профилей оказывается неустойчивым. Кроме
того, они обладают малыми значениями С^тах, что вынуждает
использовать очень мощную механизацию крыла. Тем не менее,
Рис. 7.7. Уменьшение профильного
сопротивления с помощью УЛ О:
/—типичное серийное крыло; 2—гладкая
плоская турбулентная пластинка; 3—поли-
рованное крыло; 4—крыло самолета F=94
с УЛО; 5—продувки стреловидного крыла
с УЛО; б—плоская ламинарная пластинка
Рис. 7.8. Тенденция уменьшения ко-
эффициента трения:
/—типичный реактивный пассажирский са-
молет с турбулентным пограничным слоем;
2—без применения УЛО; 3—с применением
УЛО; 4—нижний предел при турбулентном
обтекании
эти профили до сих пор не потеряли своего значения и приме-
няются в практике самолетостроения. Много примеров удачного
решения проблемы ламинаризации дает живая природа. В связи
с этим представляет большой интерес разработка упругой об-
шивки по типу кожного покрова дельфинов, способной гасить
возникающие вихри [36]. Известны также и другие предложения
подобного типа, например, покрытие крыла чехлом с нитяным
ворсом (заимствование у птиц) или системой проволочных ни-
тей, расположенных по потоку.
Однако наибольшее внимание сейчас уделяется ламинариза-
ции обтекания самолета путем принудительного отсасывания по-
граничного слоя с его поверхности. Кроме собственно эффекта
ламинаризации на величину Сх при этом будет влиять также и
устранение явлений срыва. Система отсоса пограничного слоя
для снижения Сх самолета получила название управления ла-
минарным обтеканием (УЛО). Она пригодна как для дозвуко-
вых, так и сверхзвуковых самолетов. Теоретическая целесообраз-
ность создания систем УЛО на самолете вытекает из того, что
энергия, необходимая для отсоса пограничного слоя, оказывается
значительно меньше той, которая нужна для преодоления со-
противления, вызванного этим слоем. Объясняется это тем, что
270
иасса пограничного слоя из-за его ничтожной толщины очень
мала и поэтому потребная скорость отсоса оказывается во много
раз меньше скорости полета. Идея УЛО сходна с идеей смазки
трущихся частей: применение смазки значительно экономичнее,
чем преодоление сил сопротивления при ее отсутствии.
Отсос пограничного слоя для уменьшения сопротивления
впервые был предложен Прандтлем в 1904 г. и тогда же был
осуществлен экспериментально. Примерно через 20 лет после это-
го было испытано крыло с отсосом пограничного слоя, а в конце
30-х годов уже проводилось большое число опытов и исследова-
ний, посвященных этому вопросу. В частности, в СССР первые
опыты такого рода по инициативе ЦАГИ были проведены в
1933—1935 гг. инженерами Н. А. Закс и П. П. Красильщиковым.
Однако практически важные результаты с системой УЛО были
получены сравнительно недавно на основе таких научно-техниче-
ских достижений последнего времени, как:
—	создание ТРД, что устранило турбулизирующее влияние
винтов на крыло и позволило использовать резерв веса, образо-
вавшийся в результате замены поршневых двигателей турборе-
активными, на конструкцию системы УЛО;
—	прогресс в технологии и методах конструирования, осно-
ванный на опыте создания систем УПС и позволивший полу-
чить панели отсоса легкими и с хорошей поверхностью;
—	развитие теории и методов расчета пограничного слоя.
На переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный
влияет много факторов и прежде всего: срыв пограничного слоя;
неплавность и шероховатость поверхности тела; турбулентность
набегающего потока, вызванная какими-либо внешними причи-
нами; акустические явления, вибрации конструкции, пульсация
потока в щелях отсоса пограничного слоя (если применяется
система УПС); при больших числах М — скачки уплотнения,
повышение температуры и т. п.
Основным критерием устойчивости ламинарного течения при-
нято считать число Re. Опытами установлено, что при Reg>
>3000—10000 (здесь б — толщина пограничного слоя) ламинар-
ное течение становится неустойчивым и достаточно незначитель-
ных причин, чтобы перевести его в турбулентное. Ламинаризация
крыла и оперения и даже гондол в общем случае достигается
проще, чем фюзеляжа, из-за наличия на нем многочисленных
надстроек, люков, дверей, окон и т. п. Ламинаризация прямого
крыла проще, чем стреловидного. Если обтекание прямого крыла
можно рассматривать как плоское (двухмерное) и для его ана-
лиза достаточно применения одного критерия устойчивости —
Упомянутого выше числа Reg,— то обтекание стреловидного
крыла является пространственным (трехмерным), так как его
пограничный слой, кроме основного течения вдоль хорд крыла
н направлении обычного поля градиентов давлений, имеет так-
же вторичное течение вдоль размаха крыла, вызываемое нали-
271
чием на стреловидном крыле соответствующих градиентов дав-
лений. Вторичное течение меняет поля скоростей и давлений ос-
новного течения, создавая в них точки перегиба, в которых
градиенты давления достигают очень больших значений (рис.
7.9), что и обуславливает чрезвычайную неустойчивость погра-
ничного слоя на стреловидном крыле. Эта неустойчивость усу-
губляется еще тем, что на переднюю кромку крыла в точке А
(см. рис. 7.9) стекает пограничный слой фюзеляжа. Двигаясь
вдоль нее, он турбулизирует пограничный слой всего крыла.
Таким образом, у стреловидного крыла устойчивость погранич-
Рис. 7.9. Компоненты скорости при обтекании
стреловидного крыла (а) и эпюра давлений по
хорде (б)
При наличии
компонента
5)
ного слоя должна оцениваться по трем критериям: устойчивостью
основного течения, устойчивостью вторичного течения и устойчи-
востью на передней кромке крыла. Для каждого вида течения
получены экспериментальные значения критических чисел Re.
Наиболее значительный объем натурных испытаний системы
УЛО был выполнен на самолете Х-21А (рис. 7.10) с ламинари-
зированным крылом, сделанным на базе самолета Дуглас В-66.
Числа Re при испытаниях находились в диапазоне Re=20-1О6—
40-Ю6, Сг-о был снижен от 0,022 до 0,0179. Качество было увели-
чено на 25% (при полной ламинаризации всего самолета каче-
ство по расчету было бы увеличено на 32%). Испытания этого
самолета подтвердили правильность расчетов и доказали прак-
тическую возможность ламинаризации стреловидного крыла.
Среди возможных перспектив дальнейшего развития систем УЛО
можно назвать силовые установки с двигателями, работающими
на пограничном слое. Воздухозаборник такой силовой установки
может представить собой ряд щелей, расположенных вдоль верх-
ней и нижней поверхностей крыла в районе задней кромки. За-
торможенный воздух пограничного слоя должен засасываться в
эти щели и затем выбрасываться через подобные же щели на
задней кромке крыла. Эффективная ламинаризация обтекания
будет при этом сочетаться с непосредственным использованием
энергии отсоса для создания тяги. Пока что подобные системы
272
малоэффективны и сложны, так как воздух из пограничного
слоя поступает с низким давлением и неравномерным полем ско-
Рис. 7.10. Самолет Х-21 с ламинаризированным
крылом
ростей. Однако перспективы этого способа, требующего, правда,
многих совершенно новых решений, по мнению его автора, мно-
гообещающие.
Глава 26. САМОЛЕТЫ С УЛО
26.1.	Схема и параметры самолета. Непосредственными ре-
зультатами применения системы УЛО на самолете являются:
значительное уменьшение сопротивления и соответствующее уве-
личение аэродинамического качества самолета; существенное
изменение весовой структуры самолета; появление новых требо-
ваний к силовой установке. Эти результаты оказывают решаю-
щее влияние на схему, компоновку и основные параметры само-
лета. Поэтому остановимся на них подробно.
Рассматривая сопротивление ламинаризированного самоле-
та, прежде всего следует иметь в виду, что для функционирова-
ния системы УЛО необходимы затраты мощности, которые в це-
лях удобства расчетов принято выражать через дополнительное
эквивалентное аэродинамическое сопротивление:
где Д/? — потеря тяги двигателей на привод насосов;
q — скоростной напор полета;
S — площадь крыла.
273

В последующем изложении везде будет предполагаться, что
величина ДСхуло, называемая иногда «эквивалентным сопро-
тивлением насосов», включена в Сх самолета. По данным рас-
четов, она составляет в среднем 20% действительного сопротив-
ления ламинаризированного самолета.
Уменьшение сопротивления и рост качества более всего зави-
сит от масштабов ламинаризации самолета. Как следует из рис.
7.5, удельный вес сопротивления трения в полном сопротивлении
самолета при М=0,8—0,85 составляет 40—50% • Ламинаризации
уменьшает сопротивления трения в 5—6 раз (см. рис. 7.7), в ре-
зультате чего полное сопротивление ламинаризированного само-
Рис. 7.11. Зависимость ка-
чества от степени ламинари-
зации:
1—крыло; 2—крыло и оперение;
3—крыло, оперение, гондолы;
4—все поверхности, кроме поло-
вины фюзеляжа; 5—все поверх-
ности (самолет оптимизирован
для УЛО)
лета может составить 40—50% сопротивления исходного, т. е.
уменьшится в 2,0—2,5 раза. Однако ламинаризация всего само-
лета, как уже отмечалось, при современных технических сред-
ствах маловероятна. Более всего возможна пока что ламинари-
зация крыла или крыла и оперения и, в меньшей степени,— ла-
минаризация гондол и фюзеляжа. Ламинаризация фюзеляжа
пассажирского самолета затруднена, в частности, и из-за слож-
ности размещения внутри его достаточно громоздких трубопро-
водов. На рис. 7.11 показан рост качества околозвукового само-
лета в зависимости от масштаба ламинаризации, которая оце-
нивается отношением площади ламинаризированной поверхности
самолета 5уло к площади его полной смачиваемой поверхности
*5см«
Очевидно, что для самолета типа «летающее крыло» лами-
наризация крыла будет наиболее эффективной. Для пас-
сажирских и транспортных самолетов с толстыми фюзеляжами
(отношение -—^-=0,4—0,5)—менее эффективной. Эффект от
•^см
ламинаризации крыла, оперения и гондол у пассажирского са-
молета будет возрастать при увеличении его взлетного веса, по-
скольку при этом относительно будут уменьшаться размеры фю-
зеляжа (рис. 7.12).
274
Эффективность ламинаризации существенно зависит от ос-
новных геометрических параметров самолета. Дело в том, что
при уменьшении профильного сопротивления самолета с по-
мощью системы УЛО начинает относительно возрастать значение
индуктивного сопротивления. Между тем известно, что значение
/Стах всегда достигается при равенстве Cxp = Cxi. Поэтому,
уменьшая Схр, для получения наибольшего эффекта следует
уменьшать и Сх<. Этого можно достигнуть двумя способами: уве-
личивая удлинение крыла X, что не всегда может быть оправда-
но, так как связано со значительным увеличением веса крыла,
Рис. 742. Эквивалентные значения
Схр и К (ламинаризированы все по-
верхности кроме фюзеляжа)
Рис. 7.13. Определение опти-
мальной площади крыла:
1—индуктивное сопротивление;
2—сопротивление трения (обыч-
ный самолет); 3—сопротивление
трения (самолет с УЛО)
и увеличивая площадь крыла S, т. е. уменьшая удельную нагруз-
ку на крыло. Второй путь более эффективен, так как снижает
потребное значение Су и связан с меньшим увеличением веса
крыла. Применение этого способа предпочтительней и рассмат-
ривается чаще. На рис. 7.13 показана схема выбора оптималь-
ной площади крыла обычного самолета и самолета с УЛО, из ко-
торой следует, что у последнего оптимальная площадь крыла
должна быть больше (по данным различных расчетов на 15—
30%). На эффективность ламинаризации самолета, правда, в
меньшей степени влияют также стреловидность и относительная
толщина крыла, а также высота полета, число М и др. Расчеты
показывают, что ламинаризация самолета, сочетающаяся с оп-
тимизацией его параметров, примерно вдвое более эффективна,
чем простая ламинаризация. На рис. 7.14 в качестве примера
показаны поляры дальнего транспортного самолета с системой
УЛО и без нее.
Установка на самолет системы УЛО при сохранении летных
Данных должна привести к следующим изменениям в его весо-
вой структуре: увеличится вес пустого самолета за счет большей
площади крыла и установки системы УЛО; уменьшится потреб-
275
ный запас топлива; уменьшится потребная тяговооруженность и
следовательно, вес двигателей. (Взлетно-посадочные характери-
стики при этом могут быть обеспечены за счет меньшей удель-
ной нагрузки на крыло).
В первом приближении изменения веса крыла и двигателей
можно считать взаимно компенсирующими друг друга, потому
что их относительные веса у современных самолетов примерно
Рис. 7.14. Поляра и составляющие сопро-
тивления дальнего транспортного самолета
до ламинаризации (а) и после (б) М=0,8
совпадают (каждый в среднем составляет 10% взлетного веса).
Увеличение веса пустого самолета за счет системы УЛО по име-
ющимся данным оценивается примерно в 3,5% взлетного веса
(рис. 7.15). Уменьшение потребного веса топлива в первом при-
ближении можно принимать пропорциональным увеличению ка-
чества.
Аэродинамические и весовые результаты ламинаризации са-
молета могут быть реализованы по-разному. Теоретический инте-
рес представляют следующие варианты (табл. 7.2). Вариант с
увеличением Go оказывается возможным потому, что из-за уве-
личения площади крыла в нем возникают значительные свобод-
ные объемы. Заполнение их топливом на весе крыла сказыва-
ется мало, так как топливо увеличивает его разгрузку и в целом
276
такое решение с весовой точки зрения оказывается выгодным,
рассмотреть-подробно возможности приведенных выше вариан-
тов затруднительно, потому что они требуют конкретного ана-
лиза. Поэтому ограничимся следующим примером: система УЛО,
примененная на крыле и оперении тяжелого транспортного само-
Рис. 7.15. Вес системы УЛО
(ламинаризированы все по-
верхности кроме фюзеля-
жа) :
1—полный вес; 2—система от-
соса; 3—увеличение веса по-
верхностей (по данным [86])
лета (Go=136 тс), рассчитанного на 130 пассажиров, при усло-
вии оптимизации параметров позволяет увеличить число пасса-
жиров до 240, т. е. на 84% (при том же взлетном весе), или
уменьшить взлетный вес на 20—25% при той же величине GKH,
или увеличить дальность полета на 50—60% (GK.H=const).
Таблица 7.2
Варианты использования результатов ламинаризации
Варианты	Go	о К* н	L
I	const	Увеличение	const
II	Уменьшение	const	const
III	const	const	Увеличение
IV	Увеличение	const	Увеличение
Для самолетов с УЛО наиболее целесообразно применение
реактивных двигателей, и в особенности с большим коэффици-
ентом двухконтурности. О свойстве последних хорошо согласо-
вываться с самолетом уже говорилось выше. Самолет с УЛО
характеризуется как раз тем, что у него потребная крейсерская
тяга из-за включения в полете системы УЛО падает очень резко
и оказывается не только меньше, чем у обычного самолета, но,
что еще важнее, гораздо меньше взлетной. Применение винто-
вых двигателей на самолете с УЛО исключается из-за их турбу-
лизирующего влияния на крыло.
Мощность для привода насосов отсоса у самолета с УЛО мо-
жет бцть получена тремя способами: от основных двигателей;
Ю • 364
277
ст специальных автономных двигателей; в качестве насосов мо-
гут быть использованы также основные двигатели непосредст-
венно. Первый способ теоретически является наилучшим, так как
отбор мощности от основных двигателей снижает скорость исте-
чения газов, а выхлоп системы отсоса сам создает некоторую
тягу. В результате этого полетный КПД силовой установки уве-
личивается примерно на 5—10%. Систему основные двигатели__
насос в этом случае можно рассматривать как двигатель с уве-
личенным коэффициентом двухконтурности. Второй способ, усту-
пая первому по экономичности, лучше его по компоновочным *и
эксплуатационным признакам: короче и легче получаются кана-
лы системы отсоса, проще обеспечить независимость работы си-
стемы УЛО от режима работы двигателей. Третий способ усту-
пает обоим предыдущим, поскольку забор воздуха из погранич-
ного слоя связан с большими потерями давления и приводит к
резкому падению термического КПД двигателей. Однако, как
было показано выше, именно этот способ рассматривается как
одна из перспектив развития двигателей будущего (см. стр. 273).
Применение системы УЛО накладывает существенный отпе-
чаток на схему и компоновку самолета. Поскольку эта система
рассчитана на «чистое крыло», двигатели, видимо, следует рас-
полагать в хвостовой части фюзеляжа. Предпочтительнее являет-
ся схема высокоплана, при которой легче исключить попадание
грязи на поверхности крыла, оборудованные устройствами для
отсоса, хотя с точки зрения минимальной интерференции, как
известно, более рациональны другие схемы. В будущем, видимо,
выработаются особые формы таких самолетов с очень плавными
и гладкими обводами без выступающих частей. Поскольку по
мере развития ламинаризации все большее значение будут при-
обретать сопротивления индуктивное и формы, самолеты с УЛО
должны будут иметь крылья и фюзеляжи с большими удлине-
ниями. Возможно, что применение систем УЛО на самолетах по-
служит толчком для широкого применения схемы летающего
крыла, которая пока что в течение уже длительного срока не вы-
ходит из категории экзотических. Любопытно также отметить,
что концепция самолета УЛО полностью противоположна кон-
цепции самолетов ВВП, поскольку развитие последних, как уже
отмечалось, логично ведет к бескрылым самолетам типа летаю-
щий фюзеляж.
26.2.	Особенности конструкции и эксплуатации. Конструкция
системы УЛО складывается из следующих элементов: наружная
поверхность ламинаризируемых агрегатов, доработанная соот-
ветствующим образом для создания необходимой проницаемо-
сти; отсасывающие насосы с системой привода; каналы, соеди-
няющие насосы с наружной поверхностью агрегатов; регулирую-
щие устройства и аппаратура.
Вес пустого самолета при установке системы УЛО возраста-
ет примерно на 3,5%, причем увеличение веса поверхностей оце-
278
нивается в 2—4 кг/м2, вес остальных элементов системы, отне-
сенный к той же поверхности, находится в пределах 6—7 кг/м2
(см. рис. 7. 15).
Доработка поверхности агрегатов может быть выполнена раз-
ными способами; путем установки пористой обшивки, обшивки
с щелями и перфорированной обшивки. Тип обшивки определяет
характер отсоса, который может быть или распределенным по
поверхности (при пористой или равномерно перфорированной
обшивке), или дискретным (при обшивке щелевой или перфори-
рованной по типу щелей). Распределенный отсос теоретически
более совершенен, так как его качество не зависит от характера
поля давлений на поверхности отсоса, которое, например, у стре-
ловидных крыльев из-за наличия у них вторичных течений по-
граничного слоя может быть очень сложным. Однако пористые
конструкции, как правило, являются самыми тяжелыми, дороги-
ми и неудобными в эксплуатации. Они легко засоряются и пов-
реждаются. Кроме того, при пористой обшивке затруднено дрос-
селирование отсоса по хорде или размаху крыла, необходимое
из-за неравномерности поля давления. С применением перфори-
рованной обшивки также связано много затруднений. В частно-
сти, оказалось, что мелкие отверстия (диаметром 0,2—0,25 мм)
сами являются источником турбулизации пограничного слоя.
В настоящее время считается, что наиболее конструктивным яв-
ляется применение щелей. Применение щелевого отсоса на пря-
мом крыле не связано с особыми трудностями. Стреловидное же
крыло должно быть спроектировано таким образом, чтобы обес-
печить возможно большую прямолинейность изобар в погранич-
ном слое и их параллельность продольным строительным эле-
ментам крыла, которые будут определять направление щелей.
Среднее расстояние между щелями принимается примерно
50 мм. В носовой и хвостовой частях профиля крыла щели ста-
вятся чаще. В средней реже. Объясняется это тем, что в носовой
и хвостовой частях крыла наружное давление имеет наибольшее
значение и там должен быть обеспечен наибольший расход. Ре-
гулирование расхода отсоса как по хорде, так и по размаху обес-
печивается также дроссельными отверстиями в панелях отсоса.
Для уменьшения потерь на дросселирование и уменьшение веса
в системе целесообразно применять несколько насосов (минимум
два — высокого и низкого давления) или многоступенчатый на-
сос, образуя соответственно несколько магистралей высокого и
низкого давления.
Обязательным .условием проектирования ламинаризируемых
поверхностей самолета с УЛО является придание им максималь-
ной плавности и гладкости, чтобы исключить лишнюю турбули-
зацию потока. Важным требованием к проектированию стрело-
видного крыла, рассчитанного на применение системы УЛО,
является обеспечение невысоких местных значений чисел М (ме-
нее 1,04). Иначе мощные скачки уплотнения могут внести в рас-
10*
279
Пределение давления на крыле неопределенность. Для борьбы
с турбулентностью по передней кромке применяется специаль-
ный отсос с помощью щелей, расположенных перпендикулярно
кромке.
Система каналов для УЛО образуется из каналов, располо-
женных в панелях обшивки, коллекторных каналов и главных
каналов (рис. 7.16). Скорость воздуха в каналах для устойчи-
вости работы системы должна быть весьма малой и постоянной,
Рис. 7.16. Схема воздухопроводов системы УЛО на самолете HP.113
а сечения каналов, следовательно,— достаточно большими. Это
требование создает определенные конструктивные и компоновоч-
ные трудности и заставляет каналы по возможности объединять
с основной силовой конструкцией самолета.
Основным расчетным параметром системы отсоса является
расход воздуха, определяемый, например, для крыла по формуле
где Q — объемный расход воздуха в единицу времени;
v — скорость полета;
S уло—площадь крыла, обслуживаемая системой УЛО;
Cq — коэффициент расхода.
Типичное значение коэффициента расхода для прямых крыль-
ев Cq ==0,0003—0,0004, для стреловидных Cq = 0,0005—0,0007.
Скорость отсоса в местах, где градиенты давления невелики при-
мерно равна ^отс = 0,0001 и. В местах с большими градиентами
давлений (передняя кромка стреловидного крыла) иотс=0,001^.
280
Опыт летной эксплуатации самолета Х-21А, оборудованного
системой УЛО, по данным иностранной печати, доказал практи-
ческую реальность создания таких самолетов. Тем не менее,
проблема возможных отказов системы УЛО на пассажирском
самолете заслуживает большого внимания. Достаточно серьез-
ный и длительный отказ может повлиять на весь план полета и
вызвать преждевременную посадку. Создание же на самолете
резервных запасов топлива в предвидении подобных случаев яв-
но нецелесообразно.
Техническое обслуживание самолета с УЛО имеет свою спе-
цифику, хотя по сложности от обычной системы существенно не
отличается. По данным, опубликованным в иностранной печати,
трудоемкость технического обслуживания самолета с УЛО боль-
ше, чем у обычного самолета, примерно на 20—25%, а стоимость
больше на 9—10%. Особые требования в техническом обслужи-
вании самолета с УЛО сводятся к тому, что необходимо под-
держивать чистоту, плавность и гладкость поверхностей отсо-
са, предотвращать их засорение и повреждение, контролировать
и регулировать работу системы отсоса. Пористая обшивка засо-
ряется очень легко. Щелевая может засоряться главным обра-
зом на стоянке. Чтобы избежать этого, следует применять чехлы
или продувать щели воздухом с помощью стационарной установ-
ки. Загрязнение поверхностей насекомыми в полете в общем не
вызывает каких-либо тяжелых последствий, так как насекомые
быстро обезвоживаются, замораживаются и сдуваются потоком.
Кроме того, против такого загрязнения можно применять специ-
альные средства такого характера, как покрытие поверхностей
лаками, содержащими тефлон, хостафлон и другие средства, от-
талкивающие белковые вещества; покрытие перед взлетом нос-
ков крыла легкими липкими пленками, которые лосле достижения
определенной высоты полета разрезаются специальным устрой-
ством и сбрасываются потоком воздуха; очистка крыла в полете
с помощью разбрызгивания воды или мыльных растворов, для
чего в носках крыла устанавливаются специальные форсунки.
По испытаниям время очистки крыла составляет 20—30 с.
26.3.	Эффективность и перспективы развития. Проектирова-
ние, производство и техническое обслуживание самолетов с УЛО
безусловно требует больших удельных (на единицу веса пусто-
го самолета) затрат, чем у обычного самолета. В частности, уве-
личение производственных затрат объясняется более сложной
конструкцией и технологией изготовления панелей отсоса, в том
числе в связи с повышенными требованиями к качеству их на-
ружной поверхности (плавность и гладкость). Повышение
затрат на техническое обслуживание связано с теми дополни-
тельными требованиями, о которых говорилось выше. В целом
увеличение удельных затрат на проектирование, производство и
техническое обслуживание самолета с УЛО по сравнению с обыч-
ным самолетом, по разным источникам, оценивается примерно в
281
10—20%. Этот рост затрат весьма невелик, если его сопоставить
с тем ростом, производительности самолета, который обеспечи-
вает система УЛО. Поэтому показатели себестоимости и рента-
бельности эксплуатации такого самолета оказываются сущест-
венно лучше, чем у обычного, даже если допустить, что приве-
денные выше стоимостные оценки занижены. Изменение этих
показателей зависит от варианта реализации эффекта УЛО. Так,
например, для самолета, рассмотренного в качестве примера вы-
ше, получим:
—	при увеличении веса коммерческой нагрузки и условии
(Go, L)=const ПЭР снизятся примерно обратно пропорциональ-
но росту коммерческой нагрузки, т. е. на 1-— — 46%,
.	1,84
—	при увеличении дальности полета и условии (Go, GKH) =
= const ПЭР снизятся примерно на 13—15%;
—	использование эффекта УЛО для уменьшения взлетного
веса, т. е. при условии (GK.n, L)= const, приведет к уменьшению
ПЭР примерно тоже на 13—15%.
Несложные расчеты показывают, что во всех приведенных
выше вариантах будет обеспечено существенное увеличение ко-
эффициента рентабельности самолета. Таким образом, значи-
тельно более высокая эффективность самолета с УЛО по срав-
нению с обычными самолетами даже при современных техниче-
ских возможностях доказывается без труда. И следовательно,
центр тяжести этой проблемы находится, прежде всего, в реше-
нии основных теоретических, конструкторских и производствен-
но-технологических задач. Нельзя не отметить, что система УЛО
является весьма перспективной также для сверхзвуковых само-
летов, где кроме своего основного влияния она значительно
уменьшает наружную температуру обшивки самолета и уровень
шума. По достаточно единодушным прогнозам, опубликован-
ным в иностранной печати, самолетам с УЛО несомненно при-
надлежит большое будущее.
Часть восьмая
ПРОБЛЕМА НАДЕЖНОСТИ
Глава 27. СУЩНОСТЬ ПРОБЛЕМЫ
27.1. Основные понятия и определения [15, 26]. Современный
этап развития авиации характеризуется чрезвычайным обостре-
нием проблемы надежности, сущность которой состоит в том,
что развитие техники требует непрерывного повышения надежно-
сти изделий и, в то же время, создает предпосылки для ее сни-
жения. Проблема надежности не нова, однако лишь теперь она
достигла такого состояния, что, по образному выражению ака-
демика А. И. Берга, превратилась в проблему номер один.
Определение надежности дано в ГОСТе 13377—67 «Падеж-
• ность в технике». Согласно этому документу под надежностью
следует понимать свойство изделия (машины, сооружения, при-
бора и т. д.), выполнять заданные функции, сохраняя свои экс-
плуатационные показатели при заданных условиях в заданных
пределах в течение требуемого периода времени или требуемой
наработки. Понятие «заданные условия» включает в себя харак-
теристики среды, в которой работает изделие (температуру,
влажность, режим работы, характер обслуживания). Под нара-
боткой понимается объем работы, измеряемый в характерных
для изделия величинах (единицах работы, пробега, налета и
т. д.). Надежность изделия характеризуется рядом показателей,
а именно его «безотказностью», ремонтопригодностью, долговеч-
ностью, сохраняемостью и др. Проблема надежности возникла
ранее всего в электрорадиотехнической промышленности. Поэто-
му соответствующая терминология носит на себе следы специ-
фики этой отрасли.
Под безотказностью понимается способность изделия рабо-
тать совершенно надежно в течение некоторого времени. Для ко-
личественной оценки этого понятия предложены такие показа-
тели:
—	вероятное число отказов за 1 час работы X,
—	среднее время безотказной работы Т=— ,
-	А
283
—	вероятность безотказной работы устройства за время t
P(t)=e~^
—	вероятность отказа за время работы P(Q)= 1 —
Показатели, определяемые этими формулами, достаточно ха-
рактеризуют лишь невосстанавливаемые изделия, т. е. изделия,
для которых ремонт в процессе их эксплуатации не предусмот-
рен. Для восстанавливаемых (ремонтируемых) изделий вводят-
ся дополнительные показатели:
—	средняя длительность ремонта т,
—	коэффициент готовности, оценивающий время пребывания
Т
изделия в исправном состоянии: /Сг= >
Ремонтопригодность оценивается сложностью, трудоемкостью
и стоимостью ремонта и обслуживания изделия, включая конт-
I рольные операции. Долговечность — понятие, имеющее смысл
прежде всего для ремонтируемых изделий и обозначающее для
них не что иное, как надежность в течение длительного срока
времени с учетом ремонтов. В качестве измерителей долговечно-
сти рассматриваются: срок службы изделия, т. е. общая кален-
дарная продолжительность его эксплуатации до достижения оп-
ределенного предельного состояния (разрушение, опасность
дальнейшей эксплуатации, экономическая нецелесообразность
дальнейших ремонтов и т. п.) или технический ресурс, т. е.
полное время нахождения изделия в рабочем состоянии за все
время эксплуатации.
Таким образом, единого критерия надежности изделий, столь
необходимого для оценки практических решений, пока что не су-
ществует. Предвидеть его характер, если он будет создан,— труд-
но. Однако можно предполагать, что это должен быть экономи-
ческий критерий. Им может быть, например, показатель, учи-
тывающий влияние надежности изделий на рентабельность его
эксплуатации.
Особенно проблематичной является оценка надежности само-
лета. С одной стороны, трудно надежность его частей и систем
свести к надежности самолета в целом. С другой — надежность
самолета теснейшим образом переплетается с понятием безопас-
ности, а аварии самолетов, как правило, связаны с большим ма-
териальным ущербом.
27.2.	Причины возникновения проблемы. Остановимся на
причинах, обусловивших резкое повышение роли надежности в
современных условиях. Такими причинами являются: возрастание
структурной сложности машин; усложнение условий и повышение
режимов их эксплуатации; совершенствование конструкции
и повышение эффективности машин; широкое развитие ко-
оперирования при создании машин; исторически обусловленное
отставание проблемы надежности от других проблем.
284
Необычайная и все возрастающая структурная сложность
современных машин ведет, как показывает расчет, при прочих
равных условиях, к катастрофическому падению надежности.
В частности, сложность авиационной техники находит свое вы-
ражение в увеличении веса и размеров самолетов, их оснащен-
ности оборудованием, усложнении конструкции планера, систем,
аппаратуры и т. д. Приведем простой пример. На самолетах В-17
и В-29, построенных в США
в 1940—1945 гг., применялась
электронная аппаратура, состоя-
щая из 1000—2000 деталей, на
самолете В-58 (1960 г.) их коли-
чество увеличилось до 95 000.
Падение надежности изделия по
мере его усложнения можно про-
иллюстрировать следующим при-
мером. Пусть изделие состоит
из п элементов. Вероятность без-
отказной работы каждого из них
за время t обозначим Pi(t). При-
мем для упрощения, что отказ
любого из них не зависит от от-
казов других и что отказ любого
элемента означает также отказ
изделия в целом. Тогда согласно
Рис. 8.1. Надежность системь
состоящей из последова-
тельно соединенных элементов
с надежностью каждого Р(t)
теореме об умножении вероятностей независимых событий веро-
ятность безотказной работы изделия выразится формулой
ЛЮ=П Л (Л
А если все элементы изделия одинаковы, то
Л)(')=Р(ф.
Результаты расчетов по этой формуле представлены на рис. 8.1.
Они показывают, что надежность системы, если не принять спе-
циальных мер, будет меньше надежности самого ненадежного
элемента.
Вторая предпосылка для падения надежности современных
машин заключается в усложнении условий и повышении режи-
мов их работы. Имеются в виду рост скоростей, нагрузок, дав-
лений, температур, повышение требований к точности изготовле-
ния и работы машин и т. д. Так, например, в авиации рост
скоростей полета привел к увеличению числа циклов знакопере-
менных нагрузок на планер и выдвинул проблему усталостной,
а затем и акустической прочности.
Третья предпосылка связана с совершенствованием современ-
ной техники с целью повышения ее эффективности. Сюда отно-
285
сится борьба за снижение веса и размеров машин, их стоимости
и т. п. Яркими примерами такого совершенствования могут слу-
жить уменьшение относительного веса планера самолета, умень-
шение удельного веса двигателей, уменьшение габаритов и веса
радиоэлектронной аппаратуры. Так, относительный вес планера
за время существования авиации снизился от <7Пл=0,4—0,5 до
Спл = 0,2. Удельный вес поршневых двигателей внутреннего сго-
рания в 1900 г. составлял 250 кгс/л.с., а у современного авиаци-
онного поршневого двигателя достигает значений всего 0,4—
0,5 кгс/л.с. Совершенно очевидно, чтс^такое прогрессивное разви-
тие основных эксплуатационных характеристик машин необычай-
но усложняет обеспечение их надежности и требует различных
дополнительных затрат. Нельзя не отметить также, что все воз-
растающие темпы технического прогресса ведут к сокращению
морального срока службы новой техники и, соответственно, цик-
лов ее разработки и изготовления. Это также не может не за-
труднять задачу повышения надежности.
Четвертая предпосылка связана с особенностями организации
современного проектирования и производства на основе широко
развитого кооперирования. Обладая громадными экономически-
ми преимуществами, кооперированное производство вместе с тем
усложняет задачи управления, планирования, контроля, в том
числе, и в вопросах надежности. Так, например, вес готовых из-
делий в весе пустого самолета составляет в среднем 30—35%, и
таким образом, от собственно самолетостроительного производ-
ства надежность самолета сейчас зависит в сравнительно неболь-
шой степени (рис. 8.2).
Наконец, пятая предпосылка носит исторический характер и
заключается в том, что вопрос надежности еще сравнительно не-
давно вообще серьезно не изучался. Показатели надежности не
использовались для оценки промышленной продукции и не рег-
ламентировались. Более того, повышение других показателей, та-
ких как себестоимость, трудоемкость, часто достигалось за счет
надежности, ибо увеличить выпуск продукции во много раз про-
ще, чем повысить ее качество.
27.3.	Значение проблемы. Надежность является неотъемле-
мым свойством изделий, характеризующим вместе с рядом дру-
гих свойств их качество. При этом, однако, эта характеристика
качества существенно отличается от всех остальных. Прежде
всего необходимо отметить ее особое техническое значение, за-
ключающееся в следующем:
—	надежность как характеристика присуща всем изделиям;
—	в отличие от других показателей качества надежность свя-
зана со всеми остальными и характеризует проявление каждого
из них;
—	если машина не обладает необходимой надежностью, то
другие ее свойства не могут быть использованы и, по существу,
утрачивают практическое значение. В этом смысле надежность
286
является главной характеристикой качества машины. Если дру-
гие признаки качества можно рассматривать лишь как необхо-
димые, то надежность при обеспечении необходимых признаков
является уже достаточным условием ее высокого качества;
значение надежности выходит за рамки проблемы качества
отдельных машин. Недостаточная надежность сводит на нет до-
	| Части, и системы самолета.	Число отказов на 1000 вылетов								
		0 1		0 20 30 W 50 6					0 7	0
1	Шасси									
2	Двигатели									
3	Навигационное оборудование									
9	Органы управления полетом									
5	Топливная система									
6	Средства связи .									
7	Оборудование пассажирскри кабины									
8	Электросистема									
9	Система запуска		в»							
10	Гидросистема									
11	Система кондиционирования									
12	Автопилот		Sfl							
13	Кислородная система									
19	Противопожарная система									
15	Освещение									
16	Воздушная система									
П	Прочие, части и системы самолета						Имя			
Рис. 8.2. Надежность частей и систем самолета
стижения научно-технической мысли вообще и становится барь-
ером на пути технического прогресса. С другой стороны, для
повышения самой надежности необходимо использовать все пе-
редовые научные и технические достижения. Таким образом, в
надежности сосредоточены все современные проблемы научно-
технического прогресса и она же ответственна за их практиче-
ское воплощение;
проблема надежности приобретает особое значение в услови-
ях все возрастающего применения автоматики, которая, в ча-
стности, используется при проектировании и производстве само-
летов, а главное,— на самих самолетах в виде приборов, аппа- -
ратов и систем Особое значение, как уже было отмечено,
приобретают системы автоматического управления полетом для
самолетов КВП, ВВП и самолетов с УЛО.
Совершенно исключительно экономическое значение надежно-
сти. Низкая надежность изделия приводит к тому, что оно быст-
ро снимается с эксплуатации. Это значит, что экономическая
287
эффективность его использования резко снижается и труд, за-
траченный на его изготовление, обесценивается. Уместно напом-
нить, что современный тяжелый пассажирский самолет со взлет-
ным весом 150—160 тс стоит не менее 6—7 млн. долларов
(В 707, VC-10). Низкая надежность — это колоссальные косвен-
ные убытки на предприятиях, связанные с простоями оборудова-
ния, срывом сроков доставки необходимых грузов и т. п. В граж-
данской авиации — это излишнее увеличение самолетного парка,
простои неисправных самолетов и соответствующие материаль-
ные потери. Низкая надежность техники — это колоссальные
дополнительные затраты на ее обслуживание и ремонты. Напри-
мер, стоимость технического обслуживания и ремонтов пасса-
жирского самолета в 2—3 раза превышает его первоначальную
стоимость. Стоимость технического обслуживания и ремонтов ав-
томобиля превышает его стоимость в 7 раз [68]. Следует учиты-
вать также, что надежность является важнейшим потребитель-
ным свойством любого изделия. Безопасность и регулярность
транспортного средства повышают приток пассажиров и доход-
ность эксплуатации и наоборот. Так, авария самолета «Комета»
в начале 50-х годов повлекла за собой полное прекращение по-
купки билетов на эти самолеты. Совершенно справедливо поэто-
му замечание одного из авторов, что добиться надежности стоит
немалых средств, но отсутствие ее обходится куда дороже.
Подобно тому как это было показано выше в отношении ве-
са, аэродинамического качества, удельного расхода топлива,
можно ввести понятие «стоимость надежности», т. е. величину
предельно целесообразных затрат на увеличение надежности са-
молета на принятую единицу измерения (см. стр. 225). К сожа-
лению, расчет этого показателя очень сложен и соответствующих
удовлетворительных методов его пока что не найдено. Однако
вовсе не случайно многие авторы рассматривают повышение на-
дежности машиностроительной продукции как наиболее эффек-
тивное экономическое мероприятие.
Проблема надежности в авиации имеет совершенно исключи-
тельное значение также и потому, что она непосредственно свя-
зана с проблемой безопасности. Безопасность транспортных
средств принято оценивать с помощью двух показателей (рис.
8.3): количество жертв на 1 млрд, пассажиро-километров; коли-
чество жертв на 1 млн. часов поездки [85].
По первому показателю на первом месте стоит автомобиль-
ный транспорт (по иностранным данным 24 человека на млрд»
пассажиро-миль). Самолеты более чем в 2 раза безопаснее ав-
томобилей. Однако автобусный и железнодорожный транспорт
примерно в 7—8 раз безопаснее авиации. По второму показате-
лю авиация является наиболее опасным видом транспорта (2,4
человека на 1 млн. часов). Она в 25—30 раз опаснее автобус-
ного и железнодорожного транспорта и в 2,5 раза — автомо-
бильного. Совершенно очевидно, что указанные оценки весьма
288
несовершенны. В частности, они не учитывают того обстоятель-
ства, что пассажировместимость самолетов все время возрастает
и, следовательно, число жертв, приходящееся на каждую ката:
строфу, тоже растет. Они не учитывают также возможность ги-
бели в результате аварии самолета людей, не находящихся на
его борту (см. также стр. 124).
По средствам, ее обеспечивающим, надежность — прежде
всего проблема техническая, по результатам и последствиям —
Рис. 8.3. Безопасность авиации (по дан-
ным JCAO):
/—количество жертв на 100 млн. пассажире-
километров; 2—количество жертв на 100 тыс.
часов полетов; 3—количество жертв за одну
катастрофу
безусловно, экономическая.
Вместе с тем, нельзя не ви-
деть и важный социальный
аспект этой проблемы, по-
тому что она накладывает
отпечаток на темпы и харак-
тер развития производи-
тельных сил общества и
во многом зависит от отно-
шения людей к своему
труду.
В заключение уместно
отметить, что иногда неко-
торые аспекты проблемы
надежности (например, дол-
говечность) рассматривают-
ся как временные, постепен-
но утрачивающие свою
остроту. В подтверждение
этого выдвигается такой
довод, как ускорение морального старения техники по мере ее
прогрессивного развития, якобы снижающее актуальность физи-
ческой долговечности. Это ускорение действительно имеет место.
Но, вместе с тем, сроки морального старения машин всегда зна-
чительно превышают сроки их физической долговечности. Так
например, удачные авиационные конструкции не сходят с экс-
плуатации по 30—40 и более лет (Ли-2, По-2). Срок же физиче-
ской долговечности самолета, определяемый усталостной проч-
ностью планера, составляет 20—30 тыс. часов, что соответствует
10—15 тыс. часов летной эксплуатации.-Следует учитывать так-
же возрастание роли факторов, способствующих снижению на-
дежности машин по мере их развития (см. стр. 284). Таким об-
разом, тезис о том, что острота проблемы долговечности (и на-
дежности) со временем должна упасть, является необоснован-
ным [68].
289
Глава 28. ПУТИ ПОВЫШЕНИЯ НАДЕЖНОСТИ
28.1.	Этапы повышения надежности. Процесс обеспечения
надежности носит непрерывный характер и продолжается на
всех этапах разработки и эксплуатации машин. Общеизвестна
формула, что надежность изделия закладывается при проекти-
ровании, обеспечивается в производстве и поддерживается в
эксплуатации. Эта формула очень удачно отражает существо во-
проса. Особое внимание заслуживает этап проектирования. От
решений, принятых здесь, зависят возможные решения на всех
последующих этапах. Практика радиотехнической промышленно-
сти показывает, например, что 40—50% отказов аппаратуры про-
исходит из-за дефектов проектно-конструкторского характера,
30% из-за производственных причин и 20—30% из-за ошибок в
эксплуатации [67]. С другой стороны, не нужно думать, что эта-
пы производства и эксплуатации в. проблеме обеспечения надеж-
ности носят второстепенный характер. Безусловно их возможно-
сти более ограничены. Однако самые блестящие достоинства
конструкции могут быть сведены на нет ее неудачным изготов-
лением или небрежной эксплуатацией. Поэтому спор о большей
или меньшей важности того или иного этапа в известной мере
беспредметен. Как тонко подмечено в [67], он подобен спору
о том, кому принадлежит право первородства: яйцу или курице.
Теоретические основы и методы повышения надежности на
этапе проектирования подробно рассмотрены ниже (см. стр. 291).
В этом разделе мы остановимся на значении этапов производст-
ва и эксплуатации.
От этапа производства для обеспечения надежности изделия
требуется высокая организационно-техническая культура, а имен-
но: применение совершенных технологических процессов и обо-
рудования; механизация и автоматизация производства; отла-
женность производственного процесса; строгое соблюдение уста-
новленной технологии; исправное содержание оборудования;
совершенное планирование и ритмичность производства; вклю-
чение в производственный процесс операций приработки (обкат-
ки) изделия; использование психико-физиологических средств
для улучшения условий труда (техническая эстетика, освещение
и т. д.); строгая система контроля, его автоматизация, примене-
ние прогрессивных методов контроля, например — статистическо-
го. Статистический контроль, как известно, позволяет анализи-
ровать и регулировать протекание технологического процесса и
не только констатирует брак, но также выявляет причины и пре-
дупреждает его. Нетрудно заметить, что наибольшими возмож-
ностями для выполнения перечисленных выше требований про-
изводственно-технической культуры располагает специализиро-
ванное, крупномасштабное производство.
От этапа эксплуатации для обеспечения и поддержания на-
дежности изделий требуется прежде всего строгое выполнение
290
инструкций по эксплуатации, т. е. соблюдение сроков и объемов
работ по техническому обслуживанию и ремонтам, применение
высококачественных смазочных и других материалов, учет кон-
кретных условий эксплуатации и т. п. Практика показывает, что
показатели надежности и долговечности машин в зависимости от
качества их эксплуатации могут отличаться друг от друга в 2—
3 раза [50].
Рис. 8.4. Классификация факторов надежности
28.2.	Теоретические основы надежности. Повышение надеж-
ности машин в настоящее время существенно зависит от разви-
тия науки о надежности и внедрения ее результатов в практику
проектирования, постройки и эксплуатации машин. Наука о на-
дежности определилась как самостоятельная отрасль знаний
сравнительно недавно и пока что находится в процессе станов-
ления. Создание такой науки требует обобщения и систематиза-
ции большого и разностороннего теоретического и эксперимен-
тального материала, относящегося к разным областям знаний и
представляет собой чрезвычайно сложную задачу (рис. 8.4).
Наука о надежности складывается из следующих частей: физи-
ко-химическая теория надежности; математическая теория на-
дежности; методы конструирования надежных машин; методы
производства надежных машин; методы эксплуатации машин;
методы экспериментального определения надежности и эконо-
мика надежности [21, 41].
Физико-химическая теория надежности изучает природу от-
казов и поломок машин, т. е. непосредственные причины нена-
дежности, такие как износ, старение, усталость и т. п.
291
Математическая теория надежности занимается количествен-
ными оценками надежности, статистическими закономерностями
отказов и, более всего, методами расчета надежности сложных
систем при заданных характеристиках ее элементов. Этот раздел
науки о надежности основан на выводах теории вероятностей.
Простейшими примерами применения математической теории
надежности являются расчеты надежности систем при последо-
вательном и параллельном соединении входящих элементов. Так,
например, электрическая схема, состоящая из последовательно
соединенных элементов, отказывает при отказе любого из них.
Надежность такой схемы не может быть больше надежности са-
мого слабого ее звена, и с увеличением числа таких звеньев про-
грессивно падает (см. рис. 8.1). Вероятность безотказной работы
такой схемы, состоящей из и элементов, соединенных последова-
п
- V
тельно, за время t равна P(t)=e 1
При параллельном соединении одинаковых элементов отказ
любого из них может только понижать работоспособность схе-
мы, но не выводить их из строя. Вероятность безотказной рабо-
ты системы из п элементов, соединенных параллельно, за время
t в простейшем случае, когда отказ любого из них не влияет на
работу других, равна
п
1
Методы конструирования надежных машин основываются на
практическом преломлении выводов физико-химической и мате-
матической теорий с учетом вопросов экономики, технической
эстетики, психологии и общих положений теории конструирова-
ния.
В методах производства надежных машин рассматривается
влияние на надежность свойств материалов, технологических
процессов, огранизации производства и других аналогичных фак-
торов.
Методы эксплуатации охватывают вопросы технического об-
служивания, ремонтов и контроля за работой машин.
Методы экспериментального определения надежности посвя-
щены вопросам моделирования систем (математического, физи-
ческого, конструктивного), испытаний на стендах и в натурных
условиях и, в частности, очень актуальным сейчас вопросам —
ускоренных испытаний.
Экономика надежности машин рассматривает вопросы эф-
фективности повышения надежности и позволяет решать ряд
важных задач оптимизационного характера. Дело в том, что бес-
плановое увеличение надежности, как самоцель, бессмысленно.
Действительно:
292
увеличение надежности, как правило, сопровождается увели-
чением веса изделия, его стоимости и стоимости обслуживания и
ремонтов, а увеличение долговечности изделия ограничено сро-
ком его морального износа;
если полные и межремонтные ресурсы, а также сроки регла-
ментных работ изделий, входящих как составные части в какую-
либо систему, не будут согласованы между собой, то техниче-
Рис. 8.5. Зависимость годовых
приведенных затрат от ресурса
.	машины Г.-
/—амортизационные отчисления;
2—техническое обслуживание и ре
монты; 3—топливо и косвенные
расходы; 4—себестоимость эксплуа-
тации (сумма статей 1—3); 5—нор-
мативный эффект	6— приведен-
ные затраты С^Е^К
Рис. 8.6. Зависимость годовых
приведенных затрат от вероят-
ности безотказной работы
Обозначения те же, что
и на рис. 8.5
ское обслуживание этой системы
чрезвычайно усложнится, а боль-
шие ресурсы некоторых ее частей
не смогут быть использованы.
Расчеты оптимальных характеристик надежности представля-
ют большую сложность и, к сожалению, пока что не имеют до-
статочно разработанной методики. На рис. 8.5 и 8.6 в качестве
примера показана схема выполнения некоторых таких расче-
тов.
Теория надежности позволяет установить конкретные средст-
ва повышения надежности изделий, которые основываются ’ на
анализе соответствующих причин ненадежности. Для такого
анализа можно предложить следующую классификацию (см.
рис. 8.4). Следует различать три уровня факторов надежности.
Факторы первого‘уровня носят самый общий характер и обра-
зуют теоретический фундамент проблемы надежности в целом.
Особое место среди них занимает техническое задание (ТЗ).
Грамотно составленное ТЗ должно ориентировать разработчиков
на оптимальные характеристики надежности, в частности, на со-
гласованность ресурсов проектируемого изделия 'с ресурсами
того изделия, для которого оно предназначено. Факторы второго
уровня объединяют родственные факторы третьего уровня и, на-
293
конец, к факторам третьего уровня относятся все конкретные
причины, влияющие на отдельные частные виды надежности.
28.3.	Службы качества и надежности. Кроме технического со-
вершенно исключительное значение в проблеме надежности име-
ет также организационный аспект. Направленность деятельности
проектных, производственных и эксплуатирующих организаций в
вопросах надежности, т. е. претворение научно-технических пред-
посылок в практические результаты, в значительной мере зави-
сит от организации их деятельности. Организационный аспект
проблемы надежности сводится прежде всего к так называемо-
му управлению качеством, которое включает в себя и мероприя-
тия по повышению надежности [17]. В государственном масшта-
бе управление качеством означает применение системы следую-
щих мероприятий.
Научно обоснованное государственное нормирование показа-
телей надежности. Примером является применение известных
норм летной годности самолетов, применяемых в большинстве
стран.
Организация промышленного и государственного надзора за
качеством и надежностью продукции и стимулирование качества.
Примером могут быть заводские и государственные испытания
продукции, а также система знаков качества, используемая в
ряде стран: предприятия, которым дано право ставить на свои
изделия знаки качества, свидетельствующие о соответствии про-
дукции высоким национальным стандартам, пользуются опреде-
ленными льготами.
Разработка эффективных методов оценки, проверки и конт-
роля надежности изделий; планирование проектным и производ-
ственным предприятием наряду с другими технико-экономиче-
ски.ми показателями также показателей надежности.
Отражение качества продукции в системе ценообразования,
материальное стимулирование предприятий за повышение каче-
ства.
Экономическое обоснование качества продукции, которое
должно исключить частые еще ошибки, заключающиеся в том,
что, якобы из соображений экономической целесообразности, ка-
чество изделий приносится в жертву их технологичности и сро-
кам изготовления.
' Широкое развитие унификации, нормализации и стандартиза-
ции, закрепляющий лучшие достижения в области качества и на-
дежности.
Совершенствование планирования работы проектных, произ-
водственных и эксплуатирующих предприятий.
Повышение общей технической культуры предприятий, внед-
рение передовой технологии и научных форм организации про-
изводства.
294
Дальнейшее укрепление и развитие специализированных про-
изводств, что обеспечивает отлаженность и высокий технический
уровень процессов производства и эксплуатации изделий.
Широкое внедрение научных методов контроля и испытаний.
Научные основы управления качеством в нашей стране были
разработаны на нескольких предприятиях («саратовская», «горь-
ковская» система и др.) и получили всеобщее признание, в том
числе и за рубежом. Специфика проблемы надежности требуют,
однако, кроме системы управления качеством создания также
специальных служб надежности. (Достаточно сказать, что конт-
роль надежности принципиально отличается от контроля других
качеств изделий). Такие службы создаются сейчас во многих ор-
ганизациях.
Глава 29. ПРОЕКТИРОВАНИЕ НАДЕЖНЫХ МАШИН
29.1. Принципиальное совершенствование машин. Совершен-
ствование машины, основанное на изменении схемы, принципа
ее действия, или режимов работы является важнейшим спосо-
бом повышения надежности и названо нами принципиальным.
1.	Схема изделия характеризуется объемом и структурой, т. е.
количеством элементов и их взаимосвязями. Для большей на-
дежности объем схемы должен быть, как это уже было показа-
но ранее, возможно меньшим, более простые схемы обычно и
более надежны. Монолитные панели, паяные трубопроводы или
печатные электросхемы более надежны, чем многодетальные си-
стемы с большим числом соединений. Установка стартера или
генератора на валу двигателя надежнее традиционной наруж-
ной схемы размещения с приводом через систему валиков и ко-
нических шестерен.
Весьма перспективным в отношении упрощения схемы явля-
ется принцип агрегатирования конструкций, т. е. объединение
и выделение элементов, выполняющих замкнутый комплекс
функций, в единые легкосъемные и ремонтируемые агрегаты.
Агрегатирование (блочность) существенно сокращает число де-
талей и разъемов и находит применение в конструкциях дви-
гателей и систем самолета.
Структура схемы в основном характеризуется типом взаимо-
связи (соединений) ее элементов. Следует различать последова-
тельные и параллельные соединения. На свойстве параллельных
соединейий, о котором говорилось выше, основан важнейший
принцип повышения надежности всех конструкций — дублиро-
вание (резервирование) с разной степенью кратности. На само-
лете принято дублировать двигатели, колеса шасси, электриче-
ские цепи, системы управления и силовые элементы конструкции.
295
(О влиянии числа двигателей на надежность см. гл. 7).
Статически неопределимый характер авиационных конструкций
в большинстве случаев является средством многократного
дублирования силовых элементов. Очень широкое применение
дублирования находит в радио- и электроустройствах. Следует
различать общее и раздельное (местное) дублирование.
В первом случае резервируется вся система (например, двойное
управление на самолете), во втором — лишь отдельные наиболее
слабые или ответственные ее звенья (например, колеса на стои-
ках шасси, отдельные участки электроцепей и т. п.). Раздельное
дублирование, естественно, является более экономичным. Раз-
личают также «холодное» п «горячее» дублирование. При «хо-
ьлодном» дублировании запасной элемент начинает работать
лишь в случае отказа основного. На таком принципе часто ра-
ботают аварийные системы. При горячем дублировании одно-
временно, но на пониженных режимах работают несколько вза-
имнодублирующих элементов. При отказе любого из них осталь-
ные продолжают работу на повышенном режиме. Примером
горячего дублирования являются многомоторные системы у са-
молетов, многоколесные шасси и др. Характерным примером
такого дублирования служит синхронизация работы винтов и
двигателей у самолетов КВП и ВВП. Установка нескольких дви-
гателей на самолетах этих типов часто уже не может обеспечить
необходимую надежность, так как при отказе одного или не-
скольких из них могут возникнуть большие несбалансированные
силы. Горячее резервирование является более экономичной си-
стемой, чем холодное, и применяется чаще.
Наиболее совершенные формы дублирования разработаны
природой и, в частности, воплощены в нервной системе чело-
века [10, 36]. Биологическое дублирование основано на двух ос-
новных принципах, которые уже начинают использоваться и в
технике: функциональное замещение, перестройка и самообуче-
ние; сочетание нескольких форм дублирования разного уровня:
полного и частичного. Первый принцип заключается в том, что
при отказе какой-либо системы, другие могут взять на себя функ-
ции этой отказавшей системы, не будучи к этому приспособлены
ранее. Второй принцип означает, что необязательно резервные
элементы или системы должны функционировать точно так же,
как отказавшие. Они могут быть значительно проще и выполнять
лишь частичное, примерное резервирование.
Методы резервирования имеют огромное значение и широко
применяются в технике. Нельзя, однако, не отметить, что они
являются поллиативом и свидетельствуют о недостаточной на-
дежности элементов конструкции. Не случайно они названы ме-
тодами создания надежных конструкций из ненадежных элемен-
тов. Обычно- резервирование обусловливает существенное увели-
чение сложности, веса и стоимости изделий. Правда, в
современных условиях отказ от дублирования и повышение на-
296
дежности элементов в ряде случаев может оказываться еще ме-
нее выгодным.
Кроме резервирования, повышение надежности схем можег
достигаться также выравниванием надежности отдельных ее уча-
стков за счет установки в узких местах принципиально более
надежных конструкций. Такую систему повышения надежности
можно назвать качественным резервированием или обеспечени-
ем равнонадежности. Поскольку в реальных конструкциях всег-
да есть отдельные слабые места, этот способ может быть чрез-
вычайно эффективным. Однако с точки зрения экономии веса
или стоимости изделия в ряде случаев может быть допущена
меньшая надежность для менее ответственных его частей. Напри-
мер, в самолетостроении коэффициент безопасности при расчете
на прочность принимается в диапазоне от 1,5 до 2,0 в зависимо-
сти от ответственности данного агрегата. В целях снижения веса
самолета может быть оправдано дифференцированное назначе-
ние этого коэффициента для отдельных деталей и узлов внутри
каждого агрегата.
Наряду с резервированием большое практическое значение
имеет метод защиты. Виды защиты очень разнообразны. Для
борьбы с динамичностью применяются демпферы, амортизаторы.
Так, шасси самолета является демпфером для конструкции само-
лета. Широко применяется амортизация оборудования. Аморти-
заторы, демпферы, упругие муфты широко применяются в меха-
низмах самолета. Электрические цепи защищаются от токов ко-
роткого замыкания специальными автоматическими устройствами
(АЗС). Применяются механические виды защиты в виде кожу-
хов, ограждений, ограничителей и т. д. К элементам защиты от-
носятся также различные сигнализаторы и аварийные спасатель-
ные средства, используемые на самолетах.
Задача нахождения оптимальных схем изделий по своей при-
роде расчетного характера и решается с помощью средств ма-
тематической теории надежности. При решении этих задач ча-
сто рассматриваются такие, например, варианты, как:
минимальный вес при заданных стоимости и надежности;
максимальная надежность при заданном весе и стоимости.
Решение подобных оптимальных задач выполняется с по-
мощью тех же средств, которые были рассмотрены выше (ч. V).
2.	Принцип действия машины характеризуется используемы-
ми в ней рабочими процессами и их режимами, которые уже по
самой своей природе обладают разной степенью надежности.
Так, механическое управление самолетом считается более надеж-
ным, чем гидравлическое и электрическое. Пиротехнические уст-
ройства более надежны, чем пневматические и гидравлические.
Полупроводниковые приборы надежнее аналогичных ламповых
(срок безотказной службы у них в 60—70 раз больше). Подшип-
ники качения надежнее подшипников трения. Самолет с обыч-
ной системой взлета надежнее, чем самолет ВПП и т. д. Важно
297
подчеркнуть, что надежность в рассматриваемом аспекте имеет
исторически обусловленный характер и со временем подобные
оценки должны меняться.
3.	Режимы работы оцениваются величиной, равномерностью,
постоянством знака нагрузок и условиями работы. Чем ниже
уровень нагрузок, тем надежнее работа машины. Так, например,
известно, что планер самолета сравнительно с другими его ча-
стями обладает большей надежностью. Объясняется это тем, что
средний уровень напряжений в конструкции планера соответст-
вует эксплуатационной перегрузке пэ=1, тогда как материал
конструкции подбирают исходя из возможных кратковременных
нагрузок, при которых перегрузка достигает значений 2,5—3,5.
Точно так же малая плотность тока в электропроводке будет ве-
сти к повышению ее надежности. В настоящее время обсужда-
ется вопрос о повышении ресурса основных двигателей самолета
до ресурса планера путем исключения тяжелого взлетного ре-
жима и применения на взлете специальных стартовых двигателей.
Весовой и экономический анализ показывают целесообразность
подобного решения [56].
Равномерность рабочего процесса изделия оценивается уров-
нем динамических нагрузок (пиковых нагрузок — в электро- или
гидросистемах). Так, турбореактивный двигатель надежнее
поршневого из-за того, что в нем имеет место вращательный ха-
рактер движения частей вместо возвратно-поступательного.
Большое значение для обеспечения надежности и долговеч-
ности *машин имеет также ограничение знакопеременных нагру-
зок, обуславливающих явления усталости, и обеспечение благо-
приятных условий для работы машины и ее частей (температура,
смазка, агрессивность среды и т. д.). Так, например, известно,
что высококачественные смазки повышают долговечность меха-
низмов вдвое.
29.2. Конструктивно-технологическое и эксплуатационное
совершенствование машин. В конструктивно-технологических
особенностях машин, зависящих от свойств конструкционных ма-
териалов, форм деталей, видов их обработки, типов соединений
и т. п., заложены огромные резервы повышения надежности.
Высококачественные стали и сплавы, как правило, позволяют
резко повысить надежность изготовленных из них деталей.
Уменьшение веса таких деталей опять-таки способствует повы-
шению надежности, так как обуславливает меньшие нагрузки
[массовые силы, контактные нагрузки]. Особые возможности в
области надежности открывают синтетические и композиционные
материалы, у которых можно получать специальные желатель-
ные комплексы свойств. Следует правильно применять материа-
лы. Например, высокопрочные, но менее устойчивые по отноше-
нию к усталости алюминиевые сплавы типа В-95 не следует при-
менять для растянутых элементов конструкции. Анализ проблемы
показывает также, что традиционная практика использования де-
298
шевых и технологичных материалов в ущерб качеству изделий,
как правило, является экономически нецелесообразной.
Значительное повышение усталостной долговечности деталей
достигается путем уменьшения концентрации напряжений с по-
мощью таких средств, как:
—	применение соответствующих форм деталей с плавным из-
менением сечений, смягчением кромок, центральной передачей
сил и т. д.;
—	обеспечение чистоты и защиты поверхностей от коррозии;
—	применение склейки, сварки и пайки вместо заклепочных и
резьбовых соединений. Так, например, установлено, что 60% от-
казов гидросистемы самолета обусловлено неплотностью соеди-
нительной арматуры. Надежность системы резко повышается (а
вес снижается), если резьбовые и шланговые соединения труб
заменить паяными;
—	обеспечение точного и плотного сопряжения соединяемых
деталей без излишних натягов, применение в соединениях демп-
фирующих прокладок, уплотнителей, замазок и т. п.;
—	применение трехслойных конструкций.
Повышение сопротивляемости деталей износу достигается пу-
тем применения соединений с многоканальной передачей сил
(шлицы, зубчатые муфты и т. п.); заменой пар трения,парами
качения; специальной подготовкой изнашиваемых поверхностей.
Поверхностные слои деталей обычно нагружаются больше, чем
внутренние из-за явлений изгиба или кручения, имеющих место
даже при передаче простых видов, деформации или из-за кон-
тактных нагрузок. Надежность таких деталей повышается с по-
мощью специальных наплавок, азотирования, хромирования или
специальной обработки поверхностей (обкатка, дробеструйная
обработка, чеканка и др.).
Большое значение в рассматриваемом вопросе имеет унифи-
кация частей машин и ее более высокие формы: нормализация и
стандартизация. Унифицированные элементы, как правило, вы-
пускаются в условиях высокой технологической культуры про-
изводства, что способствует повышению надежности.
Эксплуатационные особенности машины характеризуют ее
приспособленность к обеспечению надежности в процессе экс-
плуатации. Эта приспособленность, в основном, обуславливается
ремонтопригодностью и психо-физиологическими особенностями
машины.
Важнейшим свойством машины в первом аспекте является
возможность и удобство контроля ее состояния. Ни одно изделие
не сможет быть признано надежным, если такая возможность не
обеспечена. Высшими формами контроля является автоматиче-
ский контроль, осуществляемый с помощью автоматических уст-
ройств, и автоматический встроенный контроль, когда контроли-
рующие устройства входят в конструкцию изделия и не только
сигнализируют об отказе, но и заранее предупреждают о его
299
возможности. Такие системы в настоящее время начали приме-
няться в оборудовании самолетов. Специалисты считают, что
встроенный автоматический контроль в недалеком будущем ста-
нет неотъемлемой частью всех транспортных средств [9]. В даль-
нейшем, видимо, удастся создать системы, которые будут спо-
собны выполнять и автоматический ремонт. Другим важнейшим
показателем ремонтопригодности машины является принципи-
альная возможность ее технического обслуживания и ремонта.
И, наконец, третьей особенностью изделия в этом же плане яв-
ляется приспособленность ее конструкции к наиболее прогрес-
сивным видам обслуживания и ремонтов, требующих минималь-
ных затрат времени и труда. Такая приспособленность обеспечи-
вается, например, следующими средствами:
согласованностью показателей надежности всех элементов
конструкции, позволяющей эффективно осуществлять обслужи-
вание и ремонт в планово-регламентированные сроки по системе
планово-предупредительного ремонта, а не по потребности.
(Правда, в некоторых случаях, например, при наличии совер-
шенных видов автоматического контроля, система ремонта по
потребности может оказаться более экономичной (2.6). Однако
согласование показателей надежности во всех случаях остается
целесообразным);	_
взаимозаменяемостью элементов конструкции, возможностью
использовать запасные части, применением системы ремонтных
размеров, позволяющей заменять изношенные детали другими,
большего размера, без нарушения параметров рабочего про-
цесса;
применением системы ремонтных узлов, блоков и агрегатов,
позволяющей осуществлять ремонт путем быстрой замены целых
частей машины (с последующим их ремонтом в стационарных
условиях);
применением системы непрерывного ремонта, позволяющей
выполнять все виды ремонта (текущие и капитальные) путем
непрерывного последовательного восстановления отдельных де-
талей, узлов, блоков машины без снятия ее с эксплуатации.
Психо-физиологические особенности машины образуются
комплексом свойств, от которых зависит контакт «человек — ма-
шина» в процессе ее эксплуатации. Проблемой такого контакта
занимаются сравнительно молодые науки — техническая эсте-
тика, инженерная и промышленная психология, эргономика.
Характер деятельности человека (в частности, пилота) опре-
деляется, например, такими факторами, как: удобство рабочего
сиденья, положения рук, ног и т. п.; общее эстетическое восприя-
тие кабины, управления, приборов, органов управления, завися-
щее от их окраски и конструкции; количество и расположение
приборов и органов управления, форма рукояток органов уп-
равления; нагрузки, испытываемые человеком в процессе управ-
ления и т. п.
300
* 29.3. Проектирование характеристик надежности. Практикой
выработано три метода определения проектных характеристик
надежности машин: метод доводки, метод, основанный на прин-
ципе «безопасного срока службы», и расчетно-эксперименталь-
ный метод.
Метод доводки заключается в наблюдении за поведением ма-
шины в процессе ее эксплуатации и постепенном устранении вы-
являемых при этом дефектов. Этот достаточно примитивный ме-
тод возник раньше других. Он основывается на ошибочной точ-
ке зрения, что надежность изделия может быть определена, а
тем более повышена лишь в процессе его эксплуатации, по мере
накопления фактического материала, и что определение надеж-
ности на этапе проектирования якобы или невозможно или не-
целесообразно, так как требует длительных испытаний и боль-
ших затрат. Метод доводки представляет наибольшие удобства
для изготовителей машины, но ставит в Исключительно тяжелое
положение эксплуатационников. В настоящее время можно счи-
тать доказанным, что затраты на повышение надежности маши-
ны в процессе ее проектирования составляют ничтожную долю
тех убытков, которые возникают в эксплуатации от ее недоведен-
ности. Поэтому метод доводки, получивший меткое название
«экспериментирования на потребителе», следует признать нена-
учным и в корне порочным [48].
Второй из названных выше методов заключается в том, что
для каждого изделия на основании статистических данных уста-
навливается срок безопасной службы, в течение которого оно
будет работать с достаточно гарантированной надежностью. По
истечении этого срока изделие списывается и снимается с экс-
плуатации независимо от его фактического состояния. Этот ме-
тод основан на принципе страхования и связан с такими отри-
цательными последствиями, как перетяжеление конструкций и
убытки от списания машин, как правило, еще в работоспособ-
ном состоянии. Естественно, что и этот метод не является на-
учным.
Научным методом в настоящее время является расчетно-
экспериментальный. Он включает теоретический расчет характе-
ристик надежности и их экспериментальную проверку целиком в
процессе проектирования машин. Расчеты при этом основывают-
ся на положениях науки о надежности. Экспериментальная про-
верка выполняется на моделях, макетах, стендах и путем испы-
таний опытных образцов. Моделирование, макетирование, стен-
довые и натурные испытания относятся к передовым современным
средствам повышения надежности машин и являются необходи-
мым дополнением к расчетам. Они позволяют вести исследова-
ния широким фронтом и обеспечивают значительную экономию
времени и затрат.
Расчет характеристик надежности нового изделия неизбежно
основывается на информации о надежности аналогичных суще-
301
ствующих конструкций. Примером такой информации примени-
тельно к самолетам могут служить данные, показанные на
рис. 8.2. Укрупненное определение характеристик надежности
нового самолета выполнимо непосредственно с помощью этих
данных. Для этого следует сопоставить конкретные особенности
Рис. 8.7. Блок-схема расчета надежности шасси
его конструкции и конструкции прототипов. Более точное реше-
ние подобной задачи основывается на составлении структурной
схемы надежности изделия, описывающей взаимосвязи всех его
элементов. Зная характеристики надежности элементов и исполь-
зуя уравнения математической теории надежности, можно рас-
считать характеристики надежности изделия. На рис. 8.7 в каче-
стве примера показана структурная схема надежности самолет-
ного шасси [84].
ЛИТЕРАТУРА
1.	Антонов О. К- Самолет Ан-10.— «Гражданская авиация», 1958,
№ 5, с. 4.
2.	Антонове. К-, Толмачев В. И., Транспортный самолет сегодня
и завтра.— «Авиация и космонавтика», 1966, № 8, с. 18.
3.	Б а д я г и н А. А., О в р у ц к и й Е. А. Проектирование пассажирских
самолетов с учетом экономики эксплуатации. М., «Машиностроение», 1964.
4.	Б а д я г п н А. А., П о л и к о в с к и й В. И. О коэффициенте увеличе-
ния стартового веса летательных аппаратов.— «Известия ВУЗов», Серия
«Авиационная техника», Казань, 1966, № 1, с. 162.
5.	Болховитинов В. Ф. Пути развития летательных аппаратов. М.,
Оборонгиз, 1962.
6.	В е н т ц е л ь Е. С. Исследование операций.— «Наука и жизнь», 1968,
№ 12, с. 40—47.
7.	Виленкин Н. Я. Метод последовательных приближений. М., «На-
ука», 1968.
8.	Виноградов А. И. и др. Некоторые направления в теории опти-
мальных стержневых систем.— «Строительная механика и расчет сооружений»,
1968, № 4, с. 35—39.
9.	В л а д и м и р о в В., П етр о в В., Цифровые системы автоконтроля.—
«Авиация и космонавтика», 1969, № 11, с. 42.
10.	Гамбарян Л., Г аспарян Ю., Надежность и технический про-
гресс.— «Наука и жизнь», 1967, № 8, с. 100—104.
11.	Гиммельфарб А. Л. Проектировочный расчет потребного запаса
топлива и полного веса самолета, Труды МАИ, вып. 108, М., Оборонгиз,
1959.
12.	Г л и ч е в А. Г. Экономическая эффективность технических систем.
М., «Экономика», 1971.
13.	Глушков В. Перспективы использования вычислительной техни-
ки.— «Наука и жизнь», 1966, № .11, с. 16—24.
14.	Голубев И. С. Аналитические методы проектирования конструкции
крыльев. М., «Машиностроение», 1970.
15.	ГОСТ 13377—67. Надежность в технике. Термины. М., Издательство
Комитета стандартов, мер и измерительных приборов при Совете Министров
СССР, 1968.
16.	Диксон Дж. Проектирование систем. М., «Мир», 1969.
17.	Дубовиков Б. А. Основы научной организации управления каче-
ством. М., «Экономика», 1966.
18.	Егер С. М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов.
М., «Машиностроение», 1964.
19.	Егер С. М. От Ту-104 до Ту-154.— «Гражданская авиация», 1966,
№ 9, с. 8-
303
20.	Егер С. М. Ту-154 выходит на линии.— «Авиация и космонавтика»,
1967, № 4, с. 24.
21.	Елизаветин М. А. Повышение надежности машин. М., «Машино-
строение», 1968.
22.	Ильюшин С. В. Ил-62 готовится к дальним рейсам.— «Граждан-
ская авиация», 1966, № 8, с. 4.
23.	Ильюшин С. В. Илы на службе Родины.— «Авиация и космонав-
тика», 1968, № 5, с. 6; № 10, с. 32; 1969, № 5, с. 44; № 6, с. 33.
24.	Ильюшин С. В. Оружие переднего края.— «Техника и вооруже-
ние», 1970, № 5, с. 22.
25.	Каган Б. М., Тер-Микаэлян Т. М. Решение инженерных за-
дач на ЦВМ. М., «Энергия», 1964.
26.	К о з л о в Б. А., У ш а к о в И. А. Краткий справочник по расчету
надежности радиоэлектронной аппаратуры. М., «Советское радио», 1966.
27.	Козловский В. И. Вес и качество.— «Авиация и космонавтика»,
1963, № 3, с. 61—69.
28.	Козловский В. И. Метод эффективных высот при расчете балок
и крыльев, Труды КуАИ, 1971, вып. № 54, с. 18.
29.	Конструкция летательных аппаратов. Под ред. С. Н. Кана. М., Оборон-
гиз, 1963.
30.	Канторович Л. В. Экономический расчет наилучшего использо-
вания ресурсов, изд-во АН СССР, 1959.
31.	Киселев В. А. Определение веса продольного набора фюзеляжей
пассажирских самолетов.— «Известия ВУЗов», серия «Авиационная техника»,
Казань, 1965, № 3, с. 136—143.
32.	Комаров А. А. Основы проектирования силовых конструкций.
Куйбышевское книжное издательство, 1965.
33.	Кошки н В. П. О критерии совершенства пассажирских самолетов.—
«Известия ВУЗов» серия «Авиационная техника», Казань, 1968, № 2, с. 28.
34.	Крей сон П. М. Самолеты за 20 лет. М., Госмашиздат, 1934.
35.	Кулик М. М. На базе новой техники.— «Гражданская авиация»,
1968, № 7, с. 1.
36.	Литинецкий И. Б. Беседы о бионике. М., «Наука», 1968.
37.	Львов Д. С. Основы экономического проектирования машин. М.,
«Экономика», 1966.
38.	Мельников А. П. Аэродинамика больших скоростей. М., Воениз-
дат, 1961.
39.	М ы ш к и с А. Д. Лекции по высшей математике. М., «Наука», 1967.
40.	О в р у ц к и й Е. А. Экономическая оценка транспортного самолета.
Р.П.О. Аэрофлота, М., 1948.
41.	Орлов П. И. Основы конструирования. М., «Машиностроение»,
1968.
42.	Остославский И. В. Аэродинамика самолета. М., Оборонгиз,
1957.
43.	О с т о с л а в с к и й И. В., С т р а ж е в а И. В. Динамика полета. М.»
«Машиностроение», 1969.
44.	Павленко В. Ф. Самолеты вертикального взлета и посадки. Изда-
тельство МО СССР, 1966.
45.	Поляк Б. Т. Методы минимизации функции многих переменных.—
«Экономика и математические методы», 1967, т. 3, № 6, с. 881.
46.	Р а с т р и г и н Л. А. Случайный поиск. М., «Знание», 1965.
47.	Р у ж и ц к и й Е. И. Безаэродромная авиация. М., Оборонгиз, 1959.
48.	С м и р н о в Н. Н. Эксплуатационная технологичность самолетных кон-
струкций. М., «Машиностроение», 1963.
* 49. С о б о л ь И. М. Метод Монте-Карло. М., «Наука», 1968.
50.	С о р и н Я. М., Лебедев А. В. Беседы о надежности. М., «Знание»,
1968.
51.	Сутугин Л. И. Проектирование самолетов. М., Оборонгиз, 194о.
52.	Сутугин Л. И. Проектирование частей самолета. М., Оборонгиз,
1947.
304
53.	Томашевич Д. Л. Конструкция и экономика самолета. М., Обо-
ронгиз, 1960.
54.	Т у п о л е в А. Н. Воздушный корабль ближайшего будущего.— «Граж«
данская авиация», 1966, № 6, с. 1.
55.	Туполев А. Н., «Люди и крылья».— «Литературная газета», 1970,
22 апреля.
56.	Ульянов И. Е. Основы надежности авиационных двигателей.
Часть I, Труды МАИ, 1968.
57.	Фадеев Н. Н. Весовые формулы самолета и его частей, Труды
НАГИ, изд. ЦАГИ, 1939, № 421.
58.	Фадеев Н. Н. Труды МАИ, 1959, вып. № 138. М., Оборонгиз.
59.	Фомин Н. А. Проектирование самолетов. М., Оборонгиз, 1961.
60.	Ч е н ц о в Н. Г. Стойки наименьшего веса, Труды ЦАГИ, 1936, Изд-во
Ц4ГИ, вып. 265.
61.	Шейнин В. М. Расчет центровки самолета. М., Оборонгиз, 1955.
62.	Шейнин В. М. Весовая и транспортная эффективность пассажир-
ских самолетов. М., Оборонгиз, 1962.
63.	Ш е й н и н В. М. .Проблемы воздушного автобуса.— «Авиация и кос-
монавтика», 1968, № 4, с. 83.
64.	Ш е й н и н В. М. Проблемы веса военно-транспортпых самолетов.—
«Авиация и космонавтика», 1969, № 40, с. 32
65.	Ш е й н и н В. М Основные проблемы проектирования аэробусов
«Гражданская авиация», 1972, № 1 и 2.
66.	Ш е н л и Ф. Р. Анализ веса и прочности самолетных конструкций.
М.» Оборонгиз, 1957.
67.	Ю р г и с Г. Проблема номер один. М., «Знание», 1967.
68.	Ямпольский С. М., Эрлих Л. Б. Экономика освоения новых
конструкций машин. М., «Машиностроение», 1964.
69.	Я к о в л е в А. С. Цель жизни. М., Политиздат, 1970.
70.	Ashford D. М., Morris J. Fuselage configuration studies. The
SAE Paper, No. 670. 370.
71.	В awn D. E. After Concorde and the Airbus what Follows? The Aero-
nautical, 1969, V, No. 701.
72.	Sens W. H. and Meyer R. H. Der Fliger. 1969. No. 1—2,
1—11.
73.	Steiner I. E. About aircraft evolution and airline growth, «Aero-
plane», 1967, 9.II, No. 113, p. 5.
74.	Spargeon Ray, Operating costs in the jetage, «Aeroplane», 1966,
l.XII, No. 112, p. 5.
75.	S c h u 1 z R. W. Eine neue Generation von Zweistromstrahlturbinen,
«Lufftfahrttechnik Raumfahrttechnik», 1967, XII, Band 13, Nr. 12, p. 285.
76.	S h u 1 e r W. T. and Neilson J. A. Where do we go From here in
Saving Aircraft weight?, SAWE, Paper No. 653.
77.	The Society of Aeronautical Weight Engineers. Technical Paper,
No. 337.
78.	The Society of Aeronautical Weight Engineers. Technical Paper,
No 434.
79.	С r i s t о f f R. Z. To weight control program C-141A, SAWE, Tech-
nical Paper, No. 417.
80.	В e e s 1 у L. B. Some Aspects of Military Aircraft Procurement, «Air-
craft Engineering», 1966, X, No. 10, p. 26.
81.	Civil aviation in 1967, «ICAO Bull», 1968, 23, No. 5—6, p. 3—23.
82.	David A. Brown, Wingtip Flap System Provides Variable Wing Area,
Sweep, «Aviation Week and Space Technology», 1969 14, IV, p. 88.
83.	Shuler W. T. Study in structures, «Locheed Ga Co Quart», 1967, 11,
41425, 4, No. 1, p. 26—32.
84.	M о r 11 о c k W. E. Management cousideration of reliability and
maintainability program reguirements for a 1968 jet transport, AIAA Paper,
1968, No. 291.
305
85.	L u n d b i r g К. O. Speed and Safety in civil atiation, «Medd. Flug-
tekn forsok sant» 1963, No. 94, 95.
86.	L a c h m a n n G. Fundamental Design Problems of Aircraft with
Boundary Layer Control for ^Maintaining Laminar Flow, «Preprint of Pa-
per Presented of the First Intern. Congress in the Aeronautical sciences»,
Madrid, 1958, IX.
87.	S w i t z к у H. Minimum Weight Desigee with structural Reliability
у of Aircraft, 1965, Vol. 2, No. 3.
88.	Z a h о г s к i A. Effects of Maberials Distribution on Strength of Pan-
ics, IAS, 1944, July, Vol. 2, No. 3.
89.	E11 i s E. M. The Interaction between the Aero Engine Industry and
the Growth of air Transport., «Aircraft Engineering», 1967, 1, No. 1, p. 15.
90.	Beedej. A1AA Paper, 1968, No. 213, 7, p. 111.
91.	Schulz R. W. Einige vergrosserung probleme des Varkehrsflu-
grengbans Ergebnisse einer statistischen Analyse. «Luftfahrttechnik Raum-
fahrttechnik», 1968, 14, Nr. 9, 209—214.
92.	L u n d b e r g K. Useful Load Ratio with Jet and Airscrew Propulsion
Aircraft, RAS, vol. 51, No. 440, 1947, p. 686.
93.	O’ L о n e R. G Experts Struggled to Control 2707 weight, «Aviation
Week», 19.5.1969, p. 79.
94.	L
in Aircraf
95.	Г
кизное пр
96.	Г
ного трап
Оглавление
Стр.
Предисловие академика С. В. Ильюшина.................................3
Предисловие авторов ................................................ 4
Введение ......................................................... .7
Часть первая. Тенденции развития пассажирской авиации, опре-
деляющие рост экономичности.......................................	11
Глава 1. Классификация пассажирских самолетов.......................11
Г лава 2. Тенденции развития пассажирских самолетов с газотурбин-
ными двигателями...............................................18
Г лава 3. Тенденции развития воздушного транспорта	43
Глава 4.	Модификации самолетов и их планирование...................54
Часть вторая. Проблемы аэробуса.................................... 73
Г лава 5.	Возникновение и развитие идеи.............................73
Глава 6.	Проблема транспортировки багажа на аэробусах............. 81
Г лава 7.	Проблема выбора числа двигателей и размера	фюзеляжа .	91
Глава 8.	Проблемы экономичности и безопасности *..................121
Часть третья. Проблемы веса и размера пассажирского само-
лета ............................................................. 126
Глава 9.	Весовая эффективность самолетов......................... 126
Глава 10.	Пути создания легкой конструкции.........................141
Глава Ц.	О «весовом барьере»......................................148
Глава 12. Формирование весовых характеристик и динамика их роста
в процессе проектирования..........................................162
Глава 13.	О размере пассажирского самолета .	...................174
Часть четвертая. Особенности проектирования самолетов с кор-
мовой установкой* двигателей......................................184
Глава 14. Достоинства и недостатки.................................184
Глава 15. Компоновочные схемы и	центровка	самолета	.	.	.	.	193
Глава 16. Особенности кормовой компоновки двигателей	на	аэробусах	203
Часть пятая. Проблемы оптимального проектирования ....	206
Глава 17. Современные методы..................................206
Глава 18. Критерии эффективности..............................209
307
Стр.
Глава 19. Метод оптимального проектирования ......................215
Глава 20. Математический аппарат оптимального проектирования .	.	228
Часть шестая. Проблемные вопросы взлета и посадки ....	232
Глава 21. Сущность проблемы.......................................232
Глава 22. Средства улучшения взлетно-посадочных характеристик .	.	237
Глава 23. Самолеты короткого взлета и посадки (СКВП) ....	247
Глава 24. Самолеты вертикального взлета и посадки (СВВП) .	.	.	253
Часть седьмая. Проблемные вопросы дальности полета . , .	262
Глава 25. Пути решения проблемы...................................262
Глава 26. Самолеты с УЛО..........................................273
Часть восьмая. Проблема надежности..............................  283
Глава 27. Сущность проблемы.....................................  283
Глава 28. Пути повышения надежности...............................290
Глава 29. Проектирование надежных машин...........................295
Литература........................................................303
Виктор Михайлович Шейнин
Вячеслав Иосифович Козловский
ПРОБЛЕМЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ
Редактор М. С. Аникина	Художник Е. Г. Байтная
Техн, редактор Т. С. Старых	Корректор В. Е. Блохина
Т-11355	Сдано в набор 18/11-1972 г.	Подписано в печать 29/VI 1972 г.
Формат 60X90’/ie	Печ. л. 19,25+0,25 (цв. вкл.)	Уч.-изд. л. 19,57
Бум. л. 9,75	Бумага № 2	Тираж' 3200 экз.	Изд. зак. 2886
Цена 2 р. 19 к.	Тем. план 1972 г. № 186
Издательство «Машиностроение», Москва, Б-66, 1-й Басманный пер., 3.
Московская типография № 8 Главполиграфпрома
Комитета по печати при Совете Министров СССР,
Хохловский пер., 7. Тип. зак. 364