Проектирование легких самолетов.pdf
TRANSCRIPT
А. А. БАДЯГИН, Ф. А. МУХАМЕДОВ
ПРОЕКТИРОВАНИЕЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
М о с к в а« М А Ш И Н О С Т Р О Е Н И Е »
1 9 7 8
ББК 39.53Б15УДК 629.73.001.2
Рецензент акад. АН УССР О. /С. Антонов
Бадягин А. А., Мухамедов Ф. А.Б15 Проектирование легких самолетов. — М.: Машино-
строение, 1978.—208 с., ил.В пер.: 80 коп.
В книге дана классификация легких самолетов по назначению, приведенытребования к ним, рассмотрены особенности проектирования легких самоле-тов различного назначения. Особое внимание уделено созданию концепции,расчету массы, аэродинамических и летных характеристик на стадии эскиз-ного проектирования.
Книга рассчитана на инженеров авиационной промышленности и граж-данской авиации. Она может быть полезна студентам авиационных вузов
31808-177038(01)-78
177-78ББК 39.53
6Т5.1
Издательство «Машиностроение», 1978 г.
ПРЕДИСЛОВИЕ
Легкие самолеты находят все более широкое применение в на-родном хозяйстве нашей страны. Самолеты Ан-2 на местных воз-душных линиях перевозят значительную часть всех пассажировАэрофлота, а сельскохозяйственные самолеты Ан-2с обрабатываютогромные массивы полей и лесов. Непрерывно развивается сани-тарная авиация, использующая легкие самолеты и вертолеты. Дляэтой цели в СССР создано почти сто санитарных авиастанций иоколо сорока их филиалов в труднодоступных районах страны.
Охрана лесов от пожаров — одна из важных задач, которая так-же решается с помощью легкомоторной авиации. До 600 легкихсамолетов и вертолетов ежегодно патрулируют лес, спасая его отогня.
В промышленном освоении Севера и Востока страны легкие са-молеты играют не последнюю роль. Они используются на изыска-тельских работах, для связи, патрулирования газо- и нефтепрово-дов и т. п. И все это лишь часть функций легкомоторной авиациии народном хозяйстве страны.
Передовые позиции на мировой спортивной арене занимают ипаши летчики, выступающие на отечественных самолетах Як-18ПМи Як-50.
Возрастающие масштабы применения легких самолетов в народ-ном хозяйстве страны заставляют все более внимательно относить-ся к их проектированию. Сейчас недостаточно, как раньше, проек-тировать легкие самолеты, используя в основном статистику, опыти интуицию конструктора. Требуется серьезная научно-исследова-тельская работа с учетом новых технических идей, применениемвычислительной мощи ЭВМ при выборе параметров и конструкцииагрегатов. Без преувеличения можно сказать, что создать хорошийлегкий самолет сейчас не проще, чем тяжелый, если конструкторстремится быть на уровне передовых научно-технических достиже-нии .
Актуальными задачами при проектировании легких самолетовявляются следующие:
— создание легких, надежных и экономичных двигателей;— оптимизация всех проектных решений на основе наибольшей
эффективности и надежности;м/1) 3
— применение новых профилей крыла, в частности, суперкри-тических, сочетающих большую подъемную силу с высоким аэро-динамическим качеством;
— снижение аэродинамического сопротивления фюзеляжа;— применение композиционных материалов и стеклопластиков
с целью уменьшения массы конструкции и числа деталей;— снижение шума на местности и в кабине самолета;— создание компактного радиоэлектронного оборудования для
легких самолетов на основе полупроводников и микроминиатюри-зации.
Решением этих задач необходимо заниматься непрерывно и все-рьез, используя научно-технический потенциал промышленности иавиационных вузов.
Авторы надеются, что предлагаемая книга в какой-то мере по-может созданию новых легких самолетов.
Предисловие, гл. 2, 3, 4, 7, 8 и приложение написаны А. А. Ба-дягиным, гл. 1, 5, 6 — Ф. А. Мухамедовым, гл. 9 написанаД. П. Осокиным и Ф. А. Мухамедовым, гл. 10 — К- М. Жидовец-ким и А. А. Бадягиным.
Авторы книги выражают искреннюю благодарность Генераль-ному конструктору О. К- Антонову, который взял на себя труд ре-цензирования рукописи и дал много полезных советов.
I
ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ
а — скорость звука, м/с; расходы на 1 тонна-километр, коп/(т-км);а — угол атаки крыла;В — колея шасси,Ь — хорда крыла;
& о — корневая хорда крыла;Ьк — концевая хорда крыла;ЬА — средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ);
С — стоимость,Ср— относительная толщина крыла у корня;ск -- относительная толщина крыла на конце крыла;С/ — аэродинамический коэффициент трения;Ст — коэффициент аэродинамического продольного момента профи-
ля крыла;С т о— коэффициент Ст при С3/а = 0;Суа — коэффициент аэродинамической подъемной силы;
ср — удельный часовой расход топлива ТРД, кг/даН • ч;се - удельный часовой расход топлива ТВД или ПД, кг/(л. с - ч ) ;
Сха — коэс)(шциент лобового сопротивления;ха о — коэс)(шциент Сха при Суа — 0;СХ1 — коэ( к шциент индуктивного сопротивления;Схр — коэс)(шциент профильного сопротивления;Са
(а — производная Суа по углу атаки а;с1ф — диаметр фюзеляжа;
о — угол отклонения органа управления;Р — площадь омываемой потоком поверхности;^ - коэффициент трения, коэффициент безопасности;
& — ускорение свободного падения, м/с2;,/5г — поверхностная плотность конструкции какой-либо части само-
лета, кг/м2;Я— высота полета;
X — угол стреловидности крыла по 1/4 хорд;К — аэродинамическое качество;Ь — коэффициент,I— размах крыла;
/Ф — длина фюзеляжа;I, — дальность полета; длина разбега;?„ — удлинение крыла;
А-, — удлинение какой-либо части самолета;т] — сужение крыла в плане;
Т1в — КПД винта;\|э — угол поперечного V крыла,
Фо— угол установки крыла;Л1 — число М полета;V— скорость полета;
Уу — вертикальная скорость;т — масса самолета, кг; степень двухконтурности ДТРД;
т0 — масса самолета при взлете, кг;тг — масса какой-либо части (агрегата) самолета, кг;тг — отношение массы какой-либо части самолета к т0;
Р — суммарная тяга двигателей, даН;РО — стартовая тяга двигателей, даН;
_ Ли — стартовая тяга одного двигателя, даН;Р0=Ро/т0— стартовая тяговооруженность, даН/кг;= /пДв/Рог — удельная масса двигателя, кг/даН;
V — суммарная мощность двигателей, л. с.;Л^0 — стартовая мощность двигателей, л. с.;
_ Мн —стартовая мощность одного двигателя, л. с.;N0 = Nо/т^ — стартовая энерговооруженность, л. с./кг;
5 — площадь крыла (с подфюзеляжной частью);5М — площадь миделя;ь5г — относительная площадь какой-либо части самолета (отнесен-
ная к площади крыла);Ро=т0/3о— удельная нагрузка на крыло при взлете, кг/м2;
р-—текущее значение удельной нагрузки на крыло; давление,даН/см2;
^ -— скоростной напор, даН/м2;о. — плотность воздуха (до — у земли);
Д—О /Оо — относительная плотность воздуха;ЛР; «э — расчетный и эксплуатационный коэффициенты перегрузки;
Ядв —число двигателей;Я п ч с — число пассажиров;
Т — температура, ресурс;т, ^ — время;
О — угол наклона траектории полета к горизонту;Ха — сила лобового сопротивления, даН;х-1 — расстояние центра масс самолета от носка САХ;х> — расстояние фокуса самолета от носка САХ;Уа — аэродинамическая подъемная сила, даН.
СокращенияВО — вертикальное оперение;
ВПП— взлетно-посадочная полоса;ГО— горизонтальное оперение; ГТД— газотурбинный двигатель;
ДТРД — двухконтурный турбореактивный двигатель;ТРД — турбореактивный двигатель;ТВД — турбовинтовой двигатель;
ПД — поршневой двигатель;СА — стандартная атмосфера;
УПС — управление пограничным слоем.
Индексыв. о. — вертикальное оперение; /г. д. — гондола двигателя,
г. о—горизонтальное оперение;г — груз, гондола;
дв — двигатель;з — закрылки;
кон — конструкция;кач — качение,ком — коммерческий;
кр — крыло,крейс — крейсерская;
крит— критическое (значение);м — мидель;
мт — материал;
м. ф—мидель фюзеляжа;о — начальное или стартовое значение величины;н — нагрузка;
ц. н — целевая нагрузка;н. в —набор высоты;н з — навигационный запас;
об. упр — оборудование и управление;омыв — омываемая поверхность;
оп — оперение,отр — отрыв,пас — пассажир,пос — посадочный;
прерв — прерванный;проб — пробег;ПУСТ — ПУСТОЙ;
р — расчетный,разб — разбег;
р. в — руль высоты;рейс — рейсовая скорость;р. н — руль направления;
ел — служебный;с. у — силовая установка;
т — топливо,ф — фюзеляж;ш — шасси,эк— экипаж.
Г Л А В А 1
КЛАССИФИКАЦИЯ ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
В авиационной литературе имеется несколько подходов к клас-сификации легких самолетов: по массе, по назначению, по мощно-сти двигателей.
В 1925 г. в СССР были приняты такие определения [29]: легкийсамолет — это самолет с двигателем мощностью 35 . . . 80 л. с.;авиетка — самолет с двигателем мощностью до 35 л. с.
В работе [8] легкими самолетами предлагалось считать само-леты с полетной массой до 454 кг и нагрузкой на крыло не более29,3 кг/м2.
В последующие годы увеличение взлетной массы самолетов,повышение мощности двигателей до 500... 1000 л. с. сделали этипонятия весьма условными. В настоящее время граница массы, от-деляющая область легких самолетов от тяжелых, в некоторой мерестабилизировалась. По нормам ИКАО к легким самолетам отнесенысамолеты, имеющие взлетную массу менее 5750 кг.
Для проектирования весьма важной является классификациялегких самолетов по назначению.
В СССР легкие самолеты применяются в сельском и лесномхозяйствах, в геологии и метеорологии, для транспортно-связан-ных и аэросъемочных работ" медицинского обслуживания населе-ния, на рыбном и зверобойном промыслах, в промышленности ит. д. (табл. 1. 1).
Из приведенной таблицы видно, что легкие самолеты выполня-ют обширный круг народнохозяйственных задач. Применение лег-ких самолетов в ДОСААФ ограничено учебно-тренировочными испортивными полетами, включая полеты на специальных самоле-тах (пилотажных, рекордных) и на планерах.
В США легкие самолеты объединены под названием авиацииобщего назначения (АОН). Важнейшими составными частями АОНявляются: деловая авиация, самолеты личного пользования, воз-душного туризма, авиационного спорта, учебно-тренировочные са-молеты и санитарная авиация.
Данные о парке и типах легких самолетов США на 1976 г. при-ведены в табл. 1.2.
Из общегр количества полетов самолетов АОН, выполненных в1976 г., 45% были деловыми, 35% —развлекательными, 10%. — ту-8
1.1. Структура авиационных работ по видам применения [23]
Виды авиационных рабсн
Авиационно-химические в сельскоми лесном хозяйствах
Лесоавиационные (охрана лесов отпожаров и др.)
АэрофотосъемкаАвиаобслуживание:
геологиигазовой промышленностинефтедобывающей промышлел-
ностигеодезии и картографии
Прочих промышленных организацийСанитарная авиация
Итого.
Годы
1950—1955
24,9
8,7
10,819,5
—
10,5
—
25,6
100%
1965-1970
31,8
3,1
22,137,8
———
1,8
3,4
100%
1970
29,4
2,9
1,4
22,110,09,5
2,119,72,9
100%
1973
25,9
3,2
1,0
19,813,111,7
2,120,72,5
100%
1. 2. Парк легких самолетов США в 1975 г.
Категория
Самолеты:с одним ПДс несколькими ПДсГТД
ВертолетыПланеры, аэростаты и др.
Итого:
Число,тыс. шг.
135,321,24,53,42,6
167,0
Налет,млн. ч
24,35,52,41,20,2
33,6
ристическими, 5% —тренировочными и 5% —нерегулярными поле-тами по типу аэротакси.
Классификация легких самолетов в соответствии с их назначе-нием показана на рис. 1.1.
Приведем краткую характеристику легких самолетов в зависи-мости от их назначения.
Транспортные — выполняются с коммерческой (целевой) на-грузкой до 2000 кг, на 4 ... 18 пассажиров, с дальностью полета вдиапазоне 100... 1000 км. Самолеты этого класса имеют один, дваили три двигателя (ПД, ТРД, ДТРД, ТВД). Легкие транспорт-ные самолеты используются на местных воздушных линиях, на ко-торые приходится в нашей стране свыше 30% грузо-пассажирскогопотока.
Административные (деловые) — самолеты, обслуживающие дея-тельность крупных производственных объединений, фирм и мини-
Экспериментальные
Транспортные •
Пассажирские
Грузовые,почтовые
Административные
Самолеты
Сель снохозяйственные
Тесного хозяйства.
С а ни тарные
Геологоразведочные
\Пагпруль/10и, слуш&ы
Азрофотосьемочные
Спортивные
Пилотажные
». Репордны
\ ' \
N*
С^^^
С:\̂.
' \
1*1
^^
е
\ '
1̂3
1
51^>
I
М оглопланеры
/}Ви, етни,
Пер дон а чальногообучения
Тренировочные
Туристские
Рис. 1 1. Классификация летких самолетов
стерств. Использование самолетов в деловых целях значительноускоряет перемещение руководящего персонала, способствует уста-новлению деловых связей, росту активности фирм и улучшению ихпланово-экономических показателей.
В самолетном парке деловой авиации все большее место зани-мают реактивные самолеты. Средняя дальность беспосадочных по-летов поршневых самолетов деловой авиации составляет 370 . . .900 км, турбовинтовых самолетов—1850 км, реактивных—1860...2800 км.
На выбор типоразмера делового самолета влияют: число мести комфорт пассажирской кабины, наличие навигационного обору-дования, эксплуатация и стоимость производства самолета.
Самолеты ПАНХ . Наиболее специализированными самолетами
10
ПАНХ (применения авиации в народном хозяйстве) по назначе-нию и виду работ являются: сельскохозяйственные, лесоавиацион-ные и санитарные. Самолетами обслуживания геологии, газовой,нефтедобывающей промышленности, геодезии и картографии мо-гут быть транспортные и административные легкие самолеты.
Сельскохозяйственные — предназначены для выполнения авиа-ционно-химических работ. Особенностями эксплуатации сельскохо-зяйственных самолетов являются: сезонность работы, выполнениеполетов на малых скоростях ( 120 . . . 180 км/ч) и малых высотах(5 ... 10 м) с полевых аэродромов. Полеты сопровождаются часты-ми взлетами и посадками.
Эти обстоятельства, а также виды авиахимических работ (вне-сение удобрений, опрыскивание, дефолиация) формируют специаль-ные требования: малая стоимость производства и эксплуатации,простота ремонта и обслуживания, удобство работы экипажа, прин-цип неповреждаемости кабины экипажа при авариях и т. п.
Лесоавиационные — предназначены для нужд лесной промыш-ленности и лесного хозяйства. Преимущественно используются сухо-путные самолеты, но могут использоваться и гидросамолеты, бази-рующиеся в бассейнах рек и озер и имеющие специальное обору-дование.
Условия эксплуатации и виды работ: патрульные полеты надлесными массивами, борьба с вредителями и болезнями леса, аэро-фотосъемка малых площадей и аэротаксация леса с целью рацио-нальной эксплуатации лесных богатств страны.
Для обоснования типоразмера самолета, предназначенного длялесоавиационных работ, должны учитываться такие факторы, каккоэффициент использования самолета, площадь патрулированияодним самолетом, время и скорость патрулирования, необходимоеколичество парашютистов-десантников, габариты сбрасываемогооборудования для борьбы с лесными пожарами.
Санитарные — служат для перевозки больных и раненых с со-провождающими их медработниками, а также для доставки меди-каментов. В соответствии с назначением обеспечивают удобствотранспортировки, погрузки и выгрузки больного, оборудуются^ со-временными средствами оказания скорой медицинской помощи ввоздухе.
Самолеты этого класса должны иметь современное навигацион-ное оборудование, позволяющее совершать полеты в сложных ме-теоусловиях, совершать посадку на неподготовленную площадку,выбираемую с воздуха.
В требованиях к санитарному самолету учитываются такие фак-торы, как средняя беспосадочная дальность полета, количество вы-зовов в год и потребное количество самолетов.
Учебно-тренировочные самолеты подразделяются на самолетыпервоначального обучения курсантов и тренировочные — служащиедля тренировки летчиков, а также для использования в качествепереходного типа от самолетов первоначального обучения к само-летам, находящимся в эксплуатации. При создании современных
11
ЧГ"учебно-тренировочных самолетов должны учитываться такие фак-торы, как простота управления, удобство работы инструктора,а также наличие пилотажно-навигационного оборудования, позво-ляющего проводить тренировки в ночных и сложных погодных ус-ловиях.
Спортивные — предназначены для воздушного спорта. Специа-лизированными спортивными самолетами являются пилотажные(акробатические) и рекордные самолеты.
Пилотажные самолеты предназначены для воздушной акроба-тики.
Рекордные самолеты по взлетной массе подразделяются на сле-дующие категории ФАЙ:
I категория —до 500 кг II категорияIII категория — 1000 . . . 1500 кг IV ка!егория
— 500. . 1000 кг— 1500...3000 кг
Эти самолеты создаются для достижения рекордных результа-тов на дальность полета, скорость и высоту. М.етоды и средства,а также данные исследований, при помощи которых достигаютсярекордные результаты, используются в дальнейшем при проектиро-вании самолетов других классов.
Экспериментальные — создаются с целью экспериментальныхпроверок различных новых схем и компоновок самолетов, для про-верки и отработки новых систем (управления пограничным слоем,подъемной и боковой силами и т. д.), что накапливает эксперимен-тальный материал для создания новых (большей массы) само-летов.
Мотопланеры — планеры, оснащенные двигателями небольшоймощности (25 . . . 70 л. с.), обеспечивающими им независимость отсредств буксировки, самостоятельный взлет и набор высоты. Обла-дая высокими аэродинамическими свойствами, мотопланеры широ-ко применяются в последние годы в качестве весьма дешевых учеб-но-тренировочных самолетов.
Авиетки — легкие одноместные «мини-самолеты», иногда люби-тельской постройки. Примерами удачно созданных авиеток явля-ются БД-5; МС-10 и др. Современные авиетки оснащаются двига-телями мощностью 25 ... 100 л. с. Создаются они главным образомдля спортивных полетов, являются простейшими и наиболее деше-выми. Иногда создаются с целью установления рекордов в первойвесовой категории.
12
Г Л А В А 2
ОСНОВНЫЕ ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
2. 1. ПРОЦЕСС ПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЕТОВ
Проектирование самолетов любых типоразмеров подчиняетсяопределенным закономерностям. В связи с этим многие изложенныев настоящей главе вопросы являются общими для самолетов лю-бого назначения и тоннажа, кроме тех, разумеется, которые связа-ны со спецификой применения легких гражданских самолетов.
Схематично процесс пректирования самолета изображен нарис. 2. 1.
Последовательность этапов (от первого до двенадцатого) и ихколичество является в определенной степени условностью, так какнекоторые из этапов часто выполняются параллельно ради эконо-мии времени и средств, например этапы 1... 3, этапы 6... 8, 8 ...
10.Между различными этапами создания самолета существуют об-
ратные связи, помогающие оперативно корректировать проект,улучшать его качество, получать новую информацию для дальней-
Опредсленае потребностид самолете и. цели, его
!;о^6пнц.я
ИГ. НИР
\з ТЗ
Формулировка идеи,и,
Д н а, л и ^
Испытали, я
\10
„I Технический, /ра —\ опочий) проект
ЭсназньТи, прием т•;/и а нет
Моделирование(<риза ческое и,мат е мат и. уесное)
Техническоел р е дл о мнение
Д опустимоесостояние
Рис. 2.1. Процесс проектирования самолета
13
1Л шего использования. Например, обратная связь этапов 12 и 1 по-могает изучить условия эксплуатации и уточнить потребность в мо-дификации самолета или потребность в создании нового самолета.
Разработке технического задания (ТЗ, этап 3) предшествует на-учно-исследовательская работа (НИР, этап 2), проводимая дляобоснования требований к самолету и ограничений его летнотехни-ческих и других * характеристик.
В техническом предложении (этап 5) или эскизном проекте(этап 8) нередко теперь обосновывается необходимость и рацио-нальность создания унифицированной серии самолетов различногоназначения (на базе исходного варианта) и создается план моди-фикаций самолета в соответствии с прогнозируемым изменениемпотока пассажиров, грузов и другой целевой нагрузки.
Рассмотрим более подробно сравнительно новый этап созданиясамолетов — формулировку идей и концепций (этап 4).
2.2. КОНЦЕПЦИИ ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
Рассмотрим частные технические идеи (концепции), направ-ленные на улучшение летных и в первую очередь взлетно-поса-дочных характеристик, а также на уменьшение стоимости, эконо-мию топлива и снижение уровня шума легких самолетов. Некото-рые из этих идей проверены на практике, другие пока не являютсяобщепризнанными.
2. 2. 1. Новый профиль крылаИзвестным американским аэродинамиком Уиткомбом и его со-
трудниками разработан новый профиль крыла ОА(ААО-1 для срав-нительно небольших дозвуковых скоростей полета [38]. Примени-тельно к легким самолетам этот профиль дает возможность по срав-нению с ранее применявшимися профилями (серий МАСА230,МАСА63, ЫАСАббидр . ) :
снизить индуктивное сопротивление при Суа^0,9 и увели-чить V,,:
с = 77%
Рис. 2.2. Профиль ОАС№)-
* Безопасность эксплуатации, ресурс конструкции, стоимость, комфорт, шуми т. п.
14
увеличить примерно на 30% максимальное значение Суа с ме-ханизацией (до значения 3,8 при выдвижных закрылках по всемуразмаху, без механизации передней кромки, Ке = 2,2-106).
Новый профиль обеспечивает плавный срыв при а>16° без ме-ханизации. Лобовое сопротивление его при с~ 17% и Суа=^0,4(крейсерские режимы) примерно такое же, как на ранее применяв-шихся профилях.
Координаты профиля СА(\\0-1 даны ниже. Общий вид профиляс закрылком приведен на рис. 2. 2.
х\Ь
0,00000,00200,00500,01250,02500,03750,05000,07500,10000,12500,15000,17500,20000,25000,30000,35000,40000,45000,5000
уп/ь
0,000000,013000,020400,030700,041700,0496с0,055890,065510 ,073000 ,079000 ,084000,088400,092000,097700,101600,104000,104910,104450,10258
</>
0,00000—0,00930-0,01380-0,02050—0,02690—0,03190—0,03580—0,04210—0,04700—0,05100—0 ,05430—0,05700—0,05930—0,06270—0,06450—0,06520—0,06490—0,06350—0,06100
х!Ь
0,55000,57500 ,60000,62500,65000 ,67500,70000,72500,75000,77500,80000,82500,85000,87500,90000,92500,95000 ,97501 ,0000
у*/ь
0,099100,096680,093710,090060,085990,081360,076340,070920,065130,059070,052860,046460,039880,033150,026390,019610,012870,006090,00070
у*1Ь
—0,05700—0,05400—0,05080—0,04690—0,04280—0,03840—0,03400—0,02940-0,02490-0,02040—0,01600—0,01200—0 ,00860—0,00580—0,00360—0,00250-0,00260—0 ,00400—0 ,00800
Диаграмма Суа(а) представлена на рис. 2.3, профильная поляра —на рис. 2.4 [38], зависимость Суатах(Ке) —на рис. 2.5.
Наибольшая толщина профиля расположена на 40% хорды относка, оптимальный угол отклонения закрылка, соответствующийО/птах, составляет 40°.
2. 2. 2. Механизация задней кромки крылапо всему обтекаемому размаху.
Применение интерцепторов взамен элероновЗависающие элероны и флапероны (элероны-закрылки) приме-
няются давно. Примером отечественного легкого самолета с зави-сающими элеронами является АН-14 «Пчелка». На новом польско-советском сельскохозяйственном самолете М-15 также установленызависающие на взлете и посадке элероны. Однако зависающие эле-роны не обеспечивают ту максимальную эффективность, которуюмогут обеспечить выдвижные закрылки по всему обтекаемому раз-маху крыла, так как угол отклонения элеронов вниз (в режиме за-крылков) приходится делать меньше угла отклонения закрылков(из условия поперечной управляемости на больших углах атаки).
15
0>
-16°
-1
2°
-8°
-?'
О Ч
Рис.
2. 3
. За
виси
мост
ь ко
эффи
циен
та
подъ
емно
йси
лы С
у а о
т уг
ла а
таки
а п
рофи
ля6 3
—уг
ол о
ткло
нени
я за
кры
лка
1 —
'
Рис.
2.4
. П
оляр
ы пр
офил
я С
А(№
)-1
при
разл
ичны
х уг
лах
откл
онен
ия
закр
ылка
.П
редк
рылк
и от
сутс
твую
т
15 Ке-101
Рис. 2.5. Зависимость макси-мального значения Суа безмеханизации различных профи-
лей от числа Рейнольдса:1-Х АСА—15%;3—ЧАСА б?
2-НАСА 633—0,18;4412;
Кроме того, выдвижные закрылки уве-личивают эффективную площадь кры-ла. Поэтому конструкторы уже давнопытаются заменить элероны другимиустройствами для поперечного управ-ления, чтобы освободить весь возмож-ный размах крыла для закрылков.Такими устройствами могут быть, на-пример, интерцепторы.
Первое предложение об использо-вании интерцепторов для поперечногоуправления относится к 1932 г. [35].В 1934 . . . 1936 гг. эта идея проверя-лась в летных испытаниях на легкихсамолетах и в аэродинамических тру-бах [35]. Выявились как преимущест-ва, так и недостатки такой системыуправления.
Преимущества управления креномс помощью интерцепторов по сравне-нию с управлением элеронами сводят-ся по итогам всех известных работ кследующему.
1. Закрылки по всей задней кромкекрыла позволяют либо улучшить взлетно-посадочные характерис-тики самолета (при 5 = сопз1), либо увеличить скорость почета(при // = сопз1) за счет уменьшения площади крыла при заданныхвзлетно-посадочных характеристиках.
2. Интерцепторы предотвращают возникновение чрезмерных ко-лебаний типа «голландский шаг» при входе самолета в крен вслед-ствие уменьшения момента рысканья. Дело в том, что при отклоне-нии интерцептора увеличение профильного сопротивления в значи-тельной мере компенсируется уменьшением индуктивного сопротив-ления благодаря уменьшению подъемной силы.
Это обстоятельство повышает качество управления, особеннона малых скоростях.
3. Интерцепторы могут быть подключены к системе непосредст-венного управления подъемной силой крыла (без изменения углаатаки), а также к системе управления нагрузками, благодаря чемуможно улучшить точность "пилотирования, уменьшить перегрузкипри полете в неспокойном воздухе. Снижение «болтаночных» пере-грузок повышает комфорт пассажиров и экипажа, увеличиваетсрок службы конструкции самолета.
4. Шарнирные закрылки (взамен элеронов) на 30... 50% лег-че элеронов той же площади (см. гл. 3), так как элероны рассчи-тываются на скоростной напор ^тах тах, а закрылки — на режимвзлета и посадки. Выдвижные закрылки имеют примерно ту же по-верхностную плотность (кг/м2), что и заменяемые элероны.
Недостатки управления креном с помощью интерцепторов:4 « 17
Рис. 2.6. Кинематика свя-зи интерцептора (/) с де-флектором (2) и пружи-
ной (3)
— нелинейное изменение поперечногои шарнирного моментов при отклоненииинтерцептора;
— запаздывание действия интерцеп-тора;
— возможность обратного действия(реверса) интерцептора при весьма ма-лых и больших углах отклонения его;
— уменьшение подъемной силы приотклонении интерцептора вверх на одномкрыле приводит к потере высоты.
Исследования, суммированные в ра-ботах [35; 40], показали возможность устранения или существенногоослабления указанных недостатков, чем и объясняется все боль-шая популярность интерцепторной системы поперечного управ-ления.
Например, нелинейность поперечного и шарнирного моментовможно устранить, если кинематически связать интерцептор с ниж-ним дефлектором и пружиной (рис. 2.6). Высота отклонения де-флектора должна быть примерно вдвое меньше высоты отклоненияинтерцептора. Уменьшает нелинейность также и щель между ин-терцептором и верхней обшивкой крыла высотой примерно 1,5%хорды крыла [35] (при максимальном отклонении интерцептора).
Запаздывание действия интерцептора зависит от следующихфакторов: расположения его по хорде, скоростей полета, выпуска и\борки интерцептора, наличия щели между интерцептором и об-шивксй крыла, причем запаздывание при уборке примерно вдвоеменьше, чем при выпуске [40].
Развитие подъемной силы при выпуске интерцептора схематич-но показано на рис. 2. 7.
От начала выпуска (т = 0) до момента п интерцептор практи-чески не изменяет подъемную силу, так как находится в погранич-ном слое. Момент Т2 характерен максимальным реверсом интерцеп-тора вследствие создания на верхней поверхности крыла замкнуто-го «пузыря» с разрежением и дополнительной циркуляцией. В мо-мент т3 «пузырь» отделяется от поверхности крыла и подъемнаясила начинает уменьшаться вследствие выравнивания давлениясверху и снизу. В дальнейшем срыв потока усиливается п подъем-ная сила падает до определенного значения.
Величина запаздывания определяется разностью тзаи = (т)-гтах —^инг'На рис. 2. 8 дан пример относительного запаздывания тзап/тинт
в зависимости от характеристического времени (Ь — лгинт)/У, гдеЪ — хорда крыла; лгинт — положение оси вращения интерцептора относка крыла; V — скорость полета. Эти данные получены в лабо-раторных условиях и касаются интерцептора с хордой 5% от хор-ды крыла [40].
Из рис. 2.8 видно, что запаздывание уменьшается при болеезаднем расположении интерцептора.
18
-лУо 1 г з ч- 5
Рис. 2. 7. Развитие подъемной силы при отклонении ин-терцептора
Если, например, на легком самолете 6 = 1,5 м, лгинт=1 м, V—= 100 м/с, то Тзап/Тинт = 0,005. Считается, что запаздывание дейст-вия пнтерцептора без щели при выпуске в 10.. . 13 раз больше, чем(Ь — #инт)/У, а при уборке — в 5 ... 6 раз. Следовательно, в нашемпримере запаздывание при выпуске составит 0,05 . . . 0,065 с, а приуборке 0,025... 0,030 с, что значительно меньше времени реакциилетчика (около 0,2 с).
При посадке, когда 1/^25 м/с, запаздывание действия интер-цептора без щели сравнимо со временем реакции летчика и можетвызвать у него неприятные ощущения. Наличие щели в этом слу-чае помогает уменьшить реверс и запаздывание действия интер-цептора при выпуске до тзап^0,2 с, а при уборке до тзап^0,1 с.
Реверс интерцептора возможен и при углах отклонения (61ШТ)свыше 50° от поверхности крыла.Поэтому бинт в режиме управлениякреном не рекомендуется делать бо-лее 45 ... 50°.
Что касается потери высоты, тоэтот «классический недостаток» ип-терцепторов при поперечном управ-лении легкими самолетами оказал-ся сильно преувеличенным. Специ-альный летный эксперимент на лег-ком самолете Пайпер «Сенека»(США) показал [35], что потеря вы-соты при использовании интерцепто-ров не превышает 0,3 м/с. Эта вели-чина сравнима с Уу при полете в не-спокойном воздухе, при неправиль-ном управлении рулем высоты вовремя разворота и выхода из него.
На существующих легких само-
0,005
Рис. 2. 8. Относительное запазды-вание действия интерцептора
19
летах интерцепторы для поперечного управления размещают толь-ко на верхней поверхности крыла, на 60 ... 70% хорды от носка.Ширина интерцепторов берется в пределах 5 ... 10% хорды крыла,а площадь их составляет 3,3 . . .4,3% от площади крыла.
Заметим, что в каждом конкретном случае система поперечногоуправления должна тщательно прорабатываться в лабораторных илетных испытаниях, включая отработку усилий.
Первым легким самолетом, на котором осуществлена даннаяконцепция проектирования, является серийный пассажирский само-лет Мицубиси М11-2 (Япония, 1963 г.). Самолет в различных ва-риантах успешно эксплуатируется более 10 лет*. При большихуглах атаки АШ-2 на взлете и посадке совместно с интерцепторамиработают небольшие поверхности на внешних секциях закрылков.
Интерцепторная система поперечного управления осуществленатакже и на серийном легком самолете ОАР «Номад» (Австралия,1972 г.). Здесь на больших углах атаки поперечное управление осу-ществляется только интерцепторами, а в крейсерском полете рольэлеронов выполняют внешние секции закрылков.
Концепция поперечного управления с помощью интерцепторовприменяется и на легком гражданском самолете Хаслер-400 (СШАГ1977 г.). Такое же управление проходит летные испытания на лег-ких самолетах Пайпер «Сенека» и Цессна «Кардинал» (США).
Возможный экономический эффект установки закрылков по все-му размаху крыла и поперечного управления с помощью интерцеп-торов рассмотрен в гл. 7 на примере оптимизации параметров лег-кого многоцелевого самолета для народного хозяйства.
2. 2. 3. Цельноповоротное горизонтальное оперениеМощная механизация крыла (например, выдвижные закрылки
по всему размаху) создает не только большие коэффициенты Суягко и большие пикирующие моменты тг. Для балансировки самоле-та в этих случаях требуется увеличивать мощность горизонтально-го оперения. Осуществить эту идею можно несколькими способамипри заданной длине фюзеляжа:
1) подобрать более несущий профиль ГО по сравнению с обыч-ными симметричными профилями, например взять профилиОА(№)-2 — 13%, НАСА 24—12%, ^СА 63А — 12% и др.;
2) увеличить площадь ГО;3) применить цельноповоротное горизонтальное оперение
(ЦПГО).Первый способ ведет к более сложной и дорогой конструкции по
сравнению с обычными ГО (с симметричными профилями). Второйспособ ведет к увеличению массы и аэродинамического сопротивле-
* Многие зарубежные военные самолеты не имеют элеронов и управляютсяпо крену с помощью интерцепторов и дифференциального цельноповоротного го-ризонтального оперения. Это самолеты ХТ-2, Панавиа-200, Р-14 «Томкэт», Рочу-эл В-1, Р-111А, Ягуар, Мираж О-8 и др. [40].
20
ния ГО, что также неблагоприятно. Наиболее заманчивым являетсятретий способ, который дает возможность:
— снизить массу ЦПГО (неразрезного по размаху) ликвидаци-ей руля высоты с узлами подвески и балансировочными грузами;
— упростить и удешевить конструкцию ГО путем уменьшениячисла деталей.
Цельноповоротное горизонтальное оперение применяется намногих планерах и мотопланерах *, а также на некоторых легкихгражданских самолетах—ОАР-24 «Номад», Цессна «Кардинал»(с механизацией по всему размаху), Хаслер-400 и др. Однако напути осуществления ЦПГО стоит ряд существенных трудностей.
Для снижения шарнирного момента ось вращения ЦПГО при-ходится приближать к центру давления. При этом есть опасностьполучить на некоторых углах атаки ЦПГО перекомпенсацию шар-нирного момента, что совершенно недопустимо при ручном управ-лении,
Недостатком этой концепции является и то, что ЦПГО сущест-венно уменьшает степень продольной статической устойчивости сброшенной ручкой (при обычной механической связи между руч-кой управления и ЦПГО). Другими словами, применение ЦПГОтребует доказательства возможности безопасного полета с брошен-ной ручкой .
2.2. 4. Убирающееся или неубирающееся шасси?Этот вопрос встает перед конструктором каждый раз при про-
ектировании сравнительно нескоростных спортивных самолетов,легких самолетов для народного хозяйства — как частный случайзадачи о противоречии массы и аэродинамического сопротивления.
Самолет с убирающимся шасси имеет, как известно, меньшееаэродинамическое сопротивление на основных режимах полета, од-нако масса самолета растет за счет системы и механизмов уборки-выпуска, колодцев для уборки шасси и т. п. Задача состоит в том,чтобы с учетом изменения аэродинамического сопротивления и мас-сы самолета найти при некоторых исходных условиях скоростьполета, до которой целесообразно применить неубирающееся шасси.
Допустим, что в техническом задании на проектирование само-лета указаны расчетная дальность беспосадочного полета 1.г целе-вая нагрузка , длина взлетно-посадочной полосы. Наиболее простозадача о целесообразности применения неубирающегося шасси(точнее — об условиях целесообразности) на легких самолетах ре-шается при следующем условии:
(то, Р0, V, Н, 5) = сопз*. (2.1)Условие (2. 1) означает, что задача решается при заданном
двигателе. Самолет с убирающимся шасси (УШ) можно считатьэквивалентным по взлетной массе самолету с неубирающимся шас-си (НШ) , если увеличение массы самолета с УШ компенсируется
—Для этих летательных аппаратов главная цель применения ЦПГО—сниже-ние массы и аэродинамического сопротивления.
21
уменьшением массы топлива вследствие меньшего аэродинамиче-скою сопротивления, т. е. когда
(Дтт)уШ = 0;(Д^ко„)нш = 0 (2.2)
В данной постановке задачи предполагается, таким образом,уменьшение тяги двигателей с УШ в крейсерском полете на задан-ной высоте, вследствие чего л может быть получена экономия топ-лива.
Другая постановка задачи, в которой тяга двигателей на само-летах с УШ и НШ не изменяется, приводит к ряду осложнений:при Я = сопз1 увеличивается крейсерская скорость самолета с УШ,растет расчетная перегрузка в неспокойном воздухе, появляютсяновые проблемы, связанные с увеличением массы конструкции.уменьшением ее ресурса *. При корректном сравнении вариантовсамолетов с УШ и НШ при У=^=соп&{ требуется применять экономи-ческий критерий вместо весового, что еще больше усложняет за-дачу.
Очевидно, что всех этих затруднений можно избежать, если при-нять условие (2. 1) и вытекающие из него равенства (2.2).
Определим (Лтт)нш, учитывая, что (Дтт)нш = — (Д/пт)уШ:
Здесь Рп — потребная тяга двигателей.Пренебрегая разницей в ср из-за дросселирования на самолете
с УШ, получим(Длгт)нш=ср(/, К)(Ри.нш~/>
п.уШ)=ср(/. У)Схаш$д, (2.3)где Схаш — коэффициент лобового сопротивления шасси.Коэффициент Схаш для легких самолетов имеет следующие значе-ния [2]:
Шасси с обтекателями на стойках (Ан-14; Скайвен; ДНС-6) . 0,0140Шасси с обтекателями на стойках и колесах (Цессна А150;
ОК-70; Беде-ВД-4; \УН-1; Пайпер РА-32; Лерк-1В) . . . . . 0,0100Носовая стойка убирается в фюзеляж, основные стойки убира-
ются в обтекатели (Л-410; Ан-28; ОАР-24 «Номад») . . . . . 0,0065Пирамидальное шасси без обтекателей (Ан-2; 1А1-201 «Арава») 0,0180
Связь Схаш с размерами колес осуществляется с помощью фор-мулы
^ ха ш ~ ПГ^хакод^кол.л ^ •> ( 2 . 4 )
где Сха_ =0,242— коэффициент аэродинамического сопротивле-ния полубаллонных колес, отнесенный к их лобовой площади; Лц —коэффициент, учитывающий отличие аэродинамического сопротив-ления шасси от сопротивления колес.
* Если стремиться к сохранению расчетной перегрузки в неспокойном возд/-хе на самолете с УШ за счет увеличения высоты полета (с увеличением скорос-ти), то возникает проблема массы гермокабины.
22
Лобовая площадь колес
где Вкол — ширина колеса (шины); /)кол — диаметр колеса.Подставляя (2.5) в (2. 4) , получим
С^ш = 0,242 (Л1 5 ) ( А < о л А < о л - 0 , 2 1 4 Я к о л . (2.6)Коэффициент п\ имеет следующие значения.
Обтекатели только н а стойках . . . . . . . . . . 4 , 2Обтекатели н а стойках и колесах . . . . . . . . . 3 , 0Пирамидальное шасси б е з обтекателей . . . . . . . . 5 , 4Носовая стойка убирается в фюзеляж, а основные стойки —
п специальные обтекатели . . . . . . . . . . . . 1,95
Для определения критической скорости полета, до которой це-лесообразно применять неубирающееся шасси, воспользуемся ра-венством (2. 2), где (ДтКОн)уш представим в виде
(-д^кон)нш=(Аткон)УШ=/г2^о- (2-7)Здесь можно принимать «2 = 0,02 — при наличии на самолете
гпдросистемы; «2 = 0,03 — при отсутствии гидросистемы (при НШ).Учитывая формулу (2. 3), имеем
Выражая скорость в км/ч, получим., ,г 2-3,62т0" * криг
Если взять плотность д по формуле В. П. Ветчинкина
где Н в км, д0 = 0,125, а С\„ ш по формуле (2. 6), то
^КЄà = 860 -^ -^- ̂ ±^- _^ ————— I ———— —— . Г2. 8)криг л, ср/. 20-Я ^ к о л О к о , - 2 У
Здесь то — в кг; ср — в кг / (даН -ч ) ; ^ — в км; Н — в км; -бКОл и
•Око л — В М.Пример. Легкий многоцелевой самолет для народного хозяйства с ДТРД.Для самолета этого класса возможны следующие характеристики при гац „ =
= 800 кг: 1 = 300 км, Я = 3 км; /770 = 3360 кг; ср = 0,68; 25к°л.л = 0,4Ц м2;«1 = 4,2; л2 = 0,03.
0,03 3360 23 1 кмТогда ККРИГ = 860 —— ̂ ^ - 0——— = 332 - .
Если крейсерская скорость на основном режиме полета большена 5 . . . 7% критической скорости, полученной по формуле (2.8),следует все же предпочесть неубирающееся шасси, учитывая дваобстоятельства:
— самолет с неубирающимся шасси надежнее. Статистика по-казывает, что 3,3 . . .4,0% всех летных происшествий связано с не-выпуском шасси;
23
— самолет с неубирающимся шасси дешевле и проще в обслу-живании.
Отметим, что методом, изложенным выше, можно решать и дру-гие задачи на противоречие массы и аэродинамического сопротив-ления самолетов, например , задачу о целесообразности примененияподносного крыла на легких самолетах.
2. 2. 5. Концепция « 1 '/2 двигателя»Известно, что перевозка пассажиров по требованиям междуна-
родной организации гражданской авиации (ИКАО) допускаетсятолько на самолетах с двумя и более двигателями. В случае отка-за одного двигателя должна быть возможность продолжения и за-вершения полета с оставшимися двигателями.
Если установить два двигателя различной тяги, то требованиеИКАО можно выполнить с меньшими весовыми и экономическимизатратами, чем в случае двух одинаковых двигателей.
Двигатель большей тяги в этом случае является основным, онпредназначен для работы в течение всего полета. Двигатель мень-шей тяги является вспомогательным и применяется для улучшениявзлетных характеристик самолета, в случае отказа основного дви-гателя, а также как пусковой двигатель и источник энергии длякондиционирования кабин на земле. Дополнительный двигательиспользуется, таким образом, лишь при старте, взлете и в случаеотказа основного двигателя. Поэтому он может быть малоресурс-ным, облегченным (с удельной массой порядка 0,15 . . . 0,20).
Рис. 2.9. Легкий самолет «Хаслер»-400 (США)
24
Особое значение эта концепция, получившая название «полторадвигателя», имеет для легких самолетов.
Тяга дополнительного двигателя должна быть достаточной дляпродолжения горизонтального полета с отказавшим основным дви-гателем на небольшой высоте при максимальном аэродинамическомкачестве с убранной механизацией крыла и выпущенным шасси.Таким образом,
Можно считать, что Рдоп=0,95 РОДОП, а расчетная масса самоле-та т = 0,95 то. Поэтому стартовая тяга дополнительного двигателя
I может определяться по формуле
Примером осуществления данной концепции может служить лег-кий самолет «общего пользования» Хаслер-400 (США, 1977 г.),общий вид которого приведен на рис. 2. 9 [39].
На этом самолете в носовой части установлен основной двига-тель — ТВД РТ6А-41 мощностью 850 э. л. с. на старте, а в хвосто-вой части фюзеляжа дополнительный ТРД ^ 402 тягой 290 даН.Взлетная масса самолета составляет 2720 кг.
2. 2. 6. Ограничение уровня шума
Легкие самолеты, как и самолеты другого тоннажа, ограничи-ваются по уровню шума на местности. Со временем эти ограниче-ния становятся все более жесткими. Сейчас, например, требуется[12], чтобы шум при наборе высоты легких самолетов на расстоя-нии 6,5 км от начала разбега (по оси ВПП) не превышал93 ЕРЫ дБ, а в боковом направлении от оси ВПП на расстоянии0,65 км шум не должен превышать 102ЕРМдБ . При посадке нарасстоянии 2 км до торца ВПП (по ее оси) шум ограничиваетсязначением 102 ЕРЫ дБ.
Для выполнения этих требований конструктор может воспользо-ваться следующими мероприятиями:
1) увеличить степень двухконтурности ТРД (снизить скорость«холодной» струи выхлопных газов);
2)' увеличить крутизну траектории при взлете и посадке при-менением большей избыточной тяги, увеличением аэродинамическо-го качества при взлете и уменьшением его при посадке (например,с помощью интерцепторов)*;
* В применении к легким пассажирским самолетам осуществление этого ме-роприятия возможно лишь при сохранении давления в герметической кабине.В случае негерметической кабины вертикальная скорость самолета при взлетеи посадке должна ограничиваться значением Уу^2/Дм/с — из условия комфорта[6]. Здесь Д I— относительная плотность воздуха на уровне взлетно-посадочнойполосы.
25
3) применить шумоглушащую обработку сопловых труб и возду-хозаборников двигателей;
4) установить шумоглушители на соплах ТРД;5) использовать экранирующее действие конструкции самолета.
Для этой цели двигатели должны быть расположены над крыломили над фюзеляжем.
6) уменьшить диаметр воздушного винта и (или) его частотувращения.
2. 2. 7. Ограничение стоимости создания самолета
Кроме тех проектных мероприятий снижения стоимости само-летов, которые отмечены выше, можно назвать и другие мероприя-тия, объединяемые концепцией создания самолета при ограничен-ной стоимости
1) уменьшение числа деталей и стыков конструкции;2) простота внешних форм агрегатов (поверхности одинарной
кривизны, прямоугольные в плане несущие поверхности и т. п .);3) создание самолета без опытных образцов.Последнее требует пояснения. Традиционный путь создания са-
молета предусматривает постройку опытных образцов, которые пос-ле испытаний и доводок конструкции и систем оборудования (вклю-чая наземные стенды для различных систем оборудования и управ-ления) являются базой для производства серийных образцов са-молета. Очевидно, что этот путь не отличается экономией времении средств.
Можно идти и другим путем — создать вместо деревянного ма-кета самолета, различных стендов и опытных образцов так назы-ваемый технологический макет Этот натурный макет является ме-таллическим (как и все современные самолеты, включая легкие)аналогом создаваемого самолета со всеми элементами конструкциии оборудования. На технологическом макете отрабатываются всеузлы и стыки, монтаж и функционирование систем оборудования иуправления. Таким образом, можно до минимума свести различиемежду первым серийным (и летным) образцом и последующимисерийными образцами самолета.
Объем и сроки летных испытаний также можно существенно со-кратить путем «летных испытаний на земле» с помощью ЭВМ итренажеров.
Стремление к удешевлению конструкции часто сталкивается спротиворечием между стоимостью и массой, стоимостью и ресурса-ми. Методика решения этих противоречий рассмотрена в рабо-те [5].
2. 2. 8. Система непосредственного управленияподъемной силой (СНУПС)
Подъемной силой крыла можно управлять несколькими спосо-бами:26
1) изменением угла атаки (при У=соП5() посредством поворо-т а всего самолета относительно оси 2 (с помощью горизонтально-го оперения);
2) изменением кривизны профиля крыла с помощью поворотазакрылков, предкрылков и т. п.;
3) отклонением интерцепторов на верхней или нижней поверх-ности крыла или другим воздействием на циркуляцию крыла.
Первый способ, являющийся традиционным, требует сравнитель-но больших затрат времени на осуществление маневров относи-тельно оси 2, так как необходимо преодолевать момент инерции /г.
Второй и третий способы принято называть непосредственнымуправлением подъемной силой. Основное их преимущество — умень-шение времени переходного процесса при маневрах самолета в пло-скости ХОУ. Другие преимущества самолета, оборудованногоСНУПС, отмечены в гл. 10.
Применительно к легким спортивно-пилотажным самолетамСНУПС дает возможность существенно уменьшить время манев-ров и таким образом позволяет увеличить количество фиг>р высше-го пилотажа за время, заданное соревнованиями.
Примерами самолетов, созданных с применением СНУПС, мо-гут служить: легкий спортивно-пилотажный и экспериментальныйсамолет «Квант» МАИ (1977 г.) [1], а также акробатический са-молет «Акростар» (ФРГ) (см. гл. 10).
Рассмотренные в разд. 2. 2 концепции, количество которых мож-но, разумеется, продолжить, показывают, что в распоряжении кон-структора имеется набор новых идей (или старых на новом уров-не), позволяющих значительно поднять эффективность самолета.Не будет преувеличением сказать, что главной задачей конструк-тора самолета сейчас является создание новых идей, новых кон-цепций и разумное использование существующих.
2. 3. О ВЫБОРЕ СХЕМЫ И ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
Все задачи поиска оптимума схемы и параметров самолетовможно условно разделить на прямые и обратные. Характерной осо-бенностью прямых задач является постановка «в стиле заказчи-ка»: известны величина, состав и условия размещения целевой на-грузки, расчетная дальность (или время) полета и ограничения побазированию, безопасности полета, шуму на местности и т. д. Тре-буется оптимизировать схему и параметры самолета, а также тип_силовой установки, если двигатель не задан.
Обратные задачи предусматривают задание взлетной массы.Свободной оптимизируемой величиной в этом случае является либоцелевая нагрузка, либо расчетная дальность полета. Обратные за-дачи более просты в решении, но страдают некоторой искусствен-ностью (возможны малореальные компоновки самолета при суще-ственном изменении величины целевой нагрузки или неприемлемыедальности полета).
27
модификаций, самолета,ала степень оптимизации, парна,
Рис 2 10. Схема оптимизации ко-личества модификаций самолета(изменение числа модификацийдля наглядности считается непре-
рывным) ./—затраты на эксплуатацию, 2—затра-ты на проектирование и изготовление;
3—суммарные затраты
Степень унификации- частей(агрегатод самолетов)
Степень оптимизации самолетовпо назначению
Рис. 2 11 Процесс возникновенияоптимума унификации агрегатов
самолета/—за счет эксплуатации; 2—за счетпроектирования и изготовления; 3—сум-
марные затраты
В работе [32] В. М. Шейниным сформулирована задача плани-рования модификаций гражданских самолетов. Эту задачу можнорассматривать как самостоятельную ветвь теории оптимального!проектирования самолетов.
Планирование модификаций состоит в решении следующей за-дачи:
— каким образом следует изменять во времени самолет, адап-тировать его в соответствии с изменяющимися условиями и потреб-ностями эксплуатации, чтобы суммарные затраты на создание иэксплуатацию парка всех самолетов данного типа за все время ихсуществования были бы наименьшими^.
Из этой постановки видно, что:— появилась новая независимая переменная (координата) оп-
тимизации — время;— самолет рассматривается как часть сложной авиационной
системы (часть комплекса);— в качестве критерия принимаются суммарные затраты на со-
здание и эксплуатацию парка (авиационного комплекса).Движущими причинами, которые сделали актуальной данную
задачу, являются:— противоречие между изменением условий эксплуатации (на-
пример, ростом пассажирского и грузового потоков с течением вре-мени) и неизменностью размеров и других характеристик само-лета;
— увеличение стоимости создания новых самолетов.Поэтому в настоящее время большие надежды возлагаются на
модификацию самолетов.Одной из конкретных и наиболее интересных задач планирова-
ния модификаций является задача о том, какие части самолета и вкакие сроки (то есть, сколько раз) целесообразно модифициро-28
вать? Если модификации проводить часто, можно уменьшить за-траты на эксплуатацию вследствие увеличения степени оптимиза-ции самолета. Однако при этом увеличатся затраты на проектиро-вание, строительство и испытания самолета (рис. 2. 10). Из рис.2. 10 видно, что теперь речь идет об оптимизации самой степениоптимизации.
Введение новой координаты — времени — существенно усложня-ет задачу оптимального проектирования и в то же время дает вруки конструктора новые интересные возможности, диктуемые эко-номикой.
В последнее время возникло еще одно интересное ответвлениетеории оптимального проектирования — унификация частей само-лета и самолетов парка.
Появление этого нового направления, как и планирования мо-дификаций, обязано стремлению сэкономить затраты и время насоздание новых образцов самолетов.
Задачу об оптимальной степени унификации частей самолетапо критерию «суммарные затраты» можно сформулировать следу-ющим образом.
Допустим, что требуется спроектировать самолет для выполне-ния заданного объема работы. Если стремиться к наибольшей уни-фикации частей самолета (с ранее созданными частями самолетовили самолетами другого назначения), то степень оптимизации па-раметров нового самолета уменьшается, вследствие чего растутрасходы на эксплуатацию. Однако при этом будут уменьшатьсярасходы на проектирование и изготовление самолета (рис. 2 .11) .
Очевидно, что возможна такая степень унификации (или опти-мизации), при которой суммарные затраты будут минимальны.
Большое значение в этих задачах имеет и стратегия унифика-ции, а также серийность изделия.
Задача об унификации в процессе проектирования агрегатовлегких многоцелевых самолетов формулируется аналогично: еслиагрегаты самолета оптимизировать для каждого назначения, гоможно уменьшить затраты на эксплуатацию. Однако в этом слу-чае агрегатов и типов самолетов надо сделать столько же, сколькоимеется назначений самолета. Очевидно, что этот путь ведет к уве-личению расходов на проектирование и изготовление. Степень уни-фикации здесь наименьшая.
Если же взять противоположный случай — применение одинако-вых агрегатов (одного типа самолета) для всех назначений, резуль-тат может быть отрицательным за счет расходов на эксплуатацию.
Отсюда видна возможность существования оптимальной уни-фикации агрегатов и типов самолетов по назначению.
Если конструктора интересует лишь оптимизация схемы само-лета, то параметры крыла «замораживаются». Встречается и дру-гая ограниченная задача: найти оптимальные параметры крылапри известной схеме и компоновке самолета (известны размерыфюзеляжа и размещение нагрузки). Эта задача, как и задача вы-бора схемы, может решаться для нескольких типов силовых уста-
29
Ввод исходных, данных(Л, Н, т^„, ЬВПП), огра-ничений, (схема, ресур-сы, комфорт, . . .)иопти-
мизируемых параметров
\Суа , М, Мкрат
IУцрейс, Урейс, ср
*1 ^хао> РО> ^ха/^^г^т^о
\Геометрия крыла,
и, оо'ьем для топлива,
Р0 и, ограничения' по шуму , лх и др.
-*—
\
1
1
•*•
-^
-&•р-
^*•
Су а. тах > суа отр> суа пос,Уртр> УПОС, Уу
Ограничения поУЗО.Х, Ьвпп> ®отк
Сумма масс по эле-ментам , включая
топливо+
Техника- эконома че ~ские поксм&тели,
\Печать
\Сл едующий-Вари ант
1Останов
Рис. 2. 12. Схема расчета варианта легкого неманевречногосамолета
новок. В любом случае, при всех постановках задач необходимрасчет варианта самолета («узла многомерной сетки» — по терми-нологии машинного проектирования), отличающегося схемой, ти-пом силовой установки, параметрами агрегатов и летными харак-теристиками.
Расчет варианта самолета, являющийся основой любого вычис-лительного алгоритма эскизного проектирования, представляет, посуществу, последовательность определения летных, весовых и эко-номических характеристик в зависимости от принятых исходныхданных и ограничений. Конечной целью расчета варианта самолетаявляется определение численного значения критерия оценки.
Схема одного из таких алгоритмов приведена на рис. 2. 12.Вариант самолета, у которого значение критерия наилучшее
(минимальная взлетная масса, наименьшая стоимость эксплуата-ции и т. п.), теоретически считается оптимальным. При окончатель-ном выборе решения необходимо учитывать различные обстоятель-ства, которые не всегда удается ввести в программу счета. Приме-рами таких обстоятельств могут быть: ресурс конструкции, просто-та обслуживания и эксплуатации самолета и двигателей, комфортпассажиров и экипажа, уровень шума на местности, возможностьэксплуатации на неподготовленных грунтовых аэродромах, безопас-ность при аварийных ситуациях, возможность развития самолета,надежность двигателей, технологичность конструкции и т. п.30
Г Л А В А 3
РАСЧЕТ МАССЫ Л Е Г К И Х САМОЛЕТОВ
Масса самолета обычно определяется методом последователь-ных приближений. Первое приближение соответствует этапу пред-варительного проектирования (техническое предложение), второе ипоследующие приближения делаются при эскизном проектирова-нии. Ниже рассмотрено определение массы легкого самолета (в кг)при взлете (т0) в первом и втором приближениях.
3. 1. РАСЧЕТ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ САМОЛЕТАВ ПЕРВОМ П Р И Б Л И Ж Е Н И И
Из уравнения баланса массы самолета в относительных вели-чинах
1 =
имеем в первом приближении
/яН —— (/ис./и О
/Я ты) (3. 1 )
с у " 1( н ~ еч--^ —— ̂ —— ̂ =-. (3.2)1 — /Икон — /"об.упр — т1
Здесь предполагаются известными или заданными тип двигате-ля и масса силовой установки, массы целевой и служебной нагру-зок. Относительные массы конструкции ткон, оборудования и управ-ления га0б упр в первом приближении берутся по статистике(табл.3. 1)'.
3. 1. Относительные массы конструкции, оборудованияи управления легких самолетов
Назначение самолетов
Многоцелевые, а также для местных авиа-линий
Спортивно-пилотажныеСпециализированные для сельского хо-
зяйстваГидросамолетыМотопланеры
т кои
0,28 . . .
0,30 . . .0,24 . . .
0,34 . . .0,48 . . .
0,30
0,320,26
0,380,52
т е.об.
0,10 . .
0,08 . •0,08 . .
0,10 . .0,05 . .
упр
.0,12
. 0,10
.0,10
.0,12
.0,06
Относительную массу топлива тт, входящ/ю в (3. 2), можно рас-считать для самолетов с ТРД и ДТРД по формуле
тг=1,31рСр'(^крейЛ). (3.3)
Для самолетов с ПД и ТВД
тег = 1.3/.рсЛ27ОЛв^). (3-4)Здесь Ьу в км, Укрейс в км/ч; для монопланов без подкосов в крей-серском полете аэродинамическое качество К— 7 ...9 — в случае
31
неубирающихся посадочных средств (колеса, поплавки); /С—= 10 ... 12 — в случае убирающегося шасси. Значения ср, се, пв длязаданного двигателя известны.
Входящие в числитель (3.2) величины тс.у, тслуж могут бытьрассчитаны в первом приближении следующим образом.
. Для самолетов с ТРД и ДТРДЮс.у = 1,6удаЛ>. (3-5)
Для самолетов с ПД и ТВД
Масса служебной нагрузки(3.6)
. (3.7)Масса целевой нагрузки тц. н (масса пассажиров, грузов, поч-
ты — на многоцелевых самолетах, химикатов — на сельскохозяйст-венных, медицинского персонала и пациентов — на санитарных са-молетах и т. д.) обычно задается. На одноместных спортивныхсамолетах и мотопланерах целевой может быть служебная на-грузка.
3.2. РАСЧЕТ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ ЛЕГКОГО САМОЛЕТАВО ВТОРОМ ПРИБЛИЖЕНИИ
Основное отличие этого расчета от расчета (ш0)т состоит вучете зависимости ткон, ягоб. упр, йгт от взлетной массы, парамет-ров крыла и других частей самолета, от режима полета.
В связи с тем, что 77ГКОН весьма сложным образом зависит от !Щ(см. ниже), уравнение (3. 1) получается трансцендентным и отно-сительно т0 в явном виде не решается (как в первом приближе-нии ) . Поэтому приходится для вычисления (т0)ц применять либографический способ решения уравнения баланса массы самолета(см. разд. 3. 2. 5), либо последовательно приближаться к решениюи находить его с помощью ЭВМ.
Рассмотрим определение (т0)ц по элементам. Приведенные ни-же формулы названы именами их авторов. В ряде случаев форму-лы несколько модифицировались применительно к легким само-летам.
3. 2. 1. Масса конструкции
Эту величину составляют массы крыла, фюзеляжа, оперения ишасси:
ткт=ткр-{-тф-{-т(,п-}-тш. (3.8)
Масса крыла
Масса свободнонесущего (без подкосов) крыла легких самоле-тов (/т?кр) может быть рассчитана по одной из следующих фор-мул [4].32
Формула Зинина:
/гакр= 16.4-10-б^уЛр т^У5 ^ + 1+25. (3. 9)ОС0 Т]
Формула Фомина:Л С 1 Л 41. 1/Г~0/ ^ 7 1 + 1 | С -I /"т =16-1 0-4К<ш0т0 у л5 — — -* —— -{- —————— 1/
КМ Мел 4 Ы и Г I - г\Г\ П ' 1 А __ /1 тг V 100с09 т) / г т - 1 0 4 г(3. 10)
Формула Лебедева для прямых и стреловидных крыльев:
(3.11)т] -г 0,5
Формула Торнбика [32]:
/!'675 IVX 4-т^ , 3 3 3 -(с0)°'4° 1\ 100/
1П 5 13/4
Д . (3.12)с ^ ^ ;
Формула для прямых и стреловидных крыльев, предлагаемаянами :
В этих формулах шкр — масса крыла, включая подфюзеляжнуюего часть, но без учета массы герметизации баков-отсеков, кг; шр —масса самолета без топлива, кг; ткр — масса крыла первого при-ближения (обычно принимается ткр—0, 1/я0), кг; /3 — размах_за-крылка, м; 5, 53 — площадь крыла и закрылка, м2; ц,=со/ск; с3 —средняя относительная толщина закрылка; У3. р — скорость полета,расчетная для закрылков, км/ч; 63 — наибольший допустимый угол-отклонения закрылков в градусах; &мех — коэффициент, учитываю-щий тип и наличие механизации крыла, /гмех — 0,9 — механизацияотсутствует, #Мех=1>0 — в случае применения щитков или одноще-левых шарнирных закрылков, &Мех=1,15 — в случае применениязакрылков Фаулера и предкрылков перед элеронами; &кон — коэф-фициент, учитывающий тип конструкции крыла; &кон— 0,9 — еслишироко применяются монолитные элементы и сотовые конструкции,/ч,он = 0,95 — в случае клееклепаной конструкции, а также ограни-ченного применения монолитных силовых элементов, &кон— 1,0 —в случае применения клепаной конструкции; &мт — коэффициент,учитывающий марку основного материала конструкциикрыла, &мт=1,2 — для АМГб (гидросамолеты), &мт=1,0 — дляД16-Т; &Кон&мт = 0,80 . . . 0,85 — если для силовых элементов приме-няются композиционные материалы (угле- и боропластики) ; 6 —коэффициент, учитывающий эффективность работы продольных си-ловых элементов, 9=1,0 — для однолонжеронного или кессонного2 879 33
3.2. Р
асче
т мас
сы кр
ыла л
егких
само
лето
в
Хара
ктер
исти
ки
Исхо
дные
дан
ные
то, к
гп р 5,
м2
Ро, к
г/м2
Я со Л Ф 6 «мех
"КО
Н
Фак
тиче
ские
зна
чени
я/П
Кр,
КГ
#Кр
, К
Г/М
2
Расч
етна
я ма
сса
по (
3.9)
, кг
погр
ешно
сть,
%по
(3
10),
кгпо
греш
ност
ь, %
по (
3. 1
1), к
гпо
греш
ност
ь, %
по (
3. 1
2), к
гпо
греш
ност
ь, %
по (
3. 1
3), к
гпо
греш
ност
ь, %
Як-18
1100
13,5
17 64,8 6,61
0,15
2 0,91
0,90
0,90
1,0
196
11,5 191
-3,6 183
-6,7 210
+7
203
+3,5 198
+0,5
Як-16
6050 6
56,3
107,5 8 0,1
472,
840,8
60,
901,
01.
0
998
17,8 99
7-0
,198
5—
1,2
945
-5,3 923
-7,5 996
-0,2
Бе-З
О
5700 6 32 178 9
0,17
2,5
0,71
1,0
1,1
0,9
620
19,4 57
4-7
,360
5-2
,5 679
+9,5
582
-6 606
-2,2
АК
-1Ш
6350 5,47
28,2 225
6,19
0,12
3 0,82
1,0
1,1
0,9
505
17,9 457
—9,
550
9+0
,753
0+
545
5-1
050
9+0
,7
.Ква
нт"
920
13,5 8,58
107,5 6,
550,1
42,
80,9
00,
901,
11,
0
128
14,9 123
-3.8 130
+1,5 121
-5,5 125
-2,5 130
+1,5
.Дав
»
3990 5.5
31.1 129
9,7
0,19
3,3
0,80
0,90
1,0
1,0
420
13.5 436
+4
430
+2,3
410
—2,
542
0 043
0+2
,3
.Гер
ои»
6124 5,5
46,4 13
210
,5 0,2
3 0.65
1,0 1,0
1,0
650
14,0 638
_ 2
670
+3,1
671
+3,4
717
+10
670
+3,1
.Бон
анца
*
1540 6
16,8
91,6 6,
20,1
652 0,8
60,
901,
01,
0
117
6,96
119
+ 1
,911
6—
0,8
114
-2,6 127
+8,5
116
-0,8
Куи
н-Э
р.65
3493 5,5
25,7
313
5,9
7,6
0,18
2 0,76
0,90 1,0
1,0
304
11,8 307
+1
320
+5,3
277
-8,8
320
+5,3
307
+ 1
Бигл
-206
8
3232 5,5
19,88
162.
59,
780,
138
2 0,76
0,90
1,0
0,95
347
17,46 40
8+
17,
638
8-1-
12 402
+ 1
634
2-1
,534
8+0
,3
крыла, е =0,9 — для двухлонжеронного крыла; <р — коэффициентразгрузки, значение которого можно определять по формуле
ср=0,93-0,014^с.у-б,3.10-Х-Я.крЙ.кр)2, (3.14)где ис у=1,0 — если двигатели установлены на крыле; & с .у=0—•если двигатели не соединены с крылом; йш=1,0 — если основныестойки шасси установлены на крыле; &ш=0 — если основные стой-ки шасси не соединены с крылом; тт. кт> = тт. крМо— относительная
— ^т.кр .,масса топлива в крыле; г.т = —— — относительная наибольшаяV . г.кР //2
координата топлива в крыле (в долях полуразмаха).Результаты расчета массы крыла по приведенным выше фор-
мулам даны в табл. 3. 2, из которой видно, что формулы дают впол-не приемлемую точность, за исключением массы крыла самолетаБигл-2065 по формулам (3.9), (3.10), (3.11). Наименьшую по-грешность дает формула (3. 13). В качестве расчетной величинымассы крыла рекомендуется принимать среднее арифметическое,полученное по различным формулам.
Расчет массы крыла планеров и мотопланеров лучше проводитьпо формуле Чернобровкина [28]:
1 + 0,85 • 10-5лр/ (Л/с0 + 17)
Состав массы крыла легких самолетов по элементам (в %):Силовая и несиловая обшивка (без элеронов и механизации) . 35Лонжероны . . . . . . . . . . . . . . 2 3 .Стрингеры . . . . . . . . . . . . . . . 4 ,Нервюры . . . . . . . . . . . . . . . . 8,Узлы, стыки . . . . . . . . . . . . . . . 3.Элероны, закрылки, предкрылки, интерцепторы . . . . . 1 0 ,
.40,288
,10415
.6Крепеж и прочее . . . . . . . . . . . . . . 4Поверхностная плотность (кг/м2) закрылков и элеронов лег-
ких самолетов может быть определена при эскизном проектирова-нии по следующим формулам:
(3.16)1,6^^/1000), (3. 17)
где /?3=400... 1000 даН/м2; &3= 1,0 — однощелевые шарнирные за-крылки; /г3= 1,3 — однощелевые закрылки Фаулера; &ъ= 1,5 — двух-щелевые закрылки Фаулера; &Эл~1>45— коэффициент, учитываю-щий наличие балансировочных грузов; дтах та* — расчетный скоро-стной напор, даН/м2.
Массу крыла при проектировании можно снизить с помощьюкомплекса мероприятий, основными из которых являются (при из-вестных размерах крыла, заданных значениях ресурса и нагрузок):
— повышение уровня напряжений (главным образом критиче-ских напряжений потери устойчивости) и жесткости тонкостенныхсиловых элементов крыла, что может быть достигнуто применени-ем композиционных материалов, сотовых конструкций, конструк-
2* 35
ций с заполнителем из пенопластов, клееклепаных конструкций.Это мероприятие может дать экономию 1 0 . . . 15% массы крыла;
— снижение объемной плотности материала несиловых элемен-тов крыла с помощью применения пластмасс, стеклопластиков ит. п. Эта мера может привести к экономии 7 ... 10% массы крыла;
— отказ от конструктивных разъемов крыла по размаху, чтоможет дать дополнительную экономию 2,5.. . 3,0% массы;
— уменьшение количества деталей и стыков, что может дать2 ... 3% экономии массы крыла;
— применение интерцепторов в качестве органов поперечногоуправления самолетом (взамен элеронов), что может дать эконо-мию 1,5... 2,0% массы крыла (подробнее см. гл. 2);
— технологические мероприятия, направленные на повышениеуровня напряжений элементов конструкции, снятие излишней мас-сы, применение минусовых допусков и т. п. С помощью этих мерможно получить снижение массы крыла на 2 ... 3%.
Таким образом, тщательная конструктивно-технологическаяпроработка чертежей крыла, применение новых материалов могутпривести в сумме к снижению массы крыла легких самолетов на25.. . 30% [17].
Массу крыла, которую дают формулы (3. 9) ... (3. 12), надо рас-сматривать в качестве верхней среднестатистической величины.Формула (3. 13) предусматривает применение новых материалов.
Масса фюзеляжа
Для расчета массы однобалочного фюзеляжа легких самолетов(при расчете т0 во втором приближении) можно воспользоватьсяследующими формулами *.
Формула Арефьева:
Здесь /ф, Ьф, Нф — длина, ширина и высота фюзеляжа, м;&1 = 24,4; &2=720 — для самолетов с двумя ТВД на крыле, се-
чение фюзеляжа круглое (Ьф = Нф = с1ф)',&1 — 37; &2 = 460 — для самолетов с двумя ТВД на крыле; сече-
ние фюзеляжа прямоугольное;^! = 38; &2=130 — для самолетов с ТРД на фюзеляже; сечение
фюзеляжа круглое;&и = 24,4; &2 = 460 — для самолетов с ТРД на фюзеляже; сече-
ние фюзеляжа прямоугольное.Формула Хоуви [30] :
™Ф = *зК^п[1,85ЧЧ.о/(^ф + ЗД^Ф2> (3. 19)где Уп — скорость пикирования**, м/с; /г.0 — плечо горизонтальноюоперения относительно центра масс самолета, м; Рф — боковая по-
* Масса двухбалочных фюзеляжей легких самолетов рассмотрена, например,в [5], гл. 6.
** Для гражданских неманевренных самолетов Уп~ УКрейс + 31,4 м/с.
36
верхность фюзеляжа, м2; &3=0,086— для самолетов с т0-<6000 кг;&3=0,078 — для самолетов с т0=6000 . . . 10000 кг,
I Предлагаемые нами формулы [4]:1- Щ -1,14*с.у (1 + 0,4/>изб) /ф'5^74; (3.20)Г- "*Ф = ̂ Ф/> (3-21)где
^Ф^ЛХ'Ч-ФО +°»4' 10-2^крейс)(1 + 0,4/7^) + 1,38й?ф; (3.22)/^ф = 2,6/ф^ф.экв. (3.23)
Здесь тф в кг, §ф в кг/м2, Рф в м2, Ккрейс — в м/с; &с.у=1,0 — еслидвигатели не соединены с фюзеляжем; /гс у=1,14 — если двигателиустановлены на фюзеляже; рИЗб — избыточное давление в гермока-бнне на наибольшей эксплуатационной высоте полета, даН/см2;Укрейс в м/с, пр. ф — расчетная перегрузка фюзеляжа; &4=0,08 —для самолетов с ТВД на крыле (т0<СЮООО кг); &4=0,096 — для са-молетов с ТРД на фюзеляже (т0<С 10000 кг); г/ф.ЭКв — диаметр,рассчитанный по миделю фюзеляжа, м.
Результаты расчета массы фюзеляжа по приведенным форму-лам даны в табл. 3. 3, из которой видно, что формулы в основномобеспечивают приемлемую точность. Наименьшую среднеквадра-тичную погрешность (3,02%) дает формула (3.20). Как и при рас-чете массы крыла, рекомендуется пользоваться всеми проверенны-ми формулами массы конструкции фюзеляжа, включая приведен-ные выше. В качестве расчетной величины Шф при определении т0второго приближения следует принять среднее арифметическое повсем формулам.
Для фюзеляжа характерно уменьшение относительной его мас-сы с ростом т0 (рис. 3. 1). График тф(т0) можно использоватьдля проверки результатов расчета Шф легких самолетов.
На долю обшивки, стрингеров и шпангоутов приходится 60 . . .65% массы фюзеляжей легких самолетов. Процентный состав мас-сы фюзеляжей:
Обшивка . . . . . . . . . . . . . . . . 2 6 .. 3 0Стрингеры и лонжероны . . . . . . . . . . . 12 . . 15Шпангоуты . . . . . . . . . . . . . . . 2 0 . . . 22П о л . . . . . . . . . . . . . . . . . 6 . . . 9Фонарь . . . . . . . . . . . . . . . . 10 . . . 12Окна . . . . . . . . . . . . . . . . . 3 . . . 5Двери-трапы, люки . . . . . . . . . . . . . 6 . . . 8Прочее (перегородки, соединения, багажник, герметизация,
крепеж) . . . . . . . . . . . . . . . . . 7 . . . 9
Применение новых материалов в конструкции фюзеляжа можетпривести к снижению его массы на 15 ... 20% [17].
Например, пол кабины сотовой конструкции с применением стек-ло- или углепластика (соты из полимерной бумаги высотой 9—10 мм) имеет поверхностную плотность около 3 кг/м2, а трехслойныйпол из фанеры и пенопласта (пакет 15 мм) старой конструкции —4,5 кг/м2, т. е. в 1,5 раза больше.
37
3.3.
Рас
чет
масс
ы ф
юзе
ляжа
лег
ких
само
лето
в
Хар
акте
рист
ики
Исхо
дные
дан
ные
/По,
КГ
/ф,
М
<?ф,
М
Ризб
, даН
/см2
Яр
ф
Укр
ейс,
КМ
/Ч
5М
, М
2
Ро, к
г/м2
5, м
2
Фак
тиче
ская
мас
са/П
ф,
КГ
Расч
етна
я ма
сса
по (
3. 1
8), к
гпо
греш
ност
ь, %
по (
3. 1
9), к
гпо
греш
ност
ь, %
по (
3.20
), кг
погр
ешно
сть,
%по
(3.
21),
кгпо
греш
ност
ь, %
Ан-
14
3500
11,36
1,65
X2.
140 4.2
180
3,54
82,3
339
.72
330
350
+6 308
-6.6
733
0 033
0 0
Бе-З
О
5700
14,9
1,62
X1,
980 4,2
460
3,21 17
8 32 565
590
+4,3
258
5+3
.54
573
+1,5
567
-0,7
1
Л-4
10
5100 12,8
92,
38 04.
5 360
4,45 15
732
,5 621
650
+4.7 590
-4.9
862
9+
1,2
860
0-3
,38
Лир
-Дж
ет-2
8
1066
020
,12
2,39
0,83
4,01 51
94,
522
0,7
48,3
1166
1190
+2,0
6117
8 +1
1099
-5.7
412
20+4
,62
В-10
1С
5670
11,2
51,
530,
65,
564
01,
8425
522
,2 504
523
+3,7
850
4 049
3-2
,1 529
+4,9
6
АК1
121
6350
14,5 1.65
0,3
4,75
650
2,14
225
28,2 655
591
-9,7
172
5+
10,
464
5-1
,661
2-6
,56
.Дра
гой"
8618
14,4
51,
90,
44,
2775
02,
8426
9 32 880
915
+2,8
285
0-4
,4 865
—3,
9288
4—
0.56
.Гер
ои*
6124 14 2,0 0 5,5
350
3,14 132
46,4 540
560
+3,
758
5+
8,3
525
-2,7 580
+7,4
.Дав
-
3990
11,5 1,6
550 5,5
350
2,15 129
30,9 340
305
-10,
338
0+
11,
535
4+4 35
1+3
,24
1000 3000 5000 7000то,м
Рис. 3.1. Относительная масса фюзеляжа легких самолетов:1—Цессна-195А; 2—ВеесЪ 65; 3—«Дав»; 4—Ттайп Р1опеег; 5—«Герои»;*—Пайпер РА-20, 7—Як-18; 5—Як-12А; 9—1А1 В-101С; 10—АК-И21;
//—Ан-4; 12—Бе-30; 13—Л-4Ю
Масса оперения
При расчете (то)ц можно использовать следующие формулымассы оперения легких самолетов.
Формулы Хоуви [30] для легких неманевренных самолетов сто < 8000 кг:
/тгг.0=7,2А20[0,4+(1/крейс+113)/935]; (3.24)
/тгв.0=6,85^ [0,4+(1/крейс+113)/1100]. (3.25)ЗдеСЬ Укрейс В КМ/Ч.
Предлагаемая нами формула для определения значения поверх-ностной плотности оперения ^Оп, кг/м2, входящей в формулу
^оп=^г.о + ̂ в.о = ̂ оп^оп. (3.26)имеет вид
§оп~Мм (4,4+ 0,8- 10-3//го). (3.27)Коэффициент &» учитывает скорость полета:
А^о,643-}-1,02- 10~3Ккрейс. (3.28)Здесь т0 в кг, Ккрейс в км/ч.
Коэффициент &м учитывает маневренность самолета, &м=1,0 —неманевренные самолеты; ^м=1,5 — маневренные самолеты.
Результаты расчетов по приведенным формулам сведены втабл. 3. 4.
Распределение массы оперения легких- самолетов по элементамтаково (в %):Лонжероны и стрингеры . . . . . , . . . . . . 35... 38Обшивка . . . . . . . . . . . , . , , , 4 0 . . 4 4Нервюры . . . . . . . . , . . . . , . . 7.. .9
39
Узлы крепления . . . . . . . . . . . . . 4 6Прочее (законцовки, балансиры рулей, триммер, крепеж и т п ) 10 12
3.4 Масса оперения легких неманевренных самолетов
Характерце ш^и
т0, кгОг о, М"
5В о, М2
5ОП, м2
Vкрейс , КМ/Ч
гаоп фактическая, кг
топ по Хоуви, кгПогрешность, %
/Поп по (3 26), кгПогрешность, %
АК 1121
63506,434,60
11,03700
1,357145
143,2— 1,2
142—2,4
Л-410
51009,306,52
15,82360
1,01140
136,5-2,5
142+ 1,2
Лирджет-28
1066010,408,12
18,52600
1,255304
227-25,5
300— 1,2
Бе-ЗО
57009,005,16
14,16480
1 , 132150
1500
143,7—4,5
Ан-14
35008,047,54
15,58190
0,837106
115,4
94-13
Применение композиционных материалов в конструкции опере-ния легких самолетов может дать экономию 20 ... 25% массы опе-рения [17].
Интересную возможность снижения массы горизонтального опе-рения (ГО) можно получить в случае двухбалочного фюзеляжаТакой фюзеляж иногда применяют на сельскохозяйственных само-летах (например , на самолете М- 15). Двухопорная схема крепле-ния ГО может оказаться весьма рациональной также и для легкихгрузовых самолетов и экранопланов.
Площадь эпюры изгибающих моментов по размаху (Ръ) будетв этом случае наименьшей, если ГО имеет опоры на оптимальномрасстоянии по размаху (табл 3 5, где ^ — погонная равномернораспределенная по размаху нагрузка) . _
Расчеты показывают, что (л: /г.о)ор*=(У 12 + 2) ^2 У"12),где х — расстояние от левого конца ГО до опор (табл. 3.5). -
Таким образом,
2) (2 1/12) = 0,789.' Если считать, что масса лонжеронов, воспринимающих Мизг, со-ставляет 25 . .30% массы стабилизатора, то горизонтальное опе-рение с двумя оптимально расположенными опорами (схема 2) мо-жет иметь массу на 20 ... 25% меньше массы обычного консольно-го ГО (схема 3).
Замена ГО (т]г о=1) на двух крайних опорах (схема 1) опере-нием той же площади с оптимально расположенными опорами[схема 2 при т]г о=1; (сг о, #) ^сопз!] позволит уменьшить массуГО также на 20 . . . 25%. При этом улучшатся несущие свойства ГОвследствие роста его удлинения.40
3.5. Изгибающие моменты, масса горизонтального оперенияи определяющие их параметры в зависимости от расположения опор
Характеристика
(х/1г.о)лг , %Жтах
Мизг. тах/Г?/2г.оЛ %
г*/(дРг.0), %тг.0, %
Эпюры изгибающих моментов
г,-.
1 1^НШ Ш^"
0,5
100200
103 ... 106
X* — ̂ "^
А^& 
1Г 3.6. Расчет массы шасси легких самолетов с передней опорой
Характеристики
Исходные данныето, кгЛщ. гЛ> М
Рш гл«кон&ОбТ/Спт
фактическая масса тшРасчетная масса тшпо (3. 29)Погрешность, %
ж**
3500~1
4111
0,04830,0473
-2
0сооца
57002,24,5111
0,0530,0536
+ 1,3
см
Ьй<
6350~ 1
6*0,65
10,93
0,03650,0363
-0,5
оо09
5670~1
6*0,65
10,93
0,03550,0363
+2,2
яаз1<̂
9901,541
1,051
0,0520,0513
-1,3
1•
3990~ 1
4111
0,0450,0473
+5
каи*
6124~1
4111
0,04570,0473
+3,6
'*0
Т4
-С
5100~1
411,21
0,05140 ,0509
-<-0,9
Для аэродромов с искусственным покрытием
где ^лыж=30 . . .35 кг/м2 — поверхностная плотность лыж; 5ЛЫЖ —площадь лыж в плане, м2; 5ЛЬ1Ж=та/рлыж; Рлыж=ЮОО кг/м2 — дляснега.
Таким образом, в среднем, тлыж = 32,5- 10~3т0 кг; тлыж = 0,0325.При проектировании поплавкового варианта самолета масса по-
плавков определяется при запасе плавучести 100%: тПОт == <7пош1Упопл, где <7попл = 40 . . . 50 кг/м3.
Нижний предел плотности конструкции ^Попл соответствует по-плавкам из степлопластика, верхний — поплавкам из алюминиевых:сплавов. Определение потребного объема 1>Попл см. в [24].
3. 2. 2. Масса силовой установки
Массу силовой установки можно определить по формуле^с.у == Шцв I ^проч'
где тдв — масса всех сухих двигателей без системы запуска и бегвинтов (для ПД и ТВД); тпроч — масса гондол двигателей, узловустановки, системы запуска, масляной системы, охлаждения (дляПД), воздушных винтов (для ПД и ТВД), топливной системы, си-стемы огнетушения, масса противопожарных перегородок, управле-ния двигателями и т. д.
Выразим массу ПД и ТВД, а также тпр0ч в функции мощности:), (3-30)
где #о — стартовая мощность всех двигателей, л. с.; уЯв=гплв/М0 —удельная масса двигателей, кг/л. с. Если значение -удв не извест-но, то его можно найти по приближенным формулам.
Для ПД воздушного охлажденияудп=0,9-0,012^0-5. (3.31)
42
Рис. 3. 2. Зависимость удельноймассы ТРД и ДТРД от старто-
вой тяги двигателя:1—Астафан; 2—Марборе-И; 3—Дас-со МД-30; 4—Габизо; 5—Гудрон; 6—1Т-12А-6; 7—В5-75; 8-1ТР-10А; 9-ЛВ-163; 10—Звон КА.29; //—С1-805;12—Спей.25; /3—1-85; 14—Орфей;/5—Испано-Сюиза К-804; 16—АИ-25;17—Ларзак М-49; /в—ТРЕ-731-2; 19—1Т-15Д; 20—АТР-3; 2/—Авко АЬР-501;22—13-1Н1-Г; 23—Абиск-1А; 24—
М-45Н-01; 25—М-45Р-3
Для ПД жидкостного охлажденияV =1— 0,012№-5. (3.32)I ДВ * ^ /
Для ТВД -удв = 0,18 ... 0,22 (примощности одного двигателя Мм>Е^ЗОО л.с.). Коэффициент &с.у легкихсамолетов с ПД и ТВД лежит в пре-делах; &с.у = 0,5 . . . 0,6 — самолеты сПД; &с.у = 0,22 . . . 0,25 — самолеты сТВД. С увеличением числа двигателей значение &с.у увеличиваетсяв указанных пределах. По аналогии с (3.30) масса силовой уста-новки легких самолетов с ТРД и ДТРД равна
•). (3.33)
юоо гооо зооо *юоо рой,дан
где РО — стартовая тяга всех двигателей, даН.Удельная масса ТРД и ДТРД удв=^дв/Ро весьма сложно зави-
сит от стартовой тяги (рис. 3.2).Коэффициент 6с.у в формуле (3. 33) зависит от количества дви-
гателей:Пдв«с .у
1 2 3 40,114 0,120 0,128 0,144
3. 2.3. Масса оборудования и управленияДля легких самолетов по статистике (рис. 3. 3) масса одинар-
ного управления, в среднем, равна тупр=0,0135/п0. Сдвоенное уп-равление имеет массутупр = 0,02 то.
Запишем массу обору-дования легких самолетовв виде следующей суммы:
=•- #10б.о "Г ̂ об.с!
Рис.
1300 зооо 5000 7000т0>т
3.3. Масса управлениялегких самолетов:
/— Ан-14; 2— Бе-30; 3— В-101С; 4—АК-1121; 5— «Дав»; 6— «Герои»: 7—Не-64; 8— Ме-108; 9— «Квант»; 10—Ме-109; //— Сшгтфайр: 12— Эркобра;
13— Л-410
43
где т0б. о — масса оборудования самолетов общего назначения, не-обходимого для безопасного полета, перевозки пассажиров и эки-пажа; т0б. с — масса специального оборудования, связанного соспециальным назначением самолета (для сельскохозяйственныхработ, санитарной службы, геологоразведки, патрулированияи т. п .).
При расчете (т0)ц, можно принимать:— для спортивных самолетов т0б = (0,045 . . . 0,05) т0;— для легких пассажирских самолетов
отов = 2(Ю + 0,06/Яо + 0,2/яц.н(1 +0,ир( ^рейс). (3. 34)Массу оборудования можно уточнить в дальнейшем путем диф-
ференциации его состава. Так, массу оборудования общего назна-чения можно записать в виде суммы масс электрооборудования(т^л.об), радиооборудования (тр.Об), гидропневмооборудования(^гп об), аэронавигационного оборудования (тан.о), бытового обо-рудования (те об), антиобледенительного оборудования (шан.об),противопожарного оборудования (шп.об), прочего оборудования(тпр об) •
Статистика по массе некоторых групп оборудования «общего на-значения» приведена в табл. 3. 7.3. 7 Масса оборудования легких пассажирских самолетов с двумя двигателями
Масса
т„, кгтэл об, кгГПая об, %тр об, кгтр «б , %тгп об, кгГПтп об, %т&н о, кг'"ан о, %
Ан-14
3500142
4,0590
2,5718,80,53727,51,36
Бе-ЗО
5700280
4,9180
1,480
1,450
0,877
„Дав"
3390
932,33
, Герои*
6124
931,52
АК 1121
63502604,1
88,51,4
45,40,714
В-101С
56701642,9
290,511
Следует иметь в виду, что масса электрооборудования однодви-гательных самолетов меньше, чем двухдвигательных (табл. 3.7).Можно считать, что на легких самолетах общего назначения с од-ним двигателем тэл об~0,032 . . . 0,034. На спортивных самолетах/йэл «б ~ 0,026.. .0,028.
На самолетах с малой дальностью полета (спортивные, сель-скохозяйственные и т. п.) масса радиооборудования значительноменьше указанных в табл. 3. 10 значений и составляет:
3 ... 6 кг — спортивные самолеты;12. . . 20 кг —сельхозсамолеты.Если на самолете установлено неубирающееся шасси, то гидро-
пневмосистему можно не устанавливать (за иключением тормознойсистемы колес массой 8 ... 10 кг).
44
Масса бытового оборудования (кресла, теплозвукоизоляция,кондиционирование, декоративная отделка) составляет
12(/гпас + /гэк). (3.35)Антиобледенительное оборудование, устанавливаемое на много-
целевых самолетах, имеет массу/Яа..с6«3/, (3-36)
где / — размах крыла, м; 3 — статистический размерный коэффи-циент.
Масса противопожарного оборудования, устанавливаемого в ка-бине легких самолетов, составляет 3 ... 5 кг.
Прочее оборудование (швартовочное, приборы контроля систем,.разрядники статического электричества и т. п.) имеет массу 2 . . ,7 кг — в зависимости от размеров и массы самолета. *
Масса специального оборудования обычно известна из техни-ческого задания на проектирование легкого самолета. Например,
' масса сельхозоборудования для опрыскивания при бункере для хи-микатов из стеклопластика
(3.37)Здесь тх — масса химикатов, кг.
Масса специального медицинского оборудования легкого само-лета, рассчитанного на перевозку двух больных и двух медработ-ников, составляет примерно 120 кг.
3. 2. 4. Масса топливаПри расчете (/тг0)ц может быть использована следующая фор-
мула для массы топлива:^г = ̂ т.расх + ^н.з + ^г.ост' (3.38)
где тт расх — масса расходуемого топлива; тн 3 — навигационныйзапас; тт. Ост — невырабатываемый остаток (для легких самолетовтт ост ~ 0,002 т0).
В свою очередьпгг,расх.==тг.зем~Тт[.наб~1Гтг.крейс~}~т-тл1 (3- 39)
где тт зем — масса топлива, расходуемого на земле (при прогреведвигателей, рулении, разбеге); тт Наб — масса топлива, расходуе-мого при наборе высоты и разгоне; тт Крейс — масса топлива, рас-ходуемого на основном (крейсерском) режиме полета; тт. с — мас-са топлива, расходуемого при снижении самолета и заходе на по-садку.
Все составляющие сумм (3.38) и (3.39), кроме тт. ОСт, можновыразить в общем виде для самолетов с ТРД и ДТРД так:
а для самолетов с ПД и ТВД в виде
45
где Рг, №{ — потребные тяга и мощность на данном этапе полета,опредеЛя'1емые из аэродинамического расчета; срг-, сег- — удельныечасовые {расходы топлива, известные для принятого двигателя; ^ —-время #а данном этапе полета, определяемое из аэродинамическогорасчета Еили по приближенным формулам (см., например, рабо-ту [6])-
ОбыЧ№0 *эем=0,10 . . . 0,16 ч. В соответствии с практикой эксплуа-тации ле1гких самолетов за рубежом ^н. 3=0,5 ч — для самолетов,имеющ{да время между посадками не более одного часа; 1Н. 3=^=075 я - — для многоцелевых самолетов при визуальном полете.
Потребная тяга при полете легких самолетов с навигационнымзапасов «соответствует обычно режиму /Стах и может быть принята
где /(та* — максимальное аэродинамическое качество.
3. 2. 5. Методика расчета (т0)и
Взлбт1ная масса самолета во втором приближении (т0)и нахо-дится п0 ^уравнению баланса массы
(/ГОо)н =^кон + ̂ упр ~Ь ГПс.у + ̂ об + М-служ + ̂ ц.н + ̂ топ» (3- 40)
где сос|Га1ВЛЯ1°Щие правой части берутся по формулам (3.9) ...(3.39).
Так кзэк эти составляющие сами являются функциями т0, то ре-шение достигается методом итерации (последовательным прибли-жением)- Для эт°й цели вначале вычисляются слагаемые правойчасти уравнения (3.40) при (т0}[, где (т0)г берется по формуле(3.2). Обычно (т0)п не совпадает с (т0)1- Поэтому расчет повто-ряется п Ри некоторых последовательно задаваемых значениях(т0)/ Д° Тех ПОР' пока сумма правой части не станет равной по-следнеи<У заданному значению (т0)г-, т. е. когда разность| (то) п — (то)г| не станет равной нулю (с некоторой допустимойневязкой.) •
Такси расчет обычно выполняется с помощью ЭВМ. Графиче-ская сх^а его Дана на рис. 3.4.
Рис. 3.4. Схема расчетавзлетной массы самолетаво втором приближении
Реш.ени.8
Г Л А В А 4
КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА
3 процессе компоновки самолета производится пространствен-ная увязка силовых элементов конструкции с размещением целе-вой нагрузки, топлива, силовой установки и оборудования — из ус-ловия заданного (оптимального) положения и допустимого диапа-зона центровок.
Таким образом, центровка является одним из ограничений ком-поновки, а сам процесс определения центра масс самолета ведетсяпараллельно с компоновкой.| Компоновка самолета условно разделяется на аэродинамиче-}скую, объемную, силовую и весовую. Цель такого разделения со-"стоит в том, чтобы вначале отдельно оптимизировать компоновкупо аэродинамическим, весовым и объемным характеристикам, а за-тем синтезировать эти «частные» компоновки с учетом соображе-ний удобства и безопасности эксплуатации, экономики, комфорта,шума на местности и т. п.
Исходными (известными) материалами при компоновке явля-ются:
— технические требования к самолету;— взлетная и посадочная массы самолета (номинальные и мак-
симальные значения);— масса пустого самолета;— параметры крыла;— состав и масса целевой нагрузки, условия ее размещения;— состав, габариты и массы элементов оборудования;— тип, количество, масса и габариты основных и вспомогатель-
ных двигателей;— номинальная и максимальная масса топлива;— количество членов экипажа;— желательное положение центра масс самолета при взлете,
желательный диапазон центровок;— эксплуатационные и другие требования к размещению обо-
рудования, топлива, двигателей и целевой нагрузки (габариты лю-ков, окон, дверей, трапов и т. п.).
Для определения длины фюзеляжа в процессе компоновки лег-ких самолетов можно воспользоваться следующей формулой:
'ф = '-., + '»., + 'с (4.1)где /н. ч и /хв.ч — длина носовой и хвостовой части фюзеляжа;4р. ч — длина кабины для размещения целевой нагрузки (цилинд-рический средний участок фюзеляжа).
, Большие.значения /н. Ч+/ХБ. ч (рис. 4. 1) соответствуют компонов-!кам двигателей на фюзеляже, меньшие значения — на крыле (рис.4. 1 используется для компоновки первого приближения). Длинакабины
(4.2)
47
= 1 + [(«пас//») —
I
I
Рис 4 1 Длина носовойхвостовой частей фюзеляжа
легких самолетов/_Двигатели на крыле, 2—дви|
гатели на фюзеляже
16 Ппас
где «пас — число пассажирских мест; т — число пассажирских меств поперечном ряду; /ш к — шаг кресел, м; Д/=/т+/баг — Длина туа-лета и багажника, м.
Если время полета менее двух часов, то на легких самолетахтуалет можно не устанавливать и /т = 0. Часто багажники распо-лагают в носовой и хвостовой частях фюзеляжа. В этих случаях
- - ,Плечо ГО, определяемое длиной хвостовой части фюзеляжа,можно при необходимости увеличить применением стреловидноговертикального оперения, на котором размещается ГО.
4. 1. ОСНОВНЫЕ ПРАВИЛА КОМПОНОВКИ
Практика конструирования легких самолетов выработала не-сколько основных правил их компоновки.
1. Плоскость воздушных винтов ПД или ТВД не должна пере-секать места расположения людей на борту.
2. Если число пассажиров более 4 ... 6, необходимо одно изокон пассажирской кабины совмещать с аварийным люком разме-ром не менее 0,5X0,9 м. Аварийный люк должен быть выше ватер-линии на случай приводнения.
3. Центр масс топлива, пассажиров и грузов следует распола-гать возможно ближе к центру масс пустого самолета.
4. Для улучшения характеристик устойчивости и управляемостисамолета необходимо стремиться к уменьшению разноса масс поразмаху крыла и длине фюзеляжа.
5. Линия тяги двигателей на боковой проекции самолета долж-на проходить возможно ближе к центру масс самолета, чтобы ис-ключить влияние режима работы двигателей на положение рулейвысоты.
6. Воздушные винты должны располагаться на достаточном рас-стоянии от травяного или снежного покрова, если самолет будетэксплуатироваться на грунтовых неподготовленных аэродромах.
Воздухозаборники двигателей следует защищать от попаданиягрязи и камней с земли, а также от воды в случае проектированиягидросамолета.48
7. Легкие многоцелевые самолеты должны допускать переобо-рудование колесного шасси на лыжное и поплавковое.
8 Конструктивно-силовая схема, разрабатываемая в процессекомпоновки, должна обеспечивать простую технологию общей и аг-регатной сборки, удобное расположение люков и разъемов для до-ступа к силовой установке, оборудованию и управлению в процессеобслуживания и ремонта.
Специфические требования к компоновке легких самолетов раз-личного назначения изложены в гл. 7, 8, 9, 10.
Рассмотрим более подробно аэродинамическую, объемную, сило-вую и весовую компоновки легких самолетов.
4.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА
Цель этого вида компоновки в том, чтобы обеспечить летныеданные не хуже требуемых ТЗ при безусловном соблюдении всехдругих ограничений по устойчивости, управляемости и безопасностиполета, комфорту, шуму на местности в районе аэропорта, удобст-ву изготовления, эксплуатации и т. д.
Аэродинамическая компоновка практически сводится к тому,чтобы:
1) обеспечить наибольшие значения аэродинамического качест-ва и Суатах, наименьшие значения Сха при оптимальных парамет-рах крыла и других агрегатов и наиболее рациональной схеме са-молета,
2) добиться наименьшего вредного и наибольшего полезногоаэродинамического взаимовлияния частей самолета;
3) получить плавное развитие срыва потока при а^акрит- Же-лательно, чтобы срыв начинался в корневой части крыла и распро-странялся к его концу;
4) обеспечить устойчивую работу воздухозаборников реактив-ных двигателей и самих двигателей во всем допустимом диапазонеуглов атаки и скольжения;
5) усилить положительное влияние поверхности земли какэкрана;
6) обеспечить эффективность управляющих поверхностей вовсем диапазоне углов атаки, включая закритические (при свалива-нии, штопоре);
7) увеличить число -Мкрпт околозвуковых легких самолетов;8) ликвидировать местные застойные зоны и нежелательные
вихревые теченияДля достижения перечисленных целей конструктор может вос-
пользоваться следующими средствами:— уменьшить до рационального минимума смачиваемую по-
верхность самолета (оптимизировать площадь крыла и других аг-регатов);
— свести до возможного минимума мидели ненесущих частейсамолета (фюзеляжа, обтекателей, гондол двигателей);
49
Рис. 4. 2. Допустимые позы летчиков на легких само-летах:
а—легкие самолеты для народного хозяйства; б—спортивныеакробатические самолеты; в—экспериментальные самолеты, мо-
топланеры
50
12
3
Рис.
4.3.
Ком
поно
вка
легк
ого
само
лета
Як
-18Т
(СС
СР):
/—во
здуш
ный
винт
В 5
30Т-
Д35;
2—
порш
нево
й дв
игат
ель
М14
; 3—
регу
лято
р ш
ага
винт
а;
4—ге
нера
тор;
5—
масл
о-ба
к; 6—
анте
нна;
7—
проб
леск
овый
ого
нь;
8—ш
туце
р пн
евмо
сист
емы;
9—
бенз
опом
па;
10—
карб
юра
тор
Сл
— оптимизировать площадь и плечо горизонтального оперения,а также степень продольной статической устойчивости самолета сцелью снижения балансировочного сопротивления,
— выбрать оптимальную степень механизации крыла, исходяиз решения противоречия между приростом массы и Суа различныхвидов механизации,
— стремиться к схемам «среднеплан» или «полунизкоплан» —с минимальными зализами между крылом и фюзеляжем;
— применить специальные законцовки крыла для уменьшениявихреобразования и индуктивного сопротивления,
— стремиться применять более простую крутку профилей(аэродинамическую, а не геометрическую крутку) по размаху кры-ла В частности, хорошие срывные характеристики (начало срывав корне крыла) дает простое уменьшение относительной толщиныкрыла по размаху — от 18 до 11 Дело в том, что большинство про-филей, применяемых на легких самолетах, имеет С^тах при с»^12%, и срыв на плоском крыле (без геометрической крутки) на-чинается в корневых сечениях,
— применить ламинаризированные (для умеренных чисел М)или суперкритические (для околозвуковых чисел М) профили,
— установить перегородки (гребни) для устранения нежела-тельных течений и вихреобразований (например, на нижней поверх-ности фюзеляжа в районе задней кромки крыла-низкоплана),
— создавать положительные градиенты давления, увеличиватьэнергию пограничного слоя в потенциальных застойных зонах
4 3 ОБЪЕМНАЯ КОМПОНОВКА
Этот вид компоновки делается для увязки объемов служебнойи целевой нагрузки, топлива, оборудования и управления с объе-мами крыла и фюзеляжа При этом уточняются, в частности, быто-вое оборудование и интерьер кабин, принимаются решения о вход-ных устройствах в самолет, т е решаются вопросы, связанные скомпоновкой кабин
Данные по удельным объемам для размещения пассажиров вкабинах легких самолетов приведены в гл 7 Багаж пассажиров,почта и грузы размещаются, исходя из следующих удельных объе-мов 120 кг/м3 — багаж пассажиров, 270 кг/м3 — почта, 300 кг/м3 —грузы
Объем и размеры кабины пилотов зависят от количества чле-нов летно-подъемного состава (в соответствии с ТЗ), от способаразмещения и допустимой позы летчиков (рис 4 2)
На рис 4 3 дана боковая проекция компоновочного чертежатранспортно-связного самолета На рис 4 4 представлена компо-нсвка кабин легкого реактивного пассажирского самолета, а нарис 4 5, 4 6 — компоновка легкого многоцелевого самолета длянародного хозяйства в санитарном (рис 4 5) и грузовом (рис 4 6)вариантах
52
л-я
Рис 4 4 Компоновка кабин самолета «Джет Драгон» (Англия)
Рис 4 5 Компоновка кабины самолета в санитарном варианте
53
Рис. 4.6. Компоновка кабины самолета в грузовом варианте
Рис. 4. 7. Интерьер пассажирской кабины самолота«Фолкон-10» (Франция)
54
Рис. 4.8. Интерьер пассажирской кабины самолета«Корвет» (Франция)
Рис. 4.9. Интерьер кабины само-лета Мицубиси МО-2 (Япония)
Рис. 4. 10. Окно со шторкой на са-молете М1Л-2
55
I
Рис 4 11 Трап дверь на легкомсамолете
Рис 4 12 Подножка, выпускто-щаяся при открытии двери
Рис 4 13 Трап дверь с тросовойопорой на легком самолете
Рис. 4. 14 Пилотская кабина самолета Мицубиси АШ-2
Рис 4 15 Приборная доска самолета Ан-14 «Пчелка» (СССР)
57
Рис. 4. 16. Пилотская кабина легкого туристского са-молета «Ралье» (Франция)
Для современных легких пассажирских самолетов характерноприменение облегченных пассажирских кресел с укороченнымиспинками и без подлокотников (рис. 4. 7 и 4. 8).
Тем не менее условия размещения пассажиров на современныхлегких самолетах соответствуют весьма высокому уровню. Иллю-страцией этого служат интерьеры, показанные на рис. 4.7 ... 4.10.
Важным элементом объемной компоновки является организациявхода и выхода пассажиров (рис. 4. 11, 4. 12, 4. 13). Подножка, по-казанная на рис. 4. 12, выпускается в процессе открытия двери.
Недостатками встроенных трапов-дверей, показанных на рис.4.11 и 4.13, являются их большие длина и масса по сравнению скоротким трапом, приведенным на рис. 4.5.
Ручное управление легкими пассажирскими самолетами осуще-ствляется обычно с помощью штурвала (рис. 4. 14, 4. 15, 4. 16).На спортивных самолетах более удобной считается ручка(рис.4. 17).
На рис. 4. 14 . . .4. 17 видна также большая насыщенность при-борами пилотских кабин современных легких самолетов, особенносамолетов с двумя двигателями (рис. 4. 14 и 4. 15).
4. 4. СИЛОВАЯ КОМПОНОВКА
Основная цель силовой компоновки самолета состоит в отыска-нии наиболее рациональных силовых схем крыла, фюзеляжа и опе-58
Рис. 4. 17. Кабина спортивного акробатического самолета 2-50Ь(ЧССР)
рения. В качестве критерия рациональности обычно используетсямасса конструкции. При этом ограничениями являются: габариты,нагрузки и жесткость конструкции. Учитываются и конструктивно-технологические ограничения: габариты и расположение вырезов,типы и расположение стыков, характеристики материалов.
В последнее время силовая компоновка самолетов все чаще де-лается с использованием метода конечного элемента (МКЭ).
По МКЭ конструкция агрегата разбивается на конечное числоэлементов — поясов (стержней) и панелей (стенок, пластин). По-верхность силовой части крыла, например, покрывается сеткой ли-ний, расположенных вдоль лонжеронов и нервюр. Эта сетка расчле-няет конструкцию на га дискретных элементов в виде поясов про-дольного силового набора и п элементов в виде пластин (клеткиобшивки, стенок лонжеронов и нервюр) [19]. Расчетная схема поМКЭ позволяет учесть и взаимное влияние агрегатов в районестыка на их напряженно-деформированное состояние.
59
В более общем виде конечный элемент крыла может представ-лять собою трехслойную пластину с изотропными несущими слоя-ми и заполнителем, играющим роль стенок лонжеронов и нервюр,с постоянной или переменной жесткостью [16]. Такой конечныйэлемент позволяет по специальному алгоритму определить (и ви-зуализировать с помощью графопостроителя) потоки главных уси-лий в продольном силовом наборе и главные потоки касательныхсил в заполнителе (стенках), что дает возможность анализироватьразличные силовые схемы и определить наиболее рациональную спомощью критерия «силовой вес», впервые введенного А. А. Кома-ровым [15].
Силовой вес (масса) учитывает интенсивность внутренних усилийи протяженность их действия. Для ферменных конструкций сило-вая масса имеет выражение:
т —
где п — число стержней фермы; Л^г — усилие в 1-ом стержне; /^ —длина стержня.
В безмоментных тонкостенных конструкцияхп
ч. __ ЧКГ1 ЭКво 5,/71 = 7 О; О , о , »
-* 1 1
1=1
где п — число элементов, на которые разбивается конструкция;а/^ —эквивалентное напряжение; «$г — площадь г'-го элемента;6г — толщина /-го элемента.
В общем случае
где д,у — элементарный объем конструкции; ОтКавх — максимальное
из нескольких случаев нагружения (по нормам прочности) эквива-лентное напряжение, вычисленное по какой-либо теории прочности.
Силовая масса, как показано в [15], слабо зависит от распре-деления материала в конструкции и определяется ее силовой схе-мой. Это обстоятельство позволяет достаточно просто оцениватьотносительную эффективность различных силовых схем и близостьих к теоретически оптимальным конструкциям.
Применение МКЭ при проектировании силовой схемы крылалегкого гражданского самолета (т,о=3000 кг, А,=8, 5 = 30 м2) сучетом заделки на фюзеляже [22] позволило, например, сделатьвывод о том, что крыло с несколькими моментными узлами стыкаобеспечивает меньшую концентрацию напряжений в зоне узловстыка *, чем крепление одним моментным и одним шарнирным уз-лами. Такое крыло с двумя или тремя моментными узлами (двух-или трехлонжеронное крыло) имеет на 3 . . . 4 % меньше силовуюмассу по сравнению с однолонжеронным крылом.
* Больше получается и ресурс конструкции.
60
Жесткостные же характеристики равнопрочных крыльев с раз-личн-ыми вариантами заделки на фюзеляже практически одинаковы.
4.5. ВЕСОВАЯ КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
Весовая компоновка и центровка являются составной частьювесового проектирования самолета* [31] и рассматривают сле-дующие вопросы:
— расчет массы самолета и центра масс (ц. м.), построениедиаграммы ц. м. по времени полета;
— приведение ц. м. в требуемое положение относительно сред-ней аэродинамической хорды (САХ), а практически относительносредней геометрической хорды (СГХ) в процессе центровки;
— исследование связей между расположением нагрузки и мас-сой конструкции, между схемой самолета и массой пустого самоле-та, вообще — между размерами, нагрузкой и массой;
— изучение влияния различных ограничений на компоновку имассу агрегатов самолета (например, влияния условий комфортапассажиров, ограничений по шуму на местности, требований по рз-сурсу и т. п .);
— разработка рекомендаций по компоновкам, обеспечивающимминимум массы агрегатов при заданных ограничениях.
Ниже мы ограничимся вопросами центровки. Расчет массы са-молета рассмотрен в гл. 3.
4. 5.1. Расчетные случаи центровки
Центр массы легких самолетов необходимо определять для сле-дующих случаев эксплуатации.
1. Масса самолета взлетная, номинальная; шасси выпущено;шасси убрано (для самолетов с убирающимся шасси). Целеваянагрузка 100%.
2. То же, но целевая нагрузка и ее расположение варьируются(например, масса целевой нагрузки 0%, 20%, 40% и т. д., располо-жение ее — в передней части кабины, в задней части).
3. Масса самолета посадочная, шасси выпущено, топливо на бор-ту превышает навигационный запас на 10 . . . 15%. Масса целевойнагрузки и ее расположение варьируются.
4. Самолет без нагрузки (пустой, на земле). Этот случай цен-тровки является проверкой на неопрокидывание (на хвост) самоле-та, имеющего шасси с передней опорой.
5. Масса самолета взлетная, максимально допустимая; шассиубрано; шасси выпущено; масса топлива максимально возможнаяпо объему баков; целевая нагрузка отсутствует или часть ее ими-тируется для центровки. Этот случай соответствует перегоночномуварианту эксплуатации самолета.
* Весовое проектирование рассматривает также вопросы весового планиро-вания и контроля, расчет моментов инерции самолета и др.
61
4. 5. 2. Основные правила центровкиПрактика проектирования и эксплуатации самолетов выработа-
ла следующие основные правила центровки:— необходимо, чтобы в процессе расходования топлива центр
масс самолета не перемещался или перемещался незначительна(не более 3% СГХ);
— после сброса целевой нагрузки (химикатов, парашютистов,грузов и т. п.) центр масс самолета не должен перемещаться бо-лее, чем на 2 ... 3% СГХ;
— в процессе сброса целевой нагрузки центр масс самолета недолжен перемещаться более, чем на 10. . . 15% СГХ (когда, напри-мер, люк находится в хвостовой части фюзеляжа).
4. 5.3. Проектное положение центра масс.Диапазон центровок
Проектное (желательное) положение центра масс самолета привзлете и допустимый диапазон центровок зависят от расположенияфокуса самолета [5], определяемого схемой и параметрами его,а также от предельно передней допустимой центровки, определяе-мой эффективностью горизонтального оперения. Для современных,легких самолетов (кроме акробатических, см. гл. 10) классическойсхемы (ГО позади крыла) проектное положение центра массобыч*но находится в пределах:
;ст=(0,23...0,26)/1/"созх,где Гт=*т/&сгх; Гт — координата ц. м.; Ьсгх —длина СГХ (см.ниже); х — Угол стреловидности крыла по 1/4 хорд.
Для удобства эксплуатации желательно, чтобы диапазон цент-ровок был возможно большим (^20% СГХ). Поэтому следуетстремиться к тому, чтобы предельно передняя допустимая центров-ка была равна 16. . . 18% СГХ, а предельно задняя центровка36 ... 38% СГХ при запасе продольной статической устойчивости неменее 5 . . . 7% СГХ.
4. 5. 4. Расчет средней геометрической хорды (СГХ)
Средняя геометрическая хорда находится в центре площадикрыла, и в случае трапециевидного крыла (рис. 4. 18) величина
вычисляется по формуле
" (4.3)
где г\ — сужение крыла в плане; 5 — площадь крыла; К — удлине-ние крыла.
Координата ясгх (см. рис. 4. 18):1 -п
* —______ 'ГЧ+Ч ~——сгх 3
(4.4)
62
1И-"ч^Х
Рис. 4.18. К расчету сред-ней геометрической хорды
трапециевидного крыла
Рис. 4.19. Средняя геометрическая хор-да составного крыла
Если крыло составлено из нескольких трапециевидных в планефигур (рис. 4. 19), то величина Ьсгх находится по формуле
п'/)сгх *^/> ("*• 5)
где (бг)сгх — средняя геометрическая хорда какой-либо частиполукрыла; 5* — площадь соответствующей части полукрыла; 5 —площадь всего крыла (двух половин).
Положение СГХ в этом случае удобно находить графически (см.рис.4. 19).
4.5. 5. Расчет центра масс самолетаРасчет (рис. 4. 20) ведется по формулам теоретической механики
координаты центра
(4.8)
где пгг — масса какого-либо элемента; л^, умасс элемента.
Относительная координата ц. м. по оси X в %:I С*ГХ 1 /л/лхт = ——————. 100.
*сгх
Рис. 4. 20. К расчету центра масс самолета
63
Расчет центровки делается с помощью центровочной ведомости(табл. 4. 1).
4. 1. Центровочная ведомость
ПН
I1234о6II12
Наименование
Конструкция:КрылоФюзеляжГоризонтальное оперениеВертикальное оперениеНосовая стойка шассиОсновные стойки шассиСиловая установкаДвигатели
. . . . . . . (и т д )
Б 2 * я ^з^Б ^
а>
Б" 5
•Т)у
я —о. ^
Типовая весовая сводка, по которой составляется табл. 4. 1, при-ведена в [5].
4. 5. 6. Методы исправления центровкиЕсли в процессе центровки и компоновки центр масс самолета
не совпадает с проектным (желательным) положением относитель-но #сгх , то можно воспользоваться следующими методами при-ведения ц. м. в проектное положение:
1) сдвижением крыла по оси X;2) изменением координат установки отдельных агрегатов;3) изменением стреловидности крыла (на 2 . . .3 0 )* .
Рис 4 21 Центровка самолета с загруженным крылом ифюзеляжем (двигатели над крылом) •
Г—проектное (желательное) положение центра масс самолета
х Этот метод следует применять с осторожностью, так как при изменениистреловидности крыла изменяются многие проектные параметры самолета- мас-са крыла, аэродинамические характеристики, устойчивость и управляемость.
64
Используя второй метод, можно получить по оси X:~ (*,)исх-(*,)нов
где т1 = т11/п — относительная масса переставляемого агрегата;(*г)исх и (*г)нов — ИСХОДНЗЯ И НОВЗЯ КООрДИНЗТЫ ЗГрСГаТЭ.
Удобный метод центровки состоит в следующем. Если отдельноскомпоновать фюзеляж со всеми агрегатами, которые к нему при-соединяются (кроме крыла), и определить ц. м. фюзеляжа с «на-чинкой», затем таким же образом скомпоновать крыло (рис. 4.21),то нетрудно найти размер х, при котором ц. м. самолета окажетсяв проектной точке Т:
Здесь /Икр и щ — массы крыла и фюзеляжа со всей нагрузкой иоборудованием; а — расстояние между ц. м. крыла с нагрузкой ипроектным положением ц. м. самолета.
Г Л А В А 5РАСЧЕТ ПОЛЯР ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
Приведем расчет коэффициента лобового сопротивления С™ икоэффициента подъемной силы Суа при дозвуковых скоростях.
Коэффициент лобового сопротивления самолета определяетсякак сумма коэффициентов сопротивления изолированных частей:крыла, фюзеляжа, оперения и т. д. с учетом аэродинамическоговзаимодействия между ними. Коэффициент подъемной силы само-лета принят равным коэффициенту подъемной силы изолированно-го крыла. Кроме того, все части самолета делятся на несущие, ха-рактеризуемые профильным и индуктивным сопротивлением, и наненесущие, характеризуемые только профильным сопротивлением.Эти допущения хорошо подтверждаются опытом аэродинамическихрасчетов дозвуковых легких самолетов.
Исходными данными для расчета поляр самолета служат об-щие виды самолета, а также расчетная скорость и высота полета,задаваемые в ТЗ.
Общий вид легкого самолета нормальной схемы с принятыми врасчете обозначениями и схемой членения на части приведен нарис. 5. 1.
5. 1. ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ САМОЛЕТА
Полное лобовое сопротивление самолета равно сумме профиль-ного и индуктивного сопротивления:
, (5. 1)3 879 65
Рис. 5.1. Общий вид и геометрия агрегатов легкого самолета
откуда получаем безразмерный коэффициент лобового сопротивле-ния или уравнение поляры самолета:
Сха = Сха$ -\- Сха1 = Схао -\- АС^а, ( 5. 2 )где Схао — коэффициент лобового сопротивления при нулевой подь-емной силе (Суа— 0); Сха1 = АС, а— коэффициент индуктивногосопротивления, зависящий от подъемной силы; Л — коэффициент•отвала поляры.
Коэффициент лобового сопротивления самолета при Суа = 0 от-носится к полной площади крыла 5 и равен
/'-* Г ̂ хаг.о^г.о ̂ Т С хав.о$ в.о/ '$ ~Т ^хаф^м.ф '$ ~\~
ш«^м.ш/^> (5. 3)
дакр , Схпф, Схаг.о, Схаъ о, Сха г. д, Сха ш — КОэффиЦИбНТЫ МИПИ -мального лобового сопротивления (при Суа=0) изолированныхкрыла, фюзеляжа, оперения, гондол двигателя и шасси; *5КР, 5Г 0,•5В о, «5М ф, 5М. г. д, 5М. ш — соответственно площадь омываемой ча-
сти крыла, площади горизонтального и вертикального оперения,мидели фюзеляжа, гондол двигателей и шасси.
5.2. КОЭФФИЦИЕНТ СОПРОТИВЛЕНИЯ КРЫЛА
Минимальный коэффициент аэродинамического сопротивлениякрыла при дозвуковых скоростях равен
СхакР=Схар+^Сха, (5.4)тде Схар — коэффициент профильного сопротивления;
166
4 6 8 10 20 ЗО 40 Не -10е
Рис. 5.2. Коэффициент трения плоской пла-стинки
Ц 8 12Рис. 5. 3. Коэффициент г
сумма коэффициентов дополнительных сопротивлений для учетаконструктивных особенностей крыла, надстроек, щелей и т. д.
Коэффициент профильного сопротивления крыла определяется,по формуле
С^=0,925Л1С,т|ст|Л, (5. 5)где ^, _ коэффициент, учитывающий наличие гондол двигателей;&1==2— если крыло без гондол двигателей; Ьг = 2 — 5кр.г.д/5 —если крыло с гондолами двигателей; 5кр. г. д — часть площади кры-ла занятой гондолами двигателей; С/ — коэффициент трения пло-ской пластинки; т]С — коэффициент, учитывающий переход от пло-ской пластинки к профилю крыла; т]м — коэффициент, учитываю-щий влияние сжимаемости воздуха на профильное сопротивпение.
Коэффициент трения плоской пластинки зависит от чисел Реи-нольдса крыла и от положения точки перехода жт (в долях хордыкрыла) ламинарного пограничного слоя в турбулентный: ят — О —турбулентный пограничный слой; 0<ГТ<] — смешанное обтека-ние; гт=1 —ламинарный пограничный слой.
Для большинства легких самолетов с ПД и ТВД и крыльев,обдуваемых винтами, в расчете можно принимать ят = 0.
Тогда коэффициент трения определяется по графику (рис. 5.1>кри ят = 0 или по формулам
С/=0,072/Ке°'2 при 105<Ке<103; (5.6^О.455 гт™ т?0\1()б. (5.7)
(1 +ОД78М2Ш2)2'8]
при1_ (1+0.178М2)'
В этих формулах число Рейнольдса крыла определяется для:расчетной высоты и скорости полета:
Ре = ГО,„г, (5.8>
3*
0,г 0,4- 0,6 М " 0,2 О,Ч 0,6 М О 0,2 0,4 0,6 М
Рис. 5. 4. Коэффициент т\м
где V — скорость полета в м/с; Ьсг>=8/1 — средняя геометрическаяхорда крыла в м; у=ц,Д) — кинематический коэффициент вязкостивоздуха; д — плотность воздуха; |1 — коэффициент вязкости воз-духа.
Число М полета в формуле (5. 7)М = У/а, (5.9)
где а — скорость звука в м/с.Значения V и а берутся для расчетной высоты полета по таб-
лице стандартной атмосферы.Коэффициент т]с и т\м при турбулентном пограничном слое
(ят = 0) определяется в зависимости от средней относительной тол-щины профиля и числа М полета по рис. 5. 3 и рис. 5. 4 или, прианалитических расчетах, по формулам
(5.10)(5.11)
где сср= (со+ск)/2 — средняя относительная толщина профилякрыла; со — относительная толщина корневого профиля; ск — от-носительная толщина концевого профиля.
5. 2. 1. Крылья с ламинаризированными профилямиДля расчета профильного сопротивления крыла с ламинаризиро-
ванными профилями (необдуваемыми винтами) и с высоким клас-сом чистоты поверхности надо знать положение точки переходаламинарного пограничного слоя в турбулентный ят.
Метод определения хт для обычных крыльевых профилей лег-ких самолетов, имеющих наибольшую относительную толщину на25 ... 30% хорды, имеется в работах [18, 21].
Для крыла с ламинаризированными профилями при числах Рей-нольдса 106 . . .107 в первом приближении можно принимать, чтоточка перехода близка к точке минимума давления на профиле илик месту максимальной толщины профиля [33], т. е.
Т "~Т (Ъ 19^Л^ >-«̂ ̂ С' \<1* '•^')
68
Профилированная щель между крылом и элероном с осевойкомпенсацией:
ДС,а=0,0017/щ7ом. (5.19)
В этих формулах /щ — размах щелей предкрылка, закрылка иэлеронов; /ом — размах крыла за вычетом ширины фюзеляжа (омы-ваемый размах).
Для учета увеличения сопротивления вследствие обдувки частикрыла винтами вводится слагаемое ДС.та об=0,0003.
5. 2.3. Коэффициент сопротивления крылас учетом аэродинамического взаимодействия крыла
и фюзеляжаСопротивление крыла с учетом интерференции при дозвуковых
скоростях определяется по формуле.С_(1-^В5ПФ'5), (5.20)
где Схар — профильное сопротивление изолированного крыла;&а. в — коэффициент, учитывающий аэродинамическое взаимодейст-вие крыла и фюзеляжа; 5Пф — площадь подфюзеляжной части кры-ла (см. рис. 5. 1).
Коэффициент аэродинамического взаимодействия &а. в в зависи-мости от схемы самолета имеет следующие значения.
Высокоплан . . . . . . . . . . . . . . . 0,95Зреднеплан . . . . . . . . . . . . . . . 0,85Низкоплан, поперечное сечение
круглое . . . . . . . . . . . . . . . . 0,25овальное . . . . . . . . . . . . . . . 0,50с плоскими стенками . . . . . . . . . . . . 0,60
5.3. КОЭФФИЦИЕНТ СОПРОТИВЛЕНИЯ О П Е Р Е Н И Я
Схема расчета профильного сопротивления горизонтального!оперения аналогична расчету профильного сопротивления крыла:!
где коэффициенты 2С/ и цс для оперения, обдуваемого воздушнымвинтом, определяются по графикам (см. рис. 5. 2 и 5.3) при ят = 0или по формулам (5.6) и (5.7); АС\аг. 0 = 0,002 — если рули вы-соты ГО без аэродинамической компенсации; ДСхаг. 0== 0,003 — еслирули с осевой компенсацией; ^±Сха— см. разд. 5.2.2.
Коэффициент трения 2С/ определяется по числу РеннольдсаКеР.0 = ™ср.г.0г, (5.22)
где &Ср. г. о=5г. о//г. о — средняя геометрическая хорда ГО.Коэффициент профильного сопротивления вертикального опере-
ния определяется аналогичным способом.70
5.4. КОЭФФИЦИЕНТ СОПРОТИВЛЕНИЯ ФЮЗЕЛЯЖА
Для легких самолетов Схаф можно найти по следующей фор-муле:
С"а*ХЛ.ф, (5. 23)
где Сха р. ф — профильное сопротивление фюзеляжа; АСха ф — ко-эффициент дополнительного сопротивления, учитывающий конст-руктивные особенности фюзеляжа; ДС*дД — коэффициент сопро-тивления надстроек фюзеляжа; 5над — площадь миделя какой-либонадстройки.
Коэффициент профильного сопротивления фюзеляжа без над-строек равен
5м., (5.24)
где С/ — коэффициент трения плоской пластинки; т]х — коэффици-ент, учитывающий влияние удлинения фюзеляжа; цм — коэффици-ент, учитывающий влияние сжимаемости воздуха.
Коэффициент трения определяется по графику (рис. 5. 5) в за-висимости от числа Рейнольдса фюзеляжа:
Кеф=К/ф/у. (5.25)
Коэффициент т]х определяется по графику (рис. 5. 6) в зависи-мости от удлинения фюзеляжа:
4= ).26)
Коэффициент т]л находится по графику (рис. 5. 7) в зависимо-сти от удлинения носовой части фюзеляжа:
»/"45^"(5.27)
Рис, 5.5. Коэффициент тренияплоской пластинки
Г*1,6
1,2.
* * Ь Ш 1»
Рис. 5. 6. Коэффициент
71
8 л..
Рис. 5.7. Коэффициент г\м Рис. 5.8. Прирост коэффициента со-противления фюзеляжей, имеющих
отогнутую хвостовую часть:а—угол атаки относительно продольнойоси самолета; Р—угол отклонения хвосто-
вой части
где /н. ч — длина носовой части фюзеляжа до миделевого сечения(см. рис. 5. 1).
Омываемая поверхность фюзеляжа определяется по приближен-ной формуле
где 5ф. п — площадь проекции фюзеляжа в плане; 5ф. б — площадьпроекции фюзеляжа сбоку.
В формуле (5. 24) АСЛП ф учитывает увеличение коэффициентасопротивления из-за неровностей фюзеляжа, а также в зависимостиот типа и места размещения силовой установки. КоэффициентЛСта ф имеет следующие значения.
Фюзеляж металлический, обшивка внахлест . . . 0,0004 . . . 0,0005Обшивка б е з уступов, клепка впотай . . . . . 0,00015 . . . 0,00020Обшивка полотняная . . . . . . . . . . 0,0003Средняя часть фюзеляжа прямоугольная . . . . 0,01 . . .0,015На фюзеляже установлен поршневой звездообразный
двигатель . . . . . . . . . . . . . . 0,025 . . . 0,030На фюзеляже установлен рядный поршневой двигатель 0,005 ... 0,010На фюзеляже установлен газотурбинный двигатель . 0,005
Если фюзеляж имеет отогнутую хвостовую часть (транспорт-ные, грузовые самолеты), то прирост коэффициента сопротивлениятаких фюзеляжей можно оценить по графику (рис. 5.8).
В формуле (5. 24) АС"дД— увеличение коэффициента сопротив-ления за счет надстроек фюзеляжа (фонарей, обтекателей и т. п.).
Значения коэффициента АС1"^ таковы.Фонарь кабины с плоскими гранями и коротким гаргротом (тл-
п а Як-18) . . . . . . . . . . . . . . . . . 0,040Тот же фонарь со скругленной передней частью (типа 2-326
«Акробат») . . . . . . . . . . . . . . . . 0,035Тот же фонарь со скругленной передней частью и длинным гар-
гротом . . . . . . . . . . . . . . . . . . 0,010
72
Фонарь, плавно переходящий в хвостовую часть фюзеляжа (ти-п а Як-18Т, Злин-42) . . . . . . . . . . . . . . 0,005
Фонарь с плоским передним стеклом, плавно переходящий в хзо-стовую часть фюзеляжа . . . . . . . . . . . . . 0 , 0 1 2
Фонарь на фюзеляже транспортного самолета (типа Як-40,АН-14, Л-410) . . . . . . . . . . . . . . . . 0,012
Фонарь со скругленной передней частью на фюзеляже транспорт-ного самолета (типа Фолкон-10) . . . . . . . . . . 0,0095
Открытая кабина с козырьком (типа По-2) . . . . 1,ЗСха
5. 4. 1. Ламинаризированные фюзеляжи
Здесь имеются в виду фюзеляжи легких самолетов с малой ше-роховатостью поверхности, без надстроек и необдуваемые винтами.
Коэффициент профильного сопротивления таких фюзеляжейможно приближенно рассчитывать по формуле (5.24), где коэффи-циент трения плоской пластинки представляется в виде
С/ = С/Я.Ф + С /т(1-*тф)' (5- 29)где С/л — коэффициент трения при ламинарном пограничном слое;С/т — коэффициент трения при турбулентном пограничном слое.
Точку перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентныйна фюзеляже принимаем, как и в случае с крылом, по условию
где хм. ф=*м/А}> — относительная координата положения миделяфюзеляжа по его длине (рис. 5. 9).
На ламинарном участке коэффициент трения определяется поформуле (5. 14), где число Ке фюзеляжа
Неф.л = 1//ф7т.ф'г. (5.31)На турбулентном участке коэффициент трения рассчитывается
в зависимости от Кеф по формуле (5.6), где число Рейнольдсафюзеляжа на турбулентном участке
-*т.)г. (5.32)
Коэффициент, учитывающий влияние толщины фюзеляжа, опре-деляется как для обычных фюзеляжей при гт = 0 (см. рис. 5. 6).
Рис. 5. 9. Определение точки пере-хода ламинарного пограничного
слоя в турбулентный:хс—положение максимальной толщиныпрофиля по хорде крыла; *м—положе-
ние миделя фюзеляжа по его длине
73
5. 5. КОЭФФИЦИЕНТ СОПРОТИВЛЕНИЯГОНДОЛ ДВИГАТЕЛЕЙ
Схема расчета коэффициента сопротивления гондол двигателейаналогична схеме расчета коэффициента сопротивления фюзеляжа:
г.д^г.д)над/^м.г.д» (5- 33)
где С/, тд, т)м — определяются по рис. 5. 5 ... 5. 7 при ят = 0 и чис-ле Ке^ гондол двигателей; АСхаг д — определяют по аналогии сразд. 5. 4; 5ОМ — омываемая поверхность гондолы двигателя за вы-четом части, занятой крылом (пилонами); 5М г. д — площадь миде-левого сечения гондолы двигателя в м2; V (Схагл8г^}тл — суммасопротивлений надстроек гондол двигателей.
Сумму сопротивлений деталей для самолета с ПД можно оце-нить по следующим формулам [24].
Сопротивление всасывающего воздухозаборника с обтекателем,выступающего за габариты капота
^$=(0,012.. <0,015)7У 1000, (5.34)где N — мощность ПД в л. с.
Сопротивление выхлопных патрубков рядного ПД воздушногоохлаждения
С^$^0,01Л^/1000. (5.35)Внутреннее сопротивление всасывающих патрубков
Сха8 « 0,0015ЛГ КД, (5.36)где V — скорость полета, м/с; Д=дн/ро — относительная плотностьвоздуха.
5. 6. СВОДКА КОЭФФИЦИЕНТОВ СОПРОТИВЛЕНИЙПРИ НУЛЕВОЙ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЕ
В конструкциях легких самолетов весьма часто применяютсяподкосы, стойки, расчалки и т. д., лобовое сопротивление которыхв общей сумме сопротивлений самолета учитывается членом
?, (5.37)
где С'ха — коэффициент сопротивления какой-либо детали самоле-та; 5М. д — площадь миделевого сечения детали в м2; 5 — площадькрыла в м2.
В табл. 5. 1 и 5. 2 приведены коэффициенты лобовых сопротив-лений наиболее часто используемых деталей легких самолетов.
Для определения С^о всего самолета составляется сводка ло-бовых сопротивлений (табл. 5. 3).
Коэффициент минимального лобового сопротивления всего са-молета
)/^ (5.38)где коэффициент 1,05 учитывает лобовое сопротивление не подда-ющихся расчету деталей легких самолетов.74
5.1. Аэродинамическое сопротивление деталей самолета [21]
Сд 5.ха • Детали Схема
0,012 Антенны легких самолетов
0,01 Хвостовое колесо
0,08" Хвостовой костыль
0,1185* Колеса с обтекателями
0,08*
0,095*
0,012 Открытые части куполов шасси
0,014 Открытые части куполов шасси
75
Продолжение
Сд 5 М ,ха м-д Детали Схема
0,012 Всасывающие патрубки с обтекателем
0,02 Выхлопной патрубок ПД
0,01 Выхлопной патрубок ПД нп
0,005 Щели канотов ПД
0,007 Зазоры между килем и рулем высоты
0,01 Дорожки для хождения по крылу
0,3...О,6 Детали управления
76
Продолжение
Сд 5ха Детали Схема
2,3" Ступеньки, ручки и т. д.
Здесь указаны значения только
5.2. Аэродинамическое сопротивление подкосов (по данным работ [10, 21])1
Размер
#=20 мм30405075
100
0=25 мм5075
100
8=1 мм2345
Диаметр4=2,01 мм
3,014,005,02
с*«*1 мегра
0,00100,00160,00220,00260,00350,0043
0,0260,0520,0780,105
0,00040,00060,00080,00100,0012
^•ха0,620,570,550,55
сха 8
креплений
0,00260,0040,00660,00860,01240,0150
0,0080,0180,0250,033
0,00090,00190,00300,00440,0063
МодельЛ1
Креплений
Профилированные подкосы В/О — 3
°^\ 'Круглые трубы
•0!:-ф-
Авиационные ленты
е\ -^№&&ги-*-|Трос двойного плетения
5.7. КОЭФФИЦИЕНТ ИНДУКТИВНОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ
Индуктивное сопротивление ненесущих частей дозвуковых са-молетов весьма мало и им можно пренебречь.
Для крыльев с удлинением Х>3 индуктивное сопротивление оп-ределяется по формуле
[==1±_1СЯ А эф
У 0.1 (5.39)
где 6 — коэффициент, учитывающий форму крыла в плане; опре-деляется в зависимости от удлинения и сужения крыла в плане по
77
5. 3. Сводка лобовых сопротивлений при (V, Я) =сопз1
СиОСО
%1'2345678
Наименование частей
КрылоГоризонтальное оперениеВертикальное оперениеФюзеляжМоторные гондолыРадиаторыШассиОтдельные детали:
подкосы;расчалки;
. . . . . . . . и т . д .
КоличествоПлошадЬ
илимидель,
м>
Общаяплощадьили ми-дель, м*
Сха Сха81
Итого
графику (рис. 5.10); Суа — коэффициент подъемной силы крыла;— эффективное удлинение крыла.Для легких самолетов с ПД для расчета Яэф рекомендуется фор-
мула [21]
Х = Х ' (5'40)
где А=/2/5 — удлинение крыла; 5г-=5п. ф+5Г. д — площадь подфю-зеляжной части крыла и площадь крыла, занятая гондолами двига-телей (см. рис. 5. 1).
Коэффициент & учитывает установку охлаждающих устройств;/г = 0,82 — при установке ПД воздушногоохлаждения в носовой части фюзеляжа ис выходным отверстием, расположеннымвнизу;& = 0,74 — при установке ПД в носовойчасти фюзеляжа и с выходным отверсти-ем, расположенным сбоку фюзеляжа подкрылом;6 = 0,80 — при тоннельных радиаторах,расположенных под фюзеляжем или подкрылом.
Если легкий самолет рассчитываетсяна числа М полета, близкие к Мкрпт, тодля расчета ЯЭф рекомендуется формула
1,53х(М — (0,018+0.152х)Х(5.41)1
Рис. 5.10. Коэффициент б где / В рад.
78
5 8. КОЭФФИЦИЕНТ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ САМОЛЕТА
Для легких дозвуковых самолетов нормальной схемой можнопринять, что подъемная сила создается только крылом:
Суа=Суакр. (5.42)Коэффициент подъемной силы крыла при углах атаки а<<10 . . .
12°Суа=-.Са
уа(а-а0), (5.43)где С^а — производная коэффициента подъемной силы по углуатаки крыла а; а0 — угол атаки крыла, а также угол атаки принулевой подъемной силе крыла (зависит от кривизны и круткикрыла);
ао=а0/ + а0т. (5.44}Здесь ао/ — зависит от кривизны и определяется по характеристи-кам профиля крыла; аот — зависит от крутки крыла и вычисляетсяпо формуле
а0т=-- ̂ -т, (5.45)отгде т — угол крутки крыла (для легких самолетов т=0. . .5°).
В дсСпслучае линейной крутки крыла производная _ — вычисляетсядтпо формуле
^=0,093-0,00057агс1& [-^Л+^6.-^ , (5. 46)он 1. Р .1 1 У ч
где р=|Л — М2 при М<1.Угол атаки самолета
, (5.47)где (1ф — угол атаки относительно продольной оси фюзеляжа;Фуст — установочный угол крыла относительно фюзеляжа.
Для углов установки крыла в первом приближении можно ре~комендовать следующие статистические значения фуст:
легкие многоцелевые самолеты . . . . . . . . . . 2 ... 3°легкие спортивные самолеты . . . . . . . . . . О ... 2°планеры и мотопланеры . . . . . . . . . . . 4 ... 6°Для расчета производной коэффициента подъемной силы по уг-
лу атаки при дозвуковых скоростях рекомендуется формула
Здесь р — отношение полупериметра крыла к его размаху,
- (5'49)
где Хп. к; Хз. к — стреловидность крыла соответственно по переднейи задней кромке крыла, в градусах.
79
5. 8. 1. Построение зависимости коэффициентааэродинамической подъемной силы от угла атаки Суа = {
Зависимость Суа = }(а) самолета строится по уравнению
Линейная часть зависимости проводится по двум точкам5. 11).Первая точка: а=ао; Суа = 0.Вторая точка: а» 12°;С4,а=С^а(а—а0).
Критический угол атаки крыла можно определить так:л _ I ^Уйтах
(рис.
у а/57,3(5. 50)
где Аакр — приращение критического угла атаки (в градусах) из-затого, что линейность изменения Суа=!(а) при приближении к акрпонижается (см. рис. 5.11); Сутах — коэффициент максимальнойподъемной силы крыла самолета.
Анализ кривых С2/а=/(а) для ряда легких самолетов показы-вает, что АаКр=1°. Верхняя нелинейная часть кривой от точки 2до точки 3 проводится приближенно лекальной кривой.
5.9. ПОСТРОЕНИЕ ПОЛЯРЫ САМОЛЕТА
5. 9. 1. Немеханизированное крылоДля построения поляры необходимо определить коэффициент
максимальной подъемной силы крыла. Метод расчета Сутах кры-ла, когда известна характеристика профилей, из которых составле-но крыло конечного размаха, имеется в работе [21].
цоь0,035
0,03
0,025о,ог0,015
0,01
^0050 •м^а_ е=.—•'^
/7
||
II/
0,1 0,3№ Ц5 0,6 0,7 0,8 0,9 Суа,
Рис. 5.11. Построение зависимо-сти Суа = !(а)
80
Рис. 5. 12. График для опредсления поправки ДСЖО Р
При приближенных расчетах максимальный коэффициент подъ-емной силы немеханизированного крыла можно определить по фор-муле [20]
Сувпих=Сйш.хАч(1 + со8х)/2, (5.51)где С1)атах— -максимальный коэффициент подъемной силы профи-ля крыла, берется для сечения по средней геометрической хордекрыла; &т ) —коэффициент, зависящий от сужения крыла в плане.
•ц 1 2 3 4#_ 0,90 0,94 0,93 0,92
Поляра самолета рассчитывается по формуле_С* I (1 + 5) у-,2
ха — ^лгаОТ хар-> (5.52)
где Схао — коэффициент минимального лобового сопротивления са-молета при нулевой подъемной силе; ДСхар — поправка, котораяучитывает изменение профильного сопротивления самолета с изме-нением коэффициента подъемной силы_ крыла. Определяется порис. 5. 12 в зависимости от параметра С!
уа = С'уа1'С'уа тах-Поляру самолета рекомендуется строить в следующей последо-
вательности.1. Пользуясь данными общего вида самолета, найти коэффици-
ент 6 и эффективное удлинение крыла.2. Задаваясь рядом значений коэффициента подъемной силы от
нуля до Суа = О/а тах, вычислить значения индуктивного сопро-тивления.
3. Определить значения АСхар (по рис. 5. 12) в зависимости отпараметра Суа.
4. По формуле (5. 52) вычислить значения коэффициента сопро-тивления самолета.
Вычисления удобно вести по форме (табл. 5.4).Значения углов атаки на поляру самолета наносятся по данным
зависимости Суа = { ( а ) .5.4. Расчет поляры самолета
Уа0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 у а тах
у а тах
81
5. 9. 2. Механизированное крылоАэродинамические характеристики самолета (Суа, Сха) во
взлетно-посадочной конфигурации могут быть определены по сле-дующей методике [37].
В табл. 5. 5 приведена сводка характеристик наиболее частоприменяемых систем механизации для увеличения подъемной силыкрыла.
5. 5. Аэродинамические характеристики механизированных крыльев
№по
!Юр.
1
2
3
4
5
6
7
8
Конфигурация
^^_____ ____^
^ *
__^
^^^
^=3^
^\
___*"Ч.
%,
^=-^
Тип механизации
Исходное крыло:Суа таг^ 1 >0;
Сха тт = 0,009
Простой щиток
Щиток ПАП
Простойзакрылок
Однощелевойзакрылок
Двухщелевойзакрылок
Трехщелевойзакрылок
ЗакрылокФаулера
8° »Ор*
—
60
45
60
40
30/55
30/44/5-5
30
^уа тзх
—
0,80
1,15
0,9
1.18
1,4
1.6
1,67
дсл-шп1п
• —
0,23
0,21
0,12
0,13
0,23
0,23
0.1
ЧислоНе
6-106
6-106
6-106
6-106
3,5-106
6-106
6-106
3.5-106
82
Продолжениемпо
пор.
9
10
11
12
Конфигурация
X
^=^^--:=^
*=~.
Тин механизации
Двухщелевойзакрылок Фаулера
Предкрылок
Щиток Крюгера
Отклоняемыйносок крыла
60р1
15/30
25. ..30
40.. .45
30
д^(/а тах
2,25
0,6. ..0,9
0,4. ..0,5
0,55(№ 2-4)0,75 для№ 4—8
лсл-ат!п
0,15
~0
~0
~о
ЧислоКе
3,5-106
6 -106
8,2-Юб
6 -10«
Здесь &° _ оптимальное значение угла отклонения органа механизации дляСР ПОЛучеНИЯ Су а т ах',
ДС„а тех — приращение коэффициента максимальной подъемной силы;ДС10 тш — приращение сопротивления от механизации при б ор4;
Не — число Рейнольдса при испытании систем механизации.Все табличные значения даны для следующей исходной геометрии крыла:
А.= 12, 11 = 1,0, с^=Ю%, Х=0°> закрылки с хордой 30% от хорды крыла по всемуразмаху и предкрылки с хордой 15% хорды крыла.
На рис. 5. 13.. .5. 15 приведены значения поправочных коэффи-циентов, которые необходимо ввести в исходные табличные зна-чения аэродинамических коэффициентов для пересчета на другиегеометрические данные.
Коэффициент максимальной подъемной силы крыла с механи-зацией записывается в следующем виде:
Смех _</дтах—'
где
Ф, (5-53)
— определяется по формуле (5.51);,с—приращение коэффициента подъемной силы от
механизации задней кромки крыла (табл. 5. 5);приращение коэффициента подъемной силы отмеханизации передней кромки крыла (табл.5. 5);
Ф — приращение коэффициента подъемной силыиз-за влияния фюзеляжа (см. рис. 5. 15).
83
10
20 3
0 Ы
50
3%
°
0,2
0,4
0,6
0,8
О,
0.91*
Рис.
5. 1
3. П
опра
вочн
ые к
оэфф
ицие
нты
* 4..
. А4
для
оп-
реде
лени
я пр
иращ
ения
коэ
ффиц
иент
а по
дъем
ной
силы
от м
ехан
изац
ии к
рыла
:2—
исхо
дное
ана
чени
е
1,0
0,8 0,6 0,4
0,2
^^Ч
х
Закр
ыли^
Х и, >М
ехан
из'пе
редн
еймо
мни,
5ч N\ \
ация ^
0,4
40
Ц4
0,8
1,2 1
,4
Щат
он Н
рюге-
ра, а
от
меня
е-м
ый
носи
н-Л
редн
рыло
н
0,1
0,2
0 Пре
0
с,?.
0 Рис.
5. 1
4. П
опра
вочн
ые к
оэфф
ицие
нты
рост
ДС
уа ф
и пр
и-
<?8
0,4
п
^^X^^^
0,2 О,* 0,6 0,81мех/1 '
0,2
"X.
0,9
Ц8
0,70,6
05
2 1\ ч.ч\ччNV
Рис. 5. 15. Поправочные коэффициенты для опреде-ления приращения коэффициента сопротивления от
механизации крыла:2— исходное значение
Поправочные коэффициенты Ъ\ . . . /г? учитывают влияние:&1 — относительной толщины крыла на Д^2 — угла отклонения закрылка на АСуа тах;63 — относительной хорды закрылка на64 — относительного размаха закрылка (предкрылка) на
А Суа тах»65 — стреловидности по 1/4 хорд крыла;66 — угла отклонения органа механизации передней кромки на
^7 — относительной хорды механизации передней кромки наА^уа тах-
Коэффициент лобового сопротивления самолета с учетом меха-низации крыла самолета
ха1 + 8 П1
——'——— ^упчЯЛЭф
(5.54)
где ДС — приращение сопротивления от механизации крыла;СХаш — коэффициент сопротивления шасси, см. формулу (2.6);АС^р — поправка для учета изменения профильного сопротивления
85
(см. рис. 5. 12); ХЭф мех — эффективное удлинение крыла с механи-зацией.
Приращение сопротивления от механизации крыла по предла-гаемой методике определяется по формуле
'мех_ Л/01
ха — и ха т \ п (5.55)
где ДСхогшп — определяется в зависимости от типа механизации(см. табл. 5. 5).
На рис. 5. 15 приведены значения поправочных коэффициентов,которые учитывают влияние:
ь — относительно хорды закрылка наЬг — относительного размаха механизации;#ф — ширины фюзеляжа;&7. — угла стреловидности по оси шарниров закрылка.Порядок построения поляры самолета с механизированным кры-
лом сводится к следующему.1. По табл. 5.5 выбирают тип механизации крыла легкого са-
молета.2. По формуле (5. 53) вычисляют коэффициент максимальной
подъемной силы крыла с механизацией.3. Задаваясь рядом значений Суа от нуля до Суа=Су%тлт .вы-
числяют значения индуктивного сопротивления.4. По формуле (5. 55) вычисляют приращение сопротивления от
механизации крыла.5. По формуле (5. 54) определяют коэффициент сопротивления
самолета.
Г Л А В А 6ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
В главе приводится расчет летных характеристик по методумощностей и методу тяг [21, 20]. Достоинствами этих методов яв-ляются наглядность и простота.
Исходными данными для аэродинамического расчета служатполяры самолета (см. гл. 5) и характеристики авиационных двига-телей.
6.1. ХАРАКТЕРИСТИКИ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
На современных легких самолетах применяются ПД, ТВД илиДТРД. Характеристики наиболее распространенных ПД мощностьюдо 360 л. с. приведены на рис. 6. 1 ... 6. 5, а основные данные —в табл. 6.1.
Газотурбинные двигатели (ГТД) имеют, как известно, сущест-венные преимущества перед ПД в размерах, массе и компактности^отличаются надежностью и находят все большее применение н< 'легких самолетах.86
На рис. 6. 6 приведены дроссельные характеристики отечествен-ного ТВД-10. Основные данные некоторых отечественных и зару-бежных ГТД представлены в табл. 6. 2.
6. 1. Основные данные поршневых двигателей мощностью до 360 л. с
Двига 'ель(С1рана)
М332 (ЧССР)М137А (ЧССР)М337 (ЧССР)М14 (СССР)М14П Г СССР*
Взлегнаямощность,
л. с.
140180210300-ЧИП
«Нельсон» (СШЬ) | 48
Расположениеи число цилин-
дров
Рядное-4Рядное-4Рядное-6Звезда-5Звезда-9Оппозитное-4
Сухаямасса,
кг
102 ±2%137 ±2%140 ±2%192 ±2%214±2%38
Удельный рас-ход топлива
(номинальныйрежим),
кг/(л.с-ч)
0,2600,260
0,25—0,260,285—0,3150,285-0,315
—
Уде1ьнаямасса,
кг/л. с.
0,730,760,6650,640,5950,79
6.2. Основные данные ГТД
Двига1ель (страна)
1. ГТД-350 (СССР)2. ТВД-10 (СССР)3. ГТД-550 (СССР)4. Астазу-Х (Франция)5. Астазу-ХП (Франция)6. Астазу-ХУ (Франция)
Вэлегныйрежим
Nл. с.
400900800640700800
кгДл .с-ч)
0,3650,2550,2400,2540,2430.250
Номинальныйрежим
ЛГл. с,
320780700—640—
кг/(л. с -ч )
0,2730,247
—0,256
—
ткг
135210120128128134
Т в-кг/л. с.
0,3370,2240.150,20.1830,17
6.2. ОБОБЩЕННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПД, ТВД, ДТРД
При отсутствии характеристик конкретного двигателя при рас-четах можно пользоваться обобщенными характеристиками , полу-ченными на основе обработки данных современных двигателей.
Для аэродинамического расчета необходимы дроссельные, вы-сотные и скоростные характеристики.
6.2.1. Дроссельные характеристикиНа рис. 6. 7 приведены дроссельные характеристики ПД, ТВД и
ДТРД, полученные в работе [9], где се, ср — удельные расходы топ-лива, отнесенные к номинальному удельному расходу для ПД, ТВД(се) и ДТРД (ср)_^ N, Р — степень дросселирования по мощностидля ПД и ТВД (]?), а также по тяге для ДТРД (Р).
На рис. 6. 7 приведены принятые в расчете величины удельногорасхода топлива рассматриваемых двигателей на номинальномрежиме.
Для ПД и ТВД часовой расход топлива (кг/ч) равенЯч=сеМ, (6.1)
87
I!
МО13012011010090807060
ч
^/
/
/
•-—
-/
— —
лХ
>г
гг-
Г
_— •
х21019017О
м 15°•**• @**1 -УТЛ
/ьТЬ'
«» //^«^ 90№ 70°'2° * 50о<Г
1/
^
/
^^
^
/
«*«.
«_
гУ^
•*̂^
-^^
^"
^IX
?
в—
^ ^г -се л.с-Ч0,270,250,23О.21
2500 ЗООО п
Рис. 6. I. Характеристики двигате-ля М332:
•————без наддува; — — — — с над-дувом
2000 2500 3000п,о0/ми.н
Рис. 6. 2. Характеристики двигате-ля М337:
без наддува; — — — — с над-дувом
N. л. с
2*0
20О
160
120
80
г/ч'ООво60*020
\
^
/
\
|хУ
/
^
\
\
рХ^ /
/
^
'<2
-т **
е л.
0,28
0,2*
0,20
0.161*00 1800 ггоол,о&/шн 1300
Рис. 6. 3. Характеристики двигателяМ14:
/—мощность по внешней характеристике;2^мощность по дроссельной характери-стике; 3—удельный расход топлива подроссельной характеристике; 4—часовойрасход топлива по внешней характеристике
Рис. 6.4. Внешняя (|/) идроссельная (2) характе-ристики двигателя М14П
40
35
30
25
20
15
^
'
\
^*-
/
^*
Ч^ -̂
^*
/
2
/
"^
/
3
^
,̂ --
ч-
~~~~/
&
7
/*^
Се лс.ч.0,25
0,2 г
0,19
0,1В
7200 3600 ч-ООО п,о&/ми.н
0,2.
?0000 22000 24000 26000 26000
Рис. 6.5. Внешняя и дроссельнаяхарактеристики маломощного ПД
«Нельсон Н-63-СР»:/—мощность по внешней характери-стике; 2—удельный расход топлива повнешней характеристике; 3, 4—мощ-ность и удельный расход по дроссель-
ной характеристике
Рис. 6. 6. Дроссельные характеристики дви-гателя ТВД-10
0,8
*• № 0,4- 0,5 0,8 1,0 0,2 Ц* 0,6 0,8 1,0 М,Р
Рис. 6. 7. Дроссельные характе-ристики двигателей [9] прис е н о м = 0,25 кг/(л. с . -ч )—ПД ;Се ном = 0,27 ... 0,28 КГ/(Э. Л. С.Х
Х ч ) — Т В Д , с Р ном=-= 0,38 кг/(даН • ч) — ДТРД,
т=6; ДТРД-25Б — гипотети-ческий двухконтурный дви-
гатель
Рис. 6. 8. Дроссельные характери-стики различных типов двигателей
(по часовому расходу)
89
8 10 12Н.КМ
Рис. 6.9. Зависимость тяги и удель- Рис. 6 10. Обобщенная высот-ного расхода топлива от высоты по- ная характеристика ТВД
лета (ДТРД; т=6)
для ТРД и ДТРДдч=сРР- (6.2)
Под коэффициентом часового расхода топлива понимается от-ношение часового расхода топлива к часовому расходу на номи-нальном режиме работы двигателя.
Для ПД и ТВД(6.3)
для ТРД и ДТРД
где се^N^, сроРо — соответственно номинальные часовые расходытоплива для ПД, ТВД, ТРД и ДТРД.
На рис. 6. 8 приведены зависимости коэффициентов часовогорасхода топлива дч от степени дросселирования двигателя [9].
ДляПД
для ТВД
для ТРД и ДТРД
(6.5)
(6.6)
(6.7)Приведенные на рис. 6. 7, 6. 8 зависимости, а также формулы
(6. 5) ... (6. 7) позволяют определить расход топлива при отсут-ствии дроссельных характеристик конкретного двигателя.
6. 2. 2. Высотные характеристикиНа рис. 6.9, 6. 10 приведены обобщенные высотные характери-
стики ТВД и ДТРД.90
Для невысотного ПД высотная характеристика может быть по-строена приближенным способом при помощи значений коэффици-ента падения мощности с высотой.
Мощность, снимаемая с ПД на высоте:NН = АN^, (6.8)
где Л^0 — мощность на земле; А — коэффициент падения мощностипри подъеме на высоту имеет следующие значения:
И. м 0 1000 2000 3000 4000 5000 6000А 1,00 0,883 0,775 0.680 0,592 0,515 0.446
Он определяется по формуле __Л=и1(ея/ео)У7У7^-0,П. (6.9)
Здесь рн, Тн — плотность и температура на заданной высоте;л-- т- — плотность и температура на земле.
6. 2. 3. Скоростные характеристики ПД, ТВД и ДТРДДля определения летных характеристик по методу мощностей и
методу тяг необходимо иметь изменение мощности или тяги дви-гателя и удельных расходов по скорости полета.
Располагаемые мощности для ПД и ТВД. Скорости полетабольшинства легких самолетов (сельскохозяйственных, транспорт-ных, спортивных) сравнительно малы. Числа М полета обычно непревышают 0,2 ... 0,3. Анализ высотно-скоростных характеристиксуществующих ПД и ТВД (М-14, М-332, ТВД-10 и др.) показыва-ет, что в указанном диапазоне скоростей полета номинальная мощ-ность и удельный расход топлива практически не зависят от ско-рости полета.
Располагаемая мощность винтомоторной группы с ПД и ТВДзависит только от КПД ВОЗДУШНОГО винта.
Для ПД(6. 10)
Для ТВД ^Nрп=N^э~Nца^ (6.11)
где Л^одв — номинальная мощность ПД; N — степень дросселирова-ния двигателя; Мзэ — эквивалентная мощность ТВД на номиналь-ном режиме; т)в — КПД винта, полученный с учетом взаимноговлияния винта и самолета.
Зависимость КПД ряда воздушных винтов изменяемого шага,применяемых на легких самолетах типа Ан-2, Як- 18 и др., от ско-рости полета приведена на рис. 6.11. Аналитическая зависимостьКПД винтов этой серии от скорости полета приближенно описы-вается следующей формулой:
•ПВ(К) = 3,295. Ю-3- 1,07- 10-41/2+ 1,85- 10г*У. (6. 12)Для винтов указанной серии по формулам (6.10), (6.11) и
91
е,
г,о1*
Н-0;т=5;<^10Номинальный, режим -
О 80 - -,. _Ъ в 20 ^__ 60 80 100
Рис. 6. П. Изменение КПД от *_скорости полета воздушных Рис- °- 12- ~!1°р°ст.ная характеристикавинтов, применяемых на легких ДТРД (расчет)
самолетах
(6. 12) можно построить кривые располагаемых мощностей по ско-рости полета на номинальном режиме работы двигателя.
Располагаемые тяги ТРД и ДТРД. Расчетные скоростные ха-рактеристики ДТРД со степенью двухконтурности т = 5 и степеньюповышения давления в компрессоре первого контура як*=10 приразличных температурах газа перед турбиной получены в работе[9] и приведены на рис. 6. 12.
Для определения изменения максимальной тяги и удельногорасхода топлива в интервале скорости О^У^200 м/с можно ис-пользовать-следующие формулы.
Для максимальной тяги
Я0(К)=/>0[1—^М/1-— м)](1-0,07Млг)Д°'6, (6. 13)I з \ з )\где т — степень двухконтурности ДТРД; Д = рД)о — относительнаяплотность воздуха; М — число М полета.
Для удельного расхода топливаСр = о,93[<7р0 + (0,494 -0,0145Я)М], (6. 14)
где Я —высота полета в км; ср0 = 0,85/(1-{-0,5]/т)— удельныйрасход топлива при скорости и высоте полета, равных нулю.
6.3. РАСЧЕТ И ПОСТРОЕНИЕ ДИАГРАММПОТРЕБНЫХ МОЩНОСТЕЙ ИЛИ ТЯГ
Методы мощностей или тяг [21] представляют собой графоана-литические методы решений уравнений движения самолета для оп-ределения их летных характеристик.92
Обычно для самолетов с ПД и ТВД пользуются методом мощно-стей, а для самолета с ТРД и ДТРД — методом тяг.
6. 3. 1. Потребные мощностиРасчет диаграмм потребных мощностей для горизонтального
полета выполняется по следующим формулам:2т к=-̂ Т7 » " о— |/ л с~ ' 'V—-> -» (6.15)
/ОД г УС^^г/а ^лга
где Л^п — потребная мощность горизонтального полета, л. с.; У0 —скорость горизонтального полета, м/с; /С — аэродинамическое каче-ство самолета; т — масса самолета, кг.
При переходе к высотам, не равным нулю, пользуются форму-лами
где V, Nп — скорость и мощность на заданной высоте;А = Он/Со
— относительная плотность воздуха.Схема вычислений Л^п приведена в табл. 6. 3.
6. 3. Вычисление потребных мощностей или тяг
(6. 16)
(6. 17)
(Н, Д; /и)=сопз1
Суа
Сха
К
V
АГП
А,
0,05 0,08 0,10 0,20 ДО Суа — Суатац
Снимают с Суа = / (Сха)
1\ ~ С у а/ Сха
т/ т сопз!т 9Г Л/^Гз^уа г ^уа
N -2-2-"п~75 К
Примечания
6. 3. 2. Потребные тяги (ДТРД или ТРД)Потребные тяги для всех высот вычисляются по формуле
Рп=т/К, (6.18)93
где т — масса самолета, кг; К — аэродинамическое качество.Схема расчета для выбранной высоты приведена в табл. 6.3.
6.4. ПОДБОР ВОЗДУШНОГО ВИНТА К САМОЛЕТУ
В некоторых случаях, когда самолет спроектирован и двигательк нему выбран, возникает необходимость подбора воздушного вин-та. Задача ставится так.
Имеются характеристики самолета в виде кривых потребноймощности для ряда высот. Требуется подобрать винт, который далбы наибольший КПД на заданном режиме полета.
Процесс выбора винта для легкого самолета включает следу-ющие задачи:
1) выбор расчетного режима, на который выбирается винт;2) выбор серии винтов;3) выбор диаметра винта;4) выбор шага в случае винта фиксированного шага (ВФШ)
или диапазона углов установки для винта изменяемого шага(ВИШ).
Расчетный режим, на который выбирается винт, зависит от ти-па и назначения самолета. Для спортивного скоростного самолетарасчетным является режим максимальной скорости на полной мощ-ности мотора. Для легких туристических, учебных, сельскохозяйст-венных и т. п. самолетов расчетным будет режим взлета или режимгоризонтального полета на скорости, обеспечивающей минимальныйрасход топлива на километр пути.
На рис. 6. 13 ... 6. 15 приведены характеристики серии винтов,рассчитанных на относительно невысокие мощности и скорости по-лета и пригодных для установки на легких самолетах.
Подбор винта выполняется последовательными приближениями,как указано ниже.
1. Имея мощность мотора и задаваясь КПД винта (порядка0,8), по кривым потребных мощностей определяют приближеннорасчетную скорость и высоту, для которых должен быть подобранвинт.
2. Задаются рядом частот вращения воздушного винтап (об/мин).
3. Приближенно определяют диаметр винта (в м) по статисти-ческой формуле
(6.19)
где N — мощность двигателя в л. с.; пы — частота вращения винтав об/мин; V — расчетная скорость в км/ч; А — относительная плот-ность воздуха.
Значения коэффициента Ко выбирается в зависимости от типавинта (табл. 6. 4).
4. Вычисляют коэффициент мощности винта(6.20)
94
Рис. 6. 13. Характеристики серии деревянных винтовЦАГИ СДВ 1-
/г—шаг винта
и поступь винта(6.21)
6. 4. Значения коэффициента
Ма!ериал винюв
СкоростнойСкороподъемныйЭкономичный
дерево металлЧисло лопастей
2
98ПО104
4 1 2
829289
96108103
3
8910399
где пс — частота вращения винта в об/с; @ — плотность воздуха:V — скорость полета в м/с.
По характеристикам винтов различных серий и коэффициентам(Р и X) определяют КПД и угол установки винта.
5. Выбирают диаметр и серию винта, соответствующие макси-мальному КПД.
При выборе диаметра винта необходимо учитывать конструк-тивные ограничения:
— расстояние от конца лопасти до земли — не менее 250 мм;— расстояние от воды (для гидросамолетов) — не менее 500 мм;— расстояние между дисками соседних винтов — не менее
200мм;— расстояние от конца винта до любой части самолета, лежа-
щей в плоскости вращения винта, — не менее 200 мм.Схема выбора винта приведена в табл. 6. 5.
95
Рис. 6.14. Характеристики серии двухлопастных винтов НАСА 5868-9с гондолой рядного мотора
Рис 6. 15. Характеристики серии двухлопастных винтов ЫАСА 3868-3с гондолой звездообразного мотора
96
6. 5. Схема выбора винта
(Ур, Яр; Л0=сопз*
пм, об/мин
пс, об/с
0
рX
Ч>
1
Л
«1 «2 П3
Примечания
задаются
пс = пм/60
Формула (6. 19)
Формула (6. 20)
Формула (6.21)
По характеристикамвинта
По Лтах
6.5. РАСЧЕТ И ПОСТРОЕНИЕ КРИВЫХРАСПОЛАГАЕМЫХ МОЩНОСТЕЙ
В аэродинамическом расчете самолетов с ПД и ТВД обычнопользуются методом мощностей. Задача при этом ставится так:имеются характеристики мотора и характеристики винта; требует-ся построить кривые Л/Р=/:(У) для ряда высот.
6. 5. 1. ПД с винтом фиксированного шагаДля легких самолетов, имеющих относительно небольшие ско-
рости полета (число М полета меньше 0,2), расчет располагаемыхмощностей можно вести по следующей схеме.
1. Задаются рядом частот вращения по внешней характеристикемотора.
2. Определяют соответствующие им значения мощности и вы-числяют для каждой пары значений (п, N) коэффициент мощностивинта:
р = 757У/(р/г?Я5). (6.22)3. По характеристике винта для полученных значений р и угла
установки лопасти выбранного винта определяют значения относи-тельной поступи винта и КПД.
879 97
4. Вычисляют скорости полета (в м/с) по формулеУ = \псО. (6.23)
5. Располагаемая мощность для каждого значения скоростибудет равна
(6.24)где Л^о — взлетная или номинальная мощность двигателя.
Схема расчета приведена в табл. 6. 6.Такое построение повторяют для ряда высот.
6. 6. Схема расчета располагаемой мощности ПД с винтомфиксированного шага
Угол установки лопастей <р°=соп81Высота полета //=соп8*
пс
N
Р
X
Ч
V, м/с
ЛГрп
П\ «2 «3
Примечание
Задаются
Снимают с характеристик двига-теля
Формула (6. 22)
Снимают с характеристик винта
1/=АлсГ>
МР = #0Т1в
6. 5. 2. ПД с винтом изменяемого шагаНа легких самолетах для улучшения их летных характеристик
чаще применяют винты изменяемого шага, поддерживающие посто-янное число оборотов мотора на всех режимах работы.
Таким образом, располагаемые мощности в этом случае стро-ятся для условий: Лг=сопз1 — номинальная мощность для даннойвысоты по высотной характеристике двигателя; л = сопз1 — частотавращения, соответствующая номинальной мощности мотора.
Коэффициент мощности винта
Расчет располагаемых мощностей в этом случае ведется по сле-дующей схеме.98
1. Задаются рядом значений скорости полета от Утт до2. Вычисляют значения относительной поступи винта по формуле
\ = У/(псп). (6.26)3. На диаграмме характеристик винта проводят горизонталь для
данного значения |3, которая пересечет ряд характеристик ВФШ.В точках пересечения (3 и Я получают значения КПД и угла уста-новки, которые примут лопасти винта изменяемого шага.
Схема расчета приведена в табл. 6. 7.6. 7 Схема расчета располагаемой мощности ПД
с винтом изменяемого шага
(Л/, п, р, Н)=сопз1
V, м/с
X
^в
<рО
ЛГрп
VI VI V,
Примечания
Задаются
Формула (6.26)
Снимают с винтовой характерис-тики
ЛГрп^ЛГоЧв
6. 6. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК
Летные характеристики самолета определяют из совмещениякривых располагаемых и потребных мощностей (или тяг), постро-енных в одних и тех же координатах для разных высот.
На рис. 6. 16 показаны совмещенные на одном графике кривыемощностей, а на рис. 6. 17 — кривые тяг легких самолетов.
6. 6. 1. Горизонтальные скорости полетаМаксимальная скорость полета определяется из условия равен-
ства потребной и наибольшей располагаемой мощности. На диа-грамме мощностей (рис . 6.16) соответствует точке пересечениякривых потребной и располагаемых мощностей для каждой высоты.
Для самолетов с ПД и ТВД скорость (км/ч)3 г
1/ (6. 27)
где Л/тах — максимальная мощность двигателя на расчетной высотев л. с.; т]в — КПД воздушного винта на максимальной скорости по-лета.
99
100 КО 200 250 ЗВОУ,НМ/ч
Рис. 6. 16. Кривые потреб-ных и располагаемых мощ-ностей для самолета с не-
высотным ПД
Для самолета с ТРД и ДТРД
Рис. 6. 17. Кривые потребных ирасполагаемых тяг для само-
лета с ДТРД
(6.28)где Ртах — максимальная тяга двигателя на максимальной скоростии на расчетной высоте, даН.
Наивыгоднейшая скорость полета. Если провести на диаграммемощностей касательную из начала координат к кривой потребныхмощностей, можно определить Унв (в км/ч):
V =3(у нв — ">ч2т (6.29)
уакп
где Суанв — коэффициент подъемной силы, соответствующий наи-выгоднейшей скорости.
Для самолетов с ПД и ТВД [20]Г —1/тт) С I'-'//анв— г •1Г-эфч>дгаО'
Для самолетов с ТРД и ДТРД [22]_ /— I/
Минимальная скорость (скорость срыва) (в км/ч) :2т
(6.30)
(6.31)
ч*
(6.32)уатах
где Суатах— максимальный коэффициент подъемной силы; опре-деляется из поляры самолета.
100
На диаграмме мощностей минимальной скорости соответствуетточка касания вертикальной касательной к кривой потребных мощ-ностей.
Определив УШах, Унв и Утт для всех заданных высот, можнопостроить диаграмму их изменения в зависимости от высоты полета.
6. 6. 2. Вертикальная скорость и потолок самолетаОпределение вертикальных скоростей самолета выполняется по
кривым потребных и располагаемых мощностей в зависимости отскорости полета.
Набор высоты самолетом возможен при наличии избытка мощ-ности:
Из этого условия вертикальная скорость (в м/с) самолета с ПДили ТВД равна
Уу = 75(№}/т. (6.33)При пользовании кривыми потребных и располагаемых тяг
(6.34)где ДР = Ррп — Рп — избыток тяги при данной скорости полета;/V — располагаемая тяга; Рп — потребная тяга для горизонтально-го полета.
Для определения наибольшей на данной высоте вертикальнойскорости необходимо определить наибольший избыток мощности(ДЛОпах или ТЯГИ (Д^)тах по СКОрОСТИ ПОЛСТЗ.
Расчет выполняется по следующей схеме.1. По кривым потребных и располагаемых мощностей (или тяг)
определяют избытки мощностей для ряда значений скорости поле-та для одной заданной высоты и строят (рис. 6. 18) зависимости
:иV
Т'Нкм
,
1л V
Рис 6 18 Кривые избытковмощностей
О 1 2 Ч 6Уу,м/с
Рис. 6. 19 Зависимость вер-тикальной скорости от вы-соты полета для самолета с
невысогным ПД
101
2. По кривым ДЛ^=/(У) определяют максимальные избыткимощности на каждой высоте и Уу гаах по формуле (6.33) .
3. Определяют скорости, соответствующие ДЛ^тах, т. е. наивы-годнейшие скорости набора высоты, по графику (см. рис. 6. 18).
4. Строят зависимости максимальных вертикальных скоростейот высоты полета 1/г/щах=/(Я) и определяют теоретический ипрактический потолки самолета (рис. 6. 19).
Практическим потолком легкого самолета считается такая вы-сота, на КОТОрОЙ Уу таг = 0,5 . . . 1,0 М/С .
6. 6. 3. Время, дальность полетаи расход топлива при наборе высоты
Одной из важных характеристик самолета является время набо-ра различных высот и потолка. Для ее определения строят кри-вую зависимости времени подъема от высоты /=/(Я).
Время набора (в мин) высоты Я
(6-35)
где У у — вертикальная скорость набора высоты в м/с; Я — высотанабора в м.
Время набора высоты (в мин) можно вычислить по приближен-ной формуле (численно интегрируя 6. 35)
я1 ' 1 Х (6.36)
120я=о
Уу1+1
где АЯ — интервал высоты при наборе высоты от Я* до Я^+г, УУГ —вертикальная скорость на высоте Я7, определяемая по зависимостиУу=1(Н); Уугщ— вертикальная скорость на высоте Яг-+ь
Схема вычисления времени набора высоты приведена в табл. 6.8.
6. 8. Схема вычисления времени набора высоты
Я, м
Уу, М/С
— . с /му У
АЯ / 1 1 \А'~120 (Уу1+Уу1 + 1)
1, мин
0 1000 2000 3000 3500
102
В результате расчета строится цнмзависимость времени набора от вы-соты полета /=/(Я) (рис. 6.20). 5
Дальность полета по горизонта- Лли (в км) при наборе высоты ДЯ:
(6.37)
где Д/ — время набора высоты ДЯв мин; Удод — скорость полета по
1——
8 16 32 40 Ъ,мин
траектории В М/с; Уу — вертикаль- Рис. 6. 20. Барограмма подъеманая скорость набора высоты в м/с.
Массу топлива (в кг), необходимую для набора высоты ДЯ,можно определить по следующим формулам.
Для самолета с ПД или ТВДдт ==с бЛ^набД/ДЮ; (6.38)
6. 9. Схема вычисления дальности и расхода топлива при наборе высоты
Я, м
Уна б, М/С
Уу шах , М/С
Д^, МИН
*наб , МИН
Д/., КМ
^наб , КМ
/Унаб , Л. С.
Лтт, кг
тт „ас , кг
0 1000 2000 3000 до //=Я.,ракг
Унаб=/(Я)
Пшах = /(Я)
Табл. 6. 8
Табл. 6. 8
Формула (6. 37)
2Д1
Диаграммы мощностей илитяг
Формулы (6.38 . . . 6.39)
2Дтт
для самолета с ТРД или ДТРД(6.39)
103
где Сенаб-Мнаб —#ч. наб — часовой расход топлива при наборе высотыдля ПД и ТВД; ср. наб^наб = ?ч наб — то же для ТРД или ДТРД.
При отсутствии характеристик конкретного двигателя часовыерасходы топлива можно определить по формулам (6.5), (6.6) _и(6. 7)_в зависимости^ от степени дросселирования двигателя N и Р,где N=Nуа^^Nноы, Р=РНаб/Люм —соответственно, степени дроссе-лирования двигателя по мощности и тяге при наборе высоты: Л^наб,-Рнаб — мощность и тяга двигателя при наборе высоты, определяе-мые по кривым потребных и располагаемых мощностей (или тяг) .
Схема указанных вычислений приведена в табл. 6. 9.
6. 6. 4. Планирование с установившейся скоростьюпри наличии тяги
Данный режим встречается при снижении самолета перед захо-дом на посадку.
Путь планирования при снижении с высоты Яг до Нг+\(6.40)
где Опл — угол планирования в радианах.Для самолетов с ПД и ТВД угол планирования при наличии тя-
ги определяется по формуле" ГДПЛ ' а-<» •"* О^В.ПП \ (С Л -I \;—— — —Т7—— • (ь-41)' у а пл V илг/г ]
где Суопл~ (0,5 ... 0,6)Суатах; Суатах — коэффициент максималь-ной подъемной силы крыла без механизации; N"=0,1—степеньдросселирования двигателя при планировании; т]в пл — КПД вин-та, определяемый по характеристикам винта или по формуле (6. 12)при У=УиЛ.
Для самолетов с ТРД или ДТРД9„л=(Слацл/С^пл - Ях.х/т), (6.42)
где Рх х«0,15РНол1 — тяга холостого хода; т — масса самолета.Время планирования
4л=^лУ„, (6.43)Расход топлива (в кг) при планировании для самолетов с ПД
и ТВДтг = сеплипл/60, (6.44)
где сепл — удельный часовой расход топлива при снижении на ре-жиме работы двигателя; /'пл — время снижения в мин.
При пользовании обобщенными характеристиками двигателей
'' Н01УГ1П/ (6.45)где дч — коэффициент часового расхода топлива, определяемый поформулам (6.5), (6.6), (6.7) или по рис. 6.8 в зависимости отстепени дросселирования двигателя при N л: 0,1.
Для самолетов с ТРД или ДТРДтт=^чсрфНОМРном/,К1/60, (6.46)
где дч — коэффициент часового расхода топлива, определяется поформулам (6. 5), (6. 6), (6. 7) в зависимости от Р.
6. 6. 5. Дальность и продолжительность полетаДля легких самолетов представляют интерес следующие задачи:1) определение дальности полета при заданных значениях ско-
рости и высоты полета, т. е. по заданному профилю полета;2) определение режимов наибольших возможных дальности или
продолжительности полета при заданном запасе топлива.Общая дальность полета определяется как расстояние, пролетае-
мое самолетом по горизонтали при расходовании запаса топлива(исключая навигационный запас).
У неманевренных легких самолетов топливо расходуется наследующих этапах:
1) запуск, проба двигателя и выруливание на старт с местастоянки;
2) взлет самолета;3) набор эшелона;4) горизонтальный пслет на крейсерской скорости;5) планирование с высоты эшелона на высоту Я=15 м;6) посадка самолета и подруливание к месту стоянки.Расчет горизонтальной дальности и продолжительности полета
ведется, исходя из соответствующего запаса топлива:
где тт г п — располагаемый запас топлива для горизонтальногополета в кг; 2ягг, /гаг.зем, /гаг<наб» /яг.сн, /ЯАНЗ, ™>{.0<п~ соответст-венно, полный запаса топлива в баках; топливо, расходуемое приработе двигателя на земле; на подъем самолета на заданную вы-соту; на снижение самолета, аэронавигационный запас, несливае-мый остаток.
Топливо, расходуемое при работе двигателя на земле, склады-вается из расхода топлива на запуск и опробование двигателя,а также на руление по аэродрому.
На запуск и пробу двигателя^г.зап = Се эапСе ном^заЛаи/ЗбОО, (6. 48)
где ^зап = 45с — время запуска и пробы для всех типов двигателейпо осредненным данным; се3ал~0,8 — коэффициент удельного рас-хода топлива при запуске; Л^ап=0,5МНом — средняя мощность дви-гателя при запуске.
При выруливании на старт и подруливании к месту стоянкирасходуется
^т.рул==^ерул^екок^ рут ~7^ оспп ' (О. 4У)
где Л^руЛ=0,5Лгном — мощность двигателя при рулении; Урул»105
«5,5 — средняя скорость рулением в м/с; /,рул«550 м — путь, про-ходимый самолетом за время руления; серул— коэффициент удель-ного расхода топлива при рулении, определяемый при ]?=0,5 порис. 6. 7 в зависимости от типа двигателя.
Аэронавигационный запас топлива для легких самолетов выби-рается из расчета продолжительности полета 0,5 или 0,75 часа нарежиме максимального качества.
/ЯАНЗ = <7чк ейс^ном^нолАв' (6.50)
где дч. крейс — коэффициент часового расхода топлива на режимеА'тах; определяется по формулам (6. 5), (6. 6), (6. 7) в зависимостиот N или Р; свном-Мном— часовой расход топлива на номинальномрежиме в кг/ч; /нз = 0,5 . . . 0,75 ч — продолжительность полета
Дальность и расход топлива на участке подъема определяетсяпо расчету, приведенному в разд. 6. 6. 3.
Дальность и расход топлива на участке снижения — см.разд. 6. 6. 4.
Несливаемый остаток топлива можно взять равным 0,5. . . 0,7%от суммарного запаса топлива на борту самолета.
Далее приводится расчет дальности и продолжительности го-ризонтального полета на крейсерской скорости (при Я—сопз!).
Самолеты с ПД и ТВД
Для большинства легких самолетов относительный запас топ-лива тт<;0,3, поэтому расчет дальности крейсерского полета мож-но вести для средней массы самолета
тср=т0 — 0,5/тгг-расх=/7го(1 —0,5/?гг-расх), (6. 51)
где тт расх=^т. расхМо— относительная масса расходуемого топ-лива.
При расчете по средней массе дальность и продолжительностькрейсерского полета определяются по формулам [21]:
/Яг.г.н ^ Чв . (6.52);Дс = 270.
75т
V
К ^-;
т.г.п г^- "%——— А. —— •
ср
(6.53)
где /С—аэродинамическое качество самолета; св — удельный ча-совой расход топлива в кг/(л. с - ч ) ; т)в — КПД воздушного вин гапри заданной скорости; тт.г п — запас топлива на крейсерский ре-жим полета (Я=сопз1;) в кг.
Расчет горизонтальной дальности и продолжительности полетапри заданных (V, Н)=соп${ ведется по следующей схеме.
1. Определяют значение Суа:
(6.54)где V — заданная скорость полета в м/с.106
2. По найденному значению Суа находят по поляре величинуСха и аэродинамическое качество самолета:
3. Определяют крейсерскую мощность двигателя, потребнуюдля горизонтального полета:
Nкр = тсрV/(75К). (6.55)> 4 . Удельный часовой расход топлива се определяют по характе-
ристикам двигателя (при Л^кр) или по следующему соотношению,использующему обобщенные дроссельные характеристики двига-телей:
се=~сесет^ (6.56)где сеном=0,25— номинальный удельный расход топлива вкг/(л. с . -ч ) ; се — коэффициент удельного расхода топлива, опреде-ляется в зависимости от N=N^N^0*1 (см. рис. 6. 7).
5. Определяют КПД воздушного винта:— для винтов фиксированного шага — по характеристикам вы-
бранного винта [|3 = /(А ,)] и по коэффициентам
— для винтов изменяемого шага — по формуле (6. 12).6. Дальность полета вычисляют по формуле (5.52).Продолжительность крейсерского полета (в ч) при У^сопз!:
^ ==/, с/(3,61/к йс). (6.58)Схема расчета приведена в табл. 6. 10.Наибольшая дальность полета. При данной полетной массе и
располагаемом запасе топлива согласно (6. 52) наибольшая даль-ность полета получается при
Кг\в/се = тах. (6.59)При сравнительно малых скоростях полета легких самолетов
можно принять, что для ПД и ТВД удельный расход топлива сепрактически не зависит от скорости полета [9]. Тогда при выбран-ном винте и известных его характеристиках можно приближеннопринять, что максимальная дальность соответствует режиму мак-симального аэродинамического качества и наивыгоднейшей скоро-сти полета:
____ К), (6.60)где СуаК= "КллэфСд-до — коэффициент подъемной силы при К=
Наибольшая продолжительность полета соответствует режимуполета, при котором \
(6.61)Условие (6.61) приближенно соответствует экономической ско-
рости полета. Этой скорости на кривых располагаемых и потреб-ных107
мощностей соответствует точка касания горизонтальной касатель-ной к кривой потребных мощностей.
6.10 Схема расчета горизонтальной дальности и продолжительности полета
V, м/с
(-> уа
С*а
К
7/кр, л- с.
се, г/(л. с .-ч)
%
^•крейс. КМ
''крейс. Ч
V, V, У*,
~
Задаются
По формуле (6. 54)
Снимают с поляры
К Г 1С*\ ̂ ^ *-> у а/ <-• ха
По формуле (6 55)
По формуле (6. 12)
По формуле (6. 52)
По формуле (6. 58)
Зная скорости Унв и Уэк, по формулам (6. 52), (6. 53) можно оп-ределить максимальную дальность и продолжительность полета
Самолеты с ТРД и ДТРД«
Как и в предыдущем случае, расчет можно вести по среднейполетной массе. Дальность (в км) и продолжительность {в ч) крей-серского полета можно определить по формулам
-144-^И С — — 1^'М: „ (6.62)
(6. 63)ср
где Д = оо/(?н — относительная плотность воздуха.Расчет дальности полета при заданных значениях высоты и ско-
рости полета ведется по следующей схеме.1. Для средней массы по формуле (6.54) определяют значение
коэффициента подъемной силы.2. По поляре самолета снимают значение Ста в зависимости
от Суа.108
3. Определяют крейсерскую тягу двигателей:(СХа/Са)тс. (6.64)
4. По обобщенным характеристикам определяют удельный рас-ход топлива:
где ср — относительный удельный расход топлива, определяемый порис. 6. 7 в зависимости от степени дросселирования по тяге Р\СР ном — удельный расход топлива на номинальном режиме.
Приведенные на рис. 6. 7 значения ср соответствуют режиму-(1/ ;Я)—0.
Удельный расход на заданной скорости и высоте полета можноопределить для ТРД и ДТРД по высотно-скоростным характери-стикам двигателя или по приближенным формулам, например поформуле (6. 14).
Максимум дальности горизонтального полета для самолетов сТРД и ДТРД приближенно соответствует_режиму полета по фор-муле (6. 62) при максимуме отношения УСуа/Сха.
Значение Суа, соответствующее максимуму отношения\^Суа1Сха, из поляры самолета равно [21]
При этом скорость полета ______
^"ГПЯТГ •/ л / /~* \ О \ * /
а аэродинамическое качество на режиме максимума дальности длясамолетов с ТРД и ДТРД равно [21]
^ах^'^^х-О^бб/Са,. (6. 68)
Схема расчета аналогична схеме расчета дальности самолетовс ПД и ТВД (см. табл. 6. 10).
6. 6. 6. Взлетно-посадочные характеристики
Условия взлета накладывают ограничения на выбор основныхпараметров самолета: энерговооруженности, нагрузки на крыло имассы самолета.
В работе [27] даны требования к взлетно-посадочным харак-теристикам легких самолетов, исходя из условий их эксплуатациина сети существующих ВПП.
Для самолетов, эксплуатирующихся на ВПП с искусственнымпокрытием, должно выполняться условие
/.пВПП = 1разб + ̂ + ^проб+150<650 М. (6.69)
Мдесь Ьп впп — потребная длина ВПП с искусственным покрытием;длина разбега самолета; /,Проб — Длина пробега; ЬГ — рас-
109
Точна старта .
- потр. ивпп(650м)
Точна старта*-раз[Г Ь про (Г
гвпп (550м)сГ
Рис. 6.21. Расчетная схема параметров ВПП для легких само-летов
стояние, проходимое самолетом за время срабатывания автоматикитормозов и принятия пилотом решения при прерванном взлете,
1< = У^ъ (6-7°)где #2=3 с — суммарное время принятия решения пилотом и вре-мя срабатывания автоматики тормозов.
Общая потребная длина ВПП грунтового аэродрома равнаДшпп=А>азб + ̂ + 4,Роб + 25<550 п. (6.71)
На рис. 6. 21 приведена расчетная схема размеров ВПП для лег-ких самолетов по данным работы [31].
Расчет взлетной дистанции
Взлетная дистанция легких самолетов определяется в соответст-вии со схемой (рис. 6. 22) и складывается из длины разбега и воз-душного участка, на котором самолет разгоняется до безопаснойскорости и поднимается на высоту 10м:
где Ьъ. уч — длина воздушного участка в м.Длина разбега определяется по приближенной формуле [11]
отр (6.73)
где Рср — средняя тяга двигателей, начиная с момента старта доскорости отрыва, даН; /СВЗл — аэродинамическое качество самолетана угле атаки, соответствующем скорости отрыва, определяемое пополяре самолета; \ —-коэффициент трения колес о землю.
Средняя тяга двигателей для самолетов с ТРД и ДТРДЯср^ (0,95... 0,97) /V (6-74)
ПО
Рис. 6. 22. Стадии взлета
Для самолетов с ПД и ТВДЯср=150Л^злт1в.отр/1/огр, даН; (6.75)
Лв.отр — КПД винта, берется на скорости У=0,7Уотр.Коэффициент трения колес при взлете определяется в зависи-
мости от вида и состояния ВПП и имеет следующие значения.Сухое бетонное покрытие . . . . . . . . . . 0,03 . . . 0,04Мокрое бетонное покрытие . . . . . . . . . 0,04 . . . 0,06ВПП с травяным покровом . . . . . . . . . 0,06 . . . 0,07В П П с мокрым травяным покровом . . . . . . . 0,10.. . 0,12Твердый грунт. . . . . . . . . . . . . 0,08... 0,10Покрытая снегом, обледеневшая ВПП . . . . . . 0, 10.. . 0, 12Мягкий песчаный грунт . . . . . . . . . . 0, 12 . . . 0 , 3Мокрый снег . . . . . . . . . . . . . 0 , 3
Скорость отрыва (в м/с) для самолетов с ТРД и ДТРД(6.76)
где Суа0тр=0,7 Суатах; Суатах — коэффициент максимальной подъ-емной силы при взлетной конфигурации самолета.
Для самолетов с ПД и ТВД,Р), (6.77)
где &отр— коэффициент, учитывающий увеличение Суа0гр вследст-вие обдувки крыла винтом,
•^обд,= !+• (6. 78)
где РОТр~ 1,4Л^ВЗЛ — тяга воздушного винта на скорости У== 0,7Уотр [9]; пв — количество винтов; Рв — площадь диска одноговинта в м2; ^Отр — скоростной напор, определяется при скоростиУ= 1,2УП11П; $обд — обдуваемая площадь крыла в м2.
Длина воздушного участка взлетной дистанции (в м) определя-ется приближенно по формуле
наб.к — V2огр
АР,+ 10
ср(6.79)
где ДРСр — избыточная средняя тяга при выдерживании и наборевысоты //=10 м;
;), (6.80)
111
где ДРотр — избыточная тяга при У=У0т:р', Л^наб — избыточная тя-га в конце воздушного участка.
Для самолетов с ТРД и ДТРД избыточные средние тяги АР0три ДРнаб определяют как разницу между располагаемыми и потреб-ными тягами при скорости Уотр и скорости в конце набора безопас-ной высоты /7=10 м.
Скорость в конце набора высоты Я== 10 м:— для самолетов с ПД и ТВД
1/наб.к^(1,2..Л,3)^ОТР; (6.81)— для самолетов с ДТРД
1^^(1,1... 1,2) Котр. (6.82)Для самолетов с ПД и ТВД избыточные тяги (в даН) опреде-
ляют по формуламДЯотр=75ДЛГотр/1/отр; (6.83)
АЯнаб.к= 75ДЛГнаб.к/Кнаб.к, (6. 84)где ЛЛ^отр, АЛ/наб. к — избыточные мощности (определяют из диа-грамм располагаемых и потребных мощностей при скорости УОТр иУнаб к ) -
Длина посадочной дистанции
Длина посадочной дистанции определяется в соответствии сосхемой (рис. 6. 23):
• '̂пос.д:= '-ил I ^выр Т ^выд \ •''проб' ("• ОО)
где ^I^р — длина участка планирования с высоты Я— 15 м; Ьвыр —длина участка выравнивания; 1Выд — длина участка выдерживания;/-проб — длина участка пробега.
Длина участка планирования
где Явыр — высота участка выравнивания самолета в м; 8 — уголпланирования в град.
Рис. 6. 23. Стадии посадки112
Для самолетов с ТРД и ДТРД угол планирования (в рад) равен(6.87)
^апл "мгос
где Су0пл = (0,4 . . . 0,5)СУапос; СуаПос = 0,бСу„тах; Сх а п л — значениеСта при планировании определяется по поляре самолета; Суата\ —коэффициент максимальной подъемной силы при посадке; Рх х~«0,1РНом — тяга холостого хода; тпос — посадочная масса само-лета.
Для самолетов с ПД и ТВД
' ( /дпл т п о С
где Л^х х~ 0,1 5Л^Ном — мощность мотора при планировании; Т1В пл —КПД винта, определяется по характеристикам винта при У=Уи-1или по формуле (6. 12).
Высота (в м) участка выравнивания
Длина (в м) участка выравнивания
где Суа выр^ (0,5 . . . 0,6) Суатак — коэффициент подъемной силыпри выравнивании самолета;
)/2, (6.91)— скорость выравнивания.
Скорость планирования и посадочная скорость определяются,соответственно, по формулам:
У^ = Т/2^ДСз5Суа1|1); (6.92)^ос=0,94Г2тпо>05С,агаах). (6.93)
Длина участка выдерживания определяется по приближеннойформуле
^-•^~(У1-У1С), (6.94)*ёгде /Стах — максимальное качество самолета в посадочной конфи-гурации (определяется по поляре самолета).
Длина участка пробега (в м)I/2
/ __ т'ЮС ______________ ПОС ____________ ,- о^ч•'-проб — ~^. — — : —————— - ————— > (о. Уо)2^ 1 т„ос 2~з~ 7^" + Т/тпос
где /^0,2 ... 0,25 — коэффициент трения заторможенных колес опокрытие ВПП; /Сст — аэродинамическое качество самолета при егостояночном положении в посадочной конфигурации; /Ссг — опреде-ляется по поляре самолета.
113
Г Л А В А 7
ОСОБЕННОСТИ П Р О Е К Т И Р О В А Н И Я ЛЕГКИХМНОГОЦЕЛЕВЫХ САМОЛЕТОВ
ДЛЯ НАРОДНОГО ХОЗЯЙСТВА
7. 1. ОБЛИК ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВДЛЯ НАРОДНОГО ХОЗЯЙСТВА
Многие отрасли народного хозяйства нашей страны — здраво-охранение, лесное хозяйство, метеослужба, служба геодезии и кар-тографии, строительные и промышленные предприятия — использу-ют легкие самолеты. Потребность в простых, сравнительно деше-вых и небольших самолетах диктуется, в частности, бурным раз-витием северных и восточных районов СССР (перевозка пассажи-ров, грузов и почты, работы, связанные с прокладкой нефте- и газо-проводов, строительством железных дорог и т. п.); она связанатакже с увеличением подвижности сельского населения, особеннов связи с ростом его благосостояния. Если пассажирские, грузовыеи почтовые перевозки на местных воздушных линиях (МВЛ) Аэро-флота в среднем по Союзу удваиваются за каждые 10 лет, то наВостоке и Севере страны они удваиваются за каждые 5 лет.
Масса и размеры легких самолетов определяются следующимиусловиями их эксплуатации и характеристиками потребной целе-вой нагрузки.
1. Средняя протяженность МВЛ составляет 250 . . . 270 км, сред-нее расстояние между дозаправками около 400 км [34].
2. Время патрулирования лесов должно быть не менее четырехчасов.
3. Суточные отправки на 50% МВЛ не превышают семи человек,а на 80% МВЛ они составляют 8 ... 15 пассажиров.
4. Взлетно-посадочные полосы длиной 500 м и более составляют97% всех аэродромов МВЛ. Только 2 ... 3% полос имеют длину неболее 400 м. Основная масса аэродромов МВЛ имеет ДЛИНУ 600 ...650 м [34].
5. Физический налет легких самолетов распределяется пример-но следующим образом (без учета сельскохозяйственных работ):
патрулирование лесов и тушение лесных пожаров . . . 9 ... 11 %санитарные перевозки . . . . . . . . . 10. . . 12%воздушные съемки, работы в геодезии ч картографии . 6 . . . 7%перевозки пассажиров, грузов и почты * . . . . . 36 . . . 38%транспортные и административно-связные работы в про-
мышленности . . . . . . . . . . . . . . 34. . . 36%6. Потребная целевая нагрузка:— в пассажирском варианте 5 ... 7 пассажиров, почта, груз
(всего 500. . . 700 кг) — первая весовая категория легких самоле-тов МВЛ; 15 . . . 18 пассажиров, почта, груз (всего 1500...
* Среднегодовой коэффициент коммерческой нагрузки на МВЛ с суточнойотправкой 5 . . . 7 пассажиров составляет 75%, а с суточной отправкой 8...15 пассажиров — 72,5е/».
114
1800 кг) — вторая весовая категория легких самолетов МВЛ;— в санитарном варианте — двое носилочных больных и двое
сопровождающих медработников, медоборудование объемом не ме-нее 1 м3 (всего около 400 кг);
— в лесопатрульном варианте — четыре паранютиста-пожар-ника, оборудование и груз габаритами 0,5x0,4X0,4 м (в сумме око-ло 400 кг).
Для патрулирования лесов, санитарной службы, для перевозки5. . . 7 пассажиров, для воздушных съемок, а также для транспорг-но-связных работ целесообразно иметь легкий самолет первой весо-вой категории х Такие самолеты принято называть многоцелевы-ми. Они должны допускать быстрое (не более шести человеко-ча-сов) переоборудование одного варианта в другой, возможностьэксплуатации на колесах, лыжах и поплавках.
На облик и массу легких многоцелевых самолетов оказываютвлияние, кроме изложенного выше, следующие требования.
1. Шум в кабине экипажа и в пассажирской кабине не долженпревышать значений, регламентируемых предельным спектром.
2. Шум на местности от самолета не должен превышать 93 ...95 РЫ дБ.
3. Компоновка кабины экипажа должна предусматривать воз-можность размещения двух членов экипажа и установку двойногоуправления.
4. Удельный объем багажников должен быть не менее 0,2 м3 наодного пассажира. Почтовое помещение объемов 0 ,2 . . . 0,4 м3 не-обходимо изолировать.
5. Общий технический ресурс конструкции самолета — не менее20 ... 30 тыс. полетов.
6. Расчетная посадочная масса должна быть равна взлетной.7. На колесном шасси самолет должен обеспечить регулярную
эксплуатацию на грунтовых подготовленных и неподготовленныхаэродромах с удельной прочностью не менее 3 даН/см2.
8. Самолет должен допускать эксплуатацию в диапазоне темпе-ратур наружного воздуха —60 . . . -+-50° С при относительной влаж-ности 100%, а также при боковом ветре не менее 10 м/с.
9. Самолет должен быть оборудован системой отопления и вен-тиляции кабин. Если расчетная высота полета более 3 км, то ка-бина должна быть герметичной.
10. Должна быть обеспечена защита двигателей от попаданиякамней и грязи при взлете и посадке.
11. Навигационно-пилотажное оборудование должно обеспечи-вать визуальный полет, полет по приборам вне видимости землии заход на посадку по минимуму 60X800 м (60 м —высота нижнейкромки облачности, 800 м — дальность горизонтальной видимо-сти).
* В связи с тем, что условия эксплуатации и потребные летные характери-стики самолетов для сельского хозяйства резко отличаются от условий эксплуа-тации самолетов другого назначения, сельскохозяйственные самолеты обычно вы-деляются в специальный тип легких самолетов (см. гл. 8).
115
12. Пол грузовой кабины должен быть рассчитан на удельнуюнагрузку 400 даН/м2.
Более подробные требования к многоцелевым легким самолетамизлагаются в технических заданиях на проектирование конкретныхтипов самолетов.
Из всех вопросов проектирования легких многоцелевых самоле-тов для народного хозяйства ниже рассмотрены особенности схе-мы самолета и выбор его основных параметров.
7.2. О СХЕМЕ ЛЕГКОГО МНОГОЦЕЛЕВОГО САМОЛЕТА
При проектировании самолетов любого назначения обычно ана-лизируются несколько возможных (конкурирующих) схем. Еслиэтот анализ проводится при фиксированных значениях скорости идальности полета, заданной ВПП, известном типе и количестве дви-гателей, одинаковом во всех вариантах оборудовании и при задан-ной целевой нагрузке, то критерием выбора наилучшей схемы яв-ляется взлетная масса самолета. Можно также использовать при-ращение взлетной массы для различных схем самолетов, опреде-ляемое, например, методом градиентов взлетной массы [5].
Схемы «утка» и «бесхвостка» не получили, как известно, рас-пространения в дозвуковой авиации. По-прежнему доминирующейсхемой дозвуковых самолетов, в том числе и легких многоцелевых,является нормальная схема с оперением позади крыла.
Представляет интерес развитие этой схемы для обсуждаемогокласса самолетов с реактивными двигателями.
Задача состоит в следующем.Если на легком самолете, у которого эквивалентный диаметр
фюзеляжа сравнительно небольшой ( 1 , 7 . . . 1,8 м), а оптимальнаяотносительная толщина крыла у корня, наоборот, весьма значи-тельная ( 1 4 . . . 18%), расположить крыло в районе центра массцелевой нагрузки — снизу или сверху (для уменьшения разбегацентровки загруженного и пустого самолета), то мидель фюзеляжавместе с центропланом существенно возрастает. Примерами такихсамолетов-низкопланов являются Як-40 и Н5-125 «Джет Драгон»(рис. 7. 1 и 7. 2). При этом на 15 ... 20% растет коэффициент аэро-динамического сопротивления самолета Сх0, а максимальное аэро-динамическое качество уменьшается на 7 ... 9% по сравнению сосхемами, представленными на рис. 7 3 ... 7. 5 (самолеты-среднепла-ны или полунизкопланы с кормовым расположением двигателей).Продольные силовые элементы центроплана в последнем случае(рис. 7. 3 .. 7. 5) располагаются позади целевой нагрузки. У этойсхемы возрастает разбег центровки загруженного и пустого самоле-та, а для взлета требуется более мощное горизонтальное оперение,чем в первом случае (см. рис. 7. 1, 7.2). И все же данная схемав последнее время все чаще применяется на легких реактивныхпассажирских самолетах, так как кроме аэродинамического совер-шенства дает возможность существенно (в 1,6. .. 1,8 раза) умень-шить расстояние от земли до пола кабины (улучшаются условияпогрузки и разгрузки), снизить массу двери-трапа и носовой стойки116
оРис. 7.1. Самолет Як-40 (СССР)
ч\\\^\\\\\\\\^Ч\\\\ч\\\\\\^^
Рис 7 2 Самолет Н5-125 «Джет Драгон» (Англия)
Рис. 7 3. Самолет НРБ «Ганза» 320 (ФРГ)
Рис. 7. 4. Самолет 1А1 «Уэствинд» (Израиль)
117
Рис 7 5 Самолет Цессна «Ситейшн» (США)
Рис. 7. 6 Самолет Бе 32 (СССР)
118
X\
Рис 7 7 Самолет ОАР-24 «Номад» (Австралия)
Рис 7 8 Самолет «Мерлин-ША» (США)
119
шасси. Кроме этого в новой схеме (рис. 7. 3 ... 7. 5) более рацио-нально используется объем хвостовой части фюзеляжа (возрастаетплотность компоновки).
Что касается схемы легких многоцелевых самолетов с ПД и ТВД,то классическая (нормальная) схема здесь не имеет какого-либоразвития. На новых легких турбовинтовых самолетах Бе-32 (рис7.6), САР-24 «Номад» (рис. 7.7) применяется высокопланная схе-ма. Схему, аналогичную САР-24, имеет и самолет Ан-28, являю-щийся развитием легкого самолета АН-14 «Пчелка».
Большинство американских легких турбовинтовых самолетов«общего пользования» имеют классическую низкопланную схему(рис. 7. 8; 7. 9).
Параметры названных выше легких самолетов даны в прило-жении.
7.3. ЧАСТНАЯ ОПТИМИЗАЦИЯ ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВЛЕГКОГО МНОГОЦЕЛЕВОГО САМОЛЕТА
ДЛЯ НАРОДНОГО ХОЗЯЙСТВА [31
Выбор параметров самолетов производится, как известно, на ос-нове решения задачи многопараметрической оптимизации. Приокончательном выборе учитываются как теоретические ОПТИМУМЫпараметров, так и практические соображения, не вошедшие в кри-терий оценки, например возможность развития (модификации) са-молета, удобство эксплуатации и т. п. При этом немаловажноюроль играет и такое обстоятельство, как глубина оптимума. Еслиоптимум данного параметра пологий, то свобода выбора величиныего, естественно, возрастает.
Рассмотрим в качестве примера четырехмерную задачу прибли-женной оптимизации взлетной массы, площади и удлинения кры-ла, а также крейсерской скорости гипотетического легкого много-целевого самолета при заданных (варьируемых) значениях дально-сти полета, длины разбега и двух вариантах механизации крыла:
Рис. 7.9. Самолет «Супер Кинг Эр 200» (США)120
•< — шарнирных закрылках и зависающих элеронах;I — шарнирных закрылках по всему омываемому размаху кры-ла (роль элеронов в этом случае выполняют интерцепторы).
Будем считать, что самолет имеет свободнонесущее нестрело-Видное крыло по схеме полунизкоплан и Т-образное оперение. Си-ловая установка соответствует концепции (1!/2) двигателя (см. гл.2) и состоит из ДТРД АИ-25 со взлетной тягой 1500 даН и допол-нительного пускового и аварийного ДТРД тягой 275 даН, исполь-Ьуемого при запуске основного двигателя АИ-25, а также в случае
_его отказа в полете.Считаем, что самолет будет иметь следующий налет по видам
работ:в лесной промышленности . . . . . . . . . . . 1 0 %санитарные перевозки . . . . . . . . . . . . 1 2 %в геодезии и картографии . . . . . . . . . . . 6 %перевозки пассажиров, грузов и почты . . . . . . . 3 7 %работы в промышленности . . . . . . . . . . . 3 5 %
Итого 100%Целевая нагрузка самолета на первых трех видах работ состав-
ляет 400 кг, на местных воздушных линиях Аэрофлота—700 кг,в промышленности — 600 кг.
В качестве критериев оценки параметров самолета в различныхвариантах его применения выбираем:
А/Уре&с, коп/км — в лесной промышленности, в санитарной авиа-ции, на траспортно-связных работах;
А, коп/ч — в геодезии и картографии;^/(^ком^ком^рейс), коп / (т-км) — п р и перевозке пассажиров, гру-
зов и почты на местных воздушных линиях (МВЛ).Здесь А — стоимость часа полета; &ком=0,75 — коэффициент
средней годовой загрузки на МВЛ.Суммарный критерий аз , коп/(т-км), многоцелевого самолета
имеет вид составного (суммарная себестоимость перевозок):а* = (Л^ + №) Л Крейс + *з7у1 + 7"4А/(А;загртц.нКрейс), (7.1)
где &ь Ь2, ^з — размерные коэффициенты, приводящие к размерно-сти [коп/(т- км)];
&!= 1/тцн= 1/0,4, 1/т — на лесоавиационных и санитарных рабо-тах; &2= 1/^ц и— 1/0,6, 1/т — на транспортно-связных работах;&3= 1/(ягц Н^А) = 1/(0,4Ул), ч / ( т - к м ) — на аэрофотосъемках и вгеодезии; Ул -^скорость полета, соответствующая минимуму часо-вых расходов; 7^ = 0,22—^оля налета в лесной промышленности ина санитарных работах; 12=0,35 — доля налета на транспортно-связных работах; Гз —0,06— доля налета в геодезии и картогра-фии; 71
4=0,37 — доля налета на МВЛ.Расчет стоимости летного часа ведем по методике, изложенной
в [5] при следующих константах, взятых для примера:амортизационный ресурс конструкции самолета . . . 20000 чмежремонтный срок службы конструкции самолета . . . 5 000 ч
121
амортизационный ресурс двигателя . . . . . . . 6 0 0 0 чмежремонтный срок службы двигателя . . . . . . 2 000 чсерия самолетов . . . . . . . . . . . . 1 0 0 0 ш т .среднегодовой коэффициент коммерческой загрузки . . . 0,75
Другие ограничения при решении задачи: самолет должен экс-плуатироваться с грунтовых аэродромов (средний коэффициентсопротивления качению колес /Кач = 0,1); шасси неубирающееся собтекателями; высота полета не более 3 км (в расчетах 2 км,);служебная нагрузка 900 кг; суммарная масса силовой установки500 кг; угол отклонения закрылков при взлете 6закр=20°; уголатаки крыла при отрыве а0тр=10°; длина фюзеляжа /ф=10,5м , ме-ханизация передней кромки крыла отсутствует.
Особенность вычислительного алгоритма данной задачи состо-ит в определении взлетной массы самолета из двух условий: за-данного значения /,ра3б [6]; из уравнения баланса массы самолета.
7.3.1. Вычислительный алгоритмВзлетная масса самолета из условия заданной длины разбега
находится из уравненияТ "̂ 0 4- /"7 О \разб === ————————————————————— ~=~ СОП5Т, (^ / . <ь)
•^^уоф^Ро \&У*О/ШО—/кач)
где &у=0,91—коэффициент, осредняющий тягу на взлете; (30== 0,125; и,=0,1;я=9,81.
Коэффициент подъемной силы при отрыве, входящий в (7 .2) ,равен
+ [0,0335°эл - 0,4 13 • Ю-3 (&°эл)2] ( 1 - 5кр.При сужении крыла в плане т] = 2,5
Прирост Суотр вследствие влияния земли равен [10]
где Н — расстояние от земли до конца САХ крыла в м;
ТТ-̂ + Л-** = Т
уазем I "»15. (7. 3)
(7.4)
'(7.5)
(7.6)
Если, например, принять т] = 2,5; /1=1,24 м; аотр=100; 63=20°;
4. (7.7)Определение т0 из уравнения баланса массы самолета. Пред-
ставим взлетную массу самолета в виде суммы масс крыла, опере-ния, фюзеляжа, шасси, оборудования и управления, силовой уста-новки, служебной нагрузки, целевой нагрузки, топлива:
122
то=ткр + тт + тф + тш + тоб.упр + тс.у + тсл + /яц.„+ "VВозьмем массу крыла по формуле (3. 13), массу оперения по
формуле (3. 26), массу фюзеляжа — по формуле (3. 20), массу шас-си по формуле (3. 29) при следующих ограничениях:
=1;
/ф= 10,5 м; А;обг= 1;
Тогда имеем ткр=23,8- 10-4т0Х
топ=0,45 (4,4 + 0,8- 10-3т0);
.гл = 4 даН/см2;
(7. 8)(7.9)
(7. 10)(7.11)
По конструктивной проработке принимаем^об.упр=370+0,0158/тг0; /тгс.у = 500 кг; /тгсл=90^г; (7.12)
тц-н=600 кг (среднее значение).Таким образом,
/7*0=23,8. Ю-Ш 1/5 + 0,45(4,44-0,8- 10-3/тг0) ++44,3/яУ4+ 1560 + /гаг. (7. 13)
Уравнения (7. 2) ... (7. 7) и (7. 13) решаются на ЭВМ совмест-но методом итераций.
.Входящая в (7. 13) масса топлива вычисляется по формулам(3.38), (3.39).
При расчетах могут быть приняты следующие зависимости.Максимальное аэродинамическое качество:
^™х=0,51/ллэф/С^0. (7.14)Эффективное удлинение крыла
(7.15)Коэффициент СХао с неубирающимся шасси
€«0 = 0,021+0,013-30/$. (7.16)Значения тяги, удельного часового расхода топлива и времени
на различных этапах эксплуатации самолета с двигателем АИ-25таковы.Этапы полета 1 2 3 4 5Р, даН то//Стах 100 4 0,95т0//Стаг Лк«р(У, 5...)ср, кг/(даН ч) 0,73 1,00 0,66 0,70 0,535+
+ 0.613ХХЮ-31/
*, ч 0,278 0,278 0,10 0,75 1/У—90/У
123
Здесь этапы полета / — набор высоты, 2 — снижение, 3 — на земле, 4 — по-лет с навигационным запасом, 5 — крейсерским полет Значения / = 0,278 ч по-лучены при Н = 2 км и Уу = 2 м/с В столбце 5 I в км, V в км/ч
Несливаемый остаток топлива принят равным б кг.Расчетное уравнение для определения потребной массы топли-
ва (в кг) имеет видп теп [(0,021 4- 0, 013-30/5) (1+О.ОЗХ) 10,5
т = 0,794т0 1 ч— ———— • —— - —— — ——— -'I ^ ^
+ (0,535+0,613-К
где тяга (даН) в крейсерском полете
р __п 0814- Ю-^ЗУ2-1' к р е й с — и>ио!** 1и ОУ - ,
Здесь скорость полета V в км/ч.
572
(7. 17)
. 18)
7. 3. 2. Результаты и анализ решения
Результаты решения задачи на ЭВМ представлены на рис.7. 10... 7. 15. *
Оптимальная скорость полета (рис. 7. 10).Увеличение КОР1 при уменьшении 1Р есть, с одной стороны, ре-
акция критерия оценки на уменьше-ние рейсовой скорости, а с дрхгойстороны, рост У0р1 объясняетсяуменьшением площади крыла и си-лы аэродинамического сопротивле-ния при заданном двигателе
Увеличение длины разбега при-водит к уменьшению площади кры-ла и, соответственно, к росту Уор*.
Переход к более мощной механи-зации крыла приводит к некоторомуросту 1/0р1 (при 1разб=150 м).
Заметим, что значение У0р1 =-340 ..400 км/ч при 1Р=400. . . 500 км и 1разб= 150 . . . 175 м сов-пало с результатом, полученным |Л В Коноваловой путем исследо-вания операций для сл>чая патру-лирования лесов, а также в сани-;тарной авиации [4]
Скорость полета более 400 км/ч]на высоте ^2 км представляется^
360
Рис 7 10 Зависимость опти-мальной скорости полета отрасчетной дальности пои раз-
личной длине разбега;~1-разб = 150 м- З-^равб-175 м-3—1,_азб=200 м, ————на взлетезависающие этероны (10°) и закрылки (20°), — — — — на взлете за-крылки по всему омываемому раз
маху (20°)
124
Рис 7 11 Зависимость оптимальногоудлинения крыла от расчетной даль-ности полета при различной длинеразбега Обозначения аналогичны
рис 7 10
Рис. 7.12. Зависимость оптималь-ной площади крыла от расчетнойдальности полета при различнойдлине разбега. Обозначения ана-
логичны рис. 7.10
нецелесообразной, так как приведет к увеличению перегрузок отпорывов ветра, уменьшению срока службы конструкции самолета,снижению комфорта пассажиров и экипажа. Кроме этого, приУ>40(Нш/ч необходимо переходить к убирающемуся шасси, чтоснижает уровень надежности и простоты самолета.
Оптимальное удлинение крыла по 1Р представлено на рис. 7. 11.Увеличение Дор* при 1Р=300 км объясняется уменьшением пло-
щади крыла. Для сохранения длины разбега при уменьшении 5система стремится к увеличению Суаотр вследствие роста К (точ-нее, вследствие увеличения Суа по а). Чем меньше площадь кры-ла — с ростом /,р,— тем больше Дор* при ^р^400 км.
Увеличение Л-ор! при 1Р^500 км по сравнению с Яор* при Ь?—= 400.. 450 км объясняется реакцией вычислительного алгорит-ма на рост массы топлива, взлетной массы н, в итоге, на ростсуммарной себестоимости 1 т -км .
Известно, что с увеличением А снижается сила индуктивногосопротивления и потребная тяга силовой установки. Уменьшаетсятакже и масса потребного топлива при полете на заданную даль-ность.
Интересно, что минимум Яор* лежит в диапазоне ^р=400,,,500 км для всех исследованных значении 1разб=150 200 м.При этом ХОР1=7,5 . . . 8,1.
125
т0рЬ,м
згоо
3100
3000
29ГО
^5^> X/
/^?_
'̂"Э
4^4Л7
7 / 1п
300 300
Рис. 7. 14. Оптимальная нагрузка на1 м2 крыла при взлете. Обозначения
аналогичны рис. 7. 10
Рис 7. 13. Оптимальная взлетаямасса легкого самолета для народно-го хозяйства. Обозначения аналогич-
ны рис. 7. 10
Переход к более мощной механизации — закрылкам по всемуразмаху — приводит к незначительному изменению Яор* (ЛА,0р1^<0,2) при 1Р=400 . . . 500 км.
Несмотря на пологий характер оптимума а2(Л) отступать от^ор* нецелесообразно, так как:
— с уменьшением X при 5 = сопз1 ухудшаются посадочные ха-рактеристики самолета;
— с увеличением Я растет С^а и перегрузка при полете в не-спокойном воздухе, что приводит к уменьшению ресурса конст-рукции крыла. Увеличение К на 10% в диапазоне А,=7.. .9 приво-дит к уменьшению ресурса конструкции крыла также примернона 10%.
Оптимальная площадь крыла по 1Р дана на рис. 7. 12. ^Рост оптимальной площади крыла с увеличением 1Р объясня-
ется увеличением взлетной массы при (/,разб, Ро):=соп51. Приме-нение закрылков по всему размаху взамен закрылков и зависаю-щих элеронов приводит к уменьшению оптимальной площади крылана 1 ... 2 м2.
Оптимальная взлетная масса самолета по дальности полетапредставлена на рис. 7. 13, откуда видно, что применение болеемощной механизации крыла приводит, как правило, к уменьше-нию взлетной массы. Наибольшее снижение ш0 (90,8 кг) полу-чается при 1Р=400 км и 1разб= 175 м.126
Оптимальную нагрузку на 1 м2 крыла при взлете иллюстрируетрис 7 14 Интересной особенностью данной задачи является не-соблюдение линейного закона «квадрата-куба» при изменении мас-
' сы самолета по дальности полета, что видно из рис. 7. 14.В самом деле, при линейном подобии нагрузка на 1 м2 крыла
: должна следовать закону р,=1 */т0 (где ^-коэффициент про-" порциональности), т. е. должна расти с увеличением т0 [5].' В рассматриваемой же задаче нагрузка на 1 м2 крыла у м е н ь -
ш а е т с я с ростом взлетной массы. Известно, что статистика посамолетам во всем диапазоне взлетных масс (1 . . . 300 т) прибли-женно следует закону линейного подобия [5]. Объясняется этотем что размеры самолетов, характеристики силовой установки илетные данные (дальность полета, длина разбега и^др.) непре-рывно изменяются с ростом взлетной массы. В нашей же задачеэти предпосылки линейного подобия не соблюдаются: размеры
! фюзеляжа при изменении 1Р остаются неизменными, как и длинаразбега. Тяга двигателя и масса сило-
' вой установки также являются конс-тантами. Поэтому в данной задаче приувеличении 1Р взлетная масса растет
; медленнее, чем площадь крыла, а от-ношение этих величин ро=Шо/5уменьшается.
Из рис. 7.14 видно, что переход кболее мощной механизации крылаприводит к росту оптимальной нагруз-ки на 1 м2 крыла при взлете на 5 ...10 кг/м2.
Зависимость суммарной себестои-мости перевозок от длины разбега да-на на рис. 7.15. Видно, что за уменьше-ние длины разбега приходится распла-чиваться ухудшением экономичностисамолета при Ьр=соП5{. Основнаяпричина этого — увеличение площадикрыла и, как следствие, уменьшениескорости полета при уменьшении рас-четной длины разбега *.
Увеличение суммарной себестои-мости перевозок с ростом расчетнойдальности при 1ра3б = соп51: объясня-ется увеличением массы потребноготоплива, массы пустого самолета ивзлетной массы. Не менее важной при-чиной роста Я;в(/ф) является сниже-ние скорости полета при увеличении/Ф вследствие роста площади крыла.
* В данном случае — при неизменном двигателе и на заданной высоте по-лета.
37
ЬразЯ-М
рис, у. 15. Зависимость суммяр-ной себестоимости перевозок
/_1лета.
3(Ю км; 2_ь =400 км. 3_/,р=500 км; — - ——— на взлете зави-сающие элероны (10°) и закрылки
127
Чтобы оценить годовую экономию, связанную с увеличениемрасчетной длины разбега и применением более мощной механиза-ци крыла, воспользуемся формулой
Э= Ю-3- 1Да,| шц.нКрейсВгодА^с, (7. 19)где Э — годовая экономия, руб.; Да2 — приращение суммарнойсебестоимости 1 т -км , коп / (т-км) ; Вгод — средний годовой налетодного самолета, ч/год; Мс — количество самолетов; Урейс — реп-совая скорость, км/ч; тц н — целевая нагрузка, т.
Возьмем для примера тц ы=0,6 т; Урейс = 300 км/ч; Вгод—= 1000 ч/год; Л/с=1000; механизации крыла — закрылки и зави-сающие элероны. При переходе с /^336=150 м к /,ра3б=175 м ипри 1,р=500 км значение Д#зь вычисленное по методике, указан-ной в [5], равно 2,866 коп/(т-км). Тогда можно получить следую-щую годовую экономию: Э= Ю-3-2,866-0,6-300-106=516 000 руб.
Длина разбега 150 м при МСА соответствует потребной длинеВПП 400 м, а 1разб = 175 м —длине ВПП 500 м. Если учесть, что надолю ^ впп =5^400 м на местных воздушных линиях приходитсявсего 2 ... 3% аэродромов, а также приведенную выше экономию,то становится очевидным: при проектировании рассматриваемоголегкого многоцелевого самолета следует принять 1^впп =500 м.В этом случае самолет может использовать 97.. . 98% всех аэро-дромов МВЛ.
Применение закрылков по всему размаху * взамен закрылков изависающих элеронов может дать следующую годовую экономиюпри 1Р=500 км, 1Разб= 175 м и Да2 = 0,5 коп/(т-км):
Э=10~3-0,5.0,6-300-106=90000 руб.В итоге решения получены следующие характеристики оптими-
зированного легкого самолета при ограничениях: /,расч=500 км,1разб=175 м (Iвпп =500 м), Я=2 км, %=Ъ°, с0=0,18, с двигателемАИ-25 и закрылками по всему омываемому размаху: т0=3285 кг;5 = 28 м2; т0/5= 117,5 кг/м2; А,=7,64; Суа0тр= 1,68;= 395 км/ч; Л = 67,8 руб/ч; аи = 40,6 копДт-км) — критерийоценки.
Интересно, что по критерию «часовы„е летные расходы» резуль-тат оптимизации при тех же исходных данных будет другим: тп== 2960 кг; 5 = 22 м2; т0/5=135 кг/м2; Х=6,5; Суоото=1,65;Укрейс=207 км/ч;
(т -км).= 51,2 руб/ч — критерий оценки, коп/
7.4. ПАРАМЕТРЫ ПАССАЖИРСКИХ КАБИНИ ФОРМА СЕЧЕНИЯ ФЮЗЕЛЯЖА ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
ДЛЯ НАРОДНОГО ХОЗЯЙСТВА
Размеры кабины для размещения пассажиров на легких само-летах должны удовлетворять определенным требованиям и реко-
* Роль элеронов в этом случае выполняют интерцепторы (как, например, налегком самолете «Мицубиси МП-2»).
128
1,8
1,2.
?,(!181,6
^
К1,0
<
(1
I
г-I
| _,Г^
1л
г^
--4
1
-— <
'
(
И1
у•^1 ц
• ^<
' I
к-11
, — •1
1
^^
-.I
•
~-4
\^*: «
1И
9*
1
Ьн1
2/.
г^-
^-
«
.-— 1
—
I
\
^
*-*'
|
•"
10 15
Рис. 7. 16. Высота и ширина пассажирской кабины легкихгражданских самолетов
мендациям [7]. Желательно, чтобы удельный объем кабины (наодного пассажира) был не меньше 0,8 м3/пас.
Параметры пассажирских кабин легких самолетов /каб, '?каб,Ькаб, ^каб (длина, высота, ширина и об ьем кабин) даны в табл. 7.1.
Статистика по параметрам пассажирских кабин легких само-летов показывает (рис. 7. 16, 7. 17), что ширина, высота и удель-ный объем Укаб:=УкабАпас приближенно следуют линейным зависи-мостям:
,062япас, м; (7.20),0364/гпас, м; (7.21)0,0145я11а„ м'/пас. (7.22)
На легких гражданских самолетах, в том числе многоцелевых,фюзеляж в сечении делают либо в виде прямоугольника со скруг-ленными углами (фюзеляж с таким сечением часто называют «ле-тающим вагоном»), либо овальной бочкообразной формы, либо,наконец, в виде круга с с?ф = 1,7 м (см. табл. 7.1).
/чю'
/пае
1,0
5 10 15
Рис. 7. 17. Удельный объем кабины
'пас
5 879 129
7. 1.
Пас
сажи
рски
е ка
бины
лег
ких
граж
данс
ких
само
лето
в
Само
лет
Ан-1
4 (С
ССР)
(ЗА
Р-24
(А
встр
алия
)Ц
ессн
а «Ф
эндж
ет-5
00»
(СШ
А)
Лир
-Дж
ет-2
5В (
СШ
А)
5Г^-
600
«Кор
вет»
(Ф
ранц
ия)
Цес
сна
«Сит
эйш
н» (
СШ
А)
Лир
-Дж
ет-2
4Д (
СШ
А)
Фол
кон-
10 (
Фра
нция
)У
эств
инд
(Изр
аиль
)Н
5-12
5 «Д
жет
Дра
гон/
> (А
нгли
я)Ф
олко
н-20
(Ф
ранц
ия)
Аэр
о-Ко
мман
дер-
1121
(С
ША
)Як
-18Т
(С
СС
Р)М
ицуб
иси
АШ
-2 (
Япо
ния)
НРБ
«Га
нза»
-320
(Ф
РГ
)А
эро-
45 (
ЧС
СР)
Л-2
00 Д
«М
орав
а» (
ЧСС
Р)
Дор
нье
Д-2
7 (Ф
РГ
)С-
У-80
«Го
ризо
н» (
Фра
нция
)Ю
пите
р (Ф
ранц
ия)
Гран
д-Ко
мман
дер
680-
РЛР
(СШ
А)
«Куи
н-Эр
» А
-65
(СШ
А)
Л-4
10 (
ЧС
СР)
ДН
С-6
«Ту
ин-О
ттер
» Ка
нада
)А
н-28
(СС
СР)
"пас 6 13 6 8 12 6 6 7 10 12 12-1
86 3 6-9
12 3 4 5-7 3 6 9 7 16 13 15
'каб
' м
3,1
4,19
5,18
*3,
765,
732,
642,
773,
744,
785,
604,
82,
61,
43,
224,
61,
412,
0
3,5
1,64
3,8
4,41
3,94
6,25
5,21
5,3
лкаб-
м
1,6
1,57
1,32
1,32
1,52
1,32
1,32
1,48
1,51
1,75
1,72
1,52
1,2
1,3
1,55
1,18
1,20
1,4
1,25
1,15
1,42
1,45
1,65
1,5
1,61
4
*каб
' м
1,53
1,29
1,50
1,50
1,56
1,51
1,50
1,46
1,50
1,80
1,87
1,45
0,9
1,5
1,7
1,12
1,3
1,3
1,1
1,17
1,32
1,37
1,75
1,6
1,63
"каб
' м'
7,7
8,48
8,10
5,88
9,58
4,15
4,34
6,36
8,50
13,9
12,3 4,86
1,51
4,95
9,6
1,86
3,1
3,5
2,25
4,80
7,39
6,65
18,0
12,5
13,9
ркаб
_^_
"пас '
"ас
1,27
0,65
31,
350,
735
0,80
0,69
20,
724
0,90
80,
85 1,16
1,03
-0,6
840,
812
0.50
40,
55-0
,825
0,80
0,62
0,77
5
0,5-
0,7
0,75
0,80
0,82
0,95 1,12
0,96
20,
927
Фор
ма с
ечен
ия ф
юзе
ляж
а
Пря
моуг
ольн
ик»
Круг » » » » »
Ова
лК
руг »
Ова
лП
рямо
угол
ьник
Круг » »
Верх
— к
руг,
низ
— п
рямо
уг.
Пря
моуг
ольн
ик» »
Ова
лП
рямо
угол
ьник
Круг
Пря
моуг
ольн
икО
вал
1
Мидель =?.,2№5м
Рис. 7. 18. Сечение фюзеляжа типа«летающий вагон»
Каждая из форм сечений име-ет свои преимущества и недоста-тки. Так, преимуществами фюзе-ляжа типа «летающий вагон» яв-ляются простота изготовления
плоских панелей фюзеляжа инаилучшие условия для перевоз-ки крупногабаритных грузов. Од-нако фюзеляж с такой формойсечения не может быть герметич-ным, так как плоские панели немогут воспринимать необходимоеизбыточное внутреннее давление.Не отличается прямоугольнаяформа сечения и экономным пе-риметром (смачиваемой площа-дью внешней поверхности фюзе-ляжа) при заданном уровне ком-форта.
Фюзеляж круглого сечения неимеет этих недостатков, однакомидель его увеличивается.
Представляет также интерес и овальное сечение, которое даетвозможность получить наибольшую высоту кабины при равном скругом миделе, что видно из рис. 7. 18, 7. 19, 7. 20.
Аэродинамическое сопротивление и масса бочкообразного в се-чении фюзеляжа (рис. 7. 19), как правило, не получаются больше,чем у «летающего вагона» (рис. 7. 18). Однако применять оваль-ное сечение целесообразно лишь при ограниченной высоте полета(ограниченном избыточном давлении). Если высота полета боль-ше 5 . . .6 км, то наилучшей формой сечения фюзеляжа легких са-молетов является круг.
Г Л А В А 8ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
САМОЛЕТОВ ДЛЯ СЕЛЬСКОГО ХОЗЯЙСТВА
С каждым годом увеличивается значение самолетов в сельско-хозяйственном производстве. Особенно это касается нашей стра-ны в связи с интенсивной химизацией и механизацией сельскогохозяйства, о чем свидетельствуют следующие данные [23] об из-менении с годами размеров обработанных с воздуха земель(в млн. га):
19559,5
196123,3
196555,1
196663,2
196874,8
196976,2
197083,2
197490,4
Развитие сельскохозяйственной авиации объясняется следующи-ми ее преимуществами по сравнению с наземными видами сельско-хозяйственных машин:
5* 131
Миде
ль=2
,2.75
мг Пе
риме
тр -
5,4-8м
Рис
7. 1
9. Б
очко
обра
зное
сеч
ение
фю
зе-
ляж
а
Миде
ль = 2
,28м2
Пери
метр
=5,
Рис.
7. 2
0 Кр
угло
е се
чени
е фю
зеля
жа
— в 2 . . . 3 раза снижается стоимость обработки гектара, осо-бенно при малых нормах расхода химикатов;
— обеспечивается независимость от времени года, состоянияпочвы и рельефа местности;
— исключаются повреждения сельскохозяйственных культур,что на 10 ... 15% увеличивает урожай;
— значительно увеличивается производительность работ: привнесении минеральных удобрений в 1,4 ... 1,5 раза, при химическойпрополке посевов от сорняков в 4 . . . 5 раз, при дефолиации хлоп-чатника в 3,5... 3,7 раза, при борьбе с вредителями растений в3 ... 5 раз; >
— обработка сельскохозяйственных угодий ведется в наиболеевыгодные агротехнические сроки, например ранней весной, когданаземная техника еще не может работать из-за распутицы.
В нашей стране более 40% общего объема химических работв сельском хозяйстве выполняется авиацией. Распределение основ-ных видов авиационно-химических работ дано в табл. 8. 1 [23; 26].
8. 1. Основные виды авиационно-химических работв сельском хозяйстве СССР [23]
Ви1ы работ
Борьба с вредителями и болезнямис.-х растений %
Борьба с сорняками, %Внесение минеральных удобре-
ний, %Дефолиация и десикация расте-
ний, %Всего
1965 г.
48,7
17,630,4
3,3
100%
1970 г.
30,9
25,239,3
4,6
100%
1974 г.
27,1
26,141,7
5,1
100%
В сельском хозяйстве нашей страны стали применять самолетыеще в 20-е годы. В настоящее время основным сельскохозяйствен-ным самолетом (СХС) у нас является Ан-2с.
8.1. ОСНОВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ РАЗВИТИЯСЕЛЬСКОХОЗЯЙСТВЕННЫХ САМОЛЕТОВ
Известно, что специально спроектированные сельскохозяйствен-ные самолеты в 1,5. . . 2 раза более экономичны, чем переоборудо-мпнные или многоцелевые. Такая важнейшая характеристика, как01 ношение максимальной массы химикатов к взлетной массе со-ставляет для переоборудованных и многоцелевых с/х самолетов23. . . 30%, а для специальных сельскохозяйственных самолетов —35 . . . 49%. Интересно отметить, что специализированные СХС име-ют самую высокую отдачу по целевой нагрузке (химикатам) средисамолетов любого другого назначения.
В приложении даны основные характеристики специализирован-ных СХС, откуда видно, что все эти самолеты являются одномотор-ными, с тянущим винтом.
133
Рис 8 1 Специализированный сельскохозяйственный самолет Аэромандер 5 2О (США)
134
Г-рТ
Рис 8 2 Новозеландский специализированный сельскохозяйственный самолет РЬ 12 «Эйртрак»
135
Статистика показывает, что наибольшую относительную массухимикатов (до 49%) имеют специализированные СХС взлетноймассой около 2000 кг.
Анализ конструкций сельскохозяйственных самолетов позволя-ет выделить несколько основных направлений (концепций) их про-ектирования и развития.
Первое направление — создание максимально простых, надеж-ных и дешевых сельхозсамолетов. Низкорасположенные крыльятаких самолетов имеют умеренную механизацию, звездообразныедвигатели часто ставят без капота.
Типичным представителем данного направления является само-лет Аэро-Коммандер 5-2О (рис. 8. 1).
Второе направление — создание самолетов-цистерн. Полезнаявесовая отдача их достигает 4 5 . . . 49%. Типичный самолет этогонаправления показан на рис. 8. 2.
Третье направление развития сельскохозяйственных самоле-тов — переход на турбовинтовые двигатели, работающие на болеедешевом топливе (керосине) и имеющие меньшую удельную массу.
Представителями этого направления являются самолеты: РС-6«Турбо-Портер» (рис. 8.3), «Траш Коммандер» (рис. 8.4), «ЭгКэт» (США),«Турбо-Трэктор» (США) и др.
8. 2. ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯК СЕЛЬСКОХОЗЯЙСТВЕННЫМ САМОЛЕТАМ
Обобщение литературы по эксплуатации СХС дает возможностьсоставить следующие общие требования к специализированным са-молетам этого типа.
Требования к конструкции самолета
1. Неубирающееся шасси должно обеспечить регулярную экс-плуатацию на грунтовых аэродромах с удельной прочностью грун-та не менее 3 даН/см2.
2. При полетах на оперативные точки должна быть обеспеченатранспортировка стремянок, чехлов, багажа членов экипажа, швар-товочных приспособлений и т. п. Кроме кресла пилота в самолетенеобходимо предусмотреть не менее двух мест (легкосъемные илиоткидные сидения) для перевозки пассажиров.
3. Конструкция самолета должна обеспечивать максимально воз-можную защиту пилота в случае аварийной посадки (в том числепри капотировании самолета). Кабину пилота желательно распо-лагать в задней части фюзеляжа, за бункером для химикатов.
4. Прочность крепления агрегатов самолета, угрожающих жиз-ни пилота в случае аварийной посадки, а также прочность крепле-ния кресла и привязных ремней должна быть рассчитана на пере-грузку не менее пр
х= 15.5. Баки для топлива и химикатов должны быть максимально
приближены к центру масс пустого самолета с тем, чтобы цент-ровка загруженного самолета в полете существенно не изменялисьпри различных вариантах загрузки.136
Рис. 8 3. Туроовинтовой сельхозсамолет РС-6 «Турбо-Портер» (Швей-цария)
Рис. 8.4. Турбовинтовой сельхозсамолет «Траш Коммандер» (США)
137
6. Необходимо обеспечить некоторый наддув кабины пилота длязащиты от попадания вредных для здоровья химикатов и тщатель-ную фильтрацию поступающего воздуха. Должен быть предусмот-рен индивидуальный обдув пилота воздухом.
7. Должна быть обеспечена защита от коррозии деталей и агре-гатов самолета и сельхозаппаратуры, которые могут иметь контактс ядохимикатами.
8. Должен быть обеспечен хороший круговой обзор из кабиныпилота при рулении, взлете, в полете и при посадке. Для обзоразадней полусферы допускается установка в кабине зеркала.
9. Лобовое стекло кабины пилота должно иметь стеклоочисти-тель и обогрев.
10. В кабине пилота должен быть микроклимат, позволяющийработать в различных климатических условиях.
Требования к силовой установке
1. Должна быть обеспечена надежная защита двигателя от по-падания с земли камней и грязи при рулении, взлете и посадке,а также химикатов при загрузке.
2. Запуск двигателя должен надежно обеспечиваться от авто-номного источника питания в течение всего летного дня.
3. Должен быть предусмотрен привод сельскохозяйственной ап-паратуры от двигателя самолета.
Требования к специальному оборудованию
Кроме пилотажно-навигационных приборов самолет долженбыть оснащен специальными для СХС приборами:
— дистанционным измерителем количества химикатов, в баке-бункере;
— указателем текущего расхода химикатов в полете;— сигнализатором критической скорости в горизонтальном по-
лете и на разворотах, если самолет имеет режим сваливания;— регистратором количества взлетов-посадок и времени работы
двигателя на земле и в полете;— самописцем малых высот с записью сигнала от высотомера.
\Требования к сельхозаппаратуре
1. Аппаратура должна обеспечить выполнение следующих видовработ:
— рассев гранулированных и порошковидных химикатов;— высев семян и отравленных приманок;— опрыскивание жидкими растворами, эмульсиями и суспен-
зиями.2. Бак (бункер) для химикатов (и другие элементы аппаратуры)
должен быть выполнен, в основном, из пластмасс, стойких к воз-действию химикатов. Необходимо обеспечить возможность легкойочистки, мойки и дегазации бака.138
3. Аппаратура должна иметь устройство для перемешивания су-спензий и эмульсий в полете.
4. Следует предусмотреть аварийный сброс сыпучих и жидкихядохимикатов.
При проектировании конкретных СХС указывают также требо-вания к летно-техническим и экономическим характеристикам, та-ким как:
— емкость бака для химикатов;— диапазон рабочих скоростей (Краб ) ;— минимальная скорость полета;— диапазон рабочих высот полета (Яраб);— допустимая скорость бокового ветра (№);— скороподъемность;— время разворота при челночном способе обработки ^разв);
, — длина ВПП;— продолжительность полета без дозаправки топливом;— минимально допустимая доля химикатов от взлетной массы
самолета;— максимально допустимая стоимость часа полета;— ресурс конструкции;— максимально допустимая стоимость серийного самолета.Обычно Ураб= 120 ... 180 км/ч (иногда Краб=220 . . . 230 км/ч);
Ут1п = 80 . . . 85 км/ч — без механизации крыла; Яраб = 5 . . . 50 м(за рубежом допускается Я^б^! м); и?=10 . . . 12 м/с; Уу^З м/с;^разв=40. .. 60 с; ^впп =400... 500 м; гахим^0,4. Другие пара-метры и характеристики сельскохозяйственных самолетов приведе-ны в приложении.
Из сравнения приведенных данных с характеристиками легкихмногоцелевых самолетов (гл. 7) видно, что характеристики сель-скохозяйственных самолетов существенно отличаются (как и тре-бования к самолетам) от характеристик многоцелевых самолетов,что и объясняет необходимость создания специализированных сель-скохозяйственных самолетов.
8.3. О СХЕМЕ СЕЛЬСКОХОЗЯЙСТВЕННЫХ САМОЛЕТОВ
Эволюция схемы СХС (специализированных и многоцелевых)показана на рис. 8. 5. Видно, что доминирующей схемой СХС зарубежом в настоящее время является низкоплан, что объясняетсяследующими достоинствами самолетов низкопланной схемы:
— улучшается качество авиахимработ вследствие увеличенияскоса потока на меньшем расстоянии крыла от земли. Частицыхимиката попадают не только на вершину растений, но проникаюттакже и вглубь, что весьма важно;
— шасси удобнее крепить к крылу по сравнению с высокопла-ном;
— уменьшается масса крыла и фюзеляжа;— по сравнению с бипланом уменьшается вредное аэродинами-
ческое сопротивление за счет исключения многочисленных стоек ирасчалок;
139
1У50 1960 1970 Годы
Рис 8 5 Эволюция схемы сельхозсамолетов:/—низкоплан, 2—биплан; 3—высокоплан
— улучшаются взлетно-посадочные характеристики вследствиеблизости земли;
— удобнее крепить штанги для опрыскивания по всему разма-ху крыла;
— при расположении кабины пилота за крылом (и за бунке-ром) существенно улучшается обзор боковой полусферы во времямногочисленных разворотов. Это обстоятельство повышает уровеньбезопасности полета;
— облегчаются работы по техническому обслуживанию самоле-та — осмотру, заправке топливом и т. п.
Типичные специализированные СХС-низкопланы показаны нарис 8. 6 и рис. 8. 7.
Часто применяемый верхний крыльевой подкос на современныхСХС-низкопланах (рис. 8. 5 и 8.6) позволяет на Ю . . . 15% умень-
Рис. 8. 6. Специализированный сельскохозяйственный самолет фирмы Цесс-на (США)
140
Рис 8 7 Польский специализированный сельскохозяпственный са\'Р2Ы06 «Крук»
шить массу крыла, что весьма важно для весовой отдачи по хими-катам и для экономики самолета. Вообще снижение массы конст-рукции сельскохозяйственного самолета, как правило, важнее рав-ноценного роста аэродинамического сопротивления.
Интересной особенностью эволюции схемы СХС за рубежомЯвляется некоторое увеличение доли бипланов в 50 . . . 60-е годч~(см. рис 8 5). После второй мировой войны большинство дово-енных многоцелевых самолетов-бипланов было направлено в сель-ское хозяйство, чем и объясняется эта особенность. Затем, когдабипланы были списаны, а конструкторы более внимательно отнес-лись к выбору схемы, доля бипланов стала резко уменьшаться
Возможная компоновка сельскохозяйственного самолета с од-ним ТВД показана на рис. 8. 8*.
Компоновка, показанная на рис. 6. 8, а, отличается лучшей защи-той пилота при аварии и возможностью наблюдения за действиемсельскохозяйственной аппаратуры. Однако, вследствие ухудшенияобзора вперед-вниз, самолет этой схемы больше предрасположен клетным происшествиям. Схема имеет и другие недостатки:
— опасность для пилота воспламенения горючих химикатов вслучае подтекания их из бункера;
— возможность проникновения в кабину (при недостаточной еегерметичности) химикатов при загрузке и загрязнения фонаря;
* Двухдвигательные СХС не строят, так как при полете на высоте 1 ... 5 мотказ одного двигателя невозможно (по времени) компенсировать форсированиемработающего двигателя. Аварийная посадка неизбежна К тому же однодвига-тельные самолеты проще и экономичнее
141
Рис 8 8 Компоновка кабины и бункера для химикатовна сельскохозяйственных самолетах с одним ТВД
— увеличение миделя фюзеляжа (вместе с фонарем) при оди-наковом размере бункера, что ведет к росту аэродинамическогосопротивления.
В итоге схемы 8. 8, а и 8. 8, б можно считать примерно равноцен-ными (конкурентоспособными). Широко применяются обе схемы.
8.4. ПРИМЕР ВЫБОРА ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ И ХАРАКТЕРИСТИКСЕЛЬСКОХОЗЯЙСТВЕННОГО САМОЛЕТА
Данная задача, как и все задачи оптимизации самолетов дру-гого назначения, является комплексной, системной. При ее реше-нии необходимо иметь
— информацию об условиях эксплуатации сельскохозяйствен-ных самолетов (средняя длина обрабатываемых угодий или «дли-на гона»; покрытие и длина ВПП; виды и объем сельхозработ,динамика их изменения на ближайшие 10 . . . 15 лет; время заправ-ки химикатами и топливом, зависящее от степени механизации ра-бот);
— характеристики самолетной сельскохозяйственной аппарату-ры (производительность, необходимые затраты мощности, аэроди-намическое сопротивление и т. п.);
— обоснованные прогнозы ресурсов конструкции самолета идвигателей, стоимости самолета и стоимости его эксплуатации;
— обобщенные характеристики силовой установки, материаловконструкции;
— схему самолета.При этих условиях необходимо ответить на два основных во-
проса:142
1) о рациональном парке и типаже сельскохозяйственных само-летов;
2) об оптимальных параметрах и характеристиках самолетов вкаждой весовой категории.
Многие авторы — Касторский В. Е., Назаров В. А , Сарымса-ков X. Г., Френкель М. А. и др. — считают [9, 23], что наиболеецелесообразно иметь два типа специализированных СХС.
— легкий СХС, рассчитанный на массу химикатов до 600 . . .. . . 800 кг;
— тяжелый СХС, рассчитанный на массу химикатов до 2000.. .. . .2200 кг
В настоящей работе рассматривается только вторая, «внутрен-няя» задача. Допустим, что при решении этой задачи известны
— схема самолета и вид механизации крыла;— тип двигателя;— вид технологического процесса обработки сельскохозяйствен-
ных угодий — «загонный» или «челночный» [23]. рис. 8.9;— расчетная масса химикатов;— летное время без дозаправки и распределение его по этапам
полета;— требования по безопасности полетов, прочности и долговеч-
ности конструкции самолета и т. п.;— критерий оптимизации параметров и характеристик СХСДля примера рассмотрим приближенную трехмерною задачу
оптимизации нагрузки на 1 м2 крыла (ро), рабочей скорости поле-та (Краб) и удлинения крыла (Я )
В качестве объекта исследования принимаем специализирован-ный СХС, имеющий схему «полунизкоплан без подкосов». Шассинеубирающееся. Другие ограничения задачи:
— силовая установка включает один ТВД;— механизация крыла: выдвижные закрылки и предкрылки, за-
висающие элероны;— масса химикатов тхим=800 кг;— минимально допустимая вертикальная скорость Уу=4 м/с;
. — годовой налет 825 ч;— основной вид авиахимработ — опрыскивание;— нормативный коэффициент эффективности капиталовложе-
ний /: —0,15,— коэффициент резервных двигателей &р дв = 1,23;— ресурс конструкции самолета при двух капитальных ремон-
тах Тс= 10 000 ч налета,— ресурс двигателя при одном капитальном ремонте Гдв-—
= 5000 ч;— коэффициент стоимости одного капитального ремонта конст-
рукции самолета &р с = 0,25 (от первоначальной стоимости само-лета) ,
— коэффициент стоимости одного капитального ремонта дви-гателя /гр д=0,3 (от первоначальной стоимости двигателя);
143
Рис. 8.9. Челночный (а) и загонный (б) способы обработ-ки сельхозугодий
— стоимость тонны топлива _с учетом непроизводственного на-лета (облет, тренировки и т. п.) Ст = 52 руб/т;
— удельная стоимость двигателя Сдв = 40 руб/э.л.с.;— удельная стоимость самолета без двигателя (при серии
1000 шт.) Сс = 44 руб/кг;— неварьируемые параметры самолета_и его агрегатов: тх=2,5;
со=0,18; х=0°; /ф=9,2 м; Ьф=1,2 м; 5ОП=0,4; Лш.гл=1,2 V;Рш.гл=3 даН/см2; 'удв=0,22; йс. у=0,22; т0б=250 кг; тсл=80 кг;
— рабочая высота полета 5 м;— высота при разворотах 50 м;— средняя длина гона 1200 м;— часовая зарплата летчика 12 руб/ч;— косвенные (аэропортовые) расходы 14 руб/ч;— летное время без дозаправки топливом 1,5 ч. Распределение
времени по этапам полета принималось по статистике (табл. 8.2).8. 2. Распределение времени работы сельскохозяйственного самолета
при одной заправке топливом
Время
В %
В Ч
суммарное
Основное летное время
Взле гы
3
0,045
Рабо гаи перелеты
50
0,75
Разворо гы
45
Посадки
2
Прочее всеми(загрузка
химикаюи)
—
< >0,675 \ 0,03 \ 0,5
1,5 ч (100%) 0,5
Длина разбега самолета варьировалась.144
В качестве критерия оценки СХС взяты приведенные затраты на, обработку одного гектара угодий (апр), включающие не^ только'себестоимость обработки одного гектара, но и капиталовложения,
>, необходимые для проведения авиационных сельскохозяйственных, работ [9].
8.4.1. Особенности вычислительного алгоритма
В данной задаче, кроме перечисленных выше констант, известентип двигателя — ТВД. Взлетная мощность его выбирается в про-цессе оптимизации самолета.
Вначале методом последовательных приближений определяемвзлетную массу из уравнения баланса масс в относительных вели-чинах:
+ + лгупр тс.1
Здесь относительные массы крыла, фюзеляжа, оперения, шасси,управления и силовой установки определяются по формулам, при-веденным в гл. 3, а т0б+^Хим+^сл = 250-|--800+80= ИЗО кг—= сопз1.
Для решения_ уравнения (8. 1) необходимо определить энерго-вооруженность N3, входящую в формулу (3. 30), а также в форму-лы для относительной массы топлива. Значения ]?0 находятся обыч-но из нескольких заданных ограничений, в данном случае из трехусловий:
— длины разбега при М.СА (варьируемой величины);— рабочей скорости (независимой оптимизируемой величины);— вертикальной скорости 4 м/с в расчетных условиях (темпера-
тура воздуха +30° С, давление 730 мм рт. ст.) .При каждом сочетании независимых величин (/?<0, >., Ураб,
^разб) решение уравнения (8. 1) считается действительным (значе-ние т0) лишь при (Ж0)тах,_найденной из перечисленных условий4 .
Поскольку определить ДГо невозможно, не определив то, а /п0=— /С/Уо), то расчет т0 и ]У,0 ведется на ЭВМ совместно для каж-дого ИЗ УСЛОВИЯ — 1разб, Ураб, Уу.
Таким образом, при каждом сочетании независимых оптимизи-руемых величин ро, А,, Ураб и величины ограничения — ^разб — выби-рается то, соответствующее (Л7"о)тах-
Из условия длины разбега
+/ (8-2)
где #=9,81; д0=0,125; /кач=0,1 — по грунту;
Гс =
* Чтобы удовлетворить всем условиям — 1Разб, Ураб ,
879 145
а= 1,1 — коэффициент, зависящий от степени механизации крыла;7=1/\/7г0/70 — размах крыла; 6ф= 1,2 м.
Из условия обеспечения рабочей скорости
ЛГ0= ——! С*ас7р|б+ 5>1/7° -V (8.4)73г)в \ 1б/?0 ^эф^раб /
где т]в = 0,72 — КПД винта;
— эффективное удлинение крыла;С,а0 = 0,033+ 0,027/5. (8.6)
Здесь 0,038 — коэффициент Схя0 СХС с неубирающимся шасси,без учета сопротивления сельскохозяйственной аппаратуры;0,027/5=0,02^р^/т,) — аэродинамическое сопротивление штан-гового опрыскивателя.
При заданной вертикальной скорости (4 м/с) Е расчетных усло-виях
Л/^л= ——I —————-I————-—-4-4- I /о 7\° 751]Л 2/»0 ^-1 •«'-" ^ > (8'7)
где 1/= 1,21/0гр, 1/отр=4,19> /^/С^^; д0=0,И4.Относительная масса топлива, входящая в (8.1), определяется
по этапам полета — для взлета, перелетов и периода опрыскива-ния растений, разворотов, посадки, загрузки. На каждом участке
Здесь &др —Л/Г/./УО — коэффициент дросселирования.При взлете 6др=1,0; при посадке &др=0,25; при загрузке &др=
= 0,20; при перелетах, опрыскивании растений и разворотах /гдр== #г/Мь где А^Г — потребная мощность.
В соответствии с работой [9]с с с - с (0 73-1-0 27/& V
св0=0,25 кг/(л. с . -ч ) —при 1/ = 0; Лдр=1,0.В формуле (8. 8) ^ — в ч (см. табл. 8. 2).Критерий оценки ацр, руб/га — приведенные затраты на обра-
ботку одного гектара сельскохозяйственных угодий — имеет вида„р=А/П+акап.вл, (8.9)
где А — стоимость летного часа, руб/ч; П — часовая производитель-ность самолета, га/ч; акап. вл — удельные капиталовложения,руб/га.
Более подробный расчет приведенных затрат см. в работе [9].В краткой записи алгоритм задачи имеет вид
(ото, Л^о, ~отт) -»отпуст —• отт -> апр. (8.10)
146
"Ъ, Аг
ггоо100
Рис. 8. Ю Влияние рабочейскорости на взлетную массусельскохозяйственного самолета
Здесь тпуст и тт — массы пус-того самолета и расходуемоготоплива, необходимые для опре-деления стоимости часа полета иприведенных затрат на обработкуодного гектара полей.
220
200
180
160
140
—
//
/
/
/
,/
/
/^г
/
/
~>
/
^У/
/ — \
1000
Рис. 8.11. Оптимальная рабочая ско-рость сельхозсамолетов в зависимостиот длины гона и способа обработки:
/—челночный способ; 2—загонный способ
8. 4. 2. Результаты решенияНекоторые результаты решения задачи на ЭВМ даны на рис.
8. 10 . . . 8. 14.В процессе решения выяснилось, что оптимумы рабочей скоро-
сти полета, удлинения и нагрузки на 1 м2 крыла практически сов-падают по приведенным затратам и по взлетной массе самолета.Однако более наглядными являются графики оптимизируемых пара-метров по весовым критериям.
Из рис. 8. 10 видно, что оптимальной рабочей скоростью оказа-лась скорость порядка 140 км/ч. Оптимум т,о(^раб) не являетсясильным. Если допустить возможность увеличения проектного зна-чения т0 на 1% от (то)тт, то рабочую скорость можно увеличитьдо 165. . . 180 км/ч.
Существование оптимума рабочей скорости физически (упро-щенно) объясняется следующим.
С увеличением Ураб уменьшается рабочее время при заданнойдлине гона, что приводит к уменьшению расхода топлива, взлетноймассы и приведенных затрат. Однако с ростом Ураб увеличиваетсявремя разворотов в связи с увеличением радиуса их (при фиксиро-ванной перегрузке), что приводит к противоположному результатупо критериям оценки. Поэтому существует такое значение Ураб,при котором имеет место минимум суммы времени гона и разво*рота. Эта скорость и является оптимальной.
6* 147
Исследования, проведенные X. Г. Сарымсаковым [25], а такжеЭ. А. Мусаевым, показали, что оптимальная рабочая скорость сель-скохозяйственных самолетов мало зависит от типа двигателей и су-щественно зависит от длины гона и способа обработки (рис. 8. 11).
Оптимальной нагрузкой на 1 м2 крыла по весовому и экономи-ческому критериям оказалась нагрузка в пределах 75 ... 85 кг/м2
(рис.8. 12).На рис. 8. 13 дана зависимость оптимального удлинения крыла
рассматриваемого СХС от нагрузки на 1 м2 крыла.При выборе удлинения крыла сельскохозяйственного самолета
конструктор сталкивается со следующим противоречием. С умень-шением А, при 5 = соп51 уменьшается масса крыла и взлетная мас-са самолета, что ведет к снижению затрат на обработку одногогектара. При этом улучшается и качество обработки растений, таккак с уменьшением Я увеличивается скос потока за крылом (растетвертикальная скорость частиц химиката). Однако уменьшение А,ведет и к противоположному по экономичности результату вслед-ствие уменьшения ширины рабочего захвата.
Решением этого противоречия и является А.ор* = 6 . . . 8— в за-висимости от нагрузки на 1 м2 крыла.
На рис. 8. 14 показано влияние расчетной длины разбега навзлетную массу рассматриваемого СХС. Видно, что длина разбегаменее 150 м нерациональна в связи с резким ростом взлетной мас-сы самолета. Увеличивать же расчетное значение /,разб более 170 .... . . 180 м также нерационально, так как рост потребной длины ВППуменьшает возможности использования самолета. Поэтому рацио-нальные значения длины разбега исследуемого СХС лежат в пре-делах 150 ... 170 м.
В заключение приведем основные параметры и характеристикиоптимального СХС с ТВД при Ьраз5= 150 м.
Взлетная масса . . . . . . . . . . 2210 кгМасса химикатов . . . . . . . . . . . 8 0 0 к»Относительная масса химикатов . . . . . . 0,362Стартовая мощность Т В Д . . . . . . . . . 5 5 0 э . л . с .Стартовая энерговооруженность . . . . . . . 0,249Рабочая скорость . . . . . . . . . . . 1 4 0 . . . 1 8 0 км/чСкорость отрыва при взлете . . . . . . . . 85 км "чПосадочная скорость б е з химикатов . . . . . . 7 0 км/чПлощадь крыла . . . . . . . . . . . 28,7 м2
Удлинение крыла . . . . . . . . . . . 6 , 8Размах крыла . . . . . . . . . . . . 13,95 мНагрузка н а 1 м2 крыла п р и взлете . . . . . . 7 7 кг/м2
Относительная масса конструкции . . . . . . 0,298Относительная масса пустого самолета . . . . . 0,520Относительная масса топлива при одной заправке . . 0,0815Средняя норма расхода химикатов . . . . . . 40 кг/гаСтоимость ияса полета . . . . . . . . . 48,7 руб/чСебестоимость обработки 1 г а . . . . . 0,61 руб/гаПриведенные затраты на 1 га . . . . . . . . 0,768 руб/га
149
Г Л А В А 9
ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯЛЕГКИХ ГИДРОСАМОЛЕТОВ
Понятие «легкий гидросамолет» охватывает большое количест-во самолетов, предназначенных или приспособленных для эксплуа*тации на водной поверхности и имеющих стартовую массу до5700 кг.
Легкие гидросамолеты могут быть поплавкового и лодочного ти-па, а также гидросамолеты-амфибии.
Поплавковые гидросамолеты (рис. 9. 1), как правило, переобо-рудуются из сухопутных самолетов путем замены колесного шассина поплавковое. Имея невысокие мореходные качества, они приме-няются лишь при относительно спокойном состоянии водной по-верхности в закрытых водных бассейнах — реках и озерах.
Наиболее распространенной схемой легкого поплавкового гид-росамолета является двухпоплавковая схема, обеспечивающая хо-рошую поперечную остойчивость*, простоту крепления поплавков иминимальные потребные доработки конструкции сухопутного само-лета.
Лодочные гидросамолеты или летающие лодки (рис. 9. 2) имеютболее высокие летные и мореходные качества.
Амфибии (рис. 9. 3) составляют наиболее универсальную груп-пу гидросамолетов. Наличие убирающегося колесного шасси позво-ляет эксплуатировать самолет-амфибию как на сухопутных, так ина гидроаэродромах.
Большинство амфибий, находящихся в эксплуатации,— это са-молеты лодочного типа. Поплавковые гидросамолеты-амфибиивстречаются реже.
9.1 . ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ
Ниже приведен примерный перечень технических требований кгидросамолету и краткое содержание вопросов, подлежащих раз-работке при проектировании.
Назначение гидросамолета. Условия эксплуатации. В требова-ниях указывают основные и вспомогательные варианты использо-вания гидросамолета. В этом же разделе записывают сведения огеографических и климатических характеристиках тех районов, гдепредполагается применение гидросамолета, сведения об условияхи возможностях его базирования и эксплуатации.
Экономические требования. Требования к себестоимости пере-возок, к стоимости летного часа и другим экономическим показате-лям должны учитываться при разработке и реализации всех раз-делов технических требований к гидросамолету.
Коммерческая нагрузка и экипаж. Коммерческая нагрузка зада-ется в виде перечня, включающего число пассажиров и массу ба-гажа — для пассажирского варианта, массу и размеры грузов —
* Остойчивость — способность гидросамолета сохранять равновесие на воде.
150
^
тким- 800мг
50 60 70 80 Ж
Рис. 8. 12. Относительная масса химика- Рис. 8. 13. Оптимальное удлинениетов в зависимости от нагрузки на 1 м2 крыла сельскохозяйственного само-
крыла лета с ТВД
2200
Рис. 8. 14. Влияние длины разбега на взлет-ную массу сельскохозяйственного самолета
148
Рис. 9. 1. Поплавковый гидросамолет
Рис. 9. 2. Летающая лодка
Рис. 9.3. Гидросамолет-амфибия
151
9.1.
Осн
овны
е ха
ракт
ерис
тики
лег
ких
гидр
осам
олет
ов
Хар
акте
рно т
ки
"
Год
выпу
ска
Экип
аж-п
асса
жир
ы
ЧИ
СЛ
О
И
ТИП
ДВЧ
1 1-
теле
йМ
ощно
сть,
л с
Разм
ах к
рыла
, м
Дли
на с
амол
ета,
мС
тарт
овая
мас
са, к
гМ
акси
маль
ная
ско-
рост
ь, км
/чКр
ейсе
рска
я ск
о-
рост
ь, км
/чД
альн
ость
по
лета
, км
Дли
на р
азбе
га,
мСк
ороп
одъе
м-но
сть,
м/с
Наг
рузк
а на
кр
ы-ло
, кг/
м2
Ста
ртов
ая
энер
го-
воор
ужен
ност
ь,л
с /кг
Вес
овая
отд
ача,
%
МВ
-2Л
еона
рдо"
ЛЛ
*
1970 1
1 П
Д
428,1
45,9
1 250
116
100 — 70 —
21,9 0,16
8
42
Пер
ейра
„Осп
рей-
1"
ЛЛ
*
1970 1
1 П
Д
90 7,01
5,26
408
217
201
595 61
10,2
45,3 0,22 33
Шве
йцер
ТЗС
-1А
1ЛИ
Л" А*
1968
1/1-2
1 П
Д
150
9,73
7,19
953
201
174
1207 33
63,8
2
65,3 0,1
57
Зо,3
* А
эрок
ар„1
<У1-
А"
А*
1971 1/1
1 П
Д
180
10,97 6,7
780
200
160-
175
550 79 4,0
46,7 0,2
3 36
Рина
бчик
КС-3
„Си
би"
А*
1946 1/3
1 П
Д
215
11,48 8,5
4Ш
119
3
166
500—
890
305
3,55
74,5 0,15
8
35
Спен
сер
„Аир
-Кар
"5-1
2С А*
1970 1/3
1 П
Д
180
11,38 7,92
1406 23
7
217
1126 — 4,0
6
82,2 0,
128
34
Трай
-де
нг1К
-1
А*
1972
1/4-5 1
ПД 320
12,73 8,6
9154
2 285
257
1738 — 6,83
67,5
0,21 37
Исл
ент:
Аэр
краф
ь„С
пект
раIV
"
Л Л
*
1973 1/3
1 П
Д
300
11,38 8,5
6153
5 349*
*
306*
*
1900
**
— —
82,5 0,19
5
42,6
*Дк
Кинн
онСу
пер
„Вит
,жен
"
А* 1960
2/3-4
2 П
Д
2X27
012,
19 9,47
2500 306
290
1600 — 8,9 —
0,216 —
Грум
ман
С-2
1„Г
уз"
А*
1937 2/6
2 П
Д
2X44
014,
911,
2736
28 323
305
1300 — 6,6
104
0,24
2
32,2
Мл
Кинн
онО
-21
„Тур
боГу
з" А*
1967 2/1
)
2 ТВ
Д
2X68
015,
4912,
0756
70 380
355
2575 — — 16
5
0,23
9
47
* А
— а
мфиб
ия, Л
Л —
лет
ающ
ая л
одка
** Р
асче
тные
дан
ные
для грузового варианта. Для легких гидросамолетов количествочленов экипажа не превышает двух человек.
Летные характеристики. Обычно указывают требуемые крейсер-ские скорости на соответствующих высотах, скороподъемность,практический потолок, дальность (или продолжительность) полетапри определенной нагрузке, скоростях и высотах, длину разбега,скорость отрыва и посадки, взлетно-посадочные характеристикиамфибии на сухопутных аэродромах и т. п.
Лля двух-, трехдвигательных самолетов ставится обязательноеусловие продолжения полета при отказе одного из двигателей иприводятся соответствующие требования к летным характеристи-кам.
Представление о летных характеристиках легких гидросамоле-тов дает табл. 9. 1.
Мореходность. В это понятие входит комплекс качеств, обеспе-чивающих безопасную эксплуатацию гидросамолета на воде призаданных скоростях ветра и высоте волны. Например, для речныхи озерных гидросамолетов в требованиях обычно указывается ско-рость ветра не более 10 ... 12 м/с и высота волны не более 0,5 .... . . 0,6 м.
Безопасность при взлете и посадке обеспечивается, если гидро-самолет плавно выходит на глиссирование, обладает продольной,поперечной и путевой устойчивостью и остойчивостью во всем диа-пазоне скоростей движения по воде — не имеет тенденции к зары-ванию носом, к продольной раскачке с возрастающей амплитудой,к самопроизвольным разворотам, рысканию и крену. Требуется,чтобы отрыв при взлете и приводнение при посадке не сопровожда-лись «барсами» — рикошетированием, чтобы перегрузки при по-садке и ударах о волну не превышали допустимых величин. Долж-но быть исключено заливание и забрызгивание остекления фонарякабины пилотов и попадание всплесков воды на лопасти вращаю-щихся винтов и в воздухозаборники двигателей
Безопасность при плавании, т. е. при рулении, буксировке, дрей-фе и стоянке на якоре считается обеспеченной, если гидросамолетобладает плавучестью, продольной и поперечной остойчивостью,разворачивается носом против ветра (приводится к ветру) при дрей-фе, может, несмотря на наличие ветра, выполнять развороты в лю-бую сторону при рулении и устойчиво движется на буксире. Тре-буется также, чтобы гидросамолет сохранял плавучесть и остойчи-вость при частичном повреждении подводной части лодки или по-плавков. Повреждение или отрыв подкрыльного поплавка не долж-ны приводить к опрокидыванию и переворачиванию гидросамолета.С этой целью обычно требуется герметизация концевых отсековкрыла .
Для обеспечения непотопляемости в требованиях указывается нанеобходимость установки водонепроницаемых переборок и задает-ся запас плавчести
(9.1)«о
153
где УО — объем погруженной части лодки или поплавка, соответст-вующий стартовой массе гидросамолета; V — полный объем лодкиили поплавка.
Обычно требуются следующие значения запаса плавучести [24].. . . . . . А —250%. . . . . . А; = 250.. .350%
, . . . . . 6 = 90. . . 120%
Лодки при УО менее 2,5 м3 .Лодки при 2,5<Уо<9 м3 .Поплавковые гидросамолетыМеньший потребный запас плавучести поплавковых гидросамо-
летов связан с возможностью установки в поплавках достаточногоколичества водонепроницаемых переборок и с отсутствием в нихбортовых люпсз, через которые может поступать вода.
В связи с ростом скоростей полета гидросамолетов намечаетсятенденция и к уменьшению запаса плавучести корпусов летающихлодск, что позволяет уменьшить площадь миделево^о сечения и ло-бовое сопротивление корпуса.
Удовлетворить всем требованиям мореходности, не проигрываяпри этом в легных характеристиках, практически невозможно. По-этому при проектировании принимаются компромиссные решениявопросов мореходности и аэродинамики.
Оборудование. Кроме обязательного стандартного комплексаоборудования и приборов гидросамолет имеет специфическое мор-ское оборудование, к которому относится:
— оборудование для якорной стоянки и дрейфа (донный якорьс тросом п плавучий якорь, уменьшающий скорость дрейфа);
— оборудование для буксировки и швартовки (буксирный трос,,бросательный конец с кошкой, багор);
— спасательные средства — спасательные пояса или жилеты длякаждого пассажира и члена экипажа, надувная резиновая лодка,насос для откачки воды из корпуса.
Кроме перечисленных выше требований, указываются такжетребования к конструкции, обзору экипажа, комфорту пассажиров,а также требования к эксплуатационной технологичности и др.
9 2. КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ ЛЕГКИХ ГИДРОСАМОЛЕТОВ
- Компоновочные схемы, встречающиеся в практике легкого гид-роавиастроения, показаны на рис. 9 4. Их многообразие отражаетпротиворечивость требований, предъявляемых к гидросамолету,и поиски наилучших решений применительно к конкретным про-ектным заданиям.
Одним из сложных вопросов при компоновке одномоторного гид-росамолета является размещение двигателя и воздушного винта,который требует надежной защиты от брызг и захлестывания во-дой. Наиболее простое решение — установка двигателя над кры-лом (рис. 9. 4, а) — не является лучшим, так как помимо росталобового сопротивления приводит н к нежелательной реакции са- 1|молета на изменение режима работы двигателя. При увеличениитяги винта появляется пгкпрующий мог/ент, при ее уменьшении —кабрирующий. Тем не менее эта схема, главным образом вследствие154
и- лРис. 9. 4. Компоновочные схемы легких гидросамолетов
155
ее простоты, часто привлекает внимание конструкторов легких само-летов. Применение тянущего винта улучшает охлаждение двигателяна рулении и при наборе высоты; толкающий винт, расположенныйна большем удалении от кабины, менее опасен в эксплуатации.
Стремление снизить сопротивление мотоустановки привело кразмещению двигателя в корпусе лодки с передачей мощности навинт трансмиссионными валами (рис. 9.4,6, в, г, д). Общим недо-статком всех этих схем являются усложнение и утяжеление силовойустановки, проблемы, связанные с охлаждением двигателя, и за-трудненный доступ к нему при обслуживании. В аэродинамическомотношении наиболее выгодны схемы с расположением винта нахвостовом оперении или позади него (рис. 9. 4, в, г), так как приэтом отсутствует обдувка корпуса струей от винта. Для предохра-нения толкающего винта от забрызгивания требуется механизм,обеспечивающий его подъем на взлете и посадке (рис. 9.4, г). Фик-сированная установка винта в наклонном положении (рис. 9. 4, д)невыгодна из-за наличия вертикальной составляющей тяги, направ-ленной вниз, и дополнительного сопротивления вала винта, нахо-дящегося вне корпуса.
Несмотря на относительную простоту и хорошие аэродинамиче-ские характеристики, нельзя признать удачной установку двигате-ля на Т-образном хвостовом оперений (рис. 9. 4, е). При этом длясохранения нужной центровки самолета требуется смещение назадкрыла, что приводит к увеличению дестабилизирующих моментовносовой части корпуса с одновременным уменьшением плеча хво-стового оперения. Растет потребная площадь оперения, а это, на-ряду с дополнительными нагрузками на киль от двигателя, увели-чивает массу оперения и хвостовой части лодки. К числу недостат-ков схемы относится и разнос масс по длине лодки.
Винт, расположенный перед кабиной (рис. 9. 4, ж) затрудняетпосадку и высадку пассажиров через переднюю палубу при подхо-де гидросамолета к берегу или причалу носом (швартовке бортоммешают подкрыльные поплавки). Обзор верхней и нижней полу-сферы ухудшен, а уровень шума в кабине высок из-за близостидвигателя и винта. Обдувка потоком от винта надстроек корпусаувеличивает их лобовое сопротивление.
Применение двигателя с толкающим винтом (рис. 9. 4, з) при-емлемо в аэродинамическом отношении, обеспечивает хороший об-зор из кабины и пониженный уровень шума в ней. Как показываетпрактика эксплуатации, охлаждение двигателя не представляетсложной проблемы при относительно невысоких мощностях, харак-терных для легких гидросамолетов, и обеспечивается набегающимпотоком воздуха. К недостаткам схемы относится утяжеление кон-струкции вследствие малой строительной высоты хвостовой частикорпуса, несущей оперение, и ухудшение мореходности из-за близо-сти винта к воде.
Аналогичные достоинства и недостатки присущи лодочному гид-росамолету с расположением оперения на хвостовых балках(рис. 9. 4, и).156
Рис. 9 5. Обеспечение поперечной остойчивости
На двухмоторных гидросамолетах двигатель с тянущими винта-ми устанавливают в крыле (рис. 9. 4,/с), которому для удалениявинтов от поверхности воды может придаваться форма «чайки»(рис. 9.4, н). Как и на сухопутных самолетах, требуется, чтобыплоскость вращения винтов не пересекала корпус в зоне размеще-ния экипажа и пассажиров. Выгодная в аэродинамическом отноше-нии и из-за низкого уровня шума в кабине схема с толкающимивинтами (рис. 9. 4, л) встречается редко вследствие большой конст-руктивной сложности, трудности защиты винтов от воды, а такжевследствие уменьшения эффективности механизации крыла.
Полностью вышли из употребления аэродинамически несовер-шенные схемы двухмоторных легких гидросамолетов с рядной илитандемной установкой двигателей над крылом (рис. 9. 4, ж).
ТВД на легких гидросамолетах размещают подобно поршневымдвигателям. При установке ТРД и ДТРД (рис. 9. 4, о, п) основноевнимание должно уделяться защите воздухозаборников от попада-ния в них воды.
Вопросы поперечной остойчивости на воде решаются примене-нием подкрыльных поплавков и плавников-жабр. Внутренние объе-мы поплавков иногда ис-пользуют в качестве допол-нительных топливных баков.
Несущие поплавки (рис.9.5, а), частично погружен-ные в воду на плаву и раз-вивающие гидродинамиче-скую силу при разбеге, име-ют большие размеры и мас-су, повышают лобовое соп-ротивление в полете и в сов-ременных «конструкциях при-меняются редко, как и плав-
157
Рис 9.6. Схемы уборкиподкрыльных поплавков
Рис. 9. 7. Применение гидролыж на взлете
ники-жабры (рис. 9.5, в) и их разновидность — погруженное кры-ло (рис. 9.5, г ) .
Опорные или поддерживающие поплавки (рис. 9. 5, б) устанав-ливают ближе к концам крыла; они не касаются воды при разбеге.Их размеры значительно меньше, чем несущих, и для уменьшениясопротивления опорные поплавки часто выполняются убирающими-ся в полете (рис. 9. 6).
При низком расположении крыла над водой поперечная остой-чивость может обеспечиваться отгибом вниз герметизированныхконцевых участков крыла (рис. 9. 5, д). В полете эти участки вы-полняют роль концевых шайб, повышающих эффективное удлине-ние и аэродинамическое качество крыла.
С увеличением скорости полета усложняются аэродинамиче-ские требования к форме корпуса гидросамолета. Значительное со-противление, вызываемое ступенькой-реданом, может быть умень-шено применением механизации днища лодки — убирающихся ре-данов, выдвижных зареданных обтекателей, заменой реданов уби-рающкмпся гидролыжами и подводными крыльями (рис. 9.7).Невысокое гидродинамическое качество лыж допускает их установ-ку только на самолетах с большой энерговооруженностью. Подвод-ные крылья снижают мощность, потребную для взлета, но из-завозникновения кавитации и связаной с ней продольной неустойчи-вости гидросамолета на разбеге могут применяться лишь при ско-ростях отрыва, не превышающих 90 ... 100 км/ч.
9. 3. ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ ГИДРОСАМОЛЕТОВ
Возможность и полнота реализации технических и экономиче-ских требований, предъявляемых к гидросамолету, зависит от вы-бора его схемы и основных параметров, к которым относятся: про-филь, удлинение и сужение крыла; нагрузка на крыло ро, мини-мальный коэффициент_лобового сопротивления — Сха0 и стартоваяэнерговооруженность Жо- Принципиальных отличий в подходе квыбору параметров гидросамолета и сухопутного самолета не су-ществует.158
К профилю крыла предъявляются требования высоких значенийСуа на посадочных углах атаки, высокого значения аэродинамиче-ского качества на крейсерском режиме полета, минимальных зна-чений Ста0 и Сто. Средняя относительная толщина профиля свобод-нонесущего крыла нескоростных гидросамолетов выбирается в пре-делах 15 ... 16% (18 . . . 20% у корня крыла; 10 ... 1 1 % — на кон-це). Подносная схема крыла допускает применение более тонкихпрофилей (с=8 . . . 12%).
Удлинение крыла легких гидросамолетов находится в пределах5,5.. . 10. Наряду с трапециевидными встречаются прямоугольныекрылья (подкосные и свободнонесущие) с постоянным профилем поразмаху, простые и технологичные в производстве, но, соответст-венно, более тяжелые.
Нагрузка на крыло р0 выбирается с учетом требуемой макси-мальной скорости, взлетно-посадочных характеристик, скороподъ-емности, объемов отсеков крыла, необходимых для размещениятоплива. Меньшая стесненность гидросамолетов в размерах аэро-дромов допускает повышение взлетно-посадочных скоростей и, со-ответственно, нагрузок на крыло по сравнению с сухопутными са-молетами, но эти различия для легких машин невелики, а у амфи-бий вообще не имеют места.
Минимальное значение коэффициента лобового сопротивленияСхао оценивается в первом приближении по данным гидросамоле-тов, близких по схеме и размерам к проектируемому:
(9.2)где Схао и ро — коэффициент Стао и нагрузка на крыло гидроса-молета-прототипа; ро — нагрузка »а крыло проектируемого гидро-самолета.
При отсутствии сведений о лобовом сопротивлении самолета-прототипа значение С'гао можно определить, если известна ско-рость полета на определенной высоте и соответствующая этой ско-рости и высоте суммарная мощность (тяга) двигателей Л^ (Яз).Расчет выполняется в такой последовательности:
или(9.3)(9.4)
СХП1 — Суаъ/хК)^; (9. 5)^лгаО — ^дгаг/ — ̂ ха1' ("• Ь)
Здесь (Зн — массовая плотность воздуха на высоте полета; т]в —КПД винта. Для металлических ВИШ принимается т]в=0,78 . . .0,80; для винтов фиксированного шага с деревянными лопастямит]в = 0,75; Н\ ^0,85 — коэффициент перехода от геометрического кэффективному удлинению.
Методика приближенной оценки Схао неприменима для скоро-стей полета, на которых начинает проявляться влияние сжимаемо-
159
1,1
1,0
0,9
0,8
X^
,̂^
/7%*<•**.I•»••.
)I
^~
н
"""""О,8 1,0 1,2
Рис. 9. 8. Зависимостькоэффициента &0 от
отношения Я/В
Н/в
Рис. 9. 9. Влияние формы ску-ловой линии на аэродинамиче-ское сопротивление корпуса
сти воздуха. Для гидросамолетов, не имеющих ограничений макси-мальной скорости у земли, в формулы (9. 3) ... (9. 6) подставляютзначения У= Котах, дн=0,125, ^2 = ^3x2, где ТУтахз —суммар-ная номинальная мощность двигателей у земли с учетом скоростно-го наддува.
При построении поляры гидросамолета, необходимой для егоаэродинамического расчета, определение Схао проводится по мето-дике, изложенной в гл. 5. Коэффициент сопротивления лодки С™ Олпри С1/а=0 рассчитывается с учетом поправочных коэффициентов,связанных с формой и параметрами лодки:
ДС,ДЛ, (9.7)
где С/ — коэффициент трения плоской пластинки при жт = 0 (см.рис. 5.5), 5Л^(2,7...2,8)/Л У§ы — полная поверхность лодки:т]с — коэффициент, учитывающий удлинение корпуса (см. рис. 5. 6);г\м — коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости (см. рис.5.7); т)л = #о(^1+&2+^з+&*)—поправочные коэффициенты;2АСл.ал— прирост коэффициента сопротивления при наличии над-строек на корпусе лодки.
Поправочные коэффициенты определяются по формулам и гра-фикам: Ьа=}(Н/В) по рис. 9.8; ^ = 1 +3,78 й„//л; /гхв и /л показа-ны на рис. 9. 10, а; &2=0,072 — коэффициент, учитывающий попереч-ную килеватость; &3 — коэффициент, учитывающий форму в планевторого редана; &3=0,22 — для лодок с прямым вторым реданом,/г3 = 0,09 — для лодок с заостренным реданом; &4 — коэффициент,учитывающий форму скуловой линии (рис. 9. 9).
Аэродинамическое сопротивление поддерживающих подкрыль-ных поплавков обычно не превышает 2... 3% от полного сопротив-ления гидросамолета; Схац— минимальный коэффициент сопротив-ления поплавка, отнесенный к его миделю, составляет 0,1 ... 0,3.
При определении потребной энерговооруженности гидросамоле-та сравнивают между собой ее значения, полученные из расчетанаиболее тяжелых (по величине потребляемой мощности) режимовполета, к которым относятся:160
— полет с максимальной скоростью на расчетной высоте;— полет на высоте потолка;— взлет с заданной длиной или временем разбега;— набор высоты с заданной вертикальной скоростью;— полет при отказе одного из двигателей.Методика расчета потребной энерговооруженности приведена в
гл. 6. В результате расчетов выбирают большее из полученных зна-чений энерговооруженности.
9.4. РАСЧЕТ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ
В первом приближении взлетная масса гидросамолета можетбыть найдена по формуле
эк 0 ; /о о \то—- — т= ——— = ——— = ——— = — г- . (У- о)I — 1'^кон -^ *гу«Р т- тс.у -I- /гаг.м;
, Масса экипажа и оборудования его рабочих мест — га-,к, аэро-навигационного, радио- и морского оборудования — то5 и коммер-ческой нагрузки (пассажиров с багажом) — тком определяется наосновании соответствующих разделов технических требований.Можно принимать тэк=100 лэк, где пэк — число членов экипажа.
Масса агрегатов оборудования кабины аг-, приходящаяся на од-ного пассажира (кг/пассажир) такова:
Пассажирское сиденье . . . . . . . . . 7 . . . 11Теплозвукоизоляция и отделка . . . . . . . . 5 . . . 10Бытовое оборудование (гардероб, туалет) . . . . . 4 . . . 10Высотное оборудование (для самолетов с герметическими
кабинами) . . . . . . . . . . . . . . . 7 . . . 10Спасательный пояс (жилет) . . . . . . . . . 0 ,9 . . . 1,2
Относительная масса конструкции и системы управления.К конструкции гидросамолета относится крыло, лодка, оперение,подкрыльные поплавки и колесное шасси (для амфибий). Относи-тельные массы крыла, оперения и шасси определяются по форму-лам, приведенным в гл. 3.
Относительная масса лодки^==(1 + 0,01^)^/0, (9.9)
где Ь — запас плавучести; Ъ\ — коэффициент, учитывающий усиле-ние корпуса амфибий при установке сухопутного шасси: для лодоч-ных гидросамолетов ^ = 1,0; для амфибий &1= 1,06 ... 1,07; ̂ л == 25 • . . 35 кг/м3 — средняя плотность конструкции лодки; р — -плотность воды: у пресной речной или озерной воды р=1000 кг/м3;у морской воды р= 1025 кг/м3.
Для подкрыльных поплавков можно принимать /т?п = 0,01 . . .0,02. Большие значения берутся для убирающихся поплавков.
Относительная масса систем управления и несъемного оборудо-вания тупр принимается по данным статистики:
Основное управление . . . . . . . . . . 0 ,01 . . . 0, 015Гидро-газовая система . . . . . . . . . . 0,003 . . 0,020Электрооборудование . . . . . . . . . . 0 ,01. . . 0,05
161
Противообледенительное оборудование . . . . . 0,008Противопожарная система . . . . . . . . . 0,002 .. . 0,005Относительная масса топлива и масла. Относительная масса
топлива у легких гидросамолетов не превышает 20 ... 25%. Поэто-му изменение массы самолета при выгорании топлива можно безсущественного ущерба для точности учесть осредненной величиноймассы и тггт определять в такой последовательности:
*•' уа крейс—•^/'срАРя ^ кргйс />
где р с р—/?0(1—0,5т т) . В первом приближении тт = 0,1в зависимости от дальности полета; Укрейс^ (0,8 .. . 0,85) \
>2Огакречс — крейс/(^«>Л);
^а коейс
150 '
(9.10)0,2 —, м/с;(9.11)
(9.12)
где КПД винта г\в. «рейс ~т]Втах=0,8 .. . 0,82.4. Относительная масса топлива, потребного для взлета, набо-
ра высоты, посадки и работы двигателей при рулении и прогреве:А — СН /о ю\Д /7г г^—————. (У. 1о)
1 — сНЗдесь Я (в км) — рабочая (крейсерская) высота полета; с=— 0,003 . . . 0,0035 для самолетов с ПД; с=0,004 .. . 0,005 для само-летов с ТВД.
5 ~т с N
где /н з=0,5 ... 1,0 ч — время полета на навигационном запасетоплива; сРКрсйс — удельный расход топлива на крейсерском режи-ме полета. В предварительных расчетах можно принимать с€1Шеис =-=0,23 . . . 0,24 кг/л, с . -ч — для ПД; секрейс = 0,3 . . . 0,35 кг'Ч. л. с.ХX ч — для ТВ Д.
Запас масла составляет около 8% от максимального количестватоплива для самолетов с ПД и сколо 3% — для самолетов с ТВД.Соответственно, т^ = 0,08 тттах (для ПД); /пм— 0,03 тттах (дляТВД),где тттах — относительная масса топлива, потребного для побегана максимальную (перегоночную) дальность 1Шах-
Суммарная относительная масса топлива и масла
Силовая установкаЛгс.у^с.уУгв^О + ЛГис. (9.15)
где ^с ^=1,4 . . . 1,6 — коэффициент, учитывающий массу капотови системы крепления поршневого двигателя на самолете, массу обо-рудования счловой установки, смонтированного на двигателе и вгондоле двигателя; для_ТВД &с. у= 1,7 ... 2,0; 1уДв=тДв/Лгог — удель-ная масса двигателя; N0 — стартовая энерговооруженность; тт с —162
Ь ГО
Рис. 9. 10. Основные размеры и геометрические характеристикикорпуса
относительная масса баков и агрегатов топливной и масляной си-стем, пропорциональная максимальному количеству топлива имасла:
г.с=(0,07... 0,09)
9. 5. РАЗМЕРЫ И ФОРМА ОСНОВНЫХ АГРЕГАТОВГИДРОСАМОЛЕТА
(9.16)
Методика определения параметров сухопутных самолетов, изло-женная в гл 7 остается в силе при проектировании гидросамоле-тов и амфибий. Поэтому здесь рассматривается определение основ-ных размеров и анализируется форма только специфических агре-гатов гидросамолета — лодок и поплавков (рис. 9. 10) .
Ширина корпуса по редану (В) является важнейшим линейнымпараметром лодки или поплавка, влияющим на гидродинамиче-ские, аэродинамические и весовые характеристики гидросамолета.Значение В определяется по формуле
1, (9.17)
где т0 — взлетная масса гидросамолета (для двухпоплавковых гид-росамолетов в эту и в последующие формулы вместо т0 подстав-ляется 0 5 т0); р — плотность воды; сдо —коэффициент начальнойнагрузки на воду. В первом приближении, при отсутствии резуль-
163
татов буксировочных испытаний моделей значения с до можновзять из табл. 9. 2.
С. 2. Значения коэффициента с Д0 и удлинения корпуса лодки(поплавка) Як
Схема гидросамолета
Летающие лодкиОднопоплавковые гидросамолетыДвухпоплавковые гидросамолеты
СМ
0,3.1,2.1,7.
. 1,2
. 1,7
. 1,9
>.4,0.5,5.6,0.
.6,5
.7,0
.8,75
Следует иметь в виду, что уменьшение с до (увеличение шириныкорпуса) облегчает выход на глиссирование и уменьшает брызго-образование при разбеге, но одновременно возрастает сопротивле-ние на предвзлетных скоростях и аэродинамическое сопротивлениев полете, увеличиваются перегрузки при посадке, растет масса кон-струкции лодки или поплавка. Меньшие из указанных в табл. 9.2значения сдо рекомендуются для самолетов с малой стартовойэнерговооруженностью и относительно невысокими скоростями от-рыва. Полученная в результате расчета по формуле (9. 17) ширинакорпуса должна быть увязана с требованиями к размещению эки-пажа и пассажиров.
Длина корпуса от форштевня до второго редана
где /1 — длина носовой части (до первого редана); /2 — длина меж-реданной части корпуса.
Значения Як приведены в табл. 9. 2. С ростом удлинения кор-пуса уменьшается коэффициент его лобового сопротивления и улуч-шается продольная остойчивость гидросамолета. Но рост удлине-ния ведет также к увеличению массы корпуса и к некоторомуухудшению маневренности гидросамолета на воде.
Длина носовой части /ц влияет на продольную остойчивость ина угол начального дифферента * гидросамолета. При больших^до увеличение длины носовой части устраняет опасность зарыва-ния носом и затопления палубы при разбеге. Обычно принимается/1 = (2,3 . . . 3,5) В — для лодок и 1\ = (3,5 . . . 5) В — для поплавков.Можно также воспользоваться соотношениями:
/1 = (0,52 . . . 0,60) (/а+/2) — для поплавков и двухреданныхлодок;
12= (0,43 . . . 0,47) (/ц +/2) — Для однореданных лодок.Положение лодки (поплавка) относительно центра масс гидро-
самолета рекомендуется выбирать таким, чтобы расстояние по го-ризонтали между центром масс и первым реданом (размер «а») со-ставляло (0 ,15. . . 0,3) В. Увеличение размера «а» (передняя цент-ровка гидросамолета) снижает углы дифферента во всем диапазо-не скоростей разбега и облегчает выход на редан, но приводит к
''Дифферент — наклон продольной оси гидросамолета к поверхности воды.
164
росту гидродинамического сопротивления на предвзлетных скоро-стях.
Полная длина корпуса двухреданной лодки определяется с уче-том потребного, по условию устойчивости в полете, плеча горизон-тального оперения /г 0:
Можно принимать /г. 0 = (2,8 . . . 3,2) ЬА, где ЬА — средняя аэро-динамическая хорда крыла; А / — назначается по конструктивнымсоображениям.
Полная длина корпуса однореданной лодки или поплавка:/л = /1 + /2- (9-19)
Цилиндрическая вставка—участок длиной /ц с постоянным по-перечным сечением — перед первым реданом улучшает гидродина-мические характеристики корпуса при выходе на глиссирование.Обычно принимается /ц= (1,2 ... 1,5) В.
Высота корпуса лодки или поплавка, обеспечивающая требуе-мый запас плавучести, определяется по формуле
г г ^ т0(1 +0,01*) го 9Пч^2 ^̂ > ——•—————————— , 1^* ^^/
ОО/^Р
где Н — запас плавучести (задан техническими требованиями); б —коэффициенты полноты объема корпуса. В первом приближенииможно принимать 6== 0,45 — для лодок и б —0,47 — для поплавков.
Ниже уровня, определяемого высотой Я, корпус не должениметь отверстий и негерметичных лючков, через которые внутрь егоможет попадать вода.
Форма в плане и высота реданов. Передний (основной) реданспособствует отрыву воды от зареданного участка днища, что при-водит к резкому снижению гидродинамического сопротивления на\частке глиссирования. Наиболее часто встречается прямой в пла-не передний редан (рис. 9. 11, а) с постоянной высотой ступеньки.Недостаточная высота ступеньки может вызвать появление «бар-сов» — рикошетирования — при по-садке гидросамолета. Заостренная вплане форма переднего редана (рис.9.11, в) дает меньшее сопротивлениев полете и меньшее брызгообразованиепри малых сдо , но ух\^дшает путевуюустойчивость в начале разбега.
Второй редан улучшает продольнуюустойчивость при разбеге и уменьшаетзаливание водой кормовой части лод-ки. Для уменьшения аэродинамиче-ского сопротивления корпуса второмуредану часто придается заостреннаяформа в плане (рис. 9.11. б, в). При в
прямом заднем редане его ширина сос-тавляет Приблизительно 80% от шири- рис. 9. И. Форма редановны переднего редана. на виде в плане
165
Продольная килеватость межреданной и кормовой частей кор-пуса характеризуется углами VI и ^2 (см. рис. 9. 10).
Угол продольной килеватости межреданной части VII выби-рается в пределах 5 ... 9°. При меньших значениях угла VI возра-стает скорость, потребная для выхода на редан, увеличивается гид-родинамическое сопротивление при глиссировании и может бытьзатруднен перевод гидросамолета на взлетный угол атаки. Крометого, малые значения угла VI приводят к увеличению посадочнойскорости, так как препятствуют приводнению на больших углахатаки крыла.
Чрезмерное увеличение угла VI сопровождается увеличениемдифферента при разбеге, что также ведет к снижению гидродина-мического качества.
Во избежание подсасывания воды и заливания кормовой частилодки, угол продольной килеватости V2 принимается достаточнобольшим (20. . . 30°). Желательно, чтобы верхняя линия контуракормовой части лодки не имела подъема, приводящего к росту со-противления в полете.
Поперечная килеватость днища (см. рис. 9. 10, б) нужна т,ляуменьшения перегрузок при посадке и при движении по взволнован-ной поверхности воды. Поперечная килеватость улучшает такжепутевую устойчивость гидросамолета при разбеге, рулении и бук-сировке. Наиболее целесообразной формой днища считается плос-ко-килеватая со скуловыми накладками, уменьшающими брызго-образование. Углы поперечной килеватости днища на переднем ре-дане имеют следующие значения: "(31 = 10 . . . 30°; р2=$1 — (4 ... 6)°.Уменьшение угла р! повышает гидродинамическое качество на глис-сировании и уменьшает осадку гидросамолета, что является суще-ственным фактором при эксплуатации на мелководных реках и озе-рах. Увеличение угла $\ улучшает амортизирующие свойства дни-ща — уменьшает величину действующих перегрузок. Для повыше-ния мореходности требуется большая килеватость, но приниматьугол Р! более 30° нецелесообразно, а при ^^60° глиссированиестановится невозможным.
За передним реданом, по направлению к корме, килеватостьднища изменяется незначительно, перед цилиндрической вставкойкорпуса (к носу) возрастает до 48 ... 65°.
Носовая часть корпуса должна разваливать встречную волнуи не создавать буруна и брызг. Этому требованию отвечают пло-ско-килеватые носовые образования с небольшим отгибом у скул.Придание носовой части закругленной обтекаемой формы без рез-ко выраженной скулы приводит к зарыванию на разбеге и залива-нию палубы.
Скула препятствует прилипанию воды к бортам. Рекомендует-ся, чтобы при плавании гидросамолета скула выходила из водыпримерно на половине длины носовой части корпуса и образовы-вала с поверхностью воды угол б« 11° (см. рис. 9. 10, а).
Борт выше ватерлинии и палуба не влияют на гидродинамиче-ские характеристики корпуса. Ниже ватерлинии желателен верти-166
кальный подъем бортов.На участке заостренногов плане второго реданадопускается развал бор-тов наружу.
Поддерживающие по-плавки поперечной остой-чивости устанавливают п >возможности ближе кконцам крыла. Размерстойки поплавка подбира-ют таким, чтобы на сто-янке гидросамолет при-нимал остойчивое поло-жение при крене, не пре-вышающем 2 . . .3°. Рас-четном мучаем для опре-деления потребного объ-ема поплавка являетсяположение гидросамолета на скате волны с одновременным воз-действием бокового ветра (рис. 9.12, а ) . Для прикидочных расче-тов можно применять формулу
А , 5-п (80 4- 6)
Рис 9.12. К подбору поплавков попереч-ной остойчивости
(9.21)7' ——*^п ———
где & = 2,5 . . . 3,5 — запас поперечной остойчивости; /гл^2мстацентрическая высота корпуса лодки — разность вертикальныхкоординат центра масс гидросамолета и метацентра корпуса (бе-рется абсолютное значение); 60 = 3° — начальный крен; 9 — уве-личение VIла крена из-за волнения и воздействия ветра. Угол Опринимается не менее 4°; д — плотность воды; /пр — разнос по-плавков по размаху.
После определения потребного объема поплавка его основныеразмеры определяются в такой последовательности:
ширина поплавка Ви= (0,82 . .. 0,88) / оп;длина попгавха /п= (3,4 . . 3,6) Вп;высота поплавка Нп— (0,85 . . . 1,0) Вп.Угол поперечной килеватости в миделевом сечении 01=16...
. . . 20°.Во избежание зарывания поплавка в воду угол <рп между по-
верхностью воды и линией киля у заднего обреза поплавка или уредана (если применяют поплавки с реданами) принимается не ме-нее 1 ... 4° (рис.9. 12,6,0).
9.6. КОМПОНОВКА ГИДРОСАМОЛЕТА
В процессе разработки компоновочного чертежа уточняется вза-имное расположение основных агрегатов гидросамолета. По най-денным размерам , с учетом приведенных выше рекомендаций, вы-черчивается контур боковой проекции лодки или поплавка, наме-
1о7
Рис 9. 13. Установка крыла
чается отвечающее требованиям гидродинамики положение центрамасс гидросамолета относительно носа лодки и положение хвосто-вого оперения. Для нейтрализации пикирующего момента от тягивинта, линия действия которой обычно проходит выше центра массгидросамолета, целесообразно располагать стабилизатор под соот-ветствующим углом установки в струе винта. Подъем стабилизато-ра рекомендуется также и в целях его защиты от поврежденияволной, поднимаемой при разбеге гидросамолета.
Определяется (приближенно) осадка Т в сечении по первомуредану:
(9.22)где то — взлетная масса (для двухпоплавкового гидросамолетаберется 0,5 т0); Ь\г — грузовая ватерлиния, соответствующая то(0,5 то); Ьуу= (0,92 . . . 0,96) ( /и+/2)—Для двухреданных лодок;1̂ = (0,82 . . . 0,96) (/1+/2) — Для однореданных лодок; б — коэф-фициент полноты водоизмещения погруженной части корпуса (б»л; 0,43... 0,50). Меньшие значения б соответствуют большим угла VIпоперечной килеватости днища. Для лодок и поплавков с плоскимднищем 6 = 0,5.
Грузовая ватерлиния проводится под углем начального диффе-рента фо, отсчитываемого от линии параллельной килю цилиндри-ческого участка корпуса (рис. 9. 10, а); фо» 1,5 . .. 2,5° — для ло-док; ф0» 2,5 ... 3,5° — для поплавков.
Определяется положение крыла. Угол его установки долженобеспечить возможно меньшее сопротивление корпуса на крейсер-ском режиме полета, посадку гидросамолета на два редана и отрывпри взлете на углах атаки, не превышающих критического значе-ния. Этим противоречивым требованиям соответствуют следующиеусловия (рис. 9. 13):
Туе г — ^крейс»
Ф -<а — (2 3°) — У — V, -Туст ^^-^криг.пос ^...1^ ) д_ \ I,
т <^ г, _ С9 Ч0>1_ V тУусс-^ «криг.вз! \*-"0 ) X — Тог?'
Здесь фуст —угол установки крыла относительно оси фюзеляжапоплавкового гидросамолета или корпуса лодки; х — угол установ-ки поплавка относительно оси фюзеляжа; х=0 — Для лодок, %~= 0 ... 3° — для поплавковых гидросамолетов; акрейс — угол атаки168
крыла на крейсерском режиме полета; акрит пос и а1фит. взл — крити-ческие углы атаки крыла на посадке и при взлете; фотр~8 . . . 9° —угол дифферента гидросамолета при отрыве. Значения а1:рит Пос иакрит. взл берутся с учетом положения механизации крыла на взлетеи посадке.
Получить углы атаки при посадке, близкие к критическому зна-чению, обычно не удается, так как при этом требуются большие уг-лы установки крыла, невыгодные в условиях крейсерского полета,и поэтому посадка гидросамолета выполняется на повышенныхскоростях.
Расположение воздушного винта намечается с учетом следую-щих рекомендаций и требований.
1. На основном (крейсерском) режиме полета направление тягивинта должно совпадать с линией полета или составлять с ней УГОЛФг не более 1,5 ... 2,5° (см. рис. 9. 10, а).
2. Зазор между концом лопасти винта и палубой лодки долженбыть не менее 50 ... 75 мм.
3. Для исключения возможности попадания воды на винт двух-поплавкового гидросамолета зазор между концами лопасти и по-верхностью воды (ватерлинией) должен быть не менее 500 мм.С этой же целью плоскость вращения винта должна проходить надточкой пересечения скулы с ватерлинией или впереди ее.
4. Для гидросамолетов с установкой двигателей на крыле зазормежду винтами и водой рекомендуется выбирать не менее 500 мм.
Г Л А В А 10ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ЛЕГКИХ СПОРТИВНЫХ САМОЛЕТОВ
В настоящее время существует несколько подклассов легких самолетов, пред-назначенных для выполнения задач, связанных с авиационным спортом. Это мно-гоцелевые самолеты, обеспечивающие буксировку спортивных планеров и обслу-живающие спортсменов — парашютистов, учебно-пилотажные, акробатические ирекордные самолеты. Но если многоцелевые спортивные самолеты представляют,как правило, разновидность легких многоцелевых самолетов, то акробатическиесамолеты отличаются ярко выраженной специфичностью предъявляемых к нимтребований Именно такие самолеты, предъявляемые к ним требования и осо-бенности их проектирования и рассматриваются в этой главе.
10.1. ТРЕБОВАНИЯ К СПОРТИВНО-ПИЛОТАЖНЫМ САМОЛЕТАМРассмотрим требования, которые определяют техническую концепцию совре-
менного акробатического самолета и являются специфичными только для самоле-тов данного назначения.
Пилотажные требования непосредственно формируют облик акробатическогосамолета, влияют на выбор весовых, геометрических и аэродинамических пара-метров, определяют характеристики устойчивости и управляемости. Более под-робно эти требования рассмотрены ниже.
Компоновочные требования влияют на выбор схемы и определяются главнымобразом необходимостью обеспечения особого обзора из кабины летчика на пило-таже и особенностями придания акробатическому самолету требуемых штопор-
169
ных характеристик. Эти требования также будут более подробно рассмотрелиниже при выборе схемы самолета.
Специфичными являются требования к силовой установке акробатическогосамолета. Они предусматривают прежде всего хорошую приемистость двигателя(не более двух секунд) и бесперебойную, надежную его работу во всем диапа-зоне эксплуатационных скоростей и перегрузок при любом положении самолетав пространстве. Управление силовой установкой не должно обременять летчика,отвлекать его внимание и требовать сложных или частых манипуляций.
Эти требования тесно смыкаются с требованиями к приборному и специаль-ному оборудованию. Акробатический самолет должен иметь упрощенный составпилотажно-навигационного и радиооборудования. Это соображение вытекает, во-первых, из того, что на акробатических самолетах, как правило, летают пилотывысокой квалификации, не требующие так называемых «ученшссчих» нрибороа .и, во-вторых, из того, что полеты на акробатический пилотаж проводятся всепдав условиях хорошей видимости, освещенности и достаточно высокой облачности.
Радиотехническое оборудование акробатического самолета обычно ограни-чивается применением одной командной ультракоротковолновой радиостанции ирезервной аккумуляторной батареи для ее питания. Такой радиостанции вполнехватает для обеспечения надежной двусторонней радиосвязи в районе аэродро-ма, где обычно и расположены пилотажные зоны. Что касается дальних пепеле-тов, то по установившейся практике они происходят за самолетом-лидером, обо-рудованным более мощной связной радиостанцией. Командная радиостанция дол-жна быть легкосъемной, так как по требованиям большинства спортивных сорев-нований оснащение радиостанциями самолетов-участников запрещено.
Требования к конструкции и эксплуатационные требования определяютсятактикой применения акробатического самолета. Планер самолета должен обес-печивать возможность разборки, быстрой сборки и регулировки без использо-вания сложного вспомогательного оборудования или высококвалифицированныхспециалистов. Одной из отличительных черт акробатических самолетов являетсябольшая интенсивность полетов с максимально разрешаемым нагружением кон-струкции. Требуется принимать меры по созданию безопасно разрушающейсяконструкции, обеспечить подход к жизненно ва „ным элементам конструкции длясвоевременного обнаружения трещин, течей садиров и т. п. Для уменьшения мас-сы акробатических самолетов (учитывая ^продолжительность полетов) практи-куется минимальная их заправка топливом и маслом. По этой причине дозаправ-ка акробатических самолетов производится довольно часто и требует удобногоподхода к заливным горловинам, зарядным штуцерам и к разъемам аэродром-ного питания.
Несмотря на меры по обеспечению безопасности полетов, на акробатическомсамолете должна быть предусмотрена возможность надежного аварийного поки-дания его летчиком. Для этого современный акробатический самолет должениметь либо безотказно открывающийся в любой полетной ситуации фонарь ка-бины, либо систему аварийного отделения (сброса) фонаря.
Следует иметь в виду, что к акробатическим самолетам предъявляется и мно-жество других требований, касающихся экономичности, технологичности и т. п.Эти требования также влияют на облик акробатического самолета и должныприниматься во внимание при его проектировании.
10. 2. ОЦЕНКА И ВЫБОР СХЕМЫСПОРТИВНО-ПИЛОТАЖНЫХ САМОЛЕТОВ
Схемы современных спортивно-пилотажных самолетов не отличаются боль-шим разнообразием. Все последние акробатические специализированные самоле-ты представляют собой либо сзободпочесущио моноплаьо! перекальной схемы,либо одностоечные бипланы нормальной схемы, причем предпочтение все большеотдается монопланам. Аппараты других схем («утка», «тандем», «бесхвостка»)считаются непригодными для выполнения современного высшего пилотажа из-заих динамических особенностей, в частности, неудовлетворительных штопорныхсвойств.
Современный спортивно-пилотажный самолет должен четко и энергично вы-полнять штопор плоский и крутой, прямой и перевернутый, быть максимально
170
приспособленным для выполнения штопорных бочек при разном положении впространстве и должен иметь при этом минимальные запаздывания на выходеиз штопорных фигур. Перечисленным требованиям в большой мере отвечает би-планная схема как более компактная, с меньшим аэродинамическим демпфиро-ванием, и именно этими ее качествами в первую очередь, а не маневреннымисвойствами объясняется ее применение. На рис. 10.1 . . . 10.5 показаны типичныеакробатические самолеты.
Выбирая между бипланной и монопланной схемами, нужно иметь в яиду,что зрелищно пилотаж самолета-моноплана более привлекателен, при этом си-луэт самолета, его фиксации и угловые перемещения лучше просматриваются сземли, и это позволяет уверенней судить о качестве пилотажа и квалификациилетчика-спортсмена.
Одной из основных задач, решаемых при проектировании современного акро-батического самолета, является придание ему как можно более полной симмет-ричности в прямом и перевернутом полете. Требование симметричности опреде-ляется большой насыщенностью современного высшего пилотажа фигурами, вы-полняемыми с отрицательной перегрузкой. Это оказывает влияние как на выборпараметров несущих и управляющих поверхностей, так и на выбор схемы са-молета в целом. Таким требованием можно объяснить применение на акробати-ческих самолетах симметричных либо близких к ним профилей крыла и появ-ление самолетов со среднерасположенным крылом, имеющим нулевую У-образ-ность, нулевой угол заклинивания и среднерасположенное горизонтальное опере-ние (рис. 10.3, 10.4, 10.5, 10.6). Такие самолеты имеют, как правило, и оди-наковую эффективность рулей высоты для создания положительных и отрица-тельных перегрузок.
На выбор схемы акробатического самолета оказывает влияние используемаясиловая установка. Лучше всего отвечают требованиям силовые установки, по-строенные на базе легких поршневых двигателей воздушного охлаждения. Имен-но эти двигатели — звездообразные, рядные или опозитные — установлены навсех современных акробатических самолетах Газотурбинные двигатели пока неполучили широкого распространения, хотя спортивно-политажные и тренировоч-ные самолеты с такими двигателями создаются во многих странах.
Традиционным местом расположения двигателя является носовая часть са-молета. В принципе не исключается и установка двигателя в хвосте с примене-нием толкающего воздушного винта, однако связанные с этим трудности соблю-дения нужной центровки, компоновки шасси и обеспечения безопасности поки-дания самолета в полете делают такую схему размещения винтомоторной уста-новки трудноосуществимой.
Большое влияние на схему акробатического самолета оказывает требованиеособого обзора из кабины летчика. При выполнении фигур пилотажа летчик по-стоянно ориентируется по горизонту и наземным ориентирам для выдерживаниятребуемых угловых положений самолета и места пилотажа. Обзор из кабиныакробатического самолета должен позволять видеть горизонт и границы пило-тажной зоны на земле при любом положении самолета в пространстве. Акпоба-тический самолет с достаточно высокими пилотажными характеристиками, но снеудовлетворительным обзором не позволяет летчику раскрыть все возможностиэтого самолета, а связанные с затрудненной ориентировкой неизбежные ошибкипилотирования отрицательно сказываются на качестве пилотажа. Вот почемутребованиям обзора на акробатическом самолете уделяется особое внимание.Обычно эти требования удовлетворяются применением фонарей кабин с полнимкруговым обзором, включая и обзор назад (самолеты Як-50, 2-50Ь, «Асгоз1аг»),и специальных остеклений в полу кабины, дающих возможность летчику видетьземлю прямо под самолетом либо видеть горизонт при нахождении самолета навертикали (самолеты 2-526АР5, РМз-Зреаа!). Остекление в полу кабины хоро-шо показало себя на практике и может быть рекомендовано для акробати 16-ских самолетов везде, где это не сопряжено с большими конструктивными ус-ложнениями и ослаблением конструкции.
Остановимся на выборе схем отдельных агрегатов акробатических самолетов.Как уже было отмечено, на современных самолетах этого типа чаще исполь-
зуется свободнонесущее крыло и монопланная схема и реже используется схемаодностоечного биплана. Подносная конструкция крыла не получила распростра-
171
Рис. 10.1. Самолет Як-50 (СССР)
Рис. 10.2. Самолет РП1з-Зреаа1 5-1Т (США)
Рис. 10. 3. Самолет ЗЬерЬепз А1суо (США)
172
Рис. 10.4. Самолет ШгШ «Асгоз1аг» (ФРГ)
Рис. 10. 5. Самолет 2-50Ь (ЧССР)
нения на акробатических самолетах, хотя известны самолеты для прямого пило-тажа и с такой схемой крыла. При выполнении же фигур обратного пилотажаподкосы нижнего расположения, используемые в случае высокорасположенногокрыла, воспринимают значительные сжимающие нагрузки, что приводит к воз-растанию их массы и сечения. В случае низкорасположенного крыла с верхнимиподкосами масса их увеличивается еще больше, так как положительные расчет-ные перегрузки, на которые проектируется акробатический самолет, обычно боль-ше отрицательных на несколько единиц. Таким образом, подкосная схема пред-ставляется невыгодной для акробатического самолета, тем более, что самолет,имеющий крыло такой схемы, мало отвечает требованиям симметричности в пря-мом и перевернутом полете. Для крыла современных акробатических самолетовхарактерен полный отказ от всех видов взлетно-посадочной механизации, чгозаметно упрощает и удешевляет конструкцию крыла и сокращает состав борто-вого оборудования. Исключением из сказанного являются так называемые манев-ренные закрылки, которые стали появляться в последнее время на некоторыхакробатических самолетах (западногерманский спортивно-пилотажный самолет«Асгоз1аг», советский экспериментальный самолет «Квант»). Такие закрылки
173
Рис. 10. 6. Самолет с симметричным профилем крыла. Нафонаре видны метки для ориентирования при пилотаже
включаются в канал управления по тангажу и совместно с рулем высоты или сцельноповоротным оперением и зависающими элеронами образует систему непо-средственного управления подъемной силой самолета.
Если среди схем крыла акробатических самолетов можно выделить некото-рые наиболее типичные, то схемы оперения этих самолетов отличает большоеразнообразие. Это и свободнонесущая схема (Як-50, 2-526АГ) и подносная схе-ма (2-50Ь), расчалочная схема (Р1Пз-5рес1а1, 51ерпепз Акго) и цельноповоротноегоризонтальное оперение («Асгоз1:аг»). Выбор той или иной схемы оперения зави-сит от общей конструктивно-технологической концепции акробатического само-лета, поэтому трудно выделить из них какие-то наиболее прогрессивные. Следу-ет тем не менее отметить, что на конструкциях последнего времени реже встре-чается расчалочная схема, члые свободнонесущая или подкосная. Что касается1ельноповоротного оперения (рис. 10.7), то несмотря на его привлекательность,
наблюдается некоторая осторожность в егоприменении, которую можно объяснить, вчастности, трудностями доводки такогооперения по шарнирным моментам и слож-ностью обеспечения жесткости узлов егонавески.
Наиболее типичной схемой шасси сов-ременного акробатического самолета являет-ся схема с хвостовой опорой. Имея наи-лучшие весовые и компоновочные характе-ристики, она, бесспорно, лучше других от-вечает требованиям к шасси акробатическо-го самолета. Отрицательные качества этой:хемы, связанные, в основном, с неустойчи-востью, движения по земле, неудовлетвори-тельными капотажными свойствами, склон-ностью к подскокам на посадке, недоста-точным обзором из кабины при рулении иг. п. допустимы, так как акробатические;амолеты пилотируются, как правило, лет-тиками высшей квалификации, у которыхпреодоление перечисленных недостатковсхемы шасси с хвостовой опорой не вызы-вает значительных затруднений. Кроме то-
Рис. 10. 7. Цельнопозоротное гори-зонтальное оперение самолета
174
то как уже было сказано, акробатические самолеты экспуатируются с подготов-ленных аэродромов, где капотаж из-за наезда самолета на неожиданное пре-пятствие маловероятен. „
Важнейшим вопросом, решаемым при выборе схемы шасси акрооатическогосамолета, является вопрос о целесообразности его уборки в полете. Все требо-вания к акробатическому самолету заставляют конструкторов склоняться к при-менению не убирающегося в полете шасси, и именно такое шасси является сей-час самым типичным для спортивно-пилотажных самолетов.
10.3. ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВСПОРТИВНО-ПИЛОТАЖНЫХ САМОЛЕТОВ
Основные параметры акробатического самолета полностью определяютсяпилотажными требованиями, о которых упоми-налось ранее. Эти требования не-посредственно вытекают из особенностей высшего пилотажа, поэтому, преждечем перейти к рассмотрению собственно пилотажных требований, отметим ха-рактерные отличия комплексов фигур современного высшего пилотажа.
Пилотажные комплексы, выполняемые акробатическим самолетом, год отгода становятся разнообразнее и сложнее. Усложняются как сами пилотажныефигуры и их взаимосвязь, так и условия их выполнения. Характерным являетсявведение в комплексы большого числа фигур, выполняемых с отрицательной пе-регрузкой (до 50%), штопорных фигур и фигур, связанных с полной потерейскорости полета. При этом подавляющее число фигур выполняется с использо^-ванием вертикального маневра. На рис. 10.8 приведен типичный современныйкомплекс фигур пилотажа, который разыгрывался как обязательное упражнениена VIII чемпионате мира по высшему пилотажу (1976 г.). Как видно из при-веденной схемы, десять фигур из восемнадцати выполняются с отрицательной
11
1В
3
12
17и13
18
Ш
15
Рис. 10.8. Типичный комплекс фигур высшего пилотажа:_____нормальный полет; — — — —перевернутый полет; /—фиксиоо-ванная бачка на угле 45°; 2—обратный штопор; 3—фиксированный че-рез 90° рутерниман; 4—полубочка на угле 45°; 5—отрицательная што-порная нисходящая бочка; 6—«-восьмерка-»; 7—восходящая полубочка;Я—полтора витка штопора; 9—3/4 восхэдящей бочки; /0—3/4 нисходя-щей бочки; //—колокол; 12—рутерниман; 13— обратная полупетля;14—вираж с вписанными бочками; 15—обратная дуга вверх; /6—што-порная бочка на угле 45° вниз; 17—поворот на вертикали; 18—<фикси-
рованная через 90е восходящая полубочка
175
Минимальные радиусы______фигур
Достаточнаяспоре подъем ность
Отсутствие потерьВысота на, разгоне
Хорошие разгоннь/ех арантеристики-
Зр&ентиб'ное воздуш-ное торм о мен и, е
Четкие углоУыефиксации,
^нергичные штопор-ные Ли, гуры д~ез за -лазёыВания на &ыхо&е
Точечный "разворотри, нулевой спорости,
полета.Пцлотатпые. требования Определяемые
параметры
Типоразмер самолета.Излишнее демпфирование и,инерционность самолетаАзродинамичесная симмет-
ри чность самолета,Реамтидный
момент Ранта,Гироскопический момент
винта
Возрастание массынонструнции, связанноесо смятением сопро —тиРления самолета,
Необходимость выполне-ния плоеного штопора,пилотажной ОУ и гуры
Возможность перехода
штопор и, а за,(Гросо9 "прируля
Играми чения
Рис. 10.9. Связь между пилотажными требованиями и параметрами акро-батического самолета:
_<_ _ _ необходимость уменьшения значения параметра; ч————необходимость уве-личения значения параметра ; ч———>-параметры подежат взаимной корректировке
перегрузкой, пять являются штопорными и лишь одна является фигурой в гори-зонтальной плоскости. Комплексы фигур пилотажа выполняются в строго опре-деленной зоне воздушного пространства, ограниченной по высоте, длине и ши-рине, и в течение заданного времени, причем с годами размеры пилотажнойзоны' имеют тенденцию к уменьшению. Спортивными судьями штрафуются нетолько неточности, допускаемые пилотами при выполнении отдельных фигур,недоворотов по углу, нечетких фиксаций и т. п., но и все выходы за пределы пи-лотажной зоны, а также несоответствие фактического времени выполнения ком-плекса времени, предусмотренному на выполнение упражнения. Большую рольпри оценке качества спортивного выступления играет чисто зрелищная сторонавопроса: слитность фигур, их согласованность, энергичность или плавность их вы-полнения. Чтобы самолет можно было в течение выполнения всего комплексафигур удержать в пределах пилотажной зоны, он должен иметь минимальновозможные радиусы фигур, хорошие разгонные характеристики, эффективное воз-душное торможение, достаточную скороподъемность. Должны быть также обес-печены четкие угловые фиксации самолета при выполнении фигур, связанных свращением самолета вокруг его центра масс. Самолет должен энергично^выпол-нять все штопорные фигуры, включая штопор крутой и плоский, прямой и об-ратный, штопорные перевороты и бочки без запаздывания на выходе из этих фи-гур. Эти требования влияют на выбор таких важнейших параметров, как нагруз-ка на крыло, энерговооруженность самолета, его аэродинамические и инерцион-ные характеристики. Взаимосвязи между перечисленными пилотажными требова-ниями, определяемыми ими параметрами и существующими ограничениями дляэтих параметров показаны на рис. 10. 9.
176
Рассмотрим полет по криволинейной траектории в горизонтальной плоскости,т. е. вираж самолета. Исходя из условия равновесия, можно заключить, что чембольшую подъемную силу способен развить самолет на вираже, тем с большимкреном, а следовательно, и перегрузкой самолет сможет выполнять вираж, неснижаясь при этом, и тем меньше будет радиус виража
где р — нагрузка на м2 крыла, Суа — коэффициент аэродинамической подъемнойсилы, д — плотность воздуха, у — угол крена.
Учитывая, что у большинства акробатических самолетов вираж без сниже-ния практически возможен при крене не более 60 ... 65° и что высший пилотажвыполняется в среднем на высоте около 500 м, получим
/С!рП=1.92/>/С„в. (Ю.2)Теперь рассмотрим, каким образом можно «сэкономить» пространство пи-
лотажной зоны, необходимое для выполнения одного из наиболее распростра-ненных вертикальных маневров — вывода из пикирования с последующим вво-дом самолета в очередную вертикальную фигуру (рис. 10. 10).
Пусть в точке А пространства, расположенной вблизи нижней границы пило-тажной зоны, самолет имеет скорость поступательного движения близкую к ну-лю, что возможно, например, при выполнении в этой точке фигуры «поворотна вертикали». Далее должно последовать отвесное пикирование с разгоном доскорости V и вывод из пикирования с перегрузкой пу. Связь между скоростьюи перегрузкой устанавливается следующей зависимостью:
пу = (№Р)(Суа1р). (Ю .З)При условии, что на выходе самолет не должен пересекать нижнюю границупилотажной зоны, вывод может быть осуществлен с разными по значению пере-грузками, с разгоном самолета на пикировании до различных скоростей. Какследует из рисунка, разгон самолета на пикировании до большей скорости свя-зан с большей потерей высоты (Н2>Н^ и соответствует большим перегрузкам,действующим на летчика и на конструкцию самолета. Однако именно такойспособ вывода из пикирования акробатического самолета наиболее распростра-нен. Объясняется это тем, что самолет, выходящий из пикирования с большойперегрузкой, обладает большим запасом кинетической энергии, необходимой длявыполнения следующей фигуры пилотажа. Кроме этого, при таком выводе эко-номится пространство пилотажной зоны по оси X, т. е. АХ=0. По этим сооб-ражениям подобные маневры часто выполняются на перегрузках близких к мак-симально допустимым, т. е. при пу = 9. Таким образом, для конкретных условийвысшего пилотажа из выражения (10.3) получаем минимальное значение ско-рости (в м/с) вывода с данной перегрузкой:
. (Ю.4)
Зависимость между скоростью и перегрузкой дана на рис. 10. 11.Из выражений 10. 2 и 10. 4 следует, что для уменьшения радиусов фигур в
горизонтальной плоскости и для снижения потерь высоты при выполнении фи-гур в вертикальной плоскости необходимо понижать удельную нагрузку на кры-ло и повышать его несущую способность. При этом произвольному выбору дан-ных параметров акробатического самолета препятствуют соответствующие огра-ничения. Чрезмерное занижение удельной нагрузки на крыло, как правило, при-водит к неоправданному для акробатического самолета увеличению размеров имассы, а также приводит к ухудшению аэродинамических характеристик, чтоотрицательно сказывается на пилотажных свойствах. Кроме того, переразмерен-ному акробатическому самолету с заниженной удельной нагрузкой на крылосвойственны излишние демпфирование и инерционность, которые предопределяютвялое выполнение фигур, связанных с вращением самолета вокруг его центрамасс, и ведут к ухудшению характеристик управляемости.
Таким образом, из сказанного следует, что удельная нагрузка на крыло ак-робатического самолета может быть выбрана лишь в результате компромиссамежду пилотажными требованиями и соответствующими ограничениями. Этот
7 879 177
Продольная ось
Рис. 10. 10. Выход из пикирования Рис. 10. 11. Связь между скоростью иперегрузкой
компромисс обычно приводит к удельным нагрузкам на крыло в диапазоне50 . . . 70 кг/м2, типичном для современных акробатических самолетов (табл. 1в приложении).
Что касается придания крылу акробатического самолета необходимых нес\-щих свойств, то здесь приходится также разрешать противоречие между тре-бованием иметь крыло с повышенными несущими характеристиками и требоча-нием как можно более полной аэродинамической симметрии акробатического са-молета в прямом и перевернутом полете. Эта задача в конечном счете сводитсяк выбору профиля крыла, причем требования симметричности самолета все ча-ще приводят к применению малонесущих симметричных профилей. Из табл. 4в приложении видно, что шесть современных акробатических самолетов имеютсимметричные или близкие к симметричным профили крыла. Следует заметить, чтонедостаток несущих свойств крыла с симметричными профилями может бытьчастично компенсирован либо занижением удельной нагрузки на крыло, нахо-дящейся тем не менее в указанном выше диапазоне, либо применением системынепосредственного управления подъемной силой, как это сделано на акробати-ческом самолете «Асгоз1аг». Использование такой системы позволяет в среднемна 20 . . . 25% увеличить несущую способность крыла, что практически эквива-лентно применению несимметричного хорошо несущего профиля.
Величина радиусов фигур, выполняемых акробатическим самолетом в гори-зонтальной и вертикальной плоскостях, в значительной степени зависит и от энер-говооруженности самолета. Выражение (10.1) может быть загшсано следующимобразом:
]/п2у-\), (10.5)
откуда видна связь между величиной радиуса виража и скоростью, с которойсамолет его совершает. Чем больше скорость самолета на вираже, тем с боль-шей перегрузкой и креном будет совершаться вираж и тем меньше будет егорадиус. Такая же зависимость между скоростью и нормальной перегрузкой, ноуже при вертикальном маневре, вытекает из выражения (10.3) и из рис. 10.11Но скоростные качества самолета определяются его энерговооруженностью, по-этому очевидна непосредственная связь между энерговооруженностью и величи-ной радиусов фигур. От энерговооруженности акробатического самолета зависитего скороподъемность (м/с):
Уу шах — 75&М/т§. (10.6)Достаточная скороподъемность является также одним из пилотажных требо-ваний, вытекающих из необходимости придать пилотажному комплексу, выпол-няемому акробатическим самолетом, компактный характер. Этьми же сообра-жениями продиктованы требование отсутствия непродуктизныч потерь высоты наразгоне и требование >.ороших разгонных характеристик.
178
Рис. 10. 12. Разгон самолета
Рассмотрим пример (рис. 10. 12). Допустим, что в точку О пространства пи-лотажной зоны самолет попал после завершения фигуры, на выполнение кото-рой был израсходован почти весь запас скорости (например, штопорной бочкина угле 45°). Для входа в след>ющую фигуру и выполнения ее с требуемой пере-грузкой самолету нужно разогнаться до скорости У1>Уд. При этом самолет,обладающий достаточной энерговооруженностью, после короткого разгона будетиметь нужную скорость V^ в точке А. Самолет же с меньшей энерговооружен-ностью достигнет необходимой скорости либо в точке В после более продолжи-тельного горизонтального разгона, либо в точке С, в которую он попадает в ре-зультате разгона со снижением. На самолетах с недостаточной энерговооружен-ностью такой способ разгона (с «прижимом»), при котором составляющая мас-сы самолета суммируется с тягой двигателя, используется довольно широко.В обоих последних случаях при недостаточной энерговооруженности мы имеемнепродуктивную потерю пространства зоны: ДХ — при разгоне по горизонтальнойтраектории и ДЯ — при разгоне по наклонной траектории.
На основании сказанного можно сделать вывод, что энерговооруженностьявляется важнейшим параметром акробатического самолета, увеличения которо-го требуют сразу несколько выделенных нами пилотажных требований. Этот па-раметр имеет ярко выраженную тенденцию к увеличению по мере совершенст-вования акробатических самолетов. Если первые, даже специализированные спор-тивно-пилотажные самолеты имели энерговооруженность порядка 0,20.... . . 0,25 л. с./кг, то у современных акробатических самолетов, как видно из табл.4 в приложении, ее значение доходит до 0,36. . . 0,37 л. с./кг, а у нового оте-чественного спортивно-пилотажного самолета Як-50 энерговооруженность дове-дена до 0,4 л. с./кг. Однако следует иметь в виду, что чрезмерное увеличениеэнерговооруженности, использование воздушных винтов с большими кинетически-ми моментами может привести к значительному возрастанию вредных гироско-пических и реактивных моментов, действующих на самолет. Эти моменты услож-няют пилотирование акробатического самолета и в условиях выполнения высше-го пилотажа являются весьма нежелательными, так как требуют непрерывногопарирования их летчиком и придают самолету как объекту управления ярко вы-раженную несимметричность. Выход из подобной ситуации может быть найден виспользовании соосных воздушных винтов, но необходимость применения слож-ных редукторов и неизбежное увеличение массы, связанные с наличием второговинта, препятствуют распространению таких винтов.
Энерговооруженность акробатических самолетов всегда тесно связана с об-щей аэродинамической концепцией, закладываемой в проект самолета. Рассмот-рим эту связь.
Путь, проходимый самолетом на горизонтальном разгоне, определяется уско-рением, которое он способен развить. Это ускорение может быть выражено сле-дующим образом:
]х = Р1т-Х1т. (10.7)
Из этой формулы видно, что разгонные характеристики самолета зависят и'от его аэродинамического сопротивления. Это обстоятельство должно учитывать-
7* 179
ся при проектировании, например, при решении вопроса о целесообразности при-менения убирающегося шасси, использовании подкосной схемы оперения и т. п.Очевидно, что любое аэродинамическое улучшение самолета, которое вызываетвозрастание массы конструкции, ;'едет, с одной стороны, к снижению энергозо-оруженности и, следовательно, влечет за собой ухудшение разгонных характе-ристик, а с другой стороны, уменьшаемое при этом аэродинамическое сопротив-ление самолета способствует улучшению разгонных характеристик. Можно утвер-ждать, что для акробатического самолета рациональны только те аэродинамиче-ские улучшения, которые не приводят в конечном счете к ухудшению его раз-гонных характеристик. В связи с этим для решения данного вопроса в каждомконкретном случае необходимо делать соответствующие расчеты, принимая уско-рение на разгоне за критерий, который желательно получить максимальным.
Рассмотренные параметры акробатического самолета определялись, в основ-ном, пилотажными требованиями, вытекающими из движения самолета по криво-линейным траекториям при выполнении комплекса фигур в пределах пилотажнойзоны. Следующая группа пилотажных требований связана с выполнением фигурвысшего пилотажа, у которых основную долю движения составляет вращениесамолета вокруг его центра масс. Эти требования объединяет то, что все ониопределяют низкие значения моментов инерции акробатического самолета отно-сительно соответствующих осей и вынуждают применять на акробатических само-летах рули завышенной эффективности (см. рис. 10. 9).
Невыполнение этих пилотажных требований приводит к тому, что пилотажстановится вялым, теряет зрелищную привлекательность. Значительно возоаста-ет и сложность пилотирования такого самолета, так как летчику необходимо учи-тывать запаздывания самолета при даче рулей, делать много лишних манипу-ляций рулями для упреждения нежелательных движений самолета, вызванныхизлишней инерционностью и аэродинамическим демпфированием. Динамическиплотно скомпонованный самолет с рулями, эффективно работающими во всемдиапазоне рабочих скоростей, в том числе и на самых малых скоростях, лишенэтих недостатков, лучше «ходит за ручкой» и обладает значительно большимипилотажными возможностями. Однако следует иметь в виду, что чрезмерное за-нижение моментов инерции акробатического самолета может сделать его неспо-собным выполнять плоский штопор — фигуру, являющуюся обязательной привыполнении акробатического пилотажа. Из рассмотрения рис. 10. 13 вытекает,что чем меньше разнос масс по длине самолета, тем меньше будет значение цен-тробежных сил, переводящих штопорящий самолет из крутого штопора в поло-гий и затем плоский. Следовательно, можно представить себе такое равновесиесамолета на штопоре, когда он не сможет войти в плоский штопор вообще. Это-му способствует также то, что свойственные акробатическим самолетам крыльяумеренных удлинений (А ,—6.. 7) дают малый раскручивающий момент при авто-ротации. Решение этого противоречия может быть найдено в применении на ак-робатических самолетах более задних эксплуатационных центровок, что, какизвестно, способствует плоскому штопорению самолета. Возникающее при зад-них центровках запаздывание на выводе из штопора может быть устранено при-менением рулей завышенной эффективности. Применение эксплуатационных зад-них центровок хорошо согласуется со свойственными акробатическим самолетаммалыми запасами продольной статической устойчивости. Следует при этом заме-тить, что снижение запасов устойчивости является совершенно необходимым дляакробатических самолетов и логично вытекает из того, что излишняя устойчи-вость исключает необходимую для акробатического пилотажа управляемость.Именно в связи с этим часто можно встретить акробатические самолеты с ней-тральной устойчивостью и даже неустойчивые пилотажные самолеты.
Как уже было отмечено, требования управляемости акробатического само-лета на малых скоростях, обеспечение выхода из штопорных фигур без запаз-дывания и требование энергичного выполнения вращательных фигур приводит киспользованию на акробатических самолетах рулей повышенной эффективности.Это достигается увеличением относительной площади рулей и увеличением углових отклонения. Так, на акробатических самолетах часто 5Р. Н/5В. о = 0,6 .. .0,7,а 5Р. В/5Г. 0 = 0,5... 0,6, при этом углы отклонения рулей доходят до 35°. Сохра-нить эффективность руля на столь больших углах отклонения без использованиясложных устройств удается при помощи затупленных задних кромок рулей, все '
.180
Рис. 10. 13. Штопор са-молета
Рис. 10. 14. Зат}пление кромкиправления
руля на-
чаще применяемых на акробатических самолетах (рис. 10. 14). Такая профилиров-ка руля, несмотря на некоторый прирост аэродинамического сопротивления, вы-зываемый донным срывом, выгодна еще и потому, что позволяет создать оченьжесткую и, что особенно важно для противофлаттерной балансировки, легкуюконструкцию хвостовой части руля.
П Р И Л О Ж Е Н И Е
В табл. 1 ... 7 приведены основные параметры и характеристики легких са-молетов различного назначения. Все данные заимствованы из работ [36; 39].
Дальность полета в приведеных таблицах соответствует максимальной целе-вой (коммерческой) нагрузке и резерву топлива на 45 мин. Посадочные харак-теристики соответствуют взлетной массе.
Все указанные учебно-тренировочные, спортивные и туристские самолеты(табл. 5) являются одномоторными (с ПД). Авиетки (табл. 6) взяты со взлетноймассой, не превышающей 500 кг, и являются одноместными. Из них наиболе0
легкие—авиетка Коломбана с двумя ПД и закрытой кабиной и авиетка ^О-Пбез кабины с одним ПД. Эти авиетки представляют собою пилотируемые мини-самолеты, построенные «на грани возможного».
На рис. 1 ... 26 даны типичные, а также и наиболее интересные по схемеи параметрам отечественные и зарубежные легкие самолеты различного назна-чения. Основные характеристики их представлены в табл. 1, 2, 4. .. 6.
с*с
Рис. 1. Пассажирский и многоцелевой самолет Ан-2 (СССР)
182
Наз
вани
е
АН
-2
Р-30
0 «Э
кват
ор-»
1АК-
824
Цес
сна
С 20
6
Цес
сла
С-21
0
Чер
оки
Робэ
н П
К 1
00/2
85
1АК
814
Трай
ленд
ер
Р-20
«П
е1ас
»
Суп
ерст
ар-7
00
В-60
«Д
юк»
В-58
«Б
арон
»
Цес
сна
С-42
1В
Пья
джо
Р-16
6
Стра
на
СС
СР
ФРГ
Рум
ыни
я
США
СШ
А
сш/\
Фра
нция
Рум
ыни
я
Анг
лия
Ита
лия
СШ
А
СШ
А
СШ
А
СШ
А
Ита
лия
к о и 1947
1971
1С72
1968
1970
1972
1972
1970
1970
1971
1<72
Ш>5
1969
1969
Н75
г е~~ 1 1 1 1 1 1 1 1 3 о 2 о 2 2 2
и я
Ю
12
0 5 5 6 4 5 3 18 5 5 6 6 6 8
7
18,1
76
12,4
12,4
10, Г
2
11,2
10,67 9,08
10.0
16,1
5
9,52
11,1
8
1 1 , 9
<>
11 ,5
<
12 7
6
13.5
«0 71,5
1
19,0
23,6
16,1
16,25
15,8
15,2
15,0
31.3
14,4
18,0
1<1,8
18,5
19,6
6
26,5
6
,<
7,7
8,1
6.5
7,4
7.7
7,2
5,43
6,67
8,3
6,3
6,95
7,2
7.2
8 3
6,86
л я" я: 5 е; «=(
12,4 8.53 9,2
8,53
8,61
725
7,59
8,24
13,3 8.3
Ю,|0
10,3 9,1
11,0
11,9
и В
5250
1800
1900
1635
1723
1054
1400
1500
4536
2200
2860
3075
2450
3380
3950
а о Ё
3450 900
1240 832
1007 5,' 6
840
910
2605
1200
1800
1Ь35
1480
2008
2520
и ч о И 1000 31
0
290
300
300
150
285
290
780
600
600
760
570
750
760
?5>
ВЙ"
735
94,7
805
102
106 66,7
92,0
100
145
154
159
155
132,3
172
149
•1А >ч 0.19
0,172
0,153
0,184
0,174
0,142
0,20
4
0,193
0172
0,27
3
021
0,24
8
0,2^
3
0,22
2
0,19
3
?. л о,-0 90
0
1800 70
0
1200
1400 45
0
950
700
1600
1800
1770
1910
1950
2200
1200
«" я э-
^2 253
390
205
280
322
283
325
300
290
410
442
400
390
454
400
а» ь*1Г
180-
20(
345
180
255
248
214
295
245
265
340
350
340
335
352
285
« 41 О. и 2
5; л
2,4
6 3 4,5
2,3
3 о 3,0
2,0
4,0
3,0
7,6
3.65
7,6
4,5
^^? 85 95 75 100
105
104
ПО
100
120
125
125
140
140
137
106
•5 ю « я •̂ 180
120
190
275
335
325
325
230
6001
250
650
610
430
565
400
ю о. <г 170
140
110
225
235
180
350
200
440*
220
220
400
320
220
280
* Д
лина
взл
етно
й (и
ли п
осад
очно
й) д
иста
нции
при
//—
15 м
2. Ле
гкие
пас
сажи
рски
е и
адми
нист
рати
вны
е сам
олет
ы с
дву
мя Г
ТД
Наз
вани
е
Ан-
28Ь-
410
ми-2
ьО
АР
«Ном
ад»
ДН
С-6
Тш
пСШ
ег 3
00П
айпе
р РА
31Т
«Гие
на»
Мер
лин
1ПЛ
Цес
сна
441
Бич
«Суп
ерКи
нг Э
р 20
0»Л
ирдж
ет 2
4ДЦ
ессн
аСи
тэйш
н 50
0Ф
олко
н 10
5Ы 6
01
Кор
вет
Бе-3
2
Стра
на
СССР
ЧССР
Япон
ияА
встр
а-ли
яКа
нада
СШ
А
США
США
США
США
США
Фра
нция
Фра
нция
СС
СР
ч о и 1975
1970
1969
1971 969
1969
1970
1977
1972
1972
1971
1970
1974
1975
>» 0 •Г Е- твд
твд
твд
твд
твд
твд
твд
твд
твд
ТРД
ТРД
ТРД
ТРД
твдЗк «а *«с 18
8014
3015
50 800
1300
1240
1680
1400
1700
2680
1996
2930
2270
1880
о 5 *г 15 17 10 12 20 10 10 10 10 7 б 9 12 14-
20
а
22,0
617
,111
,95
6,46
19,8
13,0
14,1
14,1
16,6
10,8
413
,39
13,0
812
,817
,0
м г со
39,8
32,5
16,5
529
,7
39 21,2
7
^5,7
822
,48
28,1
21,5
324
,2
24,1
22,0
32
г< 12,2
39,
08,
639,
1
10,0 7,94
7,7
8,83
9,8
5,46
7,4
7,08
7,45
9,0
к а V К Ч Ч 12,9
813
,612
,03
14,3
15,8
10,6
12,8
511
,913
,3
13,2
13,26
13,7
13,8
15,0
и м 6 5800
5400
5250
3855
5670
4082
5670
4309
5670
6124
5380
850С
6600
6500
и а н >, ЕС
3500
3100
2980
2120
3080
2458
3355
2288
3470
3243
2927
4880
3855
3978
^ о >>
18С
60,0
407
,456
,755
,0
54,3
60,1
59,2
53,0
62,2
52,8
54,4
57,4
59,4
61,2
а и а со^ 1 45,7
66 317
130
145
192
220
192
202
284
222
353
300
203
ч ж О
о
•М.
0̂,°
0,33
0,26
40,
295
0,21
0,22
9
0,30
4
0,29
60,
325
0,30
0
0,43
80,
371
0,34
40,
344
0,28
Ё
8 •л Си"̂ 13
0011
4022
00 925
950
1600
2000
2400
2000
2970
2110
2500
1480
1150
-52
0
у X̂ 1 о. « ^ 350
330
480
260
340
395
465
515
505
775
645
900
760
45С
г у .1 си Си •*.Ъ 3 3 6,
13 3 7,
6
8,6
8,6
7,6
13,7 7,6
12 7,3
4
у ~я а 8 е ^ 115
150
145
115
120
142
155
145
150
160
160
180
150
—
з \о со я о,•<
! 190
205
460*
410*
260
605*
650*
750*
565
795
875 —
1350
*28
0
3 «о о Си•̂ 80 80 33
0*39
5*
290
570*
475*
740*
535
575
575 — — —
Рис. 2. Самолет Ан-2 в гидропарианте
2ю
I Рис. 3. Легкий пассажирский самолет «Трайлендер» (Англия)
185
3. С
ельс
кохо
зяйс
твен
ные
само
леты
Наз
вани
е
Ан-
2М
Ш5К
-М1е
1ес
М- 1
5
Р2Ь-
106
Кгик
НА
-31
Мк-
П
иТУ
А-6
5-Л
1АК-
822
Р11а
1из
РС-6
ЕМВ-
201
РЬ. 1
2Ли1
1и!ч
Аег
о С
отта
пс1с
г5-
20А
^ша^
оп «
В*
ТНги
з!С
отта
пйег
РА-2
5 Ра
\Упе
с-П
РА-3
6Ра
^пее
-Вга
уе
Стра
на
СС
СР
ПН
Р
ПН
Р
Инд
ия
Ю1 о
слав
ия
Румы
ния
Шве
йцар
ия
Браз
илия
Нов
аяЗе
ланд
ияСШ
А
США
США
США
США
К!
0 1_ 1965
1973
1976
1972
1965
1970
1966
1974
1965
1965
1971
1968
1973
1972
0 ч о
1000
1500 даН
630
400
275
290
550
300
300
600
300
600
235
285
2
18,1
76
21,96 15,0
12,0
12,6
12,8
15,2
11,2
12,2
13,6
12,4
13,4
11,0
11,9
8 «о 71,5
1
67,2
33,4
23,3
19,4
26 28,8
18,0
23,8
30,5
18,8
30,5
17,0
21,0
2 X 5 И
13,1
12,72 8,9
8,7
8,5
9,4
11,0 7,4
3
6,71
8.65
8,0
9,1
7,53
8,34
^ В
5500
5650
3000
1965
1800
1900
2200
1550
1855
2720
1814
2722
1315
1770
и ^ н и X е~ 3600
2930
1600
1170
1040
1060
1185 830
855
1540 843
1540 64
4
930
и \6 8 И
1500
2200
1000 675
600
600
710
500
800
805
800
1000 500
650
в^ 8 51
*1В 27
,3 38,9
33,3
34,4
33,3
31,6
32,3
32,2
43,2
29,6
44,2
36,7
38,0
36,8
2 Л 1̂ о Б
76,8
84,0
89,8
84,3
92,8
73,0
76,3
86,0
78,0
89,2
101
89,3
77,3
84,4
о |~ *^Г а о̂ В
6,7
3,76
5,0
4,9
6,55
6,55
4,0
5,17
6,20
4,5
6,05
4,54
5,6
6,22
^ •̂л ю га о,^ 14
016
016
020
012
018
014
016
014
017
515
017
016
018
014'3 18
016
018
016
018
013
517
516
018
016
018
014
016
0
В* ~5"̂ 8 ьГ ПО 100
100
100
105 90 95 100
100
100
110
100
100
100
2 и га^ 20
5
250
150
235
175
110
160
200
240
263
210
260
240
270
2 ! ^г 200
210
150
195
— 130
100
185
180
150
ПО 150
260
215
2 Л ^ 600
600
650
250
— 500
— 600
530
750
625
— 410
—
Рис 20. Спортивный и туристский самолет СЕ 43 «Гепард» (Франция)
Рнс. 21 Спортивный и туристский самолег Р 70 «Альфа» (Италия)
195
Рис.
4.
Само
лет
Р-30
0 «Э
ква-
тор»
(Ф
РГ
)Ри
с. 5
. Са
моле
т «о
бщег
о на
знач
ения
» «С
у-пе
рста
р-70
0» (
СШ
А)
Рис б Легкий пассажирский самолет«Пегас» (Италия)
Рис. 7. Легкий турбовинтовой самолет «общего назначения» Плнпер «Гие-на» (США)
188
А
Рис. 8 Легкий турбовинтовой самолет «общего назначения» Цессна 441(США)
Рис 9 Легкий реактивный пассажирский и деловой самолет Фол-кон-10 (Франция)
189
Рис 10 Легкий реактивный пассажирский и деловой самолет«Корвет» (Франция)
Рис 11 Акробатический самолет Як-18ПМ (СССР)
190
Рис 12 Акробатический самолет Як-50 (СССР)
РИС 13 Акробатический самолет 2 50Ь (ЧССР)
191
Рис. 14. Акробатический самолет «Квант» МАИ (СССР)
Рис. 15 Акробатический самолет «Кранфилд» АЛ (США)
192
ч >
Рис. 16 Учебно-тренировочный и связной самолет Як-18Т (СССР)
Рис. 17. Учебно-тренировочный, спортивный и туристский самолет Груи-ман АА-5А (США)
193
*?•
Рис 18 Учебно тренировочный, спортивный и туристский самолетЗлин 2-43 (ЧССР)
Рис. 19. Учебно тренировочный, спортивный и туристский самолет ГА200 180АО(Япония)
194
01500
Рис. 22. Авиетка «Шмель» Куйбышевского авиационного института (СССР)
196
Рис.
23.
Ско
рост
ная
авие
тка
Бедэ
ВД
5А
«Мик
ро»
(СШ
А)
Рис.
24.
Скор
остн
ая а
виет
ка 1
Р-20
-90
«Имп
ала»
(Фра
нция
)
Рис. 25. .Авиетка с открытой кабиной«Рэйл» (США)
Рис. 26. Наилегчайший в мире двухмоторный са-молет-авиетка М. Коломбана (Франция)
Рис. 27. Легкий пассажирский самолет Бе-32 (СССР)
4. Акробатические самолеты
Название
Як-18ПМ
Як-50«Квант»
2-526АР5
2-50Ь
САР 20Ь
САР 20
Асюз1аг Мк III
Му 102
РШз-Зресма!5-1551ерЬепз А1<го
СгапГшИ А 1
Страна
СССР
СССРСССР
ЧССР
ЧССР
Франция
Франция
ФРГ
ФРГ
США
США
США
чои
1966
19761977
1970
1975
1975
1973
1970
1973
1970
1971
1968
и«5о
^
300
360360
180
260
200
200
220
200
180
200
190
з*•"
10,6
9,57,5
8,84
8,58
7,43
8,04
8,22
8,1
5,28
7,47
10
со
16,5
158,55
13,8
12,5
10,4
10,85
10,4
9,8
9,15
9,26
15
«
6,8
6,06,58
5,7
5,9
5,3
5,96
6,5
6,7
5,8
6,0
6,67
1,
Б
1100
900920
740
720
600
760
640
650
521
544
920
о
8 *
780
676
604
570
460
500
530
390
385
а
е
66,5
60107,8
53,6
57,6
57,7
70,1
61,5
66,5
56,9
58,6
61,4
о*
<*•
0,273
0,400,392
0,24
0,36
0,33
0,31
0,34
0,31
0,35
0,37
0,206
г
ч
8,35
7,675,7
7,8
6,51
7.05
7,21
6,04
6,4
4,72
5,82
8,05
.ЯГг
Xп)
^
320
350390
252
280
270
260
295
322
285
274
,245
9
•щсГЕ
5».
90
98
100
80
96
97
97
103
89
84
о
о
Л
10
16
8
15
13
10
12
12
13,5
15
7,3
чет
+9-6
+9_ 7+7
-4,5+9-6+8-6+8-6+8-6
+6-4,5+ 12-10+9-9+9-6
Профиль крыла
МАСА 23014
ЫАСА 2418МАСА 4412НАС А 0018ЫАСА 0012
КАСА 23012
Ерр1ег20% — 16%симметричныйМАСА 642181^АСА 6421212% — симмет-
ричныйМАСА-0012мод.
5. Учебно-тренировочные связные, спортивные и туристские самолеты
Название
Як-18Т2-726К2-422-42М2-43КР.85оса1а 150^1СТ4 «А1г11аше1»
РА-200- 180АОСЕ-43
«СшерагсЬР 70 «А1рЬа»Считтап
«Тгатег»Сеззпа А150
«АегоЬа1»
Страна
СССРЧССРЧССРЧССРЧССРФранцияФранция
Новая Зе-ландия
ЯпонияФранция
ИталияСША
США
ч0
19671975196719731972197319751974
19681971
19721970
1970
[Эки
паж
1Ч
Т"*
42224242
44
22
2
оч
*300210180180210115150210
180250
100180
100
г
11,169,889,П9,199,76
12,49.747,92
9.4210,0
8,57,47
9,97
мгсо
18,7514,8913,1513,7514.513,212,2812,0
14,016,0
11,69,38
14,6
л:
6,636,576,326,156,5711,67,725,23
6,346,25
6,245,96
6,8
иа
оЕ
1650940920970
1250870870
1090
11501460
720707
726
ёьо>-,а
Ъ
1184
600
675
650845
470
488
^"иГи
о̂Е
88,063,270,070,665,566,071,091,0
82,291,3
62,075,5
49,8
4*^ ^
0.1820,2240,1960,1860,1680,1320,1720,193
0,1570,171
0,1390,255
0,138
гяX8
«5
8,357,897,077,077,757,27,247,06
8,178,4
7,065,86
7,29
э1
"а"хXга
^
300272215225230270215288
237320
216232
200
9~Ъыие<ио,•_й
250
200
200
262
200260
200
194
зм•-̂
550500600600
11001000600
1200
12502800
880815
1340
жXга
4:
55005500410042504500700040005450
57905300
50303885
4270
жа^*ю
31^
550
470
380
305
220*
420
а
У?Ь(
. ю
5*•^ч^
400
470
335
325
130**
330
* Длина разбега.** Длина пробега.
6 Авиетки
Название
«Шмель» КуАИ
Ка(1
1Р 20 90«1тра1а»
ВД 5А «М|сго»
Коломбан
КР7
1луезеу О Ь 5
М№2
В1гс1тап ТЬ 1ОаУ18 ОА 5А
Ноуеу ШО II
ОК 70 РагщКоЬшзоп КК 2
Уап'з К У З
Страна
СССР
США
Франция
США
Франция
ФРГ
АН1ЛИЯ
Англия
СШАСША
США
СШАСША
США
>=г0
1977
1970
1971
1971
1974
1970
1974
1975
19751974
1975
19721974
1975
очо^38
2x25—50 л с
90
40
2ХЮ-20 л с
68
40
60
1565
14
10036
125
2
8,2
7,08
6,0
4,36
4,9
9,4
7,62
7,32
10,364,76
7,18
6,15,23
6,07
асо
10,9
7,56
6,2
2,84
3,0
10,0
9,29
8,83
13,425,31
9,1
6,135,95
8,36
г<
6,18
6 64
5,8
6,70
8 0
8,84
6,25
6,06
8,04,26
5,66
6,074,6
4,4
иа
о8
310
322
410
272
170
445
295
363
159351
140
381272
476
ии
(о̂>1
ев
220
200
250
140
70
300
204
236
45208
55.5
263154
315
*г*1В-28,5
42,6
66,2
95,7
56,6
44,5
31,7
41,1
11,8Ь6,1
15,4
62,1545,7
56,9
и1*
8,16
6,44
4,56
6,80
8,5
6,54
7,37
6,05
10,65,4
10,0
3,817,55
3,81
у.
5̂
«5
5,42
4,75
5,0
4,1
3,9
6,05
5,18
5,49
5,944,8
4,27
5,943,81
5,79
у"?"•X.
><я€
120
145
330
340
200
195
177
972о7
80,5
402241
314
9~7X
и>вфс.^Ь-
100
106
290
300
175
220
158
153
87225
64,5
338185
298
3*^~V
ои"
50
73
85
95
70
64,5
73
3197
42
6475
78
гX
а:
3600
6400
4260
7000
4^65
38004420
1220
3650
6400
г^- -сЙ акю
.м400
375
360
137"
400
267
152*
61259183*10776*90*
244122*76*
г
?!и и
,85300
240
380
157-
254
30335183**7646**
305152*92*
о"а"
>?я
и"
4,5
8
4 6
2, 'У
2,8
2,5
1,84,0
15,23,0
* Разбег** Пробег
7. М
отоп
лане
ры
Наз
вани
е
ЛАК
6И
стра
55У
17
ЫР
100А
5Р 2
7М5Р
25С
К12
А5К
14КР
5В
5Р28
АА
5 К1
6
51ГШ
5
Ыип
Ьиз
2М52
0 45
0еаг
НВ
21Ь
Рго]
ек1 8
Оо1
рЬш
РаиЬ
Ког
а 1
1
> Стра
на
СС
СР
СС
СР
Юю
слав
ияЯп
ония
ФРГ
ФРГ
ФРГ
4РГ
ФРГ
4РГ
ФРГ
ФР1
ФРГ
Авс
трия
ГДР
ФРГ
*! 0 и 1976
1974
1972
1976
1966
1972
1967
1971
1971
1971
1971
1974
1974
1973
1975
1975
Экипаж 1 1 2 2 1 2 1 2 2 2 1 1 2 2 2 2
о ч о 68 60 60 26 60 26 68 60 68 2Х 30 56 68 60 54 65
2
16,2
15 17 18 15 15,3
14,3
17 16,3
16 20,4
20,3
17,5
16,2
18,7
18
г со 19,5
18,5
18 12 18,2
12.6
19 18,5
19 16,1
14,4
19,1
19 20,8
19,4
г<
13,7
15,6
18 18,7
12,8
16,2
15,2
14,4
13,5
25,8
28,6
16 13,8
16,8
16,7
и * о Е 500
420
668
600
380
580
360
680
590
700
690
600
680
640
750
700
а н и >. б" 396
428
420
250
375
230
460
390
460
510
455
455
455
480
470
2 а о̂ е
26,1
36,2
33,3
31,7
31.9
28,6
35,8
31,9
36,8
43,0
41.6
35,6
33,7
36 36,1
^о
0"=
?8$
7,35 11,1
10,0
14,6
9,67 13,9
10,0 9,8
10,3
11,5
10,7
10,0
10,7
13,9
10,8
г га X X ч: 8,7
7.3
8,0
7,6
7,7
8,15
7,32
7,95
7,9
8,5
7,0
5 « СО О.
<0 250
180
200
180
230
200
180
160
180
У гГ ы И <я ь. 180
250
160
180
225
180
180
180
260
263
205
э* 'гГ •л о •X 8. •̂ ^ 130
160
120
160
180
160
160
150
160
125
175
у 1з" ы 0 ьГ 60 68 65 65 68 62 Ь9 66 70 65
1з" ^ -- 2 3,2
2,0
2,3
2,8
2,1
2,5
2,4
-А В ^г 25 ЗЭ 29 30 23 26 25 27,5
При
меча
ния
Дал
ьнос
ть60
0 км
Дал
ьнос
ть40
0 км
Дал
ьнос
ть50
0 км
Дал
ьнос
ть55
0 км
Вы
движ
ной
мото
р
Двух
бало
ч,чы
й
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Анцелиович Л. Л. Спортивно-пилотажный самолет московских студентов«Квант.» — Крылья Родины, № 8, 1974, с. 35—37.
2. Бадягин А. А. К вопросу о целесообразности применения неубирающеюсяшасси на легких самолетах. — Науч. тр./МАИ, 1977, вып. 394, с. 66—70.
3. Бадягин А. А. Оптимизация основных параметров и характеристик лег-кого самолета для народного хозяйства. — Науч. тр./МАИ, 1976, вып. 356,с. 4—12.
4 Бадягин А. А. Расчет веса легких гражданских самолетов. — На\ч .тр./МАИ, 1974, вып. 277, с. 69—83.
5. Бадягин А. А., Егер С. М. и др Проектирование самолетов. — М.: Маши-ностроение, 1972 —516 с.
6. Бадягин А. А., Овруцкий Е. А. Проектирование пассажирских самолетовс учетом экономики эксплуатации.—М.: Машиностроение, 1964. — 295 с.
7. Башкирова А. В. Геометрические характеристики пассажирских и быто-вых помещений отечественных и зарубежных самолетов. — М.: ОНТЭИ ГосНИИГА, 1970. — 68 с.
8. Вуд К- Проектирование самолетов. — М.: Оборонгиз, 1940.—469 с.9. Выбор параметров сельскохозяйственных самолетов. Сборник статей. /Под
ред. В. Е. Касторского. — Рига, 1971. — 58 с.10. Горощенко Б. Т. Аэродинамика скоростного самолета. — М : Оборонгиз,
1948 —515 с.И. Горощенко Б. Т. Динамика полета самолета. — М.: Оборонгиз, 1954.—
331 с.12. ГОСТ 17228—71. Самолеты пассажирские. Допустимые уровни шума.—
М.: Госстандарт, 1972.13. Деревянко В. С. Влияние аэродинамических возмущений на процессы
авиационного опыливания и опрыскивания. — М.: Транспорт, 1974. — 69 с.14. Егер С. М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов.—М.:
Машиностроение, 1964. — 452 с.15. Комаров А. А. Основы проектирования силовых конструкций. — Куйбы-
шевское книжное издательство, 1965. — 127 с.16. Комаров В. А., Соловов А. В. Конечный элемент для проектирования ра-
циональных силовых схем конструкций типа крыла. — М.: ВИНИТИ, № 768—75 деп, 1975. — 29 с.
17. Композиционные материалы в конструкции летательных аппаратов. — М.-Машиностроение, 1975. — 272 с.
18. Лебедев А. А., Чернобровкин Л. С. Динамика полета. — М.: Оборонгиз,1962. — 548 с.
19. Методы проектирования конструкций самолетов.—М.: Машиностроение,1977. — 232 с.
20. Остославский И. В. Аэродинамика самолета. — М.: Оборонгиз, 1957. —560с.
21. Остославский И. В., Титов В. М. Аэродинамический расчет самолета.—М.: Оборонгиз, 1947.—355 с.
22. Попов Ю. И. Влияние характера закрепления на напряженное состояниеи вес крыла. — Изв. ВУЗов. Сер. Авиац. техника, 1975, № 4, с. 134—137.
204
23. Применение авиации в сельском хозяйстве./Под ред. В. А. Назарова .—М: Транспорт , 1975.— 311 с.
24. Самсонов П. Д. Проектирование и конструкции гидросамолетов. — М.:ОНТИ НКТП СССР, 1936.— 554 с.
25. Сарымсаков X. Г. Анализ времени производственного полета сельскохо-зяйственного самолета. — Науч. тр./Ташкент политехн. ин-т, 1971, вып. 82, ч. II,с. 3—16.
26. Славков М. И., Тютюнник М. Е. Экономика авиационно-химических ра-бот. — М.: Транспорт, 1968. — 118 с.
27. Техника авиации специального применения. — Науч. тр./Моск. ГосНИИГА,197Ъ, вып. 127.
28. Чернобровкнн Л. С. Выбор основных параметров рекордных планеров.—Науч. тр./МАИ, 1954, вып. 32, с. 55.
29. Шавров В. Б. История конструкций самолетов в СССР. — М.: Машино-строение, 1969. — 606 с.
30. Шейнин В. М. Весовая и транспортная эффективность пассажирских са-молетов. — М.: Оборонгиз, 1962. — 363 с.
31. Шейнин В. М., Козловский В. И. Весовое проектирование и эффектив-ность пассажирских самолетов.: Справочное пособие для инженеров. Т. 1. — М.:Машиностроение, 1977, 343 с.
32. Шейнин В. М., Козловский В. И. Проблемы проектирования пассажир-ских самолетов. — М.: Машиностроение, 1972. — 308 с.
33. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. — М.: Наука, 1974. — 711 с.34. Экономика гражданской авиации.—М.: Транспорт, 1975. — 304 с.35. Козкат Л., КоЫтап О. Ь., \Уеп*х №. Н. 5ро11егз 1ог Соп1го1 о! Ы^Ь! А1г-
р1апез. А1АА Рарег, N 74—861, 1974.36. Нетх А. Р. БсИгтсИ. Пи^геиде аиз аИег №е!1, IV, 1973, 1965 з.37. Запгёегз К. Ь. Н1§п—ЬШ Оеуюез, а ^ещМ апс! РегГогтапсе Тгас1е—оГГ
Ме1Ьос1о1оду. — ТЬе 5ос1е1у о! Аегоп. \\^е!§гй Еп§1пеегз, ТесЬп. Рарег, N 761,Мау, 1969.
38. 5ос1е!у о! аи1ото!1\'е Ешдпеегз, ^сги^а, Арп! 2—5, 1974.39. Лапе'з а!1 1пе \Уог1(Г<5 А1гсга11, Ьопйоп, 1977.40. Лоигпа! о! 1Ье ^арап 5ос1е1у 1ог АегопаиИса! апс! Зрасе 5с1епсез, V. 20,
№ 217, р. 1—6, 1967.
О Г Л А В Л Е Н И Е
Стп.Предисловие . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3Основные обозначения и сокращения . . . . . . . . . . . 5Глава 1 . Классификация легких самолетов . . . . . . . . . . 8Глава 2 . Основные вопросы проектирования легких самолетов . . . . 13
2. 1 . Процесс проектирования самолетов . . . . . . . . . 132 . 2 . Концепции легких самолетов . . . . . . . . . . . 112. 3. О выборе схемы и основных параметров легких самолетов . . 27
Глава 3 . Расчет массы легких самолетов . . . . . . . . . . 3 13. 1. Расчет взлетной массы самолетов в первом приближении . . . 313. 2. Расчет взлетной массы легких самолетов во втором приближении 32
Глава 4 . Компоновка и центровка . . . . . . . . . . . . 4 74. 1. Основные правила компоновки . . . . . . , . . • 484.2. Аэродинамическая компоновка . . . . . . . . . . 4 94 . 3 . Объемная компоновка . . . . . . . . . . . . . 5 24 . 4 . Силовая компоновка . . . . . . . . . . . . . 5 84. 5 . Весовая компоновка и центровка самолета . . . . . . . 61
Глава 5 . Расчет поляр легких самолетов . . . . . . . . . . 6 55 . 1 . Лобовое сопротивление самолета . . . . . . . . . 6 55.-2 Коэфоициент сопротивления крыла . . . . . . . . . . 6 65.3. Коэфоициент сопротивления оперения . . . . . . . . 7 05.4. Коэф( шциент сопротивления фюзеляжа . . . . . . . . 7 15. 5. Коэфоициент сопротивления гондол двигателей . . . . . 745. 6. Сводка коэффициентов сопротивлений при нулевой подъемной силе 745 . 7 . Коэффициент индуктивного сопротивления . . . . . . . 775.8. Коэффициент аэродинамической подъемной силы самолета . . 795 . 9 . Построение поляры самолета . . . . . . . . . . . 8 0
Глава 6 Летные характеристики . . . . . . . . . . . . 866 . 1 Характеристики авиационных двигателей . . . . . . . 8 66.2. Обобщенные характеристики ПД, ТВД, ДТРД . . . . . . 876. 3. Расчет и построение диаграмм потребных мощностей или тяг . 926. 4 . Подбор воздушного винта к самолету . . . . . . . . 946. 5. Расчет и построение кривых располагаемых мощностей . . . 976 . 6 Определение летных характеристик . . . . . . . . . * 9 9
Глава 7. Особенности проектирования легких многоцелевых самолетов длянародного хозяйства . . . . . . . . . . . . . . 1 1 47.1. Облик легких самолетов для народного хозяйства . . . . 1147. 2 . О схеме легкого многоцелевого самолета . . . . . . . 1167 3. Частная оптимизация основных параметров легкого многоцелево-
г о самолета для народного хозяйства [ 3 ] . . . . . 1 2 07. 4 Параметры пассажирских кабин и форма сечения фюзеляжа лег-
к и х самолетов д л я народного хозяйства . . . . . . . 1 2 8
206
Глена (V. Особенности проектирования самолетов для сельского хозяйства8. 1, Основные направления развития сельскохозяйственных самолетов8, 2. Основные требования к сельскохозяйственным самолетам .8.3 О схеме сельскохозяйственных самолетов . . . . . . .Н ,4. Пример выбора основных параметров и характеристик сельско-
хозяйственного самолета . . . . . . . . ./ лани 9 . Особенности проектирования легких гидросамолетов . . . .
9 . I . Технические требования . . . . . . . . . . . .9 . 2 . Компоновочные схемы легких гидросамолетов . . . . . .9 . 3 . Выбор основных параметров гидросамолетов . . . . . .9 . 4 . Расчет взлетной массы . . . . . . . . . . . .9. 5. Размеры и форма основных агрегатов гидросамолета . . . .9.6. Компоновка гидросамолета . . . . . . . . . .
Глава 10. Особенности проектирования легких спортивных самолетов .10 . 1 . Требования к спортивно-пилотажным самолетам . . . . .10.2. Оценка и выбор схемы спортивно-пилотажных самолетов .10. 3. Выбор основных параметров спортивно-пилотажных самолетов
Приложение . . . . . . . . . . . . . . . . . .Список литературы . . . . . . . . . . . . . . . .
Стр.131133136139
142150150154158161163167169169170175182204