Схема построения области существования самолета

Содержание предлагаемой методики основано на результатах работы [7].

1. Определяется диапазон изменения параметров самолета, например по формулам:

(2.1)

При необходимости диапазон изменения параметров самолета (2.1) может быть изменен.

2. Для диапазона параметров (2.1) вычисляют значения удельной нагрузки на крыло из условия заданных в ТЗ посадочных характеристик:

– если в ТЗ задана длина пробега , то расчетная формула будет:

; (2.2)

– если в ТЗ задана посадочная дистанция , то расчетная формула будет:

. (2.3)

Примечание: Размерности в (2.2) и (2.3): – даН/м²; и в м.

3. Для диапазона параметров (2.1) вычисляют зависимости для следующих основных требований ТЗ:

а) взлетные характеристики:

– если в ТЗ задана длина разбега , то расчетная формула будет:

; (2.4)

– если в ТЗ задана взлетная дистанция , то расчетная формула будет:

. (2.5)

Примечание: Размерности в (2.4) и (2.5): – даН/м²; – л.с./даН; и в м.

б) рабочая скорость полета на заданной высоте Н:

– если рабочей скоростью является заданная в ТЗ крейсерская скорость , то расчетная формула будет:

, (2.6)

где – относительная плотность воздуха на заданной высоте ; коэффициент k учитывает аэродинамическое совершенство самолета, а также работу двигателей на крейсерском режиме, и имеет следующие значения:

– подкосные (расчалочные) монопланы, шасси неубирающееся, без обтекателей;

– свободнонесущие монопланы, шасси неубирающееся;

– свободнонесущие монопланы, шасси убирающееся.

Существенное значение на величину k оказывает высотность двигателя – высотный двигатель сохраняет мощность в условиях взлета до границы высотности. Поэтому при одинаковом аэродинамическом совершенстве и одинаковой энерговооруженности самолет, имеющий высотный двигатель, может иметь большую крейсерскую скорость:

– если рабочей скоростью является заданная в ТЗ максимальная скорость на высоте H, то расчетная формула будет:

, (2.7)

где коэффициент учитывает аэродинамическое совершенство самолета:

– бипланы и подкосные (расчалочные) монопланы, шасси неубирающееся;

– свободнонесущие монопланы, шасси неубирающееся;

– свободнонесущие монопланы, шасси убирающееся.

Размерности в (2.6) и (2.7): – даН/м²; – л.с./даН; и в км/ч.

Таблица 2.2
Количество двигателей	Механизация крыла
Есть	Нет
1 двигатель		6,18
2 двигателя	6,49	6,81

Таблица 2.3
Количество двигателей	Механизация крыла
Есть	Нет
ШУ	ШнУ	ШУ	ШнУ
1 двигатель		0,85	1,0	1,0
2 двигателя	0,80	0,86	1,0	1,0
Примечание: ШУ – убирающееся шасси; ШнУ – неубирающееся шасси.

. Для диапазона изменямых параметров (2.1) вычисляют зависимости для следующих требований АП 23:

а) требования в АП 23.65 к набору высоты на уровне моря во взлетной конфигурации самолета со всеми работающими двигателями в части скороподъемности не менее 1,5 м/с

, (2.8)

где значения для коэффициента приведены в табл. 2.2;

– значение коэффициента Освальда во взлетной конфигурации;

– коэффициент пропорциональности между аэродинамическим качеством самолета в полетной и взлетной конфигурациях, т.е. , значения коэффициента приведены в табл. 2.3.

Примечание: Размерности в (2.8): – даН/м²; – л.с./даН. – если двигатель имеет взлетный режим, иначе .

б) требования АП 23.65 к набору высоты на уровне моря во взлетной конфигурации самолета со всеми работающими двигателями в части градиента набора высоты не менее 1:12 ( радиана или 4,78°)

. (2.9)

Примечание: Размерности в (2.9): – даН/м²; – л.с./даН. Значения коэффициента в табл. 1.1, коэффициента в табл. 1.2. Угол равен 0,0833 радиана. – если двигатель имеет взлетный режим, иначе .

Аналогичным образом могут быть рассчитаны и другие граничные линии, отражающие, например, ограничения раздела АП 23.67 и других, подобных ему. Более подробно методика построения граничных линий изложена в работе [7].

5. В результате применения описанной выше методики расчетов строится область допустимых значений проектных параметров самолета (область существования самолета), пример которой приведен на рис. 2.1.

6. Рекомендуется нанести на этот график предварительные значения и , а также данные самолетов-аналогов.

7. Более наглядная картина, может быть получена с помощью графика, отражающего зависимость массы проектируемого самолета от значений проектных параметров при условии выполнения заданных ЛТХ. Этот график позволяет определить, аппарат какой минимальной размерности (а, следовательно, и стоимости) способен выполнить требования ТЗ. Методика построения подобного графика описана в учебнике [1].

Рис. 2.1. Область допустимых значений проектных параметров самолета

Рекомендации к выбору параметров самолета

Поскольку границы ограничений получены приближенными методами, то не рекомендуется выбирать значения проектных параметров и , лежащие на линиях ограничений, так как может оказаться, что при последующем уточнении этих границ выбранные и окажутся в области недопустимых значений. Кроме того, существует общая и устойчивая тенденция увеличения взлетного веса в процессе проектирования самолета, которая также является причиной изменения положения границ ограничений.

При выборе значений , необходимо учитывать опыт создания существующих самолетов (данные аналогов) и последующее развитие (модификации) самолета.

Таким образом, осуществляя инженерный анализ области существования самолета, принимается решение о конкретных значениях , .