/
Теги: естественные науки
ISBN: 5-7035-1720-6
Похожие
Текст
ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ
МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ
(государственный технический университет)
А.Н. АРЕПЬЕВ
ПРОЕКТИРОВАНИЕ
ЛЕГКИХ
ПАССАЖИРСКИХ
САМОЛЕТОВ
Допущено Учебно-методическим объединением
высших учебных заведений Российской Федерации
по образованию в области авиации,
ракетостроения и космоса в качестве учебного
пособия для студентов высших учебных заведений,
обучающихся по специальности 160201 «Самолета- и
верпюлетостроение»
Москва
Издательство МАИ
2006
ББК 27.5.14.4
А 80
А 80 Арепьев А.Н. Проектирование легких пассажирских
самолетов. - М.: Изд-во МАИ, 2006. - 640 с.: ил.
ISBN 5-7035-1720-6
Изложены методики, рекомендации и справочный материал, не-
обходимые для выбора схемы и формирования облика легкого пас-
сажирского самолета с поршневыми или турбовинтовыми двигате-
лями. Приведены методики оценки весовых, аэродинамических, лет-
ных и взлетно-посадочных характеристик легких самолетов.
Рассматриваются теоретические основы предлагаемых методик
и рекомендаций.
Большое внимание уделено учету требований норм летной год-
ности АП 23 при проектировании легких самолетов.
Издание предназначено для студентов авиационных универси-
тетов и может быть полезно аспирантам и преподавателям.
Рецензенты: кафедра «Аэродинамика, конструкция и прочность
летательных аппаратов» Московского государственного техническо-
го университета гражданской авиации (зав. кафедрой д-р техн, наук
проф. В.Г. Ципенко);
А.И. Матвеев главный конструктор ОАО «ОКБ им. А.С. Яковлева»
д-р техн, наук, профессор.
ISBN 5-7035-1720-6 © Арепьев А.Н., 2006
© Московский авиационный институт
(государственный технический университет), 2006
Посвящается
Московскому
Авиационному
Институту
ПРЕДИСЛОВИЕ
В настоящее время актуальным является разработка новых и
совершенствование существующих методов проектирования лег-
ких пассажирских самолетов нормальной и переходной категорий,
которые составляют основу авиации общего назначения и парка
легких самолетов местных авиалиний. Взлетный вес этих самоле-
тов от 750 до 8600 даН и в качестве силовой установки - один или
два поршневых или турбовинтовых двигателя. Мощность одного
двигателя не менее 100 л.с.
Некоторые из приведенных в данной работе методов и фор-
мул уже освещались в научной и учебной литературе, однако мно-
гие из них разработаны автором впервые.
Автор книги очень признателен всем авторам литературных
источников, список которых размещен в конце работы.
Особая признательность сотрудникам конструкторского бюро
АО «ИНТЕРАВИА», совместная работа с которыми в свое время
оказала существенное влияние на взгляды автора на теорию и
практику проектирования гражданских легких самолетов с порш-
невыми двигателями.
Автор глубоко благодарен А.Ф. Колганову за помощь инфор-
мацией и советы.
Автор с благодарностью принял конструктивные замечания и
методические советы В.В. Ефимова, Н.К. Лисейцева, В.В. Маль-
чевского и В.Г. Ципенко, принявших участие в обсуждении руко-
писи и отдельных ее глав.
Автор выражает глубокую признательность рецензентам ру-
кописи: коллективу кафедры «Аэродинамика, конструкция и проч-
ность летательных аппаратов» Московского государственного тех-
нического университета гражданской авиации и д-ру техн, наук,
профессору А.И. Матвееву.
ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ, СОКРАЩЕНИЯ,
ИНДЕКСЫ
Сокращения
АОН - авиация общего назначения
АП 21 - авиационные правила, часть 21
АП 23 - авиационные правила, часть 23
ВИШ - винт изменяемого в полете шага
ВО - вертикальное оперение
ВПП - взлетно-посадочная полоса
ВПХ - взлетно-посадочные характеристики
ВФШ - винт фиксированного шага
ГО - горизонтальное оперение
ИПМ - идеальная потребительская модель
КПД - коэффициент полезного действия
ЛТХ - летно-технические характеристики
MCA - международная стандартная атмосфера
МВЛ - местные воздушные линии
НЛГС - нормы летной годности самолетов
НП - направление полета
НУ - направление уборки (шасси)
НТП - научно-технический прогресс
ОЛС - очень легкий самолет
ПГО - переднее горизонтальное оперение, т.е. горизонтальное
оперение, расположенное впереди крыла
ПД - поршневой двигатель
ПР - проектное решение
РУД - рычаг управления двигателем
РУС - ручка управления самолетом
САХ -средняя аэродинамическая хорда
ТЗ - техническое задание
ТВД -турбовинтовой двигатель
У КС - уровень качества самолета
ЦПГО - цельно поворотное горизонтальное оперение
ЦТ - центр тяжести
LL1K - штурвальная колонка
ЭТТ - эксплуатационно-технические требования
FAR 23 - американские авиационные правила, часть 23.
Условные обозначения
Ан - коэффициент падения мощности ПД на высоте Н
К - аэродинамическое качество
М - число Маха
b - ширина, хорда, м
С с ~ удельный часовой расход топлива, даН/(л.с. ч)
- относительный удельный часовой расход топлива
Сд - коэффициент аэродинамического сопротивления*
У - коэффициент аэродинамической подъемной силы
СО - относительная толщина профиля в корне крыла
с - среднее значение относительной толщины крыла,
относительная толщина профиля
- производная от Су по углу атаки, 1/радиан
Dn -диаметр воздушного винта, м
в - коэффициент Освальда
f - функция, коэффициент трения колес
У - относительная вогнутость (кривизна) профиля
G - вес, даН
GriH “ вес полезной нагрузки, даН
Go _ взлетный вес самолета, даН
G - относительный вес (по отношению к взлетному весу)
Н - высота полета, м
// - высота (геометрический размер), м
L - длина, плечо оперения, м
Ар - практическая дальность полета с максимальной
полезной нагрузкой (расчетная дальность), км
Атех ~ техническая дальность полета, км
/ - размах; без индекса - размах крыла, м
/Vo ~ суммарная мощность всех двигателей на максимальном
(взлетном, если он имеется) режиме в условиях MCA при
// = 0, У=0, л.с.**
Nе - эффективная мощность двигателя, л.с.
/V - степень дросселирования двигателя
Nnac ~ максимальное количество пассажирских кресел
N1K - число членов экипажа, включая бортпроводников
No - взлетная энерговооруженность, л.с./даН
п - частота вращения винта, вала двигателя, об/мин
* Для упрощения написания индексы «я» в обозначениях коэффициен-
тов аэродинамических сил в скоростной системе координат опущены.
' Переводные коэффициенты для мощности: 1л.с. = 0,735 кВт,
I кВт = 1,36 л.с.
Пв
X
р
о
ф
Фуст
^взл
пс - частота вращения винта, вала двигателя, об/с
Ро - взлетная удельная нагрузка на крыло, даН/м2
S - площадь; без индекса - площадь крыла, м2
5 - относительная площадь
Т - ресурс, л.ч.; срок службы, годы; температура
атмосферного воздуха, К
V - скорость
Vу - вертикальная скорость, м/с
а - угол атаки, градус; коэффициент тяги винта
[J - коэффициент мощности винта
А - изменение, приращение величины какого-либо параметра,
величина погрешности
А,/ - относительная плотность воздуха на высоте Н
- КПД изолированного винта, сужение, без индекса - сужение
крыла
- КПД воздушного винта с учетом влияния самолета
- поступь винта, удлинение; без индекса - удлинение крыла
и 2, 4
- плотность воздуха, даН-c /м
- угол наклона траектории полета, радиан
- стояночный угол, угол опрокидывания, градус
- угол установки крыла, градус
- коэффициент, учитывающий изменение мощности
двигателя в случае наличия взлетного режима
- стреловидность какой-либо аэродинамической поверхности
(ГО, ВО, крыло, ПГО и др.) по линии 0,25 хорд, градус.
П
X
Индексы
0 - значение какого-либо параметра в условиях старта,
начальное значение параметра
в - воздушный винт
взл - взлетный (режим, условия, конфигурация)
вн - внешняя характеристика
дв - двигатель
др - дроссельная характеристика
з -закрылок
зп - заход на посадку (режим, условия, конфигурация)
исх - исходное значение
к - конструкция самолета
каб - кабина (пассажирская)
кр - критический, крыло
крейс - значение какого-либо параметра на крейсерском режиме
мг - мотогондола
м.г - значение параметра на режиме двигателя «малый газ»
мех - механизация крыла
нв - наивыгоднейшее значение какого-либо параметра
об - оборудование и управление
ок -осевая компенсация рулевых поверхностей или элеронов
о.с - основная стойка шасси
пос - посадочный (режим, условия, конфигурация)
проб - пробег
п.с - передняя стойка шасси
пуст - пустой
р - расчетное значение какого-либо параметра
разб - разбег
р.в - руль высоты
р.н - руль направления
с -сваливание
сн -снаряжение
су - силовая установка самолета
статист - статистическое значение какого-либо параметра
т -топливо
ф -фюзеляж
пн - полезная нагрузка
ш -шасси
э -элерон
эк -экономичный
экв - эквивалентное значение параметра
max - максимальное значение какого-либо параметра
min - минимальное значение какого-либо параметра.
Примечания: 1. Далее, если это специально не оговорено, размерность
величин совпадает с их размерностью в данном разделе.
2. При заимствовании формул из литературных источников принималось,
что силе в 1 кг приближенно соответствует ЮН или 1 даН.
Часть 1
ОБЩИЕ ВОПРОСЫ
ПРОЕКТИРОВАНИЯ
В гл. 1 в общих чертах освещаются: категории легких граж-
данских самолетов; содержание предварительного ТЗ; общая харак-
теристика этапов проектирования и особенности разработки техни-
ческого предложения (предварительного проекта).
Одной из основных целей предварительного проектирования
является доказательство возможности создания самолета с требуе-
мыми в ТЗ свойствами при заданном (современном или прогнози-
руемом) уровне развития науки и техники либо доказательство не-
обходимости корректировки ТЗ. Методология определения вариан-
та предварительного проекта самолета, удовлетворяющего ТЗ, ос-
нована на уравнении существования самолета (гл. 2).
Вопросы сравнения различных вариантов проекта самолета
освещены в гл. 3. Само принятие окончательного решения о наи-
лучшем варианте выходит за рамки данной работы и относится к
компетенции ответственного лица (например, Главного конструк-
тора самолета).
Глава 1
ВВЕДЕНИЕ В ПРОЕКТИРОВАНИЕ
ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
1.1. О КАТЕГОРИЯХ ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
Н ормы летной годности гражданских легких самолетов АП 23
[3] определяют следующие категории этих самолетов.
Нормальная категория - самолеты с количеством посадочных
мест, исключая места пилотов, не более девяти, с максимальным
взлетным весом не более 5700 даН и предназначенные для неакро-
батического применения. Неакробатическое применение включает:
• все маневры, присущие нормальному полету;
• режимы сваливания (кроме «колокола»);
• плоские «восьмерки», «боевые развороты» и крутые разворо-
ты с углом крена не более 60°.
Многоцелевая категория - самолеты с количеством посадоч-
ных мест, исключая места пилотов, не более девяти, с максималь-
ным взлетным весом не более 5700 даН и предназначенные для ог-
раниченного акробатического применения. Самолеты многоцелевой
категории могут использоваться для всех видов применения само-
летов нормальной категории и для ограниченного акробатического
применения, которое включает в себя:
• штопор (если он необходим для данного типа самолета);
• плоские «восьмерки», «боевые развороты» и крутые разворо-
ты с углом крена более 60°.
Акробатическая категория - самолеты с количеством поса-
дочных мест, исключая места пилотов, не более девяти, с макси-
мальным взлетным весом не более 5700 даН и предназначенные для
использования без ограничений, кроме тех, которые окажутся необ-
ходимыми по результатам летных испытаний.
Переходная (коммъютерная) категория - винтовые многодви-
гательные самолеты с количеством посадочных мест, исключая
места пилотов, не более 19, с максимальным взлетным весом не бо-
лее 8600 даН и предназначенные для неакробатического примене-
ния (по аналогии с нормальной категорией).
В 1981 г. Международная авиационная федерация (ФАИ) оп-
ределила категорию сверхлегких самолетов (СЛС) как одно- и
двухместные самолеты с весом пустого самолета не более 150 даН.
Были определены и другие ограничения [31]. В правилах сертифи-
кации АП 21 [2] приводится категория очень легких самолетов
(ОЛС) - самолеты с одним поршневым двигателем, с количеством
людей на борту не более двух, взлетным весом не более 750 даН и
скоростью сваливания не более 85 км/ч.
Кроме того, правила сертификации АП 21 определяют ограни-
ченную категорию воздушных судов, предназначенных для следую-
щих специальных целей:
• сельское хозяйство (опрыскивание, опыление, засев, контроль
за домашними животными);
• охрана лесов и диких животных;
• наблюдение с воздуха (аэрофотосъемка местности, геологи-
ческая разведка, ледовая и рыбная разведка);
• патрулирование (трубопроводы, линии электропередачи, ка-
налы);
• борьба с пожарами (сбрасывание огнегасящих составов, де-
сантов);
• управление погодой (рассеивание облаков);
• воздушная реклама (дымовые надписи, буксировка знамен,
сброс листовок).
В США, например, существует следующая классификация са-
молетов АОН:
• корпоративные самолеты (corporate) - самолеты, которые ис-
пользуются фирмами или другими организациями для бесплатной
перевозки сотрудников или принадлежащего этим организациям
имущества. Дия эксплуатации этих самолетов фирмы имеют в сво-
ем штате пилотов;
• административные самолеты (business) - самолеты, которые
используются бесплатно работниками фирм или других организа-
ций для перелетов со служебными целями;
• частные самолеты (personal) - самолеты, используемые в ча-
стных целях, не связанных с профессией пользователя;
• самолеты, используемые для сброса в полете каких-либо гру-
зов или веществ (aerial application);
• учебные самолеты (instructional) - самолеты, используемые
для летных тренировок с участием инструктора на борту;
• самолеты для местных авиалиний (commuter carrier) - само-
леты, которые в соответствии с правилами FAR 135 совершают в
неделю не менее пяти рейсов в обоих направлениях между двумя и
более пунктами или перевозят почту;
• самолеты, применяемые для контроля состояния магистраль-
ных трубопроводов, аэрофотосъемок и т.д. (industrial aircraft);
• самолеты-воздушные такси (air taxi) - самолеты, используе-
мые организацией, имеющей сертификат на право применения са-
молетов в качестве воздушных такси;
• самолеты, сдаваемые в аренду вместе с летчиком (rental aircraft);
•самолеты для научно-исследовательских целей, демонстра-
ционных полетов, парашютного спорта и т.д.
Отличительной чертой АОН является эксплуатация как само-
летов, имеющих сертификат соответствия типовой конструкции
требованиям соответствующих норм летной годности (например,
АП 23), так и самолетов, не имеющих такого сертификата - это са-
молеты единичного изготовления и самолеты самодеятельной по-
стройки. Тем не менее, каждый экземпляр самолета единичного из-
готовления или самодеятельной постройки проходит летно-
техническую экспертизу на соответствие общим техническим тре-
бованиям летной годности, выполнение которых обеспечивает
удовлетворительный уровень безопасности полетов этих самолетов.
1.2. ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЕ ТЕХНИЧЕСКОЕ
ЗАДАНИЕ
Техническое задание - это весьма важный документ, опреде-
ляющий цели проектирования и потребные свойства нового самоле-
та как продукции, способной удовлетворять определенные общест-
венные или личные потребности в соответствии со своим назначе-
нием. В данном разделе рассмотрена общая характеристика содер-
жания ТЗ, выделены приоритетные ЭТТ, а также приведены приме-
ры предварительных ТЗ на проектирование легких пассажирских
самолетов.
Содержание технического задания
Многочисленные требования к новому самолету гражданской
авиации можно разделить на две группы:
1. Эксплуатационно-технические требования, определяющие
потребительские свойства, интересующие, прежде всего, заказчиков
и покупателей нового самолета. Эта группа требований, как прави-
ло, включает:
•требования к ЛТХ, ВПХ, полезной нагрузке, оборудованию и
экипажу самолета;
•технические требования к комфортабельности, производст-
венной технологичности и эксплуатационной (ремонтной) техноло-
гичности;
•специальные требования, которые определяют специфику на-
значения, производства и эксплуатации самолета.
2. Общие технические требования, содержащие минимальные
государственные требования к летной годности, направленные на
обеспечение безопасности полетов. Эти требования изложены в со-
ответствующих авиационных правилах (НЛГС).
Требования НЛГС оказывают существенное влияние на схему
самолета, его конструкцию и системы, их характеристики и летные
данные. Поэтому НЛГС являются важнейшим источником инфор-
мации при создании самолета.
В России требования к летной годности легких гражданских
самолетов приведены в АП 23.
Наиболее авторитетными зарубежными авиационными прави-
лами являются федеральные авиационные правила, изданные Феде-
ральным авиационным управлением США - FAR 23.
Приоритетные эксплуатационно-технические
требования
Разработка ТЗ - это итерационный процесс. В начале проекти-
рования ТЗ имеет предварительный характер. По результатам и в
процессе предварительного проектирования ТЗ может корректиро-
ваться и уточняться.
Предварительное ТЗ содержит только основные (приоритет-
ные) ЭТТ:
• полезная нагрузка, определяемая количеством пассажиров и
весом перевозимого груза;
• расчетная дальность полета ;
• крейсерская скорость полета ;
• требования к взлету и посадке (длина разбега, длина пробега,
скорость захода на посадку и т.п.);
• проектные ресурс и срок службы.
Расчетная дальность полета самолета при его проектировании -
это, как правило, дальность полета (техническая или практическая) с макси-
мальной полезной нагрузкой. Иногда в качестве расчетного условия проекти-
рования назначают иное сочетание «дальность полета - полезная нагрузка».
* * Для легких самолетов наиболее характерны две крейсерские скоро-
сти: максимальная крейсерская и экономичная, которая, как правило,
соответствует режиму работы двигателя с наибольшей экономичностью.
Формально основные ЭТТ предварительного ТЗ имеют харак-
тер условий в виде равенств и (или) неравенств (например, длина
разбега не больше указанной в ТЗ величины), которым должны
подчиняться характеристики проектируемого самолета. В процессе
маркетинговых исследований путем анкетирования потенциальных
потребителей (эксплуатантов, владельцев) перспективного самолета
возможно определение приоритетности (ранжирования) показате-
лей ЭТТ, которые существенно способствуют повышению потреби-
тельских качеств самолета и конкурентоспособности его проекта.
Противоречия в требованиях
Требования ТЗ, как правило, противоречат одно другому.
Классическими примерами являются противоречия между требова-
нием многофункциональности (универсальности) самолета и его
специализацией, между максимальной скоростью полета и мини-
мальной скоростью посадки.
Суть противоречия между требованием многофункционально-
сти самолета и его специализацией состоит в следующем. С одной
стороны, чем больше функций выполняет самолет, тем он хуже вы-
полняет каждое из них в отдельности, поскольку в его конструкции,
оборудовании, площади крыла и мощности силовой установки
имеются «довески», необходимые для одного назначения и ненуж-
ные для остальных. Но, с другой стороны, если удается создать са-
молет, который помимо своего основного назначения находит ши-
рокое применение в других областях экономики, то это значительно
повышает его экономичность, так как массовость производства
снижает стоимость самолета, и повышается интенсивность эксплуа-
тации каждого экземпляра.
Суть противоречия между максимальной скоростью полета
самолета и минимальной скоростью посадки состоит в следующем.
Как известно, для достижения максимальной скорости полета само-
лета необходима малая площадь крыла. С другой стороны, для дос-
тижения минимальной скорости посадки самолета необходима воз-
можно большая площадь его крыла. Изобретение механизации кры-
ла - типичный пример разрешения противоречий между требова-
ниями ТЗ за счет реализации достижений НТП.
Таким образом, из-за противоречий требований к самолету ни
одно их них нельзя выполнить по его максимуму.
Примеры технического задания
Предварительное ТЗ для легких самолетов может составляться
различными организациями (включая общественные) по материа-
лам анкет, распространяемых между возможными потребителями,
но в большинстве случаев ТЗ составляет разработчик самолета на
основе специальных маркетинговых исследований (анкетирование
возможных потребителей - лишь один из простейших методов мар-
кетинга).
Потребность в отечественных легких гражданских самолетах
для перевозки людей в основном сводится к следующим вариантам
(по данным работ [27, 36]):
1) легкий многоцелевой самолет вместимостью 1...2 человека
(пилот и пассажир-оператор) и 50...70 даН груза; самолет может
иметь 1 или 2 двигателя и развивать крейсерскую (рабочую) ско-
рость 120... 150 км/ч; практическую дальность полета с максималь-
ной полезной нагрузкой - 500...600 км; эксплуатационный потолок
до 3000 м; длина разбега и пробега по 150 м; базирование на грун-
товых площадках с травяным покровом;
2) самолет - аналог легкового автомобиля, типа «аэротакси»
вместимостью 3...6 пассажиров для обеспечения связи с малыми
населенными пунктами как в регулярных полетах, так и по вызову;
класс аэродрома базирования соответствует классу Д (длина ВПП
1000 м) или Е (длина ВПП 500 м), покрытие которых - укреплен-
ный грунт; практическая дальность полета 500... 1000 км на скоро-
сти до 300 км/ч;
3) самолет - аналог «районного» автобуса на 12... 14 пассажи-
ров для регулярных перевозок пассажиров и грузов (до 1500 даН);
класс аэродрома базирования соответствует классу Д (покрытие -
щебенка с пропиткой или укрепленный грунт) или Г (длина ВПП
1300 м, покрытие - асфальтобетон); практическая дальность полета
до 2000 км на скорости 350 км/ч и более;
4) легкий самолет МВЛ с максимальной пассажировместимо-
стью 15... 19 человек (шаг кресел 720 мм) при максимальной полез-
ной нагрузке 1500...2000 даН; практической дальностью полета с
максимальной полезной нагрузкой - 500...600 км при крейсерской
скорости 300...350 км/ч на крейсерской высоте 3000 м; практиче-
ской дальностью полета с максимальной заправкой топлива на
крейсерском режиме полета - 1000... 1200 км. Потребная для экс-
плуатации длина грунтовой ВПП в условиях MCA - 550 м.
1.3. ЭТАПЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
С целью обеспечения разработки конкурентоспособных про-
ектов самолетов собственно проектированию самолета предшеству-
ет этап разработки научно-технического задела.
Проектирование (составление описания) будущего самолета в
общем случае включает:
а ) синтез или уточнение схемы самолета;
б ) проведение расчетов для определения формы и размеров его
компонентов, включая конструкцию;
в ) компоновку самолета.
Причем эти работы могут повторяться как на разных этапах
проектирования (предварительный, эскизный и рабочий проект),
так и внутри каждого этапа.
При проектировании самолета возможна следующая последо-
вательность описаний: техническое предложение (предварительный
проект), эскизный проект, рабочий проект.
Научно-технический задел
Научно-технический задел создается путем теоретической и
экспериментальной проработки новых идей и технических реше-
ний, отработки перспективных материалов и технологий .
Фундаментальные и поисковые научно-исследовательские и
опытно-конструкторские работы по созданию научно-технического
задела заканчиваются выпуском технических документов, подтвер-
ждающих эффективность предлагаемых технических и технологи-
ческих решений и (или) представлением программных продуктов.
* Считается [74], что для создания нового эффективного технического
объекта требуется от 55...60 инноваций различного масштаба. Инновации -
это новая информация, подтвержденная экспериментом, использование кото-
рой в новых научно-технических разработках позволяет повысить их эффек-
тивность по сравнению с существующими. Термин «инновация» ввел
И. Шумпетер (США) в 1930-е годы.
Техническое предложение
На этапе технического предложения разработчик самолета:
• производит выбор общей схемы самолета;
• выбирает силовую установку;
• определяет параметры самолета и основные параметры его
частей;
• рассчитывает основные аэродинамические характеристики;
• вычисляет весовые характеристики;
• определяет структуру основных систем и оборудования са-
молета (гидро-, пневмо-, электросистем, системы управления, пило-
тажно-навигационного и радиосвязного оборудования) и оценивает
их отказобезопасность;
• выбирает конструктивно-силовую схему частей самолета и
основные конструкционные материалы;
• составляет сертификационный базис (перечень пунктов
НЛГС, которым должен соответствовать самолет);
• рассчитывает ЛТХ и ВПХ, определяет их соответствие ТЗ;
• в случае необходимости производит коррекцию проектных
параметров самолета для выполнения требований ТЗ.
Область проектных параметров при предварительном проек-
тировании ограничена, главным образом, общей схемой самолета и
его параметрами, которые обеспечивают выполнение ТЗ. Объемно-
весовая компоновка и основные параметры частей самолета опреде-
ляются в мере, достаточной для оценки абсолютных размеров крыла
и фюзеляжа, а также согласования взаимного положения частей са-
молета с приемлемыми значениями центровки. Техническое обслу-
живание и ремонт самолета излагаются на уровне концепции.
Глубина проработки технического предложения минимальная,
но достаточная для получения содержательных результатов^ основ-
ная цель которых - доказательство возможности создания при со-
временном уровне развития науки и техники конкурентоспособного
самолета с требуемыми в ТЗ свойствами, либо обоснование необхо-
димости корректировки ТЗ.
Эскизный проект
На этом этапе осуществляется детальная проработка техниче-
ского решения, принятого на этапе предварительного проекта.
Уточняются аэродинамические, весовые, летно-технические и
взлетно-посадочные характеристики, характеристики устойчивости
16
и управляемости, силовой установки. Выполняется детальная про-
работка всех систем и оборудования самолета. Определяются на-
грузки, действующие на самолет, их значения и повторяемость.
Осуществляется окончательный выбор конструкционных материа-
лов, типов соединений и технологических процессов. Проводятся
экспериментальные работы, включая продувки в аэродинамических
трубах.
Разрабатывается план-проспект программы технического об-
служивания и ремонта самолета, включая проекты планов техоб-
служивания и ремонта функциональных систем.
Эскизный проект обычно заканчивается изготовлением маке-
та , на котором отрабатывается взаимная пространственная увязка
агрегатов самолета и систем, размещение оборудования, оценивает-
ся удобство размещения экипажа и пассажиров.
На этапе проведения макета выполняется оценка [2]:
• полноты учета требований к летной годности и необходимо-
сти разработки специальных технических условий для данного типа
самолета;
• степени реализации требований сертификационного базиса в
конструкции и характеристиках проектируемого самолета;
• проекта таблицы соответствия самолета требованиям серти-
фикационного базиса в части достаточности предлагаемых видов
проверок и испытаний;
• перечня комплектующих изделий, подлежащих квалификации;
• планов сертификационных испытаний самолета и его систем.
Рабочий проект
На этом этапе выпускается вся конструкторская и технологи-
ческая документация, необходимая для изготовления, сборки, мон-
тажа отдельных агрегатов, систем и всего самолета в целом.
Оформляется эксплуатационная документация самолета.
Рабочее проектирование заканчивается сертификационными
заводскими и сертификационными контрольными испытаниями с
целью [2]:
• контрольной проверки и подтверждения соответствия само-
* В настоящее время на базе трехмерного компьютерного моделирова-
ния имеется возможность разработки «электронного» макета.
лета, его характеристик и эксплуатационной документации требо-
ваниям сертификационного базиса;
• окончательного уточнения (при необходимости) и утвержде-
ния типовой конструкции самолета;
• оценки надежности самолета, его двигателей, воздушных
винтов, других компонентов и функциональных систем.
1.4. ОСОБЕННОСТИ ПРЕДВАРИТЕЛЬНОГО
ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Разработка технического предложения характеризуется сле-
дующими основными особенностями.
Первая особенность вытекает из общей тенденции современ-
ного инженерного творчества во многих областях техники, в том
числе авиационной. Эта тенденция состоит в том, что на разработку
новых идей и новых концепций на уровне предварительного проек-
тирования самолета должно отводиться много больше времени и
внимания, чем при традиционном подходе, тяготеющего к проекти-
рованию «от прототипа» путем незначительного улучшения его
конструкции. Современное предварительное проектирование пред-
полагает рассмотрение вариантов проектного решения с большой
степенью новизны, сочетая широкую постановку задач с глубиной
проработки на уровне идей и принципиальных схем. Схема самоле-
та приобретает полную, хотя и не окончательную, определенность.
Вторая особенность связана с существенным проявлением
фактора неопределенности. Здесь под неопределенностью понима-
ется наличие в перспективе случайных событий (политических,
экономических, технических и др.), вероятность которых не может
быть получена даже из специально поставленных исследований и
экспериментов. Наличие такой неопределенности связано как с
большим промежутком времени, проходящим от начала проектиро-
вания самолета до его серийной эксплуатации, так и с большим
сроком службы самолета, измеряемым десятилетиями. В связи с
фактором неопределенности значительная часть информации имеет
качественный характер и не поддается количественной оценке.
Кроме того, проектные решения часто принимаются в условиях, ко-
18
гда в принципе необходимую информацию получить можно, однако
это связано с большими затратами времени или средств. Поэтому
при предварительном проектировании применение расчетов тесно
переплетается с использованием суждений экспертов: Главного
конструктора, руководителя проекта, ученых и специалистов. В от-
ношении применяемого математического аппарата следует заме-
тить, что его простота и наглядность часто оказываются более важ-
ными обстоятельствами, чем предполагаемая точность результатов.
Более того, так называемые точные решения не только громоздки,
но и очень чувствительны к малейшим изменениям постановки за-
дачи. Достаточно немного усложнить задачу и точное решение
можно и не найти. Приближенное решение более грубо, но и более
устойчиво относительно изменения задачи.
Отсюда следует, что основа методик предварительного проек-
тирования - это объединение простых приближенных математиче-
ских методов с эвристическими приемами, суждениями экспертов.
Третья особенность заключается в необходимости получения
и использования значительного объема результатов инженерного
прогнозирования в различных областях науки и техники.
Глава 2
МЕТОДОЛОГИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ
ПРОЕКТИРОВАНИЯ
2.1. О МОДЕЛЯХ, ПРИМЕНЯЕМЫХ ПРИ
ПРОЕКТИРОВАНИИ
Построение и исследование модели реального физического
объекта - обычная процедура в инженерной практике.
Модель - это любой образ, мысленный или предметный, со-
храняющий существенные черты реального объекта и замещающий
этот объект при его изучении. Моделью может быть текстовое опи-
сание, схема, чертеж, график, математическое выражение и т.д.
Далее приведена классификация моделей и принципы разра-
ботки математических моделей, которые имеют широкое распро-
странение при проектировании. Следуя этим принципам, в даль-
нейшем были разработаны соответствующие формулы и методики
данной работы.
2.1.1. КЛАССИФИКАЦИЯ МОДЕЛЕЙ
Модели, применяемые при проектировании, бывают эвристи-
ческие, математические и физические, а также их комбинации.
Эвристические модели
Этот класс моделей реализует эксперт, который на основе
имеющихся знаний, опыта и интуиции проводит мысленные экспе-
рименты с техническим объектом с целью выявить его соответствие
требованиям или выбрать из двух вариантов наилучший по опреде-
ленному критерию (или критериям). Предложенные экспертом за-
висимости (часто в виде формул или графиков), основанные на
мысленных или интуитивных моделях, называются эмпирическими
зависимостями (моделями). Эмпирические зависимости часто яв-
ляются основой для статистических моделей.
Математические модели
Математическая модель - приближенное описание объек-
та, выраженное с помощью математической символики. Необходи-
мо отметить, что один и тот же объект может быть описан несколь-
кими различными математическими моделями, каждая из которых
будет иметь свои преимущества и недостатки.
Графическая модель - одна из распространенных математиче-
ских моделей объекта, представляющая собой его чертеж (график).
Графические модели лучше всего учитывают человеческий фактор,
поскольку, исходя из условия решаемой задачи, сначала в вообра-
жении конструктора возникает геометрического образ объекта про-
ектирования, а затем вычисляются весовые и другие характеристи-
ки. Кроме того, определенный класс проектных задач (например,
Критерий - это показатель, используемый для принятия (выбора) ка-
кого-либо решения.
компоновка пассажирской кабины) намного эффективнее решаются
с помощью чертежа.
Аналитические модели. применяемые при проектировании са-
молета, представляют собой, как правило, либо статистические, ли-
бо теоретические зависимости (зачастую с поправочными коэффи-
циентами).
Лингвистическая модель - это определенный объем текстовой
информации, достаточной для человека, чтобы реконструировать с
определенной точностью моделируемый объект.
Примечание. В настоящее время смысл слов человека математически
представляет и логически обрабатывает теория нечетких множеств, основу кото-
рой составляет так называемая лингвистическая переменная, т.е. переменная,
значениями которой являются не числа, а слова или предложения в естественном
или формальном языке. С лингвистическими переменными можно производить
вычисления и получать соответствующие результаты. Родоначальником этой тео-
рии является Л.А. Заде из Калифорнийского университета.
Учитывая особенности предварительного проектирования (фактор неопре-
деленности, тесное переплетение расчетов и суждений экспертов), следует при-
знать перспективным применение теории нечетких множеств как теоретической
основы для разработки лингвистических моделей, которые можно реализовать на
компьютере.
Физические модели
Физическая модель представляет собой объект, уменьшен-
ный (иногда увеличенный) и соответствующий исходному техниче-
скому объекту по основным характеристикам.
В авиастроении физические модели применяются чрезвычайно
широко. Модель в аэродинамической трубе позволяет исследовать
различные режимы полета проектируемого самолета. Другой об-
ширной областью применения физических моделей является испы-
тание на прочность (статическую и динамическую), ресурс и живу-
честь образцов конструкции будущего самолета. При разработке
самолетов принципиально новых схем, когда отсутствует как про-
шлый опыт, так и результаты предварительных исследований, фи-
зическое моделирование является единственным источником досто-
верной информации для проектирования этого самолета. В основе
физического моделирования лежит теория подобия.
К физическим моделям относятся также макет и прототип.
Макет технического объекта обычно создается в масштабе и
изготавливается из легко обрабатываемых и дешевых материалов.
Он используется для проверки компоновки объекта и для демонст-
рации его внешнего вида.
Прототип - это построенная в натуральную величину дейст-
вующая реальная физическая модель проектируемого объекта. Про-
тотип обеспечивает наибольший объем полезной информации. За-
труднения при создании прототипа обусловлены, как правило, не-
хваткой времени и большими затратами. Поэтому прототип создают
(если в этом будет необходимость) только после того, как с помо-
щью макета и физических моделей будет показана реальная цен-
ность проектируемого технического объекта.
Выбор того или иного типа моделей обусловливается требова-
ниями по точности, затратам времени и стоимости моделирования.
В табл. 2.1.1 приведена приближенная относительная оценка по
этим показателям разных типов моделей [55].
Таблица 2.1.1
Показатели Типы моделей
Мысленные Математические Физические
Точность низкая средняя (высокая) высокая
Затраты времени малые средние (малые) большие
Стоимость низкая средняя высокая
2.1.2. ПРИНЦИПЫ РАЗРАБОТКИ
МАТЕМАТИЧЕСКИХ МОДЕЛЕЙ
Методологической основой разработки математических моде-
лей являются законы природы, а также специфические законы и за-
кономерности техники [54].
Построение моделей - процедура неформальная, во многом
определяемая опытом и интуицией человека.
Статистические модели
Статистическая модель (статистическая формула) - это
регрессионная зависимость среднего значения какой-либо величины
от одной или нескольких других величин, полученная по статисти-
ческим данным.
Статистические модели учитывают самое главное (опреде-
ляющее) и нивелируют всё второстепенное. Их получают методами
математической статистики на базе статистических или экспери-
ментальных данных. Процесс получения этих моделей включает
следующие этапы:
1) сбор исходных данных;
2) визуализация данных в графическом представлении;
3) преобразование данных (при необходимости);
4) статистический анализ;
5) представление результатов.
Сбор исходной информации сопровождается, как правило,
определенными трудностями, связанными с разнообразием методов
представления статистических и экспериментальных материалов,
отсутствием общей терминологии, неполнотой и противоречиво-
стью данных, изменениями понятий во времени. Несомненно, что
получение полной информации во многих практически важных
случаях оказывается невозможным.
Визуализация данных необходима, чтобы составить общее (в
том числе и интуитивное) представление о характере их изменения,
специфических особенностях и закономерностях. При этом проис-
ходит осмысление физической сути и действующих факторов, кото-
рое способствует подтверждению или опровержению правильности
выбранного направления моделирования.
Преобразование данных, как правило, становится необходи-
мым в результате их анализа при визуализации. Цель преобразова-
ния данных состоит в том, чтобы получаемая в дальнейшем форму-
ла предоставляла возможность максимального использования
имеющейся информации при удовлетворительной точности конеч-
ного результата.
Статистический анализ, по сути, представляет собой матема-
тический способ определения уравнения линии или кривой, наи-
лучшим образом приближающейся к множеству статистических
(экспериментальных) точек.
Множество статистических (экспериментальных) данных
можно аппроксимировать различными функциями: линейной или
нелинейной (например, степенной), от одной или нескольких пере-
менных.
Вид функции определяется (подбирается) в результате итера-
ционного выполнения предыдущих этапов (визуализация и преоб-
разование данных). Коэффициенты, входящие в функцию, получа-
ют соответствующими методами регрессионного анализа.
Представление результатов осуществляют в виде графика и
математической зависимости.
В данной работе применялись следующие критерии выбора
конкретного уравнения регрессии:
1) физическая адекватность уравнения;
2) простота уравнения (предпочтение отдавалось линейным
уравнениям с минимальным количеством аргументов);
3) не превышение уровня 10% для среднеквадратической
ошибки аппроксимации
J1 н
— X
N i=l
Xi ~Xi .
мод факт
Xi .
факт
(2.1.1)
Здесь х/мод»х/факт - теоретическое, т.е. вычисленное по математи-
ческой модели, и фактическое значения параметра х/ соответствен-
но; N- количество статистических «точек».
Последний критерий является общепринятым для точности
формул предварительного проектирования [60].
В качестве математического обеспечения в данной работе
применялся статистический пакет STADIA 6.0 [43].
Математические модели в виде уравнения регрессии требуют
внимательного подхода. Во-первых, важно не смешивать понятия
корреляция и причинность. Корреляция указывает на то, что пара-
метры имеют системный и взаимозависимый характер; например,
можно обнаружить, что, когда возрастает X, возрастает также и У.
Но это не обязательно означает, что X служит причиной У. Причин-
но-следственные связи при проектировании самолета отнюдь не са-
моочевидны. Во-вторых, необходимо убедиться, что проектируе-
мый объект попадает в диапазон данных, охватываемых моделью
этого типа. Наконец, следует помнить, что каждый самолет был
создан в результате рационального выбора его параметров и на пре-
деле возможностей НТП своего времени. Поэтому статистика отра-
жает опыт авиастроения и достижения НТП, ставшие уже историей.
Теоретические модели
При теоретическом подходе вид функции определяется по ре-
зультатам соответствующей теории. В этом состоит принципиаль-
ное отличие теоретических формул от статистических. Для повы-
шения точности модели часто в теоретические формулы включают
поправочные коэффициенты. Метод определения этих коэффициен-
тов аналогичен статистическому способу, описанному ранее, только
на этапе статистического анализа вид функции не подбирают, по-
скольку эта функция известна из соответствующей теории.
Таким образом, теоретическая модель (теоретическая фор-
мула) - это функциональная зависимость, задаваемая какой-либо
теорией и уточненная по статистическим (экспериментальным)
данным.
Для подчеркивания различия между теоретическими моделями
со статистическими коэффициентами от статистических моделей,
последние часто называют эмпирическими.
Проверки модели
На любом этапе разработки и применения модели необходи-
мы, как правило, проверки двух видов: математические проверки и
проверки, которые производят, исходя из физического смысла.
Математическая проверка включает, например, проверку пра-
вильности записи формул, проверку размерности и граничных ус-
ловий.
Проверка модели, исходя из физического смысла, включает,
например, поиск ответов на следующие вопросы:
1. Если одна величина возрастает, то ведут ли себя остальные
величины так, как это ожидается?
2. Если какая-либо величина приближается к некоторому пре-
делу (нулю, бесконечности или некоторой другой величине), то ве-
дет ли себя модель так, как ожидается?
3. Существуют ли другие существенные величины, которые не
входят в модель?
4. Имеют ли смысл результаты, полученные поданной модели?
2.2. УРАВНЕНИЕ СУЩЕСТВОВАНИЯ
САМОЛЕТА
Уравнение существования самолета в теории проектирования
имеет большое философское значение. В его основе лежат общие
законы строения (устройства) техники и специфические особенно-
сти авиации.
Прежде всего, уравнение существования позволяет определить
допустимые варианты предварительного проекта (технического
предложения) нового самолета. Кроме того, оно образует фунда-
мент теории весового проектирования и может непосредственно ис-
пользоваться в практических расчетах взлетного веса самолета.
2.2.1. УРАВНЕНИЕ ВЕСОВОГО БАЛАНСА
Из закона соответствия функции и структуры технических
объектов следует, что для нормально работающего и правильно
спроектированного самолета каждая его часть и любой его элемент
имеют вполне определенную функцию (назначение) по обеспече-
нию целевой функции самолета.
Например, чтобы самолет доставил полезную нагрузку весом
Спи (в полезную нагрузку легких самолетов часто включают эки-
паж со снаряжением) на расчетную дальность Lp при определенных
условиях (на заданных высоте /Укрейс и скорости крейсерского по-
лета УКрейс и т.д.), 9Н должен иметь фюзеляж весом для разме-
щения этой нагрузки, крыло весом Скр Для создания подъемной си-
лы, органы устойчивости и управляемости (оперение) весом GOn’
взлетно-посадочные устройства (шасси) весом <7Ш> силовую уста-
новку весом Gey, создающую силу тяги для поступательного дви-
жения самолета и определенный запас топлива GT Для работы дви-
гателей. Кроме того, в самолете должно устанавливаться пилотаж-
но-навигационное и другое оборудование, включая систему управ-
ления, общим весом G06 •
Таким образом, взлетный вес самолета, способного выполнить
поставленную транспортную задачу, должен складываться из сум-
мы весов всех необходимых для этого его компонентов, т.е.
Go = GK + Gcy + Go6 + GT + GnH’ (2.2.1)
где GK “ вес конструкции самолета, равный сумме
GK ~ Сф + Gxp + Gon + Gm •
Уравнение (2.2.1) называется уравнением весового баланса са-
молета, поскольку вес самолета в начале выполнения поставленной
транспортной задачи (взлетный вес) должен быть сбалансирован
суммой весов всех необходимых для этого функциональных компо-
нентов самолета. Иначе говоря, взлетный вес самолета - это сум-
ма весовых эквивалентов всех необходимых функций.
Поделив все части уравнения (2.2.1) на величину взлетного ве-
са Go9 получим уравнение весового баланса в относительной фор-
ме:
1 = GK + Gcy + G06 + GT + GnH • (2.2.2)
2.2.2. ПРИНЦИПЫ ВЫВОДА УРАВНЕНИЯ
СУЩЕСТВОВАНИЯ САМОЛЕТА
Вследствие одного из законов строения технического объекта
между свойствами и весом любой конструкции существует корре-
ляционная связь, поскольку конструкция является материальной
формой этих свойств: для получения любого свойства самолета не-
обходимо затратить определенное количество вещества, вес ко-
торого пропорционален этому свойству, а коэффициент пропор-
циональности зависит от уровня развития науки и техники на мо-
мент проектирования и создания самолета.
Для самолетов указанная связь приобретает причинно-след-
ственный характер устойчивой закономерности «свойство - вес»,
которую возможно формализовать не только с помощью статисти-
ческих, но и более точных функциональных зависимостей.
Согласно закономерности «свойства - вес» вес каждого ком-
понента самолета, представленного в правой части уравнения
(2.2.1), будет пропорционален тем функциям и свойствам, для реа-
лизации которых он создан.
Рассмотрим в упрощенном виде взаимосвязи между весом ос-
новных компонентов самолета и его свойствами, которые количест-
венно представлены ЭТТ и НЛГС.
Вес топлива. Величина технической дальности полета само-
лета с винтовым движителем определяется известным выражением:
Ьтех ~ Lp + Гр V крейс 270
1b) Ш-22-.
< Jmax max ^пос
(2.2.3)
где Гр - время полета при расходовании резервного топлива (опре-
деляется нормативными документами гражданской авиации).
Для приближенных расчетов допустимо принимать
К—К max и Се ~ Се min •
(2.2.4)
Учитывая, что Gnoc = Go_GT> при допущениях (2.2.4) форму-
ла (2.2.3) после элементарных преобразований примет вид
Lp + ГрVкрейс » 270 ^Лв-1п—L_.
Се min 1 —Gt
Откуда получается следующая формула для определения от-
носительного веса топлива:
GT = l-exp -
( Lp + tpVкрейс ) Се min
270КтахЛв
(2.2.5)
Используя известное разложение функции ехр(...) в ряд и ос-
тавляя первых два члена этого ряда, формула (2.2.5) после преобра-
зований примет следующий вид:
— (Lp +1 р V крейс)Се min
270КтахЛв
или
(Lp + tpV крейс) Ge min
Gt = Go •
270КтахЛв
Итак, на основании выражения (2.2.6) можно записать
(2.2.6)
Gt ~ <PT(Go» ^р’^крейс» Kmax’fg ппп’Лиз’ схема, размеры, ...),
(2.2.7)
где (рт(...) - некоторая функция*, устанавливающая количествен-
ную зависимость веса топлива от перечисленных в скобках аргу-
ментов; Т|из - КПД изолированного винта.
В выражении (2.2.7) влияние самолета на КПД винта учитыва-
ется через аргументы «схема», включающая расположение винта, и
«размеры», включающие диаметр винта и размеры мотогондолы
(фюзеляжа).
Вес силовой установки самолета пропорционален суммарно-
му весу всех его двигателей
Gey = key Л(дв(7дв’ (2.2.8)
где коэффициент key учитывает вес самолетных агрегатов, гондол,
моторам, воздушных винтов, управления двигателями и схему рас-
положения двигателей на самолете.
Вес двигателя пропорционален его мощности ДГе о, т.е.
бдв = УдВ Ne о • (2.2.9)
Как известно, энерговооруженность самолета
Таким образом, формула (2.2.8) с учетом выражений (2.2.9) и
(2.2.10) примет вид
Ссу = *СуУдвМ)Со- (2.2.11)
Основное условие для определения энерговооруженности са-
молета состоит в том, чтобы тяга силовой установки самолета была
достаточной для движения по расчетной траектории с требуемой
перегрузкой и соблюдением соответствующих требований НЛГС.
Как показывает практика вывода расчетных формул для определе-
♦ Конкретный вид этой функции зависит от этапа проектирования са-
молета и в простейшем случае - выражение (2.2.6).
ния параметров самолета Nq и pQ (см. гл. 7 и гл. 8), его энерговоо-
руженность есть некоторая функция ф(...):
Nq = ф( Pq > £разб ’ Су max взл » Vкрейс»Н крейс ’ Ккрейс > Мдв ’•••)•
С учетом полученного выражения для Nq, формулу (2.2.11)
можно записать в следующем виде:
Ссу Фсу
Go' ^-разб • V крейс > Н крейс > Pq < N въ >
^Ккрейс>Су max взл’Удв’"'
(2.2.12)
где <рсу(...) - некоторая функция*, устанавливающая количествен-
ную зависимость веса силовой установки самолета от перечислен-
ных в скобках аргументов.
Вес оборудования и управления, как показывает элементар-
ный экспертный анализ, является некоторой сложной функцией от:
численности экипажа; пассажировместимости самолета; его даль-
ности, скорости и высоты полета; взлетного веса самолета; удельно-
го веса оборудования - уоб и др., т.е.
Go6 ~ Фоб^О’^тех’У крейс»крейс’^эк’Мпас’Уоб(2.2.13)
где <роб(...) - некоторая функция*, устанавливающая количествен-
ную зависимость веса оборудования и управления самолета от пе-
речисленных в скобках аргументов.
Вес конструкции самолета. Как показывает экспертный ана-
лиз и практика вывода соответствующих весовых формул [8, 11,
12], вес крыла, фюзеляжа, оперения и шасси является некоторой
сложной функцией от: взлетного веса самолета; величины расчет-
ной перегрузки; высоты и скорости крейсерского полета; физиче-
ских свойств конструкционного материала (удельный вес ук, пре-
дел прочности ов, модуль упругости £к и др.); удельной нагрузки
на крыло, которая, в свою очередь, является функцией Lpa36’ £Проб’
* Конкретный вид функции зависит от этапа проектирования самолета и
может представлять комплекс выражений, объединенных в вычислительную
процедуру различной сложности.
V крейс ’ Нкрейс’ Су max взл» Су max пос и ДР*> базовой схемы самоле-
та; геометрических параметров крыла, фюзеляжа и др., т.е.
Ск = Фк
GO’Hp’Vкрейс’#крейс’Тк^в’^К’Су max взл»
Су max пос’Ро,схема’ X, X» с’ Хф»—
, (2.2.14)
где фк(...) - некоторая функция*, устанавливающая количествен-
ную зависимость веса конструкции самолета от перечисленных в
скобках аргументов.
С учетом выражений (2.2.7), (2.2.12), (2.2.13) и (2.2.14) уравне-
ние весового баланса (2.2.1) примет вид
Со = Фк
<7о»Ир’Укрейс»^крейс’Тк’^в’^К’Су max взл»
Су max пос’РО’схема, X, %, с, Хф,---
+ (2.2.15)
GO’ £разб»V крейс»Н крейс > Ро* Л^дв»
Ккрейс’Су max взл’Тдв’”'
+ Фоб (GO’Ltcx ,У крейс *Н крейс’^эк’^ пас ’ Тоб’’”^ +
+ фт(О0’ ^p’Vкрейс ’ Kmax ’Cg min’Лиз’ схема5 размеры, ...) 4- (7Пн •
Уравнение (2.2.15) можно переписать в обобщенном виде:
Со = Спн + 2ф<(СО’{ЭТТ}, {НЛГС}, {НТП}, {параметр ПР} ),
(2.2.16)
где ср/...) - это функции: <рт(...), (рсу(...), фоб(...),фк(...). Конкрет-
ный вид этих функций в данном случае не имеет принципиального
значения. Философия методов их получения изложена в специаль-
ной литературе по весовому проектированию, например [76]. Здесь
важно, что эти функции устанавливают взаимосвязь между весовы-
ми характеристиками самолета и его различными свойствами;
{НЛГС} - множество требований соответствующих норм лет-
ной годности самолета;
{ЭТТ} - множество летных и технических характеристик, ука-
’ Конкретный вид функции зависит от этапа проектирования самолета и
может представлять комплекс выражений, объединенных в вычислительную
процедуру различной сложности.
занных в ТЗ на проектирование нового самолета: ЛтеХ’Укрейс’
Нкрейс. £разб ’ У эк ’ Nпас и другие,
{НТП} - множество параметров, которые в наибольшей степени
подвержены влиянию научно-технического прогресса: 7К’ТДВ-Тоб’
Ов’ Ек’ Су max взл’Cv max пос’Ккрейс Се min’Лиз и Другие,
{параметры ПР}-общая схема самолета, его параметры
(р0,]у0), основные геометрические параметры его частей (X, %, Хф>
t/ф, ...) и т.п.
Таким образом, получено уравнение, в котором взлетный вес
самолета Go представляет собой сумму весовых эквивалентов всех
его свойств и условий его создания. Поэтому сущность уравнения в
том, что оно есть условие количественной совместимости всех
свойств проектируемого самолета. В конечном счете оно определя-
ет возможные условия создания самолета с заданным в ТЗ комплек-
сом свойств. Поэтому уравнение (2.2.15) (а также уравнение
(2.2.16)) называют уравнением существования самолета в явном ви-
де, в отличие от уравнения (2.2.1), которое можно назвать уравне-
нием существования в неявном виде.
Уравнение существования самолета - это математическая фор-
ма физической реализуемости ТЗ.
Впервые уравнение существования самолета получил и иссле-
довал известный авиаконструктор и ученый В.Ф. Болховитинов [17].
Уравнение существования в форме (2.2.15) или (2.2.16) назы-
вается уравнением существования в абсолютной форме, поскольку
взлетный вес самолета и веса его компонентов здесь представлены в
размерном виде. Если обе части уравнения существования разде-
лить на величину взлетного веса, то получится уравнение сущест-
вования в относительной (безразмерной) форме:
1 =GnH + SG(. (2.2.17)
ИЛИ
1 =GnH + GK + GCy + GT + Go6’ (2.2.18)
v -
где компоненты, входящие под знак «Л», есть величины G; =-----•
Go
2.2.3. АНАЛИЗ УРАВНЕНИЯ СУЩЕСТВОВАНИЯ
САМОЛЕТА
Рассмотрим уравнение существования в относительной форме
(2.2.17), которое представим в виде
1= —+ XG,(GO.{3TT} {НЛГС} {НТП} {параметры ПР}),
Go
откуда получим
G ________________________^пн______________________
1 - ZG, ( GoJ3TT}, {НЛГС}, {НТП}, {параметры П Р} ) ’
(2.2.19)
или, раскрыв выражение под знаком суммы и учитывая (2.2.18),
Go =---7=—- пн -------• (2.2.20)
1 -(GK + Gcy + Go6 + GT)
Тот факт, что величина Go присутствует в правой и левой час-
тях уравнений (2.2.19) и (2.2.20) означает только то, что они реша-
ются методом последовательных приближений.
Анализ выражений (2.2.19) и (2.2.20) позволяет сформулиро-
вать следующие принципиальные выводы.
1. Уравнение существования не учитывает экономические ас-
пекты проектирования.
2. В общем случае только такая совокупность конкретных зна-
чений {ЭТТ}, {НЛГС}, {НТП}, {параметры ПР} реально осущест-
вима в проекте самолета, при которой сумма их относительных ве-
совых эквивалентов удовлетворяет условию
SG, (Go-{3TT} {НЛГС} {НТП} {параметры ПР})<1,
т.е. сумма
( Gk + GCy + Go6 + Gt ) < 1 • (2.2.21)
В этом случае решение уравнения (2.2.20) приводит к реаль-
ному значению взлетного веса самолета.
В противном случае, т.е. когда сумма относительных весовых
эквивалентов требуемых свойств самолета и условий его создания
удовлетворяет условию
iGi (Go-{3TT} {НЛГС} {НТП} {параметры ПР} )> 1,
или в более короткой форме
( GK+ GCy+ G06 + GT ) - 1 ’ (2.2.22)
решение уравнения (2.2.20) приводит к нереальному значению Go<
которое становится либо отрицательным, либо бесконечно большим
(самолет не существует).
При предварительном проектировании, когда задано техниче-
ское задание ({ЭТТ} = {const}, {НЛГС} = {const}), сформулирован-
ный вывод общего характера позволяет утверждать:
а) область поиска проектного решения должна включать:
• параметры {НТП}, которые являются функциями ре-
альных достижений науки и техники при инженерном прогно-
зировании;
• {параметры ПР}, т.е. характеристики базовой схемы и
параметры самолета;
б) техническое задание на проектирование самолета осущест-
вимо только тогда, когда выполняется условие (2.2.21) и неосуще-
ствимо, если имеет место условие (2.2.22);
в) техническое задание, которое не осуществимо при одном
уровне достижений науки и техники, может быть выполнено при
другом, более высоком научно-техническом уровне.
2. Уравнение существования соизмеряет все свойства самолета
через единый весовой эквивалент, зависящий не только от свойств
самолета, но и от эффективности использования массы соответст-
вующего вещества. Эта эффективность определяется, в конечном
счете, уровнем развития науки и техники. Сформулированный вы-
вод общего характера позволяет утверждать:
а) при неизменном уровне развития науки и техники
({НТП} = {const}):
•улучшение любого из свойств самолета возможно за
счет увеличения взлетного веса, а если это по каким-либо при-
чинам не приемлемо, то за счет ухудшения одного или не-
скольких других свойств этого самолета;
• увеличение объема свойств для перспективного самоле-
та как количественно (уже существующих свойств, например,
увеличение скорости полета), так и качественно - появление
новых (прогрессивных) свойств, например, экологичность са-
молета, увеличивает сумму
( Gk + GCy + Go6 + Gy) ’
что ведет к росту взлетного веса (выражение (2.2.20));
б) реализация перспективных достижений научно - техничес-
кого прогресса ({НТП} = {var}) позволяет:
•улучшить любое из свойств самолета без ухудшения
других его свойств;
• при реализации ТЗ на проектирование нового самолета
уменьшить сумму
(GK + Gcy + G06 + GT),
что ведет к уменьшению взлетного веса (выражение (2.2.20)).
Философия проектирования не только в том, чтобы создавать
самолеты минимального веса, но также и в том, чтобы создавать
новые самолеты, обладающие прогрессивными свойствами, полу-
чаемыми без увеличения веса. Такие проектные решения являются
открытиями и ценятся чрезвычайно высоко - как высшее воплоще-
ние инженерной и конструкторской мысли.
2.3. КАЧЕСТВО САМОЛЕТА
Самолет имеет множество различных свойств, которые могут
проявляться при его создании (разработка, сертификация, изготов-
ление) и эксплуатации (транспортирование, хранение, применение
по назначению, техническое обслуживание и ремонты). В соответ-
ствии со стандартизованным определением качества продукции:
качество самолета - множество только тех его свойств, которые
связаны с возможностью удовлетворения определенных общест-
венных или личных потребностей в соответствии с назначением са-
молета.
Количественная характеристика одного или нескольких
свойств самолета, входящих в его качество, рассматриваемая при-
менительно к определенным условиям его создания и эксплуатации,
называется показателем качества самолета. При рассмотре-
нии показателя качества самолета следует различать его наимено-
вание -Д/ и численное значение (оценку) -Xi- Показатель качества
может выражаться в различных единицах (например, в даН, баллах
и т.п.) или может быть безразмерным.
Далее принимается гипотеза о том, что любые показатели ка-
чества самолета могут быть отнесены к одной из трех групп:
• группе показателей /Сф = {Д;ф}, связанных с функциониро-
ванием самолета, его комфортабельностью, эргономичностью, воз-
действием на окружающую среду и т.п. (условное название этой
группы - «показатели функциональности»);
• группе показателей 7<Э = {А/Э}, определяющих экономич-
ность при создании и эксплуатации самолета (условное название -
«показатели экономичности»);
• группе показателей Кк = {д, к}, определяющих степень эс-
тетичности, внешнюю привлекательность, красоту самолета как
приобретаемого продукта труда (условное название - «показатели
красоты»).
Примечание. Генеральный авиаконструктор О.К. Антонов утверждал: «Мы
прекрасно знаем, что красивый самолет летает хорошо, а некрасивый - плохо, а
то и вообще не будет летать. ... Здесь получается своего рода естественный отбор
внутри нашего сознания. В течение многих лет складывались какие-то чисто тех-
нические, расчетные и экспериментальные, проверенные на практике решения.
Располагая этой частично даже подсознательной информацией, конструктор мо-
жет идти часто от красоты к технике, от решений эстетических к решениям техни-
ческим». Подобные высказывания можно обобщить в виде следующего «закона»:
наиболее целесообразные и функционально совершенные технические объекты
являются наиболее красивыми. Красота любого технического объекта состоит из
внутренней (функциональной) красоты и дополнительной (декоративной). Функ-
циональная красота обусловлена, в первую очередь, законами техники, которые
знает инженер. Декоративная красота основана на законах психофизиологического
воздействия на окружающих людей. Эти законы знает дизайнер.
Далее предполагается, что нет никаких иных показателей ка-
чества самолета, представляющих интерес для потребителя (экс-
плуатанта, владельца) самолета и которые не могли бы быть отне-
сены к одной из перечисленных выше трех основных групп.
Таким образом, множество показателей качества самолета бу-
дет объединением
Кс = К^К^Кк- (2.3.1)
Если показатель качества характеризует только одно простое
свойство, то он называется единичным показателем качества само-
лета; если несколько простых свойств или одно сложное свойство,
то - комплексным показателем. Это деление показателей является
относительным из-за условности деления свойств самолета на про-
стые и сложные. Комплексные показатели качества могут иметь оп-
ределенное физическое содержание, а могут этого содержания нс
иметь, например, когда они образованы методами средневзвешен-
ного (арифметического, геометрического и т.д.) показателя.
Оценка качества самолета (как и другой продукции) имеет
уровневый характер, т.е. определяется уровень качества самолета
(УКС) путем отношения оценок его показателей качества Xi к ба-
зовым оценкам Xi§- При этом получают относительные пока-
затели качества самолета выражаемые в безразмерной форме:
Xi = — - (2.3.2)
X i б
При выборе базы для сравнения возможны различные подхо-
ды, например [13, 22, 23, 50]:
1. В качестве базы для сравнения выбираются показатели каче-
ства конкретного самолета-аналога, как правило, из числа лучших
отечественных или зарубежных образцов.
2. Базовые значения показателей качества самолета определя-
ются экспертным методом.
3. База для сравнения - это устанавливаемая в маркетинге мо-
дель самолета с идеальным для потребителя (эксплуатанта, вла-
дельца) качеством.
Возможны и другие подходы к назначению базовых показате-
лей качества самолета.
В общем случае уровень качества самолета определяется вы-
ражением
УКС =f(Xil (2.3.3)
где вид функции/(...) определяется выбранным методом оценки
качества самолета [73]: дифференциальный метод (использование
единичных показателей), комплексный (использование комплекс-
ных показателей) и смешанный метод оценки качества, при кото-
ром одновременно используются единичные и комплексные показа-
тели качества самолета.
Идеальное качество - эта совокупность свойств ИПМ объ-
екта, которая имеет наивысшие уровни качества по всем свойствам,
представляющим интерес для потребителей. Идеальное качество не
может быть реализовано одним конкретным самолетом, поскольку
многие (если не все) его свойства находятся в противоречии. В оп-
ределенном классе самолетов можно выделить самолет, который
имеет наивысшее (идеальное) значение какого-либо свойства, дру-
гой самолет этого класса - другого свойства. Таким образом, иде-
альное качество - это качество не конкретного объекта, а класса
объектов.
Модель самолета с идеальным качеством устанавливается в
результате маркетинга. В зависимости от возможностей общества и
достижений научно-технического прогресса ИПМ частично или
полностью трансформируется в ТЗ на проектирование нового само-
лета. Уравнение существования самолета дает ответ на вопрос: ка-
кая совокупность свойств самолета может быть реализована при
данном (прогнозируемом) уровне НТП.
Измерение и оценка качества продукции для обоснования
принимаемых решений, включая выбор наилучшего (или оптималь-
ного) варианта продукции - это предметная область науки «квали-
метрия ».
От качества самолета полностью зависят его эффективность и
ко н куре нтос пособ н ость.
2.4. ЭФФЕКТИВНОСТЬ САМОЛЕТА
В настоящее время для гражданских самолетов отсутствуют
общепринятые определения эффективности, ее количественных по-
казателей, методов вычисления и др., хотя существуют широко рас-
пространенные определения, показатели и методики [58]. В теории
и в инженерной практике эффективность обычно определяют как
категорию, выражающую единство «эффект - затраты». В зависи-
мости от содержания «затрат» и «эффекта» различают: техническую
(разд. 2.4.1) и экономическую (разд. 2.4.2) эффективность.
* Квалиметрия - научная область, объединяющая количественные ме-
тоды опенки качества.
2.4.1. ТЕХНИЧЕСКАЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ
Техническая эффективность отражает степень соответствия
самолета или его компонента своему функциональному назначе-
нию. При этом эффективность часто отожествляется с результатив-
ностью, полезностью. Поэтому показатели технической эффектив-
ности относятся к показателям функциональности Кф- Для выявле-
ния основных показателей множества Кф рассмотрим коэффициент
полезного действия самолета как транспортного средства [61]
ir п п - —_____Эксплуатационная работа за проектный ресурс_
Q Работа «идеального» самолета за проектный срок службы
(2.4.1)
Работа (в даН км), произведенная самолетом при его эксплуа-
тации за весь проектный ресурс,
0Э = епн Спн^тех 7V (2.4.2)
где £ПН - коэффициент использования полезной нагрузки , учиты-
вающий среднегодовую, как правило, неполную загрузку самолета
из-за сезонности и других факторов; Тч - проектный ресурс в лет-
ных часах, Wr - технически возможный среднегодовой
налет часов; Тк- проектный срок службы самолета в годах; утех -
техническая скорость* полета, км/ч.
Примечание. Реальный среднегодовой налет часов зависит как от экс-
плуатационного совершенства самолета, так и от эффективности системы под-
держания его летной годности на этапе эксплуатации. Технически возможный
среднегодовой налет часов Wr здесь понимается как характеристика собственно
самолета, пропорционально зависящая от его эксплуатационной и ремонтной тех-
нологичности.
Так как Спн = Go“ 6Пуст “ GT,то выражение (2.4.2) станет
бэ = ((/О” Gnycr “ С?т)епн У тех • (2.4.3)
* Повышенный комфорт пассажиров может способствовать повышению
коэффициента использования полезной нагрузки епн [75].
Техническая скорость определяется как отношение расстояния
между пунктами вылета и посадки к интервалу времени от начала разбега са-
молета при взлете и до окончания пробега на посадке.
Работа «идеального» самолета - это работа, совершаемая са-
молетом, у которого конструкция, оборудование и силовая установ-
ка ничего не весят, двигатели создают тягу без расхода топлива, и
этот самолет может летать весь срок службы без технического об-
служивания и ремонта:
(2 и “ Спн VKpeKc8760 • Тк,
(2.4.4)
где 8760 - годовой фонд времени в часах.
С учетом выражений (2.4.3) и (2.4.4), коэффициент полезного
действия самолета (2.4.1) будет
КПДС =
Go
6/пуст
Gfih У крейс GnH У крейс GnH У крейс
18пнУтех?8760’
(2.4.5)
В условиях заданного ТЗ
Gnn “ const, у крейс ” const.
(2.4.6)
Следовательно, теоретическая производительность самолета
будет постоянной величиной
GnH Укрейс “ const.
(2.4.7)
Теперь, анализируя (2.4.5), можно сформировать следующие
показатели, которые в условиях заданного ТЗ определяют техниче-
скую эффективность самолета:
весовая эффективность - А] = {СПуст rnin}; (2.4.8)
топливная эффективность - Л2 = {GT rnin}; (2.4.9)
эксплуатационная эффективность - Аз = {Wr —> max}; (2.4.10)
комфортабельность - Ад = {гПцУтех тах) •
(2.4.11)
Если физический смысл первых двух частных критериев эф-
фективности достаточно очевиден, то для последних двух целесо-
образно привести следующие комментарии.
Эксплуатационная эффективность самолета отражает его
приспособленность к выполнению всех видов работ по техническо-
му обслуживанию и ремонту с необходимым качеством в заданных
условиях организации по техобслуживанию и ремонту. Эксплуата-
ционная эффективность самолета практически пропорциональна его
эксплуатационной и ремонтной технологичности, повышение кото-
рой ведет к снижению стоимостных затрат на техническое обслу-
живание и ремонт самолета.
Эксплуатационная и ремонтная технологичность определяется
рядом факторов, которые объединяются в две взаимосвязанные груп-
пы: конструктивно-производственные и эксплуатационные факторы.
К конструктивно-производственным факторам относятся: дос-
тупность, контролепригодность, легкосъемность, взаимозаменяе-
мость, унификация функциональных систем и агрегатов, а также
преемственность средств наземного обслуживания и контрольно-
измерительной аппаратуры. Эти факторы определяются, в основ-
ном, свойствами самой конструкции самолета и должны учитывать-
ся при его создании. От этих факторов главным образом зависит
технически возможный годовой налет часов.
В группу эксплуатационных факторов входят формы организа-
ции выполнения технического обслуживания и ремонта, состояние
производственно-технической базы, квалификация специалистов, на-
личие запасных частей, а также полнота и качество эксплуатационной
документации. Эти факторы определяют среду, в которой проявляют-
ся свойства конструкции, и должны учитываться как при создании
самолета, так и при его эксплуатации. От этих факторов главным об-
разом зависит реальный в эксплуатации годовой налет часов Wг •
Годовой налет частных самолетов, как правило, составляет
около 120 ч; административных самолетов - не менее 500 ч.
Расчет показателя в зависимости от проектных параметров
самолета при его предварительном проектировании практически
невозможен. Возможна лишь экспертная оценка.
Комфортабельность самолета определяется рядом физиоло-
го-гигиенических, бытовых и психологических условий, соблюде-
ние которых направлено на достижение минимальной утомляемо-
сти пассажиров и экипажа, состояния удовлетворенности и спокой-
ствия во время полета.
В соответствии с действующими нормативами (санитарные
нормы, НЛГС) большинство из показателей комфортабельности при
проектировании конкретного легкого самолета должны принимать-
ся постоянными граничными условиями. Другие могут быть отне-
сены к показателям технической эффективности.
Для формулы (2.4.11) расчет технической скорости Утех, как
правило, не вызывает затруднений. Определение коэффициента ис-
пользования полезной нагрузки епн при проектировании самолета
возможно лишь экспертным методом.
Таким образом, экспертно оцениваемый критерий (2.4.11)
Ад = Комфортабельность —> max. (2.4.11 а)
Взлетный вес Go не включен в перечень критериев техниче-
ской эффективности (выражения (2.4.8)...(2.4.11)), поскольку он яв-
ляется функцией от весовой и топливной эффективности самолета.
Совокупность весовой и топливной эффективности иногда на-
зывают конструктивной эффективностью [20], поскольку они от-
вечают на вопрос: насколько эффективно по критерию Go min
реализованы ЭТТ конструкцией самолета.
Итак, множество частных критериев технической эффективно-
сти {А/} (выражения (2.4.8)...(2.4.11)) является ядром множества
показателей функциональности самолета Лф.
2.4.2. ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ
Физический смысл экономической эффективности заключает-
ся в сопоставлении на единой финансовой основе затрат с получае-
мым эффектом.
Высокое качество самолета необходимо не только для того,
чтобы выполнять присущие ему функции, но и для того, чтобы, став
товаром, он в наибольшей мере удовлетворял потребителя. Сущест-
вует зависимость экономической эффективности от улучшения ка-
чества продукции (самолета) [22, 50], которая в упрощенном виде
иллюстрируется следующим образом.
В простейшем случае экономическая эффективность будет
Э = Яс + Яэ = (^-5С) + [Рэ - W+3Э)] -> max, (2.4.12)
где Яс - прибыль разработчика и изготовителя самолета; Пэ “ ПРИ"
быль эксплуатанта самолета (потребителя); Зс и Зэ - затраты на соз-
дание и эксплуатацию самолета соответственно; Ц - продажная це-
на самолета; (Ц+Зэ) = ЦП - цена потребления (величина цены по-
требления в 3... 4 раза (до 10 раз) превышает продажную цену);
рэ - экономический результат от эксплуатации самолета.
При улучшении качества самолета, как правило, увеличивают-
ся затраты Зс разработчика и изготовителя (затраты на качество).
Это увеличение затрат ведет к увеличению продажной цены само-
лета Ц. Чтобы самолет приобретался потребителем по более высо-
кой цене, нужно, чтобы улучшение качества самолета приводило к
увеличению экономического эффекта потребителя Пу, как за счет
увеличения экономического результата рэ, так и, главным образом,
за счет сокращения затрат на эксплуатацию Зэ.
Главным законом развития техники является непрерывный на-
учно-технический прогресс, поэтому повышение качества самолета,
приводящее к увеличению экономической эффективности, должно
осуществляться за счет реализации в нем достижений НТП.
Примечание. По оценкам специалистов, за последние 50 лет свыше 90%
прибыли в мировой экономике получено за счет внедрения и использования инно-
ваций (результатов НТП) [22].
2.5. КОНКУРЕНТОСПОСОБНОСТЬ
САМОЛЕТА
Конкуренция (от лат. сопсиггеге - сталкиваться) - это со-
перничество между участниками рынка за лучшие условия произ-
водства и купли-продажи товара. Таким образом, конкуренция ба-
зируется на соперничестве и удовлетворении потребности.
Конкурентоспособность самолета - это такой уровень
его качества УКС (см. разд. 2.3), который позволяет выдержать кон-
куренцию с другими аналогичными самолетами на рынке.
Главными компонентами конкурентоспособности самолета
являются его техническое совершенство, цена и условия реализа-
ции, включая послепродажное обеспечение. Общая характеристика
показателей технического совершенства легкого самолета приведе-
на в разд. 2.5.1, а конкурентоспособности - в разд. 2.5.2.
2.5.1. ПОКАЗАТЕЛИ ТЕХНИЧЕСКОГО
СОВЕРШЕНСТВА САМОЛЕТА
В существующих нормативных документах понятие «техниче-
ское совершенство» четко не определено. В данной работе техни-
ческое совершенство самолета - это совокупность его наибо-
лее существенных свойств, определяющих качество самолета и ин-
тегрально характеризующих уровень его новизны. Иными словами,
техническое совершенство самолета - это компоненты качества,
обусловленные технической новизной самолета.
При прямой оценке технической новизны самолета принимают
характеристики нововведений - их количество, новизна и научно-
техническая значимость, подтверждаемые авторскими свидетельст-
вами и патентами.
На практике, как правило, степень технической новизны оце-
нивается косвенно. Косвенная оценка технического совершенства
самолета основана на измерении эффекта (результата) от примене-
ния достижений НТП, т.е. на измерении тех характеристик самоле-
та, для улучшения которых реализуются эти нововведения. В этом
случае показателями технического совершенства, очевидно, явля-
ются частные критерии соответствующей технической эффек-
тивности.
Пример 2.5.1. Весовое совершенство самолета связано с
реализацией при его создании различных достижений НТП (новые
материалы, технологии, оборудование и т.д.) в результате чего, при
прочих равных условиях, вес конструкции самолета и, следователь-
но, вес пустого самолета уменьшатся, а весовая эффективность
(2.4.8) возрастет. Таким образом, весовое совершенство самолета
оценивается показателями весовой эффективности.
Под техническим уровнем (ТУ) самолета понимают относи-
тельную характеристику его качества, основанную на сопоставле-
нии значений показателей, характеризующих техническое совер-
шенство оцениваемого самолета, с соответствующими базовыми
значениями.
Таким образом, технический уровень самолета - это один из
частных случаев оценки уровня его качества УКС. Поэтому методы
оценки ТУ аналогичны методам оценки качества самолета.
2.5.2. ПОКАЗАТЕЛЬ
КОНКУРЕНТОСПОСОБНОСТИ САМОЛЕТА
Конкурентоспособность самолета - это интегральное понятие,
отражающее способность самолета удовлетворять требованиям по-
требителей при его приобретении на рынке аналогичной техники [5,
22, 50].
Одним из общих показателей конкурентоспособности самоле-
та (проектируемого (п) или конкурирующей фирмы (к)) является
отношение полезного эффекта к цене потребления [50], где за по-
лезный эффект принимается уровень качества самолета, определен-
ный на множестве показателей, представляющих интерес для по-
требителя (например, технологичность изготовления не представля-
ет интереса для потребителя),
(
KCtfn,K = r==F , (2.5.1)
где ЦП = ЦПIЦП- относительное значение цены потребления;
ЦП§ - базовое значение цены потребления.
Если цена потребления исключается из анализа, то оценки
конкурентоспособности называются неценовыми. В этом случае,
очевидно, показатель конкурентоспособности равен уровню качест-
ва самолета У КС, определенного на множестве функциональных
показателей и показателей красоты, исключая параметры, не инте-
ресующие потребителя.
Оценка конкурентоспособности самолета производится на ос-
нове сопоставления проектируемого самолета с соответствующими
самолетами других фирм
ксп = кспп (252)
КСП*
Если это отношение более единицы (А*С/7>1), то проекти-
руемый самолет считается конкурентоспособным аналогичному са-
молету конкурирующей фирмы.
Итак, чтобы проектируемый самолет был конкурентоспособным,
необходимо обеспечить более высокий его технический уровень.
Глава 3
ВЫБОР ПРОЕКТНОГО РЕШЕНИЯ
Проектное решение -это промежуточное или конечное
описание объекта проектирования, необходимое и достаточное для
рассмотрения и определения дальнейшего направления или оконча-
ния проектирования.
В общем случае инженерное проектирование состоит из трех
этапов: синтез нескольких вариантов ПР, их анализ и сравнение с
целью выбора наилучшего.
В данной главе предлагается одна из возможных методологий
выбора наилучшего варианта ПР.
3.1. КОНЦЕПЦИИ МЕТОДОВ
ОПТИМИЗАЦИИ ПРОЕКТНОГО РЕШЕНИЯ
В некоторых случаях наилучшее ПР можно найти, обращаясь к
формальным методам принятия решений, т.е. используя математи-
ческие методы оптимизации. В других случаях выбор наилучшего
ПР является исключительно сложным вопросом, который носит
субъективный характер и предполагает учет факторов качественно-
го характера и мнений экспертов. В любом случае методы можно
разделить по количеству учитываемых критериев - один или не-
сколько. В последующих разделах рассмотрены основные положе-
ния обоих ПОДХОДОВ.
Оптимизация по одному критерию
В настоящее время оптимизация по одному критерию характе-
ризуется глубокими теоретическими исследованиями, развитыми
формальными методами (например, математическое программиро-
вание) и широкой практикой применения. Главный недостаток ма-
тематических методов оптимизации по одному критерию является
следствием их достоинств и состоит в том, что существенная не
формализуемая информация не может быть учтена при оптимиза-
ции. Поэтому в практике проектирования наряду с термином «оп-
тимальный вариант», получаемого формальным методом оптимиза-
ции, существует термин «рациональный вариант», при котором его
46
выбор обоснован не только формальными методами оптимизации,
но и с учетом мнения экспертов.
Примером широко применяемого критерия при оптимизации
проекта самолета (в условиях выполнения НЛГС и неизменности
ТЗ) является взлетный вес самолета
Go~> min.
Поскольку все свойства и характеристики самолета взаимосвя-
заны уравнением существования, то, оптимизируя самолет по одно-
му критерию, неизбежно ухудшают его другие показатели. Поэтому
для остальных показателей должны быть четко указаны границы,
образующие систему ограничений. Этими границами являются зна-
чения не оптимизируемых параметров и характеристик самолета,
ниже (выше) которых они не должны опускаться (повышаться).
Иными словами, после процедуры оптимизации все остальные па-
раметры и характеристики будут любыми, лишь бы не хуже заранее
указанного значения.
На практике однокритериальная оптимизация широко приме-
няется в задачах поиска оптимальных значений параметров самоле-
та (pQ, и его частей (например, удлинение крыла).
Оптимизация по нескольким критериям
Главное достоинство многокритериального подхода состоит в
возможности учета влияния показателей качества самолета (част-
ных критериев), не имеющих математической (статистической,
функциональной) связи с критерием оптимальности при однокрите-
риальном подходе. Достоинства многокритериального подхода обу-
словливают его главный недостаток - присутствие элемента субъ-
ективизма.
Адекватное множество частных критериев для самолета может
формироваться его конструктором в результате неформальной про-
цедуры под воздействием многих факторов и при этом решаются
следующие проблемы [13, 73].
Проблема размерности связана с тем, что частные критерии,
как правило, имеют различные размерности, поскольку они изме-
ряют различные свойства самолета. Кроме того, не всегда возможно
использование абсолютной шкалы . Это затрудняет сравнение,
вследствие чего оценки по каждому частному критерию приводят к
безразмерному виду, т.е. нормализуют их.
Проблема компромисса состоит в том, что одновременное
достижение оптимума по всем частным критериям практически не-
возможно, и для их сравнения необходим выбор принципа опти-
мальности, который делает многокритериальную оптимизацию ус-
ловной. Существуют различные принципы оптимальности. Напри-
мер, принцип равномерности исходит из равноценности всех част-
ных критериев; принцип главного критерия, наоборот, исходит из
того, что один какой-то критерий является основным, его и надо
улучшать, не допуская, однако, ухудшения остальных ниже опреде-
ленного уровня; принцип уступок требует, чтобы улучшение одних
критериев не превышала определенной (задаваемой) степени ухуд-
шения остальных.
По сути, проблема выбора принципа оптимальности сводится
к двум проблемам: ранжирование критериев и назначение глобаль-
ного критерия.
Проблема ранжирования связана с учетом приоритета част-
ных критериев. При выборе оптимального ПР следует добиваться
наилучшего его соответствия по всем критериям, однако каждый из
них, как показывает практика, имеет различную значимость. Для
учета приоритета частных критериев для каждого из них вводится
его ранг , множество которых позволяет корректировать принцип
оптимальности или проводить дифференциацию масштабов изме-
рения частных критериев.
Существуют различные методы определения рангов [73]:
• метод параметрических и стоимостных регрессионных зави-
симостей;
• метод эквивалентных соотношений;
• экспертный метод.
Проблема глобального критерия заключается в том, что при
многокритериальном подходе для принятия решения предполагает-
* Абсолютная шкала характеризуется началом отсчета и масштабом,
позволяющими измерить на сколько или во сколько раз один объект отлича-
ется от другого по выбранному показателю.
* * Наряду с термином ранг употребляются термины: весовой коэффи-
циент, коэффициент весомости, коэффициент важности.
ся наличие (явное или неявное) одного глобального критерия опти-
мальности.
Глобальный критерий должен удовлетворять ряду требований,
которые, как показано в работе [21], выполняются автоматически,
если все частные критерии имеют нормализованный вид.
Объективность оптимизации
Фактор неопределенности. При определении наилучшего ва-
рианта ПР в условиях неопределенности всегда сохраняется элемент
неопределенности. Поэтому к точности и достоверности оценок вари-
антов ПР нельзя предъявлять слишком высокие требования. Следова-
тельно, когда речь идет о ситуации с элементами неопределенности,
выводы не могут быть ни точными, ни однозначными [18].
Фактор субъективности. Методы многокритериальной опти-
мизации имеют слабые места (субъективность выбора частных кри-
териев и их рангов, природа глобального критерия и применение
экспертных оценок), но это не значит, что эти методы вовсе не нуж-
ны. Польза в том, что из множества возможных вариантов «выбра-
ковываются» заведомо неприемлемые, уступающие другим по всем
частным критериям. Тем самым выделяется область квазиопти-
мальных вариантов, из которых лицо, уполномоченное принимать
решения, сделает окончательный выбор.
Таким образом, следует констатировать, что при выборе про-
ектного решения в условиях неопределенности при любой поста-
новке задачи неизбежен некоторый субъективизм* и элемент риска.
3.2. МЕТОДОЛОГИЯ ВЫБОРА
ПРОЕКТНОГО РЕШЕНИЯ
Данный раздел содержит обоснование предлагаемого метода
выбора оптимального варианта ПР (разд. 3.2.1), анализ показателей
ПР (разд. 3.2.2) и описание глобального критерия (разд. 3.2.3). По-
становка задачи о выборе оптимального ПР приведена в разд. 3.2.4.
* Известный ученый Е.С. Вентцель пишет: «Нечего надеяться полностью из-
бавиться от субъективности в задачах, связанных с выбором решений» [18].
3.2.1. ИДЕЯ МЕТОДА
Главная цель проектирования - это создание конкурентоспо-
собного самолета при известных ограничениях на затраты его раз-
работчика и изготовителя (Зс)доп-
При условии, что самолет конкурирующей фирмы является
одним из вариантов ПР, целевая функция будет (см. разд. 2.5.2)
КСП = max
(3.2.1)
при условии (Зс) < (Зс)доп.
Физический смысл выражений (3.2.1) заключается в том, что
для всех допустимых вариантов самолета, удовлетворяющих требо-
ваниям ТЗ, НЛГС и ограничению на затраты при его создании, оп-
тимальным признается вариант с максимальным значением крите-
рия конкурентоспособности КСП.
Внешняя простота критерия конкурентоспособности КСП не
должна вводить в заблуждение. Дело в том, что если затраты на
эксплуатацию самолета Зэ (первая из двух компонентов цены по-
требления ЦП) в основном зависят от свойств самолета и фактора
времени, то продажная цена самолета Ц (вторая компонента ЦП) во
многом определяется ситуацией (экономической, социальной, поли-
тической и т.п.) на рынке продаж авиатехники. Поэтому примене-
ние критерия конкурентоспособности самолета при выборе опти-
мального варианта ПР связано с рядом специфических проблем, с
содержанием которых и возможными способами их решения можно
ознакомиться в специальной литературе [22,49].
Поэтому далее для выбора оптимального варианта ПР предла-
гается упрощенный неценовой подход к определению КСП, осно-
ванный на идеях квалиметрии .
Применение квалиметрии объясняется тем, что каждый вари-
ант ПР в своей основе - это вариант продукции с различным уров-
нем качества.
* Считается, что впервые в России определение наилучшего ПР мето-
дами квалиметрии осуществил академик А.Н. Крылов при количественной
оценке конкурсных проектов военных судов [42].
Тогда предлагаемый глобальный критерий для выбора опти-
мального варианта ПР легкого самолета - это уровень качества са-
молета (УКС), вычисляемый как средневзвешенный арифметиче-
ский комплексный показатель для каждого j-ro варианта ПР
_____________ ( I X i
УКС max = fАХi)max= X/?/
^/=1 Xi б
(3.2.2)
где X ji, Xi б - соответственно оценка (численное значение) и базо-
вое значение i-ro показателя качества самолета А,- для j-ro варианта
ПР; Ь, - ранг i-ro показателя качества самолета; I - общее количест-
во показателей качества и J - общее количество вариантов ПР.
Физический смысл критерия (3.2.2) состоит в том, что выбира-
ется вариант ПР с максимальным уровнем качества.
Определенная (но не полная) эквивалентность критерия КСП
(3.2.1) и критерия УКС (3.2.2) может быть достигнута при выполне-
нии соответствующих условий, касающихся показателей качества
самолета Ai и их рангов
Из методологических принципов квалиметрии вытекают сле-
дующие главные условия для формирования множества {А,}:
условие новизны - показатели технического совершенства
имеют приоритет;
условие минимальности и независимости - недопустимо ис-
пользование взаимообусловленных и, следовательно, дублирующих
показателей одного и того же свойства;
условие исключения - приоритет в выборе показателей каче-
ства всегда должен быть в пользу показателей, интересующих по-
требителя;
условие иерархичности - показатель любого уровня обобще-
ния предопределяется соответствующими показателями предшест-
вующего более высокого иерархического уровня.
При оценке конкурентоспособности самолета учитываются
только те показатели качества, которые интересуют его покупателя
(эксплуатанта, владельца) (см. разд. 2.5.2). Поэтому множество {А(}
должно состоять из показателей функциональности и показате-
лей красоты К к >те-
{А/} <=(К-фия-к). (3.2.3)
На основании принципа квалиметрии - «минимальность и не-
зависимость показателей» - показатели из множества экономично-
сти кэ не включены в {А,}, поскольку экономичность является не-
которой функцией (зависимой величиной) от показателей, входя-
щих в ЯфИЯ-к.
Все показатели из множества {А(}, удовлетворяющие условию
(3.2.3) и применяемые для вычисления глобального критерия
(3.2.2), называются частными критериями.
Для определения рангов Ь, в выражении (3.2.2) предлагается
руководствоваться следующим правилом согласования технической
и экономической эффективностей:
В условиях известного ТЗ, чем больше ожида-
ется повышение экономической эффективно-
сти самолета Э от соответствующего измене- (3 2 4)
ния его свойства, измеряемого показателем д,-, '
тем важнее этот показатель и, следовательно,
тем больше должен быть его ранг bi
Но существует условие нормирования рангов
£&, = 1. (3.2.5)
»=1
Таким образом, хотя и предлагается неценовой подход к выбо-
ру оптимального ПР, тем не менее степень важности каждого пока-
зателя качества самолета определяется в интересах повышения его
экономической эффективности.
В соответствии с изложенной методологией формируется
множество пар {(А/,£>/)}, которое можно назвать концепцией ка-
чества самолета.
Однозначно множество {(А,,^)} определить невозможно - не-
обходимо учитывать множество факторов, включая и требования
конкретного ТЗ. В практических задачах необходимо прибегать к
методам экспертных оценок (некоторые из экспертных методов
приведены в разд. 3.3). В экспертной процедуре должны участво-
вать ведущие специалисты по проектированию, технологии, экс-
плуатации, экономике, рынку сбыта авиатехники и другие экспер-
ты. Здесь важными могут быть традиции разработчика самолета и
результаты его научно - технического задела, а также другие фак-
торы (рис. 3.2.1).
Рис. 3.2.1. Факторы окружения проектирования
Пояснения к рис. 3.2.1 состоят в следующем.
Научно-технический прогресс подразумевает развитие фунда-
ментальных и прикладных исследований; развитие техники и новые
виды техники; новые изобретения и открытия в области науки и
техники; новые материалы и технологии; технический уровень и
оснащенность разработчика и изготовителя самолета; технический
уровень и оснащенность системы поддержания летной годности в
процессе эксплуатации авиатехники.
Экономическая ситуация - это развитие экономики регионов,
выделяемые ресурсы, списание авиатехники, экономическое поло-
жение потребителей самолета, поставки топлива и др.
Социально-политическая ситуация подразумевает развитие
демографии, трудовых ресурсов, интересов людей в свободное вре-
мя, доходов на душу населения и спроса на авиационные работы и
перевозки, международных отношений, стратегического курса и др.
Окружающая среда и инфраструктура применения предусмат-
ривают не только природно-климатические и экологические усло-
вия эксплуатации самолета, но также развитие авиаперевозок, сети
авиалиний, маршрутов и аэропортов, развития системы управления
воздушным движением.
3.2.2. ПОКАЗАТЕЛИ ПРОЕКТНОГО РЕШЕНИЯ
Обозначим через {ПР;} множество вариантов ПР, где
ПР; - имя набора конкретных значений показателей, состав-
ляющих описание;-го варианта ПР;
j - номер варианта, ; = !,/;
J-общее количество вариантов ПР.
Из описаний всех J вариантов ПР в соответствии с множест-
вом частных критериев {А,} формируется матрица количественных
оценок этих критериев для всех вариантов ПР
Хп ••• Хц ••• X\i
[Х]=Хл ... Xji -. X;/
(3.2.6)
; = !,/, / = !,/,
Хл ... Хл - Хл
где X ji - оценка (численное значение) (-го частного критерия (из
множества (А/)) для;-го варианта ПР;-
Оценки X ji могут быть получены следующими способами (в
порядке предпочтения):
• по результатам физического эксперимента,
• путем проектных работ и расчетов,
• экспертными методами.
Таким образом, каждая строка матрицы [X] в (3.2.6) представ-
ляет набор оценок для всех частных критериев ;-го варианта ПР, а
каждый столбец содержит перечень оценок по z-му частному крите-
рию для всех вариантов ПР.
Размерность всех показателей одного столбца в матрице (3.2.6)
должны быть одинаковыми, размерности показателей разных
столбцов, как правило, различны, поскольку они описывают раз-
личные свойства самолета. Это затрудняет дальнейшее сравнение,
вследствие чего оценки по каждому критерию приводят к безраз-
мерному виду и нормируют. Существуют различные способы нор-
мализации. Наиболее предпочтительной считается так называемая
«естественная» нормализация, которая позволяет нормировать зна-
чения X ji на основе приведения не только к общей безразмерной
шкале, но и к общему интервалу [0, 1]. Для этого следует руково-
дствоваться следующими формулами нормализации:
для оценок по критерию, когда «чем он больше, тем выше ка-
чество»
X у/-minx у»
aji =------; (3.2.7)
maxx /rmmx
& &
для оценок по критерию, когда «чем он больше, тем ниже ка-
чество»
maxX//-%/7
aji = —:, (3.2.7а)
max х//-ттх/7
JeJ jeJ
где aji ~ нормированное значение i-ro критерия для j-ro варианта
ПР на множестве J; minx ji - минимальное значение i-го критерия
jeJ
среди всех вариантов ПР из множества J; max х а - максимальное
значение (-го критерия среди всех вариантов ПР из множества J.
Полученные таким образом нормированные значения aji на-
ходятся в интервале 0 aji 1 (0 - «низкое качество по (-му пока-
зателю»; 1 - «высокое качество по (-му показателю»).
3.2.3. ГЛОБАЛЬНЫЙ КРИТЕРИЙ
Глобальный критерий для выбора варианта ПР легкого само-
лета (3.2.2), с учетом нормирования оценок показателей его качест-
ва (3.2.7) или (3.2.7а) будет
U max
' aji
= max X/?/-2-
i=i ai б
(3.2.8)
Где ai б “ базовое значение (-го показателя качества самолета Д/.
При выборе базы для сравнения вариантов ПР, удовлетворяю-
щих требованиям ТЗ и НЛГС, целесообразно использовать принцип
«идеального качества» (см. разд. 2.3), согласно которому количест-
венные значения показателей ИПМ совпадают с экстремальными
значениями этих же показателей у реальных объектов или проект-
ных вариантов. Следовательно, если aji - нормированные значе-
ния, то их базовые значения равны 1, т.е. а, 5 = 1. для всех i = 1,7.
Тогда выражение (3.2.8) станет
( ' "I
U max = max a ji
& V«=1 J
(3.2.9)
Физический смысл критерия (3.2.9) состоит в том, что выбира-
ется вариант ПР, уровень качества которого максимально прибли-
жен к уровню «идеального качества» для данного класса самолетов.
3.2.4. ПОСТАНОВКИ ЗАДАЧИ
Для этапа предварительного проектирования задача об опти-
мальном варианте ПР может быть сформулирована так (неценовой
подход).
Дано:
1) техническое задание на проектирование самолета и требо-
вания НЛГС;
2) концепция качества самолета{(д,•,£,)}, где множество част-
ных критериев {А,} удовлетворяет условию
{А,}с(/Сфи/Ск),
(3.2.10)
и ранги bi, соответствующие частным критериям А/, назначены по
правилу (3.2.4) и удовлетворяют условию нормирования (3.2.5);
3) множество альтернативных вариантов проектного решения
{ПР;}, описание которых представлено в виде матрицы [X] - вы-
ражение (3.2.6).
Требуется выбрать вариант, максимально приближенный к
уровню «идеального качества» для данного класса самолетов,
( 1 '
J7max = maxl Ybiaji ,
jeJ )
(3.2.11)
где оценки aji вычисляются по формулам нормализации (3.2.7).
В случае, когда концепция качества {(Ai,bi)} не содержит по-
казателей красоты, т.е. {дДсКф, уровень качества самолета
трансформируется в технический уровень самолета, и выбирается
вариант ПР с наивысшим техническим уровнем.
Методы определения оптимального варианта ПР по критерию
наивысшего технического уровня приведены в гл. 4 (выбор базовой
схемы самолета) и гл. 5 (выбор типа двигателя).
3.3. ОСНОВЫ ЭКСПЕРТНЫХ МЕТОДОВ
Экспертные методы заключаются в том, что при экспертизе
объектов* экспертами выставляются оценки на основе своих знаний,
опыта, интуиции и мысленного моделирования. Следовательно,
эксперт - это своеобразный «измерительный инструмент».
Применяются методы ранжирования, непосредственной оцен-
ки, парных сравнений, последовательное сравнение. Перечисленные
методы сравнения обладают различными качествами, но приводят к
близким результатам. Методом, требующим минимальных трудоза-
трат, является ранжирование, а наиболее эффективным - метод
парного сравнения, который, однако, требует трудоемкой обработки
результатов.
Процедуры организации и проведения экспертизы здесь не
рассматриваются, они могут быть аналогичны процедурам, изло-
женным в [25], а методы обработки - аналогичны методам, изло-
женным в [24].
Метод ранжирования
Ранжирование объектов представляет собой измерение объек-
тов в порядковой шкале.
Числа в шкале порядка (порядковой шкале) устанавливают
только порядок следования объектов и не дают возможности опре-
делить, на сколько один объект предпочтительнее другого.
* Здесь и далее под объектами экспертизы подразумеваются как по-
казатели качества {А(-}, так и элементы любого из столбцов матрицы [X] (вы-
ражение (3.2.6)).
Таким образом, ранжирование рекомендуется в тех случаях, ко-
гда при оценке объектов не требуется производить их точное измере-
ние (или это измерение не может быть в настоящий момент выполне-
но по причинам практического или теоретического характера). Счита-
ется [24,25], что этот метод надежен при числе объектов 7±2.
Для иллюстрации основ ранжирования предлагается следую-
щий упрощенный пример.
Пример 3.3.1. Рассмотрим формальную сторону процедуры
экспертизы для гипотетического случая ранжирования шести объ-
ектов, образующих множество {О(}. В экспертизе участвует два
эксперта.
Результаты работы эксперта с номером к = 1 состоят в сле-
дующем. Анализируя множество {Oj}, он пришел к следующему
ранжированному ряду по возрастающей шкале порядка :
1 2 3 4 5 6’ ( ' ’
где запись, например, Os •< Оз означает, что объект Оз строго пред-
почтительнее объекта Os', в нижнем ряду (3.3.1) обозначены номера
мест ранжированного ряда.
Как видно из (3.3.1), эксперт считает самым важным объект
О4, который занимает шестое - самое высокое место, а наименее
важным - Os, занимающий первое (начальное) место. Далее оформ-
ляется табл. 3.3.1, в которой гд - это ранг «-го объекта О, по мне-
нию эксперта с номером к = 1. В ранжированных рядах по возрас-
тающей шкале порядка со строгим предпочтением одного объекта
перед другим (по типу (3.3.1)) величина гд для «-го объекта совпа-
дает с номером его места в ранжированном ряду.
Таблица 3.3.1
Oi 01 01 Оз 04 О5 Об
место 4 3 2 6 1 5
ГЦ 4 3 2 6 1 5
В возрастающей порядковой шкале наиболее важный объект занимает
место, имеющее наиболее высокое числовое значение.
Возможны случаи, когда эксперт не в состоянии указать поря-
док со строгим предпочтением следования для двух или нескольких
объектов. В качестве примера рассмотрим работу эксперта с номе-
ром к = 2. Анализируя множество он пришел к следующему
ранжированному ряду по возрастающей шкале порядка:
(O5~O3~O2)^O6~O4UOi
(3.3.2)
1 2 3 4 5 6
где запись, например Об = 04, означает, что объект Об эквивален-
тен по важности объекту Од; в нижнем ряду (3.3.2) обозначены но-
мера мест ранжированного ряда с нестрогим предпочтением следо-
вания.
В данном случае объекты Об и О4 поделили межу собой чет-
вертое и пятое места. Тогда их ранги определятся по формуле сред-
неарифметического
5 + 4 л с
Г42 = г 61 = = 4,5 .
В ряду (3.3.2) для объектов 01 Оз и к=1 которые делят 1-е,
2-е и 3-е места, коэффициенты их важности вычисляются по фор-
муле среднеарифметического
1 + 2 + 3
ГЦ = гз1 = Г51 =-"--= 2.
Далее результаты работы эксперта под номером к = 2 оформ-
ляются в табл. 3.3.2.
Таблица 3.3.2
О, 01 01 Оз о4 О5 Об
место 6 3 2 5 1 4
П2 6 2 2 4,5 2 4,5
Результаты всех экспертов сводятся в итоговую табл. 3.3.3.
Далее должна проводится проверка согласованности эксперт-
ных ранжирований по соответствующему правилу [24] - в данном
примере опущена.
Таблица 3.3.3
Эксперты ri к Объекты
01 О2 Оз О2 О5 Об
Эксперт № 1 ГЦ 4 3 2 6 1 5
Эксперт № 2 П2 6 2 2 4,5 2 4,5
Оценка, уу,- 10 5 4 10,5 3 9,5
В табл. 3.3.3 экспертная оценка каждого i-ro объекта (нижняя
строка табл. 3.3.3) определяется суммированием пк п0 всем эле-
ментам соответствующего столбца, т.е. по формуле
т
Wi= tr*, (3.3.3)
Л=1
где т - количество экспертов (в данном примере т = 2):
W| = 10; W2 = 5; W3 = 4; W4 = 10,5; vvj = 3; и>б = 9,5.
Таким образом полученные оценки щ есть результат эксперти-
зы объектов О, методом ранжирования. Оценки wt по сути метода
ранжирования устанавливают только порядок предпочтения объек-
тов и не дают возможности количественно определить, насколько
один объект превосходит другой. Поэтому ранжирование применя-
ется в качестве предварительного шага экспертизы объектов количе-
ственными методами, например, методом непосредственной оценки.
Метод непосредственной оценки
Непосредственная оценка представляет собой процедуру при-
сваивания объектам числовых значений в шкале интервалов.
Шкала интервалов является количественной шкалой, позво-
ляющей определить, на сколько один объект превосходит другой
объект по одному или нескольким признакам.
Считается [24, 25], что метод непосредственной оценки явля-
ется достаточно эффективным способом в ситуациях, характери-
зующихся отсутствием полной информации, и когда число объектов
не более 3...4.
При процедуре непосредственной оценки наилучшему (с точ-
ки зрения эксперта) объекту назначается оценка, равная, например,
100 баллам. Последующим друг за другом по важности объектам их
оценки определяются последовательно как доля от оценки наилуч-
шего объекта. В затруднительных случаях рекомендуется предвари-
тельное ранжирование объектов (разд. 3.3.1).
Пример 3.3.2. Рассмотрим формальную сторону процедуры
определения экспертных оценок {w/} для 4-х объектов, образующих
множество {О/}. В экспертизе участвует два эксперта (к - номер
эксперта).
Составляется матрица «эксперты - объекты», в которой про-
ставляются полученные от каждого эксперта оценки объектов rki
по 100 балльной шкале -табл. 3.3.4.
Таблица 3.3.4
Эксперты rki Объекты
01 01 Оз о4
Эксперт № 1 Hi 100 70 90 30
Эксперт № 2 ГЦ 80 60 100 40
Оценка, w/ 90 65 95 35
Далее должна проводиться проверка согласованности оценок
rk j по соответствующему правилу [24] - в данном примере опущена.
В качестве итоговых экспертных оценок {w,} принимают ве-
личины
1 т
Wi = -^rkb (3.3.4)
т*=1
где т - число экспертов (в данном примере т = 2).
Часть 2
СХЕМА И ПАРАМЕТРЫ
САМОЛЕТА
Проектирование нового самолета может начинаться со стадии
первого рисунка, когда варианты проектного решения представляют
собой эскизы возможных схем самолета и допустимые значения его
параметров. Методики и рекомендации для этой стадии проектиро-
вания легких пассажирских самолетов приведены в данной части
книги.
Гл. 4 посвящена вопросам анализа возможных схем легкого
самолета и выбора наилучшей схемы.
При известном ТЗ параметры самолета и ~Nq определяются,
прежде всего, аэродинамическими свойствами самолета и характе-
ристиками двигателя и воздушного винта. Соответствующая ин-
формация может быть получена из научно-технического задела на
проектирование самолета либо расчетным путем, например, по ме-
тодикам гл. 5 (авиационные двигатели) и гл. 6 (воздушные винты).
Методы выбора удельной нагрузки на крыло и взлетной энерговоо-
руженности самолета с ПД приведены в гл. 7, а самолета с ТВД - в
гл. 8.
В данной части приведены методики и процедуры выбора наи-
лучшей схемы самолета (разд. 4.9) и наилучшего двигателя
(разд. 5.4). В зависимости от целей проектирования и времени, от-
веденного на проект, эти процедуры могут выполняться как на ста-
дии первого рисунка, так и на последующих стадиях при более де-
тальной проработке проекта.
Глава 4
АНАЛИЗ И ВЫБОР СХЕМЫ САМОЛЕТА
Возможная классификация схем легких самолетов приведена в
разд. 4.1. Далее изложен анализ основных достоинств и недостатков
различных схем, который полезен при выборе схемы проектируемо-
го самолета. Методика выбора схемы самолета приведена в заклю-
чительном разделе данной главы.
4.1. О КЛАССИФИКАЦИИ СХЕМ ЛЕГКИХ
САМОЛЕТОВ
При классификации схем самолетов традиционно первым при-
знаком называется аэродинамическая (балансировочная) схема,
среди вариантов которой выделяют: классическую (нормальную)
схему, схему «утка», тандемную схему и другие схемы.
Следующим признаком классификации является схема крыла:
моноплан или биплан.
Разновидности монопланов и бипланов характеризуются нали-
чием или отсутствием элементов внешнего силового набора и в со-
ответствии с этим разделяются на свободнонесущие, подкосные и
расчалочные.
Монопланы можно классифицировать по положению крыла
относительно фюзеляжа. Выделяют четыре основных типа: «пара-
соль», высокоплан, среднеплан и низкоплан.
Схемы самолетов различаются также по типу фюзеляжа: од-
нофюзеляжные, двухфюзеляжные, двухбалочные с гондолой и дру-
гие схемы.
Количество двигателей и их размещение существенно отра-
жаются на схеме при одном и том же сочетании крыла и фюзеляжа.
В одномоторных самолетах двигатель может быть размещен в носо-
вой и средней частях фюзеляжа, а также в носовой или хвостовой
части гондолы. В многомоторных самолетах с двигателями на кры-
ле их размещают перед крылом, за крылом или в комбинации тан-
дем: на передней и задней кромках. Все эти комбинации возможны
при различном положении двигателей по вертикали: над крылом,
под крылом, на уровне хорды. Возможны и другие схемы располо-
жения двигателей.
Винты делают тянущими, толкающими, устанавливаются в
комбинации тандем. Мощность двигателя может передаваться на
один винт посредством удлиненного вала или на два винта при по-
мощи трансмиссий. Применяется также передача мощности двух
двигателей на один винт.
Оперение самолета классифицируется по количеству килей - с
одним килем или двухкилевое оперение, может быть и большее ко-
личество килей. При однокилевом оперении дальнейшая классифи-
кация определяется положением ГО по высоте киля: Т-образное,
крестообразное или с низким расположением ГО на фюзеляже. При
двухкилевом оперении различают: оперение с разнесенным верти-
кальным оперением (концевые шайбы на стабилизаторе), П-образ-
ное оперение и другие схемы. Может применяться и хвостовое
V-образное оперение.
Шасси легких самолетов выполняют по трехопорной схеме с
носовой или с хвостовой опорой.
4.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СХЕМА
В основу классификации аэродинамических схем самолетов
положено взаимное расположение несущих и стабилизирующих аэ-
родинамических поверхностей, а также органов управления и ба-
лансировки. Поэтому наряду с термином «аэродинамическая схема»
используется термин «балансировочная схема». Здесь рассмотрены
следующие аэродинамические схемы: нормальная схема; схема
«утка»; тандемная схема; «бесхвостка».
На рис. 4.2.1 [66] показана примерная зависимость аэродина-
мического качества самолета от относительной площади задней не-
сущей поверхности при одинаковой степени продольной статиче-
ской устойчивости и Су = const. Потери аэродинамического каче-
ства самолета объясняются, главным образом, возникающими при
балансировке самолета индуктивным сопротивлением ГО, сопро-
тивлением отклоненного руля высоты и частью индуктивного со-
противления крыла. Теоретические основы вычисления аэродина-
мического качества самолета с учетом потерь на его балансировку
приведены в [60].
Относительная площадь задней несущей поверхности
Рис. 4.2.1. Влияние схемы самолета на аэродинамическое качество:
1 - нормальная схема; 2 - тандемная схема; 3 - схема «утка»
4.2.1. НОРМАЛЬНАЯ СХЕМА
Нормальная схема самолета характеризуется расположением
горизонтального оперения позади крыла (или крыльев). Самолеты
этой схемы составляют большинство современной гражданской
авиации. Поэтому нормальную схему самолета часто называют
классической схемой. Эта схема самолета в наибольшей степени
удовлетворяет комплексу требований, предъявляемых к легким са-
молетам по устойчивости и управляемости.
Основные достоинства нормальной схемы:
а) благодаря развитой хвостовой части фюзеляжа без затруд-
нений обеспечивается необходимая продольная и путевая устойчи-
вость и управляемость;
б) сохранение безотрывного обтекания ГО в некоторой облас-
ти закритических углов атаки крыла обеспечивает достаточную эф-
фективность продольного управления на больших углах атаки.
4.2.2. СХЕМА «УТКА»
Пример самолета, выполненного по схеме «утка», приведен на
рис. 4.2.2,а. Эффективная концепция этого самолета, созданного в
1974 г., способствовала росту популярности этой схемы. Для улуч-
шения срывных характеристик центр тяжести был сдвинут назад, а
для борьбы с раскачиванием и тенденцией к задиранию носовой
части введены отклоняемые носки и аэродинамические гребни [81].
Рис. 4.2.2. Самолет схемы «утка» Vari Eze
Рассмотрение моментных характеристик (рис. 4.2.2,б) показы-
вает три области изменения обтекания. Первое наблюдается на уг-
лах атаки около 4° (позиция 1 на рис. 4.2.2,б) - в связи с нарушени-
ем линейного характера зависимости Су = fW- Другие изменения
наступают в связи со срывом потока на ПГО - при а~ 14° (пози-
ция 2) и в связи со срывом на крыле при а « 22° (позиция 3).
Принципиальная особенность самолета схемы «утка» заклю-
чается в том, что его горизонтальное оперение, расположенное впе-
реди крыла, является несущим, т.е. оно создает подъемную силу,
Рис. 4.2.3. Схема действия подъ-
емных сил и силы веса самолета
«утка»
направленную вверх - рис. 4.2.3.
В связи с правилом «про-
дольного V»* для обеспечения
продольной устойчивости самоле-
та «утка» его ПГО должно быть
установлено под положительным
углом (примерно 2...3°) относи-
тельно хорды крыла.
Для обеспечения приемлемых
характеристик самолета на боль-
ших углах атаки перед сваливани-
*Для продольной статической устойчивости самолетов любых аэроди-
намических схем, состоящих из двух тандемно расположенных плоских по-
верхностей в условиях их балансировки, необходимо, чтобы угол атаки пе-
редней поверхности был больше угла атаки задней несущей поверхности.
ем срыв потока должен наступать всегда на ПГО. В этом случае са-
молет автоматически опустит нос («клевок» самолета) и перейдет
на малые углы атаки крыла. Здесь важно, чтобы «клевок» самолета
был плавным и с минимальной потерей высоты.
Поэтому допустимы такие проектные решения, когда крити-
ческий угол атаки ПГО меньше критического угла атаки крыла, т.е.
(акр)пго < (акр\рыло • (4-2'1}
Для того чтобы выполнялось условие (4.2.1) и опускание носа
самолета при «клевке» было плавным с минимальной потерей вы-
соты, целесообразно, например, придавать ПГО прямоугольную
форму в плане с большим удлинением и (или) создавать на крыле
передний корневой наплыв, увеличивающий (акр)крыло, (схема са-
молета Vari Eze на рис. 4.2.2). Как известно, у аэродинамической
поверхности прямоугольной формы в плане с большим удлинением
срыв потока на больших углах атаки начинается на относительно
небольшом участке в ее корневой части. Поэтому при срыве потока
с ПГО теряется только незначительная часть его подъемной силы,
что сопровождается медленным опусканием носа самолета, незна-
чительным уменьшением угла атаки крыла и последующим увели-
чением скорости полета.
Недопустимым является проектное решение, создающее усло-
вия, когда
<акр)ПГо " (Открыло • (4-2 2)
Выполнение условия (4.2.2) означает, что при полете на малых
скоростях перед сваливанием срыв потока в первую очередь будет
наступать на крыле. Этот срыв потока на крыле приводит к «под-
хвату» самолета, т.е. при сваливании самолет резко задирает нос и
переходит в штопор.
Как правило, самолеты схемы «утка» оборудуются шасси с
носовой опорой.
Для легких самолетов можно отметить следующие положи-
тельные свойства схемы «утка».
1. Поскольку ПГО является несущим, то его подъемная сила
складывается с подъемной силой крыла самолета. По сравнению с
классической схемой это дает возможность уменьшить потребную
площадь крыла самолета «утка» и, следовательно, уменьшить вес
крыла, а также уменьшить балансировочное и профильное сопро-
тивления (рис. 4.2.1). Примерное сравнение самолетов классической
схемы и схемы «утка» однотипного назначения с одинаковыми си-
ловыми установками дает рис. 4.2.4 - по данным работы [36]. В
итоге, вес пустого самолета схемы «утка» по сравнению с классиче-
ской схемой может быть уменьшен на 5...7 %.
Рис. 4.2.4. Сравнение однотипных са-
молетов нормальной схемы и схемы
«утка»
2. Благодаря аэродина-
мическим особенностям, пра-
вильно спроектированный са-
молет схемы «утка» гаранти-
рован от срыва в штопор. Од-
нако если самолет «утка» все
же попадет в штопор, напри-
мер, в случае воздействия
сильного восходящего потока
воздуха при полете в грозо-
вой турбулентности, то для
выхода из него необходимы
дополнительные специальные
средства. В истории авиации
имеются катастрофы в ре-
зультате штопора экспери-
ментальных самолетов схемы «утка», например, ХР-55 Curtiss, изо-
браженный на рис. 4.2.5. Он был создан в начале 1940-х годов и
может служить примером неудачной концепции самолета «утки».
Из многих недостатков этого самолета наиболее известным была
его склонность к сваливанию [81]. При медленном увеличении угла
атаки эффективность ПГО постепенно уменьшалась и происходило
сваливание в штопор. При резком же увеличении угла атаки Х-55
срывался внезапно, стремясь занять перевернутое положение, из ко-
торого уже не выводился.
3. Подъемная сила несущего ПГО разгружает носовую часть
фюзеляжа, что благоприятно сказывается на ресурсных характери-
стиках этой части фюзеляжа.
4. Благодаря «дестабилизи-
рующему» эффекту ПГО, распо-
ложенного впереди центра тяже-
сти самолета, маневренные ха-
рактеристики самолетов схемы
«утка» выше, чем маневренность
самолетов нормальной схемы.
5. При установке толкаю-
щего винта количество частей
самолета, попадающих в струю
от винта, минимально.
Наряду с положительными
особенностями схема «утка» об-
ладает и рядом свойств, затруд-
няющих ее применение.
1. Резкий «клевок» самоле-
та схемы «утка», совершенный
при его взлете или посадке, мо-
жет сопровождаться потерей вы-
соты полета и последующим
Рис. 4.2.5. Схема самолетаХ-55
ударом о землю, что считается одним из главных недостатков схе-
мы «утка».
2. На самолетах схемы «утка» размещение грузов, как правило,
реализуется впереди центра тяжести, что приводит к более перед-
ним центровкам (до минус 20% 6сах), увеличивающим потери аэро-
динамического качества на балансировку и приводящим к затруд-
нениям балансировки пикирующего момента от механизации кры-
ла. Но даже при нормальной для «утки» центровке (примерно минус
10% /?сах) центр тяжести самолета находится впереди крыла и пле-
чо подъемной силы от механизации крыла и, следовательно, пики-
рующий момент существенно больше, чем для классической схемы.
Для обеспечения приемлемого диапазона центровок ПГО
должно иметь максимальный коэффициент подъемной силы боль-
ший по величине, чем для крыла. Это может быть достигнуто, на-
пример, оснащением ПГО сложной механизацией его задней кром-
ки и перенесением органов продольного управления на крыло.
3. Вследствие причин, указанных выше, при наличии продоль-
ной статической устойчивости эффективность продольного управ-
ления быстро теряется с увеличением угла атаки и этим ограничи-
вается использование больших а и, следовательно, больших Cv
Результаты исследований [66] показали, что с помощью ПГО удает-
ся сбалансировать самолет, у крыла которого Су max мех -2. По-
этому применение высокоэффективной механизации крыла (напри-
мер, двухщелевых закрылков Фаулера) представляет техническую
проблему, для решения которой необходимо в каждом конкретном
случае проводить специальные исследования.
4. Наличие дестабилизирующего плеча носовой части фюзе-
ляжа и малого плеча ВО обусловливают, для обеспечения самолету
достаточной путевой устойчивости и управляемости, увеличенную
площадь ВО (иногда в 2...3 раза [66]) и, следовательно, увеличение
его веса и лобового сопротивления.
5. Вследствие скоса потока за ПГО изменяется закон распре-
деления аэродинамической нагрузки по размаху крыла таким обра-
зом, что индуктивное сопротивление крыла повышается. Скос по-
тока от ПГО уменьшает местные углы атаки в корневой части кры-
ла, что снижает их несущую способность, и догружает концевые
части крыла. Решение этой проблемы в том, чтобы ПГО и крыло
разнести как можно дальше друг от друга по длине фюзеляжа и по
высоте, таким образом, чтобы крыло не попадало в вихревой след
от ПГО на крейсерских углах атаки - рис. 4.2.6.
6. Вихревая зона от расположенного впереди ПГО может ока-
зывать влияние на ВО, ухудшая путевую устойчивость на больших
Рис. 4.2.6. Разнесение ПГО и крыла
но длине и высоте фюзеляжа /36]
Крыло
углах атаки при полете со
скольжением. Поэтому
иногда путевая устойчи-
вость и управляемость
обеспечиваются располо-
женными на концах кры-
ла вертикальными киля-
ми - «шайбами».
4.2.3. ТАНДЕМНАЯ СХЕМА
Особенность тандемной схемы заключается в двух крыльях,
расположенных одно за другим (рис. 4.2.7). По способу баланси-
ровки эта схема принципиально не отличается от схемы «утка», хо-
тя возможны варианты, близкие к нормальной схеме.
Рис. 4.2.7. Самолеты схемы тандем:
а - самолет П. Грушина; б - самолет Б. Рутана
Для обеспечения продольной устойчивости и уменьшения по-
терь Cv max всей тандемной комбинации вследствие взаимного
влияния крыльев необходимо, чтобы переднее крыло было установ-
лено под положительным углом атаки по отношению к хорде задне-
го крыла (примерно 2...3°) - соблюдение правила «продольного V».
Для сохранения продольной устойчивости на малых скоростях
(большие углы атаки) целесообразно переднее и заднее крылья раз-
нести друг от друга по длине фюзеляжа и по высоте, таким образом,
чтобы заднее крыло не попадала в вихревой след от переднего кры-
ла на больших углах атаки - рис. 4.2.8.
Центр тяжести самолета при тандемной схеме ориентируют
относительно расстояния между фокусами переднего и заднего
крыльев. При одинаковых крыльях центр тяжести размещается
Рис. 4.2.8. Разнесение крыльев в схеме
тандем по высоте фюзеляжа [36]
примерно у задней кромки
переднего крыла. Схема
тандем позволяет в экс-
плуатации самолета назна-
чать широкий диапазон
центровок.
Для обеспечения пу-
тевой устойчивости и
управляемости служит
нормальное вертикальное
оперение (рис. 4.2.8) или концевые шайбы на заднем крыле. Конце-
вые шайбы, кроме того, позволяют повысить эффективность задне-
го крыла за счет уменьшения индуктивного сопротивления.
Поперечная управляемость обеспечивается элеронами, уста-
новленными на обоих крыльях. Как показали результаты испытания
[68], работа элеронов в этом случае исключительно эффективна,
несмотря на меньшее плечо по сравнению с обычным крылом. До-
пустимо элероны размещать только на заднем крыле, срыв потока
на котором наступает позднее.
Элероны можно использовать для обеспечения продольной
управляемости, причем при отклонении ручки или штурвала от себя
и на себя элероны переднего и заднего крыльев должны отклониться
одновременно на одном крыле вверх, а на другом - вниз. Рулями вы-
соты могут служить закрылки, размещенные между элеронами и от-
клоняющиеся не только одновременно вниз, но и в разные стороны.
Срыв потока и критический угол атаки переднего крыла в тан-
демной комбинации наступают всегда раньше, чем у заднего крыла,
имеющего меньший угол установки и, кроме того, находящегося в
потоке, скошенном передним крылом. При потере скорости после
срыва потока с переднего крыла самолет переходит не в штопор, а в
пикирование. Это обстоятельство в некоторых случаях может слу-
жить основным доводом в пользу тандемного размещения крыльев.
Аэродинамической особенностью схемы тандем является то,
что при малых углах атаки Сх заднего крыла (рис. 4.2.9) меньше,
чем того же крыла, взятого изолированно. На больших углах ата-
ки Сх заднего крыла в тандемной комбинации больше, а Су мень-
ше, чем у изолированного крыла.
В тандемной схеме общая
несущая площадь разбивается
на два равных или приблизи-
тельно равных крыла, линей-
ные размеры которых пример-
но в 1,4 раза (по данным [36])
меньше аналогичного крыла
самолета нормальной схемы.
Следовательно, тандемная схе-
ма по сравнению с нормальной
схемой имеет меньшие габари-
ты и меньший вес.
Таким образом, основны-
ми достоинствами тандемной
аэродинамической схемы са-
им с. 4.2.9. Поляры заднего крыла
схемы тандем /68/
молета являются: компакт-
ность, меньший вес, повышен-
ная поперечная управляемость,
меньший разнос масс в направ-
лении поперечной оси, широкий диапазон центровок.
К недостаткам тандемного расположения относятся: меньшее
аэродинамическое качество (рис. 4.2.1), необходимость усиления
фюзеляжа, усложнение установки и уборки основных стоек шасси,
разнос масс в направлении продольной оси и возможное затенение
передним крылом обзора вперед.
4.2.4. СХЕМА «БЕСХВОСТКА»
Для «бесхвостки» характерно отсутствие горизонтального
оперения (рис. 4.2.10). Вертикальное оперение, расположенное на
фюзеляже, или заменяющие его концевые шайбы не являются обя-
зательным признаком этой схемы.
Самолет схемы «бесхвостка» потенциально обладает многими
преимуществами по сравнению с нормальной схемой, которые обу-
словлены значительным снижением веса конструкции, аэродинами-
ческого сопротивления и стоимости благодаря исключению хвосто-
вой части фюзеляжа и аэродинамических поверхностей ГО и ВО.
Кроме того, вследствие меньшей инерционности повышается ма-
невренность самолета. В большинстве построенных самолетов схе-
мы «бесхвостка» двигатель, экипаж и т.п. размещаются в укорочен-
ном (по сравнению с обычным) фюзеляже, который часто называют
гондолой.
Рис. 4.2.10. Схема двухместного самолета «Винг» Т-10
Как правило, рулевыми поверхностями на крыле «бесхвостки»
являются элевоны, которые действуют как рули высоты (при откло-
нении в одну стороны) и как элероны (при отклонении в противо-
положные стороны). Весьма существенный недостаток схемы «бес-
хвостка» - это малое плечо ее органов продольного управления, что
снижает их эффективность и требует значительных углов отклоне-
ния, увеличивающих их аэродинамическое сопротивление.
Путевая устойчивость «бесхвостки» может быть обеспечена
ВО, расположенным в хвостовой части фюзеляжа, или расположе-
нием на концах крыла вертикальных килей-шайб, уменьшающих,
кроме того, индуктивное сопротивление крыла. Придание стрело-
видной формы килю и шайбам увеличивает плечо ВО.
Крыло «бесхвостки» не допускает эффективной механизации.
Закрылки, расположенные в хвостовой части крыла, при отклоне-
нии создают пикирующий момент и для продольной балансировки
самолета элевоны необходимо отклонять в сторону, противополож-
ную отклонению закрылков. Таким образом, подъемная сила крыла
с выпущенными закрылками и отклоненными для балансировки
элевонами практически не изменяется. Поэтому необходимая подъ-
емная сила для взлета или посадки достигается путем увеличения
площади крыла и, следовательно, его веса. В итоге, по данным ра-
боты [66], вес пустого самолета «бесхвостки» на 15... 18% больше.
чем для самолета нормальной схемы.
Увеличение площади крыла са-
молета уменьшает удельную нагрузку
на крыло, что делает «бесхвостку»
чувствительной к турбулентности
воздуха не столько с точки зрения
прочности конструкции, сколько с
точки зрения нагрузки на экипаж и
комфорта пассажиров.
Рис. 4.2.11 дает представление
об аэродинамических характеристи-
ках схемы «бесхвостка» в сравнении с
«уткой» и нормальной схемой.
Исследованию схемы «бесхвост-
ка» в 1930-40-е годы уделялось боль-
шое внимание. Были найдены эффек-
тивные способы обеспечения устой-
чивости и управляемости, определено,
что реальные преимущества «бесхво-
стки» по сравнению с нормальной
Рис. 4.2.11. Вид поляр само-
летов различных аэродина-
мических схем /36]:
1 - схема «утка»;
2 - нормальная схема;
3 - схема «бесхвостка»
схемой обеспечивались лишь на некоторых типах самолетов с огра-
ниченным диапазоном применения. В настоящее время к таким са-
молетам относятся, например, очень легкие самолеты.
4.2.5. НЕТРАДИЦИОННЫЕ СХЕМЫ
Научно-производственное объединение «Молния» разработало
легкий пассажирский самолет «Молния-1» (рис. 4.2.12), имеющий
аэродинамическую схему «продольный триплан» - три несущих по-
верхности, расположенных одно за другим по длине самолета. Не
следует путать со схемой, у которой три крыла расположены одно
над другим.
В работе [47] отмечается, что, двухбалочная схема, П-образное
хвостовое оперение и заднее расположение двигателя с толкающим
винтом обусловливают следующие преимущества самолета «Мол-
ния-1»:
а) снижение шума в салоне;
б) улучшение переднего обзора летчика;
в) обеспечение безопасности пассажиров и персонала аэро-
дрома на земле, так как крыло и балки полностью изолируют воз-
душный винт.
Рис. 4.2.12. Схема самолета «Молния-1»:
максимальная взлетная масса - 1740 кг; максимальная коммерче-
ская нагрузка - 550 кг; количество пассажирских мест - 4...5; эки-
паж- 1...2; поршневой двигатель М-14Р мощностью 400л.с.; даль-
ность полета с максимальной коммерческой нагрузкой - 500 км на вы-
соте 1500 м и скорости 225...285 км/ч; длина разбега-350 м
Однако главное преимущество самолета «Молния-1» и схемы
«продольный триплан» перед «уткой» и нормальной схемой состоит
в том, что минимальное балансировочное сопротивление сохраня-
ется в широком диапазоне положения ЦТ самолета. Это достигается
за счет распределения балансировочной силы между ПГО и ГО (на
самолете Piaggio Р.180 Avanti (рис. 4.2.13) балансировочная сила
ПГО составляет около 25% от балансировочной силы ГО).
Кроме того, «продольный триплан» при сохранении преиму-
ществ, создаваемых ПГО, вследствие наличия ГО позволяет избежать
недостатков, присущих схеме «утка» (в частности, ГО удерживает са-
молет от «клевка» на нос), хотя площадь крыла в схеме «продольный
триплан» может быть уменьшена не в такой степени как на «утке».
Рис. 4.2.13. Схема самолета Piaggio Р.180 Avanti
В работе [47] отмечаются следующие особенности схемы
«продольный триплан»:
а) три несущих поверхности и механизация как основного, так
и переднего крыла позволяют получить максимальную подъемную
силу без существенных потерь на балансировку, упростить технику
пилотирования, уменьшить размеры самолета, вес конструкции и
обеспечивают снижение нагрузок на органы управления;
б) упреждающий срыв потока с переднего крыла, имеющего
больший угол атаки по сравнению с основным, приводит к автома-
тическому уменьшению угла атаки самолета и обеспечивает пре-
дотвращение сваливания и срыва в штопор и высокую устойчивость
при больших возмущениях и маневрировании;
в) быстрое затухание возмущенного движения, комфорт пас-
сажиров и удобство пилотирования.
Конструкторским бюро экспериментального самолетостроения
совместно с ЦАГИ, ВИАМ, АНПК «МиГ» разработан проект шес-
тиместного самолета «Сталкер» оригинальной аэродинамической
схемы (рис. 4.2.14).
Рис. 4.2.14. Схема самолета «Сталкер» [47]:
максимальная взлетная масса - 2310 кг; масса пустого - 1100 кг; по-
лезная нагрузка - 590 кг; формула кресел по длине салона 2-2-2; силовая
установка - два двигателя ТЮ-360 мощностью по 215 л.с., позволяющие
производить полеты с расходом топлива 15,5 г/(пасс км); дальность по-
лета до 5000 км; крейсерская скорость - 390 км/ч на высоте 4000 м;
взлетная скорость - 135 км/ч; посадочная скорость - 128 км/ч; площадь
крыльев -14 м ; аэродинамическое качество - 20,5
4.3. БИПЛАНЫ
Бипланом называется самолет с двумя крыльями, расположен-
ными одно над другим (рис. 4.3.1).
Для уменьшения сопротивления интерференции между верх-
ним и нижним крыльями, а также для обеспечения необходимой
центровки самолета верхнее крыло, как правило, смещают вперед
относительно нижнего.
Верхнее и нижнее крылья биплана соединяют стойками и лен-
тами-расчалками, которые образуют пространственную ферму, по-
лучившую название коробки крыльев. Все расчалки имеют предва-
рительное натяжение, что исключает провисание их при перемене
направления действующей в эксплуатации нагрузки. Внешние рас-
чалки придают коробке значительную жесткость на кручение. Вся
пространственная ферма в целом работает на вертикальный изгиб и
кручение. При этом в отдельных ее элементах действуют растяги-
вающие или сжимающие усилия.
Рис. 4.3.1. Схема самолета Ан-2
Количество стоек в коробке крыльев зависит от величины раз-
маха крыльев. При большом количестве стоек (многостоечный би-
план (рис. 4.3.2)) вес бипланной коробки получается минимальный,
но сопротивление наибольшее.
Рис. 4.3.2. Вид спереди шестистоечного биплана «Илья Муромец»
Основная идея конст-
рукции бипланной короб-
ки заключается в исполь-
зовании большой ее строи-
тельной высоты, характе-
ризуемой (рис. 4.3.3) от-
ношением строительной
высоты h к размаху крыла
I. Крылья свободнонесу-
щих монопланов имеют
h/l = 0,015...0,025,
Рис. 4.3.3. Строительная высота биплана
и свободнонесущего моноплана
а для бипланных коробок это отношение больше [38] -
М = 0,14...0,20.
Другой особенностью биплана по сравнению с монопланом
является меньший размах его крыльев (при равной площади и уд-
линении). Этим определяются меньшие габариты и меньший мо-
мент инерции относительно продольной оси самолета, что обеспе-
чивает бипланам лучшие маневренные свойства.
Вследствие указанных особенностей (большая строительная
высота и меньший размах) вес бипланной коробки может быть
меньше веса крыла моноплана.
Вместе с тем бипланная схема обладает существенным недос-
татком - это большое лобовое сопротивление бипланной коробки,
обусловленное взаимным влиянием верхнего и нижнего крыльев и
наличием в потоке элементов фермы (стоек, расчалок).
Кроме того, в эксплуатации бипланная схема оказывается
сложнее, чем монопланная, так как требует постоянного надзора за
регулировкой натяжения расчалок и проверки положения крыльев
(их вынос и углы установки).
Бипланная схема довольно широко применялась в самолетостро-
ении вплоть до середины 1930-х годов и достигла наибольшего аэро-
динамического и весового совершенства в виде одностоечного полу-
тораплана (нижнее крыло короче верхнего). В гражданской авиации
долгожителем среди самолетов-бипланов является Ан-2 (рис. 4.3.1).
4.4. МОНОПЛАНЫ
Монопланы можно
классифицировать по поло-
жению крыла относительно
фюзеляжа. Выделяют четыре
основных типа: «парасоль»,
высокоплан, среднеплан и
низкоплан.
Самолет схемы «пара-
соль» (рис. 4.4.1) - это высо-
коплан с крылом, закреплен-
ным на стойках и подкосах
над фюзеляжем. Достоинство схемы - очень низкое по отношению
к крылу расположение ЦТ самолета, что обеспечивает повышенную
продольную устойчивость и допускает заднюю центровку до
40% Ьсах- Благодаря этому достоинству, схема «парасоль» была
распространенной в 1920-30-е годы. Однако эта схема сложна кон-
структивно, менее совершенна в аэродинамическом отношении и в
эксплуатации менее удобна, чем подкосный высокоплан. В настоя-
щее время схема «парасоль» применяется весьма редко в самолетах
любительской постройки.
Как правило, на легких самолетах, предназначенных для пере-
возки пассажиров и грузов, применяют схемы с низким
(рис. 4.4.2,а) или высоким (рис. 4.4.2,б) расположением крыла.
Рис. 4.4.2. Схемы расположения 1фыла:
а - низкоплан; б - высокоплан
Несмотря на аэродинамические преимущества, схема средне-
плана применяется весьма редко вследствие эксплуатационных и
компоновочных особенностей.
Различия в характеристиках вы-
сокоплана и низкоплана имеют место
при взлете и посадке из-за экранного
эффекта вследствие близости земли.
Этот эффект уменьшается с увеличе-
нием высоты крыла над ВПП.
Качественное влияние близости
земли на зависимость Су = /(а) по-
казано на рис. 4.4.3, из которого вид-
но, что на малых и средних углах ата-
ки влияние экрана приводит к увели-
чению подъемной силы, однако
Рис. 4.4.3. Влияние экрана
(земли) на подъемную
силу крыла
Су max из-за экранного эффекта земли может существенно умень-
шиться.
Экранный эффект земли выражается и в уменьшении индук-
тивного сопротивления, что может привести к уменьшению взлет-
ной и увеличению посадочной дистанций.
Кроме того, из-за экранного эффекта земли происходит
уменьшение скоса потока в области горизонтального оперения, ве-
дущее к появлению момента на пикирование. Это явление потребу-
ет большего отклонения руля высоты для отрыва носового колеса
при взлете или при выравнивании самолета на посадке и может
стать определяющим фактором при выборе площади руля высоты.
Экранный эффект земли может вызвать и противоположный эф-
фект, заставляя самолет «приземляться самостоятельно». Это озна-
чает, что после выполнения нормального захода на посадку потре-
буется незначительное или вообще не потребуется отклонение руля
высоты для выравнивания самолета. Такое явление может наблю-
даться в случае, когда низко расположенное крыло вследствие бли-
зости земли дает заметное приращение подъемной силы, а указан-
ный выше момент ГО на пикирование будет компенсироваться мо-
ментом на кабрирование в результате прироста подъемной силы
крыла. Такое поведение самолета считается благоприятным, однако
достичь этого целенаправленным начальным выбором схемы прак-
тически невозможно.
Различия между низкопланом и высокопланом в минимальном
сопротивлении могут быть уменьшены соответствующим выбором
зализов и обтекателей. Считается, что с точки зрения максимально-
го аэродинамического качества высокоплан выгоднее низкоплана.
По данным фирмы «British Aerospace Public Ltd» (BAe) при одина-
ковых прочих условиях и круглом фюзеляже с зализами высоко-
план по сравнению с низкопланом характеризуется:
• меньшим на 8% сопротивлением при Су = 0 (из-за меньшей
аэродинамической интерференции);
•большим на 4% коэффициентом Су max > приближающимся к
Су max изолированного крыла, что объясняется сохранением от-
крытой верхней несущей поверхности крыла высокоплана над фю-
зеляжем.
Низко расположенное крыло может выполнять роль энергоем-
кой массы при вынужденной посадке самолета, хотя имеется опас-
ность пожара при контакте с поверхностью земли, поскольку в кры-
ле обычно находятся топливные отсеки или баки, повреждение ко-
торых при посадке более вероятно, особенно топливных отсеков.
При не слишком сильном ударе о землю вероятность повреждения
и возникновения пожара у высокопланов меньше. При сильном
ударе для обеспечения безопасности экипажа и пассажиров в случае
поломки шасси делают усиление нижней поверхности фюзеляжа,
располагая, например, балку, воспринимающую на себя удар
(рис. 4.4.4).
Дополнительные нагруз-
ки на фюзеляж высокоплана А\
со стороны крыла при ава- (J
рийной посадке, как правило,
приводят к дополнительным
затратам веса конструкции
фюзеляжа для их восприятия ---
(по сравнению с низкопла- Рис. 4.4.4. Схема усиления фюзеляжа
ном). самолета DC-5 [68]
При вынужденной по-
садке высокоплана на воду
фюзеляж будет погружен, в этом случае необходимо предусматри-
вать аварийный выход из кабины через верхний люк, компенсация
прочности которого также увеличивает вес конструкции фюзеляжа.
Из-за аэродинамического влияния крыла на ВО при высоком
расположении крыла площадь ВО должна быть больше, чем у схе-
мы низкоплана.
Уборка основных стоек шасси высокоплана представляет спе-
циальную проблему для конструктора. При расположении двигате-
лей на крыле основные стойки шасси можно крепить к крылу и
убирать в мотогондолы (рис. 4.4.5,а) или в хвостовые балки (при
двухбалочной схеме самолета). Однако при этом стойки имеют зна-
чительную высоту и вес.
Другим возможным вариантом является размещение основных
стоек шасси на фюзеляже (рис. 4.4.5,б,в). Этот вариант требует уси-
ления конструкции фюзеляжа для восприятия нагрузок при посадке
и сопровождается дополнительным приростом веса. В случае убор-
ки стоек и колес шасси в фюзеляж этот прирост веса конструкции
фюзеляжа увеличивается из-за компенсации прочности соответст-
вующего выреза.
Рис. 4.4.5. Варианты компоновки
шасси самолета высокоплана:
а-убирающееся шасси в гондо-
лу двигателя; б - неубирающееся
шасси; в - убирающееся шасси в
гондолу на фюзеляже
В случае уборки стоек и колес шасси в обтекатели на фюзеля-
же (рис. 4.4.5,в) появляется дополнительный вес этих обтекателей.
Частично прирост веса конструкции из-за уборки шасси в фюзеляж
(обтекатели) высокоплана компенсируется более короткими стой-
ками по сравнению с шасси для самолета низкоплана. Кроме того,
для варианта размещения шасси на фюзеляже трудно получить ши-
рокую колею основных колес шасси.
На практике вариант размещения основных стоек шасси на
фюзеляже высокоплана, как правило, применяется в случае неуби-
рающегося шасси (рис. 4.4.5,б).
Перечисленные выше особенности размещения шасси на са-
молете говорят в пользу схемы низкоплана (рис. 4.4.6).
В схеме низкоплана шасси могут убираться в гондолы двига-
телей (рис. 4.4.6,а), в отсек фюзеляжа или в отсек между лонжеро-
нами крыла (рис. 4.4.6,б). Поскольку обшивка крыла легкого само-
лета является неработающей или слабо нагруженной, то компенса-
ция соответствующего выреза в таком крыле будет сопровождаться
минимальными затратами веса.
Рис. 4.4.6. Схемы уборки шасси для низкоплана
Разновидности монопланов характеризуются наличием или от-
сутствием элементов внешнего силового набора крыла и в соответ-
ствии с этим разделяются на свободнонесущие (например,
Рис 4.4.7. Разновидности подкосных монопланов:
а - низкоплан; б - высокоплан
Из рис. 4.4.8 видно, что при одинаковых размерах и нагрузках
максимальное значение изгибающего момента крыла у подкосного
моноплана существенно меньше, чем у свободнонесущего. Следо-
вательно, при равных размерах и нагрузках наличие внешнего сило-
вого элемента - подкоса, увеличивая строительную высоту h
(рис. 4.4.8), позволяет уменьшить вес крыла, но одновременно при-
водит к увеличению лобового сопротивления.
Монопланы с подкосным крылом в настоящее время проекти-
руются по схеме высокоплан. Подкосы, прикрепленные к нижней
поверхности крыла, создают меньшую аэродинамическую интерфе-
ренцию и легче по весу в отличие от других вариантов, так как рас-
четными для них являются растягивающие нагрузки.
Рис. 4.4.8. Эпюры изгибающих моментов крыла моноплана:
а - подкосное крыло; б - свободнонесущее крыло
4.5. СХЕМЫ САМОЛЕТОВ ПО ТИПУ
ФЮЗЕЛЯЖА
Традиционной схемой легкого самолета по типу фюзеляжа яв-
ляется схема с одним фюзеляжем, предназначенным для размеще-
ния экипажа, пассажиров, грузов, оборудования, часто силовой ус-
тановки, иногда топлива, а также для связи основных частей само-
лета между собой. Существует две концепции фюзеляжа при одно-
фюзеляжной схеме самолета, отличающиеся формой хвостовых
частей - рис. 4.5.1.
Рис. 4.5.1. Концепции хвостовых частей фюзеляжа
Вариант на рис. 4.5.1,6 используется, как правило, при компо-
новке входной двери в хвостовой части фюзеляжа как, например, в
самолете Ан-14А.
Для легких самолетов рациональной может оказаться двухба-
лочная схема, хвостовое оперение в которой вынесено на балках.
Роль фюзеляжа выполняет центральная гондола (рис. 4.5.2).
Рис. 4.5.2. Схемы двухбалочных самолетов:
а - двухмоторный с тянущими винтами;
б - одномоторный с толкающим винтом
Преимуществом двухбалочной схемы является удобство за-
грузки и выгрузки гондолы, улучшенный обзор, а главные недос-
татки связаны с возможным ухудшением аэродинамики и увеличе-
нием веса конструкции.
Для схемы на рис. 4.5.2,а расчеты показывают [59], что аэро-
динамическое сопротивление самолета на 10... 15% больше, чем
обычного (с одним фюзеляжем) за счет большей омываемой по-
верхности и обдувки балок потоком от винтов.
При схеме на рис. 4.5.2,б сопротивление может быть меньше,
чем аналогичного одномоторного самолета с тянущим винтом и
обычным фюзеляжем из-за минимального числа частей самолета,
обдуваемых винтом.
Суммарный вес гондолы и двух балок может быть на 31 ...37%
больше, чем одного фюзеляжа [59]. Но при нормальной схеме само-
лета вес крыла может быть уменьшен, вследствие его разгрузки в
корневой части силами от ГО, передаваемых по хвостовым балкам.
Вес проводки управления возрастает на 20...25%. Кроме того, балки
занимают часть размаха механизации крыла, поэтому площадь кры-
ла приходится увеличивать на 5...7%
ВПХ с однофюзеляжным самолетом.
Рис. 4.5.3. Двухбалочная схема самолета
для достижения одинаковых
Засл ужи вает внима-
ния техническое решение,
при котором совмещаются
функции хвостовых балок
и двухкилевого оперения
большой стреловидности
(рис. 4.5.3), например са-
молет Як-58. В одномо-
торном двухбалочном са-
молете с толкающим вин-
том улучшается обзор.
Самолеты с двумя
фюзеляжами применяются
очень редко. В качестве примера на рис. 4.5.4,а приведена схема
перспективного самолета с двумя фюзеляжами для установления
абсолютного рекорда скорости для самолетов с поршневыми двига-
телями [15].
Основным достоинством двухфюзеляжного самолета является
эффект разгрузки крыла, благодаря которому существенно умень-
шился момент, изгибающий крыло (рис. 4.5.4,б), и, следовательно,
уменьшается вес крыла двухфюзеляжного самолета по сравнению с
однофюзеляжным. Аэродинамическое сопротивление самолета с
двумя фюзеляжами может оказаться не больше сопротивления са-
молета с одним фюзеляжем, если компоновочные особенности двух
фюзеляжей позволят не увеличивать их суммарную омываемую по-
верхность или площадь миделя.
Рис. 4.5.4. Схема самолета с двумя фюзеляжами:
а - проект рекордного самолета «Твин Мустанг Рейсер»;
б - эпюры изгибающих моментов крыла
Аэродинамическая нагрузка
Изгибающий момент для
однофюзеляжной схемы
Изгибающий момент для
двухфюзеляжной схемы
4.6. СХЕМЫ ОПЕРЕНИЯ
Различают следующие схемы оперения: однокилевое оперение
(рис. 4.6.1), разнесенное вертикальное оперение (рис. 4.6.2) и V-об-
разное хвостовое оперение (рис. 4.6.4).
Наиболее распространенной является схема с одним килем и
стабилизатором, установленным на фюзеляже или киле - рис. 4.6.1.
Она обеспечивает конструктивную простоту и жесткость, хотя в
случае Т-образного хвостового оперения (рис. 4.6.1,в) необходимо
принимать меры, предотвращающие его флаттер.
Схема Т-образного оперения обладает рядом преимуществ.
Расположение ГО в верхней части киля создает для последнего эф-
фект концевой шайбы, что может способствовать уменьшению по-
требной площади ВО. Кроме того, высоко расположенное ГО нахо-
дится в зоне небольшого скоса потока от крыла при средних (по-
летных) углах атаки, что позволяет уменьшить потребную площадь
ГО. Таким образом, площадь Т-образного оперения может быть
меньше площади оперения с низким расположением ГО.
Рис. 4.6.1. Однокилевое оперение
Разнесенное вертикальное оперение характеризуется тем, что
кили (шайбы) могут располагаться на крыле, фюзеляже, на концах
стабилизатора или хвостовых балках. Примеры некоторых схем
разнесенного двухкилевого вертикального оперения приведены на
рис. 4.6.2. Эти схемы применяются либо при необходимости уста-
навливать ВО большой площади (например, рис. 4.6.2,а), либо в
связи с двухбалочной схемой самолета (например, рис. 4.6.2,б,в).
Рис. 4.6.2. Разнесенное вертикальное оперение
Для одномоторных самолетов необходимая площадь ВО в зна-
чительной мере определяется длиной и площадью боковой проекции
части фюзеляжа, находящейся впереди ЦТ самолета, а также площа-
дью боковой проекции хвостовой части фюзеляжа. Чем длиннее но-
совая часть фюзеляжа (и больше площадь ее боковой проекции), тем
при прочих равных условиях больше площадь ВО, необходимая для
устранения дестабилизирующего момента этой части фюзеляжа.
Аналогично, при малой боковой площади хвостовой части фюзеляжа
(например, рис. 4.5.1,5) и, следовательно, ее малом стабилизирую-
щем эффекте также требуется увеличение площади ВО.
Если двигатели расположены на крыле, то полет с одним отка-
завшим двигателем, как правило, является условием для выбора
размеров киля и руля направления многодвигательного самолета.
Значительная высота ВО (в случае его большой потребной
площади) может привести к появлению моментов по крену при от-
клонении руля поворота в результате большого плеча между цен-
тром давления ВО и продольной осью самолета. Если такая опас-
ность существует, заслуживает внимания разнесенная двухкилевая
схема хвостового оперения, уменьшающая этот эффект, (рис. 4.6.2,а).
Весьма хорошие характеристики путевой статической устойчивости
имеет ВО в виде шайб, развитых вниз на концах ГО. Высокая эф-
фективность ВО в этом случае обусловлена ослаблением или прак-
тически отсутствием вредного взаимодействия ВО с другими эле-
ментами самолета.
Для двухбалочной или двухфюзеляжной схемы самолета вы-
бор двухкилевого оперения очевиден (рис. 4.6.2,б - с нижним рас-
положением ГО и рис. 4.6.2,в - с верхним расположением ГО (П-об-
разное оперение)).
Поскольку из-за аэродинамической интерференции килей аэ-
родинамическая эффективность единицы площади двухкилевого
ВО ниже, чем у однокилевого, то суммарная площадь двух килей
должна быть больше площади однокилевого ВО.
Поскольку в схемах на рис. 4.6.2 кили (килевые шайбы) соз-
дают для горизонтального оперения эффект концевых шайб, то
площадь ГО может быть уменьшена.
В П-образной схеме (рис. 4.6.2,в) ГО расположено высоко и
находится в зоне небольшого скоса потока от крыла при средних
(полетных) углах атаки, что также позволяет уменьшить его по-
требную площадь.
Применение схем крестообразного (рис. 4.6.1,6), Т-образного
(рис. 4.6.1,в) или П-образного (рис. 4.6.2,в) оперения улучшает взаи-
модействие ГО и ВО, способствуя повышению путевой устойчивое -
ти. Однако следует иметь в виду, что характеристики продольной
устойчивости и управляемости могут быть при этом существенно
ухудшены. Особенность крестообразного, Т-образного или П-образ-
ного оперения заключается в том, что почти всегда существуют об-
ласти углов атаки, когда ГО попадает в отрывной след от крыла
(большие углы атаки, штопор). При попадании стабилизатора в этот
след резко уменьшаются его несущие свойства, что приводит к
сильному нарастанию момента на кабрирование и к появлению не-
устойчивости (рис. 4.6.3). Поскольку при попадании в отрывной след
существенно снижается эффективность руля высоты, то применение
таких схем оперения требует особого внимания как при выборе плеча
ГО, так и при определении его положения по высоте.
Рис. 4.6.3. Влияние П-образного оперения на про-
дольную устойчивость [4/
Весьма хорошие характеристики путевой статической устой-
чивости имеет V-образное оперение (рис. 4.6.4,а), что обусловлено
ослаблением или практически отсутствием вредного взаимодейст-
вия ВО с другими элементами самолета. Поэтому преимуществом
V-образного оперения является возможность выноса оперения из
аэродинамической тени крыла без применения Т-образного опере-
ния и уменьшение веса конструкции вследствие сокращения числа
поверхностей оперения.
Рис. 4.6.4. Схема V-образного оперения
V-образное оперение состоит из неподвижных частей, назы-
ваемых стабилизаторами, и отклоняемых рулей. Работу V-образ-
ного оперения иллюстрирует рис. 4.6.4,б,в.
К недостаткам V-образной схемы относятся:
а) сложность кинематики управления рулями;
б) появление больших закручивающих фюзеляж моментов при
отклонении рулей в разные стороны (момент от силы 2Р на
рис. 4.6.4,в, который может потребовать увеличения веса хвостовой
части фюзеляжа);
в) снижение эффективности рулей при совместном действии
ручного и ножного управления (уменьшается располагаемый диапа-
зон отклонения рулей в каждом канале управления);
г) трудноустранимый люфт в проводке, что опасно и связано с
возможностью возникновения флаттера оперения.
Как показывает практика, V-образное оперение применяется
довольно редко, например самолет Beechcraft V35.
4.7. СХЕМЫ ШАССИ
Ранее упоминалось влияние схемы расположения крыла на
компоновку стоек шасси. Далее рассмотрены две основные схемы
шасси, представленные на рис. 4.7.1.
Трехопорное шасси с хвостовой опорой (рис. 4.7.1,а) обладает
следующими преимуществами:
1) хвостовая опора невелика, простая по конструкции и легкая;
2) схема допускает выполнение посадки на три точки путем
перевода самолета в срывной режим. При этом посадочная скорость
практически равна скорости сваливания в посадочной конфигура-
ции. Аэродинамическое сопротивление обеспечивает тормозящую
силу. Это особенно необходимо при посадке на грунтовой аэродром
(без тормозов);
3) при применении тормозов вертикальная нагрузка на основ-
ные стойки увеличится, увеличивая силу торможения.
Рис. 4.7.1. Основные схемы шасси легких самолетов
Причины, по которым трехопорное шасси с хвостовой опорой
почти полностью было вытеснено схемой с носовой опорой, связа-
ны со следующими его недостатками:
1)при сильном торможении самолет стремится опрокинуться
на нос;
2)сила трения торможения колес о ВПП приложена впереди
ЦТ самолета и создает дестабилизирующий момент, когда самолет
перемещается под небольшим углом рыскания по отношению к
ВПП. Это может вызвать крутой разворот на земле;
3)при посадке на две точки создается момент на кабрирование
в результате ударных нагрузок на основные опоры, что приводит к
увеличению подъемной силы и подскоку самолета;
4) значительный угол атаки крыла в стояночном положении
затрудняет рулежку при сильном ветре;
5) наклонный пол кабины неудобен для пассажиров, загрузки и
разгрузки;
6) наклон фюзеляжа ограничивает обзор летчику вперед.
Эти недостатки в конструкциях некоторых самолетов могут
быть частично устранены.
Взаимосвязь хвостового колеса с управлением рулем направ-
ления обеспечивает простой способ управления самолетом на земле.
Принципиальные преимущества схемы трехопорного шасси с
носовой опорой (рис. 4.7.1,6) заключаются в следующем:
1) при нахождении на земле фюзеляж и пол кабины практиче-
ски горизонтальны;
2) хороший обзор летчика;
3) при разбеге сопротивление самолета невелико;
4) сила трения торможения колес о ВПП в этой схеме прило-
жена за ЦТ самолета и создает стабилизирующий путевой момент;
5) носовая стойка защищает от опрокидывания на нос и предо-
храняет винты от повреждений, позволяя летчику полностью ис-
пользовать возможности тормозов основных колес;
6) при посадке на две точки в результате ударных нагрузок на
основные опоры создается пикирующий момент, обеспечивающий
самопроизвольное опускание передней опоры шасси и последую-
щий устойчивый пробег на трех опорах.
Постепенный рост посадочных скоростей современных само-
летов сделал перечисленные преимущества трехопорной схемы
шасси с носовой опорой более весомыми по сравнению с имеющи-
мися недостатками:
1) носовая опора шасси должна при торможении воспринимать
значительные нагрузки и поэтому она относительно тяжелее хво-
стовой опоры в трехопорной схеме с хвостовой опорой;
2) для установки носовой опоры потребуется местное усиление
фюзеляжа, а для ее уборки - дополнительный объем, который труд-
но обеспечить на легких самолетах, не выходя за обводы фюзеляжа.
Это один из наиболее трудных вопросов проектирования шасси на
этапе предварительного проектирования.
Самолет с убирающимся шасси (по сравнению с самолетом с
неубирающимся шасси) имеет меньшее аэродинамическое сопро-
тивление в полетной конфигурации. Однако вес самолета увеличи-
вается за счет системы и механизмов уборки - выпуска шасси, ниш
для уборки шасси и т.п. Кроме увеличения веса самолета при уби-
рающемся шасси, возрастает цена самолета и увеличиваются расхо-
ды на его техническое обслуживание. Неубирающееся шасси спо-
собствует безопасности полетов, поскольку по статистике летных
происшествий 3...4% происшествий связано с невыпуском шасси
из-за забывчивости пилота.
4.8. СХЕМЫ РАСПОЛОЖЕНИЯ
ДВИГАТЕЛЕЙ
Общее число построенных легких самолетов с одним ПД в
8...9 раз больше самолетов с двумя двигателями.
Кроме требований аэродинамики, при выборе компоновки
двигателя и винта необходимо учитывать конструктивные, весовые,
технологические и эксплуатационные факторы (см. приложение 3).
4.8.1. ОДНОМОТОРНЫЕ САМОЛЕТЫ
Для самолетов с одним двигателем основным является выбор
толкающего или тянущего винта (рис. 4.8.1). В обоих случаях с це-
лью повышения управляемости и маневренности следует стремить-
ся к сближению центров тяжести двигателя и планера самолета для
уменьшения «разноса» масс.
Рис. 4.8.1. Схемы одномоторного самолета:
а-с тянущим винтом; б-с толкающим винтом
При установке на самолет толкающий винт имеет несколько
лучший КПД.
Шум винтового самолета значительно отличается от шума
изолированного винта и зависит от компоновки самолета. С приме-
нением толкающих винтов увеличивается уровень шума на
5... 15 дБ по сравнению с тянущими винтами [4]. Наличие вблизи
винта и, особенно перед ним, каких-либо конструктивных элемен-
тов или завихрений от них значительно увеличивает шум. Напри-
мер, шум винта, расположенного в следе за крылом, возрастает на
5. ..Ю дБ.
Размещая двигатель в фюзеляже по высоте, необходимо доби-
ваться наибольшего угла обзора пилота в плоскости симметрии са-
молета без увеличения миделя фюзеляжа или фонаря. Обводы носо-
вой части фюзеляжа как сверху, так и снизу должны быть плавными
для предотвращения преждевременного срыва потока.
От расположения двигателя по продольной оси самолета в
значительной мере зависит удобство установки топливной системы,
а от положения по вертикали - наклон подкосов моторамы и способ
ее крепления к фюзеляжу.
При тянущем винте и двигателе, расположенном непосредст-
венно в носовой части фюзеляжа, задачи аэродинамики и обзора
решаются хуже, чем при размещении двигателя в средней части
фюзеляжа за кабиной с применением удлиненного вала к тянущему
винту (например, самолет Р-300 Equator - приложение 3) или тол-
кающему винту (самолет Як-58 - приложение 3), а также в гондоле
с толкающим винтом.
4.8.2. ДВУХМОТОРНЫЕ САМОЛЕТЫ
При размещении двигателей на крыле, кроме выбора толкаю-
щего или тянущего винтов (рис. 4.8.2), необходимо учитывать ряд
дополнительных факторов: взаимное влияние гондолы, винта и
крыла, удобство уборки и вес шасси, перемещение центра тяжести
крыла и его разгрузку в полете, «разнос» масс по поперечной оси.
Расположение винтов перед крылом (рис. 4.8.2,а) является
наиболее приемлемой схемой с аэродинамической и конструктив-
ной точек зрения. Поток от винтов работающих двигателей оказы-
вает благоприятный эффект на срывные характеристики крыла и
повышает подъемную силу, особенно при выпущенных закрылках,
создавая своеобразную встроенную защиту от сваливания самолета.
С другой стороны, при отказе двигателя до перевода винта в режим
флюгирования, он создает значительное сопротивление при авторо-
тации, нарушая обтекание крыла. Моменты по крену и рысканию,
создаваемые при отказе двигателя, представляют серьезную про-
блему управления, особенно при взлете. Кроме того, изменение
мощности двигателя в полете влияет на скос потока за крылом и
изменяет балансирующий момент от хвостового оперения.
Рис. 4.8.2. Схемы двухмоторного самолета с мотогондолами на крыле:
а - тянущие винты; б - толкающие винты
Мотогондолы с тянущими винтами смещают центр тяжести
крыла вперед и поэтому в отношении флаттера они выгоднее, чем
гондолы с толкающими винтами.
Влияние гондол толкающих винтов относительно крыла ис-
следовано в основном с точки зрения взаимного влияния крыла и
гондолы без работающего винта. При размещении мотогондолы не-
посредственно над крылом Су уменьшается, а Сх увеличивается по
мере приближения гондолы к крылу.
На самолетах с низким расположением крыла (рис. 4.8.3) кон-
структоры часто вынуждены использовать сравнительно высокое
положение двигателей на верхней поверхности крыла для обеспече-
ния необходимого зазора между винтом и землей. Это может при-
вести к неблагоприятной интерференции между гондолой и кры-
лом, приводящей к преждевременному срыву потока и появлению
дополнительного индуктивного сопротивления.
Рис. 4.8.3. Расположение мотогондол относительно крыла низкоплана:
а - над крылом; б - под крылом
По сравнению с низкопланом высоко расположенное крыло в
общем случае создает больше возможностей в отношении располо-
жения в вертикальной плоскости двигателей относительно профиля
крыла (рис. 4.8.4), так как в этом случае легче обеспечить необхо-
димый зазор между винтом и землей.
б)
в)
Рис. 4.8.4. Расположение мотогон-
дол по высоте относительно кры-
ла высокоплана:
а - над крылом; б -в плоскости
хорд; в - под крылом
Иногда два двигателя размещают вне крыла:
• внутри фюзеляжа - в носовой и хвостовой частях, например,
самолет Cessna 336 Skymaster (приложение 3);
• по бокам фюзеляжа в хвостовой части (рис. 4.8.5) или в носо-
вой части, например, самолет Do 28-2 (приложение 3).
В перечисленных случаях отсутствует разгрузка крыла весом
двигателя, что делает крыло более тяжелым, а также происходит
догружение конструкции фюзеляжа нагрузками от силовой уста-
новки (увеличение веса фюзеляжа).
Рис. 4.8.5. Гондолы ТВД в хвостовой части фюзеляжа
4.9. МЕТОДИКА ВЫБОРА БАЗОВОЙ
СХЕМЫ САМОЛЕТА
Методика выбора базовой схемы основана на методологии вы-
бора оптимального проектного решения (гл. 3).
4.9.1. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ
Базовая схема легкого пассажирского самолета - это количе-
ство и взаимное расположение основных его частей (крыло, фюзе-
ляж, оперение, шасси, двигатели и воздушные винты).
Альтернативные варианты базовой схемы самолета с именами
Схема №1, Схема № 2 и т.д. образуют множество {БСу}, где j - но-
мер варианта, j = \,J и J - общее количество вариантов.
Базовая схема не учитывает форму частей самолета, поэтому
вопросы эстетического восприятия самолета покупателем (эксплуа-
тантом) не могут быть рассмотрены. В этом случае, как показано в
разд. 3.2, концепция качества трансформируется в концепцию тех-
нического уровня и критерий выбора - это наивысший «техниче-
ский уровень варианта ПР».
Итак, задача выбора оптимальной базовой схемы самолета
может иметь следующую постановку.
Дано:
1) техническое задание на проектирование самолета и требо-
вания НЛГС;
2) концепция технического уровня самолета {(А/,/?/)}, где мно-
жество частных критериев {А/} удовлетворяет условию
{А/}<=/Сф,
(4.9.1)
и ранги Ьь соответствующие частным критериям Д/, назначены по
правилу (3.2.4) и удовлетворяют условию нормирования (3.2.5);
Кф - множество показателей функциональности (см. разд. 2.3);
3) множество альтернативных вариантов базовой схемы {БСу},
описание которых представлено в виде матрицы [X] - выражение
(3.2.6).
Требуется выбрать вариант базовой схемы, обладающий мак-
симальным техническим уровнем для данного множества схем,
( 1
J7max = max 'Lbiaji ,
j&J (j = l у
(4.9.2)
где aji ~ оценки, вычисляемые по формулам нормализации (3.2.7)
или (3.2.7а);
I - общее число показателей.
В укрупненном виде процедура определения оптимальной ба-
зовой схемы самолета состоит в выполнении следующих операций:
•синтез множество вариантов {БСу} (разд. 4.9.2);
• формулировка концепции технического уровня самолета в
виде множества {Ai, bi) (разд. 4.9.3);
• анализ вариантов базовой схемы (разд. 4.9.4);
• выбор оптимальной базовой схемы (разд. 4.9.5).
4.9.2. О СИНТЕЗЕ ВАРИАНТОВ БАЗОВОЙ
СХЕМЫ
Наиболее простой прием получения множества вариантов ба-
зовой схемы проектируемого самолета {БСу} - это использование
схем уже существующих самолетов либо непосредственно, либо
после некоторых изменений.
Более сложные приемы синтеза (изобретения) вариантов базо-
вой схемы основаны на комбинациях существующих и новых идей
и конструкций при соблюдении определенных логических связей
между ними.
Весьма распространенным методом, основанным на комбина-
торике, является морфологический метод. Основы этого метода из-
ложены, например, в работах [28, 55, 60]. Суть его состоит в том,
что в объекте проектирования выделяют (как правило, по функцио-
нальному признаку) группу основных конструктивных или других
признаков. Для каждого признака предлагают (на основе статисти-
ки, патентов) или изобретают возможные варианты его исполнения
или реализации. Таким образом получают морфологическую мат-
рицу. Пример весьма подробной морфологической матрицы (мат-
рицы конструктивных признаков) схем самолетов приведен в из-
вестной работе [30]. Затем, комбинируя между собой варианты при-
знаков, можно получить множество различных решений для схемы
самолета.
4.9.3. ФОРМИРОВАНИЕ КОНЦЕПЦИИ
ТЕХНИЧЕСКОГО УРОВНЯ САМОЛЕТА
Как уже отмечалось в разд. 4.9.1, при выборе базовой схемы
самолета элементами множества {А/} принимаются частные крите-
рии технической эффективности:
А] - весовая эффективность (минимум веса пустого самолета);
Аг -топливная эффективность (минимум веса топлива);
Аз - эксплуатационная эффективность;
Ад - комфортабельность самолета.
Учитывая комплексный характер каждого их перечисленных
критериев, их при необходимости можно разделить на более про-
стые. Как пример подхода к такому разделению рассмотрен ком-
плексный показатель А2 - топливная эффективность.
Формула для определения относительного веса топлива имеет
вид (ее вывод в разд. 2.2)
_ _ (^р + ГрУКрейс) Се min
Gt= 270КтахПв
(4.9.3)
Как видно из выражения (4.9.3), вес топлива зависит: от требо-
ваний ТЗ (дальности £р, времени ?р, скорости Укрейс)> от макси-
мального аэродинамического качества самолета Ктах _ критерия
его аэродинамического совершенства Агк и от эффективности воз-
душного винта с учетом влияния самолета (КПД винта в присутст-
вии самолета т|в) Аг в- Кроме того, относительный вес топлива (в
условиях заданного ТЗ) зависит от удельного расхода топлива
Се min, но это критерий энергетического совершенства двигателя.
Таким образом, критерий топливной эффективности базовой
схемы самолета А2 заменяется двумя Агк и Аг в- Примером необ-
ходимости такой замены является ситуация в начале проектирова-
ния, когда конструктор располагает расчетными данными об отно-
сительном весе топлива для каждого варианта базовой схемы, но в
этих расчетах (из-за недостатка информации) не учитывалось влия-
ние схемы на аэродинамическое качество самолета и КПД винта.
Если в расчетах веса топлива учитывалось влияние схемы на аэро-
динамическое качество и КПД винта, то нет необходимости разде-
ления комплексного показателя А2 на более простые.
В случаях, когда какой-либо комплексный критерий был раз-
делен на два и более простых, определение рангов ft(- осуществляет-
ся в два этапа. Сначала в соответствии с правилом (3.2.4) определя-
ются ранги ftp ft2, ft4 для соответствующих частных критериев
Ар Аг> Аз, Ад. Затем ранг ft2 для критерия Ai разделяется на ранг
ft2K для критерия Аг к и ранг Ьгъ Дл* критерия Агв> но так, чтобы
выполнялось условие ft2 к + ft2 в = ft2 •
Таким образом, концепция технического уровня самолета бу-
дет множество:
{(Ai,fti);(A2K’&2K)i(A2B’/>2B)’(A3,ft3);(A4,ft4)}, (4.9.4)
где Ар Ь\ - соответственно критерий и ранг весовой эффективности
самолета;
А2К’^2К ~ соответственно критерий и ранг аэродинамического
совершенства самолета, характеризуемого макси-
мальным аэродинамическим качеством в полетной
конфигурации Ктах’
А2В’&2В ~ соответственно критерий и ранг эффективности воз-
душного винта с учетом влияния самолета, характе-
ризуемой КПД винта в присутствии самолета т|в;
Аз^Ьз - соответственно критерий и ранг эксплуатационного со-
вершенства;
А4, /74 - комфортабельность самолета и ее ранг соответственно.
Перечисленные частные критерии {А/} в (4.9.4) направлены на
увеличение экономичности пассажирского самолета как за счет сни-
жения прямых эксплуатационных расходов, так и за счет увеличе-
ния объема перевозок.
Пример 4.9.1. Этот гипотетический пример иллюстрирует
формальную сторону процедуры определения рангов Ь/.
На первом этапе применяется экспертный метод непосредст-
венной оценки (см. разд. 3.3.2) частных критериев Аь А2> A3, А4-
В экспертизе участвуют два эксперта. Составляется матрица
«эксперты - критерии» (табл. 4.9.1), которая содержит уже согласо-
ванные по методике [24] результаты оценок г к i (к - номер эксперта).
Таблица 4.9.1
(только в качестве примера)
Эксперты rki Критерии
А] Д2 Аз Ад
Эксперт № 1 Л/ 10 7 9 3
Эксперт № 2 Г2/ 8 6 10 4
Оценка, w/ 9 6,5 9,5 3,5
Ранг, bi 0,316 0,228 0,333 0,123
При процедуре непосредственной оценки частному критерию
технической эффективности А/, который (с точки зрения эксперта)
является наиболее важным для повышения экономичности проек-
тируемого самолета, назначается оценка, равная 10 баллам. Иными
словами, г, к = '0» если, по мнению эксперта с номером к, техниче-
ское совершенство, характеризуемое критерием Д/, является важ-
нейшим для повышения экономичности самолета, проектируемого
под данное техническое задание.
Например, как видно из табл. 4.9.1, эксперт №1 (к = 1) считает,
что в условиях заданного ТЗ для повышения экономической эффек-
тивности проектируемого самолета важнейшим является его весо-
вое совершенство - Д] (гц=10). По мнению того же эксперта, сле-
дующим по важности показателем технического совершенства (но
менее важным, чем Д|) является эксплуатационное совершенство
самолета Аз, которому поставлена оценка из = 9 и т.д.
В качестве итоговых экспертных оценок wi (табл. 4.9.1) при-
нимают среднеарифметические величины
1 т
wi = -lrki, (4-9.5)
mJt=l
где т - число экспертов (в данном примере т = 2).
Например, для критерия Д[ итоговая экспертная оценка будет
w1 = l(10 + 8) = 9.
Нормирование рангов осуществляется по формуле
/п
X wi, (4.9.6)
»=1
где п - число критериев Д; (в данном примере п = 4).
Например, для критерия Д| ранг будет
9
bl = 9 + 6,5 + 9,5 + 3,5 “ 0,316 ’
Результаты расчетов рангов записываются в нижней строке
табл. 4.9.1.
Далее следует проверка условия нормирования рангов
Ybi = 0,316 + 0,228 + 0,333 + 0,123 = 1.
При необходимости переходят ко второму этапу, когда ком-
плексный критерий разделяют на два простых. Например, ранг
/>2 = 0,228 для критерия Дг - топливная эффективность можно раз-
делить на Ьгк = 0Л14 - аэродинамическое совершенство самолета и
/>2В = 0,114 - эффективность воздушного винта. Конкретные значе-
ния рангов />2К и Ьг в назначают экспертным методом непосредст-
венной оценки, но так, чтобы выполнялось условие />2К + Ь2В = />2
(в данном примере - 0,114 + 0,114 = 0,228).
Таблица 4.9.2
Варианты базовой схемы А/
i
Схема № 1 7=1 Хи a\i
Схема № 2 j = 2 Хи a2i
Схема № 3 j = 3 Хи ац
4.9.4. АНАЛИЗ
ВАРИАНТОВ БАЗОВОЙ
СХЕМЫ
Результаты анализа оформляют-
ся в виде таблиц анализа по каждому
критерию Ai - табл. 4.9.2, где обо-
значено:
X ji - оценка (численное значе-
ние) i-ro критерия Ai для j-ro вариан-
та схемы;
а- нормированное значение оценки X ji
Оценки Xji могут быть получены различными методами (в
порядке предпочтения): по результатам физического эксперимента,
путем проектных расчетов или методом экспертных оценок. Допус-
тимо, что для одних критериев оценки X ji получают расчетом или
экспериментом (при этом оценки X ji - физические величины, на-
пример Ктах)> Для других - экспертным методом и оценки X ji -
баллы по какой-либо балльной шкале.
В качества экспертного метода определения X ji по балльной
шкале рекомендуется метод непосредственной оценки, изложенный
в разд. 3.3.2.
Независимо от способа получения оценок X ji (эксперимент,
расчет, экспертиза) их нормирование осуществляется в соответст-
вии с формулами (3.2.7).
Полученные таким образом нормированные значения ад на-
ходятся в интервале 0 <ад^1 (0 - «худшая базовая схема по i-му
критерию»; 1 - «лучшая базовая схема по i-му критерию»).
Пример 4.9.2. При анализе различных базовых схем самоле-
та по критерию аэродинамического совершенства можно восполь-
зоваться результатами аэродинамических продувок или расчетов,
если они имеются в научно-техническом заделе конструктора. То-
гда таблица анализа будет иметь вид табл. 4.9.3, в которой оценки
Xд - это максимальное аэродинамическое качество каждой схемы.
Если экспериментальные или расчетные данные об аэродинамиче-
ском качестве схем отсутствуют, то применяется экспертный метод
непосредственной оценки. Тогда возможный вид таблицы анализа -
это табл. 4.9.4.
Таблица 4.9.3
Варианты базовой схемы Агк
i = 2K
Схема № 1 7=1 17,5 0,33
Схема № 2 7 = 2 18,5 1,0
Схема № 3 7 = 3 17 0
Таблица 4.9.4
Варианты базовой схемы ^2К
i = 2K
Схема № 1 7=1 9 0,5
Схема № 2 7 = 2 10 1,0
Схема № 3 7 = 3 8 0
Для нормирования оценок Xд применяется формула (3.2.7):
пример для данных «Схемы №1» в табл. 4.9.3
x^x * xii
ai‘ max х д~ min X ji 18,5-17
пример для данных «Схемы №1» в табл. 4.6.4
. _______J^J _ 9 ° _ л 5
°*' maxX a-minх а Ю-8
• V J * • r J*
4.9.5. ВЫБОР ОПТИМАЛЬНОЙ БАЗОВОЙ
СХЕМЫ
Процедура выбора оптимальной базовой схемы самолета осу-
ществляется с помощью матрицы принятия решения (табл. 4.9.5).
Таблица 4.9.5
Варианты базовой схемы Концепция технического уровня самолета Uj
Ai А1К А2В Аз Ад
Ь\ &2К &2В Ьз Ьл
i = 1 i = 2К 1 = 2В 1 = 3 i = 4
Схема № 1 .1^ а\[ U11 «12К «12К «12В «12В «13 «13 «14 «14 U\
Схема №2 гч .11^ 021 «21 «22К «22К «22В «22В «23 «23 «24 «24 U2
Схема №3 со II аз1 «31 «32К «32К «32В «32В «33 «33 «34 U34 из
Методика заполнения табл. 4.9.5 состоит в следующем.
Вначале в табл. 4.9.5 переписываются нормированные оценки
aji, полученные ранее с помощью соответствующих матриц анали-
за (разд. 4.9.4). Далее вычисляют и записывают произведение
uji = biaji> (4.9.7)
где индекс i принимает следующие значения: i = l,2K,2B,3,4.
Затем выполняется построчное суммирование uji, результат
которого и j (выражение (4.9.8)) записывается в соответствующую
клетку последнего столбца табл. 4.9.5
U j = Uj\ + u j2K + U j2B + Ujj + U j4 (4.9.8)
Вариант базовой схемы самолета, у которого величина и j бу-
дет наибольшей, является наилучшим (критерий (4.9.2)).
Пример 4.9.3 иллюстрирует заполнение первой строки в
матрице принятия решения и вычисление критерия и j (табл. 4.9.6).
Здесь принимаются известными ранги bi и нормированные оценки aji
108
Таблица 4.9.6
Варианты базовой схемы Концепция технического уровня самолета Uj
А1 А2К Агв Аз А4
0,316 0,114 0,114 0,333 0,123
i = 1 < = 2К / = 2В i = 3 i = 4
Схема №1 7 1,0 0,316 0,5 0,057 1,0 0,114 0,4 0,133 0 0 0,62
Глава 5
ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ ЛЕГКИХ
САМОЛЕТОВ
Более 80% легких самолетов в качестве силовой установки
имеют ПД с воздушными винтами и около 10% - ТВД. Поэтому в
данной главе рассмотрены характеристики поршневых и турбовин-
товых двигателей.
Характеристики двигателей можно получить как эксперимен-
тальным, так и расчетным (теоретическим) способом. Эксперимен-
тальные характеристики более достоверны. Расчетно-теоретические
Методы получения характеристик двигателей широко применяются
в заводской практике, в научных организациях и в учебном процессе.
В первом приближении расчетные* характеристики двигателей
- это среднестатистические (обобщенные) зависимости в аналити-
ческой или графической форме, которые получены на основе соот-
ветствующей теории двигателя и обработки данных современных
авиационных двигателей.
5.1. ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Мощность Ne - это одна из важнейших и определяющих ха-
рактеристик авиадвигателя при его выборе для проектируемого са-
молета.
Удельный часовой расход топлива Се характеризует энер-
гетическое совершенство двигателя
_ Вес расходуемого топлива в час
е Мощность
Дроссельные характеристики - это зависимости мощно-
сти и удельного часового расхода топлива от режима работы двига-
теля.
В общем случае могут быть следующие режимы :
Взлетный режим - соответствует максимально допустимой
мощности двигателя на короткое (5... 10 мин) время его работы на
земле при взлете самолета или для ухода на второй круг при пре-
рванной посадке.
Максимальный режим - установившийся режим двигателя,
характеризующийся максимальной мощностью на земле или в полете.
Номинальный режим - режим наибольшего значения мощ-
ности с неограниченной продолжительностью по времени работы за
полет.
Режим работы двигателя с наибольшей продолжительной
мощностью называется расчетным режимом.
Крейсерский режим - режим пониженной мощности, не ог-
раничен по времени непрерывной работы. Режим характеризуется
высокой экономичностью и используется для полетов самолета на
дальность и продолжительность. Как правило, назначаются не-
сколько крейсерских режимов, отличающихся по мощности и реко-
мендуемых для различных условий полета. Среди крейсерских ре-
жимов выделяют максимальный крейсерский режим и экономиче-
ский режим.
Режим малого газа - режим минимальной мощности, при
* Анализ документации современных авиадвигателей показывает, что пере-
чень режимов их работы зависит от конкретного двигателя.
котором обеспечивается устойчивая работа двигателя и требуемая
приёмистость.
При проектировании самолета для количественной характери-
стики режимов работы двигателя часто используется:
степень дросселирования двигателя (относительная дрос-
сельная характеристика мощности)
_ Мощность дросселированного двигателя на 77, V
NДР Мощность на расчетном режиме при 77, V
относительная дроссельная характеристика удельного
часового расхода топлива двигателя
_ Удельный расход дросселированного двигателя на 77, V
п =------------------------------------------------
VAP Удельный расход на расчетном режиме при 77, V
Высотные характеристики - это зависимости мощности и
удельного часового расхода топлива от высоты полета Н на данных
скорости V и режиме работы двигателя (степени дросселирования
Мдр)-
По высотным характеристикам двигатели делятся на два
класса: невысотные и высотные. Для последних характерно ог-
раничение подачи топлива в диапазоне высот от 0 до /7р - расчет-
ной высоты {граница высотности), вследствие чего в указанном
диапазоне высот мощность Ne = const.
Скоростные характеристики - это зависимости мощности
и удельного часового расхода топлива от скорости полета V на
данных высоте Н и режиме работы двигателя (степени дросселиро-
вания т7др).
Высотно-скоростные характеристики - это зависимости
мощности и удельного часового расхода топлива от высоты 77 и
скорости V полета, на заданном режиме работы двигателя (степени
дросселирования Мло).
Ар
Удельный вес удв является важнейшей весовой характери-
стикой двигателя, которая используется при проектировании,
_ Вес сухого двигателя
^дв Мощность при взлете
Габаритные размеры двигателя - длина £дв, высота //дв,
ширина Вдв, а также эквивалентный диаметр т.е. диаметр
круга, площадь которого эквивалентна площади миделевого сече-
ния двигателя.
Удельная площадь миделевого сечения двигателя («удель-
ный лоб» двигателя)
_ Площадь миделя двигателя
W лоб Мощность при взлете
Основные характеристики некоторых поршневых и турбовин-
товых двигателей приведены в приложении 4.
Кроме перечисленных, авиационные двигатели характеризу-
ются уровнем шума и вибрации, ресурсными и другими характери-
стиками.
5.2. АВИАЦИОННЫЕ ПОРШНЕВЫЕ
ДВИГАТЕЛИ
5.2.1. КЛАССИФИКАЦИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ
По конструктивным признакам авиационные ПД можно клас-
сифицировать:
• по способу введения топлива в цилиндры: карбюраторные
или непосредственного впрыска топлива;
• по способу связи с воздушным винтом: прямая связь или че-
рез редуктор;
• по способу подачи воздуха: нормальная, с нагнетателем или с
турбокопрессором;
• по способу охлаждения: воздушное или жидкостное;
• по расположению цилиндров: звездообразное, однорядное,
оппозитное и др.;
• по числу цилиндров.
Карбюраторный безредукторный ПД без нагнетателя - наибо-
лее простая конструктивная схема, применяемая для двигателей
мощностью до 300 л.с. Литровая мощность составляет около
25...30 л.с./литр. Максимальная частота вращения 2500...2800 об/мин.
Следует отметить, что на многоцилиндровых двигателях с помо-
шью карбюраторов трудно обеспечить равномерное распределение
состава смеси по цилиндрам, поэтому возможен определенный пе-
рерасход топлива. Более равномерное распределение смеси по ци-
линдрам осуществляется при непосредственном впрыске. Поэтому
впрыскивание топлива приводит к его более эффективному сгора-
нию и повышению теплоотдачи. Система впрыска топлива приме-
няется, как правило, на двигателях мощностью от 140 л.с. и выше.
Эта система увеличивает вес ПД и его стоимость.
Редуктор с понижающим передаточным числом между колен-
чатым валом ПД и воздушным винтом применяется для быстроход-
ных двигателей, имеющих частоту вращения коленвала более
2900...3000 об/мин. Редуцирование частоты вращения приводит к
потере нескольких процентов мощности мотора, повышению его
веса и стоимости.
Двигатель может получать воздух с атмосферным давлением
или предварительно сжатым нагнетателем (турбокомпрессором),
что отражается прежде всего на высотной характеристике ПД.
Двигатели, не имеющие каких-либо нагнетателей воздуха, час-
то называют невысотными, поскольку с подъемом на высоту их
мощность существенно уменьшается. Двигатели с нагнетателями
или турбокомпрессорами часто называют высотными.
Центробежный нагнетатель приводится в действие или от ко-
ленчатого вала, или от турбины, работающей на выхлопных газах.
Турбокомпрессор увеличивает давление не только на входе в ци-
линдр ПД, но и на выходе из него, в результате чего в процессе ра-
бочего такта каждый цилиндр делает большую работу. Нагнетатели
применяются на ПД мощностью от 120 до 400 л.с., имеющих малую
и среднюю высотность (до 5000 м). Турбокомпрессоры применяют-
ся для двигателей с мощностью более 200 л.с. и большой высотности.
Двигатель с редуктором и нагнетателем может иметь литро-
вую мощность 40...50 л.с./литр и выше. Увеличение веса ПД (при-
мерно на 18% в случае применения нагнетателя с приводом от вала
и на 30% при использовании турбокомпрессора) может быть оправ-
дано улучшением летных характеристик самолета.
По способу охлаждения ПД разделяются на двигатели воз-
душного и жидкостного охлаждения. Оба типа двигателей обладают
определенными преимуществами и недостатками, важность кото-
рых зависит от конкретных условий эксплуатации. Совершенное
выполнение капотов двигателей воздушного охлаждения и радиато-
ров двигателей жидкостного охлаждения делает силовые установки
обоих типов двигателей с точки зрения аэродинамического сопро-
тивления почти равноценными. Вес силовой установки с ПД воз-
душного охлаждения несколько меньше, чем вес установки с ПД
жидкостного охлаждения вместе с жидкостью. Однако если учесть
большие расходы топлива и масла двигателем воздушного охлаж-
дения, то и с точки зрения веса силовые установки обоих типов
можно считать почти одинаковыми. Эксплуатация ПД воздушного
охлаждения значительно проще, чем ПД жидкостного охлаждения,
но в холодных атмосферных условиях эксплуатация двигателя воз-
душного охлаждения осложняется вследствие трудности запуска.
Большинство ПД, предназначенных для современных легких
самолетов, имеет воздушное охлаждение. Основные схемы таких
двигателей (по типу расположения цилиндров) следующие: звездо-
образный, однорядный, оппозитный (с горизонтальными противо-
лежащими цилиндрами) и другие схемы (рис. 5.2.1).
Рис. 5.2.1. Примеры расположения цилиндров поршневого двигателя
Звездообразный ПД (рис. 5.2.1,а) имеет наибольшее миделево
сечение с большим аэродинамическим сопротивлением, но создает
прекрасные условия для охлаждения.
Однорядный ПД (рис. 5.2.1 Де) с расположением цилиндров по
продольной оси самолета обладает наименьшим миделем. Если при
этом число цилиндров более четырех, то возникает проблема их ох-
лаждения, особенно в сочетании с толкающим винтом. Рядный двига-
тель, установленный в гондолах на крыле, оказывает наименее небла-
гоприятное влияние на сопротивление и подъемную силу. При распо-
ложении двигателя с тянущим винтом в носовой части фюзеляжа по-
перечное сечение кабины, как правило, определяет мидель фюзеляжа.
Наиболее распространенной схемой ПД является схема с гори-
зонтальными противолежащими цилиндрами (оппозитная схема) -
рис. 5.2.1,г. Двигатели этой схемы имеют относительно небольшой
мидель и хорошо сбалансированы. Эффективность воздушного ох-
лаждения сохраняется при расположении до четырех цилиндров на
каждой стороне.
Дальнейшая классификация ПД проводится по числу цилинд-
ров и их объему, например, для оппозитной схемы:
• двухцилиндровые двигатели имеют небольшую мощность
(около 80 л.с.) и объем до 1,5 л;
• четырехцилиндровые двигатели - мощность от 80 до 240 л.с.
и объем от 2,4 до 6,0 л;
• шестицилиндровые двигатели - мощность от 150 до 420 л.с.
и объем от 5,0 до 9,5 л;
• восьмицилиндровые двигатели, как правило, имеют мощ-
ность не менее 400 л.с. и объем свыше 9,5 л.
5.2.2. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Как правило, мощность и удельный часовой расход топлива
авиационных ПД характеризуются внешней, винтовой (дроссель-
ной) и высотной характеристиками.
Эффективная мощность
В поршневом авиационном двигателе топливо (авиационный
бензин) сгорает внутри цилиндров и получаемая при этом энергия с
помощью кривошипно-шатунного механизма преобразуется в меха-
ническую работу. Мощность, получаемая в результате преобразова-
ния энергии топлива в механическую работу, называется индика-
торной 2V/. Часть индикаторной мощности, которая может быть ис-
пользована для совершения полезной работы (вращения воздушно-
го винтаХ является эффективной мощностью или мощностью
на валу ПД Следовательно,
где /vM - мощность трения, т.е. мощность, необходимая для пре-
одоления трения поршней, трения в шатунных и коренных подшип-
никах, трения в редукторе, на приведение в действие механизма га-
зораспределения, приборов зажигания, насосов (масляного, топлив-
ного) и т.д. Экспериментально установлено, что мощность трения
пропорциональна квадрату частоты вращения вала двигателя.
Внешняя характеристика - здесь это зависимость мощно-
сти от числа оборотов двигателя при фиксированном положении
дроссельной заслонки (как правило, полностью открытый дрос-
сель). При этом число оборотов изменяется только под действием
внешней нагрузки со стороны винта. На рис. 5.2.2 кривая АВС есть
внешняя характеристика ПД. Максимальная частота вращения дви-
гателя ограничена, как правило, условиями его прочности, а мини-
^дв.пнп А7дв 1 Ядв.тах
Рис. 5.2.2. Область возможных значе-
ний мощности
мальная частота n4B.min ус-
тойчивостью работы на малых
оборотах.
На рис. 5.2.2 заштрихо-
вана область возможных зна-
чений мощности ПД. Напри-
мер, для точки В на кривой
АВС внешней характеристики
при частоте вращения пдв1
двигатель может развивать
мощность от 0 (холостой ход)
до максимального значения
А^вн-
На любом установив-
шемся режиме совместной ра-
боты двигателя и воздушного винта соблюдается равенство потреб-
ной мощности винта ?VB и располагаемой мощности двигателя Ne
Ne = NB- (5.2.1)
Если изменились условия работы винта (например, изменен
угол установки лопастей ВИШ) при неизменном положении орга-
нов управления двигателем, то недостаток или избыток мощности
двигателя приведет к уменьшению или увеличению числа оборотов
системы двигатель-винт до такого значения, при котором равенство
(5.2.1) будет соблюдено. Совершенно та же картина получится, если
при неизменной мощности ДГВ изменится Ne, например, при дросе-
лировании двигателя. Тогда избыток или недостаток мощности дви-
гателя приведет к увеличению или, соответственно, уменьшению
числа оборотов до нового равновесного состояния, когда выполня-
ется условие (5.2.1).
Следовательно, из всевозможных допустимых значений Ne,
представленных заштрихованным полем на рис. 5.2.2, для системы
двигатель-винт возможно выделить область равновесных режимов,
которая определяется, с одной стороны, свойствами воздушного
винта, а с другой - внешней характеристикой двигателя и значе-
ниями Пдв. mjn и идв тах.
При установке на двигатель ВФШ зависимость его мощности
от числа оборотов, как известно, является кубической парабо-
лой и имеет вид, например, кривой mbfk на рис. 5.2.3. Однако толь-
ко участок bf кривой mbfk может быть обеспечен двигателем и по-
этому кривая bf называется винтовой характеристикой ВФШ.
Поскольку винтовая характеристика зависит от параметров кон-
кретного ВФШ, то общее число винтовых характеристик системы
двигатель-винт может быть весьма велико - каждому типу ВФШ
будет соответствовать своя характеристика (рис. 5.2.4).
На рис. 5.2.4 кривая 1 соответствует ВФШ с большим шагом,
т.е. «тяжелому» винту, кривая 3 - винту с малым шагом, т.е. «лег-
кому» винту, и, наконец, кривая 2 соответствует винту с нормаль-
ным шагом («нормальный» винт), при котором ПД развивает мак-
симальную мощность при максимальных для данного двигателя
оборотах. Эта характеристика называется винтовой характери-
стикой двигателя, так как на ее базе осуществляется регулировка
двигателя и производятся его контрольные испытания на всех ре-
жимах работы, определенных техническими условиями.
Рис. 5.2.3. Винтовая характери-
стика ВФШ
Рис. 5.2.4. Винтовая характеристи-
ка поршневого двигателя
При установке на двигателе ВИШ примерный вид области
Рис. 5.2.5. Область характери-
стик ВИШ
равновесных режимов системы
двигатель-винт представлен на
рис. 5.2.5 заштрихованным по-
лем. Крайним положениям лопа-
стей винта соответствуют две оп-
ределенные винтовые характери-
стики (на рис. 5.2.5 кривые 1 и 3).
Для каждого промежуточного
положения лопастей винта будет
своя винтовая характеристика.
Однако в качестве винтовой ха-
рактеристики двигателя прини-
мается одна из них (на рис. 5.2.5
линия 2), определение которой
аналогично ВФШ. В связи с этим
винтовая характеристика двигателя не зависит от типа установлен-
ного на этот двигатель воздушного винта.
Известно, что каждая точка области под кривой внешней ха-
рактеристики получается при той или иной степени дросселирова-
ния, поэтому винтовая характеристика двигателя является также его
дроссельной характеристикой.
Таким образом, дроссельной характеристикой называется за-
висимость мощности от числа оборотов при переменном положении
дросселя.
Пример внешних и дроссельной характеристик мощности ПД
представлен на рис. 5.2.6. Кривая 1 есть внешняя характеристика
ПД на взлетном режиме и точке А соответствует мощность B3JI
при частоте вращения двигателя идв взл. Кривая 2 это внешняя ха-
рактеристика двигателя на расчетном режиме и точке В соответст-
вует мощность max при оборотах идв. max • Кривая 3 это внешняя
характеристика на одном из крейсерских режимах работы двигателя
и точке С соответствует мощность Ne крейс ПРИ оборотах пЛВ крейс.
Наконец, кривая 4 представляет дроссельную характеристику дви-
гателя.
Рис, 5,2,6, Характеристики двигателя
Итак, мощность и частота вращения вала ПД могут изменяться
путем управления дросселем (дроссельная характеристика) и при
заданном положении дросселя - под действием внешней нагрузки
на вал ПД (внешняя характеристика).
Высотные характеристики
ПД схематически представлены
на рис. 5.2.7, где кривая 1 соот-
ветствует высотному ПД с на-
гнетателем; кривая 2 - невысот-
ному двигателю; Ne 0 “ наи"
Рис. 5.2.7. Высотная характерис-
тика
большая мощность в условиях
MCA, Н=0, V =0. Вид высот-
ных характеристик объясняется
следующим.
Из теории ПД известно, что
механические потери практиче-
ски не зависят от высоты, поэто-
му зависимость эффективной
мощности ПД от высоты обу-
словлена влиянием высоты на
индикаторную мощность. Уве-
личение высоты сопровождается
падением давления и температуры воздуха окружающей атмосфе-
ры. При этом индикаторная мощность уменьшается вследствие па-
дения давления и увеличивается вследствие падения температуры.
Однако влияние температуры значительно слабее, чем влияние дав-
ления. Поэтому мощность невысотного ПД без нагнетателя с увели-
чением высоты непрерывно падает. Нагнетатель высотного ПД по-
зволяет поддерживать постоянным давление поступающего в дви-
гатель воздуха, несмотря на понижение давления в атмосфере. Од-
нако постоянное давление возможно сохранять лишь до расчетной
высоты Нр, называемой границей высотности ПД, на которой на-
порная способность нагнетателя оказывается полностью использо-
ванной. Постоянство давления до расчетной высоты приводит к то-
му, что на высотах ниже расчетной нагнетатель развивает излишнее
давление, для уменьшения которого приходится дросселировать
двигатель, и при этом, чем меньше высота, тем больше степень
дросселирования. Вследствие этого при уменьшении высоты от ffp
до 0 мощность высотного ПД уменьшается, а удельный часовой
расход топлива возрастает. Для высотного ПД с нагнетателем на
высотах выше границы высотности влияние высоты почти полно-
стью аналогично влиянию для невысотных ПД.
Эффективный удельный часовой расход топлива
По аналогии с мощностью ПД для удельного расхода топлива
существуют внешняя, дроссельная и высотная характеристики.
Как известно из теории ПД, удельный часовой расход топлива
зависит от теплотворной способности бензина, индикаторного и ме-
ханического КПД. Поскольку теплотворная способность бензина
есть постоянная величина, то формула для расчета удельного рас-
хода топлива имеет вид
0,0608
Се =------,
где т|(-,т|м “ индикаторный и механический КПД соответственно.
Индикаторный КПД т)4- характеризует совершенство преобра-
зования тепла, полученного при сгорании топлива, в механическую
работу. Теория и опыт показывают, что индикаторный КПД зави-
сит, главным образом, от степени сжатия и состава топливо-воздуш-
ной смеси и, в меньшей мере, от размеров цилиндра, формы камеры
сгорания и других факторов.
Согласно теории ПД индикаторный КПД не зависит от мощ-
ности двигателя и практически постоянен для внешней характери-
стики ПД.
Механический КПД т|м оценивает совершенство двигателя с
точки зрения механических потерь на трение и вспомогательные
приводы и процессы.
При изменении числа оборотов величина механического КПД
изменяется по-разному для внешней и дроссельной характеристик.
Для двигателя, работающего по внешней характеристике, при уве-
личении числа оборотов мощность трения возрастает быстрее, чем
индикаторная мощность, которая в данном случае прямо пропор-
циональна числу оборотов. Поэтому механический КПД двигателя,
работающего по внешней характеристике, при увеличении числа
оборотов падает.
Поскольку при увеличении оборотов по внешней характери-
стике индикаторный КПД постоянен, а механический - уменьшает-
ся, удельный расход топлива будет возрастать.
Для двигателя, работающего по дроссельной характеристике,
при увеличении числа оборотов мощность возрастает быстрее
мощности трения дгм, поскольку
Рис. 5.2.8. Характеристики
двигателя
имеет кубическую зависимость от
оборотов. Поэтому увеличение
числа оборотов по дроссельной
характеристике сопровождается
увеличением механического КПД.
Пример внешних и дрос-
сельной характеристик мощности
ПД представлен на рис. 5.2.8.
Кривая 1 есть внешняя характе-
ристика ПД для удельного часо-
вого расхода топлива на расчет-
ном режиме. Кривая 2 - дрос-
сельная характеристика.
Расчетный режим работы поршневых двигателей
Основные режимы работы ПД указаны в разд. 5.1.
Для ПД расчетным режимом принимается:
для двигателя без нагнетателя - максимальный режим;
для двигателя с нагнетателем - номинальный режим.
Расчетному режиму работы ПД соответствует максимальная
частота вращения вала двигателя пДВтах> которая по данным со-
временных ПД без редуктора составляет
Иди. max = 2400...2800 об/мин.
5.2.3. ОЦЕНКА МОЩНОСТИ И УДЕЛЬНОГО
ЧАСОВОГО РАСХОДА ТОПЛИВА
Перечень характеристик
Для определения летных характеристик самолета с ПД, как
правило, необходимы следующие характеристики двигателя:
(^ен)др’ (Сен)др и Пдв.др - соответственно мощность,
удельный часовой расход топлива и частота вращения вала ПД по
дроссельной характеристике двигателя на заданной высоте Н и при
заданной степени дросселирования ~Nm',
др
(Л^вня)др’ (Севнн)др и Идв.вн - соответственно мощность,
удельный часовой расход топлива и частота вращения вала ПД по
внешней характеристике двигателя на заданной высоте Н и при за-
данной степени дросселирования ~Nno.
Ар
Расчетные формулы данного раздела могут быть рекомендова-
ны для оценки в первом приближении указанных характеристик ПД
в случае отсутствия технической документации конкретного двига-
теля. Формулы получены на базе теоретических формул пересчета
характеристик ПД и эмпирических зависимостей, приведенных в
работах [1,7, 48, 52, 53].
Исходные данные
В данной методике исходными данными являются:
Ne0, Се о и Мдв.тах _ соответственно мощность, удельный
часовой расход топлива и частота вращения вала ПД на расчетном
режиме работы ПД в условиях MCA, Н = О, V = 0 (в соответствие с
принятыми условными обозначениями введен индекс 0);
Примечание. Частота вращения пдв. max не зависит от высоты полета.
Н— высота полета;
77;(р - степень дросселирования двигателя.
Примечание. Расчетному режиму работы двигателя, как правило, соответ-
ствует 77др = 1,0; крейсерскому режиму - 77Др.крейс = 0,63...0,75, где нижняя
граница характерна для экономического крейсерского режима, верхняя - для мак-
симального крейсерского режима.
Для справки: 1) при необходимости величина NeQ может
быть вычислена по теоретической формуле (СКО не более 6,5%)
( 1
Ne 0 ~ 0»034Л|Л2^3^4^цил Лдв. max 1 Q23 ’
\ е ’ /
где поправочные коэффициенты учитывают конструктивные
особенности двигателя и имеют следующие значения:
к\ = 1,0 - двигатель с карбюратором;
к\ - 1,02 - двигатель с непосредственным впрыском топлива;
кг = 1,0 - двигатель без редуктора;
&2 = 0,99 - двигатель с редуктором;
кт, = 1,0 - двигатель без нагнетателя (турбокомпрессора);
кз = 1,26 - двигатель с нагнетателем (турбокомпрессором);
&4=1—10 ^Идвтах’
Уцил _ суммарный объем всех цилиндров двигателя, литр;
е - степень сжатия;
2) также при необходимости величина Се о может быть опре-
делена по известной формуле:
0,0608
СеО “ ’
ЧоПмО
где механический КПД принимается:
• для невысотных двигателей без нагнетателей - Им о =
• для высотных двигателей с нагнетателями - т]м0 =
Т|( 0 - индикаторный КПД, величина которого в первом приближе-
нии равна Т|)0 = 0,325. Если для ПД известна его степень сжатия е,
то можно индикаторный КПД вычислить по формуле
т|(0 = 0,915^1-
-0.23
е /
1
Определение характеристик невысотного
двигателя без нагнетателя
Для невысотного ПД без нагнетателя:
Яе0> Се о и Лдв.тах - соответственно мощность, удельный ча-
совой расход топлива и частота вращения вала ПД на режиме мак-
симальной мощности ПД в условиях MCA, Н = О, V = 0.
Расчет дроссельных характеристик. На заданной высо-
те Н дроссельные характеристики ПД (как функции от степени
дросселирования Адр) вычисляются по следующим формулам:
1) частота вращения вала двигателя
Лдв. др = Идв. max (N др) > (5.2.2)
2) мощность двигателя
(Ne //)др— Ne 0 Ан Ядр» (5.2.3)
где Ан ~ коэффициент падения мощности с высотой, определяемый
одним из следующих способов:
Способ 1. Используется известная формула Б.С. Стечкина:
АН=1Л1—J —-0,11, (5.2.4)
Р01 Тн
где TqiTh ~ температура атмосферного воздуха в условиях MCA
на высоте 0 и Ясоответственно в градусах Кельвина; р0, рн - дав-
ление атмосферного воздуха в условиях MCA на высоте 0 и Я соот-
ветственно.
Рн Т н
Примечание. В приложении 1 приведены значения-и-.
Р0 То
Способ 2. Используется аппроксимирующая формула
/ н >5,545
Ан= 1--------- (5.2.5)
[ 44300)
Способ 3. Используется табличное значение (табл. 5.2.1).
Таблица 5.2.1
Н, м 0 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000
Ан 1,000 0,940 0,886 0,832 0,781 0,732 0,685 0,640 0,598
3) удельный часовой расход топлива двигателя
(Се//)др СейСе нСдр'
(5.2.6)
где сен “ коэффициент увеличения удельного расхода топлива с
подъемом на высоту, определяемый по формуле
Сен ~ I—
1,11 -0,11-^- —
Рн 1 Ро
(5.2.7)
либо по данным табл. 5.2.2;
Таблица 5.2.2
Н, м 0 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000
Се н 1,0 1,006 1,013 1,020 1,028 1,036 1,045 1,056 1,067
СДр - относительная дроссельная характеристика удельного ча-
сового расхода топлива
Сдр = 0,75 + 2,041 • (W др-0,65)2. (5.2.8)
Расчет внешних характеристик. На заданной высоте Н и
при заданном положении дросселя (т.е. заданной степени дроссели-
рования }7пп) внешние характеристики (как функции частоты вра-
щения идв. вн) вычисляются по следующим формулам:
I) мощность двигателя
(Ne вн н)Лр= (Ne н)Лр ^-^(1,16-0,16^-^), (5.2.9)
пДв. др Идв.др
где (Ne ^др - мощность ПД, определяемая по формуле (5.2.3) при
заданных высоте Ни степени дросселирования дГлп;
др
«дв др - частота вращения вала двигателя, соответствующая за-
данной степени дросселирования Мдр,
Идв. др “ Идв. тах(Ядр) » (5.2.10)
2) удельный часовой расход топлива двигателя
(Се вн н)др= (Се 7/)др » (5.2.1 1)
1,16-0,16^1
Идв. др
где {Се А/)др - удельный часовой расход топлива, определяемый по
формуле (5.2.6) при заданных высоте Я и степени дросселирования
Я др-
Пример 5.2.1. Для невысотного ПД оценить его характери-
стики на высоте 1000 м при максимальном (расчетном) режиме ра-
боты (степень дросселирования мЛп = Ь0). Для двигателя известны:
мощность Ne 0~ 140л.с., удельный часовой расход топлива
Се о - 0,24 Да^ и частота вращения вала идв max - 2700 об/мин.
л.с.ч
Решение. 1. Расчет дроссельных характеристик:
1.1. Частота вращения вала двигателя, соответствующая мощ-
ности (Ne я)др, вычисляется по формуле (5.2.2)
Идв. др = Лдв. тахС7др)1/3= 2700 (1,0)1/3= 2700 об/мин.
1.2. Коэффициент падения мощности с высотой определяется
по табл. 5.2.1 при Я = 1000м
Ан = 0,886.
1.3. Мощность ПД по дроссельной характеристике на высоте
1000 м и при степени дросселирования ЯЛо = 1,0 вычисляется по
Др
формуле (5.2.3)
(Ne н)др= Ne (Мн/Удр = 140 • 0,886 • 1,0 «124л.с.
1.4. Относительная дроссельная характеристика удельного ча-
сового расхода топлива рассчитывается по формуле (5.2.8)
СДр = 0,75 + 2,041 ( удр-0,65)2 = 0,75 + 2,041 (1,0-0,65)2 = 1,0.
1.5. Коэффициент увеличения удельного расхода топлива с
подъемом на высоту определяется по табл. 5.2.2 при Н = 1000м
Сен = 1,013.
1.6. Удельный часовой расход топлива, соответствующий
мощности (Уе я)др и оборотам пдв. др> вычисляется по формуле
(5.2.6)
(Се я)др= Се оСе н Сдр = 0,24 • 1,013 • 1,0 = 0,243-^-.
2. Расчет внешних характеристик:
2.1. Для полученных по п.1 решения данного примера дрос-
сельных характеристиках ПД, его внешняя характеристика мощно-
сти (как функции частоты вращения вала двигателя пдв.вн) опреде-
ляется по формуле (5.2.9)
Z X \ пдв.внХ1 1Z- Пдв.вн.
(Nе вн н)др” (N е 1 (1,16 — 0,16 ),
Идв.др Идв.др
Z X 1 п, л вн ^ДВ.ВН.
(Ne вн н)ло= 124—----(1,16 - 0,16—-) .
и»евн«/др 2700 2700
Результаты расчетов (Уевн н)Др сведены в табл. 5.2.3.
Таблица 5.2.3
Мдв.вн,°б/мин- 2700 2500 2300 2100 1900 1700
(Nе вн 7/)др» л с- 124 116 108 100 91 83
(с 1 даН vCg Вн ///др» л.с.ч 0,243 0,240 0,237 0,235 0,232 0,229
2.2. Для полученных по п.1 решения данного примера дрос-
сельных характеристиках ПД, его внешняя характеристика удель-
ного часового расхода топлива (как функции частоты вращения ва-
ла двигателя идв. вн) определяется по формуле (5.2.11)
(Се вн //)др— (Се //)др 0,243
1,16-0,16^121 1,16-0,16^2121
Идв.др 2700
Результаты расчетов (се вн я)др сведены в табл. 5.2.3.
Определение характеристик высотного двигателя
с нагнетателем
Для высотного ПД с нагнетателем:
Ne О' и «дв.тах “ соответственно мощность, удельный
часовой расход топлива и частота вращения вала ПД на номиналь-
ном режиме в условиях MCA, Н = 0, V = 0;
Нр - граница высотности двигателя в метрах.
Для справки: 1) в случае, когда отсутствуют исходные дан-
ные на номинальном режиме работы ПД их можно принять в зави-
симости от данных на взлетном режиме (условия MCA, Н = 0,
V = 0):
мощность двигателя
Ne0 = Нвзл взл = (0,83...0,91)/Ve взл;
удельный часовой расход топлива
Се0 = (0,83...0,91)Севзл;
частота вращения вала двигателя
Идв. max = (0,94...0,97)идв взл.
2) при определении высотности двигателя следует иметь в ви-
ду следующее. Если самолет предназначен для длительных полетов
на крейсерской высоте, то, как показали исследования ЦАГИ, ока-
зывается выгодным подбирать двигатель с таким расчетом, чтобы
его высотность была на 1500...2000 м ниже крейсерской высоты
полета. Для пассажирских самолетов с негерметичной кабиной вы-
сота полета, как правило, ограничивается высотой 3000 м, поэтому
для таких самолетов следует подбирать двигатель с высотностью
1000..,2000 м.
Примечание. Предлагаемая методика не учитывает изменение границы
высотности из-за дополнительного наддува скоростным напором.
Из-за разнообразия конструкций нагнетателей и турбокомпрессоров суще-
ствующие расчетные методы определения характеристик высотного ПД, в том
числе и предлагаемая ниже, обладают погрешностью, иногда значительной.
Расчет дроссельных характеристик. На заданной высо-
те Н дроссельные характеристики ПД (как функции от степени
дросселирования Мдр) вычисляются по следующим формулам:
1) частота вращения вала двигателя
Идв. др = Идв. max др) » (5.2.12)
2) мощность двигателя
(Nе //)др“ Nе q(Nе //)др’
(5.2.13)
где (дге я)др - относительная мощность высотного двигателя от вы-
соты полета Н и степени дросселирования дГлп, представленная
графиками на рис. 5.2.9.
Рис. 5.2.9. Относительная обобщенная характеристики мощности
высотного ПД воздушного охлаждения с нагнетателем
На рис. 5.2.9 кривая, соответствующая дгл„ = 1,О, относится к
Ар
номинальному режиму работы двигателя, к крейсерским режимам ра-
боты ПД относятся кривые, соответствующие Мдр крейс = 0,75...0,60.
Крейсерским режимам работы ПД соответствуют частоты вращения
вала, указанные в долях от частоты вращения пдв. тах;
3) удельный часовой расход топлива:
для высот от 0 до границы высотности Яр
(Се н)др~ Се оСдр I ~ 0,06 ,
Нп
(5.2.14)
для высот, ббльших границы высотности Яр,
(СеН)др=СеоСдр[1+6,71О"6(Я-Яр)], (5.2.15)
где Сдп ” относительная дроссельная характеристика удельного ча-
Ар
сового расхода топлива
СДп = 0,75 + 2,041 • (Ядр-0,65)2.
А*Р г
Расчет внешних характеристик. На заданной высоте Ни
при заданном положении дросселя (т.е. заданной степени дроссели-
рования ЯДр) внешние характеристики (как функции частоты вра-
щения идв вн) вычисляются по следующим формулам:
1) мощность двигателя
(Не вн н)др— CNе //)др
-о,
Мдв.др
Идв. др
где (яе н)др - мощность ПД, определяемая по формуле (5.2.13) при
заданных: высоте Ни степени дросселирования ядр;
Идв. др - частота вращения вала двигателя, соответствующая за-
данной степени дросселирования Ядр,
Идв. др “ Идв. max IN др
2) удельный часовой расход топлива двигателя
(Се вн н)др= (Се /у) др >
1.16-0,16^1
Идв.др
где (Сен)др - удельный расход топлива, определяемый по формуле
(5.2.14) или (5.2.15) при заданных: высоте Н, степени дросселиро-
вания д/др и соответствующей частоте вращения вала идв др.
Пример 5.2.2, Для высотного ПД воздушного охлаждения с
нагнетателем оценить дроссельные характеристики на высоте
4000 м при максимальном крейсерском режиме работы (степень
дросселирования МдР. крейс = 0,75). Для двигателя известны: мощ-
ность на номинальном режиме ДГе о = 300 л.с., частота вращения ва-
ла Пдв max = 2700 об/мин., граница высотности /7р = 15ОО м, удель-
„ „ „„ даН
ныи часовой расход топлива Сео~^^--------
л.с.- ч
Решение. 1. В соответствие с графиком на рис. 5.2.9 при вы-
соте полета 4000 м и кривой крейсерского режима, соответствую-
щей степени дросселирования 77др. крейс ~ 0,75, определяется:
• относительная мощность двигателя (ме ^)др, равная 0,65;
• относительная частота вращения вала двигателя, равная
Идв. др “ 0,91пдв щах •
2. Мощность ПД на высоте 4000 м и крейсерском режиме ра-
боты ПД будет (формула (5.2.13))
(А/е н)др~ Ne()(Ne н^др~ 300 ' 0,65 = 195 л.с.
3. Частота вращения вала двигателя
идв. др = 0,91идв тах = 0,91 • 2700 = 2460 об/мин.
4. Относительная дроссельная характеристика для удельного
часового расхода топлива
Сдр = 0,75 + 2,041 • (Мдр-0,65)2 = 0,75 + 2,041(0,75 - 0,65)2=0,77.
5. Удельный часовой расход топлива для высот, больших гра-
ницы высотности Нр, определяется по формуле (5.2.15)
(Се н)др= Се оСдр[1+6,710"6(Я-Нр)]=
= 0,24 0,77[1+6,710"6(4000-1500)] = 0,216-^-.
л.с.ч
5.2.4. ВЕСОВЫЕ И ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ ПОРШНЕВЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ
В данном разделе о обозначает мощность в условиях MCA
при Н = 0 либо на взлетном режиме (для двигателей с нагнетате-
лем), либо на максимальном режиме (для ПД без нагнетателя).
Весовые характеристики двигателя
Если значение удельного веса не известно, то его можно вы-
числить по приближенным формулам.
Формула определения удельного веса ПД по данным [14]
удв = *-0,012 (5.2.16)
где коэффициент к учитывает тип охлаждения двигателя: для ПД
воздушного охлаждения - 0,9, для ПД жидкостного охлаждения -
1,0.
Удовлетворительные результаты для оценки удельного веса
ПД получаются по статистической формуле [7]:
Удв = 1,27^-00’1168. (5.2.17)
Если вес двигателя не известен, то его оценка для четырех-
тактного авиационного ПД может быть выполнена по статистиче-
ской формуле работы [70]
Сд. = 30,465 (t|J2t3Vu„„N„^33)°'6582. <5.2.18)
где учитывает наддув двигателя: при отсутствии нагнетателя или
турбокомпрессора (невысотный двигатель) этот коэффициент равен
0,97, при наличии нагнетателя - 1,05...1,25, при наличии турбоком-
прессора - 1,07...1,45 (чем больше величина наддува, тем, соответ-
ственно, больше величина этого коэффициента);
k2 учитывает способ подачи топлива в цилиндры: карбюратор-
ный - 1,0, с непосредственном впрыском топлива - 1,08;
kj учитывает наличие редуктора для понижения числа оборотов
воздушного винта по сравнению с коленвалом. Если редуктор име-
ется, то этот коэффициент равен 1,12, если отсутствует - 1,0;
УЦ|1Л - объем цилиндра, литр;
МЦ|1Л - количество цилиндров.
Геометрические характеристики
Оценка геометрических характеристик (при отсутствии соот-
ветствующих данных конкретного ПД) выполняется по статистиче-
ским зависимостям.
Длина двигателя в первом приближении
£дв = 0,20751п^0-0,2233. (5.2.19)
Эквивалентный диаметр ПД d№ в первом приближении воз-
можно определить по одной из следующих формул.
Если известен «удельный лоб» двигателя 7Улоб (например, по
данным двигателя-прототипа), то
</дв= 1»12 N е qNл05 . (5.2.20)
Если известна литровая мощность, то
</дв=0,3 (5.2.21)
V Л^Л.ДВ
где литровая мощность Мл дв определяется либо по двигателю-
прототипу, либо по данным статистики, согласно которой литровая
мощность составляет 25...50 л.с./литр (см. также разд. 5.2.1).
5.3. ТУРБОВИНТОВЫЕ ДВИГАТЕЛИ
5.3.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Турбовинтовой двигатель - это газотурбинный двигатель, тур-
бина которого развивает большую мощность, чем требуется для
вращения компрессора, и избыточная мощность передается на воз-
душный винт.
Существуют различные конструктивные схемы ТВД: одно-
вальный; с однокаскадным компрессором и свободной турбиной,
расположенной на отдельном валу и служащей для привода винта; с
двухкаскадным компрессором, когда винт и компрессор низкого
давления приводятся отдельной турбиной.
По схеме со свободной турбиной (турбовальный двигатель)
обычно выполняют двигатели вертолетов, но они находят примене-
ние и на легких самолетах.
Система управления ТВД, как правило, выполнена так, чтобы
на всех режимах работы - от взлетного до полетного малого газа -
частота вращения винта ис остается постоянной, а изменяется угол
установки лопастей <рв (шаг) винта
пс = const, <pB = var. (5.3.1)
Основные режимы работы ТВД указаны в разд. 5.1.
Важнейшими характеристиками ТВД являются:
Эквивалентная мощность N е (далее для краткости - мощ-
ность) - сумма мощностей воздушного винта и реактивной струи
ТВД. Эквивалентную мощность можно представить как сумму вин-
товой мощности (85... 90%) и мощности выхлопной струи
(10...15 %).
Удельный часовой расход топлива Се, который соответ-
ствует эквивалентной мощности.
Мощность и удельный часовой расход топлива зависят от
взаимосвязанных параметров рабочего процесса: степени сжатия
воздуха в компрессоре и температуры газа перед турбиной Гг-
секундного расхода воздуха, высоты и скорости полета, конструк-
тивных особенностей двигателя и других факторов.
5.3.2. ОЦЕНКА МОЩНОСТИ И УДЕЛЬНОГО
ЧАСОВОГО РАСХОДА ТОПЛИВА
Для определения летных характеристик самолета с ТВД, как
правило, необходимы следующие характеристики двигателя:
(Ne //г)др и (Се нг)др “ соответственно мощность и удельный
часовой расход топлива на заданных: высоте Н, скорости V и степе-
ни дросселирования w •
Ар
пс - частота вращения воздушного винта.
Расчетные формулы данного раздела могут быть рекомендова-
ны для оценки в первом приближении указанных характеристик
ТВД в случае, когда отсутствует техническая документация кон-
кретного двигателя. Формулы получены на основании теоретиче-
ских и эмпирических зависимостей.
Исходные данные:
Ne О и Се о ~ соответственно мощность и удельный часовой
расход топлива в условиях MCA, Н = О, V = 0 на расчетном режиме
работы двигателя (^ло = 1,0). Расчетный режим работы ТВД, как
Ар
правило, это режим максимальной мощности в условиях MCA,
Н=0, У = 0;
Примечание. Крейсерскому режиму работы ТВД соответствует степень
дросселирования МДр крейс ~ 0,70...0,75;
пс - частота вращения воздушного винта, которая постоянна
для всех режимов работы двигателя;
- степень дросселирования двигателя;
Ар
Н- высота полета;
V - скорость полета.
Для справки: 1) если отсутствуют исходные данные на рас-
четном режиме работы ТВД, их можно принять относительно дан-
ных для взлетного режима работы (условия MCA, Н = 0, V = 0):
мощность двигателя
Ne 0 = Нвзл Ne взл ~ (0.8...0,9)Ме взл;
удельный часовой расход топлива
Сео = (1,О5...1,1О)Сеюл;
2) при необходимости удельный часовой расход топлива мо-
жет быть определен по статистической формуле, полученной мето-
дом множественной регрессии, (СКО не более 4,5%)
Qвзл = 0.367 -4 10_6#евзл-0,0043лк-5,610-5Гг. (5.3.2)
Примечание. Размерности в формуле (5.3.2): Nemn, э.л.с.; Тг. град.
Кельвина; Се взл даН/(э.л.с.ч);
3) по статистическим данным лс = 15...29 об/с, но для мало-
мощных ТВД частота вращения винта может достигать 33...42 и
более об/с.
В общем случае, когда заданы И, V и двигатель дросселирован,
предлагаются следующие формулы (условия MCA):
для расчета мощности двигателя
(Ne HV^ap- Ne oNhv А/др. (5.3.3)
для расчета удельного часового расхода топлива
(Се дг)др= СеоСнуСдр; (5.3.4)
частота вращения воздушного винта
ис = const. (5.3.5)
В формулах (5.3.3) и (5.3.4) обозначено:
~Nhv~ относительная высотно-скоростная характеристика
мощности ТВД
___ Максимальная мощность на Н, V Ne hv
NHV Максимальная мощность при Н= 0, V = 0 Neo '
Chv - относительная высотно-скоростная характеристика
удельного часового расхода топлива ТВД
_ Удельный расход при максимальном режиме на Н, V
Chv Удельный расход при максимальном режиме при Н = 0, V = 0
_ CeHV
Chv ~~ •
Се 0
Далее (рис. 5.3.1...5.3.6) высотно-скоростные и дроссельные
характеристики ТВД представлены в графическом виде как отно-
сительные среднестатистические величины, учитывающие главные
факторы и нивелирующие второстепенные [32, 35].
Рис. 5.3.1. Обобщенные высотно-скоростные характеристики для
мощности невысотного ТВД
Рис. 5.3.2. Обобщенные высотно-скоростные характеристики для
удельного часового расхода топлива невысотного ТВД
Рис. 5.3.3. Обобщенные высотно-скоростные характеристики для
мощности ТВД с ограничением подачи топлива (высотного ТВД)
(Hv- расчетная высота)
Рис. 5.3.4. Обобщенные высотно-скоростные характеристики для
удельного часового расхода топлива ТВД с ограничением подачи
топлива (высотного ТВД)
(Нр - расчетная высота)
Рис. 5.3.5. Обобщенная дроссельная характеристика невысотного
Рис. 5.3.6. Обобщенные дроссельные характеристики для ТВД
с ограничением подачи топлива (высотного ТВД)
(Нр - расчетная высота)
5.3.3. ВЕСОВЫЕ И ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ
Весовые характеристики двигателя
На ранних этапах проектирования в качестве весовой характе-
ристики ТВД чаще используют его удельный вес удв, а на более
поздних этапах - вес ТВД 6ДВ,
Анализ статистических данных ТВД, приведенных в приложе-
нии 4, показал, что удельный вес ТВД мощностью до 1400 э.л.с., как
правило, находится в диапазоне
у =0,201±0,033. (5.3.6)
Уравнение регрессии, определенное методом наименьших
квадратов для данных на рис. 5.3.7, имеет вид (коэффициент парной
корреляции 0,95 и СКО 16%)
6дВ = 0,355^°^. (5.3.7)
Примечание. Размерность в формуле (5.3.7): Ne взл, э.л.с.; Сдв • ДзН.
Рис. 5.3.7. Статистическая зависимость между взлетной мощностью
ТВД и его весом (по данным приложения 4)
Геометрические характеристики
Оценка геометрических характеристик (при отсутствии соот-
ветствующих данных конкретного ТВД) выполняется по статисти-
ческим зависимостям.
Эквивалентный диаметр ТВД d№ в первом приближении
можно вычислить по формуле
</дв= Ы2 J Nе взлМЛоб ’ (5.3.8)
где дглоб - «удельный лоб» двигателя.
Примечание. Размерности в формуле (5.3.8): взл, э.л.с.; </дв, м;
^лоб’м2/элс-
Величина дглоб определяется по данным двигателя прототипа
или по уравнению регрессии, полученному методом наименьших
квадратов для данных на рис. 5.3.8 (коэффициент парной корреля-
ции 0,98 и СКО 10%)
0 023
JV лоб = —--+ 0’000106. (5.3.9)
Nе взл
Примечание. Размерность в формуле (5.3.9): мощностьNe взл, э.л.с.;
«удельный лоб» МЛ0б. м2/э.л.с.
Рис. 5.3.8. Статистическая зависимость между взлетной мощностью
и удельным миделем ТВД (по данным приложения 4)
Удлинение двигателя, как правило, находится в диапазоне
Хдв = — = 1,89(±0,18).
(5.3.10)
Когда неизвестна длина двигателя, ее расчетное значение мо-
жет быть определено по элементарной формуле
(5.3.11)
ДцВ ~ Хдв</дв •
Длина ТВД мощности 200... 1400 э.л.с. практически не зависит
Рис. 5.3.9. Длина двигателя (по данным приложения 4)
5.4. ВЫБОР ДВИГАТЕЛЯ
5.4.1. ОБЩЕЕ СРАВНЕНИЕ ТИПОВ
ДВИГАТЕЛЕЙ
На выбор типа двигателя для конкретного проекта самолета
влияют следующие основные факторы.
Диапазон скоростей полета. Винт работает с высокой эф-
фективностью до чисел М = 0,5...0,6, после чего явление сжимае-
мости воздуха на концах лопастей приводит к значительной потере
эффективности.
Расход топлива. До чисел М= 0,4...0,5 ПД имеют самый
низкий удельный расход топлива. ТВД имеют несколько больший
расход, чем ПД, но они работают на керосине, который дешевле
бензина.
Удельный вес двигателя. Удельный вес ПД обычно в
2...3 раза больше этого параметра для ТВД. Это означает, что вы-
бор ТВД может обеспечить большую полезную нагрузку при оди-
наковом взлетном весе.
Внешние размеры. Когда двигатели размещены в отдель-
ных гондолах, их размеры играют существенную роль в создании
дополнительного аэродинамического сопротивления.
Первоначальная стоимость. По удельной стоимости, из-
меряемой как отношение стоимости двигателя к его мощности, ПД
является самым дешевым типом силовой установки. Стоимость
ТВД примерно в два раза больше.
Шум и вибрации. Принципиальным недостатком ПД явля-
ются шум и вибрации, создаваемые возвратно-поступательным дви-
жением поршней, несмотря на все внимание, уделяемое баланси-
ровке двигателя и борьбе с шумом. ТВД создает меньше механиче-
ского шума. Внешний шум винтового двигателя может быть суще-
ственно уменьшен только снижением частоты вращения винта (ок-
ружной скорости).
Окончательная оценка значимости перечисленных выше фак-
торов может быть сделана только путем детальной конструктивной
проработки с учетом особенностей установки двигателей на само-
лет и их влияние на его общую схему. Вместе с тем из сказанного
вытекают следующие общие выводы.
1. Для малоскоростных самолетов (М <0,4...0,5) с потребной
мощностью каждого двигателя более 500 л. с. ТВД считается опти-
мальным типом двигателя. При потребной мощности двигателя ме-
нее 500 л. с. ПД предпочтительней ТВД, благодаря относительно
меньшей стоимости единицы мощности. Однако для небольших
пассажирских самолетов, административных и местных воздушных
линий стоимость силовой установки распределится на большое
число часов налета и ТВД могут оказаться в этом случае выгоднее
из-за низкой стоимости технического обслуживания и более деше-
вого топлива.
2. Небольшие самолеты частного пользования (туристические,
тренировочные, спортивные) почти всегда оборудуются ПД.
5.4.2. МЕТОДИКА ВЫБОРА ДВИГАТЕЛЯ
Методика выбора двигателя легкого пассажирского самолета
основана на методологии выбора оптимального проектного реше-
ния (см. гл. 3).
Постановка задачи
Пусть альтернативные варианты двигателя с именами Дв. №1,
Дв. № 2 и т.д. образуют множество {Дв j}, где j - номер варианта,
j = \,J и J - общее количество вариантов. Непременным условием
является то, что мощность каждого из них обеспечивает выполне-
ние требований ТЗ и НЛГС и близка к расчетной величине.
Итак, задача выбора наилучшего двигателя проектируемого
самолета может иметь следующую постановку.
Дано:
1) техническое задание на проектирование самолета и требо-
вания НЛГС;
2) концепция технического уровня самолета {(Ai,bi)}, где
множество частных критериев {А;} удовлетворяет условию
{А/}<=АГф, (5.4.1)
и ранги Ы, соответствующие частным критериям А,, назначены в
соответствии с правилом (3.2.4) и удовлетворяют условию норми-
рования (3.2.5); К$ - множество показателей функциональности
(см. разд. 2.3);
3) множество альтернативных вариантов двигателя {Дву},
описание которых представлено в виде матрицы [X] - выражение
(3.2.6).
Примечание. Элементы матрицы [X] - X ji могут быть получены различ-
ными методами (в порядке предпочтения):
* с помощью паспортных данных двигателя;
• путем проектных расчетов характеристик двигателя;
* методом экспертных оценок.
Допустимо, что одни оценки X ji получают по паспортным данным двигателя или
расчетным путем (при этом оценки X ji - физические величины, например Удв). для
других - экспертным методом и оценки X ji - баллы по какой-либо балльной шкале.
Требуется выбрать вариант двигателя, обладающий макси-
мальным техническим уровнем для данного множества двигателей,
U max
( 1 )
= max X bi a ji ,
jeJ V=1 J
(5.4.2)
где aji - оценки, вычисляемые по формулам нормализации (3.2.7)
или (3.2.7а);
/ - общее число показателей.
При выборе двигателя его концепция технического уровня
должна быть согласована с концепцией самолета. Поэтому считает-
ся известными (определенными, например, на этапе выбора базовой
схемы самолета):
А|»bi ~ соответственно критерий и ранг весовой эффективнос-
ти самолета;
Аг>Ьг - соответственно критерий и ранг топливной эффектив-
ности самолета;
Аз, Ьз - соответственно критерий и ранг эксплуатационного со-
вершенства самолета;
Ад, Ь4 ~ комфортабельность самолета и его ранг соответственно.
Особенность концепции технического уровня двигателя со-
стоит в том, что критерий топливной эффективности Аг заменяется
двумя:
Агл - аэродинамическое совершенство двигателя, характери-
зуемое «удельным лбом» двигателя - А/лоб;
А2е “ энергетическая эффективность двигателя, характеризуе-
мая крейсерским удельным часовым расходом топлива Се крейс •
Соответственно и заданный в концепции самолета ранг для
показателя топливной эффективности Ьг разделяется на /?2Л и ^2Е'
но так, чтобы выполнялось условие Ьгл + Ьг Е = Ьг •
Таким образом, концепция технического уровня двигателя бу-
дет
{(Аь61);(А2Л’/>2л);(А2Е’^2е)’(Аз^з);(А4«Ь4)}’ (5.4.3)
где Аь/л - соответственно критерий и ранг весовой эффективности
двигателя (удельного веса двигателя удв);
АгЛ’Ьгл “ соответственно критерий и ранг аэродинамического
совершенства двигателя («удельного лба» двигателя ^об);
А2Е’Й2Е ~ соответственно критерий и ранг энергетической эф-
фективности двигателя (крейсерского расхода топлива Се крейс)•
Дз,&3 - соответственно критерий и ранг эксплуатационного со-
вершенства, характеризуемого в данном случае отношением трудо-
затрат на все виды технического обслуживания и ремонта к нара-
ботке двигателя за один и тот же период эксплуатации (в человеко-
часах на час налета);
Д4,Ь4 - комфортабельность самолета и его ранг соответственно.
Комфортабельность самолета в данном случае может характеризо-
ваться уровнем создаваемых двигателем шума и вибраций.
Анализ вариантов двигателей
Для выбора наилучшего варианта двигателя предварительно
необходимо провести анализ достоинств и недостатков каждого ва-
рианта. Результаты анализа оформляются в виде таблиц анализа по
каждому частному критерию Д(.
В нашем случае таблиц анализа типа табл. 5.4.1 должно быть пять.
В табл. 5.4.1 обозначено:
X ji - оценка (численное значение) /-го частного критерия Д;
для j-ro варианта двигателя (данные матри-
цы [X]);
aji - нормированное значение оценки
Xji-
Независимо от способа получения
оценок X ji их нормирование осуществля-
ется по известным формулам (3.2.7) или
(3.2.7а).
Полученные таким образом нормиро-
ванные значения aji находятся в интервале
О <ау/<1 (0 - «худший двигатель по/-му
критерию»; 1 - «лучший двигатель по /-му критерию»).
Таблица 5.4.1
Варианты двигателей Ai
i
Дв. № 1 и Хи au
Дв. № 2 сч II X2i ail
Дв. № 3 СП II X3i an
Пример 5.4.1. Для проектируемого самолета требуется дви-
гатель мощностью 140... 150 л.с. Рассматривается множество из
трех альтернативных вариантов
{Дву}={М 332А; О-320-Е2А; ТВД-150}, 7 = 3.
Фрагмент матрицы [X] показателей двигателей представлен в
табл. 5.4.2.
Таблица 5.4.2
Марка двигатёля Тип Показатели
Ne О’ л.с. Xi’ даН/л.с. даН Секрейс’д с .ч
М332А ПД 140 0,73 0,243
О-320-Е2А ПД 150 0,82 0,24
ТВД-150 ТВД 150 0,33 0,51
Таблица 5.4.3
Варианты двигателей Ai
1 = 1
М 332А II 0,73 0,18
О-320-Е2А 04 II 0,82 0
ТВД-150 СП II 0,33 1,0
В табл. 5.4.3 представлены результа-
ты анализа по критерию Д| - весовая эф-
фективность двигателя (удв).
Для нормирования оценок Xji по
критерию удв -» min применяется форму-
ла (3.2.7а) - чем больше величина крите-
рия, тем ниже качество. Пример для дви-
гателя М 332А:
maxy ji — X ji
j^J
maxx «-minxji
jeJ jeJ
0,82-0,73
0,82-0,33
ад =
Выбор рационального варианта двигателя
Выбор наилучшего двигателя для проектируемого самолета
осуществляется с помощью матрицы принятия решения (табл. 5.4.4),
методика заполнения которой состоит в следующем.
Вначале в табл. 5.4.4 переписываются нормированные оценки
a ji, полученные ранее с помощью соответствующих матриц анализа.
Таблица 5.4.4
Варианты двигателя Концепция качества двигателя Uj
Ai Агл А2Е Аз А4
Ь\ &2Л Ь2Е Ьз Ь4
( = 1 ( = 2Л i = 2E 1=3 i = 4
Дв. №1 17 ан «11 «12Л «12Л «12Е «12Е «13 «13 «14 «14 U\
Дв. №2 я «21 «21 «22Л «22Л «22Е «22Е «23 «23 «24 «24 U2
Дв. №3 СП .11^ «31 «31 «32Л «32Л «32Е «32Е «33 «33 «34 «34 из
Далее вычисляют и записывают в табл. 5.4.4 произведение
uji = biaji> (5.4.4)
где индекс / принимает следующие значения: i = 1,2Л, 2Е, 3,4.
Затем выполняется построчное суммирование и ji, результат
которого и j (выражение (5.4.5)) записывается в соответствующую
клетку последнего столбца табл. 5.4.4
(7 j = и ji + и jw + « j2E + uji + u j4 (5.4.5)
Вариант двигателя, у которого величина и j будет наиболь-
шей, является наилучшим для проектируемого самолета.
Глава 6
ВОЗДУШНЫЙ ВИНТ САМОЛЕТА
Воздушный винт является важнейшей составной частью сило-
вой установки легкого самолета. Как правило, на самолетах исполь-
зуют уже сертифицированные воздушные винты, которые изготов-
лены фирмами, специализирующимися на их проектировании и
производстве.
Материал данной главы предназначен не столько для расчета
винта, сколько для обоснования значений его проектных парамет-
ров и характеристик.
6.1. КЛАССИФИКАЦИЯ ВОЗДУШНЫХ
ВИНТОВ
Воздушный винт - лопастный движитель, вращаемый валом
двигателя и предназначенный для создания силы тяги.
К воздушным винтам предъявляются следующие основные
требования:
• винт должен быть прочным, жестким и легким;
• должен обладать весовой, геометрической и аэродинамиче-
ской симметрией;
• должен развивать необходимую тягу при различных режимах
полета;
• должен работать с наибольшим коэффициентом полезного
действия.
Воздушный винт (рис. 6.1.1 [36]) состоит из лопасти, втулки
(ступицы) и может включать механизм изменения шага винта.
Лопасть - основная рабочая часть винта, создающая тягу при
вращении. На лопасти выделяют две части: перо и комель. Перо -
это профилированная часть лопасти, а комель предназначен для
крепления лопасти во втулке винта.
Втулка винта - часть воздушного винта, соединяющая лопа-
сти с валом двигателя.
Механизм изменения шага обеспечивает изменение угла уста-
новки лопастей.
Рис. 6.1.1. Воздушный винт фиксированного шага легкого самолета:
1 - стальная опорная шайба; 2 - проволочная контровка болтов;
3 - болт крепления винта; 4 - латунная сетка; 5 - латунная окантов-
ка; 6 - лакокрасочное покрытие и шпаклевка (эпоксидная); 7 - эпок-
сидная смола; 8 - стеклоткань (2 слоя); 9 - переклейка из сосновых
брусков
Для уменьшения аэродинамического сопротивления на воз-
душный винт устанавливают обтекатель (эллиптический, кониче-
ский и др.), который часто называют коком винта. По данным ис-
пытаний применение кока может повысить эффективный КПД вин-
та на 2...6%.
По конструкции воздушные винты подразделяются на одиноч-
ные, двухрядные, соосные и винты в кольце.
Одиночный винт - воздушный винт, оси лопастей которого
лежат в одной плоскости, нормальной к оси вращения винта.
Двухрядный винт - воздушный винт, состоящий из двух
одиночных винтов расположенных непосредственно друг за другом
и вращающихся в одном направлении. Если винты вращаются в
противоположных направлениях, то такой винт в целом называют
соосным винтом.
По способу установки лопастей воздушные винты подразде-
ляют на ВФШ и ВИШ.
Винты фиксированного в полете шага могут быть двух видов:
• постоянный шаг обеспечивается при изготовлении винта;
• шаг лопастей регулируется на земле, но постоянен в полете.
Винты изменяемого шага в полете могут быть:
• с ручной ступенчатой или плавной регулировкой шага лет-
чиком в заданных пределах - применяется весьма редко;
• постоянной частоты вращения с автоматической регулиров-
кой шага;
• постоянной частоты вращения с ручным управлением шагом.
Преимущества ВФШ заключаются в том, что они просты в
производстве, легки и требуют минимального обслуживания. Как
правило, их применяют на небольших самолетах с мощностью дви-
гателя до 200 л.с.
Широкое распространение получили ВИШ с постоянной час-
тотой вращения и автоматической регулировкой шага (так называе-
мый ВИШ-автомат), поскольку их применение значительно улуч-
шает характеристики самолета. Основное отличие этого винта от
ВФШ заключается в более полном использовании располагаемой
мощности на всех режимах полета. Летчик в полете устанавливает
желаемую частоту вращения двигателя, а угол установки винта ре-
гулируется автоматически на любой скорости так, чтобы реализо-
вать всю мощность двигателя. Существуют гидравлические, элек-
трические и аэромеханические методы автоматической регулировки
винта.
Аэромеханический (механический) ВИШ является наиболее
простым - в нем отсутствует специальный привод для изменения
шага. Источником сил, необходимых для поворота лопастей на нуж-
ный угол установки, являются центробежные и аэродинамические
моменты, возникающие и действующие на лопастях работающего
винта. Изменение шага в полете происходит автоматически, без
вмешательства летчика. Аэромеханический ВИШ оправдан для не-
высотных, нескоростных самолетов, имеющих деревянные винты
небольшого диаметра. Например, современный винт АВ-110
(табл. 6.1.1) является аналогичным винтом.
Несмотря на сложность, наибольшее распространение получи-
ли гидравлические ВИШ. Механизм изменения шага представляет
собой поршень и цилиндр, расположенные во втулке винта. В ци-
линдр по трубке подается под большим давлением масло из систе-
мы смазки авиадвигателя. Необходимое давление создается специ-
альным насосом, приводимым в действие самим двигателем. Пре-
дусмотрен также регулятор оборотов двигателя. Для ВИШ поршне-
вых двигателей, как правило, применяют прямую схему действия,
при которой поворот лопасти на малый шаг производится давлени-
ем масла, подаваемого во втулку винта, а на большой шаг - под
действием центробежных сил, создаваемых специальными противо-
весами и аэродинамическими силами лопастей. Винты этой схемы
надежны в эксплуатации и при случайном падении давления масла
не переходят на малый шаг.
ТВД всегда оборудуются винтами постоянной частоты вращения.
Подробное описание принципов действия ВИШ можно найти в
специальной технической литературе.
Винт изменяемого в полете шага может оборудоваться:
а) механизмом флюгирования, который обеспечивает установ-
ку лопасти по потоку (под углом атаки 80...90°) при неработающем
в полете двигателе, уменьшая таким образом внешнее сопротивле-
ние винта и устраняя возможность повреждения двигателя от авто-
ротации винта;
б) механизмом реверса для придания лопасти такого положе-
ния, когда создается отрицательная тяга (реверсирование тяги) с це-
лью, например, сокращения длины пробега самолета;
в) механизмом ограничения шага лопасти, который автомати-
чески при отказе системы управле-
ния винта, изменяет угол установки
лопасти для защиты от раскрутки
винта с малыми углами атаки.
Кроме того, воздушные винты
классифицируют:
• по расположению на двигате-
ле - тянущие винты (впереди двига-
теля) или толкающие винты (сзади
двигателя);
• по числу лопастей - двух-,
трех-, четырех- и многолопастные;
• по форме лопастей - сужи-
вающиеся, веслообразные, сабле-
видные (рис. 6.1.2);
Рис. 6.1.2. Основные формы
лопастей:
а - суживающаяся; б - весло-
образная; в - саблевидная
• по направлению вращения - левого и правого (смотреть из
кабины пилота);
• по материалу изготовления - деревянные (рис. 6.1.1), метал-
лические, композиционные (рис. 6.1.3).
Рис. 6.1.3. Пример сечения ло-
пасти композиционного винта:
1 - обшивка из стеклоплас-
тика; 2 - лонжероны из угле-
пластика; 3 - защитная на-
садка на носке; 4 - полиурета-
новое покрытие; 5 - заполни-
тель из пенополиуретана
Воздушные винты нового поколения с большим числом
(6... 12) широких тонких саблеобразных лопастей называют винто-
вентиляторами.
В табл. 6.1.1 приведены технические характеристики некото-
рых серийно производимых воздушных винтов.
Таблица 6.1.1
Марка серии Тип Wmax- л.с. DB. м Nn, шт Св. даН п3, -1 мин Материал
В-231 Тянущий (толкаю- щий) ВФШ 120 1,8 2 11,8 2750 Дерево (пластик)
В-541 Тянущий (толкаю- щий) ВИШ-автомат с флюгированием 140 1,9 2 24 2250 до 3000 Металл
В-341 Винт изменяемого на земле шага 125 1,9 2 17,5 3000 Дюраль
В-546 Тянущий (толкаю- щий) ВИШ-автомат, с реверсом и флю- гированием 140 1,9 3 33 2250 до 3000 Металл
АВ ПО Тянущий, механиче- ский ВИШ с ревер- сом 150 1,4 4 25 2790 Дюраль
ВМ-3 Тянущий ВФШ 150 1,85 2 5,0 2850 Дерево
Окончание табл. 6.1.1
Марка серии Тип N шах» л.с. D3, м ШТ 6в. даН -1 мин Материал
В350ТА- Д35 Тянущий, гидрав- лический ВИШ- автомат 340 2,4 2 40 1900 Дерево
MTV-9 Тянущий (толкаю- щий) ВИШ- автомат 400 2,6 3 37,6 2700 -
АВ-2 Тянущий ВИШ 1000 3,6 4 189 2200 Дюраль
АВ-17 Тянущий ВИШ с реверсом 1280 3,6 3 145 1590 Дюраль
АВ-50 Тянущий ВИШ- автомат, с реверсом и флюгированием 1900 3,8 4 208 2400- 2000 Металл
*Wmax - максимальная мощность двигателя, на который может устанавли-
ваться винт.
6.2. ПРИНЦИПЫ РАБОТЫ ВОЗДУШНОГО
ВИНТА
Лопасть винта совершает сложное
движение - она вращается со скоростью
U (рис. 6.2.1) и движется вперед вместе с
самолетом со скоростью V. Результи-
рующая скорость IV образует с хордой
сечения лопасти угол атаки а. Измене-
ние угла атаки сечения лопасти при из-
менении скорости полета или частоты
вращения винта иллюстрирует
рис. 6.2.2.
В процессе обтекания лопасти по-
током воздуха она создает аэродинами-
ческую силу, проекции которой дают
(рис. 6.2.1) силу тяги R и силу сопротив-
ления вращению Q. В действительности
Рис. 6.2.1. К объяснению
работы винта
картина явления сложнее, так как винт засасывает и вращает воз-
дух, отбрасывает его назад, сообщая ему дополнительную скорость.
Рис. 6.2.2. Угол атаки сечения лопасти
Работа лопасти винта основана на тех же принципах, что и
крыло самолета, но имеются и отличия. Известно, что крыло наибо-
лее эффективно «работает» на углах атаки, близких к углам макси-
мального аэродинамического качества (наивыгоднейшие углы ата-
ки). Аналогично этому, чтобы лопасть создавала наибольшую тягу
при наименьшей затрате энергии, угол атаки всех ее сечений дол-
жен быть близок наивыгоднейшему значению.
Для ВФШ (у лопастей которого угол установки ф = const),
анализируя рис. 6.2.2, можно отметить:
• при работе винта в статических условиях (поступательная
скорость V = 0) угол атаки максимальный и равен углу установки
лопасти винта (рис. 6.2.2,б);
• при увеличении поступательной скорости (рис. 6.2.2,а) угол
атаки уменьшается (винт «облегчается»);
• чем больше скорость вращения (рис. 6.2.2,в) воздушного вин-
та, тем больше угол атаки (винт «затяжеляется»).
Эти выводы объясняют, как изменяется сила тяги ВФШ при
изменении скорости полета и числа оборотов. Если на данной ско-
рости и частоте вращения углы атаки сечений лопасти больше наи-
выгоднейшего значения, то винт называют «тяжелым»; если мень-
ше - «легким». Как «тяжелый», так и «легкий» винт не позволяют
реализовать полную мощность двигателя. ВФШ, при котором дви-
гатель развивает наибольшую мощность при заданных оборотах,
как известно, является «нормальным винтом».
Винт изменяемого в полете шага, который благодаря регули-
рованию угла ф, может обеспечить наивыгоднейший угол атаки се-
чений лопасти практически на всех режимах полета самолета: при
«облегчении» винта угол ф увеличивается, при «затяжелении» -
уменьшается. При этом для оптимальной совместной работы двига-
теля и винта необходимо обеспечить постоянство числа оборотов,
задаваемое летчиком в зависимости от требуемого режима полета
самолета.
Возможны следующие режимы работы винта.
Вертолетный режим - режим, соответствующий работе дви-
гателя на месте (V = 0), когда винт создает тягу за счет подвода
мощности от двигателя.
Пропеллерный режим - режим работы винта в полете. Винт
получает мощность от двигателя и создает положительную тягу.
При этом угол атаки лопасти положительный (около 2...5°).
Реверсивный режим - режим, при котором на винт затрачива-
ется мощность, но угол атаки лопасти отрицательный (около (ми-
нус) -2...-5°). При этом тяга винта отрицательная.
Режим авторотации (самовращения) - режим, при котором
двигатель не подводит мощность к винту и не воспринимает ее от
винта. Винт вращается за счет энергии набегающего потока.
Режим ветряка - режим, при котором винт вращается за счет
энергии воздушного потока, передает развиваемую им мощность
двигателю и создает отрицательную тягу.
Режим флюгирования - режим, который не зависит от того,
затрачивается мощность на винт или нет. Лопасти винта находятся
в положении наименьшего сопротивления.
При совместной работе ВИШ и двигателя в некоторых услови-
ях полета могут возникнуть недопустимые режимы, работа на кото-
рых может привести к чрезмерной раскрутке двигателя, к разруше-
нию элементов двигателя и винта или к потере управляемости са-
молетом из-за возникновения большой отрицательной тяги винта.
Для недопущения в эксплуатации опасных режимов работы
ВИШ и двигателя существуют защитные регуляторы и соответст-
Рис. 6.2.3. Положение лопастей воз-
душного винта:
1 - диапазон рабочих режимов; 2 - по-
ложение лопасти при выключении дви-
гателей; 3,4 - направление полета и
вращения
вующие механические (гид-
равлические) упоры, ограни-
чивающие положение лопа-
стей воздушного винта. На
рис. 6.2.3 показаны основные
положения лопастей винта,
соответствующие упору ми-
нимального сопротивления
вращения ф0 (при режиме
малого газа), промежуточно-
му упору фпу, упорам ревер-
са фрев и флюгерного поло-
жения ффл. Промежуточный
упор является защитным уст-
ройством, которое исключает
возможность перехода лопа-
стей винта в положение ф0
без соответствующей коман-
ды, ограничивая тем самым
отрицательную тягу винта
при отказах двигателя в полете. Величина фпу выбирается из усло-
вия компромисса между обеспечением минимальной положитель-
ной тяги при посадке и минимальным временем выхода двигателя
на взлетный режим при уходе на второй круг.
6.3. ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
ВИНТА
Диаметр винта £)в - диаметр окружности, описываемой
концами лопастей при их вращении.
Ометаемая винтом площадь - площадь круга, диаметр ко-
торого равен диаметру винта.
Нагрузка на ометаемую площадь винта - это отношение
^ом=^е/(лп|). (6.3.1)
Примечание. В некоторых работах под нагрузкой на ометаемую площадь
винта понимают отношение Не/•
Нагрузка на лопасть определяется по формуле
„ _ 4Ne
Fn~ j
nNnDi
(6.3.2)
или с учетом (6.3.1)
г, _ F0M
где - количество лопастей винта.
Контрольное сечение лопасти - сечение лопасти, в котором
при сборке и в эксплуатации проверяют необходимые параметры
лопасти винта. Как правило, контрольное сечение расположено на
расстоянии, равном 75% радиуса винта от оси винта.
Сечения лопасти имеют профили, близкие к крыльевым. Про-
филь лопасти характеризуется хордой, относительной толщиной и
относительной кривизной. У современных винтов относительная
толщина лопасти в контрольном сечении составляет: 0,065...0,085 -
для металлических винтов, 0,04...0,06 - для винтов из композитов.
Ширина лопасти - это хорда сечения лопасти на заданном
радиусе, как правило, в контрольном сечении. Обычно используют
относительную ширину лопасти, т.е. отношение ширины лопасти к
диаметру винта. У современных винтов относительная ширина ло-
пасти составляет 6... 15 %.
Угол установки лопасти - это угол, образованный хордой кон-
трольного сечения с плоскостью вращения винта, обозначается
<р0 75 (иногда для краткости употребляют <р без нижнего индекса).
По диапазону углов установки лопастей воздушные винты
подразделяются:
• на обычные - угол установки изменяется от 13 до 50°;
• на тормозные или реверсные винты, которые имеют изме-
няемый угол от минус 15° до плюс 90°; таким винтом создается от-
рицательная тяга;
• на флюгерные - угол установки меняется от 0 до 90°.
Крутка лопасти - изменение по радиусу углов установки
сечений лопасти относительно некоторого (контрольного) сечения.
Закон изменения толщины профиля по радиусу лопасти и ее
крутка, а также форма профиля определяются в процессе проекти-
рования винта и уточняются впоследствии на основании результа-
тов продувок в аэродинамической трубе и летных испытаний.
Шаг винта Нй - это расстояние, на которое переместился бы
винт за один оборот, если бы он ввинчивался в воздух как в твердое
тело.
Отношение ^-^ = h называется относительным шагом.
Угол установки и шаг винта связаны зависимостью
Нв h
ф0.’3 = агс‘8 я-0,75-Вв ~ arct8 <№’
откуда следует - h = 0,75 • тг • tg<p0 75.
Таким образом, шаг винта будет тем больше, чем больше угол
установки его лопасти.
Поступь винта - это действительное расстояние, на которое
переместится винт за один оборот. В расчетах обычно используют
относительную поступь винта (коэффициент скорости или ре-
жим работы винта):
Х = —(6.3.3)
ЯВПС
Аэродинамические свойства винта принято характеризовать
безразмерными величинами:
коэффициент тяги (не путать с обозначением для угла ата-
ки) - безразмерная величина:
а= - f • (6.3.4)
Рпс£>в
коэффициент мощности - безразмерная величина
P = 257VC . (6.3.5)
коэффициент полезного действия - безразмерная величина
ос
П=рХ. (6.3.6)
Смысл КПД винта состоит в следующем:
Полезная выходная мощность винта _
п —--------------------------------------------.
Мощность на валу входная (от двигателя) 75
Максимальная величина КПД винта соответствует высоким
скоростям полета и может достигать 0,9 и более. КПД винта всегда
меньше единицы вследствие:
а) потерь на преодоление профильных и волновых сопротив-
лений лопастей;
б) индуктивных потерь, связанных с увеличением осевой
скорости струи;
в) индуктивных потерь, связанных с образованием окружной
скорости в струе;
г) потерь, связанных с неравномерностью потока в струе.
По данным работы [70] для режима крейсерского полета наи-
более типичными значениями являются Т|в = 0,8 для винтов, уста-
новленных перед крылом, и Г|в = 0,78 для тянущего винта в носовой
части фюзеляжа.
Для режима скороподъемности при взлете типичными можно
считать следующие данные (в скобках указано СКО) [70]:
Г|в= 0,610±(0,052) для ВФШ в носовой части фюзеляжа,
Г|в= 0,665±(0,059) для ВИШ в носовой части фюзеляжа,
Г|ц= 0,730±(0,058) для ВИШ перед крылом.
В статических условиях (V = 0) КПД винта равен нулю, поэто-
му при расчетах взлетно-посадочных характеристик самолета име-
ются определенные особенности.
Тяга винта - это сила растяжения вала с изолированным вин-
том. Ее величина может быть получена непосредственно через ко-
эффициент тяги
R =a.pn^Di
или по значению мощности двигателя и КПД винта
/? = 752L^£. (6.3.7)
V
Удельная тяга винта - это отношение тяги винта к мощно-
сти. Например, в условиях MCA, Н = О, V = О
kR = -^~. (6.3.8)
УеО
Серией винтов, как правило, называют совокупность винтов
с одинаковым количеством лопастей, одинаковой относительной (в
долях диаметра £)в) шириной лопасти и одинаковыми профилями
сечений лопасти, различающихся между собой значениями относи-
тельного шага h (углом установки контрольного сечения лопасти).
Допускаются и другие признаки серии винтов.
Для получения аэродинамических характеристик серии винтов
их испытывают как в полете, так и в лаборатории с помощью спе-
циальных винтовых приборов в аэродинамических трубах. Резуль-
таты определения зависимости [3 = f(X) для различных углов уста-
новки лопастей обычно совмещают на одной диаграмме харак-
теристик серии винтов. Кроме того, на диаграмме характеристик
серии винтов наносят сетку кривых, помеченных равными значе-
ниями КПД винта т| (см. приложение 5).
Теоретически и экспериментально установлено следующее.
1. С ростом скорости полета при постоянных оборотах воз-
душного винта его тяга уменьшается.
2. Увеличение /\>м приводит к монотонному увеличению всех
видов потерь, кроме профильных, имеющих минимум, зависящий
от числа лопастей. Это приводит к тому, что при заданной мощно-
сти двигателя существует некоторый оптимальный диаметр винта
(DB)Opt с определенным числом лопастей, при котором его КПД бу-
дет максимальным.
3. Увеличение числа лопастей винта позволяет либо применять
более мощные двигатели, либо уменьшить диаметр винта. Напри-
мер, если компоновочные особенности самолета препятствуют ис-
пользованию двухлопастного винта расчетного диаметра и требует-
ся уменьшение диаметра на 10... 15%, то целесообразно рассмотреть
вариант трехлопастного винта. При необходимости уменьшить
диаметр винта на 20...25% рекомендуется рассмотреть четырехло-
пастной винт. Однако максимальное значение КПД винта с ростом
Гом и увеличением числа лопастей снижается, что объясняется
увеличением суммарных индуктивных потерь.
4. С точки зрения КПД винта на больших скоростях полета
форма лопасти в плане не имеет существенного значения - отличия
в КПД не более 3 %. Однако с точки зрения тяги в статических ус-
ловиях (V =0) и при взлете винты, имеющие узкие концы лопастей,
невыгодны (потери могут составлять 15...20 %); в этом случае луч-
ше применять винты с широкими концами лопастей (рис. 6.1.2,6).
5. При М >0,65 потери КПД винта существенно возрастают в
основном из-за волнового сопротивления. В этом случае уменьше-
ние относительной толщины, применение суперкритических про-
филей и саблевидных лопастей (эффект стреловидности - рис. 6.1.2,в)
заметно повышают КПД винта.
В табл. 6.3.1 приведены основные характеристики воздушных
винтов, установленных на двигатели легких самолетов.
Таблица 6.3.1
Самолет Тип винта N max ’ л.с. DB, м Nn, ШТ Fn, л.с./м2
Одномоторные самолеты
Cessna 152 ВФШ 108 1,77 2 22,0
Cessna Skyhawk ВФШ 160 1,92 2 27,6
Piper PA 28 ВФШ 160 1,89 2 28,5
Mooney 201 ВИШ 200 1,89 2 35,7
Cessna 180 ВФШ 225 2,13 2 31,6
Cessna Skylane ВИШ 230 2,07 2 34,2
Cessna 310 ВИШ 240 2,04 2 36,7
Cessna 210M ВИШ 285 2,04 3 29,1
Beech V35 ВИШ 285 2,13 2 40,0
Cessna 185 ВИШ 300 2,04 3 30,6
Mooney 301 ВИШ 360 1,98 3 39,0
Beech 38P ВИШ 550 2,35 3 42,3
Окончание табл. 6.3.1
Самолет Тип винта А'тах. Л.С. Da, м ШТ FJP л.с./м2
Cessna Caravan I ВИШ 600 2,53 3 39,8
Ан-2 ВИШ 1000 3,60 4 24,6
Двухмоторные самолеты
Cessna ТЗОЗ ВИШ 250 1,89 3 29,7
Beech Baron 95 ВИШ 260 1,98 2 42,2
BN2B Islander ВИШ 260 1,98 2 42,2
Cessna 340A ВИШ 310 1,95 3 34,6
Piper PA-31 ВИШ 325 2,40 3 24,0
Beech Duke ВИШ 380 1,89 3 45,2
Cessna Conquest I ВИШ 450 2,38 3 33,7
Beech King Air C90 ВИШ 550 2,38 3 41,2
Piper PA-3 IT ВИШ 620 2,38 3 46,5
Cessna Conquest II ВИШ 636 2,29 3 51,5
Beech C99 ВИШ 715 2,38 3 53,6
EMB-110 ВИШ 750 2,38 3 56,2
Arava 201 ВИШ 750 2,59 3 47,5
Beech 1900 ВИШ 1100 2,77 4 45,7
* Wmax ” максимальная мощность одного двигателя.
6.4. ПОДБОР ВИНТА К САМОЛЕТУ
Процесс выбора винта для легкого самолета включает сле-
дующие задачи:
а) выбор расчетного режима полета;
б) выбор серии винтов;
в) выбор диаметра винта;
г) выбор шага винта в случае ВФШ или диапазона углов уста-
новки ВИШ.
6.4.1. РАСЧЕТНЫЕ УСЛОВИЯ
При выборе винта принимают во внимание следующие наибо-
лее важные факторы: режим полета (высота, скорость), мощность и
обороты.
Расчетный режим полета, на который выбирается винт, зави-
сит от типа и назначения самолета. Для пассажирских самолетов
расчетным режимом может быть режим горизонтального крейсер-
ского полета на скорости, обеспечивающей минимальный километ-
ровый расход топлива, или режим скороподъемности при продол-
женном взлете самолета.
Если предполагается установка на самолет ВФШ, то при вы-
боре расчетного режима учитывается следующее.
1. Если расчетный режим - максимальная горизонтальная или
высокая крейсерская скорость полета на малой высоте (Н = 0), то
подобранный винт является «скоростным», имеющим достаточно
большой шаг. В условиях взлета такой винт окажется «тяжелым».
При этом двигатель не сможет развить максимальные обороты и
мощность. Поэтому условия взлета ухудшаются - разбег и взлетная
дистанция становится длиннее.
2. Если расчетный режим - взлет самолета (сравнительно не-
большая скорость у земли), то подобранный винт является «взлет-
ным», имеющим малый шаг. В условиях взлета и набора высоты
этот винт позволит реализовать взлетную мощность на максималь-
ных оборотах. Однако на больших скоростях полета «взлетный
винт» будет «легким» и обороты при полностью открытом дросселе
двигателя начнут возрастать сверх максимальных. Но по условиям
прочности двигателя и винта это недопустимо. Необходимо дроссе-
лировать двигатель, уменьшая его мощность. Очевидно, что в этом
случае самолет не сможет достичь своей максимальной скорости
полета.
3. Если расчетный режим - максимальная горизонтальная или
высокая крейсерская скорость полета на высоте Якрейс’ то подоб-
ранный винт является «скоростным и высотным», имеющим доста-
точно большой шаг. Для невысотного поршневого двигателя подоб-
ранный винт оказывается «тяжелым» для всех высот Я>//Крейс и
«легким» для /7<//Крейс- Д™ высотного двигателя вывод зависит
от соотношения между Нкрейс и границей высотности двигателя.
Но общий вывод состоит в том, что к изменению высоты полета
ВФШ так же плохо приспособлен, как и к изменению скорости по-
лета.
Таким образом, ВФШ является однорежимным, т.е. обеспечи-
вает максимальный КПД только на одной - расчетной скорости, и
только на одной - расчетной высоте.
Итак, рекомендации для предварительного выбора расчетных
условий состоят в следующем.
Самолеты с поршневыми двигателями
Расчетная высота. При невысотном ПД за расчетную высоту
принимается либо Н = 0, либо какая-нибудь малая высота в зависи-
мости от технического задания (например, Н= 500 м).
При высотном ПД в качестве расчетной высоты принимают,
как правило, границу высотности двигателя, либо высоту, которая
больше этой границы на 1000...2000 м. Применяя при этом ВФШ,
получают заметное ухудшение летных данных на малых высотах;
при ВИШ это ухудшение будет незначительным.
Расчетная скорость. Выше были рассмотрены противоречи-
вые условия, налагаемые на подбор ВФШ двумя основными режи-
мами полета: максимальной крейсерской скоростью и взлетом.
Как правило, в качестве расчетной принимается максимальная
крейсерская скорость, причем для высотного ПД - на границе вы-
сотности.
Расчетные обороты и мощность. В качестве расчетных обо-
ротов ПД обычно принимают обороты, при которых двигатель раз-
вивает расчетную мощность. Таким образом, расчетный режим дви-
гателя - это максимальный режим для двигателя без нагнетателя
или номинальный режим для двигателя с нагнетателем. Для ВИШ,
автоматически поддерживающих постоянное число оборотов, расчет-
ные обороты соответствуют номинальному режиму работы двигателя.
Самолеты с ТВД
Для самолетов с ТВД расчетные условия соответствуют крей-
серскому полету самолета на крейсерском режиме работы двигателя.
6.4.2. ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЕ ОПРЕДЕЛЕНИЕ
ДИАМЕТРА ВИНТА
Наиболее важным конструктивным параметром винта является
его диаметр, который играет такую же роль, как размах для крыла.
Наиболее существенными факторами, определяющими выбор
диаметра винта, являются:
• характеристики винта (и, прежде всего, КПД) на различных
режимах полета;
• допустимая по аэродинамическим характеристикам и уровню
шума окружная скорость;
• зазоры над землей и до конструкции самолета;
• установочный вес винта.
Существуют различные способы приближенного определения
диаметра винта самолета (в зависимости от имеющейся информа-
ции). Некоторые из них приведены ниже.
Способ 1. Известная статистическая формула [40]
D& — ко \ где - мощность двига- Ne V-&H(6O-nQ)2 / 0,25 (6.4.1) Таблица 6.4.1
теля на расчетном режиме полета, л.с.; V - скорость на расчет- ном режиме полета, км/ч; к о - статистический Материал винтов
Тип винта дерево металл
Число лопастей
2 3 4 2 3
коэффициент, значение ко- Скоростной 98 87 82 96 89
торого выбирается в зави- Скороподъемный ПО 99 92 108 103
симости от типа винта по Экономичный 104 94 89 103 99
табл. 6.4.1.
Способ 2. Первая предлагаемая статистическая формула
£>в =
N е взл
Fct
(6.4.2)
Здесь статистическое значение нагрузки на ометаемую пло-
щадь винта определяется по одной из зависимостей
_ |exp(0,84231n(t/)-0,6) при U < 460
FcT[exp(0,6251n(t/)+ 0,732) при U >460, ( ’ '3)
где полетный параметр и = j Л/евзл ’V крейс • (л.с. -км/ч)0,5.
Способ 3. Вторая предлагаемая статистическая формула ос-
нована на показателе нагрузки на лопасть (Гл)ст, принимаемом по
винту-прототипу,
j тг - /V я (F я /qj
Рекомендуется принимать:
для одномоторных самолетов - (Гл)ст= 28...40 л.с./м2;
для двухмоторных самолетов - (Гл)Ст = 34...51 л.с./м2.
При этом следует учитывать тенденцию (табл. 6.3.1) - чем
больше мощность двигателя, тем больше нагрузка на лопасть уста-
навливаемого на него винта.
Способ 4. Предварительный диаметр винта может быть опре-
делен из условия ограничения окружной скорости концов его лопа-
сти. Это ограничение - наиболее важный фактор, играющий роль в
уменьшении шума. У современных самолетов окружные скорости
концов лопасти должны составлять 150 ... 200 м/с и пределом счи-
тается 250 м/с [70]. Тогда
Db ~ J Мконц” м2 * (6.4.5)
при этом для винтов нескоростного самолета (относительная тол-
щина профиля лопасти не более 0,1) Мконц -0,8; для винтов скоро-
стного самолета (относительная толщина лопасти не более 0,06)
Мконц-0,85...0,9. Значение скорости звука ан принимается для
высоты, соответствующей максимальной частоте вращения. На не-
скоростном самолете частота вращения ПД при взлете больше, чем
в крейсерском полете, и является определяющим фактором. Дня
винтов скоростного самолета максимальная частота вращения соот-
ветствует крейсерскому режиму.
Диаметр винта, вычисленный по формуле (6.4.5), следует при-
нимать в качестве максимального значения по условиям шума.
168
За проектную величину диаметра винта рекомендуется прини-
мать среднее арифметическое, полученное по различным формулам.
Пример 6.4.1. Для легкого двухместного самолета опреде-
лить предварительное значение диаметра винта и число его лопа-
стей при следующих исходных данных: расчетный режим - полет
на крейсерской высоте 500 м со скоростью 140 км/ч; взлетная мощ-
ность ПД - 140 л.с. при 2700 об/мин (45 об/с); крейсерская мощ-
ность 97 л.с. при 2350 об/мин (39,2 об/с); винт деревянный, тип -
ВФШ; скорость отрыва - 100 км/ч (27,8 м/с).
Решение. По данным табл. 6.3.1 принимается экономичный
двухлопастной винт, т.е. /ул = 2. Для крейсерской высоты относи-
тельная плотность воздуха равна 0,953.
1. Расчет по формуле (6.4.1).
£>в ~ ко
Ne
УД/ДбО-Ис/
\О,25
= 104
/
/
97
\0,25
140 0,953 (60 -39,2^
\ 7
£>в = 1,98 м.
2. Расчет по формуле (6.4.2):
• полетный параметр
U = Ne взл 'Укрейс = 140 140 = 140 (л. с. км/ч)0’3 * 5;
• нагрузка на ометаемую площадь (формула (6.4.3))
Fct = ехр(0,84231п(С7) - 0,6) = ехр(0,84231n( 140) - 0,6),
Fcr= 35Д (л.с/м2);
• диаметр винта
/ N е взл
D‘=VT“
I "ст
= 1,99
м.
3. Расчет по формуле (6.4.4).
Данные винтов прототипов приведены в табл. 6.4.2. По этим
данным нагрузка на лопасть составляет в около 24,6 л.с./м2, тогда
диаметр винта
Таблица 6.4.2 _ | 4М е взл _
Марка серии м ШТ N max» л.с. Fn, л.с./м2 У Я- Nл (^л)ст
вм-з 1,85 2 150 27,92 1 4140 IO =J—х = U9 м. ул-2-24,6
В-231 1,8 2 120 23,59
В-341 1,9 2 125 22,05 4. Расчет по формуле (6.4.5). Принимаются стандарт- ные атмосферные условия взлета ан = 340 м/с
В-541 1,9 2 140 24,70
ан I—2--------Г 340 I 2 f27,8? 1П
D,\ ncJМконц M "K-45V’8 [340J ~ ’9m‘
Расчетное значение диаметра винта может быть принято рав-
ным среднеарифметическому значению - 1,94 м, но лучше (с уче-
том требований по шуму) принять £)в = 1,9 м.
6.4.3. ВЫБОР СЕРИИ ВИНТОВ
Для ответа на вопрос, какой серией винта следует воспользо-
ваться, необходимо произвести подбор по нескольким сериям и вы-
брать наилучшую из них.
Способ 1. Для предварительного выбора рекомендуется:
1) на каждой диаграмме характеристик серии винтов найти точ-
Рис. 6.4.1. К выбору расчетной точки:
о - точка максимума КПД;
• - расчетная точка
ку О, соответствующую аб-
солютному максимуму КПД
(рис. 6.4.1);
2) определить положе-
ние так называемой расчет-
ной точки, для которой ре-
жим работы винта Храсч
(формула (6.3.3)) и коэффи-
циент мощности Ррасч
(формула (6.3.5)) вычисле-
ны для расчетных условий
3) выбрать лучшую диаграмму характеристик винта, т.е. ту,
для которой расчетная точка располагается возможно ближе к точ-
ке О.
Совпадение точки расчетного режима (А,расч>Ррасч) с точк°й
абсолютного максимума КПД (точкой О на рис. 6.4.1) хотя и жела-
тельно, но не всегда возможно, так как это может потребовать спе-
циального винта для конкретного самолета и расчетного режима.
Достаточно, если точка расчетного режима находится в окрестности
абсолютного максимума КПД.
Способ 2. Схема выбора серии винта с одновременным опре-
делением его диаметра и шага для расчетных условий по критерию
максимального КПД.
Исходными данными являются:
а) расчетная скорость V и расчетная высота полета Я;
б) мощность двигателя и частота вращения его вала пс<
соответствующие расчетному режиму полета самолета;
в) варианты диаграммы винта
П = (Р, К (р).
Определение оптимального диаметра винта по заданной диа-
грамме характеристик винта состоит в следующем.
Шаг 1. Для ряда значений диаметра винта £)В( вычисляется
зависимость 0- = f (X,) по формулам
в.= . =_L_
Р/ Q С ’ *4 ГЛ
Р//Лс£>в« ncDai
При задании ряда диамет-
ров £)В/ учитываются как ре-
зультаты предварительного оп-
ределения диаметра, так и ог-
раничения по шуму, а также
компоновочные требования.
Шаг 2. Полученную кри-
вую = /(X/) наносят на диа-
грамму винта (рис. 6.4.2).
Рис. 6.4.2. К определению опти-
мального винта
Шаг 3. Анализируя точки пересечения кривой |$- = /(А.,) с
линиями Т| = const, выделяют ту из них, в которой КПД винта будет
максимально возможным для данной серии в расчетных условиях
(рис. 6.4.2). Принимается, что координаты этой точки Popt, XOpi,
<рор1 соответствуют оптимальному винту для заданной диаграммы.
КПД этого винта будет т)ор1.
Шаг 4. Искомый оптимальный диаметр винта определяется
через Popt или Xopt в соответствии с формулами
Db opt ~
P//«cPopt ,
или DB opt = —----------• (6-4.6)
HcAopt
Проделав выше указанные шаг 2 и шаг 3 для других диа-
грамм характеристик винтов, получим для каждой диаграммы свое
максимальное значение T|opt и наивыгоднейший диаметр винта
Db opt •
Очевидно, что нужно выбрать такую диаграмму характеристик
винтов, которой соответствует наибольшее значение КПД винта
T|Opt max> и Далее для этой диаграммы по одной из формул (6.4.6)
определяют оптимальный диаметр винта.
Относительный шаг винта для ВФШ определяется с помощью
выбранной диаграммы характеристик винта при оптимальном угле
установки <popt (рис. 6.4.2) по формуле
Л =^ = 0-75 * «4>ор<>-
Шаг толкающего ВФШ рекомендуется выбирать на 5... 10 %
меньше тянущего винта [36].
При выборе серии винтов и определении оптимального диа-
метра воздушного винта, установленного на самолет, схема в целом
остается той же самой, но процесс усложняется необходимостью
учета взаимовлияния винта и самолета. Вопросы этого взаимовлия-
ния рассмотрены в разд. 6.6.
зк
6.5. ВИНТ В КОЛЬЦЕ
Система «винт в кольце» может использоваться либо для уве-
личения тяги при небольших скоростях входящего в кольцо потока
воздуха (рис. 6.5.1,а), когда кольцо создает дополнительную тягу,
либо для уменьшения скорости потока непосредственно перед вин-
том за счет применения «высокоскоростного» обтекателя
(рис. 6.5.1,6). Кроме того, кольцо выполняет защитную функцию
ограждения винта.
а) б)
Рис. 6.5.1. Основные варианты системы «винт в кольце»:
а - тяговое кольцо; б - высокоскоростной обтекатель
Далее рассматривается только вариант «тяговое кольцо».
Исследованиями установлено, что в системе «винт в кольце»
имеют место следующие факторы:
1) сечение отбрасываемой системой воздушной струи в два
раза больше сечения струи за свободным винтом. Поэтому скорость
отбрасывания струи и, следовательно, потери мощности на ее от-
брасывание уменьшаются;
2) воздушный винт, работающий в кольце, создает такое поле
скоростей внутри кольца и такое распределение на поверхности по-
следнего, что возникает дополнительная к тяге винта осевая сила - тя-
‘ Материал раздела основан на данных работы [44].
га кольца, которая может
либо увеличить силу тяги
системы «винт в кольце»,
либо ее уменьшить;
3) при работе винта в
кольце практически отсут-
ствуют на лопастях конце-
вые потери и срывы пото-
ка, которые имеют место
на лопастях свободного
винта.
На рис. 6.5.2 показа-
на схема образования си-
лы тяги кольца. При обте-
кании элемента кольца на
нем создается сила АК,
составляющими которой
являются силы А/? и ДГ.
Силы ДГ сжимают кольцо
и в идеальном случае их
равнодействующая равна
нулю. Сила тяги кольца
(Z?K = XzV? ) зависит от скорости набегающего потока (скорости
полета) и подводимой к винту мощности. В статических условиях
тяга винта достигает максимального значения. С увеличением
скорости полета сила тяги кольца падает и при каком-то значении
этой скорости (критическая скорость) кольцо уже не создает тяги.
Такова качественная картина работы системы «винт в кольце».
Теоретически доля тяги кольца от суммарной тяги системы
«винт в кольце» может достигать 45 %. Практически наибольшая
доля тяги кольца составляет около 25 %. Выигрыш в тяге от приме-
нения системы «винт в кольце» зависит от нагрузки на ометаемую
площадь винта и скорости полета.
Чем больше нагрузка на ометаемую площадь, тем выше при-
рост тяги от применения кольца. С увеличением скорости прирост
тяги от применения кольца снижается до нуля.
На практике система «винт в кольце» в варианте «тяговое
кольцо», как правило, используется для скоростей полета до
250 км/ч.
Из-за недостаточных теоретических и экспериментальных
данных при создании системы «винт в кольце» можно руководство-
ваться графиком на рис. 6.5.3.
Рис. 6.5.3. Зависимость относительной длины кольца £>к, отно-
сительной его толщины ск и угла установки хорды профиля ук от
скорости полета:
------ - для несимметричных профилей кольца;
--------- для симметричных профилей кольца
Относительная длина кольца (рис. 6.5.2) - это отношение
Ьк = —; определение относительной толщины профиля кольца ск
Db
аналогично определению относительной толщины для профиля
крыла; угол установки хорды профиля кольца ук - это угол между
хордой профиля кольца и осью кольца (рис. 6.5.2); относитель-
ный диаметр кольца (рис. 6.5.2) - это отношение = -^.
Db
При проектировании легкого самолета с системой «винт в
кольце» необходимыми исходными данными являются:
•потребная максимальная тяга системы «винт в кольце» - /?вк ;
•расчетная скорость горизонтального полета;
•располагаемая мощность двигателя на расчетном режиме по-
лета Ne.
Последовательность определения параметров системы «винт в
кольце» состоит в следующем.
I. С помощью графика на рис. 6.5.3 по величине расчетной
скорости определяют геометрические параметры кольца.
2. Зная потребную тягу системы, определяют в первом при-
ближении диаметр винта, пользуясь формулой
£>в =
(О.8ЯВк)1,5
kNe
(6.5.1)
где статистический коэффициент к = 22 ... 25.
Если диаметр винта, определенный по формуле (6.5.1), полу-
чается чрезмерно большим и не удовлетворяет конструктора, то это
означает, что подводимая мощность к винту Ne слишком мала.
3. Зная Ов, ск и £к, определяют относительный диаметр коль-
ца по формуле
Рис. 6.5.4. Определение тяги кольца
DK = l + 2cKbK- (6-5.2)
4. По графику на рис. 6.5.4
определяют относительную тя-
гу кольца .
5. Вычисляют относитель-
ную величину силы тяги винта
/?в ~ 1 — /?к •
6. Определяют силу тяги
винта и кольца
7. Мощность, потребная
для вращения винта, работающего в кольце, определяется по формуле
Р1’5
(Vi.otP =—, (6.5.3)
kDu
где значения коэффициента к приведены в формуле (6.5.1).
Если мощность, определенная по формуле (6.5.3), больше рас-
полагаемой мощности двигателя, подводимой к проектируемому
винту, то несколько увеличивают диаметр винта и производят рас-
пет второго приближения.
Таким образом, в результате предварительных расчетов опре-
делены основные геометрические характеристики системы «винт в
кольце». При необходимости вычисляется КПД системы по извест-
ному соотношению:
= ™вк.
ВК 15Ne
6.6. ВЗАИМОВЛИЯНИЕ ВИНТА И
САМОЛЕТА
При работе винта на самолете между ними возникает взаимо-
действие: струя винта производит изменение скорости и давлений
около частей самолета, которые находятся на ее пути, а эти части в
свою очередь изменяют скорость и
направление потока вблизи винта.
Сила тяги и мощность, затра-
чиваемая на вращение винта, уста-
новленного на самолет, отличаются
от силы тяги и мощности того же
винта, работающего при той же ско-
рости полета, но изолированного от
частей самолета. Лобовое сопротив-
ление и подъемная сила самолета в
присутствии работающего винта
также будут отличаться от подъем-
ной силы и лобового сопротивления
того же самолета при той же скоро-
сти полета, но без винта (рис. 6.6.1).
В общем случае при определенной
скорости полета и при определен-
ном угле атаки крыла самолета каж-
дому режиму работы винта будут со-
Рис. 6.6.1. Влияние режима
работы двигателя на поляру
самолета Ан-2:
1 - режим малого газа;
2 - номинальный режим;
3 - взлетный режим
ответствовать различные величины подъемной силы и лобового сопро-
тивления.
КПД винта, установленного на самолете, увеличивается за счет
торможения потока частями самолета, расположенными за винтом,
и уменьшается за счет обдувки этих частей самолета.
На практике принято учитывать эффект увеличения лобового
сопротивления самолета вследствие обдувки винтом путем умень-
шения тяги винта. В этом случае эффективная тяга винта равна тяге
изолированного винта, уменьшенной на приращение профильного
сопротивления тех частей, которые расположены в спутной струе
винта.
Влияние спутной струи винта на КПД винта определяется при
помощи коэффициента
_ Эффективная тяга винта
Тяга изолированного винта
Таким образом, КПД винта, установленного на самолете, будет
• (6.6.1)
Взаимное влияние винта и гондолы двигателя (фюзеляжа, если
двигатель расположен в его передней части) в основном определя-
ется двумя факторами: соотношением между ометаемой площадью
винта и миделем гондолы двигателя (фюзеляжа), а также очертани-
ем носовой части гондолы (фюзеляжа). Подробные методики расче-
та коэффициента 11 изложены в специальной литературе. Прибли-
женная оценка основана на экспериментальных результатах и имеет
вид [44, 67]
Л-П = ^^ф, (6.6.2)
здесь кц - коэффициент, учитывающий форму носовой части гон-
долы двигателя (фюзеляжа); )Ц = 0,99 - для заостренной (сигарооб-
разной) носовой части (например, носовая часть фюзеляжа самолета
«Грач» в приложении 3); Ц = 0,97 - для гондол двигателя (фюзе-
ляжа), у которых непосредственно за плоскостью вращения винта
имеется резкое изменение поперечного сечения (например, носовая
часть фюзеляжа Як-18Т в приложении 3);
Кф - поправочный коэффициент (рис. 6.6.2), зависящий от
отношения эквивалент-
ного диаметра гондолы
двигателя (фюзеляжа) к
диаметру винта
/4Г/
Рэ=2(/л (663)
DB db
где F - площадь попе-
речного сечения гондолы
двигателя (фюзеляжа) на
расстоянии 0,5£>в от
плоскости вращения вин-
та [44, 67].
При проектировании
самолета учет взаимо-
влияния винта и самолета
обычно ограничивается формулой (6.6.1),
но можно использовать и сложные методы работы [67].
6.7. ТЯГА ВИНТА НА МАЛЫХ СКОРОСТЯХ
Тяга, развиваемая винтом на месте, называется статической
тягой. Определение ее в аэродинамическом расчете самолета не-
обходимо для расчета разбега и взлета. Для винтов, применяемых
на практике диаметров, тяга при разбеге и взлете почти всегда
меньше, чем тяга на месте. Поэтому величина статической тяги не-
точно характеризует работу винта в условиях разбега и взлета; кро-
ме того, точность вычисления не всегда достаточна. Поэтому часто
принимают в качестве критерия работы винта при взлете тягу при
некоторой небольшой скорости, например 0,7 V отр.
Статическая тяга винта /?о (условия MCA, Н = О, V = 0) мо-
жет быть определена следующими тремя способами.
Способ 1. Эмпирическая формула для предварительной
оценки[67]
Ro = (зЗ,25т|0АГе взл£>в)2/3, (6.7.1)
где относительный КПД винта т|о = 0,65...0,70.
Формула (6.7.1) не учитывает особенностей в работе ВФШ и
ВИШ.
Способ 2. Применение статистических формул первого при-
ближения [67].
Для ВФШ предлагается формула, учитывающая относитель-
ный шаг винта,
/?0 = 75
где элементы выражения
0,356+Ж^
h Л V 1асч
(6.7.2)
V
\ Л>асч
относятся к расчетному режи-
му при выборе параметров винта (разд. 6.4).
Для ВИШ рекомендуется следующая формула:
_ 75Мевзл (ХО
(пс)тах^в Р0
где коэффициент тяги
(6.7.3)
ОО = (1,76-0,06ЛГл)( Ро - 0.005
1 + 0,54
2 ?’5
о,ош/
(ро-О,ОО5 )2
0,5
и коэффициент мощности Ро вычисляются при стартовых условиях
М=Л^взл’ пс = (пс)тах и Р=Ро> которые приводят к следующей
расчетной формуле:
РО = 6ОО (6.7.4)
(nc)max Db
Способ 3. Применение экспериментальной зависимости меж-
ду статической удельной тягой винта кк и нагрузкой на его вме-
таемую площадь Fom (Рис- 6-7.1 [32]), тогда
Яо = ЬЛГевзл- (6.7.5)
Примечание. Для ПД нагрузка на ометаемую площадь винта определяется
по формуле (6.3.1) при N е = Ne взл, для ТВД - по следующей формуле, в кото-
рой коэффициент 0,9 учи-
тывает долю эквивалент-
ной мощности ТВД, подво-
димой к воздушному винту:
_ взл
Fqm ~ т •
4
Для ТВД на ско-
ростях взлета тяга ап-
проксимируется сле-
дующей функцией:
Rv = (1-0,00 IV )/?0,
где скорость V в км/ч.
Для ТВД и ПД,
оборудованных ВИШ,
среднюю тягу в стан-
дартных условиях
(MCA, /7=0) при
скорости 0,7VOTp воз-
Нагрузка на ометаемую площадь винта
Рис. 6.7.1. Зависимость удельной тяги винта
от нагрузки на его ометаемую площадь
можно определить по приближенным формулам:
Яразб = 0,321АГевзл(Гом)033 (6.7.6)
ИЛИ
/?разб 1»4Л7е взл *
(6.7.7)
Примечание. Для ВФШ средняя тяга на 15...20 % меньше величины, полу-
ченной по формуле (6.7.6) или (6.7.7).
Пример 6.7.1. Определить по ранее приведенным способам
статическую тягу винта для самолета с двигателем мощностью на
взлете 360 л.с.; диаметр двухлопастного ВИШ 2,4 м, частота враще-
ния винта 1900 об/мин (31,7 об/с). Прототип с двигателем М14П и
винтом В530ТА-Д35 имеет статическую тягу в стандартных усло-
виях 535 даН [57].
Решение. 1. Расчет по приближенной формуле (6.7.1):
Ro = (33,25 now, взл £>в)2/3 = 3,25 • 0,65 • 360 • 2,4 )2/3 = 706 (даН).
2. Для ВИШ расчет по формуле (6.7.3).
Коэффициент мощности
= 600—-j——-г-= 0,0852.
З1,73 2,45
Коэффициент тяги
ао = (1,76-0,06Л/л)(ро-0,005
0,01/У2
(Ро-0.005
= (1,76 - 0,06 • 2X0,0852 - 0,005)
1 + 0,54
0,01 22
(0,0852-O.OOS)2
ао = О,137.
Статическая тяга
n 15Nemn ао 75-360 0,137 m
Ro = ;---------- ------------------ 570 (даН).
(«с)тах£>в Р0 31,7-2,4 °’О852
3. Расчет по формуле (6.7.5). Нагрузка на ометаемую площадь
винта
We взл 360 ПП/Л-С-
Fom =----Г =------2 = 79’6-г •
лГ>в л2,42 м2
4 4
По графику на рис. 6.7.1 определяется кя = 1,35... 1,51. Тогда
статическая тяга
Ro = kRNe взл = (1,35... 1,51)• 360 = 486...544 (даН).
Глава 7
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ
САМОЛЕТА С ПОРШНЕВЫМИ
ДВИГАТЕЛЯМИ
В данной главе рассматриваются методы определения пара-
метров пассажирских легких самолетов нормальной категории (по
классификации АП 23).
Предварительное значение параметров определяется по фор-
мулам разд. 7.1, расчетное значение - по методике разд. 7.2.
7.1. ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЕ ЗНАЧЕНИЕ
ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
В данном разделе определение предварительных значений
проектных параметров легкого самолета основано на статистиче-
ских моделях, назначение которых - получение некоторой началь-
ной информации для процесса проектирования.
Вес полезной нагрузки
Вес полезной нагрузки 6Пн> включая вес экипажа и снаряже-
ния, как правило, указывается в ТЗ на проектирование нового самолета.
Для справки: статистическая зависимость имеет вид
Спн = &пнМПас + 93Мэк’ (7.1.1)
где fcnH = Gnu/Nпас ” коэффициент, учитывающий вес пассажира, а
также вес багажа и грузов, приходящийся на одно пассажирское ме-
сто. Как показала обработка ограниченного статистического мате-
риала, величина этого коэффициента составляет 81... 109 даН/пас
при наиболее вероятном значении, равном 90 даН/пас.
Взлетный вес
Предварительное значение взлетного веса самолета можно оп-
ределять различными способами.
Наиболее простой способ оценки взлетного веса самолета реа-
лизован в виде следующей формулы:
Go = ^7-> (7-1.2)
^Спн^ст
где (СПн)ст “ относительный вес полезной нагрузки (весовая отдача
самолета), определяемый по статистическим данным одного или
нескольких самолетов, имеющих близкие к проектируемому само-
лету ЛТХ, ВПХ и уровень технического совершенства.
Предлагаемый способ основан на уравнении весового баланса
самолета, которое здесь представлено в виде
G„„+G,,„ (7|3)
I-G,
Для вычисления веса пустого самолета предлагается следую-
щее уравнение регрессии, определенное методом наименьших квад-
ратов по данным на рис. 7.1.1:
GnycT = O,631Go-38 • (7.1.4)
Ри а 7.1.1. Зависимость веса пустого самолета от его взлетного веса:
• - самолеты с одним двигателем; к - самолеты с двумя двигате-
лями; 33 - номер самолета по таблице приложения 2, соответствую-
щи и самол ету Як- 18Т
Уравнение (7.1.4) отражает очевидный факт, чем больше
взлетный вес самолета, тем больше у него вес пустого самолета.
СКО формулы (7.1.4) по данным 61 самолета составляет 8,8% [10].
Формула (7.1.3) с учетом (7.1.4) после элементарных преобра-
зований примет вид
При расчете Go по (7.1.5) для вычисления gt предлагается
известное выражение:
— i'TexC’emin _ ,
GTS-------------> (7.1.6)
270Ктахг1в
которое при среднестатистических значениях т|в и Се min преобра-
зуется к известной формуле:
GT = . (7.1.7)
800 К крейс
где аэродинамическое качество самолета в крейсерском полете
Ккрейс определяется по приближенным формулам аэродинамиче-
ского расчета или принимается в зависимости от степени аэродина-
мического совершенства самолета [67]:
Ккрейс = 6...7 - самолет плохой аэродинамической формы
(шасси без обтекателей, подкосы и расчалки, фюзеляж с открытой
кабиной);
Ккрейс = 8...9 - самолет среднего аэродинамического качества;
Ккрейс = Ю... 11 - самолет хороших аэродинамических форм;
Ккрейс - 12... 14 - самолет высокого аэродинамического каче-
ства.
Пример 7.1.1. Определить предварительное значение взлет-
ного веса легкого двухместного (пилот и пассажир) одномоторного
самолета при следующих исходных данных: максимальная полезная
нагрузка Gnu = Gnac + С груз + Сэк = 77+90+93 =260 даН техническая
дальность полета с максимальной полезной нагрузкой составляет
LTex = 600 км. Схема самолета - подкосный высокоплан с неуби-
рающимся шасси без обтекателей, ГО имеет подкосы, кабина за-
крытого типа. Прототип (И-1Л) имеет весовую отдачу по полезной
нагрузке (включая пилота) 0,303.
Решение:
1. Расчет по формуле (7.1.2)
Go = _2цн_ = « 860 (даН).
(6ПН)СТ 0-303
2. Расчет по формуле (7.1.5)
2.1. Учитывая особенности схемы самолета, принимается
Ккрейс = 7»5 •
2.2. Вычисляется относительный вес топлива
— _ Ьтех _ 600 _Q|
800 К крейс 800’7,5
2.3. Предварительное значение взлетного веса при значе-
нии относительного веса топлива 0,1
Guh 38
Go =------=
0,369-G.
260-38
0,369-0,1
= 825 (даН).
Выбор способа определения Go зависит от конкретной инфор-
мации, располагаемой на данном этапе проектирования. Хороших
результатов можно достигнуть, если располагаемая информация по-
зволяет применить разные способы. В этом случае рекомендуется в
качестве расчетной величины Go использовать среднеарифметичес-
кое значение взлетных весов, вычисленных разными способами. По
результатам примера 7.1.1 средняя величина взлетного веса состав-
ляет 843 даН.
Взлетная энерговооруженность самолета
Статистическая обработка данных приложения 2 показала, что
для одномоторных самолетов взлетная энерговооруженность сос-
тавляет 0,14.. .0,18 л.с./даН, для двухмоторных - 0,18.. .0,23 л.с./даН.
Отмеченные факты объясняются, прежде всего, отличием в
скоростных характеристиках указанных групп самолетов, от кото-
186
рых существенно зависит их взлетная энерговооруженность. Так,
крейсерская скорость одномоторных самолетов в среднем составля-
ет 231 (± 44) км/ч (в скобках указана СКО), а двухмоторных самоле-
тов - 317 (±50) км/ч.
При дальнейшем анализе были получены следующие уравне-
ния регрессии для предварительного определения Wo [ЮВ
для самолетов с одним двигателем
ЛГ0 = 0,18G0 + 0,146 V крейс - 53; (7.1.8)
для самолетов с двумя двигателями (суммарная мощность)
ЛГ0 = 0,183 Go + 0,64 V йс -128. (7.1.9)
Примечание. Размерности в формулах (7.1.8) и (7.1.9): Nq,h.c; G0’Aa*±
V крейс • км/ч-
По данным 40 самолетов СКО формулы (7.1.8) около 10 %
(рис. 7.1.2); СКО формулы (7.1.9) около 8 % (рис. 7.1.3)- данные 18
самолетов.
Добавление дополни-
тельных членов, зависящих
от длины разбега £разо, почти
не повлияло на величину
СКО, что объясняется близ-
кими взлетными характери-
стиками для каждой группы
самолетов.
Итак, с помощью фор-
мул (7.1.8), (7.1.9) вычисляет-
ся предварительное значение
взлетной мощности силовой
установки легкого самолета
Wo и его взлетной энерговоо-
— Wo
руженности Wo-—.
Go
Пример 7.1.2. (про-
должение примера 7.1.1). Оп-
Фактическая мощность
одного двигателя, л.с
Рис. 7.1.2. Иллюстрация точности
формулы (7.1.8):
15 - номер из таблицы прило-
жения 2, соответствующий само-
лету Beagle «Terrier 2»; 23 - PZL-104;
24 - ЕА 7; 30 - Ил-103; 33 - Як-18Т
Фактическая мощность
двух двигателей, л.с.
Рис. 7.1.3. Иллюстрация точности
формулы (7.1.9):
44 - номер из таблицы приложе-
ния 2, соответствующий самолету
Aero 145; 50 - F-20; 55 - В60
ределить предварительное зна-
чение взлетной мощности дг0
и взлетной энерговооруженно-
сти легкого одномоторного
самолета при следующих ис-
ходных данных: предвари-
тельное значение взлетного
веса 843 даН, крейсерская ско-
рость 140 км/ч.
Решение: 1. Расчет
предварительного значения
ДГО (формула (7.1.8))
tfo=OJ8Go+OJ46V йс-53 =
= 0,18-843 + 0,146-140-53.
jy0 = 120(л.с.).
2. Расчет предварительно-
го значения взлетной энерговооруженности
^=Л0=120
° Go 843
л.с.
даН
Взлетная удельная нагрузка на крыло
Из анализа статистических данных легких самолетов в прило-
жении 2 следует, что выбор в качестве аргумента Go для определе-
ния площади крыла или удельной нагрузки на крыло не обеспечи-
вает необходимую точность расчетных формул. Например, для
уравнения регрессии на рис. 7.1.4 СКО составляет более 15 %.
Для предварительного определения р0 методами корреляци-
онного анализа и множественной линейной регрессии были получе-
ны [10] следующие зависимости:
для самолетов с одним двигателем
р0 = 0,185ЛГ0 + 0,0654 Укрейс + 0,0558 Lpa36 +15,5; (7.1.10)
для самолетов с двумя двигателями
р0 = O,O975Wo + 0,302 Укрейс + 0,0142 Лразб - 22. (7.1.11)
Примечание. Размерности в формулах (7.1.10), (7.1.11): укрейс, км/ч‘«
No- л с; Ьразб • м; Р0' даН/м2
Рис. 7.1.4. Зависимость между взлетной удельной нагрузкой на крыло и
взлетным весом самолета:
• - самолеты с одним двигателем; ▲ - самолеты с двумя двигате-
лями; 18 - номер самолета из таблицы приложения 2, соответствую-
щий самолету SOCA ТА ТВ10; 41 - IAR-824; 50 - F-20; 58 - Ан-14А;
60 -Do 128-2
CKO для формулы (7.1.10) не превышает 8,9 % (рис. 7.1.5);
СКО для формулы (7.1.11) составляет 9,4 % (рис. 7.1.6).
Рис. 7.1.5. Иллюстрация точно-
сти формулы (7.1.10):
5 - номер самолета из табли-
цы приложения 2, соответст-
вующий самолету Aero Воего 115;
6 - SOCA ТА MS-880B; 18 - SO-
CA ТА ТВ 10; 33 - Як-18Т
Фактическая взлетная удельная
нагрузка на крыло, даН/кв.м
Фактическая взлетная удельная
нагрузка на крыло, даН/кв.м
Рис. 7.1.6. Иллюстрация точности
формулы (7.1.11):
49 - номер самолета из таблицы
приложения 2, соответствующий Ак-
корд-201
Пример 7.1.3. (про-
должение примера 7.1.2).
Определить предварительное
значение взлетной удельной
нагрузки на крыло легкого
одномоторного самолета при
следующих исходных дан-
ных: крейсерская скорость
140 км/ч, длина разбега 300 м
и предварительное значение
взлетной мощности силовой
установки 120 л.с.
Решение: для самоле-
тов с одним двигателем
(формула (7.1.10))
р0 = 0,185^ + 0,0654Икрейс +
+ 0,0558 Ьразб + 15,5 =
= 0,185 • 120 + 0,0654 140 + 0,0558 300 +15,5 = 63,6^-.
м
7.2. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА В
ОБЛАСТИ ЕГО СУЩЕСТВОВАНИЯ
Предлагаемый графоаналитический метод определения значе-
ний взлетной энерговооруженности самолета 77о и его взлетной
удельной нагрузки на крыло р0 основан на теоретико-статисти-
ческих зависимостях, когда вид какой-либо формулы дает теория
полета самолета, а статистическая информация позволяет уточнить
значения коэффициентов, входящих в формулу.
Вначале (разд. 7.2.1...7.2.5) отдельно рассмотрено влияние на р^
и 77о основных ЭТТ и НЛГС при взлете, посадке и наборе высоты, а
также требований скоростных характеристик. В разд. 7.2.6 приведена
общая схема построения области допустимых значений проектных па-
раметров и в разд. 7.2.7 - основные рекомендации при ее анализе.
7.2.1. ПАРАМЕТРЫ САМОЛЕТА И
ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЗЛЕТА
Согласно АП 23.51 для самолетов нормальной категории
взлетная дистанция - это расстояние по горизонтали от точки старта
до точки на высоте 15 м над взлетной поверхностью (рис. 7.2.1).
Рис. 7.2.1. Схема взлета легкого самолета нормальной категории
Для получения формулы расчета £взл применяется энергети-
ческий подход с упрощающими предположениями, которые, не ис-
кажая существа явления, позволяют получить решения в оконча-
тельном виде при простом математическом аппарате.
Изменение энергии самолета при взлете, начиная с момента стар-
та (величина энергии ЕВзл~0) Д° конечной точки взлетной дистан-
ции, количественно равно полной энергии самолета на высоте 15 м:
2
А£взл ~ ЕН={3 ~ 0^B3JI+w0g^ = Gq
21ВЗЛ н-15 ,
2g
(7.2.1)
где mQ - взлетная масса самолета.
Изменение энергии Д£взл происходит вследствие работы силы
тяги силовой установки R и аэродинамического сопротивления Ха »
а на участке разбега и силы трения качения F (рис. 7.2.2,а). Все эти
силы действуют в направлении движения. Их равнодействующая
есть избыточная тяга Д/? (рис. 7.2.2,б)
AR =R -(F + Xa)-
Рис. 7.2.2. Схема сил (а) и пример их зависимости от скорости движения
(б) при разбеге легкого самолета
hR, Xa, F, даН
Если для взлетной дистанции £взл принять некоторое среднее
значение избыточной тяги
] 7<ВЗЛ Г 1
АЯСр =-------- J U? -(Г+ХаЖ,
£взл О
то ее работа будет
•Авзл = А^ср ^взл — ~ + ^а)1СрЬвзл •
(7.2.2)
Изменение полной энергии самолета А£взл количественно
равно работе Авзл. Поэтому, приравняв (7.2.1) и (7.2.2), после эле-
ментарных преобразований можно получить формулу для опреде-
ления длины взлетной дистанции
Ьвзл —
Гвзл+15
2g
[Я-(Г + Ха)]Ср
Go
V взл ** 15 • 2g
2s( Я F +
^Go Go
(7.2.3)
Если пренебречь значениями 15 2g и (ввиду их отно-
Go
сительной малости), то из формулы (7.2.3) следует
у 2
Т — v взл
””"2«(Я/Со)ср'
(7.2.4)
В соответствии с НЛГС (АП 23.53(А>)) взлетная скорость увзл
на высоте 15 м над уровнем земли пропорциональна скорости сва-
ливания во взлетной конфигурации усвзл и для проектировочных
расчетов можно принять (в условиях MCA, Н= 0):
v2 = ,2 у2 =,2 ____________2(То__2 ________^Р0____
у ВЗЛ КвЗЛ^СВЗЛ Квзл /Свз;1п С ’
^0° у max взл ^0 у max взл
где £взл > 1,2 -коэффициент пропорциональности, определяемый в
соответствии с НЛГС (АП 23.53).
Таким образом, выражение (7.2.4) для взлетной дистанции
преобразуется к виду
т ___________Лгвзл2Рр _ _____Рр_______ —
Ьвзл “ г \ —Ки — КиС'взл’ U
Рр<?С у тах взл \К/ Go /Ср Су max взл Ro
где 7?о - взлетная тяговооруженность самолета; ku ~ коэффициент
пропорциональности; [/взл - обобщенный взлетный параметр.
Учитывая, что тяговооруженность самолета пропорцио-
нальна мр, можно записать следующее выражение для обобщенно-
го взлетного параметра:
U взл ~
Ро
Су max взл No
' даН2 \
М2’Л.С. ;
(7.2.6)
Очевидно, что от этого параметра зависит и дистанция разбега.
На рис. 7.2.3 приведены графики зависимостей от параметра
С/взл как взлетной дистанции, так и длины разбега (то и другое
при Н = 0, условия MCA) для самолетов, сертифицированных по
FAR 23, [77].
Для взлетной дистанции и длины разбега уравнения регрессии,
определенные методом наименьших квадратов по данным на
2 2
рис. 7.2.3 (для (7ВЗЛ = 150...500 даН /(м л.с)), имеют вид
£взл = 1.24 -------^- — + 74 ;
Су max взл У О
£разб ~ 0,00081/B3J) + 0,576/взл.
(7.2.7)
(7.2.8)
Обобщенный взлетный параметр, (даН2)/(м2л.с.)
Рис. 7.2.3. Зависимости от обобщенного взлетного параметра Ut3JI:
1 - взлетная дистанция; 2 - длина разбега
СКО формулы (7.2.7) не более 8%, СКО для формулы (7.2.8)
равно 15%. Однако коэффициенты корреляции этих уравнений дос-
таточно высоки - не менее 0,93.
Из формулы (7.2.7) следует зависимость между pQ и w0 для
случая, когда в ТЗ задана взлетная дистанция (условия MCA, Н= 0)
_ 1,24р0
#0 ~-----------3 Г
Су max взл ( ^взл ~ 74 )
(7.2.9)
Примечание. Размерности в формуле (7.2.9): р^, даН/м2; Nq, л.с./даН;
£ВЗл.м-
Уравнение (7.2.7) аппроксимирует LB3J1 в диапазоне
2 2
Uвзл ~ 150...500 даН /(м л.с.), поэтому формула (7.2.9) применима
при £взл не менее 250 м. Если в ТЗ указана взлетная дистанция ме-
нее 250 м, то в этом случае необходимы специальные исследования,
которые здесь не приведены.
Когда в ТЗ указана длина разбега, то расчетная формула была
получена следующим образом. Предварительно по данным
рис. 7.2.3 методом наименьших квадратов было получено уравнение
регрессии
1/взл = 4,89^4б6, (7.2.10)
которое характеризуется высоким коэффициентом корреляции, рав-
ным 0,95, и СКО не более 12%.
Из формулы (7.2.10) с учетом (7.2.6) следует зависимость ме-
жду р0 и No для случая, когда в ТЗ задана длина разбега (Н = О,
условия MCA)
Nq =
Ро
4 89С
*t,O7^ у max взл
М)0-746
(7.2.11)
Примечание. Размерности в формуле (7.2.11): Pq, даН/м2; Сраэб.м;
No- л.с./даН.
Пример 7.2.1. Оценить влияние механизации крыла на зави-
симость между No и р0 для легкого самолета, если задана длина
разбега 300 м (при /7=0, условия MCA). В расчетах принять:
Cv max взл = Су max - 1,2 - для крыла без механизации; а для крыла с
механизацией в виде простого закрылка - Cv max взл = Ь6.
Для проведения расчетов используется формула (7.2.11), ре-
зультаты приведены на рис. 7.2.4.
На рис. 7.2.4 показаны граничные линии C v max взл = const -
выше которых находится область допустимых значений No и р0
при заданном значении Су max взл • Ниже этих линий - область зна-
чений No и Pq, при которых не выполняется требование заданной
длины разбега. Например, точка Л с координатами No = 0,15 л.с./даН
и р0 = 70даН/кв.м . Если на проектируемом самолете крыло без
механизации (в этом случае по условию примера Су max взл = 1,2),
то точка А и соответствующие ей параметры /у0 и р0 находятся в
области недопустимых значений параметров самолета, что означает
не выполнение требования обеспечения длины разбега 300 м. Одна-
ко если на крыле проектируемого самолета установить механизацию
(в примере - простой закрылок, обеспечивающий С у max взл = Ь6),
то точка А и, следовательно, параметры ^0 = 0,15 л.с./даН и
Pq = 70даН/кв.м будут находиться в области допустимых значе-
ний параметров самолета и требование обеспечения длины разбега
300 м выполняется.
Рис. 7.2.4. Область допустимых значений параметров самолета из
условия заданной длины разбега
7.2.2. ПАРАМЕТРЫ САМОЛЕТА И
ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Согласно НЛГС (АП 23.75) для легких самолетов посадочная
дистанция - это расстояние по горизонтали от точки на высоте 15 м
над посадочной поверхностью до момента полной остановки
(рис. 7.2.5).
Рис. 7.2.5. Схема посадки легкого самолета
В соответствии с НЛГС установившийся полет (планирование)
при заходе на посадку должен выдерживаться до высоты 15 м со
скоростью, которая не менее чем в 1,3 раза больше скорости свали-
вания в посадочной конфигурации успос.
В эксплуатации самолета его вес при посадке может иметь
различное значение и обычно лежит в пределах между значением
веса пустого снаряженного самолета с максимальной полезной на-
грузкой плюс резерв топлива и величиной, равной взлетному весу.
Максимальное значение посадочного веса самолета устанав-
ливается его конструктором в зависимости от особенностей приме-
нения самолета. Статистические значения относительного веса са-
молета при посадке Gnoc = по данным легких самолетов при-
Go
ведены в табл. 7.2.1.
Таблица 7.2.1
Число двигателей на самолете Значение относительного посадочного веса
минимальное среднее максимальное
Один двигатель 0,95 0,99 1,00
Два двигателя 0,88 0,99 1,00
Предполагая движение при пробеге равнозамедленным, его
длину можно определить по известной формуле:
у 2
Anpo6 = V^’ <7.2.12)
2 "проб
где упос - посадочная скорость, пропорциональная скорости свали-
вания Успос (&пос - коэффициент пропорциональности),
У ПОС — к поеУ С ПОС ’
(7.2.13)
Япроб - ускорение на пробеге, которое в основном (на 65...75 %)
определяется силами трения колес о поверхность аэродрома, т.е.
можно принять (kпроб “ коэффициент пропорциональности)
я проб = £ проб/торм <? ’ (7.2.14)
здесь /торм - коэффициент трения заторможенных колес шасси о
поверхность аэродрома.
Таким образом, с учетом (7.2.13) и (7.2.14) выражение (7.2.12)
примет вид
у2 2
_ Кпос^спос _ Кпос 2 _ 2
£проб “ Т“7 7 “ п”7 7 с пос — const- Vс пос •
проб 7 торм проб 7 торм
(7.2.15)
Следовательно, длина пробега легкого самолета пропорцио-
нальна квадрату скорости сваливания в посадочной конфигурации.
На рис. 7.2.6 показана зависимость длины пробега от Ус пос (усло-
вия MCA, Н =0) для легких самолетов, сертифицированных по
FAR 23, [77].
Квадрат скорости сваливания в посадочной
конфигурации, (км/ч)2
Рис, 7,2,6, Зависимость между длиной пробега и скоростью сваливания в
посадочной конфигурации самолета
На основании зависимости (7.2.15) уравнение регрессии, опре-
деленное методом наименьших квадратов по данным на рис. 7.2.6,
имеет вид
Lnpo6 = 0,0227V2 пос. (7.2.16)
Коэффициент корреляции для выражения (7.2.16) составляет
0,92; СКО не превышает 16%.
Скорость сваливания в посадочной конфигурации (условия
MCA, Н=0) на этапе предварительного проектирования определя-
ется по формуле
Ус пос = J - 2^П°С ' (м/с). (7.2.17)
f “ 'РсИу max пос
Учитывая, что (7Пос = Споено, формула (7.2.17) преобразуется
Ус пос =»4,4 I ^посР° (км/ч). (7.2.18)
j Су max пос
Таким образом, на основании (7.2.16) и (7.2.18) зависимость
междур0, £проб и типом механизации крыла (Су max пос) будет
;,о = О.2|2Л"р,|Г'5г"1"'” (7.2.19)
бпос
Примечание. Размерности в формуле (7.2.19): р®, даН/м2; £ПрОб- м. Зна-
чение Gnoc можно принять по табл. 7.2.1.
Анализ посадочных характеристик лёгких самолетов показал
высокую корреляционную зависимость между посадочной дистан-
цией и длиной пробега (рис. 7.2.7 [77]).
Для посадочной дистанции уравнение регрессии, определен-
ное методом наименьших квадратов по данным на рис. 7.2.7, имеет
вид
Lnoc = 3,3O8Z°p™. (7.2.20)
Коэффициент корреляции для выражения (7.2.20) равен 0,95 и
СКО не превышает 11%.
Рис. 7.2.7. Зависимость между посадочной дистанцией и длиной
пробега легких самолетов
В работе [77] предлагается более простая формула:
Lnoc = t938Lnpo6, (7.2.21)
для которой коэффициент корреляции равен 0,92 и СКО около 12%.
Таким образом, если в ТЗ задана посадочная дистанция, то с
учетом зависимости (7.2.21) формула (7.2.19) примет вид
р0 = 0.109£п<’<;5та11п°с. (7.2.22)
Опое
Примечание. Размерности в формуле (7.2.22): рц, даН/м2; £пос, м. Зна-
чение Gnoc можно принять по табл. 7.2.1.
Пример 7.2.2 (продолжение примера 7.2.1). Оценить влияние
механизации крыла легкого самолета на зависимость между д^о и
р0, если задана длина пробега 200 м (условия MCA, Н =0). Отно-
сительный посадочный вес Gnoc = 0,95. При расчетах принимается:
Су max пос = Су max = Ь2 - для крыла без механизации;
Cv max пос = 1’9 - для крыла с механизацией в виде простого
закрылка.
Для проведения расчетов используется формула (7.2.19). По-
лученные результаты представлены на рис. 7.2.8 в виде прямых, па-
раллельных оси ординат, поскольку принимается, что на посадке
двигатель работает на режиме, близком к «малому газу», и поэтому
отсутствует влияние силовой установки. Каждая из линий на
рис. 7.2.8 является границей между областью допустимых значений
параметра р0 при соответствующем Су тах пос (слева от граничной
линии) и областью недопустимых значений параметра р0 (справа
от граничной линии).
Рис. 7.2.8. Область допустимых значений параметров самолета
из условий заданной длины пробега
В качестве примера рассмотрим на рис. 7.2.8 точку А с коор-
динатами No = 0,15 л.с./даН и р0 = 70даН/кв.м. Если на проекти-
руемом самолете крыло без механизации (по условию примера гра-
ничная линия соответствует С v max пос = Ь2), то точка А и, следова-
тельно, параметр р0 = 70даН/кв.м находятся в области недопусти-
мых значений параметров самолета, что означает невыполнение
требования обеспечения длины пробега 200 м. Однако если на кры-
ле самолета использовать механизацию (по условиям примера -
простой закрылок, обеспечивающий Су max пос = Ь9), то точка А и,
следовательно, параметр р0 = 70даН/кв.м будет находиться в об-
ласти допустимых значений параметров самолета и требование
обеспечения длины пробега 200 м выполняется.
7.2.3. ПАРАМЕТРЫ САМОЛЕТА И ЕГО
СКОРОПОДЪЕМНОСТЬ
В приложении 6 приведен вывод формулы для определения
максимальной скороподъемности самолета на расчетном режиме
работы двигателя(ей):
— 2.8 I Рс\
VутахН = 75кдвАнЦ-взл^в^0 L ............Т • (7.2.23)
5/Лемех Tf max мех ’
Для самолетов с ПД в формуле (7.2.23) обозначено: коэффици-
, ^в-1 «
ент &дв =--------при неработающем одном двигателе многомо-
А(дв
торного самолета и k,lfi = 1,0 - при нормальной работе всех двига-
телей, а также в случае одномоторного самолета; цвзл - коэффици-
ент, учитывающий наличие у двигателя взлетного режима: если
взлетный режим отсутствует, то цвзл = 1, иначе цвзл<1; емех и
Ктах мех _ соответственно коэффициент Освальда и максимальное
аэродинамическое качество самолета с механизацией крыла в вы-
пущенном положении, если она имеется.
Согласно АП 23.65(a) требования к набору высоты со всеми
работающими двигателями предусматривают, что каждый самолет
должен иметь установившуюся скороподъемность на уровне моря
(MCA, Н= 0) не менее 1,5 м/с в следующих условиях:
1) скорость не менее 1,2VC взл;
2) шасси убрано (если оно убирающееся);
3) режим максимальной продолжительной мощности (расчет-
ный режим работы двигателя(ей));
4) закрылки во взлетном положении и другие условия [3].
В перечисленных условиях при MCA и Н= 0 для (7.2.23) мож-
но принять: дя = 1; £дв = 1,0; Ан = 1,0; т|в = 0,61 ...0,73; емех = <?Взл
Ктах мех = Ктах взл • При этом выражение (7.2.23) примет вид
V v max 0 = $0цвзл Nq . Pq (7.2.24)
JXeвзл Ктах взл
Если в соответствии с НЛГС принять Vvтахо- 1,5м/с, то из
формулы (7.2.24) после элементарных преобразований получается
расчетная зависимость между параметрами самолета ~Nq и р0
_ 1 0,056 г-
0,03 + /1 V-----------Л
г^взл уА^взл Кщах взл
(7.2.25)
Примечание. Размерности в формуле (7.2.25): р®, даН/м2; ДГд, л.с./даН.
Цооп = 0,83...0,91, если двигатель имеет взлетный режим, иначе = 1.
• DOJI • DOJI
Таким образом получена основная формула для определения
параметров самолета из условия обеспечения скороподъемности не
менее 1,5 м/с. Для расчетов первого приближения формулу (7.2.25)
можно упростить.
Во-первых, задавшись среднестатистическим значением удли-
нения крыльев самолетов с одним ПД X = 7,33 и с двумя двигателя-
ми - X = 8,24, а также, приняв коэффициент Освальда для крыла без
механизации е = 0,80...0,85 и при
взлетном положении закрылков
евзл =0,75...0,80, получат сле-
дующие значения для коэффици-
ента к\ взл = Хввзл " табл. 7.2.2.
Во-вторых, можно предпо-
ложить, что величина Ктах взл
Таблица 7.2.2
Количество двигателей Механизация крыла
Есть Нет
1 двигатель взл = 5,86 6,18
2 двигателя 6,49 6,81
пропорциональна максимальному аэродинамическому качеству в
полетной конфигурации Ктах, т е-
Ктах взл “ ^н.в Ктах »
(7.2.26)
здесь значения коэффициента в приведены в табл. 7.2.3.
Таблица 7.2.3
Количество двигателей Механизация крыла
Есть Нет
ШУ ШнУ ШУ ШнУ
Один двигатель Хн.в = 0-78 0,85 1,0 1,0
Два двигателя 0,80 0,86 1,0 1,0
Примечание. В табл. 7.2.3 обозначено: ШнУ - неубирающееся шасси;
ШУ - убирающееся шасси.
Таким образом, с учетом принятых допущений (табл. 7.2.2 и
формулы (7.2.26)) выражение (7.2.25) примет следующий вид:
No-------- 0,03 +
Нвзл
0,056
Jia взл^н.в К max
(7.2.27)
2 __
Примечание. Размерности в формуле (7.2.27): р®, даН/м ; л.с./даН.
Значения коэффициента &хвзл в табл. 7.2.2, коэффициента jtH в в табл. 7.2.3.
Цооп = 0,83...0,91, если двигатель имеет взлетный режим, иначе UD„n = 1.
• взл 1 взл
7.2.4. ПАРАМЕТРЫ САМОЛЕТА И ГРАДИЕНТ
НАБОРА ВЫСОТЫ
В приложении 6 приведен вывод формулы для определения
угла наклона траектории наиболее крутого подъема самолета при
расчетном режиме работы двигателя(ей):
_ 23,5&дв Д//ЦвзлТ|в)Уо /△^Хвмех 1 <7 7 72'1
Отах “ г— J (/.Z.Zo)
J К max мех К max мех
Для самолетов с ПД в формуле (7.2.28) обозначено: коэффици-
ент кдв =-------ПРИ неработающем одном двигателе и &дв = 1,0
Л^ДВ
- при нормальной работе всех двигателей, а также в случае одномо-
торного самолета; |ИВЗЛ = 1 - взлетный режим двигателя отсутствует,
иначе цвзл < 1; емех и Ктах мех “ соответственно коэффициент Ос-
вальда и максимальное аэродинамическое качество самолета с ме-
ханизацией крыла в выпущенном положении, если она имеется.
Градиент набора высоты со всеми работающими
двигателями
Согласно АП 23.65(a) требования к набору высоты со всеми
работающими двигателями предусматривают, что каждый сухопут-
ный самолет должен иметь установившийся градиент набора высо-
ты не менее Г. 12 (0Н = 0,0833 рад или 4,78°) в следующих условиях:
1) скорость не менее 1,2V с взл;
2) шасси убрано (если оно убирающееся);
3) режим максимальной продолжительной мощности двигате-
ля(ей) (расчетный режим);
4) закрылки во взлетном положении и другие условия [3].
В перечисленных условиях при MCA и Н= 0 для (7.2.28) мож-
но принять. A/у = 1; kjjfi = 1,0; Ан = 1,0; Ктах мех = Ктах взл»
£мех — £взл» Пв = 0,61...0,73. При этом выражение (7.2.28) примет вид
Отах —
15,5цвзл N о
Л
^взл
Ктах взл
1
Ктах взл
(7.2.29)
Если в соответствии с НЛГС принять 0тах = 0Н, то из формулы
(7.2.29) после несложных преобразований получается следующая
зависимость между проектными параметрами самолета и р0:
_ 0,065 К max взл /—
No--—-----------JPo
"взл I А^взл
-------+е„ -
Ктах взл
(7.2.30)
Таким образом, получена основная формула для определения
параметров самолета из условия обеспечения нормируемого гради-
ента наборы высоты при взлете со всеми работающими двигателя-
ми.
Для расчетов первого приближения формулу (7.2.30) можно
упростить, приняв допущение (7.2.26) и статистическое значение
для коэффициента '
0,065 |fcH.BKmax f 1
Nq~----J-7------*Po 7—v—
Ивзл J взл ^н.вКтах
(7.2.31)
+ 0н
7
Примечание. Размерности в формулах (7.2.30) и (7.2.31): р$, даН/м2;
Д/q, л.с./даН. Значения коэффициента £^взл в табл. 7.2.2, коэффициента jtH в
в табл. 7.2.3. Угол 0„ равен 0,0833 рад; ЦО_Г1 = 0,83...0,91, если двигатель име-
п 1 взл
ет взлетный режим, иначе |LlB3J1 = 1.
Градиент набора высоты с одним неработающим
двигателем
Для поршневых самолетов нормальной категории требования к
набору высоты с одним неработающим двигателем устанавливают,
что (АП 23.67(a)):
1) критический двигатель не работает и его воздушный винт
находится в положении минимального сопротивления;
2) остальные двигатели работают на режиме максимальной
продолжительной мощности или тяги (расчетный режим);
3) шасси убрано (если оно убирающееся);
4) закрылки в наиболее благоприятном положении и другие
условия [3].
Согласно АП 23.67(b) для многодвигательных поршневых са-
молетов нормальной категории с неработающим двигателем преду-
смотрено, что в условиях MCA на высоте 1500 м над уровнем
взлетной поверхности и на скорости полета не менее 1,2V51 (VS) -
скорость сваливания в принятой конфигурации) градиент набора
высоты должен составлять величину, указанную в табл. 7.2.4 [3].
Градиент траектории, равный 1,5%, соответствует углу наклона
траектории 0Н = О,О15 рад.
Таблица 7.2.4
(?0-2720кгс Go> 2720кгс
Vс пос — 1 13 км/ч V с пос > 113км/ч -
Положительный градиент Градиент не менее 1,5%
В перечисленных условиях при MCA и Н= 1500 м для (7.2.28)
NnB-1
принимается: = 0,863; кдв =-----; т|в = 0.73.
Д' дв
Таким образом, угол наклона траектории наиболее крутого
подъема самолета нормальной категории с одним неработающим
двигателем на высоте 1500 м определяется по формуле
a -1SOII ^дв 1 AnN0 I ^мех 1
Отах “ |-’’уМВзл .. I— .L. v
^дв | ^тах/2-i ^тахп_1
(7.2.32)
где Кщах । - максимальное аэродинамическое качество самолета с
одним неработающим двигателем и с закрылками в принятом для
этого случая положении.
Из выражения (7.2.32) при 0тах = 0И следует расчетная формула
_ 0,063
No---------
Нвзл &Н
(7.2.33)
Для расчетов первого приближения формулу (7.2.33) можно
упростить, приняв допущение (7.2.26) и статистическое значение
для коэффициента при взлетном положении механизации крыла,
_ 0,063
No---------
Мвзл Ан
Nw j^KBn-lj^max
^лв “ 1 | ^ХВзл
1
^н.вл-1Ктах
+ 0н V/’O’
(7.2.34)
где коэффициент (табл. 7.2.5) учитывает сопротивление от
механизации крыла и винта неработающего двигателя.
Примечание. Размерности в формулах (7.2.33) и (7.2.34): р^, даН/м2;
No> л.с./даН. Значения коэффициента Лх взл в табл. 7.2.2, коэффициента
к„ „ .в табл. 7.2.5. Цо_п = 1, если двигатель не имеет взлетный режим, иначе
п . В/j— | 1 BJJI
Цвзл= 0,83...0,91. Величину Ан возможно определять для высоты
Н = 1500 м (если нет особых условий при взлете) по высотным характеристикам
двигателя, либо принимать: Ан = 0,832 - для невысотных двигателей, а для
высотных -Ан ~ КО или более. Угол наклона траектории 0Н определяется в со-
ответствии с НЛГС (например, табл. 7.2.4).
Пример 7.2.3 (продол-
жение примера 7.2.2). Для су-
хопутного одномоторного са-
молета определить зависи-
мость между No и рц из усло-
вий обеспечения скороподъем-
ности не менее 1,5 м/с и нор-
мируемого градиента 1:12
Таблица 7.2.5
Механизация крыла
есть нет
ШУ ШнУ ШУ ШнУ
£н в„ 1=0-76 Н‘В/2—I 0,83 0,91 0,93
Примечание. В табл. 7.2.5: ШУ - уби-
рающееся шасси; ШнУ - неубирающееся
шасси.
(0Н = 0,0833) при следующих исходных данных: шасси неубираю-
щееся, обтекателей колес нет - максимальное аэродинамическое ка-
чество в полетной конфигурации Ктах = ЮД Двигатель не имеет
взлетного режима (|1взл = 1 )•
Решение. 1. По табл. 7.2.2 и 7.2.3 принимается: для варианта
без механизации крыла &хвзл = 6,18, в = 1,0; для варианта с ме-
ханизацией в виде простого закрылка к\ ВЗл = 5,86, £н в = 0,85.
2. С помощью формулы (7.2.27) получим следующие расчет-
ные выражения для граничных линий из условия нормируемой ско-
роподъемности у у > 1,5 м/с:
для варианта без механизации крыла
- 1 0-056
Afo-~— 0,03 + ,
"взл^ ^А.взл/:н.вКтах
77О> 0,03 + 0,007^; (7.2.35)
'птх °’056 Г~
= - 0,03+ . Jpn
1| 76,18-1,0-10,5 VU
для варианта с механизацией крыла
н-взл
0,03 +
0,056
•Д7взл^н.в Ктах
0,056
75,86-0,85-10,5
у0> 0,03 + 0,0077^.
(7.2.35а)
3. С помощью формулы (7.2.31) получим следующие расчет-
ные выражения для граничных линий из условия нормируемого
градиента 0Н = 0,0833:
для варианта без механизации крыла
N0-
0,065 Дн.вКтах
НвЗЛ V ВЗЛ
н.в
77—+ 6н
Ктах
0,065 11,0-10,5 r—f 1
1 V 6,18 *Р° [1,0-10,5
TV0>0,0151^;
(7.2.36)
для варианта с механизацией крыла
iVo-
0>065 MjbBjCmax.
М’ВЗЛ 1 ВЗЛ
0,065 /0,85-10,5 г—( 1
1 у 5,86 'Р(\ 0,85 10,5
^о>О,О157^.
1
^н.вКтах
+ 0,0833
(7.2.36а)
4. Результаты расчетов по формулам (7.2.35), (7.2.36) и
(7.2.35а), (7.2.36а) приведены на рис. 7.2.9.
Рис. 7.2.9. Области значений параметров самолета из условий:
1 - градиент набора высоты не менее 1:12 (простой закрылок);
2 - градиент набора высоты не менее 1:12 (механизация крыла отсут-
ствует); 3 - скороподъемность не менее 1,5 м/с (простой закрылок);
4 - скороподъемность не менее 1,5 м/с (механизация крыла отсутству-
ет)
7.2.5. ПАРАМЕТРЫ САМОЛЕТА И
СКОРОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Известно, что установившийся режим горизонтального полета
с постоянной скоростью Vmax осуществляется при равенстве по-
требной и располагаемой мощности двигателя на расчетном режиме
его работы (мдр = 1):
3
СхРЦтах5 =75цюлЛГоАнПв- (7-2.37)
Разделив обе части уравнения (7.2.37) на Go и выполнив эле-
ментарные преобразования, получим
Углах = 3J АнПвРо м/с (7 ,2 38)
V Сх&н
Из выражения (7.2.38) следует, что максимальная скорость
пропорциональна полетному параметру {7П0Л>т е-
_31 ^ООЦвзл^я^в з I NoPo
у max— J _ J
I Сх 1 Ан
У max = f\(U пол)’ (7.2.39)
где полетный параметр равен
= fcA (7.2.40)
I Aw \ м ,
Проведя аналогичные рассуждения, можно утверждать, что и
крейсерская скорость пропорциональна полетному параметру, т.е.
У крейс = fl & пол) • (7.2.41)
По данным работ [67, 77] для определения максимальной ско-
рости полета рекомендуется формула
Утах = *тах 3J , км/ч, (7.2.42)
I Д/7
где коэффициент jtmax учитывает аэродинамическое совершенство
самолета:
Л max = 90... 100 - бипланы и подкосные (расчалочные) монопла-
ны, шасси неубирающееся;
fcmax = 105...115 - свободнонесущие монопланы, шасси неубира-
ющееся;
fcmax = 120... 130 - свободнонесущие монопланы, шасси убира-
ющееся.
Для определения крейсерской скорости рекомендуется формула
Vкрейс = к 3J , км/ч, (7.2.43)
I Д/7
где коэффициент к учитывает аэродинамическое совершенство са-
молета, а также работу двигателей на крейсерском режиме.
Для обоснования величины к была рассмотрена статистическая
база, представленная на рис. 7.2.10 и в табл. 7.2.6.
Рис. 7.2.10. Зависимость крейсерской скорости от полетного парамет-
ра (7.2.40):
• - низкопланы; ▲ - свободнонесущие высокопланы; ♦ - подкосные
высокопланы; к - коэффициент в формуле (7.2.43); I - самолет Р-300;
2 - Ан-14А; 3 - IAR-824; 4-И-1Л
Таблица 7.2.6
Самолет 5, 2 M Go. даН No- Л.С. У крейс» км/ч Hкрейс’ M A// U пол к Схе- ма*
И-1Л 12,5 880 140 140 500 0,948 2,28 61,5 Вп
L-40 14,5 934 140 204 2400 0,789 2,30 88,6 H
Piper РА28 14,9 975 150 214 3000 0,742 2,38 89,8 Н
Bolkow 207 15,4 1200 180 235 4300 0,648 2,62 89,7 Н
Ил-103 14,7 1460 210 225 3000 0,742 2,68 84,0 Н
IAR-823 15 1500 290 245 3000 0,742 2,96 82,7 В
Aero 145 17,1 1600 290 265 5900 0,544 3,15 84,3 Н
Beagle В-246 15,8 1630 400 320 2400 0,789 3,18 101 Н
Cessna 206 16,1 1635 300 255 4500 0,634 3,09 82,7 Вп
Cessna 210 16,3 1723 300 248 2300 0,797 2,85 87,2 Вп
P-300 Equator 19 1800 310 345 6000 0,544 3,11 111 В
IAR-824 23,6 1900 290 180 3000 0,742 2,55 70,7 В
L-200D 17 1950 420 280 4950 0,607 3,44 81,5 Н
Як-58 20 2080 360 285 4000 0,669 3,00 95,2 Н
F-20 14,4 2200 600 340 4000 0,669 3,96 85,9 Н
Cessna T3O3 17,6 2336 500 333 3050 0,734 3,38 98,6 Н
B58 Baron 18,5 2450 570 335 3650 0,690 3,55 94,5 Н
Super Star700 18 2860 600 350 3000 0,742 3,55 98,6 С
AH-14A 39,7 3270 600 170 2000 0,822 2,64 64,5 Вп
p-166 26,6 3950 760 285 4500 0,634 3,56 80,2 В
* В табл. 7.2.6 обозначено: С - среднеплан, Н - низкоплан, В - высокоплан,
Вп -подкосный высокоплан.
Таким образом, величина коэффициента к = 75... 105 практиче-
ски охватывает весь диапазон статистических данных. Более де-
тальный анализ позволяет для формулы (7.2.43) рекомендовать:
к = 75...85 - подкосные (расчалочные) монопланы, шасси не-
убирающееся без обтекателей;
fc=85...95 - свободнонесущие монопланы, шасси неубираю-
щееся;
к = 95...105 - свободнонесущие монопланы, шасси убираю-
щееся.
Существенное значение на величину к оказывает высотность
двигателя - высотный двигатель сохраняет мощность в условиях
взлета до границы высотности. Поэтому при одинаковом аэродина-
мическом совершенстве и одинаковой энерговооруженности д/0
самолет, имеющий высотный двигатель может иметь большую
крейсерскую скорость.
На основании (7.2.43) получено выражение для соотношения
между проектными параметрами легкого самолета из условия за-
данной в ТЗ крейсерской скорости
— Д/7
Nq = —
V ~ V
. (7.2.44)
Примечание. Размерности в формуле (7.2.44): УКрейс км^4- Рц> ДаН/м2;
77о« л.с./даН. Значения коэффициента к приведены выше в комментарии к фор-
муле (7.2.43).
По аналогии с выражением (7.2.44) получается формула для
расчета соотношения между проектными параметрами легкого са-
молета из условия заданной максимальной скорости
— Д/7
Nq =—
Ро
V max
k &max
(7.2.45)
Примечание. Размерности в формуле (7.2.45): Vmax. км/ч; р®, даН/м2;
Д/q, л.с./даН. Значения коэффициента jtmax приведены выше в комментарии к
формуле (7.2.42).
Пример 7.2.4 (продолжение примера 7.2.3). Для легкого са-
молета с высоким расположением подкосного крыла и неубираю-
щимся шасси без обтекателей определить соотношение между д/q и
р0 для обеспечения на высоте 600 м (А// = 0,9436) крейсерской ско-
рости полета V крейс - 140 км/ч и максимальной скорости полета
V max — 180км/ч. Поршневой двигатель самолета - невысотный.
Решение. 1. С помощью формулы (7.2.44) получим расчетное
выражение для крейсерской скорости проектируемого самолета
•Гт
No~-----
Ро
V крейс
к
0,9436 р 40? 6,14
Ро I 75 ) Ро
(7.2.46)
2. С помощью формулы (7.2.45) получим расчетное выражение
для максимальной скорости проектируемого самолета
_Дн(Утах?_0,9436(180? 7,55
N0~---- ----- --------- ТТ"--------• (/.2.47)
Ростах J Ро 190J pQ
Результаты расчетов по формулам (7.2.46) и (7.2.47) представ-
лены на рис. 7.2.11.
Взлетная удельная нагрузка на крыло, даН/кв.м
Рис. 7.2.11. Области допустимых значений проектных параметров
На рис. 7.2.11 показаны граничные линии соответственно для
максимальной Vmax и крейсерской скорости укрейс. Например, ос-
новные параметры самолета, соответствующие точке А на рис. 7.2.11
(р0 = 70даН/кв.м и ^0 = 0,15 л.с./даН), удовлетворяют обоим ус-
ловиям: Vinax —180 км/ч и УКрейс-'4О км/ч. Значения основных
параметров самолета, соответствующие точке С на рис. 7.2.11, не
удовлетворяют обоим условиям. Наконец, значения основных па-
раметров, соответствующих точке В, удовлетворяют условию
Укрейс -' 40 км/ч, но не удовлетворяют условию V max -' $0 км/ч.
7.2.6. ПОСТРОЕНИЕ ОБЛАСТИ ДОПУСТИМЫХ
ЗНАЧЕНИЙ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
Выше были рассмотрены частные методики определения про-
ектных параметров самолетам ~Nq и р0 в зависимости от требова-
ний ТЗ и аэродинамических возможностей механизации крыла. Ес-
ли разместить на одном графике кривые, полученные по результа-
там вычислений с помощью методик разд. 7.2.1...7.2.5, то можно
построить область допустимых параметров самолета No и Ро-
Исходные данные
Исходные данные должны включать следующие группы ин-
формации:
1. Техническое задание на проектирование самолета.
2. Предварительные значения параметров самолета: взлетный
вес GO’ (Ро^предв и (Л^О^предв (разД- 7.1).
3. Аэродинамические характеристики самолета (Ктах в полет-
ной конфигурации и др.).
4. Аэродинамические характеристики механизации крыла
(Су щах взл ’ Су щах пос и ДР-)*
5. Внешние, дроссельные и высотные характеристики двигателя.
Характеристики двигателя, самолета и механизации его крыла
принимаются по результатам научно-технического задела разработ-
чика самолета, по данным аналогичных двигателей и самолетов или
определяются (рассчитываются) по известным методикам, напри-
мер, данной работы.
Схема построения области допустимых
значений параметров самолета
Предлагается следующая схема построения области допусти-
мых значений параметров самолета.
1. Определяется диапазон изменения параметров самолета, на-
пример по формулам:
0’5(Р(рпредв - Т’О - ^(/’(Рпредв ’
_____ __ _______ (/.2.4о)
°’5<^0)ПредВ^ NO ^1^0)пре№-
При необходимости диапазон изменения параметров самолета
(7.2.48) может быть изменен.
2. Для диапазона параметров (7.2.48) вычисляют зависимости
No = f(Po)'-
• по формуле (7.2.9), если в ТЗ указана взлетная дистанция, или
(и) по формуле (7.2.11), если в ТЗ указана длина разбега.
Для справки: если в ТЗ указана длина ВПП, то приближен-
но можно принять
. _ £впп
Ьвзл— ’
ВПП
где &впп = 1,0 - ВПП имеет концевую полосу безопасности или сво-
бодную от препятствий зону за ВПП, иначе £впп = 1,25;
• по формуле (7.2.25) или (7.2.27) - из условия нормируемой
скороподъемности у земли;
• по формуле (7.2.30) или (7.2.31) - из условия нормируемого
градиента набора высоты со всеми работающими двигателями;
• по формуле (7.2.33) или (7.2.34) - из условия нормируемого
градиента набора высоты с одним неработающим двигателем (для
многодвигательных самолетов);
• по формуле (7.2.44), если в ТЗ указана крейсерская скорость;
• по формуле (7.2.45), если в ТЗ указана максимальная скорость
полета;
• по формуле (7.2.19), если в ТЗ указана длина пробега или (и)
по формуле (7.2.22), если в ТЗ указана посадочная дистанция.
Для справки: если в ТЗ указана длина ВПП, то можно принять
. _ £впп
Lnoc" 1,67 '
3. В результате применения предлагаемой схемы строится об-
ласть допустимых значений проектных параметров самолета (об-
ласть существования самолета), пример которой приведен на
рис. 7.2.12.
4. Рекомендуется нанести на этот график предварительные
значения параметров (Мо^предв и (Лрпредв’ а также данные самоле-
тов-аналогов.
Рис. 7.2.12. К определению области существования самолета
7.2.7. РЕКОМЕНДАЦИИ К АНАЛИЗУ ОБЛАСТИ
СУЩЕСТВОВАНИЯ САМОЛЕТА
Поскольку границы ограничений получены приближенными
методами, то не рекомендуется выбирать значения проектных пара-
метров и р0 на границе ограничений, так как может оказаться,
что при последующем уточнении этих границ выбранные ~Nq и Pq
окажутся в области недопустимых значений. Кроме того, существу-
ет общая и устойчивая тенденция увеличения взлетного веса в про-
цессе проектирования самолета, которая также является причиной
изменения положения границ ограничений.
При выборе значений w0, р0 необходимо учитывать опыт
создания существующих самолетов (данные аналогов) и последую-
щее развитие (модификации) самолета.
Таким образом, осуществляя инженерный анализ области су-
ществования самолета, принимается решение о конкретных значе-
ниях w0, pQ.
Существующая неопределенность выбора конкретных значений
и Pq объясняется отсутствием количественного критерия в ана-
литическом методе проектирования, что является его недостатком.
7.3. О ВЫБОРЕ ОПТИМАЛЬНЫХ
ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
Для обоснованного принятия решения о выборе наивыгодней-
шего типа механизации крыла и оптимальных значений проектных
параметров самолета необходимы параметрические исследования и
оптимизационные расчеты по выбранному или заданному критерию
оптимальности. Критерием оптимальности может быть, например,
взлетный вес самолета Go -> min или какой-либо экономический
показатель, например, минимум прямых эксплуатационных расхо-
дов (ПЭР). Эти вопросы в данной работе не рассматриваются. В ка-
честве иллюстрации идеи оптимального проектирования на
рис. 7.3.1 приведен гипотетический пример. Каждой точке на гра-
фике соответствует вариант проектного решения самолета, для ко-
торого может быть рассчитан критерий оптимальности.
Для случая на рис. 7.3.1 критерий выражен в процентах от ми-
нимально достижимой величины - точка О (100%), соответствую-
щая варианту комбинации параметров w0, р0, при котором крите-
рий оптимизации имеет «абсолютный оптимум». Для примера на
рис. 7.3.1 эта точка лежит в области неприемлемой комбинации па-
раметров.
На рис. 7.3.1 точка В - это вариант комбинации параметров
jy0, РО’ ПРИ КОТОРОМ удовлетворяются все требования и ограниче-
ния с наилучшим значением критерия (так как линия ограничений
является касательной к линии постоянного значения критерия оп-
тимальности). Точка С - это вариант, принятый конструктором,
учитывая неопределенность границ и уменьшая риск попадания в
недопустимую зону.
Взлетная удельная нагрузка на крыло
Рис. 7.3.1. Пример выбора рациональных параметров самолета
Хотя «абсолютный оптимум» (точка О) не имеет существенно-
го значения, однако вариант проектного решения, соответствующий
этой точке, целесообразно рассмотреть, так как разница между ва-
риантами, соответствующими точкам О и С, покажет во что обхо-
дится выполнение требований, которые не позволяют достигнуть
теоретический абсолютный оптимум.
Существуют две основные возможности приблизиться к
оптимуму:
1) применение технических новшеств (достижений НПТ). Этот
шаг обычно ведет к увеличению стоимости создания самолета, од-
нако не исключает снижения прямых эксплуатационных расходов;
2) изменение технического требования ТЗ, создающего огра-
ничение.
Пример на рис. 7.3.1 является очень упрощенной схемой.
Глава 8
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ
САМОЛЕТА С ТУРБОВИНТОВЫМИ
ДВИГАТЕЛЯМИ
В данной главе рассматривается выбор параметров самолетов
переходной категории (по классификации АП 23), которые состав-
ляют основу парка легких самолетов с ТВД пассажировместимо-
стью 10... 19 кресел.
Принцип последовательных приближений к определению па-
раметров самолета реализован в виде выбора их предварительного
значения (разд. 8.1) и расчетного значения (разд. 8.2).
8.1. ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЕ ЗНАЧЕНИЕ
ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
Вес полезной нагрузки
Вес полезной нагрузки <7Пн» как правило, указывается в ТЗ на
проектирование нового самолета.
Для справки: статистическая информация о полезной на-
грузке самолетов МВЛ представлена в табл. 8.1.1 [6]. Среднестати-
стическое значение максимальной полезной нагрузки этих самоле-
тов (даН)
GnH = (105...115Wnac, (8.1.1)
где величина в скобках учитывает: 77 даН - вес пассажира; 10 даН -
багаж пассажира, а остальной вес - груз и почта.
Взлетный вес
Предварительная оценка взлетного веса самолета с ТВД может
быть получена с помощью его весовой отдачи по формуле
Go = 7^-’ (8L2>
*6пн'ст
где (Спн)ст ~ отн°еительный вес полезной нагрузки (весовая отдача
самолета), определяемый по статистическим данным одного или
нескольких самолетов, имеющих близкие к проектируемому само-
лету ЛТХ, ВПХ и уровень технического совершенства, либо по гра-
фику на рис. 8.1.1, построенному по данным табл. 8.1.1, при техни-
ческой дальности полета с максимальной полезной нагрузкой L^,
указанной в ТЗ на проектирование.
Рис. 8.1.1. Статистическая зависимость между технической дально-
стью полета самолета с максимальной полезной нагрузкой и его весо-
вой отдачей
Таблица 8.1.1
Самолет N пас С?пн ’ даН N пас Go- даН бпн ^тех’ км V крейс’ км/ч Нкрейс» м
King Air В200 10 1571 157 5670 0,277 1418 523 7620
GAF Nomad N22B 12 1686 141 3856 0,437 — 284 3050
Cessna 208 14 1694 121 3629 0,467 206 289 3050
Cessna 406 14 1406 100 4246 0,331 802 333 3050
Beech C99 15 1470 98 5126 0,287 1112 380 3050
Dornier Do228-100 15 1917 128 5700 0,336 547 371 3050
Самолет N пас Gnu ’ даН N пас Go> даН бпн ^тех ’ км У крейс' км/ч Нкрейс' м
L4I0UVP 15 1210 81 5800 0,209 790 300 3000
GAF Nomad N24A 16 1685 105 4265 0,395 213 297 3050
EMB 110Р1 18 1802 100 5670 0,318 334 343 3050
ВАе Jetstream 31 18 1703 95 6900 0,247 1370 486 4570
Dornier Do228-201 19 2033 107 5980 0,340 1245 333 3050
Beech 1900C 19 1882 99 7540 0,250 1867 447 6100
СВА 123 19 2160 114 8500 0,254 1396 587 10670
Взлетная мощность двигателей
Потребное значение суммарной взлетной мощности всех дви-
гателей самолета (в условиях MCA, Н = 0 и V = 0) предварительно
оценивается по эмпирической зависимости, СКО которой по дан-
ным 13 самолетов (табл. 8.1.2) не превышает 11% (£Впп ~ длина
ВПП для взлета),
Ao = O,266Go + l,69VKpefic-O,151LBnri-519 . (8.1.3)
Примечание. Размерности в формуле (8.1.3): Gq, даН; Икрейс км/ч;
£впп > м Если исключить данные Cessna 208 и Nomad N24A, то СКО для выра-
жения (8.1.3) около 6%.
Таблица 8.1.2
Самолет Go- даН V крейс» км/ч £впп> м ЛГО-ЭЛС- Ошибка, %
факт расчет
King Air В200 5670 523 786 1700 1754 3,2
GAF Nomad N22B 3856 284 442 840 920 9,5
Cessna 208 3629 289 367 1200 879 -26,7
Cessna 406 4246 333 803 1000 1052 5,2
Beech C99 5126 380 997 1430 1336 -6,6
Dornier Do228-100 5700 371 579 1430 1537 7,5
L410UVP 5800 300 750 1460 1418 -2,9
GAF Nomad N24A 4265 297 520 840 1039 23,7
EMB 110P1 5670 343 675 1500 1467 -2,2
Самолет Go. даН V крейс» км/ч £впп- м No. э.л.с. Ошибка, %
факт расчет
ВАе Jetstream 31 6900 486 1430 1880 1922 2,2
Dornier Do228-201 5980 333 655 1430 1536 7,4
Beech 1900C 7540 447 991 2200 2092 -4,9
СВ A 123 8500 587 1080 2600 2571 -1,1
Удельная нагрузка на крыло
Предварительная оценка потребного значения может быть
выполнена по формуле, СКО которой по данным 13 самолетов
(табл. 8.1.3) не превышает 8,5% (£Впп - длина ВПП для взлета),
р0 = O,O25Go + 0,074LBnn. (8.1.4)
Примечание. Размерности в формуле (8.1.4): Go, даН; £впп • м- Если ис"
ключить данные Cessna 208 и L 410 UVP, то СКО для выражения (8.1.4) не превы-
шает 4 %. Включение в число аргументов выражения (8.1.4) крейсерской скорости
незначительно влияет на коэффициент корреляции и СКО.
Таблица 8.1.3
Самолет Go. даН i-впп . M s, 2 M 2 Pq,даН/м Ошибка, %
факт расчет
King Air В200 5670 786 28,15 201 200 -0,7
GAF Nomad N22B 3856 442 30,1 128 129 0,8
Cessna 208 3629 367 26 140 118 -15,5
Cessna 406 4246 803 23,5 181 166 -8,4
Beech C99 5126 997 26 197 202 2,4
Dornier Do228-100 5700 579 32 178 185 4,1
L 410 UVP 5800 750 35,18 165 201 21,6
GAF Nomad N24A 4265 520 30,1 142 145 2,4
EMB 110P1 5670 675 29,14 195 192 -1,5
BAe Jetstream 31 6900 1430 25,2 274 278 1,6
Dornier Do228-201 5980 655 32 187 198 5,9
Beech 1900C 7540 991 28,16 268 262 -2,2
CBA 123 8500 1080 27,2 313 292 -6,4
Пример 8.1.1. Определить предварительные значения пара-
метров легкого пассажирского самолета при следующих исходных
данных: максимальный вес полезной нагрузки Gnu = 1500 даН; тех-
ническая дальность полета с максимальной полезной нагрузкой со-
ставляет LTex = 800 км; крейсерская скорость укрейс = 350 км/ч на
высоте 3000 м; длина полосы для взлета в условиях MCA (Н = 0)
/.впп = 800 м. На самолете установлены два ТВД.
Решение.
1. С помощью рис. 8.1.1 принимается, что при £.гех = 800 км
весовая отдача проектируемого самолета будет (СПн)Ст = 0’3- Тогда
предварительное значение взлетного веса (формула (8.1.2))
Go = 7^7- = = 5000 (даН).
(GniPcT
2. Предварительное значение суммарной взлетной мощности
двух ТВД определяется по формуле (8.1.3)
М) = O,266Go + 1,69Укрейс - 0,151£впп -519 =
= 0,266-5000 + 1,69-350 -0,151-800 -519 = 1282 (э.л.с.).
3. Предварительное значение удельной нагрузки на крыло оп-
ределяется по формуле (8.1.4)
р0 = 0,025G0+0,074LBnn = 0,025-5000 + 0,074-800 = 184 (даН/м2).
8.2. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
МЕТОДОМ РАСЧЕТНЫХ СЛУЧАЕВ
Предлагаемый метод расчетных случаев для последовательно-
го определения р0 и является разновидностью аналитического
метода и концептуально соответствует работе [60].
Исходная информация
Исходные данные должны включать следующие группы ин-
формации:
1. Техническое задание на проектирование самолета.
2. Предварительные значения параметров самолета.
3. Аэродинамические характеристики самолета (Ктах в полет-
ной конфигурации и др.).
4. Аэродинамические характеристики механизации крыла
(Су max взл • Су max пос и ДР-)-
5. Высотно-скоростные и другие характеристики двигателя.
Характеристики двигателя, самолета и механизации его крыла
принимаются по результатам научно-технического задела разработ-
чика самолета, по данным аналогичных двигателей и самолетов или
определяются (рассчитываются) по известным методикам, напри-
мер, данной работы.
8.2.1. ВЫБОР УДЕЛЬНОЙ НАГРУЗКИ НА КРЫЛО
Основное условие для определения удельной нагрузки на кры-
ло заключается в том, чтобы подъемная сила крыла уравнове-
шивала инерционные силы и силу веса самолета во всех расчетных
точках траектории полета (табл. 8.2.1) с учетом соответствующих
требований НЛГС.
Таблица 8.2.1
Этап полета Параметры расчетной точки траектории в условиях MCA Обозначение
Высота Скорость Вес
Взлет 10,7м V2 Go (^О^взл
Крейсерский полет Нкрейс V крейс 6 ПОЛ (^о\рейс
Посадка 15 м V зп Gnoc ^о\юс
’бпол ~ полетный вес самолета.
За проектное значение взлетной удельной нагрузки на крыло
принимается наименьшее из трех
р0 = тш{(р0)взл > ккрейс’ (Р0>Пос> • <8-2|>
Величина р0 может иметь конструктивные и эксплуатацион-
ные ограничения, зависящие от конкретного ТЗ, схемы и компонов-
ки самолета. Для составляющих выражения (8.2.1) далее приведены
выводы расчетных формул: (8.2.12); (8.2.15); (8.2.20) или (8.2.22).
Расчетный случай - взлет
На рис. 8.2.1 представлены упрощенные схемы взлета легкого
самолета переходной категории согласно требованиям АП 23.
1,15( £взл )н>взл
Прерванный взлет Т
Ьдпв
_ Разгон _ _ Торможение _
Отказ двигателя^
Рис. 8.2.1. Схемы взлета самолета переходной категории
Предполагается, что выбором скорости принятия решения V\ (ко-
гда при отказе двигателя летчик принимает решение о продолжении
взлета или его прекращении) обеспечивается выполнение условия
^пдв — Дапв ’
(8.2.2)
где £дпв - дистанция прерванного взлета (рис. 8.2.1);
£Пдв - потребная дистанция взлета, которая определяется как
наибольшая из двух дистанций:
Лив = гпах{1’15(ьВзл)н.взл ’ (^взл)п.взл 1 ’ (8.2.3)
(Авзл)н.взл_ взлетная дистанция нормального взлета (рис. 8.2.1);
(/,взл)п взл ” взлетная дистанция продолженного взлета (рис. 8.2.1).
Из-за недостатка информации при предварительном проекти-
ровании в отношении безопасной скорости взлета у2 представляет-
ся возможным учитывать только следующее требование НЛГС (АП
23.53(c)(2)) - скорость самолета переходной категории на высоте
10,7 м должна обеспечить требуемый в АП 23.67 градиент набора
высоты 0Н и удовлетворять условию
У2>1,2Усвзл, (8.2.4)
где ус взл - скорость сваливания во взлетной конфигурации самолета.
При предварительном проектировании принимается допуще-
ние, что скорости ус взл соответствует полет при Су = Су max взл •
Тогда
Ус взл = J----—--------> (м/с). (8.2.5)
j Су max взлРо$
Итак, в расчетной точке траектории взлета (табл. 8.2.1) крыло с
механизацией во взлетном положении должно создавать подъемную
силу, которая способна уравновесить силу веса самолета Go ПРИ
условии выполнения требований НЛГС к безопасной скорости взле-
та (формула (8.2.4)).
На основании выражения (8.2.4) и допущения (8.2.5) коэффици-
ент подъемной силы, соответствующий безопасной скорости взлета,
С у max „л
у 1,44
Условие равенства Go и подъемной силы будет
Go = Cy2^S • (8.2.7)
На основании выражения (8.2.7) с учетом (8.2.6) получается
формула для определения потребного значение удельной нагрузки
на крыло из условия взлета (условия MCA, Н = 0)
2
( \ Су шах взл ^2 /000
V’oL^ ---------------• (8.2.8)
О'ВЗЛ 23
В требованиях ТЗ величину безопасной скорости как пра-
вило, не регламентируют. Основной взлетной характеристикой в ТЗ
является длина ВПП, необходимая для взлета самолета, которая,
очевидно, и будет определять величину V2
Для получения теоретической зависимости между длиной
ВПП для взлета самолета и скоростью V2 применяется энергетиче-
ский подход, суть которого изложена в разд. 7.2.1. В соответствии с
этим подходом можно получить следующую формулу (см. также
выражение (7.2.4)):
ЬВЗЛ , , — ’
[Я]ср kvkitNo
где средняя для взлета величина тяги силовой установки [/?]ср про-
порциональна ее взлетной мощности, т.е. [R]cp = kvkaNo (подроб-
нее - разд. 6.7).
В общем случае, когда кроме нормального взлета рассматри-
вается и продолженный взлет, можно принять, что потребная дис-
танция взлета А11ДВ будет пропорциональна дистанции взлета £взл.
Тогда из выражения (8.2.9) следует
V^fiL^No). (8.2.10)
По данным 35 винтовых многодвигательных самолетов МВЛ
[6] методом нелинейной регрессии получено конкретное выражение
для формулы (8.2.10):
vh59U™BWo)°’685- (8-2.1 1)
Примечание. Размерности вформуле (8.2.11): У%, м/с; £пдв, м,
~Nq, э.л.с./даН.
Рис. 8.2.2 иллюстрирует удовлетворительную точность фор-
мулы (8.2.11), для которой коэффициент парной корреляции состав-
ляет 0,95 и СКО около 10 %.
Рис. 8.2.2. К иллюстрации точности формулы (8.2.11)
Таким образом, из выражения (8.2.8) с учетом формулы
(8.2.11) следует, что для данного расчетного случая (взлет самолета
с ВПП длиной LBnn (LBnn = £пдв)» удельная нагрузка на крыло оп-
ределяется по следующей формуле:
Мюп = 2^Су max взл ( Лвпп М) )°’685 • (8-2.12)
Примечание. Размерности в формуле (8.2.12): Nq, э.л.с./даН; £впп, м-
(р0) , даН/м2. Здесь взлетная энерговооруженность определяется по формуле
v взл
77q = i\Iq/Gq, где предварительное значение Go вычисляется по формуле (8.1.2),
а мощность Nq может быть задана, в случае проектирования под назначенный
двигатель, или вычислена по формуле (8.1.3).
Расчетный случай - крейсерский полет
В расчетной точке траектории крейсерского полета (табл. 8.2.1)
площадь крыла должна создавать подъемную силу, которая уравно-
весит силу веса самолета 6Пол ПРИ условиях:
а) полет осуществляется на режиме наименьшего расхода топ-
лива
GT=>min при LTex= const. (8.2.13)
Как известно, для самолетов с ТВД режим (8.2.13) осуществ-
ляется при максимальном аэродинамическом качестве Ктах и> сле-
довательно, Qу Крейс — Су нв ’
б) расчетный полетный вес
G™ = (O,9O...O,95)Go = fcTGo.
где коэффициент кт учитывает уменьшение веса самолета в рас-
четной точке крейсерского полета за счет расходования топлива.
Из равенства (7Пол и подъемной силы с учетом перечисленных
условий после элементарных преобразований следует, что потреб-
ная площадь крыла, необходимая для крейсерского полета самоле-
та, определяется по следующей формуле:
2кт Gn
S =-------2—^----, (8.2.14)
Су нвРи Укрейс
откуда
/ \ 0,0048 ,
^0/крейс = 7 СУ НВ Ан Vкрейс • (8.2.15)
Кт
Примечание. Размерности в формуле (8.2.15): (Ро)Крейс ’ да^м2;
Укрейс - км/ч; Коэффициент &т = 0,90...0,95.
Расчетный случай - посадка
Схема посадки легкого самолета переходной категории анало-
гична схеме посадки самолета нормальной категории и показана на
рис. 7.2.5. В расчетной точке траектории посадки (табл. 8.2.1) пло-
щадь крыла с механизацией в посадочном положении должны соз-
давать подъемную силу, которая уравновесит силу веса самолета
Gnoc ПРИ условии выполнения требования НЛГС (АП 23.75(a)) для
скорости захода на посадку
Узп^1,ЗУспос, (8.2.16)
где ус пос - скорость сваливания в посадочной конфи1урации самолета.
Принимается допущение, что
_ /_____2Gnpc
с пос — J
| Су max пос Р(Н
, (м/с).
(8.2.17)
На основании выражения (8.2.16) и допущения (8.2.17) коэф-
фициент подъемной силы, соответствующий скорости захода на по-
садку, будет
С у max пос
Сузп“ 1,69
(8.2.18)
Условие равенства Gnoc и подъемной силы
Gnoc-Сузп-“ S (8.2.19)
Для пассажирского самолета его максимальный вес при посад-
ке Gnoc назначается конструктором в зависимости от особенностей
эксплуатации. Результаты статистического анализа расчетной вели-
чины относительного веса при посадке Gnoc= ^пос приведены в
Go
табл. 8.2.2.
Таблица 8.2.2
Минимальное значение (бпос)тт Среднее значение (бпос)ср Максимальное значение (б послах Стандартное отклонение G
0,90 0,96 1,0 0,03
Из выражения (8.2.19) с учетом формулы (8.2.18) следует
(условия MCA, Н=0)
^'Сгпос
Примечание. Размерности в формуле (8.2.20): Узп,м/с; (рд)пос, даН/м2
Величина скорости захода на посадку иногда задается в требо-
ваниях ТЗ. В случаях, когда требование к величине узп отсутству-
ет, основной посадочной характеристикой в ТЗ является длина
ВПП, необходимая для посадки самолета, которая, очевидно, и бу-
дет определять величину узп. Потребная посадочная дистанция
£Г1ПД и скорость узп связаны статистической зависимостью
(рис. 8.2.3) (по данным 20 винтовых многодвигательных самолетов
МВЛ с ТВД и с ПД [6])
у2п = 19,91^. (8.2.21)
Рис. 8.2.3. Статистическая зависимость между потребной посадочной
дистанцией и квадратом скорости захода на посадку
СКО формулы (8.2.21) не превышает 13 %, при коэффициенте
парной корреляции не менее 0,92.
Таким образом, из выражения (8.2.20) с учетом формулы
(8.2.21) следует, что для данного расчетного случая (посадка само-
лета на ВПП длиной Авпп (£впп=Аппл)’ удельная нагрузка на
крыло может определяться по следующей формуле:
U)„l>c = (>737^)0-71 (8.2.22)
Gnoc
Примечание. Размерности в формуле (8.2.22): £Впп • м- ^о)Пос ’ да^/м2
Пример 8.2.1. Определить расчетное значение взлетной
удельной нагрузки на крыло методом расчетных случаев.
Исходные данные: длина ВПП - 800 м; крейсерская скорость -
350 км/ч на высоте 3000 м (Дя = 0,742); механизация крыла - од-
нощелевой закрылок (Сv max взл — 1’8’ Су шах пос = ^>1), Сунв = И’^’
принимается Gnoc = ®’0^ (табл. 8.2.2) и £т = 0,92; предварительное
значение взлетного веса 5000 даН и суммарной взлетной мощности
1282 э.л.с. (пример 8.1.1).
Решение. 1. Определение предварительной энерговооружен-
ности самолета
- _No_ 1282
N(i Go 5000
= 0,256
э.л.с.
даН
2. Определение взлетной удельной нагрузки на крыло по фор-
муле (8.2.12)
^о)цзл ~ 2,57 С у тах взл ( ^вппА/0 )
= 2,57 • 1,8(8000,256) 0,685 = 177
3. Определение взлетной удельной нагрузки на крыло по фор-
муле (8.2.15)
даН )
/ X 0,0048 9 0,0048 2 „„/даН А
Мкрейс = —Су нв ДиУкрейс = -Q^-0,6-0,742-3502 = 285^-у- j
4. Определение взлетной удельной нагрузки на крыло по фор-
муле (8.2.22)
(п ) - 0,737С>’тах пос( г )0,71 _ 0,737-2,1 а 7, _ Г ДаН
Wnoc--------(£впп/ “ 096 800 =1»6 2 .
IX пос и,’° ( м у
5. Выбор расчетного значения удельной нагрузки на крыло
(формула (8.2.1))
р0 = min{(p0)B3ji, (р0)крейс’ Wnoc} =
= min{177; 285; 186} = 177
гдаН
Г
к м J
6. Итак, в качестве проектного значения взлетной удельной на-
грузки на крыло принимается
р0= 177даН/м2.
8.2.2. ВЫБОР ЭНЕРГОВООРУЖЕННОСТИ
САМОЛЕТА
Основное условие для определения энерговооруженности со-
стоит в том, чтобы мощность силовой установки самолета обеспе-
чивала силу тяги, достаточную для преодоления сил сопротивления
движению самолета на всех расчетных этапах траектории полета
(табл. 8.2.3) с учетом соответствующих требований НЛГС.
Таблица 8.2.3
Этап полета Параметры расчетной точки траектории в условиях MCA Обозначение
высота скорость вес
Взлет 10,7м V2 Go 0^о)Взл
Взлет при нерабо- тающем двигателе до 120 м V2 Go о)прод
Крейсерский полет Нкрейс V крейс Спол о)Крейс
За проектное значение энерговооруженности принимается
наибольшее из трех, т.е.
ЛГ0 = тахО0)взл, Сапрол ’ (77о)Крейс> ’ (8'2'23)
Для составляющих выражения (8.2.23) далее приведены выво-
ды следующих расчетных формул: (8.2.27); (8.2.30) или (8.2.31);
(8.2.37).
Расчетный случай - взлет
Для самолета с известной площадью крыла (или известной р0)
и механизацией во взлетном положении взлетная мощность силовой
установки должна обеспечить силу тяги, необходимую для нор-
мального и продолженного взлета самолета при соблюдении требо-
ваний НЛГС к безопасной скорости взлета (8.2.4) и допущений:
(8.2.2), (8.2.3) и (8.2.5).
Основой для получения формулы расчета энерговооруженно-
сти самолета из условий взлета Смо)ВЗл является зависимость между
взлетной дистанцией и параметрами самолета - выражение (8.2.9)
-> 2
GqVL Gov2
[Я]Ср kvkiiNo
(8.2.24)
В общем случае, когда, кроме нормального взлета, рассматри-
вается и продолженный взлет, можно принять, что потребная дис-
танция взлета /,пдв будет пропорциональна £взл (к l — коэффициент
пропорциональности). При этом допущении из выражения (8.2.24)
следует
Nq= ~ ~ или Л/о= /и(с^взл)’ (8.2.25)
кукцкь^плв
G0V2 - даНм
где [/взл ~----- ~ взлетный параметр,-----—.
^пвд с
Статистическая зависимость между ДГ0 и [/взл показана на
рис. 8.2.4 (по данным винтовых многодвигательных самолетов
МВЛ [6]).
С учетом данных рис. 8.2.4 выражение для функции f N(Uъзл)
в (8.2.25) приобретает следующий вид:
No = k^l, (8.2.26)
£-пдв
где коэффициент к принимает следующие значения:
при £пдв<550м Л=0,0668;
при 550 < 1пдв < 1000 м ^=0,0886;
ПРИ £пдв> 1000 м Л=0,103.
Взлетный параметр, (даН-м)/с2
Рис. 8.2.4. Статистическая зависимость между суммарной взлетной
мощностью силовой установки самолетов MRJI и взлетным
параметром UtM
СКО формулы (8.2.26) не превышает 8,5 % при коэффициенте
парной корреляции не менее 0,95.
Таким образом, из выражения (8.2.26) с учетом (8.2.4) и (8.2.5)
следует, что для данного расчетного случая (взлет самолета с ВПП
длиной £впп (£впп = АПдв))’ взлетная энерговооруженность опре-
деляется по следующей формуле:
ьвпп С у max взл
где pq - расчетное значение взлетной удельной нагрузки на крыло
(выражение (8.2.1)).
Примечание. Размерности в формуле (8.2.27): Pq, дан/м2; ЬвпП’**;
0Уо)Взл ’ 3 л с /даН Значения коэффициента k - в пояснении к формуле (8.2.26).
Расчетный случай - набор высоты при взлете
с одним неработающим двигателем
В приложении 6 приведен вывод формулы для определения
угла наклона траектории наиболее крутого подъема самолета, на ба-
зе которой получена следующая зависимость (при максимальной
взлетной мощности работающих двигателей и неработающем одном
двигателе):
_ 23,5(2V4B-l);vHVT|BAr0 1днХеМех 1 /я о ояа
9max “ I— J » (o.Z.Zo)
N дв \ Pq J Ктах мех К max мех
где емех и Ктах мех ~ соответственно коэффициент Освальда и мак-
симальное аэродинамическое качество самолета с механизацией
крыла в выпущенном положении, если она имеется.
Для самолета переходной категории рассматривается участок
его взлета с одним неработающим критическим двигателем, кото-
рый начинается сразу после набора высоты 10,7 м или по окончании
уборки шасси (если шасси убирающееся) и заканчивается на высоте
120 м (АП 23.67(e)(l)(ii)). В соответствии с НЛГС принимается:
воздушный винт отказавшего ТВД находится во флюгерном поло-
жении, механизация крыла во взлетной конфигурации. НЛГС рег-
ламентируют минимальный градиент набора высоты, которому со-
ответствует угол наклона траектории в радианах 0Н - табл. 8.2.4.
В перечисленных условиях при MCA и Н~ 0 м для выражения
(8.2.28) можно принять:
A// = l; NHV = Ь Лв = 0,73; £мех=£взл’ Ктах мех = Ктахн_]»
где Ктахи-i “ максимальное аэродинамическое качество самолета с
одним неработающим двигателем (винт неработающего двигателя во флюгерном Таблица 8.2.4
положении) и с закрылками во взлетном положении. Таким образом, угол наклона траекто- рии наиболее крутого подъема самолета переходной категории с одним неработаю- N дв Г радиент 0Н
2 2,0% 0,020
3 2,3% 0,023
4 2,6% 0,026
щим двигателем при продолженном взлете
определяется по формуле
9max = 17,2 ^ДВ 1 • -----’----. (8.2.29)
Мдв ^7’0|^тахл-1 Kmaxn_]
Из выражения (8.2.29) при Qmax = 0Н следует расчетная формула:
fcoWo.o5s/^b^L^+e,
ЛГдв I I Л^мех (KmaXn_i
(8.2.30)
2
Примечание. Размерности в формуле (8.2.30): р®, даН/м ; 0Н, рад.
(табл. 8.2.4); (л7о)Пр0д • э л с /АаН-
При отсутствии поляры самолета во взлетной конфигурации
можно принять: А,еВзл = 6,7...7,2; величина КтаХл_! пропорциональ-
на максимальному аэродинамическому качеству в полетной конфи-
гурации Ктах,те-
Ктахп-1 — ^н.вп-1 К max ’
где коэффициент пропорциональности для самолетов рассматри-
ваемой категории принимает следующие значения:
шасси неубирающееся кИ B/i l = 0,82;
шасси убирающееся кн Вл1 = 0,76.
Таким образом, при отсутствии поляры самолета во Ьзлетной
конфигурации его взлетная энерговооруженность при наборе высо-
ты при одном неработающем двигателе может быть вычислена по
приближенной формуле
О^прод
0,022Мдв
К max
+ О»
^н.В/2-i^max
(8.2.31)
Примечание. Размерности в формуле (8.2.31) аналогичны размерностям
соответствующих величин в формуле (8.2.30).
Расчетный случай - крейсерский полет
На крейсерском участке полета самолет летит горизонтально с
постоянной скоростью УКрейс на высоте //Крейс- При этом предпо-
лагается крейсерский режим работы двигателя, соответствующий
степени дросселирования (77др)крейс •
Из условия //Крейс ~ const следует равенство подъемной силы
и силы веса самолета
2
_ Р/У^крейс
G пол ” С у крейс 2 $ ’
(8.2.32)
откуда после упрощений следует
Су крейс = 208£т-----%---• (8.2.33)
&hV крейс
Примечание. Размерность в формуле (8.2.33): р$, даН/м2; Укрейс* км/ч-
Коэффициент jtT = 0,90...0,95 учитывает расходование топлива в расчетной
точке крейсерского участка полета.
Коэффициенту Су крейс на поляре самолета в полетной конфи-
гурации соответствует значение аэродинамического качества Ккрейс •
Из условия Укрейс= const следует равенство располагаемой
Np и потребной дгп мощности
Wp = Wn- (8.2.34)
Располагаемая мощность силовой установки самолета
N р = 75цвзл 2V0(tf /уу)крейс(М др^крейс^в ’ (8.2.35)
где цвзл - коэффициент, учитывающий наличие у двигателя взлет-
ного режима: если взлетный режим отсутствует, то цвзл = 1, иначе
Нвзл = 0’8...0,9; (/7//у)крейС - относительная ВСХ двигателя при рас-
четном режиме его работы, Н = //крейс и У = Укрейс •
Потребная мощность
Ря^крейс /о ~
Wn “ ХаУкрейс “ Сх крейс 5 • (8.2.36)
Таким образом, для данного расчетного случая (обеспечение
крейсерского режима полета) формула для определения взлетной
энерговооруженности получается на основе выражений (8.2.34) и
(8.2.32) с учетом формул (8.2.35) и (8.2.36)
/ \ О,ОО37ЛтУКПейс
Шрейе = к . „ fl./ ,P(j7 ,---------------<8-2.37)
КкреисНвзл //У'креис'/удр'Крейс '1в
где VКрейс имеет размерность в км/ч;
Т|в= 0,8 - среднестатистическое значение КПД винта ТВД в
крейсерском полете;
(ЯДр)Крейс= 0,70.... 0,75 - степень дросселирования на крейсер-
ском режиме работы ТВД [32].
Пример 8.2.2. (продолжение примера 8.2.1). Определить
расчетное значение взлетной энерговооруженности двухмоторного
самолета с ТВД методом расчетных случаев.
Исходные данные: длина ВПП равна 800 м; крейсерская ско-
рость - 350 км/ч на высоте 3000 м (Д# =0,742); расчетное значение
взлетной удельной нагрузки на крыло 177 даН/м2; механизация кры-
ла - однощелевой закрылок (Су max взл = Ь8); в полетной конфигу-
рации Ктах = 14 ПРИ Сд,Нв = 0,6; шасси убирающееся; двигатель
невысотный, имеет взлетный режим работы (Цвзл = 0,85); при
Якрейс = 3000 м и Vкрейс = 350 км/ч высотно-скоростная характери-
стика для мощности (Яну)Крейс51’0’ СМдр)крейс=°’7 - степень
дросселирования на крейсерском режиме; КПД винта с учетом
влияния самолета т| = 0,8; коэффициент £т = 0,92.
Решение. 1. Формула (8.2.27) (при £впп =800 м коэффици-
ент к = 0,0886)
/_ х = 23^0 = 23 0,0886 177 Гэ.л.сЛ
взл ^вппСу max взл 800-1,8 даН J
2. Приближенная формула (8.2.31) при кн в |=0,76 - шасси
убирающееся, 0н = 0,02 радиана
0,022Ядв --------------( 1 \
Wo/прод-/д, _. ^P0kH.3n-iKm™ . v +0н “
^дв 1 ' Вл-1 Ктах J
= °’022'2 V177 0,76 14 (----+ 0,021 = 0,218f1.
(2-1) V I 0,76 -14 J V ДаН )
3. Определение крейсерского аэродинамического качества са-
молета (см. формулу (15.6.7))
Су крейс = 208Лт-------Ц-----= 208’ °’92----й = 0,373;
△ккрейс 0.742-3502
_ Су крейс _ 0,373
Сукрейс" с^нв " 0>6 -°-621’
Ккрейс = Кта>--^ЙС^ 14-^5 = >2.5.
1+(Су крейс) 1+0-621
4. Формула (8.2.37)
/— ч _______________0,0037£тУ крейс_____________
0 крейс КкрейсНВзл^ну)крейс(Л^др)КрейсТ|в
0,0037-0,92-350 _ (э.л.сЛ
~ 12,5 0,85 1,0 0,7 -0,8 ~ [ даН )
5. Выбор расчетного значения энерговооруженности по фор-
муле (8.2.23)
NQ= тах{С70)взл, С7о)пр0д’ ШрейЛ =
= max {0,25; 0,218; 0,2} = 0,25
’'э.л.с.
k даН
6. Итак, проектная величина взлетной энерговооруженности са-
молета
No “ 0’25
э.л.с.
даН
Часть 3
ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ
ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА
В данной части приведены методики и рекомендации для вы-
бора параметров крыла, фюзеляжа, оперения и шасси самолета. Ме-
тодики основаны как на статистических, так и теоретических моде-
лях. Для принятия обоснованного решения в каждой главе приво-
дится не только используемая статистическая информация, но и ка-
чественный анализ применяемых закономерностей, поясняющий
суть процесса проектирования.
Глава 9
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ КРЫЛА И
ЕГО МЕХАНИЗАЦИИ
9.1. НАЗНАЧЕНИЕ И ОСНОВНЫЕ
ТРЕБОВАНИЯ
Основное назначение крыла - создание аэродинамической
подъемной силы, потребной для всех предусмотренных назначени-
ем самолета режимов полета, а также участие в обеспечении устой-
чивости и управляемости самолета. Кроме того, крыло может ис-
пользоваться для размещения и крепления ряда агрегатов (шасси,
топливных баков, силовой установки).
Важнейшие технические требования, предъявляемые к крылу,
можно объединить в следующие группы.
Аэродинамические требования
Создание потребной подъемной силы должно достигаться:
• при малом значении аэродинамического сопротивления в
полете;
• при высоком значении крейсерского качества самолета;
• при максимальном использовании положительной интерфе-
ренции крыла с другими частями самолета и минимизации их от-
рицательной интерференции;
• при обеспечении устойчивости и управляемости на всех до-
пустимых для самолета эксплуатационных режимах.
Прочностные требования:
а) достаточная прочность, долговечность и жесткость при
наименьшем весе;
б) обеспечение эксплуатационной живучести конструкции при
ее частичных разрушениях;
в) согласование силовых схем крыла и примыкающих к нему
частей самолета на участке их сопряжения.
Эксплуатационные требования
Эксплуатационная технологичность конструкции крыла долж-
на обеспечить простое и быстрое проведение всех операций кон-
троля и обслуживания, включая хороший доступ ко всем ответст-
венным деталям крыла и к агрегатам, в нем расположенным, про-
стоту их установки и съема. Поверхность конструкции крыла долж-
на быть защищена от действия внешней среды и от случайных по-
вреждений при эксплуатации.
Легкие самолеты - это самолеты с «малыми дозвуковыми»
скоростями и прямое крыло, обеспечивающее компромисс между
аэродинамическими, прочностными и эксплуатационными требова-
ниями, наиболее применимо на этих самолетах.
Термин «прямое крыло» можно интерпретировать как крыло
со стреловидностью в пределах -15° < % < +15° и его не следует
путать с термином прямоугольное крыло.
Основные геометрические характеристики крыльев некоторых
легких самолетов приведены в табл. 9.1.1.
Под стреловидностью крыла легкого самолета, как правило, подразу-
мевается стреловидность линии 1А хорд.
Таблица 9.1.1
Тип самолета X n X c Тип механизации Ьз
ЗК ПК
Beagle В.121 8,04 1,82 3° 0,15 Щ1 - 0,21
Beagle В.206 10,0 2,50 0° 0,13 Щ2 - 0,28 -
Beechcraft V35 6,10 2,22 0° 0,143 Щ1 - 0,22
Beechcraft D55 7,16 2,44 0° 0,14 Щ1 - 0,23
Bol ko w 207 7,60 2,50 3° 0,16 Пщ - -
Bolkow 208C 6,90 1,00 -3° 0,09 Пр - 0,22
Cessna 150 7,00 1,45 0° 0,12 Щ1 нет 0,28
Cessna 172 7,52 1,48 0° 0,12 Щ1 нет 0,33
Cessna 185 7,41 1,48 0° 0,12 Щ1 нет 0,30
Dornier Do-28 8,50 1,00 0° 0,18 Щ2 П 0,33
Piper PA-23 6,80 1,00 0° 0,14 Пр нет 0,25
Piper PA-24 7,28 2,18 -2,5° 0,15 Щ1 нет 0,18
Piper PA-28 5,63 1,00 0° 0,15 Щ1 нет 0,17
Piper PA-31 7,25 2,69 0,5° 0,135 Щ1 нет -
Ah-14A 12,17 2,07 0° 0,14 Щ2 П -
И-1Л 8,00 1,00 — 0,15 отсутствует -
Ил-103 7,58 1,90 0° - Щ1 нет -
Як-12М 6,65 1,00 0° 0,11 3 П -
Як-18Т 6,60 1,88 2° 0,12 Пщ нет -
Як-112 7,20 1,00 0° 0,14 3 нет -
Twin Otter 300 10,1 1,00 0° 0,16 Щ2 нет -
Short Skyvan 11,3 1,00 0° 0,14 Щ1 нет -
L410UVP 10,8 2,00 0° 0,14 Щ2 нет -
Jetstream 31 10,0 3,17 0° 0,18/0,12 Щ2 - -
Примечания к табл. 9.1.1: ЗК - задняя кромка; ПК - передняя кромка;
Пр - простой закрылок; Щ1 - однощелевой закрылок; Щ2 - двухщелевой закрылок;
Пщ - посадочный щиток; П - предкрылок; 3 - закрылок.
9.2. ВНЕШНИЕ ФОРМЫ КРЫЛА
Формы крыла характеризуются:
а) очертаниями крыла в плане;
б) очертаниями крыла при виде спереди;
в) профилями сечений крыла.
9.2.1. ФОРМА КРЫЛА В ПЛАНЕ
Форма крыла в плане определяется его видом сверху. При этом
основными параметрами являются: площадь крыла, удлинение, су-
жение и стреловидность. Площадь крыла и его удлинение тесно
связаны с летными характеристиками, а остальные параметры (су-
жение и стреловидность) в основном влияют на характеристики
сваливания.
Площадь крыла 5 - площадь, ограниченная контуром крыла,
включая элероны, закрылки и предкрылки в убранном положении
(пример на рис. 9.2.1). При
этом передняя и задняя кромки
проходят через гондолы двига-
телей и фюзеляж, как продол-
жение контура крыла. Размах I
крыла - это расстояние между
концами крыла в направлении,
перпендикулярном продоль-
ной оси самолета, исключая
Рис. 9.2.1. К определению площади и
размаха крыла
аэронавигационные огни.
Наибольшее распространение в настоящее время получили три
формы прямого крыла (рис. 9.2.2): трапециевидное крыло, крыло с
прямым центропланом и трапециевидными консолями, а также
прямоугольное крыло.
Рис. 9.2.2. Основные формы в плане прямого крыла:
а - прямоугольная; б - трапециевидная; в - трапециевидная с прямым
(прямоугольным) центропланом
Применяются центропланы с сужением, когда хорда в корне больше
(или меньше) хорд на концах центроплана.
Для прямоугольного крыла (рис. 9.2.2,а и рис. 9.2.3) характер-
на простота изготовления в связи с единообразной формой профиля,
упрощающей оснастку. С аэродинамической точки зрения оно ус-
тупает трапециевидному крылу, однако его применение оправдано
на недорогих самолетах, когда небольшая начальная стоимость са-
молета является важным фактором его конкурентоспособности.
Прямоугольное свободнонесущее крыло обычно бывает небольшо-
го удлинения для снижения веса, но подкосные крылья могут иметь
большое удлинение, несмотря на отсутствие сужения. Эта форма
крыла может быть прямой (рис. 9.2.3,в) и обратной (рис. 9.2.3,б)
стреловидности.
Рис. 9.2.3. Модификации прямоугольного крыла по углу стреловидности:
а - нестреловидное крыло (X = 0); б - обратная стреловидность (х <0);
в - прямая стреловидность (х > 0)
Трапециевидное крыло (рис. 9.2.2,б и рис. 9.2.4) обладает низ-
ким индуктивным сопротивлением и малым весом конструкции.
При умеренном сужении крыла могут быть получены приемлемые
характеристики при сваливании. Модификациями трапециевидной
формы могут быть крылья с прямыми (нестреловидными) передней
(рис. 9.2.4,б) или задней кромками (рис. 9.2.4,в).
Рис. 9.2.4. Модификации формы в плане трапециевидного крыла:
а - стреловидная передняя кромка; б - прямая передняя кромка;
в - прямая задняя кромка
Для крыла с прямым центропланом (рис. 9.2.2,в и рис. 9.2.5)
появляется дополнительный параметр - размах центроплана /ц
(рис. 9.2.5,а).
Рис. 9.2.5. Модификации формы в плане трапециевидного крыла с прямым
(прямоугольным) центропланом:
а - исходная; б-с прямой передней кромкой; в-с прямой задней кром-
кой
По данным ограниченного статистического материала относи-
тельный размах центроплана составляет:
для самолетов с одним двигателем
г=—
/ц I
= 0,32... 0,55 при среднем значении /ц = 0,46;
(9.2.1)
для самолетов с двумя двигателями
/ц = 0,29... 0,48 при среднем значении /ц = 0,40. (9.2.2)
Крыло с прямым центропланом обладает хорошими аэродина-
мическими характеристиками и может быть выгодно с конструк-
тивной и производственной точек зрения. Модификациями этой
формы могут быть крылья с прямыми передней (рис. 9.2.5,б) или
задней кромками (рис. 9.2.5,в).
При прямой (нестреловидной) передней кромке в крыльях всех
типов (рис. 9.2.3,а, 9.2.4,б, 9.2.5,б), а также в крыле с отрицательной
стреловидностью передней кромки (рис. 9.2.3,б) срыв потока про-
исходит в середине крыла раньше, чем на его концах. Стреловид-
ность крыла влияет на положение САХ, поэтому иногда стреловид-
ность определяется из условий центровки самолета.
Форма крыла в плане влияет на форму линии фокусов и, сле-
довательно, на положение фокуса крыла (рис. 9.2.6).
Если линия фокусов крыла представляет собой прямую, то фо-
кус крыла лежит на ней. При линии фокусов, направленной выпук-
лостью назад (рис. 9.2.6,а), фокус крыла находится перед фокусом
корневого сечения; при линии фокусов, направленной выпуклостью
вперед (рис. 9.2.6,б), фокус крыла лежит за фокусом корневого се-
чения. Положение фокуса крыла оказывает существенное влияние
на выбор центровки самолета.
Рис. 9.2.6. Влияние формы линии фокусов на положение фокуса крыла
(на примере крыла эллиптической формы)
Влияние формы крыла в плане на аэродинамические характе-
ристики можно оценить по величине известного коэффициента 5,
который используется в расчетах индуктивного сопротивления:
1 + 5 о
Сх i = Т-С у 1
лХ z
где 5 = 0- эллиптическое крыло; 5 = 0,002.. .0,005 - трапециевидное
крыло с прямым центропланом; 5 = 0,02...0,08 - трапециевидное
крыло; 5 = 0,05.. .0,12 - прямоугольное крыло.
Конкретные значения 5 зависят также от удлинения и сужения
крыла и приводятся в специальной литературе [67].
9.2.2. ФОРМА КРЫЛА ПРИ ВИДЕ СПЕРЕДИ
Как правило, крылья легких самолетов в направлении размаха
образованы прямолинейными образующими и в виде спереди име-
ют прямолинейные очертания (рис. 9.2.7).
Одним из основных размерных параметров крыла при виде
спереди является толщина профиля в корне со и на конце ск крыла.
Прямоугольные крылья имеют, как правило, постоянную толщину
профиля по всему размаху (рис. 9.2.7,а). Трапециевидные крылья с
248
прямоугольным центропланом имеют, как правило, по размаху цен-
троплана постоянную толщину профиля со (рис.9.2.7,6).
Рис. 9.2.7. Основные формы крыльев в виде спереди:
а - прямоугольное крыло; б - трапециевидное крыло с прямым
центропланом
Сравнение крыльев, имеющих постоянную или переменную
толщину по размаху, а также приближенное построение поляры
трапециевидного крыла по одному из его сечений производится по
средней относительной толщине:
для крыла любой формы сср = ; (9.2.3)
S
для крыла трапециевидной формы сСп =-------------» (9.2.4)
г п -4- 1
где 5Кр. мид " площадь проекции крыла при виде спереди (мидель
крыла).
Следующий параметр
для всех форм крыла при
виде спереди - это угол
поперечного V, который
образуется между линией
% хорд крыла и горизон-
тальной плоскостью - угол
у на рис. 9.2.8. В общем
Рис. 9.2.8. К определению угла
поперечного V крыла
случае по форме и величине поперечного V крылья можно разде-
лить на три типа:
\|/ = 0°; \|/ < 0°; > 0°.
Например, на рис. 9.2.9 угол поперечного V положителен
(V > 0°).
Угол поперечного V крыла оказывает существенное влияние
на поперечную устойчивость самолета - чем больше в определен-
ных пределах V-образность крыла, тем лучше поперечная устойчи-
вость самолета. Однако избыточная поперечная устойчивость мо-
жет быть причиной боковой неустойчивости самолета.
Взаимодействие крыла и фюзеляжа в схеме высокоплана соз-
дает благоприятные моменты по крену и поэтому угол поперечного
V крыла для высокопланов составляет 0...20, а для схемы «пара-
соль» - 2...3° (отсутствие положительной для поперечной устойчи-
вости интерференции крыла с фюзеляжем). Аэродинамическая ин-
терференция между низкорасположенным крылом и фюзеляжем
приводит при скольжении самолета к появлению неблагоприятного
момента по крену, для компенсации которого необходим больший
угол поперечного V. Поэтому для низкопланов этот угол составляет
около 5. ..7°. Для бипланов угол поперечного V около 2...3°.
Степень статической поперечной устойчивости зависит, кроме
поперечного V и схемы самолета (высокоплан, низкоплан), от стре-
ловидности и удлинения крыла, площади ВО, боковой поверхности
фюзеляжа и т.п.
9.2.3. ФОРМА КОНЦОВ КРЫЛА
Концы крыльев в плане и при виде спереди закругляют по
кривым различных очертаний (рис. 9.2.9 (по данным приложения 3)).
Большую роль в выборе формы закруглений играют аэродина-
мические и производственные соображения. Характерным размер-
ным параметром является отношение расстояния начала закругле-
ния от конца крыла /зр к концевой хорде крыла Ьк (рис. 9.2.10,а).
Это отношение колеблется в пределах
/Зр//?к =0,20...1,20.
Концы крыла при ви-
де спереди обычно закруг-
ляют радиусами г, близки-
ми к полусумме абсолют-
ных значений верхней /в
и нижней ун ординат
профиля, расположенного
у начала закругления
(рис. 9.2.10,6).
О влиянии формы
концов крыла на аэродина- рис 9.2.9. Примеры форм концов крыла
мическое сопротивление в
существующей литературе име-
ются противоречивые сведения:
от незначительного уменьшения
коэффициента Сх min по Дан“
ным работы [69] до увеличения
Сх i вследствие уменьшения
эффективного удлинения крыла
на величину [33]
ДХэф = °’05-0’4.
На концах крыла иногда
располагают концевые аэроди-
намические шайбы (рис. 9.2.11)
или вертикальные законцовки
крыла (ВЗК) (рис. 9.2.12).
Рис. 9.2.10. Схемы традиционных
форм концов крыла
Рис. 9.2.11. Аэродинами-
ческая концевая шайба:
1 - шайба; 2 - крыло
Концевыми аэродинамическими шайбами (рис. 9.2.11) на-
зывают тонкие поверхности, размещаемые вдоль концевой хорды
крыла. Если хорда концевой шайбы равна или более концевой хор-
ды крыла, то это приводит к уменьшению интенсивности концевых
вихрей, сбегающих с крыла, и к увеличению эффективного удлине-
ния крыла, которое можно оценить, например, по формуле Шренка:
л/. =
'/2
где h - высота шайбы (рис. 9.2.11).
Если хорда концевой шайбы меньше концевой хорды крыла и
она расположена в хвостовой части концевой хорды крыла
(рис. 9.2.12), то за счет перетекания потока от концевого вихря на
этой концевой шайбе создается аэродинамическая сила с составляю-
щей, направленной против потока и уменьшающей на 3...6 % индук-
тивное сопротивление крыла. При этом увеличение аэродинамическо-
го качества может составлять дКтах = 1 и более. Подобную конце-
вую шайбу называют вертикальной законцовкой крыла.
Рис. 9.2.12. Верти-
кальная законцовка
крыла:
1 - законцовка;
2 - крыло
Таким образом, ВЗК представляют собой разновидности кон-
цевых аэродинамических шайб, выполняемых в виде одной или не-
скольких профилированных поверхностей, которые могут распола-
гаться как над верхней поверхностью крыла (рис. 9.2.12), так и под
нижней или же с обеих сторон поверхности крыла. В общем случае
они располагаются под углом развала \|/р«17...20° и могут иметь
крутку (по высоте Л). Площадь ВЗК невелика (около 1,5...4 % от
площади крыла). Характерным размером для ВЗК является высота h
(рис. 9.2.12). Их применение требует экспериментальных исследо-
ваний и последующей отработки при летных испытаниях.
Уменьшение индуктивного сопротивления сопровождается
увеличением сопротивления трения (за счет увеличения омываемой
поверхности) и дополнительным интерференционным сопротивле-
нием, обусловленным стыком шайбы или ВЗК с крылом. Кроме то-
го, неблагоприятно изменяются такие параметры, как изгибающий
момент в корне крыла, момент на пикирование и т.д.
Итак, выбор формы крыла в конкретном случае не так свобо-
ден, как это можно предполагать на основании существующего
многообразия. Он зависит как от опыта, накопленного конструктор-
ским бюро, так и выполненного объема научно-технического задела
при проектировании самолета.
9.3. УДЛИНЕНИЕ И РАЗМАХ КРЫЛА
Удлинение крыла А - это важнейший его проектный параметр,
для выбора которого существуют различные подходы. Например, в
работе [70] считается, что для нескоростных самолетов выбор А
должен предшествовать выбору р0. В работе [64] предлагается од-
новременное определение А и р0, ~Nq.
Далее предлагается два способа определения А: статистиче-
ский (разд. 9.3.2) и теоретический (разд. 9.3.3). При этом считаются
известными:
• техническое задание на проектирование самолета;
• схема самолета, включая внешнюю силовую схему крыла;
• параметры самолета: Gq, р0 и 77о-
9.3.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Статистическая зависимость (по данным приложения 2) между
взлетным весом легкого самолета и удлинением его крыла пред-
ставлена на рис. 9.3.1.
Как видно из рис. 9.3.1, отсутствует существенная взаимосвязь
между удлинением крыла и взлетным весом самолета.
Распределения значений удлинения крыла характеризуются
следующими параметрами:
самолеты с одним ПД - 7,33 (±0,94);
самолеты с двумя ПД - 8,24 (±1,5);
самолеты с двумя ТВД - 9,5 (±1,05).
2000 4000 6000 8000 10000
Взлетный вес самолета, даН
Рис. 9.3.1. Зависимость между взлетным весом самолета и удлинением
его крыла:
• - самолеты с одним ПД; ▲ - самолеты с двумя ПД; + - самолеты
с двумя ТВД
При прочих равных условиях увеличение удлинения крыла
легкого самолета приводит к изменению следующих характеристик:
1) геометрических: увеличение размаха крыла, уменьшение
хорды крыла;
2) аэродинамических: уменьшение коэффициента индуктивно-
го сопротивления, незначительное увеличение сопротивления тре-
ния, уменьшение значения критического угла атаки; увеличение
Су, повышение эффективности механизации крыла;
3) прочности и жесткости: увеличение изгибающего момента,
уменьшение строительной высоты крыла, уменьшение жесткости
крыла на изгиб и кручение. Сохранение прочности и жесткости
крыла требует увеличения веса его конструкции;
4) маневренности по крену - увеличение массового момента
инерции самолета относительно продольной оси и большого аэро-
динамического демпфирования.
9.3.2. СТАТИСТИЧЕСКИЙ МЕТОД ВЫБОРА
УДЛИНЕНИЯ КРЫЛА
Предлагаемая в данном разделе методика выбора удлинения
крыла основана на статистическом способе определения его разма-
ха. Предварительный анализ [9] показал, что по критерию
CKO -» min наилучшей является зависимость размаха крыла от его
площади. В качестве примера на рис. 9.3.2 представлена такая зави-
симость для самолетов с ПД.
Площадь крыла, м2
Рис. 9.3.2. Зависимость между размахом крыла и его площадью:
• - самолеты с одним ПД; ▲ - самолеты с двумя ПД; 9 - номер из
приложения 2, соответствующий самолету Piper РА28; 26 - А-111;
42 - Ирбис; 49 - АККОРД-201
Общее для самолетов с ПД и с ТВД уравнение регрессий, по-
лученное методом наименьших квадратов, имеет вид
l = ki+k2S, (9.3.1)
где значения коэффициентов к\, к2 приведены в табл. 9.3.1.
Примечание. Размерности в формуле (9.3.1): I, м; 5, м2
Таблица 9.3.1
Особенности схемы самолета к] кг СКО
Самолет с одним ПД и подкосным крылом 5,85 0,308 4,4%
Самолет с одним ПД и свободнонесущим крылом 6,37 0,261 6,7%
Самолет с двумя ПД и свободнонесущим крылом 4,60 0,409 6,1%
Самолет с двумя ТВД и свободнонесущим крылом 4,92 0,373 5,5%
В табл. 9.3.1 разделение статистических данных в зависимости
от внешней силовой схемы крыла (подкосное или свободнонесу-
щее) основано на общей закономерности: если какое-либо техниче-
ское решение или изменение какого-либо параметра крыла ведет к
уменьшению относительного веса крыла, то это способствует уве-
личению удлинения (размаха крыла), и наоборот. Эта закономер-
ность объясняет тот факт, что удлинение подкосных крыльев боль-
ше удлинения свободнонесущих крыльев.
На данном этапе проектирования площадь крыла, необходимая
для применения (9.3.1), вычисляется по формуле
5= — , (9.3.2)
Ро
где взлетный вес Go и удельная нагрузка на крыло р0 определены
ранее - на этапе выбора параметров самолета.
При вычисленном размахе (формула (9.3.1)) и площади крыла
(формула (9.3.2)) проектное значение удлинения крыла рассчитыва-
ется по формуле
Пример 9.3.1. Для легкого одномоторного высокоплана с
ПД определить размах подкосного крыла. Проектное значение
удельной нагрузки на крыло составляет 65,8 даН/м , взлетный вес
самолета 875 даН.
Решение. 1. Расчет площади крыла по формуле (9.3.2)
Go 875 2
S = —=------= 13,3 м .
Ро 65,8
2. Расчет размаха крыла по общей формуле (9.3.1) при коэф-
фициентах, принятых по табл. 9.3.1
I = 5,85 + 0,3085 = 5,85 + 0,308-13,3 = 9,95 м.
3. Проектное значение удлинения крыла
/2 о о<52
х = /_=У^2_ = Т44
S 13,3
9.3.3. ТЕОРЕТИЧЕСКИЙ МЕТОД ОПРЕДЕЛЕНИЯ
УДЛИНЕНИЯ КРЫЛА
Теоретический метод основан на применении критерия «на-
Go
грузка на размах крыла»-
Вывод критерия «нагрузка на размах крыла»
Рассматривается горизонтальный полет винтового самолета с
постоянной скоростью на режиме, при котором аэродинамическое
качество имеет максимальное значение, т.е. К=Ктах • С учетом то-
го, что подъемная сила равна силе веса самолета, потребная мощ-
ность определяется известным выражением
Afn = VX’a=^-V =-^—V (9.3.3)
К max Ктах
При аппроксимации поляры самолета квадратичной параболой
максимальное аэродинамическое качество определяется известной
формулой
_ 1 1пке
Ктах-’T J”
z I С х i
(9.3.4)
Учитывая известные выражения для Cxi = C^—~ и 'k = i1/s,
яле
формула (9.3.4) примет вид
Кт“’25С,
Если произведение SCy определить из условия
pv2
G =СУ^5 ,
то формула (9.3.5) примет следующий вид:
_ пре l2V2
Ктах ~ TZ •
4Сг
(9.3.5)
(9.3.6)
С учетом выражения (9.3.6) формула (9.3.3) примет вид
G-4GV 4 (G
пр el V2 яРе1 1
2±
V
(9.3.7)
Располагаемая мощность самолета с ПД определяется по из-
вестной формуле
Мр = 75ЛГоМдрЛ//Пв- (9-3.8)
Приравнивая выражения (9.3.7) и (9.3.8), после элементарных
преобразований получат
у=• (9-3.9)
Поскольку для винтовых самолетов полет на режиме К=Ктах
близок к режиму полета на максимальную дальность со скоростью
Vкрейс ПРИ степени дросселирования 77дР = О»65, то выражение
(9.3.9) можно представить в виде
— = q 0,65 Я я Л в У крейс • (9.3.10)
Таким образом, учитывая пропорциональность между полет-
ным и взлетным весами, нагрузка на размах есть некоторая функция
у = /(7лГ0Укрейс ) (9-3.11)
где 7 Л^оУ крейс ~ параметр UG.
Статистический анализ
На рис. 9.3.3 представлена статистическая зависимость нагруз-
ки на размах крыла легкого самолета нормальной категории с ПД от
параметра 17g.
По данным на рис. 9.3.3 уравнения регрессии, полученные ме-
тодом наименьших квадратов, имеют вид:
для самолетов с одним ПД (СКО не более 9,5 %)
= 23,5 +0,437^0-Укрейс! (9-3.12)
для самолетов с двумя ПД (СКО около 8 %)
=-57,6 +О,632^о-Укрейс; (9-3.13)
для самолетов всей статистики - на рис. 9.3.3.
Рис. 9.3.3. Зависимость нагрузки на размах от параметра Uq :
• - самолеты с одним ПД; ▲ - самолеты с двумя ПД; 24 - номер из
приложения 2, соответствующий самолету ЕА 7; 30 - Ил-103;
38 - UTVA 60; 41 - IAR-824; 45 - Beagle В-246; 54 - Super Star 700;
61- Р-166
На рис. 9.3.4 представлены статистические данные о зависимо-
сти нагрузки на размах крыла легкого самолета с двумя ТВД от па-
раметра Uq. По этим данным уравнение регрессии, полученное ме-
тодом наименьших квадратов, имеет вид
= 86,3 +0,338^0-Укрейс- (9.3.14)
Примечание. Размерности в формулах (9.3.12)...(9.3.14): Gq. даН; I, м;
М0-л с : Укрейс -км/ч
Параметр (7G, (э.л.с. км/ч)0,5
Рис. 9.3.4. Зависимость нагрузки на размах от параметра Uq
для самолетов с двумя ТВД
Для самолетов с ПД и с ТВД на основе теоретико-
статистических зависимостей (9.3.12), (9.3.13) и (9.3.14) предлагает-
ся следующий общий вид формулы для расчета размаха крыла
/ = *1 +------во (9.3.15)
ki + ky^No-V крейс
где jt|, kz, и кз - статистические коэффициенты, которые опреде-
лялись методами нелинейной регрессии по данным самолетов при-
ложения 2; их значения приведены в табл. 9.3.2.
Примечание. Размерности в формуле (9.3.15): G(y даН; Nq, л.с.; /, м;
V крейс •км'4-
Таблица 9.3.2
Особенности схемы самолета ki к2 кз СКО
Самолет с одни ПД и подкосным крылом 7,62 149 1,18 4,5%
Самолет с одним ПД и свободнонесущим крылом 7,0 348 0,106 6,5%
Самолет с двумя ПД и свободнонесущим крылом 5,23 -46,7 0,977 6,6%
Самолет с двумя ТВД и свободнонесущим крылом 0 70,5 0,36 9,5%
Определение удлинения крыла
На данном этапе проектирования необходимая для применения
выражения (9.3.15) суммарная мощность всех двигателей на взлет-
ном режиме в условиях MCA при Н = О, V = 0 принимается по дан-
ным выбранного двигателя или вычисляется по формуле
No = noGo, (9.3.16)
где взлетный вес Go и взлетная энерговооруженность опреде-
лены ранее - на этапе выбора параметров самолета.
Площадь крыла вычисляется по известной формуле:
S= — ,
Ро
где удельная нагрузка на крыло определена на этапе выбора па-
раметров самолета.
При вычисленном размахе (формула (9.3.15)) и площади крыла
S проектное значение его удлинения рассчитывается по формуле
Х = -
5
Пример 9.3.2. Для легкого одномоторного высокоплана с
ПД определить удлинение его подкосного крыла. Проектные пара-
метры самолета: взлетный вес 875 даН, взлетная удельная нагрузка
на крыло 65,8 даН/м2, взлетная энерговооруженность 0,142 л.с./даН.
Крейсерская скорость, указанная в ТЗ, 140 км/ч.
Решение. 1. Расчет мощности двигателя на взлетном режиме
в условиях MCA при Н= 0, У= 0 (формула (9.3.16))
No = ~NoGo = °.142-875=124 л. с.
2. Расчет размаха крыла по формуле (9.3.15) при коэффициен-
тах по табл. 9.3.2
/ =4|+-------= 7.62+------------------
ki + k-i^No-V креИс 149 + 1,187 124-140
= 10,49 м.
3. Таким образом, размах крыла составляет около 10,5 м.
4. Расчет площади крыла
Go = 875
р0 65,8
= 13,3 м2.
5. Проектное значение удлинения крыла будет
Х =
S
10,52
13,3
= 8,3.
9.3.4. ОБ ОПТИМИЗАЦИИ УДЛИНЕНИЯ КРЫЛА
Рис. 9.3.5. Схема возникновения
оптимального удлинения крыла
Философия оптимизации уд-
линения крыла иллюстрируется
рис. 9.3.5. От удлинения крыла за-
висят, в основном, две величины -
вес крыла и вес топлива.
С увеличением удлинения
растет вес крыла при прочих неиз-
менных параметрах (в том числе и
площади крыла), так как увеличи-
вается изгибающий момент и
уменьшается строительная высота
крыла (при с = const).
С другой стороны, с увеличе-
нием X индуктивное сопротивление
крыла, потребная тяга двигателей и вес потребного топлива будут
уменьшаться. Вес силовой установки можно приближенно считать
независящим от удлинения крыла.
Таким образом, оптимум удлинения крыла приближенно мож-
но определять по минимуму суммы весов крыла и топлива.
На практике эта простая схема имеет определенные особенно-
сти, связанные с конкретным ТЗ на проектирование легкого самолета.
9.4. СУЖЕНИЕ КРЫЛА
Сужение крыла Г| оказывает большое влияние на распределе-
ние подъемной силы по размаху. С увеличением Г| центр давления
консоли крыла перемещается в направлении корневой части, сни-
жая соответственно изгибающий момент от подъемной силы. Так
262
как строительная высота корневой части крыла также возрастает
(при заданных площади, размахе и профиле), сильно сужающееся
крыло может быть меньше по весу и более жестким, чем прямо-
угольное. У легких самолетов практический верхний предел Г| мо-
жет определяться строительной высотой концевой части крыла, не-
обходимой для установки элеронов и размещения проводки управ-
ления к ним.
Для прямого крыла сужение Г| - это главный параметр, опре-
деляющий распространение срыва по размаху, так как оказывает
большое влияние на распределение Су по размаху. На рис. 9.4.1
приведено распределение коэффициента подъемной силы в сечении
крыла С у сеч по полуразмаху трапециевидного крыла при различ-
ных Г|. Из графиков видно, что с увеличением сужения наибольшее
значение С у сеч на данном угле атаки сдвигается к концу крыла.
Отсюда следует, что на угле атаки максимальной подъемной силы
данного крыла срыв потока наступит тем ближе к его концам, чем
больше сужение.
Для прямого кры-
ла постоянного профи-
ля и без крутки относи-
тельная координата (по
размаху)сечения, в ко-
тором будет начинаться
срыв потока, определя-
ется приближенной за-
висимостью [70]:
£срыв — 1 (9-4.1)
П
Например, у крыла с
постоянным профилем
и Т| = 2,5 начало срыва
следует ожидать в се-
чении, расположенном
Рис. 9.4.1. Иллюстрация влияния сужения
крыла на распределение Су сеч для полуразма-
ха крыла трапециевидной формы /67]
на 60% полуразмаха от
оси самолета.
Чтобы использовать конструктивные и аэродинамические пре-
имущества крыла с большим сужением без снижения поперечной
устойчивости на больших углах атаки, следует либо придать крылу
отрицательную крутку, тем большую, чем больше сужение, либо
применять на концах крыла специальные способы для повышения
поперечной устойчивости (например, профили с затяжным срывом,
концевые предкрылки, отрицательная стреловидность концевых
участков крыла).
При большом сужении крыла следует ожидать заметного сни-
жения максимального коэффициента подъемной силы в концевой
части из-за уменьшения местных чисел Re, что повышает тенден-
цию к раннему концевому срыву. Хотя с этим явлением можно бо-
Сужение крыла
Рис. 9.4.2. Распределение значений
сужения крыла
роться путем смещения точки
начального срыва ближе к
внутренней части крыла вы-
бором профиля и крутки, все
же величина сужения имеет
определенный предел.
Принимая во внимание,
что величина индуктивного
сопротивления сужающегося
крыла минимальна при
Г| = 2,0.. .2,5 и малочувстви-
тельна к большим отклонени-
ям от этого значения, можно
считать, что для прямого кры-
ла величины Г| > 2,5 малопри-
годны (табл. 9.1.1 и рис. 9.4.2).
Для прямого трапециевидного крыла (без центроплана) конце-
вая хорда Ьк и корневая хорда Ьо определяются по известным фор-
мулам:
, S 2т| Ьо
Ьо = — ~—» ьк = —
I 1 +Т| Т|
(9.4.2)
Для трапециевидного крыла с прямым центропланом основные
размеры для вида в плане получают, задавшись по статистике раз-
махом центроплана /ц (см. выражения (9.2.1) и (9.2.2)), корневая
хорда при этом определяется по известной формуле:
Ьо=—( 5. V / • (9ЛЗ)
1 / — /ц
Концевая хорда Ьк трапециевидного крыла с прямым центро-
планом вычисляется по формуле (9.4.2).
9.5. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ КРЫЛЬЕВ
БИПЛАНА
Задачей проектирования бипланной коробки (т.е. верхнего и
нижнего крыльев) является выбор параметров, указанных на
рис. 9.5.1, обеспечивающих минимальное индуктивное сопротивле-
ние и высокую несущую способность.
Рис. 9.5.1. К определению основных параметров бипл анной коробки
Подбор параметров бипланной коробки может осуществляться
следующим образом:
1. Ранее выбранная площадь крыла рассматривается как сум-
марная площадь верхнего Si и нижнего Si крыльев.
2. На основании конструктивных и компоновочных соображе-
ний выбирается размах верхнего 1\ и нижнего /2 крыльев (/( > /2), а
также высота коробки й.
й
3. По графику рис. 9.5.2 в зависимости от — иц =— опре-
/1 /1
делается коэффициент со (сплошные линии).
Рис. 9.5.2. Основные коэффициенты для расчета бипланной коробки
II 2
4. Вычисляется эквивалентное удлинение 1экв = —®—. Реко-
(O-S
мендуется, чтобы Хэкв находилось в пределах 4<Х.ЭКВ<6. Здесь
возможны последовательные приближения по схеме
{ /|»/2>Л }исх ~® ^экв ~{ А’ 12' й }нов
5. По графику рис. 9.5.2 в зависимости от — и ц. = — опре-
/1 /1
деляется коэффициент к (пунктирные линии).
6. Вычисляются площади верхнего 5] и нижнего Si крыльев:
$1 = 5(1-*), Si = k-S.
Возможны и другие схемы выбора основных параметров би-
планной коробки.
О влиянии деградации ф и выноса 0 (рис. 9.5.1). При деграда-
ции ф, равной нулю, вынос 0 не влияет на величину подъемной си-
лы и индуктивного сопротивления биплана. Также в случае нулево-
го выноса деградация не оказывает влияния на подъемную силу и
лобовое сопротивление коробки.
При наличии выноса и деградации оказывается выгодным
комбинировать их следующим образом: в случае положительного
выноса деградацию следует делать также положительной
(рис. 9.5.3а); наоборот, при отрицательном выносе деградация
должна быть также отрицательной (рис. 9.5.36). Объясняется это
тем, что, отодвигая назад крыло с большим углом атаки, несколько
уменьшается вредное влияние сбегающих с него вихрей.
Рис. 9.5.3. Примеры сочетания выноса и деградации бипл ан ной коробки
В общем случае величина выноса крыльев должна выбираться
не из условий аэродинамического качества (поляры) коробки, а из
конструктивных соображений (наилучший обзор, условия прочно-
сти и т. п.) и из условий устойчивости и штопорных свойств само-
лета, так как, варьируя вынос, изменяются моменты аэродинамиче-
ских сил, действующих на коробку крыльев относительно ЦТ само-
лета.
Пример 9.5.1. Определить площади и размахи каждого кры-
ла проектируемого самолета-биплана, прототипом которого являет-
ся Ан-2. Проектируемый самолет должен иметь общую площадь
2
крыльев 70 м и эквивалентное удлинение Хэкв = 5.
Расчет.
h h
1. С учетом данных Ан-2 принимаются: — ~ 0,1 и ц = — ~ 0,8.
/1 /1
2. По графику рис. 9.5.2 (сплошные линии) при — = 0,1 и
/1
ц = 0,8 определяется коэффициент со = 0,93.
3. Вычисляется размах верхнего и нижнего крыльев
/1 = 7й^Хэкв = V0.93-70-5 = 18 м,
/2 = Ц/i = 0,8 • 18 = 14,4 м.
4. По графику рис. 9.5.2 (пунктирные линии) в зависимости от
h
— = 0,1 и ц = 0,8 определяется коэффициент к = 0,25.
/1
5. Вычисляются площади:
верхнего крыла - Si = 5(1 -к) = 70(1 -0,25) = 52,5 м2;
2
нижнего крыла-$2 = £ =0,25-70=17,5 м .
2 2
6. Окончательно принимается: S] = 50м и 5г - 20м .
9.6. ВЫБОР ПРОФИЛЯ КРЫЛА
9.6.1. ВЛИЯНИЕ ФОРМЫ ПРОФИЛЯ НА ЕГО
ХАРАКТЕРИСТИКИ
Аэродинамические и другие свойства профиля зависят от сле-
дующих его геометрических параметров:
1) относительной толщины профиля с и относительной коор-
динаты положения по хорде максимальной толщины ~хс\
2) относительной вогнутости (кривизны) профиля f и относи-
тельной координаты положения максимальной вогнутости ~хf;
3) общего очертания профиля, в особенности его носовой
верхней части и хвостика.
Основные геометрические параметры профилей приведены в
приложении 7 и табл. 9.6.1.
Таблица 9.6.1
Профиль Параметры профиля
с Хс f xt
ЦАГИ Р-П-12 0,12 0,25 0,034 0,25
ЦАГИ Р-П-14 0,14 0,25 0,042 0,25
ЦАГИ Р-П-18 0,18 0,25 0,040 0,25
ЦАГИР-Ш-12 0,12 0,25 0,0345 0,225
ЦАГИ Р-ША 0,15 0,25 0,0445 0,225
ЦАГИ Р-Ш-15,5 0,155 0,25 0,0445 0,225
ЦАГИ-683 (плоская пластика) 0,02 — 0 —
Clark-YH 0,117 0,30 0,031 0,31
NACA 23015 0,15 0,30 0,0184 0,15
NACA0012 0,12 0,30 0 —
FX-61-184 0,184 0,36 0,032 0,55
FX-67-K-170 0,17 0,425 0,05 0,39
GA(W)-1 0,17 0,40 0,021 0,65
Относительная толщина профиля
При прочих равных условиях (в частности, при неизменной
вогнутости) увеличение относительной толщины профиля крыла
приводит к изменению следующих характеристик:
1) геометрических: увеличение строительной высоты и внут-
реннего объема крыла;
2) весовых: уменьшение веса конструкции крыла;
3) увеличение жесткости крыла на изгиб и кручение;
4) аэродинамических:
• увеличение профильного сопротивления Сх min J
• увеличение Су max пр ~ Для профилей с относительной тол-
щиной до 0,13 ... 0,16, при больших с коэффициент Су max падает
(кривая 1 на рис. 9.6.1);
• уменьшается аэродинамическое качество Ктах
Рис. 9.6.1. Зависимость С у max пр от
относительной толщины для профи-
лей NACA:
1 - исходные профили;2 - профили с
выпущенными закрылками
• не изменяется угол
нулевой подъемной силы «О’
• не изменяется коэффи-
циент продольного момента
Ст 0 •
Необходимая величина
удлинения для легкого само-
лета может быть получена
только при достаточной стро-
ительной высоте корневого
профиля крыла, где изгибаю-
щий момент достигает макси-
мального значения. Если от-
носительная толщина крыла
растет пропорционально X,
благоприятный эффект сни-
жения индуктивного сопро-
тивления с увеличением уд-
линения крыла несколько сокращается из-за приращения профиль-
ного сопротивления.
Относительная толщина крыла в пределах от 0,14 и до 0,16
представляет наибольший интерес с точки зрения характеристик
при использовании простой механизации по задней кромке (кри-
вая 2 на рис. 9.6.1). Толщины более 0,18 приводят к возрастанию
профильного сопротивления при небольшой подъемной силе. При-
чем это ухудшение характеристик, как правило, не может быть
компенсировано уменьшением веса крыла, так как при очень боль-
ших строительных высотах площадь элементов конструкции опре-
деляется не из условий прочности, а из «конструктивно-технологи-
ческих соображений».
Концевые профили следует применять с толщиной 0,10...0,12.
Это уменьшение по отношению к корневому сечению способствует
снижению веса конструкции. Минимальная практическая толщина
на конце крыла легких самолетов должна быть достаточной для
обеспечения размещения проводки управления.
Положение максимальной толщины профиля
Положение максимальной толщины профиля по хорде опреде-
ляется координатой ~хс- ^ем дальше эта точка по хорде, тем мень-
ше минимальное профильное сопротивление. Однако это снижает
Су max и повышает профильное сопротивление при больших углах
атаки.
Относительная вогнутость профиля
При прочих равных условиях (в частности, при с = const) уве-
личение относительной вогнутости (кривизны) f профиля приво-
дит к изменению следующих характеристик:
1) увеличивается коэффициент Су max 5
2) значительно увеличивается профильное сопротивление
Сх min’
3) уменьшается аэродинамическое качество Ктах»
4) увеличивается угол нулевой подъемной силы «о;
5) увеличивается Ст0, поэтому для балансировки продольно-
го момента самолета может потребоваться значительное отклонение
руля высоты с соответствующим возрастанием сопротивления;
6) увеличивается перемещение центра давления.
Кривизна обычно выбирается таким образом, чтобы в крейсер-
ском полете профиль работал на Су, близком к расчетному [70].
Положение вогнутости профиля
Положение максимальной вогнутости средней линии профиля
вдоль его хорды определяется относительной координатой ~х f, ко-
торая влияет на следующие аэродинамические характеристики про-
филя:
1) наибольшее значение Су max достигается при X / = 0,2...0,3;
2) наибольшее значение аэродинамического качества Ктах
достигается при ~Х f = 0,2...0,4;
3) наименьшее профильное сопротивление C.vmin _ при
Х/=0.4:
Рис, 9.6.2. Зависимость Су
от угла атаки а
4) наименьшее значение ао ” ПРИ X у = 0,1;
5) наименьший Ст 0 ” ПРИ Т/ = 0,1.
Таким образом, смещение вперед точки максимальной вогну-
тости при средних значениях относительной толщины профиля спо-
собствует повышению Су max и возникновению срыва по передней
кромке. Более низкие значения Су max и плавный срыв характерны
при смещении точки максимальной вогнутости назад.
Профили крыла с положением
максимальной кривизны вблизи перед-
ней кромки проявляют склонность к
срыву потока с резкой потерей несущих
свойств - кривая 2 на рис. 9.6.2. Более
пологая форма пика в окрестности
Су max (кривая 2 на рис. 9.6.2) достига-
ется, когда положение максимальной
кривизны смещено назад. При этом
обеспечиваются благоприятные харак-
теристики самолета на режиме свалива-
ния.
Форма носовой части профиля
Увеличение радиуса носка профиля в передней кромке до не-
которого предела увеличивает:
• максимальное значение аэродинамического качества Ктах»
• коэффициенты Су на углах атаки, превышающих критиче-
ский (кривая 2 на рис. 9.6.2).
Острая передняя кромка обычно приводит к резкому падению
Су позади критического угла (кривая 2 на рис. 9.6.2).
Форма задней части профиля
По мере увеличения ординат задней части профиля (например,
с целью увеличения высоты заднего лонжерона) Cxmin немного по-
вышается, качество Ктах понижается, а перемещение центра дав-
ления, как правило, увеличивается.
Отгибом кверху хвостовой части средней линии профиля диа-
пазон перемещения центра давления может быть уменьшен до нуля
(на эксплуатационном диапазоне углов атаки), при этом Ст0 стре-
миться к нулю, а качество Ктах уменьшается.
9.6.2. О КЛАССИФИКАЦИИ ПРОФИЛЕЙ
Классификация профилей весьма многообразна.
При прочих равных условиях с позиции летных свойств само-
лета профили классифицируются:
1) по критерию Сх min —* m'n ♦ от которого зависит достижение
наибольшей максимальной скорости;
2) по критерию Су max —* тах ♦ чт0 способствует достижению
хороших ВПХ;
С1’5
3) по критерию —-—> шах, от которого зависит скороподъ-
Сх
емность и потолок самолета;
4) по параметру аэродинамического совершенства профиля
Сх min
5) по критерию Ктах тах» ОТ которого зависит дальность
полета;
6) по противоштопорным свойствам. Для анализа противо-
штопорных свойств профиля необходимо иметь продувки его на ав-
торотацию. При выборе профиля следует обратить внимание на от-
сутствие склонности к плоскому штопору на углах атаки свыше 30°;
7) по форме пика в окрестности Су max (Рис- 9.6.2). Пологая
форма этого пика (кривая 1 на рис. 9.6.2) обеспечивает благоприят-
ные характеристики самолета на режиме сваливания.
В качестве примера в табл. 9.6.2 и 9.6.3 представлены основ-
ные аэродинамические характеристики некоторых известных про-
филей (Х = °о), где обозначено Су opt _ коэффициент Су, при кото-
ром Сх = Сх min-
Таблица 9.6.2
Тип профиля С tn 0 dCm dCy С у max Cx min К max Су HB C'y5 cx Re-10-6
Р-П-12 -0,012 -0,235 185 59,0 0,620 50,2 0,800
P-II-14 -0,048 -0,232 152 60,7 0,740 54,6 0,810
Р-П-18 -0,056 -0,227 154 47,5 0,806 45,3 0,770
Р-Ш-12 -0,022 -0,247 173 58,1 0,691 51,5 0,830
P-IIIA -0,032 -0,228 189 67,0 0,770 60,8 0,835
Р-Ш-15 -0,035 -0,228 180 59,2 0,790 55,1 1,370
Р-Ш-18 -0,036 -0,228 151 52,2 0,848 48,8 0,800
ЦАГИ 846-14 -0,042 -0,242 180 59,8 0,745 54,6 0,770
MS 16/209 -0,005 -0,232 200 82,5 0,64 — 0,75
FX61-184 -0,097 0,27 213 133 1,080 - 1,50
FX67-K170/17 -0,095 Xf = 0,26 203 163 1,270 - 1,50
GA(W)-1 -0,110 Xf = 0,25 265 84,4 0,760 - 1,90
Таблица 9.6.3
Тип профиля Cx min С у opt CxO oto dCy da С у max Cy min
P-II-12 0,0078 0,32 0,0097 -3,2° 5,12 1,44 -0,49
P-II-14 0,0100 0,41 0,0110 -3,4° 5,22 1,42 -0,81
P-II-18 0,0106 0,16 0,0112 -3,6° 4,95 1,63 -0,82
P-III-12 0,0087 0,33 0,0096 -2,1° 5,48 1,595 -0,50
P-I11A 0,0089 0,15 0,0090 -3,5° 5,49 1,68 -0,53
P-III-15 0,0088 0,21 0,0092 -3,2° 5,44 1,58 -0,95
P-III-18 0,0108 0,20 0,0114 -3,8° 5,16 1,63 -0,83
ЦАГИ 846-14 0,0085 0,31 0,0098 -3,2° 5,22 1,53 -0,47
MS 16/209 0,0050 0,125 0,0054 -0,6° 5,32 1,15 -1,11
FX61-184 0,0066 0,22 0,0080 -4,3° 5,57 1,41 —
FX67-K170/17 0,0066 0,48 0,0114 -5,0° 6,22 1,34 —
GA(W)-1 0,0062 0,10 0,0069 -4,0° 7,16 1,64 -
Однако выбор профиля на основании простого сравнения пе-
речисленных критериев их аэродинамического совершенства, полу-
ченных из ряда индивидуальных продувок, приведенных в разных
аэродинамических трубах при разных условиях испытания, может
привести к неправильному результату. Обязательно необходимо
учитывать влияние числа Рейнольдса и возможные технологические
ограничения. Для легких самолетов, имеющих сравнительно не-
большие скорости полета, существенным является влияние числа
Рейнольдса на аэродинамические характеристики. На рис. 9.6.3 по-
казано влияние числа Рейнольдса Re на величину Су max пр • В свя"
зи с этим можно отметить следующее:
1) при с < 0,1 величина Су max пр мало зависит от изменения Re;
2) при с >0,12 величина Сушах пр становится чувствительной
к изменению числа Re.
Для более детальной количественной оценки влияния числа Re
на Су шах пр следует обратиться к материалам продувок или специ-
альной литературе.
При увеличении числа Re лобовое сопротивление профиля, как
известно, уменьшается.
С позиции производственной технологичности большинство
применяемых профилей для крыла можно условно разделить на три
группы [34, 63]:
1) профили, которые не
предъявляют особых требова-
ний к качеству поверхности и
точности выполнения своего
контура, и поэтому могут быть
использованы на крыльях с
гибкой обшивкой (передняя
часть крыла от носка до точки
максимальной толщины жела-
тельна с жесткой обшивкой).
При этом потери в несущих
свойствах и аэродинамическом
сопротивлении, по сравнению
с крылом, имеющим жесткую
Относительная толщина, %
Рис. 9.6.3. Влияние числа Рейнольдса
на Су шах пр четырех- и пятизнач-
ных профилей NACA
обшивку, будут не очень значительны. К этой группе профилей от-
носятся классические профили, разработанные в 1930-е годы, на-
пример профили ЦАГИ серий Р-П, Р-Ш, ЦАГИ-846;
2) профили, которые предъявляют повышенные требования к
соблюдению формы контура, и могут быть рекомендованы для
применения на легких самолетах с крылом, имеющим жесткую об-
шивку. К этой группе относятся, например профили типа Р-ША,
MS 16/209, GA(W)-1 и другие;
3) ламинарные профили, которые предъявляют высокие требо-
вания к качеству поверхности и точности выполнения контура про-
филя при создании самолета и в процессе эксплуатации. Такие про-
фили могут быть рекомендованы для легких самолетов только с же-
сткой обшивкой крыла. К этой группе относятся профили NACA с
обозначением из шести цифр (например, NACA 65з-218) или их мо-
дификации, у которых тире заменено буквой А (например, NACA
632А415). Примером таких же профилей являются профили серии
FX, разработанные Бортманом.
9.6.3. ПРИНЦИПЫ ВЫБОРА ПРОФИЛЯ
Как видно из вышеизложенного, при выборе профиля следует
руководствоваться рядом различных критериев, как-то:
С,х min min ’ С у max max; Ктах ~* max;
С1/ Су max
—----> max; —------> max и др.
Сх Cxmin
Так как все эти критерии часто противоречат друг другу, то
выбор профиля крыла - одна из сложнейших задач, возникающих
перед конструктором.
Общепризнанных методов выбора профиля для крыла легкого
самолета не существует. Например, в работе [53] рекомендуется ме-
тод, основанный на ранжировании аэродинамических критериев. В
работе [67] утверждается, что при Vmax менее 650 км/ч и высотах
полета ниже 5000 м форма профиля крыла (с положением макси-
мальной толщины на 0,30...0,35 хорды) мало влияет на величину
коэффициента сопротивления крыла.
При выборе профиля крыла целесообразно руководствоваться
следующими основными принципами.
1. Профиль на большей части размаха крыла должен иметь
низкое профильное сопротивление в диапазоне коэффициентов
подъемной силы, характерных для крейсерского полета.
2. Профиль концевых участков крыла должны иметь приемле-
мый максимальный коэффициент подъемной силы и, главное, плав-
ные характеристики срыва.
3. Корневые сечения крыла с выпущенными закрылками
должны иметь высокое значение коэффициента подъемной силы и
небольшое сопротивление, особенно на режиме набора высоты по-
сле взлета.
4. Коэффициент продольного момента крыла должен быть не-
большим, чтобы уменьшать балансировочное сопротивление и кру-
тящий момент при максимальном скоростном напоре.
5. Аэродинамические характеристики профиля должны быть
малочувствительны к производственным отклонениям в форме
крыла и условиям эксплуатации (например, наличие на поверхности
пыли и т. п.).
6. В интересах снижения веса конструкции профиль крыла
должен иметь максимально возможную относительную толщину.
Должны быть обеспечены достаточные внутренние объемы для раз-
мещения топлива, шасси, проводки управления и других элементов.
Общепринятая рекомендация - это ставить на крыло самолета
один из уже проверенных на практике или при испытаниях и обле-
танных профилей (например, табл. 9.6.4).
Таблица 9.6.4
Тип самолет Профиль крыла Тип самолета Профиль крыла
в корне на конце в корне на конце
Ан-14А Р-П-14 Р-П-14 Cessna 150, 172 NACA 2412 NACA 2412
И-1Л Р-Ш-15 Р-Ш-15 Cessna Т210 NACA 64, А415 NACA64|A412
Як-18Т Кларк УН-14.5% Кларк УН-9% Piper РА-24 NACA 64,A215 NACA 642A215
Окончание табл. 9.6.4
Тип самолет Профиль крыла Тип самолета Профиль крыла
в корне на конце в корне на конце
Beagle В.206 NACA 23015 NACA 4412 Piper РА-31 NACA 637-415 NACA 63,-215
L410UVP, Jetstream 31 NACA 63А418 NACA 63A412 Metro III NACA 65-.А215 NACA 642A415
В ЦАГИ разработаны высоконесущие профили для самолетов
АОН, характеризующиеся передним положением максимальной
толщины, вогнутости и специальной профилировкой носка [4]. Это
профиль классического типа - ПЗ-15 и профили с задним нагруже-
нием (типа профиля GA(W)-l): П-301-15, П4-15М, ПЗ-15М6 и дру-
гие. Относительная толщина этих профилей 0,15, относительная во-
гнутость 0,025...0,0335. Большая часть этих профилей имеет высо-
кое значение Сушах (Суmax “ 1,9...2,1; при Re = З Ю6) и умеренные
величины коэффициента продольного момента. Величина критиче-
ского числа М для перечисленных профилей составляет 0,54...0,72
в зависимости от расчетного значения Су конкретного профиля,
которое находится в пределах от 0,3 до 0,6.
9.7. ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА ПРИ
БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ
Цель получения приемлемых характеристик самолета при сва-
ливании заключается в том, чтобы свести до минимума вероятность
непроизвольного попадания в этот режим и обеспечить выход из
него в случае, если пилот непреднамеренно привел самолет к срыву.
9.7.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Если отрыв потока начинается на конце крыла, то сваливание
самолета, вероятнее всего, будет сопровождаться резким креном,
так как нестационарность аэродинамических характеристик в об-
ласти срыва может создать момент по крену. При этом эффектив-
ность поперечного управления может быть частично потеряна из-за
расположения элеронов в зоне отрыва потока. Тем не менее, срыв,
начинающийся на конце крыла, можно считать приемлемым, если
концевой профиль имеет плавный максимум подъемной силы. В
этом случае конец консоли крыла будет создавать достаточную
подъемную силу после срыва без возникновения значительного мо-
мента по крену.
Начало срыва в корневой части крыла может (в зависимости от
положения ГО относительно крыла) привести к попаданию на гори-
зонтальное оперение спутного следа и вызвать бафтинг оперения.
При ограниченных масштабах этого явления на легких самолетах
его можно считать приемлемым, однако слишком сильный бафтинг
с возможными повреждениями конструкции недопустим. Кроме то-
го, след от срыва в корневой части крыла может затенять киль с
уменьшением эффективности путевого управления. Положитель-
ными факторами корневого срыва считаются практическое отсутст-
вие крена и момент на пикирование, уменьшающий угол атаки.
Для получения удовлетворительных характеристик самолета
при сваливании необходимо уменьшить действительные углы атаки
концов крыла следующими основными способами:
• геометрической и аэродинамической крутками крыла
(разд. 9.7.2);
• формой крыла в плане (разд. 9.7.3);
• механизацией концевых участков крыла (разд. 9.7.4).
9.7.2. КРУТКА КРЫЛА
Круткой данного сечения крыла называется угол установки
этого сечения по отношению к корневому сечению, измеренный в
вертикальной плоскости. Различают геометрическую и аэродинами-
ческую крутки.
Геометрическая крутка крыла - это изменение по размаху
крыла углов между хордой местного сечения и хордой корневого
сечения крыла (<ркр на рис. 9.7.1) при постоянном по размаху зна-
чении кривизны профиля f. Под углом геометрической крутки
крыла обычно понимают крутку хорды концевого сечения (<ркр)к.
Рис. 9.7.1. Углы геометрической крутки кры-
ла в различных сечениях по размаху:
1 - корневая хорда; 2,3- хорды в сечениях
аа и bb
Крутка считается поло-
жительной, когда пе-
редняя точка хорды на-
ходится выше задней, и
отрицательной, когда
ниже. На рис. 9.7.1 по-
казан пример отрица-
тельной геометричес-
кой крутки. При отри-
цательной геометри-
ческой крутке крыла
срыв потока на концах
крыла наступает тем
позднее, чем больше угол крутки по абсолютной величине.
Аэродинамическая крутка - это изменение кривизны про-
филей по размаху крыла при расположении всех местных хорд в
одной плоскости (нулевая геометрическая крутка (<ркр)к=0). Кри-
визна профиля определяет угол нулевой подъемной силы од - чем
больше кривизна профиля, тем больше по абсолютной величине
угол од. Поэтому под углом аэродинамической крутки крыла под-
разумевают угол между линией нулевой подъемной силы профиля
на конце крыла и аналогичной линией в корне крыла, т.е. аэродина-
мическая крутка крыла равна разности углов атаки в корне (од)о и на
конце (од)к. Если эта разность положительная, то аэродинамическая
крутка считается положительной и наоборот.
Пример 9.7.1. Поданным работы [69] целесообразным пред-
ставляется вариант комбинации отрицательной геометрической
крутки с положительной аэродинамической. Если на конце крыла
поставить профиль с большей относительной вогнутостью профиля,
чем в корне (положительная аэродинамическая крутка), то общий
диапазон углов атаки между од (угол нулевой подъемной силы) и
акр (критический угол атаки) на конце будет больше, чем в корне.
Эту разницу в диапазоне углов атаки можно использовать для гео-
метрической крутки конца крыла на отрицательный угол. Углы от-
рицательной геометрической и положительной аэродинамической
круток должны быть равны по абсолютной величине. При комбини-
рованной крутке достигаются характеристики сваливания, как при
отрицательной геометрической крутке, но на малых углах атаки
подъемная сила не уменьшается и сопротивление не увеличивается.
9.7.3. МОДИФИКАЦИИ ФОРМЫ КРЫЛА В
ПЛАНЕ
Основная форма крыла может меняться после многочисленных
продувок в аэродинамических трубах. Не исключено, что в процес-
се летных испытаний выявится необходимость применения уст-
ройств, контролирующих срыв. Например, срыв потока с корневой
части крыла вызывает наплыв, установленный в корневой части
(рис. 9.7.2). При этом корневой профиль получает меньшую относи-
тельную толщину и менее несущую форму. Установка такого на-
плыва на экспериментальном самолете Як-50 когда-то существенно
изменила характер сваливания этого самолета: при выходе на боль-
шие углы атаки он опускал нос и переходил в пикирование [36].
Модифицируя форму
крыла в плане за счет стрело-
видности передней кромки,
влияют на срывные характери-
стики. На крыльях, форма ко-
торых показана на рис. 9.7.3,
возникает поперечный поток,
направленный от концов к се-
редине крыла. При возникшей
таким образом косой обдувке
крыла в направлении от концов
к центру срыв потока происхо-
дит в середине крыла раньше,
чем на его концах. У крыльев с
положительной стреловидно-
стью передней кромки попе-
речный поток имеет направле-
ние от середины к концам, на
которых срыв потока наступает
Рис. 9.7.2. Наплывы крыла:
1 - экспериментальный вариант
самолета Як - 50; 2 - учебный само-
лет L-70
раньше, чем в корне.
нп
Рис. 9.7.3. Модификации формы крыльев по углу стреловидности.
Стрелками указано направление поперечного потока
Пример 9.7.2. По данным работы [69], при X = 7,2, Т] = 4 и
прямой передней кромке (Хпк = 0) срыв потока наступает позже
(дакр~1,5°) по сравнению с аналогичным крылом, но имеющим
прямую заднюю кромку.
9.7.4. ПРИМЕНЕНИЕ ПРЕДКРЫЛКОВ
Весьма сложным и поэтому редко применяемым на практике
способом обеспечения хороших характеристик крыла при больших
углах атаки является применение фиксированного предкрылка по
всему размаху крыла или в виде автоматических предкрылков на
концах крыла.
Фиксированные предкрылки по всему размаху существенно
увеличивают критический угол атаки акр. Например, для крыла с
1 = 5 и профилем Р-П применение предкрылка по всему размаху
крыла увеличивает угол аКр с 20 до 30° [69], и как следствие этого
увеличивается коэффициент Сушах- При этом аэродинамическое
качество самолета уменьшается.
Концевые автоматические предкрылки размахом до 0,5/ не
увеличивают Су шах п0 сравнению с исходным профилем, но кри-
тический угол атаки существенно возрастает (с 20 до 44° в примере
из работы [69]). Объясняется это тем, что потеря подъемной силы
среднего участка крыла без предкрылков на некотором диапазоне
углов атаки компенсируется ее приращением на концах крыла с от-
крытыми предкрылками. В результате кривая Су = /(<х) идет почти
горизонтально до углов атаки, значительно больших, чем аКр ис-
ходного профиля - кривая 3 на рис. 9.7.4.
Например, на легком самолете типа Як-12.
Эффективность концевых
предкрылков в отношении затя-
гивания срыва потока зависит от
их длины, характера кривой
Су = /(<*) исходного профиля,
сужения, стреловидности и крут-
ки. Основные рекомендации со-
стоят в следующем.
1. Концевые предкрылки
Рис. 9.7.4. Влияние предкрылка на
критический угол атаки:
1 - без предкрылка; 2-спред-
крылком; 3- с концевым пред-
крылком
рекомендуется для крыльев,
имеющих Г| > 4.
2. Суммарная длина пред-
крылков должна составлять
40...50% от размаха крыла. О
достаточности выбранной длины
предкрылков судят по виду кривой Су = /(<*), полученной при аэ-
родинамических продувках модели крыла - если после достижения
Су max кривая идет наклонно вверх или почти параллельно оси а
(кривая 3 на рис. 9.7.4), то длина предкрылков достаточна.
Примечание. Построение кривой Су — f(S*) Для крыла с концевыми
предкрылками методом интерполяции, исходя из зависимостей Су = f(&) без
предкрылков и с предкрылками по всему размаху, дает результаты, не соответст-
вующие действительности.
3. Внешние концы предкрылков необходимо располагать воз-
можно ближе к концам крыла, применяя законцовки крыла мини-
мального размера.
4. Концевые предкрылки должны быть автоматическими и их
открытие должно начинаться при угле атаки, меньшем акр на 4...5°.
При правильно выборе размеров концевых предкрылков можно
добиться сохранения поперечной устойчивости до углов 35...40°.
Примечание. Если самолет без концевых предкрылков при полете на акр
получит крен, то у опускающегося крыла действительный угол атаки а > акр, а у
поднимающегося крыла <х < акр и, следовательно, Су концов крыльев умень-
шится по сравнению Су max • Обычно ввиду того, что кривая С у = /(ОС) за
аКр падает круче, чем в сторону меньших углов атаки, у опускающегося крыла
Су меньше, чем у поднимающегося, т.е. самолет теряет поперечную устойчи-
вость. При постановке концевых предкрылков в подобном же случае Су У опус-
кающееся крыла остается почти постоянным и равным Су щах • несмотря на уве-
личение угла атаки, а у поднимающегося уменьшается по сравнению с Су max
Таким образом, в этом случае поперечная устойчивость сохраняется на некотором
диапазоне углов атаки, больших аКр, хотя и в меньшей степени, чем на прямоли-
нейном участке кривой Су - f(.&) Д° аКр.
Сохраняя поперечную устойчивость, концевые предкрылки од-
новременно повышают поперечную управляемость на больших
углах атаки, поскольку они повышают эффективность элеронов на
больших углах атаки крыла, против которых они и располагаются.
На малых скоростях полета (до 200 км/ч), кроме концевых ав-
томатических предкрылков, удовлетворительные характеристики на
больших углах атаки могут быть получены за счет применения тур-
булизаторов.
9.7.5. ОСНОВНЫЕ ПРИНЦИПЫ
Применяя изложенные выше способы улучшения характерис-
тик крыла на больших углах атаки, рекомендуется руководствовать-
ся следующим.
1. Сечение крыла, с которого начинается срыв, должно распо-
лагаться на расстоянии до 40% полуразмаха от корневого сечения
(рис. 9.7.5 [70]).
2. Развитие срыва должно распространяться в корневую часть
крыла, а не в сторону его конца.
3. Запас по Су на расстоянии около 70% полуразмаха от кор-
невого сечения (соответствует внутреннему концу элерона) должен
быть не менее 0,1 в условиях начавшегося срыва (рис. 9.7.5).
4. Кривая местных Су max (кривая 7 на рис. 9.7.5) вдоль разма-
ха определяется исключительно формой профиля и аэродинамиче-
ской круткой крыла. Распределение Су (кривая 2) по размаху зави-
сит, главным образом, от формы крыла в плане и его геометриче-
ской крутки.
Рис. 9.7.5. К выбору запаса при
срыве:
1 - местный Су max 2 - ме-
стный Су при угле атаки на-
чала срыва; 3 - сечение, в кото-
ром начинается срыв потока
5. При выборе профиля для
концевых сечений крыла необхо-
димо учитывать форму пика в ок-
рестности Су max (Рис- 9.6.2). По-
логая форма этого пика (кривая 1
на рис. 9.6.2) обеспечивает благо-
приятные характеристики самолета
на режиме сваливания.
Многообразие форм крыльев
при проведении анализа можно со-
кратить, если ввести ограничения
[70].
1. Хотя удлинение является
важным параметром для характе-
ристик самолета, его влияние на
характеристики срыва невелико.
2. Лучшими характеристиками
сваливания обладают крылья с по-
стоянной относительной толщиной
профиля вдоль размаха.
Для тонких профилей с относительно острым носком характе-
рен резкий срыв потока, что сопровождается быстрой потерей
подъемной силы и резким сваливанием самолета. Особенно опасен
резкий срыв, в случае когда крыло имеет сужение в плане и более
тонкий профиль на конце крыла, поскольку в этом случае срыв по-
тока, как правило, наступает несимметрично на одном из концов
крыла. Для более толстых профилей с тупым носком характерен
«мягкий срыв» с медленным падением подъемной силы. В этом слу-
чае пилот располагает временем для анализа и принятия решения.
3. Геометрическая крутка крыла более 5° приводит к чрезмер-
ному увеличению индуктивного сопротивления .
4. Большое сужение применимо только на крыльях с толстым
корневым профилем и относительной толщиной концевого профиля
около 0,12.
* По данным работы [68] крутка минус 2° увеличивает сопротивление
всего самолета на 1 %.
5. Интерференция крыла и фюзеляжа, наличие внешних гондол
и струй от винтов могут оказать значительное и неопределенное
влияние на характеристики срыва крыла.
9.8. ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ ПО КРЕНУ
Основные типы органов управления по крену показаны на
рис. 9.8.1.
а) б) в)
Рис. 9.8.1. Основные типы применяемых органов управления по крену
На рис. 9.8.1 типы а и б - элероны, применяющиеся на боль-
шинстве самолетов. В типе а проще обеспечить жесткость конца
элерона и его крепления. Тонкий конец элерона б может вибриро-
вать и вследствие недостаточной жесткости представляет некото-
рые затруднения при изготовлении.
На рис. 9.8.1 тип в - интерцептор. При повороте штурвала
(РУС) отклоняется вверх только один интерцептор (например, для
правого крена - правый), так как действие интерцептора основано
на срыве потока и последующем уменьшении подъемной силы на
части размаха.
9.8.1. ЭЛЕРОНЫ
Основные размеры и расположение элеронов
На рис. 9.8.2 показано расположение элеронов на крыле и да-
ны обозначения: - площадь крыла на участке, занятом ОД-
53
ним элероном; - площадь одного элерона; /э - размах элерона;
Ь-з - хорда элерона; £э - расстояние между серединами площадей,
обслуживаемых элеронами; / - размах крыла; Z, - расстояние ме-
жду внешними концами элеронов; z3o “ расстояние между внут-
ренними концами элеронов.
Рис. 9.8.2. К определению геометрических характеристик элеронов
Проектными параметрами элеронов принято считать:
- Ьэ
Ьэ=ь~относительная хорда элерона;
1э ~
//2
- относительный размах элерона;
- Z3
Z3 = —р - относительная координата внешнего конца элерона;
5
= Ь
э S
- относительная площадь всех элеронов.
В табл. 9.8.1 приведены данные об элеронах некоторых легких
самолетов (самолеты с ПД - нормальной категории, с ТВД - пере-
ходной). В дополнение к указанным выше параметрам элеронов в
табл. 9.8.1 приняты следующие обозначения: /эо - относительная
координата внутреннего конца элерона; £э0, />э| - соответственно
начальная и конечная относительные хорды элерона.
Самолет 2э0 7э ЬэО 6Э1
Cessna Skywagon 207 1хПД 0,10 0,61 0,94 0,33 0,25 0,22
Cessna Cardinal RG 1хПД 0,11 0,65 0,97 0,32 0,38 0,37
Cessna Skylane RG 1хПД 0,11 0,47 0,96 0,49 0,17 0,24
Cherokee Lance 1хПД 0,064 0,56 0,88 0,32 0,20
Warrior 1хПД 0,078 0,48 0,96 0,48 0,27 0,24
Turbo Saratoga 1хПД 0,057 0,52 0,84 0,32 0,19
Bellanca Skyrocket 1хПД 0,076 0,60 1,0 0,40 0,25 1 0,22
Grumman Tiger 1хПД 0,055 0,56 0,92 0,36 0,24
Trago Mills SAH-1 1хПД 0,080 0,58 0,97 0,39 0,25 0,29
Rockwell Commander 1хПД 0,072 0,64 0,97 0,33 0,27 0,36
Cessna 310 R 2хПД 0,064 0,60 0,90 0,30 0,30 0,29
Cessna 402B 2хПД 0,058 0,64 0,91 0,27 0,29 0,27
Cessna 414A 2хПД 0,061 0,62 0,87 0,25 0,30 0,28
Cessna T303 2хПД 0,087 0,64 0,91 0,27 0,31 0,30
Cessna Conquest I 2хПД 0,060 0,61 0,86 0,25 0,29
Piper PA-3 IP 2хПД 0,056 0,59 0,97 0,38 0,24 0,29
Piper PA44-180T 2хПД 0,077 0,45 0,90 0,45 0,19 0,18
Piper Chieftain 2хПД 0,060 0,66 0,98 0,32 0,24 0,30
Piper Cheyen. I 2хПД 0,057 0,62 0,93 0,31 0,24 0,29
Piper Cheyen. Ill 2хПД 0,046 0,66 0,94 0,28 0,23 0,26
Beech Duchess 2хПД 0,059 0,67 0,97 0,30 0,28
Beech Duke B60 2хПД 0,054 0,50 0,84 0,34 0,24 0,26
Beech Lear Fan 2100 2хПД 0,044 0,72 0,98 0,26 0,31 0,24
Rockwell Cjmdr 700 2хПД 0,087 0,58 0,99 0,41 0,28 0,24
Piaggio P166-DL3 2хПД 0,073 0,61 0,94 0,33 0,19 0,22
EMB-121 2хПД 0,052 0,71 0,97 0,26 0,22
Beech 1900C 2хТВД 0,064 0,60 1,0 0,40 0,21
Beech King Air B200 2хТВД 0,059 0,60 1,0 0,40 0,21
GAF Nomad N22B 2хТВД 0,085 0,54 1,0 0,46 0,24
BAe Jetstream 31 2хТВД 0,061 0,59 0,97 0,38 0,28 | | 0,30
Коэффициент эффективности элерона определяется формулой
cos%3
/^cos%3,
(9.8.1)
где %э - угол стреловидности передней кромки элерона.
В первом приближении коэффициент момента крена, созда-
ваемого элеронами, определяется известным выражением:
<9-82)
Qul 0
здесь поправочный коэффициент учитывает распределение
подъемной силы по размаху крыла. Этот коэффициент увеличивает
свое значение, как при увеличении сужения крыла Т|, так и при уве-
личении удлинения крыла X.
Учитывая, что L3~ Zj-13, выражение (9.8.2) после простых
преобразований примет следующий вид:
wij э s ~ ХцЛ^кр. 3(0,5Z3 ~ 0,25/э)^ &3cos%353cosx. (9.8.3)
Влияние на момент крена проектных параметров элерона £э,
7Э> Z3 и 5э не является таким простым и однозначным, как это мо-
жет следовать из формулы (9.8.3).
Имеющиеся в [60] данные свидетельствуют о том, что величи-
на коэффициента момента тх э растет очень медленно при относи-
тельных хордах £э > 0,25 и углах отклонения элеронов 83 - 25° •
При увеличении относительного размаха элерона /э увеличи-
вается площадь участков крыла, обслуживаемых элеронами SKp. э
(увеличение шЛЭ), но уменьшается значение (уменьшение шЛЗ),
поэтому величина коэффициента момента тхэ ПРИ относительном
размахе элерона /э > 0,4 растет очень медленно.
Кроме того, существует большое количество факторов, не свя-
занных непосредственно с размерами элеронов, но влияющих на ра-
боту элеронов (например, поведение крыла на больших углах атаки).
Таким образом, сложность явлений объясняет общепринятый
подход к выбору основных размеров элеронов по статистическим
данным с последующими уточнениями по результатам аэродинами-
ческих продувок и летных испытаний.
Результаты обработки статистики по размерам элеронов лег-
ких пассажирских самолетов приведены в табл. 9.8.2.
Самолет с одним двигателем | | Самолет с двумя двигателями
Относительная площадь всех элеронов
наиболее вероятное значение равно 5Э = 0,079(±0,018) при диапазоне от 0,055 до 0,11 наиболее вероятное значение равно 5э = 0,0622(±0,0127) при диапазоне от 0,044 до 0,087
Относительный размах элерона /э
наиболее вероятное значение равно /э = 0,37(±0,063) при диапазоне от 0,32 до 0,49 наиболее вероятное значение равно /э = 0,315(±О,О58) при диапазоне от 0,25 до 0,45
Относительная хорда элерона £э
наиболее вероятное значение равно Ьэ = 0,26(±0,058) при диапазоне от 0,17 до 0,38 наиболее вероятное значение равно Ьэ = 0,26(±0,038) при диапазоне от 0,18 до 0,31
Относительная координата конца элерона Z3
наиболее вероятное значение равно Z3 = 0,94(±0,046) при диапазоне от 0,84 от 1,0 наиболее вероятное значение равно Z3 = 0,93(±0,048) при диапазоне от 0,84 до 0,99
Выбирая по статистическим данным параметры элерона ь3 и
/э, их значения следует контролировать таким образом, чтобы по-
лучаемая при этом площадь элеронов £э также соответствовала
данным табл. 9.8.2.
Для повышения эффективности элеронов (как следует из фор-
мулы (9.8.3)) их необходимо располагать непосредственно от кон-
цов крыла - Zj = 0,97... 1,0. Существенно меньшие значения /э
(элероны располагаются не от концов крыла) бывают в случаях, ко-
гда дополнительная площадь крыла была добавлена к концу крыла
при модификации самолета. Как правило, при этом технологически
не экономично продление размаха элеронов, если самолет при мо-
дификации обладает достаточной поперечной управляемостью.
При отклонении элеронов, вследствие несимметрии распреде-
ления нагрузки по размаху, результирующая подъемной силы пере-
мещается в сторону опущенного элерона и возникает необходимый
для маневра момент крена Мх и> как вторичное явление, момент
рыскания Му- Этот момент рыскания от элеронов вызывает сколь-
жение и, как следствие, момент крена от скольжения, противопо-
ложный моменту крена от элеронов. Таким образом момент рыска-
ния Му от элеронов уменьшает эффективность элеронов. Средст-
вами уменьшения Му элеронов обычной схемы являются:
• дифференциальное отклонение элеронов - максимальные уг-
лы отклонения элеронов вверх, как правило, до 25°, вниз - до 15°;
• профилирование носка элеронов таким образом, чтобы при
отклонении элерона вверх носок элерона выступал под крылом и
увеличивал сопротивление концевой части крыла больше, чем при
отклонении элерона вниз.
Дифференциальное отклонение применяют для элеронов всех
типов с целью не только уменьшения моментов рыскания, полу-
чающихся при создании крена, но для увеличения их эффективно-
сти около критических углов атаки (элерон, отклоненный вниз на
меньший угол, меньше влияет на критический угол атаки своей
консоли крыла).
Аэродинамическая компенсация элеронов
Аэродинамическая компенсация уменьшает шарнирные мо-
менты и необходима для облегчения усилий на штурвале или РУС
при отклонении элеронов. Основные разновидности аэродинамиче-
ской компенсации показаны на рис. 9.8.3.
Сервокомпенсация элеронов на крыльях легких самолетов
(позиция 4 на рис. 9.8.3) практически не применяется, поскольку
она усложняет конструкцию, требует постоянного наблюдения в
эксплуатации и может вызывать необходимость в специальных ба-
лансирах для предотвращения флаттера.
Наиболее распространенным видом аэродинамической ком-
пенсации является осевая компенсация, в которой компенсирую-
щей поверхностью служит часть элерона, расположенная перед его
осью вращения 50К (позиция 3 на рис. 9.8.3,а). Степень аэродина-
мической компенсации определяется отношением
SOK = ^. (9.8.4)
Ээ
Рис. 9.8.3. Аэродинамическая компенсация элеронов:
а - аэродинамические компенсаторы различного типа: 1 - роговой
компенсатор; 2 - ось вращения элерона; 3 - осевая аэродинамическая
компенсация; 4 - сервокомпенсатор;
б - пример конструктивной компенсации, определяемой радиусом г
Рис. 9.8.4. Пример элерона без
аэродинамической компенсации
Практика показывает, что при скоростях полета до 250 км/ч и
площади крыла до 12... 15 м2 аэродинамическая компенсация элеро-
нов может иметь минимальную величину (так называемая конструк-
тивная компенсация, величина которой определяется радиусом г на
рис. 9.8.3,б) или оказаться не нужной (рис. 9.8.4).
Достоинством некомпенсиро-
ванных элеронов считается почти
линейная зависимость коэффициен-
та шарнирного момента диш от Угла
отклонения элерона §э в диапазоне
от -25° до +25°. При этом производ-
ная диш мало меняется при изменении
профиля элерона, угла атаки (в преде-
лах летного диапазона), а также хорды
и размаха элерона. По эксперимен-
тальным данным [67] величина составляет от -0,008 /градус Д°
-0,011 ^градус при среднем значении -0,0095 ^градус-
Рекомендуемые предельные значения осевой аэродинамиче-
ской компенсации составляют:
для самолетов с одним двигателем - $ок = 0,22... 0,25;
для самолетов с двумя двигателями - $ок = 0,25... 0,27.
Для выбора степени осевой аэродинамической компенсации
50К элерона рекомендуется номограмма на рис. 9.8.5. При этом
следует учитывать рекомендации, изложенные далее.
Рис. 9.8.5. К выбору осевой компенсации элеронов /36]
Рациональные варианты элеронов с осевой аэродинамической
компенсацией показаны на рис. 9.8.6. Эти элероны дают меньший
момент рыскания, чем некомпенсированные, так как выступающий
носок поднятого элерона повышает местное профильное сопротив-
ление.
Рис. 9.8.6. Основные типы осевой компенсации элеронов:
а - элерон Фрайз; б - щелевой элерон; О В - ось вращения
Элероны типа Фрайз (рис. 9.8.6,а и рис. 9.8.7) дают в ней-
тральном положении меньший прирост лобового сопротивления,
чем щелевые элероны (рис. 9.8.6,б).
8... 11°~
-----Г2
0,005 Ьэ
OB
(0,15... 0,20)бк
Ьэ
Рис. 9.8.7. К построению профиля элерона типа Фрайз с осевой компен-
сацией. Между точками 1-2 очертания носика по эллипсу
Рис. 9.8.8. Схема элерона самолета
Cessna-150
На практике встреча-
ются и более простые кон-
фигурации профиля элеро-
на с осевой аэродинами-
ческой компенсацией, на-
пример, рис. 9.8.8.
Для элеронов с осе-
вой аэродинамической ком-
пенсацией производная от
шарнирного момента по углу 5Э вычисляется по известной формуле:
mg, =-0,14[ 1-6,5( 50К )3/2]С$.
Частным случаем осевой компенсации является роговая ком-
пенсация (позиция 1 на рис. 9.8.3 и рис. 9.8.9).
Роговой компенсатор располагают на внешних концах элеро-
нов, внутренняя часть которых имеет конструктивную компенса-
цию. Компенсаторы выступают за концы крыла (рис. 9.8.9,а) или
помещаются внутри его контура (рис. 9.8.9,б). Заднюю кромку кры-
ла в последнем случае или обрезают по радиусу, равному хорде
компенсатора (вариант 1), или постепенно уменьшают по толщине
(вариант 2).
Площадь рогового компенсатора не должна превосходить
10... 12% от площади элерона. При этом конец элерона на участке
расположения рогового компенсатора должен имеет местную аэро-
динамическую компенсацию не более 60%. По сравнению с неком-
пенсированным элероном роговой компенсатор уменьшает шар-
нирный момент примерно на 30% и увеличивает сопротивление
элерона на 10% [69].
А-А
Рис. 9.8.9. Типы роговых компенсаторов элеронов
Вследствие недостаточной жесткости (малая толщина элеро-
на), роговые компенсаторы могут вызывать вибрацию элерона и
крыла [67, 69]. Поэтому компенсаторы этого типа на элеронах при-
меняются редко.
Если площадь компенсатора превышает определенный предел,
то может иметь место перекомпенсация на углах отклонения эле-
рона вверх, когда передняя кромка элерона выходит за обводы кры-
ла. Перекомпенсация элерона, в отличие от перекомпенсации руля,
может не вызывать обратных усилий на штурвале (РУС) и остаться,
таким образом, незамеченной летчиком, но она может вызвать виб-
рации элерона и крыла.
Если устранить перекомпенсацию полностью не представляет-
ся возможным, то следует добиваться, чтобы она не происходила
при углах отклонения 5Э = -5...-6°, необходимых для маневра в по-
лете на Vmax. Для этого используют крутку компенсатора, которая
состоит в том, что в корне элерона носок компенсатора поднимают
выше, чем на конце; радиус закругления в корне делают больше. В
результате этой крутки при отклонении элерона вверх корневые се-
чения будут выходить из габаритов крыла позднее концевых. Вели-
чина запаздывания корневого сечения относительно концевого
должна быть около 5° [67, 69].
Триммеры элеронов
На элероне рекомендуется устанавливать триммер, имеющий
углы отклонения от +17° (вниз) до -25° (вверх).
На самолетах с одним двигателем, как правило, применяются
фиксированные компенсирующие триммеры, снимающие шарнир-
ные моменты элеронов, отклоняемых от нейтрального положения с
целью погасить влияние возможной несимметричности крыла, об-
дувки самолета и реактивного момента винта. Площадь этого трим-
мера составляет 4...6% от площади элерона, и они представляют
собой пластины, которые прикреплены к задней кромке элерона.
У самолетов с двумя двигателями триммеры необходимы, кро-
ме того, для снятия усилий с элеронов при полете на одном двига-
теле или при весовой несимметричности (разный расход топлива из
правых и левых баков). Отклонение элеронов, необходимое для
уравновешивания моментов при полете на одном двигателе, дости-
гает 8... 10°. Площадь триммера составляет 6...8% от площади эле-
рона. Эти триммеры, как правило, имеют непосредственное управ-
ление от пилота с помощью электрического и (или) механического
привода.
Весовая балансировка элеронов
На легких самолетах с небольшой скоростью полета весовая
балансировка устраняет отклонения элеронов под влиянием инер-
ционных сил и достигается совмещением центров тяжести отдель-
ных сечений или всего элерона с осью вращения. Для скоростных
самолетов весовая балансировка необходима, кроме того, для пре-
дотвращения флаттера.
Весовая балансировка элерона достигается рациональным
размещением его силовых элементов или добавлением грузов
внутри (рис. 9.8.10,г) или снаружи крыла, а также на проводке уп-
равления. Элероны с ро-
говой компенсацией ба-
лансируют, размещая груз
в аэродинамическом ком-
пенсаторе (рис. 9.8.10,а).
В элеронах с осевой ком-
пенсацией грузы размеща-
ют внутри носка по всему
размаху (рис. 9.8.10,6). В
некомпенсированных эле-
ронах весовой балансир
располагают на внешних
кронштейнах, вынесенных
вперед от оси вращения
(рис. 9.8.10,в).
Рис. 9.8.10. Способы весовой балансировки
элеронов:
1 - груз; 2 - рычаг, 3 - тяга
9.8.2. ИНТЕРЦЕПТОРЫ
Первое предложение об использовании интерцепторов для по-
перечного управления относится к 1932 г. Эта идея проверялась в
летных испытаниях на легких самолетах и в аэродинамических тру-
бах. Выявились как преимущества, так и недостатки такой системы
управления [67].
Преимущества: возможность использовать закрылки по всему
размаху крыла, момент рыскания благоприятного знака (что пре-
пятствует колебаниям типа «голландский шаг»), сохранение эффек-
тивности на больших углах атаки, малое лобовое сопротивление в
убранном положении. Интерцепторы могут быть подключены к
системе непосредственного управления подъемной силой крыла
(без изменения угла атаки), а также к системе управления нагрузка-
ми, благодаря чему можно улучшить точность пилотирования,
уменьшить перегрузки при полете в неспокойном воздухе. Сниже-
ние «болтаночных» перегрузок повышает комфорт пассажиров и
экипажа, увеличивает ресурс конструкции самолета.
Основные недостатки: нелинейное изменение поперечного и
шарнирного моментов при отклонении интерцепторов, запаздыва-
ние действия и потеря эффективности при полете самолета на «спи-
не», возможность обратного действия (реверса) интерцепторов при
весьма малых и больших углах отклонения его, уменьшение вели-
чины подъемной силы крыла при выпуске интерцептора и после-
дующая потеря высоты. Последний недостаток для легких самоле-
тов практически не имеет значения. В специальных летных экспе-
риментах [67] было установлено, что потеря высоты не превышает
0,3 м/с. Это соизмеримо с потерей высоты, например, при непра-
вильном отклонении руля высоты во время разворота и выхода из
него.
На существующих легких самолетах интерцепторы для попе-
речного управления размещают только на верхней поверхности
крыла, на 0,6...0,7 хорды от передней кромки. Чем больше расстоя-
ние от передней кромки, тем меньше запаздывание действия интер-
цептора, но и тем меньше угол атаки, при котором теряется его эф-
фективность. Размеры интерцепторов: суммарная площадь состав-
ляет 3,3...4,3% от площади крыла, хорда около (0,05...0,1)6; поло-
жение - вблизи 55...65% полуразмаха крыла. Во избежание реверса
интерцепторов максимальный угол их отклонения от поверхности
крыла должен быть не более 45...50° [67]. Практически целесооб-
разно применять интерцепторы в комбинации с укороченными эле-
ронами. Причем интерцепторы отклоняются только при больших
потребных углах отклонения элерона.
9.9. МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА
Под термином «механизация крыла» понимается комплекс
устройств (закрылки, предкрылки и др.), изменяющих аэродинами-
ческие характеристики крыла.
9.9.1. НАЗНАЧЕНИЕ МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА
С помощью механизации различного типа решаются следую-
щие основные задачи.
1. Увеличение Сушах крыла при взлете и посадке
(применение закрылков и предкрылков).
2. Предотвращение потери боковой устойчивости и управляе-
мости и улучшение эффективности элеронов на больших углах ата-
ки, особенно при использовании механизации, необходимой для
решения задачи п. 1.
3. Кратковременное уменьшение подъемной силы крыла для
увеличения крутизны снижения самолета и для повышения эффек-
тивности торможения колес при посадке (применение спойлеров
(интерцепторов)).
4. Обеспечение поперечной управляемости самолета в услови-
ях, когда трудно предотвратить реверс элеронов (применение ин-
терцепторов).
5. Снижение нагрузок на конструкцию крыла при маневре
(применение интерцепторов и закрылков совместно с элеронами).
6. Снижение нагрузок на конструкцию крыла от турбулентно-
сти атмосферы (интерцепторы совместно с элеронами).
При решении перечисленных задач конструкция механизации
крыла должна удовлетворять следующим требованиям.
Аэродинамические требовании:
а) минимальная величина ДСЛ при убранной механизации на
всех летных режимах. Здесь имеется в виду не только сопротивле-
ние щелей между крылом и убранной механизацией, но и сопротив-
ление, связанное с механизмами и опорами, у которых часть дета-
лей выступает из обводов крыла;
б) небольшие изменения продольного момента и незначитель-
ные перемещения центра давления при выпущенном положении
механизации.
Эксплуатационные требования:
а) надежность работы механизмов и их простота. Механизмы
должны безотказно работать при деформациях крыла и исключать
заклинивание;
б) наивыгоднейшие положения механизации не должны изме-
няться при нагрузке;
в) минимальное количество отдельных элементов механизации
крыла (увеличение числа элементов усложняет управление и пони-
жает надежность работы);
г) минимальное усилие, необходимое для выпуска механиза-
ции крыла (уменьшение мощности (веса) приводов и веса различ-
ных передач).
Прочностные требования предусматривают достаточную
прочность и долговечность при наименьшем весе.
9.9.2. ВИДЫ МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА
Дополнительная подъемная сила от простых закрылков
(рис. 9.9.1) создается главным образом в результате увеличения
кривизны профиля при отклонении закрылка на угол 53 •
Рис. 9.9.1. Простой закрылок:
Ь3 - хорда закрылка;
§з -угол отклонения за-
крылка
Кроме эффекта кривизны профиля, щелевые закрылки (напри-
мер, рис. 9.9.2) создают дополнительный прирост подъемной силы
за счет стабилизации пограничного слоя на верхней поверхности в
зоне отклоненного закрылка. Это обеспечивается благодаря перете-
канию потока с нижней поверхности через профилированные щели
на верхнюю поверхность.
Рис. 9.9.2. Однощелевой закрылок:
а - поворотный; б - выдвижной; х3 - сдвиг закрылка назад при выпуске
Наряду с однощелевыми закрылками имеются варианты с дву-
мя и тремя щелями (рис. 9.9.3) в зависимости от требуемой подъем-
ной силы.
Аэродинамическое преимущество многощелевых закрылков
объясняется более благоприятным распределением давления по
хорде в задней части крыла вследствие менее резкого локального
изменения кривизны профиля при общем ее увеличении.
Двухщелевой закрылок
Трехщелевой закрылок
Рис. 9.9.3. Многощелевые закрылки
Рис. 9.9.4. Закрылки Фаулера:
а - однощелевой; б - двухщеле-
вой; в - трехщелевой; х3 - сдвиг за-
крылка назад при выпуске
Закрылки Фаулера (рис. 9.9.4) используют (наряду с увеличе-
нием кривизны профиля и управлением погранслоем) эффект уве-
личения площади крыла, так как при их выпуске кроме отклонения
вниз они перемещаются назад по направляющим почти на длину
своей хорды (х3 = Ьз)- Имеются также варианты с двумя (рис. 9.9.4,б) и
с тремя (рис. 9.9.4,в) щелями.
Отличительной чертой за-
крылков Фаулера является не-
большой прирост сопротивле-
ния, однако конструктивная
сложность их опор и направ-
ляющих, а также вес много вы-
ше, чем простых щелевых за-
крылков.
Непременным условием
безотрывного обтекания для
щелевых закрылков любого вида
является обеспечение плавного
сужения ширины каждой щели.
Основным недостатком за-
крылков является то, что при их
выпуске (отклонении) резко (в
несколько раз!) увеличивается
величина продольного момента крыла на пикирование, что требует
для балансировки самолета «нормальной» балансировочной схемы
создание на оперении отрицательной подъемной силы, которая зна-
чительно уменьшает (в сумме) прирост подъемной силы самолета.
Для схемы «утка» резкое увеличение пикирующего момента при
выпуске механизации крыла может быть причиной, ограничиваю-
щей применение некоторых видов механизации.
Кроме того, отклонение механизации задней кромки крыла
оказывает неблагоприятное влияние на обтекание его носовой час-
ти. В частности, критический угол атаки крыла с выпущенными за-
крылками, как правило, становится меньше критического угла атаки
крыла с убранными закрылками (это уменьшение составляет около
3...5°). Этот отрицательный эффект обусловливает применение ме-
ханизации передней кромки, которая задерживает срыв потока до
больших углов атаки.
a)
б)
Рис. 9.9.5. Механизация передней
кромки:
а - предкрылок;
б - щиток Крюгера
Наибольшее распростране-
ние (из средств механизации пе-
редней кромки) в гражданской
авиации получил предкрылок
(рис. 9.9.5,а).
Различают фиксированные,
автоматические и управляемые
предкрылки.
Фиксированный предкрылок
имеет постоянную щель между
крылом и предкрылком на всех
режимах полета. Автоматический
предкрылок открывается лишь на больших углах атаки, причем от-
крытие происходит под действием собственных аэродинамических
сил. Управляемый предкрылок приводится в действие по команде
пилота.
Работа предкрылков на профиле крыла заключается в сле-
дующем. Установлено, что распределение давления у изолирован-
ного профиля и у профиля с предкрылком при одинаковых значени-
ях С у практически одинаково при 0°<а <15°- При выпущенном
предкрылке на больших углах атаки а > 15° скорость погранично-
го слоя над верхней поверхности профиля крыла увеличивается
струей воздуха, протекающего через сужающуюся щель. Это об-
стоятельство препятствует возникновению срыва потока на углах
атаки, при которых у исходного профиля он уже образуется. Кроме
того, вследствие собственной подъемной силы предкрылка за ним
образуется заметный скос потока, который также препятствует от-
рыву пограничного слоя от верхней поверхности профиля крыла.
Затягивание срыва потока у профиля с предкрылком сопровождает-
ся увеличением его подъемной силы до тех пор, пока предкрылок не
достигнет своего критического угла атаки.
Таким образом, предкрылок при больших значениях а влияет
на характер обтекания, на Су max профиля и приводит к значитель-
ному увеличению критического угла атаки (на 8... 12°). Максималь-
ный коэффициент подъемной силы профиля крыла при наличии
предкрылка увеличивается благодаря подъемной силе собственно
предкрылка (около 20% от подъемной силы изолированного профи-
ля) и отсутствию отрыва потока на крыле.
Механизм воздействия предкрылка, описанный выше для изо-
лированного профиля, реализуется и в сечениях крыла. Особенно-
стью работы предкрылка на крыле является то, что он уменьшает
различие между значениями критического угла атаки в сечениях
крыла. Из этой особенности работы предкрылка следует, что с це-
лью достижения максимальной его эффективности необходимо
применять предкрылок по всей передней кромки крыла.
Кроме влияния на Сушах крыла выпуск предкрылка незначи-
тельно увеличивают сопротивление крыла по сравнению с исход-
ным профилем на малых углах атаки и существенно - на больших
углах (дсх при Сушах составляет около 0,02... 0,04). Коэффициент
продольного аэродинамического момента m-о У крыла с предкрыл-
ком немного уменьшается по сравнению с исходным, а центр дав-
ления передвигается к передней кромке на величину 1,5...2%Ьа.
Основным конструктивным недостатком предкрылков являет-
ся то, что в полете основное крыло и предкрылки деформируются
(изгибаются) по-разному. Вследствие этого между задней кромкой
предкрылков и верхней поверхностью крыла (в убранном положе-
нии предкрылка) может образоваться щель-ступенька, значительно
увеличивающая СЛо самолета.
Щитки Крюгера (рис. 9.9.5,б) более простые по конструкции,
чем предкрылки, более легкие по весу, но уступают по эффективно-
сти предкрылкам. Они обеспечивают безотрывное обтекание до оп-
ределенного угла атаки, после чего вызывают резкий срыв потока с
передней кромки и со всего крыла, создавая значительный пикиру-
ющий момент.
Другие виды механизации передней кромки крыла (например,
отклоняемый носок) не получили распространения на самолетах
гражданской авиации из-за низкой эффективности и значительного
веса.
Наибольший эффект для увеличения подъемной силы крыла дает
совместное применение механизации задней и передней кромок крыла
(рис. 9.9.6).
_____________ Интерцепторы могут
_—___________применяться по различным
причинам. Они обычно вы-
Рис. 9.9.6. Профиль крыла с предкрыл- полняют несколько функций
ком и закрылком Фаулера и располагаются на верхней
обшивке за задним лонже-
роном. Выпуск интерцепторов сопровождается срывом потока,
уменьшением подъемной силы и увеличением сопротивления.
Внешние интерцепторы используются в полете для увеличения
сопротивления, необходимого для получения крутой траектории
спуска (например, аварийное снижение) или для улучшения устой-
чивости при снижении с постоянным углом тангажа. При отклоне-
нии внешних интерцепторов одновременно с перемещением вверх
элеронов (после определенного угла отклонения последнего) увели-
чивается эффективность управления по крену.
Внутренние интерцепторы (тормозные щитки, спойлеры) в по-
лете не отклоняются, чтобы не вызвать бафтинг оперения. Они при-
меняют только на земле. Приводятся в действие летчиком или ав-
томатически после касания ВПП или в случае прерванного взлета. В
результате их отклонения подъемная сила крыла уменьшается, а
вертикальная нагрузка на шасси при этом возрастает, что увеличи-
вает эффективность торможения. С учетом увеличения аэродинами-
ческого сопротивления выпуск внутренних интерцепторов позволя-
ет увеличивать перегрузку торможения на 20%.
9.9.3. ВОЗМОЖНОСТИ МЕХАНИЗАЦИИ
Для выбора типа механизации крыла самолета необходима
информация о ее аэродинамических возможностях. В табл. 9.9.1 [70]
приведены ориентировочные значения Су max мех в0 взлетной и по-
садочной конфигурациях механизации различного типа на нестре-
ловидном крыле большого удлинения (X > 5).
Таблица 9.9.1
Тип механизации Зз Су max мех
Закрылок Пред- крылок Взлет Посадка Взлет Посадка
Простой нет 20° 60° 1,4...1,6 1,7...2,0
Однощелевой нет 20° 40° 1,7... 1,9 2,0...2,2
Двухщелевой нет 20° 50° 2,0...2,2 2,4...2,6
Двухщелевой есть 20° 50° 2,5...2,7 3,0...3,2
Однощелевой Фаулера нет 15° 40’ 2,0...2,2 2,6...2,8
Однощелевой Фаулера есть 15° 40° 2,5...2,7 3,1...3,3
Двухщелевой Фаулера есть 15° 40° 2,9...3,1 3.2...3.4
9.9.4. КОМПОНОВКА И ГЕОМЕТРИЯ
МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА
Предкрылки
Основными геометрическими характеристиками предкрылка
(щитка Крюгера) являются размах /п (рис. 9.9.7), длина хорды Ьп,
угол отклонения 5П и высота щели (если она есть) hn
I
Zk
0,5/п Zq 0,5/п
Рис. 9.9.7. К определению размаха предкрылка
Размахом предкрылка /п (рис. 9.9.7) называется разность
(ZK“Zo)> гДе ZK - расстояние между концевыми (наружными)
хордами левой и правой половин предкрылка (рис. 9.9.7) (располо-
женных на полукрыльях), a Zo “ аналогично определяемое расстоя-
ние между внутренними хордами половин предкрылка.
Хордой предкрылка Ьп (рис. 9.9.8) называется отрезок пря-
крыла и предкрылка
Рис, 9.9,8. Хорда и угол отклонения
предкрылка
Рис. 9.9.9. Высота щели предкрылка
мой в сечении крыла плоско-
стью, параллельной плоскости
симметрии крыла, ограничен-
ный передней и задней точками
предкрылка.
Проектными параметрами
предкрылка являются его отно-
~ /п
сительныи размах /п = и от"
-
носительная хорда ь =—.
b
Высота щели предкрылка
(если она есть) hn (рис. 9.9.9) -
наименьшее расстояние между
задней кромкой отклоненного
предкрылка и поверхностью
крыла
hn = (0,015. ..0,025)Z>.
Эффективность предкрылка в значительной мере зависит от
формы щели, образующейся между ним и основным профилем крыла.
Как правило, механизация передней кромки располагается по
всему размаху крыла. Даже незначительные перерывы между от-
дельными участками предкрылков существенно уменьшают их эф-
фективность.
Размещая предкрылки по всему размаху, не имеет смысла на-
чинать предкрылки непосредственно от концов крыла, так как там
действительные углы атаки незначительны вследствие большого
скоса потока. Допустимо устанавливать предкрылки таким образом,
чтобы их внешние концы находились примерно на 1,5...3% размаха
от концов крыла.
Влияние относительного
размаха предкрылка на его эф-
фективность иллюстрирует
рис. 9.9.10(69].
Эффективность предкрыл-
ка по мере увеличения его хорды
возрастает; однако, исходя из
конструктивных соображений,
обычно ограничиваются хордой
Ьп, равной в среднем 12... 17%
от хорды исходного профиля.
Профиль предкрылка сам
по себе почти не влияет на при-
Рис. 9.9.10. Влияние относитель-
ного размаха предкрылка на при-
рост подъемной силы при выпуске
предкрылка ДПС? max
рост Су max крыла, если предкрылок находится в наивыгоднейшем
положении относительно профиля основного крыла. При неудачном
расположении предкрылка Cvmax крыла может оказаться меньше
Су max крыла без предкрылка. Определение оптимального положения
предкрылка, обеспечивающего наибольшее значение AnCVmax’ про-
водится по результатам испытаний моделей самолетов в аэродинами-
ческих трубах.
Существуют различные способы предварительного построения
формы предкрылка и определения его положения [4, 63, 67].
Способ 1 из работы [4].
Форма предкрылка определяется по данным рис. 9.9.12, где
Хн = (0,18... 0,27)6пр|.
Оптимальные вынос (координата
х = х/Ь на рис. 9.9.11) и снижение
вниз (координата у = у/b на
рис. 9.9.11) относительно плоскости
хорд крыла определяются по следую-
щим формулам:
хОрг = (1,15... I,25)bncos5n;
= (0,75... 0,85)bnsin8n •
Рис. 9.9.11. Определению ко-
ординат х и у передней кром-
ки предкрылка в способе I
Угол отклонения предкрылка 5П = 35...45°, причем большие
Рис. 9.9.12. К построению сечения крыла и предкрылка
Способ 2 из работы [63] (рис. 9.9.13).
участку траектории предкрылка
Рис. 9.9.13. К построению контура предкрылка и его положения в рабо-
чем состоянии
На расстоянии (рис. 9.9.13)
= (0,025...0,035)Z>
от носка основного профиля проводится линия, перпендикулярная
хорде до пересечения с контуром профиля в точках А и В. Точка А
является нижней кромкой предкрылка. Носок основной части про-
филя крыла образуется дугой радиуса R = 0,8h, проведенной через
точку А из центра, лежащего на линии, построенной из точки А под
углом <p = 10°- -15° к хорде профиля. Затем из точки С проводится
плавная линия до касания с дугой. Внутренний контур предкрылка
по носку основной части профиля с оставлением некоторого зазора
так, чтобы соприкосновение предкрылка с крылом происходило
только в точках А и С.
Положение предкрылка относительно крыла в рабочем состоя-
нии определяется размерами (рис. 9.9.13) х, у, hn, относительную
величину которых рекомендуется выбирать в пределах:
— = 0,05...0,06; — = 0,015...0,02; ^ = 0,25...0,35.
b b х
Большие Лп/х рекомендуется принимать для предкрылков,
устанавливаемых на профилях с более тонким носком.
Вследствие относительно малых размеров профиля предкрыл-
ка конструкция предкрылка может быть недостаточно жесткой на
кручение и изгиб. Однако деформации предкрылка должны быть
возможно меньше для того, чтобы выбранные на основании аэроди-
намических исследований расстояния между его задней и передней
кромками и основным профилем не изменялись при максимальной
нагрузке. Наиболее жесткими можно сделать предкрылки, имеющие
закрытое сечение. Щитки Крюгера в этом отношении значительно
хуже.
Ввиду незначительных размеров сечений, даже предкрылки
закрытого сечения трудно сделать достаточно жесткими; таким об-
разом, вопрос сводится к рациональному размещению минимально-
го количества опор. Поэтому предкрылки (щитки Крюгера) делают-
ся секциями из консольных балок на двух опорах, причем величину
консолей подбирают из условия минимальных прогибов пролетных
частей и самих консолей.
Закрылки
Основными геометрическими характеристиками механизации
задней кромки крыла (рис. 9.9.14) являются хорда закрылка £3,
размах закрылка /3, угол отклонения 83 и площадь крыла, охваты-
ваемая влиянием закрылка (площадь, обслуживаемая закрылком)
^кр.з •
Рис. 9.9.14. К определению характеристик закрылков:
1 - секции внутреннего закрылка; 2 - секции внешнего закрылка; /jq,
11 к - соответственно расстояние между корневыми и концевыми хор-
дами внутреннего закрылка; /20> /2К “ соответственно расстояние
между корневыми и концевыми хордами внешнего закрылка; 5Кр3|,
$кр.з2 " площадь крыла, обслуживаемая внутренним и внешним за-
крылками соответственно
Размахом закрылка 13 называется разность (рис. 9.9.14)
(/3К“/зо)’ гДе /зК - расстояние между плоскостями, параллельными
плоскости симметрии крыла и проходящими через концевые (на-
ружные) хорды левой и правой половин закрылка (расположенных
на полукрыльях), а /Зц - аналогично определяемое расстояние меж-
ду плоскостями, проходящими через внутренние хорды половин за-
крылка (рис. 9.9.14).
Примечание. По данным рис. 9.9.14 размах внутреннего закрылка, со-
стоящего из правой и левой секций 1, будет /] = /]К — /ю •
Проектными параметрами закрылка являются его относитель-
ная хорда = — и относительный размах /3 = —.
b I
Более информативной характеристикой, чем относительный
размах закрылков, является относительная площадь крыла, обслу-
— $кр.з
живаемая закрылками - 5крз = ——, где 5крз - площадь крыла,
S
обслуживаемая закрылками (заштрихована на рис. 9.9.14).
Хордой закрылка Ь3 называется отрезок прямой в сечении
крыла плоскостью, параллельной плоскости симметрии крыла, ог-
раниченный передней и задней точками закрылка. В случае много-
звенного (раздвижного) закрылка хорда определяется в его неот-
клоненном (убранном) положении. Как правило, хорда закрылка ог-
раничена положением заднего лонжерона крыла.
Угол отклонения закрылка определяется как угол между его
хордами в отклоненном и убранном положениях. Он измеряется в
плоскости, перпендикулярной оси вращения закрылка, и считается
положительным, если задняя кромка закрылка отклонена вниз. Для
каждого вида закрылка существует критический угол отклонения
РКр, при превышении которого прирост подъемной силы начинает
уменьшаться.
Как правило, закрылки располагаются по всему размаху кры-
ла, который не занят элеронами, фюзеляжем, (мото)гондолами. Да-
же незначительные перерывы между отдельными участками за-
крылков существенно уменьшают их эффективность. Закрылок,
размещенный посредине размаха, эффективнее двух отдельных за-
крылков, имеющих такую же суммарную длину, но размещенных
на концах крыла.
Дальнейшие рекомендации сводятся к следующему.
Простые закрылки. Контур сечения простого закрылка
должен быть образован плавным сопряжением дуг без резких пере-
ходных участков. На практике относительная хорда простого за-
крылка составляет £3 = 0,22 ...0,25 (по данным работ [63, 69] опти-
мальной хордой считается величина 0,26), его углы отклонения:
во взлетном положении - 53 = 15...20°;
в посадочном положении - 53 = 40...45° •
Щель между крылом и закрылком должна быть тщательно за-
крыта, в противном случае приращение Су max ПРИ отклонении за-
крылка уменьшается на 10...20%.
Пример 9.9.1. Поданным работы [36] на зарубежных легких
самолетах получил распространение простой закрылок, схема
которого на рис. 9.9.15.
Рис. 9.9.15. Простой закрылок
Пример 9.9.2. Статистические данные самолета Piper РА-23,
крыло которого оборудовано простым закрылком с параметрами:
~ 0,25; /3 — 0,50; (53)ПОС—50 , Су max пос- 2,12.
Однощелевой закрылок. По ограниченным статистиче-
ским данным (табл. 9.9.2) наиболее вероятное значение относитель-
ной хорды щелевого закрылка составляет £3 = 0,22 ...0,28 при ми-
нимальном значении 0,17 и максимальном - 0,33. В работах [63, 67]
оптимальным считается размер хорды щелевого закрылка, равный
30% от хорды крыла.
Форма сечения закрылка должна быть близка к форме несу-
щих (при малых числах Re) профилей. В первом приближении фор-
ма носовой части закрылка может быть определена по данным,
представленным на рис. 9.9.16.
Таблица 9.9.2
Самолет 63 /3 S3 Су max мех
Взлет Посадка Взлет Посадка
Beagle В. 121 0,21 0,59 10° 40° 1,60 1,87
Beechcraft V35 0,22 0,55 20° 30° — 1,85
Beechcraft D55 0,23 0,49 — — — 1,76
Cessna 150 0,28 0,62 — 40° — 1,73
Cessna 172 0,33 0,46 20° 40° - 2,10
Piper PA-24 0,18 0,60 — — — 1,71
Piper PA-28 0,17 0,57 25° 50° — 1,74
Рис. 9.9.16. К определению формы носка закрылка
На рис. 9.9.16 величина d = (0,04...0,08)6 (далее обводы за-
крылка могут совпадать с обводами исходного профиля крыла).
Плавность очертания задней кромки основного профиля и пе-
редней кромки закрылка имеют меньшее значение, чем траектория
перемещения.
При отклонении закрылка его передняя кромка должна воз-
можно меньше перемещаться по вертикали и возможно больше по
хорде крыла. Однако при всех углах отклонения закрылка его носок
не должен доходить до перпендикуляра, опущенного из задней
кромки основного профиля (точка Л на рис. 9.9.17,а) на хорду кры-
ла, т.е. задняя кромка основного профиля крыла должна перекры-
вать закрылок (рис. 9.9.17,а).
а)
Рис. 9.9.17. Основные параметры щели между крылом и закрылком в за-
висимости от относительной толщины с и хорды b крыла [63]
[Цель должна образовываться после отклонения закрылка на
10... 15°. Основными параметрами щели между закрылком и основ-
ной частью крыла являются (рис. 9.9.17,а): ширина щели h между
задней кромкой основной части профиля и контуром закрылка и
расстояние d, характеризующее степень выдвижения закрылка, из
которых h является определяющей величиной (рис. 9.9.17,6). При
подборе d необходимо следить за тем, чтобы на всем протяжении
щели ее ширина плавно сужалась. Это является непременным усло-
вием для щелевых закрылков любого вида и определяет условия
безотрывного течения на выходном участке щели между основной
частью профиля и отклоненным закрылком.
Центр вращения закрылка должен быть вынесен на 20...22%
хорды закрылка назад от его передней кромки для достижения аэ-
родинамической компенсации. Центр давления щелевого закрылка
остается довольно устойчиво на 37% его хорды. В убранном поло-
жении щель между носком закрылка и крылом должна быть обяза-
тельно закрыта сверху.
Двухщелевой закрылок с дефлектором. При определе-
нии взаимного расположения основного профиля и двухщелевого
закрылка элементы закрылка рассматриваются как единое целое, и
используются те же геометрические параметры, что и для одноще-
левого закрылка.
Для двухщелевого за-
крылка с дефлектором
(рис. 9.9.18) взаимное распо-
ложение основного звена за-
крылка и дефлектора опреде-
ляется такими же параметра-
ми, как расположение пред-
крылка относительно основ-
ного профиля: относительная
ширина щели (по задней
кромке дефлектора) 0,01, рас-
Рис. 9.9.18. Параметры расположения
дефлектора
стояние между передними кромками дефлектора и основного звена
закрылка
%д = созЗд ~(0,01 ...0,03 )ЬД.
Рекомендуемые параметры дефлектора (рис. 9.9.18) [4]:
хорда дефлектора &д = (0,2...0,35)Z?3;
толщина профиля Стах =(0Л9...0,2)6д;
положение максимальной толщины хСтах = (0»2...0,25)£д;
максимальная кривизна f тах = W ••• 0»’ 2)ЬД;
положение максимальной кривизны -*/тах = (0,4...0,5)йд.
Форма основной части носовой части основного звена закрыл-
ка может быть определена по данным рис. 9.9.16.
Двухщелевые двухзвенные закрылки (рис. 9.9.19):
параметры 1 -го звена:
6з1 = (0,5...0,7)63,
8з1 = 25...30°;
параметры 2-го звена:
/?з2 = (О,З...О,5)й3,
8з2 = 25...30° •
Рис. 9.9.19. Двухщелевой двухзвенный
закрылок
Пример 9.9.3. Статистические данные некоторых самолетов,
крыло которых оборудовано двухщелевыми закрылками, в табл. 9.9.3.
Таблица 9.9.3
Самолет t>3 /3 бз Су шах мех
Взлет Посадка Взлет Посадка
Beagle В.206 0,28 0,51 20° - - 2,10
Dornier Do-28 0,33 0,71 — — — 2,36
Twin Otter 300 0,27 0,88 — — 2,2 2,55
L410UVP 0,29 0,21 - - - 2,45
Закрылок Фаулера. Существующая опубликованная инфор-
мация о закрылках Фаулера дает возможность сформулировать сле-
дующие выводы.
Ось вращения - в центре
окружности, вписанной
в носок закрылка Фаулера
Рис. 9.9.20. Положение закрылка Фаулера отно-
сительно крыла
1. Наивыгодней-
шее положение за-
крылка Фаулера в от-
ношении приращения
Сушах не зависит от
ширины хорды и опре-
деляется координатами
(рис. 9.9.20)
у = —0,025 b и х = Ь ,
т.е. сдвиг закрылка на-
зад практически равен его хорде
х3 = ^з-
2. Наибольшее приращение Су max У закрылков Фаулера с от-
носительными хордами ь3 = 0,3 и 0,4 получается при 53 = 40°, а для
относительной хорды 0,2 - при 53 = 30° •
3. Угол отклонения узкого закрылка Фаулера (£3<0,2) одина-
ков как для взлета, так и для посадки и равен 30°. Закрылки с отно-
сительными хордами 0,3 и 0,4 при взлете необходимо отклонять на
меньшие углы, чем при посадке.
4. Влияние профиля закрылка Фаулера на его эффективность
невелико. Очертание нижней поверхности закрылка должно совпа-
дать с нижней кривой хвостовой части исходного профиля.
5. При выборе относительной толщины закрылков Фаулера
должны, в первую очередь, быть учтены конструктивные факторы:
достаточная строительная высота лонжеронов и удобство крепления
механизмов.
Глава 10
ОПРЕДЕЛЕНИЕ РАЗМЕРОВ
ФЮЗЕЛЯЖА
10.1. НАЗНАЧЕНИЕ И ОСНОВНЫЕ
ТРЕБОВАНИЯ
Основное назначение фюзеляжа состоит в следующем:
а) он предназначен для размещения экипажа, оборудования,
полезной нагрузки, двигателей, а иногда и топлива;
б) фюзеляж является силовой базой для других частей самоле-
та, прикрепленных к нему.
Важнейшие технические требования, предъявляемые к фюзе-
ляжу, можно объединить в следующие группы.
Эксплуатационные требования:
а) обеспечение защиты полезной нагрузки, экипажа и т.д. от
неблагоприятных факторов, связанных с полетом (высокий скоро-
стной напор, внешний шум, низкие давление и температура);
б) обеспечение соответствующих комфортных условий
пассажирам и экипажу;
в) удобство и быстрота загрузки самолета перед полетом и раз-
грузки после полета;
г) возможность экстренного выхода людей из самолета при
авариях;
д) обеспечение обзора из кабины экипажа и пассажирских са-
лонов;
е) удобство и быстрота технического обслуживания, включая
контроль состояния конструкции фюзеляжа.
Прочностные требования:
а) достаточная прочность, долговечность и жесткость при наи-
меньшем весе;
б) обеспечение эксплуатационной живучести конструкции при
ее частичных разрушениях;
в) согласование силовых схем фюзеляжа и примыкающих к
нему частей самолета на участке их сопряжения.
Аэродинамические требования предусматривают полу-
чение минимального лобового сопротивления фюзеляжа и неболь-
ших дестабилизирующих моментов по тангажу и рысканию.
10.2. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Геометрические характеристики фюзеляжа
Для фюзеляжа (рис. 10.2.1), площадь сечения 5ф которого
имеет некруглую форму, основными размерами являются длина Лф,
ширина Яф, высота Нф и эквивалентный диаметр </ф.э, т. е. диа-
метр условного круга с площадью, равной площади миделя:
</ф.э = 2 (Ю.2.1)
Рис. 10.2.1. Основные геометрические характеристики фюзеляжа одно-
моторного самолета (кок винта не входит в длину фюзеляжа)
Если мидель фюзеляжа круг, то кроме длины £ф основным
размером является диаметр Очевидно, что для круглого фюзе-
ляжа
^ф.э = •
Для пассажирских самолетов переходной категории часто вы-
годно делать фюзеляж, состоящий из носовой части длиной £н ч,
цилиндрической средней части - £ц ч и хвостовой части - LXB 4
(рис. 10.2.2).
Рис. 10.2.2. Размеры фюзеляжа с цилиндрической средней частью
Относительными характеристиками фюзеляжа считаются
(рис. 10.2.1 и 10.2.2):
удлинение фюзеляжа
Хф = -^-; (10.2.2)
* Лф.э
удлинение носовой части
л _ Lu, ч .
Лн.Ч ’
“(|).Э
удлинение хвостовой части
Л — ^хв.ч
Лхв.ч
“ф.э
На рис. 10.2.3 (по данным работы [14]) приведена статистиче-
ская зависимость для длины носовой и хвостовой частей фюзеляжа
легкого самолета.
Важной геометрической характеристикой фюзеляжа является
площадь его омываемой поверхности 5ф.Ом> Для определения кото-
рой можно пользоваться одной из двух эмпирических формул [52]
5ф.ом 2,85£ф^£ф,
5ф.ом ~ ($ф.пл
+ 5ф.6) 2-0.4^
I 5ф.б
(10.2.3)
(10.2.4)
где 5ф.пл “ площадь проекции фюзеляжа (вид в плане);
5ф б - площадь проекции фюзеляжа (вид сбоку).
Рис. 10.2.3. Длина носовой и хвостовой частей фюзеляжа:
1 - двигатели на крыле; 2 - двигатели на фюзеляже
Для фюзеляжа с цилиндрической средней частью площадь его
омываемой поверхности может быть определена по формуле [70]
( 2 f’667 <
•$ф.ом = Л^ф.эЬф! 1 —
(10.2.5)
Предварительная длина фюзеляжа
Размеры фюзеляжа пассажирского самолета определяются за-
данным в ТЗ общим числом кресел для пассажиров (пассажировме-
стимостью дгпас), особенностями компоновки пассажирской каби-
ны, потребным объемом грузовых помещений и размерами кабины
экипажа.
Приближенное значение длины фюзеляжа £ф рассчитывается
по эмпирической зависимости:
для самолетов с одним двигателем
Лф = 0,538/ +1,66; (10.2.6)
для самолетов с двумя двигателями
£ф = 1,224/ -5,76. (10.2.7)
При определении длины фюзеляжа необходимо обеспечивать
необходимую длину плеча ГО, которую можно ть по формуле
Lro = Аго^сах»
где относительное плечо ГО рекомендуется определять по данным
самолета-прототипа или по среднестатистическим значениям из
разд. 11.2:
самолеты с одним двигателем
ЬГО = 3,09( ±0,565);
самолеты с двумя двигателями
Lro = 3,05(±Ю,447).
Необходимое для оп-
ределения плеча ГО пред-
варительное положение
ЦТ самолета вычисляется
следующим образом. Если
обозначить (рис. 10.2.4)
через Хцт расстояние от
носа фюзеляжа (кок винта
не учитывается) до поло-
жения ЦТ самолета, соот-
ветствующего центровке
0,25fe-„v, то отношение
СаЛ
Рис. 10.2.4. К определению предваритель-
ного положения центра тяжести само-
лета
Под термином «центровка» понимают выраженное в процентах или
долях САХ отношение расстояния от носка САХ до центра тяжести самолета
Хт к величине САХ £сах: хт = хт//>сах •
%цт к длине фюзеляжа £ф по статистическим данным легких само-
летов составляет:
для самолетов с одним двигателем
Тцт= — = 0,31(±0,022);
для самолетов с двумя двигателями
уцт = А1Е = 0,385(±0,023).
Назначив Хцг > далее вычисляют координату ЦТ самолета
X цт = X цт 2-ф (10.2.8)
и затем определяют предварительное положение крыла по длине
фюзеляжа.
Принципы проектирования фюзеляжа
Дальнейшее проектирование фюзеляжа должно вестись по
схеме «от внутренней компоновки к внешней форме» и оболочка
вокруг полезной нагрузки должна выбираться по принципу обеспе-
чения минимальной омываемой поверхности и исключения по воз-
можности срывов потока.
Аналитические методы проектирования фюзеляжа не всегда
позволяют получить удовлетворительные результаты, поэтому
внутреннюю компоновку и размеры фюзеляжа определяют с помо-
щью чертежа или геометрического моделирования на компьютере.
Основные принципы проектирования фюзеляжа состоят в сле-
дующем.
Первый этап - это проектирование поперечного сечения
наименьшего периметра, поскольку в большинстве случаев это
обеспечивает наименьшие вес и лобовое сопротивление. Вначале
прорабатывают два поперечных сечения: по кабине экипажа и по
кабине пассажиров.
Второй этап проектирования фюзеляжа состоит в определе-
нии его длины.
Ранее приведены рекомендации по определению предвари-
тельного значения длины фюзеляжа (формулы (10.2.6) или (10.2.7)).
Далее выполняется чертеж общего вида фюзеляжа сбоку и сверху, с
помощью которых уточняются:
• основные размеры кабины экипажа;
• основные размеры и компоновка пассажирской кабины.
Третий этап выполняется, если первые прикидки не дают же-
лаемого результата, или когда необходимо проанализировать не-
сколько вариантов компоновки фюзеляжа. Тогда процедура проек-
тирования фюзеляжа повторяется с первого этапа.
Дальнейшее уточнение размеров и формы фюзеляжа осущест-
вляется в процессе компоновки самолета в целом.
Учет человеческих факторов
На стадии выполнения внутренней компоновки фюзеляжа не-
обходима эргономическая проработка рабочего места пилота и
пассажиров. Для этих целей желательно иметь модель фигуры
человека в соответствующем масштабе.
В простейшем случае по законам соматографии строится шар-
нирная плоская модель человеческого тела. В соматографии ис-
пользуются схематические фигурки человека различной степени
подробности, построенные по законам черчения и начертательной
геометрии на основе существующих реальных размеров элементов
человеческого тела. В специальной литературе по антропометрии
можно найти значения размеров элементов человеческого тела.
Размеры определяются для особых статистических групп, называе-
мых процентилями. Например, при проектировании кресел пас-
сажиров расчет ведут для людей в интервале от 2,5-го до 97,5-го
процентилей; в этом случае лишь 5% пассажиров испытывают не-
удобства. Рабочие места пилотов рассчитывают на рост от 1600 мм
до 1900 мм. Если конструкторская задача требует использования
точных данных, то необходимо обращать внимание на дату получе-
ния антропометрических данных. Поскольку размеры тела среднего
человека изменяются с течением времени. Например, за последние
20 лет рост среднего мужчины увеличился с 1730 мм до 1778 мм.
Для построения модели фигуры человека необходимо знать
размеры между основными суставными точками человека, которые
на рис. 10.2.5 даны в буквенном обозначении, и размеры диаметров
окружностей, описанных из центров этих суставных точек. Диамет-
ры обозначены цифрами. В табл. 10.2.1 приводятся значения разме-
ров в долях от роста человека. Для получения требуемого размера сле-
дует перемножить рост человека (в мм) на взятую в соответствующей
графе десятичную дробь. Размеры диаметров в таблице даны для по-
строения макета в масштабе 1:10. При построении фигуры в другом
масштабе следует пропорционально пересчитать размеры диаметров.
Рис. 10.2.5. Простейший плоский макет тела человека (М 1:10)
Таблица 10.2.1
Относительный размер элемента тела
А Б В Г д Е Ж 3 И
0,109 0,190 0,148 0,042 0,268 0,535 0,640 0,815 0,075
Диаметр окружности, мм
01 02 03 04 05 06 07 08 09
18 16 14 12 9 6 13 6 5
Рабочие места пилотов и места пассажиров компонуют, ис-
пользуя требования эргономики. Эргономика позволяет так
спроектировать рабочее место пилота и пространство для пассажи-
ров, чтобы самолет обеспечивал необходимый комфорт и
безопасность полета. Эргономика устанавливает определенные
требования и к воздушной среде в кабине самолете: давлению,
температуре, влажности, химическому составу воздуха и его
обмену. Учитываются и другие условия окружающей среды в
кабине, например вибрации, шум, запыленность и т.д.
10.3. КАБИНА ЭКИПАЖА
Минимальное число членов летного экипажа зависит от объе-
ма выполняемой работы. НЛГ легких гражданских самолетов до-
пускают экипаж из одного пилота, если число посадочных мест, не
считая места пилотов, не более 9. При этом в случае выполнения
полетов по приборам на самолете должно быть установлено соот-
ветствующее оборудование, включая автопилот.
Экипаж из двух пилотов должен быть на самолете переходной
категории с числом посадочных мест, исключая места пилотов, бо-
лее 10, и на всех самолетах, предназначенных для захода на посад-
ку, начиная со II категории ИКАО.
Размеры и компоновка кабины экипажа
Кабина экипажа должна занимать возможно меньший объем,
но в то же время обеспечивать пилоту нормальные условия для ра-
боты и отдыха. НЛГ легких самолетов (например, АП 23.771) тре-
буют, чтобы кабина экипажа и ее оборудование обеспечивали пило-
там выполнение их обязанностей без чрезмерного напряжения и
утомляемости.
На легких самолетах кабина экипажа может компоноваться с
учетом индивидуальных конструктивных требований. В соответст-
вие с этим приведенные далее данные являются статистическими, а
не стандартными требованиями.
В соответствии с требованиями эргономики пилот должен
быть размещен таким образом, чтобы так называемые суставные
углы обеспечивали ему физиологически оправданную позу, т.е.
иметь такое положение, при котором не затрудняется кровоток и не
Рис. 10.3.1. Суставные углы в шарнир-
ном макете человека при правильной
посадке
смещаются элементы по-
звонков. Значения сустав-
ных углов для пилотов лег-
ких самолетов показаны на
рис. 10.3.1 и должны лежать
в пределах, указанных в
табл. 10.3.1 - по данным ра-
бот [36, 70, 79].
НЛГС регламентируют
расположение командных
рычагов в кабине (например,
АП 23.777), их перемещение
и действие (АП 23.779), а
также форму рукояток (АП
23.781).
Общее эргономическое
требование: наиболее часто
используемые командные
Таблица 10.3.1
Суставной угол (рис. 10.3.1) Значения, град
ц 15...20
а 170... 190
Y 85...100
5 90... 120
е 10...15
Е 85...95
рычаги и рукоятки управле-
ния должны размещаться в зоне видимости
и в наиболее удобной оптимальной рабочей
зоне; другие - в зоне досягаемости и по
возможности в зоне видимости.
Для выполнения этого правила и тре-
бований НЛГС при размещении командных
рычагов и средств отображения информа-
ции используется метод расчетных точек,
(рис. 10.3.2) при котором положение линии
визирования, условных точек положения
глаз летчика и основные командные рычаги задают таким образом,
чтобы в процессе полета летчик сохранял на рабочем месте физио-
логически оправданную позу. Командные рычаги размещают в пре-
делах зон досягаемости для летчика, одетого в легкий костюм или
специальное снаряжение в зависимости от назначения самолета.
Рис. 10.3.2. Координаты расчетных точек в кабине пилота
На рис. 10.3.2 (по данным работ [26, 36, 51, 70, 79]) показаны
значения линейных и угловых размеров расчетных точек. За основ-
ную точку отсчета принимается контрольная точка кресла S (точка
пересечения плоскостей спинки, сидения в обжатом состоянии и
вертикальной плоскости симметрии кресла).
Точка Л (рис. 10.3.2) - точка проекции линии соединяющей се-
редины обеих рукояток ШК (нейтральное положение середины ру-
коятки РУС) при нейтральном положении поверхностей управления
тангажом и креном самолета. Ее координаты приведены в
табл. 10.3.2. Максимальный угол поворота штурвала 85°. Боковой
ход РУС (вправо - влево) 150(±20) мм в каждую сторону.
Таблица 10.3.2
Командный рычаг L, не более, мм L1, мм L2’ мм а, град
Штурвальная колонка 630 325(±10) 640(±40) 45° J
Мини-штурвал 565 325(+10) 540(±20) 53°(±2°)
Ручка управления 610 345 630 48°
Расстояние между осями рукояток обычного штурвала
340^50 мм, для мини-штурвала на укороченной колонке - 21 Otjo мм.
Особенности компоновки командных рычагов легких самоле-
тов проявляются в компоновке педалей в вертикальном направле-
нии, так как этот размер влияет на высоту кабины и, следовательно,
на размеры миделя фюзеляжа. Педали должны располагаться ниже
уровня сиденья для уменьшения утомляемости летчика. На
рис. 10.3.2 показаны две концепции расположения педалей: первая
характеризуется положением точки В\ и вторая - положением точ-
ки В2- Каждая из этих точек - это центр опорной площадки педали
в их нейтральном положении и нейтральном положении руля на-
правления (поверхности управления по углу скольжения). Точка В[
соответствует расположению педалей для штурвального управле-
ния самолетов транспортной категории [26]. Точка Вг встречается в
рекомендациях по легким самолетам с РУС. Ход педалей ±100 мм.
В крайних положениях педали должны регулироваться - дополни-
тельное перемещение до 90 мм. При применении укороченной ко-
лонки с мини-штурвалом значение рабочего хода педалей может
сокращаться до 50%.
Расстояние между осями педалей при штурвальном управле-
нии 415 Joo мм, при РУС -450(±50) мм.
Точка D на рис. 10.3.2 - это центр РУД в положении «малый газ».
Задав положение командных рычагов, можно определить по-
ложение кресла летчика (рис. 10.3.3), на котором:
• точка С - это расчетное положение глаз пилота при взлете и
посадке;
• угол у - это угол установки спинки кресла, который может
изменяться от 5° при взлете и посадке самолета до 15... 19° при дли-
тельном крейсерском полете. На многих легких самолетах спинки
кресла пилотов имеют фиксированное положение с углом установ-
ки 13...16°.
Рис. 10.3.3. К определению положения кресла пилота
Кресла летного экипажа обязаны иметь привязную систему,
которая должна позволять пилоту, сидящему с застегнутыми пояс-
ными и плечевыми привязными ремнями, исполнять все функции,
необходимые для полета.
Задав положение пилота и командных рычагов, определяют
расстояния до приборной доски и до передней стенки (рис. 10.3.4).
На рис. 10.3.4 расчетные точки А.Ви5 имеют тот же смысл, что
и на рис. 10.3.2, а точка С аналогична этой же точке на рис. 10.3.3.
В соответствии с данными работ [36, 51, 70, 79] рекомендуется
назначать:
• расстояние от передней стенки кабины до расчетной точки S
не менее 1085 мм, но лучше, чтобы размер ц на рис. 10.3.4 был в
пределах 450±50 мм;
• расстояние от линии визирования до нижней линии внутренне-
го контура кабины (размер Я на рис. 10.3.4) в пределах 1200±10 мм;
• расстояние от нижнего края приборной доски до вертикали,
проходящей через точку S (на рис. 10.3.4 размер L2), не менее
700 мм, но лучше 775±25 мм;
• расстояние от нижнего края приборной доски до нижней ли-
нии внутреннего контура кабины (размер т на рис. 10.3.4) не ме-
нее 380 мм, но лучше в пределах 500±25 мм;
• размер Н\ на рис. 10.3.4 в пределах 345±10 мм.
660... 760г
Т
г*—1—*4 \ Нижняя линия внутреннего
Подпедальная площадка контура кабины
Рис. 10.3.4. К выбору границ кабины зкипажа
Рабочее место пилота могут использовать люди разного роста,
с разными анатомическими характеристиками. Поэтому необходи-
мо предусмотреть возможность изменения принятого расстояния до
органов управления, что достигается регулировкой кресла в гори-
зонтальной и вертикальной плоскости, а при закрепленном кресле -
применением пространственно регулируемого блока педалей.
Для определения минимальной высоты потолка в кабине эки-
пажа и ее ширины следует исходить из данных на рис. 10.3.5.
Рис. 10.3.5. К определению ос-
новных размеров по ширине и вы-
соте кабины:
R - радиус зоны безопасности
для головы пилота - это верхняя
полусфера из расчетной точки С
(неменее200мм, получше270мм);
Б - расстояние между осями кре-
сел пилотов - в среднем 760 мм
(минимальный размер 500 мм);
Б1 - от оси симметрии кресла пи-
лотов до внутреннего контура ка-
бины в плоскости приборной доски
- не менее 270 мм; Б2 - от оси сим-
метрии кресла пилота до внутрен-
него контура кабины в зоне распо-
ложения локтей пилота - не менее 300 мм
Таким образом, приведенные рекомендации определяют ми-
нимальную высоту кабины пилота (сумма размера Яна рис. 10.3.4 и
размера R на рис. 10.3.5) около 1400 мм. На практике применяются
и меньшие величины (см. приложение 9), которые достижимы при
допустимой позе летчика, показанной на рис. 10.3.6, (сравните раз-
мер Я=1200 мм на рис. 10.3.4 с аналогичным размером 1050 мм на
рис. 10.3.6).
Ширина кабины пилотов составляет от 900... 1100 мм и более.
При полетах с пассажиром на правом кресле должны быть приняты
меры, исключающие его вмешательство в управление самолетом.
Например, убираются командные рычаги.
По данным работы [70] длина кабины экипажа легких самоле-
тов колеблется в пределах от 1,5 м для самолетов нормальной кате-
гории до 1,8 м - для самолетов переходной категории.
В кабине экипажа легких самолетов нормальной и переходной
категорий два кресла, как правило, находится рядом (бок о бок). Ле-
вое кресло всегда занимает пилот. Второе кресло либо пассажир,
либо второй пилот.
Как правило, на легких самолетах отсутствует жесткая перего-
родка между кабиной экипажа и кабиной пассажиров. Но если ка-
бина пилотов отделена от кабины пассажиров перегородкой, то в
ней должно быть предусмотрено либо отверстие, либо открываемое
окно, либо дверь для облегчения связи между летным экипажем и
пассажирами.
Обзор из кабины экипажа
Нормы летной годности легких гражданских самолетов не да-
ют конкретных количественных требований к обзору из кабины
экипажа. Например, АП 23.773(a)(1) требуют, чтобы обеспечивался
достаточно широкий беспрепятственный и неискаженный обзор,
позволяющий пилоту осуществлять руление, взлет, заход на посад-
ку, приземление, а также производить любые маневры в пределах
эксплуатационных ограничений самолета.
Таким образом, во время визуального полета пилот должен
хорошо видеть такую часть воздушного пространства, которая по-
зволяла бы ему контролировать траекторию полета и избегать
столкновений с другими самолетами или препятствиями. На прак-
тике это определяет минимальные углы визирования. Отправным
моментом при определении углов обзора является точка расчетного
положения глаз пилота (точка С на рис. 10.3.4). Реальный обзор из-
меряется с учетом бинокулярности зрения и подвижности пилота -
при свободном, без напряжения, повороте головы и наклоне туло-
вища (без поворота) на рабочем месте с привязными ремнями.
В общем случае обзор из кабины вверх может ограничиваться
крылом высокоплана или биплана, но, как правило, специальных
мер по его улучшению не требуется. Обзор вниз определяется раз-
мерами приборной доски, носовой частью фюзеляжа и капотом дви-
гателя. Минимальный рекомендуемый угол обзора вниз составляет
12°, но лучше не менее 15°.
Внутренний обзор
Внутренний обзор (обзор своего и соседнего рабочего места в
кабине) необходим всем членам экипажа. Для обеспечения нор-
мальных условий считывания показаний индикаторов (снижения
погрешностей, вызванных параллаксом) приборные доски пилотов
устанавливают наклонно, т.е. под углом не менее 12° к вертикали.
Расстояние от приборной доски до глаз пилота, находящегося в нор-
мальном рабочем положении, должно быть около 800...900 мм.
Более точно это расстояние определяют с учетом места установки
штурвала, величины его перемещения в продольном направлении и
других факторов.
Во избежание ложного представления о наклоне видимой ли-
нии горизонта рекомендуется, чтобы верхний обрез приборных до-
сок первого и второго пилотов имел горизонтальный участок не ме-
нее 1/3 их длины.
Аварийные выходы для экипажа
В случае, если аварийные выходы для пассажиров не являются
удобными и легкодоступными для аварийной эвакуации летного
экипажа, то нормы летной годности легких самолетов (например,
АП 23.805) требуют расположения в кабине экипажа либо одного
аварийного выхода на каждом борту, либо верхний аварийный люк.
Размеры аварийного выхода (люка) не менее 485x510 мм.
10.4. ГАБАРИТЫ КАБИНЫ ПАССАЖИРОВ
Параметры пассажирских кабин некоторых легких самолетов
£каб’ Якаб» Вкаб (длина, высота и ширина) приведены в
табл. 10.4.1, данные которой приведены на рис. 10.4.1 для ширины и
на рис. 10.4.2 для высоты кабины пассажирских самолетов.
Примечание. Различные источники информации в длину пассажирской ка-
бины включают или нет длину багажного отсека, а иногда включают и длину каби-
ны пилота.
Таблица 10.4.1
Тип самолета N пас Размеры кабины, м
длина высота ширина
G НО 1 1,70 1,15 1,28
SF.260C 2 1,66 — 1,00
GY-80 “Horizon” 3 1,64 1,25 1,10.
Аего-45 3 1,41 1,18 1,12
Як-18Т 3 1,40 1,20 0,90
DR400 3 1,62 1,23 1,10
L-200D «Morava» 4 2,00 1,20 1,30
Ил-103 4 2,65 1,30 1,27
Е-1 4...5 2,32 1,28 1,38
Lockheed 60 5 3,60 1,30 1,22
Cessna 402С 5 3,65 1,13 1,34
Beech King Air C90-1 5 3,87 1,46 1,37
P.68C 6 3,58 1,20 1,16
Cessna T303 6 — 1,20 1,21
Ан-14А 6 3,10 1,60 1,53
Cessna 180 6 2,64 1,32 1,51
Aero Commander-1121 6 2,60 1,52 1,45
Kuin Air A-65 7 3,94 1,45 1,38
PA-32-301 7 — 1,07 1,24
Learjet - 25 В 8 3,76 1,32 1,50
P.166-GL3 8 - 1,76 1,57
P680FJP 9 4,41 1,42 1,32
Dornier Do 128-2 9 3,97 1,52 1,37
AP68T3-600 9 - 1,20 1,12
EMB 121 9 3,57 1,52 1,74
Окончание табл. 10.4.1
Тип самолета Я „ас Размеры кабины, м
длина высота ширина
Т101 Грач 9 4,50 1,85 1,60
Starship I 11 — 1,66 1,68
F406 Caravan II 12 - 1,31 1,42
SF.600TP 12 5,05 1,27 1,23
Super King Air B200 13 — 1,45 1,37
Beechcraft B-99 15 7,60 1,45 1,40
Ан-28 15 5,26 1,62 1,63
L410UVP 16 6,25 1,65 1,75
В Ae Jetstream 31 18 7,40 1,80 1,83
Jetstream 200 18 7,40 1,80 1,83
Метро 19 7,70 1,40 1,60
EMB110P1 19 — 1,60 1,60
Dornier Do-228-100 19 - 1,55 1,35
Рис. 10.4.1. Статистические данные о ширине пассажирской кабины:
• - самолеты с ПД; К - самолеты с ТВД
Статистика по параметрам пассажирских кабин легких само-
летов показывает, что ширина, высота и удельный объем прибли-
женно следует линейным зависимостям [14]
Якаб = 0,92+0,062Wnac, м;
Якаб = 1,09+0,0364ЛГпас, м;
Рис. 10.4.2. Статистические данные о высоте пассажирской кабины:
• - самолеты с ПД; к - самолеты с ТВД
Компоновки пассажирских кабин некоторых легких самолетов
приведены в приложении 9.
Форма миделя фюзеляжа
На легких самолетах сечение фюзеляжа делают различной
формы, например, прямоугольной, круглой и др. (рис. 10.4.3).
Рис. 10.4.3. Примеры формы поперечного сечения фюзеляжа
Каждая из форм сечений имеет достоинства и недостатки.
Преимуществом прямо-
угольной формы (рис. 10.4.3,6/
и рис. 10.4.4) является просто-
та изготовления плоских пане-
лей фюзеляжа. Эта форма фю-
зеляжа удобна для размеще-
ния экипажа, пассажиров и
крупногабаритных грузов. Од-
нако фюзеляж с такой формой
сечения нецелесообразно де-
лать герметичным, поскольку
плоские панели, нагруженные
избыточным давлением, име-
ют значительный вес. Поэто-
му прямоугольная форма се-
чения фюзеляжа может быть
рекомендована для самолетов
с крейсерской высотой полета
до 3000 м. Кроме того, требу-
ется дополнительные конст-
Рис. 10.4.4, Пример прямоугольной
формы сечения фюзеляжа легкого
самолета МВЛ /14/
руктивно-технологические мероприятия для повышения местной
жесткости плоских панелей: частое подкрепление каркасом или по-
верхности фюзеляжа с прямоугольным миделем придают кривизну
(рис. 10.4.3,6).
Прямоугольная форма фюзеляжа при одинаковом миделе с
другими формами сечения фюзеляжа имеет наибольший периметр
и, следовательно, большую площадь смачиваемой поверхности.
Прямоугольное сечение, даже с закругленными углами, создает до-
полнительное сопротивление при обдувке закрученной струей за
воздушным винтом, но сводит к минимуму интерференцию с кры-
лом и требует небольших зализов, закрывающих щели между кры-
лом и фюзеляжем.
При высоте крейсерского полета свыше 3000 м, когда может
потребоваться избыточное давление в кабине пассажиров и экипа-
жа, целесообразной формой является форма, составленная из дуг
окружности (рис. 10.4.3,в и рис. 10.4.5) или круг - рис. 10.4.3,г.
Круглое сечение малого диаметра невыгодно для размещения эки-
Рис. 10.4.5. Пример овальной формы сече-
ния фюзеляжа легкого самолета МВЛ [14]
пажа, пассажиров и гру-
зов, так как значительные
по площади сегменты с
боков и снизу остаются
незаполненными и беспо-
лезно увеличивают мидель
и поверхность фюзеляжа.
Круг считается наилучшей
формой сечения фюзеляжа
легких самолетов при вы-
соте крейсерского полета
свыше 4500...5000 м.
Для работы конст-
рукции фюзеляжа на кру-
чение лучшим сечением
является круг, а худшим -
прямоугольник. Вытяну-
тые по вертикали сечения
работают на изгиб в вер-
тикальной плоскости луч-
ше круглых.
Ширина и высота кабины
Отправным пунктом в разработке поперечного сечения обычно
является количество кресел в поперечном ряду дпкр, их размеры и
ширина продольного прохода, если он имеется.
Для самолетов рассматриваемых классов величина дпкр не
превышает трех кресел.
Пассажирские кресла являются важнейшим элементом пасса-
жирского оборудования самолета, их размеры и конструкция опре-
деляют уровень комфорта для пассажира в полете. В условиях ава-
рийной посадки пассажирские сиденья должны:
а) защищать пассажира от ударов посторонними предметами;
б) всегда оставаться связанными с конструкцией самолета;
в) не причинять пассажиру серьезных повреждений при ударе
его о кресло или при частичном разрушении кресла.
Нормы летной годности легких самолетов (например
АП 23.785) требуют, чтобы каждая система «кресло + система фик
сации человека», установленная по
правления полета легкого самолета,
должна состоять из кресла, пояс-
ных и плечевых привязных ремней,
обеспечивающих защиту человека
при аварийной посадке. При других
установках кресла должен обеспе-
чиваться такой же уровень безо-
пасности.
Пассажирские кресла легких
самолетов при дгпас < 5 иногда вы-
полняются как элементы конструк-
ции фюзеляжа. При этом можно ру-
ководствоваться данными рис. 10.4.6,
где приведены некоторые мини-
мальные статистические данные о
месте для пассажиров легких само-
направлению или против на-
Рис. 10.4.6. Место пассажира
летов.
Осредненные размеры серийно производимых пассажирских
кресел приведены в табл. 10.4.2 [70] и на рис. 10.4.7.
Таблица 10.4.2
Размер на Класс пассажи рских кресел
рис. 10.4.7 Второй Третий
а, мм 430 (420...445) 420 (405...430)
е, мм не менее 60 не менее 50
с, мм 580...610
d, мм 220 220
h, мм 1070 (1040...1120) 990 (920... 1040)
к, мм 450 450
^Л^гпах, 690/960 660/910
О/^тах. 15*736° 15*725°
Блок из двух кресел
ММ | 1020 (990... 1060) 990 (970... 1020)
Блок из трех кресел
мм 1520 (1500... 1600) 1450
Рис. 10.4.7. Основные размеры пассажирских кресел
Примечание. Для легких самолетов выпускаются также кресла без подло-
котников и с подлокотником с одной стороны.
Потребная из компоновочных соображений ширина пассажир-
ской кабины на уровне подлокотников определяется по формуле
5каб = 51/11 + В1П2 + 2?п + 25 , (10.4.1)
где Bi и пь В2 и П2 ' соответственно ширина и число одноместных
и двухместных блоков кресел; Вп ~ ширина продольного прохода
(минимальный размер указывается в НЛГС, например АП 23.815,
но лучше 440 мм); 5 - зазор между сидением и внутренней поверх-
ностью стенки кабины (0...30 мм).
Ширина фюзеляжа определяется добавлением к ширине каби-
ны Вкаб толщины его конструкции - по 50...60 мм с каждого борта.
По аналогии с позой пилота (рис. 10.3.1 и табл. 10.3.1) изобра-
жается поза пассажира. Зона безопасности для головы пассажира,
сидящего у борта фюзеляжа, которая (по аналогии с пилотом) пред-
ставляет верхнюю полусферу из условной точки положения глаз
пассажира радиусом не менее 150 мм, но лучше 250 мм. Потолок
кабины должен находиться на расстоянии не менее 100 мм от верх-
ней точки контура головы.
Длина пассажирского салона
Длина пассажирской кабины (салона) £каб, потребная для
размещения Мряд - количества поперечных рядов пассажирских
кресел, определяется формулой (при дгпас > 10)
АКаб ~ Al + (Af ряд ~ 1 ) Акр Ат + Абаг ’ (10.4.2)
где L\ ~ 1 м - расстояние от плоскости передней перегородки до
первого ряда кресел;
Ат и Абаг ~ длина туалета и багажника, м;
Акр - 0,72...0,78 м - шаг рядов кресел.
Заднее кресло для двух или трех пассажиров иногда делают с
общим сиденьем (диван). Однако более комфортабельным считает-
ся вариант с индивидуальными креслами и подлокотниками.
Если число пассажиров меньше 15 и время полета менее двух
часов, то на легких самолетах туалет можно не устанавливать и в
формуле (10.4.2) принять Ат=0. Часто багажники располагают в
носовой и хвостовой частях фюзеляжа. В этих случаях £баг = 0.
При пассажировместимости 18... 19 кресел обязательным счи-
тается наличие буфета и туалета.
Объемы багажно-грузовых отсеков определяют, исходя из сле-
дующих удельных объемов: 120 даН/м3 - багаж пассажиров;
270 даН/м3 - почта; 300 даН/м3 - грузы.
Пассажирская кабина должна иметь легкодоступную наруж-
ную дверь.
Размеры аварийных выходов и подходы к ним должны соот-
ветствовать требованиям НЛГ легких самолетов (см. приложе-
ние 8).
10.5. О ФОРМЕ ФЮЗЕЛЯЖА
Предварительную форму носовой и хвостовой частей фюзеля-
жа рекомендуется принимать по аналогии с фюзеляжем самолета,
близкого по пассажировместимости к проектируемому самолету.
Все фюзеляжи, независимо от вида сбоку, имеют в плане сим-
метричную форму с минимальным количеством надстроек, выхлоп-
ных и всасывающих патрубков. При звездообразном и оппозитном
двигателе в носовой части фюзеляжа форма определяется капотом
(рис. 10.5.1), а при рядном двигателе - обтекателем винта и габари-
тами двигателя в плане.
Рис. 10.5.1. Форма фюзеляжа в плане
При отсутствии двигателя в носовой части ей придается заост-
ренная форма в плане.
В пределах корневой хорды крыла рекомендуется, чтобы уча-
сток фюзеляжа имел постоянную ширину (рис. 10.5.1,6) или возрас-
тающую в направлении к хвосту. Нежелательно совмещение шири-
ны фюзеляжа с максимальной строительной высотой крыла. Лучше
сдвигать максимальную ширину фюзеляжа к задней кромке крыла,
так как это понижает интерференцию (рис. 10.5.1,а). У скоростных
самолетов для уменьшения сопротивления рекомендуется смещать
максимальную ширину и высоту фюзеляжа на 40% его длины и бо-
лее.
При однокилевом оперении хвостовую часть делают мини-
мальных размеров, однако при разнесенном вертикальном оперении
хвостовая часть фюзеляжа делается более широкой в плане - для
увеличения базы крепления стабилизатора.
Глава 11
ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ
ОПЕРЕНИЯ САМОЛЕТА
Проектирование оперения всегда ведется методом последова-
тельных приближений от предварительного выбора его параметров
на основе статистических данных самолетов-аналогов к уточнению
и конкретизации этих параметров на основе продувок в аэродина-
мической трубе и летных испытаний самолета.
Для определения оптимальных параметров ГО и ВО необхо-
димо больше данных, чем имеется на этапе предварительного про-
ектирования самолета. Поэтому в данной главе предлагаются реко-
мендации к предварительному выбору параметров оперения, осно-
ванные на статистике, и закономерности, определяющие их рацио-
нальные значения.
11.1. НАЗНАЧЕНИЕ ОПЕРЕНИЯ И
ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ
Оперение самолета обеспечивает:
1) устойчивость, управляемость и балансировку на всех режи-
мах полета, предусмотренных назначением самолета;
2) достаточную управляемость для выхода из критических ре-
жимов полета.
Важнейшие технические требования, предъявляемые к опере-
нию, можно объединить в следующие группы.
Аэродинамические требования:
а) исключение взаимного аэродинамического влияния ГО и ВО
и затенения их другими частями самолета. В полной мере этим
требованиям удовлетворить не всегда удается;
б) обеспечение монотонного прироста продольного момента
по углу отклонения органа управления во всем эксплуатационном
диапазоне углов атаки и скоростей полета;
в) минимальное сопротивление при балансировке самолета;
г) обеспечение аэродинамической эффективности на закрити-
ческих углах атаки, достаточной для вывода самолета из этой об-
ласти на безопасные режимы полета.
Прочностные требования:
а) достаточная прочность, долговечность и жесткость при
наименьшем весе конструкции и весе балансиров рулей;
б) обеспечение эксплуатационной живучести конструкции при
ее частичных разрушениях, включая разрушение узлов навески рулей.
Эксплуатационные требования
Эксплуатационная технологичность конструкции оперения
должна обеспечить простое и быстрое проведения всех операций
контроля и обслуживания, включая хороший доступ ко всем ответ-
ственным деталям и узлам навески. Поверхность конструкции опе-
рения должна быть защищена от действия внешней среды и от слу-
чайных повреждений при эксплуатации.
11.2. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
При проектировании самолета эффективность оперения и рас-
положенных на нем рулевых поверхностей в основном определяется:
а) схемой оперения и его расположением относительно других
частей самолета;
__ s
б) относительной площадью ГО - £г0 = —— и относительной
— S
площадью ВО - £в0 = —— (определение $г0
5
на рис. 11.3.4, SB0 - на
рис. 11.4.1);
в) удалением оперения от центра тяжести самолета, т.е. плечом
ГО - Lro и плечом ВО - £в0;
г) производными от подъемной силы ГО - аг0 = С“ Го и боко-
вой силы ВО - аво = во i
д) эффективностью руля высоты - пр.в = ^ 5р.в и РУЛЯ на-
VTZ — 5р. в
5р н , где 5р в =----относительная площадь
5 го
— 5Р. н
руля высоты и 5р н =—-----руля направления.
5 во
Наиболее общей характеристикой эффективности оперения
является коэффициент статического момента:
для горизонтального оперения
Яго = ^ко = 5го1го; (Ц.2.1)
для вертикального оперения
Ло = ^7Т2 = 5ВоГво- (11.2.2)
id * /
В табл. 11.2.1 приведены некоторые статистические данные о
геометрических параметрах эффективности оперения легких само-
летов, их средних значений и СКО.
Таблица 11.2.1
Тип самолета Горизонтальное one рение Вертикальное оперение
5ro Lro Aro Sp.B S BO Lbo А во Sp.H
Одномоторные
Cessna Sky wagon 0,258 3,56 0,92 0,45 0,092 0,503 0,046 0,44
Cessna Cardinal RG 0,201 2,99 0,60 1,00 0,10 0,380 0,038 0,37
Cessna Skylane RG 0,223 3,16 0,71 0,41 0,107 0,441 0,047 0,37
Piper Cherkee 0,198 3,07 0,61 1,00 0,079 0,466 0,037 0,31
Piper Warrior 0,156 3,04 0,48 1,00 0,068 0,377 0,026 0,36
Bellanca Skyrocket 0,233 2,60 0,61 0,38 0,099 0,377 0,037 0,33
Grumman Tiger 0,269 2,84 0,76 0,28 0,060 0,400 0,024 0,43
Rockw. Commander 0,206 2,38 0,49 0,34 0,112 0,348 0,039 0,28
SAH- 1 0,183 4,52 0,83 0,46 0,143 0,606 0,086 0,40
Aviation Bullfinch 0,213 3,0 0,63 0,58 0,176 0,352 0,062 0,39
И-1Л 0,219 2,78 0,60 0,44 0,144 0,347 0,050 0,47
Як-112 0,231 — — 0,50 0,095 — — 0,43
Средние значения 0,213 3,09 0,658 0,422 0,107 0,418 0,045 0,395
CKO 0,031 0,565 0,135 0,085 0,034 0,081 0,017 0,082
Двухмоторные
Cessna 31 OR 0,303 3,12 0,95 0,41 0,146 0,431 0,063 0,45
Cessna 402B 0,310 3,46 1,07 0,29 0,193 0,414 0,080 0,47
Cessna 414A 0,269 3,47 0,93 0,27 0,183 0,385 0,071 0,38
Cessna T303 0,254 3,04 0,78 0,42 0,123 0,423 0,052 0,44
Окончание табл. 11.2.1
Тип самолета Горизонтальное оперение Вертикальное оперение
5 го Lro Аго 5р.В 5 во Lqo ^ВО 5р. н
Piper РА-31Р 0,300 2,80 0,84 0,44 0,131 0,423 0,056 0,38
Piper РА-44-180Т 0,127 3,62 0,46 1,00 0,117 0,373 0,044 0,37
Piper Chieftain 0,268 2,68 0,72 0,38 0,128 0,426 0,055 0,40
Beech Duchess 0,216 3,07 0,67 0,35 0,141 0,374 0,053 0,29
Beech Duke B60 0,291 2,20 0,64 0,27 0,135 0,443 0,060 0,43
Beech 1900 0,235 5,66 1,33 0,43 0,157 0,486 0,076 0,35
BAe Jetstream 31 0,311 3,93 1,22 0,46 0,308 0,398 0,123 0,26
CASA C212 0,313 3,73 1,17 0,35 0,180 0,398 0,072 0,41
Metro П1 0,246 4,33 1,07 0,28 0,181 0,489 0,089 0,35
Metro IV 0,267 5,24 1,40 — 0,162 0,484 0,078 —
L-410UVP 0,275 3,50 0,96 — 0,209 0,335 0,070 —
Dornier 228-200 0,272 4,00 1,09 — 0,161 0,519 0,084 —
Ah-14A 0,202 3,61 0,73 — 0,184 0,31 0,057 —
Среднее значение 0,259 3,61 0,93 0,363 0,167 0,418 0,070 0,383
CKO 0,048 0,89 0,26 0,071 0,045 0,056 0,011 0,061
Примечание. В табл. 11.2.1 плечи оперения измерялись отточки, соответ-
ствующей 0,25b™ крыла, до то точки, соответствующей 0,25brav оперения.
V4A vdA
5р в = 1,0 соответствует цельноповоротному горизонтальному оперению.
11.3. ПРОЕКТИРОВАНИЕ
ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ
11.3.1. О ФОКУСЕ САМОЛЕТА
Как известно, фокус - это точка приложения приращения аэ-
родинамической силы при изменении угла атаки. Следует различать
понятия фокуса и центра давления. Для реального самолета они не
совпадают.
Фокус самолета определяется фокусом изолированного крыла
и его смещениями из-за влияния остальных частей самолета. Фокус
самолета без ГО ~xF бго расположен ближе к носку САХ, чем фокус
крыла, из-за влияния фюзеляжа, мотогондол и воздушного винта. В
отдельных случаях это смещение может достигать (0,08...0,10)Ьсах и
более. Наиболее существенен сдвиг фокуса дТ>го из-за влияния
ГО, который приближенно равен:
для нормальной схемы
дТг го = кго Аго^(1-еа) — (0,4...0,6)ЛГО; (11.3.1)
Су
для схемы «утка»
ь.Х f го = — ^ппМго J7’ (11.3.2)
С?
где кго ~ коэффициент торможения потока воздуха в области ГО
(зависит от схемы оперения, плеча ГО, обдувки струей винта и др.;
в среднем кг0 ® 0,9 [52, 63]);
Лпг0>1 учитывает влияние фюзеляжа на обтекание ПГО и по
данным [63] &пго ~ 1,5. Знак минус перед &пго означает сдвиг фоку-
са вперед;
ого = Су го ~ есть функция параметров ГО: А,г0 > Хг0 и ДР- (на‘
пример, рис. 11.3.8);
еа - производная от угла скоса потока е по углу атаки (зависит
от геометрии крыла, схемы оперения, плеча ГО, влияния земли и др.).
Таким образом, фокус самолета будет
X F ~ Xf бго + &Х F го (11.3.3)
Методы определения фокуса самолета в различных конфигура-
циях приведены в специальной литературе, например, [4, 52, 63].
От взаимного расположения фокуса и центровки самолета jfT
зависит запас продольной статической устойчивости
Примечание. Как правило, минимальный запас продольной статической
устойчивости пассажирских самолетов равен m^jn = — 0,10... — 0,15. Большие
значения рекомендуются для самолетов с обдувкой крыла винтами.
Таким образом, при прочих равных условиях необходимая
степень продольной статической устойчивости самолета т^у может
быть обеспечена выбором положения ГО и его параметров.
11.3.2. О МЕТОДЕ ГРАНИЧНЫХ ЛИНИИ
Для обоснования выбора основных параметров ГО использу-
ется графоаналитический метод граничных линий (рис. 11.3.1), фи-
зические основы которого приведены в данном разделе.
Рис. 11.3.1. К определению требуемого коэффициента Лго самолета
нормальной схемы
Потребное значение основных параметров ГО пассажирского
самолета (Лго> Sro- ХГО’ Хго) Д°лжно выбираться из следующих ус-
ловий, вытекающих из назначения ГО:
1. Обеспечение заданного запаса продольной статической ус-
тойчивости при предельно задней центровке пз (гранич-
ная линия 7 на рис. 11.3.1).
2. Обеспечение продольной балансировки самолета с выпу-
щенной механизацией крыла при предельно переднем положении
центра тяжести Хт.пп на следующих режимах:
а) посадка самолета (граничная линия 2 на рис. 11.3.1);
б) отрыв носового колеса при взлете;
в) уход на второй круг при заходе на посадку.
3. Обеспечение при предельно задней центровке %т.пз пики-
рующего момента, достаточного для возвращения самолета с боль-
ших (закритических) углов атаки в эксплуатационную область ре-
жимов полета (граничная линия 3 на рис. 11.3.1).
Обеспечение заданного запаса устойчивости
Минимальный запас устойчивости /n^jn определятся пре-
дельно задней центровкой %гпз самолета и положением его фокуса
mz min ~ -^т.пз ~ Xf- (11.3.4)
Из выражения (11.3.4), с учетом (11.3.3) и (11.3.1), следует
уравнение для первой граничной линии (прямая 1 на рис. 11.3.1)
_ ^т.пз-АУ бго “ min „ _
Иго ~ >3.5)
кго^-е>
с?
Посадка самолета
Для определения второй граничной линии рассматривается по-
садка самолета, при которой действующие на него силы и моменты
должны соответствовать посадочному углу атаки, посадочному по-
ложению механизации крыла с учетом влияния экрана земли и при
работе двигателя на режиме малого газа. При этих условиях выра-
жение для продольной балансировки самолета будет
<бХго + ^го = 0, (11.3.6)
где 6*0 ” коэффициент момента тангажа самолета без ГО, кото-
рый на рассматриваемом режиме посадки будет иметь максималь-
ное значение при предельно передней центровке
WIz6ro== wz06ro“OfF6ro_ А’т.ппЭС.ипос (11.3.7)
Коэффициент момента тангажа от ГО для балансировки само-
лета на рассматриваемом режиме посадки определяется выраже-
ниями (с учетом правила знаков моментов)
f^zro ~кГ0Су го^го ’
или
l^Z го = —^ГО^ГО^р.В 8р.в Фго^^пос ~ ^П0С^Г0 ’ (1 1.3.8)
где фго - угол установки ГО по отношению к САХ (по правилу зна-
ков - отклонение задней комки ГО вверх считается отрицательной
величиной);
5р. в - угол отклонения руля высоты, который принимается рав-
ным 0,85р в тах (по правилу знаков - отклонение руля высоты вверх
считается отрицательной величиной).
Таким образом, с учетом формул (11.3.7) и (11.3.8) из условия
продольной балансировки (11.3.6) следует уравнение для второй
граничной линии (прямая 2 на рис. 11.3.1)
_ ^Обго + ^т.пп“ А’Убго^С’.у пос (1139)
&гоЯго(ир.вО»85р в тах + фго + ССпос ” Епос)
Отрыв колеса передней опоры шасси
Рассматривается положение самолета при разбеге в момент
подъема носового колеса. Схема действующих сил и моментов при-
ведена на рис. 11.3.2. В дополнение к аэродинамическому моменту
самолета с механизацией во взлетном положении (с учетом влияния
экрана земли) - Mz бго на Рис- 11.3.2 — добавляется момент от силы
тяги двигателя на взлетном режиме R и момент от силы веса само-
лета Go ПРИ предельно передней центровке. При этом поворот са-
Рис. 11.3.2. Схема сил и моментов при взлете
молета осуществля-
ется относительно
оси вращения колес
основных опор.
Для самоле-
тов с шасси, име-
ющим переднюю
опору, этот случай,
как правило, явля-
ется расчетным ус-
ловием.
Уход самолета на второй круг
При рассмотрении режима ухода самолета на второй круг с по-
садочной глиссады с минимально разрешенной высоты полета
(Я = 15м) принимают: предельно переднюю центровку самолета в
посадочной конфигурации, перегрузка маневра пу ~ 1,4, отклонение
руля высоты не более 80% от максимального значения и макси-
мальный режим работы двигателя [65].
Потребное значение Лго
По потребному, из условий эксплуатации самолета, диапазону
центровок Ахт э с помощью графика граничных линий определяют
потребную величину коэффициента статического момента (лГо)ПОтр
(рис. 11.3.1) и далее величину потребной площади £го =—— потр5
Lro
при фактическом (по чертежу проектируемого самолета) плече ГО.
По существу выбор 5Г0 - это также определение предельно
передней центровки А\.пп и предельно задней центровки %т пз
самолета при заданном диапазоне центровок дТт.э-
Пример 11.3.1. Определить Тт.пз A™ самолета со следую-
щими данными: Т/^бго = 0,16; аго = 0,06 —-— (соответствует
градус
Хго = 4); Су = 0,075—5— (соответствует удлинению крыла X = 7);
градус
*го = 0,9; ea = 0,3;m%in = -0,15; ЛГо = 0,65.
Из выражения (11.3.5) следует
ЛГт.пз ~ % F бго + ^го^го а (I ” Е ) + —
СУ
= 0,16 + 0,9 • 0,65-^-(1 - 0,3) - 0,15 = 0,34.
0,075
Пример 11.3.2. Определить хт пп из условия посадки само-
лета при следующих данных: Супос = 1’6^ «пос = 12°; £ГО = 0,86;
wz06ro Епос ” 2,4 , фго 2 i 5р.в max 25 i Ир.в”0,65;
X F бго — 0,16.
Из выражения (11.3.9) следует
__ ^го^го^го(мр.в0»85р в тах + Фго + апос ” Епос)
JfT.nn ” “
у пос
.мех
771 z0 бго ( _ _
” ~ X F бго —
Су пос
0,86 • 0,06 • 0,65(0,65 • 0,8 • (-25) + (-2) + 12- 2,4) - 0,14
=-----------------— ---------------—-----— + 0,16 = 0,134.
1,6 1,6
Примеры приведены только для иллюстрации порядка чисел.
Для построения граничных линий необходима полная инфор-
мация о параметрах ГО и его расположении относительно крыла.
Поэтому при проектировании самолета график, подобный
рис. 11.3.1, может быть построен в конце этапа технического пред-
ложения и уточнен добавлением ряда граничных линий, построен-
ных из условий:
а) получения необходимого декремента затухания собствен-
ных колебаний самолета;
б) допустимого предела изменения расхода усилий на пере-
грузку (показателя управляемости) и ряда других.
11.3.3. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ
ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ
Концепция стабилизатора
В пассажирском самолетостроении применяются следующие
основные концепции стабилизатора.
1. Неподвижный стабилизатор.
В этом случае балансировка самолета и управление при манев-
ре на всех режимах полета выполняется только рулем высоты. По-
этому для обеспечения балансировки самолета требуются большие
размеры, как рулей высоты, так и всего ГО. Одна из особенностей
этого стабилизатора состоит в том, что рули высоты почти на всех
режимах полета находятся в отклоненном положении, что приводит
к снижению аэродинамического качества. Для снижения потерь аэ-
родинамического качества при балансировке самолета целесообраз-
но рули высоты выполнять с минимальной аэродинамической ком-
пенсацией, а это, как известно, приведет к увеличению шарнирных
моментов.
Потребный угол установки стабилизатора относительно САХ
крыла (<рго) определяется из условия балансировки самолета на ре-
жиме полета с заданной укрейс с неотклоненным рулем высоты, т.е.
с близким к нулю усилием на РУС или ШК
Фго = ' [(^(^бго+С^т ~ XF^Cy крейс] - Оф + Еф’ 0 1.3.10)
Хго-^гоОго
здесь Еф - угол скоса потока у ГО фюзеляжем (по данным [631
Еф ~ Г - для обычных фюзеляжей и £ф = 0° - для фюзеляжа с тонки-
ми хвостовыми балками); «о - угол атаки нулевой подъемной силы,
градус; дг0 - производная от подъемной силы ГО, 1/градус.
Примерные значения угла установки стабилизатора фг0 при-
ведены в табл. 11.3.1.
Преимуществом неподвижного стабилизатора является про-
стота и надежность системы управления.
2. Дискретно переставной стабилизатор.
В случае дискретно переставного стабилизатора управление и
балансировка самолета при изменении высоты, скорости, веса и
центровки осуществляются рулем высоты. Изменение угла установ-
ки стабилизатора связано (дискретно) с изменением угла отклоне-
ния механизации крыла, т.е. происходит только на режимах взлета,
полета и посадки. Подобный стабилизатор имеет ограниченное
применение на некоторых пассажирских самолетах, так как облада-
ет существенными недостатками: не учитывает изменение веса и
изменение центровки самолета. Кроме того, на самолетах с дис-
кретно переставным стабилизатором автоматическая балансировка
обычно осуществляется рулем высоты и на многих установившихся
клонены на значительный угол.
^roi <
Рис. 11.3.3. Влияние концепции стабилиза-
тора на потребное значение А го
режимах это приводит к значительному рассогласованию между
штурвалом управления и углом отклонения руля высоты - штурвал
находится в нейтральном положении, а рули высоты могут быть от-
При прочих равных
условиях (например, по-
стоянный диапазон экс-
плуатационных центро-
вок ДХт.э) переставной
стабилизатор позволяет
уменьшить потребное
значение (Лго)потр и’
следовательно, площадь
и вес ГО, что иллюстри-
рует рис. 11.3.3, на кото-
ром линия 2 соответст-
вует неподвижному ста-
билизатору, а линия 2' - дискретно переставному.
Углы установки стабилизатора для каждой из дискретно уста-
новленных позиций определяются по формуле, аналогичной
(11.3.10), но с соответствующими каждому случаю входящими ве-
личинами.
3. Управляемый стабилизатор.
Отличительная особенность этого стабилизатора состоит в
том, что он используется на всех режимах полета для полной про-
дольной балансировки самолета, а руль высоты применяется только
для управления при маневре и коррекции траектории полета авто-
пилотом. При этом на всех установившихся режимах полета имеет-
ся полное соответствие между отклонением штурвала и рулем вы-
соты. Независимо от веса самолета и положения его ЦТ распола-
гаемые моменты тангажа при отклонении руля высоты (на пикиро-
вание и кабрирование) всегда максимальные, что повышает безо-
пасность полета даже в случае грубых ошибок загрузки самолета.
При управляемом стабилизаторе полный располагаемый мо-
мент тангажа, используемый на взлете и посадке, определяется
суммой моментов от руля высоты и стабилизатора. Вследствие это-
го требуемые размеры ГО и руля высоты получаются значительно
меньшими, чем при неподвижном стабилизаторе.
Влияние управляемого стабилизатора на граничные линии при
выборе Лго принципиально иллюстрируется рис. 11.3.3, на котором
следует принимать, что линия 2 соответствует неподвижному ста-
билизатору, а линия 2' - управляемому.
Диапазон отклонения стабилизатора может составлять
Фга ~ +1 12° при скорости отклонения ^го = 0,3...0,5 градус .
го at с
Существенным недостатком управляемого стабилизатора
считается его сложность и дополнительный вес, а также
необходимость в мероприятиях против его «увода» при возможных
отказах в системе управления стабилизатором.
4. Цельноповоротное ГО без руля высоты дает возможность:
• снизить вес ЦПГО (неразрезного по размаху) за счет ликви-
дации руля высоты с узлами подвески и балансировочными грузами;
• упростить и удешевить конструкцию ГО путем уменьшения
числа деталей.
ЦПГО применяется на некоторых легких гражданских самоле-
тах, например Cessna Cardinal RG, Piper Cherkee и др. Однако на пу-
ти применения ЦПГО стоит ряд существенных трудностей.
Во-первых, для снижения шарнирного момента ось вращения
ЦПГО должна располагаться близко к центру давления. При этом
есть опасность получить на некоторых углах атаки ЦПГО переком-
пенсацию шарнирного момента (изменение знака шарнирного мо-
мента), что совершенно недопустимо при ручном непосредствен-
ном управлении .
Вторым недостатком ЦПГО является существенное уменьше-
ние степень продольной статической устойчивости с брошенной
ручкой (при обычной механической связи между ручкой управле-
ния и ЦПГО).
Широко применяемая на легких самолетах система управления, в ко-
торой передача усилий от рулей к командным рычагам и обратно осуществ-
ляется при помощи тяг и (или) тросов. Усилия от аэродинамических сил ру-
лей ощущаются пилотом непосредственно.
Следовательно, применение ЦПГО на легких гражданских са-
молетах требует дополнительного доказательства возможности
безопасного полета.
Площадь горизонтального оперения
Рис. 11.3.4. Основные геомет-
рические характеристики ГО
Как правило, при проектирова-
нии самолета за площадь ГО прини-
мают его габаритную площадь (за-
штрихована на рис. 11.3.4).
В начале проектирования (в пер-
вом приближении) площадь ГО
самолета рекомендуется определять в
зависимости от площади крыла - по
данным на рис. 11.3.5 или по формуле
5го = 5го5, (11.3.11)
где 5 - площадь крыла проектируемо-
го самолета, 5ГО - величина относи-
тельной площади ГО, определяемая
по данным самолета-прототипа или
среднестатистическим значениям из
табл. 11.2.1:
самолеты с одним двигателем
5ГО = 0,18...0,23;
(11.3.12)
самолеты с двумя двигателями
$го = 0,24...0,29. (11.3.13)
Если применяется разнесенное вертикальное оперение, уста-
новленное на концах ГО, то вычисленная по статистике £го может
быть уменьшена на 20...25% вследствие увеличения эффективности
ГО за счет эффекта концевых шайб (например, данные Ан-14А на
рис. 11.3.5).
Для самолета схемы «утка» относительная площадь ПГО со-
ставляет 5ПГ0 = 0,15...0,20, а плечо (2,5...3)Ьсах.
Рис. 11.3.5. Зависимость площади ГО от площади крыла:
• - самолеты с одним двигателем; к - самолеты с двумя двигателями
Параметры формы горизонтального оперения
Эффективность ГО зависит не только от его площади и рас-
стояния до ЦТ самолета, но и от его аэродинамических характери-
стик. Важнейшие из них - это критический угол атаки ГО и произ-
водная подъемной силы ГО по углу его атаки дго = С“ Го’ которые в
наибольшей степени зависят от удлинения Хго и стреловидности
Хтои в меньшей - от сужения Т|го, относительной толщины и фор-
мы профиля ГО.
Иллюстрация влияния производной дго на АГ0 приведена на
рис. 11.3.6, где пунктирные линии 3 и 4 соответствуют новому, бо-
лее высокому, значению аго (см. также формулы (11.3.5) и (11.3.9)).
Из данных рис. 11.3.6 видно, что потребный диапазон центро-
вок в эксплуатации может быть обеспечен при меньшем значении
(Лго)потр и’ слеД°вательно, при меньших площади и весе ГО.
Статистические данные по основным геометрическим харак-
теристикам ГО легких самолетов нормальной аэродинамической
схемы приведены в табл. 11.3.1.
Таблица 11.3.1
Схема самолета ^го Хго ^ГО * Уго Фго
1 двигатель 4,0...6,3 0...100 1,0...2,2 0° -5...00 или управ- ляемый стабилизатор
2 двигателя 3,7...7,7 0...170 1,0...2,1 0...+120 0° или управляемый стабилизатор
*В табл. 11.3.1. Vro “ угол поперечного V горизонтального оперения.
Удлинение ГО, оказывая влияние на аго (Рис- 11.3.7 [59]),
влияет на эффективность ГО: чем больше удлинение ГО, тем выше
его эффективность (по схеме рис. 11.3.6).
Рис. 11.3.7. Влияние удлинения ГО на его
эффективность
Рис. 11.3.8. Влияние удлинения
на критический угол атаки
Однако увеличение удлинения ГО сопровождается уменьше-
нием критического угла атаки, что иллюстрирует рис. 11.3.8 и, кро-
Хго — 3,5
Фюзеляжная часть ГО
Рис. 11.3.9. Влияние удлинения ГО
на его эффективную площадь
ме того, при увеличении Хго не только существенно увеличивается
вес ГО (вследствие увеличения изгибающего момента при той же
величине нагрузки на ГО), но и ухудшаются его флаттерные харак-
теристики.
С другой стороны, чрезмерному уменьшению удлинения ГО
кроме уменьшения аг0 (ухудшение эффективности) препятствует
также то, что при уменьшении Хго увеличивается как часть площа-
ди ГО, находящейся в заторможенном потоке (пограничном слое
фюзеляжа), так и фюзеляжная
часть ГО - рис. 11.3.9. Таким
образом, для сохранения эффек-
тивности ГО при уменьшении
Хг0 необходимо увеличивать его
площадь 5Г0, что может сопро-
вождаться увеличением веса ГО.
Очевидно, что существует
оптимальное значение удлине-
ния ГО. Подход к оптимизации
Хго изложен в работе [59] и
здесь не рассматривается.
Установка на концах ГО
шайб разнесенного ВО равноценна увеличению эффективного уд-
линения ГО, которое можно определить по известной формуле:
Хгоэф = ХГоЬ + 1.66^>
\ ‘ГО .
(11.3.14)
где Лво ~ высота шайбы.
В этом случае для определения дго можно использовать
рис. 11.3.7 при удлинении ГО, равном Хгоэф-
Для обеспечения приемлемых характеристик продольной ус-
тойчивости и управляемости самолета нормальной схемы на боль-
ших углах атаки (перед сваливанием) срыва потока на ГО не долж-
но быть. Поэтому для самолета нормальной схемы должно выпол-
няться условие
Wro>WKp„„„- <11.3.15)
Исходя из данных рис. 11.3.8 и данных табл. 11.3.2, для дости-
жения условия (11.3.15) рекомендуется удлинение ГО самолета
нормальной схемы делать меньше удлинения его крыла Х,го < X.
Таблица 11.3.2
Самолет Самолет Самолет ^ro/^
Zlin 43 0,530 Як-18Т 0,555 Valmet L-70 0,663
Beechcraft DUCHESS 76 0,445 Cessna T303 0,744 Trago mills SAH-1 0,446
BN-2A ISLANDER 0,372 INTERCTPTOR 400 0,796 Piper PA- 32R-301T 0,606
Cessna 402C 0,547 Socata TOBAGO 0,643 Robin R-3140 0,609
Cessna CONQUEST II 0,598 Beechcraft DUCKE 60 0,561 Piper PA- 31-350 0,777
Cessna SKYLANE RG 0,497 Cessna STATIONAIR 8 0,492 Partenavia P.68C 0,512
Для самолета схемы «утка» с целью обеспечения приемлемых
характеристик на больших углах атаки (перед сваливанием) срыв
потока должен начинаться с ПГО, и поэтому
<акр)Пго < ^чЛрыло •
(11.3.16)
Таблица 1 1.3.3
Самолет ^пго/А,
Vari Eze 1,50
Дефиант 1,71
Starship 1 1,50
Avtek 400 1,03
Исходя из данных рис. 11.3.8 и табл. 11.3.3,
для достижения условия (11.3.16) рекоменду-
ется удлинение ПГО самолета схемы «утка»
делать больше удлинения крыла ХПго > X. В
этом случае срыв потока в средней части
ПГО будет вызывать незначительное умень-
шение подъемной силы ПГО и самолета, по-
этому «клевок» и проседание «утки» будут
медленными и плавными.
Зная удлинение крыла X, удлинение ГО(ПГО) можно вычис-
лить по следующей формуле:
^го(пго)
(11.3.17)
Лтатист
где величину
лтатист
рекомендуется принимать по стати-
стическим данным самолетов
табл. 11.3.2
аналогов. Например, по данным
Лтатист
= 0,48...0,68.
Стреловидность ГО (хго на рис. 11.3.4) влияет на его эф-
фективность (рис. 11.3.7) и вес конструкции. Кроме того, увеличе-
ние стреловидности ГО снижает величину его Су max • Однако при
практически применяемых углах стреловидности ГО (табл. 11.3.1)
перечисленные факторы имеют слабое влияние и поэтому на легких
самолетах нормальной схемы стреловидность ГО часто использует-
ся для увеличения его плеча , хотя и с некоторым ущербом для кри-
вой Су = fla). В этих случаях угол стреловидности до 20° создает
определенные преимущества. Угол стреловидности ГО иногда ог-
раничивается стремлением обеспечить прямую ось руля высоты с
целью повышения его эффективности, а также для упрощения кон-
струкции, повышения жесткости руля и устранения его вибраций.
Стреловидность передней кромки ГО, так же, как и у крыла,
влияет на срыв потока с концов ГО.
Сужение ГО на практике в целях снижения веса конструкции
и затягивания срыва потока имеет средние значения (табл. 11.3.1).
Для ГО с расположенными на нем шайбами Т]г0 = 1,0 с целью обес-
печения необходимой конструктивной базы крепления шайб.
Поперечное Vro. Положение ГО относительно спутных
струй винтов приводит иногда к необходимости его небольшого пе-
ремещения в вертикальном направлении. Это достигается путем при-
дания оперению определенного угла поперечного V (табл. 11.3.1).
Для самолета схемы «утка» стреловидность ПГО приводит к уменьше-
нию его плеча.
Для разнесенного вертикального оперения величину попереч-
ного Vro выбирают из условия достаточного расстояния между
нижними концами шайб и поверхностью земли при стоянке самоле-
та с шасси, имеющего хвостовую опору, или при посадке на основ-
ные опоры самолета с шасси, имеющего носовую опору. Рекоменду-
ется, чтобы расстояние от нижней части шайбы до прямой, проходя-
щей через точку касания хвостового колеса (хвостовой предохрани-
тельной опорой) под углом 15° к горизонту было не менее 200 мм [69].
Профиль ГО. Основное требование к профилю ГО - обеспе-
чить большой диапазон рабочих углов атаки.
Широко применяются симметричные и близкие к ним профи-
ли с большим радиусом носка, например NACA 0012 и С-Пс. Отно-
сительная толщина профиля ГО находится в диапазоне 0,09...0,14.
Уменьшать относительную толщину ГО не рекомендуется, так как
Рис. 11.3.10. Хвостовое оперение
самолета «Pitts» трубчатой кон-
струкции и его профиль
это невыгодно в отношении
флаттера и не дает существенно-
го выигрыша в скорости. Умень-
шение относительной толщины
затрудняет устройство осевой
компенсации необходимых
размеров и сохранения эф-
фективности руля при его боль-
ших отклонениях. Наконец,
уменьшение строительной высо-
ты понижает жесткость оперения
и увеличивает его вес.
На некоторых легких одно-
моторных самолетах встречается
профиль типа «плоская пластин-
ка» с относительной толщиной не
более 0,05 и формой носовой час-
ти в виде полуокружности
(рис. 11.3.10). Жесткость и проч-
ность ГО с таким профилем обес-
печиваются расчалками. Достоин-
ством подобного профиля можно
считать простоту изготовления.
Срыв потока на нижней поверхности ГО (при выходе самолета
нормальной схемы на большие углы атаки) может быть задержан
благодаря:
• применению на нижней поверхности ГО фиксированного
предкрылка (рис. 11.3.11);
• отгибанию носка профиля вверх (рис. 11.3.11);
• отрицательной кривизне профиля (например, NACA 23012 в
перевернутом виде).
В случае суще-
ственной вогнутости
профиля ГО возмож-
но дополнительное
сопротивление в крей-
серском полете из-за
несимметрии профи-
ля.
Носок ГО с
предкрылком
Носок ГО
симметричный
Носок ГО
отогнутый
Рис. 11.3.11. Модификации носовой части
профиля стабилизатора
Для ПГО схемы
«утка» рекомендуют-
ся крыльевые профи-
ли ЦАГИ Р-П, Р-Ш,
0,12...0,14.
Clark-YH с относительной толщиной
Уточнение параметров горизонтального оперения
Определив концепцию стабилизатора, площадь 5Г0, ХГо» ХГо’
Т|го, рекомендуется определить по чертежу фактическое значений
плеча ГО £г0 и вычислить коэффициент статического момента про-
ектируемого самолета Jro (формула 11.2.1), который также должен
соответствовать данным самолета-прототипа или среднестатистиче-
ским значениям в табл. 11.2.1:
самолеты с одним двигателем
ИГО = 0,6...0,8;
самолеты с двумя ПД
Иго = 0,65...0,96;
самолеты с двумя ТВД
Аго = 1,0... 1,3.
(11.3.18)
(11.3.19)
(11.3.20)
Для справки: существуют статистические зависимости ме-
жду коэффициентом статического момента ГО и максимальным
значением Су в посадочной конфигурации самолета:
для самолетов с одним двигателем
Лго>0,254Сутахпос + 0,087;
для самолетов с двумя двигателями
Яго — 0,497Су тах пос - 0,281.
11.3.4. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ РУЛЯ ВЫСОТЫ
Площадь и хорда руля
Предварительное значение площади руля высоты рекоменду-
ется определять в зависимости от площади горизонтального опере-
ния - по данным на рис. 11.3.12 или по формуле
Sp.e = 5го5р.в’ (11.3.21)
где величину $р в рекомендуется принимать по данным самолета-
прототипа или по среднестатистическим данным табл. 11.2.1:
самолеты с одним двигателем - £р в = 0,34...0,49;
самолеты с двумя двигателями - 5р.в = 0,35...0,45;
на управляемом стабилизаторе - $ = 0,27...0,31.
Площадь горизонтального оперения, кв.м
Рис. 11.3.12. Зависимость площади руля высоты от площади ГО:
• - самолеты с одним двигателем; ▲ - самолеты с двумя двигателями
Относительная площадь руля высоты $ сказывается на
смещении диапазона предельных центровок: при увеличении $р в
диапазон центровок смещается вперед, в сторону меньших центро-
вок, при уменьшении £р в - назад. Кроме того, изменение £р в
влияет на продольную управляемость самолета: с увеличением £р в
чувствительность к действию рулей возрастает, а с уменьшением -
падает.
Относительная хорда руля высоты £р.в = ^р.вДго’ как прави-
ло, имеет следующее значение:
£р в = 0,38...0,46.
При проектировании руля
высоты рекомендуется выполнять
условие постоянства относитель-
ной хорды руля по размаху ГО,
т.е. .в = const. В противном слу-
чае заметно возрастает коэффици-
ент шарнирного момента и полки
заднего лонжерона стабилизатора
должны быть с переменными за-
крученными малками, усложняю-
щими производство. Тем не менее,
на практике это условие не всегда
выполняется (табл. 11.3.4).
На эффективность руля вы-
соты существенное влияние ока-
зывает стреловидность его перед-
ней кромки хр в
(Лр.в)^0 = (пр.в)х=0СО8Хр.в.
Разрывы руля (рис. 11.3.13) и
вырезы для кронштейнов его на-
вески снижают эффективность ру-
ля как за счет уменьшения его
Таблица 11.3.4
Самолет 5р.в
Корн. | | Конц.
Одномото рные
Cessna Skywagon 0,48 0,47
Cessna Skylane RG 0,47 0,39
Bellanca Skyrocket 0,36 0,42
Grumman Tiger 0,39
Rockw. Commander 0,33 | 1 0,44
SAH-1 0,46
Aviation Bullfinch 0,45
Двухмото эные
Cessna 31 OR 0,42 0,39
Cessna 402B 0,41 0,39
Cessna 414A 0,37 0,38
Cessna ТЗОЗ 0,41 0,44
Piper PA-3 IP 0,41 0,51
Piper Chieftain 0,38
Beech Duchess 0,40
Beech Duke B60 0,39
Beech 1900 0,43 0,48
BAe Jetstream 31 0,43 0,48
Metro III 0,31 0,48
CASA 212-200 0,49 0,53
Рис, 11.3.13. Примеры разрыва руля
высоты
площади, так и за счет перете-
кания потока между нижней и
верхней поверхностями руля.
Например, по данным [4]
разрыв в 10% от размаха ГО
(— = 0,1) приводит к уменьше-
но
нию производной Су го на
10...12%.
Аэродинамическая компенсация руля
На легких самолетах с непосредственной системой управления
усилия на командных рычагах управления являются следствием
преодоления шарнирных моментов руля, например, усилие на РУС
от шарнирного момента руля высоты Мш> будет
Рв Л/ш ’
где
Л/ш = ^го^ш ^р.в^р.в?’
q - скоростной напор;
кш ~ передаточное число от руля к РУС (обычно = 3...5 —);
м
тш - коэффициент шарнирного момента [52],
ДИш = 5р.в + Тр.в ’
тш = —0,125р В(1-3,65О к)яго»
=-0,14(1-6,5So^)aro;
^ = -0,017
•So.к ~ S’o.k/^p.b ” величина осевой аэродинамической компен-
сации руля высоты;
5Т ^р в! Ьр,в1
•Sp.B ^р.в I Ьт
Тр в - угол отклонения триммера руля высоты;
5Т, Ьт - площадь и хорда триммера соответственно;
Ьр в - средняя хорда руля высоты;
Ьр,в1 - хорда руля высоты на той его части, на которой располо-
жен триммер.
Усилия на командных рычагах управления должны быть ощу-
тимыми по величине и знаку, чтобы обеспечить пилоту чувство
управления. С другой стороны, усилия должны быть достаточно
большими, чтобы предупредить непреднамеренный выход самолета
за эксплуатационные ограничения, но не должны вызывать физиче-
ского утомления пилота. Малые усилия требуют высокого нервного
напряжения пилота, что также приводит к ошибкам пилотирования.
Величины и знаки усилий на командных рычагах управления рег-
ламентированы НЛГС.
В процессе проектирования рулей легких самолетов, как пра-
вило, стоит задача уменьшения шарнирного момента за счет выбора
величины их аэродинамической компенсации.
Выбор степени аэродинамической компенсации руля высоты
для самолетов с непосредственной системой управления определя-
ется допустимыми пределами изменения балансировочных усилий
на штурвале (РУС) в горизонтальном полете и расхода усилий на
единицу перегрузки.
Для рулей высоты рекомендуется осевая аэродинамическая
компенсация, достоинство которой заключается в том, что при ос-
вобождении руля устойчивость понижается незначительно.
Минимальной величиной осевой аэродинамической компенса-
ции руля можно считать так на-
зываемую «конструктивную»
компенсацию (рис. 11.3.14).
Максимальная осевая компен-
сации обычно ограничена вели-
чиной 5ОК = 0,28. При
S0.k >0,28...0,30 может насту-
пить перекомпенсация, т.е. из-
Рис. 11.3.14. Конструктивная
аэродинамическая компенсация
менение знака шарнирного момента, что не допустимо при непосред-
ственной системе управления самолетом. Обычно назначают (также
рис. 11.3.15)
50 к = 0,20...0,25.
Рис, 11.3.15. К выбору аэродинамической компенсации
руля высоты /36/
На выбор величины £0 к влияет форма носовой части руля:
окружность, эллипс и др.
Роговая аэродинамическая компенсация при полете со свобод-
ным рулем хуже осевой, но при том же отношении ее площади 5р к
к площади руля этот вид компенсации эффективнее осевой. Недос-
таток роговой компенсации заключается в возможной тряске руля
при больших углах отклонения.
Углы отклонения руля высоты
Для самолета нормальной схемы определяющими режимами
для выбора максимального угла отклонения руля высоты вверх яв-
ляется взлет и посадка при передней центровке. Обычно этот угол
равен 25...30°. Определяющим режимом для выбора максимального
368
угла отклонения руля высоты вниз является вывод самолета на
безопасные углы атаки в случае сваливания самолета. Обычно мак-
симальные углы отклонения руля высоты вниз лежат в пределах
15...2O0.
На выбор величины угла отклонения руля, до которого он со-
храняет эффективность, влияет форма его носовой части. Учитывая
разные максимальные значения углов отклонения руля высоты,
профиль его носовой части может быть несимметричным.
Триммер руля высоты
Аэродинамическая компенсация, если она правильно подобра-
на, только уменьшает шарнирный момент, но не сводит и не должна
сводить его к нулю. Однако при длительном крейсерском полете
даже небольшое постоянное усилие, прикладываемое к РУС или
ШК, утомляет летчика. Поэтому для получения нулевого усилия на
РУС или ШК рекомендуется на руле высоты применять триммер в
виде управляемой пилотом поверхности.
Примечание. Очевидно, что на управляемом стабилизаторе можно не
применять триммер руля высоты.
Выбор площади триммера осуществляется из условия полного
снятия усилий (балансировка по усилиям) с командного рычага
(РУС или ШК) на всех режимах длительного полета. Площадь
триммера, как правило, составляет4...8% от площади руля высоты,
его удлинение около 4 и углы отклонения обычно лежат в пределах
±(8...12)°.
Весовая балансировка руля
Весовой балансировкой руля называют смещение его центра
тяжести вперед относительно оси вращения. Обычно это достигает-
ся установкой специальных грузов (балансиров) в носовой части
руля с тем, чтобы весовой момент носовой части относительно оси
вращения был бы равен (или больше) весовому моменту хвостовой
части руля.
Величину весовой балансировки определяют исходя их по-
требных флаттерных характеристик оперения. Вес противофлаттер-
ных грузов может достигать 40% веса конструкции руля.
11.4. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ВЕРТИКАЛЬНОГО
ОПЕРЕНИЯ
11.4.1. ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ВЕРТИКАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ
Почти все, что ранее было изложено по отношению к ГО, в
принципе справедливо в отношении ВО, если помнить, что угол
скольжения Р самолета есть угол атаки для ВО.
Особенности выбора параметров ВО связаны с тем, что при
летной эксплуатации самолета диапазон изменения углов скольже-
ния (боковой угол атаки ВО) может быть существенно больше, чем
диапазон углов атаки самолета. Например, в первый момент после
отказа одного двигателя самолета переходной категории угол сколь-
жения может достигать 20...25°, и при этом для парирования разво-
рота самолета обтекание ВО должно быть безотрывным.
Другой особенностью выбора параметров ВО является слож-
ность расчета аэродинамических характеристик в путевом и попе-
речном направлениях, так как они связаны со сложным асимметрич-
ным полем скоростей за системой крыло-фюзеляж и обтеканием с
углом скольжения.
Важнейшими условиями при выборе параметров ВО являются:
• обеспечение путевой устойчивости и управляемости самолета;
• взлет и посадка самолета при боковом ветре;
• обеспечение гармоничности колебаний по крену и рысканию;
• обеспечение балансировки и управляемости после отказа
двигателя (для многодвигательных самолетов) и другие условия.
На легких самолетах, не имеющих автоматических устройств в
системе управления, удовлетворительные характеристики боковой
устойчивости и управляемости обеспечиваются путем выбора необ-
ходимых запасов путевой и поперечной статической устойчивости
самолета. Это достигается выбором площади ВО и соответствую-
щего угла поперечного V крыла.
Рис. 11.4.1. Основные геометрические
характеристики ВО
11.4.2. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ ВЕРТИКАЛЬНОГО
ОПЕРЕНИЯ
Площадь вертикального оперения
Как правило, при проекти-
ровании самолета за площадь
ВО принимают его габаритную
площадь (рис. 11.4.1).
В начале проектирования (в
первом приближении) площадь
ВО рекомендуется определять в
зависимости от площади крыла -
по данным на рис. 11.4.2 или по
формуле
5во = $во$’ (11.4.2)
где 5 - площадь крыла проекти-
руемого самолета; $во - величи-
на относительной площади ВО,
определяемая по данным само-
лета-прототипа или среднеста-
тистическим значениям в
табл. 11.2.1 :
самолеты с одним двигателем
5В0 = 0,070...0,128; (11.4.3)
самолеты с двумя двигателями
5ВО = 0,12...0,19. (11.4.4)
Если при определении 5ВО применялись среднестатистические
значения (11.4.3) или (11.4.4), то по данным работы [59] рекоменду-
ется:
• для высокоплана увеличить на 20...25% полученное значение
площади ВО;
• для Т-образного оперения, учитывая эффект концевой шай-
бы, уменьшить на 15...20% полученное значение площади ВО;
• для разнесенного ВО с двумя килями увеличить на 25...30%
полученное значение площади ВО, так как возможны случаи полета
(например, при больших углах скольжения), когда одна из верти-
кальных поверхностей затеняется (снижается ее эффективность), а
вторая вертикальная поверхность должна обеспечить приблизи-
тельно 75% потребного момента путевой устойчивости и управляе-
мости.
Рис. 11.4.2. Зависимость площади ВО от площади крыла:
• - самолеты с одним двигателем; ▲ - самолеты с двумя двигателями
Для справки: в работах [68, 69] для проверки величины
площади двухмоторного самолета £в0 из условия обеспечения по-
лета с одним работающим двигателем рекомендуется выражение
*$во > J ( м С 20000 NgCy0Tp +1 - + 0,3 / (11.4.5)
S 0,85рнтах Z-vUVU • 1 Go V0Tp ?
где Ne - максимальная мощность работающего двигателя в услови-
ях продолженного взлета, л.с.; уотр - скорость отрыва, км/ч; d -
расстояние от плоскости симметрии самолета до оси винта, м;
5р н max “ максимальный угол отклонения руля направления.
В качестве одного из мероприятий, предупреждающих срыв
потока на ВО, является применение форкиля (рис. 11.4.3,6), кото-
рый незначительно влияет на путевую устойчивость при малых уг-
лах скольжения, но задерживает срыв на нижней части киля при
больших углах скольжения. При расчетах площадь форкиля не
включается в площадь ВО. Также не включается в площадь киля и
площадь подфюзеляжного гребня (киля), который существенно по-
вышает эффективность ВО на больших углах атаки, в случаях, ко-
гда спутная струя за крылом затеняет корневую часть ВО.
Параметры формы однокилевого оперения
Форма однокилевого оперения в виде сбоку часто близка к
форме половины ГО в плане. Форма ВО зависит, главным образом,
от его положения относительно фюзеляжа и ГО. В этом отношении
имеется три основных типа (рис. 11.4.3).
Рис. 11.4.3. Основные формы вертикального однокилевого оперения:
1 - фор киль; 2 - горизонтальное оперение
Статистические данные о параметрах ВО приведены в
табл. 11.4.1.
Таблица 11.4.1.
Схема самолета Хво Хво ^ВО
Самолет с одним двигателем 0,9...2,2 12е...42° 1,72...3,12
Самолет с двумя двигателями 0,7... 1,8 18°...45° 1,35...3,00
Профиль ВО обычно симметричной формы с относительной
толщиной около 0,12 и сравнительно большим радиусом носка для
работы в широком диапазоне углов атаки ВО. Замечания по выбору
относительной толщины профиля ГО полностью справедливы и для
профиля ВО. На некоторых легких одномоторных самолетах встре-
чается профиль ВО типа «плоская пластинка» с относительной
толщиной не более 0,05 и формой носовой части в виде полуокруж-
ности (пример такого профиля на рис. 11.3.5).
Удлинение ВО выбирается с учетом обеспечения эффектив-
ности ВО при больших углах скольжения (например, при отказе
Рис. 11.4.4. Влияние удлинения на критиче-
ский угол атаки аэродинамической поверх-
ности с симметричным профилем /39/
двигателя). Поэтому уд-
линение ВО имеет ма-
лую величину, что иллю-
стрирует рис. 11.4.4. Для
обеспечения конструк-
тивной базы крепления
ГО в Т-образной схеме
оперения удлинение ВО
делают меньше, чем у
ВО в схеме оперения с
ГО на фюзеляже, без
снижения эффективно-
сти ВО, так как ГО явля-
ется концевой шайбой
для ВО.
Меньшие значения Хво в табл. 11.4.1 характерны для Т-образ-
ного оперения.
Влияние удлинения ВО на путевую устойчивость самолета ил-
люстрирует рис. 11.4.5 [63], на котором д’во - коэффициент эффек-
тивности ВО, зависящий от во и торможения потока в области ВО.
Рис. 11.4.5. К оценке влияния удлинения
однокилевого ВО на его эффективность
Примечание. С^Во зави"
сит, главным образом, от геомет-
рических параметров ВО: удлине-
ния, стреловидности, сужения.
Стреловидность пе-
редней кромки ВО является
одним из способов преду-
преждения срыва потока на
ВО при скольжении само-
лета. Кроме того, при уве-
личении стреловидности
Хво возрастает плечо ВО, а
в случае Т-образного опе-
рения увеличивается и пле-
чо ГО. Однако при увеличении угла стреловидности %во эффектив-
ность ВО снижается, так как уменьшается коэффициент
(fl'Bo)x=Ocos ХВо
Поэтому можно ставить задачу об оптимизации величины хво,
которая здесь не рассматривается.
Сужение ВО слабо влияет на характеристики боковой устой-
чивости. Его значение часто выбирают с учетом внешнего облика
самолета. На Т-образном оперении необходимы малые значения
сужения для получения достаточно большой строительной высоты
профиля киля на его конце, чтобы обеспечить размещение узлов
крепления ГО.
Особенности двухкилевого оперения
Форма разнесенного вертикального оперения (рис. 11.4.6) за-
висит от его расположения по отношению к горизонтальному опе-
рению.
При верхнем расположении шайб их площадь иногда развива-
ют в горизонтальном направлении (рис. 11.4.6,а). Чаще максималь-
ную хорду шайб совмещают с хордой концов стабилизатора
(рис. 11.4.6,б,в,г). Максимальная хорда шайб равна или несколько
больше концевой хорды горизонтального оперения. Для отклонения
рулей направления внутрь обычно делают срез концов руля высоты.
При большом поперечном V горизонтального оперения для умень-
шения интерференции рекомендуется ставить шайбы не вертикаль-
но (рис. 11.4.6,6,в), а нормально к плоскости хорд горизонтального
оперения (рис. 11.4.6,г). Нежелательна установка обтекателей с на-
ружной стороны от шайб для размещения управления.
Наименьшее аэродинамическое сопротивление имеет двухки-
левое оперение в случае, когда каждая шайба располагается на кон-
це стабилизатора таким образом, что ее высота над стабилизатором
равно высоте под стабилизатором (симметричные шайбы)
рис. 11.4.6,в,г.
Симметричные шайбы создают минимальный крутящий мо-
мент фюзеляжа и минимальный изгибающий момент в узлах креп-
ления шайб.
Рис. 11.4.7. Влияние удлинения двухки-
левого ВО на его эффективность
Удлинение шайб колеб-
лется от 1 до 2. На рис. 11.4.7
показано влияние удлинения
шайб на эффективность ВО.
Шайбы могут иметь и
симметричный, и крыльевой
профиль с относительной
толщиной 6...8%. Крыльевой
профиль шайб с вогнуто-
стью, направленной к плос-
кости симметрии самолета,
так же, как и смещение пе-
редней кромки шайб симмет-
ричного профиля внутрь к
плоскости симметрии самолета, применяют для погашения момента
силы тяги при полете на одном двигателе (рис. 11.5.3,а,б).
Уточнение параметров вертикального оперения
Определив площадь $в0, Хво, ХВо и ^во’ рекомендуется опре-
делить по чертежу фактическое значений плеча ВО LB0 и вычис-
лить коэффициент статического момента проектируемого самолета
Лво “ выражение (11.2.2), который также должен соответствовать
данным самолета-прототипа или среднестатистическим значениям в
табл. 11.2.1:
для самолетов с одним двигателем
Лво = 0,036...0,50; (11.4.6)
для самолетов с двумя ПД
Лво = 0,045...0,070;
для самолетов с двумя ТВД
Яво = 0,070...0,095.
(11.4.7)
(11.4.8)
11.4.3. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ РУЛЯ
НАПРАВЛЕНИЯ
Статистические данные по относительной площади руля на-
правления 5р н приведены ранее в табл. 11.2.1. Предварительное
значение площади руля направления определяют по данным
рис. 11.4.8 или вычисляют по формуле
•5р.н — ^во^р.н ’ (11.4.9)
где величину $ рекомендуется принимать по данным самолета-
прототипа или по среднестатистическим данным раздела 11.2:
самолеты с одним двигателем
5р н = 0,33...0,42; (11.4.10)
самолеты с двумя двигателями
$р н = 0,35...0,46. (11.4.11)
Площадь вертикального оперения, кв.м
Л»с. 11.4.8. Зависимость площади руля направления от площади ВО:
• - самолеты с одним двигателем; ▲ - самолеты с двумя двигателями
При выборе величины аэродинамической компенсации руля
направления следует учитывать те же факторы, что и при выборе
аэродинамической компенсации руля высоты. Обычно назначают
осевую аэродинамическую компенсацию руля направления в преде-
лах 50 к = 0,20...0,25. Рекомендуется номограмма на рис. 11.4.9.
Площадь руля направления, кв.м
Рис, 11.4.9. К выбору аэродинамической компенсации
руля направления /36/
Определяющими режимами для выбора максимальных значе-
ний углов отклонения руля направления являются взлет при одно-
стороннем отказе двигателя и боковом ветре с той же стороны.
Максимальные углы отклонения руля направления обычно состав-
ляют 25...30° в каждую сторону.
Руль направления должен иметь весовую балансировку.
На руле направления рекомендуется устанавливать триммер с
площадью 4...8% от площади руля направления. На легких самоле-
тах триммер руля направления часто делают в виде дюралевой пла-
стинки на задней кромке руля, угол отгиба которой вправо или вле-
во подбирают в процессе летных облетов изготовленного экземпля-
ра самолета.
11.5. О ВЛИЯНИИ ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА НА
РАБОТУ ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ
О влиянии частей самолета на работу оперения существуют
различные рекомендации, физические основы которых приведены
далее- Точный ответ может быть получен только после продувок
модели в аэродинамической трубе и окончательный - по результа-
там летный испытаний.
Влияние винта на оперение
У самолетов с двигателем в носовой части фюзеляжа ВО, не-
смотря на присутствие фюзеляжа, в большей своей части обдувает-
ся струей, имеющей скорость больше скорости полета. Воздействие
этой струи на ВО вызывает момент, заворачивающий самолет в
сторону, обратную вращению воздушного винта (например, самоле-
ты с воздушным винтом левого вращения стремятся заворачивать
вправо). Уравновесить указанный заворачивающий момент можно
при помощи руля направления. Для снятия возникающих при этом
усилий с педалей отгибают пластинчатый триммер руля направле-
ния.
У самолетов с двумя двигателями на крыле и винтами разного
вращения при движении сверху вниз лопастей, ближайших к фюзе-
ляжу (рис. 11.5.1,а), однокилевое оперение находится в зоне повы-
шенной скорости. Струи от
винтов делятся крылом на две
части, причем верхние имеют
составляющие скорости, на-
правленные по размаху крыла
к плоскости симметрии само-
лета. За крылом обе верхние
струи соединяются и увели-
чивают скоростной напор у
ВО. Если направление враще-
ния винтов будет обратным
(рис. 11.5.1,6), то струи с по-
вышенной скоростью не будут
попадать на ВО.
Рис. 11.5.1. Влияние струи воздушного
винта и направление его вращения на
однокилевое оперение
При выборе места расположения шайб двухкилевого оперения
следует учитывать, что затенение от силовой установки с тянущим
винтом распространяется в виде цилиндра, ось которого совпадает с
осью струи винта, а диаметр примерно равен диаметру миделя мо-
тогондолы.
При нижнем расположе-
нии крыла и направлении
движения лопастей, ближай-
ших к фюзеляжу, сверху вниз
(рис. 11.5.2,а) ВО выгодно
смещать от плоскостей сим-
метрии мотогондол внутрь к
плоскости симметрии самоле-
та. При обратном направле-
нии вращения винтов и про-
чих равных условиях шайбы
необходимо смещать наружу
от плоскости симметрии мо-
Рис. 11.5.2. Влияние струи воздушного
винта и направление его вращения на
двухкилевое оперение
тогондол.
При среднем и, особенно, верхнем расположении крыла и сов-
падении плоскости крыла и ГО дополнительная скорость от обдув-
ки над ГО может оказаться направленной к плоскости симметрии са-
молета, а под оперением - наружу к концам оперения (рис. 11.5.2,б).
В этом случае необходимо располагать шайбы несимметрично от-
носительно плоскости хорд ГО и смещать их от плоскости симмет-
рии мотогондол внутрь (к фюзеляжу) или наружу, в зависимости от
того, где находится большая часть площади шайб.
Влияние струи от воздушного винта на многомоторных само-
летах используют для создания момента, который автоматически
при остановке одного из двигателей создает разворачивающий мо-
мент, направленный против момента, создаваемого тягой работаю-
щего двигателя (рис. 11.5.3).
Как видно из рис. 11.5.3, струями от винтов противоположного
вращения двухмоторного самолета при их нормальной работе соз-
даются следующие силы: zBOi “ сила, создаваемая струей от воз-
душного винта левого двигателя; ZB02 “ от правого двигателя. При
остановке, например левого двигателя, можно принимать, что сила
ZboI^O и Действует только сила ZBo2, которая создает восстанав-
ливающий момент.
Рис. 11.5.3. Способы устранения за-
ворачивающего момента
двухмоторного самолета при
остановке двигателя:
а - крыльевой профиль шайб;
б - разворот шайб;
в - однокилевое оперение
При выборе углов установки шайб симметричного и крыльево-
го профилей необходимо учитывать горизонтальную составляю-
щую скорости закрученной струи.
Влияние крыла на оперение
В летном диапазоне углов атаки крыло в области оперения вы-
зывает скос потока, а на больших углах атаки - затенение оперения
(рис. 11.5.4 [70]).
Для обеспечения устойчивости и особенно управляемости са-
молета на больших углах атаки очень важным является расположе-
ние ГО относительно крыла и ВО относительно ГО.
В работе [69] предлагается график, приведенный на рис. 11.5.5
и показывающий спектр скоростей, полученный на основании ис-
следования потока за аэродинамической поверхностью (крыло, ГО,
ПГО). Спектр представляет линии одинаковых скоростей за крылом
V0 (в Долях скорости полета V), построенные в зависимости от ко-
ординат х/b и у/b для различных углов атаки. Здесь х - абсцисса, а у
- ордината точки потока относительно носка крыла с хордой Ь.
Зона затенения на графиках, подобных рис. 11.5.5, соответст-
вует уо = О и на больших углах атаки ограничивается линиями,
проходящими через переднюю и заднюю кромки аэродинамической
поверхности и наклонными к ее хорде под углами, близкими к 45° [69].
Рис. 11.5.5. Спектр скоростей за крылом (аэродинамической по-
верхностью)
Примечание. По другим источникам, например [70], зона затенения огра-
ничивается линией, проходящей через переднюю кромку под углом наклона 60°, и
линией, проходящей через заднюю кромку под углом 30°.
Пользуясь такими графиками, можно определить наивыгод-
нейшее положение оперения относительно крыла (рис. 11.5.6).
Рис. 11.5.6. Определение положения ГО относительно крыла и поло-
жения ВО относительно ГО
Влияние горизонтального оперения на
вертикальное оперение
Известно, что число катастроф в АОН по причине сваливания
и штопора самолета составляет примерно 30% общего их числа.
В штопоре центр тяжести самолета описывает весьма крутую
спираль малого радиуса; шаг спирали от 60 до 150 м; угол атаки от
25° (крутой штопор) до 60...65° (плоский штопор). Требования к
режиму штопора сформулированы в НЛГС к легким самолетам (на-
пример, АП 23.221). В настоящее время не существует достаточно
надежных средств по оценке вида штопора и способа выхода из не-
го до момента начала летных испытаний опытного образца.
Для выхода их штопора на легких самолетах используется, как
правило, руль направления, который должен быть эффективным на
углах атаки самолета до 45°. При этом необходимо учитывать влия-
ние ГО, зона затенения которого снижает эффективность ВО в це-
лом, но в первую очередь - эффективность руля направления.
Для определения рационального положения ВО относительно
ГО возможно использование тех же графиков (рис. 11.5.5), но нача-
ло координат размещается в носке стабилизатора (рис. 11.5.6). При
этом руководствуются тем, что при сваливании или штопоре само-
лета руль направления должен сохранять свою эффективность. Ре-
комендуется, чтобы вне зоны затенения от ГО было не менее 30%
площади руля направления и некоторая площадь киля под ГО для
демпфирования движений в штопоре.
Затенение однокилевого ВО
Рис. 11.5.7. Полное затенение ВО
горизонтальным оперением имеет
максимальную величину при вы-
носе вперед передней кромки ста-
билизатора относительно киля,
совпадении задних кромок рулей и
расположении ВО над фюзеляжем.
На рис. 11.5.7 показан вариант вза-
имного расположения ВО и ГО,
когда киль и руль направления не
эффективны.
Для уменьшения затенения
при штопоре необходим сдвиг ВО
относительно ГО по оси самолета (рис. 11.5.8) или по вертикали
(рис. 11.5.9).
Хорошо
Удовлетворительно Хорошо
Рис. 11.5.8. Разнесение ГО и ВО в горизонтальном направлении
При этом следует иметь в виду, что большое поднятие стаби-
лизатора вверх (например, Т-образное оперение), может привести к
ухудшению продольной устойчивости - к образованию «ложки»
на зависимости wz(oc).
В разнесенном вертикальном оперении ГО затеняет только
внутренние поверхности верхних участков шайб (рис. 11.5.10).
Рис. 11.5.9. Разнесение ГО и ВО в верти-
кальном направлении
Рис. 11.5.11. Техническое решение,
увеличивающее эффективность руля
направления
Рис. 11.5.10. Затенение в
двухкилевом оперении
Как показывает опыт [4], значи-
тельное влияние на эффективность руля
направления может оказывать наличие
разрыва в руле высоты (рис. 11.5.11).
Наличие такого разрыва повышает эф-
фективность руля направления на режи-
мах штопора.
Широкий в хвостовой части фюзе-
ляж (рис. 11.5.12) оказывает отрица-
тельное воздействие на эффективность
руля направления.
На эффективность руля направле-
ния на штопорных углах, при отсутст-
вии неблагоприятного воздействия ГО,
существенное влияние может оказывать
стреловидность руля по передней кром-
ке. Угол стреловидности руля направле-
ния на больших углах атаки может при-
водить к уменьшению эффективности
Рис. 11.5.12. Широкий в
плане хвост фюзеляжа
руля в результате уменьшения составляющей скорости ул, перпен-
дикулярной рулю направления (рис. 11.5.13,а), а при больших уг-
лах стреловидности - к полной потери эффективности
(рис. 11.5.13,6). В этом смысле более эффективным может оказаться
руль направления, имеющий по четверти хорд обратную стрело-
видность (рис. 11.5.13,в), у которого составляющая ул, больше, чем
при прямой стреловидности.
Рис. 11.5.13. Зависимость нормальной Vn и тангенциальной Ут состав-
ляющих скорости от угла стреловидности передней кромки руля на-
правления
Глава 12
ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ
ШАССИ САМОЛЕТА
В данной главе рассматривается только колесное шасси
сухопутных самолетов.
12.1. НАЗНАЧЕНИЕ И ОСНОВНЫЕ
ТРЕБОВАНИЯ
Шасси самолета, как система опор, необходимая самолету для
взлета и посадки, стоянки и маневрирования по аэродрому, обеспе-
чивает:
1) опирание и проходимость самолета при его эксплуатации
на аэродроме;
2) управление самолетом при его движении по аэродрому;
3) амортизацию ударов при посадке самолета и движении по
аэродрому;
4) торможение послепосадочного пробега.
На этапе предварительного проектирования существенное зна-
чение имеют следующие функциональные требования:
1. При всех случаях нормальной эксплуатации самолета на аэ-
родроме контактировать с поверхностью аэродрома могут только
колеса шасси. Между поверхностью аэродрома и другими частями
самолета, такими, как хвостовая часть фюзеляжа, концы крыла, ло-
пасти винтов, должны быть обеспечены соответствующие зазоры.
2. Давление в пневматиках и конфигурация шасси должны
быть выбраны в соответствии с прочностью ВПП аэродрома, с ко-
торого предполагается эксплуатировать самолет.
3. Эффективность торможения должна быть высокой, при этом
максимальные возможные силы определяются состоянием ВПП.
4. При движении по аэродрому не должно быть тенденций са-
молета к неустойчивости движения, например к разворотам и на-
клонам.
*Проходимость - способность самолета перемещаться по аэродрому без
повреждения поверхности аэродрома.
5. В качестве узлов крепления шасси должны быть выбраны
соответствующие силовые элементы самолета. Если шасси уби-
рающееся, то должны быть предусмотрены достаточные внутрен-
ние объемы.
6. При сокращении амортизационных стоек основные колеса
не должны перемещаться в направлении продольной оси самолета
или эти перемещения должны быть сведены к минимуму.
7. Время уборки шасси должно быть минимальным (8... 12 с).
8. В выпущенном и убранном положениях шасси должно иметь
надежные замки и сигнализацию.
12.2. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Вследствие склонности самолета, оборудованного шасси с
хвостовой опорой, к козлению и капотированию необходимо огра-
ничивать величину посадочной скорости, что обусловливает посад-
ку с полным выдерживанием.
Схема шасси с носовой опорой позволяет совершать посадку
на более высоких скоростях без участка выдерживания. Но при по-
садке на грунтовые ВПП целесообразна посадка с полным выдер-
живанием с целью уменьшения посадочной скорости.
Основные среднестатистические характеристики шасси легких
самолетов приведены в табл. 12.2.1 [78].
Таблица 12.2.1*
Самолет Основные стойки Передняя стойка
Go- даН Л^ДВ £>кхВк< ММ ко.с N о.к DK*BK, ММ &П.С Л^п.к
750 1хПД 380x150 0,80 1 380x130 0,20 1
1100 1хПД 430x150 0,84 1 320x130 0,16 1
1700 1хПД 415x150 0,84 1 360x130 0,16 1
2200 2хПД 400x150 0,83 1 400x150 0,17 1
3600 2хПД 560x165 0,88 1 430x150 0,12 1
5400 2хПД 675x180 0,84 1 490x165 0,16 1
5700 2хТВД 460x140 0,89 2 560x170 0,11 1
8600 2хТВД 610x185 0,90 2 460x140 0,10 2
*Втабл. 12.2.1 обозначено:
£>к»Вк - Диаметр и ширина колеса;
1 Р о.с
ко с =------ доля взлетного веса, приходящаяся на все основные стоики
Go
шасси при стоянке самолета;
J Р п.с
кп с =----- - доля взлетного веса, приходящаяся на переднюю стоику
Go
шасси при стоянке самолета;
Рох ~ нагрузка, приходящаяся на все основные стойки шасси при стоянке
самолета;
Рп.с ” нагрузка, приходящаяся на переднюю стойку шасси при стоянке са-
молета;
^о.к ” количество колес на одной основной стойке шасси;
2Уп.к ” количество колес на передней стойке шасси.
12.3. ТРЕХОПОРНОЕ ШАССИ С
ХВОСТОВОЙ ОПОРОЙ
Общие замечания
Практика применения трехопорного шасси с хвостовой опорой
показала, что посадочная скорость пассажирского самолета УПос не
должна превышать 120 км/ч, но лучше, когда эта скорость около
90 км/ч. Увеличить упос свыше 120 км/ч не целесообразно, так как
ошибки, допускаемые пилотами средней квалификации при совер-
шении посадок самолетов с таким шасси, могут привести к авиаци-
онному происшествию или инциденту. Дело в том, что с возраста-
нием упос пилоту труднее выдерживать посадочную траекторию
движения самолета. На высоких скоростях у поверхности ВПП пи-
лот, как правило, делает высокое выравнивание, что увеличивает
высоту парашютирования при приземлении. С другой стороны, на
участках выравнивания или выдерживания при повышенной скоро-
сти самолет может преждевременно коснуться ВПП основными
опорами. В этом случае самолет под действием момента, создавае-
мого силой тяжести относительно точек касания, опускает хвосто-
вую часть фюзеляжа и переходит на большие углы атаки. Подъем-
ная сила крыла становитея больше силы тяжести самолета, и само-
лет поднимается на некоторую высоту, с которой в дальнейшем из-
за потери скорости парашютирует. Этот процесс называется «коз-
лом» (рис. 12.3.1). Если «козел» протекает на скорости, значительно
превышающей посадочную, то высота парашютирования может
быть большой и падение с нее самолета приводит к серьезным
поломкам.
Рис. 12.3.1. «Козел» при посадке самолета
Кроме того, самолеты, имеющие шасси с хвостовой опорой, не
являются устойчивыми на пробеге и разбеге, и имеют ограниченные
возможности при их торможении из-за опасности капотирования,
т.е. опрокидывания самолета на нос фюзеляжа или на спину через
нос. Эти факторы также является существенной причиной к умень-
шению посадочной скорости.
Нормальная посадка самолетов, имеющих шасси с хвостовой
опорой, обеспечивается лишь при одновременном касании ВПП
тремя опорами на скорости, равной посадочной, которая должна
быть близка к скорости сваливания.
Таким образом, главным фактором при выборе параметров
трехопорного шасси с хвостовой опорой является посадка, так как
самолет должен производить касание ВПП в условиях, близких к
сваливанию. Поэтому принимают, что угол атаки крыла в момент
приземления аПОс должен быть
Otnoc ~ (<Хкр)пос~3 , (12.3.1)
где (оскр)пос ~ критический угол атаки самолета в посадочной кон-
фигурации.
Параметры шасси - вид сбоку
Параметры шасси при виде сбоку определяются последова-
тельными приближениями по критерию минимальной высоты ос-
новных стоек. При этом должен выполняться ряд условий.
1. Пневматики колес и амортизационные стойки имеют полное
обжатие.
2. Положение ЦТ самолета соответствует предельно передней
центровке самолета - %т пп.
3. Стояночный угол <р (рис. 12.3.2) определяется зависимостью
Ф = апос - Фуст ’ (12.3.2)
здесь фуст - угол установки крыла по отношению к СГФ; посадоч-
ный угол атаки определяется выражением (12.3.1).
Для справки: среднестатистическое значение ф= 11...13°.
Рис. 12.3.2. Основные геометрические характеристики шасси
с хвостовой опорой
4. Угол выноса колес основных стоек шасси у (рис. 12.3.2)
образуется перпендикуляром OD, опущенным из ЦТ на поверхность
аэродрома, и прямой ОА, проведенной через ЦТ и точку касания ко-
лес при стоянке на трех точках. Угол у характеризует безопасность
против капотирования самолета. Чтобы при посадке не произошло
капотирования, рекомендуется при тормозных колесах
Y = 27 ...31°.
причем наименьшим значением угла выноса считается 17°.
Примечание. Угол выноса определяется из условия, что результирующая
сила от нагрузки, действующей на колесо перпендикулярно поверхности ВПП, и
силы трения с ВПП, должны создавать момент на кабрирование. Это условие бу-
дет выполняться тогда, когда tgy > /ТОрМ Например, при торможении на пробе-
ге с коэффициентом трения заторможенных колес /торм = 0,6 получается
у = 31°.
Чрезмерное увеличение угла выноса нежелательно, так как
приводит к увеличению размера е (вынос колес основного шасси -
рис. 12.3.2), а при больших значениях е самолет имеет склонность к
развороту при боковых ударах в основные колеса. Кроме того, при
увеличении е возрастает нагрузка на хвостовое колесо, что ухудша-
ет условия взлета - затрудняется отрыв хвоста, вследствие чего уве-
личивается длина и время разбега.
5. Расстояние 51 (рис. 12.3.2) от конца лопасти воздушного
винта при нижнем ее расположении до поверхности аэродрома при
горизонтальном положении СГФ и полном обжатии амортизацион-
ных стоек и пневматиков должно быть не менее 250 мм. Это усло-
вие вызвано необходимостью наличия зазора между неровностями
аэродрома (120... 160 мм) и концами лопасти винта при разбеге. При
вычислении 61 необходимо учитывать, что в этот размер входит не
величина полного хода амортизатора, а его вертикальная проекция.
6. Рекомендуется, чтобы расстояние §2 (рис. 12.3.2) от самой
нижней точки хвостовой части самолета до поверхности аэродрома
при полном обжатии пневматиков и амортизаторов основных и хво-
стовой опор было не менее 200 мм.
7. Вынос хвостовой опоры - размер а на рис. 12.3.2 - должен
быть таким, чтобы нагрузка на хвостовую опору не превышала 10%
веса самолета при предельно задней центровке Тт.пз-
8. Для получения необходимого угла апос ПРИ минимальных
5| и 5г без увеличения высоты стоек шасси применяют положи-
тельный угол установки крыла <руст или поднимают хвостовую
часть фюзеляжа по отношению к СГФ.
Примечание. С целью уменьшения сопротивления фюзеляжа в крейсер-
ском полете фуст должен соответствовать углу атаки акрейс Пределом для
поднятия хвостовой части фюзеляжа является параллельность верхнего очерта-
ния фюзеляжа его СГФ (рис. 12.3.3), так как сопротивление фюзеляжа возрастает
392
при дальнейшем подъеме хвосто-
вой части.
Кроме положительного
угла (руст и подъема хвосто-
вой части фюзеляжа, умень-
шению высоты стоек шасси
способствует применение
многолопастных воздушных
винтов меньшего диаметра.
Рис. 12.3.3. Ограничение угла отклоне-
ния хвостовой части фюзеляжа
Параметры шасси - вид спереди
Параметры шасси при виде спереди определяются последова-
тельными приближениями по критерию минимальной высоты ос-
новных стоек. При этом должны выполняться следующие условия.
1. Ширина колеи В (рис. 12.3.4) должна обеспечивать посадку
с креном в 10°. Поэтому предельный угол крена е(рис. 12.3.4), при
котором лопасть воздушного винта (12.3.4,а), крыло самолета
(12.3.4,6) или какая-либо другая часть самолета не задевают о по-
верхность аэродрома, должен быть не менее 15°.
Рис. 12.3.4. Основные геометрические характеристики шасси с хвосто-
вой опорой
2. Ширина колеи В должна обеспечивать стоянку на поверхности,
наклонной к горизонту под углом в 15°. Поэтому угол Р (рис. 12.3.4)
между прямыми, проведенными из ЦТ в точки касания колес, дол-
жен удовлетворять условию
р>30°. (12.3.4)
3. Кроме того, необходимо стремиться обеспечить поперечную
устойчивость самолета и маневренность при рулении. Чем шире ко-
лея шасси, тем устойчивее самолет в поперечном направлении и
маневреннее на рулении с применением тормозов, но, с другой сто-
роны, при большой колее разница в торможении колес или их со-
противлении качению создает большой разворачивающий момент,
нежелательный для самолета.
Некоторое улучшение путевой
А устойчивости самолетов, оборудо-
l/^4 1 'JL ванных шасси с хвостовой опорой,
III щ при движении по аэродрому дости-
/ I___________\ \ гается образованием схода колес в
7/7\ и плане 0 = 3...4° (рис. 12.3.5). Это
т д техническое решение делает самолет
/ цт I устойчивым, так как образующаяся
-°- на одной из опор сила трения дейст-
Рис. 12.3.5. Схема схода колес в вует против разворота, образованно-
плане го возмущением. Однако угол схода
колес в плане приводит к увеличе-
нию износа протектора пневматиков из-за постоянных сил трения
на колесах.
На основании опыта эксплуатации рекомендуется назначать
ширину колеи в пределах
В = (0,18...0,30)/. (12.3.5)
4. Для избежания срыва покрышек колея шасси не должна из-
меняться при сокращении амортизационных стоек или это измене-
ние должно быть минимальным.
5. При боковом скольжении или повороте поперечный момент
от сил инерции стремиться накренить самолет на бок. Чем больше
расстояние от ЦТ до поверхности аэродрома (при сохранении про-
чих размеров), тем сильнее проявляется действие на самолет инер-
ционных сил.
Хвостовая опора
Для обеспечения маневренности при движении по аэродрому
хвостовое колесо должно быть свободно ориентирующимся или
управляемым.
Для обеспечения устойчивости пути на пробеге (особенно в
начале пробега) осуществляется стопорение хвостовой опоры в
плоскости симметрии самолета. Таким образом создают силу тре-
ния, препятствующую заносу хвоста. На конечном участке пробега
сила ГО, прижимающая хвостовую опору, пропадает, и в случае
возникновения разворота самолета пилот должен успевать созда-
вать соответствующие управляющие моменты.
12.4. ТРЕХОПОРНОЕ ШАССИ С НОСОВОЙ
ОПОРОЙ
Общие замечания
У самолетов, имеющих шасси с носовой опорой, приземление
на ВПП основными опорами не требует высокой квалификации пи-
лота. Под действием сил, возникающих на основных опорах, само-
лет опускает носовую часть и становится на все опоры. В процессе
этого движения уменьшаются угол атаки и подъемная сила крыла.
Если амортизаторы на основных и носовой опорах должным обра-
зом поглотили энергию самолета, то он уже не имеет возможности
оторваться от ВПП. Вследствие этого допустимы высокие посадоч-
ные скорости упос. Возможные ошибки пилотирования таких само-
летов на посадке, связанные с увеличенной посадочной скоростью,
не являются опасными.
Самолеты, имеющие шасси с носовой опорой, из-за действия
боковых сил на колеса основных опор при возмущениях являются
устойчивыми на разбеге и пробеге.
Параметры шасси - вид сбоку
Параметры шасси при виде сбоку определяются последователь-
ными приближениями по критерию минимальной высоты основных
стоек. При этом должен выполняться ряд условий (рис. 12.4.1).
1. Пневматики колес и амортизационные стойки находятся в
необжатом состоянии.
2. Положение ЦТ самолета соответствует предельно задней
центровке самолета - %т пз.
3. Угол опрокидывания <р (рис. 12.4.1) определяется в зависи-
мости от схемы посадки:
3.1. Если принята схема посадки с полным выдерживанием, то
главным фактором при выборе параметров трехопорного шасси с
носовой опорой является посадка, так как самолет производит каса-
ние ВПП в условиях, близких к сваливанию. Поэтому принимают,
что угол атаки крыла в момент приземления апос должен быть равен
ОСпос ~ (оСкр)пос—3 » (12.4.1)
где (акр)пос ~ критический угол атаки самолета в посадочной
конфигурации.
В этом случае угол опрокидывания определяется выражением
Ф = «пос-'И-Фуст. (12.4.2)
здесь <руст - угол установки крыла по отношению к СГФ; у - стоя-
ночный угол, т.е. угол между СГФ и поверхностью ВПП.
Рис. 12.4.1. Основные геометрические характеристики шасси с носовой
опорой
Значение стояночного угла принимается равным V = О...+30.
Оптимальное значение этого угла соответствует минимуму лобово-
го сопротивления самолета при разбеге, обеспечивающее наимень-
шую длину разбега. На пробеге угол у уменьшается, так как силы
инерции при торможении догружают носовую опору, уменьшая
угол атаки при пробеге и сокращая длину пробега.
3.2. Если принята посадка с выравниванием без участка вы-
держивания, то посадочный угол атаки будет
оспос оСзп *" Асе или аПос — (Хзп +1,5 , (12.4.3)
где Да - приращение угла атаки на участке выравнивания.
В выражении (12.4.3) угол атаки азп> соответствующий ско-
рости захода на посадку узп, определяется по зависимости
Су =Да) для посадочной конфигурации самолета при коэффициен-
те Сузп> вычисляемом по формуле
_ Су max пос
С узп • UZ.4.4;
При выводе формулы (12.4.4) принимается, что скорость захо-
да на посадку удовлетворяет условию узп = 1,3VC П0С’ а скорости
сваливания ус пос соответствует Су тах пос-
Для выбора угла опрокидывания (р помимо посадки следует
рассмотреть и отрыв самолета при взлете с учетом того, что в мо-
мент отрыва между хвостовой частью фюзеляжа и ВПП должен
быть запас по углу не менее 3° на случай, если пилот в момент от-
рыва непреднамеренно несколько увеличит угол атаки и это не при-
ведет к касанию хвостовой части фюзеляжа поверхности ВПП. Сле-
довательно, при взлете угол атаки должен удовлетворять условию
ОСвзл — ССотр + 3 ’ (12.4.5)
здесь угол атаки ССотр определяется по зависимости Су-Да) во
взлетной конфигурации самолета для соответствующего коэффици-
ента подъемной силы
= <12.4.6)
При выводе формулы (12.4.6) принимается, что скорость от-
рыва удовлетворяет условию уотр = 1,1 Ус взл, а скорости сваливания
Ус.взл соответствует Су max взл •
Итак, если принята посадка с выравниванием без участка
выдерживания, то угол опрокидывания будет
<р = тах(<хпос, <хвзл) ~ V-Фуст • (12-4-7>
где выражение тах(апос, авзл) означает выбор наибольшего значе-
ния между апос - выражение (12.4.3) и авзл - выражение (12.4.5).
4. Наличие угла выноса основных опор у (рис. 12.4.1) не по-
зволяет самолету при посадке переваливаться на хвостовую часть
фюзеляжа. Этот угол определяется выражением
у = ф+(1...2)°. (12.4.8)
Зная угол выноса у и угол опрокидывания <р (выражение
(12.4.2) или (12.4.7)), в первом приближении графическим способом
определяют е - вынос колес основных опор (рис. 12.4.1) и h - высо-
ту от ЦТ самолета до поверхности аэродрома при стоянке самолета.
При этом следует иметь в виду, что при большом значении уг-
ла выноса у затрудняется отрыв носовой опоры при взлете, увели-
чивая длину разбега самолета. Уменьшение угла выноса обеспечи-
вает легкий отрыв носовой опоры, однако возможно переваливание
самолета на хвостовую часть фюзеляжа.
5. Расстояние от конца лопасти воздушного винта при нижнем
ее расположении до поверхности аэродрома при полном обжатии
амортизационных стоек и пневматиков должно быть не менее 200 мм.
Для одномоторных самолетов с ПД в носовой части учитывают об-
жатие только колеса и амортизатора передней опоры. Это условие
вызвано необходимостью наличия зазора между неровностями аэро-
дрома (120... 160 мм) и концами лопасти винта при разбеге.
6. Рекомендуется, чтобы расстояние от самой нижней точки
хвостовой части самолета до поверхности аэродрома при полном
обжатии пневматиков и амортизаторов основных опор было не ме-
нее 200 мм (рис. 12.4.1).
7. Значение выноса колес носовой опоры а (рис. 12.4.1) выби-
рают таким образом, чтобы при стоянке самолета доля силы веса
самолета, приходящаяся на носовую опору, составляла 10...20 %
(также табл. 12.2.1). Из этого условия следует
а = (0,9...0,8)Ь и, следовательно, е = (0,1 ...0,2)Ь, (12.4.9)
где b - база шасси самолета.
При слишком малой нагрузке на носовую опору ухудшается
управляемость самолета при рулении. При увеличении нагрузки на
носовую опору увеличивается ее вес и вес носовой части фюзеляжа.
Для справки: существуют различные среднестатистические
зависимости для базы шасси: по отношению к высоте ЦТ самолета
над землей h = (1,88...2,16)Л, по отношению к длине фюзеляжа
Ь = (0,25...0,44)£ф или размаху крыла Ь = (0,15...0,28)/, по отноше-
нию к колее шасси Ь = (0,75...1,25)В.
Параметры шасси - вид спереди
Величина колеи шасси В (рис. 12.4.2) в основном зависит от
места крепления и способа убирания шасси.
Рис. 12.4.2. Основные геометрические размеры шасси с носовой опорой
Величина В влияет на поперечную устойчивость самолета при
движении его по земле. Уменьшение колеи при постоянных прочих
размерах увеличивает склонность самолета к опрокидыванию на
крыло при боковом скольжении или крутом повороте и приводит к
поперечному раскачиванию самолета при движении по неровностям
и несимметричном обжатии амортизации. С другой стороны, неже-
лательна и чрезмерно большая колея, так как при несимметричных
передних ударах возникают значительные разворачивающие мо-
менты.
Ширина колеи В должна обеспечивать посадку с креном в 10°.
Поэтому предельный угол крена е (рис. 12.4.2), при котором ло-
пасть воздушного винта, крыло самолета или какая-либо другая
часть самолета не задевают о поверхность аэродрома, должен быть
не менее 10°.
Ширина колеи В должна обеспечивать стоянку на поверхно-
сти, наклонной к горизонту под углом в 15°. Поэтому угол Р
в плоскости колеса.
(рис. 12.4.2) между прямыми, проведенными из ЦТ в точки касания
колес, должен быть не менее 30°, но лучше, когда Р > 90°.
Для справки: среднестатистическое значение ширины колеи
В = (0,22...0,28)/.
Носовая опора
Колесо передней опоры должна быть выполнено ориентирую-
щимся. В этом случае реализуется преимущество шасси с передней
опорой - устойчивость движения. Управление поворотом передней
опоры используется для управления самолетом при рулении.
Передняя опора шасси может быть выполнена как по схеме с
непосредственным креплением колеса к амортизатору, так и с ры-
чажной подвеской колеса.
Схема с непосредственным креплением колеса к амортизатору
целесообразна при наличии высокого шасси. Рычажная подвеска
обеспечивает возможность амортизации удара любого направления
Основными параметрами, характери-
зующими расположение колеса передней
стойки шасси, являются (рис. 12.4.3):
• угол наклона оси вращения (оси ори-
ентира) уп;
• вынос колес t.
При телескопической навески колеса к
амортизатору ось амортизационной стойки
может быть наклонена вперед на угол
Vn = 8...20°- При рычажной подвеске колеса
угол Vn = °0 •
Величину t называют выносом колеса
передней стойки или плечом устойчиво-
сти. Положительный вынос соответствует расположению точки
касания колес о землю позади оси ориентира. При назначении
величины t учитывают, что в случае движения по мягкому и
неровному грунту точка касания колеса смещается вперед и может
стать даже отрицательной. При этом возможен разворот колеса
400
Рис. 12.4.3. Передняя
опора
отрицательной. При этом возможен разворот колеса поперек дви-
жения.
При эксплуатации самолетов на аэродромах с бетонированны-
ми дорожками или травянистым покровом для обеспечения устой-
чивости движения достаточна величина относительного выноса
7 = —^—= 0,08...0,10,
£)п.К
где Dn,K - диаметр переднего колеса.
При движении самолета по аэродрому возможно самовозбуж-
дающиеся колебания колес передней опоры относительно оси ори-
ентира - «шимми». Для увеличения скорости начала «шимми» при-
меняют: демпферы, спаренные колеса (жестко сидящие на одной
оси, установленной в подшипниках), пневматики с увеличенной же-
сткостью на кручение или пневматики с двумя беговыми дорожками.
12.5. ВЫБОР КОЛЕС ШАССИ
Характеристики колес
Изготовители устанавливают ряд характеристик колес:
Рст.тах ~ максимальная допустимая стояночная нагрузка при
взлете или при посадке;
рк - рабочее давление в пневматике (шине) колеса;
5СТ - допустимое стояночное обжатие пневматика при взлет-
ном весе;
Лайн, max _ максимальная динамическая нагрузка на колесо,
установленное на переднюю опору, действующая при торможении
самолета;
Рм.д. ~ максимальная допустимая нагрузка на колесо, дейст-
вующая при поглощении амортизационной системой шасси экс-
плуатационной работы;
5м.д - максимальное допустимое обжатие пневматика;
Ам.д ~ работа, воспринимаемая пневматиком колеса при Рм д.;
УПос “ максимальная допустимая посадочная скорость;
уВзл “ максимальная допустимая взлетная скорость и другие
характеристики.
Пневматики авиационных колес, устанавливаемых на шасси
легких самолетов, как правило, бывают полубаллонного или ароч-
ного типа, а также пневматиками высокого давления.
Каталог некоторых авиационных колес, применяемых на лег-
ких самолетах, приведен в приложении 10.
Определение типа, размера и числа колес на опоре
Выбор пневматика начинается с определения допустимого
давления в пневматике колеса шасси рк, назначаемого в соответст-
вии с прочностью ВПП аэродрома, на котором предполагается экс-
плуатировать самолет (табл. 12.5.1 [70]).
Таблица 12.5.1
Тип ВПП рк, даН/см2
Бетонные ВПП аэродромов высокого класса 8,5...14
Асфальтобетонные ВПП аэродромов высокого класса 5...6,3
Асфальтобетонные ВПП аэродромов МВЛ 3,5...5
Твердая травяная ВПП в зависимости от почвы 3,2...4,2
Твердый песок 2,8...4,2
Пневматики основных стоек подбирают так, чтобы стояноч-
ная нагрузка, определенная по взлетному и посадочному весам,
взлетная и посадочная скорости самолета, а также потребная энер-
гоемкость тормозов были бы равны или меньше значений соответ-
ствующих величин, указанных в каталоге колес. Окончательный
выбор пневматиков основных стоек осуществляется после опреде-
ления характеристик амортизационной системы шасси, так как мо-
жет оказаться, что выбранные колеса не рассчитаны на нагрузки,
которые приходятся на них при работе амортизатора. В таких слу-
чаях изменяют характеристики амортизационной системы с целью
снижения действующих на колеса нагрузок или заменяют колеса,
выбирая рассчитанные на работу при больших нагрузках.
Предварительный (в первом приближении) выбор размеров ко-
леса основных стоек основан на допущении, что при стоянке самоле-
та основные стойки шасси воспринимают нагрузку от взлетного веса
Po.c = *o.cGo- (12.5.1)
где коэффициент к0,с ® 0,9...0,95.
Конкретное значение нагрузки р0 с определяется с помощью
чертежа боковой проекции самолета с выпущенными стойками
шасси по известной формуле:
Po.c = ^T£Go, (12-5.2)
ь
в которой вынос колес основных опор (параметр е в (12.5.2) опреде-
ляется при условии:
самолет с носовой опорой - предельно задняя центровка;
самолет с хвостовой опорой - предельно передняя центровка.
Далее определяется нагрузка на одно колесо основной опоры
Ро.с1= Ро£ (12.5.3)
N o.cN о.к
где No с = 2 - количество основных стоек шасси;
дг0 к “ принятое количество колес на одной основной стойке
(например, табл. 12.2.1).
Зная стояночную нагрузку Ро с|, по каталогу подбирают коле-
со так, чтобы
Po.cl < Рст.тах • (12.5.4)
Обобщая выражение (12.5.4) следует отметить, что оно должно
выполняться для всех весов и центровок самолета, которые могут
быть при его эксплуатации на аэродроме.
Для сохранения стояночного обжатия пневматика при взлет-
ном весе устанавливают эксплуатационное давление в колесе
(12.5.5)
< ст. max
Пневматик хвостовой опоры определяется по стояночной на-
грузке, действующей на него при предельно задней центровке само-
лета и весе Go •
Пневматик передней опоры выбирается по величине нагруз-
ки на него при максимальном торможении самолета.
Примечание. При максимальном торможении обжатие пневматика передней
опоры не должно быть более 50% его полного обжатия [37].
Используя обозначения на рис. 12.5.1, можно рассчитать на-
грузку на переднюю опору при постоянном ускорении торможения
ах из уравнений движения. Пренебрегая аэродинамическим момен-
том и предполагая, что носовое колесо не имеет тормоза, получают
следующие зависимости для участка торможения самолета:
уС = /тРо.с + Ха-Я; (12.5.6)
С-Уа-Ро.с-Рп.с = 0; (12.5.7)
е-Ро.с + hfTPoc- аРп.с = 0. (12.5.8)
Рис. 12.5.1. Силы, действующие на самолет при торможении
Нагрузка на переднюю стойку определяется формулой
^!L£ = £G_IaY Гл (12.5.9)
G Ч G ) g g )
Поскольку Ха (лобовое сопротивление) и уа (подъемная си-
ла) - величины положительные, максимальная нагрузка на перед-
нюю опору наблюдается на малой скорости. Реверс тяги воздушно-
го винта (если он имеется) уменьшает нагрузку на переднюю опору,
поэтому условие R = 0 приводит к максимальной нагрузке
Р п.с
= G\-+-^ I,
I? ь в)
(12.5.10)
Типичная величина ax/g = Q,35 для сухого бетона и простой
системы торможения и ах/8 = 0'45 для сухого бетона и автоматиче-
ской системы торможения [70]. При отсутствии автоматики тормо-
жения колес летчик средней квалификации, из-за неспособности
поддерживать для них оптимальный коэффициент проскальзыва-
ния, может обеспечить ax/g = 0,1 ...0,15. Расчетным случаем являет-
ся предельно передняя центровка при расчетном посадочном весе
самолета.
Для справки: выражение (12.5.10) можно представить как
сумму
Р п.с
(е h ах 1 ,
Т + т ~(Т’п.с)ст'*‘Д7’дин’
\bbg
где (рп с)ст=6-----нагрузка на переднюю стойку шасси при стоян-
b
ке самолета;
дРдин ~ дополнительная нагрузка, возникающая при торможе-
нии самолета.
Приближенно Рп,с = (1,5...2)-(рп с)ст
Далее определяется нагрузка на одно колесо передней стойки
Рп.с1=—’ (12.5.11)
Л^п.к
где ДГПК - принятое количество колес на передней стойке (напри-
мер, табл. 12.2.1).
Нагрузка на одно колесо передней стойки Рп.с1 должна быть
меньше нагрузки рдин тах, взятой из каталога колес
T’n.cl < Ланн.max- (12.5.12)
Подобранное таким образом колесо должно иметь рст тах
больше, чем нагрузка на колесо при стоянке при взлетном весе и
предельно передней центровке
е
/’’n.cl “ Go-
Ь -N п.к
Для колес всех опор обязательной должна быть проверка до-
пустимых для колес скоростных характеристик (Увзл и Упос) на их
соответствие характеристикам самолета уотр и упос.
12.6. ВЫБОР ПРИНЦИПИАЛЬНОЙ СХЕМЫ
СТОЙКИ ШАССИ
12.6.1. ТИПЫ НАВЕСКИ КОЛЕСА
Амортизационные системы, применяемые в шасси легких са-
молетов, состоят из пневматика и амортизатора различной конст-
рукции.
Для самолетов, предназначенных для эксплуатации на аэро-
дромах с грунтовыми ВПП, целесообразно применять такое распо-
ложение колес и амортизаторов, при котором кроме вертикальных
нагрузок хорошо воспринимаются нагрузки от лобовых ударов, ко-
гда самолет движется с большими скоростями по ВПП и наезжает
на неровности.
Существует следующие основные схемы навески колеса к
амортизатору: телескопическая и рычажная (рис. 12.6.1).
Телескопическая подвеска плохо воспринимает лобовые на-
грузки вследствие возникающих изгибающих моментов стойки и по-
явления в направляющих буксах значительной силы трения. Для вос-
приятия лобовых нагрузок телескопической подвеской стойку на-
клоняют на угол 0, который, однако, не должен превышать 20°
(рис. 12.6.1,а). Считается, что стойка шасси с телескопической под-
веской колеса имеет наименьший вес конструкции.
Рычажная схема может иметь разновидности в зависимости от
расположения амортизатора и вариантов крепления рычага к стойке
и амортизатору (12.6.1,6, в, г).
Рис. 12.6.1. Основные типы навески колеса к амортизатору:
а - телескопическая; б - рычажная; в -полурычажная; г - рычажная
с выносным амортизатором
Рычажная подвеска может быть выгодной при небольшой
высоте стойки шасси. Компоновочные условия размещения шасси
также могут обусловить применение рычажной подвески колеса.
Например, несмотря на значительный вес, рычажная подвеска с вы-
носным амортизатором часто используются на самолетах, на кото-
рых шасси убирается в фюзеляж. Для получения нужного размера
колеи опора на таких самолетах наклонена на значительный угол по
отношению к вертикальной плоскости YOX, и применение других
типов амортизаторов приводит к недопустимо большой силе трения
в буксах и перемещениям колес в направлении оси Z при их сжатии.
Действующие при этом на колеса боковые силы обычно срывают
пневматики с корпусов колес.
12.6.2. НЕУБИРАЮЩЕЕСЯ ШАССИ
Считается, что неубирающееся шасси (рис. 12.6.2), может быть
выгодно на легких самолетах со скоростью полета до 250.. .300 км/ч.
На одно- двухместных самолетах с неубирающимся шасси ши-
рокое распространение получило рессорное шасси (рис. 12.6.2,«). В
качестве материала рессоры используется сталь (65С2А, 30ХГСА),
титан (ВТ-23) или композиты. Рессорным делают не только основ-
ную стойку шасси, но и переднюю и хвостовую опоры.
Як-55 - первый отечественный самолет с рессорным шасси.
а) б)
Рис. 12.6.2. Основные схемы набирающегося шасси:
а - рессорное шасси основных опор; б - основные стойки самолета
Ан-2 пирамидальной схемы
Другой распространенной схемой неубирающегося шасси яв-
ляется ферменное (пирамидальное) шасси (12.6.2,6), в котором оси
колес крепятся к стержням фермы. Стержни работают на осевые
силы; в число стержней обычно входит и амортизатор.
12.6.3. УБИРАЮЩЕЕСЯ ШАССИ
Прежде чем выбирать геометрию и кинематическую схему
уборки шасси, целесообразно проанализировать существующие ва-
рианты. Например, работы [30, 37], а также технические описания
самолетов содержат весьма полезную информацию по этому вопросу.
Направление уборки колес шасси
Наиболее распространены две схемы уборки основных опор
шасси (рис. 12.6.3):
• уборка в поперечной плоскости (уборка вбок);
• уборка в продольной плоскости, параллельной плоскости
симметрии самолета.
При установке основных стоек шасси на крыле, как правило,
уборку колес осуществляют в направлении хорды (рис. 12.6.3,а,б)
или вдоль размаха (рис. 12.6.3,в).
У борка шасси вперед (например, рис. 12.6.3,а) в направлении но-
са самолета является более рациональной по следующим причинам:
• благоприятно изменяется центровка. Смещение центра тяже-
сти вперед улучшает характеристики продольной устойчивости са-
молета в крейсерском полете, и вместе с тем более задняя центровка
(в пределах допустимой) при выпущенном шасси уменьшает по-
требные отклонения руля высоты при взлете и посадке;
• упрощается система аварийного выпуска шасси. Встречный
поток воздуха способствует выходу шасси и постановке на замок
выпущенного положения;
• при расположении шасси на крыле после уборки вперед оно
играет роль противофлаттерного груза.
Рис. 12.6.3. Основные схемы уборки
колес главных опор шасси, уста-
новленных на крыле:
а, б - в направлении хорды кры-
ла;
в-в направлении размаха крыла
к фюзеляжу
При уборке в поперечной плоскости почти не изменяется цен-
тровка самолета, но требуется наличие больших свободных отсеков
в фюзеляже (рис. 12.6.3,в и рис. 12.6.4,а).
Схемы шасси, показанные на рис. 12.6.4,а,б, применяются на
высокопланах. В этом случае сложно получить большую колею
шасси.
Рассмотренные схемы уборки основных опор шасси (рис. 12.6.3
и рис. 12.6.4) просты, так как поворот опоры происходит только от-
носительно одной оси. Однако условия компоновки, требующие
уменьшения габаритов ниш шасси в убранном положении, приводят
к необходимости применения и более сложных схем, в которых
уборка сопровождается поворотом колес относительно амортизаци-
онной стойки. Этот поворот может происходить либо за счет кине-
матической связи поворачиваемых элементов с другими частями
опоры или с конструкцией самолета, либо при помощи отдельных
гидравлических силовых цилиндров.
----МП
а) б)
Рис. 12.6.4. Схемы уборки колес основных опор шасси, прикрепленных к
фюзеляжу самолета-высокоплана:
а - уборка в поперечной плоскости; б - уборка в продольной плоско-
сти (в гондолу шасси)
Передние и хвостовые опоры шасси убираются в фюзеляж по-
воротом в плоскости симметрии самолета. Для передних опор, как и
для основных, более целесообразной является уборка вперед, хотя
это и приводит к некоторому уменьшению базы шасси.
Кинематические схемы стоек
Кинематические схемы уборки и выпуска стоек шасси разра-
батываются с учетом общей компоновки самолета (см. гл. 4), допус-
тимого диапазона эксплуатационных центровок, наличия достаточ-
ных для размещения шасси свободных объемов в крыле или фюзе-
ляже, расположения основных силовых элементов каркаса и т. п.
В работе [37] приведена классификация кинематических схем
уборки стоек и колес шасси (основных, передних и хвостовых опор),
которая предусматривает четыре основные группы. Некоторые при-
меры первых трех представлены на рис. 12.6.5, 12.6.6 и 12.6.7. Чет-
вертую группу составляют стойки очень большой высоты, которые,
как правило, не применяются на легких самолетах. В приводимых
ниже схемах узлы крепления шасси к планеру обозначены цифрами, а
замки, обеспечивающие геометрическую неизменяемость силовой
схемы, обозначены словом «замок».
Рис, 12,6.5, Схемы шасси I группы
К первой классификационной группе относятся шасси
(рис. 12.6.5), в которых:
1) геометрическая неизменяемость силовых схем при выпу-
щенном положении шасси обеспечивается нулевыми стержнями с
замками или замками, устанавливаемыми в складывающиеся под-
косы;
2) гидравлические цилиндры уборки и выпуска шасси не яв-
ляются элементами силовых схем шасси.
Рис, 12,6,6. Схемы шасси 11 группы
Ко второй классификационной группе относятся шасси
(рис. 12.6.6.), в которых:
1) геометрическая неизменяемость силовых схем в выпущен-
ном, положении обеспечивается замками, прикрепляющими балки
или подкосы шасси непосредственно к планеру;
2) гидравлические цилиндры уборки или выпуска не являются
элементами силовых схем шасси.
К третьей классификационной
группе относятся шасси
(рис. 12.6.7), в которых:
Рис. 12.6.7. Схемы шасси III группы
1) геометрическая
неизменяемость сило-
вых схем при выпущен-
ном положении шасси
обеспечивается механи-
ческими замками;
2) гидравлические
цилиндры уборки или
выпуска являются сило-
выми стержнями сило-
вых схем.
По законам строи-
тельной механики меха-
низмы уборки и выпус-
ка являются силовыми
стержнями, воспринимающими действующие на шасси нагрузки.
Шасси третьей группы (рис. 12.6.7) обладают следующими
достоинствами:
• малым числом силовых элементов (два элемента: опорная
балка и силовой гидравлический цилиндр - подкос, который являет-
ся одновременно цилиндром уборки и выпуска);
• малым числом шарниров (три шарнира);
• малым числом узлов (два узла);
• отсутствием влияния на расчетные силовые схемы деформа-
ций и зазоров в узлах и шарнирах, что приводит к уменьшению мас-
сы конструкции из-за возможности более точного определения рас-
четных сил, действующих в элементах шасси;
• большой надежностью конструкций.
После выбора приемлемой кинематической схемы необходимо
определить траектории уборки, оценить нагрузки на цилиндр и сде-
лать ряд контрольных проверок [70]:
а) убедиться, что длина цилиндра достаточна для выпуска и
уборки;
б) КПД механизмов уборки (т. е. работа, выполняемая цилин-
дром, деленная на произведение максимального развиваемого уси-
лия и общий ход цилиндра уборки) должен быть не менее 50%;
в) узлы крепления шасси должны располагаться максимально
близко к силовым элементам конструкции самолета (лонжеронам
крыла, силовым нервюрам и шпангоутам и т.п.);
г) должны быть предусмотрены соответствующие зазоры меж-
ду элементами механизма уборки.
Часть 4 ВОПРОСЫ КОМПОНОВКИ
САМОЛЕТА
Под компоновкой самолета понимают его общую и конструк-
тивно-силовую схемы, а также размещение внутри самолета экипа-
жа, пассажиров, топлива, оборудования и других компонентов. При
этом термин «компоновка» употребляется в двух смыслах: во-
первых, в смысле процесса размещения объектов как внутри, так и
снаружи поверхности самолета, т.е. компонование самолета при его
проектировании и, во-вторых, как результат этого процесса.
Задачи, методы и принципы компоновки самолета приведены в
гл. 13.
С процессом компоновки современного самолета неразрывно
связана отработка его дизайна. В гл. 14 приведены некоторые ос-
новные понятия с целью обратить внимание проектировщиков на
необходимость сочетания функционального совершенства самолета
с его декоративной красотой, дизайном.
Глава 13
КОМПОНОВКА САМОЛЕТА
13.1. ЦЕЛИ, ЗАДАЧИ И МЕТОДЫ
КОМПОНОВКИ
Компоновка самолета должна наилучшим образом отражать
его концепцию.
Основными целями и задачами компоновки являются:
• определение объемов, необходимых для размещения полез-
ной нагрузки, топлива и основных систем самолета. Вызванное не-
рациональной компоновкой увеличение объемов отсеков приводит
к увеличению как лобового сопротивления самолета, так и веса от-
сека;
• уточнение внешней геометрии самолета, т.е. уточнение фор-
мы и размеров, характеризующих его внешнюю поверхность;
• разработка и взаимная увязка конструктивно-силовых схем
основных частей самолета;
• обеспечение требуемого положения центра тяжести самолета
при различных вариантах его загрузки, т.е. обеспечение заданной
центровки самолета, являющейся важнейшим условием его устой-
чивости и управляемости.
Основные требования к компоновке сводятся к следующему:
• компоновка должна обеспечивать выполнение ТЗ;
• каждый компонент самолета (агрегат, система и т.д.) должны
быть расположены так, чтобы они наиболее успешно выполняли
свои функции;
• обеспечение наилучших эргономических характеристик взаи-
модействия экипажа с объектами в кабине с целью уменьшения
физической и психологической нагрузки на экипаж самолета и тем
самым повысить безопасность полетов;
• компоновка должна обеспечивать доступность и удобство
контроля, технического обслуживания и замены частей систем и аг-
регатов;
• конструктивно-силовая схема конструкции должна обеспе-
чивать (при возможно полном выполнении предыдущих требова-
ний) наименьший вес конструкции при достаточных прочности и
жесткости;
•технологическое членение конструкции должно предусмат-
ривать широкий фронт работ при производстве и удобство общей
сборки самолета.
Очевидно, что перечисленные требования противоречивы (на-
пример, стремление снизить трудозатраты при монтаже и техниче-
ском обслуживании потребует создания менее плотных компоно-
вок, что ухудшит использование объемов отсека и приведет к уве-
личению его размеров и веса). Поэтому получение рациональных
компоновок связано с нахождением разумных компромиссов между
перечисленными требованиями.
Основные принципы компоновки самолета заключаются в сле-
дующем.
1 . Степень важности требований к самолету обусловлена его
концепцией, поэтому в первую очередь выполняются наиболее важ-
ные требования, а остальные - по мере возможности.
2 . В компоновке самолета, если это целесообразно, использу-
ются хорошо зарекомендовавшие себя на предшествующих самоле-
тах конструктивно-технологические решения с некоторыми изме-
нениями в соответствии с новыми требованиями.
3 . В компоновке самолета должен широко использоваться
принцип совмещения нескольких функций, которые выполняются
одним и тем же элементом конструкции или агрегатом.
Процесс компоновки самолета состоит из трех одновременно
протекающих и взаимосвязанных процессов:
• аэродинамической компоновки;
• объемно-весовой компоновки;
• конструктивно-силовой компоновки.
Методы компоновки
Аппликативный метод является разновидностью графиче-
ского моделирования и основан на том, что при любых вариантах
компоновки самолета состав его компонуемых объектов остается
неизменным. Это позволяет отказаться в процессе компонования от
выполнения чертежей объектов каждый раз заново и использовать
их аппликации, т.е. выполненные в уменьшенном масштабе и выре-
занные по контуру ортогональные изображения компонуемых объ-
ектов. Изготовленные таким образом аппликации компонуемых
объектов перемещают по чертежу самолета до получения рацио-
нальной (с точки зрения конструктора) компоновки, которую затем
переносят на чертеж. Аппликативный метод обладает высокой сте-
пенью наглядности, хотя в этом случае процесс компонования дол-
жен сопровождаться процессом расчета весовых и центровочных
характеристик самолета.
Модельный метод является разновидностью объемного моде-
лирования и предусматривает выполнение моделей отсеков самоле-
та и компонуемых объектов с достаточно подробной детализацией.
Модели изготавливают из легкообрабатываемых материалов (дере-
ва, фанеры, пенопласта и т.п.), хотя и для этих материалов трудоем-
кость изготовления моделей остается весьма значительной. Несмот-
ря на трудоемкость модельного метода компоновки, его преимуще-
ством, помимо полного исключения случаев взаимного пересечения
компонуемых объектов, является максимальная наглядность, позво-
ляющая проводить на объемных моделях отработку дизайна само-
лета и предварительную оценку его эксплуатационных характери-
стик. Дальнейшим развитием модельного метода является натурная
компоновка, использующая вместо объемных моделей реальные
компонуемые объекты. Несмотря на еще большую детализацию
проектных решений, применение этого метода ограничено из-за
сложности его технической реализации.
Принципиальным недостатком методов графического и объ-
емного моделирования компоновок является их низкая производи-
тельность, обусловленная, в свою очередь, низкой производитель-
ностью графических и модельных работ. Время, необходимое для
реализации такими методами даже одного варианта компоновки,
весьма значительно, что не позволяет рассмотреть множество вари-
антов компоновки и выбрать из них наилучший. Однако рассмотре-
ние даже ограниченного количества вариантов существенно увели-
чивает общее время проектирования самолета. Качество компонов-
ки в основном определяется квалификацией и индивидуальными
способностями проектанта-компоновщика. Зачастую весь процесс
компоновки сводится к получению одного-единственного варианта
размещения, наконец-то удовлетворяющего всем предъявленным
требованиям.
Математическое моделирование. Возможности математиче-
ских моделей чрезвычайно велики. Выдающимся примером исполь-
зования математического моделирования с применением компью-
терной техники и современных информационных технологий явля-
ется разработка самолета Boeing 777. Этот самолет - первый в мире,
полностью спроектированный по «безбумажной технологии». Его
проект был смоделирован с помощью пакета программного обеспе-
чения CATIA без единого «бумажного» чертежа и физического ма-
кета. Объем информации составил 3,5 терабайт.
13.2. ОСНОВНЫЕ ПРИНЦИПЫ
АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИ
Основной целью аэродинамической компоновки является оп-
ределение таких форм, размеров и взаимного положения частей са-
молета, омываемых воздушным потоком, которые обеспечивают
требуемые летно-технические характеристики при минимальных
энергетических затратах и выполнении требований НЛГС. Резуль-
татом аэродинамической компоновки можно считать предваритель-
ный вариант габаритного чертежа, содержащего три проекции са-
молета.
Аэродинамическая компоновка пассажирского самолета сво-
дится к решению следующих основных задач:
1. В крейсерском полете самолет должен иметь возможно
меньшее аэродинамическое сопротивление. В связи с этим реко-
мендуется:
• уменьшать площадь омываемой поверхности самолета;
• уменьшать площадь миделя частей самолета;
• уменьшать отрицательную интерференцию частей самолета и
усиливать их положительную интерференцию;
• избегать резкого изменения сечений, обрывов поверхностей в
продольном направлении фюзеляжа;
• уменьшать потери аэродинамического качества, связанные с
балансировкой самолета и др.
2. При взлете и при посадке самолет должен обладать возмож-
но большей величиной коэффициента подъемной силы при обеспе-
чении требуемых для безопасности полета запасов по углу атаки.
3. Выход самолета на критические режимы полета не должен
сопровождаться опасными последствиями. Развитие срыва потока
должно быть плавным.
4. На всех режимах полета, допустимых в эксплуатации, само-
лет должен обладать требуемой управляемостью и запасами устой-
чивости.
13.3. ОСНОВНЫЕ ПРИНЦИПЫ
ОБЪЕМНО-ВЕСОВОЙ КОМПОНОВКИ
Основной целью объемно-весовой компоновки является опре-
деление и минимизация размеров, главным образом, фюзеляжа, а
также согласование взаимного расположения частей самолета с по-
требными значениями центровки самолета.
При размещении агрегатов и грузов внутри самолета необхо-
димо учитывать, что все грузы, которые необходимо разместить на
самолете, можно разбить на две основные группы:
1) грузы, требующие вполне определенного места на самолете;
2) грузы, расположение которых не связано жесткими требо-
ваниями с каким-либо определенным местом на самолете.
Так, например, экипаж, пилотажно-навигационное и другое
оборудование и снаряжение, с которым работает экипаж, должны
быть обязательно размещены в носовой части фюзеляжа.
Основные рекомендации по компоновке пассажирской кабины
и кабины экипажа приведены ранее в гл. 10.
Центровку (положение центра тяжести) самолета определяют
относительно носка САХ.
Определение средней аэродинамической хорды
В данном разделе приведены общеизвестные способы опреде-
ления величины и положения САХ крыла.
Для прямоугольного в плане крыла САХ совпадает с хордой
крыла на виде самолета сбоку и лежит в плоскости симметрии са-
молета.
Для трапециевидных крыльев САХ лежит в плоскости и габа-
ритах крыла, поэтому ее величину и положение удобно находить из-
вестным графическим способом (рис. 13.3.1). Способ состоит в сле-
дующем: на линии продолжения корневой хорды откладывают от-
резок, по величине равный концевой хорде (получают точку В на
рис. 13.3.1); на линии продолжения концевой хорды откладывается
отрезок, по величине равный корневой хорде (получают точку D на
рис. 13.3.1); точки В и D соединяют. Точки, делящие корневую и
концевую хорды пополам, также соединяют прямой. Проведенные
прямые пересекутся в точке А (рис. 13.3.1), через которую и прохо-
дит средняя аэродинамическая хорда крыла.
Рис. 13.3.1. Определение САХ трапециевидного крыла
Для крыла сложной формы САХ определяется известным спо-
собом, иллюстрируемым рис. 13.3.2.
Рис. 13.3.2. К определению САХ крыла с центропланом
Полукрыло разбивается на ряд секций, каждая из которых
имеет прямоугольную или трапециевидную форму в плане (на
рис. 13.3.2 таких секций две; их площадь Si и S2 выделены различ-
ной штриховкой). Для каждой секции определяется своя САХ
(^сах ь&сах 2)- Средняя аэродинамическая хорда всего крыла опре-
деляется по формуле
bcax. ~
bcax lS\ + bCax2S2
Si+ 52
(13.3.1)
Центровка для би-
плана (рис. 13.3.3) опре-
дел я ется относ ител ьно
эквивалентной хорды,
величина которой вы-
числяется по формулам
работы [67], когда из-
вестны САХ верхнего
бсах в и нижнего &сах н
крыльев биплана, опре-
Рис. 13.3.3. Эквивалентная хорда биплана
деляемых для каждого
крыла отдельно по изложенным выше способам,
Н .
S н &сах H
В &сах В
и ^экв ^сах Н + ц (^сах В ^сах н)’
где величины h и //показаны на рис. 13.3.3.
Для самолета схемы тандем или «нестандартная утка » пред-
лагается эмпирический метод работы [36], который основан на при-
ведении компоновки самолета подобной схемы к нормальной аэро-
динамической схеме с эквивалентным крылом, как показано на
рис. 13.3.4.
Центровка самолета тандем или «нестандартная утка» должна
быть в пределах 0,15...0,20Вэкв (хорды условного эквивалентного
крыла), которая определяется по формуле
где 5П и 53 - площадь соответственно переднего и заднего крыла;
/п и 13 - размах соответственно переднего и заднего крыла.
«Нестандартная утка» - здесь самолет схемы «утка», у которого пло-
щадь ПГО более 20% от площади крыла.
Рис. 13.3.4. Схема определения эквивалентной хорды
Расстояние до носка эквивалентной хорды:
V — Дэкв
4
53
где L - плечо (рис. 13.3.4);
к - коэффициент, учитывающий разность углов установки
крыльев, скосы и торможение потока за передним крылом,
* =
1 + 0,07 Аф
0,9+ 0,2—1 1-0,02—
L
S3
Аф - превышение угла установки переднего крыла над задним;
Я - высота расположения переднего крыла над плоскостью зад-
него.
Расчетные случаи центровки
Обязательным этапом объемно-весовой компоновки самолета
является определение положений его центра тяжести при различ-
ных вариантах нагрузки (топлива, пассажиров, грузов).
Центр тяжести легких гражданских самолетов рекомендуется
определять для следующих случаев эксплуатации.
1. Взлетный вес самолета: шасси выпущено; шасси убрано (для
самолетов с убирающимся шасси). Полезная нагрузка 100%.
2. То же, но полезная нагрузка и ее расположение варьируются
(например, вес нагрузки 0%, 20%, 40% и т. д., расположение ее - в
передней части кабины, в задней части).
3. Посадочный вес самолета: шасси выпущено, топливо на
борту в количестве, необходимом на 30 мин полета при работе дви-
гателей на режиме максимальной продолжительной мощности. Вес
полезной нагрузки и ее расположение варьируются.
4. Самолет без нагрузки (пустой, стоит на земле). Этот случай
центровки является проверкой опрокидывания на хвост самолета,
имеющего шасси с носовой опорой.
5. Взлетный вес самолета: шасси убрано; шасси выпущено; вес
топлива максимально возможный по объему баков; полезная на-
грузка отсутствует или часть ее имитируется для центровки балла-
стом. Этот случай соответствует перегоночному варианту при экс-
плуатации самолета.
Проектное положение центра тяжести
Для удобства эксплуатации легких гражданских самолетов не-
обходим широкий диапазон допустимых центровок, который может
обеспечить:
• отсутствие жестких ограничений на размещение пассажиров
и грузов;
• беспрепятственную возможность перекомпоновки пассажир-
ской (грузовой) кабины.
Представление о предельных значениях центровок некоторых
легких самолетов дает табл. 13.3.1.
По статистике предельно передняя центровка, допустимая в
эксплуатации,
(Ттпп)э=0,11...0,21. (13.3.2)
Таблица 13.3.1
Тип самолета Пределы центровки в полете, % САХ
передняя задняя диапазон
Cessna 172 15,6 36,5 20,9
Cessna 177 5,0 28,0 23,0
Cessna 206 12,2 39,4 27,2
Cessna 337 17,3 30,9 13,6
Beechcraft B-45 19,0 28,0 9,0
Beechcraft M80 16,0 29,9 13,9
Piper PA-30C 12,0 27,8 15,8
Dornier Do 28-D-l 10,7 30,8 20,1
И-1Л 23,0 36,0 13,0
Як-52 17,0 25,0 8,0
Як-112 26,0 34,0 8,0
По статистике предельно задняя центровка, допустимая в экс-
плуатации,
(Ттпз)э=0,25...0,35. (13.3.3)
Условия (13.3.2) и (13.3.3) не являются требованиями. В каж-
дом конкретном проекте легкого самолета конструктор устанавли-
вает необходимые значения предельных центровок.
Для самолета схемы «утка» центр тяжести должен распола-
гаться в пределах от -0,10 до - 0,20Ьсах.
Итак, из расчетов центровки определяют и уточняют:
• положение крыла вдоль продольной оси самолета;
• параметры оперения;
• местоположение стоек шасси;
• расположение основных видов нагрузки (топлива, пассажи-
ров, грузов и т.п.) из условия минимального их влияния на разбежку
центровки.
Расчет положения центра тяжести
Один из возможных способов определения центровки самоле-
та с помощью центровочной ведомости включает следующую по-
следовательность.
1. На чертеже предварительной компоновки (рис. 13.3.5) зада-
ют систему координат XOY.
Рис. 13.3.5. К расчету положения центра тяжести самолета:
I - положение ЦТ грузов первой группы; II - положение ЦТ грузов второй группы
2. Отмечают центры тяжести отдельных компонентов самоле-
та: пилотов, пассажиров, топлива, оборудования, крыла, ГО, ВО,
фюзеляжа и т.д. На данном этапе проектирование даже приближен-
ное задание ЦТ этих компонентов, как правило, бывает достаточ-
ным. Рекомендуется принимать:
• положение ЦТ крыла на (0,37...0,42)Ьсах;
• положение ЦТ оперения на (0,42...0,45)£сах го или /?сах в0;
• положение ЦТ конструкции фюзеляжа от его носка:
самолет с одним двигателем и тянущим винтом
(О,32...О,35)Лф;
самолет с двумя двигателями на крыле - (0,38...0,40)Лф;
• положение ЦТ топлива в центре площади топливного бака на
плановой проекции самолета;
• положение ЦТ какого-либо агрегата в центре его объема.
3. Определяют координаты центра тяжести для каждого ком-
понента Xj и заполняют две центровочных ведомости - для компо-
нентов первой и второй групп.
В первую группу включают компоненты самолета, несложное
перемещение которых относительно планера самолета может дать
существенный сдвиг центровки.
Например, для самолета с двигателем в носовой части фюзе-
ляжа:
группа I - двигательная установка (двигатель, воздушный винт
и т.д.) (табл. 13.3.2);
группа II - все оставшиеся компоненты (табл. 13.3.3).
Для самолета с двигателями на крыле в первую группу войдут:
крыло, топливо и двигательная установка.
Таблица 13.3.2
Наименование компонентов I группы Вес Gi, ДаН Координата (плечо) xi, м Статический мо- мент GiXi, даН м
Двигатель
Воздушный винт
и так далее
Сумма xg, X(G/ Xi)
Таблица 13.3.3
Наименование компонентов II группы Вес Gi< даН Координата (плечо) xi, м Статический мо- мент GjXj, даН м
Фюзеляж
Крыло
Топливо
и так далее
Сумма
4. Определение координаты ЦТ каждой из групп компонентов
самолета по формуле
;fT = X(G,xl) (13.3.4)
iGi
5. Перемещением компонентов первой группы (двигательной
установки) добиваются требуемой центровки. Расстояние между
точками центров тяжести компонентов I и II групп (рис. 13.3.5) для
получения заданной центровки относительно Ьсах должно состав-
лять
А = С 1 +
\
(eg()h
(ХсД ,
(13.3.5)
Практика проектирования и эксплуатации самолетов рекомен-
дует [14]:
• чтобы в процессе расходования топлива ЦТ самолета был
постоянным или перемещался незначительно (не более 3% САХ);
• в процессе сброса полезной нагрузки (парашютистов, грузов
и т.п.) ЦТ самолета не должен перемещаться более, чем на 15%
САХ;
• после сброса полезной нагрузки ЦТ самолета не должен пе-
ремещаться более, чем на 3% САХ.
Методы исправления центровки
Если в процессе центровки или компоновки самолета возника-
ет необходимость приведения его ЦТ в проектное положение, то
рекомендуется:
а) сдвинуть крыло по оси X;
б) изменить координаты установки отдельных агрегатов;
в) изменить стреловидность крыла (до 5°).
13.4. ОСНОВЫ КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВОЙ
компоновки
Главная цель конструктивно-силовой компоновки самолета за-
ключается в разработке его конструктивно-силовой схемы, согласо-
ванной с аэродинамической и объемно-весовой компоновками. Так
как детальная проработка конструкции самолета не является зада-
чей предварительного проектирования, то результатом конструк-
тивно-силовой компоновки можно считать чертеж директивной си-
ловой схемы самолета, на котором изображены концепции силовых
схем агрегатов и их взаимная увязка. Под концепцией силовой схе-
мы агрегата здесь понимается принципиальная схема расположения
только основных силовых элементов его продольного и поперечно-
го набора (оси лонжеронов, стенок, балок и бимсов, а также оси си-
ловых нервюр и силовых шпангоутов). Эти концепции силовых
схем агрегатов в дальнейшем могут стать основой для оптимизаци-
онных и параметрических исследований, направленных на поиск
рациональной конструктивно-силовой схемы самолета в целом.
Далее приведены основные принципы и рекомендации для
проектирования силовых конструкций, которыми следует руково-
дствоваться при разработке силовой схемы самолета. Большинство
этих рекомендаций носит общий характер и в некоторых случаях
противоречивый.
Общие принципы проектирования силовых
конструкций
Принцип специализации - для восприятия нагрузок опре-
деленного вида в конструкции должны использоваться специаль-
ные, наиболее целесообразные силовые элементы.
Принцип многофункциональности состоит в том, чтобы
одни и те же силовые элементы использовались для передачи раз-
ных нагрузок. Этот принцип противоположен принципу специали-
зации, но не отрицает его, а дополняет.
428
Принцип прямоточности требует передачи сил по крат-
чайшим путям. Разновидностями этого принципа можно считать:
принцип разгрузки;
принцип замыкания силового контура;
принцип компактности, т.е. экономия поверхности, объема,
длин, а также числа конструктивных элементов.
Принцип равнонапряженности предусматривает равно-
мерное распределение силовых потоков и напряжений в конструк-
ции. Следующие приемы реализуют этот принцип:
передача сосредоточенной силы в виде распределенной на-
грузки;
исключение концентраторов напряжений;
обеспечение равнопрочности и равноустойчивости;
использование максимального контура конструкции при кру-
чении;
использование возможно большей строительной высоты кон-
струкции при ее изгибе;
предпочтение в передаче нагрузок растяжением-сжатием перед
изгибом.
Принцип оптимальности заключается в обеспечении с по-
зиции заданного критерия (например, веса конструкции) оптималь-
ного соответствия размеров и форм силовых элементов конструк-
ции величине и характеру действующих на них нагрузок.
Рекомендации для конструктивно-силовой
компоновки
При разработке концепции силовой схемы крыла, фюзеляжа и
оперения ограничиваются определением расположения лонжеронов,
стенок, балок и бимсов, а также силовых нервюр и силовых шпанго-
утов. В процессе компоновки указанных элементов необходимо вы-
полнить увязку силовых схем, заключающуюся в следующем:
а) балочные элементы крыла (лонжероны, балки и стенки)
должны опираться на силовые шпангоуты фюзеляжа;
б) балочные элементы оперения (лонжероны, балки и стенки)
должны опираться на силовые шпангоуты фюзеляжа;
в) узлы крепления стоек шасси должны опираться на усилен-
ные элементы (силовые нервюры, силовые шпангоуты, стенки ниши
шасси).
Для уменьшения нагрузок на конструкцию целесообразно:
а) размещать сосредоточенные грузы в фюзеляже возможно
ближе к центру тяжести для уменьшения инерционных нагрузок;
б) избегать установки сосредоточенных грузов на крыло за
осью жесткости, так как это может привести к флаттеру;
в) при установке шасси на крыле так выбирать его положение,
чтобы нагрузки, возникающие при посадке, не были для крыла кри-
тичнее, чем нагрузки в полете;
г) использовать стойки шасси минимальной длины;
д) уменьшать нагрузки на хвостовое оперение путем увеличе-
ния его плеча;
е) не крепить сосредоточенные грузы и узлы шасси консольно
к шпангоутам или нервюрам.
13.5. КОМПОНОВКА ВИНТОВ НА
САМОЛЕТЕ
На чертеже общего вида и компоновочном чертеже самолета
винт вычерчивается в принятом масштабе на всех проекциях, при-
чем допускаются отступления от обычных правил согласования
проекций. На боковом виде самолета винт вычерчивают таким об-
разом, чтобы одна из лопастей была направлена вертикально вниз.
Это необходимо для нанесения на чертеж размера от конца винта до
земли.
В плане принято вычерчивать винт горизонтально. На виде
спереди для определения деталей, обдуваемых винтом, кроме про-
екции винта, проводят окружность, проходящую через концы лопа-
стей. Расположение винта здесь допускается любое; иногда лопасти
немного наклоняют от вертикали для того, чтобы не затемнять на-
ходящихся за ними деталей фюзеляжа, шасси, крыла. По этой же
причине винт на виде спереди иногда вовсе не вычерчивают.
К установке винтов на самолете существуют следующие тре-
бования (см. также АП 23.925).
1. Должен быть обеспечен зазор не менее 178 мм (для самоле-
тов с носовой стойкой шасси) и 229 мм (для самолетов с хвостовой
опорой) между каждым вином и землей при выпущенных стойках
шасси в статических ус-
ловиях, при разбеге или
при рулежке в зависи-
мости от того, какая си-
туация более критична
(рис. 13.5.1).
2. В дополнение к
этому должен быть
обеспечен гарантиро-
ванный зазор между
винтом и землей во
взлетном положении
Рис. 13.5.1. Практически минимальное рас-
стояние от конца винта до земли и зазор
между капотом и винтом
при полностью спущенном критическом пневматике шасси и пол-
ностью выбранном ходе амортизатора этой же стойки.
3. Должны быть обеспечены:
• минимальный радиальный зазор не менее 25,4 мм между
концами лопастей и конструкцией плюс любой дополнительный за-
зор, необходимый для компенсации возможных вибраций;
• продольные зазоры не менее 12,7 мм между лопастями или
коком винта и неподвижными частями самолета.
Указанные выше величины являются минимальными; для ог-
раничения шума в кабине желательно обеспечивать зазор между
концами лопастей и
фюзеляжем не менее
100 мм плюс 16,5 мм
на каждые 100 л.с.
одного двигателя
(рис. 13.5.2). Необхо-
димо помнить, что в
случае роста мощно-
сти двигателя опти-
мальный диаметр
винта соответственно
Рис. 13.5.2. Практически минимальные рас-
стояния от конца винта до фюзеляжа
возрастает.
4. Расстояние между смежными вращающимися винтами при
виде спереди должно быть не менее 230 мм (рис. 13.5.3), наложение
полей винтов друг на друга не рекомендуется, хотя это трудновы-
Рис. 13.5.3. Практически минимальное
расстояние между концами винтов
полнимо на самолетах укоро-
ченного взлета с отклонением
спутных струй.
5. Другие важные тре-
бования (АП 23.771) указы-
вают, что экипаж и основные
органы управления, за исклю-
чением проводки (тросов и
тяг), должны размещаться та-
ким образом, чтобы ни один
из членов экипажа и сами эти
Рис. 13.5.4. Недопустимая зона для
размещения экипажа и органов
управления
органы не располагались в плос-
кости диска винта, отклоненной
вперед и назад на 5°. Графически
это требование представлено на
рис. 13.5.4 и на практике является
важным условием для размеще-
ния винтов и для компоновки ка-
бины.
Необходимо избегать разме-
щения пассажиров в указанной
зоне. Рекомендуется, чтобы гру-
зовые отделения, туалеты и т.п.
не попадали в плоскость враще-
ния винтов. Винты не следует
располагать вблизи дверей каби-
ны. Фюзеляж должен быть усилен в местах возможного удара кус-
ков льда, срывающихся с винта.
6. Когда направление потока не перпендикулярно плоскости
вращения винта, лопасти подвергаются воздействию переменных
нагрузок с периодом, равным времени оборота. Эти периодические
нагрузки могут быть уменьшены путем соответствующего выбора
установочного угла по отношению к крылу.
7. Каждый толкающий воздушный винт (например, схема са-
молета Як-58 в приложении 3) должен быть маркирован, чтобы он
был хорошо виден при вращении на земле в дневное время.
8. Если выхлопные газы двигателя попадают в плоскость вра-
щения толкающего воздушного винта, должно быть доказано испы-
таниями, что воздушный винт может эксплуатироваться продолжи-
тельное время.
9. Все капоты двигателя, смотровые лючки и другие съемные
элементы конструкции самолета не должны отделяться от самолета
и попадать во вращающийся толкающий воздушный винт.
10. Все поверхности самолета впереди толкающего воздушно-
го винта, способные накапливать и сбрасывать лед, который попа-
дет в плоскость вращения этого винта, должны быть защищены от
обледенения, либо оторвавшийся лед не должен приводить к воз-
никновению опасных условий.
Глава 14
О ХУДОЖЕСТВЕННОМ
КОНСТРУИРОВАНИИ ЛЕГКИХ
САМОЛЕТОВ
Значительная часть легких гражданских самолетов находится в
личном пользовании. По аналогии с личными автомобилями для
повышения конкурентоспособности легкого самолета необходима
отработка его дизайна.
В данной работе не ставится цель изложить систему художест-
венного конструирования легких самолетов. Насколько известно,
этой системы пока нет. Цель работы - привести некоторые основ-
ные понятия и обратить внимание проектировщиков на необходи-
мость приобретения соответствующих знаний и применения их при
проектировании легких самолетов.
При проектировании легкого самолета результаты оптимиза-
ции его параметров по экономическим критериям свидетельствуют
о весьма малой «глубине оптимума». Почти все параметры самоле-
та, включая размах, сужение и площадь крыла, плечо оперения и
т.д., без существенного влияния на летные данные можно менять в
пределах ±5% и более. В этой ситуации целесообразным может
быть принятие решения исходя из требований эстетического вос-
приятия самолета его владельцем, пилотами и пассажирами. Кроме
того, легкий самолет (как и личный автомобиль) должен быть не
только красивым, современным, но и отличаться индивидуально-
стью своей формы от других, уже существующих моделей. Решить
такую проблему можно с помощью художественного конструиро-
вания - метода, позволяющего определить форму самолета, кото-
рая, в свою очередь, должна раскрыть структурные и функциональ-
ные связи его отдельных частей, превратив их в единую систему.
Форма - основа дизайна
Начиная с первых шагов авиации, в форме и конструкции са-
молета стали появляться черты, отражающие определенный фир-
менный стиль его конструктора.
Огромное влияние на форму самолета оказывает появление
новых технологий, новых конструкционных материалов. И наобо-
рот, поиск новых форм ведет к поиску новых технологий. Так, при
изготовлении конструкции самолета из дерева форма его будет дик-
товаться формой брусьев и их соединений. Самолеты, изготовлен-
ные из металла, имеют другие очертания. В них немаловажное зна-
чение будет иметь технология изготовления отдельных деталей:
штампованные, клепаные, сварные. Применение композиционных
материалов и пластмасс дает почти неограниченные возможности
формообразования.
Если на заре авиации самолет представлял собой сумму от-
дельных элементов, собранных вместе, то постепенно в его облике
появляются черты целостной законченной композиции.
Резким скачком был переход от открытой кабины к закрытой.
И можно сказать, что вместе с закрытой кабиной пришло в самоле-
тостроение художественное конструирование (дизайн). Теперь у
самолетов форма как будто упростилась, но она стала требовать бо-
лее тщательной проработки.
Если прежние формы самолета мог создавать инженер, обла-
давший художественным вкусом, то при резком возрастании компо-
зиционной целостности формы для ее проработки требуется дизай-
нер. В настоящее время легкий самолет как будто исчерпал воз-
можности развития. Форма самолета стала максимально соответст-
вовать его функции - с возможно большей скоростью и комфортом
перемещать человека, обеспечив необходимую безопасность. Авиа-
ционные фирмы, а также небольшие конструкторские бюро ищут и
находят свое решение формы, как правило, только благодаря тща-
тельной ее проработки.
Чтобы решать вопросы формообразования на современном
уровне, необходима серьезная теоретическая и практическая подго-
товка. В процессе обучения будущие конструкторы такой подготов-
ки не получают. Поэтому в большинстве случаев при проектирова-
нии легких самолетов поиск формы происходит интуитивно путем
сравнения своих разработок с существующими современными мо-
делями.
О теории композиции
В теории композиции дизайна существуют свои закономерно-
сти. Это, в первую очередь, общие закономерности формообразова-
ния, категории композиции, свойства и качество, а также средства
гармонизации формы. Чтобы технический объект был эстетически
совершенным, его форма должна наиболее полно отвечать функ-
циональному назначению. Однако сама функция не остается посто-
янной и претерпевает изменения вместе с развитием формы.
Категории раскрывают основные закономерности в компози-
ции. Другие связи в ней раскрывают такие понятия, как свойства и
качество. К свойствам и качеству относятся: целостность формы,
соподчиненность ее частей и элементов, композиционное равнове-
сие, симметрия и асимметрия, статичность и динамичность, единст-
во характера формы. Уже в самом названии этих закономерностей
заложено их понятие. Целостность и соподчиненность теснейшим
образом связаны друг с другом, так как любая композиция основана
на соподчинении главных (доминирующих) и менее значимых эле-
ментов. Чем гармоничнее форма, тем она целостнее и легче воспри-
нимается глазом человека. Расчлененная, раздробленная форма тре-
бует много времени на ее осмысление и воспринимается как некра-
сивая. Понятие композиционного равновесия для легких самолетов
теснейшим образом связано с их статическим и динамическим рав-
новесием, положением центра тяжести и распределением массы по
осям.
Технические объекты высокого эстетического уровня обяза-
тельно обладают единством характера формы. Это понятие, близкое
к такому, как фирменный стиль, и является совокупностью чисто
индивидуальных черт, отличающих формы технических объектов,
созданных в одно и то же время. Единство характера формы имеет
большое значение для легких самолетов.
В теории композиции существуют категории: тектоника и объ-
емно-пространственная структура.
Тектоникой называют зримое отражение в форме работы кон-
струкции и организации материала. Она связывает две важнейшие
характеристики объекта: его конструктивную основу и форму. Все
элементы конструкции должны работать, воспринимать нагрузки;
только тогда правильно раскрывается ее тектоника. В форме техни-
ческого объекта не должно быть элементов, не несущих нагрузки,
не выполняющих какую-либо функцию.
Соотношение объема и пространства без учета материала го-
ворит об объемно-пространственной структуре объекта - структуре
организованной, а не хаотичной.
При работе над формой любого технического объекта, чтобы
решить композиционные задачи и раскрыть его свойства, необхо-
димо умело использовать средства композиции (средства, с помо-
щью которых добиваются эстетической выразительности). К таким
средствам гармонизации формы относятся: композиционный прием,
пропорции и пропорционирование, масштаб и масштабность, кон-
траст, нюанс, метрический и ритмический повторы, цвет, тени и
пластика. Все это как бы своеобразный инструмент дизайнера, по-
могающий ему достичь эстетического совершенства.
При поиске своей формы любой проектировщик перебирает
множество вариантов. Чтобы сократить время на поиск формы, на-
до с самого начала выявить идею композиции, т.е. тот прием, кото-
рый затем будет развит дальнейшими средствами композиции.
Пропорции и пропорционирование - одно из важнейших
средств организации формы. Инженерная проработка конструкции
идет одновременно с художественной отработкой формы, а поэтому
пропорциональный строй, соразмерность частей и целого служат
важной проверкой совершенства технического объекта. Соотноше-
ния элементов формы надо подбирать, используя гармоничные про-
порциональные геометрические отношения.
Самолет создается для человека, а поэтому размеры его долж-
ны соответствовать размерам тела человека. Эта соразмерность тех-
нического объекта с человеком носит в теории композиции назва-
ние - масштаб. Чтобы показать масштаб, художник-конструктор
обычно рядом с рисунком изделия изображает фигурку человека.
Масштаб самым непосредственным образом связан с пропорциони-
рованием.
Два других понятия: контраст и нюанс позволяют художнику-
конструктору более успешно решать свои композиционные задачи.
Контраст - это противопоставление двух начал. Он делает форму
заметной, выделяя ее среди других, активизирует форму. Но в ком-
позиции необходимо соблюдать определенную меру и умело поль-
зоваться контрастом, дополняя его нюансной проработкой. Без это-
го форма может оказаться жестко примитивной. Если форма, ли-
шенная контраста, маловыразительна, то форма, не дополненная
тонкими нюансными отношениями, неизбежно окажется грубой.
Членение элементов формы (объемов, поверхностей, линий) с
определенной закономерностью создает либо метрический повтор,
либо ритм. Метрический повтор - это неоднократное, с одинаковым
интервалом повторение какого-либо элемента. Однако применение
метрического повтора большей частью позволяет подчеркнуть ста-
тичность технического объекта, а поэтому в форме самолета приме-
нятся редко.
Чаще используется при формообразовании такое средство, как
ритм. Ритм - это постепенное количественное изменение чередую-
щихся элементов. Ритм задает форме активное композиционное
движение и помогает художнику-конструктору подчеркнуть дина-
мичность формы и ее композиционное равновесие.
Следующим средством гармонизации формы является цвет,
хотя его значение как средства гармонизации еще мало изучено. Но
цвет играет большую роль в области техники. Цвет используется не
только как средство композиции, но и как средство психофизиоло-
гического комфорта, а также как средство информации. Он позво-
ляет активизировать другие средства композиции. Им можно под-
черкнуть контраст и, наоборот, выполнить нюансную проработку,
выделить метрический повтор и подчеркнуть ритм. Цвет - это сред-
ство в развитие и дополнение идей композиции. В то же время цвет
- одно из самых субъективных средств композиции. Применяя цвет,
следует подумать, какое воздействие на форму он будет оказывать.
Неумелое использование цвета может привести к разрушению це-
лостности композиции.
Следующее понятие - пластика формы. Она характеризует
особенности объемно-пространственной структуры, определяя ее
рельефность, глубинность, насыщенность светом и тенями, ее пла-
стичность и скульптурность. Очень важно, чтобы на форме хорошо
выражалась светотеневая структура. При проектировании и изго-
товлении необходимо уточнить ее действие на форму. Не нарушит
ли она объемно-пространственную структуру всего технического
объекта, как пройдут блики по его внешней поверхности. Это очень
сложная и важная задача при создании формы самолета. Поверх-
ность самолета не может состоять из простых геометрических форм
- плоских поверхностей, прямых линий, пирамид. Но при разработ-
ке сложных поверхностей нельзя не учитывать влияния световых
бликов, световых линий. Блики сразу выявят дефекты поверхности,
а световая линия - правильный выбор сложной поверхности. При
разработке сложной поверхности световой блик и световая линия
являются самым лучшим контролером. Поэтому, построив макет
(модель) самолета, тщательно отработав его поверхность, его осве-
щают с разных сторон и проверяют по световым бликам и линиям
правильность построения сложных поверхностей.
Если в форме самолета используется линия значительной дли-
ны, то со стороны она будет казаться искривленной. Точно так же
значительные поверхности, образованные плоскостью, будут ка-
заться вогнутыми. Все это требует при выполнении формы самолета
пользоваться лекальными кривыми.
Художественно-конструкторская проработка самолета не
должна ограничиваться его внешней формой. Эстетической прора-
ботке следует подвергнуть элементы рабочего места пилота и внут-
реннее пространство кабины. Весь интерьер и все элементы рабоче-
го места пилота должны быть взаимосвязаны принципом целостной
организации объемно-пространственной структуры и выполнены с
учетом закономерностей композиции.
Часть 5
ОЦЕНКА
ХАРАКТЕРИСТИК
САМОЛЕТА
Материалы предыдущих частей позволяют в первом прибли-
жении выполнить предварительный проект самолета.
Следующим шагом является анализ основных данных и лет-
ных свойств проектируемого самолета с целью проверки их соот-
ветствия требованиям ТЗ и НЛГС.
Хотя многие характеристики самолета достоверно могут быть
определены только после его детальной проработки и испытаний,
некоторые из характеристик, такие, как весовые характеристики,
крейсерские параметры (скорость, дальность), взлетно-посадочные
характеристики и некоторые летные ограничения, могут быть оце-
нены в начальной стадии. Возможные для такой оценки поверочные
методы и формулы приведены в данной части.
Аэродинамические характеристики проектируемого самолета
рассчитываются по методам гл. 15. Весовые формулы приведены в
гл. 16. Методы определения летных характеристик - в гл. 17.
Глава 15
РАСЧЕТ ПОЛЯР ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
Наиболее надежным способом получения необходимой для аэ-
родинамического расчета поляры самолета является испытание мо-
дели самолета в аэродинамической трубе или в полете при услови-
ях, соответствующих полету самолета в воздухе.
Однако (особенно в начале проектирования самолета) результа-
ты таких испытаний имеются не всегда. Поэтому приходится прибе-
гать к теоретическому расчету, несмотря на всю его приближенность.
15.1. АНАЛИТИЧЕСКОЕ ВЫРАЖЕНИЕ
ПОЛЯРЫ
В теоретических расчетах поляра самолета представляется, как
правило, в одном из двух вариантов:
» Су
вариант Г - Сл = Сл о + / ; (15.1.1)
Л А, е
(С - Су о)2
вариант 2 ~СХ = СХ min +-:--- (15.1.2)
лЛе
где Сх о ” коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъ-
емной силе Су = 0;
Су о _ коэффициент подъемной силы, соответствующий Сх min-
Если Су0 = 0, то Cjmin = CxO- В первом приближении принимает-
ся Су о = (0,05...0,15) зависит от профиля, аэродинамической и гео-
метрической крутки крыла;
е - коэффициент Освальда, учитывающий отклонение эпюры
распределения подъемной силы от эллиптической формы, а также
увеличение профильного сопротивления крыла, фюзеляжа, опере-
ния, гондол и сопротивления от различных эффектов интерферен-
ции с изменением угла атаки.
Ориентировочное значение коэффициента Освальда по дан-
ным работы [70] составляет0,80...0,85.
Точный расчет коэффициента Освальда на этапе предвари-
тельного проектирования практически неосуществим, однако для
его оценки используют приближенные формулы, например:
Формула 1 (формула Бреге)
1
е =------------
14-0.025 X
(15.1.3)
* Этот вариант принят в данной работе в качестве основного выражения
для поляры самолета.
Формула 2, полученная по результатам обработки экспери-
ментальных данных для нестреловидных крыльев (х 15°)>
е = 1-0,0218-Х.
(15.1.4)
Формула 3 (формула Шренка) - для сравнительной оценки
эффективности применения концевых шайб
1
в —h\
1+0,04-Х 1
(15.1.5)
— /
где Лк.ш ~ К |% - относительная высота концевой шайбы.
Примечание. Произведение коэффициента Освальда и геометрического
удлинения крыла называют эффективным удлинением крыла Хэф = е-Х.
Аналитическое выражение поляры хотя и является приближе-
нием, наиболее грубым при больших углах атаки, весьма удобно
для получения приближенных формул, с помощью которых можно
быстро определять основные летные характеристики самолета при
предварительных расчетах.
Поляру самолета рекомендуется строить в следующей после-
довательности:
1) определить коэффициент Су max и построить зависимость
Су=Ла);
2) определить коэффициент лобового сопротивления Сх о;
3) оформить дальнейший расчет поляры в виде табл. 15.1.1.
Таблица 15.1.1
Су 0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 Су max
С
С2у Cxi = —^r _ пеЛ
Сх = Сх0^Сх1
15.2. НЕСУЩАЯ СПОСОБНОСТЬ
САМОЛЕТА
Несущая способность самолета определяется зависимостью
коэффициента подъемной силы от угла атаки Су Предполага-
ется, что подъемная сила от фюзеляжа в первом приближении равна
подъемной силе центроплана крыла при отсутствии фюзеляжа. Дру-
гими составляющими (например, подъемной силой горизонтального
оперения) пренебрегают. Следовательно, для легких дозвуковых
самолетов можно принять, что подъемная сила создается крылом с
полной площадью.
15.2.1. ПОЛЕТНАЯ КОНФИГУРАЦИЯ
САМОЛЕТА
Рис. 15.2.1. К построению зависи-
мости Су =f(a) крыла без механи-
зации
Построение зависимости
Су = Да) осуществляется по ха-
рактерным ее точкам, определяе-
мых углами (рис. 15.2.1):
од - угол атаки, при кото-
ром Су = 0;
(Хне _ угол атаки начала
срыва потока с крыла, при кото-
ром нарушается линейность кри-
вой Су =/(&.);
акр _ критический угол ата-
ки, при котором Су = Су max •
Определение угла атаки <Хо
Угол атаки крыла ао определяется известным выражением:
ао =ао f +аот • (15.2.1)
Здесь угол атаки ао у зависит от кривизны профилей крыла и
определяется по их характеристикам. Угол атаки аот зависит от
крутки крыла и определяется по методикам, опубликованным в
специальной литературе.
В первом приближении можно допустить од ОД пр ’ приняв
величину аопр по данным выбранного профиля, результатам про-
дувок модели крыла или по эмпирической зависимости:
аопр = -(86...95)7- (15.2.2)
Определение Су max
Максимальный коэффициент подъемной силы крыла опреде-
ляется на основании предположения о том, что он достигается, ко-
гда коэффициенты подъемной силы локальных сечений по размаху
крыла равны местному Cv max пр Для соответствующего профиля.
Максимальный коэффициент подъемной силы крыла большого
удлинения без механизации может определяться различными мето-
дами.
Метод 1 основан на результатах продувок модели крыла.
Пренебрегая различного рода поправками, можно принять для кры-
ла проектируемого самолета
Су max = Су max мод» (15.2.3)
где Су max мод “ коэффициент Су max» полученный по данным про-
дувки модели крыла с выбранным профилем (см. приложение 7).
При аэродинамических экспериментах, как правило, удлинение мо-
дели прямоугольного крыла (n = 1) без крутки составляет X = 5...6.
Метод 2 основан на определении коэффициента Су max кры-
ла проектируемого самолета с помощью данных о максимальном
коэффициенте подъемной силы профиля крыла Су max пр-
Для крыльев без крутки наиболее известными являются:
а) формула работы [52]
Су max = 0,5Су тах Пркц( l+cos% ), (15.2.4)
где - коэффициент, зависящий от сужения крыла,
т] 1 2 3 4
кц 0,90 0,94 0,93 0,92
б) формула работы [70]
„ , (Су max пр)корн+(Су max пр^конц
Су max = Ъ—'------- 2---------------cos%, (15.2.5)
где ks = 0,88 для Т| = 1 и 0,95 для сужающегося крыла; нижние ин-
дексы «корн» и «конц» относятся к профилю в корне и на конце
крыла соответственно.
Примечание. Максимальное значение коэффициента подъемной силы
профиля Су max пр может приниматься по данным выбранного профиля или по
данным рис. 9.6.3, рис. 15.2.2 [39].
Рис. 15.2.2. Зависимость Су max пр от относительной толщины и от-
носительной кривизны профиля (хс - 0,25; Ту = 0,4);
1 - симметричный профиль; 2- f = 0,02; 3 - f = 0,04; 4 - f = 0,06
Порядок расчета и построения
зависимости Су =Да)
1. Определяется производная с“, например, по известной фор-
муле:
С? = 2я^СО5—, (1/радиан). (15.2.6)
7 2 + Х
2. Вычисляется значение коэффициента подъемной силы, соот-
ветствующего углу атаки аНс»
Су нс = 0,85Су тах . (15.2.7)
3. Рассчитывается значение угла атаки
анс = ао+~~57,3 . (15.2.8)
Су
4. Определяется значение критического угла атаки
акр = ао+—^—57,3+Да , (15.2.9)
Су
где Да = 1...2°(рис. 15.2.1).
5. Линейная часть зависимости Су = /(а) (рис. 15.2.1) прово-
дится по двум точкам с координатами:
первая - а = ао- Су = 0;
вторая — а — 0Снс- Су Суне
6. Далее на графике отмечают точку с координатами а = акр -
Су = Су max и с помощью лекала проводят кривую через эту точку
и точку с координатами (аНс> Су нсХ плавно переходящую в пря-
мую в точке с координатами (аНс-Су нс)- и имеющую максимум в
точке (акр- Су max )•
15.2.2. КРЫЛО С МЕХАНИЗАЦИЕЙ
Здесь предлагается метод построения приближенной зависи-
мости Cy=f(a) для прямого крыла большого удлинения (Х>4) с
механизацией (закрылки и предкрылки). Суть метода иллюстриру-
ется рис. 15.2.3. Кривая 2 (крыло с механизацией) на рис. 15.2.3
смещается вверх относительно исходной кривой 1 (крыло без меха-
низации). Кривая 2, как и кривая 1, имеет линейный участок значи-
тельной протяженности. Как правило, принимается допущение, что
наклон кривой 2 на линейном участке равен наклону кривой У,
форма кривых в окрестности критического угла атаки крыла с вы-
пущенной и убранной механизацией аналогичны.
Рис, 15,2.3. К построению зависимости
Cy=f(a):
1 - крыло без механизации;
2 - крыло с механизацией
Указанные допуще-
ния позволяют принять
следующую схему при-
ближенного определения
Су =Да) для крыла с ме-
ханизацией в выпущен-
ном положении.
1. Считается извест-
ной зависимость Су = Да)
для крыла в полетной
конфигурации и, следо-
вательно, известны: а ,
акр» Су щах •
2. Приращение мак-
симального коэффициента подъемной силы при выпуске закрылка
АзСу max “ £бйз5кр.зСусо$ХСр’ (15.2.10)
где ь3 - среднее значение относительной хорды закрылков на крыле
проектируемого самолета;
5крз -относительная площадь крыла, обслуживаемая закрыл-
ками (определяется по чертежу проектируемого самолета);
- коэффициент, зависящий от типа закрылка и угла отклоне-
Таблица 15.2.1
Тип закрылка Коэффициент
взлет посадка
Простой 0,34 0,52
Однощелевой 0,45 0,65
Двухщелевой 0,63 1,01
Фаулер однощелевой 0,70 1,33
Фаулер двухщелевой 0,79 1,49
tgXCp = tSX ~
ния закрылка 53. Его вели-
чина приведена в табл. 15.2.1
для среднестатистических
значений углов отклонения
закрылков;
ХСр ”УГ0Л стреловиднос-
ти линии 0,5 хорд крыла
проектируемого самолета.
Примечание. Угол стреловид-
ности линии 0,5 хорд крыла может
быть определен из соотношения
2fr|-1
Цп+iJ
3. Приращение коэффициента подъемной силы при нулевом
угле атаки ДСу(О) (рис. 15.2.3) определяется по формуле
АСу(О) =Л0Д3Су max ’
(15.2.11)
где коэффициент ко учитывает влияние многочисленных факторов
и имеет значение 1,25 ... 1,40 для крыльев, имеющих относитель-
ную толщину более 0,10.
4. Если применяется механизация передней кромки (предкры-
лок или (и) щиток Крюгера), то приращение максимального коэф-
фициента подъемной силы при ее выпуске
Ап Су max ~ кп (cosx)^ •
(15.2.12)
где коэффициент кп имеет следующие значения: 0,3 - для щитков
Крюгера и 0,4 - для щелевых предкрылков.
Примечание. При отсутствии механизации передней кромки - кп = 0.
Выражение (15.2.12) справедливо при условии расположения
предкрылка по всему размаху крыла - от борта фюзеляжа до концов
крыла. Если площадь крыла, обслуживаемая предкрылками (щит-
ками Крюгера) менее 0,4, то кп = 0.
5. Приращение максимального коэффициента подъемной силы
при выпуске механизации вычисляется по формуле
ДСу max мех ” Аз Су max + Ап Су max •
(15.2.13)
6. Построение зависимости Cy=fia) при выпуске механизации
(как во взлетной, так и для посадочной конфигураций) выполняется
с помощью рис. 15.2.3 и при этом максимальное значение коэффици-
ента Су крыла с выпущенной механизацией вычисляется по формуле
С у max мех ~ С у max + ДСу max мех •
(15.2.14)
Построение зависимости Су =f(a) для крыла с выпущенной
механизацией (кривая 2 на рис. 15.2.3) удобно выполнять графиче-
ским способом с помощью прозрачной кальки, перенося кривую 1
исходной зависимости Су =Да) крыла без механизации таким обра-
зом, чтобы в новом положении одновременно выполнялись следую-
щие три условия (рис. 15.2.3):
1) кривая 2 проходит через точку а;
Рис. 15.2.4. Зависимости Су -f(a):
1 - механизация крыла в убран-
ном положении;
2 - взлетное положение механи-
зации крыла;
3 - посадочное положение меха-
низации
2) линейные участки кри-
вых 7 и 2 параллельны;
3) вершина кривой 2 каса-
ется прямой Ьс.
Применяя изложенную ме-
тодику для взлетного и посадоч-
ного положения механизации,
получают зависимости Cy=fl(a),
например, на рис. 15.2.4.
Пример 15.2.1. Для само-
лета типа Cessna 172 вычислить
коэффициент Су тах пос ПРИ
следующих исходных данных:
крыло имеет удлинение 7,52,
сужение 1,48, стреловидность 0°
и профиль NACA 2412; по дан-
ным профиля
Су max — Су max мод = 1»58.
Механизация крыла - однощелевой закрылок с относительной
хордой 0,33, угол отклонения закрылка в посадочном положении 40°.
Относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылком, равна 0,46.
Расчет. 1. Определяется производная с“ (формула (15.2.6))
С?=2я^
у 2 + Х
= 2п ”^1 = 4,96-!-.
2 + 7,52 рад
2. Принимается по табл. 15.2.1 для однощелевого закрылка в
посадочном положении £g = 0,65.
3. Вычисляется приращение Су max ПРИ выпуске закрылка в
посадочное положение (формула (15.2.10))
Аз Су max пос ~ k&bjSкр.з Су C0SXcp — 0,65 • 0,33 • 0,46 • 4,96 • 1 — 0,49.
4. Предкрылок отсутствует и поэтому ДпСу max = 0-
5. Определяется приращение Су max ПРИ выпуске механизации
в посадочное положение (формула (15.2.13))
AC у max пос — Аз Су max пос "* An С у max ~ 0,49 + 0 — 0,49.
6. Вычисляется Су max пос крыла п0 формуле (15.2.14)
С у max пос = Су max + АС у max пос = 1 8 + 0,49 = 2,07.
7. Прототип (Cessna 172) имеет в посадочной конфигурации
Су max пос = 2,10.
Таким образом, в данном примере погрешность определения
Су max пос по предложенной методике не превышает 2%.
15.3. СОПРОТИВЛЕНИЕ САМОЛЕТА В
ПОЛЕТНОЙ КОНФИГУРАЦИИ
15.3.1. ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ ОЦЕНКА
Величина коэффициента сопротивления СхО ДЛ* легких само-
летов составляет [70]:
0,022.. .0,028 - для двухмоторных самолетов,
0,020...0,038 - для одномоторных самолетов с убирающимся
шасси,
0,025...0,040- для одномоторных самолетов с неубирающимся
шасси.
Для предварительной оценки аэродинамических характеристик
самолета здесь предлагается два способа.
Способ 1. Предлагается следующая расчетная формула:
СхО = ^(С/)планерРо^В ' + АСхш’ (15.3.1)
где к и Р - статистические коэффициенты (табл. 15.3.1);
АСх ш = 0,015...0,025, если шасси неубирающееся (меньшие зна-
чения соответствуют шасси с обтекателями стоек и колес), если на
самолете шасси убирающееся, то ДСХ ш = 0;
2
(Су)планер - коэффициент трения 1 м омываемой поверхности
планера (крыло, фюзеляж, оперение, мотогондолы) (табл. 15.3.1);
Число двигателей (Cf) планер к р Примечание
1хПД 0,0055...0,0065 1,71 0,515 Go 3200 даН
2хПД 0,0045...0,0055 1,06 0,563 1800<G0< 5700 даН
2хТВД 0,144 0,810 Go ^5700 даН
Примечание. Размерности в формуле (15.3.1): взлетный вес Gq, даН;
удельная нагрузка на крыло Pq, даН/м2
Пример 15.3.1. Определить расчетное значение коэффици-
ента СхО самолета типа Як-18Т, который имеет следующие харак-
теристики (см. приложение 2 и приложение 3, а также работу [57]):
взлетный вес 1500 даН; удельная нагрузка на крыло 79,8 даН/м2;
стойки шасси убираются в обводы самолета. Фактическое значение
Схо = 0,026.
Расчет. В формуле (15.3.1) коэффициент ДСЛш=0 - шасси
убирающееся
Сх о = k(C z)njiaHep PoGg'1 + ДСх ш = 1,71 • 0,006 79,8 • 15ОО0'515~1,
СЛ о = 0,0235.
Таким образом, для данного примера погрешность составляет
. 0,0235- 0,026
Д = --------------------:---100% = -9,6%,
0,026
что можно считать приемлемой ошибкой для предварительных оце-
нок при минимальном объеме информации.
Способ 2. Для предварительных оценок можно рекомендо-
вать данные табл. 15.3.2. В этом случае
Хс s
Сх 0 = Сх кр + (1.05... 1,10)——^—, (15.3.2)
где ZCrS представляет собой сумму произведений C_XS для всех
ненесущих частей самолета, определенных по табл. 15.3.2, а коэф-
фициент (1,05... 1,10) учитывает лобовое сопротивление мелких
частей самолета.
Наименование cx Характерная площадь
1. Минимальное профильное сопротивление крыльев умеренной кривизны: относительная толщина 9% относительная толщина 12% относительная толщина 15% относительная толщина 18% Для поверхностей крыла с выступающими за- клепками добавляется 10% Для подкосного крыла добавляется 10... 15% 0,0088 0,0095 0,0105 0,0117 Площадь крыла 5
2. Фюзеляжи с плавно заостренным носом без мотора Хф = 6 Хф = 7 Хф = 8 0,07 0,08 0,09 Площадь миделя фюзеляжа 5ф
3. Фюзеляжи с моторами жидкостного охлажде- ния без радиаторов Хф = 6 Хф = 7 Хф = 8 0,08 0,09 0,10 Площадь миделя фюзеляжа «$ф
4. Фюзеляжи с моторами воздушного охлажде- ния с капотами Хф = 5 Хф = 6 Хф = 7 0,12 0,13 0,14 Площадь миделя фюзеляжа 5ф
5. Радиаторы в капоте 0,4 Мидель радиатора
6. Хвостовое оперение: тонкое средней толщины средней толщины, включая подкосы и расчалки 0,014 0,016 0,024 5 го + S во
7. Труба диаметром 25мм 50мм 75мм 100мм 0,026 0,052 0,078 0,105 Отнесено к 1 метру длины трубы
8. Профилированные подкосы (стойки): b/d=3 d = 20мм J = 30mm d = 40мм 1 1 d = 50мм 1**1 d = 75мм 0,0010 0,0016 0,0022 0,0026 0,0035 Отнесено к 1 метру длины подкоса
Наименование сх Характерная площадь
9. Колеса с обтекателями от 0,08 до 0,17 Площадь пря- моугольника, описанного во- круг шины и обтекателя
10. Колеса без обтекателей от 0,178 до 0,237 Площадь пря- моугольника, описанного во- круг шины
11. Моторные гондолы (включая интерферен- цию): мотогондола над крылом мотогондола под крылом 0,253 0,122 Площадь миделя мото- гондолы 5МГ
Пример 15.3.2. Оценить сх0 самолета типа Як-18Т, который
имеет следующие характеристики (см. приложение 2 и приложение 3,
а также работу [57]): удлинение фюзеляжа с мотором воздушного ох-
7
лаждения Хф = 5,5, площадь миделя фюзеляжа £ф = 1,75 м ; крыло
прямое со средней относительной толщиной профиля 0,118 и пло-
щадью 18,8 м2; хвостовое оперение с подкосами и расчалками
2
Son = 4 м ; стойки шасси убираются в обводы самолета.
Расчет. В полетной конфигурации сопротивление создается
крылом, оперением и фюзеляжем с мотором воздушного охлажде-
ния. По формуле (15.3.2) и данным табл. 15.3.2 вычисляется
СхО Схкр + '’О7 Схф $+Cxon ""
«Э tJ J
= 0,0095 + 1,07
1,75 4
0,125—+ 0,024----
18,8 18,8
«0,0274.
Фактическое значение Сх 0 - 0,026.
Таким образом, для данного примера погрешность определе-
ния коэффициента сопротивления при нулевой подъемной силе со-
ставляет
д =
0,0274-0,026
0,026
100% = +5,4%,
что можно считать приемлемой ошибкой для предварительных оценок.
15.3.2. МЕТОД ПЕРВОГО ПРИБЛИЖЕНИЯ
Приведенный метод основан на приближенной теоретико-статис-
тической оценке коэффициента лобового сопротивления при C v = 0.
Расчетная формула имеет вид [70]
f (CXS )ф /, (Сх$ )мг
Cx0~ ^Re^ui коп Сх кр"1 Z '(1+0,1*М J-I - .
(15.3.3)
Формулы для определения составляющих этого выражения
приведены ниже.
Коэффициент сопротивления крыла определяется по следую-
щей формуле [70]:
Сх кр = 0,0054/: п [ 1 + Зс (cos %)2 ] + ДСХ кр •
где коэффициент кп учитывает внешнюю схему крыла, для свобод-
нонесущего крыла fcn = l,0, для подкосного крыла fcn = l,l. Если
обдувка крыла винтом имеется, то ДСх кр = 0,001; если обдувки
крыла нет, то ДСГ Кр = 0.
Сопротивление фюзеляжа самолета предлагается определять
по формуле
( С х S )। = кф 0,0267+ДСЛ * + 0,0069 £ф
ф I Ф ^кфВфНф
ВфНф,
где коэффициент кф учитывает влияние формы сечения миделя
фюзеляжа: &ф = 0,8 - круг, £ф = 0,9 - бочкообразная форма, для
прямоугольника - кф = 1,0 .
Влияние фонаря пилота учитывается величиной ДСх ф '
Ы?х ф = 0,028 - для фонаря без обтекателя (рис. 15.3.1);
АСЛ ф = 0,002 - для фонаря с обтекателем (рис. 15.3.2);
АСх ф = 0 - для фонаря самолета МВЛ (рис. 15.3.3).
Рис. 15.3.2. Примеры фонаря с обтекателем
Рис. 15.3.3. Примеры фонаря самолета МВЛ
Сопротивление хвостового оперения в выражении (15.3.3)
учитывается коэффициентом jton = 1,24.
Сопротивление двигателя, расположенного в носовой части
фюзеляжа, с тянущим винтом определяется по формуле [70]
(CXS )мг=0,015Вф//ф.
Сопротивление одной гондолы с ПД предлагается определять
по эмпирической зависимости
( CXS )мг= l,5410-5fcflB(9-0,004Ne0)Ne0>
где коэффициент клв = 1 - для высотного ПД (двигатель с нагнета-
телем или турбокомпрессором), клв = 1,5 - для невысотного ПД.
Сопротивление одной гондолы с ТВД предлагается определять
по эмпирической зависимости
(CxS )мг_ 0,1^дВЛ/еоЛ/лоб’
где к№ = 1 - для кольцевого воздухозаборника, кю = 1,6 - для ков-
шового воздухозаборника, увеличивающего мидель мотогондолы;
/улоб _ удельная площадь миделя («удельный лоб») ТВД, м7э.л.с.
(см. разд. 5.3).
Сопротивление шасси в выражении (15.3.3) учитывается ко-
эффициентом кш, который имеет следующие значения [70]:
Лш = 1,00 - шасси полностью убирается в обводы фюзеляжа;
кш = 1,03 - шасси убирается в мотогондолы;
кш = 1,08 - шасси убирается в гондолы на фюзеляже;
кш = 1,25 - шасси неубирающееся с обтекателями колес и стоек;
= 1,35 - шасси неубирающееся без обтекателей.
Поправка на число Рейнольдса (Re) и дополнительные источ-
ники сопротивления определяется в выражении (15.3.3) с помощью
коэффициента к&е, который вычисляется по формуле [70]
47
kRe~ _ 0,2’
Иеф
где число Re рассчитывается для длины фюзеляжа в условиях крей-
серской высоты Нкрейс и крейсерской скорости укрейс
= УкрейсЙ (1534)
Vкрейс
или по упрощенной формуле
Неф — 69000Vкрейс • 0 5.3.4(7)
Крейсерская скорость укрейс в формуле (15.3.4) и (15.3.4(7)
имеет размерность м/с.
Пример 15.3.3. Самолет типа Як-18Т имеет следующие ха-
рактеристики [57]: крейсерская скорость 250 км/ч на высоте 2000 м,
крейсерское число Маха 0,21; длина фюзеляжа 7,26 м, ширина 1,42 м,
2
высота 1,23 м, площадь миделя фюзеляжа £ф = 1,75 м ; свободноне-
сущее прямое крыло со средней относительной толщиной профиля
0,118 и площадью 18,8 м , хвостовое оперение с подкосами и рас-
чалками; стойки шасси убираются в обводы самолета. Фактическое
значение Сх0 = 0,026.
Расчет:
Сх кр = 0,0054Лп [1 + Зс (cos х)2 ] + ДСх кр =
= 0,0054 1 [1 + 3 0,118 (cosO° )2 ] + 0 = 0,0073.
(сл5 )ф = ц 0,0267+ ДСхф+ 0,0069
кфВфНф
= 11 0,0267 + 0,002 + 0,0069- 7,26
V1-1,42-1,23
5ф //ф
1,42 1,23 = 0,116.
(сxs JMr = 0,015ЛфЯф = 0,015 • 1,42 • 1,23 = 0,0262.
V крейс /-ф 69,4-7,26 7
Re* = —-------- =-----------= 3 • 10 или
Ф vKpefic 0,168/10000
Кеф = 69000Vкрейс -Ц Дн =69000-69,4-7,26-0,822 = 2,86-107.
47
к Re = 7--5
47
—Г7тт-= 1,5 или
7
47
^Re~7----5
47
1,86-10
оГ !’52-
СхО ~
*оп СхкР + ——— М+0,1М2)+———
О о
= 1,5-1- 1,24- 0,0073 +
0Л2« .(,„0,1.0.24^;
18,8 I ' 7 18,8
Сх о = 0,0272.
Таким образом, в данном примере погрешность составляет
. 0,0272 - 0,026, ппт
Д =--------------100% = +4,6%.
0,026
15.3.3. ОБОБЩЕННЫЙ СПОСОБ
Этот метод основан на знании Ктах самолета и аппроксима-
ции его поляры уравнением (15.1.1). В этом случае коэффициент
сопротивления вычисляется по формуле
4 Ктах
Оценка Ктах приведена ниже - в разд. 15.6.
15.4. СОПРОТИВЛЕНИЕ САМОЛЕТА ВО
ВЗЛЕТНОЙ ИЛИ ПОСАДОЧНОЙ
КОНФИГУРАЦИИ
Коэффициент лобового сопротивления самолета при взлете
или посадке определяется выражением
Cx = kik2Cxo + MJXMeK + Cxi, (15.4.1)
где СхО ~ коэффициент сопротивления в полетной конфигурации;
к[ учитывает приращение лобового сопротивления самолета от
воздушного винта: fci = l,04 - при отказе двигателя винт во флю-
герном положении [70], при нормальной работе двигателя к\ = 1;
к2 ~ эмпирический коэффициент, определяемый с учетом сле-
дующего: если на самолете шасси неубирающееся, то сопротивле-
ние шасси во взлетной или посадочной конфигурации уже учтено в
Сх о и, следовательно, коэффициент к2 -1. Если шасси убираю-
щееся, то для учета сопротивления шасси в выпущенном положе-
нии (если это характерно для этапа взлета или посадки) jt2 = 1,3, в
убранном положении шасси, очевидно, fc2 = 1.
Коэффициент ДСХ мех
Точное определение прироста коэффициента лобового сопро-
тивления самолета из-за отклонения механизации крыла - дсх мех
возможно только путем аэродинамического эксперимента.
Среди расчетных способов определения ДСХ мех
выделим сле-
дующие.
Таблица 15.4.1
Тип закрылка &Сх мех
взлет посадка
Простой 0,024 0,120
Однощелевой 0,021 0,054
Двухщелевой 0,020 0,059
Фаулер 0,010 0,034
Способ 1. Приращение со-
противления от механизации
крыла определяется, в основном,
сопротивлением закрылков по
табл. 15.4.1, в которой приведены
ориентировочные значения
ДСхмех ПРИ среднестатистиче-
ских параметрах крыла и меха-
низации [77].
Способ 2. Для уточнения
влияния на величину ДСГ мех
геометрии крыла и механизации рекомендуется рис. 15.4.1, на кото-
ром функция /(/3 ) учитывает долю площади крыла, обслуживае-
мой закрылком, и вычисляется по формуле
( Л-1
/(7з) = /з 1+т-т(1-7з)
I Л + 1
(15.4.2)
Коэффициент Cxi
Расчетная формула для коэффициента индуктивного сопро-
тивления крыла с механизацией имеет вид
Cxi = —7-+ДСх, (15.4.3)
КАвк i
где kj - коэффициент, учитывающий влияние выпуска механизации
крыла на индуктивное сопротивление, 0,96 - для взлетного положе-
ния закрылков и 0,88 - для посадочного положения;
ДСЛ - дополнительное сопротивление, определяемое по графику
на рис. 15.4.2 [14] в зависимости от параметра
Су
Су = с——•
v у max мех
63 = 0,15 0,20 0,25 0,30
/(/з)= 1,0
Рис, 15.4,1, Зависимость приращения коэффициента сопротивления
самолета из-за выпуска механизации:
1 - простой закрылок; 2 - однощелевой закрылок; 3 - двухщелевой
закрылок; 4 - закрылок Фаулера
Рис. 15.4.2. Дополнительное сопротивление
15.5. ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТА ПОЛЯРЫ
БИПЛАНА
Приближенный расчет аэродинамических характеристик само-
лета-биплана основан на методе Прандля [67]. Далее принимается,
что индекс 1 относится к верхнему крылу, а индекс 2 - к нижнему.
Несущая способность самолета-биплана
Несущая способность биплана, как в полетной конфигурации,
так и с выпущенной механизацией, определяются по следующей
схеме.
1. Считаются известными зависимости Cy=/i(«) для верхне-
го крыла и Cv=/2^a) Для нижнего крыла с соответствующим по-
ложением механизации. Эти зависимости могут быть рассчитаны по
изложенным ранее методикам.
2. Определяется С углах бипланной коробки, как наименьшее
из Су max 1 и С v max 2 •
3. Задаваясь рядом значений щ, находят аг = <₽+«]> где <р -
деградация бипланной коробки (см. рис. 9.5.1), и по соответствую-
щим кривым Су = /(ос) для верхнего и нижнего крыльев определя-
ются Су] и СУ2-
4. Для каждого ai определяется значение Су бип биплана
_Cy]S] + Cy2S2
Субип-
51 + 52
Поляра биплана в полетной конфигурации
1. Вычисляется коэффициент лобового сопротивления биплан-
ной коробки по формуле
. . _(Сло)151 + (Схо)252
(СлСМбип- _ . _ >
51 + 52
где (СЛо)1 и (Схо)2 “ коэффициенты сопротивления верхнего и
нижнего крыла при (Су)1=0 и (Су)г=0 соответственно.
2. Определение коэффициента сопротивления при С\ бип = 0
Схо = (Сло)бип+(1,О5...1,1)^^,
51 + 52
где Х(С.х^) представляет собой сумму произведений CXS всех
ненесущих частей самолета, определенных известными способами,
а коэффициент 1,05... 1,1 учитывает лобовое сопротивление мелких
частей самолета.
3. Вычисляется эквивалентное удлинение бипланной коробки
х = /?
Лэкв , . Л \ ’
<0(51 + 52)
где (о - коэффициент, определяемый по графику рис. 9.5.2 (сплош-
/? /о
ные линии) или по табл. 15.5.1 в зависимости от — и ц = — , взя-
/1 /1
тых по чертежу самолета.
Таблица 15.5.1
Ц Л//1
0 0,05 0,10 0,15 0,20 0,25 0,30 0,35 0,40 0,45 0.50
0,6 1 0,990 0,974 0,954 0,932 0,911 0,892 0,875 0,861 0,848 0,839
0,7 1 0,982 0,956 0,926 0,897 0,871 0,849 0,830 0,812 0,797 0,783
0,8 1 0,974 0,932 0,892 0,855 0,825 0,800 0,778 0,758 0,740 0,728
0,9 1 0,950 0,893 0,847 0,807 0,773 0,744 0,719 0,699 0,983 0,671
1,0 1 0,890 0,827 0,779 0,742 0,710 0,684 0,662 0,645 0,629 0,615
(Сл /)бип
4. Коэффициент индуктивного сопротивления бипланной ко-
робки определяется по формуле
v у бип
Я^ЭКВ
5. Построение поляры самолета-биплана в дальнейшем осуще-
ствляется по известной формуле:
Сх = С\0 + (Сх/)бип-
Поляра биплана с механизацией крыла
Поляра биплана с механизацией крыла вычисляется по мето-
дике разд. 15.4.
бип
Сх = к 1 к 2 Сх о + ДСл- мех + , + ДСл >
яеЛоквК/
где СхО - коэффициент сопротивления в полетной конфигурации;
к\ учитывает приращение лобового сопротивления самолета от
воздушного винта, к\ = 1,04 - при отказе двигателя винт во флю-
герном положении [70], при нормальной работе двигателя к\ = 1;
к2 - эмпирический коэффициент, определяемый с учетом сле-
дующего: если на самолете шасси неубирающееся, то сопротивле-
ние шасси во взлетной или посадочной конфигурации уже учтено в
Сд о и’ следовательно, коэффициент к2~ 1. Если шасси убираю-
щееся, то для учета сопротивления шасси в выпущенном положе-
нии (если это характерно для этапа взлета или посадки) = 1Д в
убранном положении шасси, очевидно, к% = h
АСх мех ~ прирост коэффициента лобового сопротивления са-
молета из-за отклонения механизации крыла
<ЛСх мех)1 S1 + (АСЛ мех)2$2
АС* мех ~ ’
51 + 52
(АСЛ мех)1> (АСх мех)2 ~ приросты коэффициента лобового
сопротивления при выпуске механизации верхнего и нижнего крыла
соответственно;
к, - коэффициент, учитывающий влияние выпуска механиза-
ции крыла на индуктивное сопротивление: 0,96 - для взлетного по-
ложения закрылков и 0,88 - для посадочного положения;
ДСХ - дополнительное сопротивление, определяемое по графи-
ку на рис. 15.4.2, в зависимости от параметра
v max мех
15.6. ОЦЕНКА АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО
КАЧЕСТВА САМОЛЕТА
В данном разделе предлагаются две формулы для предвари-
тельной оценки максимального значения аэродинамического каче-
ства самолета.
Формула 1 применима в начале проектирования (когда от-
сутствует чертеж общего вида самолета)
-1 1^^
Ктах ГТ
• Сх0
(15.6.1)
где е - коэффициент Освальда, вычисляемый по одной из формул
(15.1.3)...(15.1.5);
СхО “ коэффициент лобового сопротивления при нулевой
подъемной силе Су = 0, вычисляемый по формуле (15.3.1).
Рис. 15.6.1. Схема самолета Бе-32
Пример 15.6.1. Оце-
нить Кщах самолета в по-
летной конфигурации при
следующих исходных дан-
ных в начале проектирова-
ния: взлетный вес 7300 даН,
удельная нагрузка на крыло
220 даН/м2 * * S удлинение кры-
ла Х = 9, стойки шасси
убираются в гондолы ТВД,
базовая схема самолета
аналогична схеме Бе-32 (рис. 15.6.1).
Расчет. 1. Вычисление коэффициента С\о по формуле (15.3.1)
С'0 = «С'/)пл»кер'’0°6-| + ДС«'" =
= 0,144 • 0,005 • 220 • 73OO0,81-1 + 0 = 0,029.
2. Вычисление коэффициента Освальда по формуле (15.1.4)
е = 1 - 0,0218 • X = 1 - 0,0218-9 = 0,804.
3. Вычисление аэродинамического качества по формуле (15.6.1)
1 /леХ 1 /л0,804-9 , „
Ктах=~ I---------------=-./--------«14.
2уС\о 2| 0,029
Формула 2 применяется при наличии чертежа общего вида
самолета, позволяющего определить площадь омываемой поверхно-
сти самолета 50М,
Ктах = 0,5^Л
(15.6.2)
2
где Cf - коэффициент трения 1 м омываемой поверхности самоле-
та (крыло, фюзеляж, оперение, мотогондолы, шасси);
— S
50М= —~ " относительная площадь омываемой поверхности
S
самолета;
I e
UaK = I-----параметр совершенства аэродинамическом компо-
Iе/
новки самолета, способы определения которого приведены ниже.
Достоинство формулы (15.6.2) заключается в возможности по-
лучения достоверных результатов при минимуме практически все-
гда доступной информации. Кроме того, метод применим для оцен-
ки Кщах самолетов не только нормальной схемы, но и других схем,
например, для «бесхвостки», для схемы с «несущим» фюзеляжем
[64, 70].
Площадь омываемой поверхности самолета определяется
по чертежу его общего вида с помощью следующих эмпирических
формул [64]:
(50м)кр, ГО. ВО= (1,977 + 0,52с)S'Kp го во; (15.6.3)
(5ом)мг_ 1,7(5мг. пл 5 мг. б), (15.6.4)
где 5'кр го до - площадь проекции омываемой поверхности крыла,
ГО, ВО соответственно;
5мг. пл “ площадь проекции мотогондолы (вид в плане);
5мг. б _ площадь проекции мотогондолы (вид сбоку).
Площадь омываемой поверхности фюзеляжа вычисляется по
формуле (10.2.4).
Параметр совершенства аэродинамической компоновки
проектируемого самолета рекомендуется определять по данным
аналогичных самолетов.
1. По данным каждого i-ro аналога определяется параметр
2. Выбирается среднестатистическое значение (С/ак)стат-
Грубая оценка параметра совершенства аэродинамической
компоновки проектируемого самолета может быть выполнена по
формуле
_ I e
f^aK — J" .
| лш vC/^планер
(15.6.6)
где коэффициент Освальда е вычисляется по одной из формул
(15.1.3)...(15.1.5), коэффициент трения планера самолета без шасси
(Су)планер - по табл. 15.3.1, коэффициент кш учитывает сопротив-
ление шасси:
кш = 1,00 - шасси полностью убирается в обводы фюзеляжа,
кш = 1,03 - шасси убирается в мотогондолы,
кш = 1,08 - шасси убирается в гондолы на фюзеляже,
£ш = 1,25 - шасси неубирающееся с обтекателями колес и стоек,
£ш = 1,35 - шасси неубирающееся без обтекателей.
Пример 15.6.2. Оценить Ктах самолета в полетной конфи-
гурации при следующих исходных данных: удлинение крыла
Х = 10, относительная площадь омываемой поверхности 5ОМ = 5,5,
базовая схема самолета аналогична схеме Бе-32 (рис. 15.6.1), кото-
рый имеет: Х = 9, относительная площадь омываемой поверхности
составляет £ом = 5,9 и Ктах = 14 (65L
Расчет. 1. Определение по данным Бе-32 параметра совершен-
ства аэродинамической компоновки (формула (15.6.5))
(U ак)стат
(К max) Бе-32
0,886
.^omJec-32
= 12,8.
2. Вычисление аэродинамического качества, если параметр со-
вершенства аэродинамической компоновки проектируемого само-
лета иак принимается по данным Бе-32 (формула (15.6.2))
Ктах
= о,886((/а..1
’ ак'стат
15,3.
3. Вычисление аэродинамического качества, если параметр со-
вершенства аэродинамической компоновки проектируемого само-
лета (7ак определяется по формуле (15.6.6):
е = 1-0,0218-Х, = 1-0,0218-10 = 0,782;
0,782
е
U ак ~
£ш (С/) планер <Ь03* 0,005
= 12,3;
Ктах ~ 0,886С/ак
= 0,886-12,3./—= 14,7.
1/5,5
Зная величину максимального аэродинамического качества
самолета Ктах ПРИ Су нв, можно определить значение аэродинами-
ческого качества К при любом другом коэффициенте Су по формуле
2Су - Су
К ~Кгпах ____г№Су- • (15.6.7)
1 + Cv Су нв
В свою очередь для поляры (15.1.1) величина наивыгоднейше-
го коэффициента подъемной силы будет
71 ~ ч
Су нв= 2КтахСлО= • (15.6.8)
2 Ктах
Глава 16
РАСЧЕТ ВЕСА ЛЕГКОГО САМОЛЕТА
16.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Весовая классификация
Весовая классификация пассажирского самолета представлена
на рис. 16.1.1, в дополнение к которому определяются следующие
термины.
Расчетный взлетный вес (взлетный вес) - максимальный вес
самолета в начале разбега при взлете (на старте) в условиях нор-
мальной эксплуатации.
Рис. 16.1.1. Весовая классификация
Конструкция самолета - крыло с герметизацией отсеков; фю-
зеляж без створок шасси; оперение с форкилем и гребнем; шасси со
створками и обтекателями; окраска.
Силовая установка - двигатели; воздушные винты; самолет-
ные агрегаты, включая маслосистему; гондолы и капоты; пилоны и
моторамы; управление двигателями; топливная система.
Оборудование и управление:
самолетное - энергетические системы (электрическая и гид-
равлическая); навигационные (радиотехнические и пилотаж-
ные); системы безопасности (противообледенительная, проти-
вопожарная, кислородная и т.п.); бытовое оборудование каби-
ны экипажа (кресла и пр.); система управления: самолетом
(включая управление шасси, механизацией крыла и оперени-
ем);
пассажирское - система кондиционирования; тепло - звуко-
изоляция; интерьер пассажирской кабины, включая кресла;
конструкция вспомогательных помещений - буфетов, туале-
тов, гардеробов; перегородки бытовых помещений;
багажно-грузовых помещений - перегородки, стеллажи, эле-
менты крепления (сетки).
Полезная нагрузка пассажирского самолета состоит из пас-
сажиров, багажа, почты и грузов. Для самолетов АОН нормальной
категории часто пилот включается в состав полезной нагрузки.
Вес топлива включает расходуемое в полете топливо и аэро-
навигационный запас. Аэронавигационный запас топлива состоит
из резервного и компенсационного запасов. В соответствии с НЛГС
резервный запас включает топливо, необходимое для ухода на вто-
рой круг и перелет на запасной аэродром, выполнение полета на
режиме ожидания над запасным аэродромом в течение регламенти-
рованного времени и посадки. Компенсационный запас - это топли-
во, необходимое для компенсации погрешностей пилотирования и
отклонения от стандартных характеристик самолета и метеоусловий.
Снаряжение самолета - летный экипаж и бортпроводники с
личным багажом; съемное бытовое оборудование и продукты; ава-
рийно-спасательные средства; технические жидкости и газы.
Расчетный полетный вес самолета равен расчетному взлет-
ному весу за вычетом определенного запаса топлива, израсходован-
ного до момента достижения той или иной конфигурации самолета
или режима его полета.
Максимальный вес без топлива определяется как сумма веса
пустого самолета, веса снаряжения и максимального веса полезной
нагрузки.
Расчетный посадочный вес - наибольший вес, соответст-
вующий требованиям прочности конструкции при эксплуатацион-
ных посадках. Значение расчетного посадочного веса устанавлива-
ется разработчиком самолета в пределах от максимального веса са-
молета без топлива до максимального взлетного веса самолета.
Весовые закономерности
В связи с уравнением существования ранее уже рассматрива-
лась важнейшая закономерность «свойства - вес».
Вторая основная весовая закономерность состоит в следую-
щем: для каждого типа и класса самолетов, на каждом этапе их раз-
вития относительные веса компонентов пустого самолета сохраня-
ют примерно постоянное значение. Эта закономерность на практике
применяется как для контроля достоверности результатов вычисле-
ний весов компонентов самолета, так и для определения первого
приближения его взлетного веса.
В условиях непрерывно растущих требований постоянство от-
носительных весов достигается увеличением технического совер-
шенства самолета. Из закономерности «постоянства относительных
весов» вытекает следствие, важное для проектирования: для сохра-
нения постоянной величины относительного веса конструкции са-
молета (или его части) отрицательное влияние одного параметра
стремятся компенсировать изменениями других параметров.
Метод множественных вычислений
Специалисты по определению весовых характеристик частей
самолета давно заметили, что среднее арифметическое значение ве-
са какого-либо компонента самолета, полученное по различным
формулам, приводит к большей точности, чем каждая из формул в
отдельности. Впервые идея этого метода, получившего вначале на-
звание метода многократных, а затем множественных вычислений
была высказана В.М. Шейниным. Этот метод, основанный на тео-
рии вероятностей, считается весьма эффективным, поскольку со-
стоит в максимальном приближении прогнозируемой величины пу-
тем увеличения числа наблюдений.
16.2. РАСЧЕТ ВЗЛЕТНОГО ВЕСА
САМОЛЕТА
Рис, 16,2,1, К определению взлет-
ного веса графическим способом
Как было показано при ана-
лизе уравнения существования
самолета (см. разд. 2.2), величина
Go присутствует как в правой,
так и левой его частях:
Go = /(Go)- (16.2.1)
Это означает, что уравнение
является трансцендентным и от-
носительно Go в явном виде не
решается. Поэтому для определе-
ния Go применяют графический
способ решения уравнения весо-
вого баланса самолета (рис. 16.2.1)
либо вычисление взлетного веса самолета выполняют методом ите-
раций.
При графическом способе уравнение (16.2.1) представляют
системой двух уравнений:
У1 = С0; (16.2.2)
У1~ f(Go)-
(16.2.3)
Для построения функции (16.2.3) задаются рядом величин
взлетного веса (Go)y и вычисляют соответствующие значения
(У2);= f((Go)j) = Gm + aGi)j + (Go)jaGk)p (16-2.4)
где (EG/)y - сумма весов i-х компонентов взлетного веса самолета,
вычисляемых в даН, при (Go)p
(ZGpy _ сумма относительных весов к-х компонентов взлетно-
го веса самолета, вычисляемых в относительной форме при (Go)y
По полученному ряду точек ((Go)j'Ay^)j) в системе коорди-
нат (GO’.V,) строят график функции - кривая у2 на рис. 16.2.1.
График функции у( - это прямая из начала координат. Определение
расчетного значения взлетного веса ясно из рис. 16.2.1.
Метод простых итераций реализуется выражениями:
вычислять выражение
(Go)y+i = GnH + (2 Gi)j + (Go) j (ZGk)p (16-2.5)
до тех пор пока
(Go) j+1 (Go) j
(Go) j+\
(16.2.6)
где обозначения (EG()y и (ZGpy имеют тот же смысл, что и в вы-
ражении (16.2.4).
Примечание. В учебном проектировании за величину невязки итераций
принимают е = 0,03...0,05, т.е. процесс итераций по формуле (16.2.5) продолжают
до тех пор, пока разность между двумя последними из них по абсолютной величи-
не не станет меньше 3...5 %.
Величина (Go)j в начале итерационного процесса - это пред-
варительное значение взлетного веса, методы определения которого
приведены в гл. 7 (самолеты нормальной категории с ПД) и гл. 8
(самолеты переходной категории с ТВД). По окончании итерацион-
ного процесса вычислений значение взлетного веса последнего
приближения принимается в качестве расчетной величины Go-
Методы определения составляющих в формулах (16.2.4) и
(16.2.5) изложены в последующих разделах данной главы. Приве-
денные ниже формулы часто названы именами их авторов. В ряде
случаев формулы несколько модифицировались применительно к
легким самолетам.
16.3. РАСЧЕТНЫЕ УСЛОВИЯ
НАГРУЖЕНИЯ САМОЛЕТА В ПОЛЕТЕ
Максимальное значение расчетной перегрузки, которую кон-
струкция должна выдержать до разрушения, определяется зависи-
мостью
_ г Э
ир “ J итах ’
(16.3.1)
где/- коэффициент безопасности, как правило,/= 1,5;
Птах “ максимальная эксплуатационная перегрузка.
Максимальная эксплуатационная перегрузка в полете опреде-
ляется как наибольшая из двух значений:
Итах тах(и max (а) ’ итах (бр ’
(16.3.2)
где Птах (а) ” максимальная эксплуатационная перегрузка при ма-
невре;
лтах (б) ” максимальная эксплуатационная перегрузка при поле-
те в неспокойном воздухе (перегрузка от «болтанки»).
Максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка для
самолетов нормальной и переходной категорий определяется зави-
симостью (АП 23.337)
но нет необходимости устанавливать и^ах (а) больше 3,8.
Для справки: для самолетов нормальной категории мини-
мальная эксплуатационная маневренная перегрузка не должна быть
меньше (по абсолютной величине), чем (а) •
Максимальная эксплуатационная перегрузка при полете в не-
спокойном воздухе определяется по следующей формуле (АП
23.341):
э . . kgUdeViC^
"max (б) 1б.ро
(16.3.4)
где kg - коэффициент ослабления порыва ветра;
Ude ~ эффективная индикаторная скорость порыва ветра;
Vi - индикаторное значение расчетной скорости, м/с.
По данным работы [70] приближенно перегрузка при полете в
неспокойном воздухе рассчитывается по формуле (16.3.4) при крей-
серской скорости УКрейс на высоте 6000 м для герметичных кабин и
на уровне моря (Н = 0 м) для негерметичных.
НЛГС задают: скорость порыва ветра равна 15,2 м/с для высот
полета до 6100 м на расчетной крейсерской скорости и уменьшается
линейно от 15,2 м/с на высоте 6100 до 7,6 м/с на высоте 15250 м.
Значение коэффициента ослабления порыва ветра определяется
по АП 23.341, но приближенно - одной из статистических формул
[70]:
, 1.6
для р0> 78 даН/м =0,8--—(16.3.5)
\Ро)
для ро 78 даН/м2 - kg = 0,3 (ро)° 25- (16.3.5а)
Пример 16.3.1. Пассажирский самолет переходной катего-
рии характеризуется взлетным весом 7343 даН, удельной нагрузкой
на крыло 226 даН/м2, крейсерской скоростью 450 км/ч (125 м/с) на
высоте 4500 м. Самолет имеет герметичную кабину. Крыло нестре-
ловидное (% = 0) имеет удлинение 10,3 и сужение 1,5. Требуется оп-
ределить расчетную перегрузку.
Решение. Из аэродинамического расчета известно, что произ-
водная
„ Xcosy л 10,31
С у ~ п 2 + Х “ 2п2 +10,3 “ 5,26 (1 /рад)'
Максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка
(формула (16.3.3))
_ 10890
«max(а)" ’ + 4540 + 7343“ ’
Эффективная индикаторная скорость порыва ветра, когда вы-
сота полета не превышает 6100 м - Ude =15,2 м/с.
В расчетных условиях для самолета с герметичной кабиной
(у=укрейс, Н = 6000 м) крейсерской скорости 125 м/с соответствует
индикаторная скорость
Vi' — А6000 V крейс = ч/0»538 • 125 = 91,7 (м/с).
Приближенное значение коэффициента ослабления порыва
ветра (формула (16.3.5))
ks = 0.8 - -r^r. = 0.8 - '-6 = 0,77.
(р0)0'75 (226) 0-75
Максимальная перегрузка при полете в неспокойном воздухе
(формула (16.3.4))
«max (б) 1 +
kgUdeViC^ । 0,77 15,2-91,7-4,79
16 р0 ” 16 226
Таким образом,
«max = max(«max (a)’ «max (б? = тах( ^’^2; 2’^ ) = ^’®2;
«p = /«max = 1’5-3,02 = 4,53.
16.4. ВЕС КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА И
ЕГО АГРЕГАТОВ
16.4.1. СТАТИСТИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ
Вес конструкции самолета складывается из веса его агрегатов:
крыла GKp> фюзеляжа бф, оперения GOn и шасси 6Ш
GK ~ Скр + Сф + Gon + Gm • (16.4.1)
Весовые данные о конструкции некоторых легких самолетов
приведены в табл. 16.4.1.
Таблица 16.4.1
Самолет Go. Крыло, Оперение, Фюзеляж, Шасси,
даН даН % даН % даН | % даН | 1 %
Одномоторные самолеты
Cessna 150А 680 100 14,7 20 2,94 91 13,4 50 7,35
И-1Л 880 100 11,4 20 2,27 ПО 12,5 48 5,45
Cessna 172В 990 ПО 11,1 30 3,03 124 12,5 55 5,56
Cessna 180D 1200 120 10,0 27 2,25 139 11,6 54 4,50
Cessna 182D 1200 120 10,0 27 2,25 140 11,7 62 5,17
Saab Safir 1207 125 10,4 27.2 2,25 175 14,5 54 4,47
Cessna 210A 1320 119 9,0 32 2,42 158 12,0 94 7,12
Beechcraft J-35 1320 173 13,1 26 1,97 119 9,0 93 7,05
Rockwell 112TCA 1340 152 11,3 44,5 3,3 163 12,1 73 5,45
Cessna 185 1450 120 8,3 32 2,21 150 10,3 60 4,14
Cessna 210J 1544 152 9,9 39 2,5 185 12,0 87 5,6
Среднее — — 10,8 — 2,5 — 12,0 — 5,6
Дв; ухмоторные самолеты
Beechcraft G-95 1800 207 11,5 37 2,06 124 6,9 98 5,44
Cessna 31 ОС 2190 206 9,4 53 2,42 145 6,6 119 5,43
Beechcraft G-50 3250 298 9,2 71 2,18 225 6,9 203 6,25
Beechcraft G-65 3350 305 9,1 70 2,09 273 8,1 202 6,03
Ah-14 3500 — — 106 3,03 330 9,4 169 4,83
Cessna 404-3 3813 390 10,2 82 2,15 277 7,3 143 3,75
Beechcraft D-18S 3970 389 9,8 80 2,02 333 8,4 254 6,40
Самолет Go- Крыло, Оперение, Фюзеляж, Шасси,
даН даН % даН % даН % даН %
De Havilland “Dav’' 4000 424 10,6 89 2,23 339 8,5 178 4,45
Beechcraft E-18S 4400 396 9,0 82 1,86 348 7,9 265 6,02
Rockwell 690B 4632 454 9,8 94 2,03 625 13,5 198 4,27
EMB110P2 5675 682 12,0 206 3,63 615 10,8 244 4,30
Short Skyvan 5680 550 9,7 170 2,99 980 17,3 210 3,70
Scottish Aviation 6628 963 14,5 262 3,95 627 9,5 319 4,82
Среднее - - 10,4 - 2,5 - 9,3 - 5,05
По данным табл. 16.4.1 относительный вес конструкции легко-
го самолета, как правило, заключен в интервале:
для самолетов с одним двигателем - 0,28.. .0,34;
для самолетов с двумя двигателями - 0,24.. .0,30.
Уравнение регрессии, определенное методом наименьших
квадратов для данных рис. 16.4.1, имеет вид (СКО не превышает 8%)
GK = 179+0,006G})44. (16.4.2)
Примечание. Размерность в формуле (16.4.2): (7 к и G()’AaH-
Рис. 16.4.1. Зависимость веса конструкции самолета от его взлетного
веса по данным табл. 16.4.1:
• - самолеты с одним двигателем; - самолеты с двумя двигателями
16.4.2. ВЕС КРЫЛА
На этапе предварительного проектирования определение веса
крыла может быть достаточно точным, так как нагрузки на крыло
хорошо известны. Обычно определяющим фактором является изги-
бающий момент в полете. Заметную часть веса крыла составляют
конструктивные элементы и приращения от неоптимальной толщи-
ны обшивки, соединений, узлов крепления шасси и т. п.
Статистический анализ
Весовые характеристики крыла некоторых легких самолетов
представлены в табл. 16.4.1. Их статистический анализ показал, что
относительный вес крыла легкого самолета, как правило, заключен
в интервале 0,09.. .0,12.
Уравнение регрессии, определенное методом наименьших
квадратов для данных на рис. 16.4.2, имеет вид (СКО не более 12%,
коэффициент парной корреляции равен 0,98)
GKp = 33+0,0153Go’22 • (16.4.3)
Примечание. Размерность в формуле (16.4.3): (7кр и Go-Aa^-
Взлетный вес самолета, даН
Рис. 16.4.2. Зависимость веса крыла от взлетного веса самолета по
данным табл. 16.4.1:
• - самолеты с одним двигателем; - самолеты с двумя двигателями
Весовой состав крыла легких самолетов по элементам, % [14]:
Силовая и несиловая обшивка
(без элеронов и механизации)........ 35.. .40
Лонжероны...................... 23...28
Стрингеры...................... 4...8
Нервюры........................ 8... 10
Узлы, стыки.................... 3...4
Элероны, закрылки, предкрылки.. 10... 15
Крепеж и прочее................ 4.. .6
Формулы для оценки веса крыла
Первоначальная оценка веса конструкции крыла основана на
статистических (эмпирических) формулах.
Оценку веса крыла самолета-биплана можно выполнить по
следующей формуле, которая аппроксимирует соответствующий
график работы [ 19]
Скр = (SB + 5 н)(0,967+2,021g Go). (16.4.4)
Примечание. Размерности в формуле (16.4.4): площадь верхнего £в и
нижнего крыла £н Go и Окр, ДаН.
Оценку веса крыла самолета-моноплана можно выполнить по
предлагаемой формуле (по данным табл. 16.4.2 СКО не более 7,5%)
ОКр ^кр^
&1 + &2
иР Go
1000hCp
(16.4.5)
i 2
где дкр - удельный вес крыла, т.е. вес 1 м площади крыла;
bCp = S/1 - средняя хорда крыла;
Ир - расчетная перегрузка, определяемая по формуле (16.3.1);
и кг _ статистические коэффициенты, зависящие от внешней
силовой схемы крыла:
подкосное крыло - к। = 3,9, кг = 0’85;
свободнонесущее крыло - ki = 0,488, кг - 1,283.
Примечание. Размерности в формуле (16.4.5): S, мi 2; /?Ср, м; Go и
Gkp’ ДаН.
Самолет Схема крыла Go. даН 5, 2 М /?ср» м Пр GKp’ даН А, %
факт расчет
Cessna 150А П 680 14,86 1,49 5,70 100 91 -9,0
И-1Л П 880 12,50 1,25 5,70 100 91 -9,0
Cessna 172 В П 990 16,26 1,49 5,70 но 116 5,5
Cessna 180D П 1200 16,16 1,48 5,70 120 127 5,8
Cessna 182D П 1200 16,16 1,48 5,70 120 127 5,8
Cessna 210А М 1320 16,35 1,46 5,70 119 116 -2,5
Cessna 185 П 1450 16,16 1,48 5,70 120 140 16,7
Beechcraft V35B М 1540 16,8 1,65 5,70 117 123 5,1
Cessna 210J П 1544 16,35 1,46 5,70 152 148 -2,6
Beagle B.206 М 3232 19,88 1,43 5,25 347 313 -9,8
Beechcraft G-65 М 3350 25,73 1,84 5,22 305 326 6,9
Cessna 404-3 М 3813 22,48 1,59 5,11 390 364 -6,7
De Havilland«Dav» М 4000 31,10 1,79 5,06 424 466 9,9
Short Sky van П 5680 34,65 1,77 4,75 550 583 6,0
Бе-30 М 5700 32 1,88 4,75 620 606 -2,3
Примечание. В табл. 16.4.2 обозначено: П - подкосное крыло; М - свободнонесу-
щее крыло; расчетная перегрузка пр вычислялась по формулам (16.3.1) и (16.3.3).
Аналогичный подход к оценке веса крыла предложен в [36]
6кр = ^кр, (16.4.6)
здесь удельный вес крыла дкр определяется по графику на рис. 16.4.3.
Примечание. Формулу (16.4.6) можно рекомендовать для самолетов с
взлетным весом до 1500 даН. Перегрузка м^ах вычисляется по формуле (16.3.3).
Размерности в формуле (16.4.6) и на рис. 16.4.3: S, м2; Ьсах. м; (?кр и Go. ДаН.
В работе [36] не приведена информация о точности формулы
(16.4.6) и рис. 16.4.3.
Для легких самолетов (Go-5700даН), скорость которых не
превышает 350 км/ч, в работе [80] предложена следующая формула
оценки веса крыла с подкосом, в которую был добавлен поправоч-
ный коэффициент £дв (по данным табл. 16.4.3 СКО не более 8,5%):
= (16.4.7)
где кс = 0,0174 - коэффициент пропорциональности при площади
крыла 5, м2, вес крыла <7кр, ДаН; £дв ” поправочный коэффициент,
имеющий следующие значения: 1,0 - если двигатели отсутствуют
на крыле и 0,9 - при расположении двигателей на крыле.
Рис. 16.4.3. К определению удельного веса крыла легкого самолета
по формуле (16.4.6)
Таблица 16.4.3
Самолет Go- даН 5, 2 M X £дв Пр GKp> ДаН А, %
факт расчет
Cessna 150А 680 14,86 6,7 1 5,70 100 86,4 -13.6
И-1Л 880 12,50 8,0 1 5,70 100 ИЗ 12,8
Cessna 172В 990 16,26 7,3 1 5,70 но 119 8,1
Cessna 180D 1200 16,16 7,4 1 5,70 120 120 0
Cessna 185 1450 16,16 7,4 1 5,70 120 120 0
Cessna 210J 1544 16,35 7,7 1 5,70 152 134 -12,0
Short Skyvan 5680 34,65 11 0,9 4,75 550 565 2,6
Для свободнонесущих крыльев самолетов с взлетным весом от
1300 даН до 8600 даН предлагается следующая формула (СКО по
данным табл. 16.4.4 не превышает 6,5%):
Скр = fcGWnpGo)l,65S -0’46 / 0,324, (16.4.8)
где кв = 6.88-10-5 - коэффициент пропорциональности при даН,
2
размахе крыла I, м и площади крыла S, м , вес крыла GKp, даН;
£дв - поправочный коэффициент, имеющий следующие значения:
1,0 - на крыле двигателей нет и 0,9 - при расположении двигателей
на крыле.
Таблица 16.4.4
Самолет Go, даН 5, 2 M /, M Пр Gkp »лаН д, %
факт расчет
Cessna 210А 1320 16,35 11,2 5,70 119 104 -12,9
Beechcraft V35B 1540 16,8 10,21 5,70 117 128 9,5
Beagle В.206 3232 19,88 13,94 5,25 347 350 0,9
Beechcraft G-65 3350 25,73 13,98 5,22 305 327 7,3
Cessna 404-3 3813 22,48 14,12 5,11 390 417 6,9
De Havilland «Dav» .4000 31,10 17,37 5,06 424 410 -3,4
EMB110P2 5675 29,08 15,33 4,75 682 650 -4,6
Бе-30 5700 32 17 4,75 620 647 4,4
HS ”DH114 Heron" 6124 46,4 21,8 4,68 650 651 0,2
Формулы первого приближения для веса крыла
Вывод формул первого приближения основан на теоретиче-
ской предпосылке, что при постоянном среднем уровне напряжения
в конструкции количество материала, необходимого для восприятия
изгибающего момента, пропорционально этому моменту в корневом
сечении крыла, умноженному на конструктивный размах, и обратно
пропорционально толщине корневого сечения.
Вес свободнонесущего (без подкоса) крыла в первом прибли-
жении рекомендуется определять по одной из следующих теорети-
ческих формул со статистическими коэффициентами [14].
Формула Зинина для прямых крыльев:
GKP = 16,4 10~6 Лгмех фпр GoX - П + - + 25. (16.4.9)
Р 0со Л
Формула Лебедева для прямых и стреловидных крыльев:
бкр
510"5 Ф
npGo^V5 т| + 2
cocos2X Т| + 0>5
1-Ь_1|+25. (16.4.10)
т| + 3 J
Формула Бадягина и Мухамедова для прямых и стреловидных
крыльев:
_д п+4
GKp-1,110 Лмех^кон^мтфИр I----- Гс ?• (16.4.11)
PV£o(cosx) ^+1
В формулах (16.4.9)...(16.4.11) вес крыла GKp и взлетный вес
2 _
Go, ДаН; площадь крыла 5, м ; со ~относительная толщина профи-
ля в корне крыла; ц = ~cq/~ck - отношение толщины крыла в корне и на
конце ёк; £Мех ” коэффициент, учитывающий наличие и тип механи-
зации крыла; jtMex = 0,9, если механизация отсутствует; &мех = 1,0 -
щитки и однощелевые шарнирные закрылки; &мех = 1,15 - закрылки
Фаулера и предкрылки перед элеронами; &кон - коэффициент, учи-
тывающий тип конструкции крыла; £кон =0,9, если широко приме-
няются монолитные элементы и сотовые конструкции; &кон =0,95 -
в случае клееклепаной конструкции, а также ограниченного приме-
нения монолитных силовых элементов; JtK0H = 1,0 - в случае приме-
нения клепаной конструкции; &мт - коэффициент, учитывающий
марку основного материала конструкции крыла; fcMT = l,15 - для
АМГ6 (гидросамолеты); £мт = 1,0 - для Д16Т; если для силовых
элементов применяются композиционные материалы (углепластик
и т.п.), то ЛK0HitMT = 0,80...0,85; 0 - коэффициент, учитывающий
эффективность работы продольных силовых элементов; 0=1,0 -
для однолонжеронного, трехлонжеронного или кессонного крыла;
0 = 0,9 - для двухлонжеронного крыла; ф - коэффициент разгрузки,
значение которого определяется формулой
Ф =0,93-0,014^с у-0,0063/сш~GT.кр(7т.кр)2, (16.4.12)
где £с у = 1,0, если двигатели установлены на крыле, кс,у =0, если
двигателей на крыле нет; кш = 1,0, если основные стойки шасси ус-
тановлены на крыле, £ш=0, если основные стойки шасси не со-
единены с крылом; Ст.кр ~ относительный вес топлива,
расположенного в крыле; ZT.Kp = Ит.кр/(^2) - относительная
наибольшая координата топлива в крыле (в долях полуразмаха).
Примечание. По данным примеров, приведенных в работе [14], коэффи-
циент разгрузки характеризуется следующими значениями:
самолеты с одним двигателем - ф = 0,86...0,91;
самолеты с двумя двигателями - ф = 0,65...0,82.
По данным самолетов с взлетным весом 920...6350 даН по-
грешность составляет [14]: для формулы (16.4.9) - от -9,5% до
17,6% (СКО около 7%); формулы (16.4.10) - от -8,8% до +16%
(СКО около 8%); формулы (16.4.11) - от -2,2% до +3,1% (СКО ме-
нее 2%).
Формула, предлагаемая для расчета веса прямого подкосного
крыла, (по данным табл. 16.4.5 СКО не более 5,5%)
Окр ~ ^б^дв^мех О— Zn ) X (nnGo) +76,8, (16.4.13)
ScoB
где кв = 7,68-10-7 - коэффициент пропорциональности при Gq,
даН, размахе крыла / , м, S, м2, GKp, даН;
jtMex = 0,9 “ механизация отсутствует;
JtMex = U0 - простая механизация (щитки и однощелевые шар-
нирные закрылки);
^мех ~ 1.1 ~ сложная механизация (многощелевые закрылки и
закрылки Фаулера);
кдв = 0,95, если на крыле установлены два двигателя;
£дв = 1,00, если на
крыле двигателей нет;
Zn = Zn/z - относи-
тельный размах подкосов
крыла (рис. 16.4.4).
Собственно вес под-
косов в формуле (16.4.13)
составляет около 10 % от
^кр-
Рис. 16.4.4. К определению размаха подкосов
Самолет Go, даН 5, 2 M /, M co n np Zn Окр’ даН Д, %
факт расчет
Cessna 150А 680 14,86 9,97 0,12 1,46 5,70 0,42 100 96 —4
И-1Л 880 12,50 10 0,15 1,00 5,70 0,44 100 103 3
Cessna 172В 990 16,26 10,92 0,12 1,49 5,70 0,42 по 113 2,3
Cessna 182D 1200 16,16 10,92 0,12 1,48 5,70 0,46 120 121 -1
Cessna 185 1450 16,16 10,92 0,12 1,48 5,70 0,46 120 132 10
Cessna 210J 1544 16,35 11,2 0,15 1,38 5,70 0,42 152 138 -9,2
Short Skyvan 5680 34,65 19,53 0,16 1,00 4,75 0,54 550 551 0
Следуя принципу множественных вычислений, рекомендуется
за расчетное значение веса крыла принимать среднее арифметиче-
ское, вычисленное по нескольким различным формулам.
Пример 16.4.1. Определить методом множественных вычис-
лений расчетное значение веса подкосного крыла одномоторного
самолета при следующих исходных данных: Go = 880 даН; А, = 8;
5 = 12,5м2;/ = 10м; ёо = О,15; П = 1; zn = 0,44; пэтм = 3& ир = 5,7;
/?сах = ^ср = 1,25 м; укрейс = 140 км/ч; механизация крыла отсутству-
ет. Фактическое значение веса крыла самолета GKp = 100 даН [46].
Решение. 1. Расчет по формуле (16.4.5)
GkP
(
ki + k2
npGo
1 OOOZ?Cp
3,9 + 0,85
5,7 880
1000-1,25
12,5 = 91,4 даН.
/
2. Расчет по формуле (16.4.6) и рис. 16.4.3:
птах Go _ 3,8-880 _ 9 -ат даН •
--------=---------= 2,оо —> рис. 16.43—7 —Z-,
ЮООЬсах 1000 1,25 К кр м2
6кр = &7кр = 12,5-6,7=84 даН.
3. Расчет по формуле (16.4.7)
GKp = kGk№ S1’018Х2,473лр 611 = 0,0174 • 1,0 -12,5,0,882Л735,70’611;
GKp = 113 даН.
4. Расчет по формуле (16.4.13)
z -2J3(T| + 1)Z Л,254
бкр — ^С^дв^мехО—Zn ) n (fipGo) + 76,8 —
г 5сот1
= 7,68 10-71,0 0,9(1-0,44 2) + ?n (5.7-880)1’254 + 76,8;
1 KZ9I 1
Дкр = 103даН.
5. Определение среднего арифметического значения веса кры-
ла
Окр ~
91,4 + 94 + 113+103 ЛО „
-----------------~ 98 даН.
4
6. Погрешность составляет величину
Д =
98-100
100
х!00% = 2%.
7. Таким образом, в данном примере среднее арифметическое
значение веса крыла имеет погрешность, меньшую, чем расчет по
каждой из формул в отдельности.
16.4.3. ВЕС ФЮЗЕЛЯЖА
В отличие от крыла теоретического метода расчета веса фюзе-
ляжа легкого самолета не существует. Причина заключается в
большом количестве добавок в виде веса полов, узлов крепления,
поддерживающей конструкции, дверей, окон и других конструктив-
ных элементов. Поэтому основным параметром для определения
веса фюзеляжа является полная площадь его внешней поверхности,
которая зависит от размеров фюзеляжа: длины £ф, ширины Вф и
высоты Яф-
Весовые характеристики фюзеляжа некоторых легких самоле-
тов представлены в табл. 16.4.1. Их статистический анализ показал,
что относительный вес фюзеляжа, как правило, находится в интер-
вале:
для самолета с одним двигателем - 0,12±(0,016);
для самолета с двумя двигателями -0,081 ...0,105.
При этом минимальное значение - 0,066 и максимальное - 0,173.
Уравнение регрессии, определенное методом наименьших
квадратов для данных на рис. 16.4.5, имеет вид (коэффициент пар-
ной корреляции 0,96 и СКО 17%)
Оф = 94+7,810"5 Go’82-
(16.4.14)
Примечание. Размерность в формуле (16.4.14): Go и Сф.ДаН.
Взлетный вес самолета, даН
Рис. 16.4.5. Зависимость веса фюзеляжа от взлетного веса самолета
(по данным табл. 16.4.1):
• - самолеты с одним двигателем; - самолеты с двумя двигателями
Весовой состав фюзеляжа легких самолетов по элементам, % [14]:
Обшивка.......................... 26...30
Стрингеры и лонжероны............ 12... 15
Шпангоуты........................ 20...22
Пол.............................. 6...9
Фонарь........................... 10... 12
Окна............................. 3...5
Двери-трапы, люки................ 6.. .8
Прочее (перегородки, соединения,
багажник, герметизация).......... 7...9
Одномоторные самолеты
Оценку веса фюзеляжа одномоторного легкого самолета мож-
но получить по следующей эмпирической формуле (по данным
табл. 16.4.6 СКО не более 5%):
6ф = О,584*сх6о0,771, (16.4.15)
где поправочный коэффициент кСх принимает значения: 1,0 - для
высокоплана и 0,83...0,87 - для низкоплана.
Примечание. Размерность в формуле (16.4.15): Оф и GoA3*"*-
Таблица 16.4.6
Самолет Схема* Go- даН &СХ Сф.даН А, %
факт расчет
Cessna 150А В 680 1,00 91 89 -2,00
И-1Л В 880 1,00 НО 109 -1,10
Cessna 172В В 990 1,00 124 119 -3,92
Cessna 180D В 1200 1,00 139 138 -0,59
Cessna 182D В 1200 1,00 140 138 -1,30
Cessna 210А В 1320 1,00 144 149 3,28
Cessna 210J В 1544 1,00 185 168 -9,28
Beechcraft J-35 Н 1320 0,85 119 126 6,23
Cessna 185 В 1450 1,00 150 160 6,59
*В табл. 16.4.6 обозначено: В - высокоплан, Н - низкоплан.
Для легких одномоторных самолетов высокопланов, имеющих
скорость полета до 350 км/ч, вес фюзеляжа может быть определен
по формуле работы [80]
k Рmax
\0,778
(^-Mr)°’383(Ar3K+Nnac)0’455- (16.4.16)
где коэффициент пропорциональности равен = 11,91 при длине
фюзеляжа без мотоотсека в его носовой части £ф_мг и периметре
миделя фюзеляжа ртах, м; Go и Сф, даН.
Оценка точности формулы (16.4.16) в работе [80] не приведена.
Двухмоторные самолеты
Оценку веса фюзеляжа двухмоторного легкого самолета мож-
но получить по следующей эмпирической формуле (по данным
табл. 16.4.7 СКО не более 10,5%):
Оф = О,О249^фч/ёо [Вф (Яф + Вф)]1,432, (16.4.17)
где поправочный коэффициент £ф принимает следующие значения:
1,0-для прямоугольного сечения фюзеляжа, 0,95...0,97 - для круг-
лого сечения фюзеляжа.
Примечание. Размерности в формуле (16.4.17): длина £ф, высота Нф и
ширина Вф фюзеляжа, м; взлетный вес Go и вес фюзеляжа (7ф. даН.
Таблица 16.4.7
Самолет Go. даН Ьф> м Яф, м Вф ’ м Сф.даН д, %
факт расчет
Ан-14 3500 11,4 2,14 1,65 330 322 -2,4
De Havilland «Dav» 4000 11,5 1,66 1,66 339 290 -14,5
L-410 5100 12,9 2,38 2,38 621 646 4,0
EMB110P2 5675 14 1,9 1,7 615 518 -15,7
Бе-30 5700 14,9 198 1,62 565 563 -0,3
HS «DH114 Heron» 6124 14 2,0 2,0 540 621 15,0
Scottish Aviation «Twin Pioneer» 6628 13,5 2,33 2,12 630 714 13,4
Для расчета веса фюзеляжа легкого самолета в работе [14] ре-
комендуются следующие формулы.
Формула Хоуеи:
Оф = kG [ 1.85 + Lro (Вф + Яф)] F^'2, (16.4.18)
где коэффициент кс = 0,086, если Go < 6000даН и кв = 0,078, если
Go = 6000... 10000даН; £ф - боковая поверхность фюзеляжа, м ;
Уп - расчетная скорость пикирования, которая для самолетов нор-
мальной и переходной категорий может быть принята равной
Vn ~ У крейс+ $1,4, м/с •
Погрешность формулы (16.4.18) для гражданских самолетов со
взлетным весом от 3500 до 10660 даН составляет от -6,7% до
+11,5%, СКО не более 7%.
Формула Бадягина и Мухамедова:
Сф = lJ4fcc у(1 + 0,4Дризб )4М’25, (16.4.19)
где jtc у = 1,0, если двигатели не соединены с фюзеляжем;
кс у = 1,14, если двигатели установлены на фюзеляже; 2^ризб “ И3‘
быточное давление в гермокабине на наибольшей эксплуатацион-
ной высоте полета, даН/см2.
Погрешность формулы (16.4.19) для гражданских самолетов со
взлетным весом от 3500 до 10660 даН составляет от -5,7% до +4%,
СКО не более 3% [14].
Следуя принципу множественных вычислений, рекомендуется
за расчетное значение веса фюзеляжа принимать среднее арифме-
тическое, вычисленное по нескольким различным формулам.
При наличии хвостовых балок (например, по типу самолета на
рис. 16.4.6) вес каждой из них возможно вычислить по формуле [59]
G„.s = 0.23 Jv L“°— (Sx., в) U (16.4.20)
I Вхв.б + Яхв.б
где Лхв б - длина хвостовой балки, определяемая как расстояние
между точками четверти хорд в местном сечении крыла и горизон-
тального оперения; ВХв.б и Нхв.б ” соответственно ширина и вы-
сота хвостовой балки; £хв $ ” омываемая площадь оболочки балки.
Для учета ниш уборки шасси и узлов крепления шасси необходимо
Рмс. 16.4.6. Двухбалочная схема самолета
16.4.4. ВЕС ОПЕРЕНИЯ
Точная оценка веса оперения затруднена из-за большого раз-
нообразия конфигурации хвостового оперения и ограниченной ин-
формации о его прочности, жесткости и других параметрах. Для не-
скоростного легкого самолета (Ктах Д° 460 км/ч) наибольшую роль
играют маневренные нагрузки. Если площадь хвостового оперения
еще неизвестна, его общий вес.можно принять равным 3,5...4% веса
пустого самолета.
Весовые характеристики оперения некоторых легких самоле-
тов представлены в табл. 16.4.1. Их статистический анализ показал,
что наиболее вероятное значение относительного веса оперения лег-
кого самолета заключено в интервале 0,019...0,026. При этом
минимальное значение - 0,0186 и максимальное - 0,0363.
Уравнение регрессии, определенное методом наименьших
квадратов для данных на рис. 16.4.7, имеет вид (коэффициент кор-
реляции 0,97 и СКО не более 14%)
Взлетный вес самолета, даН
Рис.16.4.7. Зависимость веса оперения от взлетного веса самолета (по
данным табл. 16.4.1):
• - самолеты с одним двигателем; - самолеты с двумя двигателями
Весовой состав оперения легких самолетов по элементам, % [14]:
Обшивка...................... 40... 44
Лонжероны и стрингеры............ 35 ... 38
Нервюры........................... 7 ... 9
Узлы, стыки...................... 3...4
Узлы крепления.................. 4... 6
Законцовки, балансиры рулей,
триммер, крепеж и т.п............. 10... 12
Оценку веса оперения нескоростного (Укрейс < 320км/ч) одно-
моторного легкого самолета можно получить по следующей эмпи-
рической формуле (по данным табл. 16.4.8 СКО не более 9%):
Gon = 0,02174Укрейс $0У 3. (16.4.22)
Примечание. Размерности в формуле (16.4.22): УКрейскм/ч' Gon-AaH'
(«Son = 5го + 5во )• м •
Таблица 16.4.8
Самолет Son» 2 M Укрейс» км/ч Gon-ДаН А, %
факт расчет
Cessna 150 А 3,9 200 20 20,2 1,2
И-1Л 4,5 140 20 16,7 -16,7
Cessna 172В 4,9 210 30 27,5 -8,3
Cessna 210 5,2 248 32 34,7 8,6
Beechcraft J-35 3,3 320 26 26,8 3,1
Для расчета веса оперения легкого самолета могут применять-
ся следующие статистические формулы.
Формула Бадягина и Мухамедова [14]:
Gon = Gro + Gbo “* ^оп^оп» (16.4.23)
2 2
где <?оп - вес 1 м площади оперения (даН/м ) вычисляется по фор-
муле
<70П = (0,643+0,00102Укрейс)(4,4+0,OOO8Go) • (16.4.24)
Примечание. Размерности в формуле (16.4.24): УКрейс км/ч; Go-AaH.
Погрешность формулы (16.4.23) для гражданских самолетов со
взлетным весом от 3500 до 10660 даН составляет от -13% до +1,2%.
Формула Трренбика для легких самолетов с Vmax до
460 км/ч [70]:
Gon = 0,64 (ир5оП)0’75- (16.4.25)
Примечание. Размерности в формуле (16.4.25): £оп, м2> Gon* Да^ Рас"
четная перегрузка вычисляется по формулам (16.3.1) и (16.3.3).
В работе [70] не приводится погрешность формулы (16.4.25).
Формулы Хоув и [14] для легких самолетов нормальной и пе-
реходной категорий:
Gro = 7,2s}.02fo,4 + 113^5КреЙС>|; (16.4.26)
с-»д6'8л''4о'4+"3игоГс| <1б-427>
1 1UU
\ /
Примечание. Размерности в формулах (16.4.26) и (16.4.27): Vкрейс км/ч;
5го и 5во’ м ’Gro и GB0. ДаН-
Погрешность формул (16.4.26) и (16.4.27) для гражданских са-
молетов со взлетным весом от 3500 до 10660 даН составляет от
-25% до+9% [14].
Следуя принципу множественных вычислений, рекомендуется
за расчетное значение веса оперения принимать среднее арифмети-
ческое, вычисленное по нескольким различным формулам.
16.4.5. ВЕС ШАССИ
Весовые характеристики шасси некоторых легких самолетов
представлены в табл. 16.4.1. Их статистический анализ показал, что
наиболее вероятное значение относительного веса шасси легкого
самолета заключено в интервале 0,0532(±0,011). При этом мини-
мальное значение - 0,037 и максимальное - 0,0735.
Формула Шейнина для самолетов с колесным шасси с пе-
редней опорой, модифицированная в работе [14],
Г----
Glu = *коДо&г(11,3+6ЯО ш)1О-3 + О,О625/:ш-^-^- + О,ОО5,
1+Ро.ш
(16.4.28)
где jfcK0H = 1,0, если основные опоры шасси выполнены из стали
средней удельной прочности (например, ЗОХГСА), j(KOH = 0,65, ес-
ли из металла высокой удельной прочности (например, ЗОХГСНА,
ВТ-20, ВТ-22); кобт = 1,0, если на колесах неубирающегося шасси
не имеется обтекателей, jtogT = 1,05, если на колесах есть обтекате-
ли, ко&т = 1,2, если обтекатели для шасси на фюзеляже по типу са-
молета L-410 и т.п. (см. приложение 3); £ш = 1,0, если шины с
обычными камерами, кш = 0,93 - для бескамерных пневматиков;
р0 ш - давление в шинах основных колес, даН/см2; Я0.ш “ длина
основной опоры шасси от поверхности ВПП до шарнира поворота
стойки или до узла крепления, м.
Погрешность формулы (16.4.28) для гражданских самолетов со
взлетным весом от 990 до 10660 даН (шасси с передней опорой) со-
ставляет от -2% до +5% [14].
Формула Торенбика [70], в которой вес шасси определен
суммированием весов основных опор и передней (хвостовой) опоры:
Сщ = Go.с + £7п(хв).с ’ (16.4.29)
где суммарный вес основных опор Go.с и вес передней (хвостовой)
опоры Gn(x).c определяются по следующей общей зависимости:
G = кск(А +BGoO,75 + CGo + DGo’5). (16.4.30)
где ксх -1 Для низкоплана и 1,08 для высокоплана. Значения ос-
тальных коэффициентов приведены в табл. 16.4.9.
Таблица 16.4.9
Конфигурация шасси А В С D
Неубирающееся шасси Основные опоры 9,1 0,082 0,019 0
Передняя опора 11,3 0 0,0024 0
Хвостовая опора 4,1 0 0,0024 0
Убирающееся шасси Основные опоры 18,1 0,131 0,019 2,23-10”5
Передняя опора 9,1 0,082 0 2,97-1 О’6
Хвостовая опора 2,3 0 0,0031 0
В работе [7Q] не приведена оценка погрешности формул
(16.4.29) и (16.4.30).
Пример 16.4.2. Оценить вес неубирающегося шасси с хво-
стовой опорой одномоторного высокоплана со взлетным весом
880 даН. Вес шасси прототипа равен 48 даН.
Решение. 1. Расчет по формуле (16.4.30) веса хвостовой опоры
шасси при следующих значениях коэффициентов, определенных по
табл. 16.4.9: А = 4,1, В = 0, С = 0,0024, £) = 0
Gxb.c = Лех (А + BGO0’75 + CGo + DGq ’5 ) =
= 1,08(4,1 + 0,0024 • 880) = 6,7 даН.
2. Расчет по формуле (16.4.30) веса двух основных опор шасси
при следующих значениях коэффициентов, определенных по
табл. 16.4.9: а=9.1, В = 0,082 С = 0,019, D = 0
G0.c = ^cx(A +BGoO’75 + CGo+DGoI,5) =
= 1,08(9,1 + 0,082 • 8800’754-0,019 • 880) = 42,2даН.
3. Расчет суммарного веса всех опор по формуле (16.4.29)
= Go.c + Gxb.c = 42,2 + 67 = 48,9 даН.
4. В данном примере погрешность определения веса шасси равна
Вес лыж. Для лыжного варианта самолета расчет веса шасси
проводят следующим образом [14].
Из веса шасси вычитается вес колес (известный по каталогам
авиаколес) и добавляется вес лыж:
Слыж = ^ЛЫЖ^ЛЫЖ’ (16.4.31)
2 2
где <7ЛЫЖ = 30...35 даН/м - вес 1 м площади лыж в плане;
5лыж " площадь лыж в плане, м2; 5Лыж = 6о/рЛЬ|Ж >
Впмж = 1000 даН/м2 - для снега.
Л Jlbl/A
Таким образом, в среднем,
Слыж = 0.0325С0; Сль,ж = 0,0325. (16.4.32)
16.5. ВЕС СИЛОВОМ УСТАНОВКИ
Весовые характеристики силовой установки некоторых легких
самолетов представлены в табл. 16.5.1. Их анализ показывает, что
относительный вес силовой установки, как правило, находится в
диапазоне:
Gcy = 0,205(±0,024) - самолеты с одним ПД;
GCy = 0,259(±0,024) - самолеты с двумя ПД;
GCy = 0,15...0,16 - самолеты с двумя ТВД.
Таблица 16.5.1
Самолет Go- даН Тип двигателя GflB. даН Gmt ’ даН GB. даН Gt.с» даН Gnp. даН Gcy. даН Gcy
Одномоторные самолеты
Cessna 150 А 680 ПД 89 10 10 8 14 131 0,192
И-1Л 880 ПД 132 10 5 29 176 0,200
Cessna 172В 990 ПД 115 12 15 10 17 169 0,169
Cessna 180D 1200 ПД 189 15 29 12 17 262 0,218
Cessna 210J 1544 ПД 204 87 29 11 20 350 0,227
Beechcraft J-35 1320 ПД 196 28 33 14 22 293 0,222
Среднее значение в % от Gcy 67,1 11,7 8,8 4,6 7,8 100% -
Двухмоторные самолеты
Beechcraft G-95 1800 ПД 236 82 74 38 49 478 0,263
Cessna СЗ10 2190 ПД 387 59 74 35 73 626 0,286
Beechcraft G-50 3250 ПД 458 118 117 62 90 846 0,261
Cessna404-3 3813 ПД 454 129 98 49 138 867 0,227
Среднее значение в % от Gcy 54,5 13,8 12,8 6,5 12,4 100% -
ЕМВ110Р2 5675 ТВД 282 90 518 39 0 929 0,164
Short Skyvan 5680 ТВД 324 115 167 169 39 815 0,144
Примечание к табл. 16.5.1: Gb ~ вес воздушного винта; Gt.с “ вес топ'
ливной системы; Gnp ~ вес прочих элементов силовой установки.
Вес силовой установки возможно оценить по одной из сле-
дующих формул.
Формула Бадягина и Мухамедова [14]:
Gcy = А^дв Ne взл (Удв + (16.5.1)
где значение коэффициента kN лежит в пределах: 0,5...0,6 - само-
леты с ПД; 0,22...0,25 - самолеты с ТВД. С увеличением числа дви-
гателей его значение увеличивается в указанных пределах. Удель-
ный вес двигателя удв определяется по двигателю-прототипу или
вычисляется по соответствующим формулам гл. 5.
В работе [14] не приведена оценка точности формулы (16.5.1).
Формула Торенбика [70]:
Gey = key Удв (Одв + 0,109Ne взл) + GMr > <16.5.2)
где коэффициент jtcy = l,16- для одномоторных самолетов и
&су = 1,35 - для многомоторных самолетов, коэффициент 0,109 в
формуле (16.5.2) учитывает вес воздушного винта.
Вес гондол ПД включает вес узлов крепления двигателей, вес
пилонов и капотов, а также вес противопожарных перегородок. В
формуле (16.5.2) вес гондол ПД определяется по одной из формул:
один ПД в носовой части фюзеляжа
(7мг = 1»154^Nе взл, (16.5.3)
одна гондола ПД многомоторного самолета
Смг = 0,175Уевзл; (16.5.4)
одна гондола ТВД многомоторного самолета
Gmt ~ 0,0635&ш&вых Ne взл ’ (16.5.5)
где £ш = 1,018 - при уборке шасси в мотогондолу, иначе кш = 1;
&вых = 1,05 - при наличии длинных выхлопных труб, проходя-
щих над (под) крылом, иначе &ВЬ1Х = 1.
В работе [70] не приведена оценка точности формулы (16.5.2).
Следуя принципу множественных вычислений, рекомендуется
за расчетное значение веса силовой установки принимать среднее
арифметическое, вычисленное по нескольким различным формулам.
В работе [40] предлагается следующая формула для веса винта:
GB = ^(DB)3- (16.5.6)
Здесь значения статистического коэффициента к для ВФШ пример-
но следующие: деревянные винты - 0,8... 1,0; дюралевые - 1,8...2,6.
На рис. 16.5.1 показана зависимость веса деревянных и на
рис. 16.5.2 - металлических винтов от их диаметра. Зависимость веса
винта от мощности двигателя и типа винта иллюстрирует рис. 16.5.3.
Рис. 16.5.2. Зависимость веса ме-
таллических ВФШ от диаметра
Рис. 16.5.3. Вес винта в зависи-
мости от мощности двигате-
ля и типа винта:
I - двухлопастный деревянный
ВФШ; 2 - двухлопастный ме-
таллический ВФШ; 3 - трех-
лопастный металлический
ВФШ; 4 - двухлопастный ме-
таллический ВИШ; 5 - трех-
лопастный металлический
ВИШ; 6 - четырехлопастный
металлический ВИШ
Мощность двигателя, л.с.
16.6. ВЕС ОБОРУДОВАНИЯ И УПРАВЛЕНИЯ
Наиболее надежным является поагрегатное определение веса
оборудования на основе технической документации разработчиков
оборудования и систем.
Данные о весе оборудования и управления некоторых легких
самолетов приведены в табл. 16.6.1 (рис. 16.6.1). По данным этой
таблицы относительный вес оборудования и управления составляет:
боб = 0’087 - для самолетов с одним ПД;
боб = 0,147 - для самолетов с двумя двигателями.
В работе [70] приведены следующие данные:
боб = 0,08 - для самолетов с одним двигателем;
боб = 0,11 - для самолетов с двумя двигателями.
Таблица 16.6.1
Самолет Go, даН Вес обо- рудования Самолет Go, даН Вес обору- дования
даН % даН 1 %
Одномоторные самолеты Двухмоторные самолеты
Cessna 150А 680 46 6,8 Cessna СЗ10 2190 226 10.3
И-1Л 880 92 10,5 Beechcraft G-50 3250 371 11,4
Cessna 172В 990 71 7,2 Cessna404-3 3813 511 13,4
Cessna 180D 1200 78 6.5 Rockwell 690В 4632 866 18,7
Cessna 210А 1320 124 9,4 ЕМВ110Р2 5675 1124 19,8
Beechcraft J-35 1320 152 11,5
Среднее значение 8,7 Среднее значение 14,7
В начале предварительного проектирования вес оборудования
и управления самолетов нормальной категории можно оценить по
следующим статистическим зависимостям (рис. 16.6.1):
для самолетов с одним двигателем
боб = 0,00635б01-37; (16.6.1)
для самолетов с двумя двигателями
боб = 14+9,071О-5бо’89 • (16.6.2)
Примечание. Размерность в формулах (16.6.1) и (16.6.2): Go и 6об даН
Рис. 16.6.1. Статистические зависимости веса оборудования и управ-
ления от взлетного веса самолета (по данным табл. 16.6.1):
• - самолеты с одним двигателем; - самолеты с двумя двигателями
Для определения относительного веса оборудования и управ-
ления самолета переходной категории (5600 даН <G0< 8600 даН)
предлагается формула (СКО не превышает 11%.)
823
Go6 = 0X)0262tfIiac+—. (16.6.3)
Go
Для легких пассажирских самолетов в работе [14] предлагают-
ся следующие формулы для веса управления и оборудования (само-
летного, пассажирского и багажно-грузового)
G06 = 200+0,06Go + 0,2GnH (l+0,lLp/vTex) + Gynp > (166.4)
где утех - техническая скорость, км/ч; вес управления самолетом, в
среднем, равен:
Gynp = 0,0135G0 - одинарное управление самолетом;
Gynp = 0,02Gq - сдвоенное управление самолетом.
При необходимости отдельно оценить вес пассажирского обо-
рудования можно использовать формулу [14]
Gn.o6 ~ 12(Л/ЭК /Vnac) • (16.6.5)
В случае установки антиобледенительной системы ее вес мож-
но оценить по формуле [ 14]
Сан.об^З/» (16.6.6)
где / - размах крыла, м; 3 - статистический размерный коэффициент.
В работе [14] не приведены оценки точности формул (16.6.4),
(16.6.5) и (16.6.6).
Примечание. В формулах (16.6.4)...(16.6.6) размерность весовых характе-
ристик, даН.
16.7. ВЕС СНАРЯЖЕНИЯ
Определение веса снаряжения легкого пассажирского самолета
требует аккуратности, поскольку вес экипажа иногда включается в
вес полезной нагрузки.
В общем случае вес снаряжения легкого пассажирского само-
лета представляет сумму [70]
бСн = бен 1 + бен 2 + бен 3 + бен 4 + бен 5 + бен 6’ (16.7.1)
где GCh1 “ вес экипажа, определяемый по следующему правилу:
если вес экипажа не включен в вес полезной нагрузки, то
бсн1 = 93Л^эк’ (16.7.2)
если вес экипажа включен в вес полезной нагрузки, то
бСн1=0; (16.7.3)
бен 2 “ вес снаряжения пассажирской кабины (съемное оборудо-
вание туалетов, напитки, газеты):
для самолетов, используемых на местных авиалиниях,
GCH2 = 0,435^ac; (16.7.4)
для остальных самолетов АОН
GCH2 = 0; (16.7.5)
GCn3 ~ вода и химжидкость для туалетов:
на самолете предусмотрен туалет
GCH3 = O,682Vnac; (16.7.6)
на самолете не предусмотрен туалет
GCh3 = 0; (16.7.7)
GCh4 - аварийно-спасательное снаряжение:
для самолетов, используемых на местных авиалиниях,
GCH4 = 0,907tfnac; (16.7.8)
для остальных самолетов АОН
GCh4 = 0; (16-7.9)
GCh5 ~ масло, расходуемое при работе двигателя:
самолеты с ПД
GCH5 = 0,045Gt; (16.7.10)
самолеты с ТВД
Gch5 = 0,151V?’667, (16.7.11)
где ут б - общий объем топливных баков, л;
GCH6 ~ вес остаточного (невырабатываемого) топлива:
самолеты с ПД
GCh6 = O,OO8Go; (16.7.12)
самолеты с ТВД
GCh6 = 0,151V?’667. (16.7.13)
16.8. ВЕС ТОПЛИВА
Теоретические формулы для определения веса топлива приме-
нимы, когда известны как характеристики двигателя, так и аэроди-
намические характеристики самолета (поляра в полетной конфигу-
рации).
Наиболее простая теоретическая формула из работы [14]
— 1»3(£р + ГрУКрейс)Се крейс
GT =---------------------— > (16.8.1)
270 Пв крейс Ккрейс
где Lp - расчетная дальность полета; гр - время полета на резерв-
ном топливе, определяемое нормативными документами граждан-
ской авиации (например, в России для самолетов МВЛ fp = 0,5ч).
Для формулы (16.8.1) значение СеКрсйс принимается по харак-
теристикам двигателя, КПД винта можно принять Лв крейс для
тянущих винтов перед крылом и Г|в крейс = 0,78 для тянущего винта
в носовой части фюзеляжа; величина Ккрейс определяется по поля-
ре самолета при Су = Су крейс •
Су крейс= 208/Jq - , (16.8.2)
&>hV крейс
где Vкрейс ~ крейсерская скорость, км/ч.
Для справки: для самолетов с винтовым движителем отно-
сительный вес топлива приближенно определяется известной фор-
мулой:
— ~ £р + *рУкрейс
800К крейс
Глава 17
ОЦЕНКА ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК
В данной главе приведены способы определения основных
летных характеристик в условиях MCA.
Для винтовых самолетов существенное влияние на аэродина-
мику оказывает обдувка струями от винтов. За счет обдувки проис-
ходит увеличение Су на средних и больших углах атаки (углы ата-
ки при взлете и посадке). Однако ограничения НЛГС для характер-
ных скоростей при взлете и посадке связаны, как правило, со скоро-
стью сваливания, которая, как следует из тех же НЛГС, определяет-
ся на режиме малого газа работы ПД или ТВД. Поэтому влияние об-
дува на взлетно-посадочные характеристики не приводит к умень-
шению скоростей взлета и захода на посадку, а проявляется в
уменьшении углов атаки самолета при взлете и заходе на посадку.
Последнее обстоятельство влияет на угол тангажа СГФ при посад-
ке, уменьшая его на 1 ...2°.
На малых (крейсерских) углах атаки влияние обдувки крыла на
Су незначительно.
Таким образом, в оценках летных характеристик влияние на
Су обдува крыла струями от винтов не учитывается.
17.1. РАСПОЛАГАЕМАЯ И ПОТРЕБНАЯ
МОЩНОСТИ
Максимальная скорость горизонтального полета, потолок са-
молета и другие летные характеристики винтовых самолетов опре-
деляются известным методом мощностей, при котором сравнивают-
ся мощности, потребные для горизонтального полета, и располагае-
мые мощности силовой установки самолета.
Теоретические основы метода мощностей приведены, напри-
мер, в работе [52].
17.1.1. ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ И ДОПУЩЕНИЯ
1. Расчетное значение полетного веса самолета можно опреде-
лить по формуле
G = Go~O,5GT, (17.1.1)
в которой вес топлива GT и взлетный вес Go определяются по дан-
ным центровочной ведомости.
2. Для построения графика потребной и располагаемой мощ-
ностей для полетного веса G на заданной высоте Н задается с неко-
торым шагом ДИ ряд скоростей полета
Vmin Я» ••• Vi Н > ••• Vmax Н > (17.1.2)
где у, н - текущее (z-e) значение скорости на высоте Н, м/с;
Vmin Н ~ нижняя граница, которую рекомендуется определять по
формуле
G
(м/с);
(17.1.3)
V min H ~ 4
S Су max Ah
у max н ~ верхняя граница, которую можно оценить по формуле
Vmax// e VKpeiic +(30 • 40 и более) м/с. (17.1.4)
3. Графики потребной и располагаемой мощностей для полет-
ного веса G строят для ряда высот (с определенным шагом ДН)
0 ••• Нкрейс ••• ^тах’ (17.1.5)
здесь верхнюю границу расчетного диапазона высот можно оценить
по формуле [67]
Н max = 18000 К max Л/о J » (м)-
V Go
Примечание. Ряд высот (формула (17.1.5)) рекомендуется назначать с
учетом имеющихся высотных характеристик двигателя.
4. Известна поляра самолета в полетной конфигурации - меха-
низация крыла в убранном положении, убирающееся шасси - убрано.
5. Для ТВД известны высотно-скоростные и дроссельные ха-
рактеристики, для ПД - внешняя, дроссельная и высотная характе-
ристики. Если отсутствует техническая документация двигателя с
указанными характеристиками, то возможно использование расчет-
ных методик, например, приведенных в разд. 5.2.5 для ПД и для
ТВД - в разд. 5.3.2.
6. Для воздушного винта известны: диаметр £>в, диаграмма
его характеристик Г| = (|3, X, Л) или Т| = (Р, X, <р), тип (ВФШ или
ВИШ). Для ВФШ известен угол установки лопасти в контрольном
сечении ф или шаг винта h.
Если используется диаграмма характеристик изолированного
винта, то вводится соответствующая поправка, например, по мето-
дике разд. 6.6, и определяется эффективный КПД винта т|в с учетом
взаимовлияния винта и самолета. Если используется диаграмма ха-
рактеристик винта в присутствии мотогондолы (крыла) или фюзе-
ляжа, то полагают т|в = Т|.
Если отсутствует техническая документация по характеристи-
кам воздушного винта, то возможно использование диаграмм при-
ложения 5.
7. Принимаются условия MCA.
17.1.2. ПОТРЕБНАЯ МОЩНОСТЬ
Как правило, для самолетов, имеющих МКрейс<0>5> можно
пренебречь влиянием сжимаемости на поляру самолета. При этом
допущении расчет сводится к определению потребной мощности
при полете на уровне моря (Н = 0) и пересчете ее на другое
значение высоты Н*0.
Расчет потребной мощности при Н = 0
1. При Д/у = 1 для полетного веса G задается ряд скоростей по-
лета (17.1.5) — Vmjn о, V( 0> ••• Vmax О-
2. Для каждой скорости V/о вычисляется:
а) потребное для горизонтального полета значение
16G
Cv i ---г- и по поляре самолета в полетной конфигура-
s-vlo
ции - значение аэродинамического качества К/, соответст-
вующее коэффициенту Су i '>
_ , ч GViO
б) потребная мощность (Nni)n =--
0 75 К;
Таким образом, изменяя скорость в выбранном диапазоне, по-
лучают зависимость потребной мощности от скорости полета на
уровне моря (Н = 0) - кривая 1 на рис. 17.1.1:
(ЛГп/)о=Жо)-
Расчет потребной мощности при НФ 0
При переходе от полета на уровне моря к полету на какой-
либо высоте Z7V 0 потребная скорость и потребная мощность изме-
няются в соответствии с формулами
(Vi)H = (Vio)-F= и (ЛГП() =( Wni ) -J=. (17.1.6)
Рис. 17.1.1. Пример кривых потребной
мощности самолета
Точка I на кривой
2 рис. 17.1.1 - это при-
мер потребной мощно-
сти на Н= 2000 м, по-
строенной по приве-
денным формулам
(17.1.6) для скорости и
мощности в точке i на
кривой 1 при высоте
Я = 0.
17.1.3. РАСПОЛАГАЕМАЯ МОЩНОСТЬ
График располагаемой мощности силовой установки самолета
строится для степени дросселирования двигателя ~Nan, величина ко-
Ар
торой задается в соответствии с требуемым режимом работы двига-
теля (расчетный или крейсерский).
Основные летные характеристики гражданских самолетов
принято определять при расчетном режиме работы ТВД или ПД.
Как правило, расчетный режим:
это номинальный режим для высотного ПД с нагнетателем;
это максимальный режим для ТВД и невысотного ПД без наг-
нетателя.
Характеристики самолета в крейсерском полете определяют
при крейсерских режимах работы ТВД или ПД (номенклатура крей-
серских режимов зависит от конкретного двигателя).
Способ построения графиков располагаемых мощностей зави-
сит от типа двигателя (ПД или ТВД) и типа винта (ВФШ или ВИШ).
Поршневой двигатель с винтом фиксированного
шага
Известно, что располагаемая мощность ПД с ВФШ определя-
ется по внешней характеристике двигателя (ДГевн ^)др при степени
дросселирования1 Ж1р, установленной в соответствии с требуемым
режимом работы двигателя (расчетный режим или крейсерский).
(Ne вн н)др является функцией частоты вращения вала двигателя
по внешней характеристике пс- В случае двигателя с редуктором
внешняя характеристика двигателя перестраивается в зависимости
от числа оборотов вала винта. Поэтому в дальнейшем пс - частота
вращения винта (об/с).
Для заданной высоты полета Н расчет графика располагаемой
мощности ведется по следующей схеме (рис. 17.1.2).
1. По внешней характеристике двигателя задаются рядом час-
тот вращения (позиция 7 на рис. 17.1.2 - это одна из точек ряда пс )•
Рис. 17.1.2. Схема расчета располагаемой мощности самолета с ВФШ
2. По графику внешней характеристики (кривая 2 на рис. 17.1.2)
определяют соответствующие им значения мощности Ne вн н и
вычисляют для каждой пары значений (пс, ЛГе вн /у) коэффициент
мощности винта
60CW е вн н
В ЬнпсОъ
3. По характеристике винта для полученных значений Рв и
известной величины угла установки лопасти (р ВФШ (кривая 3 на
рис. 17.1.2) определяют значения относительной поступи X и КПД
изолированного винта т| и далее - КПД винта на самолете т|в.
4. Вычисляют скорость полета (в м/с) (точка 4 на рис. 17.1.2)
V =XncDB. (17.1.8)
5. Располагаемая мощность для каждого значения скорости
будет (точка 5 на рис. 17.1.2)
Np = вн Н • (17.1.9)
Совокупность точек (V, уур) образуют кривую 6 на рис. 17.1.2,
которая является зависимостью располагаемой мощности ПД с
ВФШ от скорости полета V на данной высоте Н.
Расчеты можно оформить в виде табл. 17.1.1.
Таблица 17.1.1
Угол установки лопастей (р = const Высота полета Н = const Степень дросселирования МДр = const Примечания
пс т П2 пз Задаются с учетом охвата диапазона скоростей (фор- мула (17.1.2)
Ne вн //’Л.с. Снимают с внешней харак- теристики двигателя
Рв Формула (17.1.7)
X Снимают с характеристики изолированного винта
П
Пв По методике разд. 6.6
V, м/с Формула (17.1.8)
V, км/ч Вычисляется
Wp, Л.с. Формула (17.1.9)
В случае многомоторного самолета, когда все двигатели оди-
наковые, результат расчетов по формуле (17.1.9) умножают на ко-
личество двигателей. В случае различных двигателей подсчеты ве-
дут для каждого двигателя в отдельности и результаты складывают.
При переходе на другую высоту Н необходимо повторить рас-
чет при новых значениях относительной плотности воздуха и
новой внешней характеристики ПД (/уе w)flp.
Поршневой двигатель с винтом изменяемого шага
Располагаемая мощность ПД с ВИШ определяется по дрос-
сельной характеристике двигателя (дге я)др при степени дроссели-
рования ДАдр, установленной в соответствии с требуемым режимом
работы двигателя (расчетный режим или крейсерский). Установ-
ленному режиму соответствует конкретная частота вращения вала
двигателя пс Эта частота поддерживается ВИШ, благодаря особен-
ностям его работы. В случае двигателя с редуктором пс - частота
вращения винта на установленном режиме ПД (об/с).
Для заданной высоты полета Н расчет располагаемых мощно-
стей ведется по следующей схеме
(рис. 17.1.3).
1. Определяют коэффициент
мощности на заданной высоте
600(^н)дР
Д/7 Пс3Р5в
(17.1.10)
Поскольку на данной высоте
постоянны: мощность двигателя,
его обороты, диаметр винта и
плотность воздуха, то очевидно,
что Рв = const.
2. Проводят на диаграмме ха-
рактеристик винта прямую, парал-
лельную оси абсцисс, Рв = const -
прямая 1 на рис. 17.1.3.
Рис. 17.1.3. К расчету распола-
гаемой мощности самолета с
ВИШ
3. Задаются рядом значений скорости горизонтального полета
от Vmin// до Утах// (выражение (17.1.2)).
4. Вычисляют значения относительной поступи винта по фор-
муле
Х = —. (17.1.11)
ПсЯв
5. Для полученных значений X на горизонтали Рв = const (пря-
мая 1 на рис. 17.1.3) определяют КПД изолированного винта т] и
далее - КПД винта на самолете Т)в.
6. Располагаемая мощность для каждого значения скорости
Np = T|B(Ne //)др • (17.1.12)
Расчеты можно оформить в виде табл. 17.1.2.
Таблица 17.1.2
((/Vе н )др ’ ис ’ Рв ’ △ Н) ~' const Примечания
V, м/с И1 V2 Уз Задаются по диапазону (17.1.2)
V, км/ч Вычисляется
А Формула (17.1.11)
П Снимают с характеристики изо- лированного винта
Пв По методике разд. 6.6
Np, л.с. Формула (17.1.12)
В случае многомоторного самолета, когда все двигатели оди-
наковые, результат расчетов по формуле (17.1.12) умножают на ко-
личество двигателей. В случае различных двигателей подсчеты ве-
дут для каждого двигателя в отдельности и результаты складывают.
При переходе на другую высоту необходимо по новым значе-
ниям А// и (Ne н)Др определить новое значение Рв, и повторить
расчет.
Силовая установка с ТВД
Из программы управления ТВД (см. выражение (5.3.1)) и осо-
бенностей работы ВИШ следует, что на всех режимах работы дви-
гателя поддерживается постоянная частота вращения воздушного
винта (число оборотов винта в секунду ис)-
В предлагаемой методике принимается, что 90% эквивалент-
ной мощности ТВД расходуется на создание силы тяги ТВД воз-
душным винтом, а 10% - на создание силы тяги ТВД реактивным
соплом.
Схема расчета располагаемой мощности силовой установки
самолета с ТВД состоит в следующем.
1. Из диапазона высот (выражение (17.1.5)) задается высота
полета И j- На этой высоте по характеристикам MCA определяется
относительная плотность воздуха Дя^..
2. Из диапазона скоростей (выражение (17.1.2)) задается ско-
рость полета у(.
3. По характеристикам двигателя на высоте Н j и скорости V/
при заданной степени дросселирования додр определяется его мощ-
ность (Ne Hvittpi-
4. Вычисляется мощность на валу винта, идущую на его вра-
щение,
AfBHV = 0,9(^w)4p„ (17.1.13)
где коэффициент 0,9 учитывает долю эквивалентной1' мощности
ТВД, подводимой к валу воздушного винта.
5. Рассчитывается коэффициент мощности винта
6OO2V в hv
: Пс Db
6. Вычисляется относительная поступь винта
X. = _Li_
ncDB'
7. При вычисленных значениях поступи винта X/
(17.1.14)
(17.1.15)
и коэффици-
ента мощности винта по характеристике винта т| =/(|J/;X/;<p )
определяют КПД изолированного винта Т)( и далее - КПД винта на
самолете т|в.
8. Располагаемая мощность силовой установки на высоте // .,
скорости у, и заданной степени дросселирования ^пп будет равна
Wp hv = //у)др i • (17.1.16)
Расчеты по пп. 2...8 можно оформить в виде табл. 17.1.3.
Таблица 17.1.3
(nc> Nap> Hj, △//) = const Примечания
V, м/с И и2 ИЗ Задаются по диапазону (17.1.2)
V, км/ч Вычисляются
е //и)др i» э.л.с. Определяется по ВСХ и дроссель- ным характеристикам двигателя
Nbhv Формула (17.1.13)
Pi Формула (17.1.14)
X/ Формула (17.1.15)
п, Снимают с характеристики изоли- рованного винта
Пв По методике разд. 6.6
Л/р яу, л.с. Формула (17.1.16)
9. При переходе на другую скорость необходимо повторить
расчет по пп. 2...8.
Рис. 17.1.4. Пример графиков рас-
полагаемых мощностей
высотного двигателя
10. При переходе на другую
высоту необходимо повторить рас-
чет по пп. 1 ...9.
Таким образом будет постро-
ена (в табличном и (или) графиче-
ском виде) функция располагаемой
мощности силовой установки са-
молета на заданном режиме рабо-
ты двигателей Np HV =
На рис. 17.1.4 показан пример
для располагаемых мощностей вы-
сотного двигателя (ПД или ТВД).
17.2. ОБЛАСТЬ РЕЖИМОВ ПОЛЕТА
САМОЛЕТА
Область возможных ре-
жимов полета самолета, как
правило, определяется из ана-
лиза совмещенных кривых
располагаемых и потребных
мощностей, построенных в
одних и тех же координатах
для различных высот. На
рис. 17.2.1 показан пример
подобных графиков (невы-
сотный двигатель).
Область допустимых в
эксплуатации режимов полета
меньше области возможных
режимов на величины, опре-
деляемые, как правило, требо-
ваниями НЛГС.
Рис. 17.2.1. Графики потребных и рас-
полагаемых мощностей
17.2.1. ГОРИЗОНТАЛЬНЫЕ СКОРОСТИ ПОЛЕТА
Максимальная скорость полета утах определяется из
условия равенства потребной и располагаемой мощности на расчет-
ном режиме работы двигателей. На диаграмме мощностей это ра-
венство соответствует точке пересечения кривых потребной и рас-
полагаемой мощностей. На рис. 17.2.2 в качестве примера приведе-
ны располагаемые и потребные мощности только для одного значе-
ния высоты Н = 0. Аналогично определив утах на других высотах,
получим зависимость Vmax =/(//) (рис. 17.2.3).
Максимальная скорость при эксплуатации утах э
должна соответствовать требованиям НЛГС (АП 23.1505). В первом
приближении можно принять
Г max э — 0,9Vo, (17.2.1)
где скорость пикирования
V/j = Vкрейс + 31.4 м/с. (17.2.2)
Примечание. Приведенные выше зависимости в формулах (17.2.1) и
(17.2.2) не заменяют соответствующих требований АП 23.
Рис, 17.2,2, Определение максимальной
скорости горизонтального полета
Рис, 17.2.3. Кривая максималь-
ных скоростей по высотам
Для справки: для самолетов с ПД приближенную оценку
величины максимальной скорости на высоте Н можно получить по
статистической зависимости [67]:
(Утах)н = Л1зП^7^-. (17-2.3)
где (Ne „)др - мощность всех двигателей на расчетном режиме и
высоте Н; значения коэффициента k\ принимаются по табл. 17.2.1 в
зависимости от степени аэродинамического совершенства самолета.
Примечание. Размерности в формуле (17.2.3): (7Уе//)др. лс-' м2;
(Vmax)w км/ч-
Таблица 17.2.1
Характеристика самолета к\ К max
Самолет плохой формы (шасси без обтекателей, внеш- ние расчалки и подкосы, фюзеляж с открытой кабиной) 90... 100 6
Самолет среднего аэродинамического совершенства 100...110 8
Самолет хорошего аэродинамического совершенства 110...120 И
Самолет высокого аэродинамического совершенства 120...130 14
Наивыгоднейшая скорость полета. Касательная к кри-
вой потребной мощности, проведенная из начала координат, опре-
деляет в точке касания наивыгоднейшую скорость унв (рис. 17.2.4),
которая соответствует наивыгоднейшему углу атаки оснв. При этом
потребная сила тяги имеет минимальное значение. Понятием «наи-
выгоднейшая скорость» удобно пользоваться для приближенных
расчетов наибольшей дальности полета.
Экономическая
скорость полета. Каса-
тельная к графику потреб-
ной мощности, проведенная
параллельно оси абсцисс,
определяет в точке касания
экономическую скорость
полета уэк, которая соот-
ветствует экономическому
углу атаки аэк (рис. 17.2.4).
При этом потребная мощ-
ность горизонтального по-
лета имеет минимальное
значение. Понятие эконо-
мической скорости удобно
Рис. 17.2.4. Диаграмма потребных
мощностей
пользоваться для приближенных расчетов наибольшей продолжи-
тельности пребывания самолета в воздухе.
В теории доказано, что экономическая скорость на поляре са-
молета соответствует точке, в которой отношение С\/Су5 имеет
наименьшее значение. Если поляра самолета является параболой
вида Сх = Схо + АС^, то минимум указанного отношения соответ-
ствует коэффициенту подъемной силы, определяемому по формуле
ЗСЛ о
Суж~\ А
(17.2.4)
Тогда экономическая скорость вычисляется по известной фор-
муле:
G
Уэк ~ 14,4
Ан SC у эк
(км/ч).
(17.2.5)
Таким образом, экономическая скорость определяется либо
точкой минимальной потребной мощности (в методе мощностей),
либо по формулам (17.2.4), (17.2.5) в аналитических методах.
Минимальная скорость полета. Теоретическое значение
минимальной скорости полета соответствует режиму, когда
С у = С у max
Vmin = 14,4 J----------.(км/ч) (17.2.6)
J Ад SC у max
На диаграмме потребной мощности (рис. 17.2.4) минимальная
скорость соответствует критическому углу атаки аКр •
Минимальная скорость в эксплуатации Vmin3 должна
удовлетворять соответствующим требованиям НЛГС, например, ес-
ли Vя - скорость полета легкого самолета в крейсерской конфигу-
рации (закрылки убраны, опоры убирающегося шасси убраны) на
высоте Н, то должно выполняться условие
- 1»3VC крейс, (17.2.7)
где ус крейс - скорость сваливания в крейсерской конфигурации.
Вероятность сваливания оценивается в один случай на 105 по-
летов, а вероятность достижения режима, предупреждающего о сва-
ливании, составляет один случай на 102 или 103 полетов [70]. В
процессе сертификационных испытаний должны быть продемонст-
рированы приемлемые характеристики управляемости при свалива-
нии, а результаты этих летных испытаний являются основой для на-
значения минимальных скоростей полета.
В истории авиации были многочисленные попытки исключить
сваливание вообще таким образом, чтобы в эксплуатации пасса-
жирского самолета никогда не достигался критический угол атаки.
В настоящее время общепринятым является подход, основанный
как на предупреждении о приближении сваливания, так и на обес-
печении управляемости на режиме сваливания, если он наступил.
Рекомендуется, чтобы сваливание сопровождалось выраженным и
первоначально неуправляемым кивком на пикирование, а в процес-
се выхода в горизонтальный полет должна быть предусмотрена воз-
можность предотвращения углов крена и рыскания более 15°.
Нормы летной годности легких самолетов (см. АП 23.207)
предусматривают предупреждение о приближении сваливания, ко-
торое должно осуществляться при всех конфигурациях самолета,
как в прямолинейном, так и в криволинейном полете. Это преду-
преждение может обеспечиваться либо благодаря присущим само-
лету аэродинамическим свойствам, либо с помощью устройства, ко-
торое будет давать ясно различимое предупреждение. Однако при-
менение одного лишь визуального устройства в кабине, требующе-
го внимания членов экипажа, неприемлемо. Предупреждение о
приближении сваливания должно начинаться на скорости, превы-
шающей скорость сваливания не менее чем на 9 км/ч и не выше
большей из следующих двух величин - 18,5 км/ч или 15% от скоро-
сти сваливания. Предупреждение должно продолжаться до возник-
новения сваливания.
Наиболее безошибочным сигналом обычно является резкое
увеличение усилий на штурвале или ручке управления. Вибрации и
бафтинг самолета и тряска РУС или ШК при подходе к режиму
срыва также считаются эффективными предупредительными сигна-
лами, если они не представляют опасности для конструкции. При
отсутствии у самолета естественно возникающих сигналов о свали-
вании применяются различные механические и электронные уст-
ройства (автоматы тряски, сигнальные лампы, звуковые сигналы).
В практике эксплуатации пассажирских самолетов не реко-
мендуется принимать минимальную скорость ут[пэ меньше эконо-
мической. Дело в том, что скорость уэк является границей первого
и второго режимов горизонтального полета (рис. 17.2.5). Первый
режим горизонтального полета - это полет на скорости, большей
экономической. Первый режим характеризуется простой техникой
пилотирования самолета. Например, для увеличения скорости гори-
зонтального полета на первом режиме пилоту необходимо откло-
нить, как ручку управления самолетом, так и рычаг управления дви-
гателем вперед: ручку с целью уменьшения угла атаки самолета,
рычаг - для увеличения мощности двигателя. Второй режим гори-
зонтального полета - это полет на скорости, меньшей экономиче-
ской. Второй режим характеризуется усложнением техники пилоти-
рования. Например, для увеличения скорости горизонтального полета
Рис, 17,2,5, Первый и второй режимы
на втором режиме пилоту
необходимо отклонить
ручку управления самоле-
том вперед (для уменьше-
ния угла атаки самолета),
а рычаг управления двига-
телем - назад (для умень-
шения мощности двигате-
ля). Имеются и другие
факторы, неблагоприят-
ные для нормальной экс-
плуатации пассажирского
самолета на втором режиме горизонтального полета.
Таким образом, очевидно, что для пассажирского легкого са-
молета рекомендуемая минимальная скорость в эксплуатации (ме-
ханизация крыла убрана, убирающееся шасси убрано) должна
удовлетворять условию
Vmin э - тах(1»ЗУс Крейс’ ^эк)-
(17.2.8)
17.2.2. ПОТОЛОК САМОЛЕТА
Расчет максимальной высоты полета, т.е. потолок самолета,
основан на определении вертикальных скоростей по диаграмме по-
требных и располагаемых мощностей для расчетного режима рабо-
ты двигателей.
Набор высоты самолетом возможен при наличии избытка
мощности:
AV=Afp-Afn. (17.2.9)
Из этого условия вертикальная скорость (в м/с) самолета равна
Для определения наибольшей на данной высоте вертикальной
скорости (Vymax)// необходимо определить наибольший избыток
мощности (A/V)max по скорости полета.
Расчет выполняется по следующей схеме (рис. 17.2.6).
1. По графикам потребных и располагаемых мощностей опре-
деляют избытки мощностей для ряда значений скорости полета для
одной заданной высоты и строят зависимости AN = f(V).
2. По кривым AN = /(V) определяют максимальные избытки
мощности на каждой высоте и Vу тах по формуле (17.2.10).
3. Определяют скорости, соответствующие ДЛ/тах, т. е. наи-
выгоднейшие скорости набора высоты Ун.в» по графику рис. 17.2.6.
Рис. 17.2.6. Построение кривой
избытка мощности
Рис. 17.2.7. Зависимость верти-
кальной скорости от высоты
полета
4. Строят зависимости максимальных вертикальных скоростей
от высоты полета Vymax = /(H) и определяют теоретический и
практический потолки самолета (рис. 17.2.7).
Практическим потолком легкого самолета считается такая вы-
сота, на которой у у тах = 0,5 м/с (рис. 17.2.7).
Результаты расчетов оформляются в виде табл. 17.2.2.
Таблица 17.2.2
Высота № Величина Принятые или полученные данные
Н = 0 км 1 V км/ч Зада ются
2 м/с Вычис л я юте я
3 (Vp
4 Nn
5 AN Вычис ля ются (17.2.10)
6 Vy Вычис ля ются (17.2.11)
Н = 1 км 1 V км/ч
2 м/с
3 NP
4 Nn
5 AN
6 Vy
и т.д.
Максимальная высота полета Ятах э в эксплуатации самоле-
тов с гермокабиной ограничена, как правило, величиной макси-
мального избыточного давления, на которое рассчитана конструк-
ция кабины и система ее наддува.
Высота Нтах э определяется следующим образом.
I. Вычисляется относительное значение атмосферного давле-
ния на высоте И max э
(Рн)гпах э= (P/Ркрейс-0’058, (17.2.11)
где (pw)Kpefic - относительное значение атмосферного давления на
высоте НКрейс (определяется по данным MCA).
2. По данным MCA определяется высота Н, при которой отно-
сительное давление соответствует величине (рн)таХэ- Это значе-
ние Н соответствует максимальной высоте полета в эксплуатации
Н max э •
Формула (17.2.11) получена при следующих условиях [70]:
а) на расчетной высоте крейсерского полета Якрейс высота в
кабине соответствует 1830 м;
б) максимальная допустимая высота в кабине составляет
2440 м.
Для справки: приближенную оценку величины максималь-
ной высоты полета легкого самолета (теоретический потолок) мож-
но получить по эмпирической формуле [67]:
Ят = 20000КтахТ7оЛ —(м)- (17.2.12)
V Gq
Практический потолок будет
Япр = 0,95Ят. (17.2.13)
Приближенную величину вертикальной скорости у земли
можно определить
— 4,8 /----
У у max 0 = 5ОЛ/о—77 V ^0 ’ м^с‘ (17.2.14)
Ктах
Для приближенных оценок можно принимать, что вертикаль-
ная скорость изменяется линейно с увеличением высоты полета.
17.3. ДИАГРАММА «НАГРУЗКА-ДАЛЬНОСТЬ»
17.3.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Диаграмма «нагрузка - дальность» - это зависимость перево-
зимой полезной нагрузки от дальности полета (рис. 17.3.1), кривая
Спн • На этой диаграмме имеется три характерных участка:
А-В - полет с максимальной полезной нагрузкой, определяе-
мой пассажировместимостью, емкостью грузовых отсеков и проч-
ностными характеристиками самолета;
В-С - полет с максимальным взлетным весом;
С-D - полет с максимальной заправкой топливом.
На рис. 17.3.1 точка В соответствует дальности полета с мак-
симальной полезной нагрузкой при максимальном взлетном весе.
Участок В-С реализуется при полете с максимальным взлетным ве-
сом и при замене части полезной нагрузки топливом. Точка С соот-
ветствует дальности полета с максимально возможным весом за-
правляемого топлива, ограниченного емкостью топливных баков.
Рис. 17.3.1. Зависимость от дальности
полета составляющих веса самолета
Дальнейшее увеличение
дальности полета (участок
С-D) возможно только в ре-
зультате уменьшения взлет-
ного веса за счет уменьше-
ния полезной нагрузки. Точ-
ке D соответствует макси-
мальная дальность, реали-
зуемая при полете без по-
лезной нагрузки и с макси-
мальным топливом. Эта
дальность называется пере-
гоночной.
Для пассажирского са-
молета существуют две ос-
новные схемы выполнения
полета (рис. 17.3.2).
Рис. 17.3.2. Основные схемы полета пассажирского самолета:
1 - взлет; 2 - набор высоты круга (с разворотом или без разворота)
и выход на маршрут; 3 - набор высоты эшелона; 4 и 49 - крейсерский по-
лет; 5 - снижение; 6 - ожидание; 7 - предпосадочное маневрирование; 8 -
посадка; 9 - руление; 10-уход на запасной аэродром
Первая схема (рис. 17.3.2,а) представляет собой типовую
транспортную операцию - полет с аэродрома вылета до аэродрома
назначения. В общем случае он может осуществляться по ступенча-
тому профилю (со ступенчатым изменением высоты крейсерского
эшелона) и ожиданием перед посадкой.
Вторая схема (рис. 17.3.2,6) состоит из двух участков - полета
до основного аэродрома планируемой посадки и далее - перелет до
запасного аэродрома. Эта схема включает все этапы, присущие пер-
вой схеме, плюс этап 10 - уход на запасной аэродром.
Каждой схеме полета может соответствовать один или не-
сколько режимов полета, применяемых в эксплуатации. Режим по-
лета представляет собой сочетание таких параметров, как скорость,
высота, угол наклона траектории и др.
Режимы полета классифицируются:
на экономичный режим, которому соответствует, в частно-
сти, минимум себестоимости перевозок или максимум прибыли;
на режим минимального расхода топлива;
на режим минимального времени полета и другие режимы.
17.3.2. ТЕХНИЧЕСКАЯ ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА
Расчет дальности проводится для конкретного варианта соче-
тания значений взлетного веса <?ои веса топлива <7Т. Например,
полет на максимальную дальность с максимальной полезной на-
грузкой (точка В на рис. 17.3.1), полет с максимальным запасом то-
плива (точка С) или перегоночный полет (точка D).
В предлагаемой методике реальный полет схематизируется в
виде профиля полета, состоящего из крейсерского участка и участ-
ков наборы крейсерской высоты и снижения. Поэтому расчетная
формула имеет вид
£тех = ккрейс ’ (17.3.1)
гДе LKpefic “ протяженность крейсерского участка полета самолета,
выполняемого при следующих условиях:
• двигатели работают на постоянном крейсерском режиме, кото-
рому соответствует заданная’степень дросселирования Д^др. Крейс (Ре*
комендации к выбору ^др. крейс приведены в гл. 5);
• высота крейсерского полета /7крейс постоянна;
• крейсерская скорость укрейс постоянна и определяется за-
данным режимом работы двигателей;
AL - дальность, проходимая самолетом при наборе высоты и
снижении и определяемую из соответствующего аэродинамическо-
го расчета, либо по эмпирической формуле:
AL = (0,0024+0,1410'6Якрейс)Якрейс 3J =г • (17.3.2)
I No
Примечание. Размерности в формуле (17.3.2): AL, км; 7/Крейс м;
2 _____
Pq, даН/м ; Д(о, л.с./даН.
Протяженность крейсерского участка полета
_ С?т крейс 3,6V крейс
Укрейс
Уч крейс
(17.3.3)
где <?ч крейс - часовой расход топлива на крейсерском участке полета;
GT крейс ~ вес топлива, расходуемый на крейсерском участке
полета,
Gt крейс = Gt _ AGt ’ (17.3.4)
AGt _ вес топлива, расходуемый на участках: выруливания,
взлета, набора крейсерской высоты, снижения, предпосадочного
маневрирования, посадки и руления после посадки, [14]
AG, = Со. (17.3.5)
\—кН крейс
здесь к = (3...3,5) • 10-6 для самолетов с ПД; к = (4...5) 10-6 для само-
летов с ТВД.
Примечание. Размерности в формулах (17.3.3)...(17.3.5): q4 Крейс лаН/ч;
V крейс м/с; Я крейс м; Укрейс км; Gq и другие весовые характеристики, даН.
В формулах (17.3.4), (17.3.5) и далее вес топлива Gt и взлет-
ный вес Go определяются по данным центровочной ведомости для
заданного варианта их сочетания.
Для формулы (17.3.3) часовой расход топлива на крейсерском
участке полета вычисляется по формуле
Уч крейс = Ge крейс(^су)крейс’ (17.3.6)
где Се крейс и (А^су)крейс “ соответственно удельный часовой рас-
ход топлива и мощность силовой установки самолета (суммарная
мощность всех двигателей) на крейсерском участке полета опреде-
ляются по следующей схеме.
1. Вычисляется расчетное значение полетного веса самолета
G =Go-O,5GT. (17.3.7)
2. Для заданных Нкрейс и Удр. крейс °ДНИМ из методов
разд. 17.1.3 рассчитывается зависимость располагаемой мощности
силовой установки на крейсерском режиме работы двигателей от
скорости полета (рис. 17.3.3).
Рис. 17.3.3. Графики потребной и располагаемых мощностей
3. Из условия равенства потребной и располагаемой мощности
определяется крейсерская скорость полета укрейс и соответствую-
щая располагаемая мощность крейс (Рис- 17.3.3).
4. Для выражения (17.3.6) мощность силовой установки само-
лета на крейсерском участке полета определится по формуле
(АГ су)крейс —
А/’ р крейс
(Лв) крейс
(17.3.8)
5. Следующие ниже варианты (пп. 5.1, 5.2 и 5.3) конкретизи-
руют особенности определение q4крейс для самолетов, оборудо-
ванных ПД и ТВД.
5.1. Поршневой двигатель с винтом фиксированного шага. Са-
молет оборудован поршневыми двигателями с ВФШ. Выбор
(т1в)крейс и «крейс иллюстрирует табл. 17.3.1 (аналог табл. 17.1.1),
построенная для одного двигателя при //=ЯКрейс и
Л/др = 77Др. крейс в пР°иессе выполнения п. 2. В табл. 17.3.1 столбец
характеристик с индексом «крейс» появился позже, когда была оп-
ределена крейсерская скорость укрейс (п- 3), в результате интерпо-
ляции соответствующих характеристик.
Таблица 17.3.1
Угол установки лопастей (р = const Высота полета //крейс- Степень дросселирования /7Др. крейс
«с «1 «/• «крейс «/+1
вн Я’ л,с- -
Рв —
X ... —
п —
Пв (Пв)| (Лв) крейс (Лв)/+1
V, м/с Vi Укрейс Vi+1
V, км/ч —
Мр.л.с. -
Примечание. В табл. 17.3.1 многоточием (...) обозначены конкретные зна-
чения соответствующих характеристик.
При линейной интерполяции зависимости КПД винта от ско-
рости полета величина (т|в)крейс ПРИ скорости укрейс определится
по формуле
(Лв) крейс = 0%)/ +(У крейс ~ У i) ~ ~~ "» (17.3.9)
Vm-Vi
где входящие величины определены в табл. 17.3.1.
Далее по формуле (17.3.8) определяется мощность, развивае-
мая силовой установкой.
Выполняя линейную интерполяцию зависимости ис от скоро-
сти полета, получают частоту вращения иКрейс ПРИ скорости укрейс
икрейс ~ nj + (Vкрейс Vi)
V(+1-Vj
(17.3.10)
где входящие величины определены в табл. 17.3.1.
Когда известны обороты икрейс, то определение Се крейс Для
ПД с ВФШ осуществляется по внешней характеристике двигателя
для удельного часового расхода топлива (рис. 17.3.4). Эта внешняя ха-
рактеристика должна соответствовать заданной степени дроссели-
рования Л/Др крейс•
При отсутствии рас-
ходных характеристик
конкретного ПД можно
воспользоваться методи-
кой разд. 5.2.5.
По формуле (17.3.6)
вычисляется часовой рас-
ход топлива на крейсер-
ском участке полета
крейс ’
5.2. Поршневой дви-
гатель с винтом изменяе-
мого шага. Самолет обо-
рудован поршневыми
двигателями с ВИШ. В
Рис. 17.3.4. Расходные характеристики ПД:
1 - дроссельная характеристика; 2 - внеш-
няя характеристика при Ядр.Крейс
данном случае частота вращения пкрейс известна, поскольку для за-
данной Якрейс она однозначно определяется по дроссельной харак-
теристике ПД заданной степенью дросселирования /7др. крейс • ^та
частота поддерживается ВИШ, благодаря особенностям его работы.
Выбор (т]в)крейс иллюстрирует табл. 17.3.2 (аналог табл. 17.1.2),
построенная для одного двигателя при Якрейс и Ядр = Ядр. Крейс в
процессе выполнения п. 2. В табл. 17.3.2 столбец характеристик с
индексом «крейс» появился позже, когда была определена крейсер-
ская скорость Укрейс (п- 3), в результате интерполяции соответст-
вующих характеристик.
Таблица 17.3.2
0Vе я)крейс ’ Пс ~ Лкрейс» Рв ’ Нкрейс» &Н
V, м/с V1 Vi Укрейс V/+1
V, км/ч ... — ...
X ... ... ... — ... ...
п ... ... ... —
Пв ... ... 01в); (Лв) крейс (Пв)/+1
ДГр.л.с. ... -
Примечание. В табл. 17.3.2 многоточием (...) обозначены конкретные зна-
чения соответствующих характеристик.
При линейной интерполяции зависимости КПД винта от ско-
рости полета величина (Т|в)крейс ПРИ скорости укрейс определится
по формуле (17.3.9), где входящие величины определяются по
табл. 17.3.2.
Далее по формуле (17.3.8) вычисляется мощность, развиваемая
силовой установкой.
Рис. 17.3.5. Расходная характеристика ПД
Определение Се крейс
для ПД с ВИШ осущест-
вляется по дроссельной
характеристике ПД для
удельного часового рас-
хода топлива при степе-
ни дросселирования
N др. крейс (рис. 17.3.5).
Там же показана схема
определения Се крейс ПРИ
пс пкрейс’
Примечание. Для ПД с ВИШ построение внешней характеристики не обяза-
тельно.
При отсутствии расходных характеристик конкретного ПД
можно воспользоваться методикой разд. 5.2.5.
По формуле (17.3.6) вычисляется часовой расход топлива на
крейсерском участке полета q4 крейс.
5.3. Турбовинтовой двигатель. Самолет оборудован ТВД. В
этом случае выбор (Т|в)крейС иллюстрирует табл. 17.3.3 (аналог
табл. 17.1.3), построенная для одного двигателя при Я=//Крейс и
Удр = МДр. Крейс в процессе выполнения п. 2. В табл. 17.3.3 столбец
характеристик с индексом «крейс» появился позже, когда была оп-
ределена крейсерская скорость Ккрейс (см- п- 3), в результате интер-
поляции соответствующих характеристик.
Таблица 17.3.3
Пс» Nдр.крейс» Нкрейс»
V, м/с Vi Vi Vкрейс Vi+l
V, км/ч —
(Ne „г)др,э.л.с. ... — ...
NbHv ... -
Р ... — ...
X ... —
п ... —
Пв (Пв>/ (Лв) крейс (Пв)»+1
NpHv^c- -
Примечание. В табл. 17.3.3 многоточием (...) обозначены конкретные зна-
чения соответствующих характеристик.
При линейной интерполяции зависимости КПД винта от ско-
рости полета величина (т|в)крейс ПРИ скорости УКрейс определится
по формуле (17.3.9), где входящие величины определяются по
табл. 17.3.3.
Далее по формуле (17.3.8) вычисляется мощность, развиваемая
силовой установкой.
Значение Се крейс Для ТВД определяется по формуле
Се крейс ~ О^С^^крейсСдр. крейс1 (17.3.11)
где Се о ~ удельный часовой расход топлива ТВД в условиях MCA
при Н = 0 и V = 0;
(С«к)крейс ~ значение относительной ВСХ двигателя для удель-
ного часового расхода топлива при Н=НКреПс и V=Vкрейс J
Сдр. крейс “ значение относительной дроссельной характеристи-
ки ТВД для удельного часового расхода топлива при степени дрос-
селирования 77др = Адр. Крейс-
Для справки; для предварительной оценки технической
дальности полета (в км) может применяться известная формула:
Ьгех = 800 Ккрейс Ст- (17.3.12)
17.4. ВЗЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
В данном разделе скорости имеют размерность (м/с], а дис-
танции участков взлета измеряются в метрах. Предполагается, что
известна поляра и зависимость Су для проектируемого само-
лета во взлетной конфигурации.
17.4.1 ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ
Взлетная дистанция самолета £взл - это расстояние по гори-
зонтали, которое самолет проходит от начала разбега до момента,
когда он поднимется на безопасную высоту Ябез наД поверхностью
аэродрома. Для самолетов нормальной категории Ябез = 15 м, а для
самолетов переходной категории Ябез = 10.7 м (АП 23.51(a)).
На практике применяют два способа пилотирования легкого
самолета после отрыва от земли (рис. 17.4.1).
При первом способе (рис. 17.4.1,а) после отрыва самолет неко-
торое время летит на небольшой высоте (0,75... 1,25 м) почти па-
раллельно земле; на этом участке разгона (выдерживания) самолета
он постепенно увеличивает скорость до тех пор, пока скорость не
станет достаточной для набора высоты Ябез’ после чего самолет
переходит непосредственно к набору безопасной высоты. Таким об-
разом, при этом способе пилотирования взлетная дистанция скла-
дывается из трех отрезков пути: длины разбега, длины участка раз-
гона и длины участка, проходимого при наборе высоты.
^взл
Рис. 17.4.1. Способы взлета легких самолетов
При втором способе пилотирования (рис. 17.4.1 ,б) сразу после
отрыва от земли пилот производит одновременно и набор высоты и
разгон самолета. Взлетная дистанция в этом случае складывается из
двух отрезков пути: длины разбега и длины воздушного участка,
проходимого при одновременном разгоне и наборе высоты Ябез-
При прочих равных условиях оказывается, что при обоих спо-
собах пилотирования длина взлетной дистанции получается прак-
тически одинаковой. Однако при первом способе пилотирования
самолет может меньше времени двигаться по земле, что может быть
решающим фактором, если разбег происходит на неровном грунте.
В дальнейшем будем различать два этапа взлета: разбег, длина
которого Lpa36> и воздушный участок - £в у.
Определение взлетных характеристик основано на теоретиче-
ских зависимостях механики, определенных допущениях и попра-
вочных статистических коэффициентах. Теория дает вид формулы,
а статистическая информация - значения коэффициентов. Теорети-
ческие зависимости бывают двух видов: основанные на интегриро-
вании дифференциальных уравнений движения самолета, как мате-
риальной точки, и основанные на допущении о среднем значении
ускорения на каждом этапе взлета самолета. В данном разделе из-
ложены только теоретические зависимости, основанные на среднем
значении ускорения.
17.4.2. НОМЕНКЛАТУРА СКОРОСТЕЙ
При проектировании допустимо принимать, что скорость сва-
ливания самолета во взлетной конфигурации достигается на крити-
ческом угле атаки. Тогда расчетная формула будет следующей (при
Я=0): ___________
Ус.взл=4 G° • (17.4.1)
J ‘Э'-'.у max взл
В отношении скорости отрыва уотр в НЛГ легких самолетов
отсутствуют конкретные требования. Очевидно, что отрываться от
земли следует при такой скорости, когда самолет управляем аэро-
динамическими рулями, и располагает значительным избытком тяги
для дальнейшего разгона или подъема. Эта скорость близка к эко-
номической скорости уэк во взлетной конфигурации. Практически
скорость при отрыве можно принимать на 10...20% больше мини-
мальной скорости во взлетной конфигурации, т.е.
Уотр > (1,1 ...1,2)УСЮЛ. (17.4.2)
Угол атаки «отр определяется по зависимости Су=Да) во
взлетной конфигурации самолета для соответствующего коэффици-
ента подъемной силы
Су отр-
16Go
SV отр
(17.4.3)
Здесь рекомендуются следующие проверки:
1) запас между аотр и критическим углом атаки во взлетной
конфигурации должен быть не менее 4°;
2) в момент отрыва самолета между хвостовой частью фюзе-
ляжа (или хвостовым колесом) и ВПП должен быть запас по углу не
менее 3° (рис. 17.4.2) (стояночное обжатие шасси).
Рис. 17.4.2. Запас по углу при отрыве самолета
Проверки необходимы на случай, если пилот в момент отрыва
непреднамеренно несколько увеличит угол атаки и это не приведет
к сваливанию самолета и касанию хвостовой части фюзеляжа (хво-
стового колеса) поверхности ВПП.
По результатам проверки возможна корректировка, как скоро-
сти отрыва, так и параметров шасси.
Нормы летной годности легких самолетов (АП 23) требуют,
чтобы скорость самолета нормальной категории по достижении вы-
соты 15 м над уровнем взлетной поверхности (взлетная скорость
Увзл) была не менее 1,2VC взл, т.е.
V взл — взл •
(17.4.4)
Для самолетов переходной категории безопасная скорость
взлета на высоте 10,7 м у2 должна удовлетворять требованиям
НЛГС, одно из которых
У2>1,2УСВЗЛ. (17.4.5)
Таким образом, скорость легкого самолета на безопасной вы-
соте может назначаться по следующей рекомендации, которая
не является нормой или требованием НЛГС:
Увзл = V2 = Уотр + Ду, но в пределах (1,25... 1,35)УС взл, (17.4.6)
где Ду= 2...7 м/с.
17.4.3. ДЛИНА РАЗБЕГА
Известные приближенные методы оценки длины разбега осно-
ваны на простейшей теоретической формуле
у2
£разб = —(17.4.7)
2аср.р
где дср р - среднее значение ускорения при разбеге, м/с .
Для расчета аср р используются различные способы.
Способ 1 предлагает определять среднее ускорение при раз-
беге по известной формуле:
«cp.p = S>.81 <17.4.8)
Go \с )
где 7?разб> -Тразб’ Гразб ~ соответственно сила тяги силовой уста-
новки, сила аэродинамического сопротивления самолета и сила
трения колес о ВПП, вычисленные при скорости У разб,
Vpa36 = ^ = 0,7yoTp. (17.4.9)
Суммарная тяга всех нормально работающих двигателей Ярщб
на скорости разбега Уразб определяется по одному из способов
разд. 6.7 с обязательным учетом типа установленного воздушного
винта - ВФШ или ВИШ.
Для выражения (17.4.8) сила аэродинамического сопротивле-
ния А'разб на скорости разбега Уразб вычисляется по формуле
(Я=0)
у2 fi
Хразб = Схразб^5 , (17.4.10)
где коэффициент сопротивления Схразб определяется по поляре
самолета во взлетной конфигурации при Су = Су Разб • Определение
коэффициента аэродинамической подъемной силы при разбеге
Су Разб зависит от схемы шасси самолета.
Для самолета, имеющего шасси с носовой опорой, Су разб оп"
ределяется по поляре самолета при угле атаки «ст’ соответствую-
щему углу атаки крыла самолета при его стоянке (самолет опирает-
ся тремя опорами).
В начале разбега самолет, имеющий шасси с хвостовым коле-
сом, движется по земле на трех точках: на основных колесах и на
хвостовом колесе. Уже при сравнительно небольшой скорости дви-
жения хвостовое колесо отделяется от земли, и дальнейшее движе-
ние самолета продолжается на основных колесах вплоть до момента
отрыва от земли. В связи с этим Су Разб Д’151 самолета, имеющего
схему шасси с хвостовым колесом, рекомендуется принять [14]
С у разб — к 1 /Тр
к2 f
г 7 тр
by отр
(17.4.11)
где / - коэффициент трения колес при взлете определяется в за-
висимости от вида и состоя-
ния ВПП, давления в пневма-
тиках и скорости движения
(табл. 17.4.1 [14]);
jti, ki - коэффициенты,
учитывающие наличие меха-
низации крыла, имеют значе-
Таблица 17.4.1
Вид покрытия ВПП f тр
Сухой бетон, асфальт 0,03...0,04
ВПП с травяным покровом 0,06...0,07
Твердый грунт 0,08...0,10
Мягкий песчаный грунт 0,12...0,30
ния: для крыла без механизации fc] = 3,5 и кг = 2,45; для крыла с
механизацией it] = 4,5 и £2 = 4,09;
Суотр ~ коэффициент Су, соответствующий назначенной ско-
рости отрыва V0Tp (выражение (17.4.3)).
Для выражения (17.4.8) сила сопротивления трения колес шас-
си Гразб на скорости Уразб вычисляется по формуле
Т^разб = /тр(^0~ Кразб)» (17.4.12)
здесь подъемная сила при разбеге определяется по формуле
V2 К
Гразб = Су разб-^S. (17.4.13)
Таким образом, по формулам (17.4.8)...(17.4.13) вычисляется
среднее ускорение при разбеге и длина разбега по выражению
(17.4.7).
Способ 2 определения среднего ускорение при разбеге не
учитывает особенности схемы шасси самолета и основан на извест-
ной формуле:
-ПО1 Яр336 2^ТР
Оср.р-9’81 —-------------
ЗКотр
(17.4.14)
гДе /?разб - суммарная тяга всех нормально работающих двигателей
на скорости разбега Уразб (выражение (17.4.9)), определяемая по
одному из способов разд. 6.7 с обязательным учетом типа установ-
ленного воздушного винта - ВФШ или ВИШ;
/ - коэффициент трения колес при взлете (табл. 17.4.1);
Котр - аэродинамическое качество самолета при скорости Уотр,
определяемое по поляре самолета во взлетной конфигурации с вы-
пущенным шасси при Су отр» вычисляемом по формуле (17.4.3).
Для справки: для приближенной оценки длины разбега
можно рекомендовать формулу
_ 0,004V 2тр
(17.4.15)
где коэффициент учитывает работу винта при взлетных скоро-
стях и определяется по эмпирической зависимости:
159
кв = 0,864 + ------. (17.4.16)
V max э
Примечание. В формулах (17.4.15) и (17.4.16) скорости имеют размер-
ность км/ч.
Пример 17.4.1. Одномоторный самолет Як-18Т [57]: взлет-
ный вес 1470 даН, взлетная энерговооруженность 0,204 л.с./даН,
максимальная скорость у земли 295 км/ч. При скорости отрыва
129 км/ч его длина разбега по грунтовой ВПП равна 340 м. Оценить
длину разбега этого самолета по приближенной формуле (17.4.15).
Решение. 1. Вычисление коэффициента кв по формуле (17.4.16)
159 159
Лв = 0,864 + ——— = 0,864 +------= 1,4.
V шах э 295
2. Вычислить длину разбега по формуле (17.4.15) при среднем
значении коэффициента трения, равном 0,09 (табл. 17.4.1)
0,004V оТр 0,0041292
Апячб =--------- =-------------~ 340 м.
Р kBN0~fjp 1,4 0,204 - 0,09
17.4.4. ДЛИНА ВОЗДУШНОГО УЧАСТКА ВЗЛЕТА
На величину воздушного участка взлетной дистанции сущест-
венное влияние оказывает техника пилотирования. НЛГС не регла-
ментируют способ пилотирования на воздушном участке взлета, а
имеющиеся в них ограничения могут выполняться различным обра-
зом (рис. 17.4.1).
При принятии допущения о равноускоренном движении на
воздушном участке взлетной дистанции энергетическим методом
получена следующая расчетная формула:
/22
_Go_ V„„-V0IP+ (17.4J7)
У ДКвД 2g J
здесь величина Д/?ву - среднее на воздушном участке значение из-
быточной тяги силовой установки
Д/?отр + АЯвзл /пл1с\
ДЯву =--- 2-----’ (17.4.18)
где избыточная тяга при у=уотр определяется по формуле
75ДЛ/Отр
А/?отр ~ »
Уотр
избыточная тяга при У=УВЗЛ определяется по формуле
(17.4.19)
ДЯвзл = 75АЛГвзл- (17.4.20)
У взл
В формулах (17.4.19) и (17.4.20) избыточные мощности zW0Tp
и AWB3J1 определяются из графиков располагаемых и потребных
мощностей при скорости уотр и увзл соответственно. При этом
располагаемая мощность определяется при взлетном, если он име-
ется у двигателя, или максимальном режиме его работы.
Для справки: для предварительной оценки £в у можно ис-
пользовать следующее упрощение. Множитель перед скобкой в вы-
ражении (17.4.17) есть величина
А/?ву бв.у
где 0В у - среднее значение угла наклона траектории в радианах,
величина которого при нормальном взлете может быть определена с
помощью эмпирической зависимости [65]:
_ Яразб 0,3
мв.у ~ — /Г“
Go vX
(17.4.22)
Пример 17.4.2. Одномоторный самолет Як-18Т [57]: взлет-
ный вес 1470 даН; удлинение крыла 6,6; скорость отрыва 35,9 м/с;
скорость на высоте 10 м равна 47,2 м/с; тяга воздушного винта при
скорости 25 м/с (=0,7VOTp) равна 350 даН; длина разбега 340 м;
взлетная дистанция до высоты 10 м составляет 725 м. Оценить по
приближенным формулам длину воздушного участка взлета этого
самолета (фактическое значение равно 385 м).
Решение. 1. Определение среднего значение угла наклона тра-
ектории воздушного участка взлета по формуле (17.4.22)
/?разб 0,3 350 0,3 -
0В v = —------г= ~-----------г= = 0,121 радиан.
У Go Д 1470 7£б
2. Определить длину воздушного участка взлета до //без = Юм
по формуле (17.4.17) с учетом выражения (17.4.21)
_ Go f VL-Vik 1 1 f47,22-35,92
У Д/Ц 2g 0,121[ 2-9,87 j
Lb.у “476м.
17.4.5. ПОТРЕБНАЯ ДИСТАНЦИЯ ВЗЛЕТА
Определение длины ВПП, потребной для взлета, зависит от
категории самолета.
Для самолетов переходной категории в соответствии с
(АП 23.59) потребная дистанция взлета может определяться зави-
симостью
/'пдв = 1’Ю(/,разб Lb. у) * (17.4.23)
где /.разб вычисляется по формуле (17.4.7), £ву - по формуле
(17.4.17).
Выбором соответствующего значения скорости принятия ре-
шения у । обеспечивается условие, при котором потребная дистан-
ция продолженного взлета при отказе одного двигателя и потребная
дистанция прерванного взлета будут не более £пдв.
Таким образом, для предварительного заключения о возмож-
ности самолета переходной категории совершить взлет с ВПП, дли-
на которой указана в ТЗ, необходимо, чтобы выполнялось условие
^впп — 7-пдв • (17.4.24)
Для самолетов нормальной категории АП 23 не определяют
величину потребной дистанции взлета. Поэтому здесь рекомендует-
ся длину ВПП, потребную для взлета, определять по формуле
7-пВПП — &впп (7,разб + LB.y)» (17.4.25)
где Лвпп - коэффициент, определяемый нормативными документа-
ми по эксплуатации гражданских самолетов. Например, если взлет
осуществляется с ВПП, имеющей концевую полосу безопасности и
(или) свободную от препятствий зону за ВПП, то £впп = 1,0, иначе
^впп ~ 1»25.
В работе [14] для легких самолетов, эксплуатируемых с корот-
ких грунтовых ВПП, рекомендовано следующее выражение:
Т-пВПП = 7>разб + 7,/+ Lnpo6 + 25 ^550м, (17.4.26)
гДе 7-проб - длина пробега (разд. 17.5);
Lt - расстояние, проходимое самолетом за время срабатывания
автоматики тормозов и принятия пилотом решения при прерванном
взлете,
7,/ = ^Уотр’ , = 3с.
Взлетные характеристики легких самолетов, как правило, оп-
ределяют для эксплуатации на бетонных и грунтовых ВПП.
17.5. ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
В данном разделе скорости имеют размерность [м/с], а дис-
танции участков посадки измеряются в метрах. Предполагается, что
известна поляра и Су = Да) проектируемого самолета в посадочной
конфигурации.
17.5.1. СХЕМЫ ПОСАДКИ
Для легких пассажирских самолетов возможно применение
следующих схем (методов) посадки (рис. 17.5.1):
1) посадка с выравниванием и полным выдерживанием, при
котором угол атаки увеличивается до посадочного (верхняя схема
на рис. 17.5.1);
2) посадка с полным выравниванием без выдерживания или
небольшим участком выдерживания, чтобы самолет получил необ-
ходимое посадочное положение (нижняя схема на рис. 17.5.1).
Как правило, посадочная дистанция при посадке с выравнива-
нием и полным выдерживанием оказывается больше из-за более
протяженного воздушного участка.
Вследствие склонности самолета, оборудованного шасси с
хвостовой опорой, к «козлению» и капотированию необходимо ог-
раничивать величину посадочной скорости, что обусловливает по-
садку с полным выдерживанием.
Схема шасси с носовой опорой позволяет совершать посадку
на более высоких скоростях без участка выдерживания (вторая схе-
ма посадки). Но при посадке на грунтовые ВПП целесообразна по-
садка с полным выдерживанием с целью уменьшения посадочной
скорости.
В дальнейшем будем различать два этапа посадки: воздушный
участок посадки, длина которого LB.y, и пробег £проб-
Определение посадочных характеристик основано на теорети-
ческих зависимостях механики, определенных допущениях и по-
правочных статистических коэффициентах. В данном разделе изло-
жены только теоретические зависимости, основанные на среднем
значении ускорения.
17.5.2. НОМЕНКЛАТУРА СКОРОСТЕЙ
При предварительном проектировании скорость сваливания в
посадочной конфигурации самолета допустимо определять по фор-
муле (И = 0)
Vc.noc = 4 I Gnoc (17.5.1)
|5CVmax пос
Рис. 17.5.1. Схемы посадки самолета
Скорость захода на посадку должна соответствовать требова-
ниям НЛГС (АП 23.75(a))
v,„si.3vc„oc.
Как правило, принимается
Узп = 1,ЗУс.пос. (17.5.2)
Когда назначена скорость узп, то соответствующий ей угол
атаки азп определяется по зависимости Су =f(a) для посадочной
конфигурации самолета при коэффициенте Сузп» вычисляемом по
формуле (Н = 0)
Сузп=^%£- (17.5.3)
SVJn
Скорость в момент приземления самолета называется поса-
дочной скоростью упос. В НЛГС не содержатся конкретные коли-
чественные требования к величине этой скорости, но требуется,
чтобы посадка выполнялась без чрезмерных вертикальных перегру-
зок, тенденций к «козлению», капотированию, неуправляемому раз-
вороту на земле, а также не должно требоваться исключительное
мастерство или быстрота реакции пилота.
Назначение конструктором посадочной скорости и соответст-
вующего ей угла атаки апос зависит от схемы шасси самолета.
Шасси с хвостовой опорой
Самолеты, оборудованные шасси с хвостовой опорой, совер-
шают приземление одновременно на основные и хвостовую опоры.
Поэтому угол атаки при посадке будет
«пос-«ст’ (17.5.4)
где оСст - Угол атаки самолета при стоянке.
Шасси с носовой опорой
Самолеты, оборудованные шасси с носовой опорой, соверша-
ют приземление только на основные опоры шасси. Поэтому в пред-
положении полного обжатия шасси должны выполняться следую-
щие конструктивные ограничения:
во избежание приземления на переднюю опору (рис. 17.5.2,а)
«пос — Ост + 2 ;
(17.5.5)
во избежание касания ВПП хвостовой частью фюзеляжа в мо-
мент приземления (рис. 17.5.2,6)
«пос - Фуст + Фо-2°’ (17.5.6)
где <руст - угол установки крыла; <ро-угол опрокидывания самоле-
та (определяется по взлетно-посадочной схеме (чертежу) самолета).
а)
Рис. 17.5.2. Конструктивные ограничения при посадке
б)
Самолеты, оборудованные шасси с носовой опорой, могут
совершать посадку сразу после выравнивания (без выдерживания),
либо-после выдерживания. При этом угол атаки в момент призем-
ления может быть равен
anoc = a3n + Aai + Aa2> (17.5.7)
где Дсц = 1,5...2° - приращение угла атаки после полного выравни-
вания;
Лаг > 0° - приращение угла атаки на последующем участке вы-
держивания, если он необходим, чтобы выполнялось условие
(17.5.5). Если после полного выравнивания самолет получил необ-
ходимое для посадки положение и последующее выдерживание для
снижения скорости упос не нужно, то Да2 =: 0°-
При посадке с полным выдерживанием самолет производит
касание ВПП в условиях, близких к сваливанию. Поэтому принимают,
что угол атаки крыла в момент приземления аПос может быть равен
CCnoc s («кр)пос 3 > (17.5.8)
где (акр)пос ” критический угол атаки самолета в посадочной кон-
фигурации.
При посадке с полным выдерживанием ограничение (17.5.6)
может быть определяющим для выбора апос •
Кроме того, как показывает практика, при нормальном при-
землении в эксплуатации угол тангажа СГФ равен 4...6°
(Опое = 4°••• 6°)- В этом случае угол атаки при посадке будет
ССпОС — Опое ~ Впос Фуст ’ (17.5.9)
где 0ПОС = -0,50... -0,75° - угол наклона траектории самолета в мо-
мент приземления, соответствующий вертикальной скорости сни-
жения от 0,3 до 0,8 м/с.
Таким образом, для самолета, оборудованного шасси с носо-
вой опорой, угол атаки при посадке назначается конструктором в
зависимости от схемы посадки и по результатам анализа условий
(17.5.5)...(17.5.9). Здесь может потребоваться несколько приближе-
ний.
Посадочная скорость
Итак, когда посадочный угол аПос выбран, посадочная ско-
рость определяется по формуле
Vnoc = 4 I Gnoc , (17.5.10)
I SC у ПОС
где коэффициент Су пос определяется по зависимости Су =Да) для
посадочной конфигурации самолета при а = апос.
Величина посадочной скорости должна удовлетворять сле-
дующей рекомендации:
У ПОС — ^ПОС^С.ПОС’ (17.5.11)
где Лпос ~ L05... 1,1 и более - до 1,2. Меньшие значения характерны
’ Угол тангажа СГФ - здесь это угол между СГФ поверхностью ВПП.
для самолетов, оборудованных шасси с хвостовой опорой и (или)
совершающих посадку на ВПП без искусственного покрытия.
Соблюдение перечисленных условий может потребовать
изменения величины скорости Vnoc (и, следовательно, угла атаки
апос)» либо перекомпоновки стоек шасси.
17.5.3. ДЛИНА ВОЗДУШНОГО УЧАСТКА
ПОСАДКИ
Теоретические основы приближенной оценки длины воздуш-
ного участка LBy посадочной дистанции приведены, например, в
работах [52, 53], и в принятых обозначениях расчетная формула
имеет вид
1 2 2 \
Ьв.у = 15КЗП +“ Ктах пос (У зп — У пос) >
2g
(17.5.12)
где кзп - аэродинамическое качество самолета, определяемое по
его поляре в посадочной конфигурации при Су = СУзП (см- выра-
жение (17.5.3));
Ктах пос “ максимальное значение аэродинамического качества
самолета в посадочной конфигурации.
Для определения £ву иногда применяется следующая форму-
ла, которая является разновидностью выражения (17.5.12) [39]:
(v2 — V2
Ав.у = КСр 2--зп-/пос + 15 , (17.5.13)
I )
где Кср - среднее значение аэродинамического качества на воздуш-
ном участке посадки
Кср = “(Кзп "* Кпос) ’
Кпос ” аэродинамическое качество самолета, определяемое по
его поляре в посадочной конфигурации при Су = Су пос (см- пояс-
нения к выражению (17.5.10)).
Пример 17.5.1. Одномоторный самолет Як-18Т [57]: ско-
рость захода на посадку 150 км/ч (41,7 м/с); посадочная скорость
125 км/ч (34,7 м/с); Ктахпос = 7,7; Кзп = 4.5. Оценить длину воз-
душного участка посадки этого самолета (фактическое значение
равно 300 м).
Решение. Определение длины воздушного участка посадки
по формуле (17.5.12)
£в.у — 15Кзп + _ К max пос (Узп Упос)-
*8
= 15 • 4,5 + —!—7,7(41,72 - 34,72) = 277 м.
2-9,87
Для справки: теоретическое минимальное значение длины
воздушного участка посадочной дистанции при схеме посадки без
выдерживания (только планирование с высоты 15ми выравнивание
в горизонтальный полет) можно оценить по формуле
Ьпл+в = — (17.5.14)
Озп
где Нн.в = 5...6м - высота начала выравнивания; 0зП - угол накло-
на траектории при заходе на посадку в радианах.
Угол наклона траектории 0ЗП задается так называемой «систе-
мой посадки» - 0,0464...-0,052 радиана (-2°40'...-3°). Такой угол
рекомендуется принимать в расчетах при посадках на сравнительно
большие аэродромы, имеющие ВПП длиной 1000... 1300 м и более.
Поскольку такая пологая глиссада затрудняет визуальное определе-
ние точности расчета посадки, то большие аэродромы обязательно
имеют радиотехнические системы посадки. При визуальных посад-
ках на ВПП меньшей длины рекомендуется увеличивать угол 0ЗП до
-0,10...-0,12 радиан (-5...-7°) для облегчения точности расчета
захода на посадку. Более крутые глиссады захода на посадку могут
усложнять технику пилотирования.
Для самолетов переходной категории требования АП
23.75(h)(2) устанавливают градиент траектории захода на посадку
не более 5,2% (0ЗП = -0,052 радиана).
17.5.4. ДЛИНА ПРОБЕГА
Приближенная оценка длины пробега самолета основана на
известной теоретической формуле:
1/2
АПроб = -К^. (17-5.15)
2аторм
где аторм _ средняя величина ускорения торможения, которая мо-
жет вычисляться различными способами.
Способ 1, рекомендуемый, например, в работе [14],
йторм — 8
^•f торм^ 1
3 ЗКпроб
(17.5.16)
где КПроб “ аэродинамическое качество самолета при его стояноч-
ном положении (а=(Хст) в посадочной конфигурации - определяет-
ся по соответствующей поляре самолета; /торм=0,2 ...0,3 - коэф-
фициент трения заторможенных колес о покрытие ВПП - зависит
не только от покрытия и состояния поверхности ВПП, но и от кон-
струкции колеса, рисунка его протектора, степени совершенства ав-
томата торможения, а также от фактического давления в пневмати-
ках. Неопределенность коэффициента /торм является основной
причиной погрешности вычисления длины пробега.
Способ 2, рекомендуемый в работе [29], определяет среднее
ускорение при пробеге как полусумму ускорений в начале и в конце
пробега:
Дторм ~ ®$8
Сх проб ,
~ +J торм
Ьу пос
Су проб
Су ПОС
(17.5.17)
где Су проб» Схпроб ~ значения коэффициентов подъемной силы и
сопротивления при стояночном положении самолета в по-
садочной конфигурации - определяются по соответствующей поляре.
Пример 17.5.2. Одномоторный самолет Як-55, имеющий
шасси с хвостовой опорой [39]: посадочная скорость 130 км/ч
(36,1м/с); Су пос-Су проб-0-73’ Сх пос — Сх проб — °»°61 (с учетом
влияния земли); коэффициент трения - 0,2. Определить длину про-
бега этого самолета (фактическое значение 465 м).
Решение.
1. Определение ускорения торможения:
по формуле (17.5.16)
йторм — 8
торм । 1
3 ЗКпроб
2 0,2
3
+ 3 0,73/0,061
1,59^;
с
по формуле (17.5.17)
_8_ Сх проб , ,
°торм — 9 г ' J торм
с- у пос
Су проб
Су ПОС
9,87
2
0,061 0,73^
-^—— + 0,2 2--^—
0,73 0,73
1,4^-.
с2
2. Определение длины пробега по формуле (17.5.15):
V2
т _ У пос
Ьпроб —
2яторм
= 410 м;
1/2
/.проб =
-£<2 Торм
36,12
2 1,4
= 465 м.
Среднее тормозное ускорение от действия реверсирования тя-
ги зависит от многих факторов, влияние которых не всегда известно
в начале проектирования самолета. Кроме того, из АП 23.75(g) сле-
дует, что если применение каких-либо средств торможения зависит
от работы двигателя(ей) и посадочная дистанция возрастает при не-
работающем двигателе, то посадочная дистанция в этом случае
должна определяться при неработающем двигателе. Поэтому ревер-
сирование тяги винта ПД или ТВД не является основным средством
торможения самолета при пробеге и посадочные дистанции при
нормальных посадках рекомендуется оценивать без использования
реверсирования тяги и применение последнего должно рассматри-
ваться только как обеспечение запаса безопасности.
Для пассажирских самолетов величина аТОрМ “4,5 м/с2 счита-
ется предельным значением для ускорения торможения по условию
комфорта пассажиров.
17.5.5. ДЛИНА ВПП ДЛЯ ПОСАДКИ САМОЛЕТА
Посадочная дистанция есть сумма
Lnoc = ^в.у + ^проб • (11.5.18)
Согласно требованиям АП 23.75 потребная посадочная дис-
танция для посадки самолета должна быть (сухая ВПП)
Lniu = l,67Lnoc. (17.5.19)
В соответствии с правилами эксплуатации гражданских само-
летов длина ВПП для посадки
£впп — ^ппд • (17.5.20)
Приложение 1
ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ MCA
2 4
На высоте Н= 0 м: pos 0,125 даН-c /м ; ро = 760 мм.рт.ст.;
7о^288К.
Н,м Рн Ро Рн Ро Тн То Н,м Рн Ро Рн Ро Тн То
0 1,0000 1,0000 1,0000 2900 0,7497 0,7007 0,9346
50 0,9952 0,9941 0,9989 3000 0,7420 0,6918 0,9323
100 0,9904 0,9882 0,9978 3100 0,7344 0,6831 0,9301
150 0,9856 0,9823 0,9966 3200 0,7269 0,6744 0,9278
200 0,9809 0,9765 0,9955 3300 0,7194 0,6658 0,9255
250 0,9762 0,9707 0,9944 3400 0,7120 0,6574 0,9233
300 0,9715 0,9649 0,9933 3500 0,7046 0,6490 0,9210
400 0,9621 0,9534 0,9910 3600 0,6972 0,6406 0,9188
500 0,9528 0,9421 0,9887 3700 0,6900 0,6324 0,9165
600 0,9436 0,9308 0,9865 3800 0,6828 0,6242 0,9143
700 0,9345 0,9197 0,9842 3900 0,6757 0,6162 0,9120
800 0,9254 0,9087 0,9820 4000 0,6686 0,6082 0,9097
900 0,9163 0,8977 0,9797 4100 0,6616 0,6004 0,9075
1000 0,9074 0,8870 0,9775 4200 0,6545 0,5925 0,9052
1100 0,8985 0,8762 0,9752 4300 0,6476 0,5848 0,9030
1200 0,8897 0,8656 0,9729 4400 0,6408 0,5771 0,9007
1300 0,8810 0,8551 0,9707 4500 0,6340 0,5696 0,8985
1400 0,8723 0,8448 0,9684 4600 0,6273 0,5621 0,8962
1500 0,8637 0,8345 0,9662 4700 0,6205 0,5547 0,8939
1600 0,8551 0,8243 0,9639 4800 0,6139 0,5474 0,8917
1700 0,8467 0,8142 0,9617 4900 0,6073 0,5401 0,8894
1800 0,8382 0,8042 0,9594 5000 0,6008 0,5330 0,8872
1900 0,8299 0,7943 0,9571 5200 0,5879 0,5189 0,8827
2000 0,8216 0,7845 0,9549 5400 0,5752 0,5051 0,8781
2100 0,8133 0,7748 0,9526 5600 0,5627 0,4916 0,8736
2200 0,8052 0,7652 0,9504 5800 0,5505 0,4784 0,8692
2300 0,7971 0,7557 0,9481 6000 0,5384 0,4655 0,8646
2400 0,7891 0,7463 0,9459 6200 0,5265 0,4528 0,8601
2500 0,7811 0,7370 0,9436 6400 0,5149 0,4405 0,8556
2600 0,7732 0,7278 0,9413 6600 0,5034 0,4284 0,8511
2700 0,7652 0,7186 0,9391 6800 0,4921 0,4166 0,8466
2800 0,7575 0,7097 0,9368 7000 0,4810 0,4151 0,8420
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
В данном приложении таблицы содержат сведения о пассажирских легких самолетах.
Таблицы составлены по многочисленным литературным источникам, рекламным про-
спектам и информации в глобальной компьютерной сети INTERNET.
В таблицах обозначено: Н - свободнонесущий низкоплан; В - свободнонесущий высоко-
план; Вп - подкосный высокоплан; С - свободнонесущий среднеплан.
П2.1. САМОЛЕТЫ С ПОРШНЕВЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ
Взлетный вес самолетов от 750 до 5700 даН. Силовая установка - один или два ПД с воз-
душными винтами. Мощность одного двигателя не менее 100 л.с. Число людей на борту не
более 9.
В табл. П2.1 самолеты разделены яа две группы: с одним двигателем и с двумя двигате-
лями. В каждой группе самолеты располагаются по возрастанию их взлетного веса.
Таблица П2.1
№ п/п | Название самолета СЗ Размах, м 5, м2 Длина, м Go, даН Спуст» даН о «=: 6 L, км V Fmax> км/ч ^крейс, км/ч W Ji > * ^разб, М ^проб» М Схема
Самолеты с 1 -м двигателем
1 Partenavia Р59 2 10,2 15,2 6,56 750 520 100 810 189 172 — — 210 но Вп
2 Piper Tomahawk 1 10,36 11,6 7,06 75& 483 112 866 202 — — — 250 180 Н
3 Beechcraft 77 2 9,14 12,06 7,35 760 500 115 760 - 195 - - - — Н
№ п/п Название самолета Q Размах, M c 2 D, M Длина, M Go, даН £ i e* «2 <0 4 No, л.с. L, km V v max» км/ч >x T 8. s 1 S 8 -f i ^разб» M s i E Схема
4 Cessna 152 2 9,97 14,59 7,34 760 505 110 770 — 200 — — — — Bn
5 Aero Boero 115 2 10,4 16,4 6,9 770 490 115 800 210 190 — — 115 50 Bn
6 SOCATA MS-880B 2 9,6 12,3 6,9 800 465 102 1100 195 180 — 70 140 90 H
7 И-1Л 1 10,0 12,5 6,4 880 550 140 450 250 140 500 100 330 180 Bn
8 L-40 3 10,0 14,5 — 934 534 140 400 — 204 2400 95 — — H
9 Piper PA28 3 9,1 14,9 7,1 975 535 150 1100 229 214 3000 — 240 163 H
10 AA-5 «Traveler» 3 9,7 13,0 6,8 999 545 150 1044 240 225 — 93 286 116 H
11 Robin 3140 3 9,81 14,5 7,51 1000 575 140 890 — 250 — — — — H
12 Cessna 172 3 11,0 16,2 8,2 1043 607 145 1160 223 210 — 87 264 158 Bn
13 Partenavia P57 3 9,1 13,4 6,6 1050 620 176 800 240 218 — — 280 140 Bn
14 Fuji FA-200 3 9,4 14,0 8,0 1060 620 176 1295 225 211 — 84 160 110 H
15 Beagle «Terrier 2» 2 11,0 17,1 7,1 1088 726 143 450 191 172 — — 234 137 Bn
16 Aero Boero 180 3 10,7 16,4 7,4 1100 570 176 800 235 225 — — 120 80 Bn
17 Beechcraft C23 3 9,98 13,57 7,58 1110 680 180 1190 — 230 — — — — H
18 sex:ATA ТВ 10 4 9,76 11,9 7,63 1150 670 180 1210 — 235 — — 325 — H
19 Rockwell “Aerocom.” 3 10,0 14,1 7,6 1157 641 200 1900 274 260 — — 300 200 H
20 Valmet L-70 3 9,9 14,0 7,5 1200 740 200 1015 360 240 — 85 260 300 H
21 Robin HR-100 3 9,0 14,4 7,3 1200 700 200 2400 285 250 — 110 420 400 H
22 Bolkow 207 3 10,8 15,4 - 1200 700 180 1250 - 235 4300 83 300 280 H
Продолжение табл. П2.1
1 u/u охг Название самолета о вз Размах, м с 2 о, м Длина, м Go, даН ^пуст» •Э*1Г L, км V v max» км/ч ж S' 8. s * о ж 8. 2 к > * ^разб» М ^проб, м Схема
23 PZL-104 “Wilga32” 3 11,1 15,5 8,2 1230 740 230 700 205 180 — — 120 100 В
24 ЕА7 Оптика 2 12,0 15,8 8,16 1235 850 260 1050 205 — — — — С
25 Moony 201 3 11,0 16,24 — 1240 760 200 1805 — 315 — — — — Н
26 А-111 3 11,8 14,7 7,38 1250 792 210 1060 265 — 3000 — 273 303 Вп
27 Як-112 3 11,05 17,0 6,96 1260 865 200 850 250 190 — 120 230 320 Вп
28 Cessna 180 6 10,92 16,16 7,81 1270 750 230 1455 — 265 — — — — Вп
29 Piper РА24 5 11,0 16,5 7,7 1406 784 225 1900 312 293 — — 232 282 н
30 Ил-103 4 10,56 14,7 8,0 1460 765 210 1050 250 225 3000 — 340 250 н
31 Bonanza G33 3 10,0 15,0 8,2 1500 880 225 700 300 280 — — 230 200 н
32 IAR-823 3 10,0 15,0 8,24 1500 910 290 700 300 245 3000 100 230 200 В
33 Як-18Т 3 11,2 18,8 8,4 1500 1194 300 600 300 250 — 128 340 455 н
34 Cessna 185 6 10,92 16,16 7,85 1520 770 300 1570 — 270 — — — — Вп
35 Beechcraft V35 4 10,21 16,8 8,05 1540 955 285 1325 — 320 — — — — н
36 Cessna 206 5 10,9 16,1 8,5 1635 832 300 1200 280 255 4500 100 275 225 Вп
37 Cessna 210 6 11,2 16,3 8,6 1723 1007 300 1400 322 248 2300 105 335 235 Вп
38 UTVA60 3 11,4 18,1 8,2 1730 1002 270 750 238 219 — — 95 130 Вп
39 Lockheed 60 5 11,9 19,5 — 1746 998 260 890 — 225 — 85 190 180 Вп
40 P-300 Equator 6 12,4 19,0 8,53 1800 900 310 1800 390 345 6000 95 120 140 В
41 IAR-824 5 12,4 23,6 9,2 1900 1240 290 700 205 180 3000 75 190 но В
42 Ирбис 5 13,3 17,8 10,3 1960 1160 400 1400 340 — — — 260 200 Н
43 Як-58 5 12,7 20,0 8,55 2080 1270 360 1000 300 285 4000 125 - - Н
Окончание табл. П2.1
с 'с £ Название самолета Q Размах, M S, M2 Длина, M Go, даН & s <0 4 Wo> л.с. L, km V v max» км/ч 8. s * 1 2 Ji > * *8 5 8. s s i >4 Схема
Самолеты с 2-мя двигателями
44 Aero 145 3 12,3 17,1 7,5 1600 1000 290 1700 280 265 5900 — 250 225 H
45 Beagle В-246 4 11,2 15,8 7,6 1630 1140 400 1500 348 320 2400 100 250 — H
46 SIAI-S210 5 11,6 17,2 8,6 1850 1030 400 1800 355 340 — — 280 240 —
47 Р68 Victor 5 12,0 18,6 9,2 1860 1100 400 1670 325 312 — 90 262 213 В
48 L-200D Morava 4 12,0 17,0 8,6 1950 1275 420 1700 310 280 4950 112 120 300 H
49 АККОРД-201 6 13,75 17,04 8,08 2200 1272 420 1100 297 275 1000 115 220 220 Bn
50 F-20 5 9,52 14,4 8,3 2200 1200 600 1800 410 340 4000 125 250 220 H
51 Cessna ТЗОЗ 6 11,9 17,6 — 2336 1510 500 1546 — 333 3050 — 389 250 H
52 Cessna 310 5 11,3 16,6 9,0 2399 1478 520 1250 380 357 — - 440 170 H
53 B58 Baron 6 11,53 18,5 9,1 2450 1480 570 1950 390 335 3650 140 430 320 H
54 Super Star700 5 11,2 18,0 — 2860 1800 600 1770 442 350 3000 125 650 220 c
55 B60 Duke 6 11,96 19,8 10,3 3075 1935 760 1910 400 340 7600 140 610 400 H
56 Cessna 402c 6 13,45 20,98 11,09 3110 1850 650 2285 — 395 — — — — H
57 Beagle B-206 6 13,9 19,9 10,3 3223 1978 624 3000 352 348 — — 268 238 H
58 Ah-14A 7 22,0 39,7 11,36 3270 2330 600 580 — 170 2000 80 90 100 Bn
59 Cessna 421 6 12,76 19,7 11,0 3380 2008 750 2200 454 352 7600 137 565 220 H
60 Do 128-2 8 15,55 29 11,4 3840 2345 760 640 — 305 — — 280 — В
61 P-166 8 13,5 26,6 11,9 3950 2520 760 1200 400 285 4500 106 400 280 в
556
П2.2. САМОЛЕТЫ С ТУРБОВИНТОВЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ
Взлетный вес самолетов до 8600 даН. Силовая установка - два ТВД. Число пассажиров
на борту 10... 19.
В табл. П2.2 обозначено: £пдВ - потребная дистанция взлета и £ппд - потребная поса-
дочная дистанция.
Таблица П2.2
№ п/п Название самолета A^nac Размах, M w ‘c i d Go, даН Gn.CH, даН No, Э.Л.С. * « Укрейс» км/ч |x (O § i s -j ^ппд» M V2, км/ч Узп, км/ч Схема
1 Beech King Air 200 10 16,61 28,15 5670 3419 1700 1418 523 7620 1571 786 867 — — H
2 GAF Nomad N22B 12 16,52 30,1 3856 2150 840 — 284 3048 1686 442 632 133 130 Bn
3 Cessna 208 14 15,9 26 3629 1860 1200 206 289 3048 1694 367 218 154 148 —
4 Cessna 406 14 15,1 23,5 4246 2449 1000 802 333 3048 1406 803 758 181 187 —
5 Beech Comm. C99 15 13,98 26.0 5126 2950 1430 1112 380 3048 1470 997 884 — — —
6 Dornier Do228-100 15 16,97 32,0 5700 3403 1430 547 371 3048 1917 579 442 — — В
7 L 410 UVP 15 19,49 35,18 5800 3960 1460 790 300 3000 1210 750 567 170 160 В
8 GAF Nomad N24A 16 16,52 30,1 4265 2466 840 213 297 3048 1685 520 695 148 139 —
9 Бе-32 16 17 32 7300 — 2100 750 363 3000 1550 490 500 — — в
10 EMB HOPI 18 15,33 29,14 5670 3648 1500 334 343 3048 1802 675 850 157 185 н
11 BAe Jetstream 31 18 15,84 25,2 6900 4341 1880 1370 486 4572 1703 1430 1230 210 197 н
12 Dornier Do228-201 19 16,97 32,0 5980 3557 1430 1245 333 3048 2033 655 518 148 — в
13 Beech 1900C 19 16,61 28,16 7540 4286 2200 1867 447 6104 1882 991 972 211 209 н
14 CBA 123 19 17,72 27,2 8500 5640 2600 1396 587 - 2160 1080 1030 196 196 н
СХЕМЫ ГРАЖДАНСКИХ ЛЕГКИХ
САМОЛЕТОВ
В данном приложении приведены схемы и общая характеристика
известных одно- и двухмоторных легких самолетов. На базе этой ин-
формации сформулированы обобщающие выводы. Однако следует пом-
нить, что эти выводы получены на ограниченном материале.
П3.1. ОДНОМОТОРНЫЕ САМОЛЕТЫ
На рис. П3.1 ... П3.19 показаны различные схемы одномоторных
легких самолетов, в отношении которых можно установить следующее.
I. Весьма распространенной является схема с низким расположе-
нием крыла. Высоко расположенное крыло, как правило, делается с
внешним подкосом.
2. Двигатель располагается в носовой части фюзеляжа. Исключе-
ние составляют схемы самолетов на рис. П3.11, П3.14 и П3.19.
3. Наиболее распространенной схемой хвостового оперения явля-
ется схема с низким расположением ГО - на фюзеляже или в корневой
части ВО. При Т-образной (рис. П3.2, П3.8 и П3.19) или П-образной
(рис. П3.11, П3.14) схемах хвостового оперения возникают проблемы, на
которые необходимо обратить внимание перед окончательным выбором
этих схем оперения:
а) высокое расположение ГО затрудняет его осмотр без стремянки;
б) расположение ГО вне струи винта уменьшает эффективность ГО
при взлете.
4. При низком расположении ГО для улучшения штопорных ха-
рактеристик часто применяется разнесение ГО и ВО по строительной
горизонтали (ГО располагается около задней кромки ВО или позади
ВО). Однако это не означает, что при других схемах низкого расположе-
ния ГО нельзя обеспечить выход самолета из штопора.
5. За исключением схемы самолета на рис. П3.4 ВО расположено
над фюзеляжем и не имеет подфюзеляжных частей (гребней).
6. Как правило, шасси самолета имеет трехопорную схему с носо-
вой опорой. Исключение составляет, например, схема самолета на
рис. П3.16 и П3.17.
7. Как правило, шасси не убирается.
Рис. П3.1. Схема легкого одномоторного самолета
INTERCEPTOR 400
Рис. П3.2. Схема легкого одномоторного самолета
PIPER TOMAHAWKII
Рис. ПЗ.З. Схема легкого одномоторного самолета
CESSNA SKYLANE RG
Рис. П3.4. Схема легкого одномоторного самолета
TRAGO MILLS SAH-I
Рис. П3.6. Схема легкого одномоторного самолета
VALMETL-70 MILTRAINER
Рис. П3.5. Схема легкого одномоторного самолета
CESSNA STATIONAIR 8
Рис. ПЗ. 7. Схема легкого одномоторного самолета
BEECHCRAFT MUSKETEER SUPER R
Рис. П3.8. Схема легкого одномоторного самолета
ROBIN R 3140
Рис. П3.9. Схема легкого одномоторного самолета
SOCATA TOBAGO
Рис. П3.10. Схема легкого одномоторного самолета
PIPER PA-32R-301T TURBO SARATOGA
Рис. П3.11. Схема легкого одномоторного самолета
ЕА7 «ОПТИКА»
Рис. ПЗ. 12. Схема легкого одномоторного самолета
Як-112
Рис, П3.13. Схема легкого одномоторного самолета Рис. П3.14. Схема легкого одномоторного самолета
Як-18Т Як-58
Рис. П3.15 Схема легкого одномоторного самолета Рис. П3.16. Схема легкого одномоторного самолета
И-1Л
Ил-103
Рис. П3.17. Схема легкого одномоторного самолета Рис. П3.18. Схема легкого одномоторного самолета
с ТВД «ГРАЧ» ZUN43
Рис. П3.19. Схема легкого одномоторного
самолета POSCHEL Р-300 EQUATOR
П3.2. ДВУХМОТОРНЫЕ САМОЛЕТЫ
На рис. П3.20...П3.35 показаны различные схемы двухмоторных
легких самолетов, в отношении которых можно установить следующее.
1. Как правило, оба двигателя располагаются на крыле. Исключе-
ние составляет схема самолета на рис. П3.20 (двигатели располагаются в
носовой и хвостовой частях фюзеляжа) и схема самолета на рис. П3.24.
2. Схема низкоплана применяется чаще, чем высокоплан. Среди
высокопланов подкосные крылья не являются доминирующими.
3. В большинстве схем применяется низкое расположение ГО. При
этом взаимное расположение ГО и двигателей обеспечивает обдувку ГО
струями от воздушных винтов. Однако следует учитывать, что струя
воздушного винта может создать проблему усталости ГО.
4. Другая концепция расположения ГО относительно струй от воз-
душных винтов состоит в таком расположении ГО, при котором работа
двигателей не будет влиять на работу ГО, что может быть необходимо в
случае прерванной посадки и ухода на второй круг. Эта концепция реа-
лизуется в виде Т-образной схемы оперения, а при низком расположе-
нии ГО - приданием ему поперечного V.
5. Схема вертикального оперения, как правило, однокилевая. Для
повышения эффективности ВО на больших углах скольжения (напри-
мер, при отказе одного из двигателей) применяется форкиль.
6. Двухкилевое оперение используется редко (рис. П3.20, П3.21,
П3.26). Отличительной чертой схем самолетов с двухкилевым ВО - это
малая площадь боковой проекции хвостовой части фюзеляжа, что
уменьшает путевую устойчивость самолета.
7. Как правило, шасси самолета выполнено по трехопорной схеме с
носовой опорой. Исключение - схема самолета на рис. П3.24.
8. В большинстве случаев шасси самолета делается убирающимся.
Неубирающееся шасси, как правило, применяют у высокопланов.
9. Отсутствует единообразие в форме мотогондол и их расположе-
нии относительно крыла. Часто в хвостовых отсеках мотогондол делают
багажник.
10. Для некоторых самолетов расположение элеронов начинается
не от концов крыла. Это возникает, когда дополнительная площадь кры-
ла добавлена к концу крыла при модификации самолета. Как правило,
при этом технологически не экономично продление размаха элеронов,
если самолет при модификации обладает достаточной поперечной
управляемостью.
Ui
2
Рис. 173.21. Схема легкого двухмоторного самолета
Ан - 14А
Рис. П3.20. Схема легкого двухмоторного
самолета CESSNA MODEL 336 SKYMASTER
I
Рис. П3.22. Схема легкого двухмоторного
самолета BEECHCRAFT DUKE А60
Рис. П3.23. Схема легкого двухмоторного самолета
CESSNA ТЗОЗ CRUSADER
Рис. П3.24. Схема легкого двухмоторного
самолета DO 28-2
Рис. П3.26. Схема легкого двухмоторного
самолета L-200D «MORAVA»
Рис. П3.25. Схема легкого двухмоторного самолета
BRITTEN-NORMAN BN-2 A ISLANDER
Рис. П3.27. Схема легкого двухмоторного самолета
BEECHCRAFT DUCHESS 76
Рис, П3.28. Схема легкого двухмоторного
самолета с ТВД BAE JETSTREAM 31
Рис. П3.29. Схема легкого двухмоторного
самолета PARTENAVIA Р.68С VICTOR
Рис, П3,32. Схема легкого двухмоторного
самолета PIPER РА-44-180Т TURBO SEMINOLE
Рис, П3.34, Схема легкого двухмоторного
самолета CESSNA MODEL 402С
Рис. П3.35. Схема легкого двухмоторного
самолета с ТВД BEECHCRAFT 1900
Приложение 4
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ АВИАЦИОННЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ
В данном приложении приведена статистическая информация
о современных авиационных двигателях, применяемых на легких
самолетах. Информация взята в основном из рекламных проспектов
МАКС и работ [1,45, 56].
ПОРШНЕВЫЕ АВИАЦИОННЫЕ
ДВИГАТЕЛИ
Авиационный двигатель М-14П предназначен для уста-
новки на многоцелевые и спортивные самолеты.
Двигатель М-14П - четырехтактный, воздушного охлаждения,
однорядный со звездообразным расположением цилиндров и с кар-
бюраторным смесеобразованием. Двигатель невысотный, но для
улучшения эксплуатационных характеристик имеет низконапорный
нагнетатель. Редуктор понижает число оборотов вала воздушного
винта относительно числа оборотов коленчатого вала в 1,52 раза.
Равномерное охлаждение цилиндров обеспечивают воздушные
дефлекторы, установленные на каждом цилиндре. Запуск двигателя
производится сжатым воздухом. Время работы на номинальном ре-
жиме в перевернутом полете не более 2 мин. Время перехода (прие-
мистости) от малого газа до взлетного не более 3 с.
Основные технические данные двигателя М-14П приведены в
табл. П4.1 и П4.2, на рис. П4.1 - внешняя и винтовая характеристи-
ки, а на рис. П4.2 - высотная. Вся информация по двигателю М-14П
получена из работы [45].
Таблица П4.1
Характеристики двигателя Модель двигателя
М-14П М-17 М 332 А М 137 А М337 А АПД 2300
Максимальная (взлетная) мощность, л.с. 360 200 140 180 206 210
Характеристики двигателя Модель двигателя
М-14П М-17 М332 А М 137 А М 337 А АПД 2300
Максимальное (взлетное) число оборотов в минуту 2900 2800 2700 2750 2750 5500
Объем цилиндров, л 10,16 — 3,98 5,97 5,97 2,3
Число цилиндров 9 4 4 6 6 4
Степень сжатия 6,3 — 6,3 6,3 6,3 10
Диаметр поршня, мм 105 — 105 105 105 92
Ход поршня, мм 130 — 115 115 115 86,5
Удельный расход топлива при максимальной мощно- сти, даН/(л.с.ч) 0,315 — 0,265 0,366 0,373 0,190
Крейсерский удельный рас- ход топлива, даН/(л.с.ч) 0,210 0,175 0,243 - - 0,180
Вес двигателя, даН 214 125 102 141 153 165
Ширина двигателя, мм 985 810 425 444 444 588
Высота двигателя, мм 985 550 628 628 628 703
Длина двигателя, мм 921 850 1118 1350 1410 975
1 - изменение эффективной мощности по внешней характеристике;
2 - изменение эффективной мощности по винтовой характеристике
при малом шаге винта; 3 - изменение эффективной мощности по вин-
товой характеристике при большом шаге винта; 4 - удельный расход
топлива по внешней характеристике; 5 - удельный расход топлива по
винтовой характеристике при малом шаге винта; 6 - удельный расход
топлива по винтовой характеристике при большом шаге винта
Таблица П4.2
Наименование режима Мощность, л.с. Частота вращения коленвала, об/мин Удельный расход топ- лива, даН/(л.с. ч)
Взлетный 360 2900 0,285...0,315
Номинальный 1 290 2400 0,280...0,310
Номинальный 2 240 2050 0,265...0,300
Крейсерский 1 180 1860 0,210...0,230
Крейсерский 2 144 1730 0,215...0,235
Малый газ - Не менее 700 -
Рис. П4.2. Высотная ха-
рактеристика М-14П:
1 - взлетный режим;
2 - первый номинальный;
3 - второй номинальный;
4 - первый крейсерский;
5 - второй крейсерский
режим
Авиационный двигатель М17 - четырехтактный, воз-
душного охлаждения, с непосредственным впрыском топлива, име-
ет четыре цилиндра, расположенных оппозитно. Основные техниче-
ские данные представлены в табл. П4.1.
Авиационный двигатель М 332А - четырехтактный, воз-
душного охлаждения, с однорядным расположением цилиндров,
низконапорным впрыском топлива, с непосредственным приводом
570
ВИШ или ВФШ. На крейсерском режиме развивает 2400 об/мин.
Двигатель невысотный, но может иметь низконапорный нагнета-
тель. В основном исполнении двигатель не предназначен для выс-
шего пилотажа, но с дополнительным оборудованием может при-
меняться на акробатических самолетах. Страна - изготовитель Че-
хия. Основные данные двигателя М 332А приведены в табл. П4.1.
На рис. П4.3 - внешняя и высотная характеристики, на рис. П4.4 -
его общий вид.
Рис. П4.3. Внешняя и высотная характеристики двигателя М 332А:
1 - мощность с нагнетателем; 2 - мощность без нагнетателя;
3 - удельный расход топлива с нагнетателем; 4 - удельный расход то-
плива без нагнетателя; 5 - мощность с нагнетателем при
2700 об/мин; 6 - мощность с нагнетателем при 2550 об/мин; 7 - мощ-
ность с нагнетателем при 2400 об/мин; 8 - мощность без нагнетате-
ля при 2400 об/мин
Авиационный двигатель М 337А - четырехтактный, воз-
душного охлаждения, с однорядным расположением цилиндров,
низконапорным впрыском топлива, с непосредственным приводом
ВИШ или ВФШ. На крейсерском режиме развивает 2400 об/мин.
Двигатель с наддувом. В основном исполнении двигатель предна-
значен для высшего пилотажа, но полеты на спине не разрешаются.
Страна-изготовитель Чехия. Основные данные двигателя М 337А
приведены в табл. П4.1. Двигатель имеет модификации: М 337А -
без наддува, полностью акробатический (табл. П4.1); М 337Ак - с
усовершенствованной масляной системой, позволяет акробатиче-
ские полеты на спине.
Рис. П4.4. Двигатель М 332А
Авиационный двигатель АПД2300 (рис. П4.5) - четы-
рехтактный, с жидкостным охлаждением (Тосол 40), непосредст-
венным впрыском топлива, турбонаддувом, электронной системой
управления зажиганием и топливопитанием. Однорядное располо-
жение цилиндров. Привод воздушного винта - через редуктор, ко-
торый понижает число оборотов выходного вала по отношению к
коленвалу в 2,11 раза. Запуск двигателя осуществляется от встроен-
ного электростартера.
Рис. П4.5. Двигатель АПД2300
Двигатель предназначен для самолетов АОН. Производство
НПО «Молния» и ЦИАМ совместно с АО «Заволжский моторный
завод». Двигатель разработан на базе автомобильного двигателя
ЗМЗ.406-10. Основные технические данные двигателя АПД2300
представлены в табл. П4.1. На рис. П4.6 представлены высотные
характеристики.
Рис. П4.6. Высотные характеристики двигателя АПД2300
Поршневые двигатели BOMBARDIER-ROTAX GE-
SELSCHAFT MBH MOTORENFABRIK - четырехтактные,
комбинированного охлаждения с оппозитным расположением ци-
линдров, карбюраторным смесеобразованием, электрическим стар-
тером и интегрированным редуктором, понижающим число оборо-
тов выходного вала по отношению к коленвалу в 2,273 раза. Охлаж-
дающая жидкость на основе этиленгликоля. Двигатели 912UL и
914UL предназначены для установки на самолеты единичного изго-
товления, экспериментальные и ультралегкие летательные аппара-
ты. Основные технические данные представлены в табл. П4.3.
Авиационный двигатель 914UL с турбонаддувом, допускается
взлетный режим в течение 3 минут при мощности 115 л.с.
(5800 об/мин коленвала).
Таблица П4.3
Характеристики двигателя 912UL 914UL
Максимальная (взлетная) мощность, л.с. 80 100(115)
Максимальное (взлетное) число оборотов в минуту 5500 5800
Характеристики двигателя 912UL 914UL
Объем цилиндров, л 1,21 1,21
Число цилиндров 4 4
Степень сжатия 9,5 8,75
Диаметр поршня, мм 79,5 79,5
Ход поршня, мм 61 61
Удельный расход топлива при максимальной мощно- сти, даН/(л.с.ч) 0,213 0,202
Крейсерский удельный расход топлива, даН/(л.с. ч) — 0,199
Вес двигателя, даН 56 65
Ширина двигателя, мм 576 631
Высота двигателя, мм 376 363
Длина двигателя, мм 579 682
Авиационные поршневые двигатели TELEDYNE
CONTINENTAL MOTORS широко используются на легких са-
молетах. Основные технические данные некоторых распространен-
ных типов этих двигателей и их модификаций приведены в
табл. П4.4 и П4.5. Общим для них является то, что все они четырех-
тактные, воздушного охлаждения и имеют оппозитное расположе-
ние цилиндров.
Таблица П4.4
Характеристики двигателя Модель и модификация двигателя
0-200 О-ЗООА Ю-360 ES 10-360 Н TSIO- 360 D 10-470 V
Максимальная про- должительная мощ- ность, л.с. 100 145 210 210 225 240
Максимальное число оборотов в минуту 2750 2700 2800 2800 2800 2600
Объем цилиндров, л 3,28 4,92 5,9 5,9 5,9 7,7
Число цилиндров 4 6 6 6 6 6
Степень сжатия 7,0 7,0 8,5 8,5 7,5 8,6
Диаметр поршня, мм 103 103 113 113 113 127
Ход поршня, мм 98,3 98,3 98,3 98,3 98,3 102
Вес, даН 85,4 123 159 133 126 186
Характеристики двигателя Модель и модификация двигателя
0-200 О-ЗООА 10-360 ES 10-360 н TSIO- 360 D 10-470 V
Ширина, мм 802 800 839 798 798 852
Высота, мм 589 591 570 618 618 502
Длина, мм 724 1010 847 879 879 1110
В наименовании зарубежных поршневых двигателей исполь-
зуют следующие условные обозначения: G - привод с редуктором,
TS - с турбонаддувом, 7 - с непосредственным впрыском топлива,
О - оппозитная схема расположения цилиндров, L - с жидкостным
охлаждением. Например, «TSIO-360-КВ» расшифровывается так:
TS - с турбонаддувом, 7 - непосредственный впрыск, О - оппозит-
ная схема, 360 - рабочий объем в куб. дюймах, КВ - порядковая
модификация.
Двигатель 0-200 (табл. П4.4) с карбюраторным смесеобра-
зованием, невысотный, с непосредственным приводом воздушного
винта. Общий вид представлен на рис. П4.7. Двигатель установлен
на самолетах типа Cessna 150.
Рис. П4.7. Двигатель 0-200
Двигатель О-ЗООА (табл. П4.4) с карбюраторным смесеоб-
разованием, невысотный, с непосредственным приводом воздушно-
го винта.
Двигатели типа 10-360 (табл. П4.4 и рис. П4.8) с непо-
средственным впрыском топлива, невысотные, с непосредственным
приводом воздушного винта. Имеется несколько модификаций:
К - (195 л.С.); н - (210 л.с.); ES - (210 л.с.). Для ПД IO-360ES
крейсерский режим соответствует мощности 160 л.с. при 2600
об/мин. Ресурс этого двигателя составляет 2000 ч.
Двигатели типа 10-360 установлены на самолетах Cessna 172,
Cessna 337 и других легких самолетах.
Рис. П4.8. Двигатель 10-360
Двигатели типа TSIO-360 с турбонаддувом, непосредст-
венным впрыском топлива, высотные, с непосредственным приво-
дом воздушного винта; имеется несколько модификаций, в том чис-
ле модификация D (табл. П4.4). Двигатели типа TSIO-360 установ-
лены на самолетах Cessna Т337, Piper SENECA, Mooney 231 и дру-
гих легких самолетах.
Двигатель IO-470V (табл. П4.4) с непосредственным впры-
ском топлива, невысотный, с непосредственным приводом воздуш-
ного винта.
Двигатели типа 10-550 с непосредственным впрыском то-
плива, невысотный, с непосредственным приводом воздушного
винта; имеется несколько модификаций (табл. П4.5). Двигатели это-
го типа установлены на самолетах Beech Bonanza АЗЗ, Beech
Bonanza 58 и других. Общий вид Ю-55ОА приведен на рис. П4.9.
Общий вид IO-550G приведен на рис. П4.10. Расход топлива на
максимальном режиме этого двигателя составляет 57...59 кг/ч. Мак-
симальный крейсерский режим соответствует мощности 240 л.с.
при 2400 об/мин, экономический крейсерский режим - мощности
200 л.с. при 2300 об/мин.
Таблица П4.5
Характеристики двигателя Модель и модификация двигателя
10-550 G 10-550 А 10-520 К TSIO-550 А GTSIO-520 К
Максимальная про- должительная мощ- ность, л.с. 280 300 300 360 435
Максимальное число оборотов в минуту 2500 2700 2850 2600 3400
Объем цилиндров, л 9,01 9,01 8,52 9,01 8,52
Число цилиндров 6 6 6 6 6
Степень сжатия 8,5 7,5 8,5 7,5 7,5
Диаметр поршня, мм 133,4 133,4 133,4 133,4 133,4
Ход поршня, мм НО 110 102 НО 102
Вес, даН 218 188 194 193 272
Ширина, мм 852 852 852 1080 865
Высота, мм 518 518 502 851 665
Длина, мм 1189 1189 1039 1083 1429
Рис. П4.9. Двигатель Ю-550А
Рис. П4.10. Двигатель IO-550G
Двигатели типа 10-520 с непосредственным впрыском то-
плива, невысотные, с непосредственным приводом воздушного
винта; имеется несколько модификаций, в том числе и модифика-
ция К (табл. П4.5 и рис. П4.11). Двигатели типа 10-520 установлены
на самолетах Cessna 185, Cessna 210, Cessna 206, Bellanca Viking
300, Beech Bonanza 33 и других легких самолетах.
Рис. П4.11. Двигатель Ю-520К
Двигатель TSIO-550A (табл. П4.5) с турбонаддувом и не-
посредственным впрыском топлива, высотный, с непосредственным
приводом воздушного винта. Этот тип ПД установлен на самолетах
Beech Baron 58Р, Cessna 402, Cessna 414 и других.
Двигатель GTSIO-520K (табл. П4.5 и рис. П4.12) с турбо-
наддувом и непосредственным впрыском топлива. Высотный - мак-
симальная мощность сохраняется до высоты 7620 м. Привод воз-
душного винта через коробку передач (редуктор).
Рис. П4.12. Двигатель GTSIO-520K
Дизельные авиационные двигатели. Новые материалы
и технологические процессы, применение турбонаддува создали ре-
альные возможности для уменьшения главного недостатка этих вы-
сокоэкономичных двигателей - большой удельный вес. В ряде
стран проводятся работы по созданию авиационных дизелей мощ-
ностью 100...300 л.с. Например, в нашей стране разработаны авиа-
дизели типа ДН-200 и типа ТДА-450.
Авиационный дизельный ПД типа ДН-200 - это двухтактный
трехцилиндровый двигатель, работающий по конструктивной схеме
с противоположно движущимися поршнями. Основные характери-
стики этого двигателя следующие [56]: мощность - 200 л.с. при час-
тоте вращения 2700 об/мин, вес сухого двигателя - 150 даН и удель-
ный расход топлива 0,18 даН/(л.с.-ч). Предполагается разработка
еще двух двигателей подобного типа: пятицилиндрового мощно-
стью 335 л.с. и шестицилиндрового мощностью 410 л.с.
При разработке семицилиндрового авиационного дизельного
ПД ТДА-450 реализована идея аксиального двигателя с приводом
поршней с помощью кулачковых шайб. В этом двигателе нет ко-
ленчатого и распределительного валов, как в двигателе традицион-
ной схемы. На основной вал насажен кулачковый вал (синусои-
дальная шайба), который преобразует поступательное движение
поршней во вращательное движение вала. Двигатель ТДА-450 име-
ет следующие основные характеристики [56]: мощность - 450 л.с.
при частоте вращения 1750 об/мин, крейсерский удельный расход
топлива - 0,165 даН/(л.с. ч) и вес сухого двигателя - 180 даН.
Авиационные роторно-поршневые (ротативные)
двигатели пока еще не получили широкого распространения. Для
этих ПД характерна большая литровая мощность, что делает их лег-
че и компактнее. Второе важное преимущество - отсутствие воз-
вратно-поступательного движения, что дает возможность умень-
шить уровень шума и вибрации. Однако наряду с этим они имеют
несколько ббльшую неравномерность теплового напряжения конст-
рукции и некоторые осложнения с токсичностью продуктов сгора-
ния. Для уверенного применения ротативных двигателей в авиации
требуется решить сложные научно-технические задачи как в облас-
ти рабочего процесса, так и в части совершенствования конструк-
ции и технологии производства, включая поиск более совершенных
конструкционных материалов. С учетом требований АП 33 были
разработаны отечественные роторно-поршневые двигатели ВАЗ-416,
ВАЗ-426, ВАЗ-4265 и ВАЗ-526 (табл. П4.6 и рис. П4.13, П4.14). Все
модели двигателей имеют минимальный удельный расход топлива
0,19 даН/(л.с. ч).
Двигатели ВАЗ-426 и ВАЗ-416 имеют редуктор, обеспечи-
вающий обороты воздушного винта 1900...2800 об/мин (по требо-
ванию заказчика). Обороты вала двигателя ВАЗ-4265 и ВАЗ-526 со-
ставляют 6000 об/мин.
Таблица П4.6
Модель двигателя ВАЗ -416 -426 -4265 -526
Взлетная мощность, л.с. 180 270 270 400
Число цилиндров 2 3 3 4
Рабочий объем, л 1,308 1,962 1,962 2,616
Вес сухого двигателя, даН 125 155 130 175
Высота двигателя, мм 614 614 614 460
Ширина двигателя, мм 600 645 645 422
Длина двигателя, мм 877 1032 967 1386
Рис. 174.13. Двигатели ВАЗ-416, ВАЗ-426
Роторно-поршневые двигатели ВАЗ имеют жидкостную за-
крытую систему охлаждения; комбинированную, с «мокрым» или
«сухим» картером (в зависимости от назначения самолета); распре-
деленный впрыск топлива с электронным управлением, дублиро-
ванной гидромеханической системой.
Рис. П4.14. Двигатель ВАЗ-4265
ТУРБОВИНТОВЫЕ АВИАЦИОННЫЕ
ДВИГАТЕЛИ
Основные характеристики некоторых отечественных и
зарубежных ТВД приведены в табл. П4.7.
Таблица П4.7
Марка двигателя Взлетный режим, /7 = 0, V=0, MCA Крейсерский режим, MCA Габариты,м Вес, даН
Ne, Э.Л.С. даН Як ТГК я, км V, км/ч; чис- ло М* Ne, Э.Л.С. Се, даН длина ширина высота
э.л.с.ч Э.Л.С.Ч
Ровер ТР- 90 НО - 2,8 — 6 450 49 0,609 0,9 0,52 - 91
LTP 101- 700 150 0,25 8,5 1313 - - - - 0,91 0,53 0,53 31
ТВД-150 150 0,52 — — ВСХ на рис. П4.15 — — — 50
ТВД-400 400 0,28 — — ВСХ на рис. П4.16 — — — 96
Аллисон 250-В17С 420 0,298 7,2 — - - - — 1,14 0,48 0,57 88
АИ-450 465 0,26 — — 0 0 300 0,297 0,95 0,55 0,59 103
Аллисон 250-С28 500 0,274 7,1 1073 - - - - - 0,56 0,64 100
РТ6А-20 588 — 6,3 1000 — — — — 1,58 0,483 130
ТРЕ 331-1 605 0,287 8,0 1256 - - - - 1,20 0,58|0,66 152
Окончание табл. П4.7
Марка двигателя Взлетный режим, /7=0, V=0, MCA Крейсерский режим, MCA Габариты, м Вес, даН
Ne, Э.Л.С. даН 7СК ТГК я, км V, км/ч; чис- ло М* Э.Л.С. се, даН длина ширина высота
э.л.с.ч Э.Л.С.Ч
LTP 101-600 620 0,25 8,5 1313 — — — — 0,91 0,53 0,53 152
Аллисон 250-С30 700 0,268 8,5 1077 — — — - 1,10 0,56 0,64 116
«Астази»ХП 740 0,240 7,6 1028 — — — — 1,91 0,46 128
ТРЕ-331-2 757 0,282 8 1292 6 450 355 0,255 1,18 0,55 — 129
«Джем» 830 0,240 12 1240 — — — — 1,04 0,60 150
РТ6А-41 903 0,268 7,0 1268 — — — — 1,70 0,483 183
ТРЕ 331-8 905 0,259 10,3 1278 — — — — 1,20 0,58 0,66 168
Бастан IV 935 — 5,8 1143 6 450 552 0,251 1,55 0,75 — 222
ТВД-10 940 0,265 7,4 1126 3 0,47* 750 0,24 — — — 225
МТМ.380 1050 0,222 13 1400 — — — — 0,94 0,45 0,45 145
Бастан VII 1065 0,265 5,8 1143 — — — — 2,03 0,69 0,78 212
Т-5313А 1250 — 8,3 1150 6 450 780 0,247 1,39 0,41 •— 130
РТ6А-67А 1273 0,248 — — — — — — 1,88 0,483 230
Турбо III 1300 0,290 5,8 930 — — — — 2,19 0,64 0,72 225
Т-5313В 1400 — 7,4 1210 6 450 800 0,24 1,48 0,58 — 274
ТВД-1500 1500 0,234 — — 3 0,35* 1050 0,240 — — — 310
GE 27 1560 0,210 16 1373 — — — — 1,19 0,64 0,58 195
Т-5321 1740 - 5,3 ИЗО 6 450 930 0,308 2,43 0,56 — 494
Рис. П4.16. Высотно-скоростные характеристики ТВ Д-400
00
Рис, П5.1, Характеристики серии изолированных двухлопастных
деревянных винтов ЦАГИ СДВ-1 [40]
Приложение 5
ХАРАКТЕРИСТИКИ ВОЗДУШНЫХ
ВИНТОВ
Рис. П5.2. Характеристики серии изолированных двухлопастных винтов NACA WR 286 [40]
Рис. П5.3. Характеристики серии изолированных двухлопастных английских винтов /40/
р
Рис. П5.4. Характеристики серии трехлопастных американских винтов с учетом влияния
фюзеляжа /40/
₽
Рис. П5.5. Характеристики серии изолированных трехлопастных
винтов Гамильтон Стандарт /70/
Рис. П5.6. Характеристики серии изолированных четырехлопастных
винтов Гамильтон Стандарт /70/
Рис. П5.7. Характеристики серии изолированных четырехлопастных
винтов DVL-6 [40]
Рис. П5.8. Характеристики серии изолированных четырехлопастных
винтов [40]
a)
Рис. П5.9. Характеристики серии изолированных шестилопастных
винтов /4/:
а - число М до 0,3; б - число М = 0,4
Приложение 6
ХАРАКТЕРИСТИКИ НАБОРА ВЫСОТЫ
В процессе проектирования легких самолетов обязательно
проверяется выполнение требований НЛГС к набору высоты.
При наборе высоты (рис. П6.1) нормы летной годности легких
самолетов регламентируют при
соответствующих условиях гра- r
диент набора высоты или скоро- Г,
подъемность у у max.
Градиент набора высоты - Tv
это тангенс угла наклона траек-
тории. Например, градиент набо- .,>
ра высоты 1:12 это tg( 1 /12), что Рис, П6, L Набор высОты
соответствует углу наклона тра-
ектории набора высоты 0Н = 0,0833 радиана или 4,78°.
Известно, что режим полета самолета с максимальной скоро-
подъемностью V vmax не совпадает с режимом наиболее крутого
подъема 0тах.
СКОРОПОДЪЕМНОСТЬ САМОЛЕТА
Известно, что в общем случае вертикальная скорость набора
высоты определяется из условия
где Np и дгп - соответственно располагаемая и потребная мощности.
Примечание. Для легких самолетов в большинстве случаев набора высо-
ты справедливо допущение, что полетный вес G=Go-
В данном случае располагаемая мощность самолета - это
мощность его силовой установки на расчетном режиме его работы,
т.е. при степени дросселирования 7/др = 1
Np = Лдв^ИвзлПв^оСо, (П6.2)
где Цвзл - коэффициент, учитывающий наличие у двигателя взлет-
ного режима: если взлетный режим отсутствует, то цвзл = 1, иначе
Цвзл<1 (например, для ТВД Цвзл = 0,8...0,9, для невысотного ПД
цвзл = 1, для высотного ПД с нагнетателем Цвзл = 0,83...0,91); коэф-
фициент knn =--------- ~ при неработающем одном двигателе и
^ДВ
ЛДв = 1»0 - при нормальной работе всех двигателей, а также в слу-
чае одномоторного самолета.
Мощность, потребная для горизонтального полета со скоро-
стью V, равна
Nn = XaV , (П6.3)
где Ха ~ сила аэродинамического сопротивления самолета.
С учетом (П6.2) и (П6.3) выражение (П6.1) примет вид
_ _ V
Уу = 75кдв^РвЛНо-—Ха- (П6.4)
Go
При малых углах траектории набора высоты
ya = G0HV = 4 (П6.5)
| АнСу
С учетом (П6.5) после несложных преобразований из выраже-
ния (П6.4) получается формула для определения максимальной ско-
роподъемности самолета
V у max Н ~ 75&двЛ^яуЦ|
взл^в^О ,5
< /min
. (П6.6)
△я
Приняв аналитическое выражение поляры самолета во взлет-
ной конфигурации в виде параболы и продифференцировав Сх/сХу
по Су, определяют наименьшее значение
1,5
у /min
г 0,25
= 1,753------—
(яХбмех) ’
-------------- (П6.7)
мех Ктах мех
где еМех и Ктах мех “ соответственно коэффициент Освальда и мак-
симальное аэродинамическое качество самолета с механизацией
крыла в выпущенном положении, если она имеется.
Таким образом, максимальная скороподъемность самолета оп-
ределяется по зависимости
V у max Н “ Нвзл^в^О
2,8
^/^мех ^тах мех
. (П6.8)
Ан
ГРАДИЕНТ НАБОРА ВЫСОТЫ
Принимается, что режим полета самолета при наборе высоты с
нормируемым градиентом соответствует режиму наиболее крутого
подъема, когда аэродинамическое качество равно максимальному
значению, т.е.
0 max при условии К=Ктах мех • (П6.9)
Поскольку нормируемые градиенты набора высоты соответст-
вуют малым углам наклона траектории (0 < 5°), то выполняются ус-
ловия (рис. П6.1)
tg(0) = sin(0) = 0 =
Для последнего условия, с учетом выражения (П6.4),
q _ У у _ цу М-взл Пв Nо X &
= v ~ V Go
или с учетом (П6.9)
_ 18,75*дв N ну Нвзл Ча г~ _____1
0max— I— ^Дн1- у нв мех v ’
у Pq Ктах мех
где Су нв мех-наивыгоднейшее значение коэффициента Су
пущенной механизации крыла, если она имеется. В случае аппрок-
симации параболой поляры самолета
Су„.„ех=,^е"еХ (П6.12)
2 Ктах мех
(П6.10)
(П6.11)
при вы-
Таким образом, угол наклона траектории наиболее крутого
подъема самолета определяется по зависимости
Отах —
23,5&дв N fiv Цвзл Лв N о
А/7 ХеМех
Ктах мех
1
Ктах мех
(П6.13)
Л
Приложение 7
ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРОФИЛЕЙ
КРЫЛА
В специальной литературе (например, [34, 63, 67]) имеется
обширный материал по характеристикам профилей. Данное прило-
жение в учебных целях включает сведения об ограниченном коли-
честве профилей, применяемых на практике.
П7.1. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Геометрические характеристики некоторых применяемых
профилей крыла приведены в табл. П7.1...П7.6. Приведенный мате-
риал основан на работе [70].
Наиболее распространенными сериями профилей являются
профили NACA. Обозначение профилей NACA из четырех цифр
(например, NACA 2412) основано на геометрии профиля. Первая
цифра указывает максимальную величину ординаты средней линии
(кривизна профиля) в процентах хорды. Вторая цифра показывает
расстояние от передней кромки до точки максимальной кривизны в
десятых долях хорды. Последние две цифры соответствуют толщи-
не профиля в процентах хорды. Таким образом, профиль
NACA 2412 имеет кривизну 2% на расстоянии 0,4 хорды от перед-
ней кромки и толщину 12%. Благодаря плавному изменению сопро-
тивления и момента с подъемной силой четырехзначные профили
часто используются на легких самолетах, эксплуатируемых в раз-
личных условиях. Наиболее известными являются профили серии
NACA 2412 и NACA 4412. Последний часто рекомендуется для
концевых сечений крыла.
Обозначение профилей NACA из пяти цифр (например,
NACA 23015) основано на комбинации теоретических аэродинами-
ческих и геометрических характеристик. Первая цифра показывает
величину кривизны в единицах относительной величины расчетно-
го коэффициента подъемной силы; расчетный коэффициент подъ-
емной силы составляет три вторых от первой цифры. Вторая и тре-
тья цифры вместе соответствуют расстоянию от передней кромки
до точки максимальной кривизны; это расстояние в процентах хор-
ды равно половине числа, представленного этими цифрами. По-
следние две цифры указывают толщину профиля в процентах хор-
ды. Таким образом, профиль NACA 23015 имеет расчетный коэф-
фициент подъемной силы 0,3, максимальную кривизну на 0,15 хор-
ды и относительную толщину 15%. Пятизначные профили NACA
имеют такое же распределение толщин, как и четырехзначные про-
фили, но их средняя линия отличается тем, что максимальная орди-
ната сдвинута вперед. Хорошо известные профили 230 серии (на-
пример, упоминавшийся NACA 23015) обладают наибольшей подъ-
емной силой из всех стандартных серий, но их срывные характери-
стики менее благоприятны. Поэтому профили 230 серии применя-
ются, как правило, в комбинации с четырехзначным профилем на
конце крыла.
Ламинарные профили NACA с обозначением из шести цифр
(например, NACA 65з-218). Первая цифра - это обозначение серии
семейства профилей. Вторая цифра - положение точки минималь-
ного давления в десятых долях хорды от передней кромки для ос-
новного симметричного профиля при нулевой подъемной силе.
Цифра, написанная после запятой или в виде индекса, означает бла-
гоприятный диапазон изменения в ту или иную сторону коэффици-
ента подъемной силы в десятых долях от значения расчетного ко-
эффициента подъемной силы, при котором распределение давлений
создает малое сопротивление на обеих поверхностях. Цифра, сле-
дующая за тире, дает расчетный коэффициент подъемной силы в
десятых. Последние две цифры представляют толщину профиля в
процентах хорды. Таким образом, профиль NACA 653-218 - это
профиль шестой серии, точка минимального давления при нулевой
подъемной силе для исходного симметричного профиля 65-018 на-
ходится на 0,05 хорды. Благоприятный диапазон изменения коэф-
фициента подъемной силы лежит в пределах 0,1...0,5; расчетный
коэффициент подъемной силы равен 0,2; максимальная толщина со-
ставляет 18% хорды.
Рис. П7.1. Поляры профилей:
7- обычный; 2 - ламинар-
ный профиль; 3 - «ложка»
сопротивления
Имеются модификации шести-
значных профилей, у которых тире
заменено буквой А. Эти профили, на-
чиная с расстояния около 0,8 хорды и
до задней кромки, имеют практически
прямые поверхности. Шестизначные
профили без этого обозначения имеют
кривизну в хвостовой части.
Максимальная подъемная сила
шестизначных профилей NACA
меньше четырех- и пятизначных про-
филей, но профильное сопротивление
в ограниченном диапазоне значений
коэффициента подъемной силы значи-
тельно меньше (так называемая «лож-
ка» на поляре профиля - рис. П7.1).
Однако шероховатость поверхности,
загрязнения и т.п. ликвидируют «лож-
ку».
Таблица П7.1
х,% Go-549 MS 16/209 х,% ЦАГИ Р-П-12 ЦАГИ Р-П-14 ЦАГИ Р-П-18
Ув-% FH. % Ув.% Ун, % У в-% УН, % Ув’% УН, % Ув.% УН, %
0 3,45 3,45 6,1 6,1 0 0 0 0 0 0 0
1,25 5,70 1,95 7,7 4,0 1 2,232 -1,080 2,604 -1,260 3,156 -1,812
2,5 6,80 1,60 8,8 3,0 2 3,226 -1,525 3,764 -1,780 4,556 -2,572
5,0 8,45 1,10 10,1 2,1 4 4,728 -1,930 5,517 -2,252 6,619 -3,361
7,5 9,65 0,75 11,2 1,6 6 5,822 -2,131 6,794 -2,486 8,119 -3,811
10 10,70 0,55 11,0 1,3 8 6,666 -2,254 7,778 -2,630 9,265 -4,117
15 12,25 0,25 12,8 0,7 10 7,355 -2,357 8,582 -2,750 10,202 -4,370
20 13,20 0,05 13,2 0,3 11 8,560 -2,472 9,988 -2,885 11,828 -4,724
30 13,85 0,00 13,2 0,0 20 9,200 -2,532 10,735 -2,955 12,690 -4,910
40 13,40 0,10 12,3 0,2 25 9,427 -2,571 11,000 -3,000 13,000 -5,000
50 12,05 0,30 10,55 0,3 30 9,414 -2,558 10,985 -2,989 12,982 -4,986
60 10,05 0,55 8,2 0,2 40 8,888 -2,407 10,371 -2,809 12,254 -4,692
70 7,90 0,65 6,1 0,0 50 7,862 -2,127 9,174 -2,482 10,839 -4,147
80 5,35 0,55 4,3 0,15 60 6,541 -1,786 7,632 -2,084 9,020 -3,472
90 2,70 0,30 2,7 0,5 70 5,065 -1,395 5,910 -1,628 6,981 -2,705
95 1,40 0,15 2,0 1,0 80 3,468 -0,969 4,047 -1,131 4,786 -1,870
100 0 0 1,4 1,4 90 1,770 -0,517 2,063 -0,603 2,446 -0,984
95 0,868 -0,263 1,015 -0,307 1,122 -0,498
100 0 0 0 0 0 0
598
Таблица П7.2
х,% ЦАГИ Р-Ш-12 ЦАГИ Р-Ш-14 ЦАГИ Р-ША-15 ЦАГИ Р-Ш-15,5 ЦАГИ Р-Ш-18
Ув.% Ун. % УВ’% УН. % Ув.% Ун, % Ув.% Ун, % Ув>% Ун.%
0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0
0,5 1,78 -0,82 2,30 -1,06 1,98 -0,91 2,30 -1,06 2,68 -1,23
1 2,55 -1,12 3,30 -1,45 2,80 -1,29 3,30 -1,45 3,83 -1,68
2 3,75 -1,51 4,84 -1,95 4,16 -1,75 4,84 -1,95 5,62 -2,28
3 4,62 -1,73 6,00 -2,23 5,24 -2,03 6,00 -2,23 6,97 -2,59
5 6,00 -2,04 7,75 -2,63 6,98 -2,35 7,75 -2,63 9,00 -3,05
7 7,01 -2,25 9,05 -2,90 8,34 -2,51 9,05 -2,90 10,51 -3,37
10 8,05 -2,41 10,40 -3,12 9,87 -2,65 10,40 -3,12 12,73 -3,62
15 9,57 -2,52 11,70 -3,25 11,41 -2,77 11,70 -3,25 13,58 -3,77
20 9,43 -2,56 12,18 -3,31 12,02 -2,82 12Д8 -3,31 14,14 -3,84
25 9,43 -2,57 12,18 -3,32 12,16 -2,82 12,18 -3,32 14,14 -3,85
30 9,22 -2,52 11,92 -3,26 11,92 -2,80 11,92 -3,26 13,84 -3,79
40 8,44 -2,38 10,90 -3,08 10,66 -2,61 10,90 -3,08 12,65 -3,57
50 7,28 -2,12 9,40 -2,74 9,05 -2,30 9,40 -2,74 10,91 -3,18
60 5,88 -1,78 7,60 -2,30 7,28 -1,95 7,60 -2,30 8,83 -2,68
70 4,41 -1,39 5,70 -1,80 5,46 -1,52 5,70 -1,80 6,62 -2,09
80 2,94 -0,94 3,80 -1,22 3,64 -1,04 3,80 -1,22 4,41 -1,42
90 1,46 -0,47 1,90 -0,61 1,82 -0,52 1,90 -0,61 2,21 -0,71
100 0 0 0 0 0 .0 0 0 0 0
599
Таблица П7.3
FX61-184 FX67-K-170/17
х,% х,% YB,% Ун-% х,% Ув,% % Х,% Ув.% Ун, %
0,000 0,000 0,000 43,469 11,850 -6,156 0,000 0,000 0,000” 40,245 13,526 -3,480
0,102 0,812 -0,243 49,997 11,355 -5,524 0,107 0,653 -0,217 46,730 13,490 -3,365
0,422 1,520 -0,671 56,525 10,511 -4,462 0,428 1,292 -0,514 50,000 13,274 -3,272
0,960 2,251 -1,103 62,938 9,323 -3,148 0,961 2,012 -0,815 53,270 12,919 -3,155
1,702 3,006 -1,538 69,133 7,877 -1,888 1,704 2,765 -1,057 59,755 11,808 -2,844
2,650 3,790 -1,975 74,995 6,395 -0,853 2,653 3,487 -1,321 62,941 11,063 -2,654
3,802 4,598 -2,414 80,435 5,035 -0,075 3,806 4,309 -1,580 66,072 10,208 -2,437
5,158 5,407 -2,851 82,970 4,417 0,215 5,156 5,158 -1,827 69,134 9,263 -2,187
6,694 6,205 -3,285 85,350 3,842 0,440 6,699 6,011 -2,062 72,114 8,259 -1,896
8,422 6,980 -3,713 87,590 3,309 0,601 8,427 6,856 -2,282 75,000 7,233 -1,572
10,330 7,724 -4,129 89,644 2,819 0,702 10,332 7,685 -2,490 77,779 6,229 -1,236
12,403 8,427 -4,529 91,571 2,369 0,747 12,408 8,490 -2.682 80,438 5,287 -0,913
14,643 9,082 -4,906 93,299 1,957 0,742 14,645 9,263 -2,856 82,967 4,437 -0,625
17,037 9,681 -5,251 94,848 1,580 0,696 17,033 9,994 -3,011 85,355 3,689 -0,386
19,558 10,228 -5,560 96,192 1,234 0,610 19,562 10,677 -3,146 87,592 3,040 -0,197
22,221 10,710 -5,831 97,344 0,920 0,494 22,221 11,305 -3,261 91,573 1,991 -0,037
24,998 11,127 -6,055 98,291 0,640 0,361 25,000 11,870 -3,354 94,844 1,201 -0,124
27,891 11,466 -6,230 99,034 0,408 0,244 27,866 12,365 -3,425 97,347 0,631 -0,105
30,861 11,724 -6,349 99,571 0,218 0,129 30,87 12,783 -3,474 99,039 0,243 -0,044
37,056 11,973 -6,400 100 0,000 0,000 37,059 13,370 -3,501 100 0,000 0,000
600
Таблица П7.4
х,% NACA 2412 NACA 4412 NACA 0012 ЦАГИ 846-14 Clark YH
УВ’% Гн’% УВ’% Ун, % Ув’ % Гн>% ГВ’% Ун’ % х,% Ун, %
0 0 0 0 0 0 0 6,1 6,1 0 0 0
1,25 2,15 -1,65 2,44 -1,43 1,894 -1,894 7,7 4,0 1,25 2,10 -1,55
2,5 2,99 -2,27 3,39 -1,95 2,615 -2,615 8,8 3,0 2,50 3,10 -2,03
5,0 4,13 -3,01 4,73 -2,49 3,555 -3,555 10,1 2,1 5,0 4,59 -2,54
7,5 4,96 -3,46 5,76 -2,74 4,200 -4,200 11,2 1,6 7,5 5,62 -2,81
10 5,63 -3,75 6,59 -2,86 4,683 -4,683 11,0 1,3 10 6,42 -3,03
15 6,61 -4,10 7,89 -2,88 5,345 -5,345 12,8 0,7 15 7,57 -3,24
20 7,26 -4,23 8,80 -2,74 5,737 -5,737 13,2 0,3 20 8,33 -3,25
25 7,67 -4,22 9,41 -2,50 5,941 -5,941 — — 30 8,85 -3,14
30 7,88 -4,12 9,76 -2,26 6,002 -6,002 13,2 0,0 40 8,66 -3,00
40 7,80 -3,80 9,80 -1,80 5,803 -5,803 12,3 0,2 50 7,91 -2,81
50 7,24 -3,34 9,19 -1,40 5,294 -5,294 10,55 0,3 60 6,71 -2,69
60 6,36 -2,76 8,14 -1,00 4,563 -4,563 8,2 0,2 70 5,07 -2,43
70 5,18 -2,14 6,69 -0,65 3,664 -3,664 6,1 0,0 80 3,39 -1,98
80 3,75 -1,50 4,89 -0,39 2,623 -2,623 4,3 0,15 90 1,73 -1,21
90 2,08 -0,82 2,71 -0,22 1,448 -1,448 2,7 0,5 95 0,90 -0,69
95 1,14 -0,48 1,47 -0,16 0,807 -0,807 2,0 1,0 100 0,08 -0,08
100 0 0 0,13 -0,13 0,126 -0,126 1,4 1,4
NACA 642-215 NACA 642-415
Тв’% Ун’% ТВ’% Гв>% *Н’%
0,0 0,0 0,0 0,0 0,0 0,0 0,0 0,0
0,399 1,254 0,601 -1,154 0,299 1,291 0,701 -1,091
0,637 1,522 0,863 -1,382 0,526 1,579 0,974 -1,299
1,122 1,945 1,378 -1,731 0,996 2,038 1,504 -1,610
2,353 2,710 2,647 -2,338 2,207 2,883 2,793 -2,139
4,836 3,816 5,164 -3,184 4,673 4,121 5,327 -2,857
7,331 4,661 7,669 -3,813 7,162 5,075 7,838 -3,379
9,831 5,356 10,169 -4,322 9,662 5,864 10,338 -3,796
14,840 6,456 15,160 -5,110 14,681 7,122 15,319 -4,430
19,857 7,274 20,143 -5,682 19,714 8,066 20,286 -4,882
24,878 7,879 25,122 -6,089 24,756 8,771 25,244 -5,191
29,901 8,290 30,099 -6,346 29,803 9,260 30,197 -5,372
34,926 8,512 35,074 -6,452 34,853 9,541 35,147 -5,421
39,952 8,544 40,048 -6,402 39,904 9,614 40,096 -5,330
44,977 8,319 45,023 -6,129 44,954 9,414 45,046 -5,034
50,000 7,913 50,000 -5,707 50,000 9,016 50,000 -4,604
55,020 7,361 54,980 -5,171 55,040 8,456 54,960 -4,076
60,036 6,691 59,964 -4,549 60,072 7,762 59,928 -3,478
65,048 5,925 64,952 -3,865 65,096. 6,954 64,904 -2,834
70.055 5,085 69,945 -3,141 70,111 6,055 69,889 -2,167
75,058 4,191 74,942 -2,401 75,115 5,084 74,885 -1,504
80,055 3,267 79,945 -1,675 80,109 4,062 79,891 -0,878
85,046 2,349 84,954 -1,003 85,092 3,020 84,908 -0,328
90,033 1,466 89,967 -0,432 90,066 1,982 89,934 0,086
95,016 0,662 94,984 -0,030 95,032 0,976 94,968 0,288
100,00 0,0 100,00 0,0 100,00 0,0 100,00 0,0
GA(W) - 1
х,% Гн’% Х,% CQ 1>Ч Гн-%
0 0,000 0,000 55,0 9,917 -5,683
0,20 1,300 -0,974 57,5 9,674 -5,396
0,50 2,035 -1,444 60,0 9,374 -5,061
1,25 3,069 -2,052 62,5 9,013 -4,678
2,50 4,165 -2,691 65,0 8,604 -4,265
3,75 4,974 -3,191 67,5 8,144 -3,830
5,00 5,600 -3,569 70,0 7,639 -3,383
7,50 6,561 -4,209 72,5 7,096 -2,930
10,00 7,309 -4,700 75,0 6,517 -2,461
12,50 7,909 -5,087 77,5 5,913 -2,030
15,00 8,413 -5,426 80,0 5,291 -1,587
17,50 8,848 -5,700 82,50 4,644 -1,191
20,00 9,209 -5,926 85,0 3,983 -0,852
25,00 9,778 -6,265 87,5 3,313 -0,565
30,00 10,169 -6,448 90,0 2,639 -0,352
35,00 10,409 -6,517 92,5 1,965 -0,248
40,00 10,500 -6,483 95,0 1,287 -0,257
45,00 10,456 -6,344 97,5 0,604 -0,396
50,00 10,269 -6,091 100 -0,074 -0,783
П7.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ
Характеристики, представленные на рис. П7.2...П7.10, были
получены из испытаний моделей прямоугольных крыльев. Поэтому
на этих рисунках фактически приведены характеристики крыльев,
имеющих соответствующие профили. На поле этих рисунков есть
указание на величину удлинения. Исключение составляет рис. П7.6,
где характеристики соответствуют профилю, т.е. X = <».
Рис. П7.2. Аэродинамические характеристики крыла с профилем P-II-14
Рис. П7.3. Аэродинамические характеристики крыла
с профилем Р-Ш-15,5
Рис. П7.4. Аэродинамические характеристики крыла
с профилем P-IIIA-15
Рис. П7.5. Аэродинамические характеристики крыла
с профилем NACA 2412
.8“ .4° 0 4° 8° 12° а
а)
Рис. П7.6. Аэродинамические характеристики профиля GA(W) -1:
а - зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки;
б - поляры профиля при различных углах отклонения закрылка (предкрылок отсутствует)
Рис. П7.7. Аэродинамические характеристики крыла
с профилем Clark YH
П7.3. О МОДИФИКАЦИИ ПРОФИЛЯ
Первый метод модификации основан на изменении отно-
сительной толщины при неизменной средней линии профиля
(рис. П7.11), т.е.
с - var; f = const. (П7.1)
Рис. П7.11. Первый способ модификации профиля f = const
В этом случае исходные ординаты профиля ув и ун пересчи-
тываются на любую требуемую относительную толщину ём по из-
вестным формулам, в которых нижний индекс «м» относится к ор-
динатам модифицированного профиля,
Ув(1+*с) + Гн(1-£с)
Ув м ~ 2 ’
_Ув(1-Лс) + Ун(1+*с)
Ун М “ 2 ’
где Лс = см/ё _ коэффициент модификации относительной толщи-
ны.
Крылья, имеющие модификацию типа (П7.1), называются пло-
скими, так как у них Су = О для всех сечений при одном и том же
угле атаки «о, при этом для всех профилей данной серии величины
С“ и ао можно считать постоянными.
Второй метод модификации основан на одновременном
изменении относительной толщины и относительной вогнутости
(рис. П.7.12), т.е.
c = var; f = var.
(П7.2)
Положительная аэродинамическая крутка крыла получается
при уменьшении с в направлении к концу крыла и увеличении f в
том же направлении; отрицательная аэродинамическая крутка - при
одновременном уменьшении с и f в направлении к концу крыла. В
этом случае исходные ординаты профиля ув и ун пересчитываются
на требуемую относительную толщину ём и относительную вогну-
тость 7 по известным формулам:
_Y^kf + kc) + YH(kf-kc)
Увм- 2 ;
_Yn{kf-kc} + YH{kf + kc)
Гнм- 2
где kf = 7Mff ~ коэффициент модификации относительной вогну-
тости профиля.
Рис. П7.12. Второй способ модификации профиля f = var
Модификации профилей изменяют их аэродинамические ха-
рактеристики, для определения которых следует обратиться к спе-
циальной литературе.
Приложение 8
КОМПОНОВКА АВАРИЙНЫХ
ВЫХОДОВ
Данное приложение содержит текст НЛГС, который в на-
стоящей работе носит методический характер и не может считаться
официальным текстом. При необходимости следует обратиться к
официальному изданию*.
23.807. Аварийные выходы
(а) Количество и расположение. Расположение аварийных
выходов должно обеспечивать эвакуацию без давки при любом ве-
роятном положении самолета после аварии. Самолет должен иметь,
по крайней мере, следующие аварийные выходы:
(1) На всех самолетах с количеством посадочных мест 2 и бо-
лее, за исключением самолетов с кабинами, закрываемыми фонаря-
ми, по крайней мере, один аварийный выход на борту кабины, про-
тивоположном основной двери, установленной согласно 23.783.
(2) [Зарезервирован].
(3) Если кабина экипажа отделена от пассажирской кабины
дверью, которая при небольшой аварии, вероятно, может блокиро-
вать эвакуацию пилотов, то в кабине экипажа должен быть выход.
Тогда количество выходов, требуемое пунктом (a)(1) настоящего
параграфа, должно определяться отдельно для пассажирской каби-
ны с учетом количества посадочных мест в этой кабине.
(Ь) Тип и открытие. Аварийными выходами должны быть
подвижные иллюминаторы, панели, фонари или наружные двери,
открываемые как изнутри, так и снаружи самолета, которые обеспе-
чивают открытый и беспрепятственный проем, достаточно боль-
шой, чтобы в него вписался эллипс размерами 483x660 мм. Допол-
нительные запирающие устройства, используемые для охраны са-
молета, должны быть рассчитаны на их преодоление обычными
внутренними средствами открытия. Кроме того, каждый аварийный
выход должен:
* Авиационные правила часть 23. Нормы летной годности гражданских
легких самолетов. - Межгосударственный авиационный комитет, 1997.
(1) Быть легкодоступным, не требующим исключительной
ловкости при использовании в аварийных ситуациях.
(2) Иметь простой и очевидный способ открытия.
(3) Быть расположен и промаркирован для обеспечения легкого
его обнаружения и открытия, даже в темноте.
(4) Иметь приемлемые меры по предотвращению заклинивания
при деформации фюзеляжа.
(5) На самолетах акробатической категории - позволять каж-
дому человеку быстро покинуть самолет с парашютом на любой
скорости от VsoAo VD.
(с) Испытания. Безотказное функционирование каждого ава-
рийного выхода должно быть продемонстрировано испытаниями.
(d) Двери и выходы. Кроме того, к самолетам переходной ка-
тегории относятся следующие требования:
(1) В дополнение к пассажирской входной двери:
(i) На самолетах с общим количеством пассажирских мест 15 и
менее на каждом борту кабины должен быть аварийный выход, со-
ответствующий требованиям пункта (Ь) настоящего параграфа.
(ii) На самолетах с количеством пассажирских мест от 16 до 19
должно быть три аварийных выхода, соответствующих требованиям
пункта (Ь) настоящего параграфа; один - на одном борту с пасса-
жирской входной дверью и два на противоположном борту.
(2) Должны быть предусмотрены средства запирания каждого
аварийного выхода и предотвращения возможности его случайного
открытия в полете людьми или в результате механического повреж-
дения. Кроме того, должны быть предусмотрены средства для пря-
мого визуального осмотра запирающего механизма, позволяющие
установить, что каждый аварийный выход, при открытии которого
первое движение направлено наружу, полностью закрыт.
(3) Каждый требуемый аварийный выход, за исключением
аварийных выходов на уровне пола кабины, должен быть располо-
жен над крылом или, если он находится на высоте более 1830 мм от
земли, должен быть оснащен приемлемым вспомогательным сред-
ством для облегчения спуска людей на землю. Аварийные выходы
должны быть распределены равномерно, насколько это практически
возможно, принимая во внимание расположение пассажирских
мест.
(4) Если только Заявитель не обеспечил соответствие требова-
ниям пункта (d)(1) настоящего параграфа, то на борту, противопо-
ложном входной пассажирской двери, должен быть предусмотрен
аварийный выход с условием, что:
(i) На самолетах с количеством пассажирских мест 9 или менее
этот аварийный выход имеет прямоугольный проем шириной не
менее 485 мм и высотой не менее 610 мм с радиусом закругления
углов не более 1/3 ширины выхода, расположенный над крылом,
при этом высота порога под выходом внутри самолета не превыша-
ет 735 мм, а снаружи самолета 915 мм.
(ii) На самолетах с количеством пассажирских мест от 10 до 19
этот аварийный выход имеет прямоугольный проем шириной не
менее 510 мм и высотой не менее 915 мм с радиусом закругления
углов не более 1/3 ширины выхода, при этом высота порога под вы-
ходом внутри самолета не превышает 510 мм. Если выход располо-
жен над крылом, высота порога снаружи самолета не превышает
685 мм.
(iii) Самолет соответствует дополнительным требованиям, из-
ложенным в 23.561 (b)(2)(iv), 23.803(b), 23.811(c), 23.812, 23.813(b) и
23.815.
(е) На многодвигательных самолетах должны быть предусмот-
рены аварийные выходы при аварийном приводнении в соответст-
вии со следующими требованиями, если только аварийные выходы,
требуемые в пунктах (а) или (d) настоящего параграфа, не удовле-
творяют этим требованиям:
(1) Один аварийный выход на каждом борту самолета выше
ватерлинии с размерами, установленными в пунктах (Ь) или (d) на-
стоящего параграфа, в зависимости от того, что применимо.
(2) Если нецелесообразно располагать бортовые выходы выше
ватерлинии, то должен быть предусмотрен легкодоступный верхний
аварийный люк, который имеет ширину не менее 510 мм и длину не
менее 915 мм с радиусом закругления углов не более1/3 ширины
выхода.
23.813. Проход к аварийным выходам
(а) На самолетах переходной категории проход к аварийным
выходам типа иллюминаторов (окон) не должен перекрываться
креслами или спинками кресел.
(Ь) Кроме того, если запрашивается сертификация аварийных
выходов в соответствии с требованиями 23.807(d)(4), то должно
быть обеспечено следующее:
(1) Проход для пассажиров, ведущий из продольного прохода к
входной пассажирской двери, должен быть беспрепятственным и
иметь ширину не менее 510 мм.
(2) Должно быть предусмотрено достаточное пространство
около входной пассажирской двери для оказания помощи пассажи-
рам при эвакуации, при этом беспрепятственная ширина прохода
для пассажиров должна быть не менее 510 мм.
(3) Если для подхода к любому аварийному выходу с любого
кресла в пассажирской кабине необходимо пройти через проход
между пассажирскими кабинами, то этот проход должен быть бес-
препятственным. Однако могут быть использованы шторы, если
они допускают свободное движение по проходу.
(4) В любой перегородке между пассажирскими кабинами не
может быть установлена дверь, если только она не имеет средств
для ее фиксации в открытом положении. Средства фиксации долж-
ны выдерживать воздействие на них инерционных нагрузок от две-
ри в результате действия расчетных статических перегрузок, уста-
новленных в 23.561(b)(2).
(5) Если для подхода к любому требуемому аварийному выхо-
ду с любого пассажирского кресла необходимо пройти через дверь,
отделяющую пассажирскую кабину от других зон, то дверь должна
иметь средства для ее фиксации в открытом положении. Средства
фиксации должны выдерживать воздействие на них инерционных
нагрузок от двери в результате действия расчетных статических пе-
регрузок, установленных в 23.561(b)(2).
23.815. Ширина прохода
(а) За исключением установленного в пункте (Ь) настоящего
параграфа, на самолетах переходной категории ширина основного
продольного прохода для пассажиров в любой точке между кресла-
ми должна быть не менее значений, приведенных в следующей таб-
лице:
Количество пассажир- ских кресел Минимальная ширина основного прохода, мм
менее 635 мм от пола 635 мм и более от пола
10-19 229 381
(b) Если запрашивается сертификация аварийных выходов в
соответствии с требованиями 23.807(d)(4), ширина продольного
прохода в любой точке между креслами должна быть равна или
превосходить значения, указанные в следующей таблице:
Количество пассажир- ских кресел Минимальная ширина основного прохода, мм
менее 635 мм от пола 635 мм и более от пола
10 и менее 305* 381
10-19 305 510
* Может быть одобрен более узкий проход, но шириной не менее 229 мм, если его
достаточность будет подтверждена испытаниями, которые Компетентный орган
сочтет необходимыми.
615
a)
Рис. П9.1.Варианты «классической» тандемной
компоновки двух кресел. Вход через фонарь
Рис. П9.2. Кабина двухместного самолета
низкоплана. Вход через сдвижной фонарь
Рис. П93. Вариант двухместного самолета
низкоплана с входом через боковые двери
Приложение 9
ПРИМЕРЫ КОМПОНОВОК КАБИН
616
Рис. П9.4. Кабина двухместного высокоплана.
Вход через боковые двери
П9 5. Кабина четырехместного высокоплана.
Вход через боковые двери
Рис. П9.6. Варианты кабин четырехместных
низкопланов
Рис. П9.7. Кабина самолета высокоплана на шесть мест
Рис. П9.8. Варианты кабины самолета низкоплана на шесть мест
Рис. П9.10. Кабина самолета на восемь мест
Рис. П9.11. Кабина самолета на девять мест
Рис. П9.12. Кабина легкого самолета типа Piper РА-31 на 8...9 пасса-
жирских мест
Рис. П9.13 .Кабина самолета L-410 UVP на 15 пассажирских мест:
1 - кресло летчика; 2 - блоки пассажирский кресел; 3 - задний ба-
гажник; 4 - туалет; 5 - гардероб (полка-вешалка); 6 - входная дверь
(аварийный выход); 7 - передний багажник
4000
Рис. П9.14. Кабина легкого самолета типа BN 2 на десять пассажир-
ских мест
Рис. П9.15. Кабина легкого самолета Beechcraft В-99 на тринадцать
пассажирских мест
••е
Рис. П9.16. Кабина легкого самолета ВАе Jetstream 31 на 18 пассажир-
ских мест
Рис. П9.17. Схема пассажирской кабины самолета Fairchild Metro V:
1 - багажный отсек и отсек с радиоэлектронным оборудованием (об-
щий объем 1,27 м ); 2 - пассажирская кабина на 19 пассажиров: длина
7,9 м, высота 1,4 м, ширина 1,6 м и объем 17,6 м3; 3 - хвостовой багаж-
ный отсек длиной 2,82 м и объемом 5,83 м3; 4 - грузовая дверь шириной
1,35 м; 5 - пассажирская дверь шириной 0,63 м и высотой 1,5 м; аварий-
ные выходы на крыло одинакового размера: ширина 0,48 м и высота
0,66 м, по правому борту - два выхода, по левому - один выход
Приложение 10
ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
АВИАКОЛЕС
Данное приложение содержит основные характеристики авиа-
колес. В табл. П10.1 обозначено: Рст.тах _ максимальная допусти-
мая стояночная нагрузка; рк - рабочее давление в пневматике;
бст - допустимое стояночное обжатие пневматика при взлетном ве-
се; /’дин. max ~ максимальная динамическая нагрузка на колесо;
5М д - максимальное допустимое обжатие пневматика; Упос - мак-
симальная допустимая посадочная скорость; Квзл - максимальная
допустимая взлетная скорость.
Таблица П10.1
Размер колеса, мм Рст. max, даН Рю даН/см2 5СТ, мм I S3 a? s ? S ю Цюс, км/ч Вес колеса, даН
Нетормозные колеса с полубаллонными пневматиками
200x80 165 3,5 19 165 32 90 160 —
300x125 370 3,5 20 500 65 150 200 5,5
400x150 925 4,0 35 1050 99 205 205 7,55
470x210 1150 3,5 45 1600 115 160 160 13,7
500x125 575 3 - - 64 — — 14,9
600x180 1300 4,5 — — 104 — — 17
600x250 1300 2,5 57 1750 159 по 125 22,4
700x150 925 3,0 — — 94 — — 19,1
Тормозные колеса с полубаллонными пневматиками
310x135 160 3,0 - - 64 - — —
400x150 450 3,0 - — 94 - — —
500x150 480 2,5 — — 85 105 120 —
500x150 560 3,0 — - - - — -
500x150 1000 5,0 — — 88 - — —
500x150 800 4,3 30 3120 125 90 160 13,6
560x170 865 4,0 39 1070 121 90 120 —
595x185 880 3,5 46 1120 128 85 НО 20,3
Окончание табл. П10.1
Размер колеса, мм Рст. max, даН Рк. даН/см 5СТ, мм ?дин. max, даН §м.д> ММ Ц1ОС» км/ч ^ВЗЛ» км/ч Вес колеса, даН
650x200 1450 4,2 45 1860 120 150 160 —
700x220 2000 4,5 53 2500 140 160 170 —
750x250 2600 4,5 62 3250 160 150 160 —
800x260 2800 4,5 60 3600 164 150 160 58,5
880x285 3500 4,0 70 4400 182 160 170 -
900x300 3830 4,7 75 4850 190 180 200 84,5
950x320 4300 4,5 81 5400 210 170 190 -
Нетормозные колеса с арочными пневматиками
250x1 ЮА 277 3,0 25 370 58 200 260 —
255x1I0A 320 4,0 - — 44 — — 3,1
310х135А 500 3,0 31 500 59 180 200 4,7
370x160А 660 3,5 38 785 88 200 260 6,8
420x185А 1050 3,0 42 1150 83 180 200 —
420Х200А 1050 4,5 - - 98 - - 10,4
480Х200А 1300 4,0 45 1550 95 180 200 11,7
530Х230А 1800 4,5 — - 134 — — 15,8
Тормозные колеса с арочными пневматиками
500x180А 1000 4,0 35 1150 80 200 200 31
500x180А 1500 6,0 35 1700 80 210 220 —
600Х200А 1480 4,0 42 1830 98 200 300 —
650Х225А 1850 4,0 45 2400 107 200 200 —
650Х225А 2700 6,0 45 3850 107 210 220 —
700х250А 2350 4,0 55 2750 121 200 300 35,9
750х260А 2650 4,5 52 3400 123 200 200 —
840х300А 3600 4,5 65 4500 150 200 300 84
865Х280А 4180 6,0 72 5350 172 200 225 72
950Х350А 4600 5,0 75 6250 180 200 200 36,5
В табл. П10.2 приведены основные характеристики непневма-
тических колес производства США специально для хвостовых опор
шасси.
Таблица П10.2
Размер, дюйм 3,5" 4” 5" 6" 6"
Размер, мм 88,9 101,6 127 152,4 152,4
Рст. max, ДаН 90,6 101 122 147 208
Вес колеса, даН 0,38 0,48 0,61 0,85 1,24
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
1. Авиационные двигатели. Сборник справочных материалов
/ Под ред. Г.В. Сеничкина. - М.: Машгиз, 1951.
2. Авиационные правила. Часть 21. Процедуры сертификации
авиационной техники. - Межгосударственный авиационный коми-
тет, 1999.
3. Авиационные правила. Часть 23. Нормы летной годности
гражданских легких самолетов. - Межгосударственный авиацион-
ный комитет, 1997.
4. Авиация общего назначения. Рекомендации для конструк-
торов. - М.: Изд. ЦАГИ, 1996.
5. Азоев Г.Л. Конкуренция: стратегия и практика. - М.: Центр
экономики и маркетинга, 1996.
6. Аралов Г.Д., Рябов В.А. Магистральные пассажирские само-
леты: Методические рекомендации для курсового и дипломного
проектирования. -М.: ГосНИИ ГА, 1990.
7. Арепьев А.Н. Вопросы проектирования легких самолетов:
Учебное пособие. - М.: Изд-во МАИ, 1998.
8. Арепьев А.Н. Вопросы проектирования легких самолетов:
Анализ проектного решения. - М.: МГТУ ГА, 2000.
9. Арепьев А.Н. Вопросы проектирования легких самолетов:
Выбор схемы и параметров. - М.: МГТУГА, 2001.
\0. Арепьев А.Н. Предварительное определение параметров
легкого пассажирского самолета. И Научный вестник МГТУ ГА
№ 35 серия «Аэромеханика, прочность, поддержание летной годно-
сти ВС», 2002.
1 \ .Арепьев А.Н. Теоретическая формула для определения мас-
сы крыла с учетом ресурса самолета. И Наука и техника граждан-
ской авиации. 1981, № 1. - С.3-7.
12. Арепьев А.Н. Теоретическая формула для определения мас-
сы основной конструкции фюзеляжа с учетом ресурса самолета.
// Наука и техника гражданской авиации. 1982, № 2. - С.3-7.
13. Афанасьев П.П., Вититин В.Ф., Голубев И.С. Оценка ка-
чества машиностроительной продукции: Учебное пособие / Под
ред. И.С. Голубева. - М.: Изд-во МАИ, 1995.
14. Бадягин А. А., Мухамедов Ф.А. Проектирование легких само-
летов. - М.: Машиностроение, 1978.
\5. Бакурский В.А. Самые быстрые самолеты. - М.: Предприни-
матель Захарова Ирина Борисовна (ИЛБИ), 2000.
16. Бауэрс П. Летательные аппараты нетрадиционных схем.
/ Пер. с англ. - М.: Мир, 1991.
17. Болховитинов В.Ф. Очерки развития летательных аппаратов
И Конструкция и боевая эффективность летательных аппаратов.
- М.: ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 1964.
ХЪ.Вентцелъ Е.С. Исследование операций. Задачи, принципы,
методология: Учебное пособие. - М.: Высшая школа, 2001.
19. Вуд К. Проектирование самолетов. - М.: Оборонгиз, 1940.
2Q . Голубев И.С. Соизмерение технического уровня и эффек-
тивности при проектировании конструкций летательных аппаратов:
Учебное пособие. - М.: МАИ, 1986.
21. Голубев И.С., Парафесь С.Г Экспертиза проектов летатель-
ных аппаратов: Учебное пособие. - М.: Изд-во МАИ, 1996.
22. Голубев И.С., Протопопов В.И. Проектная конкурентоспо-
собность авиа- и автотранспортных средств: Основы теории и прак-
тические приложения: Учебное пособие. - М.: Изд-во МАИ, 2000.
23. ГОСТ 15467-79. Управление качеством продукции. Основ-
ные понятия, термины и определения. - М.: Издательство стандар-
тов, 1979.
24. ГОСТ 23554.2-81. Экспертные методы оценки качества про-
мышленной продукции. Обработка значений экспертных оценок
качества продукции. - М.: Издательство стандартов, 1982.
25. ГОСТ 23554.1-79. Экспертные методы оценки качества про-
мышленной продукции. Организация и проведение экспертной
оценки качества продукции. - М.: Издательство стандартов, 1980.
26. ГОСТ 24396-88. Кабина самолета для двух летчиков. Об-
щие требования к размещению основных и аварийных органов
управления. - М.: Издательство стандартов, 1988.
27. Егер В.С. Новые МВЛ - альтернатива российскому бездо-
рожью! И Авиация общего назначения. 1997, № 10.
2%. Егер С.М., Лисейцев Н.К., Самойлович О.С. Основы автома-
тизированного проектирования самолетов: Учебное пособие. - М.:
Машиностроение, 1986.
29. Ермаков А.Л., Жуков А.Я., Ципенко В.Г. Методические ука-
зания к выполнению курсовой работы по динамике полета. - М.:
МИИГА, 1984.
30. Житомирский Г.И. Конструкция самолетов: Учебник для
вузов. - М.: Машиностроение, 1995.
31. Зарубежные ультралегкие самолеты: Обзор № б/н. - М.:
ЦАГИ, 1987.
32. Казанджан П.К., Тихонов Н.Д., Шулекин В.Т. Теория авиа-
ционных двигателей: Рабочий процесс и эксплуатационные харак-
теристики газотурбинных двигателей: Учебное пособие / Под ред.
Н.Д. Тихонова. - М.: Транспорт, 2000.
ЗЪ.Капковский Я. Летающие крылья / Пер. с польск. Ю.П. Те-
рехова. - М.: ДОСААФ, 1988.
34. Кашафутдинов С.Т., Лушин В.Н. Атлас аэродинамических
характеристик крыловых профилей. - Новосибирск: СибНИА, 1994.
35. Кобылянский А.А., Урбанович В.А. Алгоритм и программа
определения взлетной массы самолета: Учебное пособие. - Харь-
ков: ХАИ, 1987.
36. Кондратьев В.П., Яснопольский Л. Ф. Самолет - своими ру-
ками. - М.: Патриот, 1993.
37. Кондрашов НА. Проектирование убирающихся шасси са-
молетов.-М.: Машиностроение, 1991.
38. Конструкция и прочность самолетов и вертолетов: Учебник
для вузов гражданской авиации / М.С. Воскобойник, Г.С. Лагосюк,
Ю.Д. Миленький и др.; Под ред. К.Д. Миртова и Ж.С. Черненко. -
М.: Транспорт, 1972.
39. Коровин А.Е., Новиков Ю.Ф. Практическая аэродинамика и
динамика полета самолетов Як-52 и Як-55. - М.: ДОСААФ, 1989.
40. Кравец А.С. Характеристики воздушных винтов. - М.: Госу-
дарственное издательство оборонной промышленности, 1941.
41. Красильщиков П.П. Практическая аэродинамика крыла. -
М.: ЦАГИ, Труды вып. 1459, 1973.
42. Крылов А.Н. Об оценке представленных на конкурс проек-
тов. Собр. соч.,т 1,ч.1.-М.-Л.: Изд-во АН СССР, 1961.-С. 242-244,
247-248.
43. Кулаичев А.П. Методы и средства анализа данных в среде
Windows. STADIA 6.0. Изд. 2-е, перераб. и доп. - М.: Информатика
и компьютеры, 1998.
44. Курочкин Ф.П. Основы проектирования самолетов с верти-
кальным взлетом и посадкой. -М.: Машиностроение, 1970.
45. Лапшин А.М., Анохин П.И. Авиационный двигатель М-14П.
-М.: Транспорт, 1976.
46. Легкий многоцелевой самолет И-1Л. Техническое описа-
ние. - М.: АО «Интеравиа», 1995.
47. Московский авиационно-космический салон Ю.В. Барсуков,
П.И. Качур, Л.Р. Милованова и др.; Под ред. Н.Н. Новичкова. - М.:
«Афрус», ИПТК «Логос», 1995.
4Ъ. Мелъкумов Т.М., Добрынин А.А. Теория авиационных порш-
невых двигателей. - М.: Издание ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 1958.
49. Нечаев П.А., Самойлов И.А., Самойлов В.И. Конкурентоспо-
собность гражданских самолетов. Интегральная оценка: Учебное
пособие / Под ред. П.А. Нечаева. - М.: Издательство МАИ, 2004.
50. Окрепилов В. В. Управление качеством и конкурентоспо-
собностью: Учебное пособие. - СПб.: СПбГУЭФ, 1997.
51. ОСТ 1 02721-91. Кабина самолета с двумя летчиками. Об-
щие требования. - М., 1991.
52. Остославский И.В. Аэродинамика самолета. - М.: Оборон-
гиз, 1957.
53. Остославский И.В., Титов В.М. Аэродинамический расчет
самолета. - М.: Оборонгиз, 1947.
54. Половинкин А.И. Законы строения и развития техники:
Учебное пособие. - Волгоград: ВолгПИ, 1985.
55. Половинкин А.И. Основы инженерного творчества: Учебное
пособие для студентов втузов. - М.: Машиностроение, 1988.
56. Пономарев Б.А., Бехли Ю.Г. Двигатели для авиации общего
назначения. И Техника Воздушного Флота. 1995, № 1-2.
57. Практическая аэродинамика самолета Як-18Т. / К.Н. Лале-
тин, Г.Т. Ганус, Ю.П. Иванов и др.: Учебное пособие для средних
учебных заведений гражданской авиации. - М.: Транспорт, 1976.
58. Проектирование гражданских самолетов: Теории и методы
/ ИЯ. Катырев, М.С. Неймарк, В.М. Шейнин и др.; Под ред. Г.В. Но-
вожилова. - М.: Машиностроение, 1991.
59. Проектирование самолетов: Учебник для вузов /А. А. Бадя-
гин, С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Ф.И. Склянский, Н.А.Фомин - 2-е изд.,
перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1972.
60. Проектирование самолетов: Учебник для вузов / С.М. Егер,
В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев и др.; Под ред. С.М. Егера. - 3-е изд.,
перераб. и доп. -М.: Машиностроение, 1983.
61. Протопопов В.И. Введение в оценку технического уровня
самолета и эксплуатационно-ремонтного комплекса И Труды все-
союзной конференции, посвященной 60-летию Аэрофлота. - М.:
МИИГА, 1980.
62. Ревенков А.В., Панасенков В.П. Анализ и синтез техниче-
ских решений при производстве ЛА: Учебное пособие. - М.: Изд-во
МАИ, 1992.
63. Руководство для конструкторов летательных аппаратов
самодеятельной постройки (РДК СЛА). В 2-х томах. Том 1. Общие
технические требования. Аэродинамика. Изд.2, исп. - Новосибирск:
СибНИА, 1994.
64. Самойлович О.С. Формирование области существования
самолета в пространстве проектных параметров: Учебное пособие.
- М.: Изд-во МАИ, 1994.
65. Самолеты и вертолеты. Книга 1. Аэродинамика, динамика
полета и прочность. / Под ред. Г.С. Бюшгенса. - М.: Машинострое-
ние, 2002.
66. Соболев Д.А. Самолеты особых схем. - 2-е изд., перераб. и
доп. -М.: Машиностроение, 1989.
67. Справочник авиаконструктора. Том 1. Аэродинамика само-
лета. - М.: Изд. ЦАГИ, 1937.
68. Сутугин Л.И. Основы проектирования самолетов. - М.:
Оборонгиз, 1945.
69. Сутугин Л.И. Проектирование частей самолета. - М.: Обо-
ронгиз, 1947.
70. Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолетов. /Пер. с
англ. Под ред. Е.П. Голубкова. - М.: Машиностроение, 1983.
71. Устройство и эксплуатация силовых установок самолетов
Ил-96-300, Ту-204, Ил-114. Б.А. Соловьев, А.А. Куландин, И.А. Рож-
ков, В.С. Акуленко /Под ред. Б.А. Соловьева. - М.: Транспорт, 1993.
72. Фадеев Н.Н. Аналитический метод аэродинамического рас-
чета с винтом изменяемого шага. Труды ЦАГИ. Вып. 410. М., 1939.
73. Федюкин В.К., Дурнев В.Д., Лебедев В.Г. Методы оценки и
управления качеством промышленной продукции: Учебник. Изд.
2-е перераб. и доп. - М.: Информационно-издательский дом «Фи-
линъ», Рилант, 2001.
74. Хилл П. Наука и искусство проектирования. Методы проек-
тирования, научное обоснование решений / Пер. с англ. Е.Г. Кова-
ленко; Под ред. В.Ф. Венды. - М.: Мир, 1973.
75. Шейнин В.М., Козловский В.И. Проблемы проектирования
пассажирских самолетов. - М.: Машиностроение, 1972.
76. Шейнин В.М., Козловский В.И. Весовое проектирование и
эффективность пассажирских самолетов. - М.: Машиностроение,
1984.
Tl.RoskamJ. Airplane Design. Part I: Preliminary Sizing of Air-
planes. - Kansas:DARcorporation, 1997.
7%. Roskam J. Airplane Design. Part II: Preliminary Configuration
design and Integration of the Propulsion Systen. - Kansas: DARcorpora-
tion, 1994.
79. Roskam J. Airplane Design. Part III: Layout Design of the
Cockpit, Fuselage, Wing and Empennage: Cutaways and Inboard Pro-
files. - Kansas: DARcorporation, 1989.
80. Roskam J. Airplane Design. Part V: Component Weight Estima-
tion. - Kansas: Roskam Aviation and Engineering Corporarion, 1985.
81. A historic review of canard configurations. Anderson Seth B.
Feistel Terrell W. «А1АА 12th Atmos. Flight Meeh. Conf., Snowmass,
Col, 1985. Collect. Techn. Pap.» New York, 1985, 306-318.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие................................................ 3
Основные обозначения, сокращения, индексы............... 4
Часть 1. ОБЩИЕ ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ...................... 8
Глава 1. Введение в проектирование легких самолетов........ 8
1.1. О категориях легких самолетов......................... 8
1.2. Предварительное техническое задание............... 11
1.3. Этапы проектирования.............................. 15
1.4. Особенности предварительного проектирования....... 18
Глава 2. Методологические основы проектирования............ 19
2.1. О моделях, применяемых при проектировании......... 19
2.1.1. Классификация моделей......................... 20
2.1.2. Принципы разработки математических моделей.... 22
2.2. Уравнение существования самолета.................. 26
2.2.1. Уравнение весового баланса.................... 26
2.2.2. Принципы вывода уравнения существования
самолета......................................... 27
2.2.3. Анализ уравнения существования самолета....... 33
2.3. Качество самолета................................. 35
2.4. Эффективность самолета............................ 38
2.4.1. Техническая эффективность................. 39
2.4.2. Экономическая эффективность............... 42
2.5. Конкурентоспособность самолета.................... 43
2.5.1. Показатели технического совершенства самолета. 44
2.5.2. Показатель конкурентоспособности самолета..... 45
Глава 3. Выбор проектного решения...................... 46
3.1. Концепции методов оптимизации проектного решения...... 46
3.2. Методология выбора проектного решения............. 49
3.2.1. Идея метода............................... 50
3.2.2. Показатели проектного решения............. 54
3.2.3. Глобальный критерий....................... 55
3.2.4. Постановка задачи......................... 56
3.3. Основы экспертных методов......................... 57
Часть 2. СХЕМА И ПАРАМЕТРЫ САМОЛЕТА.................... 62
Глава 4. Анализ и выбор схемы самолета................. 63
4.1. О классификации схем легких самолетов............. 63
4.2. Аэродинамическая схема.............................. 64
4.2.1. Нормальная схема............................ 65
4.2.2. Схема «утка»................................ 65
4.2.3. Тандемная схема............................. 71
4.2.4. Схема «бесхвостка».......................... 73
4.2.5. Нетрадиционные схемы........................ 75
4.3. Бипланы............................................ 78
4.4. Монопланы.......................................... 80
4.5. Схемы самолетов по типу фюзеляжа................... 86
4.6. Схемы оперения..................................... 89
4.7. Схемы шасси........................................ 93
4.8. Схемы расположения двигателей...................... 96
4.8.1. Одномоторные самолеты...................... 96
4.8.2. Двухмоторные самолеты...................... 97
4.9. Методика выбора базовой схемы самолета............. 100
4.9.1. Постановка задачи.......................... 100
4.9.2. О синтезе вариантов базовой схемы.......... 101
4.9.3. Формирование концепции технического
уровня самолета................................... 102
4.9.4. Анализ вариантов базовой схемы............. 106
4.9.5. Выбор оптимальной базовой схемы............ 108
Глава 5. Двигатели для легких самолетов................. 109
5.1. Основные характеристики авиационных двигателей..... НО
5.2. Авиационные поршневые двигатели.................... 112
5.2.1. Классификация двигателей................... 112
5.2.2. Общие сведения............................. 115
5.2.3. Оценка мощности и удельного часового
расхода топлива................................... 123
5.2.4. Весовые и геометрические характеристики
поршневых двигателей.............................. 133
5.3. Турбовинтовые двигатели............................ 135
5.3.1. Общие сведения............................. 135
5.3.2. Оценка мощности и удельного часового
расхода топлива................................... 136
5.3.3. Весовые и геометрические характеристики
двигателя......................................... 141
5.4. Выбор двигателя.................................... 143
5.4.1. Общее сравнение типов двигателей........... 143
5.4.2. Методика выбора двигателя.................. 145
Глава 6. Воздушный винт самолета........................ 150
6.1. Классификация воздушных винтов..................... 150
6.2. Принципы работы воздушного винта................... 155
6.3. Основные характеристики винта...................... 158
6.4. Подбор винта к самолету............................ 164
6.4.1. Расчетные условия........................... 164
6.4.2. Предварительное определение диаметра винта... 166
6.4.3. Выбор серии винтов.......................... 170
6.5. Винт в кольце...................................... 173
6.6. Взаимовлияние винта и самолета..................... 177
6.7. Тяга винта на малых скоростях...................... 179
Глава 7. Определение параметров самолета с
поршневыми двигателями.................................. 183
7.1. Предварительное значение параметров самолета........ 183
7.2. Выбор параметров самолета в области его существования .. 190
7.2.1. Параметры самолета и характеристики взлета... 191
7.2.2. Параметры самолета и посадочные характеристики ... 196
7.2.3. Параметры самолета и его скороподъемность.... 202
7.2.4. Параметры самолета и градиент набора высоты.. 204
7.2.5. Параметры самолета и скоростные характеристики ... 210
7.2.6. Построение области допустимых значений
параметров самолета............................... 215
7.2.7. Рекомендации к анализу области
существования самолета............................ 217
7.3. О выборе оптимальных параметров самолета........... 218
Глава 8. Определение параметров самолета с
турбовинтовыми двигателями.............................. 220
8.1. Предварительное значение параметров самолета....... 220
8.2. Выбор параметров самолета методом расчетных случаев .... 224
8.2.1. Выбор удельной нагрузки на крыло............ 225
8.2.2. Выбор энерговооруженности самолета.......... 234
Часть 3. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА 242
Глава 9. Основные параметры крыла и его механизации 242
9.1. Назначение и основные требования................... 242
9.2. Внешние формы крыла................................ 244
9.2.1. Форма крыла в плане......................... 245
9.2.2. Форма крыла при виде спереди................ 248
9.2.3. Форма концов крыла.......................... 250
9.3. Удлинение и размах крыла........................... 253
9.3.1. Общие сведения.............................. 253
9.3.2. Статистический метод выбора удлинения крыла.. 254
9.3.3. Теоретический метод определения
удлинения крыла................................... 257
9.3.4. Об оптимизации удлинения крыла.............. 262
9.4. Сужение крыла...................................... 262
9.5. Выбор параметров крыльев биплана................... 265
9.6. Выбор профиля крыла................................ 268
9.6.1. Влияние формы профиля на его характеристики.. 268
9.6.2. О классификации профилей.................... 273
9.6.3. Принципы выбора профиля..................... 276
9.7. Характеристики крыла при больших углах атаки....... 278
9.7.1. Общие сведения.............................. 278
9.7.2. Крутка крыла................................ 279
9.7.3. Модификации формы крыла в плане............. 281
9.7.4. Применение предкрылков...................... 282
9.7.5. Основные принципы........................... 284
9.8. Органы управления по крену......................... 286
9.8.1. Элероны..................................... 286
9.8.2. Интерцепторы................................ 297
9.9. Механизация крыла.................................. 298
9.9.1. Назначение механизации крыла................ 298
9.9.2. Виды механизации крыла...................... 300
9.9.3. Возможности механизации..................... 304
9.9.4. Компоновка и геометрия механизации крыла..... 305
Глава 10. Определение размеров фюзеляжа................. 317
10.1. Назначение и основные требования................. 317
10.2. Общие сведения.................................... 318
10.3. Кабина экипажа.................................... 325
10.4. Габариты кабины пассажиров........................ 334
10.5. О форме фюзеляжа.................................. 341
Глава 11. Выбор основных параметров
оперения самолета..................................... 343
11.1. Назначение оперения и основные требования......... 343
11.2. Общие сведения.................................... 344
11.3. Проектирование горизонтального оперения........... 346
11.3.1. О фокусе самолета........................ 346
11.3.2. О методе граничных линий................. 348
11.3.3. Выбор параметров горизонтального оперения. 352
11.3.4. Выбор параметров руля высоты............. 364
11.4. Проектирование вертикального оперения............ 370
11.4.1. Особенности проектирования
вертикального оперения.......................... 370
11.4.2. Выбор параметров вертикального оперения... 371
11.4.3. Выбор параметров руля направления........ 377
11.5. О влиянии частей самолета на работу
хвостового оперения.................................... 379
Глава 12. Выбор основных параметров шасси самолета...... 387
12.1. Назначение и основные требования................. 387
12.2. Общие сведения................................... 388
12.3. Трехопорное шасси с хвостовой опорой............. 389
12.4. Трехопорное шасси с носовой опорой............... 395
12.5. Выбор колес шасси................................ 401
12.6. Выбор принципиальной схемы стойки шасси.......... 406
12.6.1. Типы навески колеса...................... 406
12.6.2. Неубирающееся шасси...................... 407
12.6.3. Убирающееся шасси........................ 408
Часть 4. ВОПРОСЫ КОМПОНОВКИ САМОЛЕТА.................... 414
Глава 13. Компоновка самолета.......................... 414
13.1. Цели, задачи и методы компоновки................. 414
13.2. Основные принципы аэродинамической компоновки..... 418
13.3. Основные принципы объемно-весовой компоновки...... 419
13.4. Основы конструктивно-силовой компоновки.......... 428
13.5. Компоновка винтов на самолете.................... 430
Глава 14. О художественном конструировании
легких самолетов....................................... 433
Часть 5. ОЦЕНКА ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА.................. 439
Глава 15. Расчет поляр легких самолетов................ 439
15.1. Аналитическое выражение поляры................... 440
15.2. Несущая способность самолета..................... 442
15.2.1. Полетная конфигурация самолета........... 442
15.2.2. Крыло с механизацией..................... 445
15.3. Сопротивление самолета в полетной конфигурации.... 449
15.3.1. Предварительная оценка................... 449
15.3.2. Метод первого приближения................ 453
15.3.3. Обобщенный способ.......................... 457
15.4. Сопротивление самолета во взлетной или
посадочной конфигурации.................................. 457
15.5. Особенности расчета поляры биплана................. 460
15.6. Оценка аэродинамического качества самолета......... 463
Глава 16. Расчет веса легкого самолета................... 467
16.1. Общие сведения..................................... 467
16.2. Расчет взлетного веса самолета..................... 470
16.3. Расчетные условия нагружения самолета в полете..... 472
16.4. Вес конструкции самолета и его агрегатов........... 475
16.4.1. Статистические данные...................... 475
16.4.2. Вес крыла.................................. 477
16.4.3. Вес фюзеляжа............................... 485
16.4.4. Вес оперения............................... 490
16.4.5. Вес шасси................................. 492
16.5. Вес силовой установки.............................. 495
16.6. Вес оборудования и управления...................... 498
16.7. Вес снаряжения..................................... 500
16.8. Вес топлива........................................ 501
Глава 17. Оценка летных характеристик.................... 502
17.1. Располагаемая и потребная мощности................. 503
17.1.1. Исходные данные и допущения................ 503
17.1.2. Потребная мощность......................... 505
17.1.3. Располагаемая мощность..................... 506
17.2. Область режимов полета самолета.................... 513
17.2.1. Горизонтальные скорости полета............. 513
17.2.2. Потолок самолета........................... 518
17.3. Диаграмма «нагрузка-дальность»..................... 521
17.3.1. Общие сведения............................. 521
17.3.2. Техническая дальность полета............... 523
17.4. Взлетные характеристики............................ 530
17.4.1. Общие положения............................ 530
17.4.2. Номенклатура скоростей..................... 532
17.4.3. Длина разбега.............................. 534
17.4.4. Длина воздушного участка взлета............ 537
17.4.5. Потребная дистанция взлета................. 539
17.5. Посадочные характеристики.......................... 540
17.5.1. Схемы посадки.............................. 541
17.5.2. Номенклатура скоростей.................. 541
17.5.3. Длина воздушного участка посадки........ 546
17.5.4. Длина пробега........................... 548
17.5.5. Длина ВПП для посадки самолета.......... 550
Приложение 1. Основные характеристики MCA.............. 551
Приложение 2. Основные данные легких самолетов......... 552
П2.1. Самолеты с поршневыми двигателями... 552
П2.2. Самолеты с турбовинтовыми
двигателями.............................. 556
Приложение 3. Схемы гражданских легких самолетов....... 557
ПЗ. 1. Одномоторные самолеты............. 557
П3.2. Двухмоторные самолеты.............. 563
Приложение 4. Основные данные авиационных двигателей.... 568
Поршневые авиационные двигатели.......... 568
Турбовинтовые авиационные двигатели....... 581
Приложение 5. Характеристики воздушных винтов.......... 584
Приложение 6. Характеристики набора высоты............. 591
Скороподъемность самолета................ 591
Градиент набора высоты................... 593
Приложение 7. Характеристики профилей крыла............ 594
П7.1 Геометрические характеристики....... 594
П7.2. Аэродинамические характеристики..... 602
П7.3. О модификации профиля.............. 608
Приложение 8. Компоновка аварийных выходов............. 610
Приложение 9. Примеры компоновок кабин................. 615
Приложение 10. Основные характеристики авиаколес....... 622
Библиографический список............................... 625
Тем. план 2006, поз. 1
Арепьев Анатолий Николаевич
ПРОЕКТИРОВАНИЕ ЛЕГКИХ ПАССАЖИРСКИХ
САМОЛЕТОВ
Редактор Р.Н. Фурсова
Подписано в печать 9.08.06.
Бум. офсетная. Формат 60х84*/]б- Печать офсетная.
Усл. печ. л. 37,2. Уч-изд. л. 40,0. Тираж 750 экз.
Зак. 3441/1999. С.496.
Отпечатано с готового оригинал-макета
Издательство МАИ
«МАИ», Волоколамское ш., д. 4, Москва, А-80, ГСП-3 125993
Типография Издательства МАИ
«МАИ», Волоколамское ш., д. 4, Москва, А-80, ГСП-3 125993
Для заметок