Пользуясь формулой (3.88) получим, что замена стали на бериллий в данном примере оправдана. Однако для самолетов с взлетной массой 200 т, у которых АС < 250...260 руб./кг, такая замена нецелесообразна (если нет уверенности в снижении стоимости бериллневого сплава ко времени постройки самолета).

Глава 4

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ ДЛЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ-ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ И СВЯЗЬ ЭТИХ ПАРАМЕТРОВ С ЛЕТНЫМИ ТЕХНИЧЕСКИМИ ХАРАКТЕРИСТИКАМИ САМОЛЕТА

4.1. ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ ДЛЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ

В гл. 2 говорилось о том, что в проектировании самолета имеется две стадии: внешнее проектирование и внутреннее проектирование. В дальнейшем рассматриваются проблемы внутреннего проектирования.

Высший иерархический уровень внутреннего проектирования, соответствующий этапу разработки технического предложения (этапу предварительного проектирования), имеет своей задачей формирование облика самолета: выбор схемы самолета и определение наивыгоднейшего сочетания основных параметров самолета и его систем, удовлетворяющих заданным тактико-техническим требованиям (см. уровень Ш в табл. 2.2).

Исходными данными для проектирования самолета могут быть:

- тактико-технические требования заказчика к данному самолету;

- идеи главного конструктора;

- рекомендации НИИ промышленности.

Кроме того, исходными данными для проектирования являются и ограничения на условия эксплуатации и на особенности применения самолета (ограничения на результаты проектирования) и ограничения, обусловливаемые методами проектирования.

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 пассажирских самолетов СССР );

- 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 (н. в), давлении (Рн. в), удельном весе (у), плотности (р) воздуха, об отнощении плотности воздуха на данной высоте к плотности воздуха на уровне океана (А), 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. 4.1):

- 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 = ±15 м/с.

Таблица 4.1 Основные данные о характерных условиях атмосферы

Основные данные о климатических условиях

Таблица 4.2

Тип климата

Увяовия

Температура, °С

Пустынный

Тропический

Морской Арктический

Большие высоты

Сухая жара, интенсивная солнечная радиация, песчаная пыль

Влажная жара, высокая относительная влажность, рост плесени, разрушающее действие насекомых

Влажная соленая пыль

Низкая температура, ледяная пыль

Низкая температура, низкое давление, конденсация водяных паров, обусловленная быстрым изменением температуры

Воздух до -1-60, земля до -1-75 Воздух до -{-40, земля до -t-70 -f50 -25

Ночью до -10

Ночью до -f 25

До -70 До -90

Нагрузки при болтанке рассчитываются при индикаторной скорости вертикального порыва ветра Wyi = ± 15 м/с (Wyt = .

4.2. ОГРАНИЧЕНИЯ, НАКЛАДЫВАЕМЫЕ НОРМАМИ ЛЕТНОЙ годности ГРАЖДАНСКИХ САМОЛЕТОВ СССР (НЛГС-2)

4.2.1. Требования к взлету

В НЛГС-2 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 Уп.н.ш 1,05У ,пвзл;

б) скорость при отрыве самолета от земли на взлете Уотр 1>1Ут1пвзл-для самолетов с двумя и тремя двигателями; VoTp 1.07Утш взл - для самолетов с четырьмя двигателями;

в) скорость Vi в конце первого этапа взлета в первой взлетной конфигурации самолета (механизация крыла во взлетном положении, шасси выпущено): V2 1,2Ущ1п взл -Для самолетов с двумя и тремя двигателями; Va 1,1 бУтш взл - для самолетов с четырьмя двигателями.

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

mog == cSpyV2

Йортрушая траентория 8шта и набора Высоты Нйчопо уЛрни механизации крыла

Подъем тредмеи \

опоры шасси Отказ одного

вдиеателя Старт

Конец упорно шасси

Рис 4 I Сх.ма взлета самолета с одним отказавшим двигателем по НЛГС-2

НИС. 4.1. CXtMd ьллс концевая полоса безопасности

И при высоте аэродрома, соответствующей уровню океана (Я = 0), Ро = 1,225 кг/м то

(4.1)

2.10 mog/(10S). Ро

Ут\пъгп 1 225 С шах взл % шах взл

Здесь с шахвзл-значение c.x при взлетном положении механизации ла; - масса са.молета при взлете кг, нагрузка на один квадратный метр площади крыла, даН/м .

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

2-10 og/(105) 1786 Р° . (4.2)

1,120 Cj шах Взл

1/2 у min

Г(/ шах Взл

Примечание. В системе МКГСС величина р = 0,125 кгсм* и формулы (4.1) И (4.2) имеют вид

Vmin взл = 16

Су шах Взл

И Vmin взл =17,5

Су max Взл

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

В формулах 4.1 и 4.2 значение с,п,ах взл соответствует с, шахпри взлетном положении механизации крыла (рис. 4.2). Тогда при

= 2 или 3

У = (1,2Vniin взл) = 1 ,44ymin взл =

23,5( в РУ у! 25,7 -\ , (4.3)

С(/ шах Взл \ С(/ max взл /

а при Ддв = 4

1 = (1,15Уп взл) = 21,6--(в РУ 1/223,6-22-) (4.4)

i-ymax взл \ i-i/шах Взл /

И c</v= =С;,шахвзл/1,44 или су. = Су шах азл/1,3225, соответственно для самолетов с двумя и тремя или с четырьмя двигателями.

дтах лее

Су тая ш

Рис. 4.2. Зависимость коэффициента подъемной силы Су от угла атаки а при различных положениях механизации крыла:

/ - 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 чем1 больше величина сшахвзл. .тем большая удельная нагрузка на крыло ро может быть допущена. На рис. 4.2 показано, какое большое значение для увеличения ;t7o (а следовательно, и уменьшения площади крыла S) имеет установка на крыле предкрылков (растет Су).

4.2.2. Условия обеспечения заданной длины разбега

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:

разб -

Уотр

\ mog /ор

/разб

(4.5)

2разб

. Щ8

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

даН; () =

0,95Ро, Яразб - аэродинамическое качество самолета при разбеге, Дразб = 5 ... 6 для сверхзвуковых самолетов; Крязп == = 8 ... 10 для дозвуковых самолетов; /рд - коэффициент трения колес шасси при разбеге.

Обычно принимаются следующие величины /pgg:

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 Уотр = 1,15Fmin взл и Птр = 23,6ро/Су шах взл

(по РУ), то формулу (4.5) можно представить в виде 1,2 р.

разб

(4.6)

Су шах взл р / Q f I 1 \

cp--2-(3/pa36 + -j

Легко видеть, что длина разбега самолета при взлете прямо пропорциональна величине удельной нагрузки на крыло р

Рис. 4.3. Изменение длины разбега самолета из-за изменения на 20 % аэродинамического качества самолета на разбеге (ДЛГразб) и из-за изменения на 20 % тяговооруженно-сти самолета (ДР) в зависимости от величины

начальной тяговооруженности (Ро): / - зона тяговооруженности современных дозвуковых пассажирских самолетов

И обратно пропорциональна величине Сушах взп- Влияние измснения тяговооруженности Ро и аэродинамического качества самолета при разбе-

-ВО -70 -ВО -50 -40 -30 -20 -10

о 0,1 о,г о? 0/10,5 0,0 o;j ор оРо

ге /Сразб тем больше, чем меньше начальная (стартовая) тяговооружеиность (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 тяговооружеиность 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.

4.2.3. Требования к набору высоты

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

n.HSss tg Оя-ЮО %, (4.7)

а tg 0я по отдельным этапам набора высоты задан в табл. 4.3.

Таблица 4.3

Значения tg 9 при наборе высоты с одним отказавшим двигателем *

* Расчетным является этап 3 (механизация крыла отклонена во взлетное положение; шасси убрано).