Добавил:
proza.ru http://www.proza.ru/avtor/lanaserova Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз: Предмет: Файл:
Скачиваний:
115
Добавлен:
24.07.2017
Размер:
1.66 Mб
Скачать

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 λэф– 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;

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

kИ– 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 сх0определяется в основном трением обшивки при относительно малом сопротивлении формы, обусловленным срывом потока.

Приведенное лобовое сопротивление определяется зависимостью

, (8.33)

где Sом– площадь омываемой поверхности самолета.

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

Коэффициент сfeявляется более консервативным, чем коэффициентсх0. Средние значениясfeдля 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;

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

– средняя относительная толщина крыла.

,

где Sм.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 UНСзаключается 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)

Соседние файлы в папке Текст