книги из ГПНТБ / Конструкция летательных аппаратов учебник

Г л а в а XX

ВОПРОСЫ КОМПОНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

§ 2 0 . 1 . ПРИНЦИПЫ к о м п о н о в к и

453. Под компоновкой летательного аппарата понимают его внешнюю и силовую схемы, а также внутреннее размещение экипажа, вооружения, оборудования, топлива и других агрега­ тов и грузов. Внешняя схема летательного аппарата характе­ ризуется взаимным расположением и внешними формами кры­ ла, оперения, фюзеляжа, подвесок и взлетно-посадочных уст­ ройств, а также типом и размещением двигателей и их возду­ хозаборников. Термин «компоновка летательного аппарата» имеет употребление в двух смыслах: во-первых, в смысле про­ цесса компонования аппарата при его проектировании и, вовторых, как результат этого процесса.

Внешняя и силовая схемы, размещение агрегатов и грузов внутри летательного аппарата находятся в неразрывной вза­ имосвязи между собой. Однако для удобства рассмотрения спе­ цифических вопросов аэродинамики иногда условно из понятия компоновки летательного аппарата выделяют так называемую аэродинамическую компоновку, под которой понимают такие вопросы его внешней схемы, как форма, размеры и взаимное расположение частей планера и подвесок.

454. Основные требования к компоновке летательного аппа­ рата сводятся к следующим:

—компоновка должна обеспечивать выполнение ТТТ к ап­ парату наилучшим образом;

—каждая часть или агрегат летательного аппарата долж­ ны быть расположены так, чтобы они успешно выполняли свои функции и возможно меньше мешали другим;

—компоновка летательного аппарата должна обеспечивать удобство контроля и обслуживания всех основных систем и аг­

регатов, а также удобство снятия и установки съемных частей

иагрегатов;

—технологическое членение конструкции должно предус­

матривать широкий фронт работ при производстве и удобство общей сборки летательного аппарата;

470

—силовая схема должна обеспечивать при возможно пол­ ном выполнении предыдущих требований меньший вес конст­ рукции при достаточных прочности и жесткости. Здесь имеет­ ся в виду, в частности, и требование рациональной динамиче­ ской компоновки летательного аппарата (см .п.286).

Требования, предъявляемые к компоновке летательного ап­ парата, как правило, оказываются противоречивыми. Например, требование удобства обслуживания обусловливает наличие в планере большого количества различных вырезов, а также экс­ плуатационных разъемов. Но это в свою очередь усложняет технологию производства и силовую схему и приводит к уве­ личению веса и стоимости конструкции. Серьезные противоре­ чия заключены и в компоновке различных частей планера и агрегатов внутри него. Более успешному разрешению этих про­ тиворечий, а также пониманию компоновки конкретного лета­ тельного аппарата способствует знание ряда принципов.

455. Укажем некоторые принципы компоновки летательного аппарата:

—в компоновке летательного аппарата ТТТ находят отра­ жение по степени их важности для конкретного аппарата. В первую очередь выполняются наиболее важные требования, а остальные — по мере возможности. Противоречия в требова­ ниях разрешаются путем компромиссных решений;

—если это возможно, используются хорошо зарекомендо­ вавшие себя на предшествующих летательных аппаратах ча­ сти ц агрегаты (фюзеляж, крыло, шасси, двигатель и т. д.) с

некоторыми изменениями отдельных элементов в соответствии с новыми требованиями. Наиболее полно этот принцип реализу­ ется при использовании унифицированных частей и агрегатов, стандартных узлов, а также «модулей», которые можно быст­ ро при надобности заменить;

— принцип совмещения нескольких функций, которые вы­ полняются одним и тем же элементом конструкции или агрега­ том. Например, разъемы и люки делают так, чтобы они выпол­ няли и технологическую и эксплуатационную роли; в гондолы двигателей на крыле убирают и основные стойки шасси; в мо­ ноблочных конструкциях крыла и фюзеляжа обшивкой пере­ даются и крутящий и часть изгибающего моментов. Принцип совмещения функций в элементах силовой схемы обеспечивает не только экономию в весе, но и получение больших объемов внутри летательного аппарата для размещения грузов (агре­ гатов).

Помимо этого, во внешнюю и силовую схемы летательного аппарата закладывается ряд принципов:

■—г Внешняя схема определяется в основном требованиями высоких летно-технических свойств при одновременном обес­ печении приемлемых взлетно-посадочных характеристик. . . .

471

—Во внешней схеме скоростных летательных аппаратов ши­ роко используется так называемое «правило площадей», обес­ печивающее получение наименьших значений сХо.

—Передача и замыкание всех основных силовых факторов

по элементам силовой схемы производятся по возможно крат­ чайшим путям.

—Передачу сосредоточенных сил предпочтительнее осуще­ ствлять растяжением или сжатием силовых элементов, чем из­ гибом.

—Передачу изгибающих моментов осуществляют на воз­

можно большей строительной высоте (базе), а крутящих момен­ тов — по замкнутому контуру возможно большей площади.

456. Компоновка летательного аппарата и его центровка яв­ ляются единым, неразрывным процессом. В первую очередь ком­ понуются и центруются части и грузы, требующие вполне определенного места на летательном аппарате (крыло, кабина экипажа, расходуемые в полете грузы, некоторое оборудование и др.). Затем размещаются агрегаты и грузы, расположение которых не связано жесткими требованиями с каким-либо оп­

и центровка корректируются с целью наилучшего выполнения

ТТТ к проектируемому летательному аппарату.

так и по общим — боевой эффективности и стоимости.

§20.2. КОМПОНОВКА ЧАСТЕЙ ПЛАНЕРА И ШАССИ

457.Форма крыла в плане (удлинение X, сужение т), стре­

ловидность х), форма профиля и его относительная толщина с выбираются в зависимости от требуемых летно-технических и

мой в зависимости от тактико-технических требований, предъ­ являемых к летательному аппарату (дальность, высотность, маневренность, взлетно-посадочные свойства).

458. Взаимное расположение крыла и фюзеляжа характе­ ризуется положением крыла по высоте фюзеляжа и установоч­ ным углом крыла.

Расположение крыла по высоте фюзеляжа (высокое, сред­ нее и низкое) определяется в основном конструктивно-такти­ ческими соображениями (назначением аппарата, типом и коли­

472

чеством двигателей, высотой шасси, расположением бомбового

ческой хордой корневого сечения крыла и осью фюзеляжа) влияет на многие свойства летательного аппарата: на интерфе­ ренцию крыла и фюзеляжа, на условия обзора из кабины лет­ чика при полете на больших углах атаки и др. Влияние ауст на эти свойства аппарата разноречивое, поэтому его величина выбирается в зависимости от важности того или иного факто­ ра.

Так, например, для самолетов типа «бесхвостка» (см. л. 102) и самолетов, имеющих велосипедное шасси с далеко отнесен­

При расположении горизонтального оперения по высоте для самолетов нормальной схемы руководствуются необходимостью выноса оперения из зоны больших скосов потока, сильно вли­ яющих на его эффективность, и зоны вихрей, вызывающих баффтинг (см. п. 300).

Вертикальное оперение располагается обычно непосредст­ венно на хвостовой части фюзеляжа.

На самолетах, выполненных по схемам «бесхвостка» и «ут­ ка» (см. п,п. 101, 102), вертикальное оперение может быть ус­

углах атаки, так как не происходит затенения оперения кры­ лом и фюзеляжем.

В некоторых случаях, например на высотных самолетах, ле­ тающих с большими сверхзвуковыми скоростями, часть верти­ кального оперения целесообразно выносить вниз (см. п. 98). При этом для обеспечения взлета и посадки подфюзеляжная часть киля может быть выполнена отклоняющейся в сторону [2].

460. Для обеспечения желаемой степени статической устой­ чивости летательного аппарата центр тяжести его должен на­ ходиться на определенном расстоянии от фокуса.

Положение фокуса летательного аппарата не остается по­ стоянным, оно зависит от числа Л4 полета: при переходе от до­ звуковых скоростей полета к сверхзвуковым фокус смещается

473

назад. При повороте консоли крыла изменяемой стреловидно­ сти также происходит изменение положения фокуса.

Положение центра тяжести аппарата может несколько из­ меняться по мере выработки топлива, расхода боекомплекта, сброса бомб и т. д. Предельно задняя центровка при этом должна обеспечивать минимально необходимый запас статиче­ ской устойчивости летательного аппарата, определяемый его назначением.

Для самолетов нормальной схемы необходимо обеспечить примерно следующий запас центровки:

х г —х т> 0,03 —для маневренных самолетов; х р — х т> 0, Ю — для неманевренных самолетов.

Для самолетов типа «бесхвостка» минимальный запас цент­ ровки берется обычно раза в два меньше, что объясняется стремлением уменьшить потери аэродинамического качества аппарата на балансировку, которые при большой степени ста­ тической устойчивости могут быть значительными в силу ма­ лого плеча органов продольной балансировки (элевонов).

Допустимая предельно передняя центровка летательного аппарата определяется эффективностью органов продольного управления (балансировки) аппарата. Чем больше эффектив­ ность органов продольного управления, тем более допустима пе­ редняя центровка на летательном аппарате и тем шире, сле­ довательно, будет допустимый диапазон его эксплуатационных центровок.

461. Все грузы, которые необходимо разместить на летатель ном аппарате, можно разбить на две основные группы:

1)грузы, требующие вполне определенного места в фюзе­

ляже;

2)грузы, расположение которых не связано жесткими тре­ бованиями с каким-либо определенным местом в фюзеляже.

Так, например, у самолетов некоторые члены экипажа (лет­ чик, штурман), пилотажно-навигационное оборудование, при­ целы и другое оборудование и снаряжение, с которыми рабо­ тают эти члены экипажа, должны быть размещены обязатель­

но в носовой части фюзеляжа.

Бомбоотсек бомбардировщика (ракетоносца) должен быть расположен в фюзеляже так, чтобы центр тяжести снаряжен­ ного отсека по возможности совпадал с центром тяжести все­ го самолета и сброс бомб изменял центровку самолета в до­ пустимых пределах.

Боевые части беспилотных летательных аппаратов некото­ рых классов и типов желательно размещать в носовой части фюзеляжа, так как это облегчает отделение боевой части при входе аппарата в пикирование на цель и снижает тем самым потребный вес конструкции аппарата, избавляя его от необ­

474

ходимости иметь прочность, отвечающую большим скоростным напорам.

Баки с топливом на всех типах летательных аппаратов должны быть расположены так, чтобы расходование топлива не оказывало существенного влияния на изменение центровки

этих грузов при их расходовании должен оставаться вблизи же­ лаемого положения центра тяжести всего аппарата. Затем раз­ мещают остальные грузы первой группы: экипаж с пилотажно­ навигационным оборудованием и прицелами, антенны радиоло­ кационных станций, стрелково-пушечное и реактивное вооруже­ ние и т. д. При этом руководствуются требованиями создания наилучшего обзора и условий для работы экипажа и наиболее полного использования технических возможностей вооружения и специального оборудования.

И, наконец, размещают грузы второй группы, стремясь при этом к наиболее рациональному использованию объема фюзе­ ляжа и других частей планера, уменьшению длин коммуника­ ций, обеспечению удобств эксплуатации и т. д.

462. У современных летательных аппаратов наблюдается тенденция к уменьшению относительных размеров крыла с од­ новременным увеличением потребных объемов фюзеляжа для размещения оборудования и грузов. Поэтому при выборе разме­ ров и формы фюзеляжа заботятся об уменьшении его лобового сопротивления. Однако окончательные его размеры и форма определяются в большей мере соображениями компоновки (см.

п. 134).

Минимально возможные размеры миделевого сечения фюзе­ ляжа определяются габаритами груза, имеющего наибольшие размеры и требующего своего размещения в фюзеляже. Такими «грузами» могут быть боевая часть для некоторых типов бес­ пилотных летательных аппаратов; двигатель или кабина летчи­ ка для истребителей и учебных самолетов; перевозимая боевая техника для военно-транспортных самолетов и т. д.

При компоновке фюзеляжа проявляют заботу об обеспече­ нии хороших подходов для осмотра, монтажа и демонтажа обо­ рудования, вооружения и других агрегатов, размещенных в фю­ зеляже, а также необходимых разъемов для удобства транспор­ тировки и эксплуатации.

463. На современных военных самолетах применяется в ос­ новном трехопорная схема шасси с носовой опорой. Иногда применяются и другие схемы (см. п. 225).

Схема шасси и ее параметры определяют характеристики ус­ тойчивости и управляемости самолета при движении его по грунту.

4 7 5

Компоновка шасси на самолете представляет значительные трудности, так как требуются сравнительно большие объемы для уборки стоек. Особые трудности вызывает уборка шасси в крылья в связи с применением на скоростных самолетах тон­ ких профилей, что в ряде случаев вынуждает делать специаль­ ные гондолы или отступать от наиболее рациональных силовых схем, что вызывает утяжеление конструкции. При высоком рас­ положении крыла длина основных стоек при трехопорной схеме получается очень большой, поэтому приходится убирать стойки

вфюзеляж, в частности, применять шасси велосипедной схемы.

464.Параметры шасси велосипедной схемы выбираются из

тех же соображений, что и для трехопорной схемы (см. п. 227). Однако вынос задней опоры шасси велосипедной схемы, как правило, существенно больше и может достигать величины e=(0,40-f- 0,50) Ь, Объясняется это тем, что объемы фюзе­ ляжа вблизи центра тяжести в большинстве случаев заня­ ты расходуемыми в полете грузами (топливо, бомбы и др.). При таких больших выносах основной опоры возникают затруднения с отрывом носовой опоры при взлете. Одного усилия от горизон­ тального оперения может оказаться недостаточно и требуется принятие специальных мер, таких, как изменяющиеся по длине по желанию летчика стойки шасси («вздыбливание» передней или «проседание» задней опоры), увеличение установочного уг­ ла крыла ауст и стояночного угла самолета <рст и т. п. Для улучшения маневренности самолета при рулежке переднюю опо­ ру шасси велосипедной схемы так же, как и трехопорной с но­ совой опорой, делают управляемой.

Подкрыльные опоры тяжелых самолетов обычно воспринима­ ют 4 —5°/о стояночной нагрузки. Подкрыльные опоры легких самолетов делают разгруженными — при стоянке самолета они грунта не касаются. Такие стойки нагружаются лишь в случаях опрокидывания самолета на бок при разворотах во время рулеж­ ки по аэродрому и при посадке с креном или со сносом. Расстоя­ ние между подкрыльными опорами выбирается в основном из соображений удобства их крепления и уборки.

§ 20.3. РАЗМЕЩЕНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ И ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ НА ЛЕТАТЕЛЬНОМ АППАРАТЕ

465. Размещение двигателей на летательных аппаратах за­ висит от типа двигателей (ТРД, ТВД, Ж РД), их числа и габа­ ритов, а также от типа и летных свойств аппарата.

Установка двигателей на летательном аппарате должна обес­ печивать:

—получение максимальной эффективной тяги и минималь­ ного удельного расхода топлива двигательной установки;

—минимальное влияние двигателей на характеристики устойчивости и управляемости аппарата;

476

—надежную и устойчивую работу двигателей на всех ре­ жимах полета, а также при стрельбе из бортового оружия и пуске ракет и снарядов;

—защиту двигателя от попадания в него при опробовании, рулежке, взлете и посадке посторонних предметов;

—минимальные вибрационные нагрузки, передаваемые кон­ струкции летательного аппарата;

—допустимый уровень акустических шумов;

—пожарную безопасность, высокую боевую живучесть и ми­

нимальные тепловые потоки от двигателей к конструкции лета­ тельного аппарата;

—удобство и быстроту установки двигателя и его снятия;

—удобный доступ к агрегатам и узлам двигателя, требую­ щим обслуживания в эксплуатации; возможность осмотра ра­ бочих лопаток всех ступеней компрессора и последних ступе­ ней турбины двигателя без снятия его с летательного аппарата;

—минимальный износ взлетно-посадочных полос выхлоп­

ными газами.

Воздухозаборные устройства на взлете, посадке и при всех допустимых скоростях и высотах полета должны обеспечивать:

—устойчивую работу двигателя;

—высокий коэффициент восстановления давления и хоро­ шие расходные характеристики;

—малую радиальную и окружную неравномерности ско­ ростного поля потока перед компрессором;

—отсутствие вредного взаимного влияния в работе в слу­ чае применения воздухозаборных устройств, обеспечивающих работу двух и более двигателей.

466. На самолетах с ТРД обычного взлета и посадки двига­ тели могут быть размещены как внутри, так и снаружи фю­ зеляжа и крыла.

Размещение двигателей в хвостовой части фюзеляжа (фиг. 20.1,а, б) применяется в основном на истребителях. Эта схема размещения получила широкое распространение как обеспечи­ вающая хорошие аэродинамические формы самолета, малое влияние на устойчивость и управляемость самолета, малый вес узлов крепления двигателя.

Воздух к двигателям поступает от воздухозаборников по воз­ духоподводящим каналам. Воздухозаборники бывают либо ло­ бовые а, либо боковые б.

Лобовой воздухозаборник а обеспечивает высокую степень использования скоростного напора, .но усложняет компоновку носовой части фюзеляжа.

Боковой воздухозаборник б уменьшает длину воздухоподво­ дящих каналов и упрощает размещение в носовой части фюзе­ ляжа кабины экипажа, оборудования и вооружения, но получает затенение при полете со скольжением.

477

467. Снаружи фюзеляжа двигатели размещаются обычно по его бортам (фиг. 20.1,в, г) либо на горизонтальных пилонах хвостовой части в, либо непосредственно по бортам за централь­ ной частью крыла г. Размещение двигателей вблизи к плоскости симметрии самолета облегчает балансировку самолета при от­ казе одного из них.

Постановка двигателей на пилонах в снижает уровень шума и вибраций в кабине, облегчает осуществление реверса тяги для сокращения длины пробега, уменьшает потери тяги во входных

I

и)

Фи г. 20.1

ивыходных устройствах. Вместе с тем такое размещение двига­ телей приводит к увеличению веса фюзеляжа и вызывает труд­

ности при центровке самолета.

Установка двигателей непосредственно по бортам фюзеляжа' за центральной частью крыла г дает сравнительно небольшое дополнительное сопротивление, но требует довольно длинных воздухоподводящих каналов, что увеличивает потери тяги. Кро­

478

ме того, при этом высок уровень шума в кабине, значительны вибрационные нагрузки обшивки фюзеляжа от струй двигате­ лей и велика опасность распространения пожара от двигателей на кабину и топливные отсеки фюзеляжа.

Размещение двигателей непосредственно в крыле (фиг. 20.1,с?) возможно только на очень тяжелых самолетах, имею­ щих большие строительные высоты в корневой части крыла и использующих в качестве двигательной установки большое коли­ чество двигателей относительно небольшой тяги (малых габа­ ритов). Этой схеме размещения двигателей присущи достоинст­ ва и недостатки схемы г. Кроме того, необходимость создания для обслуживания двигателя люков в силовых панелях крыла приводит к увеличению его веса.

468. Снаружи крыла двигатели размещаются обычно на его консолях в специальных гондолах (фиг. 20.1 ,е,ж). Гондолы располагаются либо непосредственно на крыле е, либо на пи-

•лонах ж.

Такое размещение двигателей уменьшает потери тяги, обес­ печивает разгрузку крыла в полете и удобные подходы к двига­ телям в процессе эксплуатации. Но вместе с тем увеличивается сопротивление самолета и затрудняется его балансировка при отказе одного из двигателей.

469. На самолетах с ТВД двигатели размещаются, как пра­ вило, в гондолах на консолях крыла (фиг. 20.1,з). На легких одномоторных самолетах двигатель размещается в носовой ча­ сти фюзеляжа (фиг. 20.1,ы).

470. По способу создания двигательными установками вер­ тикальной и горизонтальной тяг самолеты вертикального взле­ та и посадки (СВВП) бывают [52]:

1) с комбинированными силовыми установками, у которых вертикальная тяга создается группой подъемных двигателей, а горизонтальная — маршевыми двигателями;

2)с едиными подъемно-маршевыми силовыми установками, которые создают и вертикальную, и горизонтальную составляю­ щие тяги;

3)с силовыми установками с агрегатами усиления тяги, у которых вертикальная тяга создается агрегатами усиления, а го­ ризонтальная — маршевыми двигателями, используемыми для работы агрегатов усиления тяги.

Возможны также и другие комбинации.

471.На фиг. 20.2 показано размещение силовой установки на СВВП первого вида. Силовая установка состоит из восьми подъемных двигателей 1 и одного маршевого 2. Подъемные двигатели расположены вертикально, симметрично относитель­ но центра тяжести самолета и создают только вертикальную тя­

гу. Маршевый двигатель расположен горизонтально в хвосто­ вой части фюзеляжа. Такой тип силовой установки может о б е с ­ печить безопасность посадки и даже продолжение взлета при

479