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 предел увеличения массы частей самолета для увеличения аэродинамического качества *, при котором величина критерия оценки самолета остается неизменной. Если для простоты считать, что изменения массы и аэродинамических характеристик не влияют на стоимость и ресурс какого-либо узла или агрегата, то при (L, т. н, крейс) = const критерием оценки проектных решений будет величина изменения взлетной массы. В этом случае весовой эквивалент аэродинамического качества выражается так: (Am U + {Amok = 0. (3.58) Здесь (Amo)m - прирост взлетной массы самолета в связи с изменением массы узла или детали; (Ато)/< - прирост взлетной массы в связи с изменением аэродинамического качества самолета.. Если учесть, что (Ато) = и Атдо ; {Шо)к = к АК, то из (3.58) получим, что весовой эквивалент среднего за время полета аэродинамического качества самолета Атдоп = -(и и )АК. (3.59) Когда требуется получить прирост среднего аэродинамического качества (+ААГ), то по формуле (3.59) получаем +Атдоп, так как производная % всегда отрицательна. При решении обратной задачи, когда требуется найти, насколько следует снизить массу детали, узла или агрегата для компенсации уменьшения качества (-А/(), формула (3.59) дает рациональный минимум снижения массы со знаком минус (-Атдоп). Если формулу (3.59) записать в виде неравенства Атдоп -Ы/т) АК, (3.60) то получим условие целесообразности проектно-конструкторского решения. Знак меньше соответствует прямой задаче {+hK), а знак больше - обратной задаче (-А К). Из неравенства (3.60) следует, что если увеличение среднего аэродинамического качества связано с увеличением массы детали, узла или агрегата, то величина Атдоп должна быть меньше, чем ((ик[/>т) А/С. Аналогичное рассуждение можно провести и в отношении обратной задачи. При сравнении нескольких вариантов решения критерием их выгодности будет величина снижения взлетной массы самолета Ато = иАтдоп + И;АК. (3.61) * Здесь имеется в виду среднее за полет аэродинамическое качество самолета. Заметим, что возможна и обратная формулировка: с помощью какого уменьшения массы детали, узла или агрегата можно компенсировать уменьшение аэродинамического качества самолета? Рата фонарц Кштд Отманяетя иособая часть фюзелята Ту-144 2,9 2,8 100 т т 160 т тв,т Рис. 3.3. Варианты изменяемой геометрии носовой части фюзеляжа: а - схемы изменения геометрии носовой части фюзеляжа (1 - при М < 1; 2 - при М > 1); б - зависимость наибольших допустимых потерь массы фюзеляжа, связанных сизмеиеинем геометрии его носовой части (Mpa(.q=2,2; тду=13,Ьт; АК = 0,64), от Шц Здесь Атдоп и А/( - фактические приращения массы агрегата и среднего аэродинамического качества самолета. Сумма (3.61) является отрицательной, так как производная Их всегда отрицательна, а%АЯ >> тАтдоп (в прямой задаче -j-A/f, +Атдоп). в обратной задаче сумма (3.61) также отрицательна, потому что Атдоп и АЯ имеют знак минус, а ИтАтдоп > > %АК. Решение будет наивыгоднейшим при (-Amo)max- пример. Продувками установлено, что аэродинамическое качество сверхзвукового пассажирского самолета (СПС) при конфигурации носовой части фюзеляжа 2 (рис. 3.3) на 0,64 единицы выше в крейсерском полете, чем при конфигурации 1, соответствующей взлету - посадке. Устройство специальной рампы, закрывающей фонарь при М> 1, или механизмов для отклонения носовой части фюзеляжа (для улучшения обзора) требует определенных весовых затрат. Необходимо определить максимально допустимую дополнительную массу фюзеляжа, компенсируемую увеличением аэродинамического качества СПС. Иначе говоря, требуется определить весовой эквивалент увеличения аэродинамического качества СПС иа 0,64 единицы. Будем считать, что средний за полет прирост качества также равен 0,64 единицы. Решим пример, касающийся СПС с Мрасч = 2,2. Чтобы получить весовой эквивалент прироста качества на 0,64 единицы, воспользуемся формулой (3.59) и данными табл. 3.2 и 3.3. В результате получим максимально допустимый прирост массы фюзеляжа Дтф = Д/Пагр = Дотдоп при устройстве рампы или системы поворота носовой части фюзеляжа. Относительная масса (Дтф/Д/7го)тах доп составляет около 3 %. По приближенной оценке потребное увеличение массы фюзеляжа СПС не превысит 0,5...0,7 % от взлетной массы СПС. Поэтому уже иа стадии эскизного проектирования, не производя сложных вычислений, можно сделать вывод о целесообразности рассмотренного конструктивно-проектировочного решения. Весовые эквиваленты лобового сопротивления и коэффициента со самолета. Задача формулируется так: насколько можно увеличить массу агрегата, узла или детали для уменьшения силы лобового сопротивления самолета или коэффициента со с тем, чтобы величина критерия оценки самолета не изменилась? В этой формулировке задачу условно назовем прямой, в отличие от обратной, которая формулируется иначе: насколько надо уменьшить массу агрегата, узла или детали, чтобы компенсировать увеличение силы лобового сопротивления самолета или ее коэффициента с. ? Здесь средние за полет значения силы лобового сопротивления Хо и коэффициента лобового сопротивления со можно найти по следующим формулам: (Xo),p = (l/L)jAodL; (3.62) {c,o)cp = {VL)lcodL. (3:63) Эти формулы применяются в основном для сверхзвуковых самолетов, у которых Хо и со существенно отличаются при М < 1 и М > 1. Что касается дозвуковых неманевренных самолетов, то без ущерба для точности определения весовых эквивалентов можно принимать (Хо)ор = (Хо) рейс. а также (со)ср = (Cxohpeac, так как полет этих самолетов от взлета до посадки ведется практически на режиме q const. В дальнейшем ради краткости записи индексы ср и крейс опускаются. Как и прежде, будем считать, что (L, /Пц.е, V) - const. Тогда условия (3.54) и (3.55) для получения весовых эквивалентов силы Хо и коэффициента с будут иметь вид (Amo) + (Amo)x, = 0; (3.64) (Amo) + (Amo). = 0, (3.65) или, по аналогии с предыдущим, -ЛщАтроп + Их АХо = 0; (3.66) ХтАтдоп -f сцАсо = 0. (3.67) Из уравнений (3.66) и (3.67) получим искомые весовые эквиваленты: - весовой эквивалент силы Хо А/Пдоп = -(кх./Кт) АХо; (3.68) - весовой эквивалент коэффициента со Атдоп = - {y-cjjj Ас,о. (3.69) При решении прямой задачи ДХо и Асо берутся со знаком минус, а Атдоп по формулам (3.68) и (3.69) получается со знаком плюс, так как хх , к и к всегда положительны. При решении обратной задачи (уменьшение массы при увеличении сопротивления) имеем (+АХо), (+АС;,о) и соответственно ( Am on). 62 Если (3.68) и (3.69) записать в виде неравенств, то получим условия целесообразности проектно-конструкторских решений: доп хО- (3.70) (3.71) Знак меньше соответствует прямой задаче (-АХо), а знак больше - обратной задаче (--АХо). Приращение ДХо равно [(Асо) Si] д, где - характерная площадь, к которой отнесено приращение ДС;,о- Так как (Асо) St - = const и q = const, то численное значение АХо не изменится от того, отнесено АХо к агрегату, узлу, детали или к самолету в целом (т. е. к площади крыла). В формуле (3.71) принято Асм = ±{Cxo)iSt/S, где (Cjco)i - добавочный коэффициент вредного аэродинамического сопротивления агрегата, узла или детали, отнесенный к характерной площади Si; S - площадь крыла. При сравнении нескольких вариантов решений наилучшим будет вариант, который дает наибольшее снижение взлетной массы: Amo = (х, Атдоп + их АХо) Здесь сумма ттоп + х.АХо всегда отрицательна при целесообразных вариантах и положительна - при нецелесообразных; Атдоп - наибольший допустимый прирост массы агрегата, узла или детали (в кг), оправдываемый уменьшением силы Хо на 1 даН. В табл. 3.4 даны значения весовых эквивалентов силы вредного аэродинамического сопротивления некоторых типов самолетов. Из табл. 3.4 видно, что только на легком самолете изменение массы узла или детали на 1 кг влияет на взлетную массу самолета Таблица 3.4
примерно так же, как изменение на 1 даН силы лобового сопротивления (А/Пагр/АХо 1). На тяжелых дозвуковых самолетах изменение на 1 даН силы лобового сопротивления эквивалентно изменению массы агрегата, узла или детали на 4 ... 6 кг, т. е. Лтагр/АХо = 4 ... 6. Весовые эквиваленты ресурса конструкции самолета. Определим наибольшее допустимое (по соображениям себестоимости перевозок) увеличение ресурса конструкции транспортного самолета, когда оно связано с приростом массы (например, в результате создания резервных силовых элементов, ограничителей распространения трещин, местных усилений, снижения действующих напряжений для увеличения усталостной прочности и т. п.), т. е. найдем весовой эквивалент ресурса конструкций. Для упрощения решения полагаем, что исходная удельная стоимость самолета Со не зависит от исходного ресурса самолета То, т. е. аСо/дТо = 0. Из условия (3.57) имеем да . , да Атагр + -АГо = 0, (3.73) где а - себестоимость тонна-километра. Производная (За/д/Пагр = daldnijon определяется следующим образом. На ранней стадии проектирования, когда для сохранения заданных значений скорости и дальности принимается (ро, о) = = const, . 1.4 If + Л (1 - m,) + 6m, p,o.l, агр ком f СвРо комрейс . 1+р.д[(Гдв/Ы-П (3.74) (3.75) (3.76) -J-. (3.77) Значения коэффициентов, входящих в формулы (3.75) ... (3.77), указаны в разд. 3.1, размерность f, h я b - коп/(т-км). На более поздней стадии проектирования, когда (S, Ро) = const =1,4 J(/j(l ,)-f Ш.раох]. (3.78) 1+Ус[(Гс с)-11 . комрейо Тс ком Производную да/дТс, входящую в (3.73), можно определить по формуле За 1.4 Сстдуст ;i+.c(--l)]. (3.79) Здесь Со в коп/т; Го в ч; тпуот и т о в т. Подставляя значения да/д/Щгр и да/дТс в (3.73),-после преобразований получим весовые эквиваленты ресурса конструкции самолета: при {ро, Ро) = const Cc[l+fep.c(rc/<c- 1)] ДГс Т-Я. 1 кам/ пусх) рейс [/ + М х) + т. расх] ; (3.80) при (S, Ро) = const Cc[l+fep.c(7c/c-l)]A7c . (3.81) В (3.75) Сдв и в (3.76) Сс - стоимость двигателей, отнесенная к взлетной тяге, и стоимость самолета без двигателей, отнесенная к массе пустого самолета без двигателей (в коп./т); Ст = = 5200 коп./т - удельная стоимость топлива; Гс - исходный ресурс конструкции самолета (в ч). Сравнив фактические затраты массы для увеличения ресурса на заданную величину АГс (в ч) с наибольшими допустимыми затратами, определяемыми по формулам (3.80) и (3.81), можно сделать вывод о целесообразности данного проектно-конструкторского решения. в табл. 3.5 даны весовые эквиваленты увеличения ресурса гражданских самолетов на 1000 ч при исходном ресурсе 40000 ч. Из таблицы видно, что наибольший допустимый прирост массы конструкции агрегата с целью увеличения его ресурса при (S, Ро) = = const примерно вдвое больше, чем при (ро, Ро) = const. Это объясняется меньшим влиянием массы конструкции агрегатов на себестоимость 1 т-км при {S, Ро) = const. Весовые эквиваленты стоимости конструкции самолета. При проектировании самолетов нередко приходится решать, при каких условиях целесообразно применить более легкую, но более дорогую Таблица 3.5 Наибольший прирост массы конструкции самолета АОТарр (кг), оправдываемый увеличением ее ресурса на 1000 ч (Тс. исх = 40000 ч) Основные исходные данные
3 М.С. Егер и др. |
© 2011 - 2024 www.taginvest.ru
Копирование материалов запрещено |