8.2.1. Частные критерии эффективности самолета

От того, насколько правильные решения принимаются на этапе предварительного проектирования, в частности на этапе разработки компоновочной схемы самолета, часто зависит судьба проекта. И не только потому, что ошибки, допущенные на этом этапе, приводят к слишком большим затратам средств и времени на его доработку в процессе рабочего проектирования и постройки, но и потому, что от них может вообще зависеть возможность реализации проекта.

Это обстоятельство требует наличия в арсенале средств конструктора-проектировщика упрощенных математических моделей, базирующихся на фундаментальных знаниях и объясняющих физику явлений – частных критериев эффективности самолета, помогающих конструктору определить область существования проектируемого самолета в пространстве основных конструктивных параметров.

Эффективность компоновочной схемы самолета можно оценивать критериями совершенства несущих свойств, аэродинамической компоновки и формы поперечного сечения, которые связаны с понятиями коэффициента Освальда е, приведенного лобового сопротивления и удлинения по омываемой поверхности самолета.

Коэффициент Освальда

Из классической теории крыла следует, что крыло эллиптической формы в плане при 100%-ной реализации подсасывающей силы имеет минимальное индуктивное сопротивление

(8.30)

Тогда для крыла произвольной формы в плане в системе "крыло-фюзеляж-мотогондолы" эту зависимость можно сопоставить с зависимостью

(8.31)

где λ_эф– эффективное удлинение крыла;

е– коэффициент Освальда, учитывающий отличие формы в плане реального крыла от эллиптического и наличие "паразитных" площадей крыла, занятых фюзеляжем, мотогондолами и другими элементами.

Практическое значение коэффициента Освальда лежат в пределах от 0,6 до 0,9.

Точный расчет коэффициента Освальда на этапе предварительного проектирования практически неосуществим, однако на этом этапе можно использовать приближенную формулу

, (8.32)

где S– базовая площадь крыла;

S_i– "паразитные" площади крыла (занятые фюзеляжем, мотогондолами и другими элементами);

k_И– коэффициент, учитывающий степень интегральности компоновочной схемы и величину потока между крылом и мотогондолами (для интегральных компоновок с хорошо развитым несущим корпусом типа МиГ-29, Су-27,F-16,F-18).

Приведенное лобовое сопротивление

Понятие приведенного лобового сопротивления базируется на том, что у хорошо спроектированного самолета с_х0определяется в основном трением обшивки при относительно малом сопротивлении формы, обусловленным срывом потока.

Приведенное лобовое сопротивление определяется зависимостью

, (8.33)

где S_ом– площадь омываемой поверхности самолета.

Таким образом, с_feесть не что иное, как коэффициент лобового сопротивления одного квадратного метра омываемой поверхности самолета.

Коэффициент с_feявляется более консервативным, чем коэффициентс_х0. Средние значенияс_feдля различных типов самолета приведены в таблице №8.2

Таблица № 8.2

Тип самолета	сfe
Магистральный гражданский, бомбардировщик Военно-транспортный Истребитель Легкий одномоторный Легкий двухмоторный	0,0030 0,0035 0,0040 0,0045 0,0055

На начальном этапе проектирования площадь омываемой поверхности можно определить по приближенным эмпирическим формулам

; (8.34)

, (8.35)

где– площадь проекции омываемой поверхности крыла, ГО,ВО;

S_пл,бок– площадь плановой, боковой поверхности фюзеляжа, мотогондолы;

– средняя относительная толщина крыла.

,

где S_м.кр– площадь крыла при виде спереди (мидель), м².

Для конического трапециевидного крыла

,

где – абсолютная толщина корневого сечения, м;– абсолютная толщина концевого сечения, м.

Критерий совершенства несущих свойств и аэродинамической компоновки самолета

Введем понятия КРИТЕРИЯ НЕСУЩИХ СВОЙСТВ САМОЛЕТА

(8.36)

и КРИТЕРИЯ СОВЕРШЕНСТВА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИ САМОЛЕТА

. (8.37)

Физический смысл критерия U_НСзаключается в том, что он определяет, какая доля омываемой поверхности самолета участвует в создании подъемной силы.

Отсюда следует очень важный вывод – удлинение крыла по площади омываемой поверхности самолета в целом оказывает более сильное влияние на максимальное аэродинамическое качество, чем удлинение крыла по базовой площади.

Легко показать, что . Для этого умножим подкоренное выражение зависимостина:

,

откуда с учетом (8.36) и (8.37) получим

(8.38)

Связь аэродинамических коэффициентов и удельных параметров установившегося движения с относительными аэродинамическими коэффициентами и критериями совершенства компоновочной схемы

Подставляя в (8.27) выражение для (8.19) и(8.21) и используя зависимости (8.36), (8.37), получим следующие выражения

;

; (8.39)

.

Преобразуя , определяем удельную нагрузку на крыло

(8.40)

Приведем полетную удельную нагрузку на крыло к взлетной, умножив (8.40) на :

(8.41)

Тяговооруженность в полетной конфигурации на основании (8.13), (8.27) определяется зависимостью

. (8.42)

Приведение полетной тяговооруженности к взлетной осуществляется за счет эмпирических коэффициентов. В этом случае выражение (8.42) принимает вид

, (8.43)

где ζ – коэффициент, учитывающий изменение тяги по числу Мполета. Для ТРДД:

(8.44)