Рис. 7.14. Зависимость; скорости захода на посадку от параметров самолета

13. п (S, X)

Рис. 7.15. Зависимость угла наклона траектории на втором участке взлета с одним отказавшим двигателем от параметров самолета бц (S, к)

Рис. 7.16. Эскиз компоновочной группы фюзеляжа (базовая компоновочная

группа)

Все эти построения легко выполнимы на миллиметровой бумаге, когДа на каждом графике масштабы по соответствующим параметрам выбраны одинаковыми.

Выбор оптимальных значений проектных параметров S* и X* производится по графику rriD (S, %} в допустимой области. За допустимую область можно принять небольшой отрезок линии п (S, X) = const = я<у = 3,171, заключенный между ограничениями его по практической дальности и скорости захода на посадку (см. рис. 7.2).

Наименьшая взлетная масса самолета получилась в допустимой области на границе, определяемой скоростью захода на посадку.

Допустимую область можно расширить, если принять расчетное условие в виде неравенства пр (S, W /г<у = 3,171. Однако, как легко убедиться, в данном случае это не изменит полученного результата (область Хдоп на рис. 7.2).

Оптимальные параметры (S*, X*) будут иметь значения: S* = 164 м и X* = 8,0.

Отметив эту оптимальную точку на всех изопараметрических зависимостях, можно получить соответствующие значения всех остальных летно-технических характеристик самолета.

В соответствии с представленными зависимостями можно получить:

- взлетная масса самолета гщ = гщт\п = 76 500 кг;

- нагрузка на крыло ро = 467 даН/м;

- относительная масса топлива = 0,233;

- относительная масса пустого снаряженного самолета тп.сп= 0,518;

- относительная масса планера самолета Шпл = 0,34;

- относительная масса крыла гпцр = 0,0853;

- коэффициент вредного лобового сопротивления самолета со = 0,0255;

- максимальное аэродинамическое качество самолета Д-щах = 14,7;

- потребная тяга на крейсерском режиме Раотп = 5600 даН < Рпасп= = 6800 даН;

- практическая расчетная дальность Lup = 2730 > Lnp. зад = 2400 км;

- сбалансированная длина ВПП Lsnn = 1450 м < Lsnn зад = 1800 м;

- скорость захода на посадку Vs.n = 210 км/ч = Уз. п. зад!

- угол наклона траектории на втором участке взлета вц =0,07 > Эц = = 0,025 (значение 0,025 соответствует требованиям ИКАО).

В соответствии с полученными значениями геометрических, весовых и аэродинамических характеристик на основе методики, изложенной в гл. 8, аналитическим методом, из условия заданной степени продольной статической устойчивости (т= -0,10) рассчитана компоновка общего вида оптимального самолета.

На рис. 7.16...7.18 представлены эскизы компоновочных групп [фюзеляжной (базовая группа) и крыльевой], а также эскиз компоновки общего вида самолета, полученный на основе рассчи- 7 тайного местоположения крыла отно- / / сительно фюзеляжа, характеризуемого / / размером х= 17,2 м (см. рис. 7.18). / /

Рис. 7.17. Эскиз компоновочной группы крыла Рис. 7.18. Эскиз компоновки общего вида самолета

Центровка и фокус самолета соответственно следующие: jfj. с = 46 % САХ и хрс = 56 % САХ; при этом параметры горизонтального оперения, определяющие продольную устойчивость и управляемость самолета, будут характеризоваться величинами Lp. о = 2,74 н Лр. о = 0,686.

Таким образом, полученные результаты могут служить основанием для продолжения эскизного проектирования: уточнения обводов, конструктивной компоновки и всех летно-технических характеристик самолета.

В заключение следует отметить, что удобство графоаналитического метода состоит в том, что изменение задания (кроме величины коммерческой нагрузки) не требует повторных расчетов, так как новый оптимальный результат может быть получен только путем графических построений (отображение новых ограничений по летным характеристикам на параметрическую зависимость оценочного критерия).

Численные методы оптимизации рассмотрены в разд. 21.4.

Глава 8

КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА

Компоновка самолета - это заключительный этап синтеза проекта самолета как на стадии предварительного проектирования, так и на стадии эскизного проектирования. На этом этапе проект на базе выбранной схемы, на базе выбранных и оптимизированных основных параметров самолета и определения весовых характеристик принимает законченную форму как по внешнему оформлению, так и по размещению внутри самолета основных грузов и объемов и установлению силовой конструктивной схемы всех частей самолета.

В связи с этим процесс компоновки объединяет в себе три параллельно текущих и взаимосвязанных процесса: аэродинамическую компоновку, объемно-весовую компоновку и конструктивно-силовую компоновку.

8.1. АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА 8.1.1. Задачи аэродинамической компоновки

1. Решая поставленную экономическую или тактическую задачу, правильно скомпонованный самолет должен иметь минимальные размеры.

2. В крейсерском полете с заданной скоростью самолет должен иметь максимальное аэродинамическое качество, чтобы обеспечить минимальный расход топлива. В связи с этим у самолета должно быть минимальное сопротивление и, в частности, минимальные потери на балансировку.

3. При взлете и при посадке самолет должен обладать возможно большей величиной сшах при обеспечении нормируемых запасов безопасности.

4. На всех режимах полета самолет должен обладать нормируемыми (требуемыми) запасами устойчивости и управляемости.

5. На самолете должны быть обеспечены наиболее благоприятные условия для работы силовой установки, определяемые минимально возможными потерями на входе воздуха в двигатели и на выходе газов из выходных сопл двигателей.

6. Выход самолета на предельные режимы полета (например, большие скорости или большие углы -атаки) не должен сопровождаться опасными последствиями (флаттер, бафтинг, глубокий срыв, штопор и т. п.); должны быть предусмотрены меры, предупреждающие вход в такие режимы и допускающие выход из этих режимов на нормальные.

8.1.2. Уменьшение потерь на балансировку

Одной из первостепенных проблем аэродинамической компоновки является, как сказано выше, обеспечение минимальных потерь на балансировку. Эти потери имеют место, как только на горизонтальном оперении самолета возникает уравновешивающая сила, независимо от того, куда она направлена (вверх или вниз).

В гл. 5 при рассмотрении аэродинамических балансировочных схем самолета показано, что уравнение балансировочной поляры для нормальной схемы имеет вид

Сх бал = СхО +

1 -f (О

где со = Об. г. о

2 {К,- 1) + а.J1 - 2/Се -f --i£ьэ

V, г. олг. о. эг. о /

(8.1)

, (8.2)

или со =

/Lr.o.3+r.oc r.o(l-e )Sp.,

X {2(/Се-1) + [m,WLr.o.3+A:r.o r.o(l -8 )Sr.oJ X X [1- 2/Се + кр. э/(г.ог. о. э5,..о)] ;.

Очевидно, что минимальное значение с, будет при со = 0;

бб. г. о =

а, = - 2 {Кг-1) (8.3)

° 1-2/Се + i-Kp. э/(г. ог. о. эг. о)

со = О при

в формулах (8.2) и (8.3)

Об. г. о = mil г. о/г. о. э = т 1г. о. э + kv. оСуг. о (1 - 8 ) S. Jl-

Для самолета схемы утка

М = Об. г. о Wo. г. окр. э/(. о. эг. о) -

- 2 [К, р + К,о5нр. э/(г. о. sS;. о)]} (8.5)

(8.4)

и со = О при

З. г. о - 2 (/£ крг. ог. о -е г. oMp. эАкр. э

(8.6)

где также Об. г. о = тг jL,.o= т о - (с г. о/Сукр) Sr.

(8.7)

Значения величин Ks, L. о.э. екр. ег. о. входящих в выражения (8.1) ... (8.1), даны в гл. 5.

Выражение (8.1) позволяет построить балансировочные поляры для самолетов нормальной схемы и схемы утка (рис. 8.1).

Анализируя выражения (8.1), (8.2), (8.6) или (8.7), можно сделать следующие выводы:

1. Балансировка самолета приводит к увеличению отвала поляры и, таким образом, к уменьшению аэродинамического качества.

2. Величина потерь на балансировку определяется степенью продольной статической устойчивости т\у или mg г о параметрами горизонтального оперения (Sr. о, Lr.o, flr. о = с г. о)-

3. в схеме утка уменьшена величина Су вследствие разгрузки крыла подъемной силой оперения, что приводит к уменьшению индуктивного сопротивления крыла и к уменьшению потерь на балансировку.

Второй вывод объясняет то, что с развитием средств автоматического управления и с появлением возможности обеспечивать продольную устойчивость самолета этими средствами конструкторы современных самолетов идут на резкое уменьшение величины ту (до -0,02 ... -0,03), на создание самолетов с нейтральной устойчивостью {ту = О) и даже статически неустойчивых самолетов (т > О).

Третий вывод объясняет то, что хотя самолеты схемы утка имеют ряд существенных недостатков, к схеме утка , обладающей меньшими балансировочными потерями (см. рис. 8.2), конструкторы самолетов периодически возвращаются, и варианты самолетов этой схемы рассматриваются наряду с вариантом нормальной схемы.

max 0,95 0,90 Op 0,80 0.75

о 0,05 010 0,20 0.25

Рис. 8.1. Построение балансировочных поляр для самолетов нормальной

схемы и схемы утка :

/ - самолет без ГО; 2 - самолет с ГО при тУ = 0; 3 - балансировочная поляра схемы <утка>; 4 - балансировочная поляра при нормальной схеме и гп < О

Рис. 8.2. Потери Ках в различных схемах в зависимости от величины тУ-

--нормальная схема;----схема утка ; / - = 0,12; = 1,5;

г - 50 = 0,08; = 1,5; 3 - S = 0,15; д = 1,0

р тах бал

К при m У = 0 max г

Как видно из рис. 8.2, при нормируемом запасе статической устойчивости для пассажирских магистральных самолетов ту = = -0,15 при нормальной схеме потери в аэродинамическом качестве достигают 9 ... 10 %, а при крайней передней центровке, когда она сдвигается от предельно задней на 15 ... 20 % Ьд, эти потери могут увеличиваться до 30 % и более.

Соответственно этому уменьшается дальность полета и увеличиваются часовые или километровые расходы топлива.

8.1.3. Правило площадей

При выполнении процесса аэродинамической компоновки следует помнить одно из положений проектирования сложных систем, гласящее, что система, состоящая из оптимальных частей, не является в общем случае оптимальной. Это означает, что самолет, скомпонованный из оптимизированных в отдельности частей (крыла, фюзеляжа, оперения, силовых установок и гондол шасси), может оказаться не оптимальным из-за отрицательного влияния этих частей друг на друга, из-за интерференции.

Однако эта интерференция может быть существенно снижена, и взаимное влияние отдельных частей самолета может создавать уменьшение общего аэродинамического сопротивления самолета и увеличение аэродинамического качества. Примером этого служит