Ро = gmo/(10S) - нагрузка на 1 крыла при взлете даН/м; X - стреловидность крыла по 1/4 хорд, градус; % - удлинение крыла; ф - коэффициент, учитывающий разгрузку,

Ф = 0,92 - 0,83 {z кр)2 т,. р 3,5 Ц [(гр. .f m,p. р]. (6.6)

Здесь Zt.kp = 2гт.кр/- относительная наибольшая координата топлива в крыле (от оси симметрии самолета); I - размах крыла; 2гр. кр = 2Zrp. кр/ - относительная координата какого-либо груза на (в) крыле; т.кр - относительная масса топлива в двух половинах крыла; Шрр.кр - относительная масса груза, связанного с крылом (двигатели, шасси и т. п.); берется масса груза на обеих половинах крыла. Если целевая нагрузка размещается не в крыле, то

Ф 0,92 - 0,5т.кр-0,1 fee. V. (6.7)

где fee. у = 1, когда двигатели установлены на крыле; в остальных случаях fee.у = 0.

В формуле (6.5) /По - взлетная масса (кг); Cq - относительная толщина крыла у борта фюзеляжа (по потоку); р = cjcc, - относительная толщина крыла на конце; т] - сужение крыла в плане (т] = bjb.

Значения коэффициента

Крыло без наплывов, предкрылков и интерцепторов, закрылки двух-

щелевые........................... 1,0

Крыло с наплывами в корневой части, предкрылками и интерцепторами, закрылки трехщелевые....................... 1,6

Крыло с наплывами и интерцепторами, но без предкрылков; закрылки двухщелевые............................ 1,4

Крыло без наплывов и предкрылков, но с интерцепторами; закрылки двухщелевые............................ 1,2

Значения коэффициента

В крыле установлены мягкие баки................. 1,0

Баки-кессоны имеют поверхностную герметизацию......... 1,2

Баки-кессоны имеют внутришовную герметизацию......... 1,05

При проектировании сверхзвуковых неманевренных самолетов с взлетной массой /ПоЮкг

где Сер = (со + Ск)/2, kf - температурный коэффициент (табл. 6.2); Ф - по формуле (6.6) или (6.7). Другие обозначения в формуле (6.8) те же, что и в формуле (6.5).

Относительную массу бесподкосного крыла легких дозвуковых самолетов (маневренных и 132

Таблица 6.2 Значении температурного коэффициента ft< в формуле (6.8)

неманевренных) с взлетной <; 7-10 кг можно найти по формуле

массой Шо <

ткр- 1,15-10-*fe;

мехконмтФ Р Щчоъ-Н

Л +4Л 1-1\

(6.9)

Значения коэффициента мех

Механизация отсутствует (закрылки, предкрылки)........

Применяются щитки или однощелевые шарнирные закрылки . . . Применяются закрылки Фаулера и предкрылки перед элеронами. .

Значения коэффициента ккш

Конструкция с широким применением моно,!1Итных элементов * и сотовых конструкций......................... 0,90

Клееклепаная конструкция, а также конструкция с ограниченным

применением монолитных силовых элементов............. 0,95

Обычная клепаная конструкция.................. 1,00

0,90 1,00 1.15

* На легких самолетах небольшой ресурс и применение монолитных элементов вполне допустимы исходя из концепции безопасно разрушающейся конструкции .

В формуле (6.9) feMT = 1,0, если основной материал конструкции Д-16, и fejiT - 1,2, если основной материал конструкции АМГб (гидросамолеты); feKOHMx = 0.8 ... 0,85, если для силовых элементов крыла применяются угле- или боропластики; 0 = = 1,0 - для однолонжеронного, трехлонжеронного или кессонного крыла; 9 = 0,9 - для двухлонжеронного крыла.

Коэффициент ф, учитывающий разгрузку, для легких самолетов определяется формулой

Ф 0,93 - 0,0l4fee.y - 6,3.10-fe , - m кр(г,. р) (6.10)

Здесь fee. у = 1,0, если двигатели установлены на крыле, и fe у = О в остальных случаях; = 1,0, если основные стойки шасси установлены на крыле, и feui = О в остальных случаях. Другие обозначения в формулах (6.9) и (6.10) см. у формул (6.5) и (6.6).

Расчетная перегрузка для легких самолетов: = 12 . для спортивных акробатических самолетов и Ир = 5,5 для легких неманевренных самолетов.

13,5 ,6,0

DeHTnTTfJРРУ вы X манев-ренныхсамолетов:

m p = fe,(pnpI/?s(3,6.10- -A- + A + 1.7-10-*)+ ,

(6.11)

где ftp = 12; ф = 0,7 ... 0,8; = 1,03; остальные обозначения те же, что в формуле (6.5).

Для перехода от т р к массе 1 м крыла служит зависимость

кр =/Икр/5 =/йкрро. (6.12)

где g p в кг/м

Методика вывода формул для определения массы крыла наиболее полно изложена в [33, 34].

Анализ весовых формул крыла показывает, что относительная масса крыла увеличивается с ростом расчетной перегрузки, удлинения (?. > 2) и стреловидности крыла {% < 60°) и уменьшается с ростом нагрузки на 1 м при взлете, относительной толщины крыла у корня, с увеличением сужения в плане и спереди. С ростом то при (ftp, р, ф) = const и прочих неизменных параметрах значение т р увеличивается.

Если с ростом то нагрузка на 1 м крыла растет по закону линейного подобия {ро = 10 уШо), то также увеличивается.

Рост площадикрыла при прочих неизменных параметрах ведет к увеличению т р.

Масса 1 м крыла растет с увеличением тц.

Типовое распределение массы крыла по элементам для лонже-ронных крыльев легких самолетов (то =5 3-10* кг) и кессонных крыльев тяжелых самолетов (то 20-10 кг) приведено в табл. 6.3 .

Важнейшие способы снижения массы крыла, зависящие от конструктора:

Состав массы крыла по элементам {<%)

Таблица 6.3

Элементы

Силовая И несиловая обшивка (без элеронов и механизации) Лонжероны

Стрингеры Нервюры Узлы, стыки

Элероны, закрылки, предкрылки, интерцеп-торы

Крепеж и прочее

- разгрузка с помощью размещения целевой нагрузки по размаху (особенно большое снижение т р таким методом можно получить на тяжелых и сверхтяжелых грузовых самолетах);

- снижение расчетных перегрузок с помощью ограничения режимов полета, а также применения активных поверхностей управления, снимающих пики воздушных нагрузок и уменьшающих перерезывающие силы, изгибающие и крутящие моменты;

- применение новых материалов с более высокой удельной прочностью, жесткостью, более выносливых к повторным нагрузкам (например, угле- и боропластики и т. п.);

- оптимизация силовой схемы и параметров крыла. Массу крыла в процессе проектирования можно снизить также

при заданных (известных) размерах и силовой схеме крыла, заданных нагрузках и ресурсе с помощью комплекса конструктивных и технологических мероприятий, основными из которых являются:

- уточнение методов расчета, приводящих к уменьшению запасов на недостаточную уверенность ;

- повышение уровня напряжений (главным образом критических напряжений потери устойчивости) и жесткости тонкостенных силовых элементов крыла, что может быть достигнуто применением композиционных конструкций и т. п.;

- снижение объемной плотности материала несиловых элементов крыла с помощью применения магниевых сплавов, пластмасс, стеклопластиков и т. п.;

- отказ от конструктивных разъемов крыла по размаху или уменьшение числа разъемов;

- уменьшение числа деталей и стыков;

- поверхностное упрочнение панелей кессона и других силовых элементов, например с помощью специальных дробеструйных машин;

- ужесточение допусков, более широкое применение минусовых допусков;

- удаление технологических излишков массы конструкции, например с помощью химического фрезерования.

Тщательная конструктивно-технологическая проработка конструкции крыла, применение новых материалов и другие мероприятия могут привести в сумме к снижению массы крыла на 15 ... 20 % (без учета эффекта от разгрузки и активного управления).

Массу крыла, которую дают формулы (6.5) ... (6.11), следует рассматривать в качестве верхнего среднестатистического значения.

Относительная масса фюзеляжа. Масса фюзеляжа состоит из массы его конструкции с полами, перегородками, гермоднищами, люками, окнами и фонарем пилотской кабины, узлами стыка с крылом и оперением, узлами подвески двигателей и целевой нагрузки, а также вооружения.

Если двигатели установлены внутри фюзеляжа и воздухозаборники конструктивно связаны с фюзеляжем, то их масса также включается в массу фюзеляжа.

В среднем Шф 0,08 ... 0,12, что составляет 30 ... 40 % массы конструкции самолета.

При проектировании дозвуковых магистральных пассажирских самолетов относительную массу фюзеляжа можно найти по следующей эмпирической формуле Шейнина [34]:

тф = kik4mo + k2 + h + k4, (6.13)

где Шо в кг, йф в м. Коэффициенты учитывают: ki - положение двигателей; - положение стоек главного шасси; kg - место уборки колес главного шасси; 4 - вид транспортировки багажа. Показатель степени i учитывает размеры фюзеляжа.

Значения коэффициентов и показателя степени в формуле (6.13)

ki = 3,63-О.ЗЗЗйф, если двигатели соединены с крылом, а ф < 5 м; ki = 4,56-0,44Уф, если двигатели установлены на кормовой части фюзеляжа, а ф < 5 м;

kx = 3,58-0,278ф, если двигатели расположены на крыле, или в случае смешанной компоновки (двигатели на крыле и фюзеляже), а йф > 5 м; fej = 0,01, если стойки главного шасси крепятся к фюзеляжу; feg = 0,00, если стойки главного шассн крепятся к крылу; кз = 0,004, если стойки главного шасси убираются в фюзеляж; кз = 0,00, если стойки главного шасси убираются в крыло; к* = 0,003, если багаж перевозится в контейнерах; ki = 0,00 в случае бесконтейнерной перевозки багажа;

i = 0,743, когда ф < 4 м;

( = 0,718, когда > 5,5 м.

При более подробном расчете и анализе массы фюзеляжа дозвуковых магистральных пассажирских самолетов (например, в третьем приближении) рекомендуется использовать теоретическую формулу Киселева [15]:

Ч,65/ф[l0-n/ -f +

+ 1.144(рб + 0,46 КМо/то)] + 5,32 (pLe + 1)4 X

-f 2,42.10-Я + 0,3ф +2,78

-f 6,4dlф + 3.10- 7Пo(fecoя-f 1,67)}. (6.14)

где и ф в м; Шо в кг, Мо - изгибающий момент в месте заделки заднего лонжерона крыла, даН-м; ркаб - эксплуатационное избыточное давление в гермокабине, даН/см ;

k = a + btno. (6.15)

Значения коэффициентов а и b указаны в табл. 6.4.

(6.16)

Значения а, Pi, Ра указаны в табл. 6.5.

Если поперечное сечение фюзеляжа отличается от круглого, то в формулах (6.14) и (6.16) берется эквивалентный диаметр, соответствующий миделю.

В формуле (6.14) коэффициент йфн учитывает разновидность фонаря пилотской кабины: кф = 1,0, если кабина пилотов имеет один фонарь, и фон = 1,5, если в нижней носовой части фюзеляжа имеется фонарь для штурмана.

Значение коэффициента соч в формуле (6.14) зависит от расположения двигателей (РД), места крепления стоек главного шасси (КС) и места уборки главных стоек шасси (УС):

РД КС

ксоч

На крыле Крыло

Не в фюзеляже 1,0

На крыле Крыло

В фюзеляже 2,0

На крыле Одна из стоек на фюзеляже В фюзеляже

На фюзеляже Крыло

В фюзеляже

На крыле Фюзеляж

В фюзеляже 4,0

Формула для определения изгибающего момента УИо в формулах (6.14) и (6.16) имеет вид (двигатели в хвостовой части фюзеляжа)

Ух (1+:) 0,1

Мо = ОА8то1фП 1 +

X -f AM-v.(6.17)

62/2 cos X Ц J

Если двигатели расположены на крыле, то Шо = 0.

Таблица 6.5 Значения коэффициентов а, Pi, Р2 в формуле (6.16)