Определение основных проектных параметров легкого пассажирского самолета.

Описываемый аналитический метод определения значений взлетной энерговооруженности самолета и его взлетной удельной нагрузки на крыло основан на теоретико-статистических зависимостях, когда вид какой-либо формулы дает соответствующая теория, а статистическая информация позволяет уточнить значения коэффициентов, входящих в формулу. Формулы приведены без их вывода.

Метод предназначен для определения параметров легкого гражданского самолета нормальной категории (по классификации АП 23), имеющего один или два поршневых двигателя и не стреловидное (прямое) крыло большого удлинения.

Исходные данные

Исходные данные должны включать следующие группы информации:

1. Техническое задание на проектирование самолета.

2. Данные самолетов, которые по свому назначению аналогичны проектируемому самолету (самолеты-аналоги), включая прототип.

3. Схему проектируемого самолета.

4. Предварительные значения параметров самолета, определяемые по данным самолетов-аналогов: – взлетный вес, и .

5. Максимальное значение аэродинамического качества самолета в полетной конфигурации. При выборе параметров проектируемого самолета его аэродинамическое качество может быть принято равным прототипа, либо получено из аэродинамического расчета по данным прототипа, например, по методике, изложенной в [7].

6. Максимальные значения коэффициента подъемной силы во взлетной и посадочной конфигурациях. Эти значения могут быть определены по соответствующим данным прототипа, или назначены по данным Приложения 1.

7. Расчетное значение посадочного веса (см. например, Приложение 3).

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 , .