/
Текст
v
МDСКDВСКИИ
АвиAuиDнный
ИНСТИТЫТ
в.с. rридчин
ЭСКИЗНОЕ
ПРОЕКТИРОВАНИЕ
САМОЛЕТОВ
Москва . 2007
ФЕДЕР АЛЬНОЕ ArEHTCTBO ПО ОБРАЗОВАНИЮ
МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ
(rосуда рственный технический универ ситет)
в.с. rридчин
ЭСКИЗНОЕПРОЕКТИРОВАНИЕ
САМОЛЕТОВ
Учебное пособие
Утверждено
на заседании редсовета
27 сентября 2006 f.
Москва
Издательство МАИ
2007
УДК: 629.735.33.014.6.01 (071.1)
rридчин в.с. Эскизное проектирование самолётов: Учебное пособие.
... М.: Изд во МАИ, 2007. 76 с.: ил.
в сжатой форме рассматриваются методики, рекомендации и
справочный материал для выбора схемы и параметров, выполнения
аэродинамической, объёмно",весовой и конструктивно",силовой компоновок
различных самолётов, а также расчета наrpузок, действующих на основные
части самолета.
Пособие предназначено ДЛЯ студентов вузов, обучающихся по
специальности «Летные испытания авиационных и воздушно космических
летательных аппаратов».
Рецензенты:
кафедра «Авиационные комплексы и конструкция ЛА» ВВИА им.проф.
Н.Е.Жуковскоrо (начальник кафедры доц. канд. тех. наук А.В. rOCTeB);
канд. техн. наук В.Б. Терентьев.
Тем. план 2007, поз. 49
rридчин Виктор Степанович
ЭСКИЗНОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ САМОЛЕТОВ
Редактор Р.Н Фурсова
Подписано в печать 20.03.07.
Бум. офсетная. Формат 60х84 1/16. Печать офсетная.
Усл. печ. л. 4,42. УЧ...изд. л. 4,75. Тираж 300 экз.
Зак. 3616/2140. С. 576.
Отпечатано с rOTOBoro ориrинал"макета
Издательство МАИ
«МАИ», Волоколамское Ш., д. 4, Москва, А..80, rсп..з 125993
Типоrpафия Издательства МАИ
«МАИ», Волоколамское Ш., д. 4, Москва, A 80, rсп...з 125993
ISBN 5 7035 1798 2
@ Московский авиационный институт
(rосударственный технический университет), 2007
3
оrЛАВЛЕНИЕ
Предисловие 4
Перечень сокращений, условных обозначений и символов 7
1. Предварительные изыскания. Выбор схемы самолёта и типа 11
двиrателя
1.1. Постановка задачи 11
1.2. Статистические данные для проектирования самолета 14
1.2.1. Основные статистические данные 14
1.2.2. Выбор исходных данных 16
1.3. Выбор схемы самолёта и типа двиrателя 17
2. Определение основных параметров самолёта 20
2.1. Последовательность определения параметров 20
2.2. Основные параметры самолета в первом приближении 21
2.2.1. Расчёт взлетной массы самолета 21
2.2.2. Методы и условия определения стартовых параметров 22
2.2.3. Стартовая удельная наrрузка на крыло Ро 25
2.2.4. Стартовая тяrовооруженность и энерrовооруженность 26
2.3. Основные параметры во втором приближении 29
2.3.1. Взлётная масса самолёта во втором приближении 29
2.3.2. Расчёт площади крыла и стартовой тяrи двиrателей 39
2.4. Выбор рациональных параметров самолета 39
2.5. Определение абсолютных масс частей самолёта 40
2.6. Сравнение проектируемоrо самолёта с прототипами 40
3. Компоновка самолёта 41
3.1. Аэродинамическая компоновка 41
3.1.1. Описание компоновки 41
3.1.2. Определение rеометрических характеристик 42
3.2. Объёмно весовая компоновка самолёта 43
3.2.1. Цели компоновки 43
3.2.2. Определение проекции САХ на фюзеляже 45
3.2.3. Расчёт центровок самолёта 45
3.3. КОНСТQуктивно силовая компоновка 49
3.3.1. Описание компоновки 49
3.4. Определение наrpузок на составные части самолёта 51
3 .4. 1. Расчетные наrрузки 51
3.4.2. Наrружение крыла 51
3.4.3. Наrружение XBocTOBoro оперения 54
3.4.4. Наrpужение шасси 56
3.4.5. Наrружение управления 58
Заключение 60
Библиоrрафический список 61
Приложения 62
4
ПРЕДИСЛОВИЕ
Пособие в первую очередь предназначено для оказания помощи
студентам факультета «Испытания летательных аппаратов» (кафедры ИА Т)
филиала «Взлет» МАИ дневной и вечерней форм обучения в разработке
курсовых и дипломных проектов (первая «Проектно"'конструкторская»
часть) по специальности: «Летные испытания авиационных и воздушно..
космических летательных аппаратов». Оно также может быть использовано
студентами друrих факультетов, решающих подобные задачи.
В сжатой форме рассматриваются методики, рекомендации и справочный
материал, необходимый для предварительноrо проектирования.
Объектами исследования в пособии являются предъявляемые на
испытания самолеты различноrо назначения и разнообразных схем.
Преимущественно исследуются самолеты, прошедшие летные испытания в
составе авиационных комплексов, что имеет некоторую специфику в
использовании известных методов и требований к ним.
Кроме Toro, ориентирование студентов в методических особенностях
решения задач проектирования весьма затруднительно, так как основной
задачей выпускников кафедры «Испытания авиационной техники» является
испытание летательных аппаратов и авиационных комплексов, но не
проектирование самолетов. На дисциплину «Проектирование...» выделяется
незначительное время. Однако ПО роду своей деятельности испытатели
участвуют на ранних стадиях создания авиационной техники в рассмотрении
проектов ТТ3 (ТЗ), аванпроектов, эскизов, макетов. При этом необходимо
уметь проrнозировать ожидаемые эффекты тех ИЛИ иных конструкторских
решений (требований). Кроме Toro, испытатели являются rоловными
ИСПОЛНИ'J.елями в разработке «Авиационных правил» и друrих нормативно
технических документов, rде следует вникать до мелочей в вопросы
обоснования необходимых оrpаничений на характеристики самолетов. И,
наконец, rлавная задача испытателя оценка авиационной техники в
rосударственных испытаниях является частью ОКР. Отсюда особое
внимание в курсовых и дипломных проектах подrотовке исходных данных,
чему посвящено в работе объемное приложение. Со студентами и, в
особенности, с дипломниками занимаются специалИСТbI испытательноrо
Центра (преподаватели, рецензенты, руководители проектов, члены
Атrестационных комиссий), представляющие различные школы обучения, в
частности академmo им. Н.Е. Жуковскоrо, чей лучший опыт нельзя не
учитывать. В то же время, результаты расчетов характеристик самолетов по
различным формулам MorYT существенно отличаться. Поэтому для кафедры
«Испытаний авиационной техники» требуется разработка HOBoro учебноrо
5
пособия ПО эскизному проектированИIO самолетов, учитывающеrо
оrоворенные особенности. Кроме Toro, новых учебных пособий по данному
вопросу давно, с 1993 rода, не выходило.
При разработке пособия выбрана методика расчета основных проектных
пар аметр ОБ, предложены расчетные формулы по всем рассматриваемым
вопросам и исходные данные к ним, определен порядок составления отчета.
Основные методы и формулы расчета, а также статистические данные взяты
из учебников по проектированmo самолётов [1,2,3,4]. Ряд формул доработан
автором [22, 23, 24] с учётом требований норм [5,6,7,8], общих технических
требований к самолётам, руководств по испытаниям, новых свойств
(применение nro, базирование на корабле) и обновленных статистических
данных о разнообразных типах самолётов и с целью приведения
информации к единой системе единиц измерения (международной), уточнен
список источников информации.
Цель работы закрепление и уrлубление знаний в выполнении задач
проектирования самолетов.
Задачи, решаемые в пособии:
. определение основных проектных параметров и характеристик
самолета;
. разработка общеrо вида и компоновки самолета;
. отработка навыков проведения исследований и оформле,ние
результатов.
Методика выполнения проектирования самолета, предлаrаемая в
пособии, применима на этапе эскизноrо проекта в первом приближении
этоrо итерационноrо процесса. Используется, в основном, статистический и
аналитический методы проектирования [1], без поиска параметров
оптимальных самолета, в части ero OCHOBHoro назначения.
При этом предложен следующий порядок выполнения исследования:
. подrотовка и уяснение исходных данных, необходимых для
проектирования;
. предварительные изыскания;
. выбор схемы самолета и типа двиrателя;
. расчет и оптимизация основных парамеТРОБ самолета;
. выполнение и описание аэродинамической компоновки самолета;
. выполнение объемно",весовой компоновки самолета и расчет ero
центровки;
. выполнение и описание конструктивно"силовой компоновки
самолета;
. расчет наrpузок, действующих на составные части самолета.
6
По результатам выполнения каждоrо из пунктов проекта MOryT уточняться
предыдущие. Такие же уточнения MorYT быть и внутри пунктов.
В результате исследования должен быть создан проект самолета с
характеристиками, отвечающими заданным требованиям.
В пособии достиrнуты следующие положительные результаты:
равный подход ко всем типам самолетов (rражданских и военных,
больших и малых, реактивных и винтовых, выполняющих полет на
максимальную дальность и на максимальную продолжительность) в части
детализации при расчетах и при выборе параметров;
достижение связи проектных параметров с заданными исходными
данными, с целью последующей их оптимизации;
унификация расчетных формул, входящих в алrоритмы расчета
парамеТРО8 различных самолетов (например, энерrетический метод расчета
массы топлива в наборе высоты и тяrовооруженности при заданной длине
ВПП, метод расчета оптимальных значений коэффициентов подъемной силы
и сопротивления по режимам полета);
определение расчетных скоростей и высот полета на всех основным
режимам, в том числе и не oroBopeHHыx в задании;
повышение точности расчета проектных параметров.
Автор блаrодарит бывших студентов пятоrо курса «испытателей»
филиала «Взлет» МАИ различных выпусков за их участие в разработке
компьютерной версии настоящей редакции и выражает особую
признательность коллеrе по специализации доценту 1 О 1 кафедры МАИ
Попову Юрmo Ивановичу за оказанную методическую и, особенно,
практическую помощь в разработке и издании пособия.
Замечания и дополнения к пособию просьба направлять В. с. rридчину в
филиал «Взлет» МАИ r. Ахтубинск Астраханской обл. (416501) ул.
Добролюбова,5.
7
ПЕРЕЧЕНЬ СОКР АIЦEНИЙ, УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ И СИМВОЛОВ
АП «Авиационные Правила»
БКО бортовой комплекс обороны;
ВД винтовой двиrатель;
ВО вертикальное оперение;
ВПК взлётно..посадочная конфиrурация самолета;
ВПП .. взлётно-посадочная полоса;
[О (п['о, зrо) rоризонтальное оперение (переднее, заднее);
КСС .. конструктивно"силовая схема;
МСА .. международная стандартная атмосфера;
НИИ .. научно-исследовательский институт;
нлrс .. нормы лётной rодности самолётов;
ОТТ общие технические требования;
ПРИЛ., п. .. приложение; пункт, раздел;
ПД поршневой двиrатель;
РЛС радиолокационная станция;
РЭО ... радиоэлектронное оборудование;
САХ, Ь а .. средняя аэродинамическая хорда, м;
ТВД турбовинтовой двиrатель;
трд(д) .. турбореактивный двиrатель (двухконтурный);
ТРДДФ .. ТРДД с форсажной камерой;
ТТ3 .. тактико",техническое задание;
цпrо цельно поворотное rоризонтальное оперение;
Ава, Aro коэффициенты статических моментов во и ro;
А Э ",эксплуатационная работа амортизационной системы, Дж;
а .. вынос передних колёс, м; скорость звука, м/с;
В .. колея шасси, м;
Ь, Ь о , bk .. база шасси, хорда крыла, корневая и концевая, м;
с , с [О , с ВО относительная толщина профиля крыла, ro и во;
Суд удельный расход топлива ТРД, кr/(Н*ч);
С Э . уд .. удельный расход топлива ПД и твд, кr/(кВт*ч);
С х ... коэффициент сопротивления;
С х т, Су т ... миним:альный коэффициент С х и Су в этой точке поляры;
Су .. коэффициент подъёмной силы;
Су (доп; кр; значения коэффициента Су: ДОПУСТИl\.iые в эксплуатации,
тах; mlП; на крейсерском режиме, максимальное, минимальное, во
отр; пос) взлётной И посадочной конфиrурациях;
са
у
C fe
еР
z
D [.Д
dф, dф экв
е
f
fПРJ /разб
G
Н
Нос
К
КВ, К п
k вд ; k тРД
к иr , Киф
К норм
К п
К у з, Кх з
Ку
Кф, Кбал
L
L впп
LBo LroJ
L Bo , Lro
1
М
Мкрейс
М тах
т, то, тпос
т*
8
производная коэффициента Су по уrлу атаки, 1/ рад;
коэффициент приведенноrо лобовоrо сопротивления;
... производная коэффициента С z по уrлу скольжения, l/рад;
диаметр rондол двиrателей, м;
диаметр круrлоrо фюзеляжа; диаметр, эквивалентный, м;
... вынос основных КQлёс, м; коэффициент Освальда;
коэффициент безопасности;
... коэффициент трения качения при пробеrе (торможении)
и разбеrе;
... вес самолёта (сила веса), Н;
... высота полёта, м;
высота основной стойки шасси, м;
..
аэродинамическое качество самолета; коэффициент;
... коэффициенты запаса по с у взлета и посадки;
... КОЭФФИЩfент приведения тяrовооружённости в i x
условиях RJ к стартовой Ro и перевода R i в N э.i И
приведения ее к N э . о ;
... коэффициент степени интеrpальности и интерференции
схемы
... коэффициент запаса по условиям (нормам) прочности;
... коэффициент приращения Су от предкрылков;
... коэффициенты приращения Су и с х от закрылков;
.. КОЭффlЩИент отличия взлетных условий от посадочных;
... коэффициенты снижения Су тах фюзеляжем и балансировкой;
.. дальность полёта самолета, км;
длина взлетно посадочной полосы, м;
.. плечи ВО и ro в абсолютных (м) и относительных
величинах;
размах крыла, м;
число Маха;
... число М на крейсерской скорости;
число М на максимальной скорости;
... массы самолёта: текущая, взлётная и посадочная, Kr
степень двухконтурности двиrателя (ТРДД, ТРДДФ);
тц н, тел. н,
тк., те у,
тоб.упр, тт
т
т еу
z
mZ.безrо
шz
т z безfО
N э . о
Nэ.О
пдв
пР
у
э э
nу ДОЛ, nу
э э
nу тах, nу тln
РО
рР
РШ
рЭ
q, QMaH,
Э
Qmax тах, q тах
Ro
Rr)
S
SOM
Sоп'Sво'Srо
т
t
И н . е и а.К
9
массы целевой и служебной наrрузок,
конструкции самолета и силовой установки
оборудования, управления и топлива, Kr;.
относительная масса части самолета (отнесена к то);
степень продольной статической устойчивости самолёта;
КОЭффlЩИент момента аэродинамических сил самолёта без ro;
производная
коэффиuиента момента
по
mz.безrо
безразмерной уrловой скорости 'l11i;
стартовая мощность силовой установки, кВт;
стартовая энерrОБооружённость самолёта, кВт/даН;
количество двиrателей на самолёте;
расчётная нормальная переrpузка самолёта;
нормальные эксплуатационные переrpузки: допустимая по
Су ДОП, текущая, максимальная и минимальная;
стартовая удельная наrрузка на крыло, н/м 2 ;
.. расчётная наrpузка, Н;
... давление в пневматиках колес основных опор шасси, МПа;
... эксплуатационная наrpузка, Н;
.. скоростной напор воздушноrо потока, при маневре,
предельный и максимально",допустимый в эксплуатации,
н/м 2 .
,
.. стартовая тяrа силовой установки, Н;
стартовая тяrовооруженность самолета;
площадь крыла, м 2 ;
...омываемая воздушным потоком площадь всей
поверхности самолёта, м 2 ;
относительные площади оперения, ВО, [о;
температура, К;
время, с;
..по казатели совершенства несущих
аэродинамической компоновки;
свойств
и
v
v крейс, V пос,
V тах та", V тах
V y / V отр
W
Ха
Х b3J У Ьа
X F
Х Т
у р
10
скорость полёта самолёта, м/с;
... крейсерская, посадочная скорости полёта самолёта, м/с;
индикаторные предельная и максимальная скорости, м/с;
вертикальная скорость, скорость отрыва самолета, м/с;
.. вертикальная скорость порыва ветра, м/с;
абсцисса начапа САХ относительно носа фюзеляжа, м;
.. координаты начала САХ относительно начала Ь о , м;
расстояние от начала САХ дО фокуса самолёта,
отнесённое к длине САХ;
расстояние от начала САХ ДО центра масс
самолёта, отнесённое к длине САХ;
расчётная нормальная аэродинамическая наrрузка, Н;
.. уrлы установки крыла, вертикальноrо и
а о , а оБо , a oro rоризонтальноrо оперения, ... о;
r
r дв
f1 H
Б
fJЭ
1]r 17во, 17ro
17в, 17взл
17
/l,
АВ01 /l,r01 Аr.д.,
..1ф, Ан ф, Ах.ф
.
пк
Рн, Ро, рр
ffJ
Х, %ВО, Xro
f//
f//ro
уrол выноса основных колес, ...0;
.. удельный вес двиrателя;
отношение плотностей Рн/Ро;
..уrол отклонения рулевых поверхностей и
элементов механизации в ВПК, rрад;
.. обжатие амортизационной системы, м;
..сужение крыла, сужение ВО и ro;
..КПД винта в полёте, на взлёте;
.. коэффициент полноты диаrpамм работы амортизатора;
удлинение крыла;
.. уддинение Ба, ro, rондол двиrателей, фюзеляжа;
... удлинение носовой и хвостовой частей фюзеляжа;
.. степень сжатия компрессора двиrателя;
.. плотность воздуха: на высоте Н, у земли и
расчётная, Kr/M 3 ;
уrол опрокидывания самолёта, rрад;
уrлы стреловидности крыла, во, ro, по 1,14 хорд, rpад;
.. уrол поперечноrо «V» крыла, стояночный уrол, rрад;
... уrол поперечноrо « V» rоризонтальноrо оперения, rрад.
Далее, в пособии, единицы измерения величин используются в
соответствии с размерностями, приведенными выше, за исключением
случаев, особо оrоворенных по тексту.
11
1.ПРЕДВАРИТЕЛЬИЫЕ ИЗЫСКАНИЯ. ВЫБОР СХЕМЫ
САМОЛЁТ А И ТИПА двиr А ТЕЛЯ
1.1. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ
Темой исследований является «Разработка проекта самолёта, заданноrо
типа (см.прил. 1)>>.
Задача исследований может быть сформулирована так:
дано: тип самолёта, требования к нему u методика;
требуется: выбрать схему, определить основные параметры,
разработать компоновку самолёlпа u рассчитать наzрузки, действующие
на е20 составные части.
Тип самолёта и частичные требования к нему задаются в объеме табл. 1.
Таблица 1
ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ
V max V крейс. L, Н, V пос, L впп , тц.н, тел.н..
,
км/ч км/ч км м км/ч м Kr кr
Назначение самолёта (авиационноrо комплекса), решаемые им задачи и
требования к нему конкретизируются по данным общих технических
требований (ОТТ, Норм [5,6,7,8]), ТТЗ на самолёт прототип и друrих
нормативно технических документов.
Исходя из назначения самолета (авиационноrо комплекса), применяемых
к нему разделов авиационных правил (разделов ОТТ), конкретизируются
частные требования к летательному аппарату, как части авиационноrо
комплекса (самолета).
Так, в соответствии с частью «Авиационных правил» (ОТТ),
применяемых к разрабатываемому объекту, и с назначением авиационноrо
комплекса, следует уточнить класс самолета и предъявляемые к нему
требования по выбору:
количества двиrателей и минимально необходимой тяrовооруженности;
предельных значений переrpузок и коэффициентов подъемной силы
(положительных и отрицательных);
особенностей расчета предельно-допустимых скоростей полета;
запасов по скорости и коэффициенту подъемной силы на взлете, посадке
и в маневренной конфиrурации;
12
атмосферных и друrих нормативных условий при взлете и посадке, в том
числе при взлете с палубы корабля;
высот выполнения маневров при решении боевых задач;
оrpаничений диапазона применения (по кабине, подвескам,
работоспособности специальноrо оборудования и тому подобное).
Дополнительно задаются: вертикальная скорость )) (или отношение
V y / V, СМ. прил.3) для маневренных самолетов; покрытие ВПП, длина
разбеrа Lразб для самолетов повышенной проходимости, укороченноrо или
палубноrо взлета.
Прорабатывается оценка потребности в новом (разрабатываемом) типе
самолета (авиационноrо комплекса):
изучается рынок и возможности удовлетворения спроса;
изучаются типы самолетов, способные в какой то мере удовлетворить
спрос;
уточняются части «Авиационных правил», по которым предполаrается
пройти сертификацию;
разрабатываются к внедрен:шо новые идеи для достижения превосходства
по основным показателям;
изучается литература по проектированию и характеристикам аналоrов;
выбирается необходимый состав оборудования и специальных средств.
Такие проработки ведутся по самолетам как rражданской авиации, так и
rосударственной, для оторой требования задаются, как правило,
заказчиком.
Самолёты прототипы (2...3 самолёта) выбирают из отечественных и
зарубежных аналоrов. Из них один назначают в качестве базовоrо.
Основными правилами выбора прототипа являются: наличие информации о
характеристиках и конструктивно силовых схемах самолётов, близость их
характеристик и назначения к заданным, доступность информации по
вопросам их испытаний.
Данные о самолётах прототипах и проектируемому самолету (после их
определения) заносят в табл. 2.
Совершенство проектируемоrо летательноrо аппарата обеспечивают
выбором в не котором смысле наилучших значений исходных данных,
расчётом и определением основных проектных параметров. При этом, либо
опираются только на выбранные исходные данные, либо используют
частные критерии эффективности самолёта для их корректировки.
Некоторые рекомендации выбора рациональных параметров приведены в
разд. 2.4. Исходные данные выбираются для заданных условий полета и
сохраняются неизменными по всем разделам методическоrо пособия, кроме
случаев, оrоворенных особо.
13
Таблица 2
Характеристика Прототип Базовый Проектируемый
NQ 1 прототип самолёт
Максимальная скорость, км/ч,
на высоте полёта, м
Крейсерская скорость, км/ч,
на высоте полёта, м
Расчётная дальность, км
Посадочная скорость, км/ч
Скорость отрыва, км/ч
Длина ВПП, м
Расчётная взлётная масса, Kr
Масса целевой наrрузки, Kr
Количество пассажиров (экипаж)
Относительная масса топлива во
внутренних баках
Стартовая дельная наrpузка на
крыло, Н/м
Стартовая тяrовооружённость
(энерrовооружённость)самолёта
Количество и тип двиrателей
Стартовая тяrа, Н*:
с форсажем
Без форсажа
Стартовый удельный расход
топлива, кr/(Н*ч):
с форсажем
безфорсажа
Крейсерский удельный расход
топлива, кr/(Н*ч)
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТОВ
*Для винтовых самолетов помещают мощность в кВт и удельные
расходы топлива в кr/(кВт*ч).
Отчет о курсовом проекте (первой части дипломноrо про е кта)
оформляется в виде пояснительной записки, в полном, предложенном
пособием, объеме. Чертежи прилаrаются только к дипломному проекту в
объеме, предложенном пособием [10] к дипломному проектированmo
(рекомендации по данному вопросу имеются в п. 3.3 настоящеrо пособия).
Форма отчёта по курсовому проекту должна соответствовать форме
отчёта о научно исследовательской работе (fOCT 7. 32 2001) [16] как
законченному отчету. Форма отчёта по первой части дипломноrо проекта
должна соответствовать требованиям к оформлению этоrо проекта.
14
1.2. СТАТИСТИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ДЛЯ
ПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЕТ А
По основным требованиям (заданию), характеристикам самолётов"
прототипов, рекомендуемым параметрам (прил.l,4,5), оrраНичениям
(прил.2) составляют перечень вероятных (статистических) характеристик и
параметров проектируемоrо самолёта, которые приводят в виде диапазона
значений, свойственных именно для самолёТОБ данноrо класса самолетов.
Конкретные данные, выбранные для проектирования, ПРИБОДЯТ рядом (в
скобках). Например, записывают таким образом: т/\ , 0,25...0,27 (26).
Если же некоторые данные по самолётам прототипам отсутствуют, то
их находят по рекомендациям, приведенным в пп.l.2.2. пособия.
1.2.1. Основные статистические данные
1. Массовые относительные ( т 1 == т I / т о ) :
относительная масса конструкции т к ;
относительная масса силовой установки те у ;
относительная масса оборудования и управления т о б упр ;
относительная масса топлива т т ,
2. Теометрuческuе:
удлинение (л == Z2 / s ):
крыла - А ;
оперения rоризонтальноrо Aro;
оперения вертикальноrо Ава;
относительная толщина профиля ( С == С шах / Ь ):
крыла.. с ;
оперения вертикальноrо С ВО ;
оперения rоризонтальноrо C ro ;
сужение ( 1] ==bclb K ):
крыла.. 1] ;
оперения rоризонтальноrо... 17ro;
оперения вертикальноrо.. 1] во;
15
уrол стреловидности (по хорд), ... О:
крыла Х ;
оперения вертикальноrо %80;
оперения rоризонтальноrо Xro;
уrол поперечноrо « V» (lfI),... О:
крыла lf/,
оперения rоризонтальноrо .. lfIro;
оперения вертикальноrо (между килями)... lfI80;
уrол установки (ао). ... О:
крыла ao
оперения rоризонтальноrо .. ао ro;
относительная площадь (S i==8 i / S) оперения:
rоризонтальноrо 8ro;
вертикальноrо.. SBO;
относительное плечо оперения, rоризонтальноrо ( L r o = Lro /Ь а );
относительное плечо оперения, вертикалъноrо ( L B O = L Bo /1 );
коэффициент статическоrо момента оперения (А; = s; . L j ):
rоризонтальноrо .. Aro ;
вертикальноrо .. Ава;
диаметр фюзеляжа.. dф, м;
удлинение частей фюзеляжа ( А ф i == Lф j/dф) :
фюзеляжа... А ф;
носовой части фюзеляжа.. Ан.ф;
хвостовой части фюзеляжа.. Ах.ф;
диаметр rондол двиrателей d r . д , м;
удлинение rондол двиrателей .. А r.Д == 1 r.д/ d r.Д .
3. Аэродинамические:
коэффициент подъёмной силы:
максимальный в полетной (маневренной) конфиrурации ... Су тах;
максимальный во взлетной конфиrурации (при отрыве) ..Сутахотр;
максимальный в посадочной конфиrурации .. Су тах пас;
при минимальном сопротивлении (С х т ) Су т ,.
16
минимальные коэффициенты сопротивления С хт при М<О,4 и М тах ;
запас продольной статической устойчивости самолёта т Y .
коэффициенты трения колес:
при разбеrе '/разб;
при пробеrе (торможении) fпр;
аэродинамическое качество самолета:
максимальное Ктах;
при отрыве К отр ;
при посадке к пос ;
в крейсерском полете Ккрейс.
4. Конструктивные:
КСС и механизация крыла (ТИП закрылка, предкрылка);
размещение rpузов под (в) крылом и топлива в крыле (Zil тй;
тип стабилизатора (фиксированный, переставной, цпrо);
применение монолитных, сотовых и композитных конструкций;
высота и наклон основных стоек шасси;
давление в пневматиках колёс и покрытие ВПП (rpYHT, бетон).
5. Оzранuченuя:
максимальный скоростной напор ql ax (соrласовать с V tnax И М тах );
. э
максимальное число Маха М тах (соrласовать с V max И Qtnax);
э
нормальная максимальная эксплуатационная переrрузка путах.
1.2.2.Выбор ИСХОДНЫХ данных
Информацmo об общей схеме и истории создания самолетов, о
применении и по составу самолетов прототипов можно отыскать в
источниках [1,2,3,4,5,18,19,20]. Требования к терминам и основные
оrpаничения, используемые в методиках, приведены в ОТТ и
"Нормах"[5,6,7,8], массовые относительные величины для различных
самолётов имеются в учебнике [1, табл. 6.1, с. 130], а также в прил.2
настоящеrо пособия. rеометрические относительные данные рекомендуется
брать из учебника [1, табл. 15.1, с. 409], а также в прил. 4 и 5 пособия и по
рекомендациям работ [4,5] для винтовых самолётов. Аэродинамические
характеристики желательно получить из результатов продувок моделей
самолётов"прототипов (эскизных проектов) или из актов по результатам их
испытаний.
17
Если же таких данных нет, то для крыла можно их рассчитать
[11,12,13,14,15,23] или принять в соответствии с рекомендациями
учебников: [l,c. 76,85,88,90,582,584 и 81] (ДЛЯКотр,Краз,!раз; Су крейс;
Су шах' К тах и fnp соответственно), [3,5,11] (о про филях крыла)
и настоящеrо пособия (разд. 3.2 и прил. 2 для т y = Ll min ; прил. 3 и 8
а К К пас взл п.к V Vy
с с с с с с с
у , у шах ' У к шах ' шах , закр , у тах' у шах ' f е ; х О ' , крейс , V '
для
т m riJL т Р )
z безrо' Z безfО' у.
Оrpаничения по скоростному напору, числу М и переrpузке
рекомендуется брать из задания (по V max ), ПО прототипам или (по
переrрузке) в соответствии с прил. 2 настоящеrо пособия.
Данные по реактивным двиrателям (тяrи, расходы, rабариты, массы,
степени сжатия и т.п.) приведены в работах [1, 13, 26] и в настоящем
пособии (табл. П.IО). Кроме Toro, значения удельных расходов топлива
можно приближенно рассчитать ([1] и пп. 2.3.5 пособия).
Характеристики параметров атмосферы помещены в таблицах МСА,
например, в работе [14] (rде ро ==1,225 Kr/M 3 ).
1.3. ВЫБОР СХЕМЫ САМОЛЕТА И ТИПА двиrАТЕЛЯ
Выбор схемы самолёта производится на основании задания на разработку
авиационноrо комплекса, ero OCHoBHoro назначения, решаемых боевых
специальных или транспортных задач, рекомендаций НИИ, прошлоrо опыта,
\
анализа существующих схем самолётов",прототипов, интуиции и
творческоrо воображения разработчиков.
Все мноrообразие общих схем самолётов ([1, рис.5.1, с. 95]; [4,18,19,20])
позволяет принять следующие возможные решения:
· выбор аэродинамической (несущей и балансировочной) схемы
(относительное расположение, форма в плане, наличие механизации
(поворота) основных поверхностей самолёта: крыла и оперения);
· выбор схемы силовой установки (тип, количество и размещение
двиrателей, винтов и воздухозаборников, размещение OCHOBHoro запаса
топлива и систем, наличие реверса или управления вектором тяrи);
· выбор схемы фюзеляжа, размещения экипажа и целевой наrpузки;
· выбор схемы взлётно посадочных устройств: количество и
расположение основных убирающихся (или нет) опор, размещение
вспомоrательных опор, количество колес (тележек), тормозных парашютов;
18
· выбор состава OCHOBHoro оборудования и схемы ero размещения;
. выбор конструктивно",силовой схемы самолёта, материала;
. выбор системы управления самолетом, степени ее автоматизации.
Необходимо выполнить обоснование несущей аэродинамической схемы и
характерныIx особенностей друrих схем.
Результатом разработки первоrо раздела должны быть: эскиз общеrо вида
самолёта (рис. 1) и краткое описание ero схемы.
Эскиз должен отражать rлавные схемные реmения. Выполняется он в
трёх проекциях и должен иметь rабаритные размеры самолёта (после их
определения в аэродинамической компоновке).
Описание общей схемы должно быть кратким (в форме выводов) и
отвечать на все перечисленные выше вопросы выбора. Например:
«Исходя из назначения, решаемых задач, аНШluза требований,
информации о прототипах и общих схемах самолётов выбрана следующая
схема проектируеМО20 самолёта:
. моноплан нормальной неустойчивой балансировочной схемы с
верхним расположением трапециевидНО20 крыла малО20 удлинения
умеренной стреловидности, це.льно поворотным стаБWlизатором и
вспОМО2атеЛЬНblМ передним 20рuзонтШТЬНblМ оперением, составным
вертикальным оперением (КШlЬ и фалЬШКИЛЬ);
. два ТРДДФ со сверхзвуковыми реzyлируемыми воздухозаборниками
под фюзеляжем, с реверсом тЯ2И и большим запасом топлива в
крыле и фюзеляже;
. фюзеляж составляет основу uнтеzрШlЬНОЙ схемы корпуса самолета,
в центральной части спрофилирован по крылу; в носовой
2ерметичная кабина на два рабочих места экипажа;
. боевая на2рузка для решения ударных задач размещена под крылом
на пWlOHax подвесках и в бомбоотсеке, две ракеты «воздух воздух»
под крылом u кормовая 02невая установка в хвосте самолета;
. выбрано двухопорное убирающееся шасси велосипедНО20 типа со
вспОМО2ательнымu крыльевымu опорами; тормозной парашют;
. предусмотрены: РЛС поиска наземных целей в носовой части,
аппаратура 2рупповых действий u индикации тактической
обстановки;
. rианер цельнометШlлuческой конструкции с кессонным крылом и
оперением, Фюзеляж-ем схемы полумонокок;
· система управления автоматизированная дистанционная в
продольном канале и .механическая в остальных;
Эскиз обще20 вида сQ.Лttолёта представлен на рис. 1.
ел
i&::
п
19,5 м
"""""
\о
Рис.!. ЭСКИЗ общеrо вида
проектируемоrо саМQлёта
20
2. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЁТ А
2.1. ПОСЛЕДОВАТЕЛЬНОСТЬ ОПРЕДЕЛЕНИЯ
ПАР АМЕТРОВ
Масса самолёта и основные ero параметры (стартовая удельная наrрузка
на крыло po==G/S; стартовая тяr'овооружённость = / G o или
энерrовооружённость самолёта Nэ .о=Nэ.о'с.{) имеют сложную зависимость
друr от друrа и иных факторов. Поэтому их значения определяются в
несколько приближений. В качестве расчётной массы берется взлётная масса
самолёта то. Термин «расчётноя взлётная масса» определяется как
максимальная масса ( в начале разбеrа) в условиях нормальной
эксплуатации при расчетном (заданном) варианте наrрузки или в
соответствии с определением, приведеННЫl\1 в «Нормах» (АП, ОТТ)[5,6,7,8].
Общий порядок работы предложен следующий:
1) по выбранным статистическим данным и заданным массам uелевой и
служебной наrpузок рассчитывают взлётную массу самолёта в первом
приближении;
2) рассчитывают для различных условий и выбирают по заданному
правилу основные относительные параметры самолёта:
стартовую удельную наrрузку на крыло,
стартовую тяrовооружённость (энерrовооружённость);
3) оптимизируют общую схему с целью удовлетворения требований
4) рассчитывают площадь крыла и тяrу силовой установки: выбирают
ряд двиrателей, удовлетворяющих требованиям по тяrе;
5) рассчитывают относительные массы частей самолёта с учётом
особенностей их схем и результатов предыдущих расчётов (пп.l 2):
конструкции планера крыла, фюзеляжа, оперения (отдельно ВО и [О);
шасси (отдельно для всех опор);
силовой установки (без топлива);
оборудования и управления;
топлива во внутренних баках;
6) рассчитывают взлётную массу самолёта во втором приближении;
7) рассчитывают площадь крыла, стартовую тяrу: выбирают двиrатель
8) определяют абсолютные массы частей самолёта по элементам;
9) выполняют сравнение полученных характеристик с заданными и
характеристиками прототипов с целью их возможной корректировки.
21
2.2. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ САМОЛЕТА В ПЕРВОМ
ПРИБЛИЖЕНИИ
2.2.1. Расчёт взлетной массы самолета
Взлётная масса рассчитывается, используя уравнение существования
самолёта, решённое относительно т о [ 1]:
J т цн + тел н
т о = ,
1 ( lп K + те у + п10 бупр + m т )
rде п1 ц . н и т сл . н массы целевой и служебной наrpузок берут из задания, Kr,
а остальные относительные параметры выбраны в разд. 1.2 и прил.1 .
Определяются оп'l1-l0сuтельные массы самолёта для условий:
т п ое ... на посадке; т в крейсерском полёте и при маневрировании.
В рамках KypcoBor'O и ДИПЛОМRоrо проектов рекомендуется:
а) относительную посадочную массу вычислять по формулам:
для l\1аrистральных пассажирских и транспортных самолётов:
т п ос == 1,069 тT [13],
но с учётом условия то < 1,5 ( 1 < 1,5 ] [5,6,7,8];
т пас т пос
для военных самолётов:
т пас = 1 К т . т т т с ц н '
rде коэффициент Кт. принимают для самолётов класса "А" и леrких 0,6;
самолётов первоначальноrо обучения о; для остальных самолётов 0,8;
т
относительная масса сбрасываемой целевой наrpузки те ц н = c. .H
то
определяется с учетом вида наrpузки: для ударных и истребительных
авиационных комплексов она может составлять 0,9 т ц н ;
б) относительная масса в крейсерском полёте и при маневре
вычисляется для определения:
стартовой наrpузки на крыло и тяrовооружённости:
т = 1 0.,5 . т т 0,5 те и.Н ;
расчетных наrрузок на составные части самолета (разд. 3.4) [6]:
т = 1 т т н'
rде т т н относительная масса топлива, расходуемая в наборе высоты и
разrоне до заданноrо режима, определяется в соответствии с пп.2.3.5.
22
2.2.2. Методы и условия определения стартовых параметров
В современной литературе по проектированmo самолетов [1,25,9,2]
использованы различные подходы к решению задачи расчета и выбора
основных проектных параметров: стартовой удельной наrрузки на крыло Ро,
стартовой тяrовооруженности Ro (энерrовооруженности N э о), а также
взлетной массы то. В то же время все разнообразие подходов имеет
некоторые общие основы. В табл. 3 приведены отличительные особенности
современных методик предварительноrо проектирования различных по
назначению самолетов, rде принято:
сваливание [2] .. вычисляется не наrрузка Ро, а непосредственно площадь
крыла по скорости сваливания V c < 90 км/ч (при установке на самолет
авиационноrо двиrателя)
s == 207Go ,
с у 11laX V c 2
т сцн заданные значения массы целевой и служебной наrpузок;
L m i== т к+ т с.у+ т о.у+ т Т. сумма относительных масс составных
частей самолета, в данном случае: конструкции планера, силовой установки,
оборудования и управления, топлива (если они не заданы конкретным
двиrателем, оборудованием и т.п.): в различных источниках эта сумма не
одинакова по составу;
т с . о заданное значение массы специальноrо оборудования, характерное
дЛЯ АК данноrо типа.
Студенты MOryT воспользоваться любой из методик. При этом
необходимо учитывать, что методика должна быть возможно более простой,
понятной И иметь меньше недостатков для данноrо типа самолета.
Упомянутые работы охватывают практически весь спектр пилотируемых
самолетов.
Так, в работе [1] рассмотрены самолеты различноrо назначения и
особенно детально пассажирские.
В работе [25] расчеты проектных параметров выполнены для боевых
самолетов.
В работе [9] проиллюстрировано применение методов Миеле
(безразмерные тяrи, скорости, отношение Ro / Ро вместо тяrовооруженности
и т.п.) при проектировании учебно тренировочных самолетов.
Работа [2] охватывает все дозвуковые самолеты, разрабатываемые по
нормам FAR 23 и FAR 25.
:s:
:.:с
I ::r
о
Е--с
u
[1]
[25]
[9]
[4]
[2]
23
МЕТОДИКИ ВЫБОРА ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ
Таблица 3
о)
:Е (])
:t :а
=
о :I:
Х
u h:1:
ТТ3,
статистика,
аналоrи,
т T f( L) и
задается
ТТ3,
статистика,
аналоrи,
тT
задается
ТТ3, Ктах,
С хо , С/е,
аналоrи,
расчет по
критериям
ТТ3,
статистика,
аналоrи,
тT f( L),
С х и Су
peKOMeHдa
ции р дк
еЛА,
статистика
)::S::
t1;: :s:
ro
S о
.,.l:i
::t U
Q)
::EZ
о
N==3
N==4
N==l
По
caд
ка
РОП
N==2
N==l
eBa
лива
иие
I
е
U
О м >::S::
:х:: :s: :s:
:х::
t\S са о
;:Е s
;>. U
r:::;>'
C\S о о
о \.о
U j:Q
М. 6
R 0== j(K. 8)
к j( Kmax)
М==4
т С.у ==
== ./{ро,сх,С у )
mi j{p o)
М==8.
,
выбор
Ro
ро
М==4
Ro==
=j(POJ сх,С у )
выбор
двиrателя
заранее
No > 0.1,
л.с./даН
C'j"
U
U :s::
:t
(])
о ;:Е
ro = :s:
t::::
2 \O
r :s:
о..
u
т с.Ц.Н
1 L тп
т ё по
статистике
т С.о + т С.Ц.Н
] L т i
т i М о,
особенности)
Ro
Ro .g
для двух
конкретных
двиrателей
т с о + т С,Ц.Н
1 L т;
т i по
статистике
(1,5..2)-(т uн +
+тсн+тт+тс.у)
cd'
U (])
U :s::
ro ::I:
:;Е (])
о ;:Е
ro о.. :s::
I:Q о
oE--<\.с)
Е--< :s:
о.. о..
1::
U
т С.Ц.Н
I L т i
т i расчет
Выбор
двиrателя
(из 4) по min
{fftm ;x + }
выбор
то, R о, S ИЗ
двух
двиrателей
и А крыла
т , Ro
Po по
диаrрамме
f(P o, то)
L т
, rде
i
тi по
статистике
24
«Руководство для конструкторов летательных аппаратов самодельной
постройки» [5] распространяется на сверхлеrкие летательные аппараты.
В настоящем пособии выбрана предложенная методика, которая является
наиболее универсальной. В ней методика книrи [1] дополнена автором. В
том числе, принято, что в расчете стартовой тяrовооруженности величина Су
в различных условиях определяется, ИСПОЛЬЗУЯ стартовую наrpузку на крыло
POmin, выбранную ранее, и скоростной напор, определяемый конкретным:
режимом. Расчёт стартовых параметров Ро и' R o ( N э о) выполняется для
характерных режимов полёта, определяемых назначением самолета. Эти
режимы являются расчетными условиями и для всех типов самолетов,
включая самолеты с реактивными и винтовыми двиrателями, они MorYT быть
следующими [9,23]:
1) взлет с ВПП заданной ДЛИНЫ (ДЛЯ всех самолетов);
2) взлет и набор высоты с одним отказавшим двиrателем (рассчитывают
для всех самолетов, у которых больше одното ДБиrателя);
3) набор высоты с заданной скороподъемностью (для маневренных
самолетов);
4) крейсерский полет на максимальную дальность (для всех самолетов,
кроме самолетов, рассматриваемых по п. 5);
5) полёт на максимальную продолжительность (ДЛЯ неманевренных
самолетов, у которых задано время барражирования, в первую очередь,
высотных: самолётов разведчиков, наблюдателей, воздушных командных
пунктов);
6) полёт на максимальной скорости (для маневренных и всех военных
самолётов);
7) маневрирование (установившийся разворот) с заданной (расчетной)
нормальной переrpузкой (ДЛЯ маневренных и оrpаниченно маневренных
самолетов);
8) планирование с минимальной скоростью снижения (для планеров);
9) планирование с максимальным временем (ДЛЯ планеров разведчиков);
10) посадка с заданной скоростью (для всех самолётов).
По пп. 8...10 рассчитывают только стартовую удельную наrpузку на
крыло.
Исходные данные, кроме Су, в расчетах параметров Ро и Ro (N э о )
приняты одинаковые. Методика дополнена недостающими условиями и
формулами расчета энерrовооруженности самолетов с винтовыми
двиrателями [22.23] в объеме, применяемом для самолетов с ТРД и ТРДД.
25
2.2.3. Стартовая удельная наrрузка на крыло ро
Этот параметр выбирается меньшим из следующих условий (табл.4):
1) посадки самолёта;
2) крейсерской скорости (если задана дальность полета);
3) максимальной продолжительности полета (если задано время);
4) маневрирования (если самолет маневренный).
Таблица 4
2
РАСЧЕТ ро,Н/м
Расqётная формула
Условие
Примечание
С У ==С у т а х /1,69 rражданские*;
пас пас
С У ==С у тах /1 ,44 военные и
пас . пас
маневренные*; РР ==1,225,Kr/M 3
1
посадка
V пас
(по ТТ3)
с . q
. Упас пас
рь l =
т
псс
[де q пас ==0,5 Рр v 2 ;
11 Cy.q
Ро =
т
С хт + 2
с ук == А с ут '
М .V 2
С == 3 + О 08 ; q= р крейс;
3 , С 2
удо
Р j( НкрейJ,. Нкрейс, Vкрейс из ТТ3
2
полет на rде: дЛЯ ТРД:
дальность ( J 2 ( )
Lmax С ут С ут 2 2.
(по ТТЗ) CY +' + l -СУ..'
для ВД: СУ==С УК
Су · pv/
2 т
rде: дЛЯ ТРД:
1 + ЗС к
с =с
у ук 11 1 + 2 с с' + с'
V утК К
дЛЯ ВД:
С У1 == Cyк 3 + с 2 ут С ут
2
/V С у Р м V м
Ро р ,
2 т . п ум
с ==с =О.85с
у у ДОЛ Ушахм
С ут
Су K CM. условие 2; С ут = ;
С;ж
11/
Ро
3
полет на
время
t max
(по ТТ3)
м
СК = 0.02 ; Р f( H t )
Судо
Судо ,кr/(Н*ч) стартовый удельный
расход топлива;
М== V t /а; V (,Н t заданы ТТ3
, с
V. == V. . р крейс у крейс р
м крене , п у. м J
Р е'
м у ДОЛ
Р О 75 э *. j{H 1 5 )
п у . м . путах' Р м== ==... км
4
маневр
вираж
р
ПуМ
*уточняется по применяемым Нормам [5,6,7] и прил. 2 и 3 пособия.
26
2.2.4. Стартовая тяrовооружённость и энерrО800руженность
Эти параметры выбираются большими из ряда величин, рассчитанных
для различных условий, выбираемых с учетом типа самолёта (в скобках):
R ' N ; о ... обеспечения заданной ДЛИНЫ ВПП (все типы самолетов).
R; I , N / o'" продолжения взлёта при отказе одноrо двиrателя (если пдв> 1).
R: ll , N / ... обеспечения заданной скороподъёмности (маневренные).
R; V , N ... обеспечения крейсерской скорости (если задана дальность).
R; " , N ; 0 .. полет с максимальной продолжительностью (если задано время).
п , N 7 0 .. получения максимальной скорости (маневренные, военные).
R( ll , .,:л; ; l ..полёта с заданной установившейся переrрузкой (маневренные).
Стартовые параметры Ro , N э о рассчитывают по формулам
Ro ==k тРД R i или N э о ==k вд RI '
rде. k вд == V/( 100 1]ср н f!JРУД) коэффициент перевода тяrовооруженности в
i..x условиях R i В стартовую энерrовооружённость N э о ,кВт/даН;
V i ,м/с индикаторная скорость самолета с винтовыми двиrателями в
расчетных условиях;
7]в ==0,75.. .0,85 кпд винта выбирается по данным прототипа;
k тРД ==1/( <PH<PPYД) коэффициент прuведенuя Rj к стартовой Ro ;
коэффициент влияния числа Мна тяrу ТРД вычисляется по формуле
==l al М+ а 2 M2 аз м З ,
rдe al, a,z" аз ..коэффициенты аппроксимации, рассчитываются по табл.5 или
по данным прототипа (отношение тяrи на заданном режиме к стартовой)
== Rl / Ro == Rj/ Ro.
Таблица 5
КОЭФФИЦИЕНТЫ а;, СРн и 1JB [2,22,23]
Двиrатель а} а2 аз СРн
ТРД(Д)Ф, форсаж 0,37(1 +т*)О.5 0.89+0.11 т* 0.04 O 11 (То/Тн) ИЛИ
ТРДД(Ф), максим. 0,47(1 +т*)О 5 0,6+0.11m* О,О7т* 1.2 Д H>12KM (То/Тн)
ТВД N (м) ==const Фн твд ==. ((JH ТРД
ПД N(М)==сопst 1,132 H O,132
27
СРн коэффициент изменения силы тяrи (мощности) по выоте(табл.. 5)
для различных типов двиrателей;
степень дросселирования Фруд ==1, кроме условий 4 и 5, коrда принимают:
для двиrателей без форсажа СРруд ==0,8...0,9; с форсажом -- 0,45.. .0,55.
Потребная тяrовооруженность в расчетных для самолетов (с ТРД и ВД)
условиях R i определяется по формулам, приведенным в таБЛ.6 [1,2,22,23].
Таблица 6
тяrОВООРУЖЕННОСТЬ в РАСЧЕТНЫХ УСЛОВИЯХ
R l' формула Примечания
2 3
1.1 11 + 213. fn +а6. С х == oc · CY-П ос!(ЩlO с . Су-отр); L вШ1 *
.4пп раз Су V noc ТТ3; Суотр==С у тах отр/l,44;
Рр == 1 . 154; Н СТ== 1 0.7 м;
Мср ==0,71 voтpla p , Су пое --из табл.4
Сутв==С ут + 8 С ут . з ; С х f( c y } из
поляр или считают по: С хт , Д-С хш ,
ДС хз С ут . з ,
С ут прил. 3
V == V OTP ; М== Vo ар;рр== 1.225;
tge==0.021 +0.003 -(пдв --1);
nДВ > 2--количество двиrателей
С х f( c y } аналоrично п. 1
Режим
1
R 1
1*
взлёт
L вШI
2
набор
tge
n дв--l
3
набор
V утах
D L ==1.282- D+H cT ;
D = V 2 0TP ;
2. g
С х == С хт + Cxi + Схш
+LlС хз ; Cy<C y . oТD
R 2 == п дв · ( С х +tl!д ] ,
п дв 1 Су
Сх==С хт + Cxi + СХЗ;
Су<С у . отр
v С
R ...,==....L+ , rде
j V Су
С х == Cxт+Cxi;
{ V } О5
Cos8==1/ 1 + ( )2
М крт по данным профиля крыла
EXP( 1 ,2( С cos Х )067);
Р ==1.11
ТРД(Д): V == 2PomincosE>
к 1)
V р. сук
V
V = V: 0.7(1 + I<:nax' ? );
ТРД(Д)Ф: V==MKp/a; а==336 м/с
ВД: V==VK' ; CYB == 3+C:m ёyт
V B ==1/ .Jc у8 ; С ут ; Сук табл.4
28
Окончание табл. 6
1 2
4
R 4==С Х /С У '
крейс
Lmax rде С х :=: С х т+ Cxi
5
R s==C x /С У '
время
t 1nax [де С х == С хт + С Х /
6
R 6==С Х /С у ,
СКОрОС
ть rде С х == С хт + Cxi
nax
7
R 7==С Х /С у ,
вираж
р [де С х == С хт + Cxi;
ПуМ Су<Су.доп
3
V,H ттз; Р ==f(H); С хт и С ут (для
Cx/) из продувок самолета, крыла
или профиля аналоrов (П.З)
V,Н ТТЗ; Р ==f(H}; С хт и С ут (для
Cxi) берут аналоrично п. 4
Р ==2qшах /(V ша J 2 ; V шах ттз;
Н f( р); если М тах >0.7 то
Cxm==Cxf'+CXB; (прил..3)
Qmax, М тах оrраничения (пп.l.2.1);
V==f/M<V max (V M , С удоп Табл.3);
H==l KM; р j{ Н); nу, С х и С у . доп
берут с учёТDМ механизации крыла
на маневре (предкрылки, закрылки)
в таблице 6 принято: С у == Ро min т nу /q,
rде POmin наименьшее значение стартовой наrрузки на крыло из табл.4;
т относительная масса самолета в выбранных условиях (п. 2.2.1);
nу ==1 для случаев, кроме П.З (набор), коrда nу == cose, и П.7 (маневр), коrда
nу == п м (табл. 4 п. 4); q==O.5 Р V 2 скоростной напор на режиме;
*для авианосца: Рр==1.225; V oтp == V oтp . p V x . к ; V x к<30км/ч скорость
корабля; Су отр ==0,85 Су отр шах ; L вШI ==2 L вп две длины взлетной палубы;
R D 1 ( /, С х )
1 == + раз + ,
L впп 2 Су
Рассчитывают площадь крыла и стартовую тяrу одноrо из п двиrателей:
/ / /
S I = т О g ; R 1 == R т о g ,Н; N 1 = N п1 о g , кВт.
О' О з 01 э О 1 О
Р О п Д8 п дв
Подбирают несколько серийных двиrателей (табл. П.IО.l) или формируют
заказ на новый. Выписывают их основные данные по форме таБЛ.7.
Таблица 7
расчет выполняют соrласно таБЛ.6.
Марка
т яrа, Н
ДАННЫЕ О двиr А ТЕЛЯХ
C,;tO, кr/(Н*Ч) С ц кр, кr/(Н*Ч)
У дв
т*
29
2.3. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ВО ВТОРОМ ПРИБЛИЖЕНИИ
2.3.1. Взлётная масса самолёта 80 втором приближении
в учебных целях взлётную массу самолёта во втором приближении
рассчитывают один раз. При этом если результаты расчёта существенно
отличаются от данных прототипа (5...10%), то необходимо выяснить и
желательно объяснить (или устранить) причину расхождения. Во втором
приближении взлётную массу самолёта рассчитывают, как и в первом, путем
определения относительных масс ero составных частей, но с учётом
особенностей конструкции и параметров первоrо приближения... т l,po, Ro :
т к конструкции планера;
т с у силовой установки;
то бупр оборудования и управления;
т т топлива во внутренних баках.
2.3.1.1. Относительная масса конструкции т к
Вычисляется масса относительная конструкции как сумма относительных
масс крыла, фюзеляжа, оперения и шасси:
fИ к = m t..-p + т ф + то п + m ш .
Относительнvю массу крыла вычисляют по эмпирической формуле [1]
для всех типов самолетов (отличия по типам самолетов учитываются
выбором ко эффиц иентов в табл. 9)
т кр =п Р . .J ;..Sr .10 4 ,срр .К, 'К А .К" 'Ке 'Кх .К р "" + К р +с=О,О8...0,12
Ро
[де Po стартовая удельная наrpузка на КрЫЛО (из пп. 2.2.3), н/м 2 ;
s/ площадь крыла (из первоrо приближения), м 2 ;
р f э
п = . путах расчетная нормальная переrpузка;
f 1,5 и п тах коэффициент безопасности и эксплуатационная переrpузка;
А удлинение крыла (из исходных данных пп.l.2.1);
(jJ р коэффициент разrpузки крыла:
(jJ р = О, 92 3,5 L l(z rv кр ) . т rv "р J;
2 . Z
Z rp кр относительные координаты rрузов на крыле,
rp кр = 1
rде 1 размах крыла, м;
30
Zrp..кp удаление центра тяжести rруза или топлива от оси симметрии
самолёта, м;
т
т = кр относительные массы rруза или топлива,
rpкp то
rде т rp кр масса rруза на обеих половинах крыла, Kr;
I
то взлетная масса самолета в первом приближении, Kr;
К! коэффициент снижения прочности (увеличения массы) конструкции
сверхзвуковых самолетов за счёт кинетическоrо HarpeBa (табл. 8).
Таблица 8
ЗНА ЧЕНИЯ КОЭФФИЦИЕНТА К!
М шах <2 2 2,2 2,4 3
Температура, ос <100 100 150 200 300
MaTe Д 16 1 1,03 1,06 1,14 1,2
риал Д l8 1 1,015 1,05 1,10
Остальные коэффициенты вычисляют в зависимости от типа самолета в
соответствии с табл. 9. В формулах таблицы сужение крыла 1] определяют с
учётом наплывов.
Для дозвуковых неманевренных и всех лёrких самолётов требуются
следующие дополнительные сведения [1З:
( р ... ресурс крыла (15000...50000 часов);
J..l = с о == 1..1,4 ... отношение толщины профилей в начале и в конце крыла;
С К
с е р = 0,5 ( с о + с к ) .. средняя относительная толщина профиля крыла
(приближенно );
со относительная толщина профиля крыла в корневом сечении;
С К относительная толщина профиля в концевом сечении;
К мех коэффициент механизации крыла:
для средних u тяжелых самолётов (то> 10000Kr):
. закрылки двухщелевые
· закрылки и интерцепторы
. закрылки двухщелевые, интерцепторы, наплывы
· закрылки трехщелевые, интерцепторы, наплывы в
корневой части и предкрылки
1 ,O
1,2;
1,4;
1,6;
. без механизации
· щитки или однощелевые закрылки
. закрылки Фаулера, предкрылки
К баК коэффициент утяжеления крыла топливными баками, который
зависит от материала бака и от типа rерметизации:
· мяrкие баки
· баки кессоны с поверхностной rерметизацией
. баки кессоны с внутришовной rерметизацией
Ксс == 1,05 для крыла лонжеронной ксс;
Ксс == 1 для крыльев друrих ксс;
ККОН особенности конструкции:
· монолитные элементы и сотовые конструкции
· клееные, а также конструкции с оrpаниченным
применением монолитных элементов
. обычная клёпаная конструкция
К мт == 1,2, если проектируется rидросамолёт (сплав AMr6);
К мт == 1, если не рассчитывается посадка на воду;
К мт · К КОН == 0,8...0,85, если применены уrлепластики и боропластики в
ксс крыла.
Относительная масса крыла может быть вычислена и по друrим
формулам источники: [2,13] маrистральные самолеты, [4] малые
винтовые, [5] сверхлеrкие.
3]
для лёzкux самолётов (то < 7000Kr):
Относuтельнvю MacG)' фюзеляжа определяют по двум основным
формулам:
1) для сверхзвуковых самолётов [1]:
l1"ф =К}.. + [Кd}' . (d ф )2 . + . (dфУ +Км. ах +CmJ+C-l\u =Щ..Щ6,
rде коэффициенты принимают в соответствии с табл.l о.
А ф удлинение фюзеляжа;
то взлётная масса самолёта, Kr,
d ф диаметр (эквивалентный) фюзеляжа, м.
0,9;
1,0;
1,15.
1,0;
1,2;
1,05.
0,90;
0,95 ;
1,00.
32
Самолет К).. K J7 Кс
дозвуковой 13 Л 1]+4 (l ,и 1) / СО о, 75
неманевренный
тo>10 4 Kr РО 1] + 1 1]+3
лёrкий дозвуковой 1,17 . к мех 1]+4 1 Jl 1
(1 )
то<7*10 3 Kr 1] + 1 Д 1]+3
сверхзвуковой О,О76( А + 6 J 1
неманевренный 1
то> 1 05 Kr Сер
сверхзвуковой А 7
O,036 + + 1,7 1 1
маневренный со А
дозвуковой А 7
маневренный O,036 + + 1,7 1 1
военный Со А
КОЭФФИЦИЕНТЫ
ДтIя не круrлых сечений фюзеляжа допускается вычислять eJ"'O диаметр,
используя площадь миделевоrо сечения фюз еляжа Sм.Ф, м 2 ,
d ф == 1,13 .) Sм.ф.
Таблица 1 О
КОЭФФИЦИЕНТЫ для 11f ф СВЕРХЗВУКОВЫХ САМОЛЁ1'ОВ
Тип самолёта КА K d ).. Kd КМ СМ С Кш
Пассажирский
неманевренный 0,0021 6 5 400 500 0,0125 1
(с изменяемой
стреловидностью) (0,037)
] СТОЙКИ В
Маневренный 0,003 10 8 р 300 0,03 фюзеляже;
15 nу
0,5 иначе
33
Таблица 9
ДЛЯ РАСЧЁТА т К Р
Кх К рес Кр С
1 (О 9 + 3 . t . 1 О 6 ) . к 45 . К . К 0,015
' Р мт МСХ бак
( COS xJl,S
1 Ксс . Ккон . К мт О
( cos х) 1,5 О
1 или 1,5 при 1 80 0,02
изменяемой Х
1 или 1,5 при 1 55 О или (..0,01) при
изменяемой Х mпerpальной схеме
1 1 55 0,03
2) для дозвуковых самолётов [1]:
L ф
т ф = .Kll +K rp +К Ш +К п } ==0,08...0,12,
то
rде L ф , ... длина фюзеляжа (L ф = .d ф ), м; ДJIЯ амфибий т Ф а == 1,2. т ф ;
т взлетная масса самолета в первом приближении, Kr. Остальные
коэффициенты выбирают в соответствии с табл. 11.
Таблица 11
ЗНАЧЕНИЕ КОЭФФИЦИЕНТОВ для т ф ДОЗВУКОВЫХ САМОЛЁТОI3,
. Значение, Примечание
:s: ....
-е-..с формула
-&
C"'I ::с:
о (1)
;
1 2 3
0,72 Широкофюзеляжные саМQлёты (то> 104; d ф >5м) ,
п 0,74 Узкофюзеляжные самолёты (то>10 4 ; d ф <4м)
0,75 Лёrкие самолёты (то<7* 103)
d ф (З,58 0,28 d ф ) Самолёты с ту 1 0000; t4>5M; двиrатели на крыле t
К д d ф (З,63 0,33 d ф ) Самолёты t 'то> 10000; d ф <5м; двиrатели н'а крыле
d ф (4,56 0,44 d ф ) Самолёты с то> 10000 и двиrателями на фюзеляже
34
Окончание табл. 11
I 1 I 2 I 3 I
К д 1 ,14 ..JL:: Самолёты (то 7* 103) С двиrателями на крыле
1,З Lф самолёты (то 7*103) с двиrателями на фюзеляже
Krp О Бесконтейнерная переВQзка rруза и баrажа
0,003 rруз и баrаж в контейнерах
О основные опоры шасси крепят к крылу и убирают в Hero
Кш 0,004 стойки крепят к крылу и убирают в фюзеляж
0,014 стойки крепят к фюзеляжу и убирают в фюзеляж
К o,OO2п для маневренных самолетов
">, О для неманевренных самолетов
Относuтельнvю массу оперения вычисляют по формулам [2]:
топ == т з rо + т В О + т n ro ==0,014..0,025 (или 0,02..0,05 для маневренных),
S 0,2 V
т зrо = О 1 [О . I ша.'\ П1Н:\ . К . К . К . К
, С о 5 11 111 У М '
Р о' 08 Х r ()
S 0.2 V
О 1 во . ,тах тах К К К К
т во , о 5 .". т. с М ,
Ро . COS Хво
m п ro находят для схем: «утка» аналоrично т з rо ; для друrих см. прил. 9,
rде Ki коэффициенты, характеризующие схему, материал и подвижность
поверхностей (табл. 12); К м ==l или К м ==I,05 для амфибий;
V i тах тax предельная индикаторная скорость, определяемая нлrс (прил.2);
Sro== Sro .8; 880== S В О . S площади поверхностей оперения, м 2 .
Таблица 12
КОЭФФИЦИЕНТЫ К РАСЧЁТУ то п
I Коэффициент I Значение I Примечание J
К п 1 Количество двиrателей не менее 4
1,2 Количество двиrателей менее 4
КС 1 ro ... на фюзеляже или отсутствует
1,2 ro на киле
1 не применяют композицион. материалы (КМ)
КМ 0,95 Оrраниченное применение КМ
0,85 Широкое применение КМ
1 ro: фиксированный стабилизатор, бесхвостка
Ку 1,05 (1,15) переставной стабилизатор (цпrо)
35
О,пносительная масса шасси может быть определена по приближённым
формулам[l]: .
100 . н 2 т К
К ос лос К К К К + впп = 0 03 О 05
т ш = мт ЛА О СТ б С п ...
то vРш
или для леrких самолетов с массой менее 1 О 000 Kr
т ш = K.. tт (6 · Н о с + 11,3 ). 1 О 3 К n + '
Рш
rде Но с, м высота основной опоры (стойки) шасси (от поверхности
аэродрома до узла крепления опоры по прототипу);
т относительная посадочная масса самолёта ( пп. 2.1.2 ) .
пос
Остальные составляющие формул (коэффициенты) учитывают тип
самолёта, наклон опор шасси, схему балансировки самолёта, количество
основных опор и покрытие ВПП соответственно (табл. 13).
РШ давление в пнеВlVlатиках колёс основных опор шасси, МПа [ 1 ,
c.58l], выбирают в зависимости от величины стояночной наrрузки на опору.
Стояночная наrрузка для носовой опоры Р СТН = (g . т () . е )/(а + е), Н;
дЛЯ одной из п основных опор P 1 = (g. то Р СТН )/п,
[де а и е расстояние между проекциями на земную поверхность центра
масс самолёта и осей переднеrо и основных колёс соответственно (показано
на рис. 3 и определено в прил. 5).
Распределение массы m ш между носовой т ш . н и основными опорами
до пу скается П р инять [ 2 ] : т = 0,2 т И 2 т т т
шн ш шос ш wн'
массу m ш ос распределяют равномерно между основными опорами
Таблица 13
КОЭФФИЦИЕНТЫ РАСЧЁТА m ш
Коэффициен Значение Примечание
т
1 2 3
1 для боевых маневренных и самолётов с то> 1 О т
К ЛА 1 )8 для пассажирских и транспортных самолётов
К О . С1 1,2 Прямые основные стойки
1,5 Наклонные основные стойки
Кб.с 1,4 Нормальная балансировочная схема самолёта
1,6 Схема "бесхвостка" или "утка"
36
Окончание табл. 13
1 2 3
1 основных стоек шасси 2 (0,9 He убираются)
KIl 1,2 основных стоек шасси 3
1,4 основных стоек шасси 4
К впп 0,02 эксплуатация с бетонированных ВПП
0,025 эксплуатация с rрунтовых ВПП
К мт 1 обычный материал
0,7 высокопрочный материал (ВКС...9, BT 20)
2.3.1.2. Относите ьная масса силовой установки
Для различных типов самолётов и двиrателей относительная масса
силовой установки т с у вычисляется по формулам табл. 14.
I'аблица 14
Тип самолёта
Реактивные
двиrатели:
неманевренный
маневренный
Винтовые
двиrатели:
ТВД
поршневые пд
ФОРМУЛЫ РАСЧЁТА т су [1, *]
Расчётные формулы
r дв ... удельный вес двиrателя по прототипам
т с у = (0,124 + r дв ) . R о
т С)' = 1,4 . r дв . R ()
m с . у = Кс.у . УДВ . Nэ.о
Ксу =1,1+ 1,36 ( 0,]+ 0,9 )
. у дв 3J N э.Оl
Ксу = 1,5+0,4.10 З .N1эОI
N .. мощность (эквивалентная) одноrо двиrателя, кВт;
э 01
Ко == 1 при водяном охлаждении; Ко == 0,9 при воздушном охлаждении;
У ДВ удельный вес двиrателя: Удв == 9.81т д / Rб == 0.12.. .0.14 дЛЯ ТРД(Д)Ф;
У дв == о.98т д /N;о дЛЯ ТВД (Удв == 0,16..0,30) и пд (Удв:= 0.6..0.8), даН/кВт;
т д ... масса двиrателя.
2.3.1.3. Относительная масса оборудования и управления
Относительная масса оборудования и управления то бупр рассчитывается
(табл. 15) или берется по прототипу. В табл. 15 принято:
N пас расчетное количество пассажиров (из техническоrо задания);
т с пБж == 0,01.. . 0,06 относительная масса средств повышения боевой
живучести (большие значения выбирают для штурмовиков);
37
Таблица 15
ФОРМУЛЫ РАСЧЁТА то бупр [1]
Тип самолёта Формула расчёта m ОБ УПР
1 О
пассажирские (то> 7 т) . (250 + 30. N ПАс ) + 0,06
п1 0
транспортные(lпо> 7 т) 0,2 0,268 .10 3 j;;;;; + Кс н
1000 2
маневренные + 0,01. М тЗХ + m СПБЖ
то
лёrкие (то < 7 т) 200 [ L p ]
(неманевренные ) +0,2.тЦH 1+0,1- +0,08
то 3,6V рейс
r L р . v крейс
V =
рене L А. 3 6 V
р + Ll t .. крейс
Lp расчётная дальность полета (на высоте Н, м, берут из задания), км;
At=O,16 +1,85 .10 4 .(10 3 Н)З..среднеерейсовоевремя,ч;
К с . н == 0,03 при наличии специальной наrрузки и К с . н == О без нее.
2.3.1.4. Относительная масса топлива
рейсовая скорость, м/с;
Относительная масса топлива т т складывается из топлива, расходуемоrо:
на набор и разrон; на крейсерский полёт; на опробование, руление и
навиrационный запас; на снижение и посадку соответственно
т т = т т . н + т T . 1 , + т т з + т т . п .
Составляющие т т . з и т т . п имеют примерно 20% от всей массы топлива.
С учётом этоrо формулы упрощаются и принимают вид
т т = 1,25 . ( т т н + т TL );
т Т н == 0,009 · Н э . С н ; т Т L == (1 т Т .Н { 1 е < }
( v 2 крейс J кр ... е
Н э = Н + еисерская энерr тическая высота, м;
2 . g
СИ и С коэффициеНТ}>I, представленные в табл. 16, в которой принято:
L/ == L .L H C крейсерский участок пути на заданной скорости Vкрейс;
, 1] == 0,75.... 0,85 коэффициент полезноrо действия винта;
'I:H.C == 0,002 . Н э . К-Мах участки пути в наборе и при снижении, км;
38
Таблица16
КОЭФФИЦИЕНТЫ С и С Н
режим полета ТРД ВД
Набор высоты Си==Су/(V) С н ==С эуд /(1000.1] )
Крейс Vp==V L шах К==Ккрейс; С==2,78С н L, К==К тах ;С==С эуд L/(З60 1])
Барраж V p == V l шах К==К тах; с== 1 О Суд t К::=Кlmах;С==Сэуд t V/(100.1])
Ккрейс, K maXJ К! тах аэродинамическое качество в условиях таБЛ.4 и 6;
Суд, Kr/(H ч) или с э . уд , Kr/(KBT ч) удельные расходы топлива ТРД или БД.
ИХ значения задают по прототипу из условий полета или рассчитывают:
тр Д: Суд = CyдQ + 0,04. М 3 ; С уд.О = o,o ; ТВД: С, уд :::о (0,8.. .1,1) / .J 7/ k ;
I+O,027.H.IO 1+05 т
,
т* ... степень двухконтурности двиrателя; t время полета, Ч.
2.3.1.5. Масса самолёта 80 втором приближении
/1 тцн + тел н
т = .
о 1 L т ;
Слаrаемые масс двух приближений сводят в табл. 17, rде д-т о == т I т .
Таблица 17
СЛАr АЕМЫЕ МАССЫ то
Слаrаемое Значение
т КР
т ф
т к топ
m ш
1 приближение 2 приближение
L
т к
т с . у
т об упр
т т
т0 1
тo i
39
2.3.2. Расчёт площади крыла и стартовой тяrи двиrателей
Расчёт площади крыла и стартовой тяrи двиrателей выполняется по тем
же формулам, что и в первом приближении, но с новой массой самолёта:
т /l . g
2 /1
s== О ,М; Ro==Ro.g.т o , Н.
Ро
п
Сила тяrи одноrо двиrателя (Rд выбирается из условия Ro = L R, ,
1=1
rде п количество 'двиrателей, если двиrатели одинаковы, то R) ==Rrlп.
Окончательно выбирается конкретный (табл. П.l 0.1) двиrатель [1,2,26].
Если полученные характеристики в основном удовлетворяют конструктора,
то последующие приближения и уточнения не выполняются.
2.4. ВЫБОР РАЦИОНАЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
Исследования проводятся с целью более полноrо удовлетворения
заданным требованиям, минимизации взлетной массы, площади крыла и
стартовой тяrи двиrателей. Применяется правило: сrлаживание пиковых
значений проектных парамеТРОБ компоновочными средствами.
Например: площадь крыла определена условием посадки и существенно
отличается от площади, определенной крейсерскими условиями. В таком
случае заданная величина крейсерской скорости далека от наивыrоднейшей
по дальности. Требуется: или уменьшить площадь крыла на посадке
(увеличить Су" уменьшить т п ос ), или, при неизменной площади крыла,
увеличить наивыrоднейшую по дальности скорость (уменьшить
коэффициенты С Х.т' С у.т И несколько увеличить коэффициент отвала
поляры). Технически это достиrается:
увеличением несущих свойств самолета на посадке (эффективная
механизация, интеrpальная схема, несимметричные профили, и т.п.);
снижением потерь подъемной силы на балансировку;
снижением шероховатости поверхности;
подбором формы профилей крыла, стреловидности;
применением силовой установки с меньшим rрадиентом расхода топлива
по скорости в крейсерских условиях и др.
При варьировании параметрами крыла, фюзеляжа, оперения также
минимизируется взлетная масса самолета при безусловном обеспечении
выполнении заданных требований.
Аналоrичные мероприятия проводятся для друrих расчетных условий.
40
2.5; ОПРЕДЕЛЕНИЕ АБСОЛЮТНЫХ МАСС ЧАСТЕЙ
САМОЛЕТА
По взлётной массе BToporo приближения вычисляют абсолютные массы
..,.. II б v ( б 18)
частеи самолета т, = то . т, с раз ивкои по элементам та л. /'
Таблица 18
МАССЫ ОСНОВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ САМОЛЁТА
И2 ArperaT Элемент Масса,
п/п Kr
1 Планер . . .
Крыло . . .
ro (пrо и зrо) . . .
ВО (кили и rpебни) . . .
Фюзеляж . . .
Основные стойки . ..
шасси . . .
Носовая стойка
2 Силовая . . .
установка Двиrатели и их . . .
оборудование . . .
3 Топливо . . .
Бак К21 . . .
Бак К22 . . .
К2 ArperaT Элемент Масса,
П/П Kr
4 Обору
дование . . .
РЭО . . .
. . . . . .
БКО . . .
5 Целевая 1 й отсек . . .
наrpузка 2 й отсек . . .
. . . . . .
6 Служеб . . .
иая Экипаж . . .
наrpузка Буфет . . .
2.6. СРАВНЕНИЕ ПРОЕКТИРУЕмоrо САМОЛЕТА С
ПРОТОТИПАМИ
Заданные и полученные при расчётах основные характеристики самолёта,
силовой установки и оборудования заносятся в табл. 2 разд. 1.1. С помощью
таблицы самолёты сравнивают и делают вывод.
Например: «Спроектированный самолёт по основньии параметрам
(взлётной массе, удельной стартовой на2рузке на крыло, СJпартовой
тЯ20вооружённости) соответствует выбранному прототипу. Наибольшие
расхождения получены в определении стартовой удельной наzрузкu на
крыло (взлётной массы, тяzu двиzателей и т.п.), что можно объяснить
разницей в задании основных количественных требований и 02ранuченным
числом приближений в расчётах... В целом полученные характеристики
удовлетворяют основным требованиям, Чfпо позволяет перейти к решению
задач компоновки самолёта».
41
3. КОМПОНОВКА САМОЛЁТ А
3.1. АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА
Целью аэродинамической компоновки является определение
конфиrурации самолёта, т.е. рациональный выбор внешних форм ero частей,
их взаимноrо расположения, обеспечивающих достижение заданных
аэродинамических характеристик, их описание и изображение на чертеже.
При разработке аэродинамической компоновки обеспечивают достижение
показателей качества И неИ АК > (и неИ АК )РАСЧ за счёт вариации
параметров, например А, SOM, е , С fe' как это следует из равенства [9]:
S е
UнсU АК =А" .
SOM С [е
Это позволит подтвердить предварительные проектные значения Ктах и Схо.
3.1..1. Описание компоновки
В развитие описания общей схемы самолёта и ero основных
характеристик необходимо обосновать аэродинамическую целесообразность
(коротко: «за» и «против») применяемых конструкторских решений на
проектируемом самолёте:
· схем, форм, поперечных сечений несущих поверхностей и управления;
. схем соединения (перехода): фюзеляж... несущая поверхность
(применение правила площадей, наплывов, интеrpальных схем);
· способов снижения потерь аэродинамичеСКОI'О качества на балансировку
самолёта (использование наплывов, крутки крыла, снижение запаса
устойчивости, сохранение ero по скорости, применение неустойчивых схем
и т.п.);
· способов управления силами в воздухе и на земле (воздушные тормоза,
прямое управление подъёмной, боковой силами, вектором тяrи);
· способов применения механизации крыла, фюзеляжа, оперения, шасси на
взлёте, посадке, в полёте и на стоянке (применение закрылков, предкрылков,
складных консолей, переставноrо ил:и управляемоrо стабилизатора);
. способов УЛУЧIIlения обтекания несущих поверхностей (крутка крыла,
сдув поrpаничноrо слоя; установка rpебней, щелевых поверхностей и т.п.);
. способов обеспечения надёжнос ти и nезопасности движения в особых
условиях (флатrер, бафтинr, сваливание, «шимми»).
42
3.1.2. Определение rеометрических характеристик
По значениям площади крыла и относительных параметров определяются
размеры основных частей планера. Данные заносятся в табл. 19.
Часть
самолёта
1
Крыло
rЕОМЕТРИЧЕСКИЕ РАЗМЕРЫ
Таблица 19
Характеристика
2
Площадь S, м 2
Размах 1 = JJ:S , м
Хорды Ь о == Ь К 17, м
28
Ь К ,М
(1] + 1) . 1
Ь == 2 ь 1+1]+rJ2
а о , М
3 (17 + 1).17
Координаты )(Ьа, м
УЬа, м
у rлы ао их:
1 17 I.
tgX\I" 'gX + .
л 17+1
3 11 1
tgx.o:. = (кх 7 ;
л 11+1
Закрылки Площадь, м 2
дО ВЗЛ, дО пос, дО м к
(маневренная)
Элероны Площадь: Sэл = 3эл S ' м 2
8 ЭЛ = (О ,05 ...0,08 )8
дО ВНИЗ дО вверх
ПЛощадь, м 2
д о взл
д Опое
б о М.К (маневренная)
Пред
крылки
I
Раз..
мер
,.,
..)
Часть
самолёта
1
Стаби
лизатор
(управ...
ляемый)
Руль
высоты
Киль
Характеристика
Раз
мер
3
2
Площадь
..... 2
S ro == S ro . S, м
Плечо и размах:
L ro = L ro . Ь а' М ;
1 ro = А. ro S ro ' М ;
Хорды
Ь о == Ь К 7J ro, м
Ь 2S ro , м
к ('1 ro + 1)./ ro
Стреловидность
ХОП к Х о З. к
дО ВНИЗ, дО вверх
аналоrично для пrо
Площадь
S РВ = SP8 S ro , М 2
дО ВНИЗ, дО вверх
Площадь
2
S ВО == S 80 S, м
Плечо L BO == L B O . Z
Высота
lBO == &во,М
Хорды Ь о == Ь К 1], М
Ь 25 во , М
K
(1]во + 1)/80
Стреловидность
ХО П.К , 1'0 З.К
43
Окончание табл. 19
1 2 3 1 2 3
Шасси У rлы, rpад.: Руль Площадь
стояночный, направ S РН 2
v/ = S РН S Н () , м
выноса, r ления Уrол отклонения: +
опрокидывания <р Фюзе... Длина фюзеляжа
Колея В, м ляж lф=Лфdф,М
База Ь, м Длина хвостовой
Вынос, м : части, м
основных колёс, е Длина носовой, м
переднеrо колеса, а Диаметр d ф , м
По данным табл. 19, рекомендаций объемно",весовой и конструктивно...
силовой компоновок (пп.3.2.1. и 3.2.2.) выполняется чертеж общеrо вида
(рис. 1 ) самолёта (вариант в прил. 6) и центровочная схема (рис.2). Над
боковой проекцией чертежа и на центровочной схеме наносится средняя
аэродинамическая хорда (вариант в прил.?). На хорде указываются
количественные значения фокуса, предельно передней и предельно задней
центровок. На чертеже общеrо вида наносятся основные размеры саМQлёта.
По разд. 3.1. делают вывод.
Например: «Аэродинамическая компоновка самолёта обеспечивает
хорошие посадочные, отличные маневренные характеристики, дающие
преимущество самолёту при ведении маневренноzо воздушноzо боя, и
удовлетворительные характеристики дШlЬ1l0сти и продолжительности
полета. Это получено за счет прuмененuя:
интеZрШIЫ/ОЙ несущей аэродинамической схемы;
большой тяzовооружённости;
низкой стартовой удельной наzрузки на крыло;
рулевых поверхностей большой площади.
Использование в КОА-tпоновке правила площадей, интеzральных схем
((фюзеляж крыло)), а также средств поражения в фюзеляже позволяет
прu.менять самолёт в широком диапазоне скоростей и высот полета на
значительную 2Лубину (1000 км за линию боевоzо соприкосновения))>.
3.2. ОБЪЕМНО..ВЕСОВАЯ КОМПОНОВКА САМОЛЕТА
3.2.1. Цели компоновки
Цель объёмно весовой компоновки такое относительное размещение
составных частей планера, силовой установки, оборудования u полезной
наzрузки, которое удовлетворяет требованиям центровки самолёта.
44
Центровка самолёта (расстояние от начала САХ дО центра масс самолета
в ДОЛЯХ САХ) зависит от варианта заrрузки, конфиrурации самолёта и
остатка топлива. Она может меняться в пределах от предельно передней
Х Т . П,.п ' до предельно задней .х т п..3' коrда должно выполняться условие
(у
== X j ,. + m z
Х Т п з .. ДОП'
rде Х F ... расстояние от начала САХ дО фокуса самолёта в ДОЛЯХ САХ;
т;У доп минимальный запас продольной статической устойчивости (прил.2).
Предельно передняя центровка определяется из условия Бзлёта или посадки,
коrда необходимо обеспечить достаточность руля высоты для балансировки
самолёта
2 Су I (,у l 015
Х Т . п . п == x F + m z ДОЛ' если m z < ,
Х Т . пп = Х Т . пз 0,15, если I тi'Y! > 0,15
и
[1 ].
Для самолёта X F вычисляют как сумму значений крыла, фюзеляжа и
оперения [1,12]:
X F == X FKp + Llx Fф + Llx рзrо + Llx Fшо ,
rде х F кр = Х F n + 0,033 1] 1,7 (л . tg Х )
17
Х F.пр == 0,25 ... 0,5 с 2 обычные профили и 0,25... 0,35 супер ритические;
са
М FФ :::: (0,05...0,O7); М Fзrо :::: К зrо · А зrо' у зrо . (1 &;ro);
са
у
а
С У пrо
XF nro = К пrо . А пrо . . (1 & ro ).
са
у
Коэффициент Kro принимают равным:
1 при Т...образном оперении, в схеме «утка» и для переднеrо ro (пrо);
0,85... 0,95 для дозвуковых, 0,70...0,85 для сверхзвуковых самолетов, у
которых заднее ro (зrо) расположено на фюзеляже;
О для ro, которое работает во флюrерном режиме (ось ro не фиксирована).
а
Су ro
Aro = Sro . Lro; а = 0,85;
Су
для пrо плечо [О отрицательное;
45
&а =
0,75
0,65
0,50
О
неманевренный самолёт, ['О на фюзеляже;
маневренный самолет;
неманевренный самолёт с Т...образным оперением.
для пrо и схема "YTKa"
.х т n п до ХТ п з ДОЛЖНЫ войти центровки самолёта,
в пределы от
рассчитанные ДЛЯ всех вариантов заrрузки и остатка топлива.
3.2.2. Определение проекции САХ на фюзеляже
Величину и место САХ (Ьа) на крыле определяют rpафически (рис: 2,
прил.7 и рис. прил.?!). Место установки крыла на фюзеляже вдоль оси ОХ
определяют величиной Х (от носка фюзеляжа до начала САХ) при
известных массах и координатах центров масс снаряжённых крыла и
фюзеляжа и при заданном значении центровки (рис.2)
т
Х / Х / Х Х / == х ] + СН'КР х
а == Т Тзадан Т ТФ ТКР'
т ен . ф
J Lт;ф .хJ;ф Lт,ф .хJ,ф
Х Тф = = ;
Ln1 1 ф то т ен кр
"т .Х. "т. .Х.
Х IКР IКР 'кр IКР
ТК = = , rде
Р "т т т
iKp О СН.Ф
хJiФ координаты относительно носа фюзеляжа arperaToB (rpузов) т iф ;
Х/ КР ... координаты (MorYT быть и отрицательные) относительно заданноrо
положения центра масс самолета на САХ arperaTOB (I"РУЗОВ) т iKP ;
т сн кр масса полностью снаряжённоrо крыла, включая: шасси, ro, во,
расположенные на крыле двиrатели, внешние подвески, топливо в
крыльевых отсеках и т.П. (остальные составляющие MaCC I входят в т ен . ф );
ХТ задан = О,5(Х т . п . п + Хт.п.з)'Ь а .
3.2.3. Расчёт центровок самолёта
Для расчёта центровок составляется центровочная ведомость (табл. 20) и
вычерчивается центровочная схема (рис.2) в профильной И В половине
46
"{
t -:.
4
!I!l
.......
....""
' 1!!' ....... .. .,., '\>' "". ..:..""..... """...,, ....... ..... ..* ..*..... H"." .. ""'...:.. ...,
"...... .......""---
.:.
......
.-.
3
2
i
. .
(1'
'.' о t
,,,
l#
М
.7
,
б
S
4:
:3
2
!
't' "I!l'H: I ! , i friШ !f' I]Н КIiI 'Ri
234 5 б 1
8
;(а
о
2
1
8
:3
s
4
б
I
I
9
10
11
J lJ. lИ. U lJ. U
.... .1I!t-
, I IIIlJ.
"ЕО:
9
10
11
47
l' та- О«282
I Х 1''''11 '= O 311
,....... . ..
Х ,. О..,;,,:., 1:
.х, ).(
! 1 1 !! ;,tll (I II!! !'1111f! I (,! 1; l' If: ji.'jj'1 ilj[lli li.w'v 1i ""
12 13 14
15 16 11 13 19 20
М
;11'
1:1 00
{ !
12 13 t.4 IS 16 11 18 _9 20 ,XJN
Р"с 2 l(оп-poIОЧJfU са_
48
Таблица 20
ЦЕНТРОВОЧНАЯ ВЕДОМОСТЬ САМОЛЁТ А (ВАРИАНТ)
-N"Q т" '- ,п Xi '-
Составная часть самолета, rруз Kr м Kr .м
1 2 3 4 5
1.Конструкция планера
1 Крыло
2 Фюзеляж
3 rоризонтальное оперение
4 Вертикальное оперение
5в (у) Передняя стойка выпущена (убрана)
6 в (у) Основные стойки выпущены (убраны)
2.Силовая установка
7 Двиrатели средние (е мотоrондолами)
8 Двиrатели крайние (с мотоrондолами)
9 АrреrаТЬ1 силовой установки
3.0борудование
10 Оборудование в носовом отсеке
11 Оборудование в среднем отсеке
4.Снаряжение
12 Экипаж
13 Специальное оборудование
Пустой снаряженный самолёт
5.Топливо заправлено (слито):
14 В крыле
15 В центроплане
16 В фюзеляже
б.Целевая наrрузка есть (снята)
17 В переднем отсеке
18 В среднем отсеке
19 В заднем отсеке
Сумма с выпущенными шасси Lт, Lт'X i
с убранными шасси
без целевой наrрузки и топлива
без топлива
без целевой наrрузки
49
плановой проекциях. Нумерация масс и их координаты в ведомости и на
схеме должны совпадать. Рассчитывают центровки относительно носа
1
фюзеляжа Х т и начала САХ в долях Ь а (Х т ) по формулам:
I Lm i ,X j X Xa
Х Т = L m ,; Х Т = Ь а
с убранными и с выпущенными шасси:
1) для НОрМCL'1ьной взлётной массы (с топливом и целевой наrрузкой);
2) для самолёта без целевой наrрузки и топлива;
3) для самолёта без топлива, но с целевой наrpузкой;
4) для самолёта с полным запасом топлива, но без целевой наrрузки.
По всем вариантам цунтровки не должны выходить зн допустимые.
Центровочную схему вычерчивают в масштабе, удобном для снятия
размеров. На ней (рис.2) и чертеже общеrо вида (ДЛЯ диплома) над боковой
проекцией наносят САХ, указывают точки Х Т . ПП ' Х Т пз' Х F И их численные
значения, масштаб. На боковую проекцию наносят все позиции из
ведомости и крупную точку Х Т пз' На плановой проекции помещают
только точки частей, разнесенных вдоль оси oz (их помечают TaK 1 " 3' . . . ).
По разд. 3.2. делают вывод.
Например: «Объёмно весовая компоновка обеспечивает размещение
основных а2ре2атов, топлива, оборудования u целевой на2РУЗКU в заданных
аэродинамических формах са.J110лёта. При этом во всех вариантах заzрузкu
u вырабоп1КИ топлива обеспечивается требуемый диапазон центровок за
исключением варианта 4 (требуется установка zруза в носовом отсеке).
Получены следующие значения предельных центровок:
допустимые: Х т п п == 0,32; Х т п з == 0,37,'
эксппуатационные: Х т э,п == 0,33;
х т.э.з == 0,35».
3.3. КОНСТРУКТИВНО СИЛОВАЯ КОМПОНОВКА
3.3.1. Описание компоновки
Целью компоновки является создание конструктивНО СWlовой схемы,
обеспечивающей изzотовленuе планера самолёта с заданными свойствами,
ее описание и представление на чертеже.
При разработке компоновки используют конструктивные схемы
прототипа и друrих самолётов...аналоrов.
50
Описание ДОЛЖНО содержать ответы на вопросы: как именно реализованы
конструктивные решения (состав, схема, материал, передача наrрузок),
обеспечивающие по самолёту в целом:
. прочность, жёсткость, устойчивость И минимальную массу самолета;
. использование элементов конструкции для изrотовления салонов,
отсеков, узлов крепления полезной наrpузки, бронезащиты и т.п.;
. выполнение требований технолоrичности, надёжности (ресурса),
безопасности и друrих. свойств;
по составным частям планера самолёта:
конструктивно силовые схемы частей (крыла, фюзеляжа, оперения,
шасси, управления) и стыковые соединения между ними с кратким
описанием их преимуществ и недостатков, наиболее наrруженные элементы
(ДЛЯ крыла по все рассматриваемым ниже расчетным случаям);
ОСН9ВНОЙ материал конструкции и способы соединения её элементов
(клёпка, сварка, клейка и т.п.), пути передачи основных наrрузок.
Чертёж (для дипломноrо проекта) выполняют на листах формата
1189х841 или 597 х 841 в двух проекциях, боковой (профильной) и плановой,
с необходимым для раскрытия схем количеством сечений:
. по кабине экипажа;
· по отсекам целевой наrpузки и основных опор, топливному отсеку;
· по усиленным шпанrоутам крепления крыла и оперения;
· по узлам крепления механизации и управления крыла, целевой
наrpузки и двиrателей (пилонам).
В дипломном проекте следует дать описание каждое локальное сечение и
выносы.
Все описания делаются кратко и только по особенностям силовых схем.
В конце разд. 3.3. рекомендуется сделать краткий вывод о наиболее важных
преимуществах конструктивно",силовой схемы (схем).
Например: 1 .«В схеме широко использованы моноблочные конструкции,
что обеспечивает высокую жёсткость, прочность и надёжность сильно
на2руженных частей самолёта КонстР)JктивНО СWlовые схемы крыла и
оперения кессонные, фюзеляжа полумонокок. Основной материал
алюминиевые сплавы. 02раниченно пpuмeHeHЫ пластики».
2. «Схема отличается прuменением сварных конструкций из стальных и
титановых сплавов, что обеспечивает длительный полёт самолёта на
числах М, близких к трём. Прuменены следующие конструктuвно сuловые
схемы: крыла кессонная, оперения лонжеронная, фюзеляжа
полумонокок».
51
3.4. ОПРЕДЕЛЕНИЕ НАrрузок НА СОСТАВНЫЕ ЧАСТИ
САМОЛЕТА
3.4.1. Расчетные наrрузки
В соответствии с расчётными случаями наrpужения определяют
эксплуатационные рЭ [5...8] и расчётные наrрузки по формуле
рР == fРЭ, Н.
Коэффициент безопасности f, как правило, для металлических изделий
принимается равным 1,5) если ДДЯ рассматриваемоrо случая наrружения нет
специальноrо указания. Величину аэродинамической наrpузки и её
распределение по различным частям самолёта следует определять по
материалам испытаний ero моделей в аэродинамических трубах
(разрешается использовать материалы испытаний аналоrов или расчетов).
Расчетные случаи наrружения и методы определения наrрузок
рассматриваются отдельно для различных частей самолёта. Общими для них
являются предварительно вычисленные значения:
. массы и силы веса самолёта:
Il
стартовые то == то ; G о == g . то ;
.. 1I G g т
полетные т == то . т; = · ;
ff G
посадочные т пос == то . т пос , пос == g . т пос '
rде т , nf пос вычисляют по требованиям применяемых «Норм» (пп.2.2.1);
11
т о масса самолета во втором приближении;
. скоростных напоров:
эксплуатационноrо qmax (пп.l.2.1);
предельноrо расчетноrо qmax тах==О.5 р V 2 тах тах (прил.2);
. нормальных переrрузок;
. коэффициентов подъемной силы для конфиrураций и условий,
оrоворенных расчетными случаями, прежде Bcero: А, А' и D, D';
. расчетных высот полета (плотности воздуха):
для случаев полета на qmax rnах И Qrnax (для V max В табл.6);
для случаев полета на Су мах (высота маневра в табл.4 и 5).
3.4.2. Наrружение крыла
Для проверки прочности крыла рекомендуется рассмотреть три rpуппы
случаев:
при маневре; при полёте в неспокойном воздухе; при посадке и взлёте.
52
3.4.2.1. При маневре
Рассматриваются расчётные случаи, приведенные в «Нормах» [5...8]. При
курсовом и дипломном проектировании рекомендуются рассмотреть только
расчётные случаи, как наиболее общие: А, А', В, С, О, D/.
При этом нормальная наrpузка на крыло определяется по формуле
рЭ =r: =п G Proy,
[де Pro у уравновешивающая наrрузка на ro, н (соrласно ПП. 3.4.3.1
положительна, если Pro у направлена вверх, определяется знаком mZ без ro);
G == g . т вес саМQлёта, Н. Для самолета с пrо учесть прил.9, с. 74.
э
Значения nУ' q и Су применяются в расчетах [5...8] в соответствии с табл.
21 и с учётом рекомендаций прил. 2 по оrpаничениям.
Таблица 21
р АСЧЁТНЫЕ СЛУЧАИ НАrРУЖЕНИЯ КРЫЛА
I Случай 11 п э I q, н/м 2 I Су I Элероны I
у
э
А Э п ушах
путах Р р Су тах
С уmах
Э
А! Э п ушах
путах Qmax П1ах Рр
q шах шах НЕ
э ОТКЛОНЕНЫ
О Э n у min
п ymin РР Су Пliп
С у шiп
Э
D J Э п у min
п у min qmax mах Рр
q шах шах
Э
В Э О,67п уmах
0,67 · путах qmax тах РР
q mах mах ОТКЛОНЕНЫ
С О qmax тах О
в табл. 21 помещено:
Рр== G/S, н/м 2 удельная наrрузка на крыло с расчетным весом;
п - нормальная эксплуатационная переrpузка;
53
q скоростной напор, н/м 2 (нормируемая величина, СМ. прил. 2);
Су коэффициент подъёмной силы;
Данные сводятся в табл. 22,
rде V==(2q / Р }0.5 расчётная скорость, м/с;
J: == fJ: расчетная наrpузка, действующая на крыло.
Таблица 22
НАrРУЖЕНИЕ КРЫЛА ПРИ МАНЕВРЕ
Расчётный п Э q, Су Р;'оу, п Э G, y , J: ' v:
у
случай н/м 2 у м/с
Н Н Н Н
Наиболее наrруженные элементы крыла [21] для различных случаев ero
наrpужения указывают в разд. 3.3.
3.4.2.2. При полёте в неспокойном воздухе
Рекомендуется рассматривать только симметричный случай, коrда
нормальную аэродинамическую силу можно определить по приближённой
формуле:
р э = у к: = G . ( 1 i: К . с; безrо р' V . W J '
2. РР
rде знак " ,, соответствует порыву, направленному вниз;
К :.:::0,78 коэффициент плавности входа в порыв [6];
с; безrо производная по уrлу атаки (в радианах) коэффициента подъёмной
силы самолёта без ro (при отсутствии данных разрешается принять
а а )
с у безrо == С у ;
J7 И W скорости полёта и вертикальноrо порыва ветра соответственно.
Если Н < 10 км, то W = 5V;ax < 20 м/с (если V == Vmaxmax, то w== 10 м/с).
V
ЕслиН>20км,то W = 10 V:ax < 12м/с.(если v== Vmaxmax,TO W==6M/C).
V
Если 1 О км < Н < 20 КМ, то используются линейные интерполяции.
V Э ..
шах максимальная эксплутационная скорость, которую летчик не
должен преднамеренно превышать как в rоризонтальном полёте, так и при
наборе и снижении.
54
G
р р == , Н/м 2 наrрузка на крыло при расчетном весе самолета.
S
В пояснительной записке указываются выбранные значения скоростей
W и высоты полёта, а также значение расчётной наrрузки рР, Н.
3.4.1.3. При посадке и Бзлёте
Наrружение крыла рекомендуется рассмотреть для случая Еfп .
При этом на самолёт действуют следующие эксплуатационные наrрузки:
подъёмная сила на посадке
э
р == Укр==Gпос==gтпос;
подъёмная сила на взлете
рЭ == YKp==GO==gтo;
массовые силы :
конструкции крыла G Э Kp::=GK п Э кр;
rpуза GЭrр==Grр п Э КР g тrpn кр;
R Э p э
силы реакции на основных опорах OCH 1 п Е .
ш
В формулах использованы обозначения:
Э э
п кр и ПЕШ эксплуатационные переrpузки для крыла и шасси:
Э 1 э
п кр== + ПЕШ '
rде переrpузку шасси принимают отдельно для взлета и посадки (пп. 3.4.4);
р 1 стояночная наrрузка на основные опоры (определена в пп. 2.3.1).
Р .. Р Э G P G P R P
асчетные наrpузки , кр, [р, ОСН определяют умножением
эксплутационных наrpузок на коэффициент безопасностиf==1,5.
В .. б Р Р G P G P R P Р Р Э
отчете по ра оте приводят величины , кр' rp' ОСИ' ПЕш' , С
указанием направления действия (знак «+» вверх), для взлета и для посадки.
3.4.3. Наrружение XBOCTOBoro оперения
Рассматриваются аэродинамические наrpузки нормальные для ro и ВО
без учёта продольных аэродинамических наrрузок.
Во всех случаях, за исключением уравновешивающей наrрузки, удельная
эксплутационная наrрузка на [О берется не менее 1180 н/м 2 , на ВО не
менее 612 н/м 2 .
Рекомендуется рассмотреть уравновешивающую (остановка двиrателя) и
55
маневренную наrрузки для ro и во с убранной механизацией
применительно к случаю А/ наrружения крыла.
3.4.3.1. Уравновешивающая наrрузка
Для заднеrо ro (классическая схема) наrрузка вычисляют по формуле [6]
э 2
Э S-b a mz gpH(пy l)S.ba
P roy m z безrо q L + m z 6езrо 2. L
ro ro
rде т коэффициент момента аэродинамических сил без ro
Z.безI""О
(определяется по продувкам или по прототипам для Су, устанавливаемоrо
расчетным случаем наrружения крыла с расширением диапазона центровок
по 2% с каждой стороны или расчётом прил. 3, для самолета с
дополнительным передним [О учесть поправки рекомендуемые прил.9);
т; 6езrо производная коэффициента момента аэродинамических сил
самолёта без [О по безразмерной уrловой скорости вращения (находится по
продувкам прототипов или расчётом по рекомендациям прил. 3);
Ь а
(jJZ = OJz V: безразмерная уrловая скорость вращения;
ист
q, н/м 2 скоростной напор в расчетных условиях;
8, м 2 площадь крыла;
Lro, м - плечо [о; Ь а , м САХ крыла;
тi') == O'S( X T . n . n + Хт .п.з) Х р (пп.l.2.1);
э Э
п у == п у тах нормальная эксплуатационная переrрузка (ДЛЯ случая A 1 );
Р н плотность воздуха в расчетных условиях, Kr/M 3 ;
g == 9.81 ускорение свободноrо падения, м/с 2 .
3.4.3.2.Маневреннзя наrрузка для ro
Наrрузка должна быть определена для самолёта с убранной взлётно
посадочной механизацией путём расчёта неустановившихся маневров в
вертикальной плоскости, выполняемых только на максимальной скорости с
максимальной переrpузкой, по следующей приближённой формуле [21 J :
У З + К _ э G S
м путах S ro,
rде К == 0,265, если q < 18000 НlM 2 ;
к == 0,33, если q > 18000 н/м 2 .
56
3.4.3.3. Суммарная (маневренная и уравновешивающая) наrрузка
Складываются две наrрузки со своими знаками
У Э DЭ + У З
сум r ro у м о
В v · DЭ } /'Э У Р Э V э S
пояснительнои записке П р едставляют о [1 ro ' , , п , ' ro .
у м сум у тах тах
3.4.3.4. Уравновешивающая наrрузка для ВО
Рассматривается одновременная мrновенная остановка всех
двиrателей по одну сторону плоскости симметрии в rоризонтальном
полёте на скорости V max , высоте Н == Н Vшах , (табл. 6) на форсажном
(максимальном) режиме работы двиrателей.
Эксплутационную наrрузку рекомендуется определять по формуле
э С : 80 S во L во э
РОСТ == + Р Р \'СТ о r '
ту S.L
/3 fЗ
[де с z ВО' т у берется из продувок или из расчётов, выполненных во
второй части дипломной работы, или по рекомендациям ПРИЛо 3;
r коэффициент, который выбирается в диапазоне 2 ... 2,2 (большие
значения берут при полёте у земли самолетов с малыми наrрузками Ро).
Для KypcoBoro проекта, по рекомендациям [21], уравновешивающая наrpузка
может определяться по формуле
L Bo
rде lj расстояние от оси i ro двиrателя до плоскости симметрии самолёта, м;
L 80 .. плечо ВО м;
!1'F; == (т ост i То i) разность тяrи i ro двиrателя после и до ero остановки
(примерно равна максимальной силе тяrи на данном режиме полета), Н.
3.4.3.5. Маневренная наrрузка для ВО
Наrpузка может быть приближённо вычислена по формуле [21]
рм Э = + 0,37 Q;ax.SBO.
в пояснительной записке необходимо представить расчётные наrрузки
рР рР А Т 1 э
ост И м , а также величины L.l i' }, qшах .
PO T = Ру;т ,
Ру;т
L Ti ./,
3.4.4. Наrружение шасси
При определении прочности шасси требуется [6] рассматривать все
случаи ero наrружения, приведенные в «Нормах» [5...8], с учётом
57
требований к амортизационной системе.
В курсовом и дипломном проектах допускается рассматривать только три
случая: E ; Е. ш . взл И R 1ш . С целью упрощения принимают, что наrрузка
РУ Е действует на одну стойку, а боковую наrрузку в случае R 1ш
.Ш.пос
f
вычисляют по приближённой формуле: Pz = 0,25 Р у Б .
ш пос
Исходные данные для расчётов характеристик, приведенных в табл. 23,
рекомендуется брать из следующих условий:
1] = 0,65...0,75 ;
э э э
д == д о . к + д пн обжатие амортизационной системы, м;
д оэ к перемещение оси OCHoBHoro колеса при обжатии амортизатора;
э { 0,20...0,40 м для лёrких самолётов,
д о к 0,40...0,60 м для тяжёлых самолётов;
бi:н = 0,15 д:к величина обжатия пневматиков;
А: м = А Э А';н . п пн ... работа амортизатора, Дж;
пни количество пневматиков (колёс) на одной опоре (по прототипу);
А: н = 0,15 А э работа пневматика;
(V э )2
А Э == т . .t работа амортизационной системы, приходящаяся
pe: 2 К
на одну из К основных опор, Дж;
К ... количество основных опор (берут по прототипу);
V Э , V x , V ПОС вертикальная, rоризонтальная и посадочная (из задания)
у
скорости, м/с;
V Э = V + 0,025 V, но не менее 2,8 м/с (по нлrс);
у у х
2,05 < V уЭ < 3,1 м/с по АП 25 и Э > 2,5 м/с по АП 23 ( спортивные);
V x == (0,9... 1 , 1) V rЮС ;
V;! z 1,5 м/с вертикальная составляющая скорости полёта самолета в
момент касания земли;
тред == mпос редуцированная масса самолёта при посадке;
P 1 и Рст.взл наrpузки, действующие на одну основную опору при
расчётных посадочной и взлётной массах соответственно (пп. 2.3.2 и рис.3).
Результаты рекомендуется привести для каждоrо расчётноrо случая в
форме табл. 24.
58
Таблица 23
СЛУЧАИ НАrРУЖЕНИЯ ШАССИ
Случай ,Э РХ Ру Pz
п
2* К . р,Э Э . Р СТ 8ЗЛ О
Е ш взл разбеr у п взл
К 03
,
Е' ш посадка на рЭ из диаrраммы
........... о рЭ = АЗ (6 Э '1]) О
основные стойки
R)ш посадка с
боковым ударом в обе =O,7S.P Е ] pz o,2S Р I
) ш уЕ ш
основные стойки
::}
* для тележки n 1,7
Таблица 24
НАrРУЖЕНИЕ ШАССИ
Расчётный п Э PXJ Ру, Pz, АЗ АЗам, аэ, Наиболее наrpуженный
,
случай Н Н Н дж Дж м элемент
а
G
Ь 'у
РИс.3. Параметры шасси
3.4.5.Наrружение управления
Расчётную наrpузку, если не указан меньший коэффициент безопасности,
следует определять cf= 2,0 [6].
Усилия в деталях управления рулями определяются при нейтральном их
положении при крайних и любом про межу точном положении. Для курсовой
и дипломной работ достаточно оrpаничиться только нейтральным
59
положением рулей, но с учётом специальных устройств, предназначенных
для снижения усилий, в линии проводки между бустером и штурвалом
(ручкой) из расчёта, что на орrаны управления действуют эксплуатационные
усилия рЭ:
в канале руля высоты на ручку (штурвал):
640 Н при твзл < 2500 Kr;
1180 Н при твзл> 1 0000 Kr
в канале элеронов на ручку (штурвал):
320 Н (640 Н) при твзл < 2500 Kr;
640 Н (780 Н) при твзл > 10000 Kr;
в канале руля направления (на одну педаль):
880 Н при твзл < 2500 Kr;
1230 Н при твзл > 10000 Kf.
В отчёте приводятся наrрузки на постах: эксплуатационные и расчётные,
по всем трём каналам (табл. 25).
Таблица 25
НАrРУЖЕНИЕ УПРАВЛЕНИЯ
Канал управления Наrpузки на посты
рЭ , даН рР , даН
Руль высоты
Руль направления
Элераны
Н .., DЭ
епосредственно у постов управления, на первоя тяrе, наrpузка r}
может определяется с использованием наrpузки рЭ и правила рычаrа,
например,
Р. Э = Р э . (h 1 / h 2 ),
rде h} расстояние от рукоятки ручки управления (штурвала, педалей) до её
OCHoBHoro шарнира (оси);
h 2 .. расстояние от OCHOBHoro шарнира до шарнира крепления первой тяrи.
Аналоrично рассчитывается и наrpузка Р2 Э ' непосредственно у постов
v DЭ
управления, но при этом в качестве исходнои используется наrpузка F} , а
передаточные отношения берут как отношение плеч редукционных качалок,
если таковые имеются, при этом учитываются усилия в механизмах
проводки в зависимости от способов их крепления.
60
ЗАКЛЮЧЕI ИЕ
( «Выводы» по первой части дипломноrо проекта)
1. В результате выполнения KypcOBoro проекта разработан самолёт
KOHKpeTHoro назначения (например, истребитель), характеристики
I<OTOpOro отвечают характеристикам, заданным в требованиях.
Получены следующие результаты:
. выбрана нормальная общая схема самолёта ... (далее следует
вывод из разд.l.3);
.. б 11
. взлетная масса во втором при лижении то ==... Kr;
. стартовая удельная наrрузка на крыло Ро ==... Н/м 2 ;
. стартовая тяrовооружённость (энерrовооружённость);
Ro = ... (N Э.О ==... кВт/даН);
. аэродинамическая компоновка самолёта обеспечивает ... (далее
следует вывод из разд. 3.1);
. объёмно весовая компоновка обеспечивает ... (далее следует
вывод из разд. 3.2);
. в конструкции применены следующие ксс:
крыла ... ;
оперения ... ;
фюзеляжа ... ;
(далее следует краткий общий вывод об особенностях схемы из
разд.3.3);
. наrpузки элементов планера рассчитаны в соответствии с
требованиями действующих норм (указать часть АП или ОТТ).
2. Поставленные задачи решены полностью.
3. Результаты работы рекомендуется использовать в учебных целях.
61
Библиоrрафический список
J. Е2ер С.М, МИШИ1l В.Ф., Лuсейцев Н.К. Проектирование самолётов. М.:
Машиностроение, 1983.
2. Мишин В. Ф. (под редакцией): Учебное пособие для дипломноrо
проектирования по специальности «Самолетостроение}). М.: Изд во МАИ,
1993.
3. Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолётов. М.: Машиностроение,
1983.
4. БадЯ2ИН А.А., Мухамедов Ф.А. Проектирование лёrких самолётов. М.:
Машиностроение, 1978.
5. Кабанов В.Н., Рябuнов В.И. Руководство для конструкторов летательных
аппаратов самодельной постройки. Новосибирск.: СиБНИИА., 1994.
6. Единые нормы лётной rодности rpажданских самолётов стран СЭВ, 1985.
7. Российские авиационные правила, часть 25 (АП 25).
8. Нормы прочности.
9. Самойлович О.С. Формирование области существования самолёта в
пространстве обобщённых проектных параметров. М.: Изд во МАИ, 1994.
10. Е2ер C.J.\!. .Писейцев НК., Самойловuч О.С. Основы автоматизированноrо
проектирования самолётов. М.: Машиностроение, 1986.
11. Бюшzенс те., Павловец r.A., Боксер В.Д Аэродинамика и динамика
маrистральных самолетов. Москва...Пекин: ЦArИ, 1995.
12. Бочкарев А Ф. Аэромеханика самолёта. М.: Машиностроение, 1985.
13. Арепьев А.Н Концептуальное проектирование маrистральных пассажирских
самолётов. М.: Изд во МАИ, 1996.
14. Садекова те Расчёт аэродинамических характеристик ЛА. М.: Изд во
МАИ, 1991.
15. Попов Ю.И, Лещин А.В. Проектно конструкторская часть. М.: Изд во МАИ,
1994.
16. rOCT 7.З2 2001. Отчёт о НИР (структура и правила оформления). М.:
Изд во стандартов, 2001.
17. Туськов Ю.П., Захарченко В.Ф., Паленов Ю.А., Расчет основных
характеристик динамики и управления самолетом. М.: Изд во МАИ, 1996.
18. Военная авиация (диск CD..ROM). М.: Media, 2000.
19. Фланкер 2,5 (диск CD ROM). М.: Бука, 2001.
20. 1 ордость России (диск CD-ROM). М.: Medja, 2000.
21. СпlРИ2унов В.М Расчёт самолёта на прочность. М.: Машиностроение, 1984.
22. Трuдчuн В.С., Касарин К.В. Выбор основных проектных параметров
самолетов. Материалы Межотраслевой НТК. Ахтубинск: rлиц, 2001.
23. rридчин В.С., Касарин К.В. Выбор режимов полета при проектировании
самолетов. Материалы Межотраслевой НТК. ... Ахтубинск: rлиц, 2001.
24. Трuдчин В.С. Метод раскрытия информации о назначении самолетов.
Материалы I\tlежотраслевой НТК. .. Ахтубинск: rлиц, 1999.
25. Левин А.Ф, Хайров А.М Методические указания к выполнению KypcoBoro
проекта. М.: ВВИА им проф. Жуковскоrо, 1986.
26. Ремоторизация. Взлет. 2006. 4. .. М.: 000 «Нонпарель»,2006.
62
Сверхзвуковые
N2 Класс Неманевренные Оrраниченно Маневренные Высокома
и пассажирские маневренные невренные
1 Аналоr Ту...160; Ty 144 Cy 24; F 111 Cy 17; F 14A Cy 27; F 15
2 то, т 32 ... 180 <40 < 35 <25
3 L, Tы.кмM 3 ... 11 <3 <3 <2
4 М тах 2 ... 3 1,4 ...2,8 1,5 ...2,8 2 ... 2,5
5 l c==ZclZ 1,8 ...2,4 1,5 ...1,9 1,5 ...1,9 1,42 ... 1,52
G при Х == const: 4,5... 6,5
п = S ,KlJ M
6 при х == var: 7,0 ... 10,0 2,9 ...4, 3
7 Ro ( N э о) 0,4 ... 0,55 0,53...0,63 (ударные) 1,0...1,1
0,71...0,81 (истребители)
8 экипаж,Ч. 1 ... 4 1 ... 2 1 (2) 1 (2)
9 тц.н, т <20 < 10 4 ...8 1,5 ... 4
10 0,2 ,..0,24 0,27...0,29 0,28...0,32 0,28. ..0,30
т кон
11 0,08 ...0,10 0,17...0,19 0,18.. .0,22 0,18...0,22
т С.У
12 т об.упр 0,07 ... 0,09 0,12...0,14 0,12...0,14 0,12.. .0,14
13 т т 0,45 ... 0,52 0,25.. .0,32 0,25...0,30 0,26...0,28
СТАТИСТИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ
а) BoeHHoro
Х2 Пассажирские и транспортные (Т А)
Катеrория Маrистральные Средне маrистральные Реrиональные
1 Аналоr Ил..96 300 DC...l О Ту..204; B 737 Як..40;Rеgiоnаl jet
,
2 то, т > 100 20 ... 100 10 ...20
3 L, тыс.км >4,5 > 2,5 <2,5
4 М тах 0,7 ... 0,88 >07 < 0,7
,
5 lс == ZclZ 0,9 ... 1,3 0,9 ... 1,3 0,55...0,95
6 ро,кН/м 2 4,5 ... 6,5 4,5 ,.. 6,5 3,4 .,. 2,45 ... 2,85
7 Ro ( N") o) 0,23 ... 0,33 0,23. ..0,3 3 0,23 ... 0,33
8 экипаж,Ч. 2 ...3 (8...25) 2 (2 ... 15) 2 (1)
9 0,19 ... 0,26 0,22 ... 0,27
т Ц.Н
10 0,25 ... 0,27 0,28 ... 0,30 0,30 ... 0,32
т кон
11 0,08 ... 0,10 0,10 ... 0,12 0,12 ...0,14
т с.у
12 0,09 ... 0,11 0,10 ...0,12 0,12 ...0,14
т об.упр
13 т т 0.35.. .0,45 0,26.. .0,30 0,18...0,22
б) rpажданской
63
Приложение 1
ПО ТИПАМ САМОЛЁТОВ [1,24]
назначения
Дозвуковые
Неманевренные Оrраниченно Маневренные
Дальние ВТ А Высотные маневренные
Ty 95 Ил... 76Т M 55 Миr 110 Cy 25 ,
B 2 C 5A U 2 Ил... 1 О 1 Миr АТ
100...200 50 200 <25 <15 < 17
> 4,5 2.. 1 О > 4,5 1...2 1. ..2
> 0,7 <07 > 0,7 < 0,7 >0,7 > 0,7 < 0,7 > 0,7 <0,7
,
0,9...1,3 0,5...1 0,9..1,3 0,5..1 0,45. . . 0,7 0,9..1,3 0,5..1 0,9..1,3 0,5...1
3,8...6,5 4...5 3.. .4 1,0 ... 2,0 4,5 ... 6,5 2,5 ... 5,5
0,24...0,5 0,23 ... 0,4 0,42 0,43 ... 0,53 0,53 ... 0,75
5 ... 7 3...5 1 1 (2) 1 (2)
5.. .20 25 ... 100 0,5 ... 1,5 1 ... 1,5 0,5 ... 6
0,18 ... 0,25 0,26 ... 0,28 0,28...0,34 0,3.. .0,34 0,27...0,31
0,06 ... 0,08 0,08 ... 0,12 О, 18. . . 0,2 0,2...0,24 О, 14. .. 0,22
0,06 ... 0,08 0,08 ...0,14 0,06...0,08 0,12...0,15 0,14...0,17
0,55 ... 0,60 0,25 ...0,30 0,25...0,35 0,09..0,2 0,22 ... 0,25
авиации
Специализированные
Административные Акробати.. Мноrоцелевые Мотопланеры,
и бизнес класс ческие (с/х, санитарные) еЛА
ЯК 112, "Старшип" СП 91, Су..29 " Авиатика"
1 ... 10 < 1 <5 0,18...0,45
1,5 ...5 < 0,6 <0,7 0,01...0,5
> 0,7 < 0,7 <0,7 « 0,7 0,07. .. 0,2
0,9...1,3 0,5...1 0,55 ...0,95 0,55...0,95 0,36.. .0,46
2,4.. .2,8 1,3...1,9 0,7 ...1,1 0,4... 1,0 0,18.. .0,36
0,2.. .0,42 0,4 0,1...0,2 0,1.. .0,2
2(0...1) 1 ...2 1 ...2 1 ...2
0,17.. .0,3
0,30...0,32 0,30...0,34 0,24..0,30 0,34. . .0,52
0,14...0,18 0,25...0,30 0,12...0,15 0,08...0,15
0,10...0,12 0,06.. .0,07 0,12... 0,15 0,03. . .0,08
О, 15 . . . 0,24 0,10 ... 0,20 0,08 ... 0,12 0,05...0,08
64
Приложение 2
оrРАНИЧЕНИЯ и ОСОБЫЕ СЛУЧАИ НАrРУЖЕНИЯ [6,7,8]
Класс А. Б. В.
Маневренные Оrpаниченно Неманевренные с то, т:
учебные пилотажные маневренные 8...27,5 60 >60
путах * от 5 от 5до от 3,3 1+250/.[;;" 2,5 2,3
до 8 заданноrо до5
э 2,5...6 1,65
пy min* 2,5.. п у тах 1
М> 1: 0,04...0,07;
т(); 0,02..0,05 ...0,03...0,03 0,02...0,1 М< 1 :0, 12...0,2
... l
V тах шах 1,6 V н м 2 1,25 V max пил ::?V H м+ 5 Окм/ч ::? V H М + 50 км/ч
::? М н м + 0,05 :? Ми м + 0,05
V-7 V ИМ V max пил V H М, МИ м V им, Мим
Особые рассм: L A ; рассм: Рассматриваются: В Н м, СИ м;
случаи нет: LA' [ А ',L D ,; не рассматриваются: LA,LA',L D
В НМ,С нм нет: В Н м, Си м
*Мноrоцелевые: п уtnах > 4,4; п утin ==0,4 п у тах ; акробатические: п утах > 8;
п ymin ==0,6 п у,шах; нормальные: п утах > 2,1 + 1 0890/(т о +4540), см. АП 23.
Для самолёТОБ всех классов V max тах (Qmax тах , М тах тах) максимальная
скорость, превышение которой в эксплуатации не допускается: она
назначается по максимальной эксплуатационной скорости VЭ (V max пил,
V и м) с запасом. V и м это V Э на маршруте; V max пил это v Э , на которой
разрешён пилотаж. Максимальная расчетная переrpузка п: тах ==1,5 п: mах .
Приложение 3
ХАРАКТЕРИСТИКИ АЭРОДИНАМИКИ И ДИНАМИКИ ПОЛЁТА
1. Расчет по типам самолетов и п дв взлетных и посадочных Су (АП 23, ...25):
Су взл==К в * Су взл тах" С у пос ==К п * Су пос тах (табл. п.з .1.)
ТаблицаП.3.1
ЗАПАС ПО с . при взлёте К и при посадке К
'У . в п
Самолеты Военные и маневренные rражданские неманевренные
N дв <4 4 <4 4
КВ 1/1 ,44 1/1,32 1 /1 ,44 1/1,32
К п 1/1,44 1/1 ,44 1/1,69 1/1,69
65
2.Расчет аэродинамических коэффициентов по поляре (число М задано)
Су шах * К тах *== Су К*/ С х к*
С УК *
А *==( С х K* С х т*)/( Су K* Су т*) 2 .
С ут *
С х т* С х к* С х
Для люБО20 числа М:
С х == схт+А*( Cy С ут )2,
С х т == С х т *( 1 +0,167 М)/( 1 +0,167 М*)+ С хв ,
rде С х в== Се См (4 3 См) волновое сопротивление при числе M<J;
Се ==(6,28 А. С 2 · COSX )/(2+ А. С 0,33 . COS 1.67 х);
СМ ==(M MKp)/(A{ MKp); MKp==EXP{ 1.2( C cosx)0.667} критическое М;
М хм ==( 1 +0,8 С 2 / cos 067 Х 0,4 А . С 1 83 )/cos Х чис ло М в точке С х == С х шах;
С хв ==cx(M) O,02 (порис.III 6 [1]); А! == O,2S .J M 2 l для М>1.
З.Расчет характеристик крыла по данным о профиле
а а
3.1. Производная Су == Су п/К кр [2,23],
rде С; n производная dCy/da профиля крыла (из атласа профилей);
Ккр== С; п/(3, 14 А )+ l/cos Х р +2/ { А (1] + 1) /3} коэффициент,
l /cosX /3 =={l+(tgXo 5/ /3) } 0,5; tgXo 5 ==t gX- 17 1 ; [J== .J l М 2 .
, , А 17 + 1
3.2. Максимальный коэффициент c ymax [2.23] в конфиrурациях:
С а а
уп тах О 5 С п С
а) полетная С У == К cos ' % Кф КбaJb rде С п == у у
тах C 314л
п ,
Су п max максимальный коэффициент Су профиля крыла.. «Атлас профилей»;
Кф== 1 0,5 К иr S пар; К иr табл.П3.2; Snap = Sп.ф + Sn,M.r ==0,05... 0,15,
rде К иr степень снижения коэффициента Су фюзеляжем (мера интеrpации);
Sпф,.8 п . м ,r относительные площади крыла ПОД фюзеляжем и
МОТОI ондолами.
66
Таблица П.З.2
КОЭФФИЦИЕНТЫ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ И ИНТЕrРАЦИИ К к
иФ И иr
Схема Киф К иr
r---- обычная схема
интеrральная схема
высокоплан 0,9 0,8 0,6
среднеплан 0,7 0,85 0,6
низкоплан 0,5 0,9 0,7
Кбал=( L r о + 1,5 . т Y )/(L ro + 3. т ) коэффициент балансировки;
б) с выпущенными предкрылками:
с у тах пр == С у тах + С у пр,
zде с у пр== a. с; . [пр . cos 2 Х прuращеlluе С у от предкрылка;
д'а = К . д . Б 0,5 ; К п р коэффициент типа механизации (табл.П.3.3);
пр пр пр
Таблица П.З.3
К п КОЭФФИЦИЕНТ ФОРМЫ (НОСОК, ПРЕДКРЫЛОК)
ТИП Отклоняемый носок, щиток елевой п едк ылок
механизации Закрылок Закрылок Закрылок Закрылок
вы щен б ан вы щен б ан
Кл 0,58 0,67 1,9 2,2
p = [пр /1 == 0.5... 0.8; Ь п р = Ь пр / Ь = 0,10...0,25; д пр == (10.. .25)/57,3, рад
относительные размах, хорда и уrол отклонения предкрылка (носка);
в) с выпущенными закрылками: С у mахз== С у тах+ С уз ,
rде С у з== 8а. с; . К уз . S 03 . COSX приращение С у от закрылка;
д'а = siПд з . ь з ; куз коэффициент типа закрылка (табл. П.3.4)
Таблица П.З.4
К ; К хз КОЭФФИЦИЕНТЫ ВЛИЯНИЯ ТИПА ЗАКРЫЛКА [2,5]
Тип Закрылок, щиток, Двух щелевой закр., Трех щелевой
механизации лапе он щелевой а ле зак ылок
К 0,9 1,7 2
К 0,47 0,34 0,34
д з ==0,5. .. 1 рад уrлы отклонения закрылков на посадке и (0,2...0,5) на
взлёте
= 13 / 1 = 0.3...0.8; Ь з = Ь з / Ь = 0.25...0,40; 80 з == lз; ... относительные:
размахи и хорды закрылков; площади крыла, обслуживаемые закрылками;
r) со всей механизацией: Су тах м == Су тах+ t1 Су тах пр + Су З.
67
3.3. Коэффициент C y...т (при минимальном сопротивлении С Х т).
В полетной конфиrурации Су т р== Су т n (т.е. берут по профилю);
Во взлетно посадочной конфиrурации Су т в == Су т п+(0,5.. .0,9) · Су з
3.4. ициент сопротивления на малых числах М
С х == С хт + С х i+ С х в:
а) коэффициент С х т в полетной конфиrурации от крыла, оперения
С хmр ==(1+0,167 м) (с х к+ С Х ОП+ С х ф+ С х Mr+ С х r),
258
rде С х к== С х тп S ОМ cosx (lgReп/lgRe)' (индекс «П» профиль, «К»
крыло);
SOM = 1 К иФ . S пар, rде К и ф==О,5...0,9 (Табл. 3.1), S пар (п.2.а.);
Re== . (f Рейнольдс крыла на скорости V при вязкости V, которая
v
определяется по высоте полета с помощью таблиц стандартной атмосферы;
С х оп==0,009 S оп оперения; С х ф==(О,ОО8;t ф 0,5 / ;t ) . s М.Ф фюзеляжа;
С ХМ х==С хм . п ' I.f)M _r · пM,r мотоrондол; Cxr==C xrI · Sr · п r внешних rрузов,
rде С ХМ rt = С хп """ 0,02...0.04 коэффициенты С х одной rондолы (rруза);
или коэффициент С х т рассчитывают по коэффициенту приведенноrо
лобовоrо сопротивления С fe (табл. П.3.5.) и SOM самолета
С х т == С = С ОМ - [9]
хО fe S '
б) коэффициент С х т во взлетно посадочной конфиrурации (на отрыве)
С х т отр== С х тр+ Д С х з+ Д С х пр+ Д С Х iп+ Д С Х Т.Щ'
rде Д С х з== 1\ а . с; . К хз . · д з .. от закрылка (пп. 3.2.); Д С х пр ::: о;
С х ш==О,008..0,О2 от шасси; Д c x т. щ==О..О,ОО5 от воздушных тормозов;
в) коэффициент индуктивНО20 сопротивления
2
С х / А (С у Су тJ ,
1
А==
Jr.A
эф для числа М<l;
А эф = е . А (либо П. 111 [1]), е коэффициент Освальда (табл.П.З.6);
r) коэффициент волнов020 сопротивления С ХВ определяют соrласно п. 2.
68
Таблица П.3.5
С е ПРИВЕДЕННОЕ ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ САМОЛЕТОВ (М < 0,7)[9]
Тип самолёта С е
0,0030
О 0035
0,0040
0,0045
0,0055
Таблица П.З.6
С хо и е САМОЛЁТОВ РАзличноrо ТИПА (М<О.7) [2]
Тип самолёта СхО е
Реактивные ско остные 0,014 0,02 0,75...0,85
Большие бовинтовые О О 18 О 024 О 80. ..0,85
х двиrательные по шневые 0,022 0,028 0,75. ..0,80
Небольшие однодвиrательные: 0,02 0,03 0,75.. .0,80
шасси не би ающееся 0,025 0,040 0,65.. .0,75
Сельскохозяйственные: 0,06 0,65.. .0,75
с системой аспыления 007...008 0,65...0,75
Приближенно: l/e 1 +0,02 (3,1...14/1] +20/ 1]2 8/ 1]3 )(l Киr. Sпар) А /cos Х ;
s ОМ == S ОМ ил n + S ом объем и ;
s = (1,977 + 0,52 c)S ; с относительная толщина профиля;
ом.ПЛ,Л nлан.nЛ п
Sплан.пл.п = 8(1 + Sro + 880) сумма площадей: крыла, ro и ВО (в плане);
S б = 1 , 7 ( 8 + S б ), r де S , S б площади плановой и боковой
оы,о ъем п пл ОК _ пл ОК
проекций объёмных частей саМQлёта (фюзеляжа, мотоrондол);
Sn.n = (0,7 ..0,85)lфвф; Sбок "" (0,7..0,85)1 ф .h ф 1 rде
ВФ и h ф ширина и высота объемных частей самолета;
ZФ d ф · А ф или lф = Те .[ , длина фюзеляжа, м, rде : CM. П.!.
В П.8. представлены коэффициенты С х т И Су некоторых самолетов.
З.5.Коэффициент продольноrо момента без ro
тZбезrо ==тZОбезrо +( Х т Х Fбезrо)Су +(с х aCY)YT [12],
rде т = С = О при симметричном профиле (крыла малой крутки);
.. "'LОбез ro тО
т zo < О для профилей положительной кривизны «(Ап1лас профuлей)));
без [О '
69
Х Fбез [о = Х РКР + Х FФ
(см. раздел 3.2.);
Х Т ср ==0,5( Х Т п . п + Х Т п . з ) средняя цeHTpOBKa
Су == С утах для случая наrpужения крыла А' (табл.21);
а == f(cy) уrол атаки, в радианах;
УТ = У Т Ь а ордината центра масс саМQлёта относительно САХ.
3.6. Производная коэффициента продОЛЬНО20 момента без ТО по
безразмеРНОЙУ2Ловойскоростu
UJz UJz UJz t:i1z mz КZ . UJl == ... 1 5 lO [12]
m z 6 [О m z m z m z + т zф m z . .. . ,
ro ro
rде Kz == 0,15...0,25 для прямых и 0,4...0,6 для стреловидных и
треуrольных крыльев;
tiТz
m z безrо
т Z ro == c Yro К [о Aro Lro, или
= 0,125. с; · (1,5 Ху + 0,125. А3- · sin 2 %0,5 + 0,5 · SМФ .l;,} 2де lф = lф / Ь а
2 f3 f3
С У КВО Ава 0,06 С У tgX a т У + т У ,
ВО кр r д
К Р = 0,1 + }; ;
.4'
ф
h ф , ZФ BЫCOTa фюзеляжа в сечении по ero центру масс и ero длина; первые
два слаrаемые основные, а остальными можно пренебречъ [12]
4.ВертикШlЬНУЮ скорость задают, учитывая что Vyl V==Ro/ k трд llКкрейс
5. Класс аэродрома ДЛЯ военных самолетов определяется длиной ВПП:
1 класс L впп == 2500м; 2 класс 1800; 3 класс 1200. Длина ВПП
определяется при нормативных атмосферных условиях для аэродромов:
ро==746 мм; T 3000K; Р ==1,154 Kr/M 3 '
Приложение 4
ПАРАМЕТРЫ КРЫЛА (рекомендуемые) [1,2]
Таблица П.4.1.
ПАР АМЕТРЫ КРЫЛА ДЛЯ РАЗЛИЧНЫХ ЧИСЕЛ М
З.7. Коэффициент с: во
3.8. Коэффициент
т f3 = К h ф ' Z
у р s.z
определяется аналоrично с; крыла (П.З.3).
rде
Параметр М<0,7 0,7<М<0,95 М>О,9
1] 1.. .4 2...4 2.. .4,5
А 5,0...12 5,3...9 1,7...3,5
с 0,12...0,18 0,07...0,15 0,025...0,050
0...120 о 4 о 350...750
Х 5 ... 5
70
Приложение 5
ПАРАМЕТРЫ ОПЕРЕНИЯ, ФЮЗЕЛЯЖА И ШАССИ [1,2]
Таблица [1.5.1
)
а оперение
Параметры ' М<0,7 М>07
,
ro во ro во
S(ro,BO) 0,15...0,23 0,08...0,15 0,18...0,30 0,12...0,3
А 3,5...4,5 0,8...1,2 2,0...3,0 0,8...1,2
'7 2,0...4 * -t
0,10.. .0,12
с c r o с в а ::: (0,9...1,0) с
х О.. . 150 О.. .250 Хоп = Х или Хоп = х+ 50
А 0,4... 0,8** 0,02...0,09 **
0,2 ... 1, 1 0,025...0,12
* дЛЯ "T" образноrо оперения 7JBO == 1,0...1,5;
** более подробно в табл. 8.1 стр.189 [1].
Таблица П.5.2
б)
(
)
рули высоты, направления и элероны
Параметры М 0,7 М>О7
,
S р , = s р, / S;
SpB SPH ...') эл SPB == SpH
0,3 ... 0,4 0,35...0,45 0,2. ..0,3
0 05.. .0,07
1 эл == 0,3. .. 0,4; Ь эл == 0,20...0,25.
Таблица П.5.3
в) фюзеляж [1]
Удлинение М < 0,7 0,8 < М< 0..9 М> 1
.4ф 6...9 5,5...13 10...20 *
Ан.ф 1 ,2. . .2 1,7...2,5 2,0...2,5**; 3...4
Il х .ф 2...3 3...4 1,5...2 **; 5...7
* только для самолётов с треуrольными и оживальными крыльями; со
стреловидными крыльями АФ < 13,5°;
* * для самолетов с двиrателями в хвостовой части.
r) шасси [1]: Ь == (0,3...0,4) lф; е == (0,06...0,12)*Ь; а == (О,94...0,88)а + е == Ь;
д) фонарь: А фи == Zфн/Н фн ==5.. .6; fЗ стекла==50.. .55 о М<0,9 или 0,60.. .0,65
М>l.
71
Приложение 6
ЧЕРТЕЖ ОБЩЕrо ВИДА
(центровочная схема), вариант выполнения
Чертеж выполняют по данным таблицы 19 после расчетов по П.П.3.2.1. и
3.2.2. в следующем рекомендуемом порядке:
1. Вычерчивают крыло без наплывов:
на ось симметрии (ось ОХ в связанной системе координат ХО2) наносят
расчетную корневую хорду Ь ор (рис.П.6.1);
проводят линию концевой хорды Ь К , параллельную оси симметрии;
проводят передlПOЮ и задlOOЮ кромки крыла (с начала хорды Ь ор под
уrлом Х П..К И С окончания этой хорды под уrлом Х з к К оси 02);
на линии концевой хорды Ь к , между передней и задней кромками,
проводят концевую хорду Ь К И уточняют ее размеры по данным таблицы 19;
в соответствии с общей схемой дополняют крыло наплывом (наплывами),
уточняют размер корневой хорды Ь О с наплывом и форму кромок крыла;
rрафически находят САХ с учетом наплывов (см. далее п.?);
определяют на хорде Х F и расчетное (среднее) значение Х Т (п.3.2.1.).
2. Вычерчивают оперение (аналоrично крылу, но отдельно, без связи с
ним), наносят на оперение (rO и ВО) их САХ и координаты фокусов.
3. Наносят контуры фюзеляжа (по длине, диаметру и общей схеме).
4. Находят величину X (п.3.2.2. и рис.2).
5. Компонуют схему: крыло, оперение, фюзеляж, шасси, двиrатели:
. на оси симметрии крыла, на виде в плане, откладывают начало
(нос) фюзеляжа (X вперед по полету от начала САХ), наносят ero
контуры;
. на этой же оси откладывают точки расположения фокусов
оперения (плечи Lro, L 80 ) и вычерчивают проекции оперения (rO и ВО) так,
чтобы их фокусы совпадали с проекциями указанных точек на ось ОХ;
. совмещают фюзеляж с оперением (уточняют А ф, L ro, L ВО);
. по выносам опор относительно центра масс е и а определяют
места установки колес (тележек) и вычерчивают их с учетом мест крепления
и высоты стоек (профильная проекция);
уточняют места rондол двиrателей, входных и выхлопных устройств.
6. В соответствии с общей схемой самолета и принятыми в табл. 19
данными вычерчивают контуры рулевых поверхностей, фонаря кабины,
дверей, люков, окон и друrих частей самолета.
72
7. Оценивают соответствие чертежа общеrо вида самолета описанию ero
общей схемы и при необходимости уточняют детали.
Приложение 7
ВАРИАНТ ОПРЕДЕЛЕНИЯ САХ
Крыло переменной стреловидности, rрафический метод (рис. П.7.1):
· половину крыла делят на две трапеции хордой Ь н по месту излома;
· для трапеций находят их САХ Ь а1 и Ь а2 (штриховые линии): САХ
оrраничена сторонами трапеции и проходит через точку пересечения
средней линии и диаrонали (рис. п. 7 .1.);
· используя САХ Ь а1 и Ь а2 как крайние хорды, строят некую новую
трапецmo (пунктир), у которой
Ь о == b al ; Ь К =Ь а2 ;
· для этой трапеции находят Ьа, которая и является САХ Bcero
крыла (эта хорда выходит за пределы очертаний крыла).
Ь О
ЬОР
Ь Н
.,... . .....
/
Ь ' /
а2 I /
I /
+/' .
Ь К
Рис. П.7 .1. Определение САХ
73
Приложение 8
КОЭФФИЦИЕНТЫ СОПРОТИВЛЕНИЯ И ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ
Данные представлены в различных конфиrурациях для чисел М менее 0,4.
СВЕРХЗВУКОВЫЕ САМОЛЕТЫ
тип полетная взлетная посадочная
самолета С хт С ут С у тах С хт С ут C v тах С хт yт С у тах
Миr 31 0,035 1,1 1,44 1,44
Cy 27 0.024 0.08 1.4 0.05 1.5 0.072 0,3 1.9
Миr ..29 0.025 1.5 0.094 0.25 1.8 0.094 0.25 1.8
F 15 0,022 1,17 1,57 1,75
F 16 0,024 1,4 1,58 1,58
тип полетная взлетная посадочная
самолета С хт С ут C vmax С хт с ут С у max С хт Су т Су тах
АН... 1 24 0,016 0,12 1,2 0,07 0,75 2,19 0,104 0,9 2,21
Ил.. 76 0,016 0,1 1,45 0,084 0,5 2,55 0,15 0,7 3,1
Aн 70 0,02 4,6 5,4
Ty 154 0,02 0,05 1,3 0,115 0,4 1,92 0,20 0,65 2,15
B 2 1,2 1,2 1,2
А...40 0,018 0,08 1,5 0,11 0,6 2,58 0,17 1,7 2,86
Ан.. 74 1,37 2,29 2,97
Ил 114 0 02 0,15 1,5 0,1 0,55 2,2 0,17 0,7 3
M 55 0,015 0,2 1,2 0,015 0,2 1,2 0,044 О 1,1
Cy 25 0,03 0,15 1,41 0,14 0,4 1,95 0,14 0,4 ],95
A 10 0,026 1,34 2 2,7
Миr АТ 0,031 0,24 1,14 0,07 0,5 1,72 0,17 0,7 1,95
Як... 1 30 1,5 1,77 1,9
Cy 29 0,048 О 1,4 0,065 0,1 1,51 0,022 0,1 1,18
Шмель 0,038 1,85 2,0
ДОЗВУКОВЫЕ САМОЛЕТЫ
. Индекс «т» означает при минимальном сопротивлении (на поляре).
Аэродинамическое качество может быть вычислено по данным настоящей
таблицы:
максимальное
на друrих режимах
к тах ==С у к/С х к,
К==С у / С х ,
74
rде Су И Су к рассчитывается в соответствии с рекомендациями табл. 5 и 3, а
С х по найденным значениям Су
С х == с х т+А(с у Су пJ 2 ,
коэффициент отвала поляры А находится по рекомендациям П.З.
Приложение 9
САМОЛЕТЫ С ПЕРЕДНИМ rоРизонт АЛЬНЫМ ОПЕРЕНИЕМ
При наличии переднеrо и заднеrо rоризонтальноrо оперения (пrо и
зrо) переднее ro работает по определенному закону, а заднее [О
уравновешивает моменты (управляет). И тоrда:
1. Эксплуатационная наrpузка для заднеrо [О
рЭ ==( q.s.ba.т z р g.p.s.b a 2 .0,s. (пy l) . т Zp)/ L зrо ,
rде коэффициент момента
т zp == m z безrо +С у пrо * А пrо ;
производная коэффициента момента
m CiJz = с . А .L + тт7.
z р у ша ШО ша Z без I O
2. Относительная масса переднеrо ro
/
т пrо т ro Sшо Sзrо'
(
Приложение 1 О
ДАННЫЕ двиrАТЕЛЕЙ СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ*
(сила тяrи (мощность) на форсаже R ф и на максимале Rmax, удельный расход топлива на старте
С)до. «ф» на форсаже, и в крейсерском полете Суд кр, степень ДВУХКОН1Урности т., степень
повышения давления 7(*k, удельная масса дви['ателя у, масса заправленноrо двиrателя и сухая)
.........
..Q t:: " ..........
"'? e-=:r t.... ?---......... :а tJ::
:s: ........... ... ... о.. ro
(1) Е--с Е CJ cd' t:I::: ...... ro f--I :Е (1)
g ... * ro ::r.:: (1) r::: о..
Е * U ::I: ::r.:: х 0..::s;::E
t... ro ......... r::( о :s: t...
:s: "'"'......... u ..Q (1) ro
-е- ........, ro r::; о u t::{ ::Е ::S:
g. U t: t::{ ro ее
t::t:E U t:::{
........,
1 2 3 4 5 6 8 7
АО СНТК Кузнецова
НК...93 180 / 0,49 ] 6,6 37 /365 О 5,97 / Ty 214
ТРДД 2,90 Ил 96
HK 32 250/ 2, 1 ф 1,36 28,2 О, 146/ 7,45/ Ty 160
ТРДДФ 140 3650 1,46
HK 25 250/ 2, 1 ф 1..45 25,9 О, 144/ 7,45/ Ty 22M3...
ТРДДФ 145 3600 1,46
75
1 2 3 4 5 6 7 8
«Авиадвиrатель» ПМЗ + «<Мотор-Сич» и «Сатурн» по двиrателям Д 30)
ПС 90А 160 0,378/ 0,184/ 4.96/ Ty 204,
ТРДД 0,546 4,8 35,5 2950 1,90 214
Ил 96 76
Д 30Ф 6 155/ 1,9-ф 0,52 22 0,156/ 8,00/ Миr 31
ТРДДФ 95 О, 72 м 2416 1,03
Д 30КП 3 О, 198/ 5,57/ Ил 7 6 78
,
ТРДД 140 /0,643 3,65 17,7 3460 1,66 Ty 154
А-50 40
,
Д 30KY 110 0,498 2,45 17,4 /2953 5,98/. Ил 62М
Д 30КП 120 0,49 2,2 19,5 /2985 и Ил 76
ТРДД 5,45/. 1971
«Проrpесс» Ивченко и «Мотор-Сич» +(ВМЗ М 14П и «Климов» - ТВ3-117)
д 18Т 234 0,345/ 5,6 23 0,175/ 5,40/ AH 124
ТРДД 0,546 4100 2,30 AH 225
Д...27 103 0,230/ винт 22,9 0,118 4,20/ AH 70
ТВД** 0,177 /1650 1,26
Д...436ТП 0,37/ 0,193/ 3,83/ Бе 200
75 4,91 22,5 Ту-334
ТРДД 0,617 1450 1,38
Aн 148
Д 36 65 0,358/ 5,6 20,2 0,173/ 3,74/ Як 42
ТРДД 0,65 1124 1,37 AH 72, 74
АИ 22 37,6 /0,63 4,77 19,2 0,182/ 3,06/ Ty 324,
ТРДД ( 42,0) 765 1,02 Як 48
АИ 222 25 25,0 0,64/
0,84 1,19 15,9 /440 1,96/ ЯК 130
АИ..222 28
ТРДД 28,0 0,67/ 1,13 16,9 /520 0,624 L..159
0,81
АИ 450ТП 0,340/ 0,224 1,04/ Бе -103,
ТВД 4,00 0,390 /123 0,648 ЯК 152,
Як..58
М 14П 0,235 0,340/ 0,594/ 924/ Як 54,-55,
ПД 0,292 214 985 Cy-26, 29,
твз- 1,84 0,280/ 0,228 2,95/
117ВМ 10 Аи-140
ТВД (2,05) 0,256 /570 0,880
Казанский МПО
АЛ-37ФУ 4,99/ Cy 30M
ТРДДФУ 14,5/ 0,677 1660 0,932 Су..27,
1999
1 I 2 3 4 5 1 6 7 8
НПО «Сатурн» + (<<Салют» с двиrателем АЛ 31 ФУ)
АЛ 31 Ф 125/ 1 , 96 ф 0,122/ 4,99/ Cy 30,
ТРДДФ(У) 0,56 23
76,7 0,78/ 1547 0,905 33 34
,
АЛ 21Ф ( 112)/ (1,86-ф) О 14,5 /1700 5,34/ Cy 24
ТРДФ 78 0,86/0,76 1,03 1967
АЛ 55 18,3 0,71 0,175/ 1,21/ ЯК 130
тр ДД(У) 19,4
ТРДДФ(У) 30,0 1,65 355 0,590 Миr АТ
TBД 950 0,280/ 0,185 2,64/ Су 80,
1500Б 12,7 Aн 38
( 1140) 0,276 /240 0,736 ,
ТВД AH 3
ММПО им. Чернышева + Климов ММП+ Поважске Строярне -+ Мотор + Союз+
PД 33 78,Oi. (1,86 ф ) О 4 20 /1055 4,23/ Миr 29 и
,
ТРДД (97,0)/. 0,88/0,76 0,46 21 0,750 мдф.
РД...33МК 90,0/ (2,05...ф) 0,46 21 0,117/ 4,23/ Миr 29,
тр ДДФ 54,0 0,77/ 1055 0,750 Климов
PД 35 22,0 0,61 1,41 14,7 /425 1 ,72/ ЯК 130,
ТРДД 0,994 Строярне
P 195 45,0 0,89/ О 9,35 0,191/ 2,88/ Cy 25, 28
ТРД 1,3 860 0,678 Мотор
PД 1700 1700 0,7 0,78 14,3 0,175/ 1 ,98/ Миr АТ,
ТРДД 298 0,520 Союз
Р Д 60K 25,5 /279 1,70/ A 40
,
ТРДД 0,630 РКБМ
«Larzac» 14,0 0,76 1,04 11,1 /295,5 1,19/ Миr АТ
ТРДД 0,451 SNEKMA
ТВД...20 . 105 0,306 7,4 0,199/ 1,77/ Ан...3,...38
ТВД , 285 0,845 Баранов
MД 120 1,20 1,04 7 0,292 1,29/ БПЛА
ТРД /35 0,265 Салют
* ОСНОВНОЙ ИСТОЧНИК информации... [26].
**. для тв Д МОЩНОСТЬ двиrателя в кВт, расход топлива в кr/(кВт.ч).