Ограничения на результаты проектирования вместе с ТТТ к данному самолету являются по существу связями с внешним проектированием, так как определяют условия функционирования самолета в более высокой по иерархии системе (в случае пассажирского самолета -- в системе гражданской авиации) и условия изготовления самолета в серийном производстве. К этим ограничениям относятся:

-- ограничения общих тактико-технических требований (для самолетов гражданской авиации -- «Нормы летной годности самолетов» АП-23, АП-25 (Авиационные правила));

-- физические ограничения;

-- наличие и технический уровень оборудования;

-- уровень производственных навыков или производственной технологии.

Ограничения, обусловленные методами проектирования, включают:

-- уровень знаний;

-- сроки проектирования;

-- возможности имеющегося лабораторного оборудования;

-- возможности имеющейся вычислительной техники. Рассмотрим в качестве примера физические ограничения. Атмосфера. Существует таблица международной стандартной атмосферы (МСА), в которой приведены данные о температуре (t_н.в), давлении (p_н.в), удельном весе (), плотности () воздуха, об отношении плотности воздуха на данной высоте к плотности воздуха на уровне океана (), о скорости звука в воздухе (а) и о других физических характеристиках воздуха в зависимости от высоты над уровнем океана.

При проектировании самолетов обычно используют три характерных условия атмосферы (см. табл. 3.2):

-- нормальные условия (НУ),

-- расчетные условия (РУ), которые применяются при расчетах взлетно-посадочных характеристик.

-- условия в стратосфере.

Климатические условия (предельные). При проектировании самолетов необходимо учитывать, что:

-- в тропических условиях неметаллические материалы поражаются плесенью и насекомыми (термитами, личинками), что особо следует учитывать при изоляции электропроводки, так как поражение этой изоляции приводит к коротким замыканиям и выходу оборудования и управления из строя;

в тропических условиях задается 10 %-ная влажность при высокой температуре наружного воздуха (+40 °С). Это определяет расчетное условие для всех систем охлаждения.

Ветер. Для расчета взлетно-посадочных характеристик принимается скорость бокового ветра W_z == ±15 м/с.

Нагрузки при болтанке рассчитываются при индикаторной скорости вертикального порыва ветра W_yi, = ±15 м/с

.

Таблица 3.2 Основные данные о характерных условиях атмосферы.

Параметры атмосферы	Обозначение	Размерность	Нормальные условия	Расчетные условия	Условия в стратосфере
Высота	Н	м	0	0	Н 11000
Температура	tн. в	°С	+15	+30	--56,5
Давление	pн. в	мм рт. ст.	760	730	--
	pн. в	ГПа	1013,25	973,35	--
Плотность воздуха		кг/м3	1,225	1,120	--
Скорость звука	а	м/с	340,294	350	295,069

Таблица 3.3 Основные данные о климатических условиях

Тип климата	Условия	Температура, °С	Относительная влажность, %
		max	min
Пустынный	Сухая жара, интенсивная солнечная радиация, песчаная пыль	Воздух до +60, земля до +75	Ночью до -10	5
Тропический	Влажная жара, высокая относительная влажность, рост плесени, разрушающее действие насекомых	Воздух до +40, земля до +70	Ночью до +25	100
Морской Арктический	Влажная соленая пыль Низкая температура, ледяная пыль	+50 -25	-40 до -70	100 -
Большие высоты	Низкая температура, низкое давление, конденсация водяных паров, обусловленная быстрым изменением температуры	-	до -90	-

Исходным данным для проектируемого самолета являются прежде всего тактико-технические требования заказчика. Применительно к гражданскому самолету это могут быть:

N_{n max} - максимальная пассажировместимость

t_кр - класс компоновки салонов /шаг кресел/

m_кн.max - максимальная коммерческая нагрузка

Lр - расчетная дальность полета

L_ВПП - класс аэродрома базирования или располагаемая длина ВПП

V_з.п - скорость захода на посадку

Тс - ресурс планера, несъемного оборудования

V_кр - крейсерская скорость полета.

Кроме того исходным данным для проектирования являются ограничения на результаты проектирования - требования норм летной годности (НЛГС) и физические ограничения. Одним из основных требований НЛГС, является требование к взлету с одним отказавшим в момент отрыва двигателем:

_пн 0 0,024 при n_дв = 2

_пн 0,027 при n_дв = 3

_пн 0,03 при n_дв = 4

где _пн = tg_н - полный градиент набора высоты

_н - угол наборы высоты (механизация во взлетном положении, шасси убрано)

Кроме того в НЛГС рассматриваются следующие условия:

а) V_отр 1,1V_min.взл - для 2^х и 3^х двыг. самолетов

б) V_отр 1,07V_min.взл- для 4^х двыг. самолетов

г) V₂ 1,2V_min.взл - для 2^х и 3^хдвыг. самолетов

д) V₂ 1,5V_min.взл - для 4^х двыг. самолетов

где: V₂ - скорость самолета в начале первого этапа взлета - H=10,7 м

Стартовая тяговооруженность из условия обеспечения взлета с одним отказавшим в момент отрыва двигателем определятся зависимостью:

;

где: К_наб - аэродинамическое качество самолета при наборе берется из статистики ( К_наб = 10...12).

Удельная нагрузка на 1 м² крыла при взлете в первую очереди определяется из условия обеспечения заданной скорости захода на посадку:

где: с_уmax.пос = 2,6cos - для крыльев имеющих 2^x щелевой закрылок или одно щелевой закрылок с предкрылком.

с_уmax.пос = 2,6cos - для крыльев имеющих предкрылок и 2^x щелевой закрылок.

-относительная масса расходуемого в полете топлива.

Кроме того, удельная нагрузка на крыло определяются из условия обеспечения заданной крейсерской скорости полета, исходя из стандартного выражения: p=C_y q

С_yкр = 0,71C_уКmax - коэфф-т подъемной силы в крейсерском режим полета.

С_yКmax =0,4...0,6 - коэфф-т подъемной силы соответствующие максимальному аэродинамическому качеству.

Если принять С_уКmax = 0,5 ;

С_укр = 0,710,5 = 0,355;

плотность воздуха на расчетной высоте - H_р (км);

V_кр - крейсерская скорость на расчетной высоте (м/с).

В качестве расчетного, выбирается меньшее из двух выше рассчитанных нагрузок на крыло:

;

Стартовая тяговооруженность, при известном значении p₀ определяется из условия обеспечения заданной длины разбега т.е класса аэродрома базирования:

C_ymax.взл = 2,1cos - для крыльев c 2^х щелевым закрылком, или имеющим предкрылок и одно щелевой закрылок.

С_ymax.взл = 2,5cos- для крыльев с 2^х щелевыми закрылками и предкрылком.

f_разб = 0,03 - мокрое бетонное покрытие

f_разб = 0,07 - твердое грунтовое покрытие

L_разб = 0,67L_ВПП - длина разбега

L_ВПП - длина взлетно-посадочной полосы в соответствии с классом аэродрома базирования

K_разб = 8....10 -аэродинамическое качество самолета на разбеге

В качестве расчетного выбирается большее из двух рассчитанных тяговооруженностей:

;

Стартовую тягу одного двигателя можно определить по формуле:

, [т.с.] ;

где: n_дв - количество двигателей, выбранное для проектируемого самолета.

Ключевые слова и выражения

Методология проектирования - совокупность принципов и методов, а также математический аппарат, с помощью которого решаются проектно-конструкторские задачи.

Принцип оптимальности - если объекты элементов и подсистем всех уровней оптимальны по критериям, соответствующим системам более высокого уровня, то вся система оптимальна.

Модель системы -- количественное описание системы с помощью системы уравнений, связывающих параметры и характеристики системы.

Параметры системы - независимые переменные и их численные значения. Синонимом слова «параметр» является слово «аргумент».

Характеристики -- это переменные и их численные значения, зависящие от значений параметров, а также от значений параметров и самих характеристик.

Контрольные вопросы

Что такое «методология проектирования»?

Расскажите, как развивались методы проектирования.

Что такое системное проектирование?

Существуют пять основных уровней решения задач по разработке нового самолета. Назовите их.

Какие основные положения об оптимальности систем вы знаете?

Перечислите основные исходные данные для проектирования самолетов.

ЛЕКЦИЯ №4. ОГРАНИЧЕНИЯ, НАКЛАДЫВАЕМЫЕ «НОРМАМИ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ ГРАЖДАНСКИХ САМОЛЕТОВ»

План лекции

Нормы летной годности гражданских самолетов (авиационные правила АП-25 и АП-23)

Требования АП-25 к взлету с одним отказавшим на взлете двигателем

Требования к набору высоты

Требования к посадке

1. Нормы летной годности гражданских самолетов (авиационные правила АП-25 и АП-23)

В АП-25 рассмотрен взлет с одним отказавшим двигателем и дана схема, приведенная на рис. 4.1. При этом должны выполняться следующие условия:

а) скорость самолета в момент подъема носовой опоры шасси на разбеге V_п.н.ш 1,057 V_{min взл};

б) скорость при отрыве самолета от земли на взлете V_отр 1,1 V_minвзл. Для самолетов с двумя и тремя двигателями; V_отр 1,07V_minвзл --Для самолетов с четырьмя двигателями;

в) скорость V₂ в конце первого этапа взлета в первой взлетной конфигурации самолета (механизация крыла во взлетном положении, шасси выпущено): V₂ 1,2V_minвзл --Для самолетов с двумя и тремя двигателями; V₂1,15V_minвзл--Для самолетов с четырьмя двигателями.

Проанализируем эти требования. Так как в СИ вес самолета при взлете (Н)



и при высоте аэродрома, соответствующей уровню океана (H=0),

₀ = 1,225 кг/м³, то

(4.1)

Рис 4.1Схема взлета самолета с одним отказавшим двигателем по НЛГС-2, КПБ -- концевая полоса безопасности

Здесь c_{y max взл} -- значение с_{y max} при взлетном положении механизации крыла; m₀ -- масса самолета при взлете, кг; p₀ -- нагрузка на один квадратный метр площади крыла, даН/м².

В расчетных условиях (РУ) 1,120 кг/м³ и

(4.2)

Примечание. В системе МКГСС величина ₀ = 0,125 кг-с²/м⁴ и формулы (4.1) и (4.2) имеют вид

Это необходимо учитывать при сравнении формул, приведенных в настоящем учебнике, с формулами в старых изданиях.

В формулах 4.1 и 4.2 значение c_{уmахвзл} соответствует c_уmах при взлетном положении механизации крыла (рис. 4.2). Тогда при n_дв = 2 или 3

(4.3)

а при n_дв = 4

(4.4)

и /1,44 или /1,3225, соответственно для самолетов с двумя и тремя или с четырьмя двигателями.

Рис. 4.2. Зависимость коэффициента подъемной силы Су от угла атаки и при различных положениях механизации крыла: 1 -- механизация крыла убрана; 2 -- закрылки выпущены во взлетное положение; 3 -- закрылки выпущены в посадочное положение; 4 -- дополнительно выпущены предкрылки во взлетное положение; 5 -- дополнительно выпущены предкрылки в посадочное положение

Выражения (4.2) и (4.3) показывают, что при одной и той же величине скорости V₂ чем больше величина c_{уmахвзл} ,тем большая удельная нагрузка на крыло p₀ может быть допущена. На рис. 4.2 показано, какое большое значение для увеличения p₀ (а следовательно, и уменьшения площади крыла S) имеет установка на крыле предкрылков (растет c_уmах).

2. Требования АП-25 к взлету с одним отказавшим на взлете двигателем

В тактико-технических требованиях к самолету обычно задается длина разбега самолета при взлете. С достаточной точностью длина разбега (м) может определяться с помощью следующего выражения:

; (4.5)

где Р--суммарная тяга двигателей, даН; средняя тяговооруженность самолета за время разбега;

-- аэродинамическое качество самолета при разбеге, K_рaзб=5...6 для сверхзвуковых самолетов; K'_разб=8...10 для дозвуковых самолетов; f_рaзб -- коэффициент трения колес шасси при разбеге.

Обычно принимаются следующие величины f_разб:

Укатанный снег и лед .................0,02 Твердый грунт ..........…......... 0,07

Сухое бетонное покрытие...........0,02 Мокрый травяной покров...... 0,06 Мокрое бетонное покрытие........0,03 Травяной покров ..............….. 0,08

Если мы примем, что V_отр = 1,15V_minвзл и V²_отр = 23,6р₀/с_{у max взл} (по РУ), то формулу (4.5) можно представить в виде

(4.6)

Легко видеть, что длина разбега самолета при взлете прямо пропорциональна величине удельной нагрузки на крыло p₀ и обратно пропорциональна величине С_{у mах взл}. Влияние изменения тяговооруженности Р_о и аэродинамического качества самолета при разбеге К_разб тем больше, чем меньше начальная (стартовая) тяговооруженность (рис. 4.3).

Из рис. 4.3 следует, что в диапазоне значений Ро у современных пассажирских самолетов (Ро == 0,25...0,40) увеличение тяговооруженности на 20% сокращает длину разбега на 36...25%, а увеличение аэродинамического качества самолета при разбеге на 20% уменьшает длину разбега соответственно на 18...8%. Поэтому тяговооруженность самолета является наиболее существенным фактором, определяющим длину разбега при взлете, и непрерывное увеличение тяговооруженности у современных самолетов является характерной закономерностью, связанной с проблемой уменьшения размеров аэродромов.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис. 4.3. Изменение длины разбега самолета из-за изменения на 20% аэродинамического качества самолета на разбеге (_разб) и из-за изменения на 20% тяговооруженности самолета (Р) в зависимости от величины начальной тяговооруженности (Р₀): I -- зона тяговооруженности современных дозвуковых пассажирских самолетов

3. Требования к набору высоты

НЛГС-2 определяют, что полный градиент набора высоты с неработающим («критическим») двигателем должен быть

_п.н tg _н 100 %, (4.7)

а tg _н по отдельным этапам набора высоты задан в табл. 4.3.

Таблца 4.3. Значения tg _н по наборе высоты с одним отказавшим двигателем

nдв	Этапы набора высоты
	1	2	3	4
2	0,000	0,005	0,024	0,012
3	0,003	0,011	0,027	0,015
4	0,005	0,013	0,030	0,017

Рис. 4.4 Схема сил, действующих на самолет при наборе высоты

При всех работающих двигателях полный градиент набора высоты должен быть

-- на этапе 3 набора высоты _п.н 5,0 %;

-- на этапе 4 набора высоты _п.н 3,0 %.

Из рис. 4.4 видно, что

(4.8)

(4.9)

Учитывая, что значения при наборе высоты малы (см. табл. 4.3), можно принимать соs1 и tg9. Тогда, поделив (4.8) на (4.9), получим:

(4.10)

Так как величина учитывает, что набор производится с одним отказавшим двигателем, то полная стартовая тяговооруженность самолета должна быть

(4.11)

Здесь n_дв -- число двигателей на самолете; k_у -- коэффициент, учитывающий, что набор высоты идет в расчетных условиях (t_н.в = +30 °С, р_н.в = 730 мм рт. ст.) и при скорости набора высоты, соответствующей М = 0,3...0,4. Величина берется либо по соответствующей высотно-скоростной характеристике реального двигателя, либо приближенно:

k_у 1,5. (4.12)

На основании выражения (4.11) стартовая тяговооруженность самолета должна иметь следующие значения:

-- при двух двигателях

;(4.13)

-- при трех двигателях

;(4.14)

-- при четырех двигателях

;(4.15)

Сравнивая (4.6), (4.13), (4.14) и (4.15), получаем следующие выводы:

а)самолеты с двумя двигателями, имеющие наибольшее значение Р₀, целесообразно создавать в случае, когда задаются малые длины разбега самолета при взлете;

б) при равной тяговооруженности, при обеспечении нормируемой безопасности набора высоты пассажирские самолеты с большим числом двигателей позволяют иметь меньшее аэродинамическое качество на наборе высоты и, следовательно, применять более эффективную механизацию крыла (см. раздел 14.6.1), которая, значительно увеличивая с_уmах, одновременно уменьшает величину K_нaб.

Рис. 4.5 Схема посадки самолета по требованиям НЛГС-2: 1 -- нормируемая траектория посадки

Например, при стартовой тяговооруженности Р = 0,346 ... 0,349 самолет с двумя двигателями должен иметь К_наб11, с тремя двигателями К_наб7,8 и с четырьмя двигателями К_наб7.

4. Требования к посадке

Схема траектории движения самолета при посадке показана на рис. 4.5. «Нормы летной годности пассажирских самолетов СССР» определяют, что скорость захода на посадку (м/с) должна быть

V_з.п 1,3V_{min пос} ;(4.16)

где V_{min пос} --минимальная скорость полета при механизации крыла, отклоненной в посадочное положение. Тогда в нормальных условиях

(4.17)

или в расчетных условиях

(4.18)

Здесь р_пос -- удельная нагрузка на крыло при посадке, даН/м².

Так как скорость захода на посадку обычно задается в ТТТ к самолету, и ее величина (V_з.п 210...230 км/ч) определяет условия автоматизированного захода на посадку, то из (4.18) следует:

(4.19)

или

(4.20)

Для перехода от величины p_пос к р₀ (удельной нагрузкена крыло при взлете) примем, что

,

где m_т. = т_т/т₀-- относительная масса расходуемого топлива. Тогда

(4.21)

Для военных самолетов, если задана величина V_з.п

,(4.22)

где m_р.гр -- масса расходуемых грузов.

Если задана величина посадочной скорости V_пос, то, принимая, что V_пос0,9V_зп=1,17V_minпос и что в расчетных условиях V²_пос24,5p_пос/c_{уmахпос}, получаем

.(4.23)

Анализируя (4.19), (4.20), (4.21), (4.22) и (4.23), можно сделать следующие выводы:

-- величина максимально допустимой удельной нагрузки на крыло при взлете и посадке определяется величиной скорости захода на посадку (или величиной посадочной скорости) и максимальной величиной коэффициента подъемной силы c_{у mах пос} при полностью отклоненной механизации по передней и задней кромкам крыла;

--чем больше величина c_{у mах пос} ,тем большая величина p_пос может быть допущена и тем меньше может быть площадь крыла S (и все остальные геометрические параметры самолета).

Согласно НЛГС-2 потребная длина ВПП в сухую погоду должна быть

(4.24)

а в мокрую погоду

(4.25)

Взлетно-посадочная полоса (ВПП)--это дорогостоящая бетонная конструкция с системой дренажа подстилающего грунта. Крайне необходимо, чтобы новые самолеты имели минимально возможную потребную величину L_впп.

Коэффициенты 1,67 и 1,92 в формулах (4.24) и (4.25) учитывают возможность либо обледенения поверхности ВПП, либо образования на ней настолько большого слоя воды, что колеса шасси при движении по ВПП выходят на режим глиссирования.

Торможение самолета (уменьшение скорости полета) на воздушном участке определяется перегрузкой

, (4.26)

где Р_х.х--тяга двигателей на холостом ходу, даН; К_пос-- аэродинамическое качество самолета в посадочной конфигурации. В реальных условиях величина n_xвозд --(0,12...0,15).

Минимально возможная величина l_возд в случае, когда самолет подходит к ВПП без выравнивания, равна

(l_возд)_min= 15/tg2°50' = 15/0,05 = 300 м.

Однако при этом вертикальная скорость снижения самолета (без учета «воздушной подушки»)'

V_y=V_з.пsin2°50'=0,05V_зп

Здесь 2°50' -- средний угол нормируемой траектории подхода пассажирского самолета к ВПП (см. рис. 4.5).

При величине V_з.п = 250 км/ч = 70 м/с величина V'_у=- 3,5 м/с.

Обычно перед приземлением летчик выравнивает самолет в почти горизонтальный полет и снижает скорость до V_пос1,1V_{min пос} при V_y0,1...0,3 м/с. Длина воздушного участка при этом увеличивается до 500...750 м в зависимости от высоты выравнивания.

Торможение самолета при пробеге после посадки определяется перегрузкой

(4.27)

где Р_рев -- обратная тяга двигателей с включенным реверсом тяги, даН; Р_x.x -- прямая тяга двигателей, не имеющих реверса тяги, даН; f_проб--коэффициент трения при пробеге.

Рис. 4.6. Посадочные поляры самолета (закрылки и предкрылки в посадочном положении): 1 -- интерцепторы закрыты. 2 -- интерцепторы открыты

Сравнение (4.26) и (4.27) показывает, что уменьшение L_пос наиболее эффективно вести за счет уменьшения l_проб. Длина пробега при посадке l_проб на основании (4.27) может быть определена по эмпирической формуле

(4.28)

Из (4.28) следует, что для уменьшения величины l_проб необходимо:

-- увеличивать величину c_{уmахпос} введением механизации крыла и особенно установкой предкрылков;

-- увеличивать коэффициент трения при посадке l_проб повышением эффективности системы торможения колес;

-- увеличивать величину обратной тяги двигателей с реверсивными устройствами (см. разд. 16.3.2);

-- уменьшать удельную нагрузку на крыло при посадке р_пос,

уменьшать аэродинамическое качество и величину с_у применением интерцепторов.

Ключевые слова и выражения

Нормы летной годности гражданских самолетов транспортной категории (АП-25) - документ, содержащий требования к летной годности для выдачи сертификата типа на самолеты транспортной категории, введенный в силу Международным Авиационным Комитетом (МАК) в 1993 году.

Расчетные условия - условия атмосферы, соответствующие давлению 730 мм рт. ст. и температуре +30^о, используемые для расчета взлетно-посадочных характеристик проектируемого самолета.

Контрольные вопросы

Назначение норм летной годности (АП-25, АП-23).

Требования АП-25 к взлету самолета с одним отказавшим двигателем.

Условия обеспечения заданной длины разбега.

Какие значения должен иметь полный градиент набора высоты на 3-м этапе?

Как определяются скорость захода на посадку и вертикальная скорость снижения?

ЛЕКЦИЯ №5. ВЫБОР СХЕМЫ ПРОЕКТИРУЕМОГО САМОЛЕТА

План лекции

Анализ аэродинамических схем самолетов

Схемы самолетов по конструктивным признакам

Схемы оперения, преимущества и недостатки

1. Выбор аэродинамической схемы

Под аэродинамической схемой самолета понимают некоторую систему его несущих поверхностей. Эта система может характеризоваться как взаимным расположением несущих поверхностей, так и их относительными размерами и формами. В системе несущих поверхностей имеются главные поверхности - крылья, создающие основную долю аэродинамической подъемной силы, и вспомогательные поверхности - горизонтальное (ГО) и вертикальное (ВО) оперение, предназначенные для стабилизации самолета и управления его полетом.

В зависимости от расположения вспомогательных поверхностей относительно крыла различают аэродинамические схемы:

"нормальная схема", если ГО располагается сзади крыла;

"схема утка", если ГО расположено впереди крыла;

"схема бесхвостка" (летающее крыло), если аэродинамическая схема состоит только из одной несущей поверхности.

При выборе одной из трех аэродинамических схем следует иметь в виду, что из-за затруднения в получении больших значений приращения подъемной силы от механизации крыла - С_у , самолеты схемы "утка" и "бесхвостка" при взлете и посадке вынужден выходить на большие углы атаки - . Конструктивно это делает невозможным или затруднительным применение на таких самолетах стреловидных крыльев большого удлинения, так как применение таких крыльев и больших углов атаки связано с очень большой высотой опор шасси. В следствии этого для скоростных самолетов в схемах "утка" и "бесхвостка" могут использоваться только криля малого удлинения треугольной, готической, оживальной или серповидной форм в плане. Из-за малого удлинения такие крылья имеют малое аэродинамическое качество на дозвуковых режимах полета.

Кроме того, на дозвуковых режимах, самолеты указанных схем не обладают достаточной устойчивостью и управляемостью.

Эти соображения определяют целеспособность использования схем "утка" и "бесхвостка" для самолетов, у которых основным режимом полета является полет на сверхзвуковой скорости.

Поэтому, "нормальная" (классическая) схема стала наиболее целесообразна для дозвуковых самолетов.

2. Выбор схемы самолета по отдельным ее признакам

а) Расположение крыла относительно фюзеляжа.

Взаимное расположение крыла и фюзеляжа оказывает существенное влияние на аэродинамические, массовые и эксплуатационные характеристики самолета в целом. По взаимному расположению крыла и фюзеляжа различают схемы самолетов "высокоплан", "среднеплан" и "низкоплан". С точки зрения аэродинамики, наименьшим сопротивлением интерференции, обусловленным взаимным влиянием крыла и фюзеляжа, обладает схема "среднеплан". Однако, у пассажирских и транспортных самолетов эта схема практически не применяется, так как центроплан, проходя в середине фюзеляжа, мешает созданию единой пассажирской или грузовой кабины.

К преимуществам схемы с высоким расположением крыла относятся:

меньшее (на 3...5%), по сравнению с низкопланом аэродинамическое сопратовление интерференции;

уменьшение расстояния от фюзеляжа до земли, что создает ряд эксплуатационных удобств;

снижение вероятности выхода из строя двигателей, расположенных на крыле, в результате попадания твердых частиц с ВПП при взлете и посадке.

На военно-транспортных самолетах высокое расположение крыла является наиболее приемлемым с эксплуатационной точки зрения. Оно дает возможность существенно уменьшить расстояние от пола грузовой кабины до земли и обеспечить погрузку и выгрузку.

Однако, по абсолютной величине экономичность эксплуатации самолета высокоплана в большинстве случаев получается несколько хуже, чем низкоплана, за счет весовых потерь.

Эти потери объясняются следующими причинами:

на самолете высокоплане приходится специально усиливать нижнюю часть фюзеляжа на случай аварийной посадки при не выпущенных шасси;

увеличивается масса силовых элементов (шпангоутов) фюзеляжа, воспринимающих нагрузки от крыла и шасси, если основные стройки крепятся к фюзеляжу;

на 30...40% увеличивается потребная площадь вертикального оперения в связи с ухудшением боковой устойчивости и управляемости самолета высокоплана на больших углах атаки, когда оперение попадает в спутную струю от крыла.

В сумме масса конструкции самолета - высокоплана увеличивается на 2,5...4% от взлетной массы.

При окончательном решении вопроса о расположении крыла по высоте фюзеляжа нужно учитывать, таким образом, ряд противоречивых факторов: высокоплан имеет лучшие аэродинамические и эксплуатационные характеристики, но уступает низкоплану по массе конструкции планера.

б) Расположение оперения.

На самолетах "нормальной" аэродинамической схемы наиболее распространенной являются схемы с "обычным" ( ГО крепится к фюзеляжу ) или "Т-образным" (ГО установлено на киле) хвостовым оперением. Она обеспечивает конструктивную простоту и жесткость.

Значительное влияние на выбор схемы оперения оказывает расположение двигателей на самолете. С точки зрения аэродинамики, поверхности хвостового оперения не должны попадать в зону реактивной струи двигателей и спутную струю от крыла. Предполагая расширение струи от двигателей в конусе с углом 10...15 , можно определить зону "запрета" для оперения. Одной из задач аэродинамической компоновки самолета нормальной схемы является выбор положения горизонтального оперения по высоте.

Для дозвуковых самолетов с относительно небольшими скоростями полета и сравнительно длинным плечом , можно рекомендовать устанавливать ГО с выносом вверх от строительной горизонтали на величину , (b_б - величина бортовой хорды). На самолетах, у которых двигатели расположены в хвостовой части фюзеляжа, применяется "Т-образное" оперение. В этом случае потребная площадь ГО, несколько уменьшается, за счет увеличение плеча ГО.

Ключевые слова и выражения

Нормальная схема - балансировка самолета осуществляется ГО, расположенным за крылом.

Схема «утка» - балансировка самолета осуществляется ГО, расположенным перед крылом.

Схема «бесхвостка» - балансировка самолета осуществляется элевонами.

Высокоплан, среднеплан, низкоплан - различные варианты расположения крыла относительно фюзеляжа.

Контрольные вопросы

Какие вы знаете аэродинамические схемы, их преимущества и недостатки?

Преимущества и недостатки высокоплана?

Преимущества и недостатки среднеплана?

Преимущества и недостатки низкоплана?

Преимущества и недостатки «нормальной» (обычной) и Т-образной схем оперения?

Обоснуйте выбор схемы самолета на примере пассажирского или военно-транспортного самолета?

ЛЕКЦИЯ №6. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ И ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА В ПЕРВОМ ПРИБЛИЖЕНИИ

План лекции

Составляющие взлетной массы самолета, уравнение баланса масс

Уравнение взлетной массы I-го приближения

Статистические данные составляющих относительных масс дозвуковых самолетов

Определение геометрических параметров самолета

Взлётная масса самолёта представляет собой сумму:

m₀ = m_кон + m_су + m_об.упр + m_т + m_кн + m_сл.н ;

где соответственно массы: конструкции планера, силовой установки, оборудования и управления, топлива, коммерческой нагрузки и служебной нагрузки.

Разделив обе части уравнения на взлётную массу получим уравнение баланса масс в виде:

1 =;

Если принять относительные массы

(, , ) = const

по статистике, а относительную массу топлива определить в зависимости от расчетной дальности и крейсерской скорости по формуле:

или

то получим уравнение взлётной массы проектируемого самолёта в первом приближении:

Для дозвуковых магистральных самолетов можно принять следующие статистические данные:

	класс	m0
Пассажирские	легкие средние тяжелые	до 10 10…160 200…400	0,28…0,30 0,26…0,28 0,24…0,26	0,12…0,10 0,08…0,11 0,07…0,09	0,10…0,12 0,08…0,10 0,08…0,11
Транспортные	легкие средние тяжелые	до 10 10…160 200…400	0,30…0,32 0,27…0,30 0,28…0,32	0,11…0,12 0,10…0,12 0,09…0,10	0,14…0,18 0,10…0,12 0,06…0,08

Масса снаряжения и служебной нагрузки включает экипаж, продукты питания, напитки, расходуемые в полете технические жидкости и вода, спасательное оборудование, контейнеры для багажа, почты и т.п.

В первом приближении для среднего магистрального пассажирского самолета можно записат:

m_сл.н =; (кг)

N_эк - количество членов экипажа;

N_п -число пассажиров;

N_эк=N_лпс+N_бп+1

N_лпс =(2…3)чел - летно-подъемный состав;

N_бп - количество бортпроводниц, N_бп=N_п /40.

Коммерческую нагрузку пассажирского самолета в первом приближении можно определить следующей зависимостью:

m_кн=1,25(75+20)N_n; (кг)

Определение геометрических размеров основных сборочных единиц.

Выбор параметров крыла.

Основными параметрами крыла являются: площадь - S_кр, удлинение - , размах - , стреловидность - , сужение - , средняя относительная толщина - _.

Площадь крыла можно определить по формуле:

;

где: m_о - взлётная масса самолёта;

p_о - удельная нагрузка на 1 м² крыла при взлете. В первом приближении р₀ либо выбирается из статистики, либо может быть рассчитана из выражения:

;

На основании анализа статистических данных самолётов прототипов выбираем: ; ;

Тогда для крыла проектируемого самолёта можно определить:

размах крыла ;

концевую хорду ;

корневую хорду .

На крыльях современных самолетов применяется механизация по передней (предкрылки) и задней (закрылки) кромкам. Предкрылки могут составлять до 80% размаха крыла L_пр 0,8 L_кр; закрылки выполняются до 65...70% размаха крыла L_зк= 0,65 L_кр ;

Для выдвижных закрылков относительная хорда составляет 30...35% хорды крыла: b_зк = (0,3...0,35) b_кр

Площадь элеронов обычно составляет 5...7% площади крыла:

S_эл=(0,05...0,07) S_кр

Размах элеронов определяет выбранное значение размаха закрылков :

L_эл = (0,25...0,3) L_кр

Хорда элеронов составляет 20...25% хорды крыла:

b_эл =(0,2...0,25) b_кр

Выбор параметров фюзеляжа.

Потребный объем фюзеляжа можно определить по формуле:

V_ф^т = m_кн

где: V_ф^т - объем фюзеляжа по внешнему (теоретическому) контуру;

- статистический коэффициент грузовместимости.

= 14...16 м³/т - для самолетов местных воздушных линий и магистральных самолетов с диаметром фюзеляжа d_ф 4м;

= 16...22 м³/т - для военно-транспортных и полуширокофюзеляжных самолетов с диаметром фюзеляжа d_ф 5м

= 22...28 м³/т - для тяжелых транспортных и широкофюзеляжных самолетов с диаметром фюзеляжа d_ф 6м

С другой стороны, объем фюзеляжа можно представить как:

где: k_ф = 0,75...0,8 - коэффициент формы фюзеляжа ;

L_ф - длина фюзеляжа.

На основании анализа статистических данных самолетов прототипов необходимо выбрать удлинение фюзеляжа:

= 7...10; откуда: L_ф = _ф d_ф;

Тогда, для определения диаметра миделя фюзеляжа проектируемого самолета будем иметь следующее выражение:

Зная d_ф, определяем общую длину фюзеляжа:

L_ф = _ф d_ф ;

Удлинения носовой и хвостовой частей фюзеляжа дозвуковых самолетов можно принять:

_н.ч = 1,5…2,2; _хв.ч = 2,5…4.

Выбор параметров оперения.

В первом приближении площади горизонтального и вертикального оперений можно определить из следующих выражений:

;

где: А_ГО и А_ВО - коэффициенты статических моментов ГО и ВО;

L_ГО; L_ВО - плечи ГО и ВО;

bа - средняя аэродинамическая хорда крыла

;

Значения А_ГО и А_ВО, L_ГО L_ВО можно выбрать из таблицы 4.

Таблица 4

Тип самолета	АГО	АВО
Магистральные с ТВД Магистральные с ДТРД Тяжелые с прям.крылом Тяжелые со стреловидным крылом Скоростные маневренные самолеты	0,8…1,1 0,65…0,8 0,45…0,55 0,5…0,6 0,4…0,5	0,05…0,08 0,08…0,12 0,05…0,09 0,06…0,1 0,05…0,08	2…3 2,5…3,5 2…3 2,5…3,5 1,5…2

Для современных самолетов значения площади рулевых поверхностей лежит в пределах 20...30% площади оперения:

S_р=(0,2…0,3) S_ОП

Стреловидность оперения превышает угол стреловидности крыла на 3.На основании анализа статистических данных выбираются значения удлинения и сужения ГО и ВО. Размах L_ГО; L_ВО, концевая b_кц и корневая b₀ хорды для ГО и ВО определяются по формулам, аналогичным для крыла. Площади триммеров с серворулями обычно составляют 6...10% площади рулевых поверхностей:

S_тр = (0,06...0,1) S_р;

По результатом выполненных работ в процессе практического занятия выполняется эскиз общего вида самолета в 3-х проекциях.

Ключевые слова и выражения

Взлетная масса самолета - максимальная допустимая масса самолета при взлете.

Уравнение баланса масс самолета - уравнение, в котором сумма всех относительных составляющих взлетной массы равна единице.

Коммерческая нагрузка, полезная нагрузка, целевая нагрузка - сумма масс пассажиров, их багажа и перевозимого платного груза.

Контрольные вопросы

Из каких составляющих складывается взлетная масса самолета?

Напишите уравнение балланса масс самолета.

Напишите уравнение взлетной массы I-го приближения.

Напишите статистические данные относительных масс крыла, фюзеляжа, оперения и массы ДТС.

Напишите формулы, определения геометрических параметров крыла и фюзеляжа.

ЛЕКЦИЯ №7. РАСЧЁТ МАССЫ САМОЛЁТА ВТОРОГО ПРИБЛИЖЕНИЯ МЕТОДОМ ПОСЛЕДОВАТЕЛЬНЫХ ПРИБЛИЖЕНИЙ

План лекции

Методика поиска взлетной массы самолета во II-ом приближении

Весовые формулы, рекомендованные для определения взлетной массы II-го приближения

Анализ параметров и коэффициентов, входящих в весовые формулы

О методах подетальных расчетов массы агрегатов планера самолета

1. Методика расчёта

Изложенная ниже методика определения взлётной массы самолёта во втором приближении - (m_о)_II может быть использована на этапе составления технического задания и предэскизного проектирования.

Определение (m_о)_II представляет собой итерационный процесс, при котором, методом последовательных приближений решается уравнение баланса масс:

.

Для простоты расчётов относительных масс составляющих взлётной массы, рассмотрим весовые формулы "первого приближения". При более подробных весовых расчётах и оптимизации параметров самолёта необходимо использовать специальную научную и справочною литературу [2].

В первом цикле решения уравнения баланса масс, составляющие взлётной массы определяются при значении взлётной массы первого приближения - (m_о)_I и при фиксированных значениях параметров агрегатов и лётных характеристик. При значении задаются следующим значением m_o1= A(m_о)₁, взлётные массы следующих циклов могут определяться аналогичным образом, то есть m_oi=A_i(m_о)_i-1. Расчёт повторяется до тех пор, пока ; взлётная масса самолёта при котором уравнение баланса масс находит свое решение, т.е. , является искомой величиной массы второго приближения - (m_о)_II .

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис. 1. Схема расчета (m₀)_II

Схема расчета взлетной массы второго приближения может быть представлена графически (рис 1).

Для определения (m_о)_II целесообразно составить итерационную программу на ЭВМ.

2. Весовые формулы, рекомендуемые при определении взлётной массы второго приближения дозвуковых магистральных самолетов

1. Относительная масса крыла:

;

Здесь: - коэффициент расчетной перегрузки;

- коэффициент разгрузки, учитывающий наличие топлива и двигателей на крыле.

и - соответственно, относительные координаты топлива и двигателей от оси самолета;

; ;

- сужение крыла при виде спереди ;

- концевая относительная толщина профиля крыла;

k = 1,4 - крыло имеет щелевые закрылки без предкрылков;

k = 1,6 - крыло имеет предкрылки, интерцепторы и 3^х щелевые закрылки.

2. Относительная масса фюзеляжа:

а) Пассажирские самолеты:

где m_o в кг, d_ф в м. Коэффициенты учитывают: k₁ - положение двигателей; k₂ - положение стоек главного шасси; k₃ - место уборки колес главного шасси; k₄ - вид транспортировки багажа.

Показатель степени i учитывает размеры фюзеляжа.

Значения коэффициентов и показателя степени в формуле

k₁ = 3,63-0,333d_ф, если двигатели соединены с крылом, а d_ф < 5 м;

k₁ = 4,56-0,441d_ф, если двигатели установлены на кормовой части фюзеляжа, а d_ф < 5 м;

k₁ = 3,58-0,278d_ф, если двигатели расположены на крыл, или в случае смешанной компоновки (двигатели на крыле и фюзеляже), а d_ф> 5 м;

k₂ = 0,01, если стойки главного шасси крепятся к фюзеляжу;

k₂ = 0,00, если стойки главного шасси крепятся к крыло;

k₂ = 0,004, если стойки главного шасси убираются в фюзеляж;

k₂ = 0;00, если стойки главного шасси убираются в крыло;

k₄ = 0,003, если багаж перевозится в контейнерах;

k₄ = 0,00 в случае бесконтейнерной перевозки багажа;

i = 0,743, когда d_ф 4 м;

i = 0,718, когда d_ф > 5,5 м.

б) Тяжелые грузовые или военно-транспортные самолеты:

3. Относительная масса оперения:

а) Горизонтальное оперение:

где: = 0,844 - 0,0018 S_ГО - для низкорасположенного ГО;

= 1,2 (0,97-0,005 S_ГО) - для Т-образной схемы;

k_нм = 1 - не применяются композиционные материалы;

k_нм = 0,82 - широкое применение КМ.

б) Вертикальное оперение:

где: = 1,1 - обычная схема;

= 1,5 - ГО крепится к ВО (Т-образная схема).

4. Относительная масса шасси:

;

,

L - наибольшая дальность (в км) беспосадочного полета;

k_сх = 1,0 - при схеме,

k_сх = 1,06 - рычажная схема без выноса амортизац. цилиндра;

k_сх = 1,20 - рычажная схема с выносом амортизац. цилиндра.

M_с.дл = H_ст [4,6 10^-3 m_{расч.пос}(1-)+52,5];

m_онш = 0,1 - доля взлетной массы, приходящаяся на носовую опору.

H_ст - высота стойки главной опоры шасси (от оси колес до шарнира поворота) в м.

M_к.дл = k_п [6,52 10^-3 m_{расч.пос}(1-)+28];

Число стоек гл. шасси	2	3	4	5
kп	1,0	1,1	1,15	1,12

m_осн = [6,52 10^-3 m_{расч.пос}(1-)+5] i_к b_к ;

i_к - число всех колес главных стоек шасси (для шасси с тележками - число пар колес);

b_к - ширина колеса (шины) в м.

;

= 0,594 + 0,31 10^-5 m_{расч.пос.} - если число стоек гл.шасси = 2;

= 0,370 + 0,30 10^-5 m_{расч.пос.} - если число стоек гл.шасси > 2

;

где - эксплуатационная нагрузка (в тоннах) на носовую стойку шасси при торможении.

Здесь: h_цм - расстояние от центра тяжести самолета до земли, в м;

B - продольная база шасси, в м.

5. Относительная масса силовой установки:

6. Относительная масса оборудования и системы управления:

а) пассажирские самолеты

; m₀ - в кг.

б) грузовые самолеты

, где m₀ - в тоннах.

7. Относительная масса топлива.

где Се - удельный расход топлива;

k_кр - аэродинамическое качество в крейсерском режиме;

Lp - расчётная дальность, в м;

v_кр - крейсерская скорость (км/ч).

Контрольные вопросы

Расскажите схему расчета взлетной массы самолета во II-ом приближении.

Перечислите основные параметры и характеристики, входящие в весовую формулу крыла, объясните их влияние на массу.

Перечислите основные параметры и характеристики, входящие в весовую формулу фюзеляжа, объясните их влияние на массу.

Перечислите основные параметры и характеристики, входящие в весовую формулу оперения, объясните их влияние на массу.

Перечислите основные параметры и характеристики, входящие в весовую формулу шасси, объясните их влияние на массу.

ЛЕКЦИЯ №8. РАСЧЁТ ЦЕНТРОВКИ САМОЛЁТА

План лекции

Условия обеспечения необходимого положения центра масс самолета

Определение фокуса самолета

Центровочная ведомость самолета

Варианты расчета центровки самолета

Одной из важнейших задач компоновки самолёта является определение центра масс (ЦМ) самолёта и приведение его в такое положение относительно средней аэродинамической хорды крыла при котором:

1. В варианте наиболее заднего положения ЦМ обеспечивалось бы условие:

2. В варианте наиболее переднего положения ЦМ обеспечивалось бы условия достаточности отклонения рулей высоты или стабилизатора для балансировки самолёта на режиме взлёта или посадки при отклонённой механизации. Этот процесс называется центровкой самолёта.

Здесь: - предельно задняя центровка;

,

х_тп.з - координата наиболее заднего положения ЦМ, измеренная от носка САХ;

- относительная координата фокуса самолёта;

b_a - средняя аэродинамическая хорда крыла.

В первом приближении можно определить следующей зависимостью:

;

0,2…0,22; ;

где - координата фокуса самолёта без ГО;

- смещение координаты фокуса самолёта наличием ГО;

Е - изменение скоса потока;

k_го - коэффициент торможения потока;

;

тогда

;

;

- положение b_а по размаху;

- допустимая степень (запас) продольной статической устойчивости самолёта;

= -0,15 - для дозвуковых пассажирских самолётов;

= -0,05 - для сверхзвуковых самолётов;

= -0,03 - для маневренных самолётов.

При расчете центровки определяющим условием является:

Центровка самолета определяется по двум осям: горизонтальной - OX и вертикальной - ОУ (рис 1) .

Рис. 1. Расположение осей ОХ и ОY при расчете самолета.

За начало координат при расчёте центровки принимаем носок фюзеляжа, с тем, чтобы все координаты грузов были положительными. При этом ось ОХ обычно совмещают со строительной горизонталью (осью) фюзеляжа.

Для расчёта центровки составляется центровочная ведомость (см. табл. № 1).

Координаты грузов берутся с компоновочного чертёжа, который представляет собой продольный разрез самолёта по оси симметрии в масштабе. При центровочных расчетах первого приближения за исходные массы принимают массы второго приближения.

При этом можно принимать:

1. Положение центра масс крыла (0,4...0,42) b_a ;

2. Положение центра масс оперение (0,46...0,5) b_оп ;

3. Положение центра масс фюзеляжа - 0,5 l_ф ;

4. Центр масс топлива - в центре площади топливных боковых крыла на плановой проекции.

5. Масса летчиков - 80 кг, пассажиров - 75 кг, багаж - 15 кг

6. Центр масс оборудования и управления - 0,5 l_ф ;

Таблица №1. Центровочная ведомость самолёта.

Наименование масс групп	mi	xi	mi xi
	даН	м	даН м
I.Конструкция Крыло Фюзеляж Горизонтальное оперение Вертикальное оперение Передняя опора шасси Главные опоры шасси II.Силовая установка Двигатели средние Двигатели крайние Гондолы двигателя Пилоны двигателя Топливная система III.Оборудование и управление IV.Топливо Группа I Группа II V.Коммерческая нагрузка Пассажиры Багаж Почта VI.Снаражение и сл.нагрузка.
Сумма	mi		mi xi

После подсчёта и получим координату центра масс:

; (м)

Значение центровки определяем по формуле:

;

где x_а - расстояние от начала координат до начала b_а.

Центровку самолёта рассчитывается для следующих основных вариантов:

1. Максимально допустимая взлётная масса с полной коммерческой нагрузкой и топливом.

2. Самолёт с полной заправкой топливом, но без коммерческой нагрузки (перегоночный вариант).

3. Самолёт с полной коммерческой нагрузкой без топлива (посадочный вариант).

4. Пустой самолёт без нагрузки и топлива (стояночный вариант).

В результате этих расчётов выявляется диапазон разбега эксплуатационных центровок. Для дозвуковых пассажирских и транспортных самолётов этот диапазон не должен превышать 20% САХ, т.е.:

;

В результате расчетов первого приближения необходимо иметь:

Если это значение не получается, то необходимо перемешать крыло относительно фюзеляжа и заново определяется центровка самолета.

Ключевые слова и выражения

Центровка - расчет относительного положения центра тяжести самолета относительно носка САХ.

Фокус самолета - точка на САХ, относительно которой продольный момент приращения подъемной силы равен нулю при изменении угла атаки.

Запас устойчивости - допустимая степень продольной устойчивости, значение которой регламентируется НЛГС в зависимости от класса самолета.

Центровочная ведомость - ведомость (таблица), в которой указаны группы наименования масс, их абсолютные массы и координаты их Ц.М., относительно продольной оси от носка фюзеляжа.

Контрольные вопросы

Какие условия должны обеспечить определенный центр масс самолета?

Что такое фокус самолета?

Что такое «запас продольной статической устойчивости» и его значения по нормам НЛГС?

Для каких вариантов рассчитывается центровка?

ЛЕКЦИЯ №9. ОПТИМИЗАЦИЯ ПРОЕКТА САМОЛЕТА НА ЭТАПЕ РАЗРАБОТКИ ТЕХНИЧЕСКОГО ПРЕДЛОЖЕНИЯ. ОБЩИЕ МЕТОДИЧЕСКИЕ ПОЛОЖЕНИЯ

План лекции

О понятиях «оптимальные» и «рациональные» параметры и характеристики самолета

Возникновение частных оптимумов параметров

Методика определения частных оптимумов удлинения крыла, нагрузки на крыло и удлинения фюзеляжа

Проект нового самолета на этапе технического предложения должен отражать результаты проектно-конструкторских изысканий рациональных параметров самолета. Под рациональными параметрами понимаются такие, которые наилучшим образом отвечают назначению самолета.

...