Учебное пособие 1797

Вес пустого самолета складывается из веса конструкции самолета Gкр, веса силовой установки Gс.у веса оборудования

и управления Gоб.

Вес полной нагрузки Gн включает вес топлива GТ, веса полезной нагрузки Gп.н и веса служебной нагрузки (экипаж и снаряжение).

Вес полезной нагрузки Gп.н, вес служебной Ссл и вес оборудования обычно задаются тактико-техническими требованиями заказчика.

Разделим уравнение весового баланса почленно на вес самолета:

Как уже отмечалось, Gп.н, Gсл, Gоб задаются ТТТ. Относительные веса конструкции, силовой установки и топлива определяются на основе статических данных.

Примерные значения их следующие:

40

Окончание табл. 1

5.3. Определение веса самолета во втором приближение

При определенном весе самолета второго приближения уточняют вес силовой установки и вес топлива. Последовательность определения данных может быть представлена в следующем виде:

P → Cy → Cx → PV,н → P = f (M) →γдв →γc.y → GcΙΙ.y → GTΙΙ .

1. Удельная нагрузка на крыло Р определяется из условия обеспечения одной из летных характеристик – Vmax, Vymax,

Lmax, Hmax.

В большинстве случаев удельная нагрузка определится на основе обработки статических данных подобных самолетов.

Таблица 2

41

2. Коэффициент подъемной силы Су определяется из обеспечения заданной посадочной скорости

Следовательно

Cун,v = qρ .

н

Если продувок моделей нет, то можно взять:

3. Коэффициент лобового сопротивления Сх определяют из поляры самолета или поляры самолета-прототипа. Зная коэффициент Сун,v, определяют коэффициент Схv,н.

Рис. 18. Поляра самолета

42

4. Потребная тяга Р самолета на заданной скорости полета находится по формуле

Pн,v = Cxн,vqн GP0, → P0 = 1.P2нξv∆ ,

по каталогу двигателей подбирают характеристики двигателей для заданной скорости и высоты полета.

Кривую внешней характеристики двигателя Рр=f(V) совмещают с кривой потребной тяги, полученной из аэродинамического расчета, для того чтобы проверить обеспечивает ли двигатель заданные летные характеристики.

Рис. 19. Кривые потребных и располагаемых тяг

5. Удельный вес двигателя γдв и силовой установки γс.у.

теля. Удельный вес силовой установки определяется по формуле:

γс.у = Gc.y = Kλдв + а ,

Pc.y

где а – коэффициент, учитывающий влияние расположения двигателей на вес силовой установки:

а=0,07 для двигателей, расположенных в фюзеляже;

43

а=0,08 для двигателей, расположенных на крыле по бортам фюзеляжа;

а=0,1 для двигателей, подвешенных на пилонах к крылу; а=0,09÷0,11 для двигателей, расположенных в хвостовой

части фюзеляжа;

вес силовой установки больше веса двигателей. Для современных самолетов:

Таблица 3

6. Вес силовой установки GcΙΙ.y во втором приближении находят по следующей формуле:

GcΙΙ.y = ∑Рдвγ с.у .

Суммарная тяга двигателей должна быть равна на данной высоте и скорости полета Рр.

7. Вес топлива GÒΙΙ находим, используя из паспорта двигателя удлиненный расход топлива, что позволяет определить вес топлива на заданной высоте и заданной скорости полета:

44

GТΙΙ = βCevн РvнндТn,

или

где Т – продолжительность полета в час;

L– заданная дальность;

β– 1,2÷1,4 – коэффициент, учитывающий вес аэронави-

гационного запаса и не вырабатываемое топливо в системе; n – количество двигателей.

Уточнив вес силовой установки и вес топлива, определяют затем взлетный вес второго приближения:

По известной площади крыла определяют параметры и размеры основных частей самолета, приступают к компоновке самолета, разрабатывают и уточняют общий вид и рассчитывают вес конструкции частей самолета, используя весовые формулы. После этого определяют вес самолета в третьем приближении:

G0ΙΙΙ = Gп.н + Gсл.н + Gоб + GcΙΙ.y + GТΙΙ + GкΙΙΙ ,

идалее составляют весовую сводку.

5.4.Определение взлетного веса самолета методом эмпирических формул

Указанный метод расчета взлетного веса не единственный. Можно привести так называемый метод эмпирических формул.

45

Сущность его заключается в следующем. Запишем уравнение относительных весов:

∑G = Gп.н + Gсл.н + Gоб + Gc.y + GТ + Gк =1.

Величины Gп.н, Gсл, Gоб задаются ТТТ и считаются известными. Задаются весом первого приближения G0Ι и опре-

Военные сверхзвуковые самолеты

Относительный вес конструкции определяется по формуле

где Р0 – стартовая тяга всех двигателей;

Sм – площадь миделевого сечения за исключением гондол двигателей;

t0 – стартовая тяговооруженность.

Относительный вес топлива:

GTΙ = GTΙн.в + GТкрΙ + GтенΙ + GTΙн.з + GТнΙ .с ,

46

где GТнвΙ , GТкрΙ , GТснΙ , GТнзΙ , GТнсΙ – соответственно относительный вес топлива набора высоты, крейсерского полета,

снижение навигационного запаса, не вырабатываемое топливо из системы. Относительные веса топлива набора высоты и

снижения GÒíâΙ и GÒñíΙ можно взять из статистики:

GТнвΙ =0,1÷0,13;

GТснΙ =0,02÷-0,03.

Относительный вес топлива на режиме крейсерского полета

где L – дальность полета по формуле Брегье; V0 – скорость встречного ветра;

Ккр – аэродинамическое качество на крейсерском режиме полета:

Ккр=7,5÷7,8;

Се – удельный расход топлива при крейсерском режиме полета:

Се=1,25÷1,7.

Аэронавигационный запас топлива используется в непредвиденных обстоятельствах полета: при сильном встречном ветре, обходе грозовой облачности, при посадке на запасной аэродром.

Относительный вес навигационного запаса:

Относительный вес не вырабатываемого топлива:

GТнΙ .с = 0,006.

47

Зная относительные веса GТΙ , GΙк , GΙc.y , определяют ∑GΙ . В общем случае она не равна единице, т. е. ∑GΙ ≠ 1.

Задаются взлетным весом второго приближения G0ΙΙ и

определяют ∑GΙΙ и т. д. Затем строят кривую ∑G = f (G0 ) и определяют взлетный вес, удовлетворяющий эмпирическим формулам.

Рис. 20. Изменение веса ЛА в пол те

6.ВЫБОР ДВИГАТЕЛЯ

6.1.Выбор двигателя для силовой установки

Правильный выбор двигателя для проектируемого самолета так же, как и определение взлетного веса, имеет исключительное значение для достижения наилучших летно-техничес- ких данных.

На существующих самолетах в настоящее время применяются поршневые двигатели, воздушно-реактивные двигатели и жидостно-реактивные двигатели.

Поршневые двигатели применяются сейчас лишь на легких самолетах с небольшой скоростью полета. Жидкостнореактивные применяются на экспериментальных самолетах или в качестве вспомогательных силовых установок.

48

Наибольшее распространение в авиации получили воз- душно-реактивные двигатели, к которым относятся турбореактивные двигатели (ТРД), турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДФ), турбореактивные двухконтурные двигатели (ТРДД) или как их еще называют турбовентиляторные (ТВРД) и турбовинтовые двигатели (ТВД).

При выборе двигателя необходимо стремится, чтобы силовая установка обладала:

1)достаточной тягой или мощностью на расчетной скорости и высоте;

2)возможно большей экономичностью;

3)возможно меньшим весом и размерами.

Оценить пригодность того или иного двигателя в первом приближение можно путем сравнения энергетических и экономических характеристик, т.е. зависимость тяги Р и удельного расхода топлива Се от скорости и высоты. При этом необходимо учитывать также удельный вес двигателя и его габаритные размеры.

6.2. Двигатели для дозвуковых самолетов

Наиболее ранним типом двигателей, которые применяялись для дозвуковых самолетов, являются поршневые двигатели. В настоящее время поршневые двигатели применяются лишь на очень легких самолетах (спортивных, санитарных, туристических летающих с небольшой скоростью).

Особенностью конструкции и принципов работы поршневых приводит к тому, что относительный вес силовой установ-

ки Gc.y очень сильно растет с увеличением скорости.

Так для скорости V=800 км/час и Нр=5000м. силовая установка с ПД составляет 55 % от веса самолета, а при скорости V=900 км/час вес силовой установки составляет 80 %.

Это делает невозможным создание целесообразного самолета с ПД даже для скоростей V=800÷900 км/час.

49