книги из ГПНТБ / Конструкция летательных аппаратов учебник
..pdf[взлет и набор высоты |
($тнаб), горизонтальный полет (5ТГП), |
||
маневр (£ты), снижение (STCH)j и резерв. |
|
||
Таким образом, |
|
|
|
с = |
с |
(^т наб “ Ь ®>т г n~f~ |
м “ Ь £т сн)> |
где £т с — коэффициент, учитывающий |
увеличение веса топ |
ливной системы по сравнению с весом топлива за счет баков, насосов, трубопроводов и других агрегатов;
kB— коэффициент, учитывающий резерв топлива.
389. Относительный вес топлива, необходимого для набор высоты летательного аппарата с двигателем, характеризуемым
тяговым удельным расходом, может быть |
определен |
следую |
||||||
щим образом: |
|
|
|
|
|
|||
С |
. : |
|
J a ______ |
|
dHj,_______ |
|
|
|
м |
нвб |
|
Тду v h 3600 / |
Еду _ |
СХа р V наб |
_ Д - |
^ |
|
|
|
|
^наб |
|||||
|
|
о |
\ |
Тду VH. |
2 р |
р 1/2 .6 |
) |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Здесь Н3 — энергетическая высота;
СуДVH— удельный расход двигателя на режиме набора вы соты.
Интеграл обычно вычисляется графически. Для этого необ
ходимо использовать программу |
набора |
V Ha6= /(//). Из |
фор |
|||
мулы видно, что |
£тнаб |
зависит |
от Еду |
и i lyVH |
(определяю |
|
щих располагаемую тяговооруженность |
p-VH), |
удельного |
рас |
|||
хода двигателя |
cyiVH, |
аэродинамических характеристик |
сХа и |
А (определяемых относительными геометрическими параметра ми летательного аппарата), удельной нагрузки на крыло, про граммы, начальной и конечной высоты набора.
390. Относительный вес топлива, необходимого для горизо тального полета (без учета изменения веса при этом за счет выгорания топлива), будет равен:
GTгп |
Lt„ck |
Lrn Cfr |
LrncyjlvhPvh |
|
5т rn = g0 |
= “7 ? r |
= |
g03,6 i/KP ~ |
~ ~ а д б Х р ' |
|
I |
' m |
с уд VH ^ V H Go ГП |
^ |
|
|
|
Go 3.6 VKp |
|
Откуда, с учетом того, что |
G0 гп = G0 — GTHa6 — G0 —G0 £Тнаб — |
|||
= G0(1 - Егна6). |
следует |
|
|
|
|
|
L m Cy\ VH Pv h |
Етнаб)1 |
|
|
|
|
1 |
|
|
|
|
3,6 1/,к р |
|
420
Здесь |
LTn — дальность горизонтального полета; |
топлива; |
|||||||
с, и Сц — километровый |
и часовой расходы |
||||||||
|
О0гп — вес летательного |
аппарата |
в |
начале горизон |
|||||
|
тального полета на дальность; |
|
|
к начальному |
|||||
|
V-v h — тяговооруженность |
по отношению |
|
||||||
|
весу полета на дальность. |
|
|
|
|
||||
В случае установившегося горизонтального полета летатель |
|||||||||
ного аппарата |
1 |
|
с х .№■Ф |
|
2Р |
|
|||
|
VH |
|
|
|
|||||
|
V-v h — |
'•VH |
|
2р |
|
Р^р |
|
||
|
'О гп |
|
|
|
|||||
С учетом этого |
|
|
|
|
2Р |
|
|
|
|
|
Сул V H |
LT„f Сх„рУкр |
+ Л |
) ( |
1 |
-£ т , |
|||
|
3,6 VKp у |
2р |
|
PV 2 |
|||||
|
|
|
|
|
|
г кр |
|
|
|
391. С учетом непрерывного облегчения летательного аппа |
|||||||||
рата |
за счет выгорания |
топлива |
зависимость |
относительного |
веса топлива от параметров |
имеет следующий вид: |
||
/ р |
L |
( |
+ л — 2~ ) |
Уд VH |
ГП |
|
|
Чп ■(1-е
\ |
1 р |
/ |
|
3,6 V,кр |
)(1 - ^“•т наб; |
Величину |
|
3.6 I/,кр |
_ |
3,6 Укр kVH |
п L ПрИ- |
I |
(Сх Р V2 |
2Р |
-др |
||
/•др |
х° г ' к р |
€уд VH |
|
||
с уд VH ( ------7TZ---------Ь А |
рУкр |
|
|
||
|
|
2Р |
|
|
нято называть параметром дальности.
Характер влияния основных параметров на $т показан на фиг. 17.7, причем по оси абсцисс отложены относительные ве личины параметров:
Мкр |
ж,кр |
; |
Lr |
|
|
|
1,25 |
1000 |
|
||||
|
|
|
|
|||
н = |
н - |
|
; Р = |
р |
|
|
10 000 |
|
300 |
|
|||
При построении этих графиков ис |
||||||
пользовались фиг. |
17.4 и 17.5. |
|
||||
Из графиков (фиг. 17.7) видно, |
||||||
что имеется |
оптимальная |
скорость |
||||
■полета на дальность, которой соот |
||||||
ветствует максимальная |
величина |
|||||
параметра |
дальности |
П^. |
При |
|||
уменьшении |
скорости |
полета |
ПЛ |
|||
резко уменьшается за |
счет умень |
шения качества |
и скорости. С ростом скорости (по сравнению |
с оптимальной) |
уменьшается за счет резкого уменьшения |
421
качества (появляется волновое сопротивление), при дальнейшем увеличении скорости ее рост компенсирует уменьшение качест ва и параметр дальности сохраняется практически неизменным.
На параметр дальности влияет также су\ун- Имеются |
также |
оптимальные высоты полета и удельная нагрузка на |
крыло. |
При них параметр дальности также имеет максимальную ве личину. Отклонение от оптимальных величин высот и скорости приводит к уменьшению параметра дальности за счет уменьше ния качества. Величина качества при заданных удельной нагруз
ке на крыло, высоте и скорости полета |
зависит от |
сХа |
и А. |
|
Эти аэродинамические характеристики |
определяются |
относи |
||
тельными геометрическими параметрами частей планера. |
|
|||
Зависимость относительного веса топлива, расходуемого на |
||||
снижении, от параметров самолета и двигателя аналогична |
£тиаб: |
|||
я. |
|
|
|
|
£тсн = 0 - Iт наб - £ т г п ) f — |
уд VH dH 3. |
|
|
|
J |
п |
V r |
|
|
Я„. |
|
|
|
|
Отсюда видно, что Е1СН тем меньше, чем меньше произведе ние (.V-VHmc*lVH) и чем больше величина {nXmVm).
392. С помощью полученных формул можно проанализиро вать зависимость относительного веса топлива по этапам по лета от параметров крылатого летательного аппарата с двига тельной установкой любого типа. Для этого необходимо удель ный расход привести к тяговому удельному расходу:
Для ВМГ
п _75 NeVHт]в _
VH - V
|
VH |
75 N.е VH '1 в . |
75 ^ u |
V-v h 1 |
О |
VG |
— *Ne |
|
|
|
суяН |
— |
|
|
|
N. |
|
|
Из этих соотношений получается |
|
||
|
сулNe V |
(17.7) |
|
Сул |
75 у]в |
||
|
Для ТВД
75 N eт]в
Pvh = Р +
I/
422
|
|
|
|
|
|
P V |
|
|
|
fl V H — |
VH |
p V + 75Ne7]B |
K ^ + N e 7Ьг\в — |
|
|||||
|
GV |
|
|
|
|||||
a |
|
|
75rlB |
G V |
|
|
|||
|
|
— V-Me, |
|
|
|
||||
|
|
|
V |
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Суд N e 3 |
|
N e + PV |
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
||||
|
|
|
|
|
|
75t)b |
|
|
|
Из этих соотношений следует |
|
|
|
|
|
||||
|
|
|
|
|
|
P V |
|
V |
|
СУД V H — |
От |
---- |
|
|
|
75 ц, |
СУ Д N e 3 |
(17.8) |
|
|
|
75NerlB |
75 Tj„ |
||||||
VH |
|
|
|||||||
|
Р |
+ |
|
||||||
|
|
|
V |
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
393. |
Уравнения стоимости получаются следующим |
образом. |
|||||||
Стоимость |
каждой части |
летательного |
аппарата |
может |
быть |
вычислена как произведение стоимости единицы веса части с1 на ее вес, а стоимость летательного аппарата в целом — как
произведение |
стоимости |
единицы |
веса пустого |
самолета С,,1 |
|||
на вес пустого самолета G„. |
|
G„(l — ST— |
Ебз — SBK— £гР). |
||||
Тогда, с учетом того, что |
G„ = |
||||||
на основании (17.2) получаем |
|
|
|
||||
|
Сп (1 £т |
£бз |
£ЭК |
^гр) — С'пл £пл +• Gl„y ^впу Т" с\у £ду"Ь |
|||
+ |
(*тс — 1) £т + |
С'ож ’сож |
С1с |
+ Ссу %су ■+■С1с ^ 9С+ Со6 'Об + |
Зависимости стоимостей единицы веса основных частей и лета тельного аппарата в целом от тактико-технических свойств и других параметров находятся на основании статистики. Эти за висимости имеются в специальной литературе.
Так как уравнение стоимости обычно используется для оцен ки стоимости летательного аппарата, широкое применение на ходят зависимости абсолютных стоимостей частей от тактико технических свойств и других параметров летательного аппа рата. Эти зависимости получаются также статистическим пу тем. При этом летательный аппарат разбивается на три части:
—конструкция с системами;
—двигатель;
—специальное электронное оборудование.
423
В этом случае стоимость летательного аппарата складыва ется из стоимостей планера с системами Сплс, двигателя Сдв и специального оборудования Ссо:
О) = Спл с ■+ Сдв + Сс 0.
Стоимость каждой из указанных частей может быть представ лена как сумма затрат на опытно-конструкторские разработки (ОКР) и производство:
с= с окр + с пр.
394.Для конкретизации уравнения объемов вводится поня
тие удельного веса основных |
частей |
и летательного |
аппарата |
в целом, равного отношению |
веса |
каждой части к |
полному |
объему, занимаемому этой частью, с учетом эксплуатационно
монтажных, технологических и других запасов — |
и веса |
|||||||||
летательного |
аппарата к |
объему |
планера |
— |
упл. |
С учетом |
||||
этого получается |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
^8Пу |
, |
£ду |
^тс |
, |
£ |
£ |
£ |
|
£ |
^об |
"СОЖ |
"СС |
"су |
|
"ЭС |
||||||
— |
+ |
— |
ч --------- |
н — |
+ |
— |
Г — |
н— |
н --------- |
|
Твпу |
|
Тду |
Ттс |
|
Тсож |
Тсс |
Тсу |
|
Тэс |
Тоб |
££
"ВООр ^ "ЭК
+
Твоор Тэк
Величины удельных весов основных частей и летательного аппа рата в целом определяются на основании статистики, эскиз ных проработок и макетирования. Аналогичные зависимости могут быть получены для летательного аппарата любого типа.
§ 17.2. ИСПОЛЬЗОВАНИЕ УРАВНЕНИЙ СУЩЕСТВОВАНИЯ, СТОИМОСТИ И ОБЪЕМОВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
395. Уравнения существования, стоимости и объемов лета тельного аппарата используются при:
—анализе взаимозависимости тактико-технических свойств;
—проектировании;
—выборе направлений модификаций;
—оценке технической эффективности частей летательного
аппарата и аппарата в целом, как машины, транспортирую щей боевой груз.
396. Взаимозависимость свойств летательного аппарата ис следуется с целью оценки степени влияния одних свойств на другие и определения возможных областей их изменения при заданных конструктивных параметрах и параметрах техниче ского уровня.
Для этого уравнение существования разрешается либо отно сительно одного из свойств, либо используется для определения изменения свойств при изменении относительного веса соот
424
ветствующих частей летательного аппарата. В качестве примера рассматривается взаимозависимость скорости, дальности и высоты полета летательного аппарата с различными двига тельными установками. Поскольку наибольшей высотой полета летательного аппарата является высота потолка, в уравнение его существования подставляется относительный вес двигатель ной установки, определяемый из условия обеспечения потолка (17.4). В качестве скоростной характеристики принимается ско рость полета на потолке. Эта скорость для самолетов с ВМГ составляет некоторую долю от наивыгоднейшей, для самолетов с ТВД и дозвуковых самолетов с ТРД равна наивыгоднейшей, определенной с учетом волновых сопротивлений, а для сверх звуковых самолетов она равна скорости, где тяга двигателя максимальная.
397. Уравнение существования при использовании удель ных характеристик двигателей по отношению к тяге может быть записано в следующем виде:
1 |
_ с |
, |
t ц_ |
k " * |
v «n |
[ |
ь |
Суж{]/Н' |
ю |
т |
g |
||
|
- |
=эов + |
6. + |
А п Дпот £ пот |
+ |
«тс |
З |
б |
fenoi Кпот + |
5Т н.6 + |
5Т сн, |
||
откуда |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
^ду Тон пот |
\ |
3 . 6 |
1 / пот k n0T |
|
|||
|
|
|
|
|
^ |
1 1 |
Д пот K o J |
^тс с ул (VH)nor |
|
||||
Здесь kn — коэффициент уменьшения тяги с высотой на |
11 км, |
||||||||||||
а = |
1 |
^эов |
|
наб |
^тсн* |
|
Удельный вес |
^онпот |
и удельный |
||||
расход |
Суд(ня)пот |
для ВМГ и ТВД определяются по формулам |
пп. 387, 392.
На фиг. 17.8 и 17.9 показана зависимость дальности полета
от потолка для случаев я =0,2 |
и я =0,6. Как видно из этих гра |
|||||||
фиков, дальность полета са |
|
|
|
|
||||
молета с ВМГ резко пада |
|
|
|
|
||||
ет с увеличением потолка. |
|
|
|
|
||||
Это |
объясняется |
ростом |
|
|
|
|
||
удельного |
веса |
двигателя, |
|
|
|
|
||
приводящим к |
увеличению |
|
|
|
|
|||
$дУ и, |
следовательно, к |
|
|
|
|
|||
уменьшению £те. |
Помимо |
|
|
|
|
|||
•этого, |
с |
ростом |
|
скорости |
|
|
|
|
полета, при увеличении вы |
|
|
|
|
||||
соты потолка, увеличивает |
|
|
|
|
||||
ся и удельный расход. |
|
|
|
|
||||
Дальность полета с ТРД, |
|
|
|
|
||||
ТРДФ |
и |
ПВРД |
сначала |
0 |
5 |
Ю |
15 2 0 км |
|
несколько |
увеличивается с |
|
|
Фиг. |
17.8 |
|||
ростом высоты потолка, за |
|
|
||||||
|
|
|
|
тем резко уменьшается. Увеличение объясняется увеличением параметра дальности за счет роста скорости полета; последую
425
щее уменьшение дальности объясняется уменьшением пара метра дальности из-за резкого падения качества и уменьшени
ем ;тс |
из-за роста ;ду. |
На |
основании таких графиков можно судить об областях |
рационального применения двигательных установок различного
типа.
Из рассмотренных зависимостей летных свойств крылатых
летательных аппаратов следует, что |
скорость и высота не на- |
||
L 1U~3 км |
|
|
|
вмг |
|
~ Г Г~ |
|
ТРД |
|
о~ ¥ ! |
|
|
|
ПВРД |
|
|
|
! |
I |
|
|
X |
1 |
|
|
ТРДЩ\ |
|
|
|
! |
\ |
'«-I— !—LLJ— N |
| \ |
||
О 5 Ю /5 |
1 |
25 Н |
|
20 |
хм |
||
|
|
ппет’км |
|
Фиг. |
17.9 |
|
|
ходятся в противоречии, так как увеличение высоты требует увеличения скорости полета. Однако, начиная с некоторой вы соты, зависящей от типа двигательной установки, эти свойства находятся в резком противоречии с дальностью полета. Эти особенности крылатых летательных аппаратов ограничивают области применения их для решения стратегических задач, тре бующих большой дальности при высокой скорости полета. Они заставляют обращаться к летательным аппаратам других типов с иными принципами летания, не имеющих указанных недо
статков.
У летательных аппаратов всех типов группа летных свойств находится в противоречии с группой других свойств: грузоподъ емностью, точностью попадания в заданный пункт, надежностью и долговечностью конструкции и др., так как доли веса, опре деляющие эти свойства, уменьшают сумму (£ду-}- $тс).
398. Другим примером применения уравнения существова ния для анализа взаимозависимости свойств крылатых лета тельных аппаратов может служить взаимосвязь живучести и максимальной скорости полета. Живучесть увеличивается за счет ряда технических мероприятий, приводящих к увеличению относительного веса конструкции А?кж. Предполагается, что известна зависимость критерия живучести, например, против
426
снарядов ударного действия —ш от Д£кж (фиг. 17.10) и что
ДЕКЖ реализуется за счет уменьшения |
$ду. Таким образом, |
||||
f |
|
— f |
|
_д? |
|
чду |
-*ду исх |
а ч кж* |
|
||
На основании формулы |
для |
£ду кшах |
(без учета индуктивно- |
го сопротивления) получается:
V n |
— Л/ |
^ ^ ду Vmax _ |
|||
|
' |
&ду7VH Сх«Р |
|||
|
|
|
|||
|
|
2 |
/J |
{ £ду исх |
^ ^кж) |
|
|
|
|
^ду Тия С<г0Р |
|
Отсюда |
с |
учетом |
зависимости |
||
(в = |
<» |
( 4 $ Кж ) |
получается ис |
||
комая |
СВЯЗЬ |
Ищах и <». Очевидно, |
дакж можно реализовать за счет относительных долей веса и дру
гих частей летательного аппарата. Зависимость свойств, опре деляемых этими частями, от живучести находится аналогично вышеизложенному.
399. Проектирование летательных аппаратов есть процесс взаимной увязки многих противоречивых качеств их с целью создания аппаратов, наилучшим образом соответствующих своему назначению. Задача проектирования летательного аппарата имеет различную сложность в зависимости от исход ных данных. Наиболее широко она ставится при задании толь ко целевого назначения летательного аппарата.
В этом случае в начале проектирования подлежат выбору и определению следующие основные тактико-технические требо вания (ТТТ):
1.Аэродинамическая и конструктивно-компоновочная схема (или отдельные ее характеристики); относительные геометриче ские параметры.
2.Вооружение для летательных аппаратов многоразового использования, боевая часть для одноразовых летательных ап паратов.
3.Способ боевого применения.
4.Экипаж и необходимое оборудование для пилотируемых
летательных аппаратов, система наведения и |
управления — |
|
для беспилотных. |
свойства лета |
|
5. Летно-тактические и взлетно-посадочные |
||
тельного аппарата, обеспечивающие наибольшую |
эффектив |
|
ность при выполнении им типичных задач; тип |
|
двигательной |
установки и ее характеристики, обеспечивающие |
требуемые |
|
эффективностью летно-тактические свойства. |
|
|
427
6.Начальный полетный вес Gо.
7.Стоимость создания С0 и эксплуатации Сэ летательного
аппарата.
8. Боевая эффективность летательного аппарата.
Весь этот комплекс вопросов должен решаться с учетом до стигнутого уровня развития науки и техники. Здесь для приме ра рассматривается определение начального полетного веса и стоимости производства при условии, что все другие задачи проектирования разрешены. Основные положения методики оп ределения тактико-технических требований изложены в § 3.
При проектировании летательного аппарата любого типа задается или оценивается абсолютная величина веса полезной нагрузки GB00p и оборудования Ооб. В случае пилотируемого летательного аппарата назначается состав экипажа и его вес
Оа.
С учетом этого уравнения существования и стоимости пи лотируемого летательного аппарата могут быть записаны в сле дующем виде:
, - - % г - + Е, + 5ду + 5тс;
Оо
|
|
I = Ск' • 5К+ С\у $ду + |
|
, |
|
|
|||||
|
|
|
|
|
|
|
|
^0 |
|
|
|
где |
|
|
|
|
|
'Г- ' К 1Е |
|
|
|
|
|
|
WС 1С'•к : г |
|
111— I |
|
р |
— £ |
) |
|
|||
|
п |
-Ь з |
|
|
|||||||
|
|
|
V1 |
’ т |
|
’•эк |
'•Гр/ |
|
|||
|
г 1 - |
— _________ ^ду£ду________ . |
|
||||||||
|
W y -ду — |
|
|
|
|
|
|
|
$,р) ’ |
||
|
|
Сп>(1 - 5Т |
|
|
|
||||||
Ск1 |
— средняя |
стоимость |
одного |
килограмма |
конструкции |
||||||
G30B |
планера и систем; |
|
|
|
|
|
|
|
|||
— вес экипажа, оборудования и вооружения. |
|||||||||||
Отсюда |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
G0 |
|
|
|
s |
|
|
G9qb . |
|
||
|
|
|
|
|
|
f |
’ |
|
|||
|
|
|
|
|
|
-»тс |
|
‘• 9 0 В |
|
|
|
|
Сс0Сп>(1 |
• |
■ |
Sg3 |
^эк |
|
С‘ |
s |
|||
|
с „х(1 - S T- S s , - S „ - 5rp ) - C lt‘ £lt |
||||||||||
|
ду -ду |
Относительный вес конструкции определяется по весовым фор мулам или оценивается по статистике подобных аппаратов с учетом возможных его изменений за счет применения новых материалов, отличия условий работы конструкции, изменения относительных геометрических параметров и т. д.
423
Относительные веса двигательной установки и топливной си стемы определяются в зависимости от заданных тактико-тех нических свойств летательного аппарата по формулам (см. пп. 380—387 и пп. 388—392). Эти веса зависят от удельных па раметров двигателя и аэродинамических характеристик само лета. Поэтому при проектировании летательного аппарата прежде всего по потребным летно-техническим свойствам, ис ходя из областей эффективного применения различных двига тельных установок, выбирается тип двигательной установки и оцениваются ее удельные характеристики. Для определения аэродинамических характеристик необходимо иметь геометри ческие характеристики самолета. Для их расчета используется уравнение баланса объемов в том или ином виде.
400. Модификацией является изменение летательного аппа рата без коренной его переделки.
Возможны следующие направления модификации:
— уменьшение относительных весовых долей основных ча стей при сохранении тактико-технических свойств за счет со вершенствования технического уровня;
— улучшение тактико-технических свойств за счет усовер шенствования технического уровня при сохранении или умень шении относительных долей веса частей летательного аппара та, определяющих эти свойства;
— улучшение комплекса тактико-технических свойств за счет перераспределения относительных весов частей летатель ного аппарата, определяющих эти свойства, при неизменном техническом уровне.
При модифицировании летательного аппарата возникают следующие специфические проблемы:
— какие параметры технического уровня следует улучшать в первую очередь, чтобы получить наибольшее уменьшение от носительного веса той или иной части летательного аппарата при неизменных тактико-технических свойствах или наиболь шее улучшение этих свойств при постоянных долях относитель ного веса;
— как изменяются тактико-технические свойства летатель ного аппарата при изменении его веса на величину &G за счет изменения веса какой-либо его основной части: конструк ции, двигательной установки, топливной системы, оборудования, вооружения;
— как распределить экономию в весе на одной или несколь ких частях летательного аппарата между остальными частями, чтобы получить наибольшее улучшение летательного аппарата в целом; относительную долю какой части летательного аппа рата уменьшить для установки на него дополнительных уст ройств определенного функционального назначения.
401. Для того, чтобы решить вопрос о том, какие техниче ские параметры желательно улучшать в первую очередь, необ
429