Главная Проектирование самолета 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52 53 54 55 56 57 58 59 60 61 62 63 64 65 66 [ 67 ] 68 69 70 71 72 73 74 75 76 77 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88 89 90 91 92 93 94 95 96 97 98 99 100 101 зеляжа, но и величины корневых изгибающих моментов, а следовательно, и площади сечений силового набора фюзеляжа; в конечном итоге растет масса конструкции фюзеляжа. Если рассматривать увеличение /ф при одновременном умень-щении ф или 5и. ф, например, из условия размещения постоянного числа пассажиров, то в этом случае, как правило, имеет место минимум величины массы конструкции фюзеляжа при соответствующих оптимальных (по минимуму массы) значениях ф и /ф, а следовательно, и кф (см. разд. 15.5). Наличие этого минимума массы фюзеляжа объясняется тем, что в случае перехода от оптимальных йфИ 1ф к очень узким и длинным фюзеляжам утяжеление происходит из-за увеличения плеч и изгибающих моментов по фюзеляжу. В случае же короткого и широкого фюзеляжа снижается уровень нагруженности конструкции (и напряжения в ней), а возрастают избытки прочности и масса. Кроме того, с увеличением диаметра быстро растет доля массы конструкции, обусловленная избыточным давлением в гермокабине. Увеличение угла стреловидности крыла существенно увеличивает массу фюзеляжа, даже в большей степени, чем самого крыла. Чтобы сохранить центровку самолета относительно САХ крыла при возрастании его стреловидности, необходимо центроплан крыла, а следовательно, и корневые сечения фюзеляжа (по крайним лонжеронам крыла) передвинуть к носу фюзеляжа. В результате хвостовая консольная часть его удлинится на величину этого перемещения центроплана (за счет укорочения носовой части). Но на длине этого перемещения хвостовая консольная часть фюзеляжа будет нагружена большим изгибающим моментом (эпюра изгибающих моментов продлевается до нового корневого сечения - в первом приближении как квадратная парабола) и масса фюзеляжа растет (см. рис. 15.4). Следует заметить, что при стреловидном крыле корневой изгибающий момент хвостовой части фюзеляжа в сечении по заднему лонжерону крыла Мо существенно превышает изгибающий момент носовой части фюзеляжа в сечении по переднему лонжерону ЛГц. д. При прямом крыле значения этих моментов близки. Расположение двигателей на хвостовой части фюзеляжа значительно повышает его массу. Это объясняется тем, что при переносе двигателей, например, с крыла на хвостовую часть фюзеляжа нагруженность хвостовой части изгибающим моментом от силы тяжести силовой установки существенно возрастает, и масса хвостовой части растет, несмотря на ее укорочение, вызванное перемещением крыла назад вслед за центром масс самолета (это перемещение обусловлено переносом назад двигателей - см. рис. 15.5). Увеличивается масса и носовой консольной части фюзеляжа в результате ее удлинения (вследствие перемещения назад крыла). Количественно оценить влияние параметров на весовые характеристики можно с помощью весовых формул фюзеляжа, пред- Значения удлинений фюзеляжа
ставленных в гл. 6 и в работах [15, 16, 33]. В табл. 15.1 приводятся статистические данные по удлинениям фюзеляжа. Существуют приближенные, выведенные на основе статистики формулы, связывающие различные размеры и параметры фюзеляжа: 1ф = (0,25 0,30)-, где ; и X. - размах и удлинение крыла; /ф 1,31/фЯ/ф, где коэффициент формы ф = 0,75...0,80 для дозвуковых w кф = = 0,70...0,75 для сверхзвуковых самолетов; объем фюзеляжа 1/ф 0,2я dk; площадь поверхности фюзеляжа f . ф 2,85/ф 1/%. 15.3. ФОРМА ПОПЕРЕЧНОГО СЕЧЕНИЯ ФЮЗЕЛЯЖА Круглая форма поперечного сечения фюзеляжа представляется наивыгоднейшей как обеспечивающая минимальный периметр для постоянной площади сечения или минимальную площадь поверхности фюзеляжа при постоянном его объеме и, как следствие этого, наименьшее сопротивление трения. Круглая, форма предпочтительна также для герметизированных частей фюзеляжа, нагруженных избыточным давлением, так как исключает появление зна- АН24 ПС.9 Рис. 15.6. Поперечные сечения фюзеляжа, образованные пересекающимися окружностями, с балками пола, работающими от избыточного давления Ар * на растяжение (самолет DC.9) или сжатие (Ан-24) Рис. 15.7. Поперечные сечения фюзеляжа самолета F-4 Фантом (США) чительных изгибных напряжений в оболочке, подкрепленной шпангоутами, а следовательно, обеспечивает наименьшую массу конструкции. Если условия компоновки не позволяют применить круглое сечение или делают его невыгодным, то все же следует стремиться приблизить форму сечения к круглой или образовать потребную форму сечения с помощью пересекающихся окружностей. В этом случае точки пересечения окружностей на противоположных сторонах контура соединяются между собой силовыми элементами (например, балками пола), которые разгружают оболочку фюзеляжа от изгиба, а сами воспринимают растягивающие или сжимающие нагрузки в зависимости от конкретной формы сечения фюзеляжа (рис. 15.6; см. также рис. 15.14). Бульбообразная форма сечения с увеличенной нижней частью применяется для повышения объема багажников под полом пассажирской кабины. Сечения со срезанной дугой окружности нижней частью используются при < 2,9 м (где из-за малости объема багажники под полом не разместить) и в основном у самолетов-высокопланов, у которых такое срезание низа фюзеляжа позволяет уменьшить длину стоек шасси и расстояние от поверхности аэродрома до пола кабины. Однако для негермегичных фюзеляжей своеобразие формы их содержимого (нагрузки) может привести к выгодности (даже по наименьшей площади миделя) формы, существенно отличающейся от круга. Весьма своеобразную форму имеют поперечные сечения фюзеляжей в случае расположения в них нескольких двигателей или каналов воздухозаборников (рис. 15.7). При выборе формы сечения следует обратить внимание на необходимость обжатия сечения, то есть на стремление в каждом конкретном варианте размещения содержимого фюзеляжа достигнуть минимальной площади сечения с целью снижения аэродинамического сопротивления, а иногда и массы конструкции. 15.4. ОСОБЕННОСТИ ФОРМЫ НОСОВОЙ И ХВОСТОВОЙ ЧАСТЕЙ ФЮЗЕЛЯЖА Форма носовой и хвостовой частей, как и форма всего фюзеляжа, определяется из условий аэродинамики (наименьшего сопротивления), назначения (тактические и эксплуатационные требования), компоновки, технологии. Если учитывать только аэродинамические требования, то фюзеляж должен представлять собой осесимметричное тело вращения с плавно сужающимися носовой и хвостовой частями (имею- Рис. 15.8. Согласование формы носовой части фюзеляжа и остекления фонаря с условиями обзора из кабины щими удлинения, зависящие от скорости полета самолета). Для носовой части фюзеляжа дозвуковых самолетов характерна значительно большая криволи-нейность образующих по сравнению с хвостовой частью. Это связано с меньшим удлинением и меньшей заостренностью (выгодна каплевидная форма) носовой части. Большая удлиненность и характерная прямолинейность образующих хвостовой части фюзеляжа (см. рис. 15.2) диктуются стремлением не допустить повышения аэродинамического сопротивления из-за отрыва потока, который мог бы произойти в случае большой кривизны образующих хвостовой части и возникающего при этом положительного градиента давления. Условия обзора из пилотской кабины придают боковому виду носовой части фюзеляжа современных самолетов своеобразное очертание, характеризуемое значительным выступанием вперед ее нижней части. Эта особенность присуща и гражданским, и военным самолетам различных размеров. Она обусловлена тем, что ниже прямой, проведенной от глаза летчика вперед-вниз через нижнюю границу остекления, помещается зона, где можно располагать без ущерба для обзора удлиненную носовую часть фюзеляжа (рис. 15.8). И эта возможность всегда используется, так как она выгодна и аэродинамически (заостряется нос), и компоновочно (в удлиненной носовой части размещают антенны радиолокаторов или другого оборудования и даже дополнительные багажники у небольших пассажирских самолетов, не имеющих двигателей в носовой части фюзеляжа). Чтобы снизить аэродинамическое сопротивление, следует максимально наклонить лобовые стекла кабины от вертикального положения (см. рис. 15.8). Но такое отклонение ограничено проявлением при значении угла р > 70° эффекта полного внутреннего отражения (падающий под таким углом луч не проходит сквозь стекло, то есть летчик будет видеть в остеклении только отражение внутренностей кабины). Поэтому для дозвуковых самолетов рекомендуемое значение Р = 50...55°, а для сверхзвуковых оно повышается до р = 60...65°. Выступающие в виде надстройки фонари пилотских кабин выполняются для снижения аэродинамического сопротивления со значительным удлинением Хфон 4...6 {Кфон - отношение длины фонаря к ширине или высоте). Поперечное сечение фонаря выгодно образовывать дугой окружности - для лучшего восприятия конструкцией избыточного давления в гермокабине. Рис. 15.9. Уменьшение длины стоек шасси (Мш) отклонением вверх хвостовой части фюзеляжа (ф = const) Хвостовую часть фюзеляжа целесообразно отклонять вверх, чтобы на взлетно-посадочных режимах (наибольшие углы атаки) обеспечить достижение потребного угла ф (угла переваливания на переднюю опору) при наименьшей длине главных стоек (рис. 15.9). Многие грузовые и военно-транспортные самолеты имеют в хвостовой части фюзеляжа большой люк с опускаемой на землю грузовой рампой для автономной погрузки и выгрузки всевозможных грузов и техники без использования аэродромных средств. В формообразовании хвостовой части фюзеляжа таких самолетов можно выделить два направления. Первоначальным решением было резкое отклонение вверх плоского низа хвостовой части фюзеляжа для того, чтобы обеспечить потребные габариты грузового проема при наименьшей длине выреза и использовать в качестве рампы значительную часть крышки люка. Недостатком такого решения является увеличение (на 10...15 %) аэродинамического сопротивления фюзеляжа. Подобная форма хвостовой части фюзеляжа характерна, например, для военно-транспортных самолетов Локхид С. 130 (США), Трансаль С. 160 (Франция, ФРГ, Голландия). На более современных самолетах (Ил-76, Локхид С.141А, С5А, Боинг YC.14) для снижения аэродинамического сопротивления удлиняют и искривляют всю хвостовую часть фюзеляжа. В результате нижняя поверхность ее оказывается скошенной вверх под минимальным углом, уменьшается сопротивление, удлиняется плечо хвостового оперения, но потребная длина выреза увеличивается (рис. 15.10). Некоторые самые крупные транспортные и грузовые самолеты (С.5А, Боинг 747F) имеют грузовой люк и в носу фюзеляжа, для чего его нижняя часть (ниже пилотской кабины) выполняется откидывающейся вверх (в некоторых проектах она поворачивается в сторону). Такое решение влияет на конфигурацию всей носовой части фюзеляжа. Так, на самолете Боинг 747 для обеспечения по- Локхид C13 О Е Боинг УС. Ц Рис. 15.10. Сравнение конфигурации хвостовой части фюзеляжа военное транспортных самолетов Локхид С-130 и Боинг YC.H требных габаритов грузового проема в носу фюзеляжа кабина экипажа поднята вверх и выполнена в виде надстройки над фюзеляжем (рис. 15.11). Следует отметить, что для образования больших грузовых люков нашли применение только такие конструктивные решения, которые не связаны с необходимостью при выгрузке-погрузке нение проводок систем оборудования
Рис. 15.11 Выполнение грузового люка в носовой части фюзеляжа самолета Боинг 747F производить разъеди-и управления. 15.5. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ ФЮЗЕЛЯЖА МНОГОМЕСТНЫХ ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ С возрастанием размеров и вместимости пассажирских самолетов увеличилось число возможных вариантов размещения в кабине заданного количества пассажиров с определенным уровнем комфорта (размеры кресел, шаг их расположения, ширина прохода и т.. д.). А так как внутренняя компоновка пассажирской кабины тесно связана с конфигурацией фюзеляжа, то весьма актуальными стали проблемы выбора наивыгоднейших размеров и формы поперечного сечения фюзеляжа, его длины, а также числа пассажирских палуб. Как отмечалось в разд. 15.2, в этом случае к изменяется за счет одновременного варьирования длины и диаметра фюзеляжа при неизменном числе пассажирских мест. Следовательно, различные варианты размещения пассажиров, имея неодинаковые длины фюзеляжей, форму и площадь их поперечного сечения, будут отличаться и такими важнейшими характеристиками, как масса конструкции и аэродинамическое сопротивление фюзеляжа. Поэтому целесообразно выбирать те значения его длины и диаметра, да и форму сечения, которые были бы оптимальными, т. е. обеспечивали бы достижение экстремума принятого критерия оценки. Вначале рассмотрим решение этой задачи на примере фюзеляжа дозвукового пассажирского самолета со следующими данными: вместимость - 500 пассажиров; шаг кресел 810 мм; расчетная дальность полета 2500 км; крейсерская скорость соответствует числу Мкрейс = 0,85 на высоте Якрейс = 10 км; длина ВПП соответствует аэродрому класса Б ; стартовая тяговооружеиность Ро = = 0,3; удельная нагрузка на крыло р = тфз = 550 даН/м*; низкорасположенное крыло с четырьмя ТРДД, имеющее Я, = 7,5, т) = 3,5, X = 30°, Со = 0,12 (максимальная высота кессона в корневом сечении 1,3 м); трехщелевые закрылки; предкрылки; интерцепторы. Для нахождения возможных сочетаний значений длины и диаметра однопалубного фюзеляжа круглого сечеция проработано |
© 2011 - 2024 www.taginvest.ru
Копирование материалов запрещено |