2.4. Определение основных летно-технических характеристик самолета

Задачей данного раздела курсовой работы является определение основных летно-технических характеристик (ЛТХ) проектируемого самолета и выявление степени их соот­ветствия требованиям технического задания (исходным данным в соответствии с вариантом задания на курсовую работу).

Этот раздел курсовой работы также больше носит характер методический с целью показать студентам логически увязанную схему проектных процедур начального этапа проектирования самолета. Выполняется этот раздел по простым приближенным зависимостям, без детальной проработки аэродинамических характеристик самолета и высотно-скоростных и дроссельных характеристик его двигателей.

Необходимые для расчета ЛТХ поляры проектируемого самолета и высотно-скорост­ные характеристики двигателей берутся такими же, как у ближайшего самолета-прото­типа (если они приводятся в источниках информации), либо из уче6ника "Проектирование самолетов" [7] в соответствии с заданием и принятыми ранее решениями.

Расчет ЛТХ должен включать определение всех ЛТХ, заданных в техническом задании (в исходных данных на курсовую работу):

- расчетной дальности полета с расчетной целевой нагрузкой на заданной скорости и высоте;

- крейсерской и максимальной скорости полета на заданной высоте с расчетной целевой нагрузкой;

- практического потолка полета;

- потребной сбалансированной длины ВПП (длины разбега и взлетной дистанции, длины пробега и посадочной дистанции);

- скорости захода на посадку или посадочной скорости, скорости отрыва;

- максимальной скороподъемности (для маневренных самолетов), если эта величина была задана в исходных данных;

- других заданных ЛТХ.

Необходимые для расчетов зависимости берутся из [1–9, 11].

После проведения расчетов следует обратить особое внимание на степень выполнения проектируемым самолетом заданных ЛТХ. Типичным заблуждением является, к примеру, то, что, если проектируемый самолет имеет значительное превышение рассчитанной дальности полета над заданной величиной, то это хорошо. Это грубейшая ошибка проектирования самолета и она недопустима. Несмотря на приближенный характер вычислений ЛТХ в курсовой работе, отличие рассчитанных ЛТХ от ЛТХ, заданных в задании, не должно быть более 10-15% (естественно в лучшую сторону).

2.5. Компоновка и центровка самолета

В этом разделе на основании ранее полученных результатов расчетов определяются абсолютные геометрические размеры крыла, фюзеляжа, оперения, силовой установ­ки, шасси. Необходимые для этого зависимости приведены в [1-9, 11]. Если на проектируемом самолете все топливо размещается в крыле, необходимо проверить, достаточно ли для этого объемов при выбранной площади крыла.

Для более корректного определения некоторых размеров (какие конкретно указываются руководителем курсовой работы) проводятся работы по компоновке отдельных типовых для самолета данного назначения отсеков, сечений. Например, типовая компоновка поперечного сечения фюзеляжа пассажирского самолета с конкретными блоками пассажирских кресел, нормируемыми продольными проходами, выбранными грузовыми контейнерами для багажа и грузов. Или еще пример, компоновка поперечного сечения фюзеляжа маневренного самолета с выбранным конкретным двигателем внутри фюзеляжа. Это позволит достаточно точно определить размеры поперечного сечения фюзеляжа проектируемого самолета. Примеры различных фрагментов таких компоновок приведены в Приложении 1.

Абсолютная геометрия самолета дает возможность определить аналитически или геометрическими построениями среднюю аэродинамическую хорду крыла (САХ) и положение фокуса самолета на заданном крейсерском режиме полета. С учетом заданной величины степени продольной статической устойчивости ( ), определяется положение предельно задней центровки самолета для его текущей конфигурации:

,

где - фокус самолета в крейсерском полете в долях САХ.

Это позволяет осуществить компоновку шасси на проектируемом самолете, так как положение опор шасси координируется относительно предельно задней центровки самолета. При известных рекомендуемых диапазонах центровок для самолетов различного назначения получают предельно переднее положение центровки проектируемого самолета:

,

где - рекомендуемый диапазон эксплуатационных центровок самолетов конкретного назначения [7].

Выполнение расчетов по определению предельно переднего и предельно заднего положений центровки проектируемого самолета необходимо делать и в абсолютных размерах и в долях САХ (за начало координат продольной оси самолета в расчетах рекомендуется принимать носик фюзеляжа – рис. 3).

Проведенные работы позволят получить начальный общий вид самолета и укрупненную компоновку его целевой нагрузки, силовой установки, экипажа, aгрeгaтoв. На основании этой информации можно разработать центровочную схему (рис. 3) и центровочную ведомость (таблица 2) и произвести расчет центровки самолета в различных вариантах эксплуатации:

а) - самолет во взлетной конфигурации с расчетной взлетной массой, расчетной целевой нагрузкой и запасом топлива для полета на расчетную дальность (шасси выпущено и убрано);

б) - самолет в полетной конфигурации с 50% запасом топлива (до и после сброса целевой нагрузки, шасси убрано);

в) - самолет в посадочной конфигурации с расчетной целевой нагрузкой (полетное топливо израсходовано, шасси убрано и выпущено);

г) - самолет в стояночной конфигурации (без топлива и без целевой нагрузки, шасси выпущено);

д) - самолет в стояночной конфигурации (без топлива, без целевой нагрузки, без снаряжения, шасси выпущено);

е) - самолет во взлетной перегоночной конфигурации (без целевой нагрузки с максимальным запасом топлива, шасси выпущено и убрано).

Варианты а, б, в, е - дают полетный диапазон центровок, который обязательно должен попадать в ранее рассчитанный диапазон между предельно передней и предельно задней центровками. Варианты г, д – необходимы для оценки правильности компоновки шасси (отсутствие опрокидывания самолета на стоянке).

При компоновке самолета и расчете эксплуатационного диапазона центровок необходимо стремиться к минимизации диапазона центровок при выполнении всех требований к самолету.

Рис. 3. Пример центровочной схемы самолета.

Таблица 2. Центровочная ведомость.

С первой итерации, как правило, получить удовлетворительный вариант самолета не удается. Поэтому приходится осуществлять многократные итерационные пересчеты, уточнение схемных решений, коррекцию параметров, перекомпоновку самолета до тех пор, пока все требования и условия будут удовлетворены (см. рис.2). Стратегия и тактика приближения к такому результату могут быть самыми разнообразными для различных типов самолетов и студенты должны использовать все знания по различным дисциплинам (проектирование, аэродинамика, конструкция, прочность и т.д.) при решении задачи - разработки рационального варианта проекта самолета.

Только после успешного проведения всех выше перечисленных работ общий вид самолета можно считать полученным на этом этапе и самолет можно изобразить в трех ортогональных проекциях.

Чертеж общего вида самолета выполняется на листе формата не менее 841 х 594 мм в стандартном масштабе (1:1, 1:2; 1:5; 1:10; 1:20; 1:50; 1:100; 1:200 и т.д.). Для показа самолета в более крупном масштабе допускается обрезка левой консоли крыла на плановой и передней проекциях самолета.

Степень подробности показа общего вида самолета должна соответствовать следующим положениям:

- аэродинамические поверхности должны быть показаны со всеми отклоняемыми частями (рулями, закрылками, предкрылками, триммерами и т.п.) без лючков, раскроя обшивок и показа конструктивно-силовых схем;

- фюзеляжи самолетов показываются с переплетами фонарей и остекления кабин экипажей, с дверями и аварийными выходами, с иллюминаторами, с эксплуатационными разъемами (грузовые люки и рампы, створки отсеков внутреннего вооружения и т.п.);

- при изображении шасси на общем виде показывается только положение опорных поверхностей в не обжатом состоянии амортизаторов и колес без стоек, механизмов уборки-выпуска, створок (исключением являются самолеты с не убираемым в полете шасси);

- при наличии вооружения на внешних подвесках для боевых самолетов показывается один из возможных вариантов внешних подвесок;

- силовые установки показываются без прорисовки деталей регулируемых воздухозаборников и выхлопных устройств, входных лопаток и лопаток турбин.

По усмотрению руководителя курсовой работы степень подробности показа общего вида оригинальных самолетов может быть несколько увеличена.

Отдельные специфичные места для проектируемого самолета более детально должны быть показаны на этом же чертеже на дополнительных сечениях, видах, разрезах, перечень которых согласуется с руководителем курсовой работы. Некоторые примеры таких изображений приведены в Приложении 1.

На чертеже общего вида самолета должна быть также представлена следующая информация:

- габаритные размеры самолета (длина, размах, высота) и его агрегатов (размахи, длины, диаметры);

- углы стреловидности всех основных аэродинамических поверхностей (для дозвуковых самолетов по ¼ хорд, для сверхзвуковых самолетов – по передним кромкам);

- углы поперечного «V» всех основных аэродинамических поверхностей;

- колея, база шасси, посадочный угол, угол выноса основных опор относительно предельно задней центровки самолета, угол крена при посадке (если визуально есть сомнение в безопасной посадке самолета с креном);

- над боковой проекцией самолета должно быть показано положение САХ по длине самолета, на которой штрихами указаны предельно передняя и предельно задняя центровки самолета; должен быть указан размер по продольной оси самолета от носика фюзеляжа до начала САХ (пример, см. рис. 4);

- расстояние воздухозаборников реактивных двигателей и концов лопастей винтов от поверхности ВПП.

На этом же чертеже между штампом и проекцией самолета спереди должна быть приведена таблица максимально возможного размера, содержащая основные характеристики спроектированного самолета. Пример такой таблицы приведен ниже (см. таблицу 3).

В таблице должны быть представлены основные характеристики спроектированного самолета, полученные в результате расчетов. Данные из технического задания указываются в скобках за соответствующей рассчитанной величиной. Данные представляют округленными до разумных значений. Например, дальность полета округляется до целой величины с нулем на конце по правилам округления. Относительные данные величиной меньше единицы представлять с не более чем тремя знаками после запятой. Данные должны строго соответствовать указанной в таблице размерности. Размерности должны быть в системе единиц – СИ. Обозначения величин в таблице должны совпадать с обозначениями этих же величин в расчетах.

Отличие рассчитанных значений ЛТХ от заданных в ТЗ не должно превышать ± 15-20 %.

Штамп по завершении работы должен быть заполнен и подписан студентом и руководителем. Пример заполнения штампа приведен на рис. 5.

В строках «Разраб.» - фамилия и подпись студента, в строках «Пров.» и «Утв.» - фамилия и подпись руководителя, если курсовая работа выполнена в срок и в соответствии с требованиями кафедры. В противном случае, в строке «Утв.» - должна стоять фамилия и подпись заведующего кафедрой.

Примеры графического изображения самолета в трех проекциях с элементами компоновки приведены в Приложении 1.

Рис. 4. Пример оформления боковой проекции проектируемого самолета на чертеже общего вида.

					Курсовая работа
					Общий вид самолета	Лит.			Масса		Масштаб
Изм.	Лист	№ докум.	Подпись	Дата				У			1:10
Разраб.		Иванов		20.12.13
Пров.		Петров		21.12.13
Т.контр.						Лист 1				Листов 1
					Дисциплина «Проектирование и эффективность авиационных комплексов»	МАИ Кафедра 101
Н.контр.
Утв.		Сидоров		22.12.13

Рис. 5. Пример оформления штампа чертежа общего вида самолета.

Таблица 3.

Назначение самолета
Основные данные самолета	Обозначение		Значение	Размерность
Летно-технические характеристики
Крейсерская скорость полета				км/ч
Крейсерская высота полета				м
Максимальная скорость полета* на высоте				км/ч м
Расчетная дальность полета				км
Практический потолок*				м
Скорость отрыва*				км/ч
Посадочная скорость*				км/ч
Скорость захода на посадку				км/ч
Длина ВПП				м
Длина разбега*				м
Длина пробега*				м
Весовые характеристики
Масса целевой нагрузки Количество пассажиров**				кг чел.
Расчетная взлетная масса				кг
Относительная масса топлива				-
Характеристики силовой установки
Число и тип двигателей
Стартовая тяга (мощность) одного двигателя				даН(л.с.)
Стартовый удельный расход топлива				кг/(даН×ч); кг/(кВт×ч)
Крейсерский удельный расход топлива				кг/(даН×ч); кг/(кВт×ч)
Степень двухконтурности двигателя***				-
Общие характеристики
Стартовая удельная нагрузка на крыло				даН/м2
Стартовая тяговооруженность (энерговооруженность)				- (л.с./даН)

* - данные только для маневренных самолетов;

** - данные только для пассажирских самолетов;

*** - данные только для самолетов с турбореактивными двигателями.