2015-04-01
1680
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 , .
