ниях начнется систематическая эксплуатация сверхзвуковых пассажирских самолетов. Неудачи первых сверхзвуковых пассажирских самолетов типа Конкорд связаны не с их летно-техниче-скими характеристиками, а с тем, что в условиях резкого повышения цен на топливо эксплуатационные расходы на топливо увеличились с 60...65 % до 75...80 %, а величина себестоимости перевозок увеличилась примерно вдвое.

9.6.1. Выбор величины крейсерской скорости

Дальность полета самолета может определяться с помощью выражения

L = 1020

(9.20)

где К, ТА п Ср - средние за время полета значения аэродинамического качества самолета, числа М полета и удельного расхода топлива двигателями соответственно; и /Пк - начальная

(взлетная) и конечная (поса-

К, км,км/с а

дочная) величины массы самолета.

Изменение возможных значений К, КМ. и КШср в зависимости от числа М полета для самолетов, оптимально спроектированных для каждого соответствующего числа М, показано на рис. 9.5.

Из рис. 9.5 видно:

- в зоне сверхзвуковых скоростей полета резко снижается величина аэродинамического качества самолетов;

- значения

Рис. 9.5. Изменение величин К,

дм и --- по числу М в полете ср

Кривые соответствуют оптимально спроектированным самолетам для конкретных чисел М полета: / - учет изменения

вследствие применения теплоизоля-

ции, систем охлаждения и вследствие потерь давления иа входе в двигатели; 2 - влияние перехода иа титановые сплавы и сталь

наковы при числах М полета, равных 1,1...1,2 и 2,0...2,5.

Как будет показано ниже, использование в конструкции СПС сплавов на алюминиевой основе возможно лишь до чисел М = 2,5...2,7. Для СПС, в конструкции которых использованы алюминиевые сплавы, могут быть выбраны крейсерские скорости, соответствующие числам М = 1,1...1,2 или М = 2,0...2,5.

9.6.2. Аэродинамический нагрев

При проектировании и эксплуатации СПС возникает ряд трудностей. Первой является аэродинамический нагрев конструкции самолета, происходящий вследствие адиабатического сжатия воздуха перед летящим самолетом. Температура полного торможения воздуха перед передней кромкой крыла, оперения, фюзеляжа и т. д. торм (градус Цельсия) равна

торм = Тя + 7яО,2М - 273,2, (9.21)

где Tfi - абсолютная температура воздуха на высоте полета, К. Для полета в стратосфере (Я 11000 м)

= 216,7 + 43,ЗМ2 - 273,2 = 43,3 - 56,5.

Значения рм ДЛя различных чисел М полета на высоте 11000 м таковы:

Число М . . . 1,0 1,2 1,3 1,5 1,7 2,0 2,2 2,5 2,7 3.0

<торм, °С . . . -13,3 6,0 16,7 41,0 68,5 116,5 159,0 214,0 259,0 336,0

Температура на поверхности обшивки Tx/ находится из уравнения теплового баланса

a(r,-rj oe [(y-(S)1=0

(9.22)

Число М

где а - коэффициент теплоотдачи; Гс - температура пограничного слоя, К; Гц, - температура стенки. К; о - коэффициент лучеиспускания; е - степень черноты; Tfj - температура наружного воздуха. К-

Для участка на удалении в 1 м от передней кромки (где Т, ?к Гторм) при полете самолета с полированной поверхностью обшивки из алюминиевого сплава (е = 0,8; ое = 3,92) на высоте Н = 12000 м значения даны ниже:

. 1,0 1,2 1,3 1,5 1,7 2,0 2,2 2,5 2,7 3,0 . -17,5 -1,0 8,0 30,0 52,0 94,0 124,0 174,0 210,0 271,0

При аэродинамическом нагреве возникают проблемы использования материалов, стойкости неметаллических элементов конструкции, ползучести металлов (удлинение под нагрузкой при нагреве), термоусталостной прочности конструкции из-за местных напряжений при неравномерном нагреве (при разгоне после взлета) и неравномерном охлаждении (при торможении перед посадкой). В частности, использование в качестве основных конструктивных материалов сплавов на алюминиевой основе возможно лишь до температуры 150...180 °С, что, как выше уже отмечалось, соответствует полету с числом М = 2,0...2,5.

Титановые сплавы допустимы к использованию до температур 280...300 °С, что определяет их применение до М = 3,0...3,2. При больших скоростях полета необходимо применение стальных сплавов.

Следует иметь в виду, что в зоне чиселМ = 1,1... 1,2температура самолета в полете находится около О °С и не возникает никаких проблем, связанных с нагревом конструкции, не требуется специальных систем или мероприятий для охлаждения; рейсовая же скорость по сравнению с полетом при М = 0,85...0,9 возрастает приблизительно на 30 %.

9.6.3. Звуковой удар

У самолета, летящего со сверхзвуковой скоростью, образуются ударные волны (головная и замыкающая). Когда эти волны достигают земной поверхности (при числе М > 1,2), то изменение давления за фронтом этих волн воспринимается как удар грома, что и определило название звуковой удар (рис. 9.6).

Интенсивность этого удара А/? зависит от скорости и высоты полета, от массы и формы самолета. Она рассчитывается (даН/м) по следующим выражениям:

(9.23) (9.24)

(9.25)

p = VM + {Pш)\

7Ш ,1 /4

, p., = o,43feo,pfe/---3; ур,р

cos (fi + 9)

cos ц

p = 0,363/eo,pfe

(М - Vmg Vpo -cos(ti+9)l3/

fjiH jl/4 [ sinn

где feoTp - коэффициент отражения от земной поверхности (отр = = 1,6...2,0); fe - коэффициент формы тела {kv = 1,5...1,6 для самолетов с крылом малого удлинения); km - коэффициент рас-

Интенси&ность ударного шлейфа

-5,0

Рис. 9.6. Схема образования звукового удара и ударного шлейфа Сечение по шлейфу дано для самолета с массой т = 180... 200 т, летящего на высоте 18.,.20 км со скоростью. Соответствующей числу М == 2,2.,.2,5

пределения подъемной силы [km = =1,4... 1,63); Н - высота полета; экв - эквивалентный диаметр самолета; / - длина самолета; b - корневая хорда крыла; ро - давление воздуха у земной поверхности (Я = 0); Pff - давление воздуха на высоте полета; sin [х = 1/М; 6 - угол наклона траектории полета.

Расчетные данные по величине А/7 могут изменяться в пределах ±(30...50 %) в зависимости от величины 9, маневра самолета в горизонтальной плоскости и метеорологических условий из-за возможности фокусировки звукового удара.

Воздействие этого удара на человека, животных и строения ориентировочно показано на рис. 9.7. Воздействие это очень субъективно.

Существуют и другие трудности в эксплуатации СПС, такие, как опасность космической радиации при усилении солнечной активности, воздействие на обшивку самолета акустических нагрузок от пульсаций в пограничном слое и ряд других, но степень изученности их пока недостаточна.

Рис. 9.7. Характер изменения интенсивности звукового удара у поверхности земли в зависимости от высоты полета Н и от массы самолета при числе М полета, равном 2,0...2,2:

/ - впечатление отдаленного взрыва; - ощущение близкого удара; / - возможны повреждения больших зеркальных стекол, болезненные ощущения в ушах

9.7. ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГРУЗОВЫХ САМОЛЕТОВ

9.7.1. Конвертируемые самолеты

По мировой статистике объем перевозок грузов самолетами в последние 20...25 лет растет быстрее, чем объем пассажирских перевозок (средний годовой прирост объема грузовых перевозок 12...15 %, пассажирских 8...10 %). В связи с этим для грузовых авиаперевозок используют модификации пассажирских самолетов. С самолета снимают пассажирское оборудование, пол пассажирской палубы усиливают, исходя из удельной нагрузки 400 даН/м, и в левом борту носовой части фюзеляжа на уровне пола делают большую грузовую дверь высотой 2200...2300 мм и шириной 3300...3500 мм. Усиление конструкции недостаточно для обеспечения прочности фюзеляжа при таком большом вырезе и поэтому дверь грузового люка делают силовой: в закрытом положении она замками включается в работу силовой конструкции фюзеляжа.

В зависимости от объема грузовых перевозок модифицируют либо полностью всю пассажирскую кабину, либо ее переднюю

Рис. 9.8. Вариант грузо-пассажирского самолета (грузовой отсек затемнен)

QQOn

Рис. 9.9. Грузовой вариант самолета Боинг 747

Рис. 9,10. Военно-транспортный самолет Локхнд С-141 (США)

часть, как это показано на рис. 9.8. Размещение грузов в передней части фюзеляжа связано с обеспечением безопасности пассажиров, перевозимых в заднем помещении, так как в случае аварии груз может сдвинуться вперед. На этот случай экипаж может быть размещен выще пассажирского помещения, как это сделано на самолете Боинг 747 (см. рис. 9.9).

Такие модифицированные самолеты могут быть использованы и для грузовых и пассажирских перевозок. В этом случае пассажирские сидения крепят на специальных площадках, которые в свою очередь крепят к узлам на силовом грузовом полу; внутри самолета сохраняется часть бытового оборудования (туалеты, кухни и т. п.). Самолет при этом можно быстро переоборудовать (конвертировать) из грузового в пассажирский или сделать грузо-пассажирским.

9.7.2. Специальные грузовые самолеты

Подобно тому, как на других видах транспорта (автомобильном, железнодорожном и водном) пассажирские и грузовые средства (вагоны, корабли) делаются специальными, так и при развитии воздушных перевозок естественно появление специальных грузовых самолетов.

Особенностью грузовых самолетов является то, что они делаются высокопланами, чтобы фюзеляж мог быть максимально приближен к поверхности аэродрома для облегчения погрузочно-разгрузочных работ. Желательно, чтобы уровень грузового пола при стоянке самолета на земле находится на уровне площади кузова грузового автомобиля.

Для погрузки в хвостовой части фюзеляжа делают люк, отклоняющаяся вниз часть которого является погрузочной рампой (рис. 9.10). На некоторых грузовых самолетах для обеспечения погрузки и выгрузки делают отклоняющуюся в сторону хвостовую (самолет Канадэр CL-44) или носовую часть фюзеляжа.

Глава 10

ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ МАНЕВРЕННЫХ САМОЛЕТОВ *

10.1. КОНЦЕПЦИИ СОВРЕМЕННЫХ ИСТРЕБИТЕЛЕЙ 10.1.1. Эволюция концепций

Проектирование маневренного самолета, рассчитанного на выполнение нескольких заданий, является сложным процессом, требующим увязки и решения широкого круга вопросов из многих областей науки и техники. Значительные отличия некоторых самолетов, даже разработанных на основе одних и тех же требо-

* По материалам иностранной печати. 9 с. М. Егер и др.