Глава 3. Лпр 3 Компоновка и вычерчивание общего вида самолета

3.1. Содержание этапа проектирования «компоновка самолета»

Под компоновкой (как процессом) будем подразумевать последовательность действий проектировщика, целью которых является: уточнение внешней конфигурации самолета, полученной на этапе синтеза схемы, размещение функциональных элементов внутри этой конфигурации, минимизация размеров конфигурации с целью достижения минимальной массы, центровка самолета.

Таким образом, этап проектирования "компоновка самолета" включает:

• размещение функциональных элементов (целевой нагрузки, экипажа, оборудования, топлива) внутри заданной аэродинамической конфигурации. Эта операция, кроме всего прочего, позволяет провести контроль "осуществимости" самолета в рамках ранее выбранной схемы;

• процесс минимизации размеров (объема) принятой конфигурации для достижения наиболее плотной компоновки и снижения массы и аэродинамического сопротивления проектируемого самолета;

• уточнение геометрических параметров принятой аэродинамической конфигурации, вызванное потребностями наиболее плотной компоновки;

• расчет геометрических и весовых характеристик сформированных вариантов компоновки самолета, определение их центра масс (центровку), а также предоставление необходимой информации для оценки эффективности проекта.

После выполнения в процессе проектирования этапа "компоновка", самолет приобретает конкретный физический облик (образ), которому присущи размеры, масса, аэродинамические характеристики, ЭПР и прочие свойства.

Присутствие "физического образа" самолета на всех последующих этапах проектирования является необходимым условием корректного определения его эффективности.

Компоновка представляет собой совокупность трех взаимосвязанных процессов: аэродинамической компоновки, объемно-весовой компоновки и конструктивно-силовой компоновки.

Хотя при реальном проектировании все три процесса выполняются одновременно (то есть параллельно), в учебно-методическом плане целесообразно их рассмотреть последовательно.

3.2. Аэродинамическая компоновка самолета

Аэродинамическая компоновка в значительной степени связана с этапом синтеза схемы самолета (так как определяет его внешнюю конфигурацию ) и имеет своими целями:

1. достижение максимального аэродинамического качества в крейсерском полете или на главном эксплуатационном режиме ЛА;

1. обеспечение необходимых взлетно-посадочных характеристик;

1. обеспечение нормируемых запасов устойчивости и управляемости на всех режимах полета;

1. гарантированное обеспечение безопасной и эффективной работы силовой установки самолета;

1. обеспечение безопасности при выходе (случайном) на предельные режимы полета.

Перечисленные цели достигаются:

1. снижением потерь на балансировку за счет выбора рациональной балансировочной схемы самолета (например, схемы «утка» -см. [1].);

1. выбором взаимного расположения агрегатов самолета, обеспечивающего их благоприятную интерференцию - аэродинамическое взаимодействие (рис 3.1);

1. использованием «правила площадей» и «правила заторможенной струйки» для снижения минимального аэродинамического сопротивления самолета (рис. 3.1);

1. использованием несущей способности выступающих в поток агрегатов за счет выбора их оптимального угла атаки;

2. выбором рациональных параметров и места расположения горизонтального и вертикального оперения с учетом их незатенения на критических режимах полета (рис. 3.2, табл. 3.1);

Рис.3.1. Использование наплывов на крыле и «правила площадей» для улучшения аэродинамических характеристик самолета

Рис. 3.2. Законцовки крыла, уменьшающие индуктивное аэродинамическое сопротивление. Расположение ГО на вертикальном оперении по схеме +.

Геометрические характеристики горизонтального оперения. Таблица 3.1

Тип с-та	Пассажирские магистральные самолеты	ВТС с ТРД	Штурмовики, народнохозяйственные самолеты	Сверхзвуковые истребители, истребители-бомбардировщики
	0,52-0,76	0,8-1,1	0,3-0,45	0,15-0,25
	0,20-0,25	0,2-0,28	0,12-0,2	0,1-0,2
	0,2-0,3	0,2-0,4	0,25-0,3	1
hго	0,1-0,2			ниже хорды крыла
Lго	(2,5-3,5)bсах		(1-2,5)bсах

Геометрические характеристики вертикального оперения. Таблица 3.2

	0,04-0,065	0,05-0,08	0,06-0,1	0,07-0,11
	0,1-0,17	0,13-0,169	0,15-0,2	0,16-0,2
	0,22-0,35	0,28-0,5	0,2-0,28	0,2-0,26
Lво	(2,5-3,5)bсах		(1-2,5)bсах

1. расположением воздухозаборников в зонах со стабилизированным потоком воздуха без больших возмущений и потерь давления (рис. 3.3);

1. расположением сопла турбореактивного двигателя в зонах, обеспечивающих благоприятную интерференцию струи с агрегатами самолета на основных (крейсерских) режимах полета (рис. 3.3) ;

1. использованием отдельных агрегатов летательного аппарата для стабилизации и предварительного сжатия потока перед воздухозаборником и увеличения эффективной тяги сопла (характерно для ВКС);

1. устранением вредного влияния скоса потока от закрылков на другие агрегаты самолета (например, на мотогондолы, расположенные на хвостовой части фюзеляжа).

Перечисленные приемы аэродинамической компоновки используются в основном при формировании общей схемы самолета. Отработка же местной аэродинамики самолета производится за счет:

1. установки зализов и обтекателей, в том числе и обтекателей Уиткомба;

1. использования благоприятных вихревых эффектов (вихревой зализ, струйный ветрозащитный козырек и т. п.);

1. учета расположения местных линий тока для ориентации отдельных агрегатов (разворот в плане мотогондол, расположенных под крылом);

1. использования флюгирующих поверхностей в зонах с существенным изменением направления линий тока при изменении режима полета (поворотные пилоны подвески ракет самолета Су-24 на крыле с изменяющейся в полете стреловидностью).

2. Результатом аэродинамической компоновки является эскиз внешней конфигурации самолета, имеющего площадь крыла, определенную на базе ранее полученных значений взлетной массы самолета и стартовой нагрузки на крыло. Объем и удлинение фюзеляжа при этом могут быть первоначально выбраны по прототипу или с учетом средней плотности компоновки самолетов данного класса. Полученная конфигурация является исходной для объемно-весовой компоновки (рис. 3.3.).

Рис. 3.3. Предварительная конфигурация самолета, полученная в результате аэродинамической компоновки