8.2.3. Построение области существования самолета в пространстве проектных параметров , сх0, еλ
Первым шагом при построении области существования является выбор проектных значений критериев совершенства компоновочной схемы УТС. Очевидно, что вновь проектируемый самолет должен быть "не хуже" уже разработанных самолетов по значениям этих критериев. В связи с чем, примем в качестве исходных данных средние значения:
UНС = 1,07; UАК = 189; е = 0,83; S/Sом = 0,205.
Отсюда, используя формулы (8.36), (8.37), (8.38) получаем предварительные проектные значения:
;
;
.
Данные значения будут являться исходными
для последующего расчета значений
параметра
на режимах:
Lmax
(kрасч= 0,00435; 
;
;
)
Vmax
(kрасч= 0,0013; 
;
;
;
)
(kрасч= 0,00151; 
;
;
)
Vymax
(kрасч= 0,0008; 
;
;
(см. выше);
;
)
Последующим шагом является построение
собственно области существования
проектируемого самолета в координатах
и
.
Имеем
(так как максимальное из всех рассмотренных
(8.53) и
.
Графики этих зависимостей построены на рис. 8.7
-
Рис. 8.7
В дальнейшем необходимо выбрать диапазон
проектных значений еλ. Анализируя
значенияеλрассматриваемых
прототипов, которые лежат в основном в
пределах от 4 до 5, примем в итоге для
начало, что
.
Таким образом получим, что
и
прие∙λ= 4;
и
прие∙λ= 5
8.2.4. Определение удельной нагрузки на крыло и тяговооруженности
Расчетные значения этих параметров
выбираются на основе совместного анализа
отношения
и потребной удельной нагрузки на крыло
при заходе на посадку.
.
где сутахпоспримем по статистике (сутахпос= 1,8),Vзп= 190 км/ч = 52,8 м/с, тогда
кг/м2.
где
,
откудар0= 220 кг/м2.
Тогда
.
Откуда
прие∙λ= 4;
прие∙λ= 5;
8.2.5. Определение взлетной массы и площади крыла 1-го приближения
Поскольку самолет всегда проектируется под конкретный двигатель (существующий или разрабатываемый), то взлетный вес самолета первого приближения может быть определен из условия
,
где
– тяга одного конкретного двигателя;
.
В рассматриваемом мною примере ставим
один отечественный двигатель АЛ-55с
тягой,
кг
Тогда при
будем иметь
-
Параметры
е∙λ= 4
е∙λ= 5
Расчетная тяговооруженность
0,7
0,56
Взлетная масса, кг
2800
3500
Площадь крыла, м2
12,8
16,1
Вывод
В ходе проведенной работы была изложена концепция проектируемого самолета, целью которой является создание самолета с большей экономичностью и обеспечением выполнения всех задач, которые отрабатываются на этапах основной и повышенной подготовки. Для уменьшения эксплуатационных расходов был выбран путь снижения массы самолета. Для этой цели я отказался от применения вооружения на данном самолете, так как данные этапы не включают боевое применение вооружения. При этом ставится современное радиоэлектронное оборудование, которое в учебных целях может частично заменить вооружение, имитируя его особенности применения.
Также другим основным направлением в ходе уменьшения массы и эксплуатационных расходов самолета предлагается установка одного двигателя.
Приняв эти два основных факторов по снижению массы самолета, мною хотелось тем самым получить легкий учебно-тренировочный самолет для ВВС. И отталкиваясь от всем известного L-39, получить ожидаемую массу проектируемого самолета в районе 3000-3500 кг (взлетная массаL-39 порядка 4,5 тонн). Тем самым заменить парк устаревшихL-39 проектируемым самолетом, который будет технически оснащен лучше в силу применения современных технологий, материалов, нового электрорадиоборудования, двигателя и т.п.
Также применение нового самолета позволит исключить на данных этапах применение нового, но более тяжелого Як-130. А рассматривать его на заключительных этапах подготовки, поддержания навыков пилотирования в строевых частях, применение его в качестве легкого штурмовика.
Таким образом, был осуществлен расчет массы самолета в первом приближении по методике [10], отличающейся от методики, используемой в разделе 3. В итоге получили диапазон масс самолета для разной тяговооруженности и проектных параметров самолета. Данные значения подтверждают массу самолета, которая изначально закладывалась мною при проектировании самолета, что дает мне возможность осуществить дальнейшее проектирование самолета, придерживаясь выбранной концепции.
В итоге, хотелось бы для сравнения привести значение масс, полученных в разделе 3.
Данная масса попадает в рассматриваемый мною интервал. Дальнейшее определение массы самолета во втором приближении (см. раздел 3), также показывает о возможности спроектировать самолет массой до 3500 кг. Получили
кг.
И в итоге, хоть современных реактивных учебно-тренировочных самолетов с такой массой не так много, но в качестве аргумента могут выступить два самолета, созданных в начале 2000 г, масса каждого из которых не превышает 3000 кг. (рис. 8.8 и 8.9).
-
Рис. 8.8.. Javelin AJT
Рис. 8.9. ЕМ-10 Bielik
