вается степень риска при использовании новой, непроверенной схемы.

Оценку и анализ схемы легче всего проводить с помощью матрицы признаков компоновочных схем, составляемых на основе ТТТ, опыта КБ, исследований и рекомендаций НИИ и, конечно, на основе идей и творческих замыслов главного конструктора.

На рис. 5.13 в качестве примера приведена матрица признаков компоновочных схем для пассажирских самолетов и проведен выбор схем для самолетов класса Ту-154 и класса Макдоннел-Дуглас ДС-10.

В условиях системы автоматизированного проектирования матрица признаков компоновочных схем позволяет синтезировать компоновочные схемы самолетов по характерным геометрическим и техническим признакам, т. е. является классификатором компоновочных решений. Матрица может служить основой для построения программ распознавания прототипов самолетов по их геометрическому признаку. При этом каждой клетке матрицы должен соответствовать определенный массив числовых и описательных данных, хранящихся в банке инженерной информации и содержащих характеристику частного компоновочного решения (наличие прототипа, повторяемость, рекомендуемый диапазон применения, аэродинамическая, весовая, конструктивная и эксплуатационная характеристики).

При отсутствии программы распознавания матрица является справочным материалом для выбора концепции компоновочной (общей) схемы нового самолета методом экспертных оценок.

В процессе создания компоновки нового самолета больше, чем в каком-либо другом, присутствуют интуиция и воображение конструктора. Особенно это относится к стадии разработки концепции компоновочной схемы, т. е. к стадии появления первого рисунка самолета. Рисунок создается на основе матрицы альтернативных компоновочных схем, которая подсознательно существует в памяти конструктора-проектировщика. Даже беглое знакомство с матрицей показывает, что число схем самолетов одинакового тактического назначения может быть очень большим. Об этом же говорит и опыт создания самолетов по конкурсам. Проектирующиеся в разных фирмах, но по одним и тем же ТТЗ самолеты могут иметь существенное различие в схемах. Все это является косвенным подтверждением того, что, очевидно, пока нельзя поручить ЭВМ синтез первого рисунка самолета. Попытка игнорировать элементы творчества приводит к появлению программ синтеза, не учитывающих очень многих функциональных связей (их просто невозможно учесть, ибо разум - всегда впереди физических моделей, им же созданных) и синтезирующих жестко детерминированные компоновочные схемы, отражающие уже пройденный этап в развитии авиации.

Глава 6

РАСЧЕТ МАССЫ САМОЛЕТА 6.1. КЛАССИФИКАЦИЯ МАССЫ САМОЛЕТА

Сложность расчета массы самолета в процессе проектирования объясняется тем, что на начальных этапах проектирования самолета, особенно не имеющего прототипов, трудно или невозможно учесть все требования к конструкции и условия ее эксплуатации. Трудность усугубляется еще и тем, что масса конструкции и масса других составляющих сами зависят от величины взлетной массы. Конструктору с самого начала приходится иметь дело с противоречием: взлетную массу нельзя определить, не определив массы всех составляющих, а массу каждого из составляющих невозможно найти, не имея взлетной массы.

Приходится идти методом последовательных приближений (итераций), применять вначале приближенные, а затем все более уточненные методы и формулы для расчетов.

Чтобы рассчитать взлетную массу и с единых позиций ее анализировать, надо прежде всего установить, из каких слагаемых она состоит, т. е. необходимо классифицировать массу самолета.

Классификация массы самолета (весовая классификация), как и любая другая, является условной.

К группе конструкция самолетов относятся:

- крыло с герметизацией топливных отсеков;

- фюзеляж, включая тормозные аэродинамические щитки, полы и перегородки, герметизацию отсеков;

- оперение, включая форкиль, гребни и шайбы;

- взлетно-посадочные устройства (шасси) со створками и цилиндрами уборки - выпуска шасси, обтекатели шасси, тормозные парашюты;

- окраска поверхности самолета.

К группе силовая установка относятся:

- двигатели (основные и вспомогательные, подъемные, не-сбрасываемые разгонно-тормозные, дополнительные) с системами реверсирования, шумоглушения, самолетными агрегатами двигателей;

- воздушные винты и коки;

- пилоны, капоты, моторамы;

- воздухозаборники *;

- системы двигателей (запуска, регулирования заборников и сопл, охлаждения, огнетушения, управления, противообледе-нения и маслосистема);

- топливная система, включая баки с протекторами, установочную арматуру баков, систему подачи топлива, систему аварий-

* На самолетах с двигателями внутри фюзеляжа массу воздуховодов, конструктивно связанных с фюзеляжем, следует относить к группе конструкция самолета .

ного слива топлива, систему нейтрального газа, систему автоматического управления расхода топлива, систему заправки топлива в воздухе и на земле.

Подгруппу управление самолета относят теперь, как правило, к группе оборудование и управление , так как основными элементами системы управления самолета являются теперь элементы бустерного управления и автоматики.

Масса нерасходуемых в полете жидкостей и газов в системе оборудования и управления относится к массе данной группы.

Расходуемые в полете технические жидкости, например про-тивообледенительная, входят в группу снаряжение и служебная нагрузка . В эту же группу, кроме того, входят:

- экипаж (летно-подъемный и стюардессы);

- парашюты экипажа (на военных и спортивных самолетах);

- личные вещи и багаж экипажа;

- невырабатываемое топливо;

- масло для силовых установок;

- съемное оборудование буфетов, гардеробов, туалетов, посуда, ковры, шторы и т. п.;

- аварийно-спасательное оборудование (лодки, пояса, аварийные пайки, переносная аппаратура, аварийные трапы);

- служебная нагрузка (трапы, лестницы, чехлы, инструмент, запасные части, сигнальные ракеты и т. п.);

- дополнительное снаряжение (подвесные и дополнительные баки без топлива, подвески специальных грузов, съемная броня).

К полезной нагрузке следует относить только целевую нагрузку, ради транспортировки которой и создается самолет.

Расчетная взлетная масса состоит из массы пустого самолета и полной нагрузки (рис. 6.1). Весовая сводка с разбивкой на группы, соответствующие данной классификации, приведена в приложении.

Взлетная масса самолета

Полная нагрузка

снаряжение и САун<е(!ная нпгпизна

Лплшия толевая)

ТоппаВо

Масса пустого снарятенноео самопетп

Рис. 6.1 Разбивка взлетной массы самолета

6.2. РАСЧЕТ МАССЫ САМОЛЕТА В ПЕРВОМ ПРИБЛИЖЕНИИ

Взлетная масса самолета представляет собой сумму:

Щ = / кон + / с. у + / об. УПР + / т + / ц. н + / сл. (6.1)

где /Икон = fi (/ о, параметры крыла) - масса конструкции; /Псу = /а (/ о, параметры силовой установки) - масса силовой установки; /Поб.упр =/з (/ о, параметры оборудования управления и всего самолета) - масса оборудования и управления; /Ит = fi (Щ, V, L, Н, Ср, К = CylCx, режим полета) - масса топлива; /ИЦ.Н = const - заданная целевая нагрузка; /Иол = = const - известная служебная нагрузка и снаряжение.

Зависимость Шкон. / о. у,/ об. упр от/По весьма сильная и сложная (см. разд. 6.3), зависимость т. от практически линейная. В результате получается сложное трансцендентное уравнение, которое невозможно решить относительно в явном (конечном) виде. Выход из этого затруднения при расчете взлетной массы первого приближения следующий.

Чтобы уменьшить влияние на /Икоя. / су, / об.упр, / т. разделим обе части (6.1) на т.

1 = /Пкон + т,. у + Шоб. + + - + . (6.2)

Относительные величины fhos, а.у, об.упр слабее зависят от /По, чем абсолютные их значения; не зависит от т.

Если принять (т он, ту, об.упр, т) = const по статистике (табл. 6.1), то из (6.2) получим взлетную массу самолета в первом приближении:

(6.3)

/ ч /Иц. н + /Исл

1 - /Икон - /Ис. у - /Иоб. упр -

При проектировании самолетов-истребителей вертикального взлета и посадки относительную массу силовой установки, указанную в табл. 6.1, следует в первом приближении увеличить на 25 ... ... 30 %, а относительную массу оборудования и управления - на 15 ... 20 %.

Значения /й в табл. 6.1 сугубо ориентировочные, так как относительная масса топлива зависит от расчетных значений дальности Lp или времени полета t. Поэтому данные табл. 6.1 в отнощении /й рекомендуется корректировать в каждом конкретном случае по формуле первого приближения:

а + Wp = а + bLp/1/крейо, (6.4)

где fp в ч; Lp в км; Укрейс в км/ч; а = 0,04 ... 0,05 для легких неманевренных самолетов {/По < 6000 кг) и а = 0,06... 0,07 для всех других самолетов; b = 0,05 ... 0,06 для дозвуковых самолетов и b = 0,14 ... 0,15 для сверхзвуковых самолетов. Меньшие значения коэффициента b соответствуют самолетам большего тоннажа.

6.3. РАСЧЕТ МАССЫ САМОЛЕТА ВО ВТОРОМ ПРИБЛИЖЕНИИ 6.3.1. Методика расчета

Изложенный ниже расчет массы самолета во втором приближении {тц предназначен в основном для студентов авиационных вузов и факультетов. Он может быть также использован в предварительном (предэскизном) проектировании самолетов, при составлении ТЗ, аванпроектов и т. п.

Методика расчета (mo)ii состоит в следуюш,ем.

Для решения уравнения (6.1) задаются некоторым значением и подсчитывают сумму справа при фиксированных значениях пара-130

{тд}][-рвшеиие

о (гпо)! (Шо), (т )2, (mo)j \тд

Рис. 6.2. Схема расчета взлетной массы самолета во втором приближении

метров агрегатов и летных характеристик. Расчет повторяют до тех пор, изменяя значение /По, пока /Ио слева и сумма справа не будут равны (с некоторой допустимой погрешностью). Для этой цели полезно составить программу итераций и определять взлетную массу (mi с помощью ЭВМ, хотя без большой затраты времени расчет (/По)п можно вести и без ЭВМ: достаточно по трем точкам (i = 3, рис. 6.2) построить плавную кривую и найти решение. В качестве первого значения при расчете (mo)ii следует брать (mo)i. найденное предварительно по формуле (6.3).

Таким образом, основное отличие расчета (то)п от расчета {mi состоит в том, что во втором приближении учитывается зависимость масс конструкции, силовой установки, оборудования и управления от взлетной массы, в результате чего не удается найти (/Ло)п в явном (конечном) виде (как и в первом приближении) и приходится применять метод итераций.

Рассмотрим определение (mo)ii по элементам. Для простоты расчетов ниже приведены только основные рекомендуемые весовые формулы применительно к самолетам различного назначения и тоннажа. При более подробных весовых расчетах и анализах необходимо использовать специальную литературу, например [7, 33].

6.3.2. Масса конструкции

Эту величину составляют массы крыла, фюзеляжа, оперения и шасси. В относительных величинах

икон = конМо = Й р + /Йф -f /Йоп + /Йщ.

Относительная масса крыла. В среднем /й р 0,08...0,12, что составляет 30 ... 40 % массы конструкции самолета.

При проектировании дозвуковых неманевренных самолетов с взлетной массой /ИоЮкг

+ 4 Л ц- 1\ , 4,5fe2fe3 ,

(6.5)

где 1 зависит от ресурса крыла:

IoVo(co)°cos-5C

Ресурс крыла, тыс. ч....... 15 ... 20 25 ... 30 40 ... 50

Й1 . ............. 0,96 1,00 1,05

Пр -заданная нормами прочности расчетная перегрузка,

1685

p,(l/cosx + 2A)

-, но не менее 3,45;

Относительные массы конструкции, силовой установки, оборудования и управления, а также топлива самолетов с обычным взлетом и посадкой