А.К. Мялица, Л.А. Малашенко, А.Г. Гребеников, Е.Т. Василевский, В.Н. Клименко, А.А. Сердюков РАЗРАБОТКА АВАНПРОЕКТА САМОЛЕТА 2010 МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ УКРАИНЫ Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт» А.К. Мялица, Л.А. Малашенко, А.Г. Гребеников, Е.Т. Василевский, В.Н. Клименко, А.А. Сердюков РАЗРАБОТКА АВАНПРОЕКТА САМОЛЕТА Учебное пособие Рекомендовано ученым советом Национального аэрокосмического университета им. Н.Е. Жуковского «ХАИ» как учебное пособие для студентов высших учебных заведений специальности «Самолеты и вертолеты» (направление «Авиа- и ракетостроение») Харьков "ХАИ" 2010 МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ УКРАИНЫ Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт» А.К. Мялица, Л.А. Малашенко, А.Г. Гребеников, Е.Т. Василевский, В.Н. Клименко, А.А. Сердюков РАЗРАБОТКА АВАНПРОЕКТА САМОЛЕТА Учебное пособие Рекомендовано ученым советом Национального аэрокосмического университета им. Н.Е. Жуковского «ХАИ» как учебное пособие для студентов высших учебных заведений специальности «Самолеты и вертолеты» (направление «Авиа- и ракетостроение») Харьков "ХАИ" 2010 УДК 629.735.33(07) Разработка аванпроекта самолета: учеб. пособие / А.К. Мялица, Л.А. Малашенко, А.Г. Гребеников и др. – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 2010. – 233 c. ISBN 978-966-662-199-6 На основе анализа статистических данных самолетов и в соответствии с заданием на разработку аванпроекта представлены основные тактико-технические требования к самолету. Даны рекомендации по выбору и обоснованию схемы самолета и его основных агрегатов - крыла, фюзеляжа, оперения, шасси. Приведены методики расчета взлетной массы самолета в нулевом приближении и определения массы конструкции основных агрегатов, топлива, оборудования, системы управления, геометрических размеров крыла, оперения, фюзеляжа, шасси, положения их центров масс, расчета центровки самолета и создания общего вида самолета. Рассмотрены варианты конструктивно-силовых схем агрегатов, обоснован их выбор и силовая увязка для самолетов различных типов. Представлены типовые образцы технического задания и технического предложения, необходимые для выполнения дальнейших проектных работ и разработки технической документации по созданию самолета заданного типа. Для студентов, разрабатывающих аванпроект самолета по специальности "Самолеты и вертолеты". Ил.105. Табл. 16. Библиогр.: 23 назв. Авторы: А.К. Мялица, Л.А. Малашенко, А.Г. Гребеников, Е.Т. Василевский, В.Н. Клименко, А.А. Сердюков Рецензенты: д-р техн. наук, проф. д-р техн. наук, проф. С.А. Бычков, И.В. Малков Рекомендовано к изданию 20.01.2010 ученым советом Национального аэрокосмического университета "ХАИ" (протокол № 5) ISBN 978-966-662-199-6 © Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», 2010 г. © А.К. Мялица, Л.А. Малашенко, А.Г. Гребеников, Е.Т. Василевский, В.Н. Клименко, А.А. Сердюков © АНТООО «КНК» ОГЛАВЛЕНИЕ Введение..............................................................…..………………… 1. Организация и основы методологии проектирования …...…… 1.1. Задачи и организация процесса проектирования……....... 1.2. Исходные данные для проектирования.............................. 1.3. Оценка и оформление аванпроекта самолета................... 1.3.1. Оформление чертежей общего вида самолета..... 1.4. Общие рекомендации и нормы при разработке аванпроекта самолета.......................................................... 2. Статистическое проектирование облика самолета................... 2.1. Сбор и обработка статистических данных самолетов-аналогов, их анализ …………………………...... 2.2. Разработка тактико-технических требований (ТТТ) к самолету ………………………………………………………… 2.3. Выбор и обоснование схемы и силовой установки самолета …………………….................................................. 2.3.1. Выбор аэродинамической схемы самолета и особенности его продольной балансировки..……. 2.3.2. Выбор расположения крыла относительно фюзеляжа ………………………................................ 2.3.3. Выбор внешней формы крыла …………………….. 2.3.4. Форма крыла при виде спереди …………………… 2.3.5. Формы поперечных сечений крыла (типы профилей самолетов) ………………..……………... 2.3.6. Выбор средств механизации крыла …………........ 2.3.7. Выбор схемы элеронов ……………………………… 2.3.8. Выбор схемы фюзеляжа ……………………………. 2.3.9. Выбор схемы оперения ……………………………… 2.3.10. Выбор схемы взлетно-посадочных устройств ….. 2.3.11. Выбор типа силовой установки ……………………. 2.3.12. Выбор схемы размещения экипажа и целевой нагрузки ……………………………………………….. 2.4. Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении ………………………………...………………. 2.5. Расчет массы конструкции основных агрегатов самолета, массы силовой установки, топлива, оборудования и управления. 2.6. Выбор двигателя и его характеристик ........................... 2.7. Определение геометрических размеров основных агрегатов самолета ………………………………………..….. 3 5 7 7 13 15 16 17 20 20 24 25 26 31 32 37 39 41 47 55 61 67 70 74 75 77 81 89 2.8. Выбор основных параметров шасси ……………………….. 2.9. Выбор числа опор и колес шасси ………………………....... 2.10. Определение положения центра масс агрегатов. Расчет центровки самолета…………………….................... 2.11. Разработка чертежа общего вида самолета …………... 3. Выбор, обоснование, разработка и увязка конструктивносиловых схем (КСС) агрегатов самолета ……………………….. 3.1. Введение ………………………………………………………... 3.2. Расчетные случаи нагружения крыла самолета …………. 3.3. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла ……………... 3.3.1. Нагрузки, действующие на крыло …………………. 3.3.2. Конструктивно-силовые схемы крыльев ………..... 3.3.3. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла .…… 3.3.4. Лонжероны крыла ……………………………………. 3.3.5. Стрингеры ……………………………………………… 3.3.6. Нервюры крыла ………………………………………. 3.3.7. Обшивка ……………………………………………….. 3.3.8. Панели крыла, фюзеляжа, оперения ……………... 3.3.9. Проектировочный расчет крыла ………….……….. 3.3.10. Конструктивно-силовые схемы корневых частей стреловидных крыльев ………….………………….. 3.4. Выбор конструктивно-силовой схемы оперения …………. 3.5. Выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа ……….. 3.5.1. Ферменные конструктивно-силовые схемы фюзеляжа …………………………………………….. 3.5.2. Балочные конструктивно-силовые схемы фюзеляжа …………………………………….………. 3.6. Выбор конструктивно-силовой схемы шасси ……………. 3.6.1. Конструктивно-силовые схемы шасси и их анализ 3.6.2. Схема уборки опор шасси …………………………. 3.6.3. Конструирование элементов опор шасси ………. 3.6.4. Выбор силовой и кинематической схемы убирающегося шасси ………………………………. 3.7. Аэродинамическое сопротивление самолета и пути его снижения…..……………………………………………………. 3.8. Силовая увязка конструктивно-силовых схем агрегатов самолета ……………………………………………………….. Приложение 1…………………………………………………………….. Приложение 2…………………………………………………………….. Библиографический список ……………………………………………. 4 94 102 105 111 114 114 116 117 117 120 128 133 136 137 139 140 146 147 153 157 159 160 169 171 176 180 181 182 185 190 217 230 ВВЕДЕНИЕ Разработка аванпроекта самолета является заключительным этапом комплексной системы подготовки бакалавров по направлению "Авиация и космонавтика". Она включает в себя разделы: статистическое формирование облика самолета, расчет аэродинамических и летных характеристик самолета, расчеты по обеспечению статической прочности элементов регулярной зоны, разработка конструкции сборных узлов агрегатов (лонжеронов, панелей и др.), силовых элементов механической проводки системы управления, системы крепления двигателя, технологии изготовления детали самолета листовой штамповкой и механической обработкой, расчет характеристик экономической эффективности, разработку систем, обеспечивающих безопасность жизнедеятельности, спецчасть. Получив задание на третьем курсе, студент, определив схему, параметры и общее устройство самолета согласно заданию, продолжает работу по данной теме на специальных кафедрах: проектирования самолетов и вертолетов, аэрогидродинамики, технологии производства самолетов, механики материалов и конструкций, экономики, безопасности жизнедеятельности в процессе выполнения домашних заданий, курсовых проектов и работ. После защиты аванпроекта в восьмом семестре на четвертом курсе на пятом-шестом курсах целесообразно продолжить работу над ним на этапах подготовки выпускной работы магистра или дипломного проекта специалиста. Такой путь подготовки бакалавра, специалиста или магистра по направлению "Авиация и космонавтика" позволит студентам наряду с фундаментальной общетехнической подготовкой получить также более узкую специализацию по определенному типу самолетов, более осознанно оценить связь и взаимодействие специальных и профилирующих дисциплин, повысить качество проектирования с учетом современных требований к надежности, безопасности, экономичности эксплуатации авиационной техники. Для обеспечения профилирования, ускорения адаптации в условиях производства целесообразно, чтобы тема аванпроекта соответствовала типу самолета предприятия, на котором выпускнику предстоит работать. Прием студентов на первый курс, сложившиеся традиционные творческие связи с предприятиями отрасли позволяют в основном удовлетворить это требование и обеспечить целевую подготовку молодых специалистов. Целью данного учебного пособия является оказание помощи студентам при выполнении первого раздела аванпроекта "Статистическое проектирование облика самолета". Аванпроект выполняют по схеме предварительного проектирования самолета, для чего необходима интеграция знаний в области общего устройства самолетов и вертолетов, проектирования силовых установок и систем, конструирования деталей узлов и агрегатов самолета, аэрогидродинамики, прочности, технологии, материаловедения, экономики. Следует также изучить накопленный опыт создания отечественных и 5 зарубежных самолетов исследуемого типа, изучить особенности их устройства, компоновки, конструктивно-силовых схем агрегатов, применяемых конструкционных материалов, производства и эксплуатации, выявить тенденции и перспективы развития. Исходными данными для разработки аванпроекта самолета являются: − назначение самолета; − важнейшие тактико-технические требования для : а) пассажирских самолетов – число пассажиров nпасс, дальность полета L, длина разбега при взлете Lр, крейсерская скорость полета Vкрейс, крейсерская высота полета Нкр, тип двигателя, ресурс; б) маневренных и высотно-скоростных самолетов – максимальная скорость Vmax, статический потолок Нmax, масса боевой нагрузки длина разбега при взлете Lp, максимальная mгр.боев, скороподъемность у земли Vу; в) всех типов дозвуковых, сверхзвуковых маневренных и неманевренных самолетов – число М, соответствующее максимальной скорости полета на высоте 11 км, масса коммерческой нагрузки mгр, статический потолок Нпот, дальность полета L и длина разбега Lp. При выполнении раздела статистического формирования облика самолета предусматривается следующий объем работ: − сбор и обработка статистических данных, их анализ; − разработка тактико-технических требований к самолету; − выбор и обоснование схемы самолета; − определение взлетной массы самолета в нулевом приближении; − расчет массы конструкции основных агрегатов самолета, массы силовой установки, топлива, оборудования и управления; − выбор двигателя и его характеристик; − определение геометрических размеров основных агрегатов самолета (крыла, фюзеляжа, оперения, шасси). Определение положения центра масс. Расчет центровки. Разработка общего вида самолета; − выбор, обоснование, разработка и увязка конструктивно-силовых схем (КСС) агрегатов самолета; − выводы. Работу проводят как домашнее задание на третьем курсе в осеннем семестре, разработку КСС – в весеннем семестре. По итогам работы с помощью компьютерных систем КОМПАСГРАФИК, ADEM или AutoCAD разрабатывают следующие чертежи: − общий вид самолета (формат А1); − конструктивно-силовая схема самолета (формат А1). 6 1. ОРГАНИЗАЦИЯ И ОСНОВЫ МЕТОДОЛОГИИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ 1.1. Задачи и организация процесса проектирования Целью проектирования нового самолета является создание конструкции, обладающей уникальными характеристиками, обеспечивающими более эффективное выполнение традиционных для данного типа самолетов задач либо новых, которые не могут быть решены другими способами. Задача проектирования состоит в разработке такого проекта, реализация которого при определенных ограничениях обеспечивала бы наиболее эффективное выполнение поставленных целей проектирования. Эти ограничения определяются: физическими законами механики полета ЛА по аэродинамическому принципу; уровнем научно-технических достижений в авиастроении и смежных отраслях; производственно-технологическими и экономическими аспектами. Современный самолет представляет собой сложный технический комплекс с развитой иерархической структурой, большим числом элементов и внутренних связей. Так, планер широкофюзеляжного самолета включает в себя более 1 млн деталей. В любом самолете можно выделить ряд функциональных подсистем, предназначенных для следующего: создания подъемной силы; обеспечения устойчивости и управляемости самолета на заданной траектории; обеспечения движущей силы; выполнения целевых функций; жизнеобеспечения; обеспечения управления и навигации в различных условиях полета и др. Каждая подсистема может содержать комплекс простых и сложных систем. Системы самолета взаимосвязаны и взаимообусловлены. Например, для сверхзвуковых маневренных самолетов широкое применение находят интегральные схемы, объединяющие крыло, фюзеляж, силовую установку, системы управления и устойчивости. Самолет, в свою очередь, является элементом авиационного комплекса, органично сочетающего людские и материальные ресурсы, выполняющего определенные полезные функции. Функциональноструктурная схема авиационного комплекса показана на рис. 1.1. Авиационный комплекс — это элемент транспортной системы или системы обороны страны. Все это определяет необходимость применения системного подхода к проектированию самолетов. 7 Для реализации процесса проектирования самолетов потребовалось создание специализированных проектных организаций (ОКБ), включающих в себя сложные лабораторные и производственные подразделения. В своей деятельности ОКБ опирается на работу отраслевых научно-исследовательских институтов (НИИ), занимающихся разработкой перспектив развития авиации в различных ее направлениях, и на опыт производства и эксплуатации самолетов. Рис. 1.1. Функционально-структурная схема авиационного комплекса Сложившаяся организация исследований и разработок, связанных с созданием нового самолета, показана на рис. 1.2 в виде многоэтапного процесса принятия решений с итерационными циклами как между отдельными этапами, так и внутри каждого из них. Этот процесс укрупненно можно разделить на четыре взаимосвязанных, но отличающихся объектами исследования и задачами этапа. Первый этап — "внешнее" проектирование — заключается в исследовании сложных организационно-технических систем, включающих в себя в качестве элемента самолеты или семейство самолетов. На этом этапе принимают решения о типах, требуемых характеристиках самолетов и их распределении по авиалиниям, характеристиках аэродромов базирования и их оборудовании, способах обслуживания самолетов, номенклатуре и параметрах перевозимых грузов, составе экипажей и т.д. На этом этапе формируют концепцию будущего самолета и количественно определяются цели 8 проектирования в виде перечня его определенных условиях эксплуатации. функций, реализуемых в Рис. 1.2. Основные этапы разработки проекта самолета Результатом этих исследований является техническое задание на проектирование самолета. Существует определенный порядок его разработки и его типовая структура. Пример технического задания на разработку пассажирского самолета, предназначенного для использования на внутренних и международных линиях Украины и других стран СНГ и ICAO, представлен в Приложении 1. Второй этап проектирования — разработка технического предложения (предварительное проектирование, аванпроект), заключается в выборе схемы и определении оптимального сочетания основных параметров самолета, состава и структуры его систем, обеспечивающих выполнение заданных функций. При этом на основе анализа технического задания, идей главного конструктора, опыта конструкторского бюро и рекомендаций НИИ ранее сформулированная концепция самолета реализуется в виде его аванпроекта. В первом приближении определяют основные геометрические, массовые и энергетические характеристики проектируемого самолета, а также формируют законы управления им на различных участках траектории для различных, предусмотренных требованиями, профилей полета. Кроме того, связывают воедино различные аспекты проектирования самолета, касающиеся выбора и согласования его геометрических, массовых, аэродинамических характеристик, высотноскоростных и расходных характеристик двигателей, конструкции 9 планера и структуры оборудования и снаряжения, летно-технических данных и характеристик боевой или транспортной эффективности. Результатом этого этапа являются чертежи общего вида самолета и его компоновки, а также документация с расчетными данными его летно-технических, экономических и эксплуатационных характеристик. На ее основании компетентные органы принимают решение о целесообразности дальнейшей работы над проектом или необходимости корректировки технического задания. Если это предусмотрено техническим заданием, по результатам предварительного проектирования возможна разработка технического предложения. Техническое предложение (ТП) разрабатывают в целях выявления дополнительных или уточненных требований к изделию (технических характеристик, показателей качества и др.), которые не могли быть указаны в техническом задании, и это целесообразно сделать на основе предварительной конструкторской проработки и анализа различных вариантов изделия. Общие требования к выполнению и оформлению ТП изложены в ГОСТ 2.118-73 (1995) Техническое предложение. Перечень работ, выполняемых на стадии технического предложения, устанавливается на основе технического задания и определяется разработчиком в зависимости от характера и назначения изделия. Ниже приведено примерное содержание технического предложения на транспортный самолет: Принятые обозначения и сокращения Введение Основание для разработки ТП 1. Назначение самолета 2. Ожидаемые условия эксплуатации 2.1. Параметры состояния и факторы воздействия на самолет внешней среды 2.2. Эксплуатационные факторы 2.3. Особенности применения самолета 3. Краткое описание самолета 3.1. Общая компоновка самолета 3.2. Кабина экипажа 3.3. Грузовая кабина 3.4. Принципиальная компоновка систем и оборудования 4. Геометрические характеристики самолета 4.1. Общий вид самолета 4.2. Габаритные размеры самолета 4.3. Крыло 4.4 Фюзеляж 4.5. Оперение 10 4.6. Шасси 4.7. Маршевые двигательные установки 4.8. Омываемая поверхность 5. Весовые и центровочные характеристики самолета 5.1. Максимальная взлетная масса самолета 5.2. Расчетная посадочная масса самолета 5.3. Максимальная платная нагрузка 5.4. Максимальный запас топлива 5.5. Весовая сводка пустого снаряженного самолета 5.6. Центровочные характеристики самолета 6. Основные летно-технические характеристики 6.1. Основные ЛТХ самолета 6.2. Дальности полета 7. Транспортные возможности самолета 7.1. Транспортные возможности 7.2. Варианты загрузок 7.3. Воздушное десантирование 7.4. Низковысотный сброс грузов 8. Ограничения, ресурсы и сроки службы 8.1. Эксплуатационные перегрузки 8.2. Максимальные скорости полета 8.3. Допустимые перегрузки крепления грузов при аварийной посадке 8.4. Максимальное избыточное давление в гермокабине 8.5. Типовые условия и гарантии обеспечения проектного ресурса 9. Программа создания самолета 9.1. Предложения по срокам создания самолета 9.2. Основные принципы организации производства самолета 9.3. Предложение по кооперации 9.4. Программа выпуска серийных самолетов 9.5. Трудоемкость производства самолета 9.6. Трудоемкость подготовки производства 9.7. Стоимость разработки самолета 9.8. Себестоимость самолета при разных объемах производства 10. Летные испытания и сертификация 10.1. Объем летных испытаний 10.2. Сертификация самолета 11. Экономика и эксплуатация 11.1. Исходные данные 11.2. Прямые эксплуатационные расходы 11.3. Выводы 12. Техническое совершенство и конкурентоспособность самолета 12.1. Краткое описание рынка 11 12.2. Определение технического уровня 12.3. Сравнение с аналогами Третий этап — эскизное проектирование — конкретная конструктивная компоновка самолета, отвечающая различным, весьма противоречивым требованиям, в том числе эксплуатационным и технологическим. В процессе компоновки уточняют центровку самолета, расчету которой предшествует составление весовой сводки на основе прочностных и весовых расчетов агрегатов планера и силовой установки, ведомостей оборудования, снаряжения, грузов и т.д. В процессе эскизного проектирования обычно проводят широкие теоретические и экспериментальные исследования агрегатов и систем самолета: изготовляют и продувают в аэродинамических трубах модели самолета и его отдельных агрегатов; по результатам исследований уточняют аэродинамический расчет, расчет устойчивости и управляемости, характеристики аэроупругости. По их результатам вносят соответствующие исправления в компоновку самолета, уточняют весовые расчеты. Создают натурный или компьютерный макет самолета, позволяющий выполнить взаимную пространственную увязку агрегатов и систем самолета, размещение оборудования, оценить удобство размещения экипажа и целевой нагрузки. Итог этого этапа — эскизный проект. Он дает информацию об уточненных характеристиках самолета, а также о форме, размерах и взаимном расположении основных агрегатов и функциональных элементов самолета. Макетная комиссия проводит комплексную оценку проекта, необходимую для принятия решения о разработке рабочего проекта и его реализации. Второй и третий этапы иногда называют общим проектированием, имея в виду, что объектом исследования является самолет в целом. Четвертый этап — рабочее проектирование — имеет целью выпуск всей технической документации, необходимой для изготовления, сборки, монтажа как отдельных агрегатов и систем, так и самолета в целом. На этом этапе на основе конструкторско-технологической проработки выпускают чертежи общих видов агрегатов самолета, сборочные и деталировочные чертежи отдельных частей самолета. Этот процесс (конструирование или проектирование конструкций) направлен на материальное воплощение проекта в производстве. На этом этапе, как правило, проводят: экспериментально-исследовательские работы, связанные с внедрением новых материалов, типов конструкций; 12 статические и динамические испытания конструкций на прочность, вибрацию, ресурс; стендовые испытания систем оборудования, управления, жизнеобеспечения. Информация, полученная на этом этапе, позволяет уточнять и конкретизировать данные о проекте и, при необходимости, вносить соответствующие коррективы в весовые и прочностные расчеты. Изготовление опытных экземпляров самолета, его наземные и летные испытания органически связано с этапами проектирования. В процессе изготовления опытных образцов отрабатывают техническую документацию и технологии изготовления самолета. В ходе испытаний определяют фактические характеристики самолета и степень соответствия техническому заданию. На основании полученной информации принимают решения о внесении изменений в проект. По итогам летных испытаний принимают решение о возможности серийного производства самолета. 1.2. Исходные данные для проектирования К исходным данным для проектирования самолета относятся: техническое задание на проектирование, содержащее формализованные данные, определяющие задачи проектирования и ограничения; систематизированные статистические данные, отражающие мировой уровень достижений в области проектирования самолетов определенного типа; перечень, характеристики и области применения новых технических решений из области науки и техники, которые могут быть использованы для совершенствования характеристик вновь проектируемого самолета. Техническое задание разрабатывается совместно компетентными организациями, заинтересованными в появлении нового самолета (заказчик), и проектно-конструкторскими организациями, занимающимися созданием самолетов (разработчик). При этом инициатива может исходить как от заказчика, так и от разработчика. В техническое задание, зависящее от типа планируемого к разработке самолета, входят следующие разделы: Назначение — тип проектируемого самолета и его целевое назначение. Общие положения — перечень нормативных документов, выполнение которых обязательно при создании новых самолетов. К таким документам относятся нормы летной годности гражданских самолетов (Авиационные правила АП-23, АП-25), нормы авиационного шума и загрязнения окружающей среды; общие технические 13 требования, регламентируемые отраслевыми стандартами и ограничениями (например, общие технические требования к компоновкам пассажирских кабин и комплектующему пассажирскому, бытовому и вспомогательному оборудованию); нормы для установления посадочных минимумов самолетов гражданской авиации и др. Аналогичные документы существуют и для военных самолетов (общетехнические требования ВВС и др.). Летно-технические характеристики (ЛТХ) — перечень задаваемых выходных характеристик самолета, таких, как скорости, дальности и высоты полета, грузоподъемность и номенклатура перевозимых грузов, взлетно-посадочные и маневренные характеристики и др. Характеристики технического уровня серийного самолета и его экономические характеристики — обобщенные показатели эффективности самолета (транспортной, боевой, топливной и др.), позволяющие оценить его конкурентоспособность и стоимость. Информация этого раздела позволяет установить критерий (критерии) при оптимизации проекта. Перспектива развития самолета и его основных систем — информация о направлениях развития проектируемого самолета и вариантах его модификации. Конструкция, системы и оборудование самолета — требования к ресурсу планера и его силовых элементов (в летных часах и посадках), срок службы (в годах, общий и до первого ремонта); требования к ресурсам комплектующих изделий и оборудования. Силовая установка и ее системы — основные характеристики двигателя, используемого или разрабатываемого (модифицируемого) для проектируемого самолета, в том числе ресурсные характеристики, уровень шума и эмиссии, а также требования к системам и агрегатам, обслуживающим двигатель. На вновь создаваемые двигатели разрабатывают специальное техническое задание. Специальное оборудование — перечень основных задач, решаемых на проектируемом самолете таким оборудованием (навигационное обеспечение полета, автоматическое управление полетом, связь самолета с наземными системами управления воздушным движением и внутрисамолетная связь, электроэнергетическое обеспечение специального оборудования и бортовых систем, а также сбор и обработка полетной информации). Требования к надежности, системе технического обслуживания и ремонта — количественные значения вероятности возникновения особых ситуаций в полете, уровни показателей надежности парка самолетов в процессе эксплуатации, показатели эксплуатационной технологичности, вероятность своевременного вылета, а также программа технического обслуживания и ремонта. 14 Уровень стандартизации и унификации — предварительные задания о применении на самолете стандартов, степени унификации двигателей, комплектующих изделий и оборудования. Информация, содержащаяся в техническом задании, упорядочивает и детерминирует процесс проектирования, накладывая существенные ограничения на выбор проектных решений, а часто, и определяя некоторые из них. Например, требования по обеспечению безопасности в аварийных ситуациях и комфортности пассажиров во многом определяют параметры компоновки пассажирских салонов, выбор количества двигателей и т.д. Следует отметить, что вследствие ряда объективных причин только в редких случаях проектировщики имеют в распоряжении окончательный вариант технического задания к моменту начала работ над проектом. Обычно техническое задание разрабатывают поэтапно, уточняя и дополняя его в процессе работы над проектом. Успех создания нового самолета во многом определяется уровнем применения в его проекте новых прогрессивных научно-технических решений, накопленных к моменту разработки самолета в различных отраслях науки и техники. Это могут быть новые конструкционные материалы, новые способы изготовления и соединения элементов конструкций, различные усовершенствования, направленные на улучшение аэродинамических характеристик, новые двигатели с улучшенными удельными параметрами, более совершенное бортовое оборудование и системы и др. По экспертным оценкам, для создания конкурентоспособного самолета при его разработке необходимо внедрить от 50 до 150 новых технических решений. При этом для снижения степени технического риска от их внедрения необходимо, чтобы не менее 2/3 из них были отработаны и проверены уже к началу проектирования. Это определяет важность широкого проведения научно-исследовательских и опытноконструкторских работ как в отраслевых НИИ, так и в ОКБ по перспективным направлениям авиастроения. В рамках таких работ формируется научно-технический задел, используемый при проектировании нового самолета. 1.3. Оценка и оформление аванпроекта самолета Оформление аванпроекта самолета включает в себя чертежи общих видов, данные об основных параметрах и геометрии и результаты предварительной оценки летных характеристик и стоимости эксплуатации. Базовая схема самолета, разработанная в процессе предварительного проектирования, является исходной точкой при 15 выполнении дальнейших работ. Поэтому важно, чтобы все результаты, полученные на этапе предварительного проектирования вместе с основной информацией, были систематизированы и обобщены в итоговом отчете. Отдел предварительного проектирования обычно оформляет следующую документацию по новому проекту самолета: - чертежи общего вида самолета, предназначенные для составления представления о схеме, основных элементах, внутренней компоновке и форме частей самолета. На этих чертежах наносят расположение основных силовых элементов конструкции; - справку с основными характеристиками и геометрическими данными самолета в объеме, эквивалентном типовому описанию самолета, приводимому в авиационных справочниках (Jane, All the World’s Aircraft, Самолеты мира); - результаты предварительной оценки параметров, летных характеристик и экономической эффективности. Аванпроект часто используют в период переговоров с потенциальными заказчиками. По этой причине в него обычно добавляют сравнение основных статистических данных самолетов аналогичного назначения. Кроме того, в аванпроекте должно быть представлено обоснование необходимости проекта самолета в целом и намечены дальнейшие пути его разработки. На этапе оформления аванпроекта конструктор должен обдумать пригодность общей схемы самолета и ее конструкторской целостности. 1.3.1. Оформление чертежей общего вида самолета Чертежи общих видов должны быть выполнены в достаточно большом масштабе и содержать информацию о внешней геометрии самолета, его конструктивно-силовой схеме и предварительных решениях по общей компоновке. На чертежах необходимо уделить внимание отображению следующих элементов: Фюзеляж: Пассажирская кабина – компоновка сидений, поперечное сечение, окна, входные двери, аварийные выходы, туалеты, кухня, гардероб, багажные отделения, полки для клади, разделение кабины, герметичные шпангоуты. Грузовая кабина – размеры, люки, загрузочные двери, рампа. Кабина экипажа – размещение кресел экипажа и приборных панелей, схема основных органов управления. Конструктивно-силовая схема – положение силовых шпангоутов, лонжеронов, обычных шпангоутов и продольных балок. 16 Силовая установка и гондолы двигателей: Двигатели и гондолы – внешние контуры гондол, винты, воздухозаборники и выхлопные патрубки, узлы крепления двигателей, пилоны, панели и люки для обслуживания, противопожарные перегородки, устройство реверса тяги, системы охлаждения. Топливные баки – размещение, размеры, объем, доступность. Крыло: корневое и концевое сечения, передняя и задняя кромки, САХ крыла, устройства механизации, элероны, триммеры, интерцепторы, воздушные тормоза. Конструктивно-силовая схема крыла – лонжероны и силовые нервюры, подкосы (если их применяют), узлы крепления двигателей, система управления закрылками и элеронами, направляющие закрылков. Хвостовое оперение и система управления: корневое и концевое сечения, передняя и задняя кромки, САХ поверхностей оперения, их угол установки (диапазон изменения угла установки для управляемого стабилизатора), рули направления и высоты и углы их отклонения, основные элементы конструктивно-силовой схемы оперения, узлы навески рулевых поверхностей, схема и основные элементы конструкции системы управления. Шасси: размещение шасси, положение стоек в выпущенном состоянии (обжатых соответственно максимальному взлетному весу), схему уборки шасси, положение шасси в убранном состоянии, размеры ниш. Системы: необходимость предусмотреть места для установки главных элементов систем, особенно систем жизнеобеспечения и ВСУ, отсеки для гидравлической и пневматической систем, навигационного оборудования и систем связи. 1.4. Общие рекомендации и нормы при разработке аванпроекта самолета На этапе предварительного проектирования не ведут детальную проработку элементов конструкции. Однако между внешней геометрией самолета и конструктивно-силовой схемой существует определенная связь. И то и другое существенно влияет на массу самолета и ее распределение. Основные принципы конструкционно-силовой схемы самолета должны быть заложены на ранней стадии проектирования для обеспечения при проектировании принципа минимума массы данной конструкции. В аванпроекте рассматривают только основные силовые элементы, и конструкция все еще допускает внесение изменений в 17 целях ее оптимизации. Разработку и оптимизацию проекта ведут по следующим принципам: 1. Конструкция должна сохранять работоспособность в случае разрушения одного из силовых элементов или частичного повреждения элементов внешней конструкции, такой, как панель обшивки. При этом должны быть обеспечены приемлемая остаточная прочность и жесткость и достаточно медленное распространение трещины. 2. Необходимо обеспечить простоту обслуживания и контроля силовых элементов конструкции, силовой установки и систем самолета. 3. Необходимо стремиться к обеспечению принципа минимума массы. 4. Должен быть задан срок службы, на который рассчитывают конструкцию. Срок службы задается количеством полетных часов и полетных циклов (число взлетов/посадок). Ниже приведен ряд рекомендаций, которые необходимо использовать при разработке аванпроекта самолета. Для уменьшения нагрузок на конструкцию самолета целесообразно: 1) размещать несъемные элементы на крыле для его разгрузки в полете; 2) при установке шасси на крыле так выбирать его положение, чтобы изгибающие моменты и перерезывающие силы, возникающие при посадке, не были для крыла критичнее, чем нагрузки в полете; 3) избегать установки сосредоточенных масс на крыло за осью жесткости, так как это может привести к возникновению проблем, связанных с аэроупругостью крыла; 4) размещать топливные баки по размаху крыла, для уменьшения изгибающего момента в горизонтальном полете, но последний метр консоли должен быть свободен от топлива в целях, уменьшения риска воспламенения топлива и его паров от электростатического электричества; 5) размещать сосредоточенные массы в фюзеляже вблизи ЦТ, чтобы уменьшить инерционные нагрузки; 6) снизить нагрузки на хвостовое оперение путем увеличения его плеча. Для уменьшения моментов от нагрузок на конструкцию самолета целесообразно: 1) ограничить угол стреловидности крыла до минимальной потребной величины. Использовать прямой центроплан и избегать уменьшения высоты центроплана крыла в плоскости 18 симметрии XOY, если только это не упрощает конструкцию и не ведет к снижению массы; 2) по возможности приближать узлы крепления шасси и гондол двигателей к основной силовой конструкции самолета; 3) стремиться к неразъемной конструкции крыла, проходящей через фюзеляж, и избегать применения кольцевых силовых шпангоутов (если это осуществимо конструктивно и технологически); 4) при схеме низкоплан - стараться сохранить конструктивную целостность крыла в месте его стыковки с фюзеляжем, даже путем применения подфюзеляжной балки, проходящей по всей длине центроплана; 5) размещать корневую часть крыла таким образом, чтобы нагрузки от стенок лонжеронов можно было легко распределить по оболочке фюзеляжа. По вырезам и разрывам: 1) не допускать расположение вырезов под окна и аварийные выходы в основных силовых элементах; 2) большие вырезы в конструкции удалять от высоконагруженных зон, например от зоны стыковки крыла с фюзеляжем; 3) проводку системы управления (тросы, тяги), магистрали топливной, гидравлической и прочих систем выполнять за пределами силовой схемы крыла, для упрощения их контроля; 4) избегать вырезов в силовой конструкции крыла для каналов воздухозаборника и выхлопных труб двигателей; 5) в случае размещения двигателей в корневой части крыла предусмотреть особые меры для обеспечения доступа к ним для обслуживания и монтажа; 6) стремиться размещать ниши для уборки шасси за пределами кессона крыла; 7) число разъемных соединений сокращать до минимально необходимого для удовлетворения требований технологичности и удобства обслуживания. Необходимо, чтобы силовые элементы выполняли несколько функций, для чего: 1) целесообразно использовать одни и те же силовые нервюры крыла для крепления узлов навески двигателя, шасси и закрылка и т.п.; 2) следует стремиться, чтобы элементы, работающие на изгиб, обладали еще и жесткостью на кручение; 3) рекомендуется использовать общий шпангоут фюзеляжа для крепления горизонтального и вертикального оперения; 4) следует использовать существующие шпангоуты для разделения топливных отсеков и для крепления элементов оборудования, стоек шасси и т.п. 19 В целях повышения безопасности: 1) применять силовую схему самолета с отказобезопасной конструкцией и дублированием основных силовых элементов; 2) избегать размещения ответственных силовых элементов в зонах, где возможно их поражение обломками винтов или лопаток турбин при их разрушении; 3) избегать положений, когда стойки шасси и узлы их креплений могут повреждать топливные баки при вынужденной посадке; 4) обеспечивать необходимые зазоры между нагруженной деформируемой конструкцией и подвижными частями (рулевыми поверхностями, створками шасси и т.п.); 5) обеспечить синхронность работы закрылков и рулей высоты на противоположных консолях крыла и стабилизатора; 6) предусматривать, чтобы силовая схема узлов навески двигателя выдерживала определенный процент расчетной нагрузки даже после разрушения одной связи. 2. СТАТИСТИЧЕСКОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ ОБЛИКА САМОЛЕТА 2.1. Сбор и обработка статистических данных самолетов-аналогов, их анализ Анализ статистических данных самолетов-аналогов дает возможность: − получить наглядное представление о современном уровне развития самолетостроения с учетом: а) типов самолетов; б) задач, которые они выполняют; в) летно-технических характеристик современных самолетов и средств достижения этих характеристик: применяемые схемы самолетов, их геометрические и массовые параметры, силовые установки, конструкционные материалы, способы производства и др.; − определить тенденции и перспективы развития разрабатываемого типа самолета; − дополнить и уточнить ТТТ к проектируемому самолету, оценить характеристики современных схем самолетов, конструкционные материалы, условия производства и эксплуатации; − определить ряд средних значений параметров самолета, выбрать его схему. Для сбора статистических данных необходимо использовать данные самолетов, аналогичных проектируемому. Самолеты-аналоги должны иметь одинаковый тип двигателей (ПД, ТВД, ТРД), близкие летно-технические характеристики, условия эксплуатации, число пассажиров или массу перевозимого груза. 20 Статистические данные берут из технической литературы, учебников, учебных пособий, справочников, журналов, в том числе на иностранном языке. В библиотеке имеется обширная литература. Самолеты мира представлены в одноименном энциклопедическом издании на русском языке, в справочниках " Jane", "All the World’s Aircraft", находящихся в зале иностранной литературы и т.д. Необходимо выписать краткую характеристику самолетов-аналогов, снять копию самолета в трех проекциях, внести их параметры в статистическую табл. 1.1: − летные данные: Vmax – максимальная скорость полета; HV max – высота полета с максимальной скоростью; Vкрейс – скорость крейсерского полета; Нкрейс – высота крейсерского полета; Vпос – посадочная скорость; Hкрейс – высота крейсерского полета; Vпос – посадочная скорость; Vвзл – взлетная скорость; VY – скороподъемность; Hпот – статический потолок; L – дальность полета; LР – длина разбега при взлете; Lвзл – взлетная дистанция; Lпр – длина пробега при посадке; Lпос – посадочная дистанция; − массовые данные: m0 (mвзл) – взлетная масса самолета; m0 max – максимальная взлетная масса самолета; mпос – посадочная масса самолета; mпуст – масса пустого самолета; масса пустого снаряженного самолета – mоб – масса оборудования; mк – масса mпуст. снар = m0 - mгр. ком - mт; конструкции; mгр. ком – масса коммерческой нагрузки; nпас – количество пассажиров; mт – масса топлива; P0(N0) – тяга (мощность) двигателя; mдв – масса двигателя; − данные силовой установки: Cp 0 – стартовое значение удельного часового расхода топлива при H = 0, V = 0; Cp H= — значение удельного часового расхода топлива на V= высоте H и скорости полета V; y – степень двухконтурности; − геометрические данные агрегатов: S – площадь крыла; Lкр – размах крыла; χ – стреловидность крыла; λ – удлинение крыла; c 0 ( c конц ) – относительная толщина профиля крыла в бортовом и концевом сечениях; η – сужение крыла; Lф – длина фюзеляжа; Dф – диаметр фюзеляжа; λф – удлинение фюзеляжа; ΣSм – сумма миделевых сечений фюзеляжа и мотогондол; Sэл = Sэл S – SГО = SГО S – относительная площадь горизонтального оперения; SВО = SВО S – относительная относительная площадь элеронов; площадь вертикального оперения; 21 − производные параметры: p0 – удельная нагрузка на крыло при взлете; γдв – удельный вес mгр – коэффициент полезной нагрузки; m0 K м = m0 ΣSм – нагрузка на мидель; Sф – относительная площадь двигателя; K гр.полезн = крыла, занятая фюзеляжем; t0 – стартовая тяговооруженность. В графе «Примечания» записывают дополнительные сведения, не учтенные в предыдущих графах. При сборе статистических данных особое внимание следует обращать на достоверность и полноту данных, например, на каких высотах и режимах работы двигателя получена максимальная скорость полета, при каком варианте загрузки получена максимальная дальность и т. д. Необходимо также учитывать, относятся данные к серийному или опытному образцам, а также к проекту или к модификации самолета. Для каждого самолета, вносимого в статистическую таблицу, следует иметь схему его общего вида в трех проекциях (ксерокопию или схему, выполненную карандашом, чернилами, или рисунок, фотографии и др.). Графа «Производные величины» позволяет судить о диапазоне значений удельной нагрузки на крыло p0, удельной массы двигателя γдв, стартовой тяговооруженности t0, оценить массовую отдачу самолетов по коэффициенту Kгр. полезн. Среднюю величину коэффициента Kмид используют в дальнейших расчетах, она характеризует нагрузку на мидель. По схемам общих видов самолетов желательно также определить средние значения следующих величин: Sф = Sф S , где Sф – площадь крыла, занятая фюзеляжем; Sмех = Sмех S , где Sмех – площадь крыла, обслуживаемая механизацией. Для маневренных самолетов необходимо также учесть скорость полета на потолке Vпот, для высотно-скоростных самолетов (перехватчиков) – максимальную скорость Vmax. Последняя строка табл. 2.1 должна содержать рассчитанные по этой статистике средние значения каждого параметра рассмотренных самолетов. Для упрощенного в нулевом приближении проектирования самолета достаточно рассмотреть пять самолетов–аналогов последних лет выпуска. Отсутствующие в доступных для студентов источниках информации данные согласно приведенному перечню табл. 2.1 определяют из чертежей общего вида самолетов–аналогов. 22 23 2.2. Разработка тактико-технических требований (ТТТ) к самолету Тактико-технические требования к самолету включают в себя: − диапазон скоростей полета Vmin – Vmax; − диапазон высот полета Hmin – Hmax; − диапазон дальностей полета с максимальной коммерческой или боевой нагрузкой, с максимальным запасом топлива; − скороподъемность Vy max; − количество пассажиров или коммерческая нагрузка, боевая нагрузка для военных самолетов; − оборудование, вооружение; − взлетно-посадочные характеристики: Nвзл, Vпос, Lраз, Lпробега, LВПП; − требования аэродинамики, прочности, надежности, технологичности, эксплуатационные требования; − получение минимальной массы конструкции путем правильного определения нагрузок, рационального выбора конструкционных материалов и конструктивно-силовой схемы, технологии производства; − способность самолета и его систем к модификации. Для пассажирских самолетов, в первую очередь, необходимо обеспечить: − максимальную надежность самолета и безопасность перевозки пассажиров; − высокую экономичность перевозок; − определенные жизненные условия пассажиров во время полета и максимальный комфорт; − возможность выполнять рейсы в сложных метеорологических условиях для достижения высокой регулярности полетов; − минимальное влияние на окружающую среду. Законодательной базой для составления ТТТ являются НЛГС (нормы летной годности самолетов), АП (авиационные правила), FAR, нормы ICAO. ТТТ взаимно противоречивы, невозможно создать самолет, который бы в равной мере удовлетворял всем требованиям. Указать качественные или количественные соотношения для разрешения этих противоречий нельзя, рецептов проектирования не существует. Но есть определенные физические закономерности, знание которых позволяет наилучшим способом реализовать эти требования. На основании статистических данных уточняют ТТТ и данные заносят в табл. 2.2. 24 Таблица 2.2 Тактико-технические требования самолета МН=11, км Ммах LH= ,км L= nпасс (mгр) Lр, м Нпот, Vкрейс, км км/ч Vy H=0, м/с Нкрейс, км nэк Выбрав схему самолета, форму крыла в плане, взаимное положение крыла, фюзеляжа, оперения, тип шасси, количество двигателей и их расположение на самолете, по статистическим данным определяем и заносим в табл. 2.3 основные средние значения параметров: − крыла: удлинение λ, угол стреловидности χ, сужение η, относительную толщину профиля c , относительную хорду закрылка bз = bз / bкр , углы отклонения закрылка δ3, относительную площадь элеронов Sэл = Sэл / S ; − фюзеляжа: удлинение λф, диаметр Дф; − оперения: SГО , SВО , λГО , λ ВО , χГО , χВО , cГО , cВО , ηГО , ηВО , где χ – углы стреловидности крыла, ГО, ВО по ¼ хорд. Таблица 2.3 Основные параметры агрегатов самолета λ χ η c b3 δ3 λф Дф Lф SГО SВО λГО λВО χГО χВО c ГО cВО ηГО ηВО 2.3. Выбор и обоснование схемы и силовой установки самолета Первые вопросы, которые приходится решать при проектировании любого самолета, — какую принять схему самолета; какие и сколько двигателей установить на самолете; где их расположить (например, на хвостовой части фюзеляжа или на пилонах под крылом) и т.д. От оптимального решения этих задач зависит полнота выполнения тактикотехнических требований (ТТТ), предъявляемых к проектируемому самолету. На основании анализа нескольких схем принимают базовый вариант будущего самолета, выбирают схему взаимного размещения основных элементов - крыла, фюзеляжа, хвостового оперения, шасси, двигателей. В первую очередь рассматривают расположение крыла по отношению к фюзеляжу. Здесь играют роль вопросы аэродинамики, конструкции, а также эксплуатационные требования. При выборе высоко – низко – или среднерасположенного крыла вопросы 25 максимальной эксплуатационной гибкости для транспортных самолетов являются первоочередными. Для самолета конкретного назначения выбор общей схемы включает в себя разработку: − аэродинамической несущей системы и схемы ее механизации; − схемы силовой установки; − схемы взлетно-посадочных устройств (шасси); − схемы размещения экипажа и целевой нагрузки; − конструктивно-силовой схемы самолета и увязка ее по отдельным агрегатам с учетом технологии производства и эксплуатации. Выбор схемы самолета необходимо проводить из ряда конкурирующих вариантов на основе оптимизации каждого из них. Факторы, влияющие на выбор принятого решения, многообразны, как многообразно описанное ниже количество возможных вариантов. Критерием оценки выбора схемы могут быть стоимость-эффективность. В качестве оценочного критерия можно принять взлетную массу, когда наилучшим вариантом будет самолет с наименьшей взлетной массой при прочих равных условиях. Снижение взлетной массы самолета позволит улучшить его летно-технические характеристики, снизить стоимость производства и эксплуатации. 2.3.1. Выбор аэродинамической схемы самолета и особенности его продольной балансировки Под аэродинамической схемой самолета понимают систему взаимного расположения несущих поверхностей (крыла и оперения), их относительные размеры и формы. Важнейшим признаком, характеризующим схему самолета, является способность его продольной балансировки. Продольная балансировка самолета — приведение к нулю суммы моментов сил, действующих на самолет относительно поперечной оси. В зависимости от расположения оперения относительно крыльев различают четыре основные (балансировочные) схемы самолета (рис. 2.1) а также их некоторые комбинации: - "нормальная" схема (рис. 2.1, а), когда горизонтальное оперение располагается позади крыла; - схема "утка" (рис. 2.1, б) – горизонтальное оперение расположено впереди крыла; - "бесхвостка" (рис. 2.1, в) или "летающее крыло" (рис. 2.1, г), если аэродинамическая схема состоит только из одной несущей поверхности – крыла. 26 Рис. 2.1. Основные (балансировочные) схемы самолетов В "нормальной" классической схеме выполняют большинство современных самолетов. Их достоинство: − крыло находится в чистом невозмущенном воздушном потоке и не затеняется оперением; − носовая часть фюзеляжа короткая и не создает дестабилизирующий момент относительно оси по курсу, что позволяет уменьшить площадь вертикального оперения и его массу; − улучшается для экипажа обзор передней полусферы. Недостатки "нормальной" схемы: − горизонтальное оперение (ГО) находится в скошенном и возмущенном крылом потоке, что снижает его эффективность, вызывает необходимость повышения его площади и массы, а в случае выноса ГО из зоны возмущения вверх, на вертикальное оперение (ВО), или вниз растет масса ВО и фюзеляжа; − для обеспечения устойчивости полета самолета ГО должно создавать отрицательную подъемную силу, что снижает подъемную силу самолета (Yс-та = Yкрыла – YГО), требует увеличения площади крыла и его массы. Признак устойчивости – расположение центра давления (фокуса) позади центра массы самолета. В случае, когда ц.м. самолета оказывается позади фокуса, схема становится неустойчивой, но YГО тогда положительная, может использоваться для маневренных 27 самолетов (истребителей) с автоматической системой управления. Неустойчивую схему применяют редко. В схеме "утка" ГО расположено перед крылом. Достоинства: − ГО работает в невозмущенном потоке, что повышает его эффективность; − для обеспечения устойчивости полета ГО создает положительную подъемную силу, что позволяет уменьшить площадь крыла и его массу; − в условиях срыва потока на ГО (αГО > αкритич) самолет автоматически переходит на меньшие углы атаки и предотвращает штопор; − при увеличении скорости полета фокус смещается назад, но в меньшей степени, чем в нормальной схеме, степень статической устойчивости изменяется незначительно, что упрощает характеристики управляемости. Недостатки схемы "утка": − крыло находится в возмущенном позади ГО потоке, что снижает его эффективность; − при срыве потока на ГО вследствие перехода на α > αкр самолет автоматически переходит на меньшие углы атаки и "проседает" вследствие уменьшения подъемной силы крыла Yкр, что опасно, особенно на режимах взлета и посадки из-за близости земли; − носовая часть фюзеляжа - длинная для увеличения плеча ГО относительно ц.м., что увеличивает дестабилизирующий момент по курсу, вызывает необходимость увеличения площади ВО и его массы; − ухудшается обзор нижней полусферы. Применяется редко. "Бесхвостка", "летающее крыло" не имеют ГО. Достоинства: − снижается лобовое сопротивление самолета и как следствие этого уменьшается расход топлива; − за счет больших хорд крыла увеличивается жесткость крыла на кручение, что повышает характеристики аэроупругости (критические скорости флаттера, дивергенции, реверса); − повышаются характеристики маневренности. Недостатки: − функции РВ передаются элеронам, которые называются элевонами, однако их плечо относительно центра масс малое, эффективность низкая; 28 − ухудшаются характеристики продольной и поперечной управляемости; − использование части средств механизации для балансировки самолета ухудшает его взлетно-посадочные характеристики. Эту схему применяют устойчивости и управляемости. редко из-за плохих характеристик Нормальная схема и схема "утка" балансируются подъемной силой горизонтального оперения Yго, а схемы "бесхвостка" и "летающее крыло" — подъемной силой элевонов Yэл (возникающей при отклонении элевонов). Эти силы приложены на плече соответственно Lго или Lэл — на расстоянии от центра тяжести самолета до точки приложения силы (рис. 2.2). Рис. 2.2. Продольная балансировка самолетов различных схем: а — нормальной; б — "утки"; в — "бесхвостки Из условия балансировки самолета теоретически наилучшей схемой является схема "утка", так как необходимая для уравновешивания силы тяжести самолета подъемная сила крыла Yкp =G-Yго, а следовательно, требуется меньшая, чем при других схемах, площадь крыла (и масса конструкции крыла). Однако преимущество схемы "утка" практически исчезает, так как скосы потока от ГО, попадая на переднюю кромку крыла, уменьшают его несущую способность, а следовательно, приходится увеличивать площадь крыла. Если ГО расположить на самом верху фюзеляжа и максимально приблизить его к крылу, чтобы скосы потока от горизонтального оперения попадали на верхнюю поверхность крыла, а не на переднюю кромку, то несущая способность крыла не уменьшится, но уменьшится Lго, т.е. потребуется большая площадь Sго. Самолеты с ГО в хвостовой и носовой частях фюзеляжа используют ГО также для управления подъемной силой самолета непосредственно. Улучшается маневренность, летно-технические характеристики (ЛТХ). На самолетах конвертируемой схемы ГО убирающееся выполняет функции дестабилизатора, уменьшает или исключает смещение фокуса при переходе на сверхзвук, улучшает маневренность, повышается дальность полета, снижается расход топлива. На дозвуковой скорости дестабилизатор убирается в фюзеляж 29 или переводится в режим флюгера. Применяют такие схемы на маневренных самолетах. При схемах "бесхвостка" и "летающее крыло" ГО отсутствует (нет лобового сопротивления ГО и нет веса конструкции ГО). Однако элевоны, отклоненные вверх, уменьшают несущую способность крыла, которую приходится компенсировать большей его площадью. По нормальной схеме построено абсолютное большинство самолетов различных типов - легких, тяжелых, дозвуковых, сверхзвуковых, гражданских, военных. По схеме "утка" построено сравнительно небольшое число самолетов. Современные высокоманевренные истребители, неустойчивые при числе Маха М<1, в настоящее время проектируются Cy по схеме "утка", которая при степени продольной устойчивости mz >0 позволяет получить более высокие характеристики маневренности. По схеме "бесхвостка" построено достаточно большое количество дозвуковых и сверхзвуковых самолетов. По схеме "летающее крыло" спроектирован современный бомбардировщик-невидимка В-2, а также другие самолеты. За всю историю развития авиации было сделано немало попыток применить схемы "бесхвостка", "утка" и "летающее крыло". Однако до появления автоматических систем управления они, как правило, заканчивались опытными экземплярами или сравнительно малыми сериями производства самолетов. Основные причины неудач связаны со следующим: -- трудоемкостью обеспечения приемлемых характеристик устойчивости и управляемости на всех режимах полета; -- невозможностью или ограниченностью механизации задней кромки крыла. Рис. 2.3. Геометрические характеристики, определяющие продольную балансировку самолета 30 Самолеты, выполненные по схемам "бесхвостка" и "летающее крыло", вынуждены взлетать и садиться на больших углах атаки а, что требует очень большой высоты стоек шасси (т.е. увеличения массы шасси и самолета). Потери аэродинамического качества на балансировку самолета зависят от площади Sго, плеча Lго горизонтального оперения и геометрических характеристик, определяющих взаимное расположение трех важнейших точек самолета: центра тяжести (ц.т), центра давления (ц.д), т.е. точки приложения силы Yго и точки фокуса F (аэродинамического) — точки приложения приращения подъемной силы ±ΔY при изменении угла атаки (рис. 2.3). 2.3.2. Выбор расположения крыла относительно фюзеляжа − − − − − − − − Различают: низкоплан, среднеплан, верхнеплан. Низкоплан. Достоинства: благодаря эффекту экрана (поверхность аэродрома) возрастает Yкр, снижается Vвзл, Vпос; меньше высота опор шасси и их масса, упрощается их уборка; средства механизации могут размещаться также на подфюзеляжной части крыла; повышается безопасность пассажиров и экипажа при аварийной посадке – крыло служит защитой; выше плавучесть при аварийной посадке на воду, что Рис. 2.4. Поляры самолетов при позволяет эвакуировать различном положении крыла по высоте фюзеляжа пассажиров и экипаж; Недостатки: наибольшее сопротивление интерференции, но оно может быть существенно уменьшено установкой зализов в месте сочленения крыла с фюзеляжем; ухудшается обзор нижней полусферы; упрощается обслуживание двигателей, расположенных на крыле, но необходимо защищать воздухозаборник от попадания посторонних предметов при движении по аэродрому; 31 − при посадке с креном велика опасность касания двигателями поверхности аэродрома; − обратное поперечное V стреловидных крыльев позволяет частично снять недостатки путем удаления двигателей от поверхности аэродрома, но при этом повышается поперечная устойчивость, ухудшается управляемость. Широко применяется на пассажирских и транспортных самолетах. − − − − − − − − − − Верхнеплан. Достоинства: имеет наименьшее (с зализами в месте стыка крыла с фюзеляжем) сопротивление интерференции; обеспечивает хороший обзор нижней полусферы для экипажа и пассажиров; упрощаются погрузочно-разгрузочные работы транспортных самолетов; упрощается компоновка пассажирских салонов и грузовых отсеков внутри фюзеляжа; верхняя поверхность крыла свободна и создает подъемную силу. Недостатки: сложность размещения и уборки опор шасси; небольшая колея опорных элементов шасси, закрепленных на фюзеляже; необходимость усиления нижней части фюзеляжа для защиты экипажа и пассажиров при аварийной посадке; низкая плавучесть; сложность обслуживания двигателей, расположенных на крыле. Среднеплан обладает наименьшим сопротивлением интерференции. Однако центроплан для пассажирских и транспортных самолетов, проходя в середине фюзеляжа, мешает созданию единых пассажирских или грузовых кабин. Большинство военных самолетов имеют схему среднеплана, если средняя часть крыла – центроплан не мешает либо воздушным каналам, идущим от носа самолета к двигателям в хвостовой части фюзеляжа, либо грузовому отсеку в фюзеляже. 2.3.3. Выбор внешней формы крыла Внешние формы крыла характеризуются видом в плане, видом спереди, профилем поперечного сечения. Возможные формы крыльев в плане показаны на рис. 2.5. Геометрические размеры крыла: Sкр – площадь крыла; l – размах крыла; b – хорда; bконц – концевая хорда; bкорн – корневая хорда крыла; 32 33 Рис. 2.5. Формы крыльев в плане χпер – стреловидность по передней кромке крыла; χ1/4 – по линии четверти хорд; сmax – максимальная строительная высота профиля. Относительные параметры: λ = L2/Sкр – удлинение крыла; η = bкорн/ bконц – сужение крыла; c = c тол / b – относительная толщина профиля. Сравнительные характеристики крыльев Прямоугольные крылья. Достоинства: − удобны и просты в производстве; − имеют высокие несущие свойства (высокие коэффициенты Су max и ΔСу max механ); − имеют хорошие взлетно-посадочные характеристики; − элероны сохраняют эффективность на больших углах атаки. Недостатки: − большая масса конструкции вследствие роста Мизг max у корня крыла; − высокое аэродинамическое сопротивление за счет Сх инд; − низкие Мкрит. Рекомендуются для самолетов с малой дозвуковой скоростью. Трапециевидные крылья. Достоинства: − имеют высокую жесткость крыла при изгибе и кручении, что благоприятно для аэроупругости; − Сх и кр меньше прямоугольных и при η = 2,5…3,0 близки к для эллиптических крыльев, минимуму (Сх инд min 2 Сх инд=æСу /πλ, æ≈1); − масса конструкции крыла меньше, чем прямоугольных (Ммах меньше, в месте Ммах хорды b растут с ростом η). Недостатки: − на больших углах атаки срыв потока начинается на конце крыла, эффективность элеронов снижается; − с ростом η масса конструкции уменьшается, жесткость повышается, но на дозвуковых скоростях эффективность элеронов с ростом η снижается; − с ростом η Су max уменьшается. Широко применяются на дозвуковых самолетах. Эллиптические крылья имеют Сх инд min (æ = 1), но они сложны в производстве. 34 Стреловидные крылья применяют при М = 0,8…2. С увеличением стреловидности: − резко снижается волновое сопротивление на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях (рис.2.6); − повышается Mкр = Мкр χ =0 умеренных 2 ; 1 + cos χ − растут критические скорости флаттера Vфл, дивергенции Vдив (прямая стреловидность), повышается поперечная устойчивость. Рис. 2.6. Зависимость Сх = f(М,χ) Недостатки: − несущая способность снижается в cos2χ раз (рис.2.7), что вызывает необходимость повышения Sкр и его массы; Рис. 2.8. Зависимость Сy = f(α,χ) Рис. 2.7. Несущая способность стреловидного крыла V1 = V cos χ , ρV12 Y =Ñ S =C S êð y êð 2 y êð (V cos χ )2 = Y Сyα 2 (рис.2.8); − снижаются Cy max и − растут αкр, и их трудно реализовать; 35 êð χ =0 cos 2 χ ; − растет масса конструкции за счет увеличения длин продольных элементов, изгиб сопровождается дополнительным кручением крыла; − снижается эффективность элеронов вследствие срыва потока в стреловидных крыльях прямой стреловидности на больших углах атаки; − снижается из-за срыва потока эффективность механизации; − ухудшаются взлетно-посадочные характеристики; растут Vвзл, Vпос, Lразб, Lпробега; − избыточная поперечная устойчивость стреловидных крыльев требует для ее снижения обратное V при ψ = 0…-5°, что для низкоплана реализовать трудно. Треугольные крылья Достоинства: − вследствие стреловидности по передней кромке снижается волновое сопротивление Сх в; − при М = (0,8…2) Сх в повышается слабо; − лобовое сопротивление на крейсерских режимах полета меньше; − масса крыла меньше за счет малых длин лонжеронов, стрингеров (так как λ здесь малое); − жесткость крыла при кручении и изгибе высокая (растут Vфл, Vдив, Vрев); − допускают применение тонких профилей c = 2…3%, что резко (в квадрате) снижает волновое сопротивление, так как Сх в ≈ Аc 2 пропорционально квадрату c . Недостатки: − Cy max достигается на больших углах атаки αкр = 28…30°, что практически не реализуется, требуются высокие опоры шасси, особенно передней опоры; − подъемная сила крыла Yкр составляет около 70% прямого крыла; − индуктивное сопротивление выше эллиптического на 40%, χ = 1,4; аэродинамическое качество ниже прямых крыльев; − средства механизации ограничены. Широко применяются на сверхзвуковых самолетах. Интегральная схема крыла с фюзеляжем имеет несущий фюзеляж, создающий до 40% подъемной силы самолета, что позволяет уменьшить площадь крыла и его массу; имеет переменную стреловидность по передней кромке, у корня имеется "наплыв" с 36 большой стреловидностью. "Наплыв" снижает смещение фокуса при переходе на сверхзвуковые скорости (вследствие роста подъемной силы Y наплыва), что благоприятно для устойчивости и управляемости (применена данная схема на лучших самолетах СССР МиГ-29, Су-27 и др.). 2.3.4. Форма крыла при виде спереди Характеризуется поперечным V крыла (рис. 2.9). Поперечное V определяется углом ψ – углом между плоскостью хорд крыла и плоскостью, перпендикулярной к плоскости симметрии самолета и проходящей через бортовую хорду. Различают: Рис. 2.9. Формы крыльев при виде спереди при ψ = 0…+7° положительное поперечное V (для прямых крыльев) (рис. 2.9, а); при ψ = 0…–5° отрицательное V для стреловидных крыльев (рис. 2.9, б). Могут быть типа "чайки" (рис. 2.9, в), обратной "чайки" (рис. 2.9, г) – у крыльев этого типа снижается интерференция, но они сложны в производстве. Положительное поперечное V обеспечивает повышение поперечной самолета при крене. При крене под действием r r rустойчивости Z = Y +G кр самолет начинает скользить со скоростью Vz силы (рис.2.10). Раскладывая Vz на составляющие ΔV1 перпендикулярно плоскости хорд крыла и ΔV2 параллельно этой плоскости. В итоге при 37 r r r Z = Yкр + G крене под действием силы самолет начинает скользить со скоростью Vz. Vz раскладывается на составляющие ΔV1 перпендикулярно плоскости хорд крыла и ΔV2 параллельно этой плоскости. В итоге для опускающейся (левой) консоли угол атаки возрастает на Δα, для поднимающейся – уменьшается на Δα. Возникающие при этом подъемные силы ΔYлевое и ΔYправое восстанавливают равновесие. Левая консоль α + Δα Правая консоль α – Δα Рис. 2.10. Повышение поперечной устойчивости ψ > 0 В стреловидных крыльях дополнительно к рассмотренным выше особенностям под действием силы Z самолет скользит со скоростью Vz. Раскладывая вектор V и Vz на V1, V2 и ΔV1, ΔV2 перпендикулярно и параллельно передней кромке крыла, получим для опущенной (левой) консоли крыла увеличение скорости обтекания V1+ΔV1, для поднятой (правой) консоли - уменьшение скорости обтекания V1–ΔV1 (рис.2.11). Возникающая при этом разность подъемных сил консолей восстановит равновесие. Следовательно, для самолетов с прямым крылом ψ = 0…+7° для повышения поперечной устойчивости, для самолетов со стреловидным крылом поперечная устойчивость 38 оказывается высокой. Для улучшения управляемости поперечную устойчивость приданием ψ=0 …-5°. Левая консоль Правая консоль Результирующая скорость обтекания Vz=V1 + ΔV1 Vz=V1 – ΔV1 Рис. 2.11. Влияние стреловидности крыла поперечную устойчивость самолета 2.3.5. Формы поперечных сечений крыла (типы профилей самолетов) а) плосковыпуклый: проще изготовить, большое Cy max, но высокое профильное сопротивление Cxр. Рекомендуется для планеров, тихоходных самолетов; б) двояковыпуклый несимметричный: высокое Cy max, меньшее Cxр, стабильное положение центра давления. Находят широкое применение в различных дозвуковых самолетах; в) двояковыпуклый симметричный: Cy max меньше типа б, Cxр также меньше. Широко применяются для сверхзвуковых самолетов; г) S-образный, безмоментный. Положение ц.д. постоянно, не меняется. Рекомендуется для самолетов "бесхвостка", "летающее крыло"; 39 на снижают д) суперкритический, Мкр выше на 7…8%, большой радиус носка, почти плоская верхняя поверхность, выпуклая нижняя поверхность, тонкий хвостик. Рекомендуется для изогнутый современных пассажирских и транспортных самолетов; е) шестигранный ж) ромбовидный з) клинообразный Рекомендуются для сверхзвуковых и гиперзвуковых самолетов. Рис. 2.12. Формы профилей крыла При выборе профиля следует руководствоваться следующими положениями: - профиль должен иметь низкое профильное сопротивление в диапазоне коэффициентов Су, характерных для крейсерского полета; - необходимо, чтобы профиль с выпущенным закрылком имел небольшие Схр при Суmax, особенно при наборе высоты после взлета; - концевые сечения крыла при Суmax должны иметь плавные характеристики срыва; - внутренние сечения крыла должны иметь высокие значения Суmax при выпущенных закрылках; - необходимо обеспечить высокое значение Мкр, выше 0,65; - аэродинамические характеристики должны быть малочувствительными к производственным несовершенствам, наличию на поверхности грязи, пыли и т.д.; - необходимо, чтобы профиль имел максимально возможную относительную толщину (для снижения массы конструкции); - внутренние объемы крыла должны быть максимально возможными (для размещения топлива, шасси, проводки управления); - коэффициенты момента должны быть низкими. Все эти требования не могут быть выполнены при сохранении единой формы профиля по всему размаху крыла. Поэтому обычно по размаху крыла профили различны. Важным условием для профиля является требование создавать подъемную силу без отрыва погранслоя до величин Су ≥1,3. Маневр 40 транспортного самолета с перегрузкой 1,3 не должен приводить к появлению бафтинга, при этом границы по бафтингу должны иметь запас по Су. Адаптивные крылья в полете изменяют кривизну и площадь, для заданного режима полета обеспечивают оптимальные значения Cy и Cx, не допускают срывы потоков. Но имеют сложную конструкцию, трудны в производстве и эксплуатации. 2.3.6. Выбор средств механизации крыла Механизация крыла предназначена для таких целей: − управления подъемной силой крыла и его аэродинамическим сопротивлением в целях улучшения его взлетно-посадочных характеристик (уменьшения Vвзл, Vпос, Lразб, Lпробега, LВПП и др.); − повышения маневренности; − улучшения устойчивости и управляемости. Определяющим для выбора средств механизации крыла, как правило, является достижение заданных в ТТТ посадочных характеристик. Рис.2.13. Схема посадки самолета В соответствии с АП-25 заход на посадку начинается с высоты не ниже 450 м и заканчивается на высоте 15 м. В это время самолет снижается по глиссаде, которая лежит в одной вертикальной плоскости с ВПП. Под глиссадой понимают прямолинейную траекторию, по которой происходит снижение самолета при заходе на посадку (рис. 2.13). Номинальное значение угла наклона глиссады Θпос≈-2,6°. Скорость самолета на посадочной глиссаде должна не менее чем на 30% превышать скорость сваливания в соответствующей полетной конфигурации. Дополнительным ограничением посадочной скорости является требование, заключающееся в том, чтобы посадочная скорость была не менее чем на 5% выше минимальной эволютивной скорости самолета в наиболее критической конфигурации для захода на посадку с неработающим критическим двигателем. Для самолетов, 41 оборудованных специальными средствами управления, обеспечивающими стабильный характер балансировочных кривых Рв=f(V,M) авиационными правилами вводится еще одно ограничение посадочной скорости: она должна не менее чем на 17% превышать скорость срабатывания звуковой сигнализации о выходе на критические режимы пилотирования. На глиссаде самолет рассматривают в посадочной конфигурации, т.е. шасси и предкрылки уже выпущены, для закрылков допускается окончание процесса выпуска уже на глиссаде. Для предварительных расчетов исходим из того, что в горизонтальном полете самолета 2mg ρV 2 Y = mg ; mg = C y Sкр ; v = ; 2 ρS кр С y тогда скорость захода на посадку: v пос = 2m n g , ρS кр С y пос (2.1) где Сy посSкр называют посадочным критерием: с ростом критерия уменьшаются Vпос, Vвзл, Lразб, Lпроб. Скорость захода на посадку относится к наиболее значимым эксплуатационным характеристикам самолета, поскольку от нее в значительной мере зависит потребная посадочная дистанция и допустимые отклонения от идеального пилотирования при посадке. При проектировании определенная техническим заданием посадочная скорость реализуется с помощью комбинации эффективности механизации крыла и величины нагрузки на крыло при расчетном посадочном весе. Существуют определенные особенности в обеспечении заданной посадочной скорости для самолетов разных типов. Так, дальние магистральные самолеты базируются на аэродромах высокого класса с протяженностью ВПП более 2500 м и пилотируются экипажами самой высокой квалификации. Эти факторы позволяют принимать для них более высокие посадочные скорости и как следствие применять на них менее сложную механизацию крыла, чем на магистральных самолетах средней дальности, которые базируются на более коротких ВПП и эксплуатируются экипажами, квалификация которых ниже. Средства механизации позволяют: − повысить Сy max за счет увеличения кривизны профиля f; − увеличить площадь крыла Sкр ; − повысить Сy max за счет энергетических средств механизации и с использованием комбинированных средств. На рис. 2.14 показаны значения скоростей захода на посадку и нагрузки на крыло при посадке. Приведенные там же зависимости 42 Vпос(G/Sпос) для фиксированных значений Сy max позволяют сопоставить реализованные для посадочных конфигураций этих самолетов величины Сy max. Рис.2.14. Скорости захода на посадку магистральных самолетов Средства механизации передней кромки крыла (рис.2.15) включают в себя: а) предкрылки; б) поворотные носки; в) носовые щитки (в частности, щитки Крюгера). Предкрылки расположены на передней кромке крыльев и образуют между ними и крылом профилированную щель. Рис.2.15. Схемы средств механизации передней кромки крыла Воздушный поток, проходя через профилированную щель, увеличивает скорость и препятствует отрыву пограничного слоя с верхней поверхности крыла. При этом растут критические углы атаки αкр 43 и повышается Сy max. Щиток Крюгера расположен в корневой части стреловидного крыла, при его отклонении срыв потока начинается у корня, концевая часть крыла создает пикирующий момент, угол атаки крыла уменьшается и предотвращается штопор самолета. Отклоняющиеся носки применяют на тонких крыльях. Предкрылки бывают стационарные, автоматически выдвигаемые и отклоняемые специальными механизмами. Средства механизации задней кромки крыла включают в себя: − щитки простые (рис.2.16, а), при их отклонении повышается кривизна f, увеличивается Cy (ΔCy = 0,65…0,75); − щитки выдвижные (рис.2.16, б), при их выдвижении повышается кривизна профиля и увеличивается площадь крыла Sкр (ΔCy = 0,75…0,85); − щитки Фаулера (существенно увеличивается Sкр), Гоуджа, ЦАГИ: щитки применяют на самолетах с прямым крылом; − простой поворотный закрылок (рис.1.17, в), при его отклонении повышаются кривизна профиля f и коэффициент подъемной силы Cy (ΔCy = 0,45…0,55), δmax = 40…50°; − щелевой закрылок (рис.2.16, г): повышаются кривизна f, Cy (ΔCy = 0,5…0,6), δвзлетное = 15…20°, δпос = 40…50°; − выдвижной однощелевой закрылок (рис.2.16, д): повышаются кривизна f, ΔCy = 1,1…1,2; b3 = 0,3b, δ3 = 40°; − выдвижной двухщелевой закрылок (рис.2.16, е): повышаются кривизна f, Sкр, ΔCy = 1,4…1,5, b3=0,3b, δ3 = 40…50°; − трехщелевой выдвижной закрылок (рис.2.16, ж): растут f, Sкр, ΔCy = 2…3, b3=0,3…0,4b, δ3 = 50…70°. Выдвижные щелевые закрылки получили широкое применение, особенно на тяжелых самолетах. Энергетические средства механизации (ЭСМ) используют энергию силовой установки. К ним относятся: Методы управления пограничным слоем: − сдув пограничного слоя (рис.2.17, а): воздух от компрессора двигателя выдувается на верхнюю поверхность крыла и препятствует отрыву пограничного слоя, растут αкр, Сy max, значения ΔCy доходят до 2,0…3,0; 44 − отсос пограничного слоя: через перфорированную щель пограничный слой отсасывается в коллектор внутри крыла, что препятствует его отрыву от поверхности крыла. Рис.2.16. Схемы средств механизации задней кромки крыла Комбинированные методы увеличения подъемной силы крыла с помощью ЭСМ основаны на внешней и внутренней обдувках закрылков струей от ТРД, на отклонении, с помощью закрылков, вниз струи от винтов и создание тем самым реактивной силы, направленной вверх, на повышении несущей способности крыла с помощью струйного закрылка. Комбинированные средства механизации используют: − эффект Коанда (рис.2.17, б): при обдувании поверхности крыла струями воздушно-реактивного двигателя на определенных режимах повышается ΔCy до 3…4; − реактивный закрылок (рис.2.17): выхлопная струя воздуха через узкую щель в задней кромке крыла или закрылке направляется вниз под углом к набегающему потоку. Увеличение Cy достигает ΔCy ≈ 10 и более; − обдув закрылков струей ТРД снизу или сверху: повышаются αкр, ΔCy; 45 46 Рис. 2.17. Энергетические методы механизации крыла − обдув закрылков и крыла струями спутной струей от винтов (рис.2.17): повышаются αкр, ΔCy. Система управления циркуляцией (СУЦ) крыла: − использование крыла с СУЦ (рис.2.17, в) позволяет получать значения Cyа max до 7 и более, без применения обычной механизации, но дает большое значение Cха на крейсерском режиме полета из-за выступающей за обводы хвостовой части крыла камеры высокого давления (3); − применение СУЦ для крыльев с суперкритическим профилем (рис.2.17, г) дает возможность получить хорошие аэродинамические характеристики на крейсерском режиме и высокое значение Cyа на режиме посадки. Концепция крыла с СУЦ реализуется с помощью тангенциального выдувания отбираемого от двигателя воздуха через щель (1) над скругленной поверхностью задней кромки. Использование суперкритического профиля с большой относительной толщиной (14…17 %) позволяет вписать в него камеру давления (2), а затупленный носок – обойтись без предкрылка при полете на больших углах атаки. Скругленная задняя кромка (всего в два раза толще, чем на обычном профиле) с расположенной над ней щелью для выдуваемого воздуха дает возможность получить поверхность Коанда (3) в тех случаях, когда для увеличения подъемной силы используют и поворот вектора тяги, и явление суперциркуляции. 2.3.7. Выбор схемы элеронов Элероны предназначены для обеспечения поперечной устойчивости, управляемости и балансировки самолета (относительно оси ОХ). Расположены у задней кромки крыла и отклоняются одновременно в разные стороны. Относительные размеры: bэл = bэл / b = 0,25 K 0,3 ; δэл.вверх = 20 K 25° ; L эл 1) 2) 3) 4) 5) Sэл = Sэл / S = 0,03 K 0,08 ; = L эл / L = 0,2 K 0,4 ; δэл.вниз = 10 K15° . Требования к элеронам: минимальный момент рыскания (отклонение самолета по курсу относительно оси OY) при крене, при этом разворот самолета должен происходить в сторону крена; полная весовая балансировка при наименьшей массе балансировочных грузов; обеспечение эффективности на всех режимах полета самолета; критическая скорость реверса должна быть достаточной; малые шарнирные моменты; 47 6) исключение возможности заклинивания при деформациях крыла в полете; 7) простота монтажа и демонтажа элерона крыла при обеспечении взаимозаменяемости. Рассмотрим пути реализации этих требований. 1. Снижение момента рыскания: Рис. 2.18. Момент рыскания ΔМy при отклонении элеронов При отклонении элеронов на одинаковые углы вверх – δэ и вниз + δэ лобовое сопротивление поднятой (левой) консоли крыла ρV 2 возрастает на величину ΔQ л = ΔС хл Sк , лобовое сопротивление 2 опущенной консоли (правой, элерон отклонен вверх) уменьшается на ρV 2 Sк . Это создает момент рыскания ΔМy в величину ΔQп = ΔС хп 2 сторону поднятого крыла (рис.2.18), что противоречит условиям нормального пилотирования, требующим разворота самолета в сторону крена (вправо). Для снижения (устранения) момента рыскания: 1) применяют дифференциальное отклонение элеронов, обычно вниз отклоняются на 10…15°, вверх на 20…25° (вниз – до αкр); 2) смещают ось вращения вниз (рис.2.19): при отклонении элерона вверх носок выходит в поток и увеличивает сопротивление; 48 3) используют интерцепторы: на крыле (перед элероном) с поднятым вверх элероном отклоняется интерцептор, сопротивление увеличивается, ΔМy уменьшается. Рис. 2.19. Смещение оси вращения элерона вниз 2. Обеспечение полной весовой балансировки элеронов Предусматривают совмещение ц.м. элерона с его осью вращения. Для полной весовой балансировки масса груза составит (рис.2.20) mгр = mэл без грузаа/е, где а – расстояние от ц.м. элерона без груза до оси вращения, е – расстояние от ц.м. груза до оси вращения. Варианты размещения балансировочного груза е ↑, mгр ↓ , компоновка затруднена е ↓ , mгр ↑, но mгр ↓ , толстая обшивка носка компоновка не нарушена лонжерон впереди ОВ, он играет роль груза Рис. 2.20. Варианты размещения балансировочного груза 3. Повышение эффективности элерона на больших углах атаки (улучшение срывных характеристик) В стреловидных крыльях прямой стреловидности на больших углах атаки срыв потока начинается на конце крыла. Из-за срыва потока эффективность элеронов снижается, крен на взлете и посадке может произойти в сторону, противоположную требуемому (рис.2.21). При полете на угле α1 на полукрыле + δэ (вниз) может наступить срыв потока, Cy падает (Cy1 < Cy2), при отклонении элеронов произойдет крен в противоположную сторону. Это особенно опасно на взлете и посадке. Меры борьбы: применение дифференциально отклоняемых элеронов (вниз 10…15°, вверх 20…25°). 49 Рис. 2.21. Снижение эффективности элеронов на взлете и посадке Для улучшения срывных характеристик и повышения эффективности элеронов на больших углах атаки применяют: 1) аэродинамические гребни на верхней поверхности крыла (рис. 2.22); Рис. 2.22. Применение аэродинамических гребней 2) концевые предкрылки; 3) отклоняемые носки; 4) аэродинамическую крутку – на конце крыла устанавливают более несущие профили с большими αкр; 5) геометрическую крутку – углы установки концевых профилей уменьшаются; 6) запилы, клювы, "зуб", генераторы вихрей (рис. 2.23); 50 Рис. 2.23. Средства повышения эффективности элеронов стреловидных крыльев (χ>0) на больших углах атаки 7) уменьшение стреловидности; 8) переменную стреловидность; 9) обратную стреловидность - срыв потока начинается у корня крыла (но применение обратной стреловидности приводит к снижению критической скорости дивергенции Vкр.див, а борьба с этим явлением - к увеличению массы конструкции крыла); 10) дифференциальное отклонение элеронов. 4. Обеспечение необходимой критической скорости реверса Реверс элеронов – частичная или полная потеря их эффективности при недостаточной жесткости крыла при кручении. При отклонении элерона его аэродинамическая подъемная сила закручивает крыло в противоположную сторону и снижает эффективность частично (угол закручивания крыла небольшой) или полностью (угол достаточно большой). Критическая скорость реверса Vрев должна быть достаточной Vр ≥ 1,2 Vмах. Пути повышения Vрев: переход на обратную стреловидность крыла, применение предкрылков, интерцепторов, переход к управляемым консолям, смещение элеронов в зону высоких жесткостей крыла на кручение GIкр (ближе к борту крыла), использование секций (внешняя работает только на взлете и посадке, внутренняя расположена ближе к фюзеляжу, где жесткость GIкр выше, работает на всех режимах полета. 5. Снижение шарнирных моментов элеронов и рулей. 51 Действующая на элерон аэродинамическая нагрузка Yэл (рис. 2.24) вызывает шарнирный момент Мш = Yэла, который должен быть преодолен усилием системы управления Th = Mш. Отсюда Т = Мш/h ≈ Yэла/h. Рис. 2.24. Шарнирный момент Мш рулей и элеронов Для уменьшения величины шарнирного момента, а значит, и для уменьшения усилия, прикладываемого летчиком к командному рычагу управления элеронами, применяют различные типы аэродинамической компенсации. Увеличение h приводит к выходу рычагов в воздушный поток и, следовательно, к росту аэродинамического сопротивления, поэтому рост h ограничен. Находят применение: 1. Осевая компенсация – смещение оси вращения назад (уменьшается расстояние а. Значительное смещение ОВ назад приводит к большому выступу носка за контуры крыла и росту аэродинамического сопротивления. Тогда Хов = 0,25…0,3bэ. Рис. 2.25. Роговая аэродинамическая компенсация шарнирного момента на примере самолета Ан-140: а - элерон, б - руль высоты, в - руль направления 52 2. Роговая аэродинамическая компенсация – это часть рулевой поверхности, расположенная впереди ОВ у внешнего края и создающая шарнирный момент, противоположный Мш. (рис.2.25) Sрог ≈ 8…12%Sэл. Недостаток – рост аэродинамического Применяется для нескоростных самолетов. сопротивления. 3. Внутренняя аэродинамическая компенсация использует выступ и мягкую диафрагму, разделяющую полость между носком элерона и крылом на полость с повышенным давлением ⊕ и пониженным Ө, что создает дополнительный момент Yк b. Sк достигает 40%Sэл, однако с ростом Sк и b уменьшаются возможные углы отклонения элеронов. АэродинаРис. 2.26. Внутренняя мическое сопротивление здесь аэродинамическая компенсация минимально (рис.2.26). шарнирного момента 4. Сервокомпенсация осуществляется c помощью. небольшой рулевой поверхности, расположенной на части размаха элерона у его задней кромки и отклоняемой одновременно с элеронами (рулями), но в противоположную сторону (рис.2.27) Sсерв = 6…8%Sэ, δск/δэл = 0,5…0,6, δск max < 15°. Преимущество: − эффективная компенсация и весьма малое добавочно е сопротивление. Недостаток: − снижение эффективности элерона YΣ = Yэл − Ycp ; − возможность вибрации Рис. 2.27. Сервокомпенсация шарнирного руля. момента Применяются: − осевая компенсация совместно с сервокомпенсацией; − серворули: летчик управляет здесь не рулем, а серворулем – аналогом сервокомпенсатора. Применяются серворули на тяжелых самолетах. 53 5. Радикальное средство – применение гидроусилителей бустеров, но они дороже и тяжелее в пять раз. Применяют его вместе с другими средствами. 6. Для обеспечения балансировки самолета относительно трех осей используют триммеры. Под балансировкой понимают приведение к нулю моментов всех действующих на самолет сил относительно его центра масс. Триммер представляет собой небольшой руль, установленный на всех рулях (РВ, РН) и элероне. Конструктивно аналогичен сервокомпенсатору. Отличие заключается лишь в управлении: триммер управляется от самостоятельного штурвала, рычага непосредственно летчиком. Механизм управления триммером чаще винтовой или червячный. Он приводится в действие от электромотора, управление которым осуществляется пилотом из кабины. Летчик отклоняет триммер так, чтобы возникшая при этом сила сбалансировала самолет на данном режиме полета с брошенным управлением. Продольная балансировка обеспечивается триммером руля высоты при расходе топлива, сбрасывании грузов, неполной загрузке самолета, путевая балансировка – триммером РН, поперечная – триммером элерона. Триммер-сервокомпенсатор (рис. 2.28) объединяет в одном агрегате сервокомпенсатор и триммер. Триммер – средство балансировки самолета на характерном режиме полета. Триммер обычно располагается в хвостовой части элерона, руля, отклоняется в противоположную сторону отклонения подвижной поверхности. Управляется летчиком. При фиксированном положении шарнира b (рис. 2.28) и отклонении элерона триммер-сервокомпенсатор работает как сервокомпенсатор, при перемещении шарнира b и неподвижном элероне – как триммер. Рис. 2.28. Триммер-сервокомпенсатор Чтобы избежать заклинивания длинных агрегатов (рулей, элеронов), а также для повышения их надежности целесообразно их разделять на секции. Разделение элеронов на две секции – внешнюю и внутреннюю – позволяет повысить критическую скорость реверса. Внутренняя секция работает в зоне более высокой жесткости крыла при кручении и отклоняется на всех режимах полета, внешняя секция 54 используется только на взлете-посадке, когда скорость полета самолета мала и опасности реверса нет. 2.3.8. Выбор схемы фюзеляжа Фюзеляж предназначен для: − размещения в нем грузов, экипажа, пассажиров, топлива, оборудования; − соединения всех агрегатов: крыла, оперения, шасси, управления в единое целое. Масса фюзеляжа составляет 8…15% взлетной массы самолета, его аэродинамическое сопротивление достигает 12%Сх самолета. Специальные требования к фюзеляжам: − конструкция фюзеляжа должна обеспечить получение наибольших внутренних объемов при заданных габаритных размерах, быстрый монтаж и демонтаж его отсеков, механизацию погрузочно-разгрузочных работ, удобство размещения экипажа и пассажиров, хороший обзор, безопасность пассажиров при аварийной посадке, удобство входа и выхода, возможность быстрого безопасного аварийного покидания самолета; − по мере расходования топлива, сбрасывания грузов в воздухе положение ц.м. не должно сильно меняться и находиться в заданных пределах для обеспечения устойчивости и управляемости; − для улучшения характеристик устойчивости, управляемости и балансировки наиболее тяжелые грузы следует размещать вблизи ц.м.; − необходимо обеспечить герметизацию для высотных самолетов, теплозвукоизоляцию для создания нормальных условий экипажу и пассажирам. Основные геометрические размеры включают в себя: Lф – длина фюзеляжа; dф – диаметр наибольшего миделева сечения, dф = 2 Sм / π ; Sм – площадь миделева сечения; Lн.ч, Lхв.ч – длина носовой и хвостовой частей фюзеляжа. При dф ≥ 6 м самолет называют широкофюзеляжным. Размеры фюзеляжа lн.ч и lхв.ч (рис.2.29) – длина носовой lн.ч и хвостовой lхв.ч частей фюзеляжа, длина lф, диаметр dф, а также удлинения λн.ч = lн.ч/dф, λхв.ч = lхв.ч/dф, λф = lф/dф определяют по статистическим данным самолетов-аналогов (табл.2.4). 55 Рис.2.29. Основные геометрические размеры фюзеляжа Таблица 2.4 Дозвуковые самолеты (М ≤ 0,7) 6…9 1,2…2,0 2…3 Удлинение λф λн.ч λхв.ч Околозвуковые самолеты (М = 0,8…0,9) 8…13 1,7…2,5 3…4 Сверхзвуковые самолеты 10…20 4…6 5…7 По размаху крыла L и удлинению λ можно определить длину фюзеляжа [8] Lф = (0,25 K 0,30)λ фL λ , Lф = 3 3 1,3 Vф λ2ф кф , (2.2) где Vф = 0,2 dф λф – объем фюзеляжа; кф = 0,75…0,80 для дозвуковых, кф = 0,70…0,75 для сверхзвуковых самолетов. Формы носовой и хвостовой частей, как и форма всего фюзеляжа выбирают такими, чтобы обеспечить минимальное аэродинамическое сопротивление и удовлетворить требованиям производства и эксплуатации. Хвостовая часть должна обеспечивать на взлетнопосадочных режимах углы атаки: посадочный угол и угол сваливания на переднюю опору ϕ = 10…12° при посадке и при минимальной высоте основных опор. На больших околозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях полета самолета в результате многочисленных опытов минимальная интерференция достигается при компоновке с использованием "правила площадей". Его суть: при разработке схемы околозвуковых или сверхзвуковых самолетов необходимо стремиться к такому взаимоположению частей самолета и придавать этим частям такие формы, чтобы величины площадей поперечных сечений, проведенных перпендикулярно к оси симметрии через весь самолет, возрастали от носа к корме наиболее плавно, т.е. соответствовало веретенообразному удобообтекаемому телу. При сверхзвуковых скоростях полета 56 поперечные сечения необходимо выполнять плоскостями, которые имеют наклон, равный углу скачка, взятому для данного числа М. Практически такой вариант реализуется путем поджатия фюзеляжа в районе крыла (рис. 2.30, б) или в районе гондол двигателя с воздухозаборниками, если те примыкают к фюзеляжу. Рис.2.30. Влияние поджатия фюзеляжа на величину коэффициента лобового сопротивления Схо комбинации "фюзеляж-крыло" Как видно из этого рисунка, применение правила площадей приводит к уменьшению прироста Схо в зоне умеренных сверхзвуковых скоростей (рис. 2.30) на 25…30%. Дальнейшее увеличение скорости полета снижает влияние правила площадей и при М = 1,8…2,0 уже практически не сказывается. Практическое использование правила площадей имеет место на сверхзвуковом бомбардировщике В-58 "Хастлер", на английском палубном бомбардировщике "Буканир", на самолетах Ту-104 и Ту-114 по правилу площадей выполнены гондолы двигателей с воздухозаборниками. Для скоростных самолетов-истребителей правило площадей получило развитие в виде интегральной схемы самолета: место соединения крыла и фюзеляжа не имеет видимого перехода (самолеты Су-27, Ту-160, МиГ-29, F-16, В-1 и др.). Дифференциальное правило площадей предусматривает уменьшение объема самолета над крылом более интенсивно, чем под крылом. С учетом всех масс конструкции, силовой установки, оборудования, управления, снаряжения, топлива, груза положение центра масс самолета от носка средней аэродинамической хорды крыла рекомендовано определять в пределах приведенных в табл. 2.12: 57 Круглая форма поперечного сечения фюзеляжа представляется наивыгоднейшей по таким причинам: − обеспечивает минимальный периметр для постоянной площади сечения, минимальную площадь поверхности фюзеляжа и минимум сопротивления трения; − масса конструкции минимальна за счет работы обшивки для герметичных отсеков только на растяжение, в сжатой зоне вследствии кривизны критические напряжения обшивки повышаются, проще технология производства, меньше волновое сопротивление для сверхзвуковых ЛА. Однако размещение здесь грузов, пассажиров, экипажа хуже. Поэтому применяют овальные эллиптические формы, овальные с сужением сверху и др. Формы носовой и хвостовой частей также определяют в основном из условий аэродинамики, компоновки, технологии, назначения. Для носовой части важным условием является обеспечение требуемого обзора из кабины, что приводит к меньшему удлинению и меньшей заостренности. Хвостовую часть фюзеляжа целесообразно отклонять вверх, чтобы при взлете обеспечить посадочный угол ϕ. Многие транспортные самолеты имеют в хвостовой части большой люк с опускающейся на землю грузовой рампой для загрузки и выгрузки грузов. Для современных самолетов в целях снижения аэродинамического сопротивления удлиняют и искривляют всю хвостовую часть. Некоторые транспортные самолеты имеют грузовой люк и в носовой части фюзеляжа (Ан-124, С 5А, Боинг 747F). Нижнюю часть выполняют откидывающейся вверх, что упрощает погрузкувыгрузку перевозимой техники. Обводы носовой части фюзеляжа пассажирских самолетов могут быть выполнены по уравнению (рис. 2.31) Yн.ф = ±а(Хн.фdф/4λн.ф)m. Коэффициенты m и а представлены в табл. 2.5. m 0,35 а 1,1293 0,4 0,45 1,08845 1,04136 0,5 1 0,55 0,96026 Таблица 2.5 0,6 0,65 0,9221 0,88546 Обводы кормовой части фюзеляжа (рис. 2.31) [( Yк.ф = ± в Хк.ф dф − Х ) n dф / 4λк.ф ]n . Коэффициенты n и в представлены в табл.2.6. n в 0,30 0,35 0,40 0,45 0,50 0,55 0,60 18,5396 8,9707 4,3174 2,0728 1 0,48122 0,23162 58 Таблица 2.6 0,65 0,70 0,11147 0,053649 Начало координат кормовой части расположено на расстоянии l н.ф + l к.ф от носка фюзеляжа. Координаты оси Yн.ф и Yк.ф повернуты против часовой стрелки на углы ϕн.ф и ϕк.ф. При выборе m и n равными 0,5 обводы – обычные квадратичные параболы. При выборе меньших значений m и n формы носовой и кормовой частей будут более полными, больших значений –заостренными. ϕн.ф = 8…11° ϕк.ф = 4…6° Рис.2.31. Формирование обводов фюзеляжа Размещение двигателей в гондолах: создает меньшую опасность распространения пожара путем отдельного расположения двигателей; обеспечивает оптимальные условия работы двигателя в условиях коротких воздухозаборников и выхлопных сопел; позволяет разгрузить крыло от изгибающей нагрузки, при этом гондола и двигатель могут играть роль противофлаттерных грузов; - обеспечивает хороший подход при обслуживании двигателя; пилоны двигателя оказывают нормализирующее влияние на воздушный поток. Параметры мотогондолы для самолетов с ТВД выбирают следующим образом (рис. 2.32). Расстояние от продольной оси самолета до оси винта, м: dф + dвн zвн = + ΔВф , 2 где ΔВф – зазор между винтом и фюзеляжем, м; dвн – диаметр винта, м. В первом приближении 59 dвн = 4 N0 / 8,1 , где N0 – мощность одного двигателя, кВт. Зазор между винтом и фюзеляжем, м, должен быть в пределах ΔВф = (0,1...0,3 ) dвн . Вынос плоскости вращения винта от передней кромки крыла выбирают в пределах x вн = (0,5 K1) bвн , где bвн – хорда крыла, совпадающая с осью вращения винта. Рис. 2.32. Мотогондола пассажирского самолета с ТВД Размеры и форма мотогондолы ТВД и ТРД полностью определяют индивидуальными размерами и формами устанавливаемых двигателей, воздухозаборника и выхлопного сопла. Максимальный наружный диаметр мотогондолы ТРД на этапе предварительных расчетов находится по зависимости ДГД = (1,2…1,3)Ддв, где Ддв – диаметр двигателя по компрессору. Площадь входного отверстия дозвукового воздухозаборника Fвх = mв / Vвх ρвх, 60 (2.3) где mв – секундный расход воздуха через двигатель (задан в характеристиках двигателя); Vвх – скорость воздуха на входе в воздухозаборник, (0,3…0,7)Vн; ρвх – плотность воздуха на входе. Плотность воздуха на входе в воздухозаборник с сжимаемости вычисляют по соотношению 2 ρвх = ρн 1 + 0,5Мн2 1 − Vвх , [ равная учетом )] ( где Vвх = Vвх / Vн ; Мн – скорость полета самолета относительно скорости звука на данной высоте; ρн – плотность воздуха на высоте полета. Относительный диаметр входного отверстия ( )( ) 2 Двх = Двх / Дгд = 1,1 1 − Мн2 / 1 − Vвх + 1. Внешние обводы профилируют по эллипсу. Для слива пограничного слоя мотогондолу отодвигают от поверхности самолета на 20…40 мм или обеспечивают его обвод выступом-рассекателем воздушного потока. Радиус кривизны входной кромки воздухозаборника можно принимать по формуле rmin = (0,04 K 0,05 ) Fвх . Относительная наружная длина входа, целесообразная из условия минимизации лобового сопротивления мотогондолы двигателя, может быть выражена по зависимости L = L / Дгд ≈ 1,5Мн2 , где L – расстояние от носка гондолы до цилиндрической части. 2.3.9. Выбор схемы оперения Оперение самолета предназначено для обеспечения продольной (относительно оси OZ) и путевой (относительно оси OY) устойчивости, управляемости и балансировки самолета (рис. 2.32, а). Оперение подразделяют на горизонтальное (ГО) и вертикальное (ВО). ВО обеспечивает путевую (относительно оси OY) устойчивость, управляемость и балансировку, включает в себя киль и руль направления (РН) (рис. 2.32, б). ГО включает в себя стабилизатор и руль высоты (РВ), обеспечивает устойчивость, управляемость и балансировку относительно поперечной оси OZ (рис. 2.32, в). Киль и стабилизатор обеспечивают путевую и продольную устойчивость и балансировку, РВ и РН – продольную (по тангажу) и путевую (по курсу) управляемость. 61 Рис. 2.32. Оперение самолета Специальные требования: 1. Возможно меньшее затенение оперения крылом, фюзеляжем, гондолами двигателя. 2. Обеспечение эффективности оперения на всех режимах полета. 3. Более позднее, чем на крыле, возникновение волнового кризиса, т.е. Мкрит оперения должно быть больше Мкрит крыла для сохранения характеристик устойчивости и управляемости на околозвуковых скоростях. 4. Исключение возможных вибраций типа бафтинга, флаттера. 5. Малые шарнирные моменты рулей. 6. Обеспечение минимума аэродинамического сопротивления. Внешние формы и схемы оперения С центральным ВО наиболее применяемой является схема (рис. 2.33, а). С ВО, разнесенным на фюзеляж (МиГ-25; 29; Су-27): лучше обтекание ВО и ГО, меньше нагрузки (Мизг и Мкр) на фюзеляж (рис. 2.33, б). С ВО, разнесенным на ГО: лучше обзор задней полусферы, выше эффективность ГО за счет эффекта концевых шайб, меньше Мкр фюзеляжа, но догружается ГО, увеличивается его масса (рис. 2.33, в). 62 Т-образное оперение: ГО на всех режимах полета вынесено из зоны спутной струи крыла, но догружается ВО, возростает его масса (рис. 2.33, г). V-образное оперение: меньше суммарная площадь Sво + Sго и их масса, оперение вынесено из аэродинамической тени, но усложняется управление по курсу и тангажу (рис. 2.33, д). Формы ГО в плане аналогичны формам крыльев: прямые, стреловидные, треугольные. Чаще применяют трапециевидные, на скоростных самолетах стреловидные и треугольные формы. Согласно статистики: ГО: SГО = SГО / Sкр = 0,15 K 0,3 : SРВ = SРВ / SГО = 0,2K 0,4 (меньшие значения – для сверхзвуковых самолетов); λго = 2…3,5 (меньшие значения – для скоростных самолетов с малыми λ крыла); ηго = 2…3,5; χго = 0…60°; χго > χкрыла; cГО ≤ c крыла = 4 K10% . Рис. 2.33. Внешние схемы оперения ВО: SВО = 0,08 K 0,20 ; SРН = 0,20 K 0,45 (большие значения SВО меньшие SРН – для сверхзвуковых самолетов); и λво = 0,8…1,2; ηво = 2…3,5 (для Т-образного оперения η = 1); χво = 0…60°. 63 Вертикальное оперение и его компоновка Рис. 2.34. Компоновка ВО Эффективность ВО определяется моментом (рис.2.33) MBO = ZBOLBO ρv 2 = C y BO SBOLBO , 2 (2.4) и характеризуется коэффициентом статического момента A BO = SBOLBO / SкрL , (2.5) где Lво – расстояние от ц.м. самолета до 0,25 bСАХ во на дозвуковой и 0,5 bСАХ во на сверхзвуковой скоростях. Коэффициент Аво = 0,04…0,06 для самолетов с прямым крылом и Аво = 0,06…0,15 для скоростных самолетов со стреловидным и треугольным крылом. Пути повышения эффективности ВО: 1. Увеличение длины фюзеляжа: тогда увеличивается Lво, уменьшаются Sво и mво, однако при этом растет масса фюзеляжа mф. Руководствуются обычно статистическим значением коэффициента Аво. 2. Увеличение стреловидности ВО χво = 0…60°: повышаются Lво, Мво, снижается Сх во, но уменьшается Сy во, растет масса ВО. Нужны дополнительные исследования. 3. Увеличение удлинения λво: растут Lво, Мво, но увеличиваются Мизг.во, Мкр.ф, растут массы mф; mво; обычно λво = 0,8…1,2. 4. Установка форкиля (рис. 2.35). Форкиль улучшает обтекание ВО, включается в работу при больших скоростях, благоприятно влияет на скольжение, увеличивает эффективную площадь ВО. Позволяет уменьшить Sво, mво, λво. Рис. 2.35. Форкиль 64 5. Применение нижних подфюзеляжных килей (гребней). Позволяют включить в работу часть фюзеляжа, уменьшить Sво, массу mво, Мкруч фюзеляжа и его массу, уменьшает перетекание потока в хвостовой части фюзеляжа, уменьшается вероятность появления вибраций фюзеляжа и опасных его колебаний. 6. Размещение ВО на концах ГО (рис. 2.33, в). Улучшается обтекание ВО и ГО, повышается эффективность ГО, уменьшаются нагрузки на фюзеляж (Мизг.ф, Мкр.ф), уменьшаются mф, mво. Однако догружается ГО, растет его масса. 7. Установка двух килей на фюзеляже (рис. 2.33, б): − улучшается обтекание ВО; − уменьшаются yво, Мкр.ф, Мизг.во, mф, mво. Для ВО: λво = 0,8…1,2 применяют малым, тогда − удлинение уменьшается Мизг.во и Мкр.ф, что уменьшает их массу; − профиль ВО обычно симметричный; Мкр.опер > Мкрыла − в целях обеспечения требований применяют: малое cBO , χво > χкрыла, λ малое, η мало. Горизонтальное оперение и его компоновка Рис. 2.36. Компоновка ГО Эффективность ГО определяется моментом (рис.2.36) MГО = YГОLГО ρv 2 = С y ГО SГОLГО , 2 (2.6) где LГО – расстояние от ц.м. самолета до 0,25 bСАХ го (дозвуковая скорость) или 0,5 bСАХ го (сверхзвуковая скорость). Коэффициент статистического момента Аго=SгоLго / Sкр bСАХ крыла. 65 (2.7) По статистике Аго = 0,35…0,55 (меньшие значения – для легких маневренных самолетов, большие – для тяжелых неманевренных самолетов). Для самолетов с прямым крылом и для тяжелых неманеврен-ных самолетов со стреловидным крылом Lго = 2…3,5 bСАХ, для сверхзвуковых маневренных самолетов с треугольными и стреловидными крыльями малого удлинения Lго = 1,2…1,5 bСАХ. Для обеспечения требования Мкр.опер > Мкрыла применяют: cГО < c крыла , χго = χкрыла+5…7° = 0…60°, малое удлинение λго = 2…4,5. Профиль ГО обычно симметричный, на тяжелых самолетах профиль может быть несимметричным, выпуклость профиля вниз. Тогда Yго < 0, направлена вниз. Пути повышения эффективности ГО: 1. Выбор рационального положения ГО относительно крыла для выноса ГО из зоны спутной струи позади крыла на больших углах атаки. Спутная струя может привести к потере устойчивости и управляемости, бафтингу. Достигается это подъемом ГО вверх на киль, однако при этом догружается ГО, растет его масса, или опусканием вниз, на фюзеляж. 2. Применение цельноповоротного горизонтального оперения (ЦПГО). При полете на сверхзвуковых скоростях эффективность руля высоты резко снижается, отклонение РВ приводит к перераспределению давления не по всей поверхности ГО, а только в зоне руля и не выходит из зоны скачка уплотнения. Кроме того, при увеличении скорости полета центр давления самолета (фокус) смещается назад, возрастает момент пикирования. Для устранения этого момента применяют ЦПГО, что резко повышает эффективность на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях. 3. На пассажирских и транспортных самолетах большой грузоподъемности часто используют переставные стабилизаторы (рис. 2.37). Переставные стабилизаторы изменяют в полете угол установки относительно оси фюзеляжа. Один из углов навески стабилизатора выполняют шарнирным 3, второй – подвижным по вертикали, соединенным со специальным винтовым подъемником 1, приводимым электродвигателем 2, управляемым пилотом. Переставные стабилизаторы: − обеспечивают продольную балансировку при неполной загрузке самолета, при сбрасывании в воздухе грузов, облегчают работу пилотов при наборе высоты и спуске при посадке (не требуется усилие преодолевать шарнирный момент РВ); − при взлете облегчается отрыв носовой стойки шасси от ВВП, что уменьшает дистанцию разбега; 66 − снижается аэродинамическое сопротивление, так как δрв = 0, повышается качество самолета; − на 30% уменьшается площадь Sго; − уменьшается мощность рулевых приводов в пять…шесть раз. Применяют переставные стабилизаторы на пассажирских и транспортных самолетах, особенно при расположении двигателей в хвостовой части самолета. Для снижения шарнирных моментов используют: − аэродинамическую компенсацию: осевую, роговую (для внутренней мало места); − сервокомпенсацию. Для исключения вибраций должна быть обеспечена полная весовая балансировка рулей, отсутствие бафтинга. Рис. 2.37. Переставной стабилизатор 2.3.10. Выбор схемы взлетно-посадочных устройств Шасси – это система опор, предназначенная для разбега самолета при взлете, пробега при посадке, передвижения по аэродрому и стоянке самолета на земле, палубе корабля или воде. Шасси должно обеспечивать: − поглощение и рассеивание кинетической энергии ударов при посадке и рулении по неровностям аэродрома, предохраняя конструкцию планера от разрушения; 67 − устойчивость и управляемость самолета при разбеге на взлете, пробеге после посадки, рулении, маневрировании, буксировке; − эффективное торможение колес для сокращения длины пробега после посадки; − исключение капотирования, опрокидывания вперед на фонарь или вбок на крыло; − заданную проходимость (возможность многократного использования аэродрома после взлета и посадки без разрушения его поверхности) по грунту или бетону определенного класса; − возможность разворота на 180° на ВПП (за счет управляемой передней опоры, иногда – и основных); − посадку с креном до 10°, посадочный угол атаки αпос мах (обеспечивается высотой опор); − минимальное расстояние любого элемента конструкции до поверхности аэродрома 160 мм при полном обжатии пневматиков и амортизаторов; − надежную фиксацию опор шасси в выпущенном и убранном положениях; − выпуск и уборку за возможно малое время: легкие самолеты - 6…12 с, тяжелые - 12…15 с; − возможно меньшие габаритные размеры ниш для уборки опор шасси; − возможность аварийного выпуска и уборки опор шасси; − облегчение погрузки и разгрузки транспортных самолетов (в том числе изменением высоты опор); − высокую надежность и долговечность (20000 - 30000 взлетов и посадок). Из всего многообразия компоновочных схем шасси наибольшее распространение получили четыре: трехопорная с хвостовой опорой, треопорная с передней опорой, двухопорная (велосипедного типа) и многоопорная. Проанализируем их особенности. − − − − − − Трехопорная схема с передней опорой: отсутствие опасности капотирования (опрокидывания) на фонарь; возможность эффективного торможения колес после посадки; упрощение пилотирования, предпочтительность посадки на две опоры с опрокидыванием на переднюю опору (угол атаки уменьшается и козление исключается); хорошая путевая устойчивость при пробеге и разбеге: разворот погашается стабилизирующим моментом сил трения основных опор; удобство и комфорт для пассажиров, хороший обзор для экипажа; простота погрузки–разгрузки транспортных самолетов благодаря горизонтальному или близкому к нему положению оси фюзеляжа. 68 − − − − − − − − − − Недостатки: передняя опора длинная, конструкция тяжелая из-за необходимости восприятия энергии удара от опрокидывания самолета на нос при посадке; колебания типа шимми – самовозбуждающиеся колебания свободно ориентирующихся колес передней опоры; хуже проходимость, тенденция передней опоры зарываться в грунт при встрече с кочками; ниша для уборки передней опоры должна быть большой; при разрушении передней опоры возможна авария. Находит самое широкое применение. Трехопорная схема с хвостовой опорой: хвостовая опора короткая, легкая – самое легкое шасси; объем ниши для уборки хвостовой опоры небольшой; инерционная сила самолета при посадке разгружает хвостовую опору; проходимость по грунту лучше: хвостовая опора огибает кочку; нет колебаний типа "шимми". Недостатки: − склонность самолета к капотированию, невозможность эффективного торможения; − сложность пилотирования: необходимо осуществлять посадку на три опоры для предотвращения непроизвольного подскока – "козления": при посадке на две опоры самолет под действием веса опрокидывается на хвост, угол атаки крыла возрастает, Yкр возрастает и самолет подскакивает вверх; − плохая путевая устойчивость при движении по аэродрому; − возможность разрушения поверхности аэродрома струями выхлопных газов РД из-за их наклона в стояночном положении относительно оси самолета; − плохой обзор вперед для экипажа; − дискомфорт пассажиров и экипажа. Применяют на самолетах с небольшими взлетными и посадочными скоростями. Двухопорная схема включает в себя достоинства трехопорной схемы с передней опорой. Дополнительно имеет достоинства: − опоры проще убрать в фюзеляж; − опоры короткие и легкие; − опоры не попадают в струю выхлопных газов вертикально взлетающих самолетов. 69 Недостатки: − на малой скорости поперечная устойчивость недостаточна, нужны более мощные элероны; − центральная часть фюзеляжа занята нишами шасси, вырезы под них увеличивают массу фюзеляжа; − необходимы подкрыльевые стойки и их гондолы; − сложнее пилотирование; − необходимо для отрыва передней опоры при разбеге на взлете приседание основных опор или вздыбливание (увеличение длины) передней опоры; − механизм разворота передней опоры оказался тяжелым. Такую схему применяется редко, в основном для вертикально взлетающих самолетов. Многоопорное шасси используют для обеспечения проходимости по аэродрому тяжелых пассажирских и транспортных самолетов (m0 ≥ 200 т). Здесь увеличивается для повышения проходимости число колес (от 2 до 8) на одной опоре и число опор. Примеры: Боинг 747 имеет четыре основные и одну переднюю стойку, Ил-86 – три основные и одну переднюю стойку, Ан-22 – (трех опорное шасси) из шести основных стоек и одной передней, Ан-124 – (трех опорное шасси) из десяти основных стоек и двух передних, Ан-74 – (трех опорное шасси) из четырех основных стойек и одной передней. 2.3.11. Выбор типа силовой установки В силовую установку входят двигатели, агрегаты и системы, обслуживающие их: − воздушные винты; − гондолы двигателей с воздухозаборниками; − системы крепления двигателей; − топливные и масляные системы; − противопожарная и противообледенительная системы; − топливные и масляные баки; − системы заправки: надува инертным газом, управление расходом топлива, запуска, охлаждения и др. Согласование характеристик планера и силовой установки обеспечивает более полное выполнение ТТТ. Наиболее распространенны в авиации такие двигатели: 1. Поршневые двигатели для нескоростных ЛА (V < 300…400 км/ч). 2. Реактивные (РД) двигатели двух типов: воздушно-реактивные (ВРД) и ракетные (РД). Воздушно-реактивные двигатели различают: а) компрессорные газотурбинные (ГТД): 70 − турбореактивные (ТРД) без форсажной камеры или с форсажной камерой (ТРДФ); − двухконтурные турбореактивные (ТРДД) различной степени двухконтурности (y = 0,2…12) без форсажной камеры и с форсажной камерой (ТРДДФ); − двухконтурные турбореактивные (ТРДД) с высокой степенью двухконтурности y = 3…12 для пассажирских и транспортных самолетов с большой дозвуковой скоростью полета и для маневренных сверхзвуковых самолетов – турбовентиляторные двигатели (ТВлД); − турбовинтовые (ТВД, y = 50…100) и турбовентиляторные (ТВВД, y = 30…60; Ан-70) для самолетов со скоростями полетов 700…800 км/ч и более (y - степень двуконтурности: отношение расхода воздуха через второй контур к расходу через первый); б) бескомпрессорные воздушно-реактивные двигатели ПВРД и ПуВРД для перспективных самолетов с гиперзвуковыми скоростями полетов; в) ракетные РД или ДГГ для экспериментальных самолетов при V > 3000 км/ч. Маломощные поршневые двигатели устанавливают на нескоростных туристических, спортивных, сельскохозяйственных и других легких самолетах. Для дозвуковых самолетов при М ≤ 0,75…0,8 рекомендуются ТВВД, удельный расход топлива у которых в 1,5 раза ниже, чем у ТРДД. Для дозвуковых самолетов на скоростях полета М > 0,8 и сверхзвуковых самолетов целесообразно применять ТРДД с форсажной камерой, позволяющей увеличивать кратковременно тягу на 30…50%, при этом удельный расход топлива повышается в 2,0 - 2,5 раза. Количество двигателей для силовой установки самолета должно выбираться из условий обеспечения следующих требований: − самолет должен обладать необходимой стартовой тяговооруженностью; − необходимо, чтобы самолет имел достаточную надежность и экономичность; − относительная стоимость двигателя по возможности должна быть минимальной; − эффективная тяга силовой установки должна быть возможно большей; − гарантировать безопасность взлета при отказе одного двигателя. 71 Увеличение числа двигателей на самолете позволяет уменьшить его тяговооруженность и массу силовой установки. Однако с увеличением числа двигателей растут расходы на их обслуживание и ремонт, снижается экономичность самолета, увеличивается число двигательных гондол, установленных на крыле или фюзеляже, что может привести к снижению эффективной тяги силовой установки, возрастает суммарный мидель двигательных гондол, растет Сх. Минимальная потребная тяговооруженность t 0 = P0 / m0 g , где стартовая тяга Р0 получается у пассажирских самолетов с четырьмя двигателями, что обеспечивает у таких самолетов меньшие величины относительной массы силовой установки mСУ . Поэтому для дальних магистральных самолетов (больше 5000 км) целесообразны четырехдвигательные схемы, для малой дальности рациональное число двигателей равняется двум, для средней – трем. Максимальная потребная тяговооруженность получается у самолетов с двумя двигателями. Тогда улучшаются взлетные характеристики (уменьшается длина разбега и длина взлетной дистанции), что делает целесообразным использование таких самолетов, как ближние магистральные, или самолеты для местных авиалиний с укороченными длинами ВПП. Размещение двигателей на самолете допускает ряд принципиально различных вариантов: в фюзеляже, в корне крыла, на пилонах под крылом, на пилонах над крылом, на хвостовой части фюзеляжа и др. Размещение двигателей в фюзеляже применяют практически на всех легких военных самолетах. Тонкие крылья малого удлинения таких самолетов не позволяют устанавливать двигатели на крыле или в крыле без ущерба для его механизации. Размещение двигателей в корне крыла используют широко на тяжелых дозвуковых реактивных самолетах. Достоинства такого варианта: − при отказе двигателя не возникает резких разворачивающих моментов по курсу; − низкое аэродинамическое сопротивление двигательной установки; − высокое расположение воздухозаборников над уровнем ВПП. Недостатки: − реактивная струя двигателей близка к обшивке фюзеляжа, шум в пассажирском салоне сильный; − длинные воздухозаборники на 5…6% снижают тягу двигателя; − требуется усиленная противопожарная защита на случай пожара, возникающего в двигателях; 72 − уменьшаются возможности механизации крыла из-за размещения заборников воздуха в кромке крыла и выхлопных труб в концевой части; − трудности подхода к двигателям усложняют его эксплуатацию. Размещение двигателей на пилонах под крылом широко применяют на современных тяжелых самолетах. Преимущества такой схемы: − двигатели разгружают конструкцию крыла в полете; − демпфируют колебания крыла при полете в турбулентной атмосфере и являются противофлаттерным балансиром; − обеспечиваются хорошие подходы к двигателям при их обслуживании; − возможно надежное изолирование крыла с помощью противопожарных перегородок в пилоне; − снижается шум в пассажирских салонах. Недостатки: − при остановке двигателя создается значительный разворачивающий момент в горизонтальной плоскости; − необходимо увеличивать поперечное V, чтобы исключить касание двигателями поверхности аэродрома при посадке с креном, что ухудшает поперечную управляемость и устойчивость; − низкое расположение над поверхностью земли требует защитных устройств воздухозаборника. Размещение двигателей на хвостовой части фюзеляжа позволяет обеспечить: аэродинамически "чистое" крыло, выбор поперечного V крыла из условий оптимальной поперечной устойчивости и управляемости самолета, снижение шума в пассажирских салонах, улучшение противопожарной безопасности, защиту от попадания в двигатель посторонних предметов. Однако растет масса конструкции хвостовой части фюзеляжа, увеличивается масса крыла из-за отсутствия его разгрузки, центр масс самолета смещается назад и снижается эффективность оперения и др. Поэтому использование такой схемы ограничивается. Размещение двигателей под крылом, когда гондолу двигателя непосредственно крепят к крылу, встречается на тяжелых самолетах. Применение такой компоновки для сверхзвуковых машин позволяет уменьшить общее аэродинамическое сопротивление самолета за счет правильно подобранной системы скачков уплотнения возникающих на гондолах двигателей. Кроме того угол атаки крыла в крейсерском режиме уменьшается (так как кmax сдвигается на меньшие углы), что также уменьшает лобовое сопротивление. Так на самолете ХВ-70 аэродинамическое качество возросло на 20%. Установка двигателей над крылом на пилонах позволяет уменьшить интерференцию между крылом и двигателем вследствие 73 увеличения циркуляции потока в зоне двигательной установки. Однако сохраняется на местности увеличенный шум, трудно создавать реверс тяги. Установка двигателей на крыле с непосредственным размещением здесь гондол позволяет использовать эффект Коанда – эффект увеличения подъемной силы крыла за счет суперциркуляции. 2.3.12. Выбор схемы размещения экипажа и целевой нагрузки Кабину экипажа или служебную кабину размещают обычно в передней носовой части фюзеляжа. Её размеры зависят от состава экипажа. Число членов летного экипажа устанавливают из расчета: nэк = 1 - 2 чел. для местных авиалиний; nэк = 2 чел. для малых магистральных линий; nэк = 2 - 3 чел. для средних магистральных линий; nэк = 3 - 4 чел. для магистральных линий большой дальности; nэк = 4 - 5 чел. для международных линий большой дальности. В состав экипажа входят также бортпроводники, число которых определяется нормами: для салона I класса – один бортпроводник на 15-16 пассажиров; для салонов II и III классов – один бортпроводник на 30-35 пассажиров. В последнее время благодаря широкому применению автоматических устройств, компьютеризации процессов контроля работы систем самолета наметилась тенденция к сокращению числа членов экипажа. Для экипажа необходимо обеспечить требуемый обзор из кабины: 1. Зона обзора для левого летчика без препятствий: − по левую сторону – 5°; − по правую сторону – 30°; − вниз по оси сидения летчика – не менее 16°; − вверх по оси сидения летчика – 5°. 2. В диапазоне углов 5…45° по левую сторону по азимуту допускается в конструкции фонаря наличие одной силовой стойки. 3. Обзор налево должен обеспечивать видимость половины концевого обтекателя крыла (нормированный обзор 135°), но к примеру на Ил-86 – 145°). 4. Ширина затенения обзора конструкцией силовыми стойками фонаря не должна превышать 70 мм. 5. От глаза летчика к внутренней поверхности стекла в плоскости сидения летчика должно быть не менее 500 мм. 74 6. При построении диаграммы обзора допускается перемещение головы Р = 100…150 мм (в границах хода привязных ремней). Необходимая диаграмма обзора левым летчиком из кабины пассажирского самолета приводится в полетных документах. Учитывают также пожелания летчиков: − видеть в момент прикосновения к поверхности ВПП колесами полосу посадки на расстоянии самолета не более 50…70 м; − видеть в момент захода на посадку ночью на высоте 30 м не менее пяти…шести огней подхода к ВПП. Выполнение этих условий требует обзора вниз прямо перед летчиком до 19…22°. На самолете Боинг 747 этот угол составляет 18,5°, Ил-86 – 20°. Рабочие места членов экипажа не должны находиться в зоне воздушных винтов. Целевую нагрузку размещают в основном в фюзеляже, топливо – в крыле и фюзеляже. 2.4. Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении Взлетная масса самолета в нулевом приближении определяется после выбора схемы самолета. Рассчитывается по формуле m0 = (mц.н + mс.н ) / 1 − mкон + mСУ + mт + mоб.упр , (2.8) [ ( где )] mц.н – масса целевой коммерческой нагрузки; mс.н – масса служебной нагрузки и экипажа, принимается, что m кон средняя масса каждого члена экипажа составляет 80 кг; – относительная масса конструкции самолета, которая m СУ включает в себя относительную массу крыла, фюзеляжа, оперения, шасси; – относительная масса силовой установки, которая состоит m об.упр из относительной массы двигателей со средствами их установки и обслуживающими системами; – относительная масса оборудования и управления, которая включает в себя гидросистему, пневмосистему, систему электроснабжения, пилотажно-навигационное оборудование и управление рулем высоты, рулем направления, элеронами, закрылками, предкрылками, интерцепторами; m т – относительная масса топлива, которую находят по эмпирической формуле 75 mт = a+b где Lр Vкрейс = a + b ⋅ tр , (2.9) ⎧0,04 ...0,05 − для легких неманеврен ных самолетов ; a=⎨ ⎩0,06 ...0,07 − для всех остальных самолетов ; ⎧0,05...0,06 − для дозвуковых самолетов ; b=⎨ ⎩0,14...0,15 − для сверхзвуковых самолетов ; Lр – дальность полета, км; Vкрейс – скорость полета, км/ч; tр – расчетное время полета, ч. Например, указанные в табл. 2.8 значения m т - ориентировочные и могут значительно отличаться от рассчитанных, поскольку относительная масса топлива зависит от дальности и времени полета. В приведенной формуле меньшие значения коэффициента b соответствуют самолетам большей массы. Более точно m т для пассажирских и транспортных самолетов определяют по зависимости L ⋅C P ⎛ − V ⋅K m т = 1,1⎜1 − e кр max ⎜ ⎝ где ⎞ ⎟, ⎟ ⎠ (2.10) Cр – удельный расход топлива, кг/даН⋅ч; Vкр – крейсерская скорость полета, км/ч; K max – максимальное качество. Для самолетов с ТРДД Cр = 0,58…0,65 кг/даН⋅ч. Меньшие значения следует принимать для мощных двигателей, когда стартовая тяга P0 составляет 15000…25000 даН и степень двухконтурности большая: y = 4…8, большие значения – для двигателей с тягой P0 = 2500…10000 даН со степенью двухконтурности y = 2…5. Максимальное качество K max = 14…18, причем большие значения принимают для тяжелых самолетов (m0 ≥ 200 т ) . Для самолетов с ТВД: Ce = 0,35…0,5 кг/даН⋅ч. 76 Меньшие значения принимают для мощных двигателей, когда их мощность составляет N0 = 3000…10000 кВт, большие значения - для двигателей малой и умеренной мощности N0 = 600…700 кВт до 2500 кВт. Максимальное аэродинамическое качество большие значения для тяжелых самолетов (m0 ≥ 200 т ) . K max = 13…16, 2.5. Расчет массы конструкции основных агрегатов самолета, массы, силовой установки, топлива, оборудования и управления После определения взлетной массы самолета нулевого приближения необходимо определить массу конструкции самолета mкон и его составляющих (массу крыла mкр , фюзеляжа mф , оперения mоп , шасси), а также массу топлива mт , силовой установки mСУ и двигателя m дв . Относительные массы конструкции, силовой установки, оборудования и управления, а также топлива самолетов с обычным взлетом и посадкой приведены в табл. 2.7 Таблица 2.7 Диапазоны относительных масс элементов конструкции самолета и топлива Назначение самолета легкие Дозвуковые, пассажирские, средние магистральные тяжелые m кон m СУ m об.упр mт 0,30…0,32 0,12…0,14 0,12…0,14 0,18…0,22 0,28…0,30 0,10…0,12 0,10…0,14 0,26…0,30 0,25…0,27 0,08…0,10 0,09…0,11 0,35…0,40 0,20…0,24 0,08…0,10 0,07…0,09 0,45…0,52 0,29…0,31 0,14…0,16 0,12…0,14 0,12…0,18 0,32…0,34 0,26…0,30 0,06…0,07 0,10…0,15 0,24…0,30 0,12…0,15 0,12…0,15 0,08…0,12 0,34…0,38 0,12…0,15 0,12…0,15 0,10…0,20 Мотопланеры 0,45…0,52 0,08…0,10 0,06…0,08 0,08…0,12 Истребители 0,28…0,32 0,18…0,22 0,12…0,14 0,25…0,30 легкие 0,26…0,28 0,10…0,12 0,10…0,12 0,35…0,40 средние 0,22…0,24 0,08…0,10 0,07…0,10 0,45…0,50 тяжелые 0,18…0,20 0,06…0,08 0,06…0,08 0,55…0,60 легкие 0,30…0,32 0,12…0,14 0,16…0,18 0,20…0,25 средние 0,26…0,28 0,28…0,32 0,10…0,12 0,08…0,10 0,12…0,14 0,06…0,08 0,25…0,30 0,30…0,35 Сверхзвуковые пассажирские Многоцелевые для местных авиалиний Спортивно-пилотажные Сельскохозяйственные специализированные Легкие гидросамолеты Бомбардировщики Военно– транспортные тяжелые 77 Массу крыла, фюзеляжа, оперения, шасси определяют исходя из статистических данных их относительных масс, приведенных в табл. 1.7, где m i = m i / mк . Значения величин относительных масс конструкции агрегатов по отношению к массе конструкции самолета приведены в табл. 2.8. Таблица 2.8 Относительные массы конструкции агрегатов Пассажирские и 10 50 100 150 200 – 5 10 15 20 пассажирские 0,393 0,396 0,391 0,384 0,377 неманевренные 0,389 0,397 0,400 0,402 0,398 маневренные – 0,345 0,333 0,335 0,333 пассажирские 0,357 0,351 0,357 0,358 0,367 неманевренные 0,346 0,342 0,332 0,328 0,332 маневренные – 0,410 0,408 0,403 0,400 пассажирские 0,066 0,069 0,071 0,076 0,073 неманевренные 0,083 0,081 0,083 0,079 0,077 маневренные – 0,084 0,086 0,082 0,080 пассажирские 0,184 0,184 0,181 0,182 0,183 неманевренные 0,182 0,182 0,185 0,191 0,193 маневренные – 0,161 0,173 0,180 0,187 m0 , т mi неманевренные, маневренные Крыло Фюзеляж Оперение Шасси Итоговые данные относительно масс заносят в табл. 2.9. Таблица 2.9 Значения взлетной массы и масс конструкции агрегатов m0 , mкн , mэк , mк , mкр , mФ , mоп , mш , mт , кг кг кг кг кг кг кг кг кг mСУ , mдв , кг кг Для определения масс двигателя необходимо определить его стартовую тягу P0 исходя из статистических значений тяговооруженноси t 0 самолетов исследуемого типа (см. табл. 2.1): 78 P0 = t 0 ⋅ m0 ⋅ g , где (2.11) g = 9,8 м с 2 . По величине стартовой тяги двигателя выбирают двигатель необходимого типа, выписывают его характеристики, вычерчивают его схему, вычисляют по удельному весу двигателя γ ДВ массу двигателя m ДВ = γ ДВ ⋅ P0 или m ДВ = γ ДВ ⋅ N0 . (2.12) Относительную массу оборудования, управления и снаряжения определяют по статистическим формулам: − для пассажирских магистральных самолетов mоб.упр.с −н ≈ 95nпасс 5 ⋅ 10 −5 L + 0,66 , кг, (2.13) ( где nпасс – число пассажирских мест; − для транспортных самолетов [ ) ( ) ] (m ) m об.упр.с −н = 0,2345 + 5 ⋅ 10 − 4 m 00 + 1,9 ⋅ 10 − 6 m 00 2 −4 o 0 0,7622 − 4,37 ⋅10 m o , 0 т,(2.14) 0 где m0 – масса самолета нулевого приближения; − для легких многоцелевых самолетов (m0 ≤ 7⋅103 кг) 0,1L p 200 mоб.упр ≅ + 0,2mц.н (1 + ) + 0,08 . m0 Vкрейс Относительная масса бытового оборудования mбыт.об = 12(nпасс + nэк ) / m0 , (2.15) (2.16) где m0, кг, – относительная масса самолета, определенная по зависимости (2.8). Относительную массу топлива во втором приближении для самолетов с выраженным крейсерским участком полета находят по зависимости mт = mт.н.р + mт.сн.п + mт.н.з + mт.пр + mт.крейс . (2.17) Здесь индексы означают: "н.р." – взлет, набор высоты и разгон до крейсерской скорости; "сн.п" – снижение и посадка; "н.з." – навигационный запас; "пр" – прочее (для маневрирования по аэродрому, опробование двигателей, несливаемый остаток). Для дозвуковых самолетов с ТРД mт.н.0. ≅ [0,0035Н0 (1 − 0,03m)] / (1 − 0,004H0 ) , (2.18) где Н0 – начальная высота крейсерского полета, км; m – степень двухконтурности ТРДД. 79 mт.сн.п ≅ 0,002HK • (1 − 0,023HK ) /(1 − 0,003m) , (2.19) где Нк – конечная высота крейсерского полета перед снижением самолета, км; mт.сн.п ≈ 0,9Cр / к max – на режиме к max ; mт.пр ≈ 0,06 . (2.20) На режиме (V, к) = const mт.крейс (L −L н.сн ) С р ⎤ ⎡ − (V − W ) K ⎥ ⎢ ≅ (1 − mт.н.р. ) ⎢1 − е крейс ⎥, ⎢⎣ ⎥⎦ (2.21) где L – дальность полета без расходования навигационного запаса, км; K – среднее аэродинамическое качество на данном участке полета; Lн.сн ≈ 40Нср, (Нср – средняя высота крейсерского полета, км) – горизонтальная дальность для набора высоты, разгона и снижения; W – расчетная скорость встречного ветра: Н, км, = 3…6 7…9 10…12 W, км/ч, = 30 50 70 Если mт.крейс < 0,2, то с погрешностью 2…3% ( mт.крейс = 1 − mт.н.р ) Ср ) (V(L − Lн.сн− W )K . (2.22) крейс При отсутствии данных по Ср приближенно ( Ср = Ср о + 0,4М/(1+0,027Н), ) где Cpo = 0,8 / 1 + 0,5 m . Для сверхзвуковых самолетов 2 ⎛ Vкрейс −6 ⎜ mт.н.р ≈ 2,1 ⋅ 10 Н + ⎜ 0 2g ⎝ mт.сн.п ≈ ⎞ Pк ⎟ 0 max ; ⎟Pк ⎠ 0 max − 1 L сн.п ≈ 0,025...0,35 ; 1,6k M<1 ⎛ Ср mт.н.з ≈ ⎜⎜ ⎝ k max ⎞ ⎟ ; ⎟ ⎠M<1 mт.пр = 0,006 . 80 (2.23) 2.6. Выбор двигателя и его характеристик Успешный результат проектирования самолета в значительной мере зависит от удачного сочетания планера и силовой установки. В силовую установку входят двигатели с их агрегатами и системами, которые их обслуживают, входные и выходные устройства. Наиболее распространены в авиации двигатели: ТРД, ТРДФ, ТРДД, ТРДДФ, ТВД, ТВВД, ПД. Требования к авиационным двигателям включают в себя: − обеспечение необходимой величины тяги (мощности) на различных скоростях и высотах полета; − надежность и безотказность работы на всех режимах полета самолета; − большой ресурс; − малые габаритные размеры и масса; − низкий уровень шума; − низкий удельный расход топлива; − невысокая стоимость и трудоемкость производства. Современные ТРДД для дозвуковых самолетов в зависимости от степени двухконтурности y имеют следующие значения удельного расхода топлива при старте Ср о и в крейсерском полете Ср крейс: y Ср о Ср крейс Высокая 0,3…0,4 0,57…0,65 Низкая 0,5…0,6 0,7…0,8 Важной характеристикой является удельный вес двигателя γдв, т.е. отношение сухого веса двигателя к максимальной стартовой тяге γдв = m0g/P0. Для дозвуковых самолетов ТРДД имеют γдв = 0,16…0,19, ТРДДФ для сверхзвуковых самолетов γдв = 0,1…0,17. В первом приближении диаметр ТРДД можно найти по формуле Д дв ≈ (0,4 + 0,04 y 0,75 ) P0 • 10 − 3 . (2.24) Выбор двигателей в значительной степени определяется необходимостью обеспечить заданные в ТТТ взлетно-посадочные характеристики. Эти требования влияют на комплексный выбор таких параметров самолета, как тяговоруженность, нагрузка на крыло, тип механизации крыла. В соответствии с АП-25 этап взлета начинается с разбега самолета и заканчивается на высоте 450 м с достижением скорости, высоты и конфигурации самолета, необходимых для начала полета по маршруту (рис. 2.38). 81 Рис.2.38. Схема взлета самолета: ВПП – взлетно-посадочная полоса; КПБ – концевые полосы безопасности; РДР – располагаемая длина разбега; Lпрр – дистанция, на которой самолет достигает скорости принятия решения; Lопс – дистанция, на которой самолет достигает скорости отрыва передней стойки; Lразб – дистанция, на которой самолет достигает скорости отрыва Разбег, как правило, выполняется при максимальной тяге двигателя (взлетный режим). Основными параметрами, определяющими длину разбега, являются: взлетный вес самолета, суммарная тяга двигателей, коэффициент сопротивления трения шасси при движении по взлетной полосе и аэродинамические силы, действующие на самолет при разбеге. Взлетная дистанция складывается из разбега (пути, пройденного самолетом по ВПП от страгивания до точки отрыва) и воздушного участка (от отрыва до достижения самолетом высоты 10,7 м над ВПП). Скорость отрыва в основном определяется нагрузкой на крыло и величиной коэффициента подъемной силы в момент отрыва. Согласно АП-25 скорость отрыва при всех работающих двигателях устанавливается не менее чем на 10% выше минимальной скорости отрыва на взлете. А при взлете с одним отказавшим двигателем скорость отрыва может быть уменьшена до величины не менее чем на 5%, превышающей минимально возможную скорость отрыва. При достижении высоты 10,7 м скорость самолета должна превышать не менее чем на 20% скорость сваливания во взлетной конфигурации и не менее чем на 10% минимальную эволютивную. При определении расчетной конфигурации самолета необходимо учитывать, что уборка шасси начинается на высоте 3…5 м, но в целях безопасности изменение конфигурации крыла (уборка закрылков, изменение положения предкрылков и пр.) не разрешается до достижения высоты 120 м. На 82 участке набора высоты от 120 до 450 м экипаж выполняет поэтапное изменение конфигурации крыла от взлетной к крейсерской. При этом скорость самолета должна минимум на 20% превышать скорость сваливания при каждом новом положении закрылков и предкрылков. При достижении высоты 450 м и крейсерской конфигурации взлет считается законченным, двигатели переводятся со взлетного режима на номинальный и начинается режим набора крейсерской высоты полета. Необходимая стартовая тяговооруженность для пассажирских и транспортных самолетов в расчетных условиях набора высоты (температура наружного воздуха +30°С, давление 730 мм рт.ст., Мн.в = 0,3…0,4) определяется зависимостью: n дв ⎛ 1 ⎞ ⎜⎜ tgΘнаб + ⎟, t0 = (2.25) ξHV (n дв − 1) ⎝ к наб ⎟⎠ где ξHV – коэффициент, учитывающий изменение тяги двигателя в зависимости от скорости полета, высоты, режима работы, потерь скоростного набора в воздухозаборниках двигателей; кнаб – аэродинамическое качество самолета при наборе высоты; Θнаб – угол наклона траектории при наборе высоты (согласно АП-25 должен быть положительным на всех этапах набора высоты). Тяговоруженность выбирают исходя из того, что согласно АП-25 многодвигательный самолет должен иметь возможность выполнить взлет с одним отказавшим двигателем. В зависимости от того, в какой момент произошел отказ двигателя, взлет либо прекращается с использованием всех средств торможения, либо продолжается. Наибольшая скорость на разбеге, при которой в случае отказа двигателя или какой-либо другой системы возможно как безопасное прекращение, так и безопасное продолжение взлета, называется скоростью принятия решения V1. При обнаружении отказа на скорости, меньшей или равной V1, взлет прекращается. При обнаружении отказа на скорости, большей чем V1, взлет продолжается. Авиационными правилами установлено, что скорость принятия решения должна быть меньше скорости подъема передней стойки шасси, но больше минимальной эволютивной скорости разбега, которую определяют как скорость, на которой при внезапном отказе критического двигателя обеспечивается возможность управления самолетом с помощью аэродинамических органов управления для поддержания прямолинейного движения самолета. АП-25 накладываются ограничения на установившийся угол наклона траектории при взлете с одним отказавшим двигателем. Р 1 . (2.26) Θнаб = n −1 − к Gвзл наб 83 При отказе критического двигателя на взлете в соответствии с требованиями АП-25 градиент установившегося набора высоты ηвзл (тангенс угла наклона траектории набора высоты, выраженный в процентах) ηвзл = tgΘнаб • 100% на участке набора высоты от 10,7 до 120 м должен быть не менее: - 2,4% - для самолетов с двумя двигателями; - 2,7% - для самолетов с тремя двигателями; - 3,0% - для самолетов с четырьмя и большим числом двигателей. В реальном полете достижение установившегося угла наклона траектории требует некоторого времени, поэтому к более точным результатам приводит расчет с учетом ограничений в маневренности взлетающего самолета. Но для упрощения предварительных расчетов считаем траекторию воздушного участка взлетной дистанции прямолинейной с углом наклона, определяемым формулой (2.26). С учетом этих условий для набора высоты с одним отказавшим двигателем и обеспечения заданной длины разбега тяговооруженность самолета определяют по соотношениям: самолет с двумя двигателями 2 ⎛ 1 ⎞ ⎜⎜ 0,024 + ⎟; ξвзл ⎝ к наб ⎟⎠ (2.27) самолет с тремя двигателями 1,5 ⎛ 1 ⎞ ⎜⎜ 0,027 + ⎟; t0 = ξвзл ⎝ к наб ⎟⎠ (2.28) самолет с четырьмя двигателями 1,33 ⎛ 1 ⎞ ⎜⎜ 0,030 + ⎟. t0 = к наб ⎟⎠ ξвзл ⎝ (2.29) t0 = В расчетах тяговооруженности пассажирских и транспортных самолетов приближенно можно принять: ξвзл = 0,67; при t0 = 0,346…0,349, кнаб = 11 – для самолета с двумя двигателями; кнаб = 7,8 – с тремя двигателями; кнаб = 7 – с четырьмя двигателями. Из сравнения соотношений (2.27) - (2.29) вытекает следующее: − самолеты с двумя двигателями должны иметь кнаб ≥ 11, т.е. стартовая тяговооруженность t 0 имеет наибольшее значение. Такие самолеты целесообразно создавать в случае, когда задаются малые длины разбега при взлете; − при равной тяговооруженности пассажирские самолеты с большим числом двигателей позволяют иметь меньшее аэродинамическое 84 качество на наборе высоты и, следовательно, применять более мощную механизацию крыла, которая значительно увеличивает ΔСy max и уменьшает кнаб. Например, при t 0 = 0,346…0,349 самолет с двумя двигателями должен иметь кнаб ≥ 11, с тремя двигателями кнаб ≥ 7,8, с четырьмя кнаб ≥ 7. Определив стартовую тяговооруженность t0, вычислим стартовую тягу P0 = t 0m0 g . Стартовая тяга одного двигателя Р01 будет равна P01 = P0 / n дв . Определив стартовую тягу одного двигателя подбираем необходимый двигатель по каталогу. При расчете заданных длин разбега при взлете и пробега после посадки необходимо учитывать стандартные длины взлетно-посадочных полос. При этом необходимо учитывать как современную классификацию согласно нормам ICAO (ИКАО - Международная организация гражданской авиации), которая приведена в табл. 2.15 разд. 2.8, так и классификацию аэродромов согласно советским нормам СниП 2.05.08-85, СниП 32-03-96 (табл. 2.10). Таблица 2.10 Классификация аэродромов по СниП 2.05.08-85, СниП 32-03-96 и допускаемые на них к эксплуатации типы самолетов Классификационные показатели аэродромов Минимальная длина ВПП в стандартных условиях, м Категория нормативной нагрузки (на опору самолета) Величина нормативной нагрузки на условную опору самолета, тс Величина показателей по классам аэродромов А Б В Г Д Е 3200 2600 1800 1300 1000 500 В/К* I II III IV V VI 85* 70 55 40 30 8 5 Тип основной опоры в т.ч. допускается - Внутреннее давление воздуха в пневматиках колеса, МПа 1,0 Допускаемые типы самолетов Ан-225 Ил-96 Ил-62М 4 - колесная 1 - колесная 1 - колесная 1,0 1,0 1,0 0,6 0,4 Ан-124 Ил-86 Ил-62 Ту-204 Ил-76ТД Ил-76 Ту-204 Ту-154 Ту-134 Ан-148 Ан-140 Ан-74 Ан-26 Ан-72 Ан-12 Як-42 Ан-24 Ил-114 Як-40 L-610 Ан-28 L-410 Ан-3 Ан-2 85 * ВК – высшая категория допускает нагрузку 85 тс. При проектировании следует учитывать, что чем ниже класс аэродрома, с которого возможна эксплуатация самолета, тем в конечном итоге выше получается эффективность и конкурентоспособность всего авиационного комплекса. Условия обеспечения заданной длины разбега при взлете 2 Vотр 1 , (2.30) L разб = 2g ⎛ 10P ⎞ 3 1 ⎜⎜ ⎟⎟ − fразб − m g 2k разб ⎝ 0 ⎠ cp 2 где Р – суммарная тяга двигателей; ⎛ 10P ⎞ ⎜⎜ ⎟⎟ – средняя тяговооруженность за время разбега; ⎝ m0 g ⎠ср t0 ср = 0,95t0; Kразб – аэродинамическое качество самолета во время разбега: Kразб = 5…6 для сверхзвуковых самолетов; Kразб = 8…12 для дозвуковых самолетов; Vотр ≥ Vmin взл – скорость двух или трех двигательного самолета при отрыве от земли и на взлете; Vотр ≥ 1,07 Vmin взл для самолетов с четырьмя двигателями; Vmin взл = 16,33р / Су max взл; р – нагрузка на один квадратный метр площади крыла, дан/м2; fразб – коэффициент трения колес шасси во время разбега, который определяется качеством и состоянием ВПП и характеристиками колес и имеет следующие значения: 0,02 укатанный снег и лед сухое бетонное покрытие 0,02…0,04; 0,04…0,06; мокрое бетонное покрытие 0,06…0,10; твердый грунт ВПП с травяным покровом 0,06…0,07; 0,10…0,12; ВПП с мокрым травяным покровом 0,10…0,12; покрытое обледеневшим снегом ВПП L разб = 1,2 p0 с y max взл 1⎛ 1 ⎞⎟ Pср − ⎜ 3fразб + 2 ⎜⎝ k разб ⎟⎠ Длина пробега после посадки 86 . L пр = 2,5pпос , ⎛ 1 ⎞ + 2fпр ⎟⎟ С у пос ⎜⎜ к ⎝ ст ⎠ (2.31) где pпос – удельная нагрузка на крыло при посадке; Су пос – коэффициент подъемной силы крыла при посадке, когда механизация крыла в посадочном положении; fпр – приведенный коэффициент трения; кст – аэродинамическое качество самолета в положении на стоянке. В табл. 2.11 в качестве справочно-статистических данных представлены потребные длины ВПП для некоторых типов самолетов. Таблица 2.11 Необходимая для различных самолетов длина ВПП Тип самолета Взлетные характеристики Посадочные характеристики Ил-86 Взлетная масса, кг 210000 Ил-62 160000 2880 3350 105000 2700 Ил-62М 170000 3320 3600 110000 2620 Ил-76Т 170000 1870 2020 151500 2500 Ил-76ТД 190000 2400 2660 Ту-154Б 98000 2050 2150 78000 2350 Ту-154М 100000 80000 2420 47600 43000 Ту-134А ВПП, м ВПП+КПБ, м 2600 2800 Посадочная масса, кг 175000 ВПП, м 2140 II сер δз=10 ° 2350 2450 2200 II сер δз=20 ° 2210 2360 2200 47600 Ту-134А 43000 III сер δз=10 ° 2330 2440 2200 III сер δз=20 ° 2210 2300 2200 Ан-12 61000 1900 2500 58000 -- δз=15° ° Ан-24РВ δз=15 21000 1300 2400 21000 1180 21800 1300 1850 21000 1180 Ан-26 24000 1800 2300 24000 1800 Ан-28 Як-40 6500 575 630 6500 525 16100 1250 1400 15500 1150 Як-42 54000 1340 1480 49500 1800 L-410 УВП 5800 660 760 5500 950 L-410 УВП-Э 6400 840 920 6200 800 Ан-24 δз – угол отклонения закрылков 87 Дальность полета самолета вычисляют по формуле L= 3,6a H KM CP ln 1 , 1 − m T.K (2.32) где Ср – удельный расход топлива на режиме крейсерского полета, кг/даН⋅ч; ан – скорость звука на высоте Н; mт.к – относительный запас топлива; к – аэродинамическое качество. Основными габаритными размерами авиационного двигателя являются максимальный диаметр и длина. Удельный вес турбореактивного двигателя, даН/даН, в первом приближении определяют по формулам γдв = 0,06+0,012πк*; γдв = 0,1+0,04Р0 – 0,0025Р0, * где πк – степень сжатия воздуха в компрессоре (≈ 4…16 в зависимости от числа М полета самолета). Основные термодинамические характеристики двигателей: − зависимость величины тяги (мощности) от скорости, высоты * полета, степени сжатия πк , степени двухконтурности y, температуры газов перед турбиной; − зависимость удельного расхода топлива от скорости и высоты * полета, от степени сжатия πк , степени двухконтурности y, температуры газов перед турбиной; * − зависимость габаритных размеров и массы от πк , y, Р0. Детальное рассмотрение термодинамических характеристик является предметом спецкурсов по газотурбинным двигателям. Удельный расход топлива, кг/даН⋅ч, на нефорсированных режимах работы двухконтурного двигателя: для высот Н = 0…11 км Cp = [ ( ] ) 0,85 1 + 0,27 + 0,2yM2 / M − 0,02H ; 0,75 1 + 0,37 y для высот Н > 11 км Cp = [ ( ) ] 0,85 0,78 + 0,27 + 0,2yM2 / M ; 0,75 1 + 0,37 y (2.33) (2.34) где y – степень двухконтурности ТРДД (y = 3…6 для современных двигателей). 88 2.7. Определение геометрических размеров основных агрегатов самолета Площадь крыла определяют по соотношению Sкр = m0g/10p0, м2, (2.35) где g = 9,8 – ускорение свободного падения тел, м/с2; р0 – удельная нагрузка на крыло при взлете, определяемая по статистическим данным, даН/м2; m0 – взлетная масса, кг. Размах крыла, м: L кр = λ Sкр . (2.36) Корневая (по оси симметрии самолета) b0, м, и концевая bк, м, хорды крыла определяют по зависимостям b0 = 2ηSкр/Lкр (η+1); bк = b0/η. (2.37) Среднюю аэродинамическую хорду крыла (САХ), м, вычисляют по формуле 2b0 η2 + η + 1 bA = ⋅ . 3 η(η + 1) (2.38) Координата САХ по размаху, м, определяется соотношением ZA = L η+2 . • 6 η +1 Координата носка САХ по оси ОХ ХА = ZА tgχп.к, м или XA = (2.39) b η+2 • tgχп.к , м, 6 η+1 (2.40) где χп.к – угол стреловидности крыла по передней кромке tgχп.к = tgχ+(η-1)/4(η+2). (2.41) Для треугольного крыла с задней кромкой, перпендикулярной оси симметрии самолета XA = bA = 2/3 b0, м; b0 , м. 3 (2.42) Формулы (2.40), (2.41) справедливы для крыльев с прямыми образующими по передней и задней кромкам и с концевой хордой, параллельной оси ОХ, для криволинейных очертаний крыльев и хорды приближенно заменяем их прямыми. Положения ц.м. крыла приведены в табл. 2.12. 89 Таблица 2.12 Диапазон положения центра масс крыла Хт Тип крыла самолета Прямое крыло Стреловидное крыло (χ = 35…40°) Стреловидное крыло (χ = 50…55°) Треугольное крыло малого удлинения (0,20…0,25)bA (0,26…0,30)bA (0,30…0,34)bA (0,32…0,36)bA Расчет параметров горизонтального аналогично расчетам параметров крыла. Площадь ГО, м2: Sго = SгоS . оперения L го = λ гоSго . 2Sго ηго . b 0го = Корневая хорда ГО, м: L го ηго + 1 Концевая хорда ГО, м: bKго = b0го / ηго . Средняя аэродинамическая хорда ГО, м: 2 2b 0го ηго + ηго + 1 • . b Аго = 3 ηго (ηго + 1) проводят Размах ГО, м: Координата bАго, м: Z Aго = (2.43) L го ηго + 2 . 6 ηго + 1 Координата носка bАго, м: XHАго = Z А го tgχnго . Расчет параметров вертикального оперения: Площадь ВО, м2: Sво = SвоS . Размах ВО, м: L во = λ воSво . Корневая хорда ВО, м: b 0во 2Sво ηво = . L во ηво + 1 Концевая хорда ВО, м: bKво = b 0во / ηво . Средняя аэродинамическая хорда ВО, м: 2 2b 0во ηво + ηво + 1 • . b Аво = 3 ηво (ηво + 1) Координата bАво по высоте, м: L η +2 . YAво = во во 3 ηво + 1 90 (2.44) Координата носка bАво, м: XHАво = L во tgχnво . Расчет параметров фюзеляжа: Длина фюзеляжа Lф=λфdф м, λ ф = 4 K10 , dф = 2K 3 м. Длина носовой части фюзеляжа, м: Lнф=λнфdнф, λ н ф = 1,3 K1,8 . Длина кормовой части фюзеляжа, м: Lкф=λкфdкф, (2.45) λ к ф = 2,5 K 3,5 . Длина цилиндрической части фюзеляжа , м: L ц.ф. = L ф − L нф − L кф . Обводы носовой и корневой частей фюзеляжа выполняют по уравнениям (рис. 2.31) Yн ф = ±а (Хн ф dф / 4λ н ф ) , Yк ф = ±в [(Хк ф dф − Х ) dф / 4λ к ф ] . m n Коэффициенты а, в, m, n приведены в табл. 2.5, 2.6. Расстояние от центра масс самолета до центра давления ГО LГО определяют согласно статистическим данным. Для нормальной схемы самолета в зависимости от стреловидности крыла его вычисляют в длинах средней аэродинамической хорды крыла bA. Расстояние от центра давления ВО до центра масс самолета LВО в первом приближении можно считать LВО ≈ LГО. При выборе LГО и LВО можно также учесть статистические данные, приведенные в табл. 2.12. По данным коэффициентов статистических моментов и плеч оперения определяют площади SВО и SГО SГО = А ГОSкрb A LГО SВО = , А ВОSL . LВО (2.46) Плечи вертикального LZво и горизонтального LYго оперений – это расстояния от центра масс самолета до центра давления ВО и ГО. Эти плечи откладываются по горизонтали от центра масс самолета до 0,25 bAво или 0,25 bAго для дозвуковых самолетов и до 0,5 bAво или 0,5 bAго для сверхзвуковых самолетов. 91 Таблица 2.13 Диапазон величины плеча горизонтального оперения LYго 3,5 bA Тип крыла самолета Прямое крыло Стреловидное крыло (χ = 10…30°) (2,5…3,6)bA Стреловидное крыло (χ = 30…60°) Треугольное крыло (2,0…2,5)bA (1,2…1,5)bA Схема "утка" (1,2…1,5)bA Таблица 2.14 Значения коэффициентов статических моментов и плеч оперения Виды самолетов A Г.О A В.О L Yго L Zво ≈ bA bA Пассажирские самолеты с турбовинтовыми двигателями 0,80…1,1 0,05…0,08 2,0…3,0 Пассажирские самолеты с турбореактивными двигателями 0,65…0,80 0,08…0,12 2,5…3,5 Тяжелые неманевренные самолеты со стреловидным крылом 0,50…0,60 0,06…0,10 2,5…3,5 Скоростные маневренные самолеты 0,40…0,50 0,05…0,08 1,5…2,0 Из приведенной формулы (2.46) видно, что увеличение плеча LГО повышает эффективность продольного управления самолетом, но вызывает необходимость удлинять фюзеляж, что увеличивает массу самолета значительно больше, чем она увеличивается за счет площади горизонтального оперения. Поэтому процесс выбора сомножителей АГО = S ГОL ГО итерационный и подлежит оптимизации на последующих этапах проектирования. На данном этапе достаточно сопоставить рассчитанные по формуле (2.46) значения SГО , SВО с их значениями самолетов–аналогов и выбрать окончательные значения площадей оперений. Форма в плане и профиль оперения в значительной мере зависит от формы и толщины крыла. 92 На дозвуковых и сверхзвуковых самолетах нормальной схемы чаще всего используют стреловидное оперение. Такая форма оперения позволяет получить достаточно высокое значение критического числа М при незначительном приросте сопротивления и увеличении плеча оперения из–за сдвига назад концевых частей его поверхности. Практически угол стреловидности оперения превышает угол стреловидности крыла на 3...5° . Обработка статистических данных современных самолетов приводит к таким значениям удлинений и сужений горизонтального и вертикального оперений: λГО = 3,5...4,5 - для нескоростных самолетов с большим удлинением крыла λ > 4,5 ; λГО = 2...3 - для скоростных самолетов с малым удлинением крыла; λГО = 2...3,5 - для самолетов с горизонтальным оперением, размещенным на фюзеляже или нижней части киля. При размещении горизонтального оперения на конце киля ηВО ≈ 1, т.е. вертикальное оперение проектируется практически без сужения. Так делается для обеспечения большей строительной высоты профиля киля, чтобы было где разместить узлы крепления и механизмы управления горизонтального оперения. Параметры органов управления – руля высоты, руля направления, элеронов или элевонов на стадии технических предложений выполняют на основе анализа статистических данных самолетов–аналогов и рекомендаций, выработанных теорией и практикой проектирования самолетов. Так, с ростом относительной площади руля SP = SP / SОП ( SОП – площадь оперения) на руле возникают силы, которые догружают неподвижную часть оперения. Для восприятия этих сил необходимо усиливать конструкцию неподвижных частей оперения, что приводит к значительному увеличению их массы. Поэтому оптимальные значения площади руля рассчитывают по минимуму массы оперения с рулем на последующих этапах проектирования, а на данном этапе принимают: − для нескоростных самолетов относительную площадь руля высоты SР.В = 0,30...0,40 ; относительную площадь руля направления SР.Н = 0,35...0,45 ; − для скоростных дозвуковых самолетов относительные площади рулей немногим менее 0,2...0,3 . На самолетах с безбустерным управлением относительную площадь осевой компенсации руля SО.К = SО.К выбирают равной 0,20...0,25 из условия обеспечения SP необходимых характеристик маневренности 93 и управляемости по усилиям, а также с учетом того, что при SО.К ≥ 0,28 возникает перекомпенсация. Площадь триммеров рулей (аэродинамических сервокомпенсаторов) при безбустерном управлении выберают из условия полного снятия усилий с рычагов управления на всех режимах полета, в том числе при несимметричной тяге и при боковом ветре. Площадь параметров триммеров руля лежит в диапазоне SТР = (0,06...0,12) SP . Балансировка тяжелых дозвуковых самолетов, осуществляется также с помощью переставных стабилизаторов. Угол установки стабилизатора изменяется в диапазоне (+ 3... − 12 )° . Руль, как правило, проектируют по однолонжеронной схеме с нервюрами, расположенными перпендикулярно лонжерону. Часто в хвостовой части рулей вместо нервюр используют клееные или сварные конструкции с сотовым заполнителем или пенозаполнителем. 2.8. Выбор основных параметров шасси Для трехопорного шасси с передней опорой основными параметрами шасси являются (рис. 2.39): b – база шасси, расстояние между осями основных и передней опор; В – колея шасси - расстояние (вид спереди) между плоскостями симметрии основных опор; е – вынос основных главных опор, т.е. расстояние (вид сбоку) между вертикалью, проходящей через центр масс самолета, и осью (или средней линией нескольких колес, тележки) основных опор; а – вынос передней опоры, т.е. расстояние между вертикалью, проходящей через центр масс самолета, и осью переднего колеса (или нескольких колес); Н – высота центра масс самолета; h – расстояние от узлов крепления опоры до поверхности аэродрома при стояночном обжатии амортизатора и пневматиков (масса взлетная). Производные от этих параметров: ϕ – угол опрокидывания (угол касания хвостовой части фюзеляжа или его предохранительной опоры поверхности взлетнопосадочной полосы); γ – угол выноса относительно ц.м. самолета основных опор. 94 Рис. 2.39. Основные параметры шасси Угол опрокидывания ϕ определяют по зависимости ϕ = αпос max – αзкл – ψ, (2.47) заклинивания крыла (установки крыла где αзкл ≈ (0…4)° – угол относительно оси фюзеляжа); αпос max – максимальный посадочный угол атаки крыла самолета; ψ – стояночный угол (угол между строительной горизонталью фюзеляжа и поверхностью ВПП). Обычно ϕ = 10…18°, меньшие значения принимают для неманевренных дозвуковых самолетов. Угол выноса основных опор, который не позволяет самолету опрокинуться на хвост при посадке, принимают равным γ = ϕ + (1…2)°. (2.48) База шасси, которую выбирают из условия обеспечения необходимой маневренности самолета на аэродроме, зависит от длины фюзеляжа b ≈ (0,3…0,4)l ф. (2.49) Вынос передней опоры выбирают таким образом, чтобы нагрузка на переднюю опору при стоянке самолета составляла 6...12% от массы самолета. Из итого следует e = (0,06...0,12 ) b ; a = (0,94...0,88 ) b , 95 (2.50) Следует иметь в виду, что при большом значении выноса e затрудняется отрыв передней опоры во время выхода самолета на взлетный угол атаки. Отрыв при этом будет происходить на большей скорости и, следовательно, будет возрастать длина разбега. Уменьшение величины e будет обеспечивать легкий отрыв передней опоры, однако при малом выносе возможно переваливание самолета на хвост, так как при посадке центр масс самолета может выйти за точку опоры, когда ϕ = 0 . Если схема самолета такова, что при эксплуатации на земле его центр масс все же лежит за линией опоры основных колес, то во избежание опускания самолета на хвост необходимо предусмотреть четвертую (хвостовую) опору. В качестве такой опоры применяют либо погрузочный трап, либо специальную стойку шасси. Высоту шасси определяют из условия обеспечения минимального зазора 200...250 мм между поверхностью аэродрома и конструкцией самолета (фюзеляжем, крылом, двигателями, винтами, подфюзеляжными гребнями и др.) при обжатии пневматиков и амортизаторов основных и передней опоры. Этот зазор вычисляют при посадочном угле тангажа и крене, равном 4° . Колею шасси B , которую выбирают из условия обеспечения устойчивости движения самолета по аэродрому, в основном зависит от высоты центра масс самолета. Минимальную колею шасси с передней опорой выбирают из условия недопущения опрокидывания самолета относительно линии 1-2, которая соединяет переднюю и основную опоры (рис. 2.40). Рис. 2.40. Схема определения минимальной колеи шасси Опрокидывание (боковое капотирование) невозможно, если момент силы тяжести самолета mg относительно линии c , которая является перпендикуляром из центра масс на линию, соединяющую центры колес основной и передней опор, больше момента, создаваемого силой трения FТР при боковом скольжении самолета и высотой центра масс самолета над поверхностью земли: mg ⋅ c ≥ FТР ⋅ H ; 96 c ≥ μ ⋅ H, (2.51) где μ – коэффициент бокового трения μ = 0,85 . Расстояние между передней и одной из основных опор (по B2 b + . Из подобия треугольников 4 2 диагонали 1-2, рис. 1.41) равняется 1-4-5 и 1-3-2 вытекает, что c = a B / 2 b2 + B2 / 4 . Поэтому колея B= 2Hb μ 2 2 2 a −H μ ≥ 2 H. (2.52) Следовательно, 2Н≤В<16 м. Для самолетов с большими полетными массами колею B выбирают больше ширины плит бетонного покрытия аэродромов (7 м), чтобы уменьшить нагрузку на эти плиты.Кроме того, при выборе основных параметров шасси необходимо учитывать, что с 27 ноября 2003 года все аэродромы подлежат сертификации в соответствии с требованиями ICAO. По данной классификации аэродромам присваивается буквенноцифровой код соответствующий типовым летным характеристикам и размерам самолетов, которые предполагается эксплуатировать с данного аэродрома. Первый элемент кода – это номер, который соответствует расчетной для данного типа самолета длине летного поля, а второй элемент – это буква, соответствующая размаху крыла и расстоянию между внешними колесами основного шасси табл. 2.15. Таблица 2.15 Классификация аэродромов по нормам ИКАО Элемент 1 Кодовый номер Расчетная для типа самолета длина летного поля Элемент 2 Кодовая буква 1 Менее 800м A 2 B 3 От 800 м до 1200 м, но не включая 1200 м От 1200 до 1800 м, но не включая 1800 м 4 От 1800 м и более D Размах крыла До 15 м, но не включая 15 м От 15 м до 24 м, но не включая 24 м От 24 до 36 м, но не включая 36 м От 36 до 52 м, но не включая 52 м От 52 до 65 м, но не включая 65 м От 65 м до 80 м, но не включая 80 м C E F 97 Расстояние между внешними колесами основного шасси * До 4,5 м, но не включая 4,5 м От 4,5 м до 6 м, но не включая 6 м От 6 м до 9 м, но не включая 9 м От 9 м до 14 м, но не включая 14 м От 9 м до 14 м, но не включая 14 м От 14 м до 16 м, но не включая 16 м 98 В табл. 2.16 приведены параметры некоторых пассажирских и транспортных самолетов, позволяющие оценить взаимосвязь размеров, взлетной массы, характеристик шасси и наземной маневренности самолета. Передние опоры убираются в переднюю часть фюзеляжа, а основные опоры — в крыло, в крыло и фюзеляж, в фюзеляж, в гондолы двигателя или в специальные гондолы. Из разновидностей силовых и кинематических схем выпуска и уборки шасси выделяют четыре группы, в которых узлы крепления шасси к планеру обозначены арабскими цифрами (1,2,3,…), механизмы уборки и выпуска обозначены большими буквами (А,Б,…). Устройства, которые обеспечивают геометрическую неизменяемость силовой схемы, обозначены словом «замок». Первая группа (рис. 2.41) имеет силовой замок, который удерживает шасси в выпущенном положении. Силовой замок соединяет балку или силовой подкос шасси непосредственно с конструкцией самолета. Механизмы выпуска и уборки шасси не являются силовыми стержнями силовой схемы. Рис. 2.41. Схема шасси первой группы Вторая группа (рис. 2.42) характеризуется тем, что геометрическая неизменяемость силовой схемы в выпущенном положении обеспечивается нулевыми стержнями с замками или замками, которые заменяют силовые стержни. Механизмы выпуска и уборки не являются стержнями силовой схемы. На замки выпущенного положения действуют нагрузки значительно меньше, чем на складные подкосы. Наиболее целесообразными из показанных на рис. 2.39 схем являются такие, в которых усилия механизмов уборки и выпуска мало изменяются, а число узлов наименьшее, что приводит к уменьшению 99 массы шасси. Шасси в убранном положении размещается компактно и занимает меньший объем. Рис. 2.42. Схема шасси второй группы Третья группа (рис. 2.43) характеризуется тем, что неизменность силовой схемы в выпущенном положении обеспечивается механическими замками, размещенными в механизмах выпуска и уборки. Механизмы выпуска и уборки являются силовыми стержнями силовой схемы. В этой группе наименьшее число силовых элементов (двухподкосная балка с силовым цилиндром и подкос, который 100 одновременно является механизмом выпуска и уборки), - всего три шарнира, и как следствие - высокая безотказность. Рис. 2.43. Схема шасси третьей группы Четвертая группа обеспечивает неизменность силовой схемы в выпущенном положении рассмотренными выше способами, а балка шасси состоит из двух частей (рис. 2.44) – звено В-Г и Г-Д. Рис. 2.44. Схема шасси четвертой группы 101 Схемы шасси этой группы применяют на самолетах с большой высотой опор, использование других схем здесь увеличивает необходимые объемы и вынуждает перерезать силовые элементы конструкции планера. Для рационального размещения шасси в убранном положении, уменьшение объема, который занимает шасси, а также увязки силовой схемы шасси с планером применяют различные методы перемещения и разворота амортизаторов с колесами и траверсами относительно балки шасси. Для увеличения отказостойкости возможно использование двух механизмов выпуска и уборки шасси. При включении в схемы шасси многоколесных тележек их размещают так, чтобы в выпущенном положении первый удар при посадке воспринимался задними колесами, что уменьшает лобовую нагрузку от раскрутки колес. 2.9. Выбор числа опор и колес шасси Выбор числа опор, типа, размер и числа колес определяется требованиями проходимости самолета и взлетно-посадочными характеристиками. Проходимость – возможность длительной эксплуатации самолета на грунтовом или бетонном аэродроме без повреждения его поверхности. Для самолетов, эксплуатирующихся с бетонных взлетнопосадочных полос, необходимое число колес и опор выбирают в зависимости от эквивалентной одноколесной нагрузки Рэкв. Рэкв – нагрузка на плиту одноколесной опоры, равная нагрузке от реальной опоры самолета (с учетом числа колес, размеров схемы расположения колес на опоре, стояночной нагрузки на одно колесо, давления в пневматике, диаметра колеса). Например, для опоры со спаренными колесами [ ( ) ] 1,75 2/3 −5 ⎧ −4 к ш ⎫⎪ 1,165 ⎪ 1 + 0,0352 p0 ⋅ 10 Р экв = 0,2831Р ст. взл ⎨ , (2.53) 2/3 ⎬ −5 ⎪⎩ 1 + 0,0488 p0 ⋅ 10 − 4 ⎪⎭ где Рст.взл – стояночная нагрузка на одно колесо для четырехколесной ( ) тележки или на два колеса для восьмиколесной, Н (значение Рст.взл предварительно рассчитывают по формуле 2.44); р0 – давление в пневматике шасси, Па; Kш – конструктивный параметр (рис. 2.45) При подборе колеса по давлению воздуха в пневматике необходимо учитывать данные табл. 2.10 о расчетных давлениях для аэродромов различных классов согласно СниП 2.05.08-85 и СниП 32-03-96, а также табл. 2.17, с категориями максимально 102 допустимых давлений в пневматике согласно Приложению 14 к Конвенции о международной гражданской авиации ИКАО "Проектирование и эксплуатация аэродромов". Таблица 2.17 Категория максимально допустимого давления в пневматике Категория Допустимое давление Код Высокое давление не ограничено W Среднее не более 1,5 МПа X Низкое не более 1,0 МПа Y Очень низкое не более 0,5 МПа Z Рис. 2.45. Зависимость диаметра колес и типа опоры от коэффициента кш: 1 – восьмиколесная тележка; 2 – четырехколесная тележка; 3 – спаренные колеса [ ] 1,75 ⎧⎪ 1 + 0,04 ⋅ (1 − 3 ⋅ 10 − 6 Pст.вз ) ⋅ (p 0 ⋅ 10 − 5 − 4)0,81K ш ⎫⎪ 4/3 Pэкв = 0,04344 ⋅ Pст × ⎬ (2.54) .взл ⎨ −5 0,675 ⎪⎩ ⎪⎭ 1 + 0,0534 ⋅ (p 0 ⋅ 10 − 4) Колеса выбирают на основе каталога по стояночной нагрузке на одно колесо с учетом ряда параметров: Рст.пос, Рст.взл, Рmax доп, Рпред, Рдин, Vпос, Vвзл и др. Существующая номенклатура колес разделена условно на четыре группы: Сверхнизкого давления, р0 = 0,25…0,35 МПа, Vпос до 200 км/ч. Низкого давления, р0 = 0,35…0,65 МПа, Vпос до 250 км/ч. Высокого давления, р0 = 0,65…1,0 МПа, Vпос до 300 км/ч. Сверхвысокого давления, р0 = 1,0…2,0 МПа, Vпос до 350 км/ч. Для повышения проходимости (снижения класса аэродрома): 103 1. Увеличивают число основных опор: 3, 4, 6… например на самолете Ан-22 шесть основных опор, Боинг 747 – четыре, Ил86 – три, Ан-124 – десять, Ан-140 – четыре. 2. Увеличивают число колес на одной опоре: 2, 4, 6, 8. 3. Снижают давление в пневматике, но при этом растут габаритные размеры (Дк) и масса колес. 4. Увеличивая число колес на опоре, снижают их диаметр. При росте р0 диаметр колес уменьшается, но проходимость ухудшается (рис. 2.46). Для самолетов, эксплуатирующихся с бетонных аэродромов, поэтому используют колеса высокого и сверхвысокого давления, т.е. р0 = 0,8…1,2 МПа. Проходимость самолета по грунтовому аэродрому обеспечивается прочностью грунта и энергетическими возможностями его силовой установки. Условие проходимости по грунту определяют по формуле Р ≥ Т, (2.55) где P0 = t0mg – стартовая тяга силовой установки; T = fстр.mg – сопротивление трения опор шасси; fстр. = 1,4μкач – коэффициент трения при строгивании с места; μкач – коэффициент сопротивления качению при строгивании с места (рис. 2.46). Рис. 2.46. Зависимость коэффициента сопротивления качению от давления в пневматике: 1 – в распутицу; 2 – в период просыхания;3 – сухой и плотный грунт Следовательно, для сухого аэродрома fстр = 0,1…0,2. Для пассажирских и транспортных самолетов обычно t0 (стартовая тяговооруженность) >0,2 и проходимость обеспечена. Для мокрого грунта fстр ≈ 0,6…0,8, тяговооруженность t0 > 0,8 только для современных истребителей. Однако условие прочности грунта здесь выполнить затруднительно. 104 Для повышения проходимости: 1) увеличивают число опор и колес; 2) снижают давление пневматиков р0 < 0,2МПа, но тогда растет диаметр колес Д к и их масса. Обычно для самолетов, эксплуатирующихся с грунтовых аэродромов, применяют р0 ≈ 0,3…0,5 МПа (т.е. колесо сверхнизкого и низкого давления) и регулируют давление пневматика р0 из кабины в соответствии с состоянием ВПП. 2.10. Определение положения центра масс агрегатов. Расчет центровки самолета Все возможные схемы аэродинамической компоновки самолетов должны быть сбалансированы и сохранять устойчивость. Условием продольной балансировки самолета является равенство нулю коэффициента момента тангажа относительно поперечной оси, проходящей через центр давления и центр масс самолета. Для самолетов, обладающих продольной статической устойчивостью, центр масс ЛА без горизонтального оперения расположен впереди фокуса. Фокусом называют точку хорды профиля крыла, через которую проходит равнодействующая приращения аэродинамических сил при изменении угла атаки. Положение фокуса на дозвуковых скоростях полета приблизительно равно 25 % bСАХ для прямых крыльев, для стреловидных крыльев он смещается на 30…35 % bСАХ, треугольных – на 40…41 % bСАХ, на сверхзвуковых скоростях достигает 50 % bСАХ. Балансировка самолета в продольном направлении обеспечивается горизонтальным оперением путем смещения фокуса. Расстояние между фокусом всего летательного аппарата и центром масс определяет степень (запас) статической устойчивости и управляемости. Положение, при котором центр масс совпадает с фокусом летательного аппарата, называется нейтральной центровкой. Нейтральная центровка является предельно допустимой задней центровкой. Предельно допустимая передняя центровка определяется достаточностью запаса отклонения руля высоты при посадке, когда еще возможна балансировка летательного аппарата. Все встречающиеся в реальных условиях положения центра масс должны лежать внутри этого допустимого диапазона центровок. Положение центра масс самолета и его центровка зависят от загрузки самолета, размещения пассажиров, выработки топлива. Поэтому наблюдается смещение положения центра масс в пределах bСАХ: для самолетов Ту-154 – 16,5…32 %, Ан-24 – 15…32 %, Ил-86 – 16…33 %. Для снижения разброса положений центровки применяют автоматическую программу порядка выработки топлива, что позволяет уменьшить углы отклонения рулей высоты или переставных и поворотных стабилизаторов и снизить аэродинамическое сопротивление. 105 При построении теоретического чертежа и чертежа общего вида самолета в нулевом приближении на этапе технического предложения принимают среднее положение центровки, когда положение ц.м. самолета принимают согласно табл. 2.8, плечо Lго ≈ Lво соответствует данным табл. 2.14 и откладывается от ц.м. до точки 0,25 bА го от носика САХ ГО для дозвуковых самолетов и 0,5 bА го для сверхзвуковых самолетов. Одной из важнейших задач компоновки самолета является определение положения крыла вдоль продольной оси самолета на основе расчетов центровки. Центр массы (ц.м.) самолета должен быть приведен в такое положение относительно bСАХ, при котором: в варианте наиболее заднего положения ц.м. обеспечивалось бы условие С x т.пр.з − х F = m z yдоп ; (2.56) в варианте наиболее переднего положения ц.м. обеспечивалось бы условие достаточности отклонения рулей высоты или стабилизатора на режиме взлета и посадки при отклонении механизации крыла. Здесь x т.пр.з = х т.пр.з / b A – предельно допустимая задняя центровка самолета; С m z yдоп – допустимая степень продольной статической устойчивости. При центровочных расчетах определяющим является уравнение балансировочной поляры, согласно которой С x т.пр.з = хF + m z yдоп . (2.57) При расчетах первого приближения можно принимать следующие С значения m z y : − для дозвуковых пассажирских самолетов − для сверхзвуковых пассажирских и тяжелых военных самолетов − для маневренных самолетов – 0,15; – 0,05; – 0,03. Расчет центровки рекомендуется выполнять в такой последовательности: 1. Подготовить чертежи: вид в плане крыла, горизонтального оперения и фюзеляжа, вид сбоку фюзеляжа. 2. Определить положения средних аэродинамических хорд крыла bА, горизонтального оперения bА го и относительно их носиков 0,25 bА и 0,25 bА го (для дозвуковой скорости) или 0,5 bА и 0,5 bА го (для сверхзвуковой скорости). 3. На виде фюзеляжа в плане разместить горизонтальное оперение (рис. 2.47). 106 4. Пользуясь данными табл. 2.12, определить плечо ГО Lго и от точки 0,25 bА го для дозвуковых самолетов (0,5 bА го – сверхзвуковых) отложить его вперед по полету. Сделать метку на продольной оси самолета – это и будет ожидаемый ц.м. самолета. 5. Разместить вид крыла в плане таким образом, чтобы точка крыла 0,25 bА (для дозвука) или 0,5 bА (для сверхзвука) совпала с точкой ожидаемого ц.м. Рис. 2.47. Схема увязывания горизонтального и вертикального оперений, крыла и шасси с фюзеляжем самолета относительно его ц.м. 107 6. На боковом виде разместить ВО, нанести положения крыла, ГО и двигателей. 7. Разместить опоры шасси, для чего из ожидаемого ц.м. провести вертикаль и линию под углом выноса основных опор γ ≈ 10…13°. Под углом ϕ провести линию опрокидывания так, чтобы между этой линией и нижней частью фюзеляжа осталось расстояние 50 мм. Через точку пересечения линии опрокидывания и линии под углом γ проводим горизонталь – поверхность ВПП. Угол опрокидывания ϕ определяем по зависимости ϕ = αСy max – Δα – αзакл, где Δα – угол запаса, равный 1…2°; αзакл – угол заклинивания крыла, равный 4…–4°. 8. Определяют координатные оси ОХ и ОУ. Ось ОХ обычно объединяют со строительной осью самолета. 9. Составляют центровочную ведомость самолета. Координаты грузов берут с построенной центровочной схемы (рис. 2.48). Рис. 2.48. Центровочная схема самолета 108 Центровочная ведомость самолета mg, Агрегат, груз X, м даН mgX, даН⋅м Y, м mgY, даН⋅м I. Конструкция Крыло Фюзеляж Горизонтальное оперение Вертикальное оперение Передняя опора шасси (убрано) Основные опоры (убрано) II. Силовая установка Двигатели средние Двигатели крайние Гондолы двигателей Топливная система III. Оборудование управление Радионавигационное Электрическое Гидравлическое Бытовое и IV. Снаряжение Летчики Бортинженер Стюардесса Спецоборудование V. Топливо Группа I Группа II Группа III VI. Нагрузка Пассажиры Багаж Сумма Σ(mg)i Σ(mgix)i 109 Σ(mgx)i Определяют координаты ц.м. n n n n i =1 i =1 i =1 i =1 x m = ∑ (mgx )i / ∑ (mg)i ; y m = ∑ (mgy )i / ∑ (mg)i . (2.58) Значения центровки определяем по зависимости x m = (x m − x а ) / b A , (2.59) где ха – расстояние от начала координат до носка bА. Положение носка средней аэродинамической хорды крыла хА относительно носка корневой хорды определяем по формуле 2.37 (см. рис. 2.48) В расчетах центровки нулевого приближения можно принять: − положение ц.м. крыла на (0,4…0,42) bА; − положение оперения на (0,45…0,5) bА го; (0,45…0,5) bА во; − положение ц.м. фюзеляжа на 0,5Lф для прямого крыла и 0,6Lф для стреловидного крыла; − ц.м. топлива и топливной системы – в центре площади топливных отсеков на плановой проекции самолета; − массу оборудования можно разделить на четыре равные части: радиоэлектронное – ц.м. в кабине или вблизи кабины экипажа; электрооборудование – с центром масс возле двигателей; гидравлическое – с центром масс возле основных стоек шасси; оборудование пассажирских салонов – посередине пассажирской кабины; − масса летчика 100 кг для военных самолетов и 80 кг – для гражданских; − масса бортпроводников – 80 кг, пассажиров – 75 кг, багажа – 15 кг. После расчетов центровки в первом приближении необходимо иметь следующие значения: самолеты с прямым крылом xm = (0,15…0,25)bA; самолеты со стреловидным крылом (x = 30…40°) xm = (0,26…0,30)bA; самолеты со стреловидным крылом (x = 50…60°) xm = (0,30…0,34)bA; самолеты с треугольным крылом малого удлинения xm = (0,32…0,36)bA. 110 Если такие значения не получены, то следует изменить положение центра масс самолета за счет: а) перемещения отдельных (более весомых) грузов; б) перемещения всего фюзеляжа относительно крыла. Для пассажирских самолетов предпочтительно выбирать положение крыла для достижения заданной центровки. 2.11. Разработка чертежа общего вида самолета Чертеж выполняют на бумаге формата А1 в соответствии с требованиями ЕСКД. Чертеж общего вида самолета строят на основании выбранных схем, геометрических размеров агрегатов и теоретического чертежа. Рекомендуется такая последовательность выполнения чертежа самолета общего вида: 1. На теоретическом чертеже (виде сбоку) уточняют обводы носовой и хвостовой частей фюзеляжа в соответствии с требованиями аэродинамики. 2. На основе выбранных параметров агрегатов строят проекции самолета при виде в плане и спереди. 3. Вычерчивают профиль крыла, с указанием угла заклинивания (установки) крыла при виде сбоку. 4. Указывают угол опрокидывания ϕ, параметры шасси а, b, е, В, угол выноса основных опор γ. 5. Отмечают стояночный угол ψ фюзеляжа. 6. Проставляют основные размеры: длина самолета, размах крыльев, высота самолета и др. 7. Приводят основные данные самолета: геометрические, данные силовой установки, массовые, летные (рис. 2.50). Составной частью конструкторского документа являются пояснительная записка и спецификация. Пояснительная записка включает в себя задание, реферат, подробное описание разделов расчетов, заключение, список задания и выполненных библиографических источников, которые использовались при выполнении задания. Спецификация – это документ, определяющий состав сборочной единицы и другие необходимые характеристики изделия. 111 112 Рис. 2.49. Общий вид транспортного самолета Летные данные Массовые данные Данные СУ Геометрические данные 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 Мрейс Мкрейс Vпосадочное Lразбега L mвзл m mком nпасс P0 t0 Число и тип двигателей Sкр SГО SВО км км/час м км кг кг кг чел. м2 м2 м2 0,8 10 220 1500 2700 60324 33592 16800 140 6800 0,34 4хТРД 140 34,8 24,75 16 ηкрыла 6 17 χкрыла 25 18 λкрыла 19 Дфюз 7,5 м 4 20 λфюз 21 22 23 24 10 К103.0000–0000 ВО Лит Изм Лист Разраб. Провер. Т.контр. №докум. Подп. Дата Масса Масштаб Транспортный самолет Кафедра 103, ХАИ Рис. 2.50 113 3. ВЫБОР, ОБОСНОВАНИЕ, РАЗРАБОТКА И УВЯЗКА КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВЫХ СХЕМ АГРЕГАТОВ САМОЛЕТА 3.1. Введение Конструктивно-силовая схема (КСС) агрегата – это схема взаимного расположения их основных силовых элементов (лонжеронов, стрингеров, нервюр, обшивки, шпангоутов, продольных стенок, стыковых узлов), их конструктивное исполнение, взаимная силовая увязка, способы соединения, силовой увязки и конструктивного исполнения. Выбор, обоснование, разработка и увязка КСС крыла, оперения, фюзеляжа, шасси, управления включают в себя: − анализ расчетных случаев нагружения агрегата; − определение нагрузок, действующих на агрегат и его основные силовые элементы; − выбор расчетных случаев нагружения элементов конструкции, соответствующих самому неблагоприятному варианту его нагружения; − выбор конструкционного материала с учетом его характеристик по обеспечению минимума массы, технологичности, ресурса, аэроупругости; − анализ работы силовых элементов конструкции под нагрузкой и определение их основных параметров в расчетном сечении из условия обеспечения прочности, жесткости, технологичности, ресурса, аэроупругости; − конструктивное исполнение основных элементов и их силовая увязка; − выбор КСС агрегата и разработка его конструкции. Предположим, что на этапе расчета взлетной массы самолета определены его основные параметры и геометрические размеры: − для крыла: профиль, удлинение λкр , угол стреловидности χкр , сужение η, относительная толщина профиля c , угол поперечного V, выбрана механизация; − для фюзеляжа: мидель Sм.ф , удлинение фюзеляжа λф , его длина lф , удлинения носовой λнч.ф и хвостовой λ хч.ф частей фюзеляжа; − для оперения: профили ГО и ВО, плечи Lго и L во , площади Sго и Sво , площади рулей Sр.в. и Sр.н. , удлинения λго и λво , сужения ηго и ηво ; − для шасси: компоновочная схема, колея В и база b, размеры стоек, схема уборки шасси; 114 − количество, тип и размещение двигателей, размеры гондол и пр. Проведем более подробный анализ конструктивно-силовых схем агрегатов самолета, элементов их конструкции и проектировочные расчеты их параметров. Выбор КСС агрегатов проводится на основе анализа: − расчетных случаев нагружения самолета; − определения нагрузок, действующих на агрегат; − состав основных силовых элементов агрегата, воспринимающих эти нагрузки; − работы силовых элементов агрегата под нагрузкой и их конструктивное исполнение; − типов конструктивно-силовых схем агрегата; − КСС аналогов агрегата. При выборе КСС агрегата следует руководствоваться требованиями, предъявляемыми к ним: − внешние формы и обводы агрегата должны обеспечивать минимум вредного аэродинамического сопротивления, исключить бы срыв потока с обтекаемых поверхностей, устойчивость должна быть достаточной, управляемость ─ хорошей, летно-технические характеристики ─ высокими; − масса конструкции должна быть минимальной, надежность и живучесть – высокой, следует обеспечить безопасность эксплуатации в течение всего срока службы самолета; − предусмотреть сокращение сроков подготовки производства и выпуска изделий, минимальную трудоемкость изготовления, минимальный расход материала при условии минимума затрат и стоимости; − седует обеспечить удобства эксплуатации в различных климатических условиях; − расход топлива должен быть минимальным. Выбор конструктивно-силовой схемы (КСС) агрегата является важной и вместе с тем трудной задачей в связи с ее существенным влиянием на массовые и летно-технические характеристики самолетов. К КСС предъявляют требования: − обеспечение статической прочности заданного ресурса и надежности при действии на конструкцию расчетных и эксплуатационных нагрузок; − высокая и достаточная живучесть конструкции; − обеспечение безопасности полетов за весь период эксплуатации самолетов; 115 − выполнение конструктивно-технологических и эксплуатационных требований при условии минимальной массы конструкции. При формировании КСС агрегатов в целях снижения массы конструкции следует: − применять новые конструкционные материалы с более высокими механическими характеристиками: композиционные материалы, метало-композиты, алюминиево-литиевые сплавы, титановые сплавы и др.; − проводить оптимизацию силовой конструкции (панелей, секций, агрегатов), создавать несиловую конструкцию наименьшей массы; − оптимизировать аэродинамические формы летательных аппаратов, что позволит без снижения летно-технических характеристик самолета уменьшить удлинение λ, стреловидность χ, повысить относительную толщину профиля крыла c и снизить массу конструкции; − совершенствовать методы расчетов на статическую и усталостную прочность; − совершенствовать методы снижения аэродинамических нагрузок в полете. 3.2. Расчетные случаи нагружения крыла самолета Нагрузки, действующие на крыло самолета, определяют согласно расчетным случаям нагружения. Предусматривают следующие расчетные случаи (рис. 3.1, табл. 3.1): А – полет на больших углах атаки α, соответствующих Сy max э э (выход из пикирования, болтанка и т.д.). В этом случае n = n max, f = 1,5; n эP q= ; C y max А′ – криволинейный полет (начало выхода из пикирования, полет в болтанку при V = Vmax). э э В случае А′ n = n max, f = 1,5, q = qmax max; В – криволинейный полет с отклоненными элеронами, э э n = 0,5n max, f = 2, q = qmax; С – вертикальное пикирование, nэ = 0, q = qmax max; Д, Д′ – криволинейный полет с отрицательными перегрузками э n = nэmin; q= э n min ⋅P C y min для случая Д; q = qmax для случая Д′. 116 Рис. 3.1. Расчетные случаи нагружения крыла самолета Нормы прочности самолетов регламентируют величину и характер распределения нагрузок при различных режимах полета самолета, величину коэффициента безопасности и скоростного напора, значения коэффициента эксплуатационной перегрузки. Таблица 3.1 Соответствие расчетных величин – расчетным случаям Расчетные случаи А А′ В С Сy Сy max nэ nэmax nэ ⋅ P qmax 0,5nэ ⋅ P qmax q nэ ⋅ P Cy max qmax qmax qmax f 1,5 1,5 2 2 nэmax 2 э max 0,5n Д Д′ 0 Сy min 0 nэmin э nmin ⋅P qmax nэmin э n min ⋅P qmax C y min 1,5 1,5 2 Здесь q = ρv /2, qmax = ρv max/2 – скоростные напоры; P = mg/S – удельная нагрузка на крыло. 3.3. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла 3.3.1. Нагрузки, действующие на крыло Нагрузки, действующие на крыло, включают в себя: − распределенные по поверхности погонные нагрузки qв = npmgb/Sкр; 117 воздушные (3.1) − распределенные конструкции − сосредоточенные топлива, оборудования массовые погонные нагрузки qкр = npmкрgb/Sкр; нагрузки от массы грузов, Рагр = npmгрg; от массы (3.2) двигателей, (3.3) − тяга двигателей. Здесь np = fnэ – расчетный коэффициент перегрузки; f – коэффициент безопасности; g = 9,8 м/с2 – ускорение свободного падения тел; mкр – масса конструкции крыла, топлива в крыле; b – хорда крыла; mгр – масса сосредоточенного груза; nэ – коэффициент эксплуатационной перегрузки. э Коэффициенты n и f принимают по нормам прочности. Для э маневренных самолетов n max = 7…9, для транспортных и пассажирских э э самолетов n = 2,1+10890/(G+4540), причем 3,8 ≥ n ≥ 2,5, где m – взлетная масса самолета, кг. Расчетная схема крыла – двухопорная балка с консолями (рис. 3.2). Опорами крыла являются крайние узлы крепления его к фюзеляжу. Эпюры перерезывающих сил Q и изгибающих моментов М строят от разности q = qв - qкр. Тогда ( ) n Q = ∫ lZ/ 2 qв − qкр dz − ∑ Pагр ; i =1 Z M = ∫ l / 2 Qdz . (3.4) (3.5) Крутящий момент Мкр вычисляют по зависимости n Z Mкр = ∫ l / 2 mкр dz + ∑ Mкр.агр , (3.6) i =1 где mкр – погонный крутящий момент, mкр = qва + qкрb, (3.7) а – расстояние от центра давления до центра жесткости; b – расстояние от центра массы до центра жесткости; Мкр.агр. – сосредоточенный крутящий момент от агрегатов относительно центра жесткости. Положение центра давления определяется координатой а a = xgb , xg = xg b =− где Сm – коэффициент момента: 118 c m c mo = + xF , cy cy (3.8) Рис. 3.2. Эпюры перерезывающей силы Q, и изгибающего момента М 119 c m = c mo + x Fc y ; c mo – коэффициент момента при Сy = 0; x F – относительная координата фокуса крыла. Для симметричного профиля крыла Cmo = 0 и центр давления совпадает с фокусом, т.е. x g = x Fb . Таким образом, в поперечных сечениях крыла действуют перерезывающая сила Q, изгибающий момент М и крутящий момент Мкр. Нагрузки от лобовых сил аэродинамического сопротивления вызывают перерезывающие силы Q2 и изгибающий момент М2 в горизонтальной плоскости, где жесткость крыла при изгибе значительно выше и возникающими при этом напряжениями при проектировочных расчетах крыла на стадии аванпроекта пренебрегают. 3.3.2. Конструктивно-силовые схемы крыльев Основными элементами конструкции крыла, воспринимающими действующие на него нагрузки, являются лонжероны, стрингеры, обшивка, нервюры и продольные стенки. Характер работы этих элементов под нагрузкой определяют конструктивно-силовую схему. В качестве основного признака, характеризующего КСС крыла, принимают характер работы и степень использования обшивки и продольного набора (лонжеронов и стрингеров) при изгибе. По этим признакам различают лонжеронные, кессонные и моноблочные КСС крыльев. Лонжеронные КСС крыла изгибающий момент М воспринимают в основном лонжеронами. Обшивка здесь тонкая, может быть неработающей (полотняной), частично работающей (воспринимает только потоки касательных усилий от действия крутящего момента) и работающей, воспринимающей касательные усилия и совместно со стрингерами часть изгибающего момента. Обшивка также воспринимает воздушную аэродинамическую нагрузку qв и передает ее на стрингеры и нервюры. Стенки лонжеронов работают при сдвиге от перерезывающей нагрузки Q и от потока касательных усилий при кручении. Стрингеры подкрепляют обшивку, повышая ее критические напряжения при сжатии и сдвиге, совместно с обшивкой воспринимают часть изгибающего момента Мизг. Стенки лонжеронов совместно с обшивкой создают контур, воспринимающий крутящий момент Мкр. Продольные стенки замыкают контур, служат опорами для узлов навески элеронов, закрылков. 120 Рис. 3.3. Конструкции однолонжеронного крыла: 1 - лонжерон, 2 – полка лонжерона, 3 – стенка лонжерона, 4 – передняя продольная стенка, 5 – задняя продольная стенка, 6 – стрингер, 7 – стыковые узлы, 8 – торцевая нервюра, 9 – нервюры, 10 – стойка нервюры, 11 – элерон, 12 - узел навески элеронов 121 Лонжеронные крылья могут быть однолонжеронными, двухлонжеронными и многолонжеронными. Количество лонжеронов определяется формой крыла в плане, его размерами, действующими нагрузками, стыковыми узлами и др. В однолонжеронном крыле (рис. 3.3, 3.4) весь изгибающий момент Мизг и перерезывающая сила Q крыла воспринимаются лонжероном, размещенным в месте максимальной строительной высоты профиля (хл = 0,2…0,3b для тихоходных самолетов и хл = 0,4…0,5b для скоростных самолетов). Задняя стенка расположена на расстоянии 0,65…0,7b от носка профиля. Крутящий момент Мкр. воспринимается двумя контурами I и II и распределяется между ними приближенно Mкр.I / Mкр.II = ωI2 / ωII2 , Mкр.I + Mкр.II = Mкр. . (3.9) Рис. 3.4. Эскиз профиля однолонжеронного крыла с задней стенкой Здесь ωI и ωII – площади, ограниченные стенкой лонжерона и обшивкой I и II контуров (рис. 3.4). Достоинства однолонжеронных крыльев: − масса лонжерона из семейства лонжеронных крыльев минимальная, так как он расположен в месте максимальной строительной высоты профиля; − стыковые узлы крепления крыла с фюзеляжем простые (рис. 3.3); − допускаются вырезы в обшивке для ниш шасси, оборудования. Недостатки: − трудности размещения в крыле топливных баков, грузов, ниш для шасси, так как наибольшая строительная высота занята лонжероном; − масса нервюр высока, так как они работают под нагрузкой как консольные балки; − жесткость крыла при кручении низка, так как обшивка тонкая; − надежность, живучесть нижечем у, двух- и многолонжеронных; − плохое качество поверхности в связи с малой толщиной обшивки. Рекомендуются для легких спортивных, учебных и других самолетов с прямыми крыльями и достаточно большой относительной толщиной профиля ( c ≥ 8% ), когда в обшивке неизбежны вырезы для шасси, оборудования. Объемы фюзеляжа здесь ограничены и не позволяют пропустить сквозь фюзеляж моноблок или кессон. 122 В двухлонжеронных крыльях передний лонжерон расположен на расстоянии от носка профиля 0,2…0,3b, задний - 0,6…0,7b (рис. 3.5, 3.6). Лонжероны здесь тяжелее однолонжеронного крыла, так как они не могут быть расположены в месте максимальной строительной высоты профиля. Нервюры – двухопорные балки, их масса меньше, чем у нервюр однолонжеронного крыла. Изгибающий момент Мизг и перерезывающая сила Q воспринимаются двумя лонжеронами и распределяются пропорционально их жесткости при изгибе Рис. 3.5. Эскиз профиля двухлонжеронного крыла Рис. 3.6. Конструкция двухлонжеронного стреловидного крыла ≈ M1 / M2 = E1I1l23 / E 2I2l13 h12 / h22 ; ⎫⎪ (3.10) ⎬, 3 3 2 2 ⎪ ≈ Q1 / Q 2 = E1I1l2 / E 2I2l1 h1 / h2 ⎭ 123 где l 1, l 2 – длины лонжеронов; E1, E2 – модули упругости материалов лонжеронов; I1, I2 – осевые моменты инерции поперечных сечений лонжеронов; h1, h2 – расстояние между центрами масс полок лонжеронов. Крутящий момент воспринимается двумя контурами I и II аналогично однолонжеронным крыльям распределяется по контурам согласно соотношению (3.9). Достоинства: − в межлонжеронном пространстве, где наибольшая строительная высота профиля, удобно разместить топливные баки, грузы, ниши шасси; − жесткость крыла при кручении здесь выше жесткости однолонжеронных; − нервюры по массе легче нервюр однолонжеронных крыльев, их расчетные схемы здесь – двухопорные балки; − по сравнению с однолонжеронными надежность, живучесть здесь выше; − удачно воспринимаются лобовые нагрузки; − допускают вырезы в обшивке. К недостаткам следует отнести плохое качество поверхности, повышение массы лонжеронов, усложнение стыковки крыла. Находят самое широкое применение в семействе лонжеронных крыльев. Трехлонжеронные и многолонжеронные конструкции применяются на крыльях с большой длиной хорд, при малых удлинениях крыла. Их достоинства: − высокая жесткость крыла при кручении; − высокая надежность и живучесть; − меньше масса лонжеронов вследствии передачи нагрузок на фюзеляж по кратчайшему расстоянию (оси лонжеронов перпендикулярны бортовой нервюре); − нервюры – многоопорные балки, их масса снижается. Недостатки: − усложняется многоточечный стык крыла с фюзеляжем; − число частей нервюр возрастает, что удорожает их производство; − вследствии наличия узлов стыка нервюр с лонжеронами растет масса конструкции. Находят применение в треугольных крыльях, в крыльях пассажирских и транспортных самолетов в целях повышения их надежности и ресурса (самолет Ту-144 имеет 13 лонжеронов с крылом 124 малого удлинения, Боинг 747 – 3 лонжерона, Ан-124, Ан-22 имеют третий лонжерон длиной 3/4 размаха остальных двух). Стреловидное крыло с внутренним подкосом обычно применяют, когда угол стреловидности превышает 35°. Внутренний подкос 2-4, представляющий собой двухпоясную балку, создает опору для лонжерона (рис. 2.7) на расстоянии 0,3…0,5 полуразмаха от оси симметрии самолета. Лонжерон в точке опоры 4 обычно имеет перелом, что позволяет увеличить базу 1-2 в бортовом сечении крыла, на которой воспринимается крутящий момент Мкр (рис. 3.7). Усиленная корневая нервюра: 2-4 – внутренний подкос (главная балка); 1-4-6 – лонжерон; 1 – узел крепления лонжерона (может быть шарнирным); 2-7 – продольная стенка; 3-4-5 – усиленная корневая нервюра; 8 – закрылок; 3-4-7 – собирает с обшивки поток касательных усилий от действия крутящего момента Мкр и передает его на опоры 3 и 4, разгружая при этом лонжерон 1-4-6. Рис. 3.7. Стреловидное крыло с внутренним подкосом Достоинства: − масса конструкции лонжерона меньше вследствие создания главной балкой дополнительной опоры; 125 − передача нагрузки крыла на фюзеляж происходит по кратчайшему расстоянию, что снижает Мизг.max по бортовой нервюре; − отсутствует усиленная бортовая нервюра, которая имеет место в лонжеронных КСС из-за перелома лонжеронов, стрингеров в месте стыка с фюзеляжем (рис. 3.6); − упрощается стыковка крыла с фюзеляжем; − в корневой части крыла имеется возможность создать нишу для уборки опоры шасси; − путем увеличения базы передачи Мкр снижаются нагрузки и масса конструкции. Находят широкое применение в стреловидных и треугольных крыльях. Рис. 3.8. Силовой набор однолонжеронного стреловидного крыла с внутренним подкосом: 1 – нервюра; 2 – внутренний подкос; 3 – лонжерон; 4 – рельсы закрылка; 5 – узел крепления основной стойки шасси; 6 – продольная стенка; 7 – узлы навески элерона; 8 – противофлаттерный груз; 9 – концевой обтекатель; 10 – передний узел крепления крыла к фюзеляжу; 11 – средний узел крепления крыла к фюзеляжу; 12 – главный узел крепления крыла к фюзеляжу. С ростом скорости полета самолета растут нагрузки на крыло, по требованиям аэродинамики увеличивают толщину обшивки. Толстая обшивка имеет высокие значения критических напряжений потери устойчивости в сжатой зоне и способна воспринимать все большую часть изгибающего момента. Для повышения значений критических напряжений обшивки ее подкрепляют мощным стрингерным набором. 126 Тогда обшивка и стрингеры воспринимают до 80% изгибающего момента крыла (кессонные КСС, рис. 3.8). Рис. 3.9. Кессон отъемной части крыла: 1 – передний лонжерон; 2 – задний лонжерон; 3 – нервюры; 4 – панель обшивки Лонжероны моноблочных КСС имеют ослабленные пояса соизмеримые с поперечными сечениями стрингеров, весь изгибающий момент воспринимают обшивка и стрингеры (рис. 3.10). Крутящий момент воспринимается контуром кессона или моноблока, носик и хвостик разрезаны средствами механизации, и в проектировочных расчетах их не учитывают. Достоинства кессонных и моноблочных КСС крыльев: − высокая жесткость крыла при кручении за счет толстой обшивки; − хорошее качество поверхности; − удобства для создания топливных отсеков; − возможность широкого панелирования; − массовые преимущества в сравнении с лонжеронными при высокой интенсивности нагрузок, когда c < 8…6%. Недостатки: − сложный контурный стык крыла с фюзеляжем или между отсеками крыла; − трудности организации ниш для уборки опор шасси (кессон и моноблок разрезать нельзя); − необходимость закрытия люков и вырезов в кессонных и моноблочных КСС силовыми крышками, что затрудняет эксплуатацию и утяжеляет конструкцию. Находят самое широкое применение в конструкциях самолетов. 127 Рис. 3.10. Вариант конструкции моноблочного крыла (F-22 Raptor) 3.3.3. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла Выбор конструктивно-силовой схемы крыла определяется такими факторами: − критерием интенсивности моментной изгибающей нагрузки, M , МПа; действующей на крыло, H3 − критерием удельной нагрузки на крыло, p0 = m0g/s, H/м2; − компоновкой крыла (наличием в крыле топливных отсеков или топливных баков, ниш для уборки опор шасси, люков для обслуживания приборов и оборудования, расположенного в крыле, и т.д.); − компоновкой фюзеляжа и возможностью размещения в фюзеляже центральной части крыла (центроплана); − требованиями достаточной прочности, жесткости, аэроупругости, ресурса, надежности при условии минимальной массы, стоимости. Для приближенного выбора КСС крыла воспользуемся понятием условного лонжерона, ширина поясов которого by составляет 0,6b, где b – хорда крыла в расчетном сечении (рис. 3.11). Рис. 3.11. Условный лонжерон 128 Тогда действующее усилие в поясе Nд.п = М/h, где h – расстояние между центрами масс поясов. Разрушающее усилие пояса Nразр.п = by δy σp. (3.11) Из условия равенства действующих Nд.п и разрушающих Nр.п усилий Nд.п = Nр.п определяют толщину пояса условного лонжерона δy = (p0Sz A − 2migzi − mкрgz A ) np , 0,96cb02σp (3.12) где р0 – удельная нагрузка на крыло, Н/м2; р0 ≈ m0g/S; S – площадь крыла, м2; m0 – взлетная масса самолета, кг; g – ускорение свободного падения, 9,8 м/с2; zA – координата средней аэродинамической хорды от продольной оси самолета по размаху крыла, м; mi, zi – масса груза, расположенного на крыле, кг, и координата его ц.м., м; mкр – масса крыла, кг; np – расчетный коэффициент перегрузки, для расчетного случая А равен 12…13,5 для маневренных самолетов, 6…9 – для ограничения маневренных и 2,5…3,8 - для неманевренных пассажирских и транспортных самолетов; c – относительная толщина профиля крыла; b0 – корневая хорда крыла, м; σp – разрушающие напряжения пояса лонжерона, σp = 0,8 σb или σp = 330 МПа для пояса из алюминиевого сплава Д16Т, 880 МПа - для пояса из легированной стали 30ХГСА, 800 МПа - для титанового сплава Вт6; σb – предел прочности материала. Тогда − при δy = 0,1…1 мм весь изгибающий момент воспринимается лонжероном, обшивка неработающая (полотняная), стрингеры отсутствуют, перерезывающая сила воспринимается стенками лонжеронов, крутящий момент Мкр – коробкой, образованной стенками лонжеронов, крестами–расчалками и стойками; − δy = 1…2 мм – класс лонжеронных крыльев с частично работающей обшивкой. Изгибающий момент воспринимается 129 лонжеронами, перерезывающая сила Q – стенками лонжеронов, крутящий момент – контуром, образованным обшивкой и стенками лонжеронов. Для повышения критических напряжений обшивки при сдвиге ее подкрепляют слабыми стрингерами и часто поставленными нервюрами с шагом 150…250 мм; − при δy = 2…3,5 мм – класс лонжеронных крыльев с работающей на нормальные напряжения обшивкой, подкрепленной стрингерами. Обшивка вместе со стрингерами воспринимает часть изгибающего момента, доля которого растет с ростом δy. Перерезывающая сила Q воспринимается стенками лонжеронов, крутящий момент – контуром, образованным обшивкой и стенками лонжеронов. Обшивка подкрепляется стрингерами и нервюрами с шагом 250…350 мм. В районе стыковых узлов крыла лонжероны усиливаются для восприятия всего изгибающего момента; − δy = 2…2,5 мм – класс стреловидных крыльев с внутренним подкосом (главной балкой). Если δy > 3 мм, то обшивку крыла можно выполнять достаточно толстой с высокими критическими напряжениями при сжатии (кессонные и моноблочные крылья). Крыло в этом случае конструируется с обшивкой и стрингерами, воспринимающими значительную часть изгибающего момента, т.е. в весовом отношении выгодными становятся кессонные или моноблочные крылья. Конструктивно-силовые схемы крыла можно также выбрать по критерию интенсивности моментной нагрузки и перерезывающей силы. Для расчета интенсивности этой нагрузки необходимо ввести понятие эквивалентного прямого крыла, получаемом поворотом стреловидного крыла для обеспечения перпендикулярности линии центров жесткости к продольной оси самолета (рис. 3.11). Для прямого крыла такой поворот не выполняется. Положение линии центров жесткости можно принять на 40% хорды. При этом обеспечивается равенство площадей исходного и эквивалентного крыльев ⎛ b 0экв + b k экв ⎞ b + bk ⎞ ⎜ ⎟ ⋅ L экв = ⎛⎜ 0 (3.13) ⎟ ⋅L. ⎜ ⎟ 2 2 ⎝ ⎠ ⎝ ⎠ Для случая равномерного распределения воздушной нагрузки qв и массы крыла mкр по площади величины изгибающего момента Мизг и поперечной силы Q можно определить по следующим формулам: n Sотc m0 − mкр g − ∑ mig QΣ S э i =1 ; (3.14) = n f ⋅ 2 2 H 1,28 cb 0 ( ) ( ) 130 MΣ 3 H = nэ f ( ) n Sотс m0 − mкр ⋅ gz отс − ∑ migz i S i =1 1,03(cb ) 3 , (3.15) где М, Q – изгибающий момент и перерезывающая сила; Н – расчетная высота профиля сечения крыла, м; zотс – расстояние от расчетного сечения до точки приложения равнодействующей аэродинамической и массовой нагрузок, м; ⎛ b расч + 2b экв ⎞ L ⎟, z отс = отс ⎜ ⎜ 3 ⎝ b расч + b экв ⎟⎠ Sотс – площадь отсеченной части крыла; mкотс – масса отсеченной части крыла; Lотс – длина отсеченной части крыла; m0 – взлетная масса самолета; mi – масса сосредоточенных грузов. Рис. 3.11. Построение эквивалентного прямого крыла 131 Если величина интенсивности моментной нагрузки не превышает 10…15 МПа, то более выгодными по массе оказываются лонжеронные крылья. M больше 10…15 МПа, преимуществами обладают Если же 3 H кессонные или моноблочные крылья. Пример. Необходимо выбрать КСС крыла для самолета, когда P0 = 5250 Н/м2; Sкр =238 м2; zA = 11,25 м; масса основной опоры шасси, расположенной на крыле, mш1 = 2992,5 кг, zш1 = 6 м; масса двигателей, расположенных на крыле, mдв1 = mдв2 = 3200 кг; p zдв1 = 2,7 м; zдв2 = 4,5 м; n = 4,5; mкр = 14000 кг; c = 0,1; b0 = 7,2 м; σр = 330 МПа. Толщину пояса условного лонжерона определяем по зависимости (3.13) δy=21 мм, интенсивность изгибающего момента согласно формуле (3.15) M = 40,7 МПа. H3 Значения δy и Мизг/Н3 в данном примере свидетельствуют о целесообразности по массовым характеристикам применить кессонное или моноблочное крыло. Рис. 3.12. Схемы размещения стыковых узлов крыльев различных КСС: а - однолонжеронное крыло с задней стенкой; б - однолонжеронное крыло с передней и задней стенками; в - двухлонжеронное крыло с подкосами; г - двухлонжеронное крыло; д - двухлонжеронное кессонное крыло; е - моноблочное крыло Если в результате вычислений окажется, что M < 10МПа , а H3 δусл > 3 мм, следует тщательно проанализировать ТТТ проектируемого самолета, его компоновку, условия производства и эксплуатации и 132 M > 15 МПа H3 и δусл > 3 мм следует также проанализировать статистические данные о самолетах-аналогах, условия стыковки с фюзеляжем, компоновку крыла и фюзеляжа и принять окончательное решение о КСС крыла. С учетом особенностей узлов крыльев с фюзеляжем современные КСС крыла являются часто смешанной схемой: у корня или в районе больших вырезов в обшивке – лонжеронная схема, на конце крыла – моноблочная или кессонная схема. Кессонные и моноблочные схемы обычно стыкуются с центропланом, разместить который в фюзеляже маневренных самолетов затруднительно. Тогда в корневой части используют лонжеронную КСС, и стыковку выполняют по усиленным шпангоутам или балкам (рис. 3.12). принять окончательное решение о КСС крыла. При условии 3.3.4. Лонжероны крыла Лонжероны являются важнейшими силовыми элементами продольного набора крыла. Представляют собой двухпоясную тонкостенную балку, пояса которой работают на растяжение-сжатие при изгибе, стенки (стойки и раскосы ферменных КСС) воспринимают перерезывающую силу и совместно с обшивкой создают контур, в котором от действия крутящего момента возникает поток касательных усилий. Масса лонжеронов составляет до 25…50% массы крыла или 4…5% взлетной массы самолета. По конструктивному исполнению лонжероны могут быть балочными (рис. 3.14, а), ферменными (рис. 3.14, б) и ферменнобалочными. Ферменные включают в себя пояса, стойки и раскосы, рациональны по массе для больших строительных высот профиля и малой интенсивности нагрузок. Наибольшее распространение получили балочные лонжероны, имеющие два пояса, стенку, подкрепленную стойками. Рис. 3.13. Схема нагружения элементов и эпюры напряжений в элементах лонжерона 133 От действия изгибающего момента М в поясах балочного лонжерона возникают усилия (рис. 3.13) M N= , (3.16) hц.м где hц.м – расстояние между центрами масс поясов; hц.м = Н – δn; Н – строительная высота профиля; δn – толщина полки пояса. В полете нижний пояс обычно растянут, его площадь поперечного сечения определяют по зависимости Fp = N/σp, σp = k1k2σb, (3.17) где σp – разрушающие напряжения растянутого пояса; σb – предел прочности материала пояса; k1=k2=0,9 – коэффициент, учитывающий ослабление пояса отверстиями под заклепки для соединения с обшивкой и статическую концентрацию напряжений. Рис. 3.14. Примеры КСС лонжеронов: а - лонжероны балочного типа; б - лонжероны ферменного типа 134 Рис. 3.15. Пример выполнения сборочного чертежа лонжерона 135 Верхний пояс сжат, его площадь поперечного сечения определяется формулой Fсж = N/σp, σp = σb(1+ν)/(1+ν+ν2), ν = σb/σкр, σкр = 0,9kE/(B/2δn)2,(3.18) где k – коэффициент опорных условий пояса, k ≈ 0,45; σкр – критические напряжения потери устойчивости полки лонжерона. Формы поясов могут быть двутавровые, швеллерные и др. Переменность площади поперечного сечения пояса по размаху обеспечивается механическим фрезерованием. Материал поясов: Д16Т, В-95, Ак-4, 30ХГСА, ВНС, Вт6, 1163 и др. С ростом высоты Н уменьшаются усилия N, площади F и масса поясов. Следовательно, размещение лонжерона в месте максимальной строительной высоты профиля позволяет уменьшить массу лонжерона. Толщину стенки получают из условий прочности при сдвиге Q , h = Н-2δ , τ = τ (1+ν )/(1+ν +ν 2), ст n p b τ τ τ δст = hст τр (3.19) 0,9k cE , ντ = τb/τкр, τкр = (l / δст )2 2 где kc = 5,6+3,78/(hст / l) ; l – расстояние между стойками. С уменьшением l растут τкр, τр, уменьшается δст и ее масса. Следовательно, стойки подкрепляют стенку, повышая ее критические напряжения при сдвиге, однако увеличивают массу. Пример конструкции лонжерона показан на рис.3.15. 3.3.5. Стрингеры Стрингеры – простейшие продольные элементы, предназначенные для решения таких задач: − совместно с обшивкой воспринимают часть изгибающего момента Мизг; − подкрепляют обшивку и повышают ее критические напряжения при сжатии σкр.обш и сдвиге τкр.обш; − воспринимают с обшивки воздушную нагрузку qвозд и передают ее на нервюры. Формы поперечных сечений стрингеров выполняют из условия обеспечения высоких значений критических напряжений в сжатой зоне крыла при местной σкр.м или общей σкр.о потери устойчивости: σкр.м = 0,9kE/(b/δ)2, σкр.o = cπ2E/(a/i)2, 2 где i = Ixx/F – квадрат радиуса инерции стойки (стрингера с прилегающей к нему обшивкой шириной bприв ≈ 30…40 δобш); 136 а – расстояние между нервюрами; b, δ – ширина и толщина полки стрингера. В условиях деформации стрингера за пределами упругости разрушающие напряжения определяются по зависимости σp = σb(1+ν)/(1+ν+ν2), ν = σb/σкр, σкр = σкр.м или σкр = σкр.o(3.20) Профили стрингеров могут быть прессованными или катанными из болванок и брусков, а также гнутыми или катанные из листа (рис. 3.16). Формы профилей: − уголок, z-образные, наиболее технологичны (однорядный шов соединения с обшивкой, минимальное искажение обшивки при клепке, сварке), однако σкр их малы, могут закручиваться при потере устойчивости. Применяют для лонжеронных КСС крыльев; − V-образные, П-образные, имеют более высокие σкр.м, при потере устойчивости не закручиваются, но двухрядный шов повышает искажение поверхности теоретического контура профиля, в закрытых полостях может скапливаться и оставаться топливо. Применяются в кессонных и моноблочных КСС для тяжелых транспортных и пассажирских самолетов. а б Рис. 3.16. Типовые сечения стрингеров: а – прессованные или катанные из болванок и брусков; б – гнутые или катанные из листов 3.3.6. Нервюры крыла Нервюры – элементы поперечного набора крыла, масса которых достигает 10…14% массы крыла. По назначению и конструкции различают нормальные и усиленные нервюры. Нормальные нервюры (рис. 3.17): − обеспечивают и сохраняют аэродинамическую форму профиля крыла; − подкрепляют обшивку, повышая ее критические напряжения σкр.о и τкр.о; − служат опорами для стрингеров, повышая их критические напряжения общей потери устойчивости, σкр.стр.о; 137 − снимают с обшивки и стрингеров воздушную нагрузку qв и передают ее на стенки лонжеронов и обшивку в виде потока касательных сил. По конструкции могут быть ферменными (при большой строительной высоте профиля) и балочными. В балочных изгибающий момент воспринимается полками совместно с полоской обшивки шириной полки, перерезывающая сила – стенкой. Изготавливают их обычно штамповкой из листа с отбортовками для полок. По условиям прочности стенки оказываются тонкими, и их толщину принимают по конструктивным и технологическим ограничениям δст = 0,8…1,5 мм. Для уменьшения массы в стенке выполняют вырезы облегчения, для повышения жесткости края вырезов отбортовывают, стенку подкрепляют стойками или "зигами". Полки делаютсяся отбортовкой стенки холодной штамповкой из листа. В месте прохождения стрингеров в нервюре выполняются вырезы, в сжатой зоне при тонкой обшивке стрингер соединяют со стенкой. Для повышения качества наружной поверхности нервюры могут соединяться с обшивкой через компенсатор, который при сборке крыла устанавливают по месту и компенсирует погрешности производства. Нервюры соединяют со стенкой лонжерона уголком заклепками. Рис. 3.17. Нормальная нервюра: а - балочная нервюра; б – пример соединения нервюры со стенкой лонжерона Усиленные нервюры дополнительно к функциям нормальных воспринимают значительные сосредоточенные нагрузки от опор шасси, двигателей, узлов навески крыла, элеронов, закрылков, предкрылков, у больших вырезов, в местах перелома продольных элементов. Воздушная нагрузка по сравнению с сосредоточенной пренебрежимо мала и не учитывается. Пояса усиленных нервюр изготовляют обычно из прессованных уголков. В стенках усиленных нервюр отверстия облегчения не выполняются, вырезы под стрингеры в поясах и стенках отсутствуют, разрезаются здесь стрингеры и перестыковываются. 138 3.3.7. Обшивка Обшивка: − создает крылу, оперению, фюзеляжу обтекаемую поверхность; − воспринимает местные аэродинамические нагрузки qв и передает их на стрингеры, нервюры и шпангоуты; − от действия крутящего момента Мкр воспринимает поток касательных усилий; − принимает участие в восприятии изгибающего момента. Разрушающие напряжения обшивки при сжатии определяют по зависимости σp = σв(1+ν)/(1+ν+ν2), ν = σв/σкр, σкр = 0,9kE/(b/δ)2, k = 4;(3.21) при сдвиге по соотношению τp = τв(1+ντ)/(1+ντ+ντ2), ντ = τв/τкр, (3.22) τкр = 0,9kτE/(b/δ)2, kτ = 5,6+3,78/(a/b)2, где а и b – расстояния между нервюрами и стрингерами, причем а > b. В практике современного самолетостроения применяют в основном силовые работающие обшивки, участвующие в работе при изгибе крыла, кручении, избыточном давлении в гермоотсеках. После потери устойчивости обшивки в сжатой зоне обшивка, опираясь на стрингер, продолжает воспринимать нагрузки на ширине bприв = b(0,44+0,56σкр.об / σкр.стр) ≈ 30…40δобш. (3.23) Рис. 3.18. Схемы соединения обшивок: а – типы стыков обшивки относительно скоростного потока; б – варианты соединения встык; в – варианты соединения внахлестку; г – соединения встык и внахлестку с использованием накладных лент 139 Обшивку изготавливают из алюминиевых, титановых или стальных листов, соединенных между собой встык или внахлестку заклепочными, сварными или клеевыми швами. Различают стыки обшивки продольные (вдоль скоростного потока) и поперечные (поперек скоростного потока). Для повышения усталостной прочности при стыковке обшивок необходимо обеспечить отсутствие резких перепадов жесткостей, минимальные эксцентриситеты. Рационально соединение обшивок проводить на подкладных лентах (рис. 3.18). В стыках обшивки не должно быть выступов головок заклепок, щелей, шероховатости, ступенчатости, что позволит существенно сократить аэродинамическое сопротивление и расход топлива. 3.3.8. Панели крыла, фюзеляжа, оперения Панели – плоские или криволинейные листы, подкрепленные ребрами, профилями. По конструктивным особенностям и способам производства различают панели сборные, монолитные, слоистые, из КМ. Сборные панели могут быть клепаными, сварными, клеевыми, клееклепаными, клеесварными (рис. 3.19). Обладают высокой технологичностью, имеют минимум механической обработки, позволяют обеспечить переменность шага стрингеров по размаху, имеют наибольшую живучесть. Сварные панели имеют малую трудоемкость производства. Клеевые панели обладают высокой гладкостью поверхности и высокой усталостной прочностью, герметичностью. Однако клепаные панели имеют большую массу за счет ослабления отверстиями под заклепки и болты, негерметичны, вследствие большого количества отверстий – концентраторов напряжений подвержены усталостному разрушению. Но благодаря своим достоинствам получили наибольшее распространение. Сварные панели предпочтительны, если материал обшивки и стрингеров хорошо сваривается. Клеевые сложны в производстве, и клей подвержен старению. Для повышения долговечности клеевых соединений их усиливают заклепками или сварными точками. Рис. 3.19. Сборные панели: а – клепаная, б – сварная, в – клееная В монолитных панелях обшивка и подкрепляющие элементы представляют собой единое целое (рис. 3.20). Применяют в наиболее нагруженных местах конструкции. Способы производства монолитных панелей: 140 − прессование, длина 13…32 м, ширина - до 700…4500 мм, ребра – только продольные с постоянным шагом, на концах панели имеются утолщения для узлов стыка, для обеспечения равнопрочности нужна механическая обработка, трудно организовать стыки. Широко используется в конструкциях самолетов; − фрезерование из плит, направление ребер произвольное, габаритные размеры - до 4х10 м, минимальная толщина полотна 1,5…2 мм. Но трудоемкость производства высокая (в три - четыре раза выше прессованных), большой расход материала, низкая усталостная прочность. Химическое фрезерование дешевле. Рекомендуется для опытного производства; − прокатка из плит или из предварительно прессованных заготовок. Ребра – произвольного направления ("вафельного типа"), минимальная толщина полотна 1 мм. Однако конфигурация ребер простейшая. Используются в ракетостроении; − штамповка методом горячего прессования, направление ребер – произвольное, их профиль – простейший. Металл при штамповке уплотняется, усталостная прочность повышается, площадь панели на современном оборудовании можно штамповать до 3 м2, δmin = 3…4 мм. Применяется редко; − литье любой формы, размеры до 1…2 м; высокая производительность труда при производстве, но низкие механические характеристики. Рекомендуются для несиловых конструкций. Рис. 3.20. Монолитные панели: а – с простым оребрением, б – со средним оребрением, в – со сложным оребрением Достоинства монолитных панелей: − имеют меньшую на 8…10% массу в связи с отсутствием ослаблений отверстиями под заклепки, критические напряжения за счет лучшего опирания ребер выше; − выше гладкость и качество поверхности; − выше усталостная прочность (нет отверстий под заклепки – концентраторов напряжений); − герметичны; − проще сборка, так как количество деталей малое. Недостатки: − высокая трудоемкость производства и стоимость; − низкая долговечность и надежность; − большой отход металла при механическом фрезеровании; − большой объем механической обработки; 141 − не удовлетворяют требованиям технологичности (δmin ≥ 1,5 м, формы ребер простейшие). Находят широкое применение. Многослойные (слоистые) панели включают в себя несущие слои и заполнитель. Типичный представитель – трехслойная панель, состоящая из двух несущих слоев (НС) и заполнителя между ними (рис. 3.21). Несущие слои воспринимают внешние нагрузки, заполнитель (сотовый, ребристый, из пенопласта) подкрепляет НС, повышая их критические напряжения и работает при этом на сдвиг. Различают: клееные (неметаллические и дюралевые), паяные титановые и стальные, титановые диффузионно-сварные. Рис. 3.21. Виды трехслойных панелей: Деревянный заполнитель: а − бальза с продольным расположением волокон, б - бальза с поперечным расположением волокон, в - бальза облегченная пустотами, г - заполнитель из бальзы в виде ребер. Пористый заполнитель: д - пенопластовый заполнитель, е - заполнитель из легкого пенопласта, армированный. Металлический заполнитель: ж - гофр, з, и – сотовые заполнители. Рациональные (равноустойчивые) сборные и монолитные панели в сжатой зоне, удовлетворяющие требованиям σg = σкр м=σкр θ = σр max, приводят к соотношению 4 3 Е N , a где η – коэффициент пластичности материала панели; N – интенсивность сжимающей нагрузки; Q – расстояние между нервюрами; Ф – коэффициент конструктивных параметров панели; σp = Ф η 142 2 σкр м, σкр о – критические напряжения местной и общей потери устойчивости соответственно. Варьируя параметры сборной и монолитной панели простого оребрения (рис. 3.17, а), находим 4 Фмах=0,81, σp = 0,81 η hp b = 0,65 ; δ0 δp 3 2 Е N , что соответствует a = 0,445 , где δ0 – толщина обшивки; δр – толщина ребра панели типа а (рис 3.20) или полки стрингера; hp – высота ребра панели или полки стрингера; b – расстояние между ребрами панели или стрингерами. Для панелей с обшивкой, теряющей устойчивость, следует строить F графики σр т.у и σпр = σр т.у нес в функции интенсивности нагрузки Fфакт N/a и определять оптимальные параметры Fнес=fстр+bпрδ0, Fфакт – вся площадь панели (рис. 3.20, в). Для панели со сложным оребрением (рис. 3.20, в) и слоистых панелей Фmax ≅ 1,2, что позволяет повысить σр. и снизить массу панели. Рис. 3.22. Расчетная схема трехслойной панели Достоинства многослойных панелей: − меньшая на 20…30% масса конструкции благодаря высоким критическим напряжениям НС и отсутствию отверстий под заклепки; − хорошее сохранение аэродинамической формы за счет высоких моментов инерции обшивки при изгибе; − высокая гладкость поверхности; − усталостная прочность, повышающаяся в 5 - 10 раз; − хорошие теплозвукоизоляционные свойства. 143 Рис. 3.23. Виды соединений трехслойных панелей: а - отбортовка несущих слоев, б - внешние накладки, в - внутренние бортовые профили, г - стыки с поперечными подкреплениями, д – соединения, не предназначенные для передачи момента, е - соединения для передачи момента, ж - жесткие на изгиб угловые соединения 144 Рис. 3.24. Примеры передачи сосредоточенных сил в трехслойных панелях Недостатки: − сложность типовых узлов стыка и соединения обшивки между собой, со стенками и полками лонжеронов, нервюр (рис.3.23); − сложность производства и ремонта. Применяют в конструкциях рулей, элеронов, закрылков, несущих лопастях вертолетов в их хвостовых частях. Панели из композиционных материалов образуются путем намотки нитей, выкладывания тканей и лент, что позволяет получать конструкцию с направленной анизотропией. Достоинства: − направленная анизотропия; − снижение массы на 20…30%; − высокая усталостная прочность, живучесть, надежность; − низкая теплопроводность; − высокие звуковиброизоляционные свойства; − легкость в придании требуемой формы; − низкий коэффициент трения воздуха при обтекании агрегата из КМ; − полное отсутствие коррозии; Недостатки: − старение – снижение механических свойств со временем; − низкая сопротивляемость ударным нагрузкам. − низкая прочность при срезе и сдвиге; − трудность обеспечения надежных соединений; − ручной труд укладки – трудность автоматизации. Дальнейшее совершенствование конструкций из КМ весьма перспективно. 145 3.3.9. Проектировочный расчет крыла Проектировочный расчет обычно проводят для прямого крыла вдали от заделки. От действия изгибающего момен-та Мизг в панелях крыла возникают осевые нагрузки (рис.3.25): Nni – в полках лонжеронов; Nстр – в стрингерах; Nо – в обшивке. От действия крутящего момента Мкр и перерезывающей силы Q в обшивке и стенках лонжеронов действуют потоки касательных усилий qМкр и qQ. Обозначим долю изгибающего момента, воспринимаемого лонжеронами, через, æ, т.о. Mизг.лонж = æМизг. Коэффициент æ зависит от КСС крыла: для лонжеронных КСС æ = 1, для кессонных æ = 0,3…0,1, для моноблочных æ = 0. Тогда М1+М2 = æМизг; М1/М2 = (EI)1/(EI)2 ≈ h12/h22; М1 = æМизг⋅h12/(h12+h22); М2 = æh22/(h12+h22) (3.24) Рис. 3.25. Нагрузки элементов конструкции крыла где h1, h2 – расстояния между центрами масс полок лонжеронов. Площади поясов лонжеронов определяются по зависимостям Fni = Nni / σp.i; Nni = Mi / hi, (3.25) где σp.i – разрушающие напряжения полок лонжеронов, которые находят по соотношениям (3.17), (3.18). Доля изгибающего момента, воспринимаемая панелями, составит Мn = (1 – æ)Мизг. Приведенную толщину обшивки сжатой панели вычисляют по формуле 146 δприв.с = δосϕос+fстр.с / tстр.с, где δос – толщина обшивки сжатой панели, δос = Мкр / 2Вhсрτро; τро – разрушающие напряжения обшивок при сдвиге, которые находят по формуле (3.22); ϕос = 30δос / tс – редукционный коэффициент обшивки в сжатой зоне; tс – расстояние между стрингерами в сжатой зоне (tс = 100…150 мм); fстр.с – площадь поперечного сечения стрингера; hср = (h1+h2)/2. Из условия прочности находим δприв.с = (1 – æ)Mизг / hсрВϕстр.сσрn, где В – расстояние между лонжеронами (ширина панели); ϕстр.с = σр.стр / σрn ≈ 0,7…0,9 – редукционный коэффициент стрингера. Принимаем tс = 100…150 мм, вычисляем площадь стрингера fстр.с = (δпр.с-δосϕос)tc. (3.26) В растянутой зоне δпр.р = (1 – æ)Mизг / Вhсрϕстр.рσb. Принимаем ϕстр = 1, ϕор = 1, tр = tc. Вычисляем δор = (0,55…0,7) δпр.р ≥ δос; fстр.р = (0,45…0,3)δпр.рtр. (3.27) На основе значения fстр по сортаменту подбираем профиль стрингера. 3.3.10. Конструктивно-силовые схемы корневой части стреловидного крыла В стреловидных крыльях оси продольных элементов (лонжеронов, стрингеров) преломляются по бортовой или центральной нервюре, что вызывает перераспределение нагрузок, передаваемых на фюзеляж (рис. 3.26). В однолонжеронном крыле изгибающий момент Мизг в районе фюзеляжа раскладывается на две составляющие М1-1 = Мизгcosχ и М1-2 = Мизгsinχ. Вектор момента М1-2 перпендикулярен к плоскости шпангоута 1–1, им и воспринимается. Вектор момента М1-2 не может быть воспринятым шпангоутом 1-1, так как он вызывает его кручение и как двухпоясная тонкостенная конструкция при нагружении таким моментом обладает слабой жесткостью. Этот момент действует в плоскости бортовой нервюры 1–2, ею и воспринимается. Эта нервюра должна быть усиленной, момент М1-1 соизмерим с изгибающим моментом лонжерона крыла Мизг. Силовая нервюра 2–3–4 снимает 147 потоки касательных усилий с обшивки от действия крутящего момента Мкр, работает как балка на двух опорах 2 и 3. Рис. 3.26. Однолонжеронное стреловидное крыло с переломом лонжерона по бортовой нервюре: 1-2 – бортовая нервюра; 2-3-4 – корневая нервюра, 7-5 – лонжерон; 2-6 – задняя стенка В двухлонжеронном стреловидном крыле с переломом лонжеронов по бортовой нервюре 1 – 2 (рис. 3.27) изгибающие моменты лонжеронов Мизг.п и Мизг.з в районе фюзеляжа раскладываются на составляющие: по переднему лонжерону М1п = Мизг.п cosχп М2п = Мизг.п sinχп, по заднему лонжерону М1з = Мизг.з. cosχз, М2з = Мизг.з sinχз, где Мизг.п и Мизг.з – изгибающие моменты переднего и заднего лонжеронов в районе бортовой нервюры; χп, χз – углы стреловидности переднего и заднего лонжеронов; М1п, М2п, М1з, М2з – составляющие изгибающих моментов. Рис. 3.27. Двухлонжеронное крыло стреловидное с переломом лонжеронов по бортовой нервюре: 1-2 – бортовая нервюра; 2-3-4 – корневая нервюра, 1-35 – передний лонжерон; 2-6 – задний лонжерон; 1-7 – нервюра; 1-1, 2-2 – кольцевые шпангоуты или продольные балки 148 Векторы моментов М1п и М2з перпендикулярны к плоскостям шпангоутов 1–1 и 2–2, ими и воспринимаются. Векторы М2п и М2з перпендикулярны к бортовой нервюре 1–2 и воспринимаются этой нервюрой. Для передачи этих моментов на пояса усиленной бортовой нервюры 1–2 в конструкции предусматриваются накладки, обеспечивающие связь поясов лонжеронов и нервюры. Корневая нервюра 2–3–4 нагружается потоком касательных усилий с обшивки за счет кручения контура моментом Мкр и работает как балка на двух опорах 2 и 3. Расчетная схема бортовой нервюры – балка на двух опорах 1 и 2, нагруженная моментами М2п и М2з на этих опорах. Особенности КСС стреловидных двухлонжеронных крыльев с переломом лонжеронов по бортовой нервюре: − задний лонжерон короче, он жестче, поэтому догружается изгибающим моментом М и перерезывающей силой Q путем разгрузки переднего лонжерона; − наиболее габаритная часть крыла занята элементами конструкции; − узел 2 чрезвычайно нагружен; − обшивка в районе заднего лонжерона толще, ее выполняют с переменной толщиной по хорде крыла (например, у самолета Ту-95 меняется от 6 до 12 мм); − пояса бортовой нервюры соизмеримы с поясами лонжеронов. В крыльях кессонной КСС стрингеры при переломе по бортовой нервюре догружают ее пояса. В стреловидном крыле с внутренним подкосом (с главной балкой) лонжерон имеет опору в точке 4 (рис. 3.28). Опора обеспечивает разгрузку лонжерона от изгиба, нагрузку крыла воспринимает полностью или частично главная балка и передает ее на фюзеляж по кратчайшему расстоянию. Если главная балка перпендикулярна нервюре 1-2, то бортовая нервюра может отсутствовать. Достоинства: − снижение массы конструкции вследствие отсутствия бортовой нервюры; − передача подъемной силы на фюзеляж по кратчайшему расстоянию, разгружение лонжерона; − простота стыковки с фюзеляжем; − возможность путем изгиба лонжерона в точке 4 увеличить базу 1-2, на которой передается на фюзеляж Мкр, при этом уменьшаются реакции в точках 1 и 2 от действия крутящего момента; − пространство 1-2-4 свободно и часто используется как ниша для уборки шасси. 149 Рис. 3.28. Двухлонжеронное стреловидное крыло с главной балкой: 1-1, 2-2 – кольцевые шпангоуты или продольные балки, 4-5 – передний лонжерон; 2-4 – внутренний подкос (главная балка), 2-3-6 – задний лонжерон Нервюры в стреловидных крыльях могут быть расположены: − по потоку (рис. 3.29, а); − по нормали к переднему или заднему лонжерону (рис. 3.29, б); − по потоку в средней части крыла и по нормали к передней кромке в носке (рис. 3.29, в). Рис. 3.29. Расположение нервюр в стреловидных крыльях Их сравнительные характеристики: − по требованиям аэродинамики наиболее предпочтителен вариант расположения нервюр по потоку: воздушный поток нервюрами не искажается, заданный профиль крыла выдерживается более точно; − узлы навески элеронов, закрылков удобнее крепить в варианте а; − ее нервюры в варианте б короче и легче, в варианте а – длиннее и тяжелее; − в условиях производства предпочтителен вариант б: малка здесь близка к нулю и постоянна по хорде, стенки нормальны к лонжерону и их удобнее крепить к стенкам лонжерона; 150 − обшивка тоньше за счет лучшего подкрепления в варианте б, диагональ ее клеток здесь меньше и критические напряжения потери устойчивости выше, упрощается крепление нервюр к продольным элементам; − смешанный вариант в может быть предпочтителен, например, если носок крыла должен быть теплостойким. Рис. 3.30. Примеры расположения нервюр в крыльях пассажирских самолетов: а - нервюры по потоку; б - нервюры перпендикулярны заднему лонжерону; в - нервюры перпендикулярны заднему лонжерону, носки нервюр перпендикулярны переднему лонжерону Конструктивно-силовые схемы треугольных крыльев могут быть лонжеронными, кессонными или моноблочными, нервюры здесь чаще располагаются по потоку. Однолонжеронные могут быть с переломом лонжерона по бортовой нервюре и с главной балкой, их КСС аналогичны стреловидным крыльям. В многолонжеронных КСС лонжероны могут располагаться по нормали к бортовой нервюре (рис. 3.31, а) или по линиям одинакового процента хорд (рис. 3.31, б). 151 Рис. 3.31. Многолонжеронные треугольные крылья Их сравнительные характеристики: − вариант с параллельными лонжеронами а имеет меньшую массу: лонжероны здесь короче (передача нагрузки на фюзеляж происходит по кратчайшему расстоянию), нет усиленной бортовой нервюры (лонжероны перпендикулярны бортовой нервюре); − но стоимость его производства выше – лонжероны и их полки имеют двойную кривизну по хорде и размаху, малка здесь переменная по хорде. Вариант со сходящимися лонжеронами к концу крыла б: − дешевле, трудоемкость их изготовления ниже (малка поясов лонжеронов по размаху постоянна и близка к нулю, кривизна только по хорде); − масса выше: лонжероны длиннее, нужна усиленная бортовая нервюра за счет перелома лонжеронов. Общий недостаток – сложный широкий стык с фюзеляжем. Кессонные и моноблочные КСС треугольных крыльев требуют наличия центроплана в фюзеляже, что не всегда можно осуществить. Рис. 3.32. Примеры многолонжеронных треугольных крыльев 152 3.4. Выбор конструктивно-силовой схемы оперения Нагрузки, действующие на оперение, оговорены нормами прочности. Рассмотрим приближенные зависимости при определении внешних нагрузок, используемые в проектировочных расчетах. При вычислении нагрузок на ГО рассматривают три основных расчетных случая: − уравновешивающие нагрузки, которые определяются из условия равенства моментов относительно центра масс самолета и продольного момента самолета без ГО р э PУР (3.28) .ГО = f PУР.ГО = m zбГО Sкрb САХ qf / LГО , где mzбГО – коэффициент момента самолета без ГО. р 1. Уравновешивающая нагрузка ГО PУР.ГО распределяется между рулем и стабилизатором пропорционально их площади р р PУР .ст = PУР.ГО SГО − SРВ р S р ; PУР.Р = PУР.ГО РВ . SГО SГО (3.29) 2. Первая маневренная нагрузка применительно к расчетным случаям А′, В, С определяется по приближенной формуле э PМэ1 = ±knmax m0 gSГО / Sкр , (3.30) где k = 0,265…0,33 при fА′ = 1,5; k = 0,2…0,25 при fB = fС = 2; э nmax = 2,5…3,8 – для средних пассажирских самолетов, э э nmax = 2…3 - для тяжелых пассажирских самолетов, nmax = 4…6 - для легких пассажирских самолетов. 3. Маневренная нагрузка суммируется с уравновешивающей: − иногда рассматривается вторая маневренная нагрузка э э РМ = ± 0 , 5 n m0 gSГО / Sкр ; (3.31) max 2 − нагрузка при полете в неспокойном воздухе, определяется по выражению э РНВ = ±1,5сVmax SГО , (3.32) где с ≈ 1,4. Суммарная расчетная нагрузка на ГО р р р э Pсум = РэУР.ГО ± РНВ f ; Pсум .РВ = Р сумSрв / SГО ; ( ) Ррсум.стаб = Ррсум SГО − Sрв SГО . (3.33) Расчетная уравновешивающая нагрузка ВО при односторонней остановке двигателя определяется формулой 153 РрУР.ВО = f P h / LВО , где Р – тяга двигателя; h – расстояние от оси самолета до оси двигателя. Расчетная маневренная нагрузка ВО PMp = ±0,37 f SBO qmax , f = 2. BO (3.34) (3.35) Нагрузку от воздействия неспокойного воздуха вычисляют по зависимости p PHB (3.36) BO = ±1,6cVmax SBO f , с = 1,3 при М > 0,8; f = 1,5. Нагрузка между килем и рулем направления распределяется пропорционально их площадям: p p p p PPB = PBO SPB / SBO ; Pкиля = PBO Sкиля / SBO ; (3.37) p р р Р PBO = Pуравн .ВО ± РМ ВО ± РНВ ВО . КСС оперения во многом аналогичны КСС крыльев. Особенности: − наличие ряда сосредоточенных узлов, передающих нагрузки от рулевых поверхностей на киль и стабилизатор, в местах навески ГО на ВО или наоборот, при передаче нагрузок на фюзеляж; − трудности размещения центроплана в хвостовой части фюзеляжа. Рис. 3.33. КСС кессонного стабилизатора Стабилизаторы могут быть неразъемными по размаху при их малых размерах, что упрощает конструкцию узлов навески, или разъемными по борту фюзеляжа или по его оси. Для кессонных КСС с разъемом по бортовой нервюре фюзеляжа необходим центроплан (рис. 3.24). Центроплан и стабилизатор тогда имеют КСС, аналогичную КСС скессона. Стык кессона с центропланом может быть фитинговый, фланцевый, с помощью угольников. В стреловидных стабилизаторах обязательно имеет место усиленная бортовая нервюра (примеры самолетов Ан-124, Ил-96, Ту-134 и др.). КСС киля во многом идентичны КСС стабилизатора и крыла, что особенно выгодно технологически. Вариант кессонной КСС киля увязать с фюзеляжем сложно. Варианты лонжеронных КСС встречаются чаще. Двухлонжеронный киль имеет нервюры, расположенные перпендикулярно переднему или заднему лонжерону (рис. 3.34, а). В зонах навески РН установлены усиленные нервюры. Необходима также 154 усиленная бортовая нервюра в месте перелома лонжеронов. Панели могут быть стрингерной или монолитной конструкции. Нагрузки от лонжеронов передаются на усиленные шпангоуты. В случае стыковки лонжеронов с наклонными шпангоутами (рис. 3.34, б) необходимость в усиленной бортовой нервюре отпадает. Однако технологически косой шпангоут изготовить сложно, такую схему применяют крайне редко. Может применяться также КСС с внутренним подкосом(рис. 3.34, в) . б а в Рис. 3.34. КСС киля: а – с нормальным и б – с косым шпангоутами; в – с внутренним подкосом Рули чаще имеют однолонжеронную КСС с частично работающей обшивкой. Стрингеры обычно отсутствуют. Обшивка подкрепляется часто поставленными нервюрами с шагом 80…200 мм. Вырезы в носках рулей под кронштейны навески усиливаются прямыми или косыми нервюрами. Имеют полную весовую балансировку и триммеры, аэродинамическую осевую и роговую компенсацию шарнирного момента, сервокомпенсацию. Рис. 3.35. Примеры КСС оперения пассажирских самолетов На пассажирских и транспортных самолетах большой грузоподъемности часто применяют переставные с управляемыми углами установки стабилизаторы. Они обеспечивают балансировку при неполной загрузке самолета, при сбрасывании в воздухе грузов, облегчают работу пилотов при наборе высоты и спуске, а также на посадке. При этом на 30% уменьшается площадь SГО, снижается аэродинамическое сопротивление, в пять…шесть раз уменьшается мощность рулевых приводов. 155 Для сверхзвуковых самолетов применяют цельноповоротное ГО. Конструктивно-силовые схемы ЦПГО в основном используют по схеме вала или по схеме оси. Схема вала включает в себя (рис. 3.36): 1 – балку-лонжерон (вал); 2,3 – усиленные нервюры; 4,5 – подшипники вала; 6 – рычаг системы управления. Ось вращения – балкалонжерон 1 опирается на две опоры 4 и 5 с подшипниками, установленными на усиленных шпангоутах фюзеляжа. Между ними на валу жестко закреплен рычаг 6 привода ГО, к которому Рис. 3.36. КСС ЦПГО по схеме вала крепится тяга системы управления. Балка-лонжерон воспринимает и передает на фюзеляж все виды нагрузок:изгибающий момент М, перерезывающую силу Q и крутящий момент Мкр. Его расчетная схема – балка на двух опорах. Крутящий момент Мкр передается на балкулонжерон 1 через усиленные нервюры 2 и 3, которые жестко соединяются с балкой 1 и передают поток касательных усилий от обшивки, закручивая вал. Для снижения массы балки-лонжерона 1 он должен размещаться в месте максимальной строительной высоты профиля. Достоинства: − КСС вала наиболее эффективна по массе; − рекомендуется к применению, если в хвостовой части фюзеляжа имеется свободное место. При отсутствии свободного места в фюзеляже рекомендуется использовать КСС ЦПГО по схеме оси (рис. 3.37): 1 – балка-лонжерон; 2 – усиленная бортовая нервюра; 3 – опоры балки-лонжерона в фюзеляже; 4 – подшипник; 5 – подшипник; 6 – рычаг привода системы управления. Балка-лонжерон 1 неподвижно закреплена к шпангоутам Рис. 3.37. КСС ЦПГО по схеме оси фюзеляжа, стабилизатор опирается на подшипниках 4,5. Крутящий момент воспринимается обшивкой и передается на усиленную нервюру 2 рычагом 6 привода системы управления. 156 Достоинства: − балка-лонжерон загружается только изгибающим моментом Мизг и перерезывающей силой стабилизатора Q; − двигатель может быть размещен в хвостовой части фюзеляжа. Положение оси вращения по хорде выбирается из условий уменьшения шарнирных моментов и с использованием максимальной строительной высоты профиля. Для сверхзвуковых самолетов положение оси вращения принимают среднее значение хОВ = (0,37…0,4)b (на дозвуковой скорости xF = 0,25b, на сверхзвуковой скорости xF = 0,5b). Для треугольного и трапециевидного ЦПГО выгоднее располагать ось вращения перпендикулярно оси фюзеляжа. 3.5. Выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа Фюзеляж предназначен для таких целей: − размещения в нем грузов, экипажа, пассажиров, топлива, оборудования; − соединения всех агрегатов в единое целое. Требования к фюзеляжам: − конструкция должна обеспечивать получение наибольших внутренних объемов, быстрый монтаж и демонтаж его отсеков, механизацию погрузочно-разгрузочных работ, удобство размещения пассажиров и экипажа, удобство входа и выхода, хороший обзор, возможность быстрого безопасного аварийного покидания самолета, безопасность пассажиров при аварийной посадке; − для улучшения характеристик устойчивости, управляемости и балансировки самолета наиболее тяжелые грузы следует размещать вблизи центра массы, по мере расходования топлива, сбрасывания грузов в воздухе положение ц.м. не должно сильно меняться и находиться в заданных пределах; − обеспечивать герметизацию, теплозвукоизоляцию для создания нормальных условий экипажу и пассажирам. Геометрические размеры включают в себя: lф – длина фюзеляжа; dф – диаметр наибольшего миделева сечения фюзеляжа dф = 2 SM / π ; SM – площадь миделева сечения. Безразмерные параметры включают в себя удлинение: − фюзеляжа λф = lф / dф; − носовой и хвостовой частей фюзеляжа. Удлинение фюзеляжа для дозвуковых самолетов находится в пределах 6…9, околозвуковых – 8…13, сверхзвуковых – 13…15 и более. При dф ≥ 6 м самолет называют широкофюзеляжным. Формы поперечных сечений фюзеляжа могут быть: 157 − круговые, обеспечивают хорошую аэродинамику, минимальную массу конструкции, простоту технологии производства, но размещение грузов и пассажиров не является рациональным; − овальные, эллиптические, овальные с сужением сверху и другие тяжелее по массе конструкции, но удобнее для компоновки при рациональном использовании внутренних объемов. Нагрузки, действующие на фюзеляж, включают в себя: − аэродинамические, действующие по поверхности фюзеляжа; − массовые силы конструкции, грузов, оборудования; − внутреннее избыточное давление в гермоотсеках; − усилия от агрегатов: крыла, оперения, шасси и др. Расчетная схема – балка на двух опорах (опорами являются крайние узлы крепления крыла) со свободными консолями. В расчетных сечениях фюзеляжа действуют изгибающие моменты и перерезывающие силы в вертикальной Мb, Qb и в горизонтальной Mг, Qг плоскостях, а также крутящий момент Мкр. На этапах проектировочных расчетов допускают: − основной вид нагружения фюзеляжей – изгиб в вертикальной плоскости; − максимальная нагрузка действует по заднему стыку с крылом; − изменение нагрузки по длине принимают линейной. Расчетную величина изгибающего момента принимают равной: − для маневренных самолетов MВрасч = 0,23nBэ f m0 gl , (3.38) э где nB = 0,5n A – эксплуатационная перегрузка в расчетном случае В; l – расстояние от расчетного сечения до центра масс площади ГО; − для неманевренных самолетов A′ Mрасч = 0,35 m0lq . (3.39) Конструктивно-силовые схемы фюзеляжей имеют особенности: − наличие многочисленных узлов крепления агрегатов; − наличие многочисленных вырезов (до 20% поверхности фюзеляжа имеют вырезы); − технологические, эксплуатационные и конструктивные разъемы, увеличивающие массу за счет узлов стыков отсеков до 10…15%; − многообразие расчетных случаев нагружения и нагрузок от агрегатов, значения коэффициентов эксплуатационной перегрузки составляют от 4 до 9 для узлов навески двигателей, крепления кресел пассажиров и др., разнообразие коэффициентов безопасности. Отсюда многообразие КСС фюзеляжей, среди которых основными вариантами являются ферменные и балочные. 158 3.5.1. Ферменные конструктивно-силовые схемы фюзеляжа Ферменные КСС фюзеляжей включают в себя элементы: Рис. 3.38. Фюзеляж ферменной КСС: 1 – лонжероны (пояса фермы); 2 – стойки; 3 – распорки; 4 – раскосы (диагонали); 5 – расчалки; 6 – тандеры Ферменные КСС фюзеляжей представляют собой пространственную ферму, состоящую из четырех плоских ферм. Состоят из двух верхних и двух нижних поясов 1, стоек 2, раскосов 4, расчалок 5, распорок 3, тандерных втулок 6. От действия изгибающих моментов возникают осевые усилия в поясах, крутящий момент воспринимается контуром, образованным четырьмя плоскими фермами и стянутым расчалками 5. Форма поверхности создается тонкой обшивкой и надстройками-гаргротами. Достоинства: − простота конструкции и стыковых узлов между отсеками; − возможность многочисленных малых вырезов; − возможность получения преимуществ в массе конструкции, реализуется при малых диаметрах (dф < 1 м); − отсутствие температурных напряжений в условиях нагрева. Недостатки: − плохая аэродинамика; − внутреннее пространство занято расчалками; − с ростом диаметра проигрывают в массе; 159 − низкая живучесть; − не допускают большие вырезы. Находят применение для легких конструкции и в производстве. самолетов, простых по Рис. 3.39. Варианты ферменных КСС фюзеляжей 3.5.2. Балочные конструктивно-силовые схемы фюзеляжа Балочные КСС фюзеляжей получили наибольшее распространение. Различают следующие типы балочных фюзеляжей: − бесстрингерный монокок; − полумонокок с неработающей на нормальные напряжения обшивкой; − балочно-стрингерный полумонокок с частично работающей на нормальные напряжения обшивкой; − балочно-стрингерный полумонокок с работающей на нормальные напряжения обшивкой; − балочно-лонжеронные КСС фюзеляжей. Бесстрингерный монокок включает в себя обшивку, подкрепленную нормальными и усиленными шпангоутами (рис. 3.40). Все действующие на фюзеляж нагрузки воспринимаются обшивкой. Шпангоуты расположены на расстоянии а = 200…250 мм. Рис. 3.40. Бесстрингерный монокок 160 Толщину обшивки δ определяют из условия прочности σg ≤ σразр.обш, где σg – действующие напряжения в обшивке σg = Мизг / W = Mизг / πR2δобш; σр.обш – разрушающие напряжения обшивки σр.обш = kEδ/R; [ ] k = 0,6 1 + 0,005R / δ − 0,005R / δ 1 + 6ΔP / E(R / δ ) ≤ 0,6 , где ΔР – избыточное давление в гермоотсеках. Из уравнения σр = σq вытекает, что δ = Mизг / R 1/ kEπ . 2 (3.40) Погонная масса обшивки составит mk = 2πRδρ , где ρ – удельная плотность материала обшивки. Достоинства: − хорошая аэродинамика (обшивка толстая, нет продольных заклепочных или сварных швов); − обеспечение наибольших внутренних объемов; − высокая живучесть. Однако: − неудобный стык с другими КСС фюзеляжей; − высокая масса с ростом Мизг/R и R. Применяются для слабонагруженных отсеков небольшого диаметра, когда dф < 1 м (носовые обтекатели самолетов). Балочно-стрингерные КСС фюзеляжей включают в себя обшивку, работающую при сжатии и сдвиге, развитую сеть стрингеров и шпангоутов (рис. 3.41). Поперечный набор состоит из нормальных и усиленных шпангоутов, расстояние между которыми а = 200…550 мм или а = 0,11 dф. Шаг стрингеров составляет: в = 80…120 мм при dф ≤ 2 м; в = 100…200 мм при dф = 2,5…4 м; в = 160…220 мм при dф > 4 м. Параметры балочно-стрингерных фюзеляжей определяются из условий прочности 2 при кручении τобщ = Мкр / 2πR δ = τр.обш.; 2 при изгибе σg = σразр.стр = Мизг / w = Мизг / πR δприв, 161 где τр.обш – разрушающие напряжения обшивки при сдвиге, определяемые по зависимости (3.22); σразр.стр – разрушающие напряжения стрингера, их находят по формуле (3.20); δприв – приведенная Рис. 3.41. Балочно-стрингерный толщина обшивки, равная δприв = (fстр+bпривδобш)/b; фюзеляж fстр – площадь поперечного сечения стрингера; bприв – приведенная ширина обшивки, определяемая по соотношению (3.23). Рис. 3.42. Конструкция фюзеляжа c балочно-стрингерной КСС Из условий прочности вытекает, что δобш = Мкр / 2πR2τр.обш; fстр = δприв b - bприв δобш; δприв = Мизг / πR2σразр.стр. (3.41) Достоинства балочно-стрингерных КСС фюзеляжей: − обладают минимальной массой среди балочных фюзеляжей; − имеют хорошую аэродинамическую поверхность; − внутренние объемы большие, компоновка более удачная. К недостаткам следует отнести: − большой объем клепки, высокая трудоемкость; − сложные многоточечные стыки отсеков; 162 − множество концентраторов напряжений (отверстий под заклепки); − нет возможности выполнять большие вырезы, вырезы для дверей, люков, грузовых отсеков необходимо усиливать мощными окантовками, бимсами, закрывать силовыми крышками. Находят самое широкое применение в фюзеляжах пассажирских и транспортных самолетов, в хвостовых отсеках истребителей; в нагруженных частях фюзеляжа. Балочно-лонжеронные КСС фюзеляжей включают в себя (рис. 3.43): лонжероны 1, обшивку 2 и стрингерный набор 3. Рис. 3.43. Балочно-лонжеронная КСС фюзеляжа Изгибающие моменты в вертикальной Мв и горизонтальной Мг плоскостях воспринимаются в основном лонжеронами, крутящий момент Мкр и перерезывающая сила Q – обшивкой. Обшивка нагружается в основном сдвигом. Стрингеры слабые, подкрепляют обшивку, повышая ее критические напряжения при сдвиге. Подкрепляют обшивку также шпангоуты с малым шагом а = 150…250 мм. Лонжероны аналогичны усиленным стрингерам, работают на осевые нагрузки от изгибающих моментов. Стенками лонжеронов являются сегменты обшивки (своды и боковины). Осевые нагрузки в лонжеронах определяют по зависимости Nл = ±Мв / hв ± Мг / hг, где hв, hг – расстояние между ц.м. сечений лонжеронов (рис. 3.32). Из условия прочности находим Nл ≤ Nкр; Nкр = сπ2ЕJл-на / l2; Jл-на = Nл l2 / сπ2Е, (3.42) где l – длина лонжерона; с = 4,5…5,5. Достоинства: − допускают большие вырезы в обшивке для монтажа и демонтажа оборудования, ниш шасси. Вырезы выполняют между лонжеронами и усиливают продольными балками-бимсами; 163 − значительно упрощается стыковка отсеков (стыки отсеков – только по лонжеронам). Недостатки: − обшивка тонкая, поверхность - неровная, что ухудшает аэродинамику; − проигрывает в массе балочно-стрингерным. Находят применение в фюзеляжах с большими вырезами (кабины и приборные отсеки маневренных самолетов и т.д.). Рис. 3.44. Изгиб и кручение фюзеляжа с большим вырезом В конструкции фюзеляжа для эксплуатационных, а иногда и технологических целей выполняют вырезы. Различают малые и большие вырезы. Малые вырезы делают обычно между элементами каркаса (размер - до 250 мм) (рис 3.41). Вырез усиливается окантовкой, закрывается быстросъемной крышкой. Масса крышки тяжелее 164 вырезанной обшивки на 20…25% и приблизительно равна массе окантовки. Большие вырезы имеют размеры в поперечном направлении до 0,25…0,5dф и закрываются силовой крышкой на винтах (рис. 3.43). Силовая крышка должна плотно прилегать к окантовке, быть жесткой, не терять форму при снятии. Её масса в два раза больше массы окантовки. Ниши для уборки опор шасси в фюзеляж, люки транспортных самолетов имеют вырезы длиной до 2dф и больше, шириной до 0,5dф (рис 3.44). Компенсация прочности таких вырезов обеспечивается окантовкой, роль которой выполняют усиленные шпангоуты по краям выреза и две усиленные продольные балки – бимсы. Определим параметры бимса. Расчетная схема – двухпоясная балка: поясы балки-бимсы и свод, стенка – две боковины Нбок = 0,65dф. Тогда при изгибе в вертикальной плоскости (рис. 3.44) Мв ; Мв ; qQ в = Qв ; Hбок=0,65 dф; Lсв=0,8dф. Pсв = Pб в = Нбок 2 ⋅ 0,65dф 2Нбок При изгибе в горизонтальной плоскости (рис. 3.44) Рбок + Рбг = Мв/Lг; Lг = dф – В/4; Pбок = 0,25Мг ; Pб г = 0,75Мг ; dф − В / 4 qQг = dф − В / 4 Qг , L =0,8d , св ф Lc в где В – ширина выреза. При кручении (рис. 3.44) Мкр ; ΔPб = Мкрl / 4 y б dф − В / 4 , qMкр = hбок (dф − В / 4 ) ( ) где yб – координата ц.м. бимса относительно центра симметрии фюзеляжа. Результирующее усилие бимса Рб = ±Рбв±Рбг±ΔРб ≤ сπ2ЕJб/l2, где с = 4,5…5,5; Iб – минимальный момент инерции бимса (рис. 3.45); l = 2dф; Мкр Qв δ0 = qΣ / τр; qΣ = qQв + qМкр= , + В 2 ⋅ 0,65dф hбок (dф − ) 4 165 (3.43) Jб = Jm-m = Jmin. Рис. 3.45. Поперечное сечение бимса По полученным значениям усилий корректируют параметры свода и боковин конструкции: − свода Fсв = Pсв / σр.стр = Мв / 0,65dф σр.стр = fстр + bприв δ обш nсвода ; ( ) − боковин Fбок = 0,25Мг / (dф − В / 4 )σр.стр.бок = (fстр.бок + bпрδобш ) nбок ; − обшивки свода δ обш.свода = qQ в + qMкр / τв обш = ( ) . (3.44). ⎛ ⎞ Мкр Qв ⎟ / τв обш =⎜ + ⎜ 2 ⋅ 0,65dф hбок dф − В / 4 ⎟ ⎝ ⎠ Выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа проведем по критерию минимальной массы в расчетном сечении. С учетом допущения об основном виде нагружения – изгибе в вертикальной плоскости положим: известны Мв, Qв, Мкр и dф в расчетном сечении фюзеляжа. Алгоритм выбора КСС фюзеляжа: 1. Согласно статистическим данным принимаем: − расстояние между шпангоутами а = 200…250 мм для монокока, 200…500 мм - для полумонокока, 150…250 мм - для балочнолонжеронной КСС или а = 0,11dф; − расстояние между стрингерами для полумонокока в = 80…120 мм при dф ≤ 2 м; в = 100…200 мм при dф = 2,5…4 м; в = 160…220 мм при dф > 4 мм. 2. В первом приближении положим: σр стр = 260 МПа для алюминиевого сплава; σр стр = 380 МПа для титанового сплава и стали. 3. Определим толщину обшивки − по условию прочности δобш = q∑ / τр обш , ( ) q∑ = мкр / Ω + Qв / πRф , где τр обш ≅ 140…160 МПа или вычисляется по зависимости (3.22); Ω – удвоенное значение площади контура фюзеляжа; 166 − по условию аэроупругости δобш = b3 14,25qв / Е , где qв – воздушная нагрузка на поверхности фюзеляжа; Е – модуль упругости материала обшивки; − по конструктивно-технологическим и эксплуатационным требованиям δобш = 0,8…1,5 мм. Принимаем δобш max . 4. Приведенную толщину обшивки полумонокока запишем в виде δприв = fстр b с неработающей на нормальные напряжения обшивкой; δприв = (fстр + bприв δобш ) / b – с работающей на нормальные напряжения обшивкой, fстр – площадь поперечного сечения стрингера; где bприв = b 0,44 + 0,56 σр обш / σр стр ≈ 30 K 40δобш ; ( ) σр обш – разрушающее напряжение обшивки в сжатой зоне, определяемое по зависимости (3.21). 5. Из условия прочности вытекает: для монокока δобш = Мв / kR ф πЕ , где k = 18 (100δобш / Rф )3 ; π для полумонокока с не работающей на нормальные напряжения обшивкой 2 δприв = Мв / πR ф σр стр = fстр / b ; для полумонокока с работающей на нормальные напряжения обшивкой 2 δприв = Мв / πRф σр стр = fстр + bприв δобш / b ; ( ) для балочно-лонжеронной КСС Fл = Мв / 2hв σр стр . 6. Площади соотношениям поперечных сечений стрингеров найдем по 2 2 fстр = bМв / πRф σр стр ; fстр = bМв / πR ф σр стр − bприв δобш . 7. По каталогу подбираем соответствующие профили стрингеров и лонжеронов, уточняем их разрушающие напряжения σр стр и повторяем расчет. 167 8. Погонная масса рассмотренных выше КСС фюзеляжей получит вид: для монокока mф = 2πR ф δобшρ πR фМв / kE ; для полумонокока с не работающей на нормальные напряжения обшивкой mф = 2πRф δобшρ + 2πR ф fстрρ / b = 2πRф δобшρ + 2Мвρ / R ф σр стр ; для полумонокока с работающей на нормальные напряжения обшивкой mф = 2πR ф δобшρ + 2ρ(Мв / R ф σр стр − πR ф δобшbприв / b ) для балочно-лонжеронной КСС mф = 2πRф δобшρ + 2Мвρ / hв σр л , где ρ – удельная плотность материала конструкции фюзеляжа. 9. Для балочно-стрингерных КСС строим графики mф в функции параметров fстр / bδобш и находим оптимальные значения этого отношения, соответствующеи mф min . Уточняем b, fстр , δобш . 10. Выбираем КСС отсеков фюзеляжа минимальной погонной массы с учетом конструктивных, технологических и эксплуатационных ограничений. Обычно в одном фюзеляже самолета встречаются КСС разных типов: носовые отсеки – монокок, средние отсеки, включая кабину пилотов – лонжеронные КСС, нагруженные хвостовые отсеки – балочнострингерные КСС. Основными силовыми элементами фюзеляжей являются шпангоуты, обшивка, стрингеры. Шпангоуты могут быть нормальными и усиленными. Нормальные шпангоуты обеспечивают требуемую форму поперечного сечения фюзеляжа, служат опорами для стрингеров и обшивки, воспринимают местную воздушную нагрузку от обшивки и стрингеров и передают ее в виде потока касательных усилий на обшивку, нагрузку от избыточного давления в гермоотсеках, препятствуют деформации контура фюзеляжа при изгибе. Выполняют их обычно в виде колец штамповкой из листа швеллерного или z-образного поперечного сечения. В месте прохождения стрингеров полки нормальных шпангоутов разрезают, соединяют с обшивкой непосредственно или для фюзеляжей больших диаметров через компенсаторы. Параметры выбирают по статистике: − высота стенки hст = 0,02dф при dф ≈1,5 м; hст = (0,025 K 0,03)dф при dф >2 м; − ширина полки bп = 0,5hст ; 168 − толщина стенки и полки δп ≈ (1,0 K1,3 ) δобш при δобш ≤ 2,5 мм; - для мощных панелей δп ≈ (1,5 K 2,6 ) δобш . Усиленные шпангоуты дополнительно нагружены значительными сосредоточенными нагрузками от узлов навески крыла, оперения, шасси, двигателя. Их расчетная схема – статически неопределимая рама. Полки шпангоута в месте прохождения стрингеров не разрезают, разрезают стрингеры и перестыковывают их. В поперечных сечениях шпангоута действуют изгибающий момент, перерезывающие и осевые усилия, которые определяют с привлечением классических методов строительной механики или по справочникам. 3.6. Выбор конструктивно-силовой схемы шасси Основными элементами конструкции опор шасси являются (рис. 3.46): Рис. 3.46. Конструкция опоры шасси: 1 – проушина траверсы; 2 – амортизационная стойка, 3 двухзвенник (шлиц-шарнир), 4 – тележка; 5 – тормозные тяги; 6 коромысло; 7 – колесо; 8 – стабилизирующий подкос; 9 – подкосы; 10 цилиндры-подъемники − опорные элементы, обеспечивающие соприкосновение шасси поверхностью аэродрома, корабля, водной поверхностью; 169 – – – с − стойка – основной силовой элемент, передающий нагрузку с опорных элементов на конструкцию планера самолета; − амортизаторы, поглощающие и рассеивающие кинетическую энергию удара при посадке и движении по неровностям аэродрома. Если амортизатор совмещен с внутренней полостью стойки, то ее называют амортизационной; − траверса – верхняя часть стойки, обеспечивающая ее крепление к конструкции планера; − подкосы – система стержней, подкрепляющих и разгружающих стойку; − цилиндр – подъемник, обеспечивающий выпуск и уборку опор шасси; − двухзвенник (шлиц-шарнир) – два звена, связанные шарнирно и передающие крутящий момент от штока амортизатора к цилиндру амортизационной стойки; − демпфер шимми – гаситель колебаний типа шимми; − тележки – устройства для крепления четырех, шести и восьми колес к стойке; − замки выпущенного и убранного положений, обеспечивающие фиксацию опоры в конечных положениях. В качестве опорных элементов на современных самолетах применяют колеса, лыжи, поплавки, гусеничное шасси, шасси на воздушной подушке. Наибольшее распространение получили колесные опоры. Их особенности: − малое сопротивление движению при разбеге и под действием трения сравнительно большое сопротивление при посадке; − достаточно хорошая управляемость; − большие габаритные размеры колес затрудняют их уборку, повышение давления в пневматиках приводит к уменьшению габаритов, но ухудшает проходимость; − низкий ресурс резинокордных протекторов колес; − сложность конструкции колес и большая их масса (1,5…2% m0); − зависимость сопротивления движению самолета по аэродрому от состояния его поверхности; − поглощение энергий удара. Для повышения проходимости и при эксплуатации со снежных аэродромов применяют лыжи. Их достоинства: − меньшая масса и малые габаритные размеры; − высокая надежность и ресурс; − малая удельная нагрузка на опору; − возможность применения на снеговых и грунтовых аэродромах. 170 Недостатки: − большое сопротивление трения при разбеге на взлете; − малая степень амортизации при посадке; − сложность торможения и управления при передвижении по земле. Гусеничное шасси обеспечивает низкое удельное давление на грунт и высокую проходимость, однако распространение такое шасси не получило из-за ограничений по скорости отрыва, посадочной скорости, низкой надежности, трудностей в уборке и др. Лодки, поплавки применяют при эксплуатации с водной поверхности, а также как опорные элементы гидросамолетов. Шасси на воздушной подушке должно обеспечивать проходимость и эксплуатацию с малопрочных грунтов. Используют различные схемы и принципы создания воздушных подушек под самолетом. Нагрузки на опоры шасси определяют согласно нормам прочности, НЛГС. Предусматривают ряд расчетных случаев: Еш – нормальная посадка самолета на две или три опоры. Максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка для пассажирских и транспортных самолетов составляет nEэ = 2,6 + 4500 / (mg + 2500 ), 2,5 ≤ nEэ ≤ 3,8 ; Gш – посадка с передним ударом в основные опоры; R1ш – посадка с боковым ударом в основные опоры; R2ш – нагрузка при рулежке по аэродрому; Тш – посадка с торможением; Н – посадка со сносом. 3.6.1. Конструктивно-силовые схемы шасси и их анализ По способу крепления стойки к конструкции планера самолета и передачи нагрузок КСС шасси разделяют на ферменные, балочные и ферменно-балочные. Рис. 3.47. Ферменное шасси Ферменное шасси представляет собой пространственную ферму, стержни которой при всех видах нагрузки работают на растяжениесжатие (рис. 3.47). Поэтому такая КСС самая легкая. Невозможность уборки таких опор в полете ограничивает их применение легкими самолетами с небольшой скоростью полета. Балочное шасси – самое 171 компактное, требует минимальные размеры ниши для уборки такой опоры (рис. 3.48). Рис. 3.48. Балочное шасси Основной элемент шасси балка – амортизационная стойка, работающая на все виды нагрузок. Расчетная схема стойки – это консольно защемленная балка или балка на двух опорах. Изгибающий момент стойки здесь наибольший, максимальная также и масса стойки. Это ограничивает применение такой КСС. Ферменно-балочное шасси – это балочное шасси с несколькими подкосами, которые разгружают стойки от изгиба (рис. 3.49). Рис. 3.49. Ферменно-балочное шасси Масса такой стойки уменьшается, жесткость повышается. Подкосы работают на растяжение-сжатие. Для уборки требуется ниша меньше ферменных. Получили наибольшее распространение. Применение той или иной КСС опор определяется типом и размерами самолета, размерами ниш для уборки, кинематикой схемы уборки. Например, для легких маневренных самолетов наиболее распространенной КСС является балочная с подкосом, роль подкоса часто выполняет цилиндр выпуска-уборки (ЦВУ). Для самолетов больших размеров и с большой высотой стоек шасси используют в основном ферменно-балочные КСС. Способы крепления колеса к стойке показаны на рис. 3.50. 172 а б в г Рис. 3.50. Способы крепления колес к стойке а – консольное; б – полувильчатое; в – вильчатое;г – симметричное 173 Консольное крепление наиболее тяжелое и менее компактное, но удобно для монтажа и демонтажа колес. Полувильчатое легче и более компактно, но сложнее в производстве. Самое легкое - вильчатое, но менее удобное при монтаже и демонтаже колес. Крепление двух колес на полуосях удобно для монтажа и демонтажа. По способу размещения амортизатора различают следующие типы подвески шасси: − телескопические; − рычажные; − полурычажные. Амортизатор при телескопиической подвеске совмещен со стойкой (рис. 3.51). Колесо навешивается на шток амортизатора. Амортизационная стойка работает на сжатие, срез, изгиб и кручение. Крутящий момент передается со штока на цилиндр стойки двухзвенником (шлиц-шарниром). Достоинства: − стойка компактна при уборке; − ход колеса равен ходу штока, что смягчает амортизацию. Недостаток: − силы трения в буксах – максимальны, что снижает ресурс; − плохо воспринимает боковой Рис. 3.51. Телескопическая удар. схема подвески шасси: Вследствие изгиба штока ухудшается 1 – стойка; 2 – поршень; плавность амортизации шасси на 3 – шток; 4 – букса; малых перемещениях – при рулежке, 5 – шлиц-шарнир например, что вызывает течь масла из-за одностороннего истирания буксы. Применяют, его, когда по условиям компоновки опора должна быть длинной (передняя опора самолета Ту-144). Рычажная подвеска Амортизатор может быть расположен: в стойке (рис. 3.52), вынесен из стойки (рис. 3.52, а), бесстоечное шасси рычажного типа (рис. 3.42, б). Здесь ход амортизатора значительно меньше телескопической подвески, амортизатор короче по длине, легче; поперечные усилия штока в буксе малы, что повышает ресурс амортизатора (изнашивание букс меньше), силы трения в амортизаторе практически отсутствуют, 174 шток амортизатора работает лишь на сжатие и он легче. Обеспечивает амортизацию в любом направлении. Однако при первом ударе амортизация здесь жестче телескопической, но мягче при движении по аэродрому с малой скоростью. а) б) в) Рис. 3.52. Типы подвески колес на стойки: а) полурычажная; б) рычажная со встроенным амортизатором; в) рычажная с вынесенным амортизатором 1 – стойка; 2 – поршень; 3 – шток; 4 – рычаг; 5 –серьга, 6 - амортизатор Стойки шасси с рычажной подвеской колеса и различными вариантами КСС (рис. 3.53): − ход амортизатора меньше, чем у телескопической; − силы трения в буксах наименьшие; − усилие в буксах минимально. Внешне – аналогия с рычажной подвеской, но рычаг здесь соединен со а) балочно-консольного типа; стойкой с помощью серьги. б) подкосно-балочного типа Рис. 3.53. Рычажная подвеска колес Выбор конструктивно-силовой схемы опор шасси определяется типом и размерами самолета, местом расположения шасси и размерами ниш для уборки, кинематикой выпуска и уборки. Основная при этом задача – удовлетворить требования предъявляемые к компоновке шасси и обеспечит требуемые параметры, не усложняя силовой схемы агрегата, к которому крепят опору. Тогда для легких маневренных 175 самолетов предпочтительной КСС является балочная – балка с подкосом. В качестве подкоса в этих КСС часто используют цилиндр выпуска и уборки шасси. Близкие к таким схемам используют на сверхтяжелых самолетах, если стойки короткие и изгибающие моменты относительно малы в узлах их крепления. Для самолетов большой размерности и с большой высотой стоек используют в основном балочно-ферменные КСС. Для тихоходных самолетов с неубирающимся шасси применяют в основном ферменные КСС, имеющие самую низкую массу. 3.6.2. Схемы уборки опор шасси Уборка опор шасси осуществляется, когда скорость полета больше 250 км/ч. Это позволяет существенно уменьшить лобовое сопротивление самолета. Уборка может происходить: а) в крыло по размаху к фюзеляжу или от фюзеляжа. Второй вариант предпочтителен, так как при этом крыло разгружается, но он возможен, если строительная высота позволит убрать здесь опору б) Уборка в носок крыла вперед или назад (рис. 3.54). Предпочтительно убирать вперед: колесо служит противофлаттерным грузом, повышает критическую скорость флаттера. Однако профиль крыла не всегда обеспечивает потребную нишу, кессонные или моноблочные КСС крыла исключают разрез силовых элементов. Чаще осуществляет-ся уборка назад в специальную гондолу или в капот двигателя (Ан-24, Ту-134 и др.), но тогда растет мидель самолета и его аэродинамическое сопротивление, снижается критическая скорость флаттера. 176 Рис. 3.54. Схема уборки шасси в крыло назад, с поворотом колеса Уборка основных опор в фюзеляж показана на рис. 3.55, 177 Рис. 3.55. Схема уборки основных опор шасси в фюзеляж: 1 – амортизатор, 2 – силовой цилиндр, 3 – замок выпущенного положения, 4 – замок убранного положения Непосредственно в фюзеляж убираются опоры шасси велосипедного типа или опоры шасси самолетов с верхним расположением крыла (самолеты типа Ан). При уборке в нишу фюзеляжа обеспечивается хорошая аэродинамика, однако часть объемов фюзеляжей занято опорами, вырезы в фюзеляже увеличивают его массу за счет окантовки и усиливающих вырез элементов. Опоры 178 верхнепланов убираются в специальные ниши с обтекателями на фюзеляже. Для увеличения колеи и обеспечения В ≥ 2Н колеса разносятся за счет обтекателей ниш, растет мидель фюзеляжа и его аэродинамическое сопротивление. У вертикально взлетающих самолетов опоры также убираются в фюзеляж, что позволяет вынести протекторы опор из зоны выхлопных струй подъемных двигателей. Рис. 3.56. Схема уборки основных опор шасси в фюзеляж Уборка передних опор в фюзеляж осуществляется (рис. 3.57): 1) по полету (I): − уменьшается усилие при уборке; − центровка самолета, устойчивость и управляемость изменяются меньше; 2) уборка против полета (II): − выше безопасность (при отказе системы выпуска опоры открывают замки фиксации опоры в убранном положении вручную, под действием силы тяжести опора вываливается в 179 воздушный поток и дожимается до крайнего положения скоростным напором воздуха); − однако центровка самолета, его устойчивость и управляемость изменяются значительно. Рис. 3.57. Схема уборки носовых опор шасси в фюзеляж Уборка опор осуществляется чаще цилиндром выпуска и уборки гидравлического типа. Электродвигатели инерционны, за счет редуктора с высоким передаточным отношением обладают низкой надежностью и для уборки опор шасси применяются редко. После уборки опор шасси ниши закрываются створками с помощью специальных гидроцилиндров. 180 Рис. 3.58. Схема уборки основных опор шасси в гондолы расположенные на фюзеляже: 1 – амортизатор, 2 – силовой цилиндр, 3 - замок 3.6.3. Конструирование элементов опор шасси Элементы опор шасси конструируют после анализа всех расчетных случаев нагружения шасси и определения наиболее неблагоприятного случая для каждого элемента. Прорабатывают кинематические схемы выпуска и уборки опор, определяют размеры элементов, выбирают колеса, определяют параметры амортизатора, конструируют узлы крепления колес и замки фиксации опор в крайних положениях. По наибольшим усилиям из всех расчетных случаев определяют размеры элементов учитывая условия прочности и жесткости. 181 3.6.4. Выбор силовой и кинематической схем убирающегося шасси Силовую и кинематическую схемы убирающегося шасси выбирают на основании анализа четырех групп: I. Первая группа (рис. 2.41). Цилиндр выпуска и уборки опоры (ЦВУ) здесь несиловой, что повышает его ресурс и надежность. Геометрическая неизменяемость в выпущенном положении обеспечивается ломающимся подкосом. Из-за больших габаритных размеров и высокой массы узлов крепления к планеру самолета в настоящее время такой вариант не применяют. II. Вторая группа (рис. 2.42). ЦВУ здесь несиловой. Геометрическая неизменяемость обеспечивается в выпущенном положении силовым зажимом. Объем ниши для уборки опоры мал. Широко применяется на самолетах МиГ, Ил. III. Третья группа (рис. 2.43). ЦВУ здесь силовой, выполняет функции подкоса. Геометрическая неизменяемость обеспечивается в выпущенном положении силовым замком ЦВУ. Достоинства: − минимальное число элементов опоры; − компактность, малые потребные ниши для уборки. Недостатки: − большие усилия в замке ЦВУ; − интенсивный износ уплотнительной буксы, вызываемый изгибом штока; − низкий ресурс. Находит широкое применение на легких маневренных самолетах МиГ, Су и др. IV. Четвертая группа (рис. 2.44). Стойка состоит из двух частей. Особенности: − ЦВУ в четвертой группе – силовой и кинематический элемент, однако нагрузки воспринимает незначительные; − фиксация в выпущенном положении обеспечивается замком ЦВУ; − геометрическая неизменяемость обеспечивается по типам I, II, III групп; − объем потребной ниши для уборки опоры мал, но масса конструкции опоры выше. Применяется для опоры большой высоты. 182 3.7. Аэродинамическое сопротивление самолета и пути его уменьшения Коэффициент полного самолета включает в себя: аэродинамического сопротивления Сх = Сх тр + Сх р + Сх в + Сх и + Сх интер, где Сх тр – коэффициент трения; Сх р – коэффициент профильного сопротивления; Сх в – коэффициент волнового сопротивления; Сх и – коэффициент индуктивного сопротивления; Сх интер – коэффициент сопротивления интерференции. Характер изменения составных частей Сх в зависимости от числа М показан на рис.3.59. Для дозвуковых самолетов М < Мкр определяющую роль играют Сх тр и Сх и. Для уменьшения Сх и и Сх тр обеспечивают сохранение ламинарного пограничного слоя, используют ламиниризованные профили крыльев, оперения, ламиниризованные обводы фюзеляжа и гондол. Повышают качество поверхности, увеличивают λ. Рис. 3.59. Характер изменения Сх в зависимости от числа М: 1 – Сх и; 2 – Сх р+ Сх в; 3 – Сх тр. Снижение лобового сопротивления уменьшает расход топлива и повышает эффективность авиационной техники. Например, уменьшение Сх на 1% за весь период эксплуатации военно-транспортного самолета дает экономию около 2,5 млн долларов с учетом реальной стоимости топлива. Рассмотрим средства уменьшения коэффициента лобового сопротивления. Сопротивление трения составляет до 50% общего сопротивления дозвуковых пассажирских самолетов типа Ил-86, В747, А300. 183 Коэффициент трения в турбулентном пограничном слое значительно больше, чем в ламинарном. Поэтому один из путей снижения Сх – обеспечение ламинарного обтекания частей самолета. Сохранение участков ламинарного обтекания достигается следующими средствами: − использованием ламинаризованных профилей несущих поверхностей, − обеспечением минимальной высоты микронеровностей поверхности, поддержанием ее высокой чистоты во время эксплуатации от пыли, капель влаги, прилипания насекомых и т.д.; − минимизацией прогибов обшивок между стрингерами и нервюрами, для сохранения ламинарного потока величина прогиба не f должна превышать f = ≤ 0,002 ; t − устранением вибраций конструкции, обеспечением сохранения форм агрегатов; − применением систем управления пограничным слоем (УПС) сдув и отсос пограничного слоя, склонного к переходу в турбулентный, что ведет к сохранению ламинарного течения и затягиванию процесса его перехода в турбулентный; − использованием рифленых в продольном направлении поверхностей (риблет), наклеивающихся в зонах турбулизации потока, что позволяют уменьшить сопротивление трения на 5-10% (рис.3.60). Рис. 3.60. Форма и размер риблетов: S = h или S = 2h, h = 0,05–0,5–1 мм Комплексное использование этих средств существенно уменьшает сопротивление трения самолета, что позволяет повысить дальность полета на 30…33%, экономичность перевозок на 20…30% Переход ламинарного погранслоя в турбулентный сопровождается отрывом потока от поверхности крыла, что увеличивает сопротивление трения, приводит к потере устойчивости всего самолета. Использование турбулизаторов или "генераторов вихрей" в местах наиболее возможного перехода ламинарного погранслоя в турбулентный позволяет обеспечить такой переход раньше, сделать турбулентный слой стойким и предотвратить его отрыв от поверхности. Турбулизаторы в виде лопаток размещают на поверхности крыла в начале зоны с положительным градиентом давления. Их поворачивают на угол 15…20° 184 к направлению потока, создавая вихрь одного направления вращения. Размеры лопаток: h = (0,01…0,012). Лопатки турбулизаторов могут размещаться попарно, носками в разные стороны, создавая вихри противоположных направлений вращения. Применение турбулизаторов позволяет получить прирост скорости до 80 км/ч, повысить эффективность органов управления – элеронов и рулей при полете с большими скоростями на больших углах атаки, ликвидировать срыв потока типа "бафтинг". На образование турбулизаторами вихрей затрачивается энергия, но общий выигрыш в снижении сопротивления достигается. Радикальное решение проблемы – уборка турбулизаторов на крейсерском режиме полета. Такого типа турбулизаторы установлены на самолете "Антей" Ан-22 в местах стыка ВО и ГО. Влияние сопротивления интерференции можно уменьшить: − размещением реактивных двигателей у корня крыла; − использованием "правила площадей": нарастание объема самолета по его длине должно быть плавным, приближаясь к веретенообразному телу наименьшего сопротивления: применение гондол в виде капель на самолетах Ту-104, Ту-114, поджатие фюзеляжа. В зоне трансзвуковых скоростей применение правила площадей позволяет уменьшить Сх в на 25…30%. Для снижения волнового сопротивления используют: − увеличение стреловидности крыла и уменьшение его относительной толщины c ; − применение суперкритических профилей для гражданских самолетов, что обеспечивает три преимущества: 1) путем использования более толстых крыльев или уменьшения стреловидности крыла позволяет уменьшить массу конструкции; 2) повысить Vкрейс до скоростей, близких к скорости звука; 3) улучшить характеристики самолета по бафтингу и маневренности. Использование крыла изменяемой кривизны профиля применением существующих поверхностей управления и механизацию крыла. Разделение задних кромок крыла на четыре сегмента позволяет варьировать кривизну профиля вдоль размаха. Дополнительно может использоваться разделение на аналогичные сегменты механизация передней кромки крыла. Перспективно применять адаптивные крылья, однако реализовать гибкую поверхность передней и задней кромок крыла сейчас невозможно. Реальная возможность снижения индуктивного сопротивления ограничена, так как оно пропорционально квадрату Су. Однако усилия в решении этой проблемы направлены: − на увеличение удлинения крыла; 185 − совершенствование формы крыла, включая его законцовки. На самолетах А300-600, А310 установлены законцовки крыльев, позволяющие снизить сопротивление в полете на 1,6%. Вертикальные законцовки на самолете "Боинг Кс-135" позволили уменьшить лобовое сопротивление и улучшить его характеристики. Применение крылышек Уиткомби существенно снижает Сх. 3.8. Силовая увязка конструктивно-силовых схем агрегатов самолета Конструктивно-силовые схемы агрегатов самолета при их стыковке должны быть взаимно увязаны, т.е. силовые элементы крыла, оперения, фюзеляжа, шасси должны стыковаться в месте соединения агрегатов. В местах узлов стыка лонжеронных КСС крыла и оперения с фюзеляжем должны быть установлены усиленные шпангоуты. Соединение частей агрегатов осуществляется также через их силовые элементы лонжероны, стрингеры, шпангоуты, нервюры. Крепление узлов навески элеронов, закрылков, предкрылков, интерцепторов, воздушных тормозных щитков, рулей и другие осуществляется на ответные узлы на силовых элементах конструкции планера самолета. Вырезы в конструкции планера не должны нарушать целостности силовых элементов. Иллюминаторы пассажирских самолетов следует располагать между шпангоутами, лонжероны крыла, оперения стыкуют с усиленными шпангоутами, узлы навески опор шасси конструируют на силовых элементах крыла или фюзеляжа. Малые вырезы, закрывающиеся несиловой крышкой и имеющие размер до 250 мм, располагаются между продольными и поперечными элементами. Вырезы больших размеров, обязательно закрывают силовой крышкой на винтах или замках, окантовывают усиленными элементами шпангоутами, стрингерами, или специальной компенсирующей вырез окантовкой. Компенсация выреза, закрываемого несиловой крышкой (ниши шасси, грузовой люк транспортного самолета), осуществляется усиленными шпангоутами, нервюрами, продольными балками – бимсами по краям выреза, которые продолжаются до следующего после выреза продольного или поперечного элемента. Крышки больших вырезов должны быть жесткими, плотно прилегать к окантовке, не терять форму при их снятии, их жесткость должна нарастать от края к центру. Масса этих крышек в 1,5 раза тяжелее массы вырезанной обшивки и в два раза тяжелее массы окантовки. В местах стыка отсеков агрегатов изменения стреловидности или поперечного V крыла должны быть также усиленные шпангоуты, нервюры, продольные или поперечные балки. Силовые элементы горизонтального и вертикального оперений необходимо увязать друг с другом и силовыми элементами фюзеляжа. Наиболее легкой получается конструкция, если хвостовая часть 186 фюзеляжа свободна и удается пропустить через фюзеляж основные силовые элементы оперения (лонжероны или кессон). Если ГО соединяется с фюзеляжем в его верхней или нижней зоне, то лонжероны стабилизатора и киля стыкуются с усиленными шпангоутами. При наличии перелома лонжеронов обязательно устанавливают в районе фюзеляжа усиленную бортовую нервюру или продольные балки. В случае стыковки с наклонными шпангоутами, плоскость которых совпадает с плоскостью лонжеронов необходимость в продольных силовых элементах или в усиленных бортовых нервюрах отпадает, однако производство таких шпангоутов усложняется. Для переставных стабилизаторов обычно узел поворота выполняют задним, механизм привода (винтовой подъемник) крепят к переднему узлу. При Т-образном оперении дополнительно догружается ВО, его конструкцию выполняют более мощной, увеличение массы ВО достигает 50…70%. Однако под влиянием эффекта концевых шайб, роль которых выполняет ГО, уменьшают Sво. Вследствии этого общая масса конструкции увеличивается всего на 15…20%. Узлы навески рулей высоты и направления устанавливают на силовых нервюрах стабилизатора и киля. КСС стабилизатора и киля аналогичны соответствующим схемам крыльев. В конструкциях легких самолетов в их применяют обычно двухлонжеронные схемы, на тяжелых самолетах – кессонные или моноблочные КСС. Рули выполняют, как правило, по однолонжеронной схеме с нервюрами, расположенными перпендикулярно лонжерону. Часто в хвостовой части рулей вместо нервюр используют клееные или сварные конструкции с сотовым заполнителем или пенозаполнителем. По итогам разработки конструктивно-силовых схем агрегатов составляют схему самолета в целом. На каждый агрегат здесь наносят выбранную КСС, обеспечивают их силовую увязку, выполняют поперечные сечения крыла, оперения, фюзеляжа с указанием продольных элементов и расстояний между ними, образмеривают шаг нервюр и шпангоутов, приводят кинематическую схему выпуска и уборки основных и передней опор шасси. Пример выполнения чертежа конструктивно-силовой схемы показан на рис. 3.61. На рис. 3.62 изображены возможные схемы размещения агрегатов и их силовой увязки для различных типов самолетов. Возможные компоновочные схемы для боевого самолета показаны на рис. 3.60, для административного - на рис. 3.64. В приложении 2 приведены схемы серийно выпускающихся самолетов спроектированных в КБ им. Антонова. 187 Рис. 3.61 КСС пассажирского самолета 188 Рис. 3.62 Примеры компоновок самолетов Рис. 3.63 Компоновочная схема самолета Су - 25ТМ 189 Рис. 3.64. Компоновочная схема самолета Cessna Mustang 190 Приложение 1 УТВЕРЖДАЮ дата _______ подпись заказчика ТЕХНИЧЕСКОЕ ЗАДАНИЕ НА РАЗРАБОТКУ ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА "МАРКА САМОЛЕТА" дата _______ подпись разработчика 191 ОГЛАВЛЕНИЕ Введение......................................................................................................... 1. Назначение самолета................................................................................ 2. Общие требования..................................................................................... 3. Ожидаемые условия эксплуатации.......................................................... 4. Требования к летно-техническим и экономическим характеристикам.. 5. Специальные требования к конструкции самолета................................ 6. Требования к функциональным системам и оборудованию.................. 6.1. Компоновка пассажирского и буфетно-кухонного оборудования.... 6.2. Система управления самолетом....................................................... 6.3. Гидравлическая система и шасси самолета..................................... 6.4. Система кондиционирования воздуха (СКВ).................................... 6.5. Система регулирования давления.................................................... 6.6. Кислородное оборудование............................................................... 6.7. Система сбора полетной информации.............................................. 6.8. Силовая установка.............................................................................. 6.9. Топливная система............................................................................. 6.10. Вспомогательная силовая установка.............................................. 6.11. Приборы контроля работы силовой установки............................... 6.12. Электротехническое оборудование................................................. 6.13. Светотехническое оборудование кабин.......................................... 6.14. Внешнее светотехническое оборудование..................................... 6.15. Пилотажно-навигационное оборудование...................................... 6.16. Радиосвязное оборудование........................................................... 6.17. Пожарная защита самолета............................................................. 6.18. Компоновка защиты экипажа............................................................ 7. Требования к защите окружающей среды............................................... 8. Физиолого-гигиенические требования...................................................... 9. Требования к эксплуатационной технологичности, контролепригодности, средствам технического диагностирования и ремонту... 9.1. Общие требования к системе технического обслуживания и ремонта (ТОиР)................................................................................ 9.2. Условия технического обслуживания................................................ 9.3. Условия ремонта................................................................................. 9.4. Контролепригодность ........................................................................ 9.5. Требования к технической эксплуатации и ремонту пилотажнонавигационного и радиоэлектронного оборудования...................... 10. Средства наземного обслуживания........................................................ 11. Требования к эксплуатационной документации.................................... 12. Требования к средствам эвакуации поврежденного самолета............ 13. Режимное обеспечение безопасности полетов..................................... 14. Требования к метрологическому обеспечению разработки, изготовления, испытаний и эксплуатации самолета............................. 15. Требования к обеспечению эксплуатации самолета в зарубежных аэропортах................................................................................................ Дополнение к ТЗ 192 ВВЕДЕНИЕ Самолет "МАРКА САМОЛЕТА" создается как база семейства пассажирских самолетов умеренной пассажировместимости с N двигателями "тип и МАРКА ДВИГАТЕЛЯ" (указывают количество, тип и марку двигателя, а также фирма /фирмы/ - разработчик и производитель двигателя) с высокой степенью конструктивно-технологической и эксплуатационной преемственности и унификации (указывают тип или семейство самолетов, с которыми необходимо обеспечить преемственность). Самолеты семейства "марка самолета" должны обеспечить: - широкий диапазон функциональных возможностей по дальности, скорости, пассажировместимости, комфорту, автономности и аэродромной сети; - разнообразие вариантов по видам применения (региональный, магистральный, средней и большой дальности, административный) и типам оборудования (отечественная или западная авионика и оборудование); - современный уровень технического и эксплуатационного совершенства; - соответствие современным нормам летной годности (АП-25, FAR25, JAR 25), стандартам качества и перспективным экологическим стандартам; - конкурентоспособность по отношению к западным аналогам. Базовый самолет "МАРКА САМОЛЕТА" заменит устаревший самолет "МАРКА САМОЛЕТА". 1. НАЗНАЧЕНИЕ САМОЛЕТА Самолет "МАРКА САМОЛЕТА" представлен для перевозки пассажиров, багажа, почты и грузов на местных воздушных линиях с большими пассажиропотоками, а также на отдельных международных линиях с возможностью эксплуатации как на аэродромах с искусственным покрытием, так и на грунтовых ВВП. 2. ОБЩИЕ ТРЕБОВАНИЯ 2.1. Самолет, его двигатели, оборудование и другие комплектующие изделия, а также эксплуатационная документация должны соответствовать: - авиационным правилам АП-25 и дополнительным требованиям к летной годности самолета "МАРКА САМОЛЕТА", учитывая его конструктивные и эксплуатационные особенности, образующим вместе с указанными нормами "Сертификационный базис самолета типа "МАРКА САМОЛЕТА"; 193 - двигатель - авиационным правилам АП-33; - ВСУ - авиационным правилам АП-ВД. - настоящему Техническому заданию. По шуму на местности самолет должен удовлетворять требованиям главы 4 международных стандартов «Охрана окружающей среды», приложения 16 к Конвенции о международной гражданской авиации (том I «Авиационный шум», 2001 г.) и требованиям части 36 Авиационных правил АП-36. По эмиссии двигателя самолет должен удовлетворять требованиям приложения 16 к Конвенции о международной гражданской авиации (том II «Эмиссия авиационных двигателей», издание 1981 г., с 1-й по 4-ю поправки) и требованиям Авиационных правил АП-34. По защите от актов незаконного вмешательства самолет должен удовлетворять требованиям приложений ИКАО 6,8,17 (с поправками 97,98), Воздушному кодексу Украины (статья 8). Характеристики надежности, эксплуатационной технологичности и контролепригодности должны соответствовать «Общим требованиям к эксплуатационно-техническим характеристикам воздушных судов ГА». 2.2. Средства наземного обслуживания соответствовать настоящему ТЗ. и ремонта должны 2.3. Для самолета должны быть разработаны тренажеры и средства обучения по отдельным ТЗ, а также программы подготовки летного и инженерно-технического состава до завершения сертифицированных испытаний. 2.4. В целях контроля за правильностью выдерживания заданных режимов полета и контроля техники пилотирования, оценки профессионального уровня пилотов, оценки технического состояния самолета, его оборудования и функциональных систем контроля условий эксплуатации в процессе выработки ресурса планера следует обеспечить обработку и анализ полетной информации с использованием наземной системы на базе персонального компьютера. Система должна включать в себя: - бортовой съемный носитель информации, получающий информацию от соответствующих самолетных датчиков сигналов; - персональную ЭВМ с принтером, устройство ввода и воспроизведения информации и специальное программное обеспечение. 194 3. ОЖИДАЕМЫЕ УСЛОВИЯ ЭКСПЛУАТАЦИИ 3.1. Параметры состояния и факторы воздействия на самолет внешней среды: 3.1.1. Барометрическое давление – во всем диапазоне высот полета в соответствии с ГОСТ 4401-81; у земли ΔPH = +20 мм рт. ст. 3.1.2. Температура наружного столба (tНВ) – изменение температуры по высоте в соответствии с ГОСТ 4401-81. Отклонение температуры от среднего значения для различных высот по линиям: "Минимальные арктические"; "Максимальные тропические", при этом работоспособность самолета и его систем в указанном диапазоне температур должна сохраняться после пребывания самолета на земле при tНВ до минус 60° С. 3.1.3. Относительная влажность воздуха у земли – 98% при температуре наружного воздуха +35° С. 3.1.4. Массовая плотность воздуха должна соответствовать диапазону температур наружного воздуха (п.3.1.2) и барометрических давлений (п.3.1.1) по международной стандартной атмосфере (ГОСТ 4401-81). 3.1.5. Максимальные составляющие ветра на взлете и посадке на сухой бетонированный ВПП: боковая составляющая – 12 м/с (коэффициент. сцепления μ ≥ 0,6); попутная составляющая – 5 м/с; встречная составляющая – 30 м/с. Примечание: при наиболее неблагоприятных состояниях ВПП (μ ≥ 0,6) допускается уменьшение предельных значений боковой составляющей ветра. 3.2. Эксплуатационные факторы: 3.2.1. Состав экипажа: командир воздушного судна, второй пилот, штурман. 3.2.2. Тип ВВП – с искусственным покрытием и грунтовые ВВП, подготовленные в соответствии с действующим НАС ГА. 3.2.3. Класс аэродрома по классификации ГА – В (L впп = 1800 м, ширина – 40 м), грунтовые ВПП с прочностью грунта не менее 8 кг/см2. 3.2.4. Превышение аэродрома над уровнем моря – от -300 м до 3000 м. 3.2.5. Состояние поверхности ВВП искусственным покрытием (по классификации НАС ГА-86): 195 сухая; влажная; мокрая; участки воды; залитая водой; покрытая слякотью, мокрым снегом толщиной до 1,2 см; заснеженная (толщина свежевыпавшего снега до 5 см). 3.2.6. Характеристика грунтовых ВВП: с дерновым покрытием и без него; суглинистый, глинистый; песчаный, супесчаный; каменистый, щебеночный (в связанном состоянии); чернозем. 3.2.7. Состояние грунтовых ВВП: сухая; заснеженная (толщина свежевыпавшего снега до 5 см). 3.2.8. Особенности применения самолета. Самолет предназначен для выполнения полетов: по правилам визуальных полетов и правилам полетов по приборам; в простых и сложных метеоусловиях, в условиях обледенения; днем и ночью; над равнинной и горной поверхностью местных воздушных линий; над водными пространствами с удалением от суши до 30 мин. полета; диапазон географических широт - до 70° северной и 55° южной широты. 3.2.9. Эксплуатационные минимумы погоды для взлета и посадки: - минимум для взлета: дальность видимости на ВПП не менее 300 м; - минимум для посадки: I категория (высота принятия решения 60 м при дальности видимости на ВПП не менее 800 м). 3.2.10. Состав и характеристики наземных средств обеспечения полета – в соответствии с НПП ГА с учетом 3.2.8. и 3.2.9. 3.2.11. Периодичность технического обслуживания – кратная 300 летным часам наработки планера. 3.2.12. Ресурсы и сроки службы: а) самолета (до списания): посадок - 50000 летных часов - 40000 срок службы - 25 лет. 196 б) двигателя: полный назначенный, ч 20000 до первого ремонта и межремонтный 6000 в) комплектующих изделий – как правило, должны соответствовать ресурсу самолета или иметь ресурс, кратный периодичности ремонтных форм. 4. ТРЕБОВАНИЯ К ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИМ ХАРАКТЕРИСТИКАМ 4.1. Максимальное количество пассажиров при шаге кресел 750 (762) мм, 4.2. Максимальная коммерческая нагрузка 4.3. Крейсерская скорость полета: на режиме максимальной дальности максимальная 4.4. Крейсерская высота полета, 4.5. Потребная длина ВПП (СА, Н = 0, сухой бетон), для взлета: для посадки: 4.6. Практическая дальность полета (АНЗ топлива на 0,75 часа полета; взлет в СА; Н = 0), с максимальной коммерческой нагрузкой 4.7. Расход топлива на 1 пасс/км при полете на техническую дальность с максимальной коммерческой нагрузкой 4.8. Трудоемкость ТОиР, чел.-ч/ч налета чел. кг км/ч ** (**) **** м *** *** **** м м 1950 2250 км *** г 340 8,8 5. СПЕЦИАЛЬНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА 5.1. Самолет должен быть спроектирован и построен по принципу «безопасной повреждаемости». 5.2. Весовая компоновка и центровка самолета должны обеспечивать возможность эксплуатации как с полным, так и с неполным количеством пассажиров при всех возможных в эксплуатации вариантах загрузки и заправки топливом в соответствии с инструкцией по загрузке и центровке без использования балласта. Запас центровки против опрокидывания самолета на хвост должен быть не менее 5% САХ. 5.3. Должна быть предусмотрена возможность создания на базе этого самолета по специальным ТЗ конвертируемого и транспортного вариантов. 197 6. ТРЕБОВАНИЯ К ФУНКЦИОНАЛЬНЫМ СИСТЕМАМ И ОБОРУДОВАНИЮ 6.1. Компоновка пассажирского и буфетно-кухонного оборудования. 6.1.1. Самолет должен иметь входные двери, оборудованные трапом, для обеспечения автономности посадки и высадки пассажиров и экипажа. Необходимо, чтобы высота пассажирской кабины была не менее 1900 мм, ширина центрального прохода – 400…450 мм. 6.1.2. Багажно-грузовые отсеки должны допускать перевозку в них багажа из расчета 15 кг багажа на одного пассажира, а также дозагрузку их почтой и грузом в допустимых для самолета пределах. Отсеки должны быть расположены в герметизированной части фюзеляжа. В салоне должны быть предусмотрены багажные полки закрытого типа для ручной кладки. Необходимо обеспечить возможность доступа экипажа к багажу в полете. 6.1.3. Расположение и конструкция загрузочных люков должны обеспечивать удобный подъезд и отъезд наземных средств механизации погрузочно-разгрузочных работ. 6.1.4. Все пассажирские места должны быть оборудованы освещением, системой вызова бортпроводника, откидными столиками для принятия пищи. 6.1.5. Пассажирский салон должен быть освещен мягким рассеянным светом, обеспечивающим освещенность не ниже нормы (90…100 лкм) во всех точках кабины. Должно быть предусмотрено дежурное и аварийное освещение. 6.1.6. Должны быть предусмотрены места установки средств обеспечения безопасности перевозки детей в возрасте: - до одного года – одно место для установки детской люльки; - от 1 до 5 лет - одно пассажирское место для установки специальной привязной системы в кресле; - от 5 до 12 – одно пассажирское место для установки привязной системы в кресле. Должны быть предусмотрены места хранения этих средств. Вес всех упомянутых средств включается в полезную нагрузку. 6.1.7. На самолете должна быть предусмотрена буфетная стойка модульного типа, обеспечивающая обслуживание пассажиров прохладительными напитками, а экипажа – горячим рационом питания. 6.1.8. Система водоснабжения и канализации должны быть выполнены в соответствии с ОСТ 100583-72, ОСТ 101123-85, ОСТ 101124-85. 198 6.1.9. В пассажирских салонах, буфетах, подсобных помещениях должны применяться декоративно-отделочные материалы, соответствующие согласованному с Заказчиком планшету. 6.1.10. Конструкция гермокабины должны обеспечивать в ожидаемых условиях эксплуатации защищенность от проникновения и накопления в ней влаги, атмосферных осадков на земле при любой реально возможной их интенсивности и продолжительности на этапах технического обслуживания, стоянки и хранения самолета. 6.1.11. При работе системы кондиционирования на земле и в полете должны быть обеспечены обогрев и продувка подпольного пространства гермокабины в целях его вентиляции и просушивания. 6.1.12. Все элементы конструкции гермокабины, фюзеляжа в целом, которые могут задерживать и накапливать влагу в полете, или на стоянке, должны иметь переливные и дренажные отверстия для перетекания и удаления влаг и кратчайшим путем в окружающую среду. 6.2. Система управления самолетом. При использовании тормозных устройств в системах управления и механизации крыла необходимо обеспечить стабильность тормозных моментов данных устройств в эксплуатации. 6.3. Гидравлическая система и шасси самолета: 6.3.1. Чистота рабочей жидкости гидравлической системы должна поддерживаться бортовыми средствами фильтрации. 6.3.2. Конструкция фильтров должна обеспечить их эксплуатацию с контролем засоренности по предотказному состоянию. 6.3.3. Должны быть приняты меры, исключающие возможность образования воздушных пробок в линиях всасывания гидравлической системы после длительной стоянки самолета, или обеспечивающие их быстрое удаление. 6.3.4. Должно быть исключено загрязнение гидравлической системы от основного источника давления в случае потери системой рабочей жидкости. 6.3.5. Органы управления элементами гидравлической системы, приводимые в действие в процессе её технического обслуживания, должны располагаться рядом с соответствующими измерительными приборами. 6.3.6. Конструкция гидравлической системы должна обеспечивать возможность демонтажа фильтроэлементов и агрегатов, имеющих ресурсы меньше соответствующих ресурсов планера, без слива рабочей жидкости. 199 6.3.7. Должен быть обеспечен визуальный контроль заполнения емкостей для сбора дренажных утечек. 6.3.8. Возможность торможения колес при буксировке должна обеспечиваться при неработающей ВСУ. 6.4. Система кондиционирования воздуха (СКВ): 6.4.1. На всех этапах полета должно обеспечиваться задание и поддерживание в кабинах самолета температура воздуха в пределах 17…25 С. Указанные значения температуры должны достигаться не более чем через 20 минут после взлета при условии наземной подготовки. 6.4.2. Должно быть исключено попадание неприятных запахов из туалета и буфета в кабину экипажа и пассажирские салоны. 6.4.3. В багажно-грузовых помещениях должна обеспечиваться температура t >+5 С, давление должно равняться давлению в пассажирской кабине. 6.4.5. Для членов экипажа и каждого пассажира должны быть предусмотрены средства индивидуального обдува. 6.4.6. Работа СКВ во всем диапазоне рабочих параметров и режимов не должна приводить к колебаниям Р кабин. 6.4.7. Скорость движения воздуха в пассажирских салонах на уровне головы сидящего пассажира не должна превышать 0,4 м/с. 6.4.8. Работа СКВ в штатном режиме не должна зависеть от работы других систем, использующих для своего функционирования общие с ней источники сжатого воздуха. 6.4.9. Предусмотреть в конструкции СКВ штуцер для подачи горячего воздуха от наземных подогревателей (типа МП-100 и др.). 6.5. Система регулирования давления: 6.5.1. Система регулирования давления должна обеспечивать: автоматическое регулирование абсолютного давления воздуха в герметической кабине как функции атмосферного давления в соответствии с заданной программой в ожидаемых условиях эксплуатации; автоматическое ограничение скорости изменения давления в кабине на всех этапах полета, при этом установившееся значение этой величины не должно превышать 24 Па/с (0,18 мм рт. ст./с); автоматическое ограничение избыточного давления в герметической кабине на уровне эксплуатационного избыточного давления; 200 автоматическое ограничение максимального предельного положительного и отрицательного избыточного давления в кабине; принудительную разгерметизацию кабины в полете и на земле; индикацию параметров воздуха по давлению, скорости изменения высоты в кабине; сигнализацию экипажа "пользуйся кислородом". 6.5.2. Погрешность поддерживания давления в кабине по основной и резервной программам не должна быть более ±1 кПа. 6.5.3. Максимальное предельное положительное и отрицательное избыточное давление в кабине должно ограничиваться независимыми предохранительными клапанами. Предохранительные клапаны должны быть оборудованы независимыми приемниками атмосферного давления. 6.6. Кислородное оборудование: 6.6.1. Кислородные маски или другие устройства, предназначенные для сидящих в креслах пассажиров, должны быть расположены в зоне багажных полок. 6.6.2. Должна быть обеспечена возможность зарядки баллонов кислородной системы как через бортовой зарядный штуцер, так и вне самолета, в том числе методом обмена израсходованных баллонов на заполненные. 6.6.3. Должна быть предусмотрена возможность установки дополнительного стационарного кислородного баллона (баллонов) эксплуатантом. 6.7. Система сбора полетной информации: 6.7.1. Система сбора полетной информации должна обеспечивать: сбор, регистрацию в полете параметрической информации о режимах полета, работе агрегатов и систем самолета, действиях экипажа; непрерывную запись переговоров по внутренней и внешней связи, спецсигналов, поступающих в телефоны пилотов и громкоговорители, открытых переговоров в кабине экипажа, а также меток времени. Информация, накопленная бортовым средством сбора звуковой информации (БССЗИ), должна сохраняться не менее чем за последние 2 часа работы БССЗИ. 6.7.2. В системе сбора полета информации должно использоваться бортовое средство сбора параметрической информации типа БУР-92. 6.7.3. Перечень параметров, регистрируемых бортовым средством сбора параметрической информации, должен быть согласован с Заказчиком. 201 6.8. Силовая установка: 6.8.1. На самолете должны быть установлены двигатели **** (указывается тип и марка двигателей, а для самолетов с поршневыми двигателями иТВД и винтов). Конструкция самолета и его систем должна предусматривать возможность установки других двигателей аналогичного типа, в том числе зарубежных (указываются возможные альтернативные варианты марок двигателей, винтов и т.п.). 6.9. Топливная система: 6.9.1. Топливная система должна исключать накопления загрязнений в топливных баках самолета. возможность 6.9.2. Должна быть обеспечена возможность замены электроприводных топливных насосов без слива топлива из топливных баков. Для замены других агрегатов (электроприводных кранов, датчиков топливомера, поплавковых клапанов и др.) допускается частичный слив топлива из баков. 6.9.3. Периодичность слива отстоя топлива должна быть не менее 100 часов. Время слива отстоя топлива одним человеком должно быть определено на этапе сертификационных испытаний. 6.9.4. Величина несливаемого остатка топлива в баках не должна превышать 0,5% от объема баков самолета. 6.9.5. Топливная система должна быть оборудована устройствами, позволяющими автоматически определять наличие свободной воды в топливных баках. и очистки топливных 6.9.6. Периодичность осмотра фильтроэлементов должна соответствовать формам регламента по самолету. Периодичность осмотра и очистки фильтров двигателя – в соответствии с ТЗ на двигатель. 6.9.7. Топливная система должна обеспечивать централизованную заправку самолета топливом при электропитании от ВСУ. Необходимо предусмотреть возможность заправки при электропитании от аккумуляторов. 6.9.8. Топливная система должна обеспечивать температуры топлива в топливных баках. Выбор точек температуры уточняется по результатам испытаний. замер замера 6.10. Вспомогательная силовая установка: 6.10.1. ВСУ самолета должна обеспечивать: запуск маршевых двигателей на аэродромах, расположенных на высоте до 3000 м, и в полете не менее 5000 м; 202 питание систем самолета электроэнергией на земле и в полете (при отказе двух первичных источников электроэнергии) по всем ОУЭ; питание СКВ самолета сжатым воздухом на земле и в полете. 6.10.2. Запуск ВСУ в полете должен осуществляться от аккумуляторной батареи "тип, марка батареи", заряженной до 0,85 номинальной емкости. Аппаратура запуска ВСУ должна быть работоспособной при изменении напряжения в процессе запуска в соответствии с ГОСТ 20846-82. 6.10.3. Система управления и контроля ВСУ должна обеспечивать её эксплуатацию на земле без присутствия членов экипажа или технического персонала в кабине. Отдельные элементы системы (кнопка останова, звуковая сигнализация опасных режимов) должны располагаться снаружи самолета. 6.10.4. На самолете заправка ВСУ маслом. должна быть предусмотрена закрытая 6.10.5. Конструкция входного устройства ВСУ должна исключать возможность попадания выхлопных газов от маршевых двигателей, посторонних предметов, спец. жидкостей (типа «Арктика») на вход в ВГТД. 6.10.6. В кабине экипажа должно быть предусмотрено наличие информации о работоспособности системы обогрева отсека ВСУ. 6.11. Приборы контроля работы силовой установки: обеспечивать 6.11.1. Система топливоизмерения должна определение количества заправляемого топлива при заданном стояночном положении самолета и оставшегося количества топлива в полете: в нормальных условиях +1%; в условиях, отличных от нормальных, +2% от максимальной измеряемой массы. 6.11.2. Силовая установка должна иметь комплексную систему контроля топливной системы (топливомер, сигнализаторы уровня, сигнализаторы работы насосов и т.д.). 6.12. Электротехническое оборудование: 6.12.1. В качестве первичной системы электроснабжения (СЭС) должна быть применена система переменного тока напряжением 115/200 В переменной частоты. Источником электроэнергии переменного тока напряжением 115/200 В постоянной частоты 400 Гц должны быть электронные преобразователи. 203 6.12.2. В качестве вторичной системы электроснабжения должна быть применена система постоянного тока напряжением 27 В. В качестве источников должны испольхзоваться выпрямительные устройства. 6.12.3. В системах генерирования должен быть предусмотрен встроенный контроль, обеспечивающий: − поиск неисправностей с точностью до сменной единицы с показателем полноты контроля и коэффициентом глубины поиска отказа не менее 0,95; − эксплуатацию всех агрегатов СЭС (включая генератор) до безопасного отказа. 6.12.4. В качестве аварийных источников электроэнергии должны применяться никель-кадмиевые аккумуляторные батареи и статистические преобразователи. 6.12.5. Должен быть обеспечен контроль критического состояния аккумуляторных батарей. 6.12.6. Качество электроэнергии соответствовать ГОСТ 19705-89. во всех системах должно 6.13. Светотехническое оборудование кабины экипажа: 6.13.1. Светотехническое оборудование кабины должно обеспечивать: − освещение всего пространства (общее освещение); − освещение отдельных рабочих мест (местное освещение, включающее в себя встроенное и заливающее). 6.13.2. Общее и местное освещение должны осуществляться светом белой цветности. 6.14. Внешнее светотехническое оборудование: 6.14.1. На самолете должны быть установлены: − навигационные огни с галогенными источниками света (одиночные); − фюзеляжные световые маяки белой цветности излучения со снижением силы света до 10% от максимальной; − посадочно-рулежные фары; − фары подсвета конструкции стабилизатора для визуального определения характера образования льда. 6.14.2. На самолете должны быть предусмотрена сигнализация работоспособности аэронавигационных огней и маяков. 6.15. Пилотажно-навигационное оборудование: 204 6.15.1. На самолете должно быть установлено пилотажнонавигационное оборудование, обеспечивающее решение задач автоматического, директорного, совмещенного и ручного самолетовождения на внутренних и зарубежных линиях в любое время суток и года в простых и сложных метеоусловиях. Состав штатного и дополнительного оборудования для различных ОУЭ согласовывается с Заказчиком. 6.15.2. Аппаратура определения государственной принадлежности должна обеспечивать работу в диапазонах волн IIA и VII. 6.16. Радиосвязное оборудование: Радиосвязное оборудование самолета должно обеспечивать выполнение следующих задач: − двухстороннюю связь в пределах прямой радиовидимости с диспетчерской службой каждого аэродрома, на котором предусматривается совершить взлет или посадку и в диспетчерской зоне которого находится самолет; − двухстороннюю связь в любой момент полета по крайней мере с одной наземной авиационной радиостанцией для трасс, оборудование которых обеспечивает непрерывную радиосвязь в МВ диапазоне частот; − прием в любой момент полета метеорологических сводок или специальных извещений, передаваемых метеослужбами или диспетчерскими службами аэродромов по трассе полета; − оперативную связь в любой момент полета между всеми членами экипажа; − оповещение пассажиров в полете; − обеспечение связи после посадки самолета вне аэродрома или подачу сигнала для привода поисково-спасательных средств. В состав РСО должны входить: два комплекта радиостанции МВ диапазона; бортовая аппаратура внутренней связи; аварийно-спасательная радиостанция МВ диапазона. На самолете может устанавливаться: радиостанция КВ диапазона; аварийный радиобуй; аварийно-спасательная радиостанция КВ диапазона. 6.17. Пожарная защита самолета: 6.17.1. Должны быть разработаны конструктивные средства, обеспечивающие живучесть конструкции силовой установки при пожаре на двигателе, а также защиты крыла от воздействия пламени. 6.17.2. В туалетах должна быть установлена сигнализация о курении. 205 6.18. Компоновка кабины экипажа: 6.18.1. Компоновка кабины экипажа, средств отображения информации и средств органов управления должна соответствовать требованиям РЭО-ГА и обеспечивать управление самолетом с любого места пилотов. 6.18.2. Общий цветовой фон (цветовая доминанта) кабины экипажа должен обеспечивать физиологически комфортные условия работы экипажа применительно к ОУЭ самолета. При этом выбранный цветовой фон и фактура отделки должны быть контрастными по отношению к окраске элементов СОИ и органов управления и исключить образование цветовых бликов как при естественном, так и при искусственном освещении. 6.18.3. Загрузка каждого члена экипажа в целом должна обеспечивать соответствие располагаемого на каждом этапе (режиме) резерва времени и времени, потребного для выполнения предписанных РЛЭ операций в необходимой последовательности, во всем диапазоне ОУЭ, включая и особые случаи полета, оговоренные РЛЭ. 6.18.4. Конструкция и размещение кресел пилотов должны обеспечивать оптимальные условия деятельности с учетом обеспечения возможности отдыха. 6.18.5. В кабине экипажа должно быть дополнительное место для проверяющего (лоцмана). установлено 6.18.6. Информационная модель должна обеспечивать экипаж данными, необходимыми для безопасного управления самолетом и контроля за состоянием бортового оборудования и других функциональных систем самолета во всем диапазоне ОУЭ, включая особые случаи полета. 6.18.7. Управление функциональными системами самолета должно выполняться при минимально возможном количестве операций и с минимальными временными затратами, необходимыми для их выполнения. При этом должна быть исключена возможность одновременного включения несовместимых режимов работы ПНО и самолетного оборудования. 6.18.8. На самолете должна быть установлена система аварийной предупреждающей и уведомляющей сигнализации. 6.18.9. Для членов экипажа должны быть предусмотрены средства защиты от прямых солнечных лучей. 206 7. ТРЕБОВАНИЯ К ЗАЩИТЕ ОКРУЖАЮЩЕЙ СРЕДЫ 7.1. По шуму на местности самолет должен удовлетворять требованиям главы 4 международных стандартов «Охрана окружающей среды», приложения 16 к Конвенции о международной гражданской авиации (том I «Авиационный шум», 2001 г.) и требованиям части 36 Авиационных правил АП-36. 7.2. Для снижения загрязнения атмосферы и сокращения расхода топлива при наземной эксплуатации на самолете должна быть проработана возможность выполнения рулений до взлета и после посадки с одним работающим двигателем. 8. ФИЗИОЛОГО-ГИГИЕНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ На борту самолета должны быть определены места и оборудованы контейнеры для размещения бортовой аптечки медицинской помощи в соответствии с требованиями МГА СССР от 28.03.89. 9. ТРЕБОВАНИЯ К ЭКСПЛУАТАЦИОННОЙ ТЕХНОЛОГИЧНОСТИ, КОНТРОЛЕПРИГОДНОСТИ И СРЕДСТВАМ ТЕХНИЧЕСКОГО ДИАГНОСТИРОВАНИЯ И РЕМОНТУ 9.1. Общие требования к системе технического обслуживания и ремонта - ТОиР. Средства ТО должны поддерживать летную годность самолета на протяжении всего срока службы. Работы по плановому ТО должны базироваться на методике MSG-3. 9.1.1. Система ТОиР, надежность, контролепригодность и эксплуатационная технологичность, должны обеспечивать средний годовой налет на каждый самолет не менее 2500-3000 летных часов в ожидаемых условиях эксплуатации. 9.1.2. Объединенная удельная оперативная трудоемкость ТОиР самолета должна составлять не более 8 чел.ч/ч налета, включая трудоемкость поиска и устранения отказов и повреждений и замены агрегатов по отработке ресурса при средней продолжительности полета 1,5 часа. 9.1.3. Объединенная удельная оперативная продолжительность ТОиР должна составлять не более 0,75 ч/ч налета. 9.1.4. Средняя продолжительность замены двигателя должна составлять не более 2,5 часа. 9.1.5. Время замены любого колеса – 25 мин. 9.1.6. Другие качественные эксплуатационно - технические характеристики контролепригодности, технологичности и надежности 207 должны соответствовать "Общим требованиям к эксплуатационно – техническим характеристикам воздушных судов ГА" (ОТТ ЭТХ ВС ГА), утвержденным МАП – МГА от 15.12.90 г. 9.1.7. Должны быть разработаны программы обеспечения безопасности, надежности, технологичности и контроля (в соответствии с ГОСТ 820436-88). 9.1.8. Самолет и его системы должны быть приспособлены к эксплуатации по техническому состоянию. 9.1.9. На самолет должна быть разработана программа технического обслуживания и ремонта (ТОиР) в соответствии с ГОСТ 28056-89. 9.1.10. Монтаж, демонтаж, регулировки, мелкий ремонт изделий должны быть достаточно простыми для обслуживающего персонала эксплуатанта. 9.2. Условия технического обслуживания: 9.2.1. Необходимо обеспечить системный и зонный метод ТО при поэтапном выполнении периодических форм обслуживания. 9.2.2. Выполнение работ по бюллетеням, плановая замена изделий и текущий ремонт должны выполняться на периодическом ТО. 9.2.3. Неисправности должны устраняться при оперативном техническом обслуживании с обеспечением летной годности самолета при его эксплуатации с наличием допустимых отказов и неисправностей по установленному перечню. 9.2.4. Подготовка самолета к повторному вылету обеспечиваться без применения стремянок при условии: должна − каждая работа выполняется одним специалистом; − бригада специалистов - не более трех человек. 9.2.5. Следует установить все виды эксплуатационных ограничений, приводящих к необходимости выполнения внепланового ТО. 9.2.6. Оперативное ТО, поиск и устранение отказов и неисправностей должны обеспечиваться на открытых стоянках во всех климатических зонах. 9.2.7. Организационная структура ИАС, требования к персоналу, технике безопасности и пожарной безопасности при ТОиР – в соответствии с действующими НТЭРАТ ГА. 9.2.8. План ТОиР самолета должен основываться на контроле состояния систем, изделий и оборудования на плановых видах ТОиР и 208 по результатам которого проводится восстановление систем, изделий и оборудования. 9.2.9. Периодическое ТО должно состоять из базовой формы постоянного состава работ ТО и дополнительных работ, кратных ей, выполняемых по наработке (сроку службы) самолета с начала эксплуатации. 9.2.10. Должны быть разработаны перечни отказов и неисправностей, с которыми разрешается отправка самолета в рейс или эксплуатация до очередной формы ТО. 9.2.11. Одновременно с самолетом должен быть создан программно – технологический наземный эксплуатационный комплекс (ПТКНЭК), обеспечивающий информационную функцию поддержки эксплуатации в подразделениях ГА, выполненный на базе персональных ЭВМ. Проектирование ПТКНЭК должно вестись по отдельному ТЗ, согласованному с Заказчиком. 9.2.12. При выполнении оперативных применяться наземные средства контроля. форм ТО не должны 9.3. Условие ремонта: 9.3.1. Самолет в целом должен эксплуатироваться капитального ремонта в пределах назначенного ресурса. без 9.3.2. Выполнение форм периодического ТО самолета должно обеспечиваться в целом по состоянию на основе результов контроля и диагностирования состояния агрегатов, изделий и оборудования, как правило, без демонтажа их с самолета. 9.3.3. Должна быть обеспечена возможность эксплуатации планера самолета без межремонтного ресурса в соответствии с "Положением об эксплуатации по техническому состоянию (ТЭС) планеров ЛА ГА", утвержденным МАП – МГА и согласованным с ГАР 9-20.12.85 г. 9.3.4. Конструкция планера должна обеспечивать возможность агрегатно-узлового и блочного методов ремонта. 9.3.5. Должна быть обеспечена возможность замены собранного двигателя с гондолой (блочный метод замены). Должна быть исключена необходимость предварительного демонтажа с двигателя агрегатов, коммуникаций и узлов. Должна быть обеспечена возможность методом замены отдельных модулей двигателя. восстановления СУ 9.3.6. Должна быть обеспечена взаимозаменяемость агрегатов, заменяемых в эксплуатации и при ремонте в соответствии с "ТТ по 209 обеспечению взаимозаменяемости агрегатов планера и установки при ТОиР самолетов ГА" (М., МГА – МАП, 1972 г.). силовой 9.3.7. Должна быть обеспечена взаимозаменяемость по узлам крепления агрегатов между сериями, а также при модификации ЛА, при кооперации производства, в том числе при использовании агрегатов зарубежных образцов (по согласованному с Заказчиком перечню). 9.4. Контролепригодность: по обеспечению и оценке 9.4.1. Организация работ контролепригодности изделий АТ должна осуществляться в соответствии с "Комплексной программой обеспечения контролепригодности и формирования системы средств эксплуатационного контроля". 9.4.2. Решение задач контроля и диагностирования должно рассматриваться с учетом влияния отказов на вероятность возникновения особых ситуаций. Для отказов, которые могут привести к особой ситуации, должно быть предусмотрено их своевременное обнаружение в целях выдачи экипажу информации для предотвращения или парирования опасной ситуации. 9.4.3. Поиск мест отказов и неисправностей должен проводиться с учетом выделения в конструкции самолета и функциональных системах конструктивно-сменных элементов (КСЭ), т.е. изделий, модулей, агрегатов, блоков и т.д., замена или регулировка которых разрушены в эксплуатации при восстановлении работоспособности самолета или систем определена технологией ремонта. 9.4.4. Восстановление работоспособности должно осуществляться методом замены КСЭ (как правило) без подстройки их на самолете. Регулирование работы на самолете при замене КСЭ должны быть технически обоснованы. 9.4.5. Конструкция изделия и функциональных систем самолета должна обеспечивать: 1) доступность объектов контроля для сопротивления с внешними средствами контроля; 2) безопасность сопряжения объектов и средств контроля и исключения возможности их неправильного соединения; 3) легкоприсоединяемость и легкосъемность устройств сопряжения; 4) доступность элементов конструкции изделий для визуального, оптического, дефектоскопического и органолептического контроля; 5) рациональное размещение устройств индикации и управления встроенными средствами контроля. 210 9.4.6. Вновь разрабатываемые системы самолета должны быть оборудованы встроенными средствами контроля, которые должны обеспечивать автоматический контроль работоспособности с обнаружением неисправностей до конструктивно-съемного блока на земле и в полете. 9.4.7. Должна быть обеспечена возможность проведения дефектоскопического контроля мест критических по условию долговечности, износа и коррозии. Перечень таких мест с указанием периодичности и трудоемкости контроля предоставляется к этапу ресурсных испытаний вместе с картами контроля. 9.4.8. Выбор места дефектоскопического контроля производится с учетом типизации конструктивных элементов по принципу охвата возможно большего числа элементов одним типом по следующим признакам: 1. характеристика доступа к элементу; 2. размеры допустимых к обнаруженным трещинам и других дефектов; 3. время контроля и расшифровки результатов контроля; 4. требования к контролепригодности элемента. 9.4.9. Для оценки характеристик эксплуатационной и ремонтной технологичности и системы восстановления на макете ЛА должны быть представлены: - перечень агрегатов с указанием степени взаимозаменяемости; для агрегатов с ограниченной степенью взаимозаменяемости указывается объем подгоночных работ и номенклатуры оснастки и инструмента; - схема членения самолета с указанием классов и типов разъемов частей и агрегатов планера; - структура ремонтного цикла с указанием объемов ремонтновосстановительных работ (РВР), выполняемых на эксплуатационном и ремонтном предприятии; - номенклатура ремонтной документации; - номенклатура спецоснастки и оборудования, необходимых для выполнения РВР; - номенклатура модулей двигателей, заменяемых в эксплуатации и при ремонте, с указанием трудозатрат на замену и перечня необходимого оборудования и оснастки. 9.5. Требования к технической эксплуатации и ремонту пилотажнонавигационного и радиоэлектронного оборудования. Вновь разрабатываемые основные функциональные системы и изделия ПН и РЭО должны иметь встроенные средства контроля технического состояния, которые должны осуществлять поиск 211 неисправного демонтируемого с борта блока (модуля) и иметь возможность транслировать результаты контроля. В характеристиках контролепригодности должна быть предусмотрена возможность формирования с помощью ВСК признаков состояния заменяемых на борту модулей и их индикации в блоке. 10. СРЕДСТВА НАЗЕМНОГО ОБСЛУЖИВАНИЯ 10.1. Комплекс средств наземного технического обслуживания должен обеспечивать качественное, высокопроизводительное ТО, поиск и устранение отказов и неисправностей самолета на всех формах регламентных работ как в условиях ангара, так и на перроне, а также эффективное и безопасное выполнение погрузочно-разгрузочных работ. 10.2. Штуцеры и разъемы для подсоединения СНО к системам самолета должны быть расположены в легкодоступных местах таким образом, чтобы обеспечить одновременное обслуживание максимально возможного числа систем самолета на наиболее напряженных формах ТО. 10.3. Приборы контроля полноты заправки рабочими компонентами бортовых емкостей должны располагаться в зоне соответствующего штуцера. 10.4. Штуцеры для подсоединения рукавов опрессовщика кабины и приборов контроля давления при проверке кабины на герметичность должны располагаться на передней стенке фюзеляжа в нише передней стойки шасси. 10.5. Кабины самолета в целях проведения уборки должны быть оборудованы розетками для подключения пылесосов с питанием от бортовой сети напряжением 200 В, частотой 400 Гц и мощностью 1 кВт. 10.6. Конструкция наземных средств заправки топливной, масляной, гидравлической систем должна исключать возможность внесения загрязнений в эти системы при ТО. 10.7. ЗИП самолета должен содержать пробоотборники, обеспечивающие закрытый отбор проб топлив, масел и рабочих жидкостей. 10.8. Для закладки пластичных смазок должен использоваться смазконагнетатель с запирающим устройством, обеспечивающий герметическое соединение с пресс-масленкой и позволяющий проводить смазочные работы одному человеку. 10.9. Смазконагнетатели должны быть снабжены комплектом насадок, обеспечивающих закладку пластичных смазок в масленки разных диаметров, разной глубины погружения в обшивку (поверхность), 212 расположенных под разными углами к лючкам и на разной удаленности от них. 10.10. Инструмент и приспособления, используемые для обслуживания самолета, должны быть облегченными, удобными в работе, не массивными. 11. ТРЕБОВАНИЯ К ЭКСПЛУАТАЦИОННОЙ ДОКУМЕНТАЦИИ 11.1. Эксплуатационную документацию (РЛЭ, РЭ и РО) составляют на основе план - проектов, разрабатываемых Исполнителем и согласованных с Заказчиком в установленном порядке. 11.2. Регламент технического обслуживания должен быть разработан в соответствии с ОСТ 5340054-88 и предусматривать минимальное количество оперативных форм. 11.3. На этапе сертификационных испытаний должны быть предъявлены ТУ на учебные средства, согласованные с Заказчиком, перечень учебных плакатов для типографского издания, перечень действующих стендов пилотажно-навигационного, радиосвязного и электронных комплектов для обучения инженерно – технического состава предприятий ГА, ГУ на тренажер для обучения летного состава. 11.4. Для самолетов, поставляемых на экспорт, необходимо предусмотреть возможность передачи покупателю комплекта эксплуатационной документации как в обычном исполнении, так и на английском языке. 12. ТРЕБОВАНИЯ К СРЕДСТВАМ ЭВАКУАЦИИ ПОВРЕЖДЕННОГО САМОЛЕТА 12.1. Конструкция самолета должна иметь узлы креплений буксировочных тросов. 12.2. На фюзеляже и крыле самолета должны быть обозначены места зон, шпангоутов и других силовых элементов, под которые можно было бы подводить подъемные и транспортные средства. 12.3. В руководстве по эксплуатации должны быть указаны допустимые нагрузки и усилия, которые могут быть приложены к силовым элементам планера при эвакуации. 12.4. Конструкция самолета должна быть приспособлена к эвакуации в случае повреждения с применением разработанных в ГА средств "ЭКО". 213 13. РЕЖИМНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТОВ 13.1. Исключение несанкционированного проникновения людей на борт воздушного судна (ВС): 13.1.1. На дверях, люках, через которые возможен доступ на борт ВС, за исключением аварийных выходов, должны быть установлены замки со специальными ключевыми вставками. Аварийные выходы должны иметь закрытые механизмы, фиксация которых осуществляется изнутри самолета и которые не позволяют открыть аварийные выходы снаружи. 13.1.2. Дверь, ведущая из пассажирского салона в кабину экипажа, должна быть снабжена спецзамком и запираться из кабины экипажа. 13.1.3. Должен быть исключен доступ пассажиров к багажу в полете. 13.2. Обеспечение обнаружения закладки взрывного устройства на борту ВС. 13.2.1. Полости за технологическими лючками должны иметь минимальные объемы, обеспечивающие проведение технического обслуживания расположенных в них узлов и агрегатов. 13.2.2. Конструкция шкафов, полок и других деталей интерьера пассажирского салона и бытовых отсеков должна обеспечивать их быстрый и качественный осмотр. 13.2.3. Конструкция дверей, люков и лючков должна обеспечивать возможность их опломбирования или опечатывания. 13.3. Обеспечение наблюдения за обстановкой на борту самолета. Проработать возможность установки в двери кабины экипажа смотровых устройств для наблюдения за пассажирским салоном. 13.4. Обеспечение открытой подачи сигнала о нападении на борту самолета: Воздушное судно должно быть оборудовано системой сигнализации об опасности (ССО), обеспечивающей: - скрытое оповещение (сигнализация) экипажа бортпроводниками из пассажирских салонов и бытовых отсеков о незаконном вмешательстве на борту, при этом количество, места расположения и способы маскирования точек включения системы должны быть согласованы с Заказчиком. 13.5. Обеспечение связи наземных служб с экипажем в кабине и пассажирским салоном при стоянке: 13.5.1. На воздушном судне должна быть обеспечена проводная связь с земли (на стоянке вне видимости из салона) с экипажем, 214 исключив возможность несанкционированного переговоров экипажа с наземной службой. прослушивания 13.5.2. Бортовая автономная система громкоговорителя связи (СГС) должна обеспечивать: - возможность подключения наземной связной аппаратуры (с собственным источником электропитания и усилителем) через специальный бортовой разъем непосредственно к электродинамическим громкоговорителям, установленным в салонах и кабине экипажа, вне зависимости от положения переключателей на щитках СИУ и СГУ. 13.5.3. Специальный бортовой разъем СГС должен быть доступным с земли без каких–либо вспомогательных технических средств и обеспечивать подключение к нему наземной аппаратуры вне видимости из салона. 13.5.4. Место установки специального разъема должно иметь видимую снаружи маркировку. 13.6. В кабине экипажа должен быть установлен съемный сейф для хранения личного оружия членов экипажа и журнала приема – выдачи оружия, при этом должна быть исключена возможность снятия сейфа при закрытом состоянии его дверцы. 14. ТРЕБОВАНИЯ ПО МЕТРОЛОГИЧЕСКОМУ ОБЕСПЕЧЕНИЮ 14.1. Техническая документация на самолет и его комплектующие изделия на всех стадиях разработки должна пройти метрологическую экспертизу на предприятии – разработчике и представляться на рассмотрение Заказчика вместе с материалами метрологической экспертизы. 14.2. До начала заводских испытаний должны быть решены вопросы метрологического обеспечения испытаний и эксплуатации самолета. Порядок проработки вопросов метрологического обеспечения испытаний и эксплуатации самолета и представления доказательной документации должен соответствовать требованиям совместного МПП – МГА Положения 80 – 87 "Порядок проработки вопросов метрологического обеспечения испытаний и эксплуатации изделий". 14.3. Для вновь разработанных изделий при создании встроенных средств контроля (ВСК), предназначенных для количественной оценки нормированных параметров самолета и комплектующих изделий (в том числе и для оценки того, находится ли значение параметра в пределах заданного допуска) в эксплуатационной документации ВСК, должны быть нормированы их метрологические или точностные характеристики, а также приведены методические указания по проверке, 215 обеспечивающие передачу размера единиц физических величин от соответствующих государственных эталонов. 14.4. Эксплуатационная документация на КПА должна быть согласована с метрологической службой Заказчика. 14.5. На этапе сертификационных испытаний должны быть проведены испытания наземных средств эксплуатационного контроля (в том числе измерительных приспособлений и инструмента), предусматривающие проверку и нормирование их метрологических и точностных характеристик как в нормальных условиях, так и при воздействующих ожидаемых условиях эксплуатации. 15. ТРЕБОВАНИЯ ПО ОБЕСПЕЧЕНИЮ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТА В ЗАРУБЕЖНЫХ АЭРОПОРТАХ 15.1. Характеристики системы централизованной заправки должны быть увязаны с характеристиками зарубежных заправочных систем (производительность, давление и т.д.). 15.2. Используемые в конструкции самолета материалы, лаки и краски должны позволять применение зарубежных жидкостей для удаления обледенения с самолета на земле. 15.3. Расположение приемника воздушного давления, датчиков или других внешних приборов в зоне входных пассажирских дверей не должны затруднять стыковку пассажирских трапов зарубежных образцов с самолетом. 15.4. Расположение и конструкция разъемов электропитания, СПУ, заправка топливом, маслом, водой, химжидкостью, а также системы воздушного запуска двигателя и др. должны отвечать международным требованиям и обеспечивать применение зарубежного наземного оборудования. 15.5. Конструкция силовых узлов под гидросъемники для вывешивания самолета, тележки шасси и крепления буксировочных водил должна позволять применение соответствующего зарубежного наземного оборудования для самолетов аналогичного типа. 216 Дополнение к ТЗ на разработку пассажирского самолета "МАРКА САМОЛЕТА" В дополнении к ТЗ обычно приводят сравнение некоторых ТТХ разрабатываемого самолета с ТТХ заменяемого самолета и самолетов-аналогов, разработанных другими фирмами. Для пассажирского самолета, предназначенного для перевозки пассажиров, багажа, почты и грузов на внутренних и международных линиях Украины и других стран СНГ и ICAO, в качестве сравнения могут использоваться, например, следующие характеристики: - топливная эффективность, (количествово грамм топлива, расходуемых на один пассажиро - километр пути); - весовая эффективность, (количество килограммов массы пустого самолета на одного пассажира); - типы ВПП, с которых возможна эксплуатация самолетов; - удельная трудоемкость технического обслуживания. Данные могут быть представлены в виде таблиц, графиков, диаграмм и т.п. 217 Приложение 2 Ан-74T-200А Самолет Ан-74T-200А представляет собой цельнометаллический свободнонесущий моноплан с высокорасположенным крылом и Т-образным оперением. Самолет предназначен для перевозки грузов и военнослужащих, парашютного десантирования, перевозки больных и раненых на воздушных линиях малой и средней протяженности. На самолете устанавливают два турбовентиляторных двигателя Д36 серии 3A (2х6500 кгс) с реверсом тяги и газотурбинный двигатель TA12 вспомогательной силовой установки. Экипаж самолета состоит из трех человек: - командир воздушного судна (пилот); - второй пилот; - бортмеханик. ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ Максимально допустимые эксплуатационная скорость и число М полета по маршруту при полетной конфигурации самолета: 500 км/ч VmaxЭ 0,65 МmaxЭ Дальность полета на барометрической высоте 9000… 10100 м при скорости 540…580 км/ч с тягой двигателей, не превышающей максимальной крейсерской тяги, со взлетной массой 36500 кг с АНЗ топлива на 1 час полета: а) с максимальной платной нагрузкой 10000 кг и запасом топлива на старте 6070 кг 1300 км; б) с максимальным запасом топлива на старте 12860 кг и платной нагрузкой 4410 кг и 4150 км РАСЧЕТНЫЕ МАССЫ - Максимальная взлетная масса - Максимальная посадочная масса - Максимальная масса платной нагрузки - Масса пустого самолета 36500 кг 33000 кг 10000 кг 19950 кг ЦЕНТРОВОЧНЫЕ ДАННЫЕ Допустимый диапазон центровок при взлете, в полете и при посадке: -- предельно передняя 15.5 % САХ -- предельно задняя 31.5 % САХ 218 Рис. П.2.1. Ан – 74 Т200А 219 РАЗМЕРЫ И ПЛОЩАДИ Крыло: - площадь - размах - стреловидность консольной части крыла по линии 0.25 хорд - площадь элеронов - площадь закрылков - площадь предкрылков - площадь интерцепторов Хвостовое оперение: - площадь горизонтального оперения - площадь руля высоты - площадь вертикального оперения - площадь руля направления Фюзеляж: - длина - максимальный диаметр - общий объем грузовой кабины Внутренние размеры грузовой кабины: - длина - ширина по полу - максимальная ширина - высота Размеры грузового люка - длина - ширина Размеры входной двери Размеры верхнего аварийного люка Шасси: - колея - база Характеристика колес: а) основные опоры шасси: - размер шины - давление б) передняя опора шасси: - размер шины - давление 220 98.62 м2 31.89 м 13° 58' 5.22 м2 19.58 м2 8.45 м2 5.934 м2 24.50 м2 9.70 м2 16.10 м2 6.08 м2 25.735 м 3.100 м 54.00 м3 10.500 м 2.150 м 2.500 м 2.200 м 7.100 м 2.400 м 1.650x0.800 м 0.500×0.510 м 4.094 м 8.670 м 1050х390 мм 0,7 МПа 720х310 мм 0,7 МПа Ан-74TК-300 Самолет Ан-74TK-300 представляет собой цельнометаллический свободнонесущий моноплан с высокорасположенным крылом и Т-образным оперением. Самолет предназначен для перевозки 52 пассажиров на воздушных линиях малой и средней протяженности. На самолете устанавливают два турбовентиляторных двигателя Д36 серии 4A (2х6500 кгс) с реверсом тяги и газотурбинный двигатель TA12 вспомогательной силовой установки. Экипаж самолета состоит из двух человек: - командир воздушного судна (пилот); - второй пилот. В случае необходимости в состав экипажа может быть включен бортинженер. ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ Максимально допустимые эксплуатационная скорость и число М полета по маршруту при полетной конфигурации самолета: VmaxЭ 500 км/ч 0,65 МmaxЭ Дальность полета на барометрической высоте 10100 м при скорости 580…615 км/ч с тягой двигателей, не превышающей максимальной крейсерской тяги, со взлетной массой 37500 кг с АНЗ топлива на 1 час полета: а) с максимальной платной нагрузкой 5680 кг (52 пассажира) 3500 км; б) с максимальным запасом топлива 5300 км. РАСЧЕТНЫЕ МАССЫ - Максимальная взлетная масса Максимальная посадочная масса Максимальная масса платной нагрузки Масса пустого самолета 37500 кг 34000 кг 6000 кг 22450+1% кг ЦЕНТРОВОЧНЫЕ ДАННЫЕ Допустимый диапазон центровок при взлете, в полете и при посадке: - предельно передняя 17.0 % САХ - предельно задняя 31 % САХ РАЗМЕРЫ И ПЛОЩАДИ Крыло: - площадь - размах - стреловидность консольной части крыла по линии 0.25 хорд - площадь элеронов - площадь закрылков 221 98.62 м2 31.89 м 13° 58' 5.22 м2 19.58 м2 Рис. П.2.2. Ан – 74 ТК300 222 - площадь предкрылков - площадь интерцепторов Хвостовое оперение: - площадь горизонтального оперения - площадь руля высоты - площадь вертикального оперения - площадь руля направления Фюзеляж: - длина - максимальный диаметр - общий объем грузовой кабины Внутренние размеры грузовой кабины: - длина - ширина по полу - максимальная ширина - высота Размеры грузового люка - длина - ширина Размеры входной двери Размеры аварийного выхода I типа Размеры аварийного выхода III типа Размеры верхнего аварийного люка Шасси: - колея - база Характеристика колес: а) основные опоры шасси: - размер шины - давление б) передняя опора шасси: - размер шины - давление 223 7.936 м2 5.967 м2 24.50 м2 9.70 м2 16.10 м2 6.08 м2 25.735 м 3.100 м 70.00 м3 9.800 м 2.150 м 2.500 м 2.200 м 7.100 м 2.400 м 1.650x0.800 м 1.325 × 0.610 м 0.915 × 0.510 м 0.500×0.510 м 4.094 м 8.670 м 1050х390 мм 0,7 МПа; 720х310 мм 0,7 МПа Ан-140 Ан-140 является региональным пассажирским самолетом, предназначенным для эксплуатации на внутренних и международных авиалиниях. Самолет представляет собой свободнонесущий высокоплан с прямым крылом большого удлинения трапециевидной формы в плане и однокилевым оперением с неподвижным стабилизатором, установленным на фюзеляже. Два турбовинтовых двигателя ТВЗ-117ВМА-СБМ1 расположены в гондолах под крылом. Взлетная мощность двигателей - 2х1839 кВт (2х2500 л.с.) На двигателях установлены флюгерно-реверсивные шестилопастные воздушные винты АВ-140 диаметром 3,72 м. Лопасти винта выполнены из композиционных материалов. Минимальный состав экипажа самолета: - командир воздушного судна (КВС); - второй пилот (ВП); - бортпроводник. ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ Максимально допустимые эксплуатационная скорость и число М полета по маршруту при полетной конфигурации самолета: VmaxЭ 420 км/ч (Н < 5920 м) 0, 5 (Н > 5920 м) МmaxЭ Максимальная высота полета 7600 м РАСЧЕТНЫЕ МАССЫ - Максимальная взлетная масса Максимальная посадочная масса Максимальный вес самолета без топлива Вес пустого снаряженного самолета Максимальный вес топлива при открытой заправке (γ = 0,81 г/см3) 21500 кг 21500 кг 19200 кг 13100 кг 4632 кгс ЦЕНТРОВОЧНЫЕ ДАННЫЕ Допустимый диапазон центровок при взлете, в полете и при посадке: - предельно передняя 18.0 % САХ - предельно задняя 32 % САХ 224 Рис. П.2.3. Ан – 140-100 225 РАЗМЕРЫ И ПЛОЩАДИ Крыло: - размах - площадь Горизонтальное оперение: - размах - площадь Вертикальное оперение: - высота - площадь Фюзеляж: - длина - диаметр максимальный Транспортная кабина - длина с задним багажно-грузовым отсеком - ширина максимальная - ширина по полу - высота Объем: - герметичной транспортной кабины - заднего багажно-грузового отсека - подпольного багажно-грузового отсека Размеры дверей и люков (ширина х высота), мм: - входной двери, проем - входной двери по трапу - грузовой двери - служебной двери - люка подпольного багажно-грузового отсека - бортового аварийного люка - верхнего аварийного люка Гондолы двигателей: - длина Шасси: - колея - база (при необжатой амортизации) Передняя опора: - число х тип колес - тип шин Основная опора: - число х тип колес - тип шин - колея спарки 226 25,505 м 56,36 м2 9,126 м 17,1 м2 4,792 м 12,34 м2 21,57 м 2,82 м 14,51 м 2,6 м 2,284 м 1,9 м 95 м3 6,1 м3 3,0 м3 914x1680 790х1860 985x1290 622x1290 500x1012 510x1186 510x510 5,442 м 3,18 м 8,125 м 2хКН44 600x220-254 2хКТ231А 810x320-330 500 мм Ан-148 Самолет Ан-148-100 является региональным самолетом, предназначенным для перевозки до 80 пассажиров, багажа, почты и грузов на внутренних и международных авиалиниях с возможностью эксплуатации на аэродромах с искусственным покрытием и подготовленных грунтовых ВПП, расположенных на высотах до 3000 м над уровнем моря. Самолет Ан-148-100 представляет собой свободнонесущий моноплан с высокорасположенным стреловидным крылом, однокилевым Т-образным оперением с двумя трехвальными двухконтурными двигателями Д-436-148 (2х6400 кгс), размещенными в гондолах на пилонах под стреловидным крылом, одной вспомогательной силовой установкой АИ-450-МС, установленной в хвостовой части фюзеляжа. Минимальный состав экипажа самолета: - командир воздушного судна 1 - второй пилот 1 - бортпроводники 2 (3) Максимальное количество пассажиров - 80 чел. ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ Максимально допустимые эксплуатационная скорость и число М полета по маршруту при полетной конфигурации самолета: VmaxЭ 870 км/ч 0,88 МmaxЭ Максимальная высота полета 12500 м Крейсерская высота полета 11600 м Практическая дальность полета Ан-148-100А в одноклассной компоновке на крейсерской скорости 820 км/ч и крейсерской высоте полета самолета Ан-148-100А составляет: - 75 пассажиров - на практическую дальность 2130 км; - 80 пассажиров - на практическую дальность 1850 км. РАСЧЕТНЫЕ МАССЫ - Максимальная взлетная масса - Максимальная посадочная масса - Максимальная масса платной нагрузки - Снаряженный расчетный вес самолета 37780 кг 35500 кг 9000 кг 24510 кг ЦЕНТРОВОЧНЫЕ ДАННЫЕ Допустимый диапазон центровок при взлете, в полете и при посадке: - предельно передняя 22.0 % САХ - предельно задняя 41 % САХ 227 Рис. П.2.4. Ан - 148 228 РАЗМЕРЫ И ПЛОЩАДИ Крыло: - площадь 87,32 м2 - размах 28,91м - стреловидность консольной части крыла по линии 0.25 хорд 25° - удлинение 9,58 - сужение 4,05 - САХ 3,399 м - площадь элеронов 2,89 м2 - площадь закрылков 17,4 м2 - площадь отклоняемого носка 2х094 м2 - площадь предкрылков 6,854 м2 - 5 интерцепторов с относительной средней хордой 0,148 м Хвостовое оперение: Горизонтальное оперение: - размах 9,4 м -- площадь 18,87м2 - стреловидность по линии 0.25 хорд 32° - удлинение 4,61 - сужение 2,51 - площадь руля высоты 5,37 м2 Вертикальное оперение: - высота 4,34 м - площадь 19,86 м2 - стреловидность по линии 0.25 хорд 40° - удлинение 0,948 - сужение 1,346 - площадь руля направления 6,36 м2 Фюзеляж: - длина 26,11 м - максимальный диаметр 3,35 м Внутренние размеры пассажирской кабины: - длина 17.580 м - ширина по полу 2.860 м - максимальная ширина 3.130 м - высота 2.000 м Размеры проемов люков подпольных багажно-грузовых отсеков, мм: - переднего (правый борт) 1550х1000 - заднего (правый борт) 1000х1000 Дверь заднего багажно-грузового отсека (правый борт) - 750х1000 мм Объемы багажно-грузовых отсеков: 229 - переднего подпольного 8,55 м3 - заднего подпольного 4,35 м3 - заднего БГО 3,1 м3 Размеры проемов входных боковых дверей на левом борту (мм) : - передней 813х1560 (813х1830 - вырез в обшивке) - задней 813х1830 Размеры проемов служебных боковых дверей на правом борту (мм): - передней 610х1220 - задней 610х1220 Шасси: - колея 4.580 м - база 10.517 м Характеристика колес: а) основные опоры шасси: - размер шины 965х305 мм б) передняя опора шасси: - размер шины 589х183 мм 230 Библиографический список 1. Кривцов В.С. Основы аэрокосмической техники: учебник для высш. учеб. заведений (направление "Авиация и космонавтика"): в 2ч. / В.С. Кривцов, Я.С. Карпов, М.Н. Федотов. – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т "Харьк. авиац. ин-т", 2003. – Ч.2. – 901 с. 2. Житомирский Г.И. Конструкция самолетов: учебник для вузов авиац. специальностей / Г.И. Житомирский. – М.: Машиностроение, 1991. – 400 с. 3. Основы общего проектирования самолетов с газотурбинными двигателями: учеб. пособие.: в 2 ч. / П.В. Балабуев, С.А. Бычков, А.Г. Гребеников, В.Н. Желдоченко, А.А. Кобылянский, А.К. Мялица, В.И. Рябков, Т.П. Цепляева. – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т "Харьк. авиац. ин-т", 2003. – Ч.2. – 390 с. 4. Малашенко Л.А. Проектирование подвижных частей крыла и оперения: учеб. пособие / Л.А. Малашенко. – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т "Харьк. авиац. ин-т", 2004. – 70 с. 5. Войт Е.С. Проектирование конструкций самолетов: учебник / Е.С. Войт, А.И. Ендогур, З.А. Мелик-Саркисян, Н.М. Алявдин. – М.: Машиностроение, 1987. – 416 с. 6. Клименко В.Н. Приближенное определение основных параметров самолета: учеб. пособие / В.Н. Клименко, А.А. Кобылянский, Л.А. Малашенко. – Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1986. – 40 с. 7. Кобылянский А.А. Характеристики газотурбинных двигателей: учеб. пособие / А.А. Кобылянский, А.Г. Гребеников. – Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1986. – 86 с. 8. Проектирование самолетов / С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев, А.А. Бадягин. – М.: Машиностроение, 1983. – 616 с. 9. Самолеты и вертолеты. Т. IV-21. Проектирование, конструкции и системы самолетов и вертолетов / А.М. Матвеенко, А.И. Акимов, М.Г. Акопов и др.; под общ. ред. А.М. Матвеенко. – Кн. 2. – 752 с. 10. Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолетов: пер. с англ./пер. Е.П. Голубкова. – М.: Машиностроение, 1983. – 648 с. 11. Основные положения воздушного кодекса Украины и норм летной годности самолетов транспортной категории: – учеб. пособие /Е.Т. Василевский, В.А. Гребеников, В.Н. Николаенко. – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 2006. – 332 с. 12. Аэродинамика и динамика полета магистральных самолетов. / под ред. Г.С. Бюшгеса. – Москва-Пекин: ЦАГИ, 1995. – 772 с. 13. Гиммельфарб А.Л. Основы конструирования в самолетостроении: – учеб. пособие. - М.: Машиностроение, 1980. – 367 с. 14. Шульженко М.Т. Сборник иллюстраций по курсу конструкции самолетов / М.Т. Шульженко. – М.: Оборонгиз, 1954. – 105 с. 231 15. Приложение №14 к конвенции о международной гражданской авиации. Т. 1. Проектирование и эксплуатация аэродромов / Международная организация гражданской авиации.– 250 с. 16. Альбом конструкций агрегатов и систем самолета Ан-140-100: учеб. пособие / С. В. Воронов, А.Г. Гребеников, А. М. Гуменный и др. – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «ХАИ», 2005. – 182 с. 17. Альбом конструкций агрегатов и систем самолета Ан-74Т-200А и др. – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «ХАИ», 2006. – 180 с. 18. Самолет Ан-140. Стандартная спецификация / П.В. Балабуев, А.Г. Гребеников, П.А. Клюев и др. – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т "ХАИ". – 2004. – 260 с. 19. Самолет Ан-74 ТК-300 стандартная спецификация / А.Г. Гребеников, П.А. Клюев, В.Н. Король и др. – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т "ХАИ". – 2004. – 276 с. 20. Су 24 Полигон. / А. Фомин, А. Михеев, В. Максименко, К. Ратников/ – М.: Гончар, Стрелец, 1996 – 92 с. 21. Су 27 Полигон / А. Фомин, А. Михеев, К. Ратников/ - М.: Гончар, 1995 – 48 с. 22. Бедретдинов И.А. Штурмовик Су 25 и его модификации / И.А. Бедретдинов. / - М. Бедретдинов и Ко, 2002. – 400 с. 23. Ключников Г.Я. Определение допустимых типов самолетов по классам аэродромов / Г.Я.Ключников, А.Л. Подкин // Транспорт Российской Федерации. – 2006. - №2. – С. 29 – 31. 232 Мялица Анатолий Константинович Малашенко Лев Александрович Гребеников Александр Григорьевич Василевский Евгений Тимофеевич Клименко Вячеслав Николаевич Сердюков Александр Анатольевич РАЗРАБОТКА АВАНПРОЕКТА САМОЛЕТА Редактор Т.Г. Кардаш Подписано в печать 11.03.2010 Формат 60х84 1 . Бум. офсетная 8 Усл. печ. л. 13,1. Уч.-изд. л. 14,7. Т. 150 экз. Заказ . Цена свободная ___________________________________________________________ Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского "Харьковский авиационный институт" 61070, Харьков-70, ул. Чкалова, 17 http:// www.khai.edu Отпечатано в типографии ХГАПП 61023, г. Харьков-23, ул. Сумская, 134, т. 707-87-60
