книги из ГПНТБ / Конструкция летательных аппаратов учебник

На вертолете для создания подъемной силы используются лопасти и имеются дополнительные части: ротор с редуктором

ихвостовой винт с трансмиссией.

371.Каждая часть летательного аппарата имеет определен ное функциональное назначение и характеризуется весом G,

стоимостью создания С и объемом W.

Вес Gо и стоимость создания С0 летательного аппарата рав­ ны сумме соответственно весов и стоимостей его частей. На­ пример, для самолета

G0= Gn., 4- G„ny 4 С?ду + GTC4Gt0iK 4- Gcc 4- Gcy 4-

4 G9C4 Go6 4 GBOOp -г- G8K,

G0= Cni -j- CBny 4- Сду -f- CTC4 GC0>K4- Ccc 4- Ccy 4- G3C4

подвески и др.). Помимо затрат на создание, каждый лета­

должно выполняться равенство:

^ п л = ^ в п у 4 1 Г ду пл 4 - W n 4 - ^ с о ж 4 U ^ cc 4 - 1 Г су 4

4 W оЬ + W a K W воор „л-

В это равенство входят объемы соответствующих частей само­ лета с учетом дополнительных объемов, определяемых требо­ ваниями эксплуатации этих частей (осмотров, монтажа, де­ монтажа и др.). Приведенные соотношения называют уравне­ ниями баланса веса, стоимости и объема самолета в абсолют­ ной форме.

Здесь 5, С п W — отношение веса, стоимости и объема каж­ дой части летательного аппарата к его весу, стоимости и объ­ ему планера.

410

Как видно из этих уравнений, сумма относительных долей веса, стоимости и объема основных частей летательного аппа­ рата равна единице. Следовательно, увеличение относительных долей веса, стоимости и объема одной из частей приводит к уменьшению относительных долей каких-то других частей ле­ тательного аппарата.

372. Относительные доли веса, стоимости и объема каждой части летательного аппарата связаны с теми или иными его свойствами и параметрами.

Параметры, входящие в эти уравнения, можно подразделить

становки в них зависимостей относительных долей от парамет­ ров) связывают между собой параметры указанных трех групп. При зафиксированных конструктивных параметрах и заданном техническом уровне они связывают между собой тактико-тех­ нические свойства летательного аппарата.

Уравнение (17.1) является уравнением существования лета­ тельного аппарата. Это уравнение показывает, какие комбина­ ции тактико-технических свойств могут быть осуществлены на заданном техническом уровне при выбранных конструктивных параметрах. Ему могут удовлетворять различные многочислен­ ные комбинации тактико-технических свойств и конструктив­ ных параметров.

Уравнение существования летательного аппарата было по­ лучено и использовано для анализа тактико-технических свойств самолетов с реактивными двигателями в 1945 г. В. Ф. Болхови­ тиновым.

Конкретные зависимости относительных весов, стоимостей и объемов их частей от тактико-технических свойств, конструктив­ ных параметров и характеристик технического уровня приво­ дятся и анализируются ниже.

373. Относительный вес планера равен сумме относительных весов крыла, фюзеляжа и оперения:

^кр "К ^Cj) ~t~ ^ОП ‘

Влияние различных параметров на относительный вес кры­ ла может быть проанализировано, например, по следующей

411

формуле, полученной с учетом загрузки и равнопрочное™ эле­ ментов крыла:

от пр, Gp и р — на фиг. 17.2. По осям абсцисс этих графиков отложены относительные величины:

другие сохраняются постоянными.

Из графиков видно, что наиболее сильно на £кр влияют

параметры X, с и яр в широком диапазоне их изменения. Это объясняется тем, что измене­ ние X приводит к изменению плеча сил и, следовательно, изгибающих моментов в сече­

412

увеличении веса, например, при переходе от истребителя к бом­

нения. Стреловидность влияет существенно при больших углах,

ная высота. При больших т], получающихся в основном за счет уменьшения концевой хорды, строительная высота практически не меняется.

Степень влияния удельной нагрузки р при ее увеличении уменьшается в связи с ростом веса единицы площади крыла за счет увеличения размеров поперечных сечений силовых эле­

ментов.

374. Относительный вес фюзеляжа определяется действую­ щими на него нагрузками. Как указывалось в § 2 гл. VI, ос­ новными нагрузками на фюзеляж являются нагрузки, созда­ ваемые оперением, и массовые силы от агрегатов и грузов. Величина первых зависит от площади оперения (составляющей некоторую долю от площади крыла, определяемой удельной на­ грузкой р) и скоростного напора qm^ . Массовые силы про­ порциональны перегрузке. Влияние этих факторов на относи­ тельный вес фюзеляжа, например, истребителей и штурмови­ ков может быть учтено формулой следующего вида:

Р

375. Относительный вес оперения зависит от скоростного напора, удельной нагрузки на крыло и относительной площади

оперения £оп. Эта зависимость имеет вид:

50П== (0,3- 10-2-^тах ч- 1,6) ~jj~ »

откуда следует степень влияния указанных параметров на ;оп. 376. Относительный вес взлетно-посадочных устройств равен

сумме относительных весов шасси, средств механизации крыла, стартовых ускорителей и тормозного парашюта

му анализируется влияние основных параметров на эти части взлетно-посадочных устройств.

413

Основным параметром, влияющим на ?ш, является эксплуа­ тационная перегрузка пшэ, и это влияние может быть оценено по формуле:

ла. С учетом того, что площадь крыла обратно пропорциональ­ на удельной нагрузке, получается:

веса механизации к действующей на нее нагрузке; k — коэффициент, получаемый опытным путем.

377. Относительный вес стартовых ускорителей зависит от тяговооруженности ускорителей и маршевого двигателя, их удельных расходов, конечной и начальной скоростей разгона и совершенства конструкции ускорителя ky, характеризующего долю веса корпуса от веса всего ускорителя. Он может быть определен по формуле К- Э. Циолковского (с учетом тяги мар­ шевого двигателя, аэродинамического сопротивления и силы трения)

378. Относительные веса системы жизнеобеспечения, ава­ рийных средств спасения, системы управления и энергетиче­ ских систем зависят от числа членов экипажа, продолжитель­ ности полета, максимальной скорости и потолка, а также от удельных весов элементов этих систем, равных отношению ве­ са элементов к их основной числовой характеристике.

Однако для летательного аппарата одного класса относи­ тельный вес этих частей оказывается величиной стабильной и лежит в пределах:

5сист = 0,085 -*-0,15.

Нижние пределы характерны для дозвуковых, верхние — для сверхзвуковых самолетов.

379. Относительный вес оборудования и вооружения опре­ деляется делением их абсолютного веса на вес летательного

414

Сумму относительных весов планера, ВЛУ, средств жизне­ обеспечения и спасения экипажа, а также системы управления и энергетических систем принято называть относительным ве­ сом конструкции Зк.

380. Относительный вес двигательной установки в зависи­ мости от тактико-технических свойств, конструктивных пара­ метров и параметров технического уровня определяется с уче­ том специфических удельных весовых характеристик для каж­ дого типа двигательной установки. Относительный вес двига­ тельной установки равен:

5 __ О д у __ у ' О дв

где /гду — коэффициент, учитывающий дополнительный вес всевозможных приспособлений и агрегатов, необходимых при установке двигателя на летательный аппарат. Вес двигателя, характеризующегося тяговым удельным весом f VH, может быть определен по формуле

—длины разбега /.разб;

—максимальной скорости на заданной высоте Vmax\

—потолка // п01;

—маневренных характеристик пя и п„ р.

Перегрузка пх определяет и скороподъемность крылатого летательного аппарата.

382. Тяговооруженность, потребная для обеспечения задан­ ной длины разбега, определяется из решения уравнения разбега

415

Таким образом,

Второе слагаемое в скобках учитывает влияние индуктивного сопротивления. При полете с максимальной скоростью на вы­

примера на фиг. 17.3, причем по оси абсцисс отложены относи­ тельные величины параметров

* Данные взяты для гипотетических самолетов и двигателя.

416

при которой ( s iy )m in , затем происходит увеличение £ду. При уве­ личении скорости £ду сначала резко уменьшается за счет* уменьшения уду и увеличения качества, затем £ду несколько увеличивается за счет резкого уменьшения качества при появле­ нии волновых сопротивлений. На последнем участке играет роль уменьшение уду и сХо с ростом скорости.

требных и располагаемых тяг (фиг. 17.6). Левая пара соответ.-. ствует полету на потолке с до­ звуковой скоростью, правая — со сверхзвуковой.

Во втором случае скорость полета на потолке задана; она рав­ на скорости, где тяга двигателя максимальная:

^^пот ^Ртах'

В этом случае £лу пот определяется по формуле для $Жу Hym„ , в которую необходимо вместо Vmtx подставить Уртлх> вме' СТО р — Рпот И вместо ТяНтах~ Тя„от V Ртах' Как ВИДНО ИЗ формулы,

мическому_качеству, которое зависит от геометрических пара­

метров X, с, Ху "П и ДР-

385. Тяговооруженность для обеспечения требуемой величи­ ны продольной перегрузки при заданной скорости полета опре­

раметров — аналогично S*yymax.

386. Тяговооруженность, необходимая для обеспечения тре­ буемой величины поперечной перегрузки, определяется следую­ щим образом.

При выполнении маневра в горизонтальной плоскости (на­ пример, виража) с перегрузкой пу необходимо выполнение ра­ венства:

ив

ки от параметров летательного аппарата с двигательной уста­ новкой любого типа. Для этого необходимо удельный вес дви­ гательной установки привести к тяговому удельному весу

G,

Тnv —

РH V

Для ВМГ

_ 7ЬЫеVHт]в

H V ■

V

и

Одо

ЛД

где N e — мощность на валу; т}, — к.п.д. винта;

TNe — мощностной удельный вес. Из этих соотношений получается