2.3. Определение взлетной массы самолета в двух приближениях и выбор основных проектных параметров самолета

Определение основных параметров проектируемого самолета на предварительном этапе проектирования - этапе разработки технического предложения - сложный итерационный процесс. Его алгоритм зависит от постановки задачи проектирования.

В курсовой работе необходимо использовать алгоритм так называемой прямой задачи проектирования, когда в ТЗ среди прочих исходных данных задана расчетная целевая нагрузка и расчетная дальность ее перевозки.

Проектирование самолета под заданный двигатель – это обратная задача проектирования, когда в результате ее решения определяется, на какую дальность может быть перевезена заданная расчетная целевая нагрузка или, какая расчетная целевая нагрузка может быть перевезена на заданную расчетную дальность. Так как студентов учат только решению прямой задачи проектирования, то обратная задача проектирования может быть выбрана студентом с согласия руководителя курсовой работы. Обратная задача проектирования корректно решается при большем числе итерационных циклов определения параметров и характеристик проектируемого самолета.

Во втором (предыдущем) разделе курсовой работы получен безразмерный внешний облик проектируемого самолета. Теперь его необходимо определить в конкретных размерах. Размерными параметрами и характеристиками проектируемого самолета в первом приближении являются:

- площадь крыла – S;

- стартовая или взлетная тяга (мощность) двигателей – Р₀(N₀);

- взлетная масса проектируемого самолета – m₀(1) или производные от них:

- стартовая или взлетная удельная нагрузка на крыло –

;

- стартовая или взлетная тяговооруженность или энерговооруженность) –

или

.

Основными размерными параметрами и характеристиками проектируемого самолета во втором приближении являются (дополнительно к выше приведенным):

- параметры крыла: удлинение, распределение относительных толщин аэродинамических профилей по размаху крыла, стреловидность крыла по ¼ хорд или по передней кромке, сужение крыла и другие;

- параметры вертикального и горизонтального оперения, аналогичные крыльевым, а также плечи и относительные размеры горизонтального и вертикального оперения;

- параметры фюзеляжа: удлинение фюзеляжа и его носовой и хвостовой частей, мидель фюзеляжа, эквивалентный или реальный диаметр фюзеляжа и другие;

- параметры шасси: высоты стоек, количество стоек и колес, давление в пневматиках, стояночные нагрузки, колея, база и другие;

- параметры силовой установки: крейсерский и стартовый удельные расходы топлива, степень двухконтурности двигателей, удельные веса двигателей и другие.

Полный перечень определяемых параметров формируется расчетными зависимостями, используемыми для расчетов в первом и втором приближениях для самолета конкретного назначения.

Определение основных параметров в курсовой работе осуществляется итерационно по алгоритму, структурная схема которого представлена на рис. 2.

Исходными данными для определения основных параметров и характеристик проектируемого самолета являются:

- данные Т3;

- безразмерный внешний облик самолета, полученный в разделе 2;

- статистические данные по самолетам-прототипам, собранные и представленные в разделе 1;

- требования авиационных правил и других нормативных документов;

- знания студента, полученные при изучении материалов лекций и рекомендуемых источников информации по данной дисциплине.

Взлетная масса самолета в 1-ом приближении - m₀(1) для всех типов самолетов определяется по теоретическим формулам:

Рис. 2. Структурная схема алгоритма определения проектных параметров самолета.

(1)

или

, (2)

где - масса расчетной целевой нагрузки, заданной в ТЗ;

- масса снаряжения (либо из ТЗ, если задано, либо по самолетам-

прототипам):

, , , , - относительные массы,

соответственно, конструкции планера, силовой установки,

топлива, оборудования и управления, пустого снаряженного

самолета – берутся по самолетам-прототипам или по рекомендациям [7].

Величина может быть предварительно определена на основании формулы Бреге [7] и статистических данных по аэродинамическим характеристикам самолетов-прототипов и характеристикам двигателей.

Стартовая удельная нагрузка на крыло - р_о и стартовая тяговооруженностъ самолета - ₀ вычисляются из ряда условий выполнения требований к самолету, регламентируемых ТЗ. В зависимости от назначения самолета такими требованиями могут быть следующие:

для определения стартовой удельной нагрузки на крыло - обеспечение заданных в ТЗ взлетно-посадочных характеристик, характеристик крейсерского полета, маневренных характеристик, характеристик полета у земли, размещения определенного количества топлива в объемах крыла и др.;

для определения стартовой тяговооруженности - обеспечение заданных в ТЗ максимальной и крейсерской скоростей полета, скороподъемности самолета, взлетно-посадочных характеристик, заданного градиента набора высоты при одном отказавшем двигателе, маневренных характеристик и др. При применении на самолете винтовых двигателей вместо тяговооруженности нужно определять энерговооруженность из условий, обеспечивающих выполнение ТЗ.

В результате таких вычислений из ряда полученных значений выбираются стартовая удельная нагрузка на крыло по минимальной величине из рас­считанных, а стартовая тяговооруженность - по максимальной:

min{p_0i} и max{ },

где i – номер расчетного условия.

Следу­ет также иметь в виду, что стартовая удельная нагрузка на крыло и стартовая тяговооруженность не являются независимыми, так как выбор одного из них обусловливает выбор другого, что отражено на рис. 2.

Рассчитанные величины позволяют определить первые размерные характеристики проектируемого самолета:

- площадь крыла - ,

- суммарная тяга двигателей - и

- тяга одного двигате­ля ,

где n_дв – выбранное количество двигателей на самолете.

По величине можно подбирать двигатель для проектируемого самолета. Студенты могут воспользоваться для этого специальной литературой с характеристиками двигателей или приложением данного пособия. При этом, если считалось при расчете m₀(1) по формуле, полученной из формулы Бреге, то необходимо учитывать соответствие выбранного двигателя по величине крейсерского удельного расхода топлива ранее принятому в расчетах.

После выбора конкретного двигателя необходимо итерационное уточнение величины взлетной массы самолета.

Взлетная масса второго приближения определяется по формуле (1), но величины относительных масс, стоящие в знаменателе формулы, вычисляются по соответствующим параметрическим зависимостям [1-9, 11]. Для того чтобы воспользоваться формулами для вычисления относительной массы конструкции планера самолета как суммы относительных масс агрегатов и систем самолета: крыла, фюзеляжа, горизонтального и вертикального оперения, шасси, механической системы управления, необходим предварительный выбор основных параметров самолета второго приближения, перечисленных выше.

Эта задача в реальном проектировании решается многократными расчетами характеристик проектируемого самолета с перебором альтернативных вариантов сочетаний проектных параметров. Из-за чрезвычайно высокой размерности этой задачи диапазоны варьируемых величин проектных параметров субъективно (или условно объективно) ограничиваются, так как в противном случае сроки создания самолета и стоимость его разработки неограниченно возрастают.

Студенты при выполнении курсовой работы имеют строго ограниченные сроки и потому задача выбора проектных параметров второго приближения решается только качественно. Количественно такую задачу (при альтернативе только двух параметров) студент может решить при выполнении дипломного проекта в научно-исследовательском разделе [9]. Один из возможных методов решения такой задачи приведен в [7] – графоаналитический метод. Однако более корректно такого рода задачи могут решаться только с применением вычислительной техники и современных методов программирования.

Однако, не смотря на качественный характер определения проектных параметров в курсовой работе, студенту недостаточно сослаться на самолеты-прототипы. В пояснительной записке должны быть представлены материалы теоретического анализа с графиками и формулами, показывающие знания студентом физических основ выбора того или иного проектного параметра. Например, при выборе удлинения крыла проектируемого дальнего магистрального самолета, следует объяснить, почему выбирается большое удлинение крыла, а не малое.

Определив взлетную массу самолета второго приближения на первой итерации расчета, необходимо произвести ее сравнение с величиной взлетной массы первого приближения. Если расчеты студентом выполняются без применения современной вычислительной техники, то сходимость итерационного процесса вычисления взлетной массы самолета 2-го приближения можно ограничить 5% точностью

,

где i – номер итерации при вычислении взлетной массы самолета во 2-ом приближении.

При использовании студентом вычислительной техники процесс рекомендуется завершить более точным значением, соответствующем точности в 1%

.

В процессе итерационных расчетов вполне возможна, а порой и неизбежна, коррекция принятых схемных решений и проектных параметров (см. рис. 2). При удовлетворительном согласовании величин взлетной массы в первом и втором приближениях уточняется двигатель проектируемого самолета и стартовая тяговооруженность самолета.

Определенные на данный момент схемные решения и проектные параметры самолета еще не окончательные, так как необходимо проверить – выполняет ли проектируемый самолет с принятыми схемными решениями и проектными параметрами требования технического задания. Эта проверка выполняется в следующем разделе курсовой работы. Если спроектированный самолет не удовлетворяет техническому заданию (см. рис. 2), то необходима очередная коррекция схемных решений и проектных параметров и итерационный пересчет всего, ранее определенного.

Если на данном этапе проектируемый самолет выполняет требования технического задания, то проводятся работы по более тщательной компоновке самолета и расчете его вариантов центровки. В процессе этой работы выявляются различного рода несогласования и невязки, которые приводят к итерационным повторным расчетам всех предшествующих работ. Эту часть работы в курсовой работе студенты проводят в существенно упрощенном виде. Компоновка всего самолета в курсовой работе не проводится – только отдельные принципиальные для данного типа самолета места (более подробно см. раздел 2.5).

Таким образом, расчет взлетной массы самолета в двух приближениях и выбор основных проектных параметров самолета представляют сложную итерационную процедуру. Хотя и в упрощенном виде, но студент на практике при выполнении курсовой работы знакомится с логикой процесса расчета взлетной массы самолета в двух приближениях и выбора основных проектных параметров самолета.