Проектирование самолетов

Конвертируемые модификации по сравнению с базовым пассажирским вариантом имеют ряд преимуществ. Например, если базовый самолет А300В4-200 с взлетной массой m₀ = 165т., перевозит m_кн = 37,98т. на дальность L_p =5340 км., то его конвертируемая модификация может перевозить на ту же дальность 42,8 т. коммерческой нагрузки при прочих равных условиях. А это в свою очередь приводит к повышению показателя топливной эффективности (q_т) и снижению себестоимости перевозок. Если проанализировать ЛТХ конвертируемых модификаций самолетов А300-600, А300-600F, A310-200, A310-300F (см. табл. 1.2), то можно отметить рост массы коммерческой нагрузки (на 4…17%) по сравнению с базовым самолетом, при этом значения взлетной массы и дальности полета остаются постоянным. Рассмотрим ЛТХ конвертируемой модификации самолета В747-200В. Базовый самолет способен перевести 68,63т. массы коммерческой нагрузки на дальность L_р =11000 км.(m₀=377,85т.). Конвертируемая модификация В747-200С при тех же значениях взлетной массы (m₀=377,85т.) перевозит 92,31т. массы коммерческой нагрузки на дальность L_р=8220км. При увеличении дальности полета до L_р=11000 км. Значения массы коммерческой нагрузки составит 79,48т., т.е. рост массы коммерческой нагрузки по сравнению с базовым вариантом составил 10,85 т. (16%). Одновременно улучшилась значения топливной эффективности (она снизилась с 184 г/т. км - базовый самолет до 145 г/т. км - конвертируемая модификация).

Таблица 1.3. Грузовые модификации пассажирских самолетов

№	Самолет	m0	mкн/Lр	mпаспуст	mт	qгрт	mгрпуст	qпассг
		т	т/км	т	т	г/т.км.	т	г/т.км.
1	В747-200С	377.85	92.31/8220	175.31	110.23	145.27	170.40	184.0
2	В747-200	377.85	112.49/8220	155.13	110.23	119.20	170.40	184.0
3	В757PF	113.90	35.70/6556	50.39	27.81	118.82	58.26	149.3
4	A300-200C	165.00	33.7/5400	83.60	39.00	214.30	88.00	192.3
5	A300-200	165.00	43.10/5400	82.90	39.00	167.60	88.00	192.3
6	A300-600C	165.00	47.50/5380	91.30	35.60	139.30	86.70	143.5
7	A300-600	165.00	50.70/5380	78.70	35.60	130.60	86.70	143.5
8	A300-600C	170.50	47.90/6190	91.70	40.30	135.90	86.19	149.6
9	A300-600F	170.50	51.20/6190	79.00	40.30	127.16	86.19	149.6
10	A310-200C	142.00	40.30/5600	81.60	27.90	123.60	76.75	152.44
11	A310-300F	142.00	43.00/5600	71.10	27.90	116.00	76.75	152.44
12	A310-300C	150.00	40.00/6950	82.00	35.80	128.80	77.10	126.1
13	A310-300	150.00	42.70/6950	71.50	35.80	120.60	77.10	126.1
14	A340-300C	251.00	53.60/8500	121.40	76.00	166.80	122.80	143.1
15	ДС-10-30F	263.09	80.28/6080	106.00	76.80	157.30	121.36	211.0
16	МД-11	273.29	93.30/7746	111.41	68.60	94.90	125.80	149.1
17	МД-11F	273.29	68.46/8709	126.60	78.23	131.20	125.80	149.1

Анализ конвертируемых модификаций существующих самолетов показывает, что они имеют лучшие массовые характеристики и экономические показатели по сравнению с базовыми самолетами. Все это способствует широкому применению для грузовых авиационных перевозок конвертируемых самолетов.

В последнее время многие грузовые авиакомпании применяют для грузовых авиационных перевозок комбинированные (так называемые модификации “Комби”) модификации магистральных пассажирских самолетов. При создании комбинированной модификации часть пассажирского салона переоборудуется в грузовой отсек. При этом разрабатываются несколько вариантов компоновки, позволяющие варьировать количество пассажиров в длину грузового отсека. В грузовом отсеке размещается несколько контейнеров или поддонов. Рассмотрим комбинированную модификацию самолета МД-11. Базовый самолет со взлетной массой m₀=273,3 т. способен перевести 55,6 т. коммерческой нагрузки на дальность L_р=11100 км. Комбинированная модификация МД-11”Комби” (см. табл.1.3) перевозит 68,5 т. коммерческой нагрузки на дальность 8709 км. При этом в пассажирском салоне имеется 214 кресел, а в грузовом отсеке размещается 6 контейнеров типа размером 223,5317,5см. Возможны и другие варианты компоновки (увеличение количество контейнеров до 10 с одновременным уменьшением количества пассажирских кресел).

Анализ ЛТХ комбинированной модификации магистральных пассажирских самолетов показывает, что по сравнению с базовыми вариантами увеличивается масса коммерческой нагрузки при постоянных значениях взлетной массы и дальности полета, что приводит к улучшению экономических показателей (рост топливной эффективности и снижение себестоимости перевозок).

В настоящее время для удовлетворения растущих потребностей в грузовых авиационных перевозок широкое применение получают и чисто грузовые модификации магистральных пассажирских самолетов. Многие грузовые авиакомпании располагают чисто грузовыми модификациями магистральных пассажирских самолетов. Это, такие самолеты, как В 747-200, ДС 10-30, В 757, А 300 4, А 300-600, А 310-300 и др. На примере самолета В 747-200 рассмотрим ЛТХ грузовой модификации. Если базовой самолет со взлетной массой m₀=377,85т. перевозит m_кн=68,63т. на дальность L_р=11000 км, то грузовая модификация при тех же значениях взлетной массы (m₀=377,85т.) способен перевезти 112,9т. коммерческой нагрузки на дальность L_р=8200 км. При этом происходит резкое снижение топливной эффективности у грузовой модификации (q_т=119 г/т.км.) по сравнению с базовым самолетом (q_т=119 г/т.км.) а также снижение себестоимости перевозок. Анализ чисто грузовых модификаций магистральных пассажирских самолетов показывает, что эти модификации позволяют значительно увеличить грузоподъемность и улучшить экономические показатели по сравнению с базовым самолетом.

Устойчивость рост объема грузовых авиационных перевозок обуславливает создание новых модификаций существующих и перспективных самолетов, способных осуществлять грузовые перевозки с улучшенными технико-экономическими показателями. Дальнейшая разработка и совершенствование конвертируемых, комбинированных и чисто грузовых модификаций магистральных пассажирских самолетов будет способствовать удовлетворению растущих потребностей в грузовых авиационных перевозок.

3. Алгоритм расчета летно-технических характеристик чисто грузовых модификаций магистральных пассажирских самолетов

Алгоритм расчета изменения составляющих пустой массы самолета при разработке чисто грузовых модификаций магистральных пассажирских самолетов.

Составляющие оборудование

Декоративная отделка салонов, панели, потолки, освещение, полки, гардеробы, система сигнализации и вызова бортпроводниц, отделка багажных отсеков, индивидуальное освещение и вентиляция и т.п. (3., с.329)

m_отд=6,17 (V_п.к.-V_б.от)^1,07

Туалеты с их системами

Для магистральных пассажирских самолетов средних и дальних линий масса одного туалета с ее системами составляет в среднем 136кг. Для самолетов коротких линий -75 кг. (3.,с.329).

m_туал=136(n_туал - 1) при L_p 1500 км

m_туал=136(n_туал - 1) при L_p 1500 км

где: - количество туалетов на самолете.

При разработке чисто грузовых модификаций масса пустого самолета может быть уменьшена за счет отсутствия фиксированной кислородной системы, портативных кислородных установок.

m_к.с=13,6 + k_кс N^м_n

k_кс = 0,544 - при полетах над сушей (L_p 4000км.)

k_кс = 1,09 - при полетах над водной поверхностью (L_p 4000км.)

Итого: m_об = m_отд + m_туал + m_кс

Анализ статистики показывает, что суммарный объем пассажирских салонов существенно превосходит потребные объемы для размещения максимальной коммерческой нагрузки более чем в два раза. Поэтому, при разработке чисто грузовых модификаций пассажирских самолетов, их фюзеляжи могут быть выполнены без багажных отсеков. В этом случае масса конструкции фюзеляжа может быть уменьшена за счет отсутствия багажных дверей, пола и оборудования багажных отсеков. Кроме того, фюзеляж чисто грузовой модификации конструктивно может быть выполнен без пассажирских, аварийных и служебных дверей и окон пассажирских салонов.

Пол багажных отсеков

m_п.б.от =k_пол S^1,045_п.б.от

где: = 10,864 кг/м² - коэффициент удельной массы пола.

Пассажирские окна (3., с.502)

m_n.ок =23,8 S_ок n_ок

где: S_ок - площадь пассажирского окна. Если в исходных данных не задано, то берется среднестатическое значение:

S_ок0,072 м²

n_ок - количество пассажирских окон. В случае отсутствия в исходных данных, определяется приближенно зависимостью:

n_ок=2,8x

В_ф - максимальная ширины фюзеляжа.

Величину дополнительной массы, вызванной вырезами в конструкции можно определить зависимостями, предложенными В.М. Шейниным в работе (5., с.276).

m_выр = k_выр q_р Sb (1+p^э)

где: k_выр=2,5...3 - статистический коэффициент

q_p=(10...12) кг/м² - поверхностная плотность регулярной конструкции фюзеляжа;

p^э=0,6 дан/см² - эксплуатационное избыточное давление.

Применительно к оценке дополнительной массы, вызванной наличием одного окна по предлагаемым выше двум методикам можно получить:

1. m_окi = 23,8 * S_ок * = 23,8 * 0,072 * = 3,832 кг

2. m_окi = k_вогр * q_p * S_ок * (1 + p^э) = 2,8*12*0,072(1+0,6)

Входные двери.

Пассажирские двери современных самолетов могут иметь разные геометрические размеры (чаще всего двух размеров). В работе /3., с.502/ дополнительную массу, вызванную наличием пассажирских дверей, предлагается определить как сумму масс заполнителя (крышки) и местного усиления конструкции.

m_бв =(34,24*S_дв1+ 22,3*) *

*(n_дв1 - 1)+(34,24*S_дв2+22,3*)*n_дв2

где: S_дв1, n_дв1 и S_дв2, n_дв2 - соответственно, площадь и количество пассажирских дверей двух типоразмеров. Их значения задаются в исходных данных.

Двери багажных отсеков

m_б.дв =(37,8 * S_б.дв + 43,15 * ) * n_б.дв

где: S_б.дв - площадь багажной двери;

n_б.дв - количество багажных дверей.

Аварийные выходы

m_ав.в =(24,94*S_ав.в + 26,8*) * n_ав.в

где: S_ав.в - площадь аварийного выхода;

n_ав.в - количество аварийных выходов.

Итого, возможное суммарное уменьшение массы конструкции фюзеляжа за счет отсутствия багажных отсеков и различных вырезов составит:

m_выр = m_п.оп + m_дв + m_б.дв + m_ав.в

Тогда, суммарное уменьшение массы пустого самолета

m_ум = m_выр + m_н.дот + m_пс + m_туал + m_отд

В случае необходимости разработки грузовой модификации с открывающейся вверх носовой грузовой дверью, например, как на самолете Б-747 F , то увеличение массы фюзеляжа можно оценить зависимостью /3.,с.503/:

m^н_гр.дв = 73,236 * S^н_{г дв}

Общие положения

Любой, даже самый удачный самолет, должен, быть в дальнейшем усовершенствован. Его характеристику коммерческой нагрузки по дальности полета, как правило, периодически улучшают изменением его конструкции или аэродинамики, усовершенствованием или заменой двигателей и, конечно, увеличением взлетной массы, причем в значительных пределах. Последнее является показателем, с одной стороны, значительного роста производительности, с другой--наличия потенциальных возможностей. Рост взлетной массы и другие изменения при модификации вызывают, в свою очередь, увеличение массы пустого самолета, но в последнее время появилась тенденция парировать рост массы путем компенсирующих облегчений.

Одной из современных проблем проектирования модификаций является их планирование, проводимое еще в период предэскизного проектирования и даже на стадии предварительных изысканий. Хотя у большой части эксплуатируемых самолетов есть модификации, планирование их возникло сравнительно недавно и в полной мере решалось лишь при создании самолетов третьего поколения. Свое дальнейшее развитие оно получило при проектировании самолетов четвертого поколения.

В прошлом обычно создавались непланируемые модификации путем использования потенциала двигателей (роста тяги) или их замены и потенциала самолета (использования естественно образуемых резервов прочности), а также путем повышения плотности компоновки при создании более рациональной конструкции пассажирских кресел. Увеличение дальности полета достигалось или улучшением газодинамических процессов двигателей, приводящим к снижению расхода топлива, или путем использования резервных объемов топливой системы самолета. При значительном возрастании взлетной массы из-за увеличения коммерческой нагрузки или запаса топлива увеличивают площадь крыла.

Последовательная и параллельная разработка модификаций

Кроме путей разграничения модификаций на планируемые и непланируемые можно различать и пути их разработки. Одни из них создают со смещением по времени, другие проектируют одновременно с базовым самолетом или одновременно несколько вариантов. Первый путь будем называть последовательной, а второй--параллельной разработкой модификаций. Правда, достаточно строгого разграничения в истории развития не наблюдалось, происходило чередование, которое можно назвать последовательно-параллельной, а в других случаях--параллельно-последовательной разработкой. При последовательной разработке для каждой последующей модификации предыдущая является как бы базовой машиной. Все реализованные при ее создании нововведения переходят в проект последующей модификации. При параллельной разработке базовый самолет является единым исходным вариантом для всех модификаций. Разрабатывать модификации целесообразно с некоторым смещением во времени, тогда они оказываются более эффективными вследствие использования не только планируемых, но и естественных резервов, которые, как правило, имеют место, но выявляются лишь в процессе испытания. В прошлом всегда модификации не планировались, преобладал последовательный вид разработки. Вначале создавался базовый самолет, а затем одна или несколько модификаций, а за ними последующие с некоторым смещением по времени. Различия между последовательной и параллельной разработкой можно показать схематично (рис. 19.1 и 19.2), рассматривая динамику одной из основных характеристик самолета--его взлетной массы или, точнее, степени ее роста.

Примером последовательной разработки могут служить модификации самолетов Ил-18 и Ил-62; одновременной (или параллельной) разработки--три модификации DС-8-20, DС-8-30, DС-8-40; затем через год--DС-8-50, а через 5...7 лет снова семейство DС-8-62, DС-8-63 (см. рис. 19.1). Таким образом, изменяются не только периоды, но и характер разработки. Среди самолетов первых двух поколений немало других примеров последовательной и одновременной разработки модификаций, а среди самолетов третьего поколения -- одновременной их разработки. Иллюстрацией последнего может служить большое семейство модификаций самолета «Тристар»: L-1011-1, L-1011-100, L-1011-300, L-1011-300 (дальний), L-1011-500, L-1011-500 (очень дальний), L-1011 (с укороченными взлетом и посадкой), L-1011-500 (с укороченным фюзеляжем для более дальних линий). Кроме того, некоторые из этих модификаций имеют еще по несколько вариантов. Семейства модификаций аэробуса DС-10 и супераэробуса В-747 также весьма значительны.

Многие самолеты третьего и четвертого поколений американских и европейских фирм создавались как семейства модификаций с учетом наибольшей общности. Русские фирмы им. С. В. Ильюшина и им. А. Н. Туполева проектировали самолеты на основе принципа унификации не только двигателей, но и некоторых систем оборудования и, что весьма важно, кабины экипажа.

Возвращаясь к методу модульного проектирования, отметим его главную особенность--все модификации в этом случае являются проектными производными одного базового самолета. В прошлом преобладала разработка каждой последующей модификации на базе предыдущей. Правда, и при разработке модификаций широкофюзеляжных самолетов это не исключено. Так, например, DС-10-30, DС-10-З0AF и DС-10-СF создаются на базе модификаций DС-10-30 (рис. 19.3). Однако в настоящее время это выглядит исключением, в то время как раньше было почти правилом.

Разработка модификаций в прошлом с преобладанием последовательного вида развития и современное проектирование семейства модификаций на основе базового самолета имеет и ряд других отличительных особенностей. Если на рис. 19.1 наблюдается непрерывное возрастание тоннажа и, следовательно, его производительности, а также связанных с ними весовой и экономической эффективности, то в отдельных случаях (см. рис. 19.2) взлетная масса последующих модификаций иногда и снижается по сравнению с массой предыдущих модификаций, т. е. проектируются модификации с размерами, меньшими, чем у базового. Приведенные графики (особенно рис. 19.2 и 19.3) в значительной степени схематичны. Здесь невозможно, например, показать те связи по времени между предыдущей и последующей модификациями, которые отражают совершенствование проведенное на предыдущей и реализуемое на последующей модификации.

Анализ динамики изменения характеристик пассажирских и грузовых модификаций (существующих и разрабатываемых) широкофюзеляжных самолетов DC-10 фирмы Макдонелл-Дуглас и В-747 (см. рис. 19.1 и 19.2) подтверждают отмеченный выше более широкий диапазон количественных изменений этих и других характеристик при модификации аэробусов, обоснованность создания более разнообразных вариантов с увеличенной или уменьшенной коммерческой нагрузкой, с сохранением и увеличением дальности полета, с увеличением и уменьшением длины фюзеляжа, с заменой и без замены двигателей.

Перечисленные отличия приводят к обобщениям, касающимся изменения основной характеристики пассажирского самолета--грузоподъемности по дальности. Если в прошлом наблюдалось увеличение числа пассажиров и массы коммерческой нагрузки при уменьшении или сохранении дальности полета у одних модификаций, а у других--увеличение дальности с сохранением массы

Рис. 15.3. Параллельно-последовательный характер разработки модификаций

коммерческой нагрузки и числа пассажиров, то у модификаций самолетов третьего поколения появилось другое сочетание: увеличение дальности при уменьшении числа пассажиров без уменьшения при этом и даже с увеличением коммерческой нагрузки в одних случаях, в других--уменьшение числа пассажиров и массы коммерческой нагрузки. Понятно, что у первой из этих модификаций возрастает взлетная масса, а у другой уменьшается. Однако желательно (из условий эффективности) уменьшать и суммарную тягу двигателей (во втором случае), если этого не происходит, то образуется переразмеренность самолета по тяге. Таким образом, модификации самолетов третьего поколения отличаются несравнимо более широким диапазоном вариации летных данных и прежде всего дальности полета, что ранее не наблюдалось.

Интересно отметить и другую особенность. При модификации самолетов редко прибегают к изменению площади крыла и других его параметров, а в тех случаях, когда это необходимо, то в очень ограниченных пределах.

Из сказанного следует, что многие базовые самолеты имеют большое число модификаций. Возникают при этом вопросы. Чем обусловлено их появление? Чем ограничено их число? На первый вопрос выше уже дан ответ--необходимостью беспрерывного совершенствования. При решении этой задачи путем создания модификаций, в противоположность созданию новых типов (речь идет не о новых моделях), экономическое преимущество во всех отношениях за модификациями. Оно проявляется: в наименьших сроках создания (не требуется столь значительный объем испытаний, не говоря уж о проектировочных и конструктивных разработках); в максимальной унификации; в минимальных затратах на разработку, производство и эксплуатацию. Все это теперь совершенно очевидно, однако раньше подобное вызывало сомнения. Более того, некоторые придерживались второго из названных здесь направлений, отдавая предпочтение созданию новых типов.

Отвечая на вопрос об ограничении числа модификаций, следует заметить, что это является следствием ряда причин, к которым прежде всего относятся: во-первых, возможности каждого данного самолета и прежде всего его резервы: во-вторых, появление самолетов последующего поколения, основанных на использовании значительных технических достижений и нововведений, реализация которых невозможна при модификации существующих.

Модификации предыдущего поколения некоторое время сохраняют свою конкретную способность, но разработка их обычно прекращается. Приостанавливается и производство тех модификаций, на смену которым созданы самолеты в новом поколении. Однако среди самолетов последующего поколения не бывает обычно полной гаммы, т. е. не создаются новые модели всех классов машин. Тогда в производстве сохраняются последние из модификаций самолетов предыдущего поколения. Примером подобного является продолжающееся производство самолетов второго поколения B-707-320В при наличии широкофюзеляжных самолетов третьего поколения. Последние являются многоместными, но существует большое число средних и дальних линий с малой плотностью пассажирского потока, для которых упомянутые самолеты являются переразмеренными. Новая модель такого самолета в классах СМС и ДМС с пассажировместимостью порядка 180 ... 220 человек появится лишь в 4-м поколении.

Необходимость планирования

Необходимость широкого планирования модификаций при разработке новых моделей самолетов определялась стремлением к сокращению периодов создания семейства модификаций на основе базового (исходного) варианта, а также потребностью унификации. Б период создания широкофюзеляжных аэробусов и супераэробусов это направление привело к разработке модульного проектирования.

Одной из наиболее сложных (на предварительной стадии проектирования) является проблема выбора потребного размера самолета, определяемого его грузоподъемностью и пассажировместимостью. Она связана с достоверностью долгосрочных прогнозов, степенью роста объема воздушных перевозок и с выбором периода эксплуатации, определяющего размерность самолета. Решение этих вопросов определяет не только облик базового самолета, но и планирование семейства модификаций.

Выбор периода эксплуатации увязывается с закономерностью роста спроса и предложения числа пассажирских мест парка самолетов. Ясно, что пассажировместимость (а следовательно, и размеры самолета), выбранная из условия потребности на начальный период эксплуатации или его конец, будет соответственно недостаточной или завышенной.

Необходимо, таким образом, решить, какими параметрами должен обладать базовый самолет и когда его необходимо модифицировать, чтобы при известном росте пассажирского потока обеспечить потребный объем перевозок на авиалиниях различной протяженности. Вопрос этот усложняется необходимостью увязки требуемой численности парка, пассажировместимости базовых самолетов и их модификаций с экономически целесообразной частотой рейсов (рост объема перевозок обеспечивается или увеличением числа самолетов, или их пассажироемкостью).

Практика проектирования и эксплуатации показывает, что создавать самолеты с пассажировместимостыо, соответствующей не первому, а какому-то последующему (или даже последнему) периоду их эксплуатации, т. е. оптимизировать параметры и размеры на какой-то средний или конечный этап их эксплуатации и, следовательно, создавать переразмеренные (но объему) фюзеляжи на момент внедрения базового самолета, экономически нецелесообразно. Периодически возникающая необходимость наращивания пассажировместимости удовлетворяется разработкой модификаций, отвечающих ситуации, складывающейся на воздушных линиях. Причем, периодичность создания, например, модификаций СМС и ДМС не превышает 2 ... 3 лет. Столь изменчивые условия и позволяют относить пассажирские самолеты к числу машин быстро «морально» стареющих и приводят к необходимости планирования модификаций.

Исторически методы планирования появлялись в основном последовательно, но нельзя утверждать, что одни из них исключают другие. Можно допустить, что и в дальнейшем будут разрабатываться модификации на основе любого из этих методов.

Под планированием модификаций понимается:

определение облика будущей модификации на стадии эскизного или даже предэскизпого проектирования базового самолета, его конфигурации и комплекса основных параметров и характеристик;

создание потенциала развития модификаций, т. е. обеспечение возможности увеличения в дальнейшем тяги двигателей или их замены, увеличения длины фюзеляжа для увеличения коммерческой нагрузки и числа пассажиров, увеличения дальности полета и, как следствие всего, возрастания взлетной массы и изменения других весовых характеристик;

решение вопроса о применении одного из методов проектирования модификаций и соответствующей его реализации. Эти методы связаны с типами машин.

В случае создания непланируемых модификаций (использования естественно образуемых резервов) резервы выявляются при испытании и используются в эксплуатации обычно для повышения взлетной массы базового самолета с целью увеличения дальности полета или увеличения коммерческой нагрузки, транспортируемой на линиях с протяженностью, достигаемой в полетах с массой коммерческой нагрузки меньше максимальной.

Для создания модификаций этими резервами обычно удается воспользоваться, при этом из конструкции «выжимают» все возможности, доводя иногда удельные нагрузки на крыло и тяговооруженность до предельных значений. При планируемых модификациях на основе резервирования или модульного проектирования перенапряженность конструкции исключена.

Метод проектирования модификации на основе резервирования

Рассматриваемый метод, как и метод модульного проектирования, о котором речь пойдет ниже, пока еще не сформулирован. Однако анализ и обобщение практики проектирования самолетов и их модификаций позволяет предложить довольно законченное определение.

Метод резервирования заключается в выборе некоторых размеров самолета с заранее определенным технически и экономически целесообразным завышением с целью создания потенциала для разработки модификаций. Ниже покажем, что целесообразно резервирование площади крыла, высоты стойки шасси и емкости топливной системы. Резервировать же тягу двигателей, объем фюзеляжа, прочность конструкции обычно нецелесообразно.

При любых методах планирования всегда приходится учитывать возможность реализации намеченных модификаций в дальнейшем посредством минимальных изменений конструкции самолета. Создание же резервов таит в себе определенное противоречие, с одной стороны, они утяжеляют конструкцию и тем препятствуют достижению максимальной эффективности, с другой--отсутствие резервов усложняет решение задачи модификации базового самолета. Известно, что одно ценное качество самолета обычно достигается за счет частичного ущемления другого: нельзя создать самолет, емкий для модификаций и одновременно обладающий максимальной эффективностью.

Процесс планирования модификаций основан, следовательно, на поисках компромиссных решений и на определении минимальных, экономически целесообразных весовых потерь ради создания резервов. Эти потери влияют на экономичность малых самолетов в меньшей степени, что можно объяснить большей коммерческой отдачей у них и меньшим коэффициентом роста взлетной массы. Следовательно, межконтинентальные ДМС целесообразно проектировать с более строгим подходом к созданию резервов.

Вопрос о резервировании, особенно в количественном представлении, весьма сложен, поскольку связан с основными требованиями, обеспечивающими длительную летную жизнь самолету и большой его тираж. К основным требованиям относятся;

а) высокая надежность систем и безопасность полета; б) экономичность эксплуатации, регулярность движения; в) перспективность развития.

О целесообразности резервирования тяги двигателей. Резервировать тягу двигателей нецелесообразно. Чтобы показать это, укажем некоторые пути увеличения тяги. Например, замена двигателей, которая относится к числу малых модификаций. Однако можно увеличивать тягу и без их замены, поскольку они обладают потенциальной возможностью наращивать тягу путем модификации на базе сохранения газогенератора, т. е. рост тяги можно планировать при разработке базового двигателя.

Напомним небольшой факт из истории модификаций. В поисках новых проектировочных решений были предложены схемы с числом двигателей 2,5 и 3,5, т. е. с бустерным двигателем, имеющим меньшую тягу, чем основные, с использованием его либо в течение всего полета, либо при взлете и посадке. Последнее более целесообразно, но могло быть реализовано лишь на самолетах, полноразмерные двигатели которых по высотной характеристике удовлетворяли требованиям к крейсированию модифицированного самолета с увеличенной массой без изменения эшелона крейсирования. Дополнительная масса такой силовой установки с бустерным двигателем значительно меньше, чем при увеличении тяги двигателей с масштабным увеличением их основных размеров. Кроме того, масса самолета снижается из-за возможного удаления вспомогательной силовой установки (ВСУ), функции которой может выполнять бустерный двигатель. Подобная схема с тремя с половиной двигателями была реализована в 1968 г. на одной модификации самолета «Трайдент».

Для обеспечения высоких значений основных летных характеристик и экономической эффективности самолета необходимо строгое соответствие двигателя и планера. И если у базового самолета это соответствие оказалось чрезмерно строгим -- без перспективы повышения удельных нагрузок на крыло, то увеличение тяги для сохранения взлетно-посадочных характеристик с ростом взлетной массы очередной модификации приведет (из условия крейсирования на заданной высоте) к необходимости увеличения площади крыла в том случае, если эта площадь выбрана без резерва.

В истории модификаций известны случаи, когда при сохранении возможности наращивания, тяги повышать величину взлетной массы не удавалось из-за ограниченности возможностей крыла, площадь которого хотя и была выбрана с резервом, но исчерпала свои возможности при развитии проекта, а двигатель, заменивший предыдущий, располагал тягой, допускавшей повышение взлетной массы в большей степени, чем площадь крыла.

Резервирование площади крыла. Целесообразно резервировать площадь крыла, т. е. выбирать ее с некоторым завышением, позволяющим в дальнейшем увеличивать удельную нагрузку (кг/м²). Это позволяет создавать в последующем модификации с малыми конструктивными изменениями.

С возрастанием взлетной и посадочной масс самолета при модификации изменяются длина сбалансированной взлетно-посадочной полосы (ВПП), градиент скорости Vу/Vг* и скорость захода на посадку (изменение происходит в меньшей степени, если тяга двигателей при этом возрастает, и в большей, если сохраняется неизменной). Однако выбранная с резервом площадь крыла позволяет эксплуатировать модификационные самолеты с аэродромов заданного класса и сохранять принятый эшелон крейсирования. Базовый же самолет будет располагать несколько лучшими (чем заданные) взлетно-посадочными характеристиками. Следовательно, некоторая переразмеренность крыла небесполезна и для базового самолета. В то же время известно, что чем выше нагрузка на крыло, тем эффективнее самолет в целом. Однако увеличивать площадь крыла при модификации в значительных пределах весьма сложно. Это связано с ростом нагрузок на всю силовую конструкцию крыла и, следовательно, с потребностью ее усиления. Увеличение площади крыла в практике создания модификаций имело место при разработке модификации В-707-320, приращение площади крыла составило S==31 м² (см. рис. 16.4) и у модификации DС-10-30 -- всего 9 м². Интересное решение было принято при разработке семейства DС-10-60: увеличение площади крыла на S ==16,2 м² привело к возрастанию нагрузок, а усиления удалось избежать.

Существует возможность ограничения площади крыла путем повышения его несущих свойств на взлетно-посадочных режимах средствами механизации, но при этом частично теряются преимущества, даваемые высоким коэффициентом подъемной силы из-за возрастания массы самолета (вследствие усложнения конструкции крыла и роста аэродинамического сопротивления). Кроме того, проблема заключается не в простом увеличении максимальной подъемной силы, а в том, чтобы получить максимально возможный c_у при одновременном достижении высокого аэродинамического качества на взлете. Таким образом, решение альтернативного вопроса о выборе глубоко механизированного крыла или крыла большей площади следует проводить с учетом конкретных условий назначения, размеров самолета и конфигурации крыла.

Примером служит один из современных самолетов, у которого трехзвеньевые закрылки занимают три четверти размаха крыла, а на передней кромке расположены предкрылки и щитки Крюгера. Благодаря столь высокой степени механизации был получен c_у ==2,5 в посадочной конфигурации, но при этом аэродинамическое качество не превышало 5, в то время как при ограниченном отклонении закрылок на взлете (с_у==2,0) аэродинамическое качество может достигнуть 10. Другой пример-- Фоккер (F-28), где вместо применения сложной механизации предпочтение отдано площади крыла, что при умеренном удлинении обеспечило те же преимущества, но с меньшим увеличением массы крыла и без усложнения конструкции.

Целесообразную степень механизации крыла можно находить с помощью весовых эквивалентов, справедливых для самолетов с определенными значениями энерговооруженности и нагрузки на крыло. Подход к решению этой довольно общей задачи может быть различным. Один, предложенный А. А. Бадягиным [5], заключается в определении весового эквивалента изменения c_у на 0,1. Он показывает предел целесообразных весовых издержек. Другой путь непосредственного решения заключается в определении возможного прироста взлетной массы путем повышения степени механизации при сохранении ВПП. Понятно, что часть прироста взлетной массы покрывает увеличение массы конструкции, связанное с механизацией крыла (с учетом, коэффициента роста _р). Но большая его часть позволяет повысить массу коммерческой нагрузки или запас топлива, что и должно подтверждать экономическую эффективность повышения степени механизации передней и задней кромок крыла.

Проблема площади усложняется при выборе крыла для самолетов малой дальности полета. На самолетах большой дальности удается использовать крейсерские возможности практически любого крыла (размеры которого выбраны из условий взлетно-посадочных характеристик) путем выбора высоты полета, соответствующей максимальному значению аэродинамического качества. Дело в том, что влияние удельной нагрузки на крыло р, на весовые характеристики и на дальность полета самолетов различных классов неодинаково. Для короткорейсовых обычно двухдвигательных самолетов оно невелико. Объясняется это тем, что изменение р в сторону увеличения (путем уменьшения площади крыла), с одной стороны, вызывает снижение взлетной массы m₀(S), так как уменьшает массу крыла и выгодно увеличивает Су, с другой -- вызывает увеличение взлетной массы, что приводит к росту относительной площади миделя фюзеляжа F_ф, и гондол

и увеличивает размер, а следовательно, массу силовой установки m_с.у и запас топлива m_т . В итоге возможно такое положение, когда отрицательное и положительное влияния изменения р на величину взлетной массы взаимно компенсируются:

Значительное завышение площади крыла и снижение р на тех же короткорейсовых самолетах (обычно с небольшим эшелоном крейсирования) может оказаться вредным как из условия сопротивления, так и из условия достижения весовой эффективности. Заметим, что влияние завышения площади на короткорейсовых самолетах зависит от конкретных условий и не всегда оказывается вредным. Например, если высота полета не превышает 6000 м, то издержки невелики. Если же она достигает 8000...9000 м, то при увеличении площади крыла в небольших пределах (на 10...15%) крейсерская эффективность (М_k/c_р) может даже возрасти, так как качество (при том же М_кр) увеличится на 3...4% вследствие уменьшения относительного значения М. Однако соответствующее уменьшение запаса топлива (при L=соnst) не компенсирует увеличения массы пустого снаряженного самолета (m_п.сн). Последнее вызывается не только увеличением площади крыла и связанной с этим площади оперения, но и утяжелением фюзеляжа вследствие увеличения размеров оперения и нагрузок на него. Таким образом, выбор крыла для двухдвигательного самолета действительно приобретает особую остроту: излишняя площадь, как и лишняя масса, вредна, а недостаток ее может привести к не менее печальным последствиям -- самолет будет или бесперспективным для развития модификаций, или (в случае просчета в определении m_п.сн или k) непригодным для эксплуатации с заданного класса аэродромов.

Следовательно, выбор площади крыла должен производиться на основе тщательного и всестороннего исследования с учетом неизбежного роста массы снаряженного самолета (и увеличения при этом взлетной массы) в процессе проектирования и планирования модификаций.

Для иллюстрации сказанного о выборе тяги двигателей и площади крыла приведем несколько примеров из истории создания пассажирских самолетов и развития их модификаций.

1. Выбор площади крыла с некоторым завышением для самолета Ил-18 позволил в процессе развития проекта изменить его характеристику грузоподъемности по дальности с 10 т, транспортируемых на 2000 км, до 13,5 т--на 2700 км и повысить при этом взлетную массу с 52,3 до 61 т, а при очередной модификации -- до 64 т с целью увеличения дальности до 3700 км. Рационально выбранная площадь крыла позволила увеличить производительность в 1,6 раза и сохранить при этом условия базирования (класс аэродрома).

2. Аналогично на Ил-62 было выбрано крыло с завышением, что позволило сдать в эксплуатацию самолет с коммерческой нагрузкой 23 т, транспортируемой на дальность 6700 км, при проектном значении 20 т, транспортируемой на дальность 4500 км. Соответственно взлетная масса была увеличена со 152 до 161 т, а при модификации (Ил-62М) -- до 165 т.

3. Размеры самолета Ту-154 определились ориентацией на существующий (к началу проектирования самолета) двигатель конструкции Н.Д. Кузнецова (уже установленного тогда на Ил-62). Площадь крыла была выбрана в хорошем соответствии с тягой этого двигателя. Это привело, во-первых, к созданию более крупнотоннажного самолета, чем его предшественники в этом классе самолетов (что соответствует закономерности развития пассажирских самолетов), и, во-вторых, к созданию резервов для разработки модификации, число пассажирских мест у которой было повышено со 152 до 180 (см. рис. 17.2).

4. У семейства модификаций DС-10-60 удельная нагрузка на крыло была повышена до 790 даН/м² против 590 даН/м² базового самолета DС-10-10.

5. Другие примеры из зарубежной практики авиастроения могут быть иллюстрированы изменением основных параметров (удельной нагрузки на крыло р и тяговооруженности самолета Р), показывающим, что площадь крыла обычно выбирается с резервом. Это позволяет при дальнейшем развитии самолета (росте его производительности) и при создании модификации увеличивать взлетную массу, повышая удельную нагрузку на крыло. Легко заметить, что при беспрерывном и значительном возрастании последней тяговооруженность самолетов в большинстве случаев изменяется незначительно. Это объясняется отмеченной ранее возможностью наращивания тяги двигателей, при проектировании которых обычно создают определенные резервы (наибольшими возможностями наращивания тяги обладают двигатели с большей степенью двухконтурности).

Интересна еще одна закономерность: в проектах почти всех самолетов энерговооруженности при отказе одного из двигателей составляла 0,19...0,20. Полная энерговооруженность этих самолетов поддерживалась при модификации примерно на одном уровне. Исключением из устойчивого постоянства сохранения энерговооруженности при приросте удельной нагрузки является самолет A-300. Объяснить это можно прежде всего его двухдвигательной схемой силовой установки, в то время как у остальных представленных самолетов число их составляет 3 и 4. Выбор тяги вследствие этого был выполнен, видимо, с некоторым завышением. Резкий скачок тяги объясняется увеличением у этой модификации числа двигателей до 4.

Другим исключением является скачкообразное возрастание энерговооруженности и уменьшение удельной нагрузки у модификации В-747SР. Фирма, создавая дальнюю модификацию, уменьшила массу коммерческой нагрузки и пустого самолета, что (даже при увеличении запаса топлива) привело к снижению взлетной массы. Тяга двигателей и площадь крыла были сохранены без изменения. Энерговооруженность самолетов сохранилась примерно на одном уровне или даже постоянной путем наращивания тяги или замены двигателей. Последнее встречается достаточно часто. Так, в прошлом на самолете В-707 при его модификациях тип двигателей заменяли 9 раз.

Следует заметить, что рост удельных нагрузок в процессе как развития проекта самолета, так и создания его модификаций характерен вообще для большого числа самолетов различных поколений.

Понятно, что с возрастанием удельных нагрузок и снижением энерговооруженности изменяется потребная длина сбалансированной ВПП. Однако при рациональном выборе значений этих двух параметров для базового самолета при его проектировании аэродромные условия (т. е. длину ВПП) для его модификаций обычно удается сохранить.

О целесообразности резервирования объемов фюзеляжа. Резервировать размеры фюзеляжа, так же как и тягу двигателей, нецелесообразно с точки зрения как рационального проектирования, так и эксплуатации.

Завышение объема фюзеляжа снижает весовую эффективность, поскольку приводит или к уменьшению плотности компоновки, или к более многоместному базовому самолету, чем это представляется необходимым по прогнозам и технико-экономическим обоснованиям выбора оптимального размера самолета. Если достоверность потребной пассажировместимости не вызывает сомнений и в конце концов подтвердится, то резерв объема фюзеляжа приведет к снижению экономической эффективности самолета, поскольку избыточный объем утяжеляет самолет и повышает себестоимость перевозок. В то же время последующее увеличение длины фюзеляжа при модификации (когда появится потребность в увеличении числа мест) не является проблемой и относится к числу малых модификаций.

Эксплуатационные недостатки самолета с завышенными размерами фюзеляжа таковы:

при нормальной плотности компоновки салонов завышение числа пассажирских мест против потребного приводит к снижению коэффициента пассажирозагрузки и, следовательно, повышает себестоимость эксплуатации (несмотря на то, что порог рентабельности при этом снижается) или снижает частоту рейсов;

уменьшение плотности компоновки может удержать коэффициент пассажирозагрузки на среднем установившемся уровне, но снижает экономичность эксплуатации из-за избыточной массы самолета (связанной с завышением размеров фюзеляжа) .

Нецелесообразность резервирования объема достаточно очевидна, но следует коснуться и другой стороны вопроса, менее ясной. Дело в том, что при выборе пассажировместимости, влияющей на общие размеры самолета, всегда возникают сомнения в достоверности прогнозов. Этим и объясняется тенденция завышения размеров фюзеляжа, а следовательно, и самолета. Практика часто подтверждает некоторое занижение прогнозов. Ведь прогнозировать рост объема перевозок приходится минимум на 10... 12-летний период, если отсчитывать от начала предэскизной разработки (в том числе 4... 5 лет на разработку базового самолета, 2...3 года на создание минимального парка и примерно 4 года--до появления модификации).

Покажем влияние на весовые данные завышения длины фюзеляжа. Так, масса отсека фюзеляжа с d=6 и l_ф=1 м с интерьером, креслами, изоляцией и коммуникациями составляет 650... 700 кг. Увеличение взлетной массы самолета с учетом коэффициента роста, который при m_т=25 ... 30% равен 2,0...2,5, достигает 1700 кг. Столь значительное увеличение взлетной массы получается при условии выполнения (при проектировании базового самолета) правила трех констант: удельной нагрузки на крыло, тяговооруженности и относительного запаса топлива. При модификации самолета эти правила не сохраняются и возрастание массы самолета неизмеримо меньше, а увеличение длины фюзеляжа лежит в следующих пределах: на узкофюзе-ляжных СМС В-727-200 и ДМС DС-8-61 l_ф=6,1 и 11,8 м соответственно: на широкофюзеляжных ДМС DС-10-61 и DС-10-62 l=12,2 и 8,1 м соответственно.

Таким образом, избыточный объем фюзеляжа приводит к вредному завышению массы самолета, в то время как завышение площади крыла (с соответствующими весовыми издержками) не является бесполезным. Это справедливо при условии достоверности прогнозов, на которых основаны требования к самолету.

Модификации с удлиненными фюзеляжами эксплуатируют, как правило, на линиях протяженностью, равной расчетной дальности или даже меньшей. При полетах на большую дальность (с большим запасом топлива) допустимая коммерческая нагрузка (из условия взлетной массы) составляет 40 ...50% максимального ее значения. В результате самолет, обремененный относительно большим и тяжелым фюзеляжем, совершает полет полупустым. Это несоответствие увеличивается по мере пассажировместимости базовых самолетов или их модификаций. Заметим, что масса неиспользуемой в дальних полетах части фюзеляжа по своему значению соизмерима со значением нагрузки, транспортируемой в этой части фюзеляжа.

Резервирование высоты стоек шасси (или посадочного угла). Высоту стоек шасси целесообразно выбирать с некоторым завышением с целью создания резервного угла касания земли хвостовой частью фюзеляжа при посадке (рис. 15.4). Это позволяет при модификации увеличивать длину фюзеляжа без увеличения высоты стойки шасси. Весовые издержки при таком резервировании невелики, поскольку значение этого угла изменяется с увеличением длины лишь хвостовой части фюзеляжа, а последняя (из условия центровки самолета) возрастает не более чем на 0,5 общей длины вставки. Следовательно, резервный угол и завышение стойки шасси невелики. Возможны случаи увеличения длины фюзеляжа при отсутствии резервного угла.

Резервирование объемов топливной системы. Создавать преднамеренно избыточную емкость не приходится, она обычно образуется непроизвольно. Целесообразны лишь минимально конструктивные устройства в резервных объемах крыла, пригодных в дальнейшем для увеличения емкости.

Рис. 15.4. Резервирование высоты стоек

О целесообразности резервов прочности конструкции. Создавать запасы прочности вряд ли целесообразно. Практика показывает, что высокоэффективная конструкция создается как раз при проектировании на заниженные нагрузки. При увеличении взлетной массы в последующих модификациях удается использовать естественные прочностные резервы, обычно обнаруживаемые при статических испытаниях независимо от подхода к разработке силовой конструкции. Весовой потенциал увеличивается в наибольшей степени при обнаружении запасов прочности крыла, так как проводить усиление этой части самолета сложнее, чем других, а главное, эти резервы могут быть использованы для увеличения площади крыла у последующих модификаций. Правда, естественные резервы прочности не всегда равномерно распределены, кроме того, в одних частях самолета их удается обнаружить, а в других--нет. Однако местные усиления, как правило, не являются сложными. Следует отметить, что резервами прочности, если они обнаружены, не всегда удается воспользоваться с целью модификации самолета, например, в тех случаях, когда одна из проектных характеристик при испытании самолета не подтвердилась из-за ошибки в определении массы пустого самолета или аэродинамического качества. Так случилось при создании самолета B-737: вследствие ошибки в определении лобового сопротивления резервы прочности пришлось использовать при повышении взлетной массы с целью увеличения запаса топлива, необходимого для обеспечения проектной гарантированной дальности полета. Но и среди хорошо спроектированных самолетов, пожалуй, мало таких, производительность которых не удалось бы повысить за счет естественных резервов прочности силовой конструкции.

Интересным является принятое в свое время при разработке проекта семейства модификаций решение фирмы «Макдонелл-Дуглас». Конструкторы пытались избежать необходимости усиления силового набора крыла при резком увеличении взлетной массы на 37,0% и, следовательно, других расчетных нагрузок, а площади крыла--всего лишь на 4,9%, т. е. на 16,2м² (удельная нагрузка на крыло возрастала с 6060 до 7920 даН/м²). Такое повышение действующих нагрузок не могло быть реализовано за счет каких-либо резервов (они были бы слишком велики). Избежать усиления силового набора планировалось применением активного управления для снижения нагрузок. Проблема базирования решалась путем добавления двух колес к подфюзеляжной главной опоре шасси.

Концепция проектирования с весовым резервом прямого отношения к планированию модификаций не имеет, но все же при выборе площади крыла следует исходить из проектного значения взлетной массы, учитывающего коэффициент весового резерва. Природа последнего обусловлена особенностями процесса проектирования и не связана с вопросами планирования модификаций.

В заключение следует сказать о двух противоречивых предпосылках проектирования, которые можно выделить условно, так как все несколько сложнее.

Первая из них--стремление к наибольшей эффективности базового самолета и, следовательно, выбор всех размеров в строгом соответствии с заданной производительностью и классом ВПП путем оптимизации основных параметров (например, по минимальной себестоимости перевозок или по максимальной топливной эффективности). При этом следует учитывать неизбежное возрастание массы конструкции при проектировании, закономерность возрастания которой рассматривается в работе. В таком случае создание модификации возможно за счет естественных (непланируемых) резервов или путем глубоких модификаций.

...