1 Самолет как объект проектирования Современный ЛА - сложная система, включающая множество элементов, связанных между собой. При увеличении числа элементов количество внутренних связей и возрастает примерно пропорционально квадрату приращения числа данных элементов. Такие агрегаты как крыло, фюзеляж у современного пассажирского ЛА содержит более 1 млн деталей включая крепёж. Имеется ряд функциональных подсистем, объединенных в одно целое. Они определяют свойства ЛА, его особенности, характеристики. Например, для полёта необходима подсистема создания подъемной силы, подсистема обеспечения устойчивости и управляемости, подсистема обеспечения движущие силы тяги, подсистема обеспечения целевой функции. Подсистема, позволяющая ориентировать и направлять тело в пространстве и т. д. каждая подсистема включает несколько простых и сложных систем и отдельные элементы. Разбиение на подсистемы удобно для изучения и анализа их работы, для совершенствования конструкции. Для выполнения любой задачи ЛА должен быть связан с системой обеспечения взлета и посадки - с аэродромом, с системой обеспечения воздушного движения - наземные службы и диспетчеры. Должен быть экипаж. Т.е. ЛА является под системой более сложной модели - авиационного комплекса. Авиационный комплекс - либо элемент транспортной системы страны, либо элемент оборонной системы государства. 2 Этапы проектирования ЛА 1 этап. Внешнее проектирование - перед началом проектирования прорабатываются требования к новому самолету, которые формулируются совместно заказчиком и ОКБ. На основе исследований перспективных разработок прогнозируется потребные характеристики будущего самолета. осуществляются многовариантные расчеты по определению и оптимизации технических и экономических характеристик будущего самолета с учётом эксплуатации. В результате определяются необходимые параметры ЛА и его характеристики, которые позволяют сформулировать ТЗ (требования к его проектированию). Обоснованное ТЗ во многом определяет успешную программу создания нового ЛА. 2 этап. Предварительное проектирование. Разработка технического предложения. Цель этапа - выбор схемы ЛА, определение наивыгоднейшего сочетания параметров, также определяются необходимые системы. На основе анализа ТЗ, предложение главного конструктора, на основе опыта КБ, рекомендации НИ(ЦАГИ) формируется концепция самолета и разрабатывается аванпроект. Определяются в первом приближении основные геометрические, весовые, энергетические характеристики ЛА, формируются принципы управления на различных участках траектории. Учитывается структура оборудования и снаряжения и т. д. В результате представляют чертежи общих видов, варианты ЛА, экономическая эксплуатационная предварительная документация. На основе этих материалов принимается решение о целесообразности дальнейшей разработки проекта. 3 этап. Эскизное проектирование. Полученные геометрические, весовые и энергетические параметры ЛА воплощаются в конкретную компоновку, отвечающую различным, часто противоречивым требованиям. Это не только конструктивные, но часто технологические и эксплуатационные требования. При этом постоянно уточняется центровка ЛА, до расчёта которой должны быть выполнены расчеты на прочность, весовые расчёты агрегатов планера, силовой установки, входящего оборудования, снаряжение, грузов и т. д. Проводят широкие теоретические и экспериментальные исследования агрегатов и систем ЛА. Продуваются модели ЛА и его агрегаты в аэродинамической трубе. К результатам исследований уточняют аэродинамический расчёт, расчёт устойчивости и управляемости, характеристик аэроупругости и т.д. На основании полученных данных дорабатывается компоновка, уточняются весовые расчёты и т. д. Строят макет ЛА, выполняют математическое моделирование. Итог этапа эскизный проект, где где отражается уточненная информация о характеристиках ЛА, его формах, размерах, взаимном расположении основных агрегатов и элементов. Макетная комиссия по результатам работы даёт комплексную оценку проекта, на основании которой принимается решение о разработке проекта и изготовлении опытного экземпляра. 4 этап. Рабочее проектирование. На данном этапе выпускается вся техдокументация, необходимая для изготовления, сборки, монтажа как отдельных агрегатов, так и ЛА в целом. Разрабатываются чертежи общих видов агрегатов, сборочные и детальные чертежи всех элементов ЛА. Ведутся исследования по внедрению новых материалов, типов конструкции, проводятся статические и динамические испытания прочности конструкции. Уточняются весовые расчеты и расчеты на прочность всех элементов конструкции. Документация уточняется. В процесс проектирования включается изготовление опытных экземпляров и их испытания. В результате испытаний получают фактические характеристики ЛА, определяют степень соответствия тактико-техническим требованиям. Принимаются решения о необходимости изменений в проектной документации. При изготовлении опытного образца осуществляется отработка технической документации и технологии изготовления ЛА. По итогам принимается решение о запуске в серийное производств о. Техническое предложение и эскизные проект наиболее ответственные этапы. При затратах 20-25% времени от всего проекта и не более 5-10% средств принимается 75-80% основных технических решений. 1 Предпроектная работа – сбор данных и анализ рынка для составления ТЗ 2 Техническое задание основное назначение разрабатываемого объекта, его технические характеристики, показатели качества и технико-экономические требования, предписание по выполнению необходимых стадий создания документации (конструкторской, технологической, программной и т. д.) и её состав, а также специальные требования 3 Эскизнй проект - это совокупность конструкторских документов, которые должны содержать принципиальные конструкторские решения, дающие общее представление об устройстве и принципе работы изделия. На стадии эскизного проектирования могут разрабатываться и изготавливаться макеты отдельных сборочных единиц изделия или изделия в целом для проверки новых или наиболее важных конструкторских решений. 4 Технический проект – на этой стадии принимаются окончательные проектные по изделию, создание и испытание макетов. 5 Рабочий проект – создание комплекта конструкторской документации. 6 Технологическая подготовка производства – создание комплекта технологической документации. 7 Лётные испытания - оценка характеристик изделия, сравнение полученных показателей с заданными и разработка мероприятий по их улучшению 8 Сертификация самолёта – предоставление доказательств соответствия 3 Коэффициенты роста и градиенты взлетной массы При проектировании часто приходится решать задачи противоречивого характера. Для увеличения аэродинамики часто требуется увеличение массы ЛА. Для увеличения ресурса конструкции также часто требуется увеличение массы, а увеличение массы увеличивается стоимость, увеличивается дальность полета и т.д. В процессе проектирования вносятся многочисленные изменения и улучшения при этом необходимо сравнивать различные варианты конструкторских решений. Существуют различные подходы по сравнению вариантов со своими преимуществами и недостатками. Рассмотрим приближённый метод, основанный на линеаризации малых конечных приращений. Просто задача решается в случае, когда за критерий оценки принимается величина взлетной массы. Допущения: - частные изменения, происходящие одновременно и несвязанные между собой, являются независимыми и определяются конструкторам. - при внесении изменений в проект конструктор должен сохранить заданную целевую нагрузку и данные, указанные в ТЗ. - изменения в проекте по величине малы, не превышают 10-15% от первоначального значения, иначе по данному методу возрастает погрешность оценки. Согласно 1 допущению у полный дифференциал критерии оценки один может быть выражен: 𝜕𝑎 𝜕𝑎 𝜕𝑎 𝑑𝑎 = 𝑑𝑖1 + 𝑑𝑖2 + ⋯ + 𝑑𝑖 , (1) 𝜕𝑖1 𝜕𝑖2 𝜕𝑖𝑛 𝑛 Будем считать, что дифференциалы и конечные превращения эквивалентны, тогда: 𝜕𝑎 𝜕𝑎 𝜕𝑎 ∆𝑎 = ∆𝑖1 + ∆𝑖2 + ⋯ + ∆𝑖 , (2) 𝜕𝑖1 𝜕𝑖2 𝜕𝑖𝑛 𝑛 По методу градиентов взлетной массы в качестве критерия а выбирается взлётная масса ЛА, дополнительная масса сопротивления и т.д. 𝜕𝑚0 𝜕𝑚0 𝜕𝑚0 ∆𝑚0 = ∆𝑚доп + ∆𝑥доп + ⋯ + ∆𝑖 , (3) 𝜕𝑚доп 𝜕𝑥доп 𝜕𝑖𝑛 𝑛 В этом выражении (3) значение правой части являются градиентами взлетной массы. 𝜕𝑚0 ∆𝑚доп = 𝑔𝑟𝑎𝑑 𝑚0 . 𝜕𝑚доп 𝜕𝑚0 ∆𝑥 = 𝑔𝑟𝑎𝑑 𝑚0 , 𝜕𝑥доп доп - связан с появлением дополнительной массы агрегата или ЛА в целом. Градиенты являются однонаправленными векторами. Коэффициенты роста взлетной массы ЛА. На всех этапах проектирования коэффициенты роста являются постоянными величинами и могут быть предварительно вычислены. При этом конечные приращения определя ет конструктор. Данный метод позволяет решать большой спектр задач: - оценить влияние на критерии оценки ЛА каждого из переменных параметров, определить какой из них влияет в наибольшей степени, чтобы предпринять действия по улучшению этой величины. Для решения этой задачи необходимо найти соответствующие частные производные, принять что конечное приращение переменных должны составлять одинаковую часть первоначального значения каждого из них. - определять суммарное эквивалентное влияние на критерии оценки какой-либо системы параметров. Важность результатов задачи в удобстве анализа различных вариантов технических решений, связанных с изменением массы, силы лобового сопротивления, ресурса, стоимости и т.д. Наилучшим будет тот вариант, для которого получен экстремум критерия. возможность находить эквиваленты различных параметров, например: весовые эквиваленты стоимости, весовые эквиваленты ресурса и т.д. Задача имеет в данной постановке большое практическое значение, например, при определении целесообразности технических изменений, связанных, например, с применением более лёгкой или более дорогой конструкции, с уменьшением аэродинамического сопротивления за счёт увеличения массы и т.д. При решении таких задач следует приравнять нулю пару частных приращений критериев: 2 𝜕𝑚0 ∑( ∆𝑖 ) = 0. 𝜕𝑖𝑘 𝑘 𝑖=𝑘 Пересчитать значение взлетной массы на новые: 𝜕𝑚0 ∆𝑖 , (4) 𝜕𝑖𝑛 𝑛 Здесь степень погрешности решения зависит от абсолютной величины приращения параметра. Если не превышает 10% от первоначального значения, то полученное новое будет иметь точность 1%. Каким образом метод градиентов взлетной массы позволяет при небольших затратах труда при проектировании найти связи между частными и общими изменениями характеристик ЛА, а также сравнивать друг с другом изменения характеристик (частных) при одном и том же конечном результате. Метод дает оценку целесообразности конструкторских решений. 𝑚0 (новое) = 𝑚0 (исх) ± 4 Исходные данные для проектирования ЛА Рассматривается внутреннее проектирование, определяется схема самолёта, определяется наивыгоднейшее сочетание всех параметров ЛА и удовлетворение ТТХ заложенных ТЗ. Исходные данные: 1. ТТТ (тактико-технические требования) заказчика к ЛА. 2. Идея главного конструктора и его коллектива. 3. Рекомендации НИИ. 4. Ограничения на условия эксплуатации и на особенности использования ЛА. 5. Ограничения, связанные с методами проектирования. Ограничение на результаты проектирования совместно с ТТТ определяют условия функционирования ЛА (напр. гражданской или военной авиации), условия изготовления на серийном предприятии. К этим ограничениям относятся: - ограничения ТТТ для гражданских самолётов (нормы летной годности ЛА РФ); - физические ограничения: масса, скорость, высота полета, полезная нагрузка; - наличие и технический уровень оборудования на производстве; - уровень производства и технологии предприятия-изготовителя. Ограничения, связанные с методами проектирования: - уровень знаний; - сроки проектирования; - возможности лабораторного и экспериментального оборудования; - уровень вычислительной техники и ПО. Ограничения и расчетные случаи по состоянию атмосферы: - нормальные условия ( t=20, P=760 мм.рт.ст., влажность 70-80% и т.д.); - расчетные условия для получения взлетно-посадочных характеристик (высота аэродрома над уровнем моря); - климатические условия (тропические, арктические и т.д.); м - ограничения по ветру для расчёта взлетно-посадочных характеристик 𝑤𝑧 = ±15 ; 𝑤𝑦 = м с ±15 . с 5 Основные параметры ЛА и их связь с летными характеристиками При проектировании основными параметрами являются^ 1. Взлётная масса, кг - 𝑚0 ; 2. Площадь крыла, м 2 -𝑆; 3. Суммарная стартовая тяга двигателей, кг - 𝑃0 ; Суммарная стартовая мощность двигателей, кВт -л.с. -𝑁0 ; Часто используются относительные параметры: 4. Удельная нагрузка на крыло 𝑝 = 𝐺/𝑆; 5. Тяговооруженность 𝑃̅ = 𝑃/𝐺; Так как в полёте вес изменяется, то параметры 4 и 5 будут переменными величинами, поэтому чаще рассматриваются их стартовые значения: 6. 𝑃𝑎 = 𝐺0 /𝑆; 7. ̅̅̅ 𝑃0 = 𝑃0 /𝐺0 . 6 Максимальная скорость полета Имея основное уравнение для горизонтального полёта на высоте H можно получить выражение для максимальной скорости полёта 𝑉𝑚𝑎𝑥 , М/с: 𝑄 = 𝐶𝑥 𝜌𝐻 𝑉 2 𝑆 = 𝑃 (𝐻 ); 2 𝑉𝑚𝑎𝑥 = √ 2 ∙ 𝑃 (𝐻 ) , 𝜌𝐻 ∙ 𝐶𝑥 ∙ 𝑆 Умножим и разделим подкоренное выражение на 𝑚𝐻 ∙ 𝑔: 𝑉𝑚𝑎𝑥 = √ 2 ∙ 𝑃 (𝐻 ) ∙ 𝑚𝐻 ∙ 𝑔 2 ∙ ̅̅̅̅̅̅̅ 𝑃(𝐻) ∙ 𝑝𝐻 → 𝑉𝑚𝑎𝑥 = √ . 𝜌𝐻 ∙ 𝐶𝑥 ∙ 𝑆 ∙ 𝑚𝐻 ∙ 𝑔 𝜌𝐻 ∙ 𝐶𝑥 7 Статический потолок полета ЛА Статический потолок ЛА с ТРД можно определить по величине относительной плотности воздуха на высоте H. 1,67√Д0 ∙ 𝐶𝑋0 𝜌𝐻 потр 𝜌𝐻 ∆= ; ∆потр= ; ∆потр= , 𝜌0 𝜌0 𝜉 ̅ ∙ ̅̅̅ 𝑃0 Д0 - коэффициент отвала поляры в выражении уравнение поляры 𝐶𝑋 = 𝐶𝑋0 + Д0 𝐶𝑌2 Д0 = 1/𝜋𝜆эф 𝜆 𝜆эф = 1+𝑘 𝑘 - зависит от формы крыла в плане. 𝜉 ̅ - коэффициент, учитывающий изменение тяги по скорости полёта. 𝜉 ̅ = 1 + 0,32𝑀 + 0,4𝑀2 − 0,01𝑀3 𝜌𝐻 потр = ∆потр ∙ 𝜌0 По плотности 𝜌𝐻 потр по таблице определяется статический потолок полета. 8 Максимальная дальность полета при крейсерской скорости полета Для предварительного проектирования при определении дальности в км может быть использована следующая формула. 𝐾𝑉крейс 𝑚0 𝐿 = 3,6 ∙ ln 𝐶𝑝 𝑚констр 𝐾 – АД качество; 𝐶𝑝 - средняя за полёт величина расхода топлива всех двигателей; 𝑚0 - взлётная масса; 𝑚констр - масса конструкции, оборудования, снаряжения и т.д. кроме топлива. 𝑚констр = 𝑚0 − 𝑚т; 𝑚0 1 = ; 𝑚констр 1 − ̅̅̅̅ 𝑚т 𝑚т 𝑚т = ̅̅̅̅ ; 𝑚0 1 𝑚т ̅̅̅̅ ln ≈ 1 − ̅̅̅̅ 𝑚т √ 1 − 𝑚 ̅̅̅̅т С учетом потери топлива на взлет, набор высоты и разгон до крейсерской скорости, снижение и посадку уравнение преобразуется так 𝐾𝑉крейс 𝑚т ̅̅̅̅ 𝐿 = 3,45 ∙ 𝐶𝑝 𝑚т √1 − ̅̅̅̅ 9 Выбор общей схемы ЛА Начальным этапом проектирования нового самолёта является выбор его схемы. критерием выбора схемы является полнейшее удовлетворение ТТТ и ТЗ. Выбор схемы подразумевает не только выбор аэродинамической схемы, но и: - выбор схемы размещения экипажа и целевой нагрузки; - выбор схемы АД несущей системы для основного (крейсерского) режимы полёта и схемы её изменения (механизации) для взлетно-посадочных и других режимов полёта; - выбор схемы силовой установки( система воздухозаборников, топливная система, система пожаротушения, система нейтрального газа, управления тягой, пилоны, двигатель, система управления торможением двигателя, смазочная система); - выбор схемы шасси; - выбор конструктивного силовой схемы и увязка этой схемы по отдельным агрегатом с учетом технологии производства и эксплуатации; - выбор состава бортового оборудования, приборов, авионики, определение технике управления ЛА; - выбор технологической схемы членения и схемы эксплуатационных разъемов, обслуживающих створок, люков и т.д. Окончательный выбор схемы проводится на основе анализа различных вариантов, их оптимизации. Критерии выбора лучшего варианта: - стоимость-эффективность или эффективность-стоимость ( когда одна часть критерия выступает в виде целевой функции). В качестве целевой функции служат взлетную массу, А в качестве ограничений - ЛТХ, которые задаются ТТТ и ТЗ. 10 Основные схемы самолета АД схема некоторые системы несущих поверхностей ЛА. Данная система характеризуется взаимным расположением несущих поверхностей, их относительными размерами и формами. Главная АД поверхность - крыло, ВО и ГО ( стабилизация и управление). При наличии нескольких несущих поверхностей расположенных одна над другой систему называют "полипланом". В зависимости от взаимного расположения крыла и оперения различают: 1. Нормальные схемы (ГО за крылом). 2. "Утка" (ГО перед крылом). 3. "Бесхвостка" ( летающее крыло). Все три схемы имеют общие свойства: - обеспечение балансировки 3 различных значениях подъемной силы и угла атаки; - сохранение устойчивого движения. Свойства управляемости и устойчивости являются основными для любой АД схемы. Схема бесхвостка может балансироваться только на границе продольной статической устойчивости (нейтральная балансировка). 11 Балансировка нормальной схемы ЛА При выполнении условия балансировки ∑ 𝑀𝑧 = 0 равнодействующая АД сил Y всегда проходит через центр тяжести и центр давления. Равнодействующая приращения АД сил при изменении угла атаки проходит через свой центр давления, который совпадает с фокусом ЛА. Уравнение равновесия6 𝑌кр + 𝑌ГО = 𝑌, 𝑀𝑧 = 𝑌кр (𝑥ц.т − 𝑥𝐹бГО) − 𝑌ГО ∙ 𝐿ГО , (1) При увеличении угла атаки на величину ∆𝛼 силы и моменты изменятся и получат приращения: ∆𝑌кр (∆𝛼 ) + ∆𝑌ГО (∆𝛼 ) = ∆𝑌 (∆𝛼 ), ∆𝑀𝑧 = ∆𝑌кр (∆𝛼 ) ∙ (𝑥ц.т − 𝑥𝐹бГО) − ∆𝑌ГО (∆𝛼 ) ∙ 𝐿ГО − ∆𝑌(∆𝛼 ) ∙ (𝑥𝐹 −𝑥ц.т), ∆𝑌ГО (∆𝛼 ) определяется с учетом скоса потока за крылом: 𝛼 ∆𝑌ГО (∆𝛼 ) = 𝐶𝑦ГО ∙ ∆𝛼 (1 − 𝜀 𝛼 ) ∙ 𝑘ГО ∙ 𝑞 ∙ 𝑆ГО , где 𝜀 𝛼 , 𝑘ГО – параметры скоса потока и параметр ГО. Из уравнения (1) следует, что при 𝑌кр > 0 направление действия (знак) подъемной силы на ГО зависит от взаимного расположения центра тяжести ЛА и фокуса ЛА без ГО - 𝑥𝐹бГО. 𝑥ц.т − 𝑥𝐹бГО 𝑌ГО = 𝑌кр , 𝐿ГО Из этого уравнения следует, что если 𝑥ц.т > 𝑥𝐹бГО, то 𝑌ГО > 0. 2𝐶𝑦𝛼 кр 𝛼 𝜀 = 𝑘 , 𝜋𝜆эф.кр 𝜀 𝑘𝜀 = 𝑓(𝑙, 𝐿ГО , 𝐻ГО , . . ). 12 Балансировка схемы «Утка» На крыле угол атаки меньше за счет скоса потока. Условие балансировки схемы можно записать так: 𝑌 = 𝑌кр + 𝑌ГО − 𝑌ск , 𝑀𝑧 = 𝑌кр (𝑥𝐹бГО − 𝑥ц.т) + 𝑌ск (𝑥ск+𝑥ц.т) − 𝑌ГО ∙ 𝐿ГО, (1) При уменьшении угла атаки на ∆𝛼 изменение сил и моментов выразится следующим образом: ∆𝑌 (∆𝛼 ) = ∆𝑌кр (∆𝛼 ) + ∆𝑌ГО (∆𝛼 ) − ∆𝑌ск (∆𝛼 ), ∆𝑀𝑧 = ∆𝑌кр (∆𝛼 ) ∙ (𝑥𝐹бГО − 𝑥ц.т) − ∆𝑌ГО (∆𝛼 ) ∙ 𝐿ГО + ∆𝑌ск (∆𝛼 ) ∙ (𝑥ск +𝑥ц.т) − ∆𝑌(∆𝛼 ) ∙ (𝑥𝐹 −𝑥ц.т), 𝑌ск – часть подъемной силы крыла, обусловленная скосом потока за передним ГО; ∆𝑌ск – изменение данной подъемной сил при изменении угла атаки 𝛼; 𝑥ск – фокус от скоса. На дозвуковых скоростях полета сила 𝑌ск примерно рана и противоположно направлена ∆𝑌ГО . 𝑌ск ≈ −∆𝑌ГО При сверхзвуке 𝑌ск ≈ 0. Направление (знак) подъемной силы на ГО при положительной подъемной силе на крыле зависит от взаимного расположения ц.т. ЛА и фокуса 𝑥𝐹бГО. Из уравнения (1) следует: 𝑌кр(𝑥𝐹бГО−𝑥ц.т) 𝑌ГО = , (2) 𝐿ГО Для дозвуковых ЛА: 𝐿ГО э = 𝐿ГО − (𝑥ц.т + 𝑥ск ), Из (2) следует 𝑌ГО > 0 при 𝑥𝐹бГО > 𝑥ц.т . Также 𝑌ГО < 0 при 𝑥𝐹бГО < 𝑥ц.т 13 Балансировка схемы «Бесхвостка» Уравнение равновесия для схемы: 𝑌 = 𝑛𝑦 𝐺 = 𝑌кр + 𝑌эв , (1) 𝑌эв - подъемная сила элевона. 𝑀𝑧 = 𝑌кр (𝑥ц.т − 𝑥𝐹 ) − 𝑌эв ∙ 𝐿эв , (2) 𝐿эв = 𝑥𝐹2 − 𝑥ц.т. При изменении 𝛼 на величину ∆𝛼: ∆𝑌 (∆𝛼 ) = ∆𝑌кр (∆𝛼 ) + ∆𝑌эв (∆𝛼 ), ∆𝑀𝑧 = ∆𝑌кр (∆𝛼 ) ∙ (𝑥ц.т − 𝑥𝐹 ) − ∆𝑌эв (∆𝛼 ) ∙ 𝐿эв , Если перейти к безразмерным АД коэффициентам, то на основании предыдущих уравнений можно получить выражение для степени продольной статической устойчивости самолета схемы «бесхвостка»: ∆𝑀𝑧 = 𝑥ц.т − 𝑥𝐹 , ∆𝑌 ∙ 𝑏сах Из уравнений (1), (2) можно получить балансировочную силу от элевонов: 𝑌(𝑥ц.т − 𝑥𝐹 ) 𝑌эв = 𝐿эв + (𝑥ц.т − 𝑥𝐹 ) 𝐶𝑦 𝑚𝑧 = 14 Сравнение схем самолетов На дозвуковых скоростях полёта существенную роль при расчёте ЛТХ играет сопротивление интерференции - взаимное влияние отдельных частей ЛА друг на друга. Значительная часть сопротивления интерференции связана с интерференцией крыла и фюзеляжа. Среднеплан Преимущества: - наименьшее сопротивление интерференции; - удобство размещения шассси; - удобство обслуживания двигателей на крыле; - удобство заправки топлива; - удобство обслуживания элеронов и механизации; - ГО находится вне зоны спутной струи. Недостатки: - невозможность размещения в центральной части фюзеляжа грузов, пассажиров, т.е. недостаточно эффективное использование объема фюзеляжа для пассажирских и военно транспортных ЛА из-за наличия центроплана крыла. Высокоплан Преимущества: - часто стойки шасси размещают в фюзеляже, что позволяет снизить вес стоек шоссе за счёт небольшой длины; - удобство компоновки пассажирских и военно-транспортных ЛА; - фюзеляж близко к поверхности Земли, удобство быстрой погрузки и выгрузки техники, снаряжение, людей и т.д.; - сопротивление интерференции выше среднеплана. Недостатки: - сложность размещения стоек шасси на крыле из-за значительной высоты и массы стоек; - с целью обеспечения жесткости фюзеляжа при аварийной посадке в нормах прочности заложено усиление конструкции фюзеляжа по стыку с крылом, что ведет к увеличению веса; - при аварийной посадке на воду фюзеляж уходит вниз, что затрудняет эвакуацию пассажиров; - неудобство обслуживания элеронов, механизации, двигателей. Низкоплан Преимущества: - низкие стойки шасси- небольшой вес; - экранирующее действие земли на взлете и посадке; - наибольшая безопасность при аварийной посадке; - удобство обслуживания; - нет затенения оперения. Недостатки: - наибольшее сопротивление интерференции среди других схем( может быть снижена при установке зализов); - трудность размещения двигателей под крылом. 15 Классификация массы ЛА В начале проектирования нового ЛА конструкторы сталкиваются с противоречием: общую взлетную массу Невозможно определить не определив массу всех составляющих ЛА. И при этом массу составляющих нельзя найти не зная массу ЛА. Поэтому используется метод последовательных приближений. При этом необходимо уточнить составные элементы. Классификация условно, делятся на группы: 1) конструкция ЛА: - крыло, герметизация топливных отсеков; - фюзеляж вместе с полами, перегородками, герметизацией, тормозные АД щитки (для военных ЛА); - оперение, включая кокиль, АД-гребни, шайбы, взлетно-посадочное устройство(шасси); - основные и не основные стойки, створки закрытия люков, цилиндры уборки -выпуска обтекатели шасси, тормозные парашюты (военные); - покрытие поверхности ЛАю 2) силовая установка: - двигатели основные и вспомогательные; - подъемные двигатели; - не сбрасываемые разгонно-тормозные двигатели; - дополнительные двигатели со своими системами реверсирования, шумоглушения, самолетными агрегатами; - воздушные винты и кокки; - пилоны; - капоты, моторамы; - воздухозаборники (кроме случаев, когда двигатель внутри фюзеляжа); - системы двигателей (система запуска, система управления, система регулирования воздухозаборников, сопла, система охлаждения, противообледенительная система, система пожаротушения, маслосистема); - топливные системы (баки, установочные элементы баков-арматуры, система подачи топлива, система аварийного слива топлива, система нейтрального газа, системы автоматического управления расхода топлива, система заправки топлива на земле и в воздухе. 3) оборудование и управление: - гидравлика; - высотное оборудование (системы кондиционирования, вентиляции, отопление); - пилотажно-навигационное оборудование; - радиооборудование; - электрооборудование; - противообледенительная система; - система управления. 4) снаряжение и служебная нагрузка: - расходуемые в полете технические жидкости; - экипаж, стюардесса; - парашют экипажа; - личные вещи и багаж экипажа; - невырабатываемое топливо; - масло для СУ; - съемное оборудование гардеробов, туалетов, буфетов, ковры, шторы, посуда; - аварийно-спасательное оборудование (лодки, пояса, аварийная тропы, переносная аппаратура и т.д.); - служебная нагрузка (трапы, лестницы, чехлы, инструмент, запчасти по оборудованию, сигнальные ракеты и т.д.); - дополнительное снаряжение (подвесные дополнительные топливные баки без топлива, подвески (кронштейны) специальных грузов. Полная нагрузка - целевая нагрузка, для транспортировки которой создан ЛА. Расчётная взлётная масса - масса пустого, полезная нагрузка, масса топлива. 16 Расчет массы ЛА 1-го приближения Взлётная масса ЛА определяется так: 𝑚0 = 𝑚констр + 𝑚су + 𝑚об.снар.упр + 𝑚т + 𝑚ц.н + 𝑚служ, (1) 𝑚констр = 𝑓 (параметры крыла, общая взлетная масса); 𝑚су = 𝑓 (𝑚взлетн, параметры СУ); 𝑚об.снар.упр = 𝑓(𝑚0 , параметры оборудования и управления, 𝑚об,упр); 𝑚т = 𝑓(𝑚взлетн, 𝑉крейс , дальности полета, высоты полета 𝐻, хар − к двигателя (уд. расход) , 𝐾, режима полета). 𝑚служ - заранее известна для конкретного экипажа самолёта. Разделим обе части уравнения (1) на 𝑚0 : 𝑚констр 𝑚су 𝑚об.снар.упр 𝑚т 𝑚ц.н+𝑚служ 1= + + + + , 𝑚0 𝑚0 𝑚0 𝑚0 𝑚0 𝑚констр 𝑚су 𝑚об.снар.упр 𝑚т = ̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅; 𝑚констр =𝑚 ̅̅̅̅̅; =𝑚 ̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅; = ̅̅̅̅. 𝑚т су об.снар.упр 𝑚0 𝑚0 𝑚0 𝑚0 Тогда: 𝑚ц.н+𝑚служ 1 = ̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅ 𝑚констр + 𝑚 ̅̅̅̅̅ ̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅ ̅̅̅̅т + ; су + 𝑚 об.снар.упр + 𝑚 𝑚0 Отсюда: 1 − ̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅ 𝑚констр − 𝑚 ̅̅̅̅̅ ̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅ 𝑚т 1 су − 𝑚 об.снар.упр − ̅̅̅̅ = , 𝑚0 𝑚ц.н+𝑚служ 𝑚0 = 𝑚ц.н+𝑚служ . 1 − ̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅ 𝑚констр − 𝑚 ̅̅̅̅̅ ̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅ 𝑚т су − 𝑚 об.снар.упр − ̅̅̅̅ Если принять значения (𝑚 ̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅, ̅̅̅̅̅, ̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅, 𝑚т = const, которые могут быть констр 𝑚 су 𝑚 об.снар.упр ̅̅̅̅) определены по статистике для данного типа ЛА, то из предыдущего уранвения получим взлетную массу 1-го приближения: 𝑚ц.н+𝑚служ (𝑚0 )1 = , 1 − ̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅ 𝑚констр − 𝑚 ̅̅̅̅̅ ̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅ ̅̅̅̅т су − 𝑚 об.снар.упр − 𝑚 При проектировании истребителей ВВП масса 𝑚 ̅̅̅̅̅ су определяется как масса СУ для обычных истребителей по статистике, увеличенное на 25-30% , а увеличивают на 15-20%. 𝑚т брать по статистике сложнее, так как оно существенно зависит от особенностей и ̅̅̅̅ характеристик конкретного ЛА даже одного класса. В 1-м приближении: 𝐿𝑝 𝑚 ̅̅̅̅т = 𝑎 + 𝑏 ∙ 𝑡𝑝 = 𝑎 + 𝑏 ∙ , 𝑉крейс 𝑡𝑝 − расчётное время полёта по маршруту, ч; 𝐿𝑝 − дальность полёта расчётная, км; 𝑉крейс − крейсерская скорость полета, км/ч. 𝑎 = 0,04 − 0,05 – для легких неманевренных ЛА 𝑚0 < 6000 кг; 𝑎 = 0,06 − 0,07 – для ЛА с 𝑚0 > 6000; 𝑏 = 0,05 − 0,06 – для дозвуковых ЛА; 𝑏 = 0,14 − 0,15 – для сверхзвуковых ЛА. Нижнее значение 𝑏 соответствуют ЛА с большим весом. 17 Относительная масса крыла В среднем 𝑚 ̅ кр = 0.08 … 0.12 от конструкции самолёта ( 30 − 40%) (дозвуковые неманевренные самолёты m=>10000кг) 7 ∙ 𝑘1 ∙ 𝑛𝑝 ∙ 𝜑 ∙ 𝜆 ∙ √𝑚0 𝜂+4 𝜇−1 4.5 ∙ 𝑘2 ∙ 𝑘3 𝑚 ̅ кр = 4 ∙ (1 − )+ + 0.015 0.75 1.5 10 ∙ 𝑝0 ∙ (𝑐̅0 ) ∙ 𝑐𝑜𝑠 ∙ 𝜒 𝜂 + 1 𝜇+1 𝑝0 𝑘1 = 0.96 − 1.05 − коэффициент зависит от ресурса крыла; 1685 𝑛𝑝 = − не меннее 3,45; 𝑝0 ∙ (1/𝑐𝑜𝑠𝜒 + 2/𝜆) 𝑔𝑚0 𝑝0 = − нагрузкана 1м2 при взлёте даН/м2 10𝑆 𝜒 − стреловидность; 𝜑 − коэффициент разгрузки; 𝜑 ≈ 0,92 − 0.5𝑚 ̅ т.кр − 0.1𝑘𝑐.𝑦 – если целевая нагрузка не в крыле 𝑘𝑐.𝑦 = 1, если движки на крыле, если нет − 0; 𝑚 ̅ т.кр − относительная масса топлива в консолях крыла; 𝑐̅0 − относительная толщина крыла у фюзеляжа; 𝑐̅0 𝜇 = ; 𝑐̅𝑘 − относительная толщина крыла на конце; 𝑐̅𝑘 𝑏0 𝜂 − сужение крыла ; 𝑏𝑘 𝑘2 = 1 − без наплывов, закрылок, интерцепторов, двухщелевые закрылки; = 1.6 − наплывы в корневой части, предкрылки, интерцепторы, трехщелевые закрылки; = 1.4 − наплывы, интерцепторы, нет предкрылков, закрылки двухщелевые; = 1.2 − без наплывов, без закрылок, есть интерцепторы, закрылки двухщелевые. 𝑘3 = 1 − установлены мягкие баки; = 1.2 – баки-кесонны имеют поверхностною герметизацию; = 1.05 – баки-кессоны имеют внутришовную герметизацию. 2 𝜑 = 0.92 − 0.83(𝑧̅т.кр) ∙ 𝑚 ̅ т.кр − 3.5 ∑[𝑧̅гр.кр2 ∙ 𝑚 ̅ гр.кр] ; 2𝑧т.кр 𝑧̅т.кр = − относительная наибольшая координата топлива в крыле; 𝑙 l – размах крыла; 2𝑧гр.кр 𝑧̅гр.кр = − относительная координата груза в крыле; 𝑙 𝑚 ̅ гр.кр − относительная масса груза в крыле(движки, шасси и тд); Анализ весовых формул крыла: Относительная масса крыла увеличивается с ростом расчётной перегрузки, удлинения и стреловидности крыла; уменьшается с ростом нагрузки на квадратный метр крыла, с ростом относительной толщины крыла у корня, с увеличением сужения в плане и спереди. Основные способы снижения массы крыла: Разгрузка с помощью размещения целевой нагрузки по размаху; Снижение расчётных перегрузок с помощью ограничения режимов полёта, увеличение активных поверхностей крыла; Применение материалов с большей удельной прочностью и жесткостью; Оптимизация силовой схемы и параметров крыла. 18 Относительная масса фюзеляжа Масса фюзеляжа состоит из массы его конструкции с полами, перегородками, гермоднищами, люками, окнами и фонарем пилотской кабины, узлами стыка с крылом и оперением, узлами подвески двигателей и целевой нагрузки, а также вооружения. Если двигатели установлены внутри фюзеляжа и воздухозаборники конструктивно связаны с фюзеляжем, то их масса также включается в массу фюзеляжа. В среднем 𝑚 ̅ф ≈ 0,08 … 0,12, что составляет 30…40% массы конструкции самолета. При определении дозвуковых магистральных пассажирских самолетов относительную массу фюзеляжа определяют по формуле Шейнина: 𝑚 ̅ ф = 𝑘1 ∙ 𝜆ф ∙ 𝑑ф2 ∙ 𝑚0−𝑖 + 𝑘2 + 𝑘3 + 𝑘4 , где 𝑚0 – взлетная масса самолета; 𝑘1 – коэффициент, учитывающий положение двигателей; 𝑘2 – коэффициент, учитывающий положение стоек главного шасси; 𝑘3 – коэффициент, учитывающий место уборки колес главного шасси; 𝑘4 – вид транспортировки багажа; 𝜆ф – удлинение фюзеляжа; 𝑖 – учитывает размеры фюзеляжа. Значения коэффициентов и показателя степени: 𝑘1 = 3,63 − 0,333𝑑ф , если двигатели соединены с крылом, а 𝑑ф < 5 м. 𝑘1 = 4,56 − 0,441𝑑ф , если двигатели установлены на кормовой части фюзеляжа, а 𝑑ф < 5 м. 𝑘1 = 3,58 − 0,27𝑑ф , если двигатели расположены на крыле или в случае смешанной компоновки (двигатели на крыле и фюзеляже), 𝑑ф < 5 м. 𝑘2 = 0,01, если стойки главного шасси крепятся к фюзеляжу, 𝑘2 = 0, если стойки главного шасси крепятся к крылу, 𝑘3 = 0,004, если стойки главного шасси убираются в фюзеляж, 𝑘3 = 0, если стойки главного шасси убираются в крыло, 𝑘4 = 0,004, если багаж перевозится в контейнерах, 𝑘4 = 0, в случае бесконтейнерной перевозки 𝑖 = 0,743, когда 𝑑ф ≤ 4 м; 𝑖 = 0,718, когда 𝑑ф > 5,5 м. При более подробном расчете дозвуковых магистральных пассажирских самолетов используется формула Киселева: 𝑚 ̅ф = 1 𝑀0 𝑀0 э (1,65 ∙ 𝑙ф (10−4 (𝑓н + 𝑓жв ) + 1,14𝑑ф2 (𝑝каб + 0,46√ )) + 𝑘 ∙ 𝑚0 𝑑ф 𝑚0 10 ∙ 𝑘фон э +5,32(𝑝каб + 1) 𝑑ф2 ∙ ( + 2,42 ∙ 10−2 ∙ 𝜆2ф + 0,3𝑑ф + 2,78) + 3 𝑑ф2 +6,4𝑑ф2 𝜆ф + 3 ∙ 10−3 ∙ 𝑚0 ∙ (𝑘соч + 1,67)); где 𝑀0 – изгибающий момент в месте заделки заднего лонжерона крыла, э 𝑝каб – эксплуатационное избыточное давление в гермокабине; 𝑘фон – учитывает разновидность фонаря кабины (1 – если один фонарь; 1,5 – если в нижней части имеется дополнительный фонарь для штурмана); 𝑘соч – зависит от расположения двигателей, места крепления стоек главного шасси и места уборки главных стоек шасси. Для сверхзвуковых пассажирских самолетов относительная масса определяется: 1 (6𝑑ф2𝜆ф + 5𝑑ф3 + 400М + 500) + 0,0125 𝑚 ̅ ф = 0,00212𝜆ф + 𝑚0 где М − расчетное число Маха полета Относительная масса для легких самолетов: −3/4 э 𝑚 ̅ ф = 1,14𝑘дв (1 + 0,4𝑝каб )𝑙1,5 ф 𝑚0 где 𝑘дв = 1 – если двигатели не соединены с фюзеляжем; 𝑘дв = 1,14 – если двигатели установлены на фюзеляже. Относительная масса тяжелых грузовых и военно-транспортных дозвуковых самолетов: 133𝑑1,5 1.5 ф 0.014 (31 + (𝜆ф ∙ 𝑑ф ) ) (1 + ) 𝑚 √ 0 𝑚 ̅ ф = (1 − 0,6 ∙ 10−6 𝑚0 ) ∙ + √𝑚0 cos 𝜒 + где ( 8𝑑ф3 + 25𝑑ф2 𝜆ф 𝑚0 𝜒 – стреловидность крыла по ¼ хорд ) + 0.018 Относительная масса фюзеляжа сверхзвуковых маневренных самолетов определяется: 1 2 3 𝑚 ̅ ф = 0,003𝜆ф + ∙ (10𝑑ф.экв 𝜆ф + 8𝑑ф.экв + 150М + 300) + 0,03𝑘ш 𝑚0 где 𝑑ф.экв – эквивалентный диаметр фюзеляжа; 𝑘ш – коэффициент, учитывающий положение шасси. При проектировании самолета ВВП относительная масса фюзеляжа определяется по приведенным выше формулам с учетом особенностей расположения двигателей 19 Компоновка самолета К компоновке самолета приступают после определения взлетного веса второго приближения, определения основных размеров его частей и уточнения веса конструкции. Под компоновкой самолета понимают взаимную пространственную увязку частей самолета, их формы и конструктивно-силовой схемы с размещением двигателей, экипажа, основных грузов и снаряжения. Компоновку начинают после того, как сделан чертеж крыла в плане, определены величина и положение САХ, а также величина плеча горизонтального оперения LГО относительно центра тяжести. Положением центра тяжести в начале проектирования задаются на расстоянии 0,25÷0,35% В САХ. При компоновке самолета окончательно определяется взаимное положение основных частей: крыла, фюзеляжа, оперения, а также определяются схема и расположение силовой установки, шасси, размещение основных грузов, пассажиров, экипажа, вооружения, различного оборудования. При этом учитываются эксплуатационные, тактические 68 требования, требования технологии, условия комфорта, и безопасности пассажиров. В процессе компоновки решаются вопросы выбора конструктивной силовой схемы, вопросы передачи и увязки сил, идущих с одного агрегата самолета на другой, рассматривается передача сил от грузов на конструкцию агрегата. Компоновка самолета производится с помощью компоновочного продольного разреза самолета, поперечных сечений и разреза в плановой проекции. Компоновочный разрез вычерчивается обычно в крупном масштабе М=1:2, 1:5, 1:10. При компоновке необходимо стремиться так располагать расходуемые в полете грузы, чтобы центр тяжести в полете почти не изменялся. При компоновке самолета следует выполнять главнейшие требования: 1. Топливо надо располагать так, чтобы его центр тяжести находился как можно ближе к центу тяжести самолета. 2. Большую часть топлива следует располагать в крыле. Это приводит к разгрузке крыла и уменьшению веса конструкции. 3. Сбрасываемые в полете грузы должны быть расположены таким образом, чтобы их центр тяжести совпадал с центром тяжести самолета. 4. Двигатели надо располагать так, чтобы вектор тяги проходил через центр тяжести самолета или вблизи него. 5. Крыло следует располагать так, чтобы центр тяжести самолета размещался на расстоянии, приблизительно равном 0,25÷0,35 от величины В САХ от носка аэродинамической хорды. 6. Величина LГО в соответствии со схемой самолета должна укладываться в диапазоне LГО = (1,2 ÷3,5)ВСАХ. 7. В целях уменьшения веса фюзеляжа желательно, чтобы силовые элементы крыла проходили через фюзеляж неразрезанными. 8. Разрабатывается в процессе компоновки конструктивно-силовая схема должна обеспечивать достаточно простую технологию общей и агрегатной сборки и изготовления деталей. 9. Конструктивно-силовая схема должна удовлетворять требованиям наиболее удобного расположения люков и разъемов, размещения оборудования, силовой установки грузов. 20 Центровка самолета Центровка самолета. Центровка самолета - расстояние от центра тяжести (ц.т.) до начала САХ (средняя аэродинамическая хорда), выраженное в процентах от её длины. Рисунок 1 - Положение центра тяжести самолета 𝑋̅𝑡 = 𝑋𝑡 ∙ 100%, 𝑏𝑐𝑎𝑥 где 𝑋̅𝑡 - центровка самолета, %; 𝑋𝑡 - расстояние от носка 𝑏𝑐𝑎𝑥 до центра тяжести, мм; 𝑏𝑐𝑎𝑥 - длина средней аэродинамической хорды, мм. При изменении вариантов загрузки самолета или при изменении полетного веса самолета в результате выгорания топлива, сброса грузов (парашютистов) меняется положение центра тяжести, следовательно, меняется и центровка самолета. Перемещение грузов внутри самолета в полете также сказывается на положении центра тяжести. При размещении грузов в носовой части самолета центровка становится более передней, и наоборот (более задняя). Центровка является весьма важной характеристикой самолета, связанной с его балансировкой, устойчивостью и управляемостью. Поэтому летчик обязан точно знать разрешенный диапазон центровок самолета с тем, чтобы не выйти за его пределы. В случае изменения размещения грузов, экипажа и т. д. необходимо производить расчет изменения центровки, который можно выполнить следующим образом. Если на самолете весом 𝐺 с центровкой 𝑋𝑡 добавлен груз весом 𝐺1 и помещен позади центра тяжести на расстоянии 𝑙, то точка приложения равнодействующей 𝐺 и 𝐺1 и есть новое положение ц.т. (рис. 2). Рисунок 2 - Расчет центровки при изменении веса Сумма моментов относительно точки О должна быть равна нулю, поэтому: 𝐺 ∙ ∆𝑥 = 𝐺1 (𝑙 − ∆𝑥 ), отсюда ∆𝑥 = где ∆𝑥 - смещение центра тяжести. 𝐺1 ∙ 𝑙 , 𝐺 + 𝐺1 Линейное смещение центра тяжести ∆𝑥 можно выразить в процентах САХ: ∆𝑥̅ = 𝐺1 ∙ 𝑙 ∙ 100 (𝐺 + 𝐺1 ) ∙ 𝑏𝑐𝑎𝑥 Если с самолета снимается груз позади ц.т. или добавляется груз впереди ц.т., то формула примет вид: ∆𝑥̅ = 𝐺1 ∙ 𝑙 ∙ 100 (𝐺 − 𝐺1 ) ∙ 𝑏𝑐𝑎𝑥 Добавив полученную величину изменения центровки ∆𝑥 к прежней центровке, получим новое значение центровки: 𝑋𝑡 нов. = 𝑋𝑡 ± ∆𝑥 Нужно следить, чтобы новая центровка не выходила из диапазона эксплуатационных центровок, предусмотренных инструкцией по эксплуатации (дальше доп. инфа.) Центр тяжести самолета. Вес самолета складывается из веса пустого самолета (планер, двигатели, несъемное оборудование), веса топлива, боеприпасов (на военных самолетах), грузов, экипажа и т. д. Если найти равнодействующую сил веса всех частей самолета, то она пройдет через некоторую точку внутри самолета - центр тяжести. Рисунок 3 - Определение центра тяжести самолета методом взвешивания Положение центра тяжести (ц. т.) на самолете обычно определяется методом двойного взвешивания. Самолет устанавливается на весы в двух положениях (рис.3). При каждом взвешивании замеряют показания передних и задних весов. Зная расстояние между весами и показания передних и задних весов в обоих случаях, по правилам механики определяют для каждого из этих положений самолета величину равнодействующей силы и линию ее действия. Точка пересечения линии действия равнодействующих 1-1 и 2-2 - ц.т. самолета. В процессе полета по мере выработки топлива сброса грузов (парашютистов) положение ц.т. может меняться, что нежелательно с точки зрения балансировки самолета в полете. Например, для самолета Як-18Т при размещении на заднем сидении 1 человека центровка увеличивается приблизительно на 2,5%, поэтому конструкторы стремятся так разместить грузы в самолете, чтобы изменение их веса не отражалось на положении ц. т. САХ. САХ крыла называется хорда такого прямоугольного крыла, которое имеет одинаковые с данным крылом площадь, величину полной аэродинамической силы и положение центра давления (ЦД) при равных углах атаки (Рис. 4). Рисунок 4 - САХ крыльев Величина и координаты САХ для каждого самолета определяются в процессе проектирования и указываются в техническом описании. Если величина и положение САХ данного самолета неизвестны, то их можно определить приближенно. Для трапециевидного незакрученного крыла САХ определяется путем геометрического построения. Для этого крыло самолета вычерчивается в плане (в определенном масштабе). На продолжении корневой хорды откладывается отрезок, равный по величине концевой хорде (Рис. 5), а на продолжении концевой хорды откладывается отрезок корневой хорды. Концы отрезков соединяют прямой линией. Затем проводят среднюю линию крыла, соединяя прямой середины корневой и концевой хорд. Через точку пересечения этих двух линий проходит САХ. Рисунок 5 - геометрическое определение САХ Зная величину и положение САХ на самолете и приняв ее как базовую линию, определяют относительно нее положение ц.т. самолета, центра давления крыла и т. д. 21 Аэродинамическая компоновка самолета Аэродинамическая компоновка как процесс - это выбор схемы взаимного расположения и геометрических параметров основных частей ЛА, обтекаемых воздухом в процессе полета, увязка их между собой с целью получения таких аэродинамических характеристик ЛА Задачи аэродинамической компоновки: 1. правильно скомпонованный самолет должен иметь минимальные размеры 2. в крейсерском полете с заданной скоростью самолет должен иметь максимальное аэродинамическое качество, чтобы обеспечить минимальный расход топлива. 3. При взлете и посадке самолет должен обладать возможно большей величиной Сумах при обеспечении нормируеых запасов безопасности. 4. На всех режимах полета самолет должен обладать нормируемыми запасами устойчивости и управляемости 5. на самолете должны быть обеспечены наиболее благоприятные условия для работы силовой установки, определяемые минимально возможными потерями на входе воздуха в двигатели и на выходе газов из выходных сопл двигателя. 6.выход самолета на предельные режимы полета не должен сопровождаться опасными последствиями (флаттер, бафтинг, глубокий срыв, штопор и т.п.) должны быть предусмотрены меры, предупреждающие вход в такие режимы и допускающие выход из этих режимов 22. Уменьшение потерь на балансировку (снижение сопротивления). Проблемы увеличения аэродинамического качества самолета могут быть рассмотрены в трех аспектах: проектно-конструкторском, производственно-технологическом и эксплуатационном. Проектно-конструкторский аспект повышения аэродинамического качества предполагает поиск путей снижения аэродинамического сопротивления и увеличения несущей способности самолета. Первый путь - уменьшение потерь на балансировку самолета. Для этого требуется обеспечить полет с предельно допустимыми задними центровками при минимальном запасе устойчивости, что достигается применением автоматической системы управления с режимом обеспечения устойчивости и применением балансировочных топливных баков, позволяющих перекачкой в них (или из них) топлива регулировать положение центра масс самолета. Использование схемы "утка" для пассажирского самолета также позволяет существенно снизить потери аэродинамического качества на балансировку. 23 Правило площадей Чтобы обеспечить минимальное сопротивление на трансзвуковых (близких к скорости звука) скоростей полета, эпюра площадей поперечных сечений S i всех элементов самолета по длине самолета должна соответствовать эпюре эквивалентного тела вращения наименьшего сопротивления (сигарообразного тела большого удлинения). Два самолета с одинаковым распределением площади продольного поперечного сечения имеют одинаковое волновое сопротивление независимо от того, как площадь распределена в поперечном направлении (то есть в фюзеляже или в крыле). Волновое сопротивление на трансзвуковых скоростях практически не зависит от формы сечения, а только от площади (Площади голубой и синей фигур равны) 24. Размещение горизонтального оперения ЛА Эффективность оперения в значительной степени зависит от его расположения на самолете. Желательно, чтобы на всех режимах полета оперение не попадало бы в зону потока, заторможенного крылом, гондолами двигателей, фюзеляжем или другими частями самолета. Большое влияние на эффективность оперения оказывает и взаимное расположение его частей ВО и ГО. За крылом самолета образуется зона заторможенного потока, носящая название спутной струи. Размеры этой зоны зависят от скорости полета, угла атаки крыла и его параметров. Точные границы спутной струи определяются на основании аэродинамических продувок. В спутной струе значительно уменьшаются скорости, больших значений достигают углы скоса потока, зона насыщена вихрями. При выборе положения горизонтального оперения необходимо также обеспечить достаточное удаление его от реактивной струи двигателей. Взаимное расположение горизонтального и вертикального оперений должно быть таким, чтобы в полете одна часть оперения возможно меньше затеняла другую. При полете самолета на больших углах атаки или со скольжением определенная часть вертикального оперения попадает в аэродинамическую тень горизонтального оперения. Самолет, у которого вертикальное оперение и особенно руль направления сильно затенены, обладает плохими штопорными характеристиками (затруднён выход из штопора). Затенение вертикального оперения можно уменьшить, размещая горизонтальное оперение либо позади, либо впереди вертикального, либо на верхней его части. Если правильно выбрано плечо горизонтального оперения, то при размещении вертикального оперения впереди горизонтального необходимо увеличить площадь вертикального оперения для обеспечения потребной его эффективности, а это приведет к увеличению его массы и сопротивления и к увеличению крутящего момента фюзеляжа. При размещении же вертикального оперения за горизонтальным необходимо будет увеличить длину фюзеляжа, что вызовет увеличение массы фюзеляжа и его сопротивления. При размещении горизонтального оперения на вертикальном усложняется конструкция крепления и увеличиваются нагрузки киля. В настоящее время на тяжелых транспортных и пассажирских самолетах с двигателями, установленными на пилонах по бокам хвостовой части фюзеляжа, широкое распространение получила схема Т-образного оперения. В этом случае обеспечивается вынос горизонтального оперения из струи двигателей. К преимуществам такой схемы также относится повышение эффективности вертикального оперения (в этом случае горизонтальное оперение играет роль концевой шайбы) и уменьшение возможности его затенения. Крупным недостатком этой схемы является возможность попадания самолета в режим так называемого «глубокого срыва». При превышении допустимых значений угла атаки (это может произойти случайно при сильном вертикальном порыве) и наступлении срыва на крыле спутная струя может охватить все горизонтальное оперение и эффективность руля окажется недостаточной. 25. Удлинение крыла Относительное удлинение крыла – отношение квадрату размаха крыла к его площади или отношению размаху крыла к его средней аэродинамической хорде. 𝑙2 𝑙 𝜆= = , 𝑆 𝑏ср Удлинение крыла существенно влияет на характеристики крыла. При увеличении удлинения у крыла неизменной площади уменьшается его хорда и строительная высота лонжерона. Одновременно увеличивается длина плеча приложения подъемной силы консоли крыла к корневому сечению лонжерона. Получается, что при увеличении удлинения вдвое, требования к прочности лонжерона увеличиваются вчетверо. Чем его удлинение больше, тем труднее обеспечить требуемую жесткость, Помимо раздрая в углах атаки и связанного с ним снижения аэродинамического качества, в мягком на кручение крыле возможны резонансные явления, получившие название флаттера. Крыло повышенного удлинения снижает маневренные качества самолета по крену. Тяжелые самолеты имеют удлинение 𝜆 равном 8…12. Для сверхзвуковых маневренных самолетов крыло часто имеет удлинение меньше 1. У некоторых неманевренных, например у Конкорда и Ту-144, удлинение крыла тоже менее 1. 26. Несущая способность крыла Максимальная несущая способность крыла характеризуется величиной, которая зависит: от набора профилей, от размаха крыла, кромки и формы крыла в плане. Аэродинамическая компоновка крыла должна учитывать особенности обтекания крыла. Стреловидные крылья: 1) Корневые части крыла несут относительно меньшую нагрузку, чем концевые, а это при повышении углов атаки приводит к концевым срывам потока, если крыло плоское и не имеет крутки. 2) Пограничный слой движется и перетекает от корня к концевым сечениям и это увеличивает тенденцию стреловидного крыла к концевым срывам. 3) В следствии наклонения на верхней поверхности крыла заторможенного пограничного слоя и появляющихся концевых срывов на стреловидном крыле вызывает появление кабрирующих моментов. Когда начинаются концевые срывы, равнодействующая перемещается вперёд, происходит изменение кабрирующего момента. Конструктивные мероприятия по повышению несущих свойств стреловидных крыльев. Конструктивные мероприятия по повышению несущих свойств стреловидных крыльев проводятся с целью увеличения подъёмной силы. Соответствует началу нелинейности в зависимости. Для увеличения величины потока и сдвига на большое значение углов атаки, в изменении компоновки крыла могут быть проведены следующие мероприятия: 1) Создаётся аэродинамическая крутка крыла путём установки в концевых сечениях мало несущих профилей. 2) Создаётся геометрическая крутка (установка в концевых сечениях профилей) с отрицательным наклоном относительно корневого сечения. При увеличении концевые сечения подходят позже, срыв потока ,а суммарные при этом возрастают по сравнению с плоским крылом. 3) Для уменьшения стекания пограничного слоя к концам крыла на верхней поверхности крыла устанавливают перегородки, вместо перегородок может быть создано скачкообразное изменение хорд с изменением носка крыла (клюв). В районе клюва создаётся вихрь который препятствует преждевременному срыву пограничного слоя. Зависимость коэффициента подъёмной силы от сужения и угла стреловидности. 27. Максимальная несущая способность крыла. Максимальная несущая способность крыла характеризуется величиной cy max, которая зависит от набора профилей по размаху, крутки и формы крыла в плане, т. е. от его аэродинамической компоновки. Аэродинамическая компоновка крыла должна учитывать особенности обтекания крыла. Для стреловидных крыльев эти особенности таковы: а) концевые части крыла несут относительно большую нагрузку, чем корневые, и это при увеличении углов атаки α (при увеличении cy ) приводит к концевым «срывам» потока, если крыло плоское и не имеет аэродинамической крутки; б) пограничный слой на крыле движется, перетекает от корня к концам крыла, и это усиливает тенденцию стреловидного крыла к концевым срывам потока вследствие накопления на верхней поверхности заторможенного пограничного слоя и вследствие больших положительных градиентов давления по оси ОХ в концевых сечениях; в) появление концевых срывов потока на стреловидном крыле вызывает появление кабрирующих продольных моментов (уменьшение величины пикирующих продольных моментов) и появление нелинейности в зависимости mz (α) или mz (cy ), что затрудняет управление самолетом. На рис. 14.2 представлено распределение по размаху значений cy местн для стреловидного крыла, имеющего трапециевидную форму и составленного из однотипных профилей. Так как профили крыла в корне имеют обычно большую относительную толщину, то из-за влияния этой толщины значения cy max профилей, из которых составлено крыло, к концу крыла уменьшается. При увеличении углов атаки и при увеличении cy крыла в целом значения cy местн вначале достигают значений cy max (при α2 ), а затем при α > α2 должны были бы превосходить его, но это невозможно, так как в зоне, где должно было бы быть cy местн > cy max, зарождается и развивается срыв. На рис. 14.2 видно, что он возникает у конца крыла. Зависимость распределения циркуляции по размаху стреловидного крыла от величины сужения крыла η и угла стреловидности крыла χ представлена на рис. 14.3. На рис. 14.4 показано протекание зависимости величины продольного момента стреловидного крыла mz по углу атаки α. При увеличении углов атаки крыла до угла α1 кривая mz (α) имеет отрицательный наклон, характеризующий устойчивое поведение самолета. При появлении срыва на конце крыла (α = α1 ) несущие свойства концов крыла с дальнейшим увеличением углов атаки не растут, а несущие свойства корневых участков крыла увеличиваются (там срыва нет), поэтому пикирующий момент крыла начинает уменьшаться. Кривая mz (α) приобретает положительный наклон (на кривой появляется «ложка»), и самолет становится неустойчивым по углу атаки. С дальнейшим увеличением углов атаки, когда срывное обтекание охватывает большую часть крыла, отрицательный наклон кривой может восстановиться. Появление срыва потока на прямом крыле приводит к тому, что после достижения cy max происходит резкое падение cy , а линейное протекание зависимости cy (α) сохраняется до cy , близких к cy max. На стреловидном крыле после появления срыва потока на концах начинается отклонение протекания cy (α) от линейного, но еще продолжается рост cy до cy max, падение cy после cy max происходит медленнее. Чем больше угол стреловидности крыла χ, тем раньше начинается отход зависимости cy (α) от линейной и тем плавнее изменение величины cy в зоне cy max. Сама величина cy max подчиняется условию: cy max χ > 0 = cy max χ = 0 cos χ. Большое влияние на cy max оказывает сжимаемость воздуха. Для современных умеренно толстых профилей (с̅ = 10 … 15%), которые имеют турбулентный тип срыва, влияние сжимаемости начинает сказываться уже при числах М = 0,2 . . . 0,3. Углы атаки, при которых еще только начинается отрыв на хвостике профиля, т. е. когда на профиле появляется зона сверхзвуковых скоростей при cy = 0, заканчивающаяся скачком уплотнения, почти монотонно убывают по числам М до нуля при М = Мкрит . Конструктивные мероприятия по повышению несущих свойств стреловидных крыльев. Для повышения величины cy max стреловидных крыльев и увеличения величины cy доп, соответствующей началу нелинейности в зависимостях mz (α) или cy (α) (в целях уменьшения величины «ложки» и сдвига ее на большие значения 𝛼), при аэродинамической компоновке крыла могут быть проведены следующие мероприятия. 1. Создается аэродинамическая крутка крыла путем установки на концах крыла вогнутых профилей, обладающих высоким значением cy max, и установки в корне крыла малонесущих профилей с уплощенной верхней поверхностью и даже с отрицательной вогнутостью. При такой компоновке крыла пунктирная кривая cy max(z̅) на рис. 14.3 меняет свой наклон: ее правая часть поднимается, а левая часть (соответствующая корневым профилям) опускается. При увеличении cy всего крыла кривая распределения cy местн(z̅), поднимаясь вверх, касается кривой cy max(z̅) где-то в середине полуразмаха: срыв начинает развиваться в средней части крыла при значительно больших значениях cy max крыла, «ложка» в кривой mz (α) уменьшается и (или) сдвигается в сторону больших значений углов атаки. 2. Создается геометрическая крутка крыла с установкой концевых сечений крыла на некоторый отрицательный угол (носик профиля вниз) относительно корневых сечений. При увеличении cy крыла и 𝛼 концевые сечения позже подходят к тем местным углам атаки, при которых с этих сечений может начаться срыв, и суммарный cy крыла при этом растет по сравнению с плоским крылом. Следует отметить, что при изгибе стреловидного крыла в полете под влиянием аэродинамической нагрузки происходит закручивание концов крыла в сечениях по полету, как это показано на рис. 14.5. 3. Для уменьшения вредного влияния стекания пограничного слоя к концам крыла на верхней поверхности крыла устанавливаются перегородки, образующие вихри, которые препятствуют преждевременному отрыву пограничного слоя (рис. 14.6). Вместо перегородок на крыле может создаваться скачкообразное изменение хорде изменением профиля носка крыла («клюв»). В районе «клюва» создается вихрь, который также препятствует преждевременному отрыву пограничного слоя; дополнительное сопротивление при этом (по сравнению с перегородками) умень шается, так как исключается трение воздуха о поверхность перегородок. Вредное действие отрыва пограничного слоя может быть уменьшено при установке одного или двух рядов турбулизаторов, представляющих собою отдельно установленные перпендикулярно поверхности крыла обтекаемые профили-лопатки. Турбулизаторы создают за собой вихри, перемешивающие пограничный слой со свежим потоком и увеличивающие его кинетическую энергию, предотвращая преждевременный срыв потока. 28 Конструктивные мероприятия по повышению несущих свойств стреловидного крыла 1. Энергетические средства: 1.1. Управление пограничным слоем (отсос пограничного слоя; сдув пограничного слоя; реактивный закрылок); 2. Механизация крыла 2.1. Изменяющая форму в плане (увеличение площади, уменьшение стреловидности); 2.2. Изменяющего его профиль: щитки (простой, выдвижной); 2.2.1. Закрылки (поворотный, выдвижной, щелевой, многощелевой); 2.2.2. Зависающие элероны (флапероны, предкрылки, отклоняемые носки, предкрылки Крюгера). 1.1.1 Отсос пограничного слоя осуществляется щель (перфорацию), перпендикулярную потоку, через которую отсасывается энергетически истощенная часть пограничного слоя. 1.1.2 При сдуве пограничного слоя увеличивают кинетическую энергию в пограничном слое до уровня, достаточного для преодоления сопротивления давления и трения, для этого выдувают струю по касательной к поверхности 1.1.3 Струйный (реактивный) закрылок (рис. 2 .31) представляет собой плоскую струю 1 сжатых газов, вытекающих с большой скоростью из узкой щели 2, расположенной вдоль размаха у задней кромки крыла. Струя затрудняет обтекание крыла снизу, в результате чего под крылом повышается давление. В то же время за счет подсасывающего влияния струи скорость потока над крылом увеличивается, а давление уменьшается, как и при отклонении обычного закрылка. Кроме того, за счет реакции вытекающих газов струйный закрылок создает дополнительную силу ΔR, составляющая ΔY которой увеличивает подъемную силу крыла, а составляющая ΔР является дополнительной силой для преодоления лобового сопротивления. Реактивные закрылки можно также использовать в качестве элеронов и рулей высоты для управления самолетом. 2112 1 - простой щиток 3 - простой закрылок 5 - щелевой закрылок 7 - предкрылок 9 - сдувание пограничного слоя 2 - щиток со скользящим шарниром 4 - выдвижной закрылок 6 - отклоняющийся вниз носок крыла 8 - реактивный закрылок 10 – отсос пограничного слоя Щиток Крюгера. Флапероны (зависающие элероны) — элероны, которые могут выполнять также функцию закрылков при их синфазном отклонении вниз. (на картинке по центру) 29. Сопротивление крыла Сила лобового сопротивления независимо от величины угла атаки всегда направлена против движения крыла, чье лобовое сопротивление складывается из профильного и индуктивного сопротивления. Профильное сопротивление – сопротивление крыла бесконечного размаха. Оно вызвано действием сил давления на поверхности и сил трения в пограничном слое. Сопротивление давления – это разность давления перед и за крылом. Чем больше это разность, тем больше сопротивление давления. Разность давлений зависит от формы профиля, его относительной толщины и кривизны. Рисунок 29.1 Из рисунка следует, что чем больше относительная толщина профиля, тем больше повышается давление перед крылом и уменьшается за крылом. В результате увеличивается разность давления и, как следствие, увеличивается сопротивление давления. Сопротивление трения возникает вследствие проявления вязкости воздуха в пограничном слое обтекающего профиля крыла. Величина сил трения зависит от структуры пограничного слоя и состояния обтекаемой поверхности крыла. В ламинарном пограничном слое воздуха сопротивления трения меньше, чем в турбулентном пограничном слое. Основные факторы влияния профильного сопротивления: - форма профиля - состояние и качество поверхности - скорость воздушного потока для тел вращения - площадь миделя тела - форма тела Влияние угла атаки крыла на профильное сопротивление невелико и его можно считать условно постоянной. Индуктивное сопротивление. Для крыла конечного размаха появляется новый вид сопротивления – индуктивный, величина которого зависит от угла атаки. При обтекании крыла потоком воздуха, возникает разность давлений над и под крылом. В результате часть воздуха на концах крыльев перетекает из зоны большего давления в зону меньшего давления (рис. 29.2). Рисунок 29.2 Поток воздуха перетекает с нижней поверхности крыла на верхнюю и накладывается на воздушный поток, набегающий на верхнюю часть крыла, что приводит к образованию завихрений массы воздуха за задней кромки, т.е. образуется вихревой жгут. Воздух в вихревом жгуте вращается. Скорость вращения вихревого жгута различна, в центре она наибольшая, а по мере удаления от оси вихря – уменьшается. Такое движение воздушных масс сообщает воздушному потоку, обтекающему крыл, дополнительную скорость, направленную вниз. Угол Δ𝛼, на который отклоняется поток воздуха, обтекающий крыло со скоростью V, наведенной вертикальной скоростью U, называется углом скоса потока. U tan Δ𝛼 ≈ Δ𝛼 = . V Истинный угол атаки крыла будет равен (рисунок 29.3) Рисунок 29.3 Подъемная сила крыла будет не вся 𝑌`, а ее составляющая Y, направленная перпендикулярно набегающему потоку: Y = 𝑌` cos Δ𝛼 = 𝑌` Другая составляющая сила 𝑌` будет равна: 𝑋` = 𝑌` tan Δ𝛼 ≈ 𝑌`Δ𝛼 Это составляющая, направленная по потоку и называется индуктивным сопротивлением. График зависимости 𝐶𝑥 от угла атаки представляет собой параболу, каждая точка которой является суммой 2-х точек коэффициентов профильного и индуктивного. Рисунок 29.4 1- для симметричных профилей; 2- для несимметричных профилей. График показывает, что коэффициент 𝐶𝑥 при любом угле атаки не равен нулю. При малых углах атаки 𝐶𝑥 = 𝑚𝑖𝑛 и 𝐶𝑥 = 𝐶𝑥пр. С увеличением угла атаки 𝐶𝑥пр = 𝑐𝑜𝑛𝑠𝑡, а индуктивное сопротивление быстро возрастает пропорционально коэффициенту по мере приближению к 𝛼кр рост 𝐶𝑥 ускоряется из-за начинающихся срыва потока. Графическая зависимость позволяет определить влияние кривизны профиля.