Рис. 7.1. Некоторые типичные изопараметрические зависимости ( гамаки )

летно-технических характеристик самолета и их ограничения: а - для расчетной перегрузки niS, к); б - для потребной тягн = потр в - для f-й летной характеристики самолета (S, Я.); г - для оценочного критерия

/ (S, X)

ограничений, перенесенные на график оценочного критерия. На поверхности оценочного критерия эти линии совместно с нанесенной на них штриховкой выделяют допустимую область проектных параметров.

Оптимальное решение, соответствующее экстремуму (наибольшему или наименьшему значению) оценочного критерия, находится либо внутри этой области, либо на ее границе. Значения параметров, прн которых достигается этот экстремум, являются оптимальными, т. е. они и представляют собой оптимальное решение.

На рис. 7.1 представлены параметрические зависимости для расчетных (а), функциональных (б), эффективностных (б) и критериальной (г) зависимостей. На первых трех проведены горизонтальные линии, изображающие ограничения. На четвертой зависимости оценочного критерия показаны отображения этих ограничений и оптимальные значения проектных параметров.

Аналогичное представление может быть сделано и для оптимизации трех параметров. Тогда каждая такая поверхность должна быть сдвинута вправо или влево (куда удобнее) в масштабе третьего параметра и все узлы этих поверхностей должны быть соединены. В результате получится трехмерное представление параметрических зависимостей в виде некоторых объемов , разделенных поверхностями постоянных значений параметров. Указанные выше процедуры графических построений позволяют оптимизировать проект по трем параметрам.

Оптимизация проекта графоаналитическим методом по четырем и более параметрам весьма затруднительна. При большом числе оптимизируемых проектных параметров необходимо использовать современные вычислительные средства типа ЭЦВМ.

После определения оптимальных параметров с помощью параметрических зависимостей можно получить соответствующие им значения всех ЛТХ самолета и провести укрупненную компоновку общего вида оптимального самолета (см. гл. 8). 174

Полученные параметры компоновки, которые заранее точно не были известны, могут повлиять на последующие уточнения оптимальных параметров, но эти уточнения практически невозможно произвести с использованием ручных графоаналитических методов оптимизации: для этого нужно использовать ЭЦВМ.

Пример * графоаналитического метода оптимизации проектных параметров самолета.

Исходные данные для проектирования (ТТТ):

- самолет пассажирский;

- масса коммерческой нагрузки т. н = 19 ООО кг;

- масса экипажа и оборудования гпд. об = 4100 кг;

- крейсерская скорость полета Укрейс = 900 км/ч;

- крейсерская высота полета Ядрейс = О ООО м;

- практическая расчетная дальность полета Lnp = 2800 км;

- сбалансированная длина ВПП 1впп= 800 м;

- скорость захода на посадку Vs. п = 210 км/ч. Оптимизации подлежат:

- площадь крыла S;

- удлинение крыла к.

Постоянными параметрами принимаются:

- нормальная схема с двигательной установкой на хвосте (три двигателя);

- оперение Т-образное;

- относительная площадь горизонтального оперения S. о = 0,25;

- относительная площадь вертикального оперения Sb. о = 0,15;

- угол стреловидности крыла по передней кромке Хп. к = 30°;

- средняя относительная толщина крыла с = О, П;

- сужение крыла т) = 3,5;

- удлинение горизонтального оперения Х. о = 4,5;

- угол стреловидности горизонтального оперения Хг.

- сужение горизонтального оперения тг. о = 3,0;

- удлинение вертикального оперения А,в. о = 1,5;

- угол стреловидности вертикального оперения Хв. о = 40°;

- сужение вертикального оперения тв. о = 2,0; -- удлинение фюзеляжа Хф = 7;

- удлинение носовой части фюзеляжа н. ф = 1.5;

- удлинение хвостовой части фюзеляжа Х. ф = 2,5;

- диаметр фюзеляжа Оф = 4,82 м (из расчета 0,55 на одного пассажира или на 100 кг массы коммерческой нагрузки).

Результаты расчетов первого приближения. Тяговооруженность самолета

о = 30°;

max IP

oKpefici Овзл. 0 ВПП

= max (0,213; 0,373; 0,228} =

= 0,373 = Ро взл-

Относительная масса планера тцд = 0,304; Относительная масса топлива т-г = 0,254; п по

Относительная масса двигательной установки /Пд. у-0,112; Взлетная масса самолета в первом приближении

эк. об + / к. н (1 + fecn)

I - пл - ic. у - fn-r (1 + кт. с)

4100-Ь 19 000 (1 +0,12)

25 400

1 0,304 - 0,112 - 0,254 (1-f 0,02) 1 -0,676

= 78 400 кг.

* Приводятся результаты курсового проекта по общему проектированию самолетов студентки Т. А. Петруниной.

Вес самолета в первом приближении GJ = mg = 77 ООО даН. Выбор двигателя:

- потребная стартовая тяга одного двигателя

Pjjj =р(10<7ядв = 0,373-77 000.1/3 = 9600 даН;

- стартовая тяга одного двигателя (по каталогу) Рщ = 9500 даН;

- масса двигателя тдв = 2350 кг;

- диаметр входа двигателя Одв = 1,44 м;

- габаритная длина двигателя 1пв = 5,29 м;

- степень двухконтурности m = 1,0;

- удельный расход топлива (стартовый) Ср = 0,58 даН/ч. Уточнение взлетной массы первого приближения;

,1, 4100+19000(1+0,15)+3 2350-1,5 35 900

1 -0,304 - 0,254 (1 +0,02)

- 0,564

= 83 000 кг.

Стартовый вес самолета в первом приближении G i = = 81 300 даН. Определение площади крыла в первом приближении:

.S(i> = max {5 рейо; 5д. ; Sxrr} = max {99; 133; 121} = 133 м = s3.

IBOM приближении = 7,0. i перегрузки в первом приближении:

-у Р маневр-. гурболт}= 1ах {3,171; 2,94} =3,171.

пр = max !ft

Выбор расчетных вариантов:

по площади {S} = {75; 125; 175; 225);

по удлинению {Ц = (6; 7; 8; 9}.

Результаты весовых расчетов по указанной выше методике (см. гл. 6) представлены на рис. 7.2...7.6.

На рис. 7.2 представлена изопараметрическая зависимость взлетной массы самолета от площади и удлинения крыла /по (S, Ц. На рис. 7.4...7.7 представлены зависимости относительных масс топлива Отт (S, Ц, пустого снаряженного самолета /пц. гн (S, ), планера /ппл (S, ) и крыла тр (S, К).

На рис. 7,8, 7.9 для иллюстрации результатов представлены только две аэродинамические зависимости в виде гамаков со (S, К) и /Стах (S, рассчитанные для крейсерского режима полета.

На рис. 7.10 и 7.11 представлены изопараметрические зависимости расчетной перегрузки Пу-р (S, К) и потребной тяги Рпотр (S, Я.) для крейсерского режима полета.

На рис. 7.12...7.15 представлены зависимости летных характеристик, рассчитанных в соответствии с перечнем задания (ТТТ): практическая расчетная дальность Lnp(S, Ц, сбалансированная длина ВПП Lgnn (S, Ц, скорость захода на посадку Va п (S, Ц и угол наклона траектории иа втором участке взлета вц (S, К).

На графики летных данных (рис. 7.12...7.15) нанесены заданные значения (по ТТТ). Точки пересечения заданного значения летной характеристики с кривыми S = const и (или) X = const перенесены соответственно иа параметрическую зависимость оценочного критерия, за который принята взлетная масса самолета пц (S, Я.) (см. рис. 7.2).

На параметрической зависимости расчетной перегрузки Пу-р (S, Я.) (см. рис. 7.10) иаиесеио значение, заложенное в весовой расчет по данным первого приближения (fty = 3,171) и отмеченное двусторонней штриховкой, изображающей ограничительное расчетное условие типа равенства. Зависимость=Пур (S, Ц 3,171 перенесена на зависимость оценочного критерия пц (S, К).

На зависимости потребной тяги от параметров Рпотр (S, Х) нанесено ограничение по располагаемой тяге двигательной установки с принятым по результатам расчета первого приближения двигателем (см. рис. 7.11). Это ограничение также перенесено на параметрическую зависимость оценочного критерия

Ц =1д00м

Рис. 7.2. Зависимость взлетной массы (оценочного критерия) от S и X крыла с нанесенными ограничениями по ЛТХ самолета

Рис. 7.3 Зависимость нагрузки на крыло от его параметров S и Я,

Рис 7 4. Зависимость относительной массы топлива от параметров крыла

ту (S, Ц

Рис. 7.5. Зависимость относительной массы пустого снаряженного самолета от параметров крыла ОТд. сн (S, Л)

0,10

11,09 0,0в

Рис. 7.6 Зависимость относительной массы планера самолета от параметров

крыла тпл (S, Х)

Рис. 7.7. Зависимость относительной массы крыла самолета от его параметров /Пкр (S, Ц

Схо 0,01

0,03

0,01

Рис. 7.8. Зависимость коэффициента лобового сопротивления от параметров

крыла самолета Сх (S, А,)

Рис. 7.9. Зависимость максимальн j аэродинамического качества самолета от параметр его крыла fCmax (S, %)

Рис. 7.10. Зависимость

расчетной перегрузки самолета от его параметров пур (S, Я)

Рис. 7.11. Зависимость потребной тяги самолета от его параметров Рпотр(5, А,)

1600

1400

Рис. 7.12. Зависимость расчетной практической дальности полета от параметров самолета Lnp (S, \)

Рис. 7.13. Зависимость сбалансированной длины ВПП от параметров самолета 1впп (S, Ц