ББК 39.53
Б15
УДК 629.73.001.2
Рецензент акад. АН УССР О. К. Атонов
i
Бадягин А. А., Мухамедов Ф. А.
Б15 Проектирование легких самолетов. — М.: Машино-
строение, 1978.—208 с., ил.
В пер.: 80 коп.
В книге даиа классификация легких самолетов по назначению, приведены
требования к ним, рассмотрены особенности проектирования легких самоле-
тов различного назначения. Особое внимание уделено созданию концепции,
расчету массы, аэродинамических и летных характеристик на стадии эскиз-
ного проектирования.
Книга рассчитана на инженеров авиационной промышленности и граж-
данской авиации. Она может быть полезна студентам авиационных вузов.
„ 31808-177	ББК 39.53
Б ------------177-78
038(01)-78	6Т5.1
Издательство «Машиностроение», 197b
Легкие самолеты находят все более широкое применение в на-
родном хозяйстве нашей страны. Самолеты Ан-2 на местных воз-
душных линиях перевозят значительную часть всех пассажиров
Аэрофлота, а сельскохозяйственные самолеты Ан-2с обрабатывают
огромные массивы полей и лесов. Непрерывно развивается сани-
тарная авиация, использующая легкие самолеты и вертолеты. Для
этой цели в СССР создано почти сто санитарных авпастанций и
около сорока их филиалов в труднодоступных районах страны.
Охрана лесов от пожаров — одна из важных задач, которая так-
же решается с помощью легкомоторной авиации. До 600 легких
самолетов и вертолетов ежегодно патрулируют лес, спасая его от
огня.
В промышленном освоении Севера и Востока страны легкие са-
молеты играют не последнюю роль. Они используются на изыска-
тельских работах, для связи, патрулирования газо- и нефтепрово-
дов и т. п. И все это лишь часть функций легкомоторной авиации
в народном хозяйстве страны.
Передовые позиции на мировой спортивной арене занимают и
наши летчики, выступающие на отечественных самолетах Як-18ПМ
и Як-50.
Возрастающие масштабы применения легких самолетов в народ-
ном хозяйстве страны заставляют все более внимательно относить-
ся к их проектированию. Сейчас недостаточно, как раньше, проек-
тировать легкие самолеты, используя в основном статистику, опыт
и интуицию конструктора. Требуется серьезная научно-исследова-
тельская работа с учетом новых технических идей, применением
вычислительной мощи ЭВМ при выборе параметров и конструкции
агрегатов. Без преувеличения можно сказать, что создать хороший
легкий самолет сейчас не проще, чем тяжелый, если конструктор
'тремится быть на уровне передовых научно-технических ДОСТИЖе-
ШЙ.
Актуальными задачами при проектировании легких самолетов
являются следующие:
— создание легких, надежных и экономичных двигателей;
—• оптимизация всех проектных решений на основе наибольшей
эффективности и надежности;
I
879	о
' — применение новых профилей крыла, в частности, суперкри-
тических, сочетающих большую подъемную силу с высоким аэро-
динамическим качеством;
—	снижение аэродинамического сопротивления фюзеляжа;
—	применение композиционных материалов и стеклопластиков
с целью уменьшения массы конструкции и числа деталей;
—	снижение шума на местности и в кабине самолета;
—	создание компактного радиоэлектронного оборудования для
легких самолетов на основе полупроводников и микроминиатюри-
зации.
Решением этих задач необходимо заниматься непрерывно и все-
рьез, используя научно-технический потенциал промышленности и
авиационных вузов.
Авторы надеются, что предлагаемая книга в какой-то мере по-
может созданию новых легких самолетов.
Предисловие, гл. 2, 3, 4, 7, 8 и приложение написаны А. А. Ба-
дягиным, гл. 1, 5, 6 — Ф. А. Мухамедовым, гл. 9 написана
Д. П. Осокиным и Ф. А. Мухамедовым, гл. 10 — К. М. Жидовец-
ким и А. А. Бадягиным.
Авторы книги выражают искреннюю благодарность Генераль-
ному конструктору О. К. Антонову, который взял на себя труд ре-
цензирования рукописи и дал много полезных советов.
ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ
тО
у а
Се
8 ха —
ха 0 ”
Cxi —
~>хр
./ а
-
а— скорость звука, м/с; расходы на 1 тонна-километр, коп/(т-км);
а — угол атаки крыла;
В — колея шасси;
b — хорда крыла;
&о— корневая хорда крыла;
—	концевая хорда крыла;
Ьа — средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ);
С — стоимость;
£о— относительная толщина крыла у корня;
ск - - относительная толщина крыла на конце крыла;
Cf — аэродинамический коэффициент трения;
Ст — коэффициент аэродинамического продольного момента профи-
ля крыла;
коэффициент Ст при Суа = 0;
коэффициент аэродинамической подъемной силы;
удельный часовой расход топлива ТРД, кг/даН . ч;
удельный часовой расход топлива ТВД или ПД, кг/(л. с, -ч);
коэффициент лобового сопротивления;
коэффициент Сха при Суа = 0;
коэффициент индуктивного сопротивления;
коэффициент профильного сопротивления;
—	производная Суа по углу атаки а;
диаметр фюзеляжа;
6 — угол отклонения органа управления;
F — площадь омываемой потоком поверхности;
коэффициент трения, коэффициент безопасности;
g— ускорение свободного падения, м/с2;
= тг/8{ — поверхностная плотность конструкции какой-либо части само-
лета, кг/м2;
Н — высота полета;
%— угол стреловидности крыла по 1/4 хорд;
К — аэродинамическое качество;
k — коэффициент;
I — размах крыла;
/ф — длина фюзеляжа;
L — дальность полета; длина разбега;
X	— удлинение крыла;
Xi	— удлинение какой-либо части самолета;
т] — сужение крыла в плане;
т]в — КПД винта;
Ф— угол поперечного V крыла;
<Ро— угол установки крыла;
Л1 — число М полета;
V— скорость полета;
Vy— вертикальная скорость;
т — масса самолета, кг; степень двухконтурности ДТРД;
5
mQ — масса самолета при взлете, кг;
тг — масса какой-либо части (агрегата) самолета, кг;
тг — отношение массы какой-либо части самолета к т0;
Р — суммарная тяга двигателей, даН;
PQ — стартовая тяга двигателей, даН;
Poi — стартовая тяга одного двигателя, даН;
pQ~P^mQ— стартовая тяговооружениость, даН/кг;
Удв = тдв/РОг — удельная масса двигателя, кг/даН;
V — суммарная мощность двигателей, л. с.;
jV0 — стартовая мощность двигателей, л. с.;
Ми —стартовая мощность одного двигателя, л. с.;
М = М/т0 — стартовая энерговооруженность, л. с./кг;
5 — площадь крыла (с подфюзеляжной частью);
5Ч — площадь миделя;
— относительная площадь какой-либо части самолета (отнесен-
ная к площади крыла);
po = mo/So -- удельная нагрузка на крыло при взлете, кг/м2;
р — текущее значение удельной нагрузки иа крыло, давление,
даН/см2;
q -- скоростной напор, даН/м2;
q — плотность воздуха (q0 — У земли);
Д~ q/o0— относительная плотность воздуха;
«р; яэ — расчетный и эксплуатационный коэффициенты перегрузки;
Ид в —число двигателей;
«те — число пассажиров;
Т — температура, ресурс;
т, t — время;
О — угол наклона траектории полета к горизонту;
Ха— сила лобового сопротивления, даН;
хт — расстояние центра масс самолета от иоска САХ;
Хе— расстояние фокуса самолета от носка САХ;
Ya -— аэродинамическая подъемная сила, даН.
Сокращения
ВО— вертикальное оперение;
ВПП— взлетно-посадочная полоса,
ГО— горизонтальное оперение; ГТД — газотурбинный двигатель;
ДТРД — двухконтурный турбореактивный двигатель;
ТРД— турбореактивный двигатель;
ТВД — турбовинтовой двигатель;
ПД— поршневой двигатель;
СА— стандартная атмосфера,
УПС — управление пограничным слоем.
Индексы
в. о. — вертикальное оперение,
г. д. — гондола двигателя;
г. о —горизонтальное оперение;
г — груз, гондола;
дв — двигатель;
з — закрылки;
кон — конструкция;
кач — качение,
ком — коммерческий;
вр — крыло;
крейс — крейсерская;
Крит— критическое (значение);
м — мидель;
мт — материал;
6
м.
ф — мидель
юзеляжа;
о — начальное или стартовое значение величины;
н — нагрузка;	*
ц н — целевая нагрузка;
н. в—набор высоты;
н. з — навигационный запас;
об. упр — оборудование и управление;
омыв — омываемая поверхность;
оп — оперение,
отр — отрыв;
пас — пассажир;
пос — посадочный;
прерв — прерванный;
проб — пробег;
пуст — пустой;
р — расчетный;
разб— разбег;
р. в —руль высоты;
рейс— рейсовая скорость;
р- н — руль направления;
сл — служебный;
с. у — силовая установка;
т — топливо;
ф — фюзеляж;
ш — шасси,
эк— экипаж.
ГЛАВА 1
КЛАССИФИКАЦИЯ ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
В авиационной литературе имеется несколько подходов к клас-
сификации легких самолетов: по массе, по назначению, по мощно-
сти двигателей.
В 1925 г. в СССР были приняты такие определения [29]: легкий
самолет — это самолет с двигателем мощностью 35 . . . 80 л. с.;
авиетка — самолет с двигателем мощностью до 35 л. с.
В работе [8] легкими самолетами предлагалось считать само-
леты с полетной массой до 454 кг и нагрузкой на крыло не более
29,3 кг/м2.
В последующие годы увеличение взлетной массы самолетов,
повышение мощности двигателей до 500... 1000 л. с. сделали эти
понятия весьма условными. В настоящее время граница массы, от-
деляющая область легких самолетов от тяжелых, в некоторой мере
стабилизировалась. По нормам ИКАО к легким самолетам отнесены
самолеты, имеющие взлетную массу менее 5750 кг.
Для проектирования весьма важной является
классификация
легких самолетов по назначению.
В СССР легкие самолеты применяются в сельском и лесном
хозяйствах, в геологии и метеорологии, для транспортно-связан-
ных и аэросъемочных работ, медицинского обслуживания населе-
ния, на рыбном и зверобойном промыслах, в промышленности и
т. д. (табл. 1.1).
Из приведенной таблицы видно, что легкие самолеты выполня-
ют обширный круг народнохозяйственных задач. Применение лег-
ких самолетов в ДОСААФ ограничено учебно-тренировочными и
спортивными полетами, включая полеты на специальных самоле-
тах (пилотажных, рекордных) и на планерах.
В США легкие самолеты объединены под названием авиации
общего назначения (АОН). Важнейшими составными частями АОН
являются: деловая авиация, самолеты личного пользования, воз-
душного туризма, авиационного спорта, учебно-тренировочные са-
молеты и санитарная авиация.
Данные о парке и типах легких самолетов США на 1976 г. при-
ведены в табл. 1.2.
Из общего количества полетов самолетов АОН, выполненных в
1976 г., 45% были деловыми, 35% —развлекательными, 10% —ту-
8
1,1. Структура авиационных работ по видам применения [23]
Г оды
Виды авиационных работ
Авиационно-химические в сельском
и лесном хозяйствах
Лесоавиационные (охрана лесов от
пожаров и др.)
Аэрофотосъемка
Авиаобслуживание:
геологии
газовой промышленности
нефтедобывающей промышлен-
ности
геодезии и картографии
Прочих промышленных организаций
Санитарная авиация
Итого:
1950—1955
24,9
8,7
10,8
19,5
10,5
25,6
1965—1970
31,8
3,1
22,1
37,8
1,8
3,4
1970
29,4
2,9
1,4
22,1
10,0
9,5
2,1
19,7
2,9
1973
25,9
3,2
1,0
19,8
13,1
11,7
2,1
20,7
2,5
100%	100%	100%	100%
1. 2. Парк легких самолетов США в 1975 г.
Ка гегория
Число,
гыс. шг.
Налег,
млн. ч
Самолеты:
с одним ПД
с несколькими ПД
сГТД
Вертолеты
Планеры, аэростаты и др.
Итого:
135,3
24,3
167,0
ристическими, 5% —тренировочными и 5% —нерегулярными поле-
тами по типу аэротакси.
Классификация легких самолетов в соответствии с их назначе-
нием показана на рис. 1. 1.
Приведем краткую характеристику легких самолетов в зависи-
мости от их назначения.
Транспортные — выполняются с коммерческой (целевой) на-
грузкой до 2000 кг, на 4 ... 18 пассажиров, с дальностью полета в
диапазоне 100 .. . 1000 км. Самолеты этого класса имеют один, два
или три двигателя (ПД, ТРД, ДТРД, ТВД). Легкие транспорт-
ные самолеты используются на местных воздушных линиях, на ко-
торые приходится в нашей стране свыше 30% грузо-пассажирского
потока.
Административные (деловые) — самолеты, обслуживающие дея-
тельность крупных производственных объединений, фирм и мини-
9

Тран опортные
Пассажирские
Груз овые,
поч товые
Лдмини стративные
\вамолеты ПДНХ. .*
Сель снохозя а ст венные -**
5
I Лесного хозяйства
С анитарные
Геологоразведочные
Патрульной служды
Спортивные ‘
—**• Лапотажны е
Рекордные
самолеты
ГО
/И отопланеры
Л 8а етна
Туристснае
Тренирово чные
Лер в он а чаль него
обучения
__Учедно-тренаро -
вечные
/Гроротось емочные
Рис. 1. 1 Классификация легких самолетов
стерств. Использование самолетов в деловых целях значительно
ускоряет перемещение руководящего персонала, способствует уста-
новлению деловых связей, росту активности фирм и улучшению их
планово-экономических показателей.
В самолетном парке деловой авиации все большее место зани-
мают реактивные самолеты. Средняя дальность беспосадочных по-
летов поршневых самолетов деловой авиации составляет 370. . .
900 км, турбовинтовых самолетов— 1850 км, реактивных— 1860...
2800 км.
На выбор типоразмера делового самолета влияют: число мест
и комфорт пассажирской кабины, наличие навигационного обору-
дования, эксплуатация и стоимость производства самолета.
Самолеты ПАНХ. Наиболее специализированными самолетами
10
ПАНХ (применения авиации в народном хозяйстве) по назначе-
нию и виду работ являются: сельскохозяйственные, лесоавиацион-
ные и санитарные. Самолетами обслуживания геологии, газовой,
нефтедобывающей промышленности, геодезии и картографии мо-
гут быть транспортные и административные легкие самолеты.
Сельскохозяйственные —предназначены для выполнения авиа-
ционно-химических работ. Особенностями эксплуатации сельскохо-
зяйственных самолетов являются: сезонность работы, выполнение
полетов на малых скоростях (120... 180 км/ч) и малых высотах
(5 ... 10 м) с полевых аэродромов. Полеты сопровождаются часты-
ми взлетами и посадками.
Эти обстоятельства, а также виды авиахимических работ (вне-
сение удобрений, опрыскивание, дефолиация)
•*
ормируют специаль-
ные требования: малая стоимость производства и эксплуатации,
простота ремонта и обслуживания, удобство работы экипажа, прин-
цип неповреждаемости кабины экипажа при авариях и т. п.
Лесоавиационные — предназначены для нужд лесной промыш-
ленности и лесного хозяйства. Преимущественно используются сухо-
путные самолеты, но могут использоваться и гидросамолеты, бази-
рующиеся в бассейнах рек и озер и имеющие специальное обору-
дование.
Условия эксплуатации и виды работ: патрульные полеты над
лесными массивами, борьба с вредителями и болезнями леса, аэро-
фотосъемка малых площадей и аэротаксация леса с целью рацио-
нальной эксплуатации лесных богатств страны.
Для обоснования типоразмера самолета, предназначенного для
лесоавиационных работ, должны учитываться такие факторы, как
коэффициент использования самолета, площадь патрулирования
одним самолетом, время и скорость патрулирования, необходимое
количество парашютистов-десантников, габариты сбрасываемого
оборудования для борьбы с лесными пожарами.
Санитарные — служат для перевозки больных и раненых с со-
провождающими их медработниками, а также для доставки меди-
каментов. В соответствии с назначением обеспечивают удобство
транспортировки, погрузки и выгрузки больного, оборудуются со-
временными средствами оказания скорой медицинской помощи в
воздухе.
Самолеты этого класса должны иметь современное навигацион-
ное оборудование, позволяющее совершать полеты в сложных ме-
теоусловиях, совершать посадку на неподготовленную площадку,
выбираемую с воздуха.
В требованиях к санитарному самолету учитываются такие фак-
торы, как средняя беспосадочная дальность полета, количество вы-
зовов в год и потребное количество самолетов.
Учебно-тренировочные самолеты подразделяются на самолеты
первоначального обучения курсантов и тренировочные — служащие
для тренировки летчиков, а также для использования в качестве
переходного типа от самолетов первоначального обучения к само-
летам, находящимся в эксплуатации. При создании современных
11
учебно-тренировочных самолетов должны учитываться такие фак-
торы, как простота управления, удобство работы инструктора,
а также наличие пилотажно-навигационного оборудования, позво-
ляющего проводить тренировки в ночных и сложных погодных ус-
ловиях.
Спортивные — предназначены для воздушного спорта. Специа-
лизированными спортивными самолетами являются пилотажные
(акробатические) и рекордные самолеты.
Пилотажные самолеты предназначены для воздушной акроба-
тики.
Рекордные самолеты по взлетной массе подразделяются на сле-
дующие категории ФАИ:
I категория — до 500 кг
III категория — 1000	1500 кг
II категория	— 500.	1000 кг
IV категория	—1500	3000 кг
Эти самолеты создаются для достижения рекордных результа-
тов на дальность полета, скорость и высоту. Методы п средства,
а также данные исследований, при помощи которых достигаются
рекордные результаты, используются в дальнейшем при проектиро-
вании самолетов других классов.
Экспериментальные — создаются с целью экспериментальных
проверок различных новых схем и компоновок самолетов, для про-
верки и отработки новых систем (управления пограничным слоем,
подъемной и боковой силами и т. д.), что накапливает эксперимен-
тальный материал для создания новых (большей массы) само-
летов.
Мотопланеры — планеры, оснащенные двигателями небольшой
мощности (25 . .. 70 л. с.), обеспечивающими им независимость от
средств буксировки, самостоятельный взлет и набор высоты. Обла-
дая высокими аэродинамическими свойствами, мотопланеры широ-
ко применяются в последние годы в качестве весьма дешевых учеб-
но-тренировочных самолетов.
Авиетки — легкие одноместные «мини-самолеты», иногда люби-
тельской постройки Примерами удачно созданных авиеток явля-
ются БД-5, МС-10 и др. Современные авиетки оснащаются двига-
телями мощностью 25 . . 100 л. с. Создаются они главным образом
для спортивных полетов, являются простейшими и наиболее деше-
выми. Иногда создаются с целью установления рекордов в первой
весовой категории.
12
ГЛАВА 2
ОСНОВНЫЕ ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
2. 1. ПРОЦЕСС ПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЕТО
Проектирование самолетов любых типоразмеров подчиняется
определенным закономерностям. В связи с этим многие изложенные
в настоящей главе вопросы являются общими для самолетов лю-
бого назначения и тоннажа, кроме тех, разумеется, которые связа-
ны со спецификой применения легких гражданских самолетов.
Схематично процесс пректирования самолета изображен на
рис. 2. 1.
Последовательность этапов (от первого до двенадцатого) и их
количество является в определенной степени условностью, так как
некоторые из этапов часто выполняются параллельно ради эконо-
мии времени и средств, например этапы 1... 3, этапы 6. . .8, 8. . .
10.
Между различными этапами создания самолета существуют об-
ратные связи, помогающие оперативно корректировать проект,
улучшать его качество, получать новую информацию для дальней-
t
л с и лу ат ара
4 Формуларидна идеи
и концепций
дчредслечие чотреднистй
1 в сошлете и рели его
Техначеснай (ра —
п р е дл вменив
Д о с гл и. с нут и в
светияни в
Моделирование
(физичесное и,
мат ем а гее, ч сенов)
1
Эскизный проект
Д впустимве
состояли в
। и^ычна.я
\т?нфигураци ч
“ • —- J	•
Qнончательная
л он фи гура ция
конфигурация
Рис. 2. 1. Процесс проектирования самолета
13
шего использования. Например, обратная связь этапов 12 и 1 по-
могает изучить условия эксплуатации и уточнить потребность в мо-
дификации самолета или потребность в создании нового самолета.
Разработке технического задания (ТЗ, этап 3) предшествует на-
учно-исследовательская работа (НИР, этап 2), проводимая для
обоснования требований к самолету и ограничений его летнотехнп-
ческпх и других * характеристик.
В техническом предложении (этап 6) или эскизном проекте
(этап 3) нередко теперь обосновывается необходимость и рацио-
нальность создания унифицированной серии самолетов различного
назначения (на базе исходного варианта) и создается план моди-
фикаций самолета в соответствии с прогнозируемым изменением
потока пассажиров, грузов и другой целевой нагрузки.
Рассмотрим более подробно сравнительно новый этап создания
самолетов — формулировку идей и концепций (этап 4).
2.2. КОНЦЕПЦИИ ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
Рассмотрим частные технические идеи (концепции), направо
ленные на улучшение летных и в первую очередь взлетно-поса-
дочных характеристик, а также на уменьшение стоимости, эконо-
мию топлива и снижение уровня шума легких самолетов. Некото-
рые из этих идей проверены на практике, другие пока не являются
общепризнанными.
2. 2. L Новый профиль крыла GA(W) -1
Известным американским аэродинамиком Уиткомбом и его со-
трудниками разработан новый профиль крыла GA(W)-1 для срав-
нительно небольших дозвуковых скоростей полета [38]. Примени-
тельно к легким самолетам этот профиль дает возможность по срав-
нению с ранее применявшимися профилями (серий NACA230,
NACA63, NACA65 и др.):
снизить индуктивное сопротивление при Суо^0,9 и увели-
чить Уу;
Рис. 2.2. Профиль GA(W)»1
* Безопасность эксплуатации, ресурс конструкции, стоимость-, комфорт, шум
и т. п.
14
увеличить примерно на 30% максимальное значение Cva с ме-
ханизацией (до значения 3,8 при выдвижных закрылках по всему
размаху, без механизации передней кромки, Re=2,2 • 10®).°
Новый профиль обеспечивает плавный срыв при а>16° без ме-
ханизации. Лобовое сопротивление его при с;«17% и Curt^0,4
(крейсерские режимы) примерно такое же, как на ранее применяв-
шихся профилях.
Координаты профиля GA(W)-1 лапы ниже. Общин вид профиля
с закрылком приведен на рис. 2. 2.
' 0,0000'
0,0020
0,0050
0,0125'
0,0250
0,0375
0,0500*
0,0750
0,1000-
0,1250
0,1500-
0,1750
0,2000-
0,2500
0,3000-
0,3500
—0,4000-
0,4500
0,5000.
0,00000
0,01300
0,02040
0,03070
0,04170
0,04965
0,05589
0,06551
0,07300
0,07900
0,08400
ОтО884О
0т09200
0,09770
0,10160
0,10400
0,10491
0,10445
0,10258
0,00000	0,5500	0,09910	—0,05700
—0,00930	0,5750	0,09668	—0,05400
—0,01380	0,6000-	0,09371	—0,05080
—0,02050	0,6250	0,09006	-0,04690
—0,02690	0,6500	0,08599	-0,04280
—0,03190	0,6750	0,08136	—0,03840
—0,03580	0,7000-	0,07634	—0,03400
—0,04210	0,7250	0,07092	—0,02940
—0,04700	0 7500	0,06513	—0,02490
—0,05100	0,7750	0,05907	-0,02040
—0,05430	0 8000'	0,05286	—0,01600
—0 ,05700	0,8250	0,04646	—0,01200
—0,05930	0,8500	0,03988	-0,00860
-0,06270	0,8750	0,03315	-0,00580
—0,06450	0,9000*	0,02639	—0,00360
—0,06520	0,9250	0,01961	-0,00250
—0,06490	0 9500*	0,01287	-0,00260
—0,06350	0,9750	0,00609	-0,00400
-0,06100	1,0000	—0,00070	—0,00800
Диаграмма Суа(а) представлена на рис. 2.3, профильная поляра —
на рис. 2t4 [38], зависимость Cvamax(Re) —на рис. 2.5.
Наибольшая толщина профиля расположена на 40% хорды от
носкат оптимальный угол отклонения закрылка, соответствующий
С^тах, составляет 4(Г.
2. 2. 2* Механизация задней кромки крыла
по всему обтекаемому размаху.
Применение интерцепторов взамен элеронов
Зависающие элероны и флапероны (элероны-закрылки) приме-
няются давно. Примером отечественного легкого самолета с зави-
сающими элеронами является Ан-14 «Пчелкам. На новом польско-
советском сельскохозяйственном самолете М-15 также установлены
зависающие на взлете и посадке элероны. Однако зависающие эле-
роны не обеспечивают ту максимальную эффективность, которую
могут обеспечить выдвижные закрылки по всему обтекаемому раз-
маху крыла, так как угол отклонения элеронов вниз (в режиме за-
крылков) приходится делать меньше угла отклонения закрылков
(из условия поперечной управляемости на больших углах атаки).
15
г
Рис. 2,3. Зависимость коэффициента подъемной
силы Суа от угла атаки а профиля GA.(W)-1:
б3—угол отклонения закрылка

Рис. 2.4. Поляры профиля GA(W)-1 при
различных углах отклонения закрылка.
Предкрылки отсутствуют

Рис 2.5. Зависимость макси-
мального значения С„а без
механизации различных профи-
лей от числа Рейнольдса:
/—NACA—15%; 2—NACA 633—0,18;
3—NACA 632—415; 4—NACA 4412;
5—GA(W)-1
Кроме того, выдвижные закрылки уве-
личивают эффективную площадь кры-
ла. Поэтому конструкторы уже давно
пытаются заменить элероны другими
устройствами для поперечного управ-
ления, чтобы освободить весь возмож-
ный размах крыла для закрылков.
Такими устройствами могут быть, на-
пример, интерцепторы.
Первое предложение об использо-
вании интерцепторов для поперечного
управления относится к 1932 г. [35].
В 1934 ... 1936 гг. эта идея проверя-
лась в летных испытаниях на легких
самолетах и в аэродинамических тру-
бах [35]. Выявились как преимущест-
ва, так и недостатки такой системы
управления.
Преимущества управления креном
с помощью интерцепторов по сравне-
нию с управлением элеронами сводят-
ся по итогам всех известных работ к
следующему.
1.	Закрылки по всей задней кромке
крыла позволяют либо улучшить взлетно-посадочные характерис-
тики самолета (при S = const), либо увеличить скорость полета
(при Н — const) за счет уменьшения площади крыла при заданных
взлетно-посадочных характеристиках.
2.	Интерцепторы предотвращают возникновение чрезмерных ко-
лебаний типа «голландский шаг» при входе самолета в крен вслед-
ствие уменьшения момента рысканья. Дело в том, что при отклоне-
нии интерцептора увеличение профильного сопротивления в значи-
тельной мере компенсируется уменьшением индуктивного сопротив-
ления благодаря уменьшению подъемной силы.
Это обстоятельство повышает качество управления, особенно
на малых скоростях.
3.	Интерцепторы могут быть подключены к системе непосредст-
венного управления подъемной силой крыла (без изменения угла
атаки), а также к системе управления нагрузками, благодаря чему
можно улучшить точность пилотирования, уменьшись перегрузки
при полете в неспокойном воздухе. Снижение «болтаночных» пере-
грузок повышает комфорт пассажиров и экипажа, увеличивает
срок службы конструкции самолета.
4.	Шарнирные закрылки (взамен элеронов) иа 30... 50% лег-
че элеронов той же площади (см. гл. 3), так как элероны рассчи-
тываются на скоростной напор <7max. max, а закрылки — иа режим
взлета и посадки. Выдвижные закрылки имеют примерно ту же по-
верхностную плотность (кг/м2), что и заменяемые элероны.
Недостатки управления креном с помощью интерцепторов:
17
Рис. 2 6 Кинематика свя-
зи интерцептора (/) с де-
флектором (2) и пружи-
ной (3)
—	нелинейное изменение поперечного
и шарнирного моментов при отклонении
интерцептора;
	— запаздывание действия интерцеп-
тора;
—	возможность обратного действия
(реверса) интерцептора при весьма ма-
лых н боль^^х углах отклонения его;
—	уменьшение подъемной силы при
отклонении интерцептора вверх на одном
крыле приводит к потере высоты.
Исследования, суммированные в ра-
ботах [35; 40], показали возможность устранения или существенного
ослабления указанных недостатков, чем и объясняется все боль-
шая популярность ннтерцепторной системы поперечного управ-
ления.
Например, нелинейность поперечного и шарнирного моментов
можно устранить, если кинематически связать интерцептор с ниж-
ним дефлектором и пружиной (рис. 2.6). Высота отклонения де-
флектора должна быть примерно вдвое меньше высоты отклонения
интерцептора. Уменьшает нелинейность также и щель между ин-
терцептором и верхней обшивкой крыла высотой примерно 1,5%
хорды крыла [35] (при максимальном отклонении интерцептора).
Запаздывание действия интерцептора зависит от следующих
факторов: расположения его по хорде, скоростей полета, выпуска н
\борки интерцептора, наличия щели между интерцептором и об-
шивкой крыла, причем запаздывание при уборке примерно вдвое
меньше, чем прн выпуске [40].
Развитие подъемной силы при выпуске интерцептора схематич-
но показано на рис. 2. 7.
От начала выпуска (т = 0) до момента п интерцептор практи-
чески ие изменяет подъемную силу, так как находится в погранич-
ном слое. Момент тг характерен максимальным реверсом интерцеп-
тора вследствие создания на верхней поверхности крыла замкнуто-
го «пузыря» с разрежением и дополнительной циркуляцией. В мо-
мент т3 «пузырь» отделяется от поверхности крыла и подъемная
сила начинает уменьшаться вследствие выравнивания давления
сверху и снизу. В дальнейшем срыв потока усиливается п подъем-
ная сила падает до определенного значения.
Величина запаздывания определяется разностью t3an = (r)-j-max—
— т
''ЯНГ
На рис. 2. 8 дан пример относительного запаздывания Тзап/Тинт
в зависимости от характеристического времени (Ь — х[(ПТ)/У, где
b — хорда крыла; х11НТ — положение осн вращения интерцептора от
носка крыла; V — скорость полета. Эти данные получены в лабо-
раторных условиях и касаются интерцептора с хордой 5% от хор-
ды крыла [40].
Из рис. 2.8 видно, что запаздывание уменьшается при более
заднем расположении интерцептора.
18
О 1 2 3 £	5
Рис. 2 7. Развитие подъемной силы при отклонении ин-
терцептора
Если, например, иа легком самолете Ь~ 1,5 м, хИцт=1 м, У=
= 100 м/с, то Тзап/Тинт —0,005. Считается, что запаздывание дейст-
вия интерцептора без щели при выпуске в 10 .. . 13 раз больше, чем
(6 — х1П1т)/У, а при уборке — в 5 ... 6 раз. Следовательно, в нашем
примере запаздывание при выпуске составит 0,05... 0,065 с, а при
уборке 0,025 . . . 0,030 с, что значительно меньше времени реакции
летчика (около 0,2 с).
При посадке, когда V«25 м/с, запаздывание действия интер-
цептора без щели сравнимо со временем реакции летчика и может
вызвать у него неприятные ощущения. Наличие щели в этом сл\-
чае помогает уменьшить реверс и запаздывание действия интер-
цептора при выпуске до т.мн'С0.2 с, а при уборке до т.чап-'CO.l с.
Реверс интерцептора возможен н при углах отклонения (бинт)
свыше 50° от поверхности крыла.
Поэтому динт в режиме управления
креном не рекомендуется делать бо-
лее 45 . .. 50°.
Что касается потерн высоты, то
этот «классический недостаток» ин-
терцепторов при поперечном управ-
лении легкими самолетами оказал-
ся сильно преувеличенным. Специ-
альный летный эксперимент на лег-
ком самолете Пайпер «Сенека»
(США) показал [35], что потеря вы-
соты при использовании интерцепто-
ров не превышает 0,3 м/с. Эта вели-
чина сравнима с Уу прн полете в не-
спокойном воздухе, прн неправиль-
ном управлении рулем высоты во
Рис. 2.8. Относительное запазды-
вание действия интерцептора
время разворота и выхода из него.
На существующих легких само-
19
летах интерцепторы для поперечного управления размещают толь-
ко на верхней поверхности крыла, на 60 . . . 70% хорды от носка.
Ширина интерцепторов берется в пределах 5 . . . 10% хорды крыла,
а площадь нх составляет <3,3 ...4,3% от площади крыла.
Заметим, что в каждом конкретном случае система поперечного
управления должна тщательно прорабатываться в лабораторных и
летных испытаниях, включая отработку усилии.
Первым легким самолетом, на котором осуществлена данная
концепция проектирования, является серийный пассажирский само-
лет Мицубиси MU-2 (Япония, 1963 г.). Самолет в различных ва-
риантах успешно эксплуатируется более 10 лет*. При больших
углах атаки MU-2 на взлете и посадке совместно с интерцепторами
работают небольшие поверхности на внешних секциях закрылков.
Интерцепторная система поперечного управления осуществлена
также и на серийном легком самолете GAF «Номад» (Австралия,
1972 г.). Здесь на больших углах атаки поперечное управление осу-
ществляется только интерцепторами, а в крейсерском полете роль
элеронов выполняют внешние секции закрылков.
Концепция поперечного управления с помощью интерцепторов
применяется и на легком гражданском самолете Хаслер-400 (США,
1977 г.). Такое же управление проходит летные испытания на лег-
ких самолетах Пайпер «Сенека» и Цессна «Кардинал» (США).
Возможный экономический эффект установки закрылков по все-
му размаху крыла и поперечного управления с помощью интерцеп-
торов рассмотрен в гл. 7 на примере оптимизации параметров лег-
кого многоцелевого самолета для народного хозяйства.
2.	2. 3. Цельноповоротное горизонтальное оперение
Мощная механизация крыла (например, выдвижные закрылки
ио всему размаху) создает не только большие коэффициенты С,л,
но и большие пикирующие моменты тг. Для балансировки самоле-
та в этих случаях требуется увеличивать мощность горизонтально-
го оперения. Осуществить эту идею можно несколькими способами
при заданной длине фюзеляжа:
1)	подобрать более несущий профиль ГО по сравнению с обыч-
ными симметричными профилями, например ьзять профили
GA(W)-2— 13%, NACA 24—12%, NACA 63А — 12% и др.;
2)	увеличить площадь ГО;
3)	применить цельноповоротное горизонтальное оперение
(ЦПГО).
Первый способ ведет к более сложной и дорогой конструкции по
сравнению с обычными ГО (с симметричными профилями). Второй
способ ведет к увеличению массы и аэродинамического сопротивле-
* Многие зарубежные военные самолеты не нм с ют элеронов п управляются
по крену с помощью интерцепторов и дифференциального цельноповоротного го-
ризонтального оперения. Это самолеты ХТ-2, Панавиа-200, F-14 «Томкэт», Року-
эл В-1, F-111 А, Ягуар, Мираж G-8 и др. [40].
20
ния ГО, что также неблагоприятно. Наиболее заманчивым является
третий способ, который дает возможность:
—	снизить массу ЦПГО (неразрезного по размаху) ликвидаци-
ей руля высоты с узлами подвески и балансировочными грузами;
—	упростить н удешевить конструкцию ГО путем уменьшения
числа деталей.
Цельноповоротнос горизонтальное оперение применяется на
многих планерах и мотопланерах *, а также на некоторых легких
гражданских самолетах ~ GAF-24 «Номад», Цессна «Кардинал»
(с механизацией по всему размаху), Хаслер-400 и др. Однако на
пути осуществления ЦПГО стоит ряд существенных трудностей.
Для снижения шарнирного момента ось вращения ЦПГО при-
ходится приближать к центру давления. При этом есть опасность
получи 1ь па некоторых углах атаки ЦПГО псрскомпенсацшо шар-
нирного момента, что совершенно недопустимо при ручном управ-
лении.
Недостатком этой концепции является и то, что ЦПГО сущест-
венно уменьшает степень продольной статической устойчивости с
брошенной ручкой (при обычной механической связи между руч-
кой управления и ЦПГО). Другими словами, применение ЦПГО
требует доказательства возможности безопасного полета с брошен-
ной ручкой.
2. 2. 4. Убирающееся или неубирающееся шасси?
Этот вопрос встает перед конструктором каждый раз прн про-
ектировании сравнительно нескоростных спортивных самолетов,
легких самолетов для народного хозяйства—как частный случай
задачи о противоречии массы и аэродинамического сопротивления.
Самолет с убирающимся шасси имеет, как известно, меньшее
аэродинамическое сопротивление на основных режимах полета, од-
нако масса самолета растет за счет системы и механизмов уборки-
выпуска. колодцев для уборки шасси и т. п. Задача состоит в том,
чтобы с учетом изменения аэродинамического сопротивления и мас-
сы самолета найти при некоторых исходных условиях скорость
полета, до которой целесообразно применить неубирающееся шасси.
Допустим, что в техническом задании на проектирование само-
лета указаны расчетная дальность беспосадочного полета L, целе-
вая нагрузка, длина взлетно-посадочной полосы. Наиболее просто
задача о целесообразности применения пеубпрающегося шасси
(точнее — об условиях целесообразности) на легких самолетах ре-
шается при следующем условии:
(то, Ро, V, Н, S) = const.	(2. 1)
Условие (2. 1) означает, что задача решается при заданном
двигателе. Самолет с убирающимся шасси (УШ) можно считать
эквивалентным по взлетной массе самолету с неубирающимся шас-
си (НШ), если увеличение массы самолета с УШ компенсируется
'‘Для этих летательных аппаратов главная цель применения ЦПГО—сниже-
ние массы п аэродинамического сопротивления.
21
уменьшением массы топлива вследствие меньшего аэродинамиче-
ского сопротивления, т. е, когда
I	— (Дтг)уШ — 0;
(Дтт)нш — (д^К()Н)нш = 0	(2.2)
В данной постановке задачи предполагается, таким образом,
уменьшение тяги двигателей с УШ в крейсерском полете на задан-
ной высоте, вследствие чего и может быть получена экономия топ-
лива.
Другая постановка задачи, в которой тяга двигателей на само-
летах с УШ и НШ не изменяется, приводит к ряду осложнений:
при //=const увеличивается крейсерская скорость самолета с УШ,
растет расчетная перегрузка в неспокойном воздухе, появляются
новые проблемы, связанные с увеличением массы конструкции,
уменьшением ее ресурса *. При корректном сравнении вариантов
самолетов с УШ н НШ при const требуется применять экономи-
ческий критерий вместо весового, что еще больше усложняет за-
дачу.
Очевидно, что всех этих затруднений можно избежать, если при-
нять условие (2. 1) и вытекающие из него равенства (2.2).
Определим (Атт) нш, учитывая, что (Д/ит)пш=—(Дщт)уш:
(дтг)нш==(^Мнш — (^г)уш —	^)нш —(Р,Ур^ И)уш.
Здесь Рп-~ потребная тяга двигателей.
Пренебрегая разницей в из-за дросселирования на самолете'
с УШ, получим
(Д/пг)нш~cp(L 1У)(РПвнщ — Рп.уш) = Ср(Л И)Сл.аш5'^,	(2.3)
где С¥аП1 — коэффициент лобового сопротивления шасси.
Коэффициент Сха ш для легких самолетов имеет следующие значе-
ния [2]:
Шасси с обтекателями на стойках (Ан-14; Скайвен; ДНС-6) . 0,0140
Шасси с обтекателями на стойках и колесах (Цессна А150;
OR-70; Беде-ВД-4; WH-1; Пайпер РА-32; Лерк-1В)........0,0100
Носовая стойка убирается в фюзеляж, основные стойки убира-
ются в обтекатели (Л-410; Ан-28; GAF-24 «Номад»)...... 0,0065
Пирамидальное шасси без обтекателей (Ан-2; IAI-201 «Арава») 0,0180
Связь Схаш с размерами колес осуществляется с помощью фор-
мулы
г
хат
хаКО1^
(2-4)
где CXaKOjl~0,242— коэффициент аэродинамического сопротивле-
ния полубаллонных колес, отнесенный к их лобовой площади; щ —
коэффициент, учитывающий отличие аэродинамического сопротив-
ления шасси от сопротивления колес.
* Если стремиться к сохранению расчетной перегрузки в неспокойном возду-
хе па самолете с УШ за счет увеличения высоты полета (с увеличением скорос-
ти), то возникает проблема массы гермокабины.
22
Лобовая площадь колес
к„.,.л = 2 (Sko„0„.,-0,214bD ,
(2-5)
где Япол — ширина колеса (шины); £)кол
Подставляя (2. 5) в (2. 4), получим
диаметр колеса.
СЛ<1Ш=0,242 (га, 5)2(^„0^-0,2145^) .	(2.6)
Коэффициент п{ имеет следующие значения.
Обтекатели только на стойках..............................4,2
Обтекатели на стойках и колесах...........................3,0
Пирамидальное шасси без обтекателей.......................5,4
Носовая стойка убирается в фюзеляж, а основные стойки —
в специальные обтекатели.......................................1,95
Для определения критической скорости полета, до которой це-
лесообразно применять неубирающееся шасси, воспользуемся ра-
венством (2. 2), где (Дткон)уш представим в виде
(— Дткон)иш=(^кон)уш = ^2^0.	(2.7)
Здесь можно принимать л2=0,02— при наличии иа самолете
гидросистемы; «2 = 0,03— прн отсутствии гидросистемы (при НШ).
Учитывая формулу (2. 3), имеем
l/)CxauiSelZ2/2.
Выражая скорость в км/ч, получим
(2.8)
1/_________ 2-3,63/710
КриГ	т С/"*
CpbyOG ГД ш
Если взять плотность р по формуле В. П. Ветчинкина
е=ео(2О-/7) (20+77),
где И в км, рс = 0,125, а Схп ш по формуле (2.6), то
Е',..,и. = 860 7Д-^_2() + // ----------!--------
cvL 20-Н V(sko1Dkoл_0,214Вк2О1
Здесь щ0 —в кг; ср - в кг/(даН-ч); L — в км; Я —в км; Вкол и
Т^нол В М.
Пример. Легкий многоцелевой самолет для народного хозяйства с ДТРД.
Для самолета этого класса возможны следующие характеристики при тц. „ =
= 800 кг: А = 300 км, Я = 3 км; /по=336О кг;	сР = 0.68; У ДКо.1.л = 0,411 м2;
«1 = 4,2; п2 =0,03.
Т г/	оса 0,03	3360	23	1	К>’
Тогда 7кРиг - 860 ------------------— 332 — .
1	4,2 0,68-300 170,411 ч
Если крейсерская скорость на основном режиме полета больше
иа 5... 7% критической скорости, полученной по формуле (2.8),
следует все же предпочесть неубирающееся шасси, учитывая два
обстоятельства:
— самолет с неубирающнмся шасси надежнее. Статистика по-
казывает, что 3,3 . .. 4,0% всех летных происшествий связано с йе-
ны пуском шасси;
23
— самолет с неубирающимся шасси дешевле п проще в обслу-
живании.
Отметим, что методом, изложенным выше, можно решать и дру-
гие задачи иа противоречие массы и аэродинамического сопротив-
ления самолетов, например, задачу о целесообразности применения
подкосного крыла иа легких самолетах.
2. 2. 5. Концепция «1 */2 двигателя»
Известно, что перевозка пассажиров по требованиям междуна-
родной организации гражданской авиации (ИКАО) допускается
только па самолетах с двумя и более двигателями. В случае отка-
за одного двигателя должна быть возможность продолжения и за-
вершения полета с оставшимися двигателями.
Если установить два двигателя различной тяги, то требование
ИКАО можно выполнить с меньшими весовыми и экономическими
затратами, чем в случае двух одинаковых двигателей.
Двигатель большей тяги в этом случае является основным, он
предназначен для работы в течение всего полета. Двигатель мень-
шей тяги является вспомогательным и применяется для улучшения
взлетных характеристик самолета, в случае отказа основного дви-
гателя, а также как пусковой двигатель и источник энергии для
кондиционирования кабин иа земле. Дополнительный двигатель
используется, таким образом, лишь при старте, взлете и в случае
отказа основного двигателя. Поэтому он может быть малоресурс-
ным, облегченным (с удельной массой порядка 0,15 ... 0,20).
Рис. 2.9. Легкий самолет «Хаслер»-400 (США)
24
Особое значение эта концепция, получившая название «полтора
двигателя», имеет для легких самолетов.
Тяга дополнительного двигателя должна быть достаточной для
продолжения горизонтального полета с отказавшим основным дви-
гателем на небольшой высоте при максимальном аэродинамическом
качестве с убранной механизацией крыла и выпущенным шасси.
Таким образом,
Кmax-
Можно считать, что Рдоп—0,95 Родоп, а расчетная масса самоле-
та /и = 0,95 то. Поэтому стартовая тяга дополнительного двигателя
может определяться по формуле
^Одоп ^0 ^тах'
Примером осуществления данной концепции может служить лег-
кий самолет «общего пользования» Хаслер-400 (США, 1977 г.),
общий вид которого приведен на рис. 2. 9 [39].
На этом самолете в носовой части установлен основной двига-
тель— ТВД РТ6А-41 мощностью 850 э. л. с. на старте, а в хвосто-
вой части фюзеляжа дополнительный ТРД J 402 тягой 290 даН.
Взлетная масса самолета составляет 2720 кг.
2.	2. 6. Ограничение уровня шума
Легкие самолеты, как и самолеты другого тоннажа, ограничи-
ваются по уровню шума на местности Со временем эти ограниче-
ния становятся все более жесткими. Сейчас, например, требуется
[12], чтобы шум при наборе высоты легких самолетов на расстоя-
нии 6,5 км от начала разбега (по оси ВПП) не превышал
93 EPN дБ, а в боковом направлении от осн ВПП на расстоянии
0,65 км шум не должен превышать 102ЕРЫдБ. При посадке иа
расстоянии 2 км до торца ВПП (по ее осп) шум ограничивается
значением 102 EPN дБ.
Для выполнения этих требований конструктор может воспользо-
ваться следующими мероприятиями:
1)	увеличить степень двухкоитурности ТРД (снизить скорость
«холодной» струн выхлопных газов);
2)	увеличить крутизну траектории при взлете и посадке при-
менением большей избыточной тяги, увеличением аэродинамическо-
го качества прн взлете и уменьшением его при посадке (например,
с помощью интерцепторов)*;
* В применении к легким пассажирским самолетам осуществление этого ме-
роприятия возможно лишь при сохранении давления в герметической кабине.
В случае негерметической кабины вертикальная скорость самолета при взлете
и посадке должна ограничиваться значением Vj,^2/A м/с •—гн условия комфорта
[6]. Здесь А 1— относительная плотность воздуха на уровне взлетно посадочной
полосы.
25
3)	применить шумоглушащую обработку сопловых труб и возду-
хозаборников двигателей;
4)	установить шумоглушители на соплах ТРД;
5)	использовать экранирующее действие конструкции самолета.
Для этой цели двигатели должны быть расположены над крылом
нлн над фюзеляжем.
6)	уменьшить диаметр воздушного винта и (нли) его частоту
вращения.
2.	2. 7. Ограничение стоимости создания самолета
Кроме тех проектных мероприятий снижения стоимости само-
летов, которые отмечены выше, можно назвать и другие мероприя-
тия, объединяемые концепцией создания самолета при ограничен-
ной стоимости:
1)	уменьшение числа деталей и стыков конструкции;
2)	простота внешних форм агрегатов (поверхности одинарной
кривизны, прямоугольные в плане несущие поверхности и т. п.);
3)	создание самолета без опытных образцов.
Последнее требует пояснения. Традиционный путь создания са-
молета предусматривает постройку опытных образцов, которые пос-
ле испытаний и доводок конструкции и систем оборудования (вклю-
чая наземные стенды для различных систем оборудования и управ-
ления) являются базой для производства серийных образцов са-
молета. Очевидно, что этот путь не отличается экономией времени
и средств.
Можно идти и другим путем — создать вместо деревянного ма-
кета самолета, различных стендов и опытных образцов так назы-
ваемый технологический макет. Этот натурный макет является ме-
таллическим (как и все современные самолеты, включая легкие)
аналогом создаваемого самолета со всеми элементами конструкции
н оборудования. На технологическом макете отрабатываются все
узлы и стыки, монтаж и функционирование систем оборудования и
управления. Таким образом, можно до минимума свести различие
между первым серийным (л летным) образцом и последующими
серийными образцами самолета.
Объем и сроки летных испытаний также можно существенно со-
кратить путем «летных испытаний на земле» с помощью ЭВМ и
тренажеров.
Стремление к удешевлению конструкции часто сталкивается с
противоречием между стоимостью и массой, стоимостью и ресурса-
ми. Методика решения этих противоречий рассмотрена в рабо-
те [5].
2. 2. 8. Система непосредственного управления
подъемной силой (СНУПС)
Подъемной силой крыла можно управлять несколькими спосо-
бами:
26
1)	изменением угла атаки (при V— const) посредством поворо-
та всего самолета относительно оси Z (с помощью горизонтально-
го оперения);
2)	изменением кривизны профиля крыла с помощью поворота
закрылков, предкрылков и т. т;
3)	отклонением интерцепторов на верхней или нижней поверх-
ности крыла или другим воздействием на циркуляцию крыла.
Первый способ, являющийся традиционным, требует сравнитель-
но больших затрат времени иа осуществление маневров относи-
тельно оси Z, так как необходимо преодолевать момент инерции /г.
Второй и третий способы принято называть непосредственным
управлением подъемной силой. Основное их преимущество — умень-
шение времени переходного процесса при маневрах самолета в пло-
скости ХОУ. Другие преимущества самолета, оборудованного
СНУПС, отмечены в гл. 10.
Применительно к легким спортивно-пилотажным самолетам
СНУПС дает возможность существенно уменьшить время манев-
ров и таким образом позволяет увеличить количество фигур высше-
го пилотажа за время, заданное соревнованиями.
Примерами самолетов, созданных с применением СНУПС, мо-
г\т служить: легкий спортивно-пилотажный и экспериментальный
самолет «Квант» МАИ (1977 г.) [1], а также акробатический са-
молет «Акростар» (ФРГ) (см. гл. 10).
Рассмотренные в разд. 2. 2 концепции, количество которых мож-
но, разумеется, продолжить, показывают, что в распоряжении кон-
структора имеется набор новых идей (или старых на новом уров-
не), позволяющих значительно поднять эффективность самолета.
Не будет преувеличением сказать, что главной задачей конструк-
тора самолета сейчас является создание новых идей, новых кон-
цепций и разумное использование существующих.
2.3. О ВЫБОРЕ СХЕМЫ И ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ
ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
Все задачи поиска оптимума схемы и параметров самолетов
можно условно разделить на прямые и обратные. Характерной осо-
бенностью прямых задач является постановка «в стиле заказчи-
ка»: известны величина, состав и условия размещения целевой на-
грузки, расчетная дальность (или время) полета и ограничения по
базированию, безопасности полета, шуму иа местности и т. д. Тре-
буется оптимизировать схему и параметры самолета, а также тип
силовой установки, если двигатель не задан.
Обратные задачи предусматривают задание взлетной массы.
Свободной оптимизируемой величиной в этом случае является либо
целевая нагрузка, либо расчетная дальность полета. Обратные за-
дачи более просты в решении, но страдают некоторой искусствен-
ностью (возможны малореальные компоновки самолета при суще-
ственном изменении величины целевой нагрузки или неприемлемые
дальности полета).
27
Количество модилринаидй самолета*
или. степень оптимизации парна,
Рис 2 10. Схема оптимизации ко-
личества модификаций самолета
(изменение числа модификаций
для наглядности считается непре-
рывным) :
/—затраты на эксплуатацию: 2—затра-
ты на проектирование н изготовление;
3—суммарные затраты
Степень унификации частей
(агрегатов самолетов)
Степень оптимизации самолетов
по назначению
Рис. 2.11. Процесс возникновения
оптимума унификации агрегатов
самолета:
1—за счет эксплуатации; 2—за счет
проектирования н изготовления; 5-сум-
марные затраты
В работе [32] В. М. Шейниным сформулирована задача плани-
рования модификаций гражданских самолетов. Эту задачу можно
рассматривать как самостоятельную ветвь теории оптимального
проектирования самолетов.
Планирование модификаций состоит в решении следующей за-
дачи:
•	— каким образом следует изменять во времени самолет, адап-
тировать его в соответствии с изменяющимися условиями и потреб-
ностями эксплуатации, чтобы суммарные затраты на создание и
эксплуатацию парка всех самолетов данного типа за все время их
существования были бы наименьшими?
Из этой постановки видно, что:
—	появилась новая независимая переменная (координата) оп-
тимизации — время;
—	самолет рассматривается как часть сложной авиационной
системы (часть комплекса);
— в качестве критерия принимаются суммарные затраты на со-
здание и эксплуатацию парка (авиационного комплекса).
Движущими причинами, которые сделали актуальной данную
задачу, являются:
—	противоречие между изменением условий эксплуатации (на-
пример, ростом пассажирского и грузового потоков с течением вре-
мени) и неизменностью размеров и других характеристик само-
лета;
—	увеличение стоимости создания новых самолетов.
Поэтому в настоящее время большие надежды возлагаются на
модификацию самолетов.
Одной из конкретных и наиболее интересных задач планирова-
ния модификаций двляется задача о том, какие части самолета и в
какие сроки (то есть, сколько раз) целесообразно модифициро-
28
вать? Если модификации проводить часто, можно уменьшить за-
траты на эксплуатацию вследствие увеличения степени оптимиза-
ции самолета. Однако при этом увеличатся затраты на проектиро-
вание, строительство и испытания самолета (рис. 2.10). Из рис.
2 10 видно, что теперь речь идет об оптимизации самой степени
оптимизации.
Введение новой координаты — времени — существенно усложня-
ет задачу оптимального проектирования и в то же время дает в
руки конструктора новые интересные возможности, диктуемые эко-
номикой.
В последнее время возникло еще одно интересное ответвление
теории оптимального проектирования — унификация частей само-
лета и самолетов парка.
Появление этого нового направления, как и планирования мо-
дификаций, обязано стремлению сэкономить затраты и время на
создание новых образцов самолетов.
Задачу об оптимальной степени унификации частей самолета
по критерию «суммарные затраты» можно сформулировать следу-
ющим образом.
Допустим, что требуется спроектировать самолет для выполне-
ния заданного объема работы. Если стремиться к наибольшей уни-
фикации частей самолета (с ранее созданными частями самолетов
или самолетами другого назначения), то степень оптимизации па-
раметров нового самолета уменьшается, вследствие чего растут
расходы на эксплуатацию. Однако при этом будут уменьшаться
расходы на проектирование и изготовление самолета (рис. 2.11).
Очевидно, что возможна такая степень унификации (или опти-
мизации), при которой суммарные затраты будут минимальны.
Большое значение в этих задачах имеет и стратегия унифика-
ции, а также серийность изделия.
Задача об унификации в процессе проектирования агрегатов
легких многоцелевых самолетов формулируется аналогично: если
агрегаты самолета оптимизировать для каждого назначения, го
можно уменьшить затраты на эксплуатацию. Однако в этом слу-
чае агрегатов и типов самолетов надо сделать столько же, сколько
имеется назначений самолета. Очевидно, что этот путь ведег к уве-
личению расходов на проектирование и изготовление. Степень уни-
фикации здесь наименьшая.
Если же взять противоположный случай — применение одинако-
вых агрегатов (одного типа самолета) для всех назначений, резуль-
тат может быть отрицательным за счет расходов на эксплуатацию.
Отсюда видна возможность существования оптимальной уни-
фикации агрегатов и типов самолетов по назначению.
Если конструктора интересует лишь оптимизация схемы само-
лета, то параметры крыла «замораживаются». Встречается и дру-
гая ограниченная задача: найти оптимальные параметры крыла
при известной схеме и компоновке самолета (известны размеры
фюзеляжа и размещение нагрузки). Эта задача, как и задача вы-
бора схемы, может решаться для нескольких типов силовых уста-
ГЛАВА 3
РАСЧЕТ МАССЫ ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
Масса самолета обычно определяется методом последователь-
ных приближений. Первое приближение соответствует этапу пред-
варительного проектирования (техническое предложение), второе и
последующие приближения делаются при эскизном проектирова-
нии. Ниже рассмотрено определение массы легкого самолета (в кг)
при взлете (т0) в первом и втором приближениях.
3. 1. РАСЧЕТ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ САМОЛЕТА
В ПЕРВОМ ПРИБЛИЖЕНИИ
Из уравнения баланса массы самолета в относительных вели-
чинах

^КОИ I ^об.упр
/л0
имеем в первом приближении
(m0)i
Я?с.у “h Я£ц.н “Ь /Ис л
1 — кон
(3-2)
Я^об-упр —
Здесь предполагаются известными или заданными тип двигате-
ля и масса силовой установки, массы целевой и служебной нагру-
зок. Относительные массы конструкции /пКОн, оборудования и управ-
ления тоб.упр в первом приближении берутся по статистике
(табл. 3.1).
3. 1. Относительные массы конструкции, оборудования
и управления легких самолетов
т
Назначение самолетов
т
кои
об. упр
Многоцелевые, а также для местных авиа-
линий
Спортивно-пилотажиые
Специализированные для сельского хо-
зяйства
Гидросамолеты
Мотопланеры
0,28
0,30
0,24
0,34
0,48
0,30	0,10 . . . 0,12
0,32	0,08 . • . 0,10
0,26	0,08 . . .0,10
0,38	0,10 . . . 0,12
0,52	0,05. . .0,06
Относительную массу топлива тт, входящ/ю в (3. 2), можно рас-
считать для самолетов с ТРД и ДТРД по формуле
mt= 1,ЗЛрСр'(УкрейЛ).	(3.3)
Для самолетов с ПД и ТВД
тг=1,3£рсД270пЛ).	(3.4)
Здесь Lp в км, Укрейс в км/ч; для монопланов без подкосов в крей-
серском полете аэродинамическое качество К=7...9 — в случае
31
уа шах
Сумма маис по эле-
ментам, включая
то плав о
Ввод исходных данных
(L, В, т^^у L впп)> огра-
ничен иа (схема,ресур-
сы, нимрорт,.. .)а опти-
мизируемых параметров
в гран а ченая по
Узах? ^8пп > & от к
у а, > М > крат
Техник о-эк он омиче -
показатели
xao>
Следующий
0и танов
Ру и ограничения
по шуму, лк и др.
Г"ометри я крыла
1 и овеем для топлива

Рис. 2. 12. Схема расчета варианта легкого неманевречного
самолета
ч
новок. В любом случае, при всех постановках задач необходим
расчет варианта самолета («узл-а многомерной сетки» — по терми-
нологии машинного проектирования), отличающегося схемой, ти-
пом силовой установки, параметрами агрегатов и летными харак-
теристиками.
Расчет варианта самолета, являющийся основой любого вычис-
лительного алгоритма эскизного проектирования, представляет, по
существу, последовательность определения летных, весовых и эко-
номических характеристик в зависимости от принятых исходных
данных и ограничений. Конечной целью расчета варианта самолета
является определение численного значения критерия оценки.
Схема одного из таких алгоритмов приведена на рис. 2. 12.
Вариант самолета, у которого значение критерия наилучшее
(минимальная взлетная масса, наименьшая стоимость эксплуата-
ции и т. п.), теоретически считается оптимальным. При окончатель-
ном выборе решения необходимо учитывать различные обстоятель-
ства, которые не всегда удается ввести в программу счета. Приме-
рами таких обстоятельств могут быть: ресурс конструкции, просто-
та обслуживания и эксплуатации самолета и двигателей, комфорт
пассажиров и экипажа, уровень шума на местности, возможность
эксплуатации на неподготовленных грунтовых аэродромах, безопас-
ность при аварийных ситуациях, возможность развития самолета,
надежность двигателей, технологичность конструкции и т. п.
30
неубирающихся посадочных средств (колеса, поплавки);
= 10 .. . 12 — в случае убирающегося шасси. Значения ср, с€, пв Для
заданного двигателя известны.
Входящие в числитель (3.2) величины тс.у, тСЛуж могут быть
рассчитаны в первом приближении следующим образом.
Для самолетов с ТРД и ДТРД
/пс.у = 1 ,6удв/>0-	(3.5)
Для самолетов с ПД и ТВД
отс.у = 2улвЛ^0.	(3.6)
Масса служебной нагрузки
^СЛуЖ = 85/Дэк’	(3-7)
Масса целевой нагрузки тц. н (масса пассажиров, грузов, поч-
ты — на многоцелевых самолетах, химикатов — на сельскохозяйст-
венных, медицинского персонала и пациентов — на санитарных са-
молетах и т. д.) обычно задается. На одноместных спортивных
самолетах и мотопланерах целевой может быть служебная на-
грузка.
3.2. РАСЧЕТ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ ЛЕГКОГО САМОЛЕТА
ВО ВТОРОМ ПРИБЛИЖЕНИИ
Основное отличие этого расчета от расчета (mo)i состоит в
учете зависимости тКон, ЯгОб. упр, тт от взлетной массы, парамет-
ров крыла и других частей самолета, от режима полета.
В связи с тем, что т^он весьма сложным образом зависит от
(см. ниже), уравнение (3. 1) получается трансцендентным и отно-
сительно то в явном виде не решается (как в первом приближе-
нии). Поэтому приходится для вычисления (т0)п применять либо
графический способ решения уравнения баланса массы самолета
(см. разд. 3. 2. 5), либо последовательно приближаться к решению
и находить его с помощью ЭВМ.
Рассмотрим определение (т0)ц по элементам. Приведенные ни-
же формулы названы именами их авторов. В ряде случаев форму-
лы несколько модифицировались применительно к легким само-
летам.
3. 2. 1. Масса конструкции
Эту величину составляют массы крыла, фюзеляжа, оперения и
шасси:


(3.8)
Масса крыла
Масса свободнонесущего (без подкосов) крыла легких самоле-
тов (тКр) может быть рассчитана по одной из следующих фор-
мул [4].
32
Формула Зинина:
мех^Р^р д
f)Cj
7П0Х3/2 V •$ Ч + 1
*1

Формула Фомина:
/Пкр = 16 • 10-^мех?/гр/По 1/XS	1±± + ~^^г4
и
Л /
(3.10)
Формула Лебедева для прямых и стреловидных крыльев:
Г , n_s nvm»1 v S ч + 2
/пкр=5-10 5?^=-----—-----
c0cos^x Ч т °,°
Формула Торнбика [32]:
А	Л 1,38 \ Л 1 '
0,55
^<р
1,675
ч0,45
*1 /
/ ^з.р
1\ 100
р
сз
Формула для прямых и стреловидных крыльев, предлагаемая
нами:
/пкр = 1,1 • 10~4£меЛО1Д, гсрпр т/“=“ 3-±±.	(3.13)
cos1>5x V 0со 71 + 1
В этих формулах ткр —масса крыла, включая подфюзеляжную
его часть, но без учета массы герметизации баков-отсеков, кг; /тгр —
масса самолета без топлива, кг; /пкр—масса крыла первого при-
ближения (обычно принимается mKp—О,1т0\ кг; /3—размах_за-
крылка, м; S, S3— площадь крыла и закрылка, м2; ц—со/си; с3 —
средняя относительная толщина закрылка; V3. Р—скорость полета,
расчетная для закрылков, км/ч; — наибольший допустимый угол
отклонения закрылков в градусах; kMex—коэффициент, учитываю-
щий тип и наличие механизации крыла, £мсх=0,9 — механизация
отсутствует, &мех=1,0 — в случае применения щитков или одноще-
левых шарнирных закрылков, 6МСХ=1,15’—в случае применения
закрылков Фаулера и предкрылков перед элеронами; &коп— коэф-
фициент, учитывающий тип конструкции крыла; &кон = 0,9 — если
широко применяются монолитные элементы и сотовые конструкции,
&коп = 0,95 — в случае клееклепаной конструкции, а также ограни-
ченного применения монолитных силовых элементов, ^кон=1,0-—
в случае применения клепаной конструкции; £мт — коэффициент,
учитывающий марку основного материала конструкции
крыла, £мт= 1,2 — для АМГ6 (гидросамолеты), kyvT— 1,0 — для
Д16-Т; &кон&мт = 0,80 . . . 0,85 —• если для силовых элементов приме-
няются композиционные материалы (угле- и боропластики); 0-—
коэффициент, учитывающий эффективность работы продольных си-
ловых элементов, 0—1,0 — для однолонжеронного или кессонного
2
879
33
3.2. Расчет массы крыла легких самолетов
;34
Л
крыла, 0=0,9— для двухлонжеронного крыла; <р — коэффициент
разгрузки, значение которого можно определять по формуле
<р=0,93 — 0,014£с.у — 6,3-10-^ш — /пг.кр (zT.KP)2,	(3. 14)
где kc у==1>0 — если двигатели установлены на крыле; &с.у=0 —
если двигатели не соединены с крылом; /?ш—1,0— если основные
стойки шасси установлены на крыле; /гш=0 — если основные стой-
ки шасси не соединены с крылом; kp=wt. крМо — относительная
масса топлива в крыле; ^r.Kp = _~y—относительная наибольшая
L / &
координата топлива в крыле (в долях полуразмаха).
Результаты расчета массы крыла по приведенным выше фор-
мулам даны в табл. 3. 2, из которой видно, что формулы дают впол-
не приемлемую точность, за исключением массы крыла самолета
Бигл-2065 по формулам (3.9), (3.10), (3.11). Наименьшую по-
грешность дает формула (3. 13). В качестве расчетной величины
массы крыла рекомендуется принимать среднее арифметическое*
полученное по различным формулам.
Расчет массы крыла планеров и мотопланеров лучше проводить
по формуле Чернобровкина [28]:
w „ тп- [SI/VW'cq) + 2,OS + 5]
(3.15)
Состав массы крыла легких самолетов по элементам
Силовая и несиловая обшивка (без элеронов и механизации) . 35 ... 40
Лонжероны............................................ 23 ... 28
Стрингеры...............................................4... 8
Нервюры.................................................8	... 10
Узлы, стыки.............................................3	... 4
Элероны, закрылки, предкрылки, интерцепторы.............10... 15
Крепеж и прочее.........................................4	... 6
Поверхностная плотность (кг/м2) закрылков и элеронов лег-
ких самолетов может быть определена при эскизном проектирова-
нии по следующим формулам:
^ = ^з(4 + 0,35/73/100);
^эл = ^эл (4,5 + 1, 6я тах мх/1000),
(3.16)
(3.17)
где /?3=400... 1000 даН/м2; k3— 1,0 — однощелевые шарнирные за-
крылки; k3= 1,3 — однощелевые закрылки Фаулера; k3= 1,5 — двух-
щелевые закрылки Фаулера; &эл»1,45— коэффициент, учитываю-
щий наличие балансировочных грузов; ^max max — расчетный скоро-
стной напор, даН/м2.
Массу крыла при проектировании можно снизить с помощью
комплекса мероприятий, основными из которых являются (при из-
вестных размерах крыла, заданных значениях ресурса и нагрузок):
повышение уровня напряжений (главным образом критиче-
ских напряжений потери устойчивости) и жесткости тонкостенных
силовых элементов крыла, что может быть достигнуто применени-
ем композиционных материалов, сотовых конструкций, конструк-
2*
35
ции с заполнителем из пенопластов, клееклепаных конструкции.
Это мероприятие может дать экономию 10... 15% массы крыла;
—	снижение объемной плотности материала несиловых элемен-
тов крыла с помощью применения пластмасс, стеклопластиков и
т. п. Эта мера может привести к экономии 7 . . . 10% массы крыла;
—	отказ от конструктивных разъемов крыла по размаху, что
может дать дополнительную экономию 2,5 ... 3,0% массы;
—	уменьшение количества деталей и стыков, что может дагь
2 . . . 3% экономии массы крыла;
—	применение интерцепторов в качестве органов поперечною
управления самолетом (взамен элеронов), что может дать эконо-
мию 1,5... 2,0% массы крыла (подробнее см. гл. 2);
•	— технологические мероприятия, направленные на повышение
уровня напряжений элементов конструкции, снятие излишней мас-
сы, применение минусовых допусков и т. п. С помощью этих мер
можно получить снижение массы крыла на 2...3%.
Таким образом, тщательная конструктивно-технологическая
проработка чертежей крыла, применение новых материалов могут
привести в сумме к снижению массы крыла легких самолетов на
25... 30% [17].
Массу крыла, которую дают формулы (3. 9) . . . (3. 12), надо рас-
сматривать в качестве верхней среднестатистической величины.
Формула (3. 13) предусматривает применение новых материалов.
Масса фюзеляжа
Для расчета массы однобалочного фюзеляжа легких самолетов
(при расчете т$ во втором приближении) можно воспользоваться
следующими формулами *.
Формула Арефьева:
^ф=^ф(^ф
Здесь /ф, йф, /гф —длина, ширина и высота фюзеляжа, м;
&1 = 24,4; /г2~720'—для самолетов с двумя ТВД на крыле, >
чение фюзеляжа круглое (b$=h$=б/ф);
k\ = 37; /?2 = 460 — для самолетов с двумя ТВД на крыле; се^
ние фюзеляжа прямоугольное;
&I = 38; k2 = 130 — для самолетов с ТРД на фюзеляже; сечение
фюзеляжа круглое;
й(1 = 24,4; ^2 = 460 — для самолетов с ТРД на фюзеляже; сече-
ние фюзеляжа прямоугольное.
Формула Хоуви [30]:
/пф=^К^п[1,85
^г.о (^ф
(3. 19)
где Vn — скорость пикирования **Дм/£; /г.о— плечо горизонтальною
оперения относительно центра масс самолета, м; Тф — боковая по-
* Масса двухбалочных фюзеляжей легких самолетов рассмотрена, например,
в [5], гл. 6.
** Для гражданских неманевренных самолетов Тп~ Ткрейс + 31,4 м/с.
36
верхность фюзеляжа, м2; &3=0,086 —для самолетов с тоСбООО кг;
^3=0,078 — для самолетов с то—6000 ... 10000 кг.
Предлагаемые нами формулы [4]:
7Пф= 1,14£с.у (1 + 0,4/?нзб)/ф5тпУ4;	(3. 20)
(3.21)
где
£ф = ( 1
0,4- 10-VKpeflc)(l 4-0,4ризб)
ф	ф^ф.экв*
(3. 22)
(3. 23)
Здесь Шф в кг, £ф в кг/м2, 5Ф в м2, У^рейс — В м/с; £с. у= 1,0 — если
двигатели не соединены с фюзеляжем; kCi у = 1,14 — если двигатели
установлены на фюзеляже; ризб — избыточное давление в гермока-
бине на наибольшей эксплуатационной высоте полета, даН/см2;
Укрейс в м/с, Пр. ф — расчетная перегрузка фюзеляжа; &4=0,08—
для самолетов с ТВД на крыле (т0< 10000 кг); k$=0,096 — для са-
молетов с ТРД на фюзеляже (т0< 10000 кг); с/ф. Экв— диаметр,
рассчитанный по миделю фюзеляжа, м.
Результаты расчета массы фюзеляжа по приведенным форму-
лам даны в табл. 3.3, из которой видно, что формулы в основном
обеспечивают приемлемую точность. Наименьшую среднеквадра-
тичную погрешность (3,02%) дает формула (3. 20). Как и при рас-
чете массы крыла, рекомендуется пользоваться всеми проверенны-
ми формулами массы конструкции фюзеляжа, включая приведен-
ные выше. В качестве расчетной величины тф при определении т0
второго приближения следует принять среднее арифметическое по
всем формулам.
Для фюзеляжа характерно уменьшение относительной его мас-
сы с ростом то (рис. 3. 1). График тф(то) можно использовать
для проверки результатов расчета тф легких самолетов.
На долю обшивки, стрингеров и шпангоутов приходится 60...
65% массы фюзеляжей легких самолетов. Процентный состав мас-
сы фюзеляжей:
Обшивка............................................. 26 ... 30
Стрингеры и лонжероны.................................’	12 ... 15
Шпангоуты..............................................20... 22
Пол............................................ )	.	[	6 ... 9
Фонарь...................................................10	: 12
Окна...................................................3	5
Двери-трапы, люки.................................... .	6... 8
Прочее (перегородки, соединения, багажник, герметизация,
крепеж)......................
Применение новых материалов в конструкции фюзеляжа может
привести к снижению его массы на 15 . . . 20% [17].
Например, пол кабины сотовой конструкции с применением стек-
ло- или углепластика (соты из полимерной бумаги высотой 9—
О мм) имеет поверхностную плотность около 3 кг/м2, а трехслойный
пол из фанеры и пенопласта (пакет 15 мм) старой конструкции —
4,5 кг/м2, т. е. в 1,5 раза больше.
37
3.3. Расчет массы фюзеляжа легких самолетов
38
Рис. 3. 1. Относительная масса фюзеляжа легких самолетов:
1—Цессна-195А; 2—Beech-65; 3—«Дав»; 4—Twin Pioneer; 5—«Герои»;
6—Пайпер РА-20; 7—Як-18; 8—Як-12А; 9— IAI В-Ю1С; 10—АК-И21;
11—Ан-4; 12—Бе-30; 13—Л-410
Масса оперения
При расчете (ап0)п можно использовать следующие формулы
массы оперения легких самолетов.
Формулы Хоуви [30] для легких неманевренных самолетов с
/По <8000 кг:
тгл=7,2SJ’2o [0,4 + (Укрейс+ 113)/935];	(3. 24)
wB.o=6,8SiS[0)4+(VrKPeftc + 113)/1100].	(3.25)
Здесь Укрейс В км/ч.
Предлагаемая нами формула для определения значения поверх-
ностной плотности оперения gOn, кг/м2, входящей в формулу
^оп ^г.о Я- ^B.o = gon*^on»	(3.26)
имеет вид
gon—Мм (4,4+ 0,8- 1О“3/по).	(3. 27)
Коэффициент kv учитывает скорость полета:
643+1,02.10-3Укрейс.	(3. 28)
Здесь /т?о в кг, Ккрейс в км/ч.
Коэффициент учитывает маневренность самолета, £м=1,0—
неманевренные самолеты; /?м — 1,5 — маневренные самолеты.
^Результаты расчетов по приведенным формулам сведены в
Распределение массы оперения легких самолетов по элементам
таково (в %):
Лонжероны и стрингеры . .
Обшнвка . .
Нервюры
.	.	.	35... 38
.	,	\	40... 44
, . .	7...9
39
Узлы крепления....................................................4.6
Прочее (законцовки, балансиры рулей, триммер, крепеж ит. и) 10. .12
3. 4 Масса оперения легких неманевренных самолетов
Хаьак герис тки
АК 1121	Л-410
Лирчжет-28
Бе-30
Ан-14
ш0, кг
г о,
5В
Son, М
Укрейс, КМ/Ч
k®
Шоп фактическая, кг
м2
о, М2
2
6350
6,43
4,60
11,03
700
1 ,357
145
5100
9,30
6,52
360
1,01
140
10660
10,40
8,12
18,52
600
255
304
топ по Хоуви, кг
Погрешность, %
143,2
-1,2
136,5
-2,5
топ по (3. 26), кг
Погрешность, %
700
9,00
5,16
14,16
480
3500
8,04
150
150
0
190
0,837
106
142	142	300	143,7	94
-2,4	+ 1,2	-1,2	—4,5	— 13
Применение композиционных материалов в конструкции опере-
ния легких самолетов может дать экономию 20 . .. 25% массы опе-
рения [17].
Интересную возможность снижения массы горизонтального опе-
рения (ГО) можно получить в случае двухбалочного фюзеляжа.
Такой фюзеляж иногда применяют на сельскохозяйственных само-
летах (например, на самолете М-15). Двухопорная схема крепле-
ния ГО может оказаться весьма рациональной также и для легких
грузовых самолетов и экранопланов.
Площадь эпюры изгибающих моментов по размаху (Т^) будет
в этом случае наименьшей, если ГО имеет опоры на оптимальном
расстоянии по размаху (табл. 3.5, где q — погонная равномерно
распределенная по размаху нагрузка).
Расчеты показывают, что (х 4.o)opt—(V	± 2)(2 "К 12),
где х — расстояние от левого конца ГО до опор (табл. 3.5).
Таким образом,
+ /r.o)opt=(У 12 - 2) (2 К12)= 0,211;
(х2 /г.о)ор,=СУТ2 + 2) (2 )/Т2) = 0,789.
Если считать, что масса лонжеронов, воспринимающих Л4ИЗГ, со-
ставляет 25... 30% массы стабилизатора, то горизонтальное опе-
рение с двумя оптимально расположенными опорами (схема 2) мо-
жет иметь массу на 20 . .. 25% меньше массы обычного консольно-
го ГО (схема 3).
Замена ГО (т]г. 0=1) на двух крайних опорах (схема 1) опере-
нием той же площади с оптимально расположенными опорами
[схема 2 при т]г 0=1; (сг. о, 7)= const] позволит уменьшить массу
ГО также на 20 . . . 25%. При этом улучшатся несущие свойства ГО
вследствие роста его удлинения.
40
3.5. Изгибающие моменты, масса горизонтального оперения
и определяющие их параметры в зависимости от расположения опор
Эпюры изгибающих моментов
0,5
100
200
103 .. . 106
0,211; 0,789
0,5
100
100
100
Характеристика
Г-Х/9г.о)	, %
max
^изг. max
'«г.о, %
17,8
24
75 . . .80
Масса шасси
массой
О
При расчете тш удобнее пользоваться относительной
шасси: тш=тш/т0. Для массы колесного шасси с носовой опорой
можно использовать формулу Шейнина, несколько модифициро-
ванную нами применительно к легким самолетам:
^гш=^кон^обт(6Лш.гл+ 11,3)- 10~3 + 0,06256ш У рш.Г1 (1 + /?ш.гд) + 0Д°5,
(3.29)
где &кон= 1 — если основные опоры шасси выполнены из стали сред-
ней удельной прочности (например ЗОХГСА), йКои=0,65 — если из
металла высокой удельной прочности (например, 30ХГСНА, ВТ-20,
ВТ-22); &обт— 1 —если на колесах неубирающегося шасси не име-
ется обтекателей, £ОбТ=1,05— если на колесах есть обтекатели,
£обт=1,2— если обтекатели для шасси на фюзеляже по типу са-
молетов «Фрегат», Л-410, GAF-24 «Номад» и т. п.; &ш=1,0— если
шины с обычными камерами, &ш=0,93— для бескамерных пнев-
матиков; рш гл— давление в шинах главных колес, даН/см2;
hm гл — длина главной опоры шасси от поверхности ВПП до шар-
нира поворота стойки или до узла крепления, м.
В случае неубирающегося шасси относительную массу крыла и
фюзеляжа следует уменьшить на 1,0... 1,5% от то — при наличии
гидро- или пневмосистемы и на 2 ... 3% — если от гидро- или
пневмосистемы решено отказаться в связи с применением неуби-
рающегося шасси.
Результаты расчетов по формуле (3.29) даны в табл. 3.6.
Для лыжного варианта самолета расчет массы шасси проводят
следующим образом.
Из массы шасси вычитается масса колес (известная по катало-
гам) и добавляется масса лыж:
41
3.6. Расчет массы шасси легких самолетов с передней опорой
Характеристики
Исходные данные
/По, кг
^ш. гл, М
Рш. гл
&кон
&обт
II
актическая масса /иш
Расчетная масса /пш
по (3. 29)
Погрешность, %
3500
1
4
1
1
1
0,0483
0,0473
—2
5700
2,2
4,5
1
1
1
0,053
0,0536
6350
6*
0,65
1
0.93
0,0365
0,0363
5670
—- 1
6*
0,65
1
0,93
0,0355
0,0363
990
1,5
4
1
1,05
1
0,052
0,0513
3990
~1
4
1
1
1
0,045
0,0473
6124
]
4
1
1
1
0,0457
0,0473
5100]
-'-1
4
1
1,2
1
0,0514
0,0509
+1 ,з
+5	+3,6 -0,9
* Для аэродромов с искусственным покрытием
где £лыж=30 ... 35 кг/м2 — поверхностная плотность лыж; 5ЛЬ1)К —
площадь лыж в плане, м2; 3Лыж=/Ио/Рлыж; рЛыж = 1000 кг/м2 — для
снега.
Таким образом, в среднем, тЛыж = 32,5- 10-3tf?0 кг; тЛыж = 0,0325.
При проектировании поплавкового варианта самолета масса по-
плавков определяется при запасе плавучести 100%: тпопл =
== 7попл^попл, Где 7попл = 40 ... 50 кг/м3.
Нижний предел плотности конструкции 7попл соответствует по-
плавкам из степлопластика, верхний — поплавкам из алюминиевых
сплавов. Определение потребного объема иПОпл см. в [24].
3.2. 2. Масса силовой установки
Массу силовой установки можно определить по формуле
^С.у ^Гдв 4“ ^проч’
где тдв — масса всех сухих двигателей без системы запуска и беэ
винтов (для ПД и ТВ Д); тпроч — масса гондол двигателей, уз лов-
установки, системы запуска, масляной системы, охлаждения (для
ПД), воздушных винтов (для ПД и ТВД), топливной системы, си-
стемы огнетушения, масса противопожарных перегородок, управле-
ния двигателями и т. д.
Выразим массу ПД и ТВД, а также /77Проч в функции мощности:
^с.у 0 (Удв ^с.у )»
(3.30)
где No — стартовая мощность всех двигателей, л. с.; удв~тдвДУ0—
удельная масса двигателей, кг/л. с. Если значение удв не извест-
но, то его можно найти по приближенным
ормулам.
Для ПД воздушного охлаждения
Удв = 0,9-0,012ЛГ°Л
(3.31)
42
Рис. 3. 2. Зависимость удельной
массы ТРД и ДТРД от старто-
вой тяги двигателя:
/— Астафан; 2—Марборе-П; 3—Дас-
со МД-30; 4— Габнзо; 5—Гудрон; 6—
IT-12A-6; 7—BS-75; 3-ITF-10A; 9-
RB-163; 10—Эвон RA.29; //—CI-805;
12—Спей.25;	/3—1-85;	14—Орфей;
15—Испано-Сюнза R-804; 16—АИ-25;
17—Ларзак М-49; 18—TFE-731-2; /9—
1Т-15Д; 20—ATF-3; 21—Авко ALF-501;
22—13-1Н1 - Г;	23—Абн ск-1 А;	24—
М-45Н-01; 25—M-45F-3
Для ПД жидкостного охлаждения
удв=1—0,012№>6.	(3.32)
Для ТВД удв = 0,18 ... 0,22 (при
мощности одного двигателя Nm>
|£>300 л.с.). Коэффициент kcy легких
самолетов с ПД и ТВД лежит в пре-
делах; &с.у = 0,5 ... 0,6 — самолеты с
ПД; /гс.у=0,22 ... 0,25 — самолеты г
ТВД. С увеличением числа двигателей значение /гс<у увеличивается
в указанных пределах. По аналогии с (3.30) масса силовой уста-
новки легких самолетов с ТРД и ДТРД равна
'«с.у=/5о(ТдВ-|-Ас.у)>	(3-33
где Ро — стартовая тяга всех двигателей, даН.
Удельная масса ТРД и ДТРД 'Удв=тдв/Ро весьма сложно зави-
сит от стартовой тяги (рис. 3. 2).
Коэффициент kc.y в формуле (3. 33) зависит от количества дви-
гателей:
k
12	3	4
0,114	0,120	0,128	0,144
3. 2. 3. Масса оборудования и управления
Для легких-самолетов по статистике (рис. 3.3) масса одинар-
ного управления, в среднем, равна тупр=0,0135	Сдвоенное уп-
равление	имеет массу
тупр = 0,02 то.
Запишем массу обору-
дования легких самолетов
в виде следующей суммы:
тоб ==- тоб>о -р тоб,с»
Рис. 3.3. Масса управления
легких самолетов:
/—Ан-14; 2—Бе-30; 3—В-101 С; 4 -
АК-1121; 5—«Дав*; 6—«Герои*: 7—
Не-64; 8—Ме-108; 9—«Квант*; 10—
Ме-109; П—Спнтфайр: 12—Эркобра;
13—Л-410

43
где тОб. о — масса оборудования самолетов общего назначения, не-
обходимого для безопасного полета, перевозки пассажиров и эки-
пажа; ///об. с — масса специального оборудования, связанного со
специальным назначением самолета (для сельскохозяйственных
работ, санитарной службы, геологоразведки, патрулирования
и т. п.).
При расчете (/и0)п, можно принимать:
—	для спортивных самолетов тоб= (0,045 ... 0,05) т0;
—	для легких пассажирских самолетов
/поб = 200 + 0,06/7г0 + 0,2/пц.н(1+0,1Лр Урейс).	(3.34)
Массу оборудования можно уточнить в дальнейшем путем диф-
ференциации его состава. Так, массу оборудования общего назна-
чения можно записать в виде суммы масс электрооборудования
(^эл. об), радиооборудования (тр< об), гидропневмооборудования
(/Игп. об), аэронавигационного оборудования (тан. о), бытового обо-
рудования (лгб. об), антиобледенительного оборудования (тач. об),
противопожарного оборудования (/ип. об), прочего оборудования
(^пр. об) •
Статистика по массе некоторых групп оборудования «общего на-
значения» приведена в табл. 3. 7.
3. 7. Масса оборудовании легких пассажирских самолетов с двумя двигателями
Масса
Ан-14
Бе-30
,Дав“
,Г ерон*
АН 1121
В-101С
mQt кг
^зл. об, КГ
л, об, %
об, КГ
^1р. об, %
^гп, о б 9 КГ
/Ирп. об, %
тан. о, кг
^1ан. о, %
3500
5700
3390
6124
142
280
4,05
90
4,91
80
93
93
1,52
6350
260
4,1
88,5
1,4
5670
164
2,9
18,8
0,537
27,5
80
50
0,877
45,4
0,714
29
0,511
Следует иметь в виду, что масса электрооборудования однодви-
гательных самолетов меньше, чем двухдвигательных (табл. 3.7).
Можно считать, что на легких самолетах общего назначения с од-
ним двигателем тэл об ~ 0,032 ... 0,034. На спортивных самолетах
тЭл. об —0,026... 0,028.
На самолетах с малой дальностью полета (спортивные, сель-
скохозяйственные и т. п.) масса радиооборудования значительно
меньше указанных в табл. 3. 10 значений и составляет:
3	. .. 6 кг — спортивные самолеты;
12	... 20 кг — сельхозсамолеты.
Если на самолете установлено неубирающееся шасси, то гидро-
пневмосистему можно не устанавливать (за иключением тормозной
системы колес массой 8 ... 10 кг).
44
Масса бытового оборудования (кресла, теплозвукоизоляцпя,
кондиционирование, декоративная отделка) составляет
/«б.об~ I2 («пас + «эк)‘	(3.35)
Антиобледенительное оборудование, устанавливаемое на много-
целевых самолетах, имеет массу
«ган.об~ 3/,	(3.36)
где I — размах крыла, м; 3 — статистический размерный коэффи-
циент.
Масса противопожарного оборудования, устанавливаемого в ка-
бине легких самолетов, составляет 3 ... 5 кг.
Прочее оборудование (швартовочное, приборы контроля систем,
разрядники статического электричества и т. п.) имеет массу 2 . ..
7 кг — в зависимости от размеров и массы самолета.
Масса специального оборудования обычно известна из техни-
ческого задания на проектирование легкого самолета. Например,
масса сельхозоборудования для опрыскивания при бункере для хи-
микатов из стеклопластика
znc..x.o6=0,079z?zx+38.	(3.37)
Здесь тх — масса химикатов, кг.
Масса специального медицинского оборудования легкого само-
лета, рассчитанного на перевозку двух больных и двух медработ-
ников, составляет примерно 120 кг.
3. 2. 4. Масса топлива
При расчете (m0)n может быть использована следующая фор-
мула для массы топлива:
mt
^г.расх
+ «гн.з + «*
г.ост
(3.38)

где тт. расх — масса расходуемого топлива; тн,3 — навигационный
запас; /ит. Ост — невырабатываемый остаток (для легких самолетов
«?т. ост 0,002 т0).
В свою очередь
^г.расх ^г.зем Г” ^г.наб "Т" ^г.крейс "т" ^г.с»
(3.39)
где тт. зем — масса топлива, расходуемого на земле (при прогреве
двигателей, рулении, разбеге); тт. наб — масса топлива, расходуе-
мого при наборе высоты и разгоне; тт. крейс — масса топлива, рас-
ходуемого на основном (крейсерском) режиме полета; тт. с — мас-
са топлива, расходуемого при снижении самолета и заходе на по-
садку.
Все составляющие сумм (3.38) и (3.39), кроме тт. Ост, можно
выразить в общем виде для самолетов с ТРД и ДТРД так:

Р с -t •
Др ’
а для самолетов с ПД и ТВД в виде
где Pi, Ni — потребные тяга и мощность на данном этапе полета,
определяемые из аэродинамического расчета; cpi, сег—удельные
часовые расходы топлива, известные для принятого двигателя; —
время на данном этапе полета, определяемое из аэродинамического
расчета или по приближенным формулам (см., например, рабо-
ту [6]).
Обычно ^эем=0,10 ... 0,16 ч. В соответствии с практикой эксплуа-
тации легких самолетов за рубежом /н з=0,5 ч — для самолетов,
имеющих время между посадками не более одного часа; /гь 3=
= 0,75 ч — для многоцелевых самолетов при визуальном полете.
Потребная тяга при полете легких самолетов с навигационным
запасом соответствует обычно режиму /(щах и может быть принята
/^3 = 0,95/^
max’
где Ктах — максимальное аэродинамическое качество.
3. 2. 5. Методика расчета (то)п
Взлетная масса самолета во втором приближении (т0)п нахо-
дится по уравнению баланса массы
(^о)п	^упр “F ^с.у ~“F ^служ “F	И ^топ»	(3* 40)
где составляющие правой части берутся по формулам (3. 9) . ..
(3. 39).
Так как эти составляющие сами являются функциями т0, то ре-
шение достигается методом итерации (последовательным прибли-
жением). Для этой цели вначале вычисляются слагаемые правой
части уравнения (3.40) при (m0)i, где (m0)i берется по формуле
(3.2). Обычно (/п0) и не совпадает с (т0) ь Поэтому расчет повто-
ряется при некоторых последовательно задаваемых значениях
(m0) i До тех пор, пока сумма правой части не станет равной по-
следнему заданному значению (т0)г, т. е. когда разность
| (/Ио) и — (т0){| не станет равной нулю (с некоторой допустимой
невязкой).
Такой расчет обычно выполняется с помощью ЭВМ. Графиче-
ская схема его дана на рис. 3. 4.
Рис. 3.4. Схема расчета
взлетной массы самолета
во втором приближении
ГЛАВА 4
КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА
В процессе компоновки самолета производится пространствен-
ная увязка силовых элементов конструкции с размещением целе-
вой нагрузки, топлива, силовой установки и оборудования — из ус-
ловия заданного (оптимального) положения и допустимого диапа-
зона центровок.
Таким образом, центровка является одним из ограничений ком-
поновки, а сам процесс определения центра масс самолета ведется
параллельно с компоновкой.
Компоновка самолета условно разделяется на аэродинамиче-
скую, объемную, силовую и весовую. Цель такого разделения со-
стоит в том, чтобы вначале отдельно оптимизировать компоновку
по аэродинамическим, весовым и объемным характеристикам, а за-
‘ тем синтезировать эти «частные» компоновки с учетом соображе-
ний удобства и безопасности эксплуатации, экономики, комфорта,
шума на местности и т. п.
Исходными (известными) материалами при компоновке явля-
ются:
—	технические требования к самолету;
—	взлетная и посадочная массы самолета (номинальные и мак-
симальные значения);
—	масса пустого самолета;
—	параметры крыла;
—	состав и масса целевой нагрузки, условия ее размещения;
—	состав, габариты и массы элементов оборудования;
—	тип, количество, масса и габариты основных и вспомогатель-
ных двигателей;
—	номинальная и максимальная масса топлива;
—	количество членов экипажа;
—	желательное положение центра масс самолета при взлете^
желательный диапазон центровок;
—	эксплуатационные и другие требования к размещению обо-
рудования, топлива, двигателей и целевой нагрузки (габариты лю-
ков, окон, дверей, трапов и т. п.).
Для определения длины фюзеляжа в процессе компоновки лег-
ких самолетов можно воспользоваться следующей формулой:
^Ф' ^Н.ч ^ХВ.Ч ^ср.4’	(4- 1)
где /н. ч и /хв. ч — длина носовой и хвостовой части фюзеляжа;
Zcp. ч — длина кабины для размещения целевой нагрузки (цилинд-
рический средний участок фюзеляжа).
Большие.значения /ц. ч~Нхв. ч (рис. 4. 1) соответствуют компонов-
кам двигателей на фюзеляже, меньшие значения — на крыле (рис.
4. 1 используется для компоновки первого приближения). Длина
кабины
/ср.ч= 1 + [(«..асМ) - 1] /ш.к+ ДЛ	(4. 2)
47
н.ч+1хв ч>м
Рис. 4. 1. Длина носовой и
хвостовой частей фюзел^/ка
легких самолетов:
1—двигатели на крыле; 2 -дви-
гатели на фюзеляже
Где ^пас — число пассажирских мест; т — число пассажирских мест
в поперечном ряду; /ш.к — шаг кресел, м; Д/=/т+?баг— длина туа-
лета и багажника, м.
Если время полета менее двух часов, то на легких самолетах
туалет можно не устанавливать и /т = 0. Часто багажники распо-
лагают в носовой и хвостовой частях фюзеляжа. В этих случаях
Л'1аг== 0.
Плечо ГО, определяемое длиной хвостовой части фюзеляжа,
можно при необходимости увеличить применением стреловидного
вертикального оперения, на котором размещается ГО.
4.	1. ОСНОВНЫЕ ПРАВИЛА КОМПОНОВКИ
Практика конструирования легких самолетов выработала не-
сколько основных правил их компоновки.
1.	Плоскость воздушных винтов ПД или ТВД не должна пере-
секать места расположения людей на борту.
2.	Если число пассажиров более 4 ... 6, необходимо одно из
окон пассажирской кабины совмещать с аварийным люком разме-
ром не менее 0,5ХОД м. Аварийный люк должен быть выше ватер-
линии на случай приводнения.
3.	Центр масс топлива, пассажиров и грузов следует распола-
гать возможно ближе к центру масс пустого самолета.
4.	Для улучшения характеристик устойчивости и управляемости
самолета необходимо стремиться к уменьшению разноса масс по
размаху крыла и длине фюзеляжа.
5.	Линия тяги двигателей на боковой проекции самолета долж-
на проходить возможно ближе к центру масс самолета, чтобы ис-
ключить влияние режима работы двигателей на положение рулей
высоты.
6.	Воздушные винты должны располагаться на достаточном рас-
стоянии от травяного или снежного покрова, если самолет будет
эксплуатироваться на грунтовых неподготовленных аэродромах.
Воздухозаборники двигателей следует защищать от попадания
грязи п камней с земли, а также от воды в случае проектирования
гидросамолета.
48
7.	Легкие многоцелевые самолеты должны допускать переобо-
рудование колесного шасси на лыжное и поплавковое.
8.	Конструктивно-силовая схема, разрабатываемая в процессе
компоновки, должна обеспечивать простую технологию общей и аг-
регатной сборки, удобное расположение люков и разъемов для до-
ступа к силовой установке, оборудованию и управлению в процессе
обслуживания и ремонта.
Специфические требования к компоновке легких самолетов раз-
личного назначения изложены в гл. 7, 8, 9, 10.
Рассмотрим более подробно аэродинамическую, объемную, сило-
вую и весовую компоновки легких самолетов.
4.2.	АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА
Цель этого вида компоновки в том, чтобы обеспечить летные
данные не хуже требуемых ТЗ при безусловном соблюдении всех
других ограничений по устойчивости, управляемости и безопасности
полета, комфорту, шуму на местности в районе аэропорта, удобст-
ву изготовления, эксплуатации и т. д.
Аэродинамическая компоновка практически сводится к тому,
чтобы:
1)	обеспечить наибольшие значения аэродинамического качест-
ва и Сватах, наименьшие значения Сха при оптимальных парамет-
рах крыла и других агрегатов и наиболее рациональной схеме са-
молета;
2)	добиться наименьшего вредного и наибольшего полезного
аэродинамического взаимовлияния частей самолета;
3)	получить плавное развитие срыва потока при а^аКРИт. Же-
лательно, чтобы срыв начинался в корневой части крыла и распро-
странялся к его концу;
4)	обеспечить устойчивую работу воздухозаборников реактив-
ных двигателей п самих двигателей во всем допустимом диапазоне
углов атаки и скольжения;
5)	усилить положительное влияние поверхности земли как
экрана;
6)	обеспечить эффективность управляющих поверхностей во
всем диапазоне углов атаки, включая закритические (при свалива-
нии, штопоре) ;
7)	увеличить число тИкрпт околозвуковых легких самолетов;
8)	ликвидировать местные застойные зоны и нежелательные
вихревые течения.
Для достижения перечисленных целей конструктор может вос-
пользоваться следующими средствами:
—	уменьшить до рационального минимума смачиваемую по-
верхность самолета (оптимизировать площадь крыла и других аг-
регатов) ;
—	свести до возможного минимума мидели ненесущих частей
самолета (фюзеляжа, обтекателей, гондол двигателей);
49
Рис. 4.3. Компоновка легкого самолета Як-18Т (СССР):

СЛ
— оптимизировать площадь и плечо горизонтального оперения,
а также степень продольной статической устойчивости самолета с
целью снижения балансировочного сопротивления,
—	выбрать оптимальную степень механизации крыла, исходя
из решения противоречия между приростом массы и Суа различных
видов механизации,
—	стремиться к схемам «среднеплан» или «полунизкоплан» —
с минимальными зализами межд} крылом и фюзеляжем,
—	применить специальные законцовки крыла для уменьшения
вихреобразования и индуктивного сопротивления,
•	— стремиться применять более простую крутку профилей
(аэродинамическую, а не геометрическую крутку) по размаху кры-
ла В частности, хорошие срывные характеристики (начало срыва
в корне крыла) дает простое уменьшение относительной толщины
крыла по размаху — от 18 до 11 Дело в том, что большинство про-
филей, применяемых на легких самолетах, имеет Суа max при
~ 12%, и срыв на плоском крыле (без геометрической крутки) на-
чинается в корневых сечениях,
—	применить ламинаризированные (для умеренных чисел М)
или суперкритические (для околозвуковых чисел М) профили
—	установить перегородки (гребни) для устранения нежела-
тельных течений п вихреобразований (например, на нижней поверх-
ности фюзеляжа в районе задней кромки крыла низкоплана),
— создавать положительные градиенты давления, увеличивать
энергию пограничного слоя в потенциальных застойных зонах
4 3 ОБЪЕМНАЯ КОМПОНОВКА
Этот вид компоновки делается для увязки объемов служебной
и целевой нагрузки, топлива, оборудования и управления с объе-
мами крыла и фюзеляжа При этом уточняются, в частности, быто-
вое оборудование и интерьер кабин, принимаются решения о вход-
ных устройствах в самолет, т е решаются вопросы, связанные с
компоновкой кабин
Данные по удельным объемам для размещения пассажиров в
кабинах легких самолетов приведены в гл 7 Багаж пассажиров,
почта и грузы размещаются, исходя из следующих удельных обье-
мов 120 кг/м3—багаж пассажиров, 270 кг/м3— почта, 300 кг/м3 —
грузы
Объем и размеры кабины пилотов зависят от количества чле-
нов летно подъемного состава (в соответствии с ТЗ), от способа
размещения и допустимой позы летчиков (рис 4 2)
На рис 4 3 дана боковая проекция компоновочного чертежа
транспортно связного самолета На рис 4 4 представлена компо
нсвка кабин легкого реактивного пассажирского самолета, а на
рис 4 5, 4 6 — компоновка легкого многоцелевого самолета для
народного хозяйства в санитарном (рис 4 5) и грузовом (рис 4 6)
вариантах
52
й
Рис 4 4 Компоновка кабин самолета «Джет Драгон» (Ангтия)
Рис 4 5 Компоновка кабины
самолета в санитарном варианте
53
Jr	11	J	1 r	1 Sj fJ 1 1 HJ у f\y 1 1 Ж	IKS nr 1 Б 1 > / № /а\	к- /Д1И Рис. 4 6 Компоновк Т f” Е	11 = та®^ж\ t яи г >шЛж\ 1	о	\ дх^у //А $я$/	стгг- * ялХ ' хЧЧ \\vbuffl/-—-J—чЯЬлЬ Г^1 It.	§	i <Д1Ь№.1 ЯНШн^^И	*	// \' ~^\ \\ / w	//	\ \	\	iff/ff/'/\ыъ с 4	/ \ Я₽^^И^^ИИ1И	ff/л.1/	w/\ \ в!	i	^11®в ^^Яш№М	®	\^v#z^v\ //\ЖЯ1 г	•	«	ти‘н	<	X	\	fftf	I\ jf J f	^^ИНК °	\	VkX-	^rkt^\l S	1	ЬК/^ 1	/ЖЬ 1 хзЛ^ч?^ “^ТЕАЛ 1 лУ<23 5	/	1 Доя л*	/ ^^А -Д^Ж^лД 1 г*^Ш /	^=7^ЛА Л1 j® I	^;;ГУ^д^&2^В /	\ Й^^/^вдНву^ттдЯ^у
Рис
Интерьер пассажирской кабины
«Фолкон-10» (Франция)
самолета
Рис 4 8 Интерьер пассажирской кабины самолета
«Корвет» (Франция)
Рис 4 9. Интерьер кабины сам'
лета Мицубиси MU 2 (Япония)
Рис. 4. 10. Окно со шторкой
молете MU-2
If |I  * I р Pf
Рис 4 11. Трап-дверь на легком
самолете
Рис 4 12 Подножка, выпускаю-
щаяся при открытии двери
Рис 4 13 Трап дверь с тросовой
опорой на легком самолете
56
Рис. 4. 14. Пилотская кабина самолета Мицубиси MU-2
Рис 4 15 Приборная доска
самолета Ан-14 «Пчелка»
(СССР)
57
Рис 4 16 Пилотская кабина легкого туристского са-
молета «Ралье» (Франция)
Для современных легких пассажирских самолетов характерно
применение облегченных пассажирских кресел с укороченными
спинками и без подлокотников (рис 4. 7 и 4 8).
Тем не менее условия размещения пассажиров на современных
легких самолетах соответствуют весьма высокому уровню. Иллю-
страцией этого служат интерьеры, показанные на рис. 47 . . . 4.10.
Важным элементом объемной компоновки является организация
входа и выхода пассажиров (рис 4 11, 4. 12, 4. 13). Подножка, по-
казанная на рис. 4 12, выпускается в процессе открытия двери.
Недостатками встроенных трапов-дверей, показанных на рис.
4.11 и 4 13, являются их большие длина и масса по сравнению с
коротким трапом, приведенным на рис 4 5
Ручное управление легкими пассажирскими самолетами осуще-
ствляется обычно с помощью штурвала (рис. 4. 14, 4. 15, 4. 16).
На спортивных самолетах более удобной считается ручка
(рис. 4. 17).
На рис. 4. 14	4. 17 видна также большая насыщенность при-
борами пилотских кабин современных легких самолетов, особенно
самолетов с двумя двигателями (рис. 4. 14 и 4. 15).
4.	4. СИЛОВАЯ КОМПОНОВКА
Основная цель силовой компоновки самолета состоит в отыска-
нии наиболее рациональных силовых схем крыла, фюзеляжа и опе-
58

Рис 4 17 Кабина спортивного акробатического самолета Z 50L
(ЧССР)
рения В качестве критерия рациональности обычно используется
масса конструкции При этом ограничениями являются габариты,
нагрузки и жесткость конструкции Учитываются и конструктивно-
технологические ограничения габариты и расположение вырезов,
типы и расположение стыков, характеристики материалов.
В последнее время силовая компоновка самолетов все чаще де-
лается с использованием метода конечного элемента (МКЭ)
По МКЭ конструкция агрегата разбивается на конечное число
элементов'—поясов (стержней) и панелей (стенок, пластин). По-
верхность силовой части крыла, например, покрывается сеткой ли-
ний, расположенных вдоль лонжеронов и нервюр Эта сетка расчле-
няет конструкцию на т дискретных элементов в виде поясов про-
(клетки
больного силового набора и п
элементов в виде пластин

обшивки, стенок лонжеронов н нервюр) [19]. Расчетная схема по
МКЭ позволяет учесть и взаимное влияние агрегатов в районе
стыка на их напряженно-деформированное состояние.
59
В более общем виде конечный элемент крыла может представ-
лять собою трехслойную пластину с изотропными несущими слоя-
ми и заполнителем, играющим роль стенок лонжеронов и нервюр,
с постоянной или переменной жесткостью [16]. Такой конечный
элемент позволяет по специальному алгоритму определить (и ви-
зуализировать с помощью графопостроителя) потоки главных уси-
лий в продольном силовом наборе и главные потоки касательных
сил в заполнителе (стенках), что дает возможность анализировать
различные силовые схемы и определить наиболее рациональную с
помощью критерия «силовой вес», впервые введенного А. А. Кома-
ровым [15].
Силовой вес (масса) учитывает интенсивность внутренних усилий
и протяженность их действия. Для ферменных конструкций сило-
вая масса имеет выражение:
п	*
где п — число стержней фермы; Л\ — усилие в Z-ом стержне; 1г —
длина стержня.
В безмоментных тонкостенных конструкциях
п
х	3 Кв о ~
т — У zL 5 Д,
/ j	I L 7
1-1
где п — число элементов, на которые разбивается конструкция;
— эквивалентное напряжение; — площадь z-ro элемента;
б/ —• толщина z-ro элемента.
В общем случае
= J 3,nax dv,
где dv — элементарный объем конструкции; оГпах —максимальное
из нескольких случаев нагружения (по нормам прочности) эквива-
лентное напряжение, вычисленное по какой-либо теории прочности.
Силовая масса, как показано в [15], слабо зависит от распре-
деления материала в конструкции и определяется ее силовой схе-
мой. Это обстоятельство позволяет достаточно просто оценивать
относительную эффективность различных силовых схем и близость
их к теоретически оптимальным конструкциям.
Применение МКЭ при проектировании силовой схемы крыла
легкого гражданского самолета (zno=3OOO кг, Х=8, S = 30 м2) с
учетом заделки на фюзеляже [22] позволило, например, сделать
вывод о том, что крыло с несколькими моментными узлами стыка
обеспечивает меньшую концентрацию напряжений в зоне узлов
стыка *, чем крепление одним моментным и одним шарнирным уз-
лами. Такое крыло с двумя или тремя моментными узлами (двух-
ил и трехлонжеронное крыло) имеет на 3...4% меньше силовую
массу по сравнению с однолонжеронным крылом.
* Больше получается и ресурс конструкции.
60
Жесткостные же характеристики равнопрочных крыльев с раз-
личными вариантами заделки на фюзеляже практически одинаковы.
4.5.	ВЕСОВАЯ КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
Весовая компоновка и центровка являются составной частью
весового проектирования самолетах [31] и рассматривают сле-
дующие вопросы:
—	расчет массы самолета и центра масс (ц. м.), построение
диаграммы ц. м. по времени полета;
—	приведение ц. м. в требуемое положение относительно сред-
ней аэродинамической хорды (САХ), а практически относительно
средней геометрической хорды (СГХ) в процессе центровки;
—	исследование связей между расположением нагрузки и мас-
сой конструкции, между схемой самолета и массой пустого самоле-
та, вообще — между размерами, нагрузкой и массой;
—	изучение влияния различных ограничений на компоновку и
массу агрегатов самолета (например, влияния условий комфорта
пассажиров, ограничений по шуму на местности, требований по ре-
сурсу и т. п.);
—	разработка рекомендаций по компоновкам, обеспечивающим
минимум массы агрегатов при заданных ограничениях.
Ниже мы ограничимся вопросами центровки. Расчет массы са-
молета рассмотрен в гл. 3.
4.	5. 1. Расчетные случаи центровки
Центр массы легких самолетов необходимо определять для сле-
дующих случаев эксплуатации.
1.	Масса самолета взлетная, номинальная; шасси выпущено;
шасси убрано (для самолетов с убирающимся шасси). Целевая
нагрузка 100%.
2.	То же, но целевая нагрузка и ее расположение варьируются
(например, масса целевой нагрузки 0%, 20%, 40% и т. д., располо-
жение ее — в передней части кабины, в задней части).
3.	Масса самолета посадочная, шасси выпущено, топливо на бор-
ту превышает навигационный запас на 10... 15%. Масса целевой
нагрузки и ее расположение варьируются.
4.	Самолет без нагрузки (пустой, на земле). Этот случай цен-
тровки является проверкой на неопрокидывание (на хвост) самоле-
та, имеющего шасси с передней опорой.
5.	Масса самолета взлетная, максимально допустимая; шасси
убрано; шасси выпущено; масса топлива максимально возможная
по объему баков; целевая нагрузка отсутствует или часть ее ими-
тируется для центровки. Этот случай соответствует перегоночному
варианту эксплуатации самолета.
Весовое проектирование рассматривает также вопросы весового планиро-
вания и контроля, расчет моментов инерции самолета и др.
61
4.	5. 2. Основные правила центровки
Практика проектирования и эксплуатации самолетов выработа-
ла следующие основные правила центровки:
—	необходимо, чтобы в процессе расходования топлива центр
масс самолета не перемещался или перемещался незначительно
(не более 3% СГХ);
—	после сброса целевой нагрузки (химикатов, парашютистов,
грузов и т. п.) центр масс самолета не должен перемещаться бо-
лее, чем на 2 .. . 3% СГХ;
—	в процессе сброса целевой нагрузки центр масс самолета не
должен перемещаться более, чем на 10... 15% СГХ (когда, напри-
мер, люк находится в хвостовой части фюзеляжа).
4. 5. 3. Проектное положение центра масс.
Диапазон центровок
Проектное (желательное) положение центра масс самолета при
взлете и допустимый диапазон центровок зависят от расположения
фокуса самолета [5], определяемого схемой и параметрами его,
а также от предельно передней допустимой центровки, определяе-
мой эффективностью горизонтального оперения. Для современных
легких самолетов (кроме акробатических, см. гл. 10) классической
схемы (ГО позади крыла) проектное положение центра массобыч*
но находится в пределах:
хт=(0,23. ..0,26)/]/cosx»
где хт—хт/£>сгх; хт— координата ц. м.; £>сгх —длина СГХ (см,
ниже); % — угол стреловидности крыла по 1/4 хорд.
Для удобства эксплуатации желательно, чтобы диапазон цент-
ровок был возможно большим (^20% СГХ). Поэтому следует
стремиться к тому, чтобы предельно передняя допустимая центров-
ка была равна 16 ... 18% СГХ, а предельно задняя центровка
36 ... 38% СГХ при запасе продольной статической устойчивости не
менее 5 ... 7% СГХ.
4. 5. 4. Расчет средней геометрической хорды (СГХ)
Средняя геометрическая хорда находится в центре площади
крыла, и в случае трапециевидного крыла (рис. 4. 18) величина
#сгх вычисляется по формуле
ЙСГХ"
(4.3)
где ц — сужение крыла в плане; S -
ние крыла.
Координата хсгх (см. рис. 4. 18):
площадь крыла; X—удлине
(4.4)
Рис. 4. 18. К расчету сред-
ней геометрической хорды
трапециевидного крыла
Рис. 4. 19. Средняя геометрическая хор-
да составного крыла
Если крыло составлено из нескольких трапециевидных в
фигур (рис. 4. 19), то величина бсгх находится по формуле
плане
бсгх=(2/S)^ (^z)crx
z=i
(4.5)
где* (&<)сгх	— средняя геометрическая хорда какой-либо части
полукрыла; Si— площадь соответствующей части полукрыла; S —
площадь всего крыла (двух половин).
Положение СГХ в этом случае удобно находить графически (см.
рис. 4. 19).
4. 5. 5. Расчет центра масс самолета
Расчет (рис. 4. 20) ведется по формулам теоретической механики
(4.6)
(4.7)
где nti — масса какого-либо элемента; yt— координаты центра
масс элемента.
Относительная координата ц. м. по оси X в %:
(4.8)
Рис. 4. 20. к расчету центра масс самолета
63
Расчет центровки делается с помощью центровочной ведомости
(табл 4 1)
4. 1. Центровочная ведомость
I
1
2
3
4
5
6
II
1
2
Конструкция
Крыло
Фюзеляж
Горизонтальное оперепче
Вертикальное оперение
Носовая стойка шасси
Основные стойки шасси
Силовая установка
Двигатели
. . (и т д)
Типовая весовая сводка, по которой составляется табл 4. 1, при-
ведена в [5].
4.	5. 6. Методы исправления центровки
Если в процессе центровки и компоновки центр масс самолета
не совпадает с проектным (желательным) положением относитель-
но бсгх , то можно воспользоваться следующими методами при-
ведения ц м. в проектное положение:
1)	сдвижением крыла по оси X;
2)	изменением координат установки отдельных агрегатов;
3)	изменением стреловидности крыла (на 2,..3°);\
Рис 4 21 Центровка самолета с загруженным крылом и
фюзеляжем (двигатели иад крылом)
Т—проектное (желательное) положение центра масс самолета
* Этот метод следует применять с осторожностью так как при изменении
стреловидности крыла изменяются многие проектные параметры самолета мас-
са крыла, аэродинамические характеристики, устойчивость и управляемость.
64
Используя второй метод, можно получить по оси X:
Дхг
т.
if
(-^/)нов
(4.9)

где	—относительная масса переставляемого агрегата;
(^г)исх и (Хг)нов — исходная и новая координаты агрегата.
Удобный метод центровки состоит в следующем. Если отдельно
скомпоновать фюзеляж со всеми агрегатами, которые к нему при-
соединяются (кроме крыла), и определить ц. м. фюзеляжа с «на-
чинкой», затем таким же образом скомпоновать крыло (рис. 4.21),
ю нетрудно найти размер х, при котором ц. м. самолета окажется
в проектной точке Г:
/Пф.
Здесь /ПкР и w,j)~ массы крыла и фюзеляжа со всей нагрузкой и
оборудованием; а-—расстояние между ц. м. крыла с нагрузкой и
проектным положением ц. м. самолета.
ГЛАВА 5
РАСЧЕТ ПОЛЯР ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
Приведем расчет коэффициента лобового сопротивления Сха и
коэффициента подъемной силы Суа при дозвуковых скоростях.
Коэффициент лобового сопротивления самолета определяется
как сумма коэффициентов сопротивления изолированных частей:
крыла, фюзеляжа, оперения и т. д. с учетом аэродинамического
взаимодействия между ними. Коэффициент подъемной силы само-
лета принят равным коэффициенту подъемной силы изолированно-
го крыла Кроме того, все части самолета делятся на несущие, ха-
рактеризуемые профильным и индуктивным сопротивлением, и на
ненесущие, характеризуемые только профильным сопротивлением.
Эти допущения хорошо подтверждаются опытом аэродинамических
расчетов дозвуковых легких самолетов.
Исходными данными для расчета поляр самолета служат об-
щие виды самолета, а также расчетная скорость и высота полета,
задаваемые в ТЗ
Общий вид легкого самолета нормальной схемы с принятыми в
расчете обозначениями и схемой членения на части приведен на
рис. 5. 1.
5.1	ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ САМОЛЕТА
Полное лобовое сопротивление самолета равно сумме профиль-
ного и индуктивного сопротивления.
(5.1)
3	879
65
Рис. 5.1. Общий вид и геометрия агрегатов легкого самолета
откуда получаем безразмерный коэффициент лобового сопротивле-
ния или уравнение поляры самолета:
Сха=== С ха® С ха I	ха® t
(5.2)
где Стао — коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъ-
емной силе (Суа — Оу, Сxai = AC\-— коэффициент индуктивного
сопротивления, зависящий от подъемной силы; А — коэффициент
отвала поляры.
Коэффициент лобового сопротивления самолета при Суа=0 от-
носится к полной площади крыла 5 и равен
м. ш
ГДе С\а кр? Сха С\а г. о, Сха в. о> Сха г. д» Сха ш КОЭффиЦПСНТЫ МННИ-
мального лобового сопротивления (при Суа — 0) изолированных
ха мг^ м.мг

(5.3)
крыла, фюзеляжа, оперения, гондол двигателя и шасси; SKP, Sr 0,
5Во»5ч.ф, SM.r. д, 5М, ш — соответственно площадь омываемой ча-
сти крыла, площади горизонтального и вертикального оперения,
мидели фюзеляжа, гондол двигателей и шасси.
5.2	. КОЭФФИЦИЕНТ СОПРОТИВЛЕНИЯ КРЫЛА
Минимальный коэффициент аэродинамического сопротивления
крыла при дозвуковых скоростях равен
Схакр ^^^хар "4”	ха^	(5-4)
где Схар — коэффициент профильного сопротивления; ^Сха —
$6
1 г 4 6 в ю го зо чо Re 10s
Рис. 5. 2. Коэффициент трении плоской пла-
стин кн
Рис. 5 3. Коэффициент Цг
сумма коэффициентов дополнительных сопротивлений для учета
конструктивных особенностей крыла, надстроек, щелей и т. д.
Коэффициент профильного сопротивления крыла определяется
по формуле
0^=0,925^0^5,.	(5.5)
где k\ — коэффициент, учитывающий наличие гондол двигателей;
fei = 2 — если крыло без гондол двигателей; k\ = 2 — SKp.r. д/S —
если крыло с гондолами двигателей; SKp. г. д — часть площади кры-
ла, занятой гондолами двигателей; С/— коэффициент трения пло-
ской пластинки; тщ — коэффициент, учитывающий переход от пло-
ской пластинки к профилю крыла; т]м—коэффициент, учитываю-
щий влияние сжимаемости воздуха на профильное сопротивление.
Коэффициент трения плоской пластинки зависит от чисел Рей-
нольдса крыла и от положения точки перехода хт (в долях хорды
крыла) ламинарного пограничного слоя в турбулентный: хт —О
турбулентный пограничный слой; 0<хт<1— смешанное обтека-
ние; хт= 1 — ламинарный пограничный слой.
Для большинства легких самолетов с ПД и ТВД и крыльев,
обдуваемых винтами, в расчете можно принимать хт = 0.
Тогда коэффициент трения определяется по графику (рис. 5. 2)
при хт = 0 или по формулам
Су —0,072 Re0’2 при 105<Re<106;
0,455
(1 4-0Д78М2) 1g
Re
(1 4- 0,178М2)2’8
при Re>106.
В этих формулах число Рейнольдса крыла определяется для
расчетной высоты п скорости полета:
Re = Wcp v,	(5.8)
з *
67
где V — скорость полета в м/с; bCT)—S/l — средняя геометрическая
хорда крыла в м; v=p/p — кинематический коэффициент вязкости
воздуха; q •— плотность воздуха; р — коэффициент вязкости воз-
духа.
Число М полета в формуле (5. 7)
M = IZ/a,	(5.9)
где а — скорость звука в м/с.
Значения v и а берутся для расчетной высоты полета по таб-
лице стандартной атмосферы.
Коэффициент т]с и при турбулентном пограничном слое
(хт = 0) определяется в зависимости от средней относительной тол-
щины профиля и числа М полета по рис. 5. 3 и рис. 5.4 или, при
аналитических расчетах, по формулам
Яс=1 + 3,5сср:	(5.10)
ПЛ1=1 + 0,1М2,	(5. И)
где сср= (ёо+ёк)/2 — средняя относительная толщина профиля
крыла; со — относительная толщина корневого профиля; ск — от-
носительная толщина концевого профиля.
5.	2. 1. Крылья с ламинаризированными профилями
Для расчета профильного сопротивления крыла с ламинаризиро-
ваннымп профилями (необдуваемыми винтами) и с высоким клас-
сом чистоты поверхности надо знать положение точки перехода
ламинарного пограничного слоя в турбулентный хт.
Метод определения хт для обычных крыльевых профилей лег-
ких самолетов, имеющих наибольшую относительную толщину на
25 . .. 30% хорды, имеется в работах [18, 21].
Для крыла с ламинаризированными профилями при числах Рей-
нольдса 106...107 в первом приближении можно принимать, что
точка перехода близка к точке минимума давления на профиле или
к месту максимальной толщины профиля [33], т. е.
xt^xc.	(5.12)
68
При условии (5. 12) методика расчета сводится к следующему.
Коэффициент трения С/ определяется в зависимости от числа
Re и хт по графику (рис. 5. 2) или, при аналитических расчетах,
по формуле
Су=Сулл:г-J-Cy.r (1—хт).	(5.13)
Коэффициент трения в условиях ламинарного пограничного
слоя
С/л= 1,328']/Re.v	(5.14)
где Rea — число Рейнольдса ламинарного пограничного слоя, оп-
ределяется по формуле
Кел=У&срхг V.	(5. 15)
Коэффициент трения в условиях турбулентного пограничного
слоя CfT определяется по формуле (5.7), где число Рейнольдса
равно
Rer = Vbcp(l — xr) V.	(5. 16)
Коэффициент г|с определяется в зависимости от относительной
координаты точки перехода и относительной толщины профиля
(см. рис. 5. 3).
Коэффициент щи определяется в зависимости от хт, средней
относительной толщины профиля и числа М полета по графику (см.
рис. 5. 4).
5.	2. 2. Дополнительное сопротивление крыла
Коэффициент дополнительного сопротивления 2^&Сха вводи г-
ся для учета конструктивных особенностей крыла и его слагаемые
АСха имеют следующие значения.
Металлическое крыло с заклепками впотай, листы обшивки сое-
динены встык .	....................... ...................0,0012
Металлическое крыло с выступающими головками заклепок, рас-
положенных на участке хорды
100%..................................................... 0,0020
90%......................................................0,0017
80%......................................................0,0013
Из приведенных данных видно, что увеличение длины носовой
части профиля, свободной от выступающих головок заклепок,
уменьшает ACva.
Сопротивление щелей на крыле можно учесть с помощью сле-
дующих зависимостей.
Щель между крылом и предкрылком:
ДСга = 0,002/щ 7 + 0,0001.	(5. 17)
Щель между крылом и закрылком:
ДСха=0,0017/щ//.	(5. 18)
69
Профилированная щель между крылом и элероном с осевой
компенсацией:
ДСШ-0,0017/Щ/ОМ.	(5. 19)
В этих формулах /щ — размах щелей предкрылка, закрылка и
элеронов; /ом — размах крыла за вычетом ширины фюзеляжа (омы-
ваемый размах).
Для учета увеличения сопротивления вследствие обдувки части
крыла винтами вводится слагаемое АС™ Об = 0,0003.
5.	2. 3. Коэффициент сопротивления крыла
с учетом аэродинамического взаимодействия крыла
и фюзеляжа
Сопротивление крыла с учетом интерференции при дозвуковых
скоростях определяется по формуле
ха кр
(5.20)
где Схпр — профильное сопротивление изолированного крыла;
^а. в — коэффициент, учитывающий аэродинамическое взаимодейст-
вие крыла и фюзеляжа; 5Пф — площадь подфюзеляжной части кры-
ла (см. рис. 5. 1).
Коэффициент аэродинамического взаимодействия kAi в в зависи-
мости от схемы самолета имеет следующие значения.
Высокоплан ................................................0,95
Зреднеплан.................................................0,85
Низкоплан, поперечное сечение
круглое................................................... 0,25
овальное..................................................0,50
с плоскими стенками .	  0,60
5.3.	КОЭФФИЦИЕНТ СОПРОТИВЛЕНИЯ ОПЕРЕНИЯ
Схема расчета профильного сопротивления горизонтального
оперения аналогична расчету профильного сопротивления крыла:
ха г. о
0,925 2Cfr\c
ха г,о
где коэффициенты 2Q н т]с для оперения, обдуваемого воздушным
винтом, определяются по графикам (см. рис. 5.2 и 5.3) при —0
или по формулам (5.6) и (5.7); ДС\0 г, 0~0,002 — если рули вы-
соты ГО без аэродинамической компенсации; АСхаг. о —0,003 — если
рули с осевой компенсацией; ХСл.а — см. разд. 5.2.2.
Коэффициент трения 2 С/ определяется по числу Рейнольдса
Rer.o ™СР.Г.О v,	(5.22)
где 6СР. г. О=5Г. 0//г. о — средняя геометрическая хорда ГО.
Коэффициент профильного сопротивления вертикального опере-
ния определяется аналогичным способом.
70
5.4.	КОЭФФИЦИЕНТ СОПРОТИВЛЕНИЯ ФЮЗЕЛЯЖА
Для легких самолетов Схаф можно найти по следующей фор-
муле:
Л оф -ГОр.ф
.гаф
над/'-'м.ф’
где Сха р. ф — профильное сопротивление фюзеляжа; ДСха ф — ко-
эффициент дополнительного сопротивления, учитывающий конст-
руктивные особенности фюзеляжа; ДСНГ^ — коэффициент сопро-
тивления надстроек фюзеляжа; £над—площадь миделя какой-либо
надстройки.
Коэффициент профильного сопротивления фюзеляжа без над-
строек равен
нН»
где Cf — коэффициент трения плоской пластинки; тр, —коэффици-
ент, учитывающий влияние удлинения фюзеляжа; — коэффици-
ент, учитывающий влияние сжимаемости воздуха.
Коэффициент трения определяется по графику (рис. 5. 5) в за-
висимости от числа Рейнольдса фюзеляжа:
ReA = VlJw	(5. 25
Коэффициент определяется по графику (рис. 5.6) в зависи-
мости от удлинения фюзеляжа:
(5.26)
Коэффициент т|# находится по графику (рис. 5. 7) в зависимо-
сти от удлинения носовой части фюзеляжа:
(5. 27)
1
100	200 Re'10~&	г 6 8 10 12 Лf
Рис. 5.5. Коэффициент трения
плоской пластинки
Рис. 5. 6. Коэффициент
71
пм


2	б $ л*н.ч
Рис. 5.7. Коэффициент т)м
Рис. 5.8. Прирост коэффициента со-
противления фюзеляжей, имеющих
отогнутую хвостовую часть:
а—угол атаки относительно продольной
оси самолета; Р—угол отклонения хвосто-
вой части
где /н. ч — длина носовой части фюзеляжа до миделевого сечения
(см. рис. 5. 1).
Омываемая поверхность фюзеляжа определяется по приближен-
ной формуле
Х,м=($ф.б + 5Ф.П) (2 - 0,4S^,IS^,	(5.28)
где 5ф.п— площадь проекции фюзеляжа в плане; Зф. б —площадь
проекции фюзеляжа сбоку.
В формуле (5.24) АС\« ф учитывает увеличение коэффициента
сопротивления из-за неровностей фюзеляжа, а также в зависимости
от типа и места размещения силовой установки. Коэффициент
АСХП ф имеет следующие значения.
Фюзеляж металлический, обшивка внахлест . .	.	.
Обшивка без уступов, клепка впотай.................
Обшивка полотняная.................................
Средняя часть фюзеляжа прямоугольная .	.	.	.
На фюзеляже установлен поршневой звездообразный
двигатель .............................................
На фюзеляже установлен рядный поршневой двигатель
На фюзеляже установлен газотурбинный двигатель
0,0004 . .. 0,0005
0,00015... 0,00020
0,0003
0,01 .. .0,015
0,025 .. . 0.030? 1
0.005... 0,010
0,005
Если фюзеляж имеет отогнутую хвостовую часть (транспорт-
ные, грузовые самолеты), то прирост коэффициента сопротивления
таких фюзеляжей можно оценить по графику (рис. 5.8).
В формуле (5.24) АС1^1 — увеличение коэффициента сопротив-
ления за счет надстроек фюзеляжа (фонарей, обтекателей и т. п.).
Значения коэффициента таковы.
Фонарь
па Як-18) .
Тот же
«Акробат»)
Тот же
гротом
ЗЕ
кабины с плоскими гранями и коротким гаргротом (тл-
фонарь со скругленной передней частью (типа Z-326
фонарь со скругленной передней частью и длинным гар-
0,040
0,035
0,010
Л
72
Фонарь, плавно переходящий в хвостовую часть фюзеляжа (ти-
па Як-18Т, Злин-42)
онарь с плоским передним
стеклом, плавно переходящий в хво-
стовую часть фюзеляжа ........................................
Фонарь на фюзеляже транспортного самолета (типа Як-40,
Ан-14, Л-410).................................................
Фонарь со скругленной передней частью на фюзеляже транспорт-
ного самолета (типа Фолкон-10) ...............................
Открытая кабина с козырьком (типа По-2) ....
0,005
0,012
0,012
0,0095
1	ф
5. 4. 1. Ламинаризированные фюзеляжи
Здесь имеются в виду фюзеляжи легких самолетов с малой ше-
роховатостью поверхности, без надстроек и необдуваемые винтами.
Коэффициент профильного сопротивления таких фюзеляжей
можно приближенно рассчитывать по формуле (5.24), где коэффи-
циент трения плоской пластинки представляется в виде
(5. 29)
где С/л — коэффициент трения при ламинарном пограничном слое;
CfT — коэффициент трения при турбулентном пограничном слое.
Точку перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный
на фюзеляже принимаем, как и в случае с крылом, по условию
хт.ф”хм.ф»	(5.30)
где ф=*м//ф — относительная координата положения миделя
фюзеляжа по его длине (рис. 5. 9).
На ламинарном участке коэффициент трения определяется по
формуле (5. 14), где число Re фюзеляжа
Кеф.л = ^ф7г.ф'т.	(5.31)
На турбулентном участке коэффициент трения рассчитывается
в зависимости от Кеф по формуле (5.6), где число Рейнольдса
фюзеляжа на турбулентном участке
Кеф.т = ^ф( ~хг.ф^ v-	(5. 32)
Коэффициент, учитывающий влияние толщины фюзеляжа, опре-
деляется как для обычных фюзеляжей при Тт=0 (см. рис. 5. 6).
Рис. 5.9. Определение точки пере-
хода ламинарного пограничного
слоя в турбулентный:
хс—положение максимальной толщины
профиля по хорде крыла,- хм—положе-
ние миделя фюзеляжа по его длине
73
5. 5. КОЭФФИЦИЕНТ СОПРОТИВЛЕНИЯ
ГОНДОЛ ДВИГАТЕЛЕЙ
Схема расчета коэффициента сопротивления гондол двигателей
аналогична схеме расчета коэффициента сопротивления фюзеляжа:
где Су, т]л, т]М — определяются по рис. 5. 5 ... 5. 7 при хт = 0 и чис-
ле Re гондол двигателей; ДСхаг,д — определяют по аналогии с
разд. 5.4; S0M— омываемая поверхность гондолы двигателя за вы-
четом части, занятой крылом (пилонами); ЗлЕГ.д—площадь миде-
левого сечения гондолы двигателя в м2; V (Cmr JHa,— сумма
7	У___J * Л1* I Д ПДД
сопротивлений надстроек гондол двигателей.
Сумму сопротивлений деталей для самолета с ПД можно оце-
нить по следующим формулам [24].
Сопротивление всасывающего воздухозаборника с обтекателем,
выступающего за габариты капота
Сга5—(0,012. .*O,O15)7V 1000,	(5.34)
где N — мощность ПД в л. с.
Сопротивление выхлопных патрубков рядного ПД воздушного
охлаждения
Cva5^0,012V 1000.	(5.35)
Внутреннее сопротивление всасывающих патрубков
CxaS^0,0015/V УД,	(5.36)
где V-—скорость полета, м/с; A = Qh/qo — относительная плотность
воздуха.
5. 6. СВОДКА КОЭФФИЦИЕНТОВ СОПРОТИВЛЕНИЙ
ПРИ НУЛЕВОЙ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЕ
В конструкциях легких самолетов весьма часто применяются
подкосы, стойки, расчалки и т. д., лобовое сопротивление которых
в общей сумме сопротивлений самолета учитывается членом
(5.37)
где С*а — коэффициент сопротивления какой-либо детали самоле-
та; Sv.д'—площадь миделевого сечения детали в м2; S' — площадь
крыла в м2.
В табл. 5. 1 и 5. 2 приведены коэффициенты лобовых сопротив-
лений наиболее часто используемых деталей легких самолетов.
Для определения Схао всего самолета составляется сводка ло-
бовых сопротивлений (табл. 5.3).
Коэффициент минимального лобового сопротивления всего са-
молета
l»05(2CxaS;)/S,	(5.38)
где коэффициент 1,05 учитывает лобовое сопротивление не подда-
ющихся расчету деталей легких самолетов.
74
5. 1. Аэродинамическое сопротивление деталей самолета [21]
Детали
Схема
0,012
Антенны легких самолетов
0,01
Хвостовое колесо
0,08*
Хвостовой костыль
0,1185*
Колеса с обтекателями
0,08*
0,093*
0,012
Открытые части куполов шасси
0,014
Открытые части куполов шасси
75
Продолжение
ха
Де1али
Схема
0,012
Всасывающие патрубки с обтекателем
0,02
Выхлопной патрубок ПД
0,01
Выхлопной патрубок ПД
0,005
Щели капотов ПД
0,007
Зазоры между килем и рулем высоты
0,01
0,3...0,6
Дорожки для хождения по крылу
Детали управления
76
Продолжение
Детали
Схема
.га м д
Ступеньки, ручки и т. д.
* Здесь указаны значения только
5.2. Аэродинамическое сопротивление подкосов (по данным работ [10, 21])
Размер
С ха $
1 метра
С ха $
креплений
Креплений
D—20 мм
30
40
50
75
100
0,0010
0,0016
0,0022
0,0026
0,0035
0,0043
0,0026
0,004
0,0066
0,0086
0,0124
0,0150
Профилированные подкосы B/D — 3
Z)=25 мм
50
75
100
0,026
0,052
0,078
0,J05
0,008
0,018
0,025
0,033
Круглые трубы
Й—1 мм
2
3
4
5
0,0004
0,0006
0,0008
0,0010
0,0012
0,0009
0,0019
0,0030
0,0044
0,0063
Авиационные ленты
Диаметр
rf=2,01 мм
3,01
4,00
5,02
Сха
0,62
0,57
0,55
0,55
Модель
dl
Трос двойного плетения
5. 7. КОЭФФИЦИЕНТ ИНДУКТИВНОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ
Индуктивное сопротивление ненесущих частей дозвуковых са-
молетов весьма мало и им можно пренебречь.
Для крыльев с удлинением Х>3 индуктивное сопротивление оп-
ределяется по формуле
xai
(5.39)
где б — коэффициент, учитывающий форму крыла в плане; опре-
деляется в зависимости от удлинения и сужения крыла в плане по
77
5. 3 Сводка лобовых сопротивлений при (V, Н) — const
2
Наименование частей
Ко тичес I во
Плои ачь
или
ми le’ib
ма
Общая
площадь
или ми-
дель, м2
i a i
6
Крыло
Горизонтальное оперение
Вертикальное оперение
Фюзеляж
Моторные гондолы
Радиаторы
Шасси
Отдельные детали
подкосы,
расчалки;
И Т д
Итого
1
графику (рис. 5.10), Суа — коэффициент подъемной силы крыла;
Хэф — эффективное удлинение крыла.
Для легких самолетов с ПД для расчета Лэф рекомендуется фор-
^эф Л
‘ (5.40)
где X=l2/S — удлинение крыла; 5г=5п ф+5г д — площадь подфю-
зеляжной части крыла и площадь крыла, занятая гондолами двига-
телей (см. рис. 5. 1).
Коэ
ффициент k

учитывает установку охлаждающих устройств,
6=0,82 — при установке ПД воздушного
охлаждения в носовой части фюзеляжа и
с выходным отверстием, расположенным
вниз);
/?=0,74 — при установке ПД в носовой
части фюзеляжа и с выходным отверсти-
ем, расположенным сбоку фюзеляжа под
крытом;
k~0,80 — при тоннельных радиаторах,
расположенных под фюзеляжем или под
крылом.
Если легкий самолет рассчитывается
на числа М полета, близкие к Мкрит, то
для расчета ХЭф рекомендуется формула
^эф“
_______________ X________________
• = 1 +1,53х(М —0,4) 4-(0,018+ 0,152х)л ’
(5.41)
Рис 5 10. Коэффициент д где % в рад.
78
5 8. КОЭФФИЦИЕНТ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ
ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ САМОЛЕТА
Для легких дозвуковых самолетов нормальной схемой можно
принять, что подъемная сила создается только крылом:
Суа = Суакр-	(5*42)
Коэффициент подъемной силы крыла при углах атаки а<10 ...
12°
(5.43)
где Суа~~ производная коэффициента подъемной силы по углу
атаки крыла а; а0 — угол атаки крыла, а также угол атаки при
ну левой подъемной силе крыла (зависит от кривизны и крутки
крыла);
а0 — clqj -|- сьот*	(5.44)
Здесь ао/ — зависит от кривизны и определяется по характеристи-
кам профиля крыла; cto? — зависит от крутки крыла и вычисляется
по формуле
а0т=-4^т,	(5.45)
дт
где т — угол крутки крыла (для легких самолетов т=0...5°).
Во и	д(Гп
случае линеинои крутки крыла производная ______^.вычисляется
d’t
по формуле
0,093 - 0,00057 arctg Г -^-1 +	,	(5.46)
дт	L 3 J Ч V1
где Р = ]/" 1 — М2 при М< 1.
Угол атаки самолета*
ct—Цф + ?уст>	(5.47)
где ссф — угол атаки относительно продольной оси фюзеляжа;
фуст — установочный угол крыла относительно фюзеляжа.
Для углов установки крыла в первом приближении можно ре-
комендовать следующие статистические значения <руСт:
легкие многоцелевые самолеты......................... .	. 2. . 3°
легкие спортивные самолеты . .	...	.... 0	2°
планеры и мотопланеры........................................4.6°
Для расчета производной коэффициента подъемной силы
лу атаки при дозвуковых скоростях рекомендуется формула
по уг-
(5.48)
^уа кр
2лХ
рк + 2
Здесь р— отношение полупериметра крыла к его размаху,
—	1/1	1	\ I	2	j-
р=—-----------------------Н----------,	(5.49)
2 \ cosxn.k cos уз.к /
гДе Хп «; Хз. к — стреловидность крыла соответственно по передней
и задней кромке крыла, в градусах.
79
5. 8. 1. Построение зависимости коэффициента
аэродинамической подъемной силы от угла атаки Суа—f(а)
Зависимость Cya=f(a) самолета строится по уравнению
Суа Суа (a Ct0).
Линейная часть зависимости проводится по двум точкам (рис.
5. 11).
Первая точка: а=а0; Суа = 0.
Вторая точка: 12°; С^а=С£а(а~-а0).
Критический угол атаки крыла можно определить так:
г/йшах
ctKp Дпкр
(5. 50)
где ДаКр— приращение критического угла атаки (в градусах) из-за
того, что линейность изменения Cya = f(a) при приближении к акр
понижается (см. рис. 5.11); Cymax— коэффициент максимальной
подъемной силы крыла самолета.
Анализ кривых Cya=f(a) для ряда легких самолетов показы-
вает, что Дакр=1°. Верхняя нелинейная часть кривой от точки 2
до точки 3 проводится приближенно лекальной кривой.
5.9. ПОСТРОЕНИЕ ПОЛЯРЫ САМОЛЕТА
5. 9. 1. Немеханизированное крыло
Для построения поляры необходимо определить коэффициент
максимальной подъемной силы крыла. Метод расчета С^щах кры-
ла, когда известна характеристика профилей, из которых составле-
но крыло конечного размаха, имеется в работе [21].
Рис. 5. 11. Построение зависимо-
сти Cya=f(u)
ления поправки \СХЛ р ’ ‘ #
80
При приближенных расчетах максимальный коэффициент подъ-
емной силы немеханизированного крыла можно определить по фор-
муле [20]
у a max
__г>пр
-— у a max
^(1 + со5хУ2
(5.51)
где Сватах— максимальный коэффициент подъемной силы профи-
ля крыла, берется для сечения по средней геометрической хорде
крыла; k-ц —коэффициент, зависящий от сужения крыла в плане.
т]	12	3	4
0,90	0,94	0,93	0,92
Поляра самолета рассчитывается по формуле
(5.52)
где СХао — коэффициент минимального лобового сопротивления са-
молета при нулевой подъемной силе; ДСХар—-поправка, которая
учитывает изменение профильного сопротивления самолета с изме-
нением коэффициента подъемной силы крыла. Определяется по
рис. 5. 12 в зависимости от параметра Суа=Суа!Суа max-
Поляру самолета рекомендуется строить в следующей последо-
вательности.
1.	Пользуясь данными общего вида самолета, найти коэффици-
ент б и эффективное удлинение крыла.
2.	Задаваясь рядом значений коэффициента подъемной силы от
нуля до Суа = Суа max, вычислить значения индуктивного сопро-
тивления.
3.	Определить значения ЛСхар (по рис. 5. 12) в зависимости от
параметра Суа-
4.	По формуле (5. 52) вычислить значения коэффициента сопро-
тивления самолета.
Вычисления удобно вести по форме (табл. 5.4).
Значения углов атаки на поляру самолета наносятся по данным
зависимости Cya=f(a).
81
5.	9. 2. Механизированное крыло
Аэродинамические характеристики самолета (Су„, Сга) во
взлетно-посадочной конфигурации могут быть определены по сле-
дующей методике [37].
В табл. 5. 5 приведена сводка характеристик наиболее часто
применяемых систем механизации для увеличения подъемной силы
крыла.
5. 5. Аэродинамические характеристики механизированных крыльев
№
по
пор.
Конфигурации
Тин механизации
й°
opt
i/a шах
Д0гй1П1п
Число
Re
Исходное крыло:
С у a max	1 »0j
СХа min = 0,009
6-106
9	t	Г	Простой щнток	60	0,80	0,23	6-106
3			Щиток ЦАП		1,15	0,21	6-106
4			Простой закрылок	60	0,9	0,12	6-106
40
1,18
3,5-106
6
Однощелевой
закрылок
Двухщелевой
закрылок
Трехщелевой
закрылок
Закрылок
Фаулера
30/55
30/44/55
30
1,67
0,23
0,23
0,1
6-106
6-106
3,5-106
82
Продолжение
№
по
пор.
10
12
Когфигурация
Тин механизации
Двухщелевой
закрылок Фаулера
Предкрылок
Щиток Крюгера
Отклоняемый
носок крыла
%pt
15 '30
25. „30
40...45
30
ya max
0,6...0,9
0,55
(№2—4)
0,75 для
0,15
Число
Re
3,5-106
6-106
8,2-106
6-106
^~ха mln
0
0

о
Здесь В ° — оптимальное значение угла отклонения органа механизации для
opt полхчения Суа тах;
ACVa max — приращение коэффициента максимальной подъемной силы;
ДСха ты приращение сопротивления от механизации при 6opt;
Re— число Рейнольдса прн испытании систем механизации.
Все табличные значения даны для следующей исходной геометрии крыла:
Х=12, п — 1,0, с= 10%, Х = 0°, закрылки с хордой 30% от хорды крыла по всему
размаху и предкрылки с хордой L5% хорды крыла.
На рис. 5. 13.. .5. 15 приведены значения поправочных коэффи-
циентов, которые необходимо ввести в исходные табличные зна-
чения аэродинамических коэффициентов для пересчета на другие
геометрические данные.
Коэффициент максимальной подъемной силы крыла с механи-
зацией записывается в следующем виде:
Смех
дотах
{-'дотах + max
(5.53)
где Cva max — определяется по формуле (5.51) ;
—приращение коэффициента подъемной силы от
механизации задней кромки крыла (табл. 5.5);
ДС^ашах—приращение коэффициента подъемной силы от
механизации передней кромки крыла (табл.
5.5);
ДСуа ф — приращение коэффициента подъемной силы
из-за влияния фюзеляжа (см. рис. 5. 15).
83
84
* **
Рис. 5 15 Поправочные коэффициенты для опреде-
ления приращения коэффициента сопротивления от
механизации крыла:

2—исходное значение
Поправочные коэффициенты k\ ... k7 учитывают влияние:
k\ — относительной ТОЛЩИНЫ крыла на ACyamaxJ
k? — угла отклонения закрылка на АСуатах;
k% — относительной хорды закрылка на ACyamaxi
k4 — относительного размаха закрылка (предкрылка)
А max j
k$ — стреловидности по 1/4 хорд крыла;
k§—угла отклонения органа механизации передней кромки
АС?уа max,
kq — относительной хорды механизации передней кромки
АСуй щах*
Коэффициент лобового сопротивления самолета с учетом меха-
низации крыла самолета
на
на
на
ха
мех
ха
(5.54)
С хай +
где АС^Х — приращение сопротивления от механизации крыла;
С ха ш — коэффициент сопротивления шасси, см. формулу (2.6);
АСлар— поправка для учета изменения профильного сопротивления
85
(см. рис. 5. 12); ХЭф мех — эффективное удлинение крыла с механи-
зацией.
Приращение сопротивления от механизации крыла по предла-
гаемой методике определяется по формуле
(5’55)
где ДСхапнп — определяется в зависимости от типа механизации
(см. табл. 5. 5).
На рис. 5. 15 приведены значения поправочных коэффициентов,
которые учитывают влияние:
kb — относительной хорды закрылка на ACxmini
fer™ относительного размаха механизации;
k$ — ширины фюзеляжа;
—угла стреловидности по оси шарниров закрылка.
Порядок построения поляры самолета с механизированным кры-
лом сводится к следующему.
1.	По табл. 5.5 выбирают тип механизации крыла легкого са-
молета.
2.	По формуле (5. 53) вычисляют коэффициент максимальной
подъемной силы крыла с механизацией.
3.	Задаваясь рядом значении Суа от нуля до ^уа — ^уат^ вы-
числяют значения индуктивного сопротивления.
4.	По формуле (5.55) вычисляют приращение сопротивления от
механизации крыла.
5.	По формуле (5. 54) определяют коэффициент сопротивления
самолета.
ГЛАВА 6
ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
В главе приводится расчет летных характеристик по методу
мощностей и методу тяг [21, 20]. Достоинствами этих методов яв-
ляются наглядность и простота.
Исходными данными для аэродинамического расчета служат
поляры самолета (см. гл. 5) и характеристики авиационных двига-
телей.
6.1.	ХАРАКТЕРИСТИКИ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
На современных легких самолетах применяются ПД, ТВД или
ДТРД. Характеристики наиболее распространенных ПД мощностью
до 360 л. с. приведены на рис. 6. 1 ... 6. 5, а основные данные —
в табл. 6.1.
Газотурбинные двигатели (ГТД) имеют, как известно, сущест-
венные преимущества перед ПД в размерах, массе и компактности,
отличаются надежностью и находят все большее применение на
легких самолетах.
86
На рис. 6.6 приведены дроссельные характеристики отечествен-
ного ТВД-10. Основные данные некоторых отечественных и зару-
бежных ГТД представлены в табл. 6. 2.
6.	1. Основные данные поршневых двигателей мощностью до 360 л. с
Дни га *ель
(с 1ра на)
В зле г мая
мощное II»,
л. с.
Расположение
и число цилин-
дров
С) хая
масса,
кг
У дельный рас-
ход топлива
(номинальный
режим),
кг/(л.с-ч)
У дельная
масса,
кг/л. с.
М332 (ЧССР)
М137А (ЧССР)
М337 (ЧССР)
М14 (СССР)
М14П (СССР)
«Нельсон» (США)
140
180
210
300
360
48
Рядное-4
Рядное-4
Рядное 6
Звезда-5
Звезда-9
Оппознтное-4
102 ±2 %
137 ±2%
140x2%
192±2%
214±2с/о
38
0,260
0,260
0,25-0,26
0,285-0,315
0,285-0,315
0,73
0,76
0,665
0,64
0,595
0,79
6.	2. Основные данные ГТД
Двигатель (орана)
1.	ГТД-350 (СССР)
2.	ТВД-10 (СССР)
3.	ГТД-550 (СССР)
4.	Астазу-Х (Франция)
5.	Астазу-XII (Франция)
6.	Астазу-XV (Франция)
Взле! ный
режим
Номинальным
режим
Тдв*
л. с.
400
900
800
640
700
800
кг/(л.с *ч)
0,365
0,255
0,240
0,254
0,243
0,250
К, Се.
Л. С, кг/(Л, с-ч)
320
780
700
640
0,273
0,247
0,256
135
210
120
128
128
134
кг/л. с.
0,337
0,224
0,15
0,2
0,183
0,17

6.2.	ОБОБЩЕННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПД, ТВД, ДТРД
При отсутствии характеристик конкретного двигателя при рас-
четах можно пользоваться обобщенными характеристиками, полу-
ченными на основе обработки данных современных двигателей.
Для аэродинамического расчета необходимы дроссельные, вы-
сотные н скоростные характеристики.
6.2.1,	Дроссельные характеристики
На рис. 6. 7 приведены дроссельные характеристики ПД, ТЗД и
ДТРД, полученные в работе [9], где се, ёр — удельные расходы топ-
лива, отнесенные к номинальному удельному расходу для ПД, ТВД
(сР) и ДТРД (ср)_2 N, Р — степень дросселирования по мощности
для ПД и ТВД (7V), а также по тяге для ДТРД (Р).
На рис. 6. 7 приведены принятые в расчете величины удельного
расхода топлива рассматриваемых двигателей на номинальном
режиме.
Для ПД и ТВД часовой расход топлива (кг/ч) равен
q4=ceN,	(6.1)
87
Мл. с
Рис. 6. 1. Характеристики двигате-
ля М332:
2ООО 2500 3000п, оО/мин
Рис. 6. 2. Характеристики двигате-
ля М337:
без наддува; — —— — — с над-
дувом
*------без наддува;------------с над-
дувом
Рис. 6.3. Характеристики двигателя
М14:
1—мощность по внешней характеристике;
2—мощность по дроссельной характери-
стике; 3—удельный расход топлива по
дроссельной характеристике; 4—часовой
расход топлива по внешней характеристике
М,л.с
1300	2100пг (нГ/мил
Рис. 6.4. Внешняя (>/) и
дроссельная (2) характе-
ристики двигателя М14П
88
Рис. 6.5. Внешняя н дроссельная
характеристики маломощного ПД
«Нельсон Н-63-СР»:
70000 22000 20000 26OOO 28000
п, OtyKLH
Рис. 6. 6. Дроссельные характеристики дви-
гателя ТВД-10
j—мощность по внешней характери-
стике; 2—удельный расход топлива по
внешней характеристике; 3,	4—мощ-
ность н удельный расход по дроссель-
ной характеристике
се-> ср
Рис. 6. 7. Дроссельные характе-
ристики двигателей [9] при
Се ном = 0,25 кг/(л. с.-ч) — ПД;
се ном = 0,27 ... 0,28 кг/(э. л. с.Х
X ч) — ТВД, Ср ном =г
= 0,38 кг/(даН  ч) — ДТРД,
т=6; ДТРД-25Б — гипотети-
ческий - двухконтурный дви-
гатель
Рис. 6.8. Дроссельные характеры- '
стики различных типов двигателей
(по часовому расходу)
89
2	4	6	8	10 17 Л v/и
Рис 6 9 Зависимость тяги и удель-
ного расхода топлива от высоты по-
лета (ДТРД; ш = 6)
N
1,4
1,Z
1,0
0,8
0,6
ол
о
7 4 6 8 10 12 141b-
Рис 6 10 Обобщенная высот-
ная характеристика ТВД
для ТРД и ДТРД
?ч=срР.	(6.2)
Под коэффициентом часового расхода топлива понимается от-
ношение часового расхода топлива к часовому расходу на номи-
нальном режиме работы двигателя.
Для ПД и ТВД
<?.,=ceNI( ce()N0)=ceN,
для ТРД и ДТРД
q4=cpP\cv0P0}=cpP,	(6.4)
где ceaNa, cv0P0 — соответственно номинальные часовые расходы
топлива для ПД, ТВД, ТРД и ДТРД.
На рис. 6. 8 приведены зависимости коэффициентов часового
расхода топлива q4 от степени дросселирования двигателя [91.
Для ПД
?ч=0,18 + 0,82№;
(6.5)
для ТВД
для ТРД и ДТРД
<?ч = 0,27+ 0,73?/;
?ч=0,12-^0,88Р.
(6.6)
(6-7)
Приведенные на рис. 6. 7, 6. 8 зависимости,
(6. 5) ... (6. 7) позволяют определить расход
а также формулы
топлива при отсут-
ствии дроссельных, характеристик конкретного двигателя.
6. 2.2. Высотные характеристики
На рис. 6.9, 6. 10 приведены обобщенные высотные характери-
стики ТВД и ДТРД.
90
Для невысотного ПД высотная характеристика может быть по-
строена приближенным способом при помощи значений коэффици-
ента падения мощности с высотой.
Мощность, снимаемая с ПД на высоте:
=	Гб. 8)
где — мощность на земле; А — коэффициент падения мощности
при подъеме на высоту имеет следующие значения:
Н, м
А
О	1000	2000	3000	4000	5000	6000
1,00	0.883	0,775	0.680	0,592	0,515	0,446
Он определяется по формуле
а-1,11	o,i 1.
Здесь qh, Тн — плотность и температура на заданной
ро, TQ — плотность и температура на земле.
(6.9)
высоте;
6. 2. 3. Скоростные характеристики ПД, ТВД и ДТРД
Для определения летных характеристик по методу мощностей и
методу тяг необходимо иметь изменение мощности или тяги дви-
гателя и удельных расходов по скорости полета.
Располагаемые мощности для ПД и ТВД. Скорости полета
большинства легких самолетов (сельскохозяйственных, транспорт-
ных, спортивных) сравнительно малы. Числа М полета обычно не
превышают 0,2 . . . 0,3. Анализ высотно-скоростных характеристик
существующих ПД и ТВД (М-14, М-332, ТВД-10 и др.) показыва-
ет, что в указанном диапазоне скоростей полета номинальная мощ-
ность и удельный расход топлива практически не зависят от ско-
рости полета.
Располагаемая мощность винтомоторной группы с ПД и ТВД
зависит только от КПД воздушного винта.
Для ПД
I
Для ТВД
(6. 10)

(6.П)
где Лодв — номинальная мощность ПД; N—степень дросселирова-
ния двигателя; Л'Зп — эквивалентная мощность ТЕД на поминаль-
ном режиме; т]в — КПД винта, полученный с учетом взаимного
влияния винта и самолета.
Зависимость КПД ряда воздушных винтов изменяемого шага,
применяемых на легких самолетах типа Ан-2, Як-18 и др., от ско-
рости почета приведена на рис. 6.11. Анатитическая зависимость
кпд винтов этой серии от скорости полета приближенно описы-
вается следующей формулой:
т]в(1/)—3,295- 1СГ3~ 1,07-10~4И2 +1,85 • 10~ЧЛ	(6. 12)
Для винтов указанной серии по формулам (6.10), (6. 11) и
91
2
0,6
ол
о,г
Рис. 6. 12. Скоростная характеристика
ДТРД (расчет)
n~? 1ffff orf/мин « const
О 86 160 ?¥0 3Z6 У,км[ч
Рис. 6. 11. Изменение КПД от
скорости полета воздушных
винтов, применяемых на легких
самолетах
(6. 12) можно построить кривые располагаемых мощностей по ско-
рости полета на номинальном режиме работы двигателя.
Располагаемые тяги ТРД и ДТРД. Расчетные скоростные ха-
рактеристики ДТРД со степенью двухконтурности т = 5 и степенью
повышения давления в компрессоре первого контура лк*=Ю при
различных температурах газа перед турбиной получены в работе
[9] и приведены на рис. 6. 12.
Для определения изменения максимальной тяги и удельного
расхода топлива в интервале скорости 0^1/^200 м/с можно ис-
пользовать следующие формулы.
Для максимальной тяги
Ро(Ю=^о
— 0,07Mztt) A0-6,
(6.13)
где т — степень двухконтурности ДТРД; A=q/q0 — относительная
плотность воздуха; М — число М. полета.
Для удельного расхода топлива
ср=0,93 [сро + (0,494 - 0,014577) М],	(6.14)
где Н — высота полета в км; сро=0,85/(1 + 0,5у+?)— удельный
расход топлива при скорости и высоте полета, равных нулю.
6.3.	РАСЧЕТ И ПОСТРОЕНИЕ ДИАГРАММ
ПОТРЕБНЫХ МОЩНОСТЕЙ ИЛИ ТЯГ
Методы мощностей или тяг [21] представляют собой графоана-
литические методы решений уравнений движения самолета для оп-
ределения их летных характеристик.
Обычно для самолетов с ПД и ТВД пользуются методом мощно-
стей, а для самолета с ТРД и ДТРД — методом тяг.
ya
(6.15)
6. 3. 1. Потребные мощности
Расчет диаграмм потребных мощностей для горизонтального
полета выполняется по следующим формулам:
,, Т х	mV	1 / 2т
(^и)о	1/	’
75 К	V QoSCya	^ха
где 2Vn — потребная мощность горизонтального полета, л. с.; Vo —
скорость горизонтального полета, м/с; К—аэродинамическое каче-
ство самолета; т — масса самолета, кг.
При переходе к высотам, не равным нулю, пользуются форму-
лами
V= К,// Д; ДД = (М,)0//Д,
где V, Nn ‘— скорость и мощность на заданной высоте;
А = Qnl Qo
— относительная плотность воздуха.
Схема вычислений Nn приведена в табл. 6. 3.
6г 3. Вычисление потребных мощностей или тяг
(6.16)
(6. 17)
(Н, Д; т) = const					Примечания
Cz/д	0,05	0,08	0,10	0,20	Суд СудтаХ
					Снимают с Суа — f (Сха)
к					К ~ Суа/Сха
V					v = 4 1/ = SCya	V Суа
					т V Nn ~ 75 К
Рп					
6. 3. 2. Потребные тяги (ДТРД или ТРД)
Потребные тяги для всех высот вычисляются по формуле
Рп = т/К,	(6.18)
93
где т — масса самолета, кг; К — аэродинамическое качество.
Схема расчета для выбранной высоты приведена в табл. 6.3.
6.4.	ПОДБОР ВОЗДУШНОГО ВИНТА К САМОЛЕТУ
В некоторых случаях, когда самолет спроектирован и двигатель
к нему выбран, возникает необходимость подбора воздушного вин-
та. Задача ставится так.
Имеются характеристики самолета в виде кривых потребной
мощности для ряда высот. Требуется подобрать винт, который дал
бы наибольший КПД на заданном режиме полета.
Процесс выбора винта для легкого самолета включает следу-
ющие задачи:
1)	выбор расчетного режима, на который выбирается винт;
2)	выбор серии винтов;
3)	выбор диаметра винта;
4)	выбор шага в случае винта фиксированного шага (ВФШ)
или диапазона углов установки для винта изменяемого шага
(ВИШ).
Расчетный режим, на который выбирается винт, зависит от ти-
па и назначения самолета. Для спортивного скоростного самолета
расчетным является режим максимальной скорости на полной мощ-
ности мотора. Для легких туристических, учебных, сельскохозяйст-
венных и т. п. самолетов расчетным будет режим взлета или режим
горизонтального полета на скорости, обеспечивающей минимальный
расход топлива на километр пути.
На рис. 6. 13 ... 6. 15 приведены характеристики серии винтов,
рассчитанных на относительно невысокие мощности и скорости по-
лета и пригодных для установки на легких самолетах.
Подбор винта выполняется последовательными приближениями,
как указано ниже.
1.	Имея мощность мотора и задаваясь КПД винта (порядка
0,8), по кривым потребных мощностей определяют приближенно
расчетную скорость и высоту, для которых должен быть подобран
винт.
2.	Задаются рядом частот вращения воздушного винта
п (об/мин).
3.	Приближенно определяют диаметр винта (в м) по статисти-
ческой формуле
(6. 19)
где N— мощность двигателя в л. с.; пм — частота вращения винта
в об/мин; V—расчетная скорость в км/ч; А — относительная плот-
ность воздуха.
Значения коэффициента kD выбирается в зависимости от типа
винта (табл. 6. 4).
4.	Вычисляют коэффициент мощности винта
$=75N/(QnU?)
(6.20)
94
Рис. 6. 13. Характеристики серии деревянных винтов
ЦАГИ СДВ-1:
/г—шаг винта
и поступь винта
Х=К/(лсО),
(6.21)
6. 4. Значения коэффициента kD
Тип BHHta	Материал винюв			
	деречо		меI алл	
	Число л		опасiefi	
	2	4	2	3
Скоростной	98	82	96	89
Скороподъемный	по	92	108	103
Экономичный	104	89	103	99
где пс — частота вращения винта в об/с; q — плотность воздуха:
V — скорость полета в м/с.
По характеристикам винтов различных серий и коэффициентам
(р и %) определяют КПД и угол установки винта.
5.	Выбирают диаметр и серию винта, соответствующие макси-
мальному кпд.
При выборе диаметра винта необходимо учитывать конструк-
тивные ограничения:
—	расстояние от конца лопасти до земли- - не менее 250 мм;
—	расстояние от воды (для гидросамолетов) — не менее 500 мм;
—	расстояние между дисками соседних винтов — не менее
200 мм;
—	расстояние от конца винта до любой части самолета, лежа-
щей в плоскости вращения винта, — не менее 200 мм.
Схема выбора винта приведена в табл. 6. 5.
95
О	0,5	1,0	1,5	2,0	2,5
Рис. 6.14. Характеристики серии двухлопастных винтов NACA 5868-9
с гондолой рядного мотора
0,1
Рис 6. 15. Характеристики серии двухлопастных винтов NACA 3868-3
с гондолой звездообразного мотора
96
6. 5. Схема выбора винта
<rp, Hyi .V) = const
Примечания
пч, об/мин
Из
задаются

«2
/2С, Об/С
Пс = Пм/60
Формула (6. 19)
Формула (6. 20)
X
Формула (6.21)

4
По характеристикам
винта

По ,Y)max
6.5. РАСЧЕТ И ПОСТРОЕНИЕ КРИВЫХ
РАСПОЛАГАЕМЫХ МОЩНОСТЕЙ
В аэродинамическом расчете самолетов с ПД и ТВД обычно
пользуются методом мощностей. Задача при этом ставится так:
имеются характеристики мотора и характеристики винта; требует-
ся построить кривые N$=f (V) для ряда высот.
6.	5. 1. ПД с винтом фиксированного шага
Для легких самолетов, имеющих относительно небольшие ско-
рости полета (число М полета меньше 0,2), расчет располагаемых
мощностей можно вести по следующей схеме.
1.	Задаются рядом частот вращения по внешней характеристике
мотора.
2.	Определяют соответствующие им значения мощности и вы-
числяют для каждой пары значений (и, N) коэффициент мощности
винта:
р = 75А2/(е/г?£)5).
(6.22)
3.	По характеристике винта для полученных значений р и угла
установки лопасти выбранного винта определяют значения относи-
тельной поступи винта и КПД.
4	879
97
4.	Вычисляют скорости полета (в м/с) по формуле
5.	Располагаемая мощность для каждого значения
будет равна
(6.23)
скорости
Л^рн^МПв,
где Nq — взлетная или номинальная мощность двигателя.
Схема расчета приведена в табл. 6. 6.
Такое построение повторяют для ряда высот.
6.	6. Схема расчета располагаемой мощности ПД с винтом
фиксированного шага
(6.24)
II
Угол установки лопастей <р° = const
Bbicoia полета Н -const
Примечание
пс
^2
Задаются
Л1
Яз
N
Снимают с характеристик двига-
теля
Формула (6. 22)
Л
Снимают с характеристик винта

И, м/с
V=XncD

N рп

6. 5. 2. ПД с винтом изменяемого шага
На легких самолетах для улучшения их летных характеристик
чаще применяют винты изменяемого шага, поддерживающие посто-
янное число оборотов мотора на всех режимах работы.
Таким образом, располагаемые мощности в этом случае стро-
ятся для условий: /V=:const—-номинальная мощность для данной
высоты по высотной характеристике двигателя; // = const — частота
вращения, соответствующая номинальной мощности мотора.
Коэффициент мощности винта
const.	(6. 25)
Расчет располагаемых мощностей в этом случае ведется по сле-
дующей схеме.
98
£
I
1.	Задаются рядом значений скорости полета от Vmin до Vmax.
2.	Вычисляют значения относительной поступи винта по формуле
X=V/(ncD).	(6.26)
3.	На диаграмме .характеристик винта проводят горизонталь для
данного значения |3, которая пересечет ряд характеристик ВФШ.
В точках пересечения (3 и К получают значения КПД и угла уста-
новки, которые примут лопасти винта изменяемого шага.
Схема расчета приведена в табл. 6. 7.
6. 7. Схема расчета располагаемой мощности ПД
с винтом изменяемого шага
(ТУ; п\ [3; Н) — const
Примечания
V, м/с
Задаются
Формула (6.26)
Снимают с винтовой характерис-
тики
ЛГрп
-Л/рп- TV
6. 6. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК
Летные характеристики самолета определяют из совмещения
кривых располагаемых и потребных мощностей (или тяг), постро-
енных в одних и тех же координатах для разных высот.
На рис. 6. 16 показаны совмещенные на одном графике кривые
мощностей, а на рис. 6. 17 — кривые тяг легких самолетов.
6. 6.1. Горизонтальные скорости полета
Максимальная скорость полета определяется из условия равен-
ства потребной и наибольшей располагаемой мощности. На диа-
грамме мощностей (рис. 6.16) соответствует точке пересечения
кривых потребной и располагаемых мощностей для каждой высоты.
Для самолетов с ПД и ТВД скорость (км/ч)
(6.27)
где Мпах — максимальная мощность двигателя на расчетной высоте
в л. с.; т)в— КПД воздушного винта на максимальной скорости по-
лета.
4*
99
Рис. 6. 16. Кривые потреб-
ных и располагаемых мощ-
ностей для самолета с не-
высотиым ПД
Рис. 6. 17. Кривые потребных и
располагаемых тяг для само-
лета с ДТРД
Для самолета с ТРД и ДТРД
Vmax=3,6 V2P^CxaQS),	(6.28)
где Ртах •— максимальная тяга двигателя на максимальной скорости
и на расчетной высоте, даН.
Наивыгоднейшая скорость полета. Если провести на диаграмме
мощностей касательную из начала координат к кривой потребных
мощностей, можно определить УНв (в км/ч):
V
НВ
(6.29)
где Суа нв — коэффициент подъемной силы, соответствующий наи-
выгоднейшей скорости.
Для самолетов с ПД и ТВД [20]

2/янв
(6.30)
Для самолетов с ТРД и ДТРД [22]
уанв

(6.31)
Минимальная скорость (скорость срыва) (в км/ч):
mln
V
(6.32)
где Суа max — максимальный коэффициент подъемной силы; опре-
деляется из поляры самолета.
100
На диаграмме мощностей минимальной скорости соответствует
точка касания вертикальной касательной к кривой потребных мощ-
ностей.
Определив Vmax, VIIB и Vmin для всех заданных высот, можно
построить диаграмму их изменения в зависимости от высоты полета.
6.	6. 2. Вертикальная скорость и потолок самолета
Определение вертикальных скоростей самолета выполняется по
кривым потребных и располагаемых мощностей в зависимости от
скорости полета.
Набор высоты самолетом возможен при наличии избытка мощ-
ности:
47V^7Vp-7Vn.
Из этого условия вертикальная скорость (в м/с) самолета с ПД
или ТВД равна
Vy = 75(M\H/rn.	(6.33)
При пользовании кривыми потребных и располагаемых тяг
И„=(ДР)И//п,	(6.34)
где ЛР = РРц — Рп—избыток тяги при данной скорости иолета;
Ррп — располагаемая тяга; Рп — потребная тяга для горизонтально-
го полета.
Для определения наибольшей на данной высоте вертикальной
скорости необходимо определить наибольший избыток мощности
(AW)max ИЛИ ТЯГИ (ДР)тах ПО СКОрОСТИ ПОЛеТа.
Расчет выполняется по следующей схеме.
1.	По кривым потребных и располагаемых мощностей (или тяг)
определяют избытки мощностей для ряда значений скорости поле-
та для одной заданной высоты и строят (рис. 6.18) зависимости
AN л. с
Рис 6 18 Кривые избытков
мощностей
Рис. 6. 19 Зависимость вер-
тикальной скорости от вы-
соты полета для самолета с
невысогным ПД

101
2.	По кривым AN—f(V) определяют максимальные избытки
мощности на каждой высоте и Vy max по формуле (6.33).
3.	Определяют скорости, соответствующие ДМпах, т. е. наивы-
годнейшие скорости набора высоты, по графику (см. рис. 6. 18).
4.	Строят зависимости максимальных вертикальных скоростей
от высоты полета Vymax = f (Н) и определяют теоретический и
практический потолки самолета (рис. 6. 19).
Практическим потолком легкого самолета считается такая вы-
сота, на которой Vy max = 0,5 ... 1,0 м/с.
6. 6. 3. Время, дальность полета
и расход топлива при наборе высоты
Одной из важных характеристик самолета является время набо-
ра различных высот и потолка. Для ее определения строят кри-
вую зависимости времени подъема от высоты
Время набора (в мин) высоты Н
н
i \ -------d Н,
60 J vu
(6.35)
где Vy —вертикальная скорость набора высоты в м/с; Н — высота
набора в м.
Время набора высоты (в мин) можно вычислить по приближен-
ной формуле (численно интегрируя 6. 35)
(6. 36)
где Л// — интервал высоты при наборе высоты от Hi до Hi+l<) Vyi —
вертикальная скорость на высоте Hit определяемая по зависимости
Vy = f(Н); Vyt-pi — вертикальная скорость на высоте Hi+i.
Схема вычисления времени набора высоты приведена в табл. 6.8.
6. 8. Схема вычисления времени набора высоты
И, м	0	1000	2000	3000	3500
Vy, м/с					
1 , с/м V v У					
ЛЯ / 1	1	\ 120 kVj,z +	/					
мин					
102
В результате расчета строится
зависимость времени набора от вы-
соты полета	(рис. 6.20).
Дальность полета по горизонта-
наборе высоты ЛЯ:
Рис. 6. 20. Барограмма подъема
V
0,06А/
у maxi
(6.37)
высоты ЛЯ
полета по
вертикаль-
где Л/ — время набора
в мин; Удод — скорость
траектории в м/с; Vy —
ная скорость набора высоты в м/с.
Массу топлива (в кг), необходимую для набора высоты ЛЯ,
можно определить по следующим формулам.
Для самолета с ПД или ТВД
Дт,. = сенаб^абЧ/6°;	(6.38)
6.9. Схема вычисления дальности и расхода топлива при наборе высоты
/7, м	0	1000	2000	3000	д° Н ДфаК,
Тиа бj М/С					VBa6=f(H)
Ту mai, М/с					Vy щах — f
А/, МИН					Табл. 6. 8
Даб» МИН					Табл. 6. 8
AL, КМ					Формула (6. 37)
Lна б, КМ					SAL
ЛДаб, Л. С.					Диаграммы мощностей или тяг
Атт, кг					Формулы (6.38 . . . 6.39)
наб» КГ					SA/nT
(6.39)
для самолета с ТРД или ДТРД
^=СрмбР^бМ/60,
103
где сГНаб^наб = ?ч.наб — часовой расход топлива при наборе высоты
ДЛЯ ПД И ТВД; £р. набРнаб = 9ч. наб — то же для ТРД или ДТРД.
При отсутствии характеристик конкретного двигателя часовые
расходы топлива можно определить по формулам (6.5), (6. 6) ji
(6. 7) в зависимости от степени дросселирования двигателя N и Р,
где 7У=М1абЖом, Р—Рнаб1Риом — соответственно, степени дроссе-
лирования двигателя по мощности и тяге при наборе высоты*. А^Наб>
Рнаб — мощность и тяга двигателя при наборе высоты, определяе-
мые по кривым потребных и располагаемых мощностей (или тяг).
Схема указанных вычислений приведена в табл. 6. 9.
6. 6. 4. Планирование с установившейся скоростью
при наличии тяги
Данный режим встречается при снижении самолета перед захо-
дом на посадку.
Путь планирования при снижении с высоты Hi до Нщ
пл	п
(6.40)
ПЛ
где еПл — угол планирования в радианах.
Для самолетов с ПД и ТВД угол планирования при наличии тя-
ги определяется по формуле
0
ИЛ
С ха пл	75АГАГ0т|,.пл
С у а пл
(6.41)
где Суа ил~ (0,5 ... 0,6) Суаmax; Суа шах — коэффициент максималь-
ной подъемной силы крыла без механизации; 7V—0,1—степень
дросселирования двигателя при планировании; т|в. пл — КПД вин-
та, определяемый по характеристикам винта или по формуле (6. 12)
при Кпл-
Для самолетов с ТРД или ДТРД
бил = (СХЙПЛАй11Л-Рх.х/т),	(6.42)
где Рх.х~0,15Рном—тяга холостого хода;
Время планирования
Al I ^лл/^пл •
Расход топлива (в кг) при планировании
и ТВД
Шг С е и i^^il/нл/ОО»
т — масса самолета.
(6.43)
для самолетов с ПД
(6.44)
где пл — удельный часовой расход топлива при снижении на ре-
жиме работы двигателя; /пл •— время снижения в мин.
При пользовании обобщенными характеристиками двигателей
ms=q4ce^NmiltJQG,	(6.45)
где q4—-коэффициент часового расхода топлива, определяемый по
формулам (6.5), (6.6), (6.7) или по рис. 6. 8 в зависимости от
степени дросселирования двигателя при 7V« 0,1.
104
Для самолетов с ТРД или ДТРД
/Ит = ^р.иомРш,мА11/60,	(6. 46)
где q4 — коэффициент часового расхода топлива, определяется по
формулам (6. 5), (6. 6), (6. 7) в зависимости от Р.
6. 6. 5. Дальность и продолжительность полета
Для легких самолетов представляют интерес следующие задачи:
1) определение дальности полета при заданных значениях ско-
рости и высоты полета, т. е. по заданному профилю полета;
2) определение режимов наибольших возможных дальности или
продолжительности полета при заданном запасе топлива.
Общая дальность полета определяется как расстояние, пролетае-
мое самолетом по горизонтали при расходовании запаса топлива
(исключая навигационный запас).
У неманевренных легких самолетов топливо расходуется на
следующих этапах:
1)	запуск, проба двигателя и выруливание на старт с места
стоянки;
2)	взлет самолета;
3)	набор эшелона;
4)	горизонтальный полет на крейсерской скорости;
5)	планирование с высоты эшелона на высоту Я—15 м;
6)	посадка самолета и подруливание к месту стоянки.
Расчет горизонтальной дальности и продолжительности полета
ведется, исходя из соответствующего запаса топлива:
^т.г,п
7ПГ
^т.зем
^г.наб ^^т.сн ^АНЗ ^^т.ост’
(6.47)
где тт. г. п — располагаемый запас топлива для горизонтального
полета в кг;	^^г.зем’ ^^г.наб’ ^^г.сн’ ^^aH3j ^^г.ост соответст-
венно, полный запаса топлива в баках; топливо, расходуемое при
работе двигателя на земле; на подъем самолета на заданную вы-
соту; на снижение самолета, аэронавигационный запас, несливае-
мый остаток.
Топливо, расходуемое при работе двигателя на земле, склады-
вается из расхода топлива на запуск и опробование двигателя,
а также на руление по аэродрому.
На запуск и пробу двигателя
^г.зап
е зая^г ном-^зат/зап/^600,
(6Л8)
где /зап = 45 с — время запуска и пробы для всех типов двигателей
по осредненным данным; сезап^0,8— коэффициент удельного рас-
хода топлива при запуске; Я3ап=0,5ЯНОм — средняя мощность дви-
гателя при запуске.
При выруливании на старт и подруливании к месту стоянки
расходуется
т
г .рул
АГ	РУЛ 1
грул^номеруя v 3600
4 */ *
(6.49)
где МруЛ = 0,5 Мюм — мощность двигателя при рулении; УрУЛ~
105
5,5 — средняя скорость рулением в м/с; £рул~550 м •— путь, про-
ходимый самолетом за время руления; серул—коэффициент удель-
ного расхода топлива при рулении, определяемый при 7У=О,5 по
рис. 6. 7 в зависимости от типа двигателя.
Аэронавигационный запас топлива для легких самолетов выби-
рается из расчета продолжительности полета 0,5 или 0,75 часа на
режиме максимального качества:
^АНЗ *7ч.крейс^£ ном^ ном^н.в1
(6.50)
где дч. крейс — коэффициент часового расхода топлива на режиме
/Стах; определяется по формулам (6. 5), (6. 6), (6. 7) в зависимости
от ТУ или Р; СеномМтом — часовой расход топлива на номинальном
режиме в кг/ч; /Нз“0,5 ... 0,75 ч — продолжительность полета.
Дальность и расход топлива на участке подъема определяется
по расчету, приведенному в разд. 6. 6. 3.
Дальность и расход топлива на участке снижения—см.
разд. 6. 6. 4.
Несливаемый остаток топлива можно взять равным 0,5 . . . 0,7%
от суммарного запаса топлива на борту самолета.
Далее приводится расчет дальности и продолжительности го-
ризонтального полета на крейсерской скорости (при Н — const).
Самолеты с ПД и ТВД
Цля большинства легких самолетов относительный запас топ-
лива ?7гт<СО,3, поэтому расчет дальности крейсерского полета мож-
но вести для средней массы самолета
/ПСр = /П0
О»5/п1.расх=/по(1
0,5/пг
расх м
(6.51)
где тт. расх —^т.расх/^о — относительная масса расходуемого топ-
лива.
При расчете по средней массе дальность и продолжительность
крейсерского полета определяются по формулам [21]:
кре ic
2/Q г. т.н
™ер
(6. 52)
^крейс
75 ^Г.Г.П Д' ^Ib
у	™ср Се
(6.53)
Се '
где К—аэродинамическое качество самолета; се — удельный ча-
совой расход топлива в кг/(л. с-ч); т]в •—КПД воздушного винта
при заданной скорости; тт г п — запас топлива на крейсерский ре-
жим полета (77 = const) в кг.
Расчет горизонтальной дальности и продолжительности полета
при заданных (V, Я)—const ведется по следующей схеме.
1.	Определяют значение Суа'
Cya = 2mci> (SqhV2),
где V — заданная скорость полета в м/с.
(6.54)
106
2.	По найденному значению Суа находят по поляре величину
СХа и аэродинамическое качество самолета:
т<=с;/асл.а.
3.	Определяют крейсерскую мощность двигателя, потребную
для горизонтального полета:
М<р-^ср1//(75/Сь	(6.55)
4.	Удельный часовой расход топлива се определяют по характе-
ристикам двигателя (при AfKp) или по следующему соотношению,
использующему обобщенные дроссельные характеристики двига-
телей:
= (6-56)
где пом = 0,25 — номинальный удельный расход топлива в
кг/(л. с.-ч); се—коэффициент удельного расхода топлива, опреде-
ляется в зависимости от Лг=Л/кр/ЛАНОм (см. рис. 6. 7).
5.	Определяют КПД воздушного винта:
—	для винтов фиксированного шага — по характеристикам вы-
бранного винта [Р = /(л)] и по коэффициентам
k=U(/zcD); 3^75^кр/(ел2О5);	’	(6.57)
—	для винтов изменяемого шага — по формуле (6. 12).
6.	Дальность полета вычисляют по формуле (5.52).
Продолжительность крейсерского полета (в ч) при V= const
^крейс “ Тереке (3,61/hpeflC).	(6. 58)
Схема расчета приведена в табл. 6. 10.
Наибольшая дальность полета. При данной полетной массе и
располагаемом запасе топлива согласно (6. 52) наибольшая даль-
ность полета получается при
/(i]B/c^max.	(6.59)
При сравнительно малых скоростях полета легких самолетов
можно принять, что для ПД и ТВД удельный расход топлива се
практически не зависит от скорости полета [9]. Тогда при выбран-
ном винте и известных его характеристиках можно приближенно
принять, что максимальная дальность соответствует режиму мак-
симального аэродинамического качества и наивыгоднейшей скоро-
сти полета:
VHB = V‘2m,'(QHSCyaK\	(6.60)
где СуаК= Т^лЛдфС^о — коэффициент подъемной силы при К=
Ктпах*
Наибольшая продолжительность полета соответствует режиму
полета, при котором
7<г1вА1/Г^) = тах.	(6.61)
Условие (6.61) приближенно соответствует экономической ско-
рости полета. Этой скорости на кривых располагаемых и потребных
107
мощностей соответствует точка касания горизонтальной касатель-
ной к кривой потребных мощностей.
6.10.	Схема расчета горизонтальной дальности и продолжительности полета
V, м/с
Затаюся
3
По формуле (6. 54)
Снимают с поляры
К=Суа/С
ха
Л/кр, л.с.
По формуле (6. 55)
се> г/(л. с.-ч)
По формуле (6. 12)
кроне>
По формуле (6. 52)
^крейс» 4
По формуле (6. 58)
Зная скорости !/нв и Нэк, по формулам (6. 52), (6. 53) можно оп-
ределить максимальную дальность и продолжительность полета
Самолеты с ТРД и ДТРД
Как и в предыдущем случае, расчет можно вести по средней
полетной массе. Дальность (в км) и продолжительность (в ч) крей-
серского полета можно определить по формулам
1	^г.г.п
Ср У &S	тСр
1
Сп /Кгп
(6.62)
(6. 63)
где A — qo/qh — относительная плотность воздуха.
Расчет дальности полета при заданных значениях высоты и ско-
рости полета ведется по следующей схеме.
1. Для средней массы по формуле (6.54) определяют значение
коэффициента подъемной силы.
2. По поляре самолета снимают значение Сха в зависимости
ОТ Суа*
Чв
108
3. Определяют крейсерскую тягу двигателей:
^крейс (Сха)Суа) ^ср-	64)
4. По обобщенным характеристикам определяют удельный рас-
ход топлива:
Ср ^р^р.ном’
(6.65)
где ср — относительный удельный расход топлива, определяемый iio
рис. 6. 7 в зависимости от степени дросселирования по тяге
Ср. ном — удельный расход топлива на номинальном режиме.
Приведенные на рис. 6. 7 значения ср соответствуют режиму
(V, Н)=0.
Удельный расход на заданной скорости и высоте полета можно
определить для ТРД и ДТРД по высотно-скоростным характери-
стикам двигателя или по приближенным формулам, например по
формуле (6. 14).
Максимум дальности горизонтального полета для самолетов с
ТРД и ДТРД приближенно соответствует режиму полета по фор-
муле (6. 62) при максимуме отношения Усиа/сха.
Значение Суа> соответствующее максимуму отношения
из поляры самолета равно [21]
(^\/a)zmax V
(6. 66)
При этом скорость полета
max
(6. 67)
а аэродинамическое качество на режиме максимума дальности для
самолетов с ТРД и ДТРД равно [21]
KL я = 0,5 /3/<„их=0,866^гах.	(6.68)
Схема расчета аналогична схеме расчета дальности самолетов
с ПД и ТВД (см. табл. 6. 10).
6. 6. 6. Взлетно-посадочные характеристики
Условия взлета накладывают ограничения на выбор основных
параметров самолета: энерговооруженности, нагрузки на крыло и
массы самолета.
В работе [27] даны требования к взлетно-посадочным харак-
теристикам легких самолетов, исходя из условий их эксплуатации
на сети существующих ВПП.
Для самолетов, эксплуатирующихся на ВПП с искусственным
покрытием, должно выполняться условие
Двпп=Т'разб Лфоб 150 < 650 м. (6.69)
Здесь £п впп — потребная длина ВПП с искусственным покрытием;
Lpaa6 — длина разбега самолета; Lnp06 — длина пробега; Ц — рас-
109
5
Точна старта
^нпб~75м Lrp50^
^нпс~05м
Точна старта
( потр. ивпп №00м)
L питр впп (050м)
Lct — ?5м
**	^потр гвпп (550м)
Рис. 6.21. Расчетная схема параметров ВПП для легких само-
летов
стояние, проходимое самолетом за время срабатывания автоматики
тормозов и принятия пилотом решения при прерванном взлете,
£/ = Vorp/s,	(6.70)
где /s=3 с — суммарное время принятия решения пилотом и вре-
мя срабатывания автоматики тормозов.
Общая потребная длина ВПП грунтового аэродрома равна
550 м.	(6.71)
На рис. 6. 21 приведена расчетная схема размеров ВПП для лег-
ких самолетов по данным работы [31].
разб
проб
Расчет взлетной дистанции
Взлетная дистанция легких самолетов определяется в соответст-
вии со схемой (рис. 6. 22) и складывается из длины разбега и воз-
душного участка, на котором самолет разгоняется до безопасной
скорости и поднимается на высоту 10 м:
взл ^разб
___
разб о
ср
(6.72)
(6.73)

г
в.уч’
 ^в. уч — длина воздушного участка в м.
Длина разбега определяется по приближенной формуле [11]
У2
огр
тип 2
— f mri
I IS	qO	и
1 Л взл °
где Т^ср — средняя тяга двигателей, начиная с момента старта до
скорости отрыва, даН; Лвзл — аэродинамическое качество самолета
на угле атаки, соответствующем скорости отрыва, определяемое по
поляре самолета; f — коэффициент трения колес о землю.
Средняя тяга двигателей для самолетов с ТРД и ДТРД
(6.74)
ср
ПО

Рис. 6. 22. Стадии взлета
Для самолетов с ПД и ТВД
^Ср 150^TiB.oIp/Vrofp, даН,	(6.75)
Лв.отр — КПД винта, берется на скорости V = 0,7VOTp.
Коэффициент трения колес при взлете определяется в зависи-
мости от вида и состояния ВПП и имеет следующие значения.
v Сухое бетонное покрытие ....
Мокрое бетонное покрытие .
ВГШ с травяным покровом .
х*ВПП с мокрым травяным покровом .
Твердый грунт...................
Покрытая снегом, обледеневшая ВПП
Мягкий песчаный грунт ....
Мокрый снег.....................
0,03 .. . 0,04
0,04 . . . 0,06
0,06 . . . 0,07 Q
0,10... 0,12	'
0,08... 0,10
0,10...0,12
0,12... 0,3
0,3
Скорость отрыва (в м/с) для самолетов с ТРД и ДТРД
Vmv=V2nhl(Q^Cyaot9),	(6.76)
где СуаоТр=0,7 Суа maxi Суп тах — коэффициент максимальной подъ-
емной силы при взлетной конфигурации самолета.
Для самолетов с ПД и ТВД
^orp==K2/n0/(e05Ci,aotp^OIP),	(6.77)
где &отр — коэффициент, учитывающий увеличение Суа отр вследст-
вие обдувки крыла винтом,
огр'
Пв
(6. 78)
в
где Ротр^ 1,4Л7ВЗЛ — тяга воздушного винта на скорости V=
= 0,7УОтр [9]; пв — количество винтов; —площадь диска одного
винта в м2; <?отр — скоростной напор, определяется при скорости
V= 1,2Vmin; ^обд — обдуваемая площадь крыла в м2.
Длина воздушного участка взлетной дистанции (в м) определя-
ется приближенно по формуле
(6. 79)
где ДРср — избыточная средняя тяга при выдерживании и наборе
высоты Н = 10 м;
ДРср=0,.5(Д/<тр + ДЛ>наб),
(6. 80)
где ДРотр — избыточная тяга при V= V0Tp; ДРнаб— избыточная тя-
га в копце воздушного участка.
Для самолетов с ТРД и ДТРД избыточные средние тяги ДР0Тр
и ДРнаб определяют как разницу между располагаемыми и потреб-
ными тягами при скорости УОтр и скорости в конце набора безопас-
ной высоты /7=10 м.
Скорость в конце набора высоты /7=10 м:
— для самолетов с ПД и ТВД
yrae.K^(l,2...1,3)yoTP;	(6.81)
— для самолетов с ДТРД
VHae.K=s(l,l...l,2)lZ0.rp.	(6.82)
Для самолетов с ПД и ТВД избыточные тяги (в даН) опреде-
ляют по формулам
ДРотр=75ДДГотр/1/отр;	(6.83)
ЛЛа6.к=75AMB6.K/VIia6.K,	(6.84)
где ДЛ^отр, ДЛ^наб. к — избыточные мощности (определяют из диа-
грамм располагаемых и потребных мощностей при скорости ^Отр и
^наб. к) •
Длина посадочной дистанции
Длина посадочной
схемой (рис. 6. 23):
дистанции определяется
Т-пос.д
выд
Т-проб’
в соответствии со
(6.85)
где Лдр — длина участка планирования с высоты /7=15 м; ЛВыр —
длина участка выравнивания; ЛВыд — длина участка выдерживания;
7-проб — длина участка пробега.
Длина участка планирования
(6.86)
где /7ВЫр —высота участка выравнивания самолета в м; 9
угол
планирования в град.
Рис. 6. 23. Стадии посадки
112
Для самолетов с ТРД и ДТРД угол планирования (в рад) равен
пл
у а пл
ха и
(6. 87)
где Суа пл = (0,4 ... 0,5) СуаПос; Суа пос = 0,6Суа max’, Сха пл значение
Сха при планировании определяется по поляре самолета; Суатах
коэффициент максимальной подъемной силы при посадке; Рх
«0,1РНом— тяга холостого хода; тпос — посадочная масса само-
лета.
Для самолетов с ПД и ТВД
ЛГ/2ИЛ
у а пл
х.х'Пв.пл
^нл^пос
(6. 88)
где x^OJSjVhom — мощность мотора при планировании; т}в. пл —
КПД винта, определяется по характеристикам винта при V=Vni
или по формуле (6. 12).
Высота (в м) участка выравнивания
Ц _____ Т П
“ выр	^выропл *
Длина (в м) участка выравнивания
£	_________^выр^пл_______
3,6-^ (Суа выр/£уа пл 1)
где Суа выр (0,5 .. . 0,6) Суа max — коэффициент
при выравнивании самолета;
(6. 89)
(6. 90)
подъемной силы
(6.91)
у a ит'>
JZBbTp — скорость выравнивания.
Скорость планирования и посадочная скорость определяются,
соответственно, по формулам:
Ц1Л=)/2/п,(,/.е^Суа„1);	(6.92)
Ипос=0,94 V2mmcl(Q0SCya 1пахj.	(6. 93)
Длина участка выдерживания определяется по приближенной
формуле
~ ^шах /у
вы 4 ~	..	\ V
где /Стах — максимальное качество самолета в посадочной конфи-
гурации (определяется по поляре самолета).
Длина участка пробега (в м)
проб
^ПОС
(6. 95)
где f=0,2...0,25 — коэффициент трения заторможенных колес о
покрытие ВПП; КСт — аэродинамическое качество самолета при его
стояночном положении в посадочной конфигурации; Кет—-опреде-
ляется по поляре самолета.
113
ГЛАВА 7
ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ЛЕГКИХ
МНОГОЦЕЛЕВЫХ САМОЛЕТОВ
ДЛЯ НАРОДНОГО ХОЗЯЙСТВА
7. 1. ОБЛИК ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
ДЛЯ НАРОДНОГО ХОЗЯЙСТВА
Многие отрасли народного хозяйства нашей страны — здраво-
охранение, лесное хозяйство, метеослужба, служба геодезии и кар-
тографии, строительные и промышленные предприятия — использу-
ют легкие самолеты. Потребность в простых, сравнительно деше-
вых и небольших самолетах диктуется, в частности, бурным раз-
витием северных и восточных районов СССР (перевозка пассажи-
ров, грузов и почты, работы, связанные с прокладкой нефте- и газо-
проводов, строительством железных дорог и т. п.); она связана
также с увеличением подвижности сельского населения, особенно
в связи с ростом его благосостояния. Если пассажирские, грузовые
и почтовые перевозки на местных воздушных линиях (МВЛ) Аэро-
флота в среднем по Союзу удваиваются за каждые 10 лет, то на
Востоке и Севере страны они удваиваются за каждые 5 лет.
Масса и размеры легких самолетов определяются следующими
условиями их эксплуатации и характеристиками потребной целе-
вой нагрузки.
1.	Средняя протяженность МВЛ составляет 250 . . . 270 км, сред-
нее расстояние между дозаправками около 400 км [34].
2.	Время патрулирования лесов должно быть не менее четырех
часов.
3.	Суточные отправки на 50% МВЛ не превышают семи человек,
а на 80% МВЛ они составляют 8 . . . 15 пассажиров.
4.	Взлетно-посадочные полосы длиной 500 м и более составляют
97% всех аэродромов МВЛ. Только 2 ... 3% полос имеют длину не
более 400 м. Основная масса аэродромов МВЛ имеет длину 600 . ..
650 м [34].
5.	Физический налет легких самолетов распределяется пример-
но следующим образом (без учета сельскохозяйственных работ):
патрулирование лесов и тушение лесных пожаров .	.	.	9 ... 11 %
санитарные перевозки...................................10	... 12%
воздушные съемки, работы в геодезии и картографии	.	6 . . . 7%
перевозки пассажиров, грузов и почты*................ 36 . . . 38%
транспортные и административно-связные работы в про-
мышленности .............................................. 34	... 36%
6.	Потребная целевая нагрузка:
— в пассажирском варианте 5 ... 7 пассажиров, почта, груз
(всего 500 . . . 700 кг) —первая весовая категория легких самоле-
тов МВЛ; 15 . . . 18 пассажиров, почта, груз (всего 1500 . . .
* Среднегодовой коэффициент коммерческой нагрузки на МВЛ с суточной
отправкой 5... 7 пассажиров составляет 75%, а с суточной отправкой 8...
15 пассажиров — 72,5'°/о.
114
1800 кг) — вторая весовая категория легких самолетов МВЛ;
—	в санитарном варианте — двое носилочных больных и двое
сопровождающих медработников, медоборудование объемом не ме-
нее 1 м3 (всего около 400 кг);
—	в лесопатрульном варианте — четыре парашютиста-пожар-
ника, оборудование и груз габаритами 0,5X0,4x0,4 м (в сумме око-
ло 400 кг).
Для патрулирования лесов, санитарной службы, для перевозки
5 ... 7 пассажиров, для воздушных съемок, а также для транспорг-
но-связных работ целесообразно иметь легкий самолет первой весо-
вой категории * Такие самолеты принято называть многоцелевы-
ми. Они должны допускать быстрое (не более шести человеко-ча-
сов) переоборудование одного варианта в другой, возможность
эксплуатации на колесах, лыжах и поплавках.
На облик и массу легких многоцелевых самолетов оказывают
влияние, кроме изложенного выше, следующие требования.
1.	Шум в кабине экипажа и в пассажирской кабине не должен
превышать значений, регламентируемых предельным спектром.
2.	Шум на местности от самолета не должен превышать 93 . . .
95 PN дБ.
3.	Компоновка кабины экипажа должна предусматривать воз-
можность размещения двух членов экипажа и установку двойного
управления.
4.	Удельный объем багажников должен быть не менее 0,2 м3 на
одного пассажира. Почтовое помещение объемов 0,2 . . . 0,4 м3 не-
обходимо изолировать.
5.	Общий технический ресурс конструкции самолета — не менее
20 ... 30 тыс. полетов.
6.	Расчетная посадочная масса должна быть равна взлетной.
7.	На колесном шасси самолет должен обеспечить регулярную
эксплуатацию на грунтовых подготовленных и неподготовленных
аэродромах с удельной прочностью не менее 3 даН/см2.
8.	Самолет должен допускать эксплуатацию в диапазоне темпе-
ратур наружного воздуха —60 ... +50° С при относительной влаж-
ности 100%, а также при боковом ветре не менее 10 м/с.
9.	Самолет должен быть оборудован системой отопления и вен-
тиляции кабин. Если расчетная высота полета более 3 км, то ка-
бина должна быть герметичной.
10.	Должна быть обеспечена защита двигателей от попадания
камней и грязи при взлете и посадке.
11.	Навигационно-пилотажное оборудование должно обеспечи-
вать визуальный полет, полет по приборам вне видимости земли
и заход на посадку по минимуму 60X800 м (60 м —высота нижней
кромки облачности, 800 м — дальность горизонтальной видимо-
сти) .
* В связи с тем, что условия эксплуатации и потребные летные характери-
стики самолетов для сельского хозяйства резко отличаются от условий эксплуа-
тации самолетов другого назначения, сельскохозяйственные самолеты обычно вы-
деляются в специальный тип легких самолетов (см. гл. 8).
115
12.	Пол грузовой кабины должен быть рассчитан на удельную
нагрузку 400 даН/м2.
Более подробные требования к многоцелевым легким самолетам
излагаются в технических заданиях на проектирование конкретных
типов самолетов.
Из всех вопросов проектирования легких многоцелевых самоле-
тов для народного хозяйства ниже рассмотрены особенности схе-
мы самолета и выбор его основных параметров.
7. 2. О СХЕМЕ ЛЕГКОГО МНОГОЦЕЛЕВОГО САМОЛЕТА
При проектировании самолетов любого назначения обычно ана-
лизируются несколько возможных (конкурирующих) схем. Если
этот анализ проводится при фиксированных значениях скорости и
дальности полета, заданной ВПП, известном типе и количестве дви-
гателей, одинаковом во всех вариантах оборудовании и при задан-
ной целевой нагрузке, то критерием выбора наилучшей схемы яв-
ляется взлетная масса самолета. Можно также использовать при-
ращение взлетной'массы для различных схем самолетов, опреде-
ляемое, например, методом градиентов взлетной массы [5].
Схемы «утка» и «бссхвостка» не получили, как известно, рас-
пространения в дозвуковой авиации. По-прежнему доминирующей
схемой дозвуковых самолетов, в том числе и легких многоцелевых,
является нормальная схема с оперением позади крыла.
Представляет интерес развитие этой схемы для обсуждаемого
класса самолетов с реактивными двигателями.
Задача состоит в следующем.
Если на легком самолете, у которого эквивалентный диаметр
фюзеляжа сравнительно небольшой (1,7... 1,8 м), а оптимальная
относительная толщина крыла у корня, наоборот, весьма значи-
тельная (14 . . . 18%), расположить крыло в районе центра масс
целевой нагрузки — снизу или сверху (для уменьшения разбега
ьентровки загруженного и пустого самолета), то мидель фюзеляжа
вместе с центропланом существенно возрастает. Примерами таких
самолетов-низкопланов являются Як-40 и HS-125 «Джет Драгон»
(рис. 7. I и 7. 2). При этом на 15 . . . 20% растет коэффициент аэро-
динамического сопротивления самолета Сх0, а максимальное аэро-
динамическое качество уменьшается на 7 . . . 9% по сравнению со
схемами, представленными на рис. 7. 3 ... 7. 5 (самолеты-среднепла-
ны или полунизкопланы с кормовым расположением двигателей).
Продольные силовые элементы центроплана в последнем случае
(рис. 7. 3 . .. 7. 5) располагаются позади целевой нагрузки. У этой
схемы возрастает разбег центровки загруженного и пустого самоле-
та, а для взлета требуется более мощное горизонтальное оперение,
чем в первом случае (см. рис. 7. 1, 7.2). И все же данная схема
в последнее время все чаще применяется на легких реактивных
пассажирских самолетах, так как кроме аэродинамического совер-
шенства дает возможность существенно (в 1,6... 1,8 раза) умень-
шить расстояние от земли до пола кабины (улучшаются условия
погрузки и разгрузки), снизить массу двери-трапа и носовой стойки
116
*
Рис. 7. 1. Самолет Як-40 (СССР)
Рис 7.2. Самолет HS-125 «Джет Драгой» (Англия)
Рис. 7. 3. Самолет HFB «Ганза» 320 (ФРГ)
Рис. 7. 4. Самолет IAI «Уэствинд» (Израиль)
117
J
Рис. 7. 5. Самолет Цессна «Ситейшн» (США)
5200
17000
1695	4750
-*е——-------з
ыго
15000______________
Рис. 7. 6. Самолет Бе-32 (СССР)
118

МНШ11||1Н1Ц1ШШ111Н*1И"Ч111ШН11!1И
Рис. 7.7. Самолет GAF-24 «Номад» (Австралия)
Рис 7. 8. Самолет «Мерлин-ША» (США)
119
шасси. Кроме этого в новой схеме (рис. 7. 3 ... 7. 5) более рацио-
нально используется объем хвостовой части фюзеляжа (возрастает
плотность компоновки).
Что касается схемы легких многоцелевых самолетов с ПД и ТВД,
то классическая (нормальная) схема здесь не имеет какого-либо
развития. На новых легких турбовинтовых самолетах Бе-32 (рис.
7.6), GAF-24 «Номад» (рис. 7.7) применяется высокопланная схе-
ма. Схему, аналогичную GAF-24, имеет и самолет Ан-28, являю-
щийся развитием легкого самолета Ан-14 «Пчелка».
Большинство американских легких турбовинтовых самолетов
«общего пользования» имеют классическую низкопланную схему
(рис. 7. 8; 7.9).
Параметры названных выше легких самолетов даны в прило-
жении.
7.3.	ЧАСТНАЯ ОПТИМИЗАЦИЯ ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ
ЛЕГКОГО МНОГОЦЕЛЕВОГО САМОЛЕТА
ДЛЯ НАРОДНОГО ХОЗЯЙСТВА [3]
Выбор параметров самолетов производится, как известно, на ос-
нове решения задачи многопараметрической оптимизации. При
окончательном выборе учитываются как теоретические оптимумы
параметров, так и практические соображения, не вошедшие в кри-
терий оценки, например возможность развития (модификации) са-
молета, удобство эксплуатаций и т. п. При этом немаловажную
роль играет и такое обстоятельство, как глубина оптимума. Если
оптимум данного параметра пологий, то свобода выбора величины
его, естественно, возрастает.
Рассмотрим в качестве примера четырехмерн} ю задачу прибли-
женной оптимизации взлетной массы, площади и удлинения кры-
ла, а также крейсерской скорости гипотетического легкого много-
целевого самолета при заданных (варьируемых) значениях дально-
сти полета, длины разбега и двух вариантах механизации крыла:
Рис. 7. 9. Самолет «Супер Кинг Эр 200» (США)
120
—	шарнирных закрылках и зависающих элеронах;
—	шарнирных закрылках по всему омываемому размаху кры-
ла (роль элеронов в этом случае выполняют интерцепторы).
Будем считать, что самолет имеет свободнонесущее нестрело-
видное крыло по схеме полунизкоплан и Т-образное оперение. Си-
ловая установка соответствует концепции (Р/г) двигателя (см. гл.
2) и состоит из ДТРД АИ-25 со взлетной тягой 1500 даН и допол-
нительного пускового и аварийного ДТРД тягой 275 даН, исполь-
зуемого при запуске основного двигателя АИ-25, а также в случае
его отказа в полете.
Считаем, что самолет будет иметь следующий налет по видам
работ:
в лесной промышленности .	.	.	.	....................10%
санитарные перевозки.....................................  12%
в геодезии н картографии....................................6%
перевозки пассажиров, грузов и почты.......................37%
работы в промышленности..................................  35%
Ит ого 100 %
Целевая нагрузка самолета на первых трех видах работ состав-
ляет 400 кг, на местных воздушных линиях Аэрофлота — 700 кг,
в промышленности — 600 кг.
В качестве критериев оценки параметров самолета в различных
вариантах его применения выбираем:
A/Vpefic, коп/км — в лесной промышленности, в санитарной авиа-
ции, на траспортно-связных работах;
А, коп/ч —* в геодезии и картографии;
А/(^ком^ком^рейс), коп/(т-км) — при перевозке пассажиров, гру-
зов и почты на местных воздушных линиях (МВЛ).
Здесь А — стоимость часа полета; feKOM=0,75 — коэффициент
средней годовой загрузки на МВЛ.
Суммарный критерий Os, коп/(т-км), многоцелевого самолета
имеет вид составного (суммарная себестоимость перевозок):
tZx = 1	2) А ^рейс Н" ^зТДА Ц" 7^4АД&загрАнц.н 1/Гре£С), (7.1)
где feb fe2, йз — размерные коэффициенты, приводящие к размерно-
сти [коп/ (т - км) ];
fci = 1/тцн= 1/0,4, 1/т — на лесоавиационных и санитарных рабо-
тах; fe2= н= 1/0,6, 1/т — на транспортно-связных работах;
&3— 1/(Шц,н1/л)i = 1/(0,4УЛ), ч/(т-км)—на аэрофотосъемках и в
геодезии; Va -^скорость полета, соответствующая минимуму часо-
вых расходов; 75 = 0,22—^оля налета в лесной промышленности и
на санитарных работах; 72=0,35 — доля налета на транспортно-
связных работах; 73=0,06 — доля налета в геодезии и картогра-
фии; Т4=0,37 — доля налета на МВЛ.
Расчет стоимости летного часа ведем по методике, изложенной
в [5] при следующих константах, взятых для примера:
амортизационный ресурс конструкции самолета .	.	. 20 000 ч
межремонтный срок службы конструкции самолета . .	.	5^00 ч
121
амортизационный ресурс двигателя....................6 000 ч
межремонтный срок службы двигателя . .	.	« - .	,	2 000 ч
серия самолетов.....................................1 000 шт.
среднегодовой коэффициент коммерческой загрузки . .	. 0,75
Другие ограничения при решении задачи: самолет должен'экс-
плуатироваться с грунтовых аэродромов (средний коэффициент
сопротивления качению колес /кач = 0,1); шасси неубирающееся с
обтекателями; высота полета не более 3 км (в расчетах 2 км);
служебная нагрузка 900 кг; суммарная масса силовой установки
500 кг; угол отклонения закрылков при взлете б3акр:=20о; угол
атаки крыла при отрыве аОТр=10о; длина фюзеляжа /ф=10,5м; ме-
ханизация передней кромки крыла отсутствует.
Особенность вычислительного алгоритма данной задачи состо-
ит в определении взлетной массы самолета из двух условий: за-
данного значения £разб [6]; из уравнения баланса массы самолета.
7.3.1. Вычислительный алгоритм
Взлетная масса самолета из условия заданной длины разбега
находится из уравнения
разб
SCц oip^Qo (^lz ^о/^О /кач)
const,
(7.2)

где йу = 0,91—коэффициент, осредняющий тягу на взлете; Qo“
= 0,125; fKa4 = 0,l;g=9,81.
Коэффициент подъемной силы при отрыве, входящий в (7.2),
равен
Суа 0ТР=гр + [0,0352 3° - 0,413.10-3 (8°)2] \p.3/S +
+ [0,03382л - 0,413 • 10~3 (82л)2] (1 - \р.з/5) + ^Суа зем + 0,15.	(7.3)
При сужении крыла в плане г] = 2,5
С£а=0,104л/(л + 2).
Прирост Су отр вследствие влияния земли равен [10]
ЬСуа зеч = 0,3 - 0,255Л ЬА + 0,075 (h/b J2,
где h — расстояние от земли до конца САХ крыла в м;
3 I/ X >) + 1 Ь(1 -г ч) J
(7.4)
(7.5)
(7.6)
Если, например, принять т] = 2,5; h= 1,24 м; аОтр=10°; д3=20п;
SKp.3/S = 0,72, то
С„ р=1,04Х (X+2)-0,288Vv5 + 0,096X/5+
Jr г
4-0,0092582л - 0,116 • 10-3 (82л)2 + 0,84.	(7.7)
Определение т0 из уравнения баланса массы самолета. Пред-
ставим взлетную массу самолета в виде суммы масс крыла,„опере-
ния, фюзеляжа, шасси, оборудования и управления, силовой уста-
новки, служебной нагрузки, целевой нагрузки, топлива:
122
mQ - ткр + m0„ т тф -L mul у mo6-y,ip + mc>y + тсл + тц-н+m,.
Возьмем массу крыла по формуле (3. 13), массу оперения по
формуле (3. 26), массу фюзеляжа — по формуле (3. 20), массу шас-
си по формуле (3. 29) при следующих ограничениях:
*мех=1;	*кон=1;	?=о,825;
л.р = 6;	6=1;	со=О,18;	9=2,5;	Х=°°;
£^=1,0;	Ам=1; 50I,/S = 0,4;	/гсу=1,14, Ризб
/ф= 10,5 м; k^ = 1;	Аш=1;	рш.гч=4 даН/см2;
^ш.гл 1,25 м.
Тогда имеем	mKP = 23,8-10 4muX|/5;	(7.8)
шоп = 0,45 (4,4 +0,8 • 1О-3/по);	(7.9)
/Иф=44,3m'/4;	(7. 10)
/пш = О,О488/По-	(7.И)
По конструктивной проработке принимаем
mn6vnp = 37O + O,O158mo; /«с.у = 500 кг; /исл=90 кг; (7. 12)
• Jr	*	*
тЦ1Н—600 кг (среднее значение).
Таким образом,
/«0=23,8.10~4m0x J/S +0,4S(4,44-0,8- 1О-Зто) +
+44,3ml14 + 1560+«zt.	(7.13)
Уравнения (7. 2) .. . (7. 7) и (7. 13) решаются на ЭВМ совмест-
но методом итераций.
Входящая в (7. 13) масса топлива вычисляется по формулам
(3.38), (3.39).
При расчетах могут быть приняты следующие зависимости.
Максимальное аэродинамическое качество:
К
шах — 0,5 ]/ ЛАэф/Слад.
Эффективное удлинение крыла
Хэф=Х/(1 +0,03л).
Коэффициент Сха0 с неубирающимся шасси
Схаь — 0,021 + 0,013.30/5.
(7. 14)
(7. 15)
(7. 16)
Значения тяги, удельного часового расхода топлива и времени
на различных этапах эксплуатации самолета с двигателем АИ-25
заковы.
Этапы полета	1
Р> ДаН	/Йо/Ктах
Ср, кг/(даН ч) 0,73
2
100
1,00
/, ч	0,278	0,278
3	4
4	0,95/72(i/Kni ах
0,66	0,70
0,10	0,75
5
7>потр(1/Л, *5
0,535 +
+ 0,613Х
ХЮ“3У
LjV—90/У
123
Здесь этапы полета: 1 — набор высоты; 2— снижение; 3 — на земле; 4 — по-
лет с навигационным запасом; 5 — крейсерский полет. Значения / = 0,278 ч по-
лучены при // — 2 км и Vy — 2 м/с. В столбце 5 L в км, V в км/ч.
Несливаемый остаток топлива принят равным 6 кг.
Расчетное уравнение для определения потребной массы топли-
ва (в кг) имеет вид
/пт
0,794/По
(0,021 4- 0,013-30/S) (1 +0,ОЗХ) W
+ (0,535 + 0,613-10~V)(£ V-9Q/V)PK^C + 6Q,
где тяга (даН) в крейсерском полете
крейс=о,0814 •!0-w2 + 0,00151V*+(1 + -->
(7. 17)
(7.18)
Здесь скорость полета V в км/ч.
7. 3. 2. Результаты и анализ решения
Результаты решения задачи на ЭВМ представлены на рис.
7. 10... 7. 15.
Оптимальная скорость полета (рис. 7. 10).
Увеличение VOpt при уменьшении Lp есть, с одной стороны, ре-
Рис. 7. 10. Зависимость опти-
мальной скорости полета от
расчетной дальности при раз-
личной длине разбега:
/ Тразб = 150 м: 2 £разб = 175 м;
3—Дразб=200 м; —-----на взлете
зависающие элероны (10°) и закрыл-
ки (20°); —---’ — на взлете за-
крылки по всему омываемому раз-
маху (20°)
акция критерия опенки на уменьше-
ние рейсовой скорости, а с другой
стороны, рост VOpt объясняется
уменьшением площади крыла и си-
лы аэродинамического сопротивле-
ния при заданном двигателе.
Увеличение длины разбега при-
водит к уменьшению площади кры-
ла и, соответственно, к росту Vopt-
Переход к более мощной механи-
зации крыла приводит к некоторому
росту V'opt (при 7>разб — 150 м).
Заметим, что значение VOpt=
= 340...400 км/ч при Lp=400 . . .
... 500 км и £Разб= 150 ... 175 м сов-
пало с результатом, полученным
Л. В. Коноваловой путем исследо-
вания операций для случая патру-
лирования лесов, а также в сани-
тарной авиации [4].
Скорость полета более 400 км/ч
на высоте <2 км представляется
124
*5
Рис. 7. 12. Зависимость оптималь-
ной площади крыла от расчетной
дальности полета при различной
длине разбега. Обозначения ана-
логичны рис. 7. 10
Рис. 7.11. Зависимость оптимального
удлинения крыла от расчетной даль-
ности полета при различной длине
разбега. Обозначения аналогичны
рис. 7. 10
нецелесообразной, так как приведет к увеличению перегрузок от
порывов ветра, уменьшению срока службы конструкции самолета,
снижению комфорта пассажиров и экипажа. Кроме этого, при
У>400 км/ч необходимо переходить к убирающемуся шасси, что
снижает уровень надежности и простоты самолета.
Оптимальное удлинение крыла по Lp представлено на рис. 7. 11.
Увеличение Xopt при Lp=300 км объясняется уменьшением пло-
щади крыла. Для сохранения длины разбега при уменьшении S
система стремится к увеличению Суа оТр вследствие роста X (точ-
нее, вследствие увеличения Суа по а). Чем меньше площадь кры-
ла — с ростом Lp,— тем больше Zopt при Lp^400 км.
Увеличение Xopt при Lp^500 км по сравнению с %opt при Lp=
= 400... 450 км объясняется реакцией вычислительного алгорит-
ма на рост массы топлива, взлетной массы и, в итоге, на рост
суммарной себестоимости 1 т-км.
Известно, что с увеличением X снижается сила индуктивного
сопротивления и потребная тяга силовой установки. Уменьшается
также и масса потребного топлива при полете на заданную даль-
ность.
Интересно, что минимум Xppt лежит в диапазоне Lp=400...
...500 км для всех исследованных значений Lpa36= 150.. . 200 м.
При этом XOpt = 7,5 ... 8,1.
125
Рис. 7 13. Оптимальная взлетная
масса легкого самолета для народно-
го хозяйства Обозначения аналогич-
ны рис. 7 10
Рис. 7 14. Оптимальная нагрузка на
1 м2 крыла при взлете. Обозначения
аналогичны рис. 7. 10
Переход к более мощной механизации —• закрылкам по всему
размаху — приводит к незначительному изменению Aopt (AAopt^S
^0,2) при Lp—400 . . . 500 км.
Несмотря на пологий характер оптимума as (А) отступать от
Aopt нецелесообразно, так как:
—	с уменьшением А при S = const ухудшаются посадочные ха-
рактеристики самолета;
—	с увеличением А растет Суа и перегрузка при полете в не-
спокойном воздухе, что приводит к уменьшению ресурса конст-
рукции крыла. Увеличение А на 10% в диапазоне А—7.. . 9 приво-
дит к уменьшению ресурса конструкции крыла также примерно
на 10%.
Оптимальная площадь крыла по Lp дана на рис. 7. 12.
Рост оптимальной площади крыла с увеличением Lp объясня-
ется увеличением взлетной массы при (£Разб, T’q)—const. Приме-
нение закрылков по всему размаху взамен закрылков и зависаю-
щих элеронов приводит к уменьшению оптимальной площади крыла
на 1 ... 2 м2.
Оптимальная взлетная масса самолета по дальности полета
представлена на рис. 7. 13, откуда видно, что применение более
мощной механизации крыла приводит, как правило, к уменьше-
нию взлетной массы. Наибольшее снижение (90,8 кг) полу-
чается при Lp=400 км и £разб= 175 м.
126
Оптимальную нагрузку на 1 м2 крыла при взлете иллюстрирует
рис. 7. 14. Интересной особенностью данной задачи является не-
соблюдение линейного закона «квадрата-куба» при изменении мас-
сы самолета по дальности полета, что видно из рис. 7. 14.
В самом деле, при линейном подобии нагрузка на 1 м2 крыла
должна следовать закону у rnQ (где % — коэффициент про-
порциональности), т. е. должна расти с увеличением т0 [5].
В рассматриваемой же задаче нагрузка на 1 м2 крыла умень-
шается с ростом взлетной массы. Известно, что статистика по
самолетам во всем диапазоне взлетных масс (1 ...300 т) прибли-
женно следует закону линейного подобия [5]. Объясняется это
тем, что размеры самолетов, характеристики силовой установки и
летные данные (дальность полета, длина разбега и др.) непре-
рывно изменяются с ростом взлетной массы. В нашей же задаче
эти предпосылки линейного подобия не соблюдаются: размеры
фюзеляжа при изменении Lp остаются
разбега. Тяга двигателя и масса сило-
вой установки также являются конс-
тантами. Поэтому в данной задаче при
увеличении Lp взлетная масса растет
медленнее, чем площадь крыла, а от-
ношение этих величин p0 = m0/S
уменьшается.
Из рис. 7.14 видно, что переход к
более мощной механизации крыла
приводит к росту оптимальной нагруз-
ки на 1 м2 крыла при взлете на 5 . . .
10 кг/м2.
Зависимость суммарной себестои-
мости перевозок от длины разбега да-
на на рис. 7.15. Видно, что за уменьше-
ние длины разбега приходится распла-
чиваться ухудшением экономичности
самолета при Lp=const. Основная
причина этого — увеличение площади
крыла и, как следствие, уменьшение
скорости полета при уменьшении рас-
четной длины разбега *.
Увеличение суммарной себестои-
мости перевозок с ростом расчетной
дальности при Аразб —const объясня-
ется увеличением массы потребного
топлива, массы пустого самолета и
взлетной массы. Не менее важной при-
чиной роста (Ар) является сниже-
ние скорости полета при увеличении
£р вследствие роста площади крыла.
неизменными, как и длина
&х,коп/(т-км)
150	ц5	риз5» м
Рис 7. 15. Зависимость суммар-
ной себестоимости перевозок
от длины разбега при различ-
ной расчетной дальности по-
лета:
—£р = 300 км; 2—ьр = 400 км; 3—
Lp = 500 км;----- на взлете зави-
сающие элероны (10°) и закрылки
(20°); —---- — на взлете закрылки
по всему омываемому размаху (20°)
В данном случае при неизменном двигателе и на заданной высоте по-
лета
127
Чтобы оценить годовую экономию, связанную с увеличением
расчетной длины разбега и применением более мощной механиза-
ци крыла, воспользуемся формулой
Э= IO-3. |Да1| тц.нИрейсЗГ0ДЛГс,	(7. 19)
где Э — годовая экономия, руб.;	приращение суммарной
себестоимости 1 т*км, коп/(т-км); Вгод — средний годовой налет
одного самолета, ч/год; Nc — количество самолетов; Урейс — рей-
совая скорость, км/ч; тц,н— целевая нагрузка, т.
Возьмем для примера тц н=0,6 т; УРейс=300 км/ч; Вгод=
= 1000 ч/год; Ас=1000; механизации крыла — закрылки и зави-
сающие элероны. При переходе с Сра3б=150 м к £ра3б= 175 м и
при £р=500 км значение вычисленное по методике, указан-
ной в [5], равно 2,866 коп/(т-км). Тогда можно получить следую-
щую годовую экономию: Э= 10~3 • 2,866 • 0,6 • 300* 106=516 000 руб.
" Длина разбега 150 м при MCA соответствует потребной длине
ВПП 400 м, а Лразб= 175 м — длине ВПП 500 м. Если учесть, что на
долю L впп =^400 м на местных воздушных линиях приходится
всего 2... 3% аэродромов, а также приведенную выше экономию,
то становится очевидным: при проектировании рассматриваемого
легкого многоцелевого самолета следует принять L впп =500 м.
В этом случае самолет может использовать 97... 98% всех аэро-
дромов МВЛ.
Применение закрылков по всему размаху* взамен закрылков и
зависающих элеронов может дать следующую годовую экономию
при Lp=500 км, Ара3б= 175 м и A&s—0,5 коп/(т• км):
Э= 10~3-0,5-0,6-300-106=90000 руб.
В итоге решения получены следующие характеристики оптими-
зированного легкого самолета при ограничениях: £расч=500 км,
Lpa36=175 м (£впп =500 м), /7=2 км, %=0°, со=О,18, с двигателем
АИ-25 и закрылками по всему омываемому размаху: гтг0=3285 кг;
3 = 28 м2; mo/S= 117,5 кг/м2; А,=7,64; Суа отР== 1,68; 17КРейс’=
= 395 км/ч; А = 67,8 руб/ч; аз = 40,6 коп/(т-км)— критерий
оценки.
Интересно, что по критерию «часовые летные расходы» резуль-
тат оптимизации при тех же исходных данных будет другим: ш0=
= 2960 кг; 3=22 м2; ш0/3=135 кг/м2; Z=6,5; СуаОтР=С65;
Укрейс=207 км/ч; А = 51,2 руб/ч — критерий оценки, <zs = 87,6 ко
(т- км).
7.4. ПАРАМЕТРЫ ПАССАЖИРСКИХ КАБИН
И ФОРМА СЕЧЕНИЯ ФЮЗЕЛЯЖА ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
ДЛЯ НАРОДНОГО ХОЗЯЙСТВА
Размеры кабины для размещения пассажиров на легких само-
летах должны удовлетворять определенным требованиям и реко-
* Роль элеронов в этом случае выполняют интерцепторы (как, например, на
легком самолете «Мицубиси MU-2»).

Рис 7 16 Высота и ширина пассажирской кабины легких
гражданских самолетов
мендациям [7]. Желательно, чтобы удельный объем кабины (на
одного пассажира) был не меньше 0,8 м3/пас.
Параметры пассажирских кабин легких самолетов /каб, ^каб,
&каб, ^каб (длина, высота, ширина и объем кабин) даны в табл. 7.1.
Статистика по параметрам пассажирских кабин легких само-
летов показывает (рис. 7. 16, 7. 17), что ширина, высота и удель-
ный объем ^Ьаб = ^каб/Апас приближенно следуют линейным зависи-
мостям:
Z>Ka6 = 0,924-0,062nliac, м;	(7.20)
Лкаб = К09 4-0,0364япас, м;	(7.21)
г\аб = 0,655 + 0,0145zzIiac, м3/пас.	(7. 22)
На легких гражданских самолетах, в том числе многоцелевых,
фюзеляж в сечении делают либо в виде прямоугольника со скоуг-
ленными углами (фюзеляж с таким сечением часто называют «ле-
тающим вагоном»), либо овальной бочкообразной формы, либо,
наконец, в виде круга с 1,7 м (см. табл. 7.1).
Рис 7. 17. Удельный объем кабины

5	879
129
7. 1. Пассажирские кабины легких гражданских самолетов
Каждая из форм сечении име-
ет свои преимущества и недоста-
тки. Так, преимуществами фюзе-
ляжа типа «летающий вагон» яв-
ляются простота изгоювленпя
плоских панелей 'фюзеляжа и
наилучшие условия дтя перевоз-
ки крупногабаритных грузов. Од-
нако фюзеляж с такой формой
сечения не может быть герметич-
ным, так как плоские панели не
могут воспринимать необходимое
избыточное внутреннее давление.
Не отличается прямоугольная
форма сечения и экономным пе-
риметром (смачиваемой площа-
дью внешней поверхности фюзе-
ляжа) при заданном уровне ком-
форта.
Фюзеляж круглого сечения не
имеет этих недостатков, однако
мидель его увеличивается,
и овальное сечение, которое дает
Мидель 2 Периметр =5,WZn
Рис 7 18 Сечение фюзеляжа тина
«летающий вагон»
Представляет также интерес
возможность получить наибольшую высоту кабины при равном с
кругом миделе, что видно из рис 7. 18, 7. 19, 7. 20.
Аэродинамическое сопротивление и масса бочкообразного в се-
чении фюзеляжа (рис. 7. 19), как правило, не получаются больше,
чем у «летающего вагона» (рис. 7. 18). Однако применять оваль-
ное сечение целесообразно лишь при ограниченной высоте полета
(ограниченном избыточном давлении). Если высота полета боль-
ше 5 . . .6 км, то наилучшей формой сечения фюзеляжа легких са-
молетов является крут.
ГЛАВА 8
ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
САМОЛЕТОВ ДЛЯ СЕЛЬСКОГО ХОЗЯЙСТВА
С каждым годом увеличивается значение самолетов в сельско-
хозяйственном производстве. Особенно это касается нашей стра-
ны в связи с интенсивной химизацией и механизацией сельского
хозяйства, о чем свидетельствуют следующие данные [23] об из-
менении с годами размеров обработанных с воздуха земель
(в млн. га):
1955	1961	1965	1966	1968	1969	1970	1974
9,5	23,3	55,1	63,2	74,8	76,2	83,2	90,4
Развитие сельскохозяйственной авиации объясняется следующи-
ми ее преимуществами по сравнению с наземными видами сельско-
хозяйственных машин:	___
5*
131
—=-*
1520
Мидель = 2,2 75 м2	Периметр=5 ^8 м
Рис 7. 19. Бочкообразное сечение фюзе-
ляжа
Мидель^ 2,28 м*
Периметр
Рис 7. 20 Круглое сечение фюзеляжа
—	в 2...3 раза снижается стоимость обработки гектара, осо-
бенно при малых нормах расхода химикатов;
—	обеспечивается независимость от времени года, состояния
почвы и рельефа местности;
—	исключаются повреждения сельскохозяйственных культур,
что на 10 . . . 15% увеличивает урожай;
—	значительно увеличивается производительность работ: при
внесении минеральных удобрений в 1,4 ... 1,5 раза, при химической
прополке посевов от сорняков в 4... 5 раз, при дефолиации хлоп-
чатника в 3,5 . . . 3,7 раза, при борьбе с вредителями растений в
3 . . . 5 раз;
—	обработка сельскохозяйственных угодий ведется в наиболее
выгодные агротехнические сроки, например ранней весной, когда
наземная техника еще не может работать из-за распутицы.
В нашей стране более 40% общего объема химических работ
в сельском хозяйстве выполняется авиацией. Распределение основ-
ных видов авиационно-химических работ дано в табл. 8. 1 [23; 26].
8. 1. Основные виды авиационно-химических работ
в сельском хозяйстве СССР [23]
Виды работ
1965 г.
1970 г.
1974 г.
Борьба с вредителями и болезнями
с.-х. растений %
Борьба с сорняками, %
Внесение минеральных удобре-
ний, %
Дефолиация и десикация расте-
ний, %
Всего
48,7
17,6
30,4
3,3
100%
30,9
25,2
39,3
100%
27,1
26,1
41,7
100%
В сельском хозяйстве нашей страны стали применять самолеты
еще в 20-е годы. В настоящее время основным сельскохозяйствен-
ным самолетом (СХС) у нас является Ан-2с.
8. 1. ОСНОВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ РАЗВИТИЯ
СЕЛЬСКОХОЗЯЙСТВЕННЫХ САМОЛЕТОВ
Известно, что специально спроектированные сельскохозяйствен-
ные самолеты в 1,5 ... 2 раза более экономичны, чем переоборудо-
ванные или многоцелевые. Такая важнейшая характеристика, как
отношение максимальной массы химикатов к взлетной массе со-
ставляет для переоборудованных и многоцелевых с/х самолетов
23... 30%, а для специальных сельскохозяйственных самолетов —
35... 49%. Интересно отметить, что специализированные СХС име-
ют самую высокую отдачу по целевой нагрузке (химикатам) среди
самолетов любого другого назначения.
В приложении даны основные характеристики специализирован-
ных СХС, откуда видно, что все эти самолеты являются одномотор-
ными, с тянущим винтом.
133

Рис. 8 1 Специализированный сельскохозяйственный самолет Аэро Ком-
мандер S 2D (США)
134
Рнс. 8 2 Новозеландский специализированный сельскохозяйствен
ный самолет PL 12 «Эйртрак»
Статистика показывает, что наибольшую относительную массу
химикатов (до 49%) имеют специализированные СХС взлетной
массой около 2000 кг.
Анализ конструкций сельскохозяйственных самолетов позволя-
ет выделить несколько основных направлений (концепций) их про-
ектирования и развития.
Первое направление — создание максимально простых, надеж-
ных и дешевых сельхозсамолетов. Низкорасположенные крылья
таких самолетов имеют умеренную механизацию, звездообразные
двигатели часто ставят без капота.
Типичным представителем данного направления является само-
лет Аэро-Коммандер S-2D (рис. 8. 1).
Второе направление — создание самолетов-цистерн. Полезная
весовая отдача их достигает 45... 49%. Типичный самолет этого
направления показан на рис. 8. 2.
Третье направление развития сельскохозяйственных самоле-
тов — переход на турбовинтовые двигатели, работающие на более
дешевом топливе (керосине) и имеющие меньшую удельную массу.
Представителями этого направления являются самолеты: РС-6
«Турбо-Портер» (рис. 8.3), «Траш Коммандер» (рис. 8.4), «Эг
Кэт» (США), «Турбо-Трэктор» (США) и др.
8.	2. ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ
К СЕЛЬСКОХОЗЯЙСТВЕННЫМ САМОЛЕТАМ
Обобщение литературы по эксплуатации СХС дает возможность
составить следующие общие требования к специализированным са-
молетам этого типа.
Требования к конструкции самолета
1.	Неубирающееся шасси должно обеспечить регулярную экс-
плуатацию на грунтовых аэродромах с удельной прочностью грун-
та не менее 3 даН/см2.
2.	При полетах на оперативные точки должна быть обеспечена
транспортировка стремянок, чехлов, багажа членов экипажа, швар-
товочных приспособлений и т. п. Кроме кресла пилота в самолете
необходимо предусмотреть не менее двух мест (легкосъемные или
откидные сидения) для перевозки пассажиров.
3.	Конструкция самолета должна обеспечивать максимально воз-
можную защиту пилота в случае аварийной посадки (в том числе
при капотировании самолета). Кабину пилота желательно распо-
лагать в задней части фюзеляжа, за бункером для химикатов.
4.	Прочность крепления агрегатов самолета, угрожающих жиз-
ни пилота в случае аварийной посадки, а также прочность крепле-
ния кресла и привязных ремней должна быть рассчитана на пере-
грузку не менее /?рл= 15.
5.	Баки для топлива и химикатов должны быть максимально
приближены к центру масс пустого самолета с тем, чтобы цент-
ровка загруженного самолета в полете существенно не изменялись
при различных вариантах загрузки.
136
Рис. 8.3. Турбовинтовой сельхозсамолет РС-6 «Турбо-Портер» (Швей-
цария)
Рис 8.4. Турбовинтовой сельхозсамолет «Траш Коммандер» (США)
137
6	Необходимо обеспечить некоторый наддув кабины пилота для
защиты от попадания вредных для здоровья химикатов и тщатель-
ную фильтрацию поступающего воздуха. Должен быть предусмот-
рен индивидх альный обдув пилота воздухом.
7.	Должна быть обеспечена защита от коррозии деталей и агре-
гатов самолета и сельхозаппаратуры, которые могут иметь контакт
с ядохимикатами.
8.	Должен быть обеспечен хороший круговой обзор из кабины
пилота при рулении, взлете, в полете и при посадке. Для обзора
задней полусферы допускается установка в кабине зеркала.
9.	Лобовое стекло кабины пилота должно иметь стеклоочисти-
тель и обогрев.
10.	В кабине пилота должен быть микроклимат, позволяющий
работать в различных климатических условиях.
Требования к силовой установке
1.	Должна быть обеспечена надежная защита двигателя от по-
падания с земли камней и грязи пры рулении, взлете и посадке,
а также химикатов при загрузке.
2.	Запуск двигателя должен надежно обеспечиваться от авто-
номного источника питания в течение всего летного дня.
3.	Должен быть предусмотрен привод сельскохозяйственной ап-
паратуры от двигателя самолета.
Требования к специальному оборудованию
Кроме пилотажно-навигационных приборов самолет должен
быть оснащен специальными для СХС приборами:
—	дистанционным измерителем количества химикатов, в баке-
бункере;
—	указателем текущего расхода химикатов в полете;
—	сигнализатором критической скорости в горизонтальном по-
лете и на разворотах, если самолет имеет режим сваливания;
—	регистратором количества взлетов-посадок и времени работы
двигателя на земле и в полете;
—	самописцем малых высот с записью сигнала от высотомера.
Требования к сельхозаппаратуре
1.	Аппаратура должна обеспечить выполнение следующих видов
работ:
—	рассев гранулированных и порошковидных химикатов;
—	высев семян и отравленных приманок;
—	опрыскивание жидкими растворами, эмульсиями и суспен-
зиями.
2.	Бак (бункер) для химикатов (и другие элементы аппаратуры)
должен быть выполнен, в основном, из пластмасс, стойких к воз-
действию химикатов. Необходимо обеспечить возможность легкой
очистки, мойки и дегазации бака.
138
3.	Аппаратура должна иметь устройство для перемешивания су-
спензий и эмульсий в полете.
4.	Следует предусмотреть аварийный сброс сыпучих и жидких
ядохимикатов.
При проектировании конкретных СХС указывают также требо-
вания к летно-техническим и экономическим характеристикам, та-
ким как:
—	емкость бака для химикатов;
—	диапазон рабочих скоростей (Ураб);
—	 минимальная скорость полета;
—	диапазон рабочих высот полета (ТТраб);
—	допустимая скорость бокового ветра (U/);
—	скороподъемность;
—	время разворота при челночном способе обработки (/разе);
—	длина ВПП;
—	продолжительность полета без дозаправки топливом;
—	минимально допустимая доля химикатов от взлетной массы
самолета;
—	максимально допустимая стоимость часа полета;
•	— ресурс конструкции;
—	максимально допустимая стоимость серийного самолета.
Обычно УРаб= 120 . . . 180 км/ч (иногда 1/раб=220 . . . 230 км/ч);
Vmln-= 80... 85 км/ч — без механизации крыла; Яраб —5...50 м
(за рубежом допускается Яраб^1 м); Ц7=10. . . 12 м/с; Vv^3 м/с;
^Разв = 40.. . 60 с; Лвпп =400... 500 м; mXHV^0,4. Другие пара-
метры и характеристики сельскохозяйственных самолетов приведе-
ны в приложении.
Из сравнения приведенных данных с характеристиками легких
многоцелевых самолетов (гл. 7) видно, что характеристики сель-
скохозяйственных самолетов существенно отличаются (как и тре-
бования к самолетам) от характеристик многоцелевых самолетов,
что и объясняет необходимость создания специализированных сель-
скохозяйственных самолетов.
8.3.	О СХЕМЕ СЕЛЬСКОХОЗЯЙСТВЕННЫХ САМОЛЕТОВ
Эволюция схемы СХС (специализированных и многоцелевых)
показана на рис. 8. 5. Видно, что доминирующей схемой СХС за
рубежом в настоящее время является низкоплан, что объясняется
следующими достоинствами самолетов низкопланной схемы:
—	улучшается качество авиахимработ вследствие увеличения
скоса потока на меньшем расстоянии крыла от земли. Частицы
химиката попадают не только на вершину растений, но проникают
также и вглубь, что весьма важно;
—	шасси удобнее крепить к крылу по сравнению с высокопла-
ном;
—	уменьшается масса крыла и фюзеляжа;
—	по сравнению с бипланом уменьшается вредное аэродинами-
ческое сопротивление за счет исключения многочисленных стоек и
расчалок;
13Q
t
1950	I960	1970	Годы
Рис 8 5 Эволюция схемы сельхозсамолетов'
/—низкоплан, 2—биплан, 3—высокоплан
—	улучшаются взлетно-посадочные характеристики вследствие
близости земли;
—	удобнее крепить штанги для опрыскивания по всему разма-
ху крыла;
—	при расположении кабины пилота за крылом (и за бунке-
ром) существенно улучшается обзор боковой полусферы во время
многочисленных разворотов. Это обстоятельство повышает уровень
безопасности полета;
—	облегчаются работы по техническому обслуживанию самоле-
та — осмотру, заправке топливом и т. п.
Типичные специализированные СХС-низкопланы показаны на
рис. 8. 6 и рис. 8. 7.
Часто применяемый верхний крыльевой подкос на современных
СХС-низкопланах (рис. 8. 5 и 8.6) позволяет на Ю... 15% умень-
Рис, 8.6. Специализированный сельскохозяйственный самолет фирмы Цесс-
на (США)
140
0АЛл
Рис. 8.7. Польский специализированный сельскохозяйственный самолет
PZL-106 «Крук»
шить массу крыла, что весьма важно для весовой отдачи по хими-
катам и для экономики самолета. Вообще снижение массы конст-
рукции сельскохозяйственного самолета, как правило, важнее рав-
ноценного роста аэродинамического сопротивления.
Интересной особенностью эволюции схемы СХС за рубежом
является некоторое увеличение доли бипланов в 50 . . 60-е годы
(см. рис. 8.5). После второй мировой войны большинство дово-
енных многоцелевых самолетов-бипланов было направлено в сель-
ское хозяйство, чем и объясняется эта особенность. Затем, когда
бипланы были списаны, а конструкторы более внимательно отнес-
лись к выбору схемы, доля бипланов стала резко уменьшаться.
Возможная компоновка сельскохозяйственного самолета с од-
ним ТВД показана на рис. 8. 8*.
Компоновка, показанная на рис. 6. 8, а, отличается лучшей защи-
той пилота при аварии и возможностью наблюдения за действием
сельскохозяйственной аппаратуры. Однако, вследствие ухудшения
обзора вперед-вниз, самолет этой схемы больше предрасположен к
летным происшествиям. Схема имеет и другие недостатки:
—	опасность для пилота воспламенения горючих химикатов в
случае подтекания их из бункера;
—	возможность проникновения в кабину (при недостаточной се
герметичности) химикатов при загрузке и загрязнения фонаря;
х	Двухдвигательиые СХС не строят, так как при полете иа высоте 1 . 5 м
отказ одного двигателя невозможно (по времени) компенсировать форсированием
работающего двигателя Аварийная посадка неизбежна К тому же одиодвига-
тельиые самолеты проще и экономичнее
141
кабины и бункера для химикатов
Рис 8 8. Компоновка
на сельскохозяйственных самолетах с одним ТВД
— увеличение миделя фюзеляжа (вместе с фонарем) при оди-
наковом размере бункера, что ведет к росту аэродинамического
сопротивления.
В итоге схемы 8. 8, а и 8. 8, б можно считать примерно равноцен-
ными (конкурентоспособными). Широко применяются обе схемы.
8.4.	)ПРИМЕР ВЫБОРА ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ И ХАРАКТЕРИСТИК
СЕЛЬСКОХОЗЯЙСТВЕННОГО САМОЛЕТА
Данная задача, как и все задачи оптимизации самолетов дру-
гого назначения, является комплексной, системной. При ее реше-
нии необходимо иметь:
—• информацию об условиях эксплуатации сельскохозяйствен-
ных самолетов (средняя длина обрабатываемых угодий или «дли-
на гона»; покрытие и длина ВПП; виды и объем сельхозработ,
динамика их изменения на ближайшие 10. . . 15 лет; время заправ-
ки химикатами и топливом, зависящее от степени механизации ра-
бот) ;
—	характеристики самолетной сельскохозяйственной аппарату-
ры (производительность, необходимые затраты мощности, аэроди-
намическое сопротивление и т. п.);
—	обоснованные прогнозы ресурсов конструкции самолета и
двигателей, стоимости самолета и стоимости его эксплуатации;
—	обобщенные характеристики силовой установки, материалов
конструкции;
—	схему самолета.
При этих условиях необходимо ответить на два основных во-
проса:
142
1) о рациональном парке и типаже сельскохозяйственных само-
летов;
2) об оптимальных параметрах и характеристиках самолетов в
каждой весовой категории.
Многие авторы — Касторский В. Е., Назаров В. А., Сарымса-
ков X. Г., Френкель М. А. и др. — считают [9; 23], что наиболее
целесообразно иметь два типа специализированных СХС:
— легкий СХС, рассчитанный на массу химикатов до 600...
. . . 800 кг;	—'
—	тяжелый СХС, рассчитанный на массу химикатов до 2000 .. .
.. . 2200 кг.	________
В настоящей работе рассматривается только вторая, «внутрен-
няя» задача. Допустим, что при решении этой задачи известны:
—	схема самолета и вид механизации крыла;
—	тип двигателя;
—	вид технологического процесса обработки сельскохозяйствен-
ных угодий — «загонный» или «челночный» [23], рис. 8.9;
—	расчетная масса химикатов;
•	— летное время без дозаправки и распределение его по этапам
полета;
—	• требования по безопасности полетов, прочности и долговеч-
ности конструкции самолета и т. п.;
— критерий оптимизации параметров и характеристик СХС.
Для примера рассмотрим приближенную трехмерную задачу
оптимизации нагрузки на 1 м2 крыта (р0), рабочей скорости поле-
та (Краб) и удлинения крыла (X).
В качестве объекта исследования принимаем специализирован-
ный СХС, имеющий схему «полунизкоплан без подкосов». Шасси
неубпрающееся. Другие ограничения задачи:
—	силовая установка включает один ТВД;
—	механизация крыла: выдвижные закрылки и предкрылки, за-
висающие элероны;
—	масса химикатов /т?хим = 800 кг;
—	минимально допустимая вертикальная скорость Ку=4 м/с;
—	годовой налет 825 ч;
—	основной вид авиахимработ •— опрыскивание;
— нормативный коэффициент эффективности капиталовло?ке-
ний £ = 0,15;
— коэффициент резервных двигателей ДЕ= 1,23;
-	- ресурс конструкции самолета при двух капитальных ремон-
тах Тс — 10 000 ч налета;
—	ресурс двигателя при одном капитальном ремонте 7ДВ--
= 5000 ч/
—	коэффициент стоимости одного капитального ремонта конст-
рукции самолета kv с = 0,25 (от первоначальной стоимости само-
лета) ;
—	коэффициент стоимости одного капитального ремонта дви-
гателя kp д=0,3 (от первоначальной стоимости двигателя);
143
Рис 8 9 Челночный (а) и загонный (б) способы обработ-
и
ни сельхозугодии
— стоимость тонны топлива _с учетом непроизводственного на-
лета (облет, тренировки и т. п.) Ст = 52 руб/т;
—	удельная стоимость двигателя Сдв = 40 руб/э.л.с.;
—	удельная стоимость самолета без двигателя (при серии
1000 шт.) Сс = 44 руб/кг;
—	неварьируемые параметры самолета и его агрегатов:	2,5;
со^О,!8; х = ^ ; /ф=9,2 м; Ь^= 1,2 м; б’оп^^ОД; Ащ гл=1,2 м;
Рш. гл = 3 даН/см2; уДБ = 0,22; Ас. у=0,22; тОб = 250 кг; тсл = 80 кг;
лр=5,25;
—	рабочая высота полета 5 м;
—	высота при разворотах 50 м;
—	средняя длина гона 1200 м;
—	часовая зарплата летчика 12 руб/ч;
—	косвенные (аэропортовые) расходы 14 руб/ч;
—	летное время без дозаправки топливом 1,5 ч. Распределение
времени по этапам полета принималось по статистике (табл. 8.2).
8 2. Распределение времени работы сельскохозяйственного самолета
при одной заправке топливом
Время	Основное ле«ное время				Прочее вьемя (загрузка химика ив)
	Взле1Ы	Pa6oia и иереле1ы	Разворо гы	Посадки	
в %	3	50	45	2	
в ч	0,045	0,75	0,675	0,03	0,5
суммарное	1,5 ч (100%)				0,5
Длина разбега самолета варьировалась.
144
В качестве критерия оценки СХС взяты приведенные затраты на
обработку одного гектара угодий (апр), включающие не только
себестоимость обработки одного гектара, но и капиталовложения,
необходимые для проведения авиационных сельскохозяйственных
работ [9].
8.4.1. Особенности вычислительного алгоритма
В данной задаче, кроме перечисленных выше констант, известен
тип двигателя — ТВД. Взлетная мощность его выбирается в про-
цессе оптимизации самолета.
Вначале методом последовательных приближений определяем
взлетную массу из уравнения баланса масс в относительных вели-
чинах:
™кр +
Won +	+ т, пр т т
(1//п0) (/псб +	+/псл) +/пг.
Здесь относительные массы крыла, фюзеляжа, оперения, шасси,
управления и силовой установки определяются по формулам, при-
веденным в гл. 3, а /Поб+/Пхпм+^сл=250+800+80= 1130 кг=
= const.
Для решения^ уравнения (8.1) необходимо определить энерго-
вооруженность TVo, входящую в формулу (3. 30), а также в форму-
лы для относительной массы топлива. Значения ;Vq находятся обыч-
но из нескольких заданных ограничений, в данном случае из трех
условий:
— длины разбега при MCA (варьируемой величины);
— рабочей скорости (независимой оптимизируемой величины);
—• вертикальной скорости 4 м/с в расчетных условиях (темпера-
тура воздуха +30° С, давление 730 мм рт. ст.).
При каждом сочетании независимых величии (р0, Ураб,
Тфазб) решение уравнения (8. 1) считается действительным (значе-
ние ш0) лишь при (М0)тах!_найденной из перечисленных условий4.
Поскольку определить TVo невозможно» не определив /и0, а т$=
= f(No), то расчет т0 и А\) ведется на ЭВМ совместно для каж-
дого ИЗ УСЛОВИЯ Лразб, Ураб, Уу-
Таким образом, при каждом сочетании независимых оптимизи-
руемых величин р0, X, Ураб и величины ограничения — Аразб — выби-
рается /По, соответствующее (Wo) max-
Из условия длины разбега
По
уаoip AJa3o
Укач’
где g = 9,81; q0
0,125; fKa4 = 0,1 — по грунту;
у а огр
(8.2)
(8.3)
* Чтобы удовлетворить всем условиям — Аразб, Ураб, У у.
6	879
145
а= 1,1 — коэффициент, зависящий от степени механизации крыла;
I	Pq— размах крыла; 6ф= 1,2 м.
Из условия обеспечения рабочей скорости
2Уц — 1	[ ^^р'36 _р 5ДРо
75т]3 \	^эф^раб
где т]в = 0,72 — КПД винта;
лэф~л/(1 + 0,025л)	(8. 5)
— эффективное удлинение крыла;
Схд0=0,038+ 0,02//S.	(8.6)
(8.4)
Здесь 0,038 — коэффициент Сха0 СХС с неубирающимся шасси,
без учета сопротивления сельскохозяйственной аппаратуры;
0,02/Д> = 0,02 ]/ р^/гп^ —	аэродинамическое сопротивление штан-
гового опрыскивателя.
При заданной вертикальной скорости (4 м/с) в расчетных усло-
виях
/Vo
1 Crff.QijV73
75т]в \
2 Лэ
(8.7)
где V= 1,2УогР, ^о1Р = 4,19ф+о/+догр; qo=0,114.
Относительная масса топлива, входящая в (8.1), определяется
по этапам полета—для взлета, перелетов и периода опрыскива-
ния растений, разворотов, посадки, загрузки. На каждом участке
(/тг,) z = (АГ ъ /тг0)	= (/Vo+p/^o) c^i =
= /Vo+P^o (0,27+др + O,73)/f = (O,27 + O,73^p)/Vo^+-... (8.8)
Здесь k^=Ni/NQ — коэффициент дросселирования.
При взлете +Р= 1,0; при посадке &др = 0,25; прн загрузке &др =
= 0,20; при перелетах, опрыскивании растений и разворотах /гдр =
= Ni/NQl где Nt — потребная мощность.
В соответствии с работой [9]
==^(0,73 + 0,27/^);
CeQ
0,25 кг/(л. с.-ч) —при И=0; йдр
1,0.
В формуле (8. 8) U — в ч (см. табл. 8. 2).
Критерий оценки Ппр, руб/га — приведенные затраты на обра-
ботку одного гектара сельскохозяйственных угодий —• имеет вид
^пр
А./П + ^кап.вл
(8.9)
где А •— стоимость летного часа, руб/ч; П — часовая производитель-
ность самолета, га/ч; акап. вл — удельные капиталовложения,
руб/га.
Более подробный расчет приведенных затрат см. в работе [9].
В краткой записи алгоритм задачи имеет вид
146
I
(/По, No,
*	' * ^пр •
(8.10)
Рис. 8. 10. Влияние рабочей
скорости на взлетную массу
сельскохозяйственного самолета
Здесь тпуст и тт — массы пус-
того самолета и расходуемого
топлива, необходимые для опре-
деления стоимости часа полета и
приведенных затрат на обработку
одного гектара полей.
Рис. 8.11. Оптимальная рабочая ско-
рость селъхозсамолетов в зависимости
от длины гона и способа обработки:
/—челночный способ; 2 -загонный способ
8. 4. 2. Результаты решения
Некоторые результаты решения задачи на ЭВМ даны на рис.
8. 10... 8. 14.
В процессе решения выяснилось, что оптимумы рабочей скоро-
сти полета, удлинения и нагрузки на 1 м2 крыла практически сов-
падают по приведенным затратам и по взлетной массе самолета.
Однако более наглядными являются графики оптимизируемых пара-
метров по весовым критериям.
Из рис. 8. 10 видно, что оптимальной рабочей скоростью оказа-
лась скорость порядка 140 км/ч. Оптимум гпо(Ураб) не является
сильным. Если допустить возможность увеличения проектного зна-
чения /По на 1% от (rn0)min, то рабочую скорость можно увеличить
до 165 ... 180 км/ч.
Существование оптимума рабочей скорости физически (упро-
щенно) объясняется следующим.
С увеличением Ераб уменьшается рабочее время при заданной
длине гона, что приводит к уменьшению расхода топлива, взлетной
массы и приведенных затрат. Однако с ростом Ураб увеличивается
время разворотов в связи с увеличением радиуса их (при фиксиро-
ванной перегрузке), что приводит к противоположному результату
по критериям оценки. Поэтому существует такое значение Ераб,
при котором имеет место минимум суммы времени гона и разво-
рота. Эта скорость и является оптимальной.
6*
147

1
к
t i i
т
Рис. 8. 12. Относительная масса химика-
тов в зависимости от нагрузки на 1 м2
крыла
Рис. 8. 13. Оптимальное удлинение
крыла сельскохозяйственного само-
лета с ТВД

100	125	150
Рис. 8.14. Влияние длины разбега на взлет-
ную массу сельскохозяйственного самолета
148
Исследования, проведенные X. Г. Сарымсаковым [25], а также
Э. А. Мусаевым, показали, что оптимальная рабочая скорость сель-
скохозяйственных самолетов мало зависит от типа двигателей и су-
щественно зависит от длины гона и способа обработки (рис. 8. 11).
Оптимальной нагрузкой на 1 м2 крыла по весовому и экономи-
ческому критериям оказалась нагрузка в пределах 75...85 кг/м2
(рис. 8. 12).
На рис. 8. 13 дана зависимость оптимального удлинения крыла
рассматриваемого СХС от нагрузки на 1 м2 крыла.
При выборе удлинения крыла сельскохозяйственного самолета
конструктор сталкивается со следующим противоречием. С умень-
шением Л при S = const уменьшается масса крыла и взлетная мас-
са самолета, что ведет к снижению затрат на обработку одного
гектара. При этом улучшается и качество обработки растений, так
как с уменьшением X увеличивается скос потока за крылом (растет
вертикальная скорость частиц химиката). Однако уменьшение X
ведет и к противоположному по экономичности результату вслед-
ствие уменьшения ширины рабочего захвата.
Решением этого противоречия и является Xopt=6...8 — в за-
висимости от нагрузки на 1 м2 крыла.
На рис. 8. 14 показано влияние расчетной длины разбега на
взлетную массу рассматриваемого СХС. Видно, что длина разбега
менее 150 м нерациональна в связи с резким ростом взлетной мас-
сы самолета. Увеличивать же расчетное значение Лразб более 170 . . .
.. . 180 м также нерационально, так как рост потребной длины ВПП
уменьшает возможности использования самолета. Поэтому рацио-
нальные значения длины разбега исследуемого СХС лежат в пре-
делах 150 . . . 170 м.
В заключение приведем основные параметры и характеристики
оптимального СХС с ТВД при ЛрРЗб= 150 м.
Взлетная масса ............................
Масса химикатов...................
Относительная масса химикатов . .
Стартовая мощность ТВД.....................
Стартовая энерговооруженность .....
Рабочая скорость ..........................
Скорость отрыва при взлете.................
Посадочная скорость без химикатов ....
Площадь крыла......................... ...
Удлинение крыла............................
Размах крыла ....	....
Нагрхзка на 1 м2 крыла при взлете ....
Относительная масса конструкции ....
Относительная масса пустого самолета .
Относительная масса топлива при одной заправке
Средняя норма расхода химикатов
Стоимость часа полета ...................
Себестоимость обработки 1 га .	.	.
Приведенные затраты на 1 га . .
2210 кг
890 Ki
0,362
550 э л с.
0 249
14С . 180 км/ч
85 км ч
70 км/ч
28,7 м2
6,8
13,95 м
77 кг м2
0,298
0,520
0,0815
40 Ki /га
48,7 руб/ч
0,61 р5 б/га
0,768 руб/га
149
ГЛАВА 9
ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ЛЕГКИХ ГИДРОСАМОЛЕТОВ
Понятие «легкий гидросамолет» охватывает большое количест-
во самолетов, предназначенных или приспособленных для эксплуа-
тации на водной поверхности и имеющих стартовую массу до
5700 кг.
Легкие гидросамолеты могут быть поплавкового и лодочного ти-
па, а также гидросамолеты-амфибии.
Поплавковые гидросамолеты (рис. 9. 1), как правило, переобо-
рудуются из сухопутных самолетов путем замены колесного шасси
на поплавковое. Имея невысокие мореходные качества, они приме-
няются лишь при относительно спокойном состоянии водной по-
верхности в закрытых водных бассейнах — реках и озерах.
Наиболее распространенной схемой легкого поплавкового гид-
росамолета является двухпоплавковая схема, обеспечивающая хо-
рошую поперечную остойчивость*, простоту крепления поплавков и
минимальные потребные доработки конструкции сухопутного само-
лета.
Лодочные гидросамолеты или летающие лодки (рис. 9. 2) имеют
более высокие летные и мореходные качества.
Амфибии (рис. 9. 3) составляют наиболее универсальную груп-
пу гидросамолетов. Наличие убирающегося колесного шасси позво-
ляет эксплуатировать самолет-амфибию как на сухопутных, так и
на гидроаэродромах.
Большинство амфибий, находящихся в эксплуатации,— это са-
молеты лодочного типа. Поплавковые гидросамолеты-амфибии
встречаются реже.
9. 1. ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ
Ниже приведен примерный перечень технических требований к
гидросамолету и краткое содержание вопросов, подлежащих раз-
работке при проектировании.
Назначение гидросамолета. Условия эксплуатации. В требова-
ниях указывают основные и вспомогательные варианты использо-
вания гидросамолета. В этом же разделе записывают сведения о
географических и климатических характеристиках тех районов, где
предполагается применение гидросамолета, сведения об условиях
и возможностях его базирования и эксплуатации.
Экономические требования. Требования к себестоимости пере-
возок, к стоимости летного часа и другим экономическим показате-
лям должны учитываться при разработке и реализации всех раз-
делов технических требований к гидросамолету.
Коммерческая нагрузка и экипаж. Коммерческая нагрузка зада-
ется в виде перечня, включающего число пассажиров и массу ба-
гажа— для пассажирского варианта, массу и размеры грузов —
* Остойчивость — способность гидросамолета сохранять равновесие на воде.
150
Рис. 9. 1. Поплавковый гидросамолет
Рис. 9. 2. Летающая лодка
Рис. 9.3. Гидросамолет-амфибия
151
СП
Ю
Характеристики
9. 1. Основные
МВ-2 „Леонардо*	Перейра „Осирей-1»	Швей и ер TSC-IAI „ТИЛ-	д Аэрокар „Kyi-A“
ЛЛ*	Л Л	А-»	А-1
Ри облик
RC-3
„Си би“
легких гидросамолетов
Спенсер
„Аир-Кар
S-12C
&
1 ран -
лен I
А*
Исленд
А^ркрафт
„Спектра
Г V»
Мк Киннон
„Внджен-
Грумман
G-21
Мл Киннон
G-21
„Турбо
Г}3“
ЛЛ*
А*
А*
Год выпуска
Экипаж-пассажиры
Число и тип двига-
телей
Мощность, л с
Размах крыла, м
Длина самолета, м
Стартовая масса, кг
Максимальная ско
рость, км/ч
Крейсерская ско-
рость, км/ч
Дальность поле-
та, км
Длина разбега, м
Скороподъем-
ность, м/с
Нагрузка на кры-
ло, кг/м2
Стартовая эиер!о-
вооруженность,
л с /кг
Весовая отдача, %
1970
1
1 ПД
42
8,11
5,91
250
116
100
70
21,9
0,168
12
1970
1
1 ПД
99
7,01
5,26
408
217
201
595
61
10,2
45,3
0,22
33
1968
1/1-2
1 ПД
150 '
9,73
7,19
953
201
174
1207
366
3,82
65,3
0,157
35,3
* А — амфибия, Л Л - летающая лодка
** Расчетные данные.
1971
1/1
1 ПД
180
10,97
6,7
780
200
160-175
550
79
4,0
46,7
0,23
36
1946
1/3
1 пд
215
11,48
8,54
13(71
193
166
500-890
305
3,55
74,5
0,158
1970
1/3
I ПД
180
11,38
7,92
1406
237
217
1126
4,06
82,2
0,128
35
34
1972
1/4-5
1 ПД
320
12,73
8,69
1542
285
257
1738
1973
1/3
1 пд
300
11,38
8,56
1535
349**
306**
1900**
1960
2/3-4
2 ПД
2x270
12,19
9,47
2500
306
290
1600
1937
2/6
2 ПД
2X440
14,9
11,27
3628
323
305
1300
1967
2/15
2 ТВД
2x680
15,49
12,07
5670
380
355
2575
6,83
67,5
0,21
8,9
37
82,5
0,195
0,216
6,6
104
0,242
165
0,239
42,6
32,2	47
для грузового варианта. Для легких гидросамолетов количество
членов экипажа не превышает дв} х человек.
Летные характеристики. Обычно указывают требуемые крейсер-
ские скорости на соответствующих высотах, скороподъемность,
практический потолок, дальность (или продолжительность) полета
при определенной нагрузке, скоростях и высотах, длину разбега,
скорость отрыва и посадки, взлетно-посадочные характеристики
амфибии на сухопутных аэродромах и т. п.
Для двух-, трехдвигательных самолетов ставится обязательное
условие продолжения полета при отказе одного из двигателей и
приводятся соответствующие требования к летным характеристи-
кам.
Представление о летных характеристиках легких гидросамоле-
тов дает табл. 9. 1.
Мореходность. В это понятие входит комплекс качеств, обеспе-
чивающих безопасную эксплуатацию гидросамолета на воде при
заданных скоростях ветра и высоте волны. Например, для речиых
и озерных гидросамолетов в требованиях обычно указывается ско-
рость ветра не более 10 ... 12 м/с и высота волны не более 0,5 . . .
.. . 0,6 м.
Безопасность при взлете и посадке обеспечивается, если гидро-
самолет плавно выходит на глиссирование, обладает продольной,
поперечной и путевой устойчивостью и остойчивостью во всем диа-
пазоне скоростей движения по воде — не имеет тенденции к зары-
ванию носом, к продольной раскачке с возрастающей амплитудой,
к самопроизвольным разворотам, рысканию и крену. Требуется,
чтобы отрыв при взлете и приводнение при посадке не сопровожда-
лись «барсами» •— рикошетпрованием, чтобы перегрузки при по-
садке и ударах о волну не превышали допустимых величин. Долж-
но быть исключено заливание и забрызгивание остекления фонаря
кабины пилотов и попадание всплесков воды на лопасти вращаю-
щихся винтов и в воздухозаборники двигателей.
Безопасность при плавании, т. е. при рулении, буксировке, дрей-
фе п стоянке на якоре считается обеспеченной, если гидросамолет
обладает плавучестью, продольной и поперечной остойчивостью,
разворачивается носом против ветра (приводится к ветру) при дрей-
фе, может, несмотря на наличие ветра, выполнять развороты в лю-
бого сторону при рулении и устойчиво движется на буксире. Тре-
буется также, чтобы гидросамолет сохранял плавучесть и остойчи-
вость при частичном повреждении подводной части лодки или по-
плавков. Повреждение или отрыв подкрыльного поплавка не долж-
ны приводить к опрокидыванию и переворачиванию гидросамолета.
С этой целью обычно требуется герметизация концевых отсеков
крыла.
Для обеспечения непотопляемости в требованиях указывается на
необходимость установки водонепроницаемых переборок и задает-
ся запас плавучести
£ = ^^М00%,	(9. 1)
153
где z?o — объем погруженной части лодки или поплавка, соответст-
вующий стартовой массе гидросамолета; v — полный объем лодки
или поплавка.
Обычно требуются следующие значения запаса плавучести [24].
Лодки при vQ менее 2,5 м3.................k — 250%
Лодки при 2,5<и0<9 м3...................../? = 250 . .. 350 %
Поплавковые гидросам )леты................... —	90 . .. 120%
Меньший потребный запас плавучести поплавковых гидросамо-
летов связан с возможностью установки в поплавках достаточного
количества водонепроницаемых переборок и с отсутствием в них
бортовых люков, через которые может поступать вода.
В связи с ростом скоростей полета гидросамотетов намечается
тенденция и к уменьшению запаса плавучести корпусов летающих
лодок, что позволяет уменьшить площадь мидслевого сечения н ло-
бовое сопротивление корпуса.
Удовлетворить всем требованиям мореходности, не проигрывая
при этом в летных характеристиках, практически невозможно. По-
этому при проектировании принимаются компромиссные решения
вопросов мореходности и аэродинамики.
Оборудование. Кроме обязательного стандартного комплекса
оборудования и приборов гидросамолет имеет специфическое мор-
ское оборудование, к которому относится:
— оборудование для якорной стоянки и дрейфа (донный якорь
с тросом и плавучий якорь, уменьшающий скорость дрейфа);
—• оборудование для буксировки и швартовки (буксирный трос,
бросательный конец с кошкой, багор);
— спасательные средства — спасательные пояса или жилеты для
каждого пассажира и члена экипажа, надувная резиновая лодка,
насос для откачки воды из корпуса.
Кроме перечисленных выше требований, указываются также
требования к конструкции, обзору экипажа, комфорту пассажиров,
а также требования к эксплуатационной технологичности и др.
9 2. КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ ЛЕГКИХ ГИДРОСАМОЛЕТОВ
Компоновочные схемы, встречающиеся в практике легкого гид-
роавиастроения, показаны на рис. 9.4. Их многообразие отражает
противоречивость требований, предъявляемых к гидросамолету,
и поиски наилучших решений применительно к конкретным про-
ектным заданиям.
Одним из сложных вопросов при компоновке одномоторного гид-
росамолета является размещение двигателя и воздушного винта,
который требует надежной защиты от брызг и захлестывания во-
дой. Наиболее простое решение — установка двигателя над кры-
лом (рис. 9. 4, а) — не является лучшим, так как помимо роста
лобового сопротивления приводит и к нежелательной реакции са-
молета на изменение режима работы двигателя. При увеличении
тяги виига поягчяется ш кьруюгщ й момент, при ее уменьшении—
кабрирующий. Тем не менее эта схема, главным образом вследствие
151
Рис. 9.4. Компоновочные схемы легких гидросамолетов
155
ее простоты, часто привлекает внимание конструкторов легких само-
летов. Применение тянущего винта улучшает охлаждение двигателя
на рулении и при наборе высоты; толкающий винт, расположенный
на большем удалении от кабины, менее опасен в эксплуатации.
Стремление снизить сопротивление мотоустановки привело к
размещению двигателя в корпусе лодки с передачей мощности на
винт трансмиссионными валами (рис. 9.4,6, в, г, д). Общим недо-
статком всех этих схем являются усложнение и утяжеление силовой
установки, проблемы, связанные с охлаждением двигателя, и за-
трудненный доступ к нему при обслуживании. В аэродинамическом
отношении наиболее выгодны схемы с расположением винта на
хвостовом оперении или позади него (рис. 9. 4, в, г), так как при
этом отсутствует обдувка корпуса струей от винта. Для предохра-
нения толкающего винта от забрызгивания требуется механизм,
обеспечивающий его подъем на взлете и посадке (рис. 9.4, г). Фик-
сированная установка винта в наклонном положении (рис. 9. 4, д)
невыгодна из-за наличия вертикальной составляющей тяги, направ-
ленной вниз, и дополнительного сопротивления вала винта, нахо-
дящегося вне корпуса.
Несмотря на относительную простоту и хорошие аэродинамиче-
ские характеристики, нельзя признать удачной установку двигате-
ля на Т-образном хвостовом оперении (рис. 9. 4, е). При этом для
сохранения нужной центровки самолета требуется смещение назад
крыла, что приводит к увеличению дестабилизирующих моментов
носовой части корпуса с одновременным уменьшением плеча хво-
стового оперения. Растет потребная площадь оперения, а это, на-
ряду с дополнительными нагрузками на киль от двигателя, увели-
чивает массу оперения и хвостовой части лодки. К числу недостат-
ков схемы относится и разнос масс по длине лодки.
Винт, расположенный перед кабиной (рис. 9. 4, ж) затрудняет
посадку и высадку пассажиров через переднюю палубу при подхо-
де гидросамолета к берегу или причалу носом (швартовке бортом
мешают подкрыльные поплавки). Обзор верхней и нижней полу-
сферы ухудшен, а уровень шума в кабине высок из-за близости
двигателя и винта. Обдувка потоком от винта надстроек корпуса
увеличивает их лобовое сопротивление.
Применение двигателя с толкающим винтом (рис. 9. 4, з) при-
емлемо в аэродинамическом отношении, обеспечивает хороший об-
зор из кабины и пониженный уровень шума в ней. Как показывает
практика эксплуатации, охлаждение двигателя не представляет
сложной проблемы при относительно невысоких мощностях, харак-
терных для легких гидросамолетов, и обеспечивается набегающим
потоком воздуха. К недостаткам схемы относится утяжеление кон-
струкции вследствие малой строительной высоты хвостовой части
корпуса, несущей оперение, и ухудшение мореходности из-за близо-
сти винта к воде.
Аналогичные достоинства и недостатки присущи лодочному гид-
росамолету с расположением оперения на хвостовых балках
(рис. 9. 4, и).
156
Рис. 9. 5. Обеспечение поперечной остойчивости
На двухмоторных гидросамолетах двигатель с тянущими винта-
ми устанавливают в крыле (рис. 9. 4, к), которому для удаления
винтов от поверхности воды может придаваться форма «чайки»
(рис. 9. 4, я). Как и на сухопутных самолетах, требуется, чтобы
плоскость вращения винтов не пересекала корпус в зоне размеще-
ния экипажа и пассажиров. Выгодная в аэродинамическом отноше-
нии и из-за низкого уровня шума в кабине схема с толкающими
винтами (рис. 9. 4, л) встречается редко вследствие большой конст-
руктивной сложности, трудности защиты винтов от воды, а также
вследствие уменьшения эффективности механизации крыла.
Полностью вышли из употребления аэродинамически несовер-
шенные схемы двухмоторных легких гидросамолетов с рядной или
тандемной установкой двигателей над крылом (рис. 9. 4,м).
ТВД на легких гидросамолетах размещают подобно поршневым
двигателям. При установке ТРД и ДТРД (рис. 9. 4, о, п) основное
внимание должно уделяться защите воздухозаборников от попада-
ния в них воды.
Вопросы поперечной остойчивости на воде решаются примене-
нием подкрыльных поплавков и плавников-жабр. Внутренние объе-
мы поплавков иногда ис-
пользуют в качестве допол-
нительных топливных баков.
Несущие поплавки (рис.
9.5, а), частично погружен-
ные в воду на плаву и раз-
вивающие гидродинамиче-
скую силу при разбеге, име-
ют большие размеры и мас-
су, повышают лобовое соп-
ротивление в полете и в сов-
ременных ^конструкциях при-
меняются редко, как и плав-
Рис. 9. 6. Схемы уборки
подкрыльных поплавков
157
Рис 9. 7. Применение гидролыж па взлете
ники-жабры (рис. 9.5, в) и их разновидность — погруженное кры-
ло (рис. 9.5, г).
Опорные пли поддерживающие поплавки (рис. 9. 5, б) устанав-
ливают ближе к концам крыла; они не касаются воды при разбеге.
Их размеры значительно меньше, чем несущих, и для уменьшения
сопротивления опорные поплавки часто выполняются убирающими-
ся в полете (рис. 9. 6).
При низком расположении крыла над водой поперечная остой-
чивость может обеспечиваться отгибом вниз герметизированных
концевых участков крыла (рис. 9. 5, <Э). В полете эти участки вы-
полняют роль концевых шайб, повышающих эффективное удлине-
ние и аэродинамическое качество крыла.
С увеличением скорости полета усложняются аэродинамиче-
ские требования к форме корпуса гидросамолета. Значительное со-
противление, вызываемое ступенькой-реданом, может быть умень-
шено применением механизации днища лодки — убирающийся ре-
данов, выдвижных зареданных обтекателей, заменой реданов уби-
рающимися гидролыжами и подводными крыльями (рис. 9.7).
Невысокое гидродинамическое качество лыж допускает и?; установ-
ку только на самолетах с большой энерговооруженностью. Подвод-
ные крылья снижают мощность, потребную для взлета, но из-за
возникновения кавитации и связаной с ней продольной неустойчи-
вости гидросамолета на разбеге могут применяться лишь при ско-
ростях отрыва, не превышающих 90 . . . 100 км/ч.
9 3. ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ ГИДРОСАМОЛЕТОВ
Возможность и полнота реализации технических и экономиче-
ских требований, предъявляемых к гидросамолету, зависит от вы-
бора его схемы и основных параметров, к которым относятся: про-
филь, удлинение и сужение крыла; нагрузка на крыло р0, мини-
мальный коэффициент_лобового сопротивления •— Сха0 и стартовая
энерговооруженность 7V0. Принципиальных отличий в подходе к
выбору параметров гидросамолета и сухопутного самолета не су-
ществует.
158
К профилю крыла предъявляются требования высоких значений
Суа на посадочных углах атаки, высокого значения аэродинамиче-
ского качества на крейсерском режиме полета, минимальных зна-
чений С\а0 и Ст0. Средняя относительная толщина профиля свобод-
нонесущего крыла нескоростных гидросамолетов выбирается в пре-
делах 15... 16% (18 . . . 20% у корня крыла; 10 . . . 11 % — на кон-
це). Подкосная схема крыла допускает применение более тонких
профилей (с=8 . . . 12%).
Удлинение крыла легких гидросамолетов находится в пределах
5,5... 10. Наряду с трапециевидными встречаются прямоугольные
крылья (подкосные и свободнонесущие) г постоянным профилем по
размаху, простые и технологичные в производстве, но, соответст-
венно, более тяжелые.
Нагрузка на крыло pQ выбирается с учетом требуемой макси-
мальной скорости, взлетно-посадочных характеристик, скороподъ-
емности, объемов отсеков крыла, необходимых для размещения
топлива. Меньшая стесненность гидросамолетов в размерах аэро-
дромов допускает повышение взлетно-посадочных скоростей и, со-
ответственно, нагрузок на крыло по сравнению с сухопутными са-
молетами, но эти различия для легких машич невелики, а у амфи-
бий вообще не имеют места.
Минимальное значение коэффициента лобового сопротивления
Сха0 оценивается в первом приближении по данным гидросамоле-
тов, близких по схеме и размерам к проектируемому:
^хаО ^ха^Р^Р^	(9. 2)
где Сла0 и Ро — коэффициент Сла0 и нагрузка на крыло гидроса-
молета-прототипа; — нагрузка на крыло проектируемого гидро-
самолета.
При отсутствии сведений о лобовом сопротивлении самолета-
прототипа значение Схао можно определить, если известна ско-
рость полета на определенной высоте и соответствующая этой ско-
рости и высоте суммарная мощность (тяга) двигателей TVs (^s)-
Расчет выполняется в такой последовательности:
Qra^lSOn^^Q^l73^) или
Cxav = 2P^V^
2т/^У^
xav ' xai •
(9.3)
(9.4)
(9.5)
(9-6)
Здесь qh — массовая плотность воздуха на высоте полета; г]в—
КПД винта. Для металлических ВИШ принимается т]в=0,78...
0,80; для винтов фиксированного шага с деревянными лопастями
цв=0,75; k\ ^0,85 — коэффициент перехода от геометрического к
эффективному удлинению.
Методика приближенной оценки CxaQ неприменима для скоро-
стей полета, на которых начинает проявляться влияние сжимаемо-
159
Рис 9. 8. Зависимость
коэффициента k$ от
отношения HjB
Рис. 9. 9. Влияние формы ску-
ловой линии на аэродинамиче-
ское сопротивление корпусi
&Схал>	(9- 7)
сти воздуха. Для гидросамолетов, не имеющих ограничений макси-
мальной скорости у земли, в формулы (9. 3) . . . (9. 6) подставляют
значения V=I/OraaXt qh—О,125, 2Vs = A/'niaxS, где jVmaxs —суммар-
ная номинальная мощность двигателей у земли с учетом скоростно-
го наддува.
При построении поляры гидросамолета, необходимой для его
аэродинамического расчета, определение Схао проводится по мето-
дике, изложенной в гл. 5. Коэффициент сопротивления лодки Сп Ол
при Суа = 0 рассчитывается с учетом поправочных коэффициентов,
связанных с формой и параметрами лодки:
С ха Ол — С*/1! с1! i 'П Л1
где Cf — коэффициент трения плоской пластинки при хт —0 (см.
рис. 5.5), 5Л^(2,7...2,8)/Л	— полная поверхность лодки;
т]с — коэффициент, учитывающий удлинение корпуса (см. рис. 5. 6);
7]м — коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости (см. рис.
5.7);	т] л = + (&i+&2+^з+&4) —поправочные коэффициенты;
^сла л— прирост коэффициента сопротивления при наличии над-
строек на корпусе лодки.
Поправочные коэффициенты определяются по формулам и гра-
фикам: kn=f(H!B) по рис. 9.8;	= 1+3,78/гхв//л; hXB и /л показа-
ны на рис. 9. 10, а; +=0,072 — коэффициент, учитывающий попереч-
ную килеватость; k3— коэффициент, учитывающий форму в плане
второго редана; +=0,22— для лодок с прямым вторым реданом,
fe3 = 0,09 — для лодок с заостренным реданом; k4 — коэффициент,
учитывающий форму скуловой линии (рис. 9. 9).
Аэродинамическое сопротивление поддерживающих подкрыль-
ных поплавков обычно не превышает 2 . .. 3% от полного сопротив-
ления гидросамолета; Схап— минимальный коэффициент сопротив-
ления поплавка, отнесенный к его миделю, составляет 0,1 ... 0,3.
При определении потребной энерговооруженности гидросамоле-
та сравнивают между собой ее значения, полученные из расчета
наиболее тяжелых (по величине потребляемой мощности) режимов
полета, к которым относятся:
160
4
—	полет с максимальной скоростью на расчетной высоте;
—	полет на высоте потолка;
—	взлет с заданной длиной или временем разбега;
—	набор высоты с заданной вертикальной скоростью;
—	полет при отказе одного из двигателей.
Методика расчета потребной энерговооруженности приведена в
гл. 6. В результате расчетов выбирают большее из полученных зна-
чений энерговооруженности.
9. 4. РАСЧЕТ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ
В первом приближении взлетная масса гидросамолета может
быть найдена по формуле
шЭк + шоб+- (1 4- У а{ 90) тком
/тг0 —---------------=---------------=—;
1 V^kOH т ^Vlip 4~ ^C.V ~	.
(9-8)
Масса экипажа и оборудования его рабочих мест —/лш, аэро-
навигационного, радио- и морского оборудования — тОб и коммер-
ческой нагрузки (пассажиров с багажом) — тком определяется на
основании соответствующих разделов технических требований.
Можно принимать /пэк= 100 цЭк, где пэк — число членов экипажа.
Масса агрегатов оборудования кабины а1у приходящаяся на од-
ного пассажира (кг/пассажир) такова:
Пассажирское сиденье	.	..............7... 11
Теплозвукоизоляция и отделка............................5...	10
Бытовое оборудование (гардероб, тлалет).................4	... 10
Высотное оборудование (для самолетов с герметическими
кабинами)...................................................7	. . 10
Спасательный пояс (жилет).............................0,9	... 1,2
Относительная масса конструкции и системы управления.
К конструкции гидросамолета относится крыло, лодка, оперение,
подкрыльные поплавки и колесное шасси (для амфибий). Относи-
тельные массы крыла, оперения и шасси определяются по форму-
лам, приведенным в гл. 3.
Относительная масса лодки
= + 0,01^)^^,	(9- 9)
где k запас плавучести; k\ — коэффициент, учитывающий усиле-
ние корпуса амфибий при установке сухопутного шасси: для лодоч-
ных гидросамолетов kx= 1,0; для амфибий fei = 1,06 ... 1,07; дл =
=25 . . . 35 кг/м3 — средняя плотность конструкции лодки; q—
плотность воды: у пресной речной или озерной воды q= 1000 кг/м3;
у морской воды q= 1025 кг/м3.
Для подкрыльных поплавков можно принимать тп=0,01
0,02. Большие значения берутся для убирающихся поплавков.
Относительная масса систем управления и несъемного оборудо-
вания znynp принимается по данным статистики:
Основное управление.........................0,01	... 0,015
Гидро-газовая система........................0	0°8	0 020
Электрооборудование........................1	0,01 ... 0,05~
161
Противообледенительное оборудование
Противопожарная система ....
0,008
0,002 .. . 0,005
Относительная масса топлива и масла. Относительная масса
топлива у легких гидросамолетов не превышает 20... 25%. Поэто-
му изменение массы самолета при выгорании топлива можно без
существенного ущерба для точности учесть осредненной величиной
массы и /7?т определять в такой последовательности:
уа крейс
(9.10)
где рСр=р0(1—0,5Шт). В первом приближении пгт=0,1 ... 0.2 —
в зависимости от дальности полета; ТКрсйс~ (0,8 . . . 0,85) Vmax, м/с;
ха кре"с ° хаО
крейс/(
(9.11)
 У// крсйс^-va крейс
крейс	.
1OU ^в.крейс/^ср
(9.12)
где КПД ВИНТа TjB крейс ~ Т)в max— 0,8 . . . 0,82.
4. Относительная масса топлива, потребного для взлета, набо-
ра высоты, посадки и работы двигателей при рулении и прогреве:
сН
1 — сН

(9. 13)
Здесь Н (в км)-—рабочая (крейсерская) высота полета; с —
= 0,003 . . . 0,0035 для самолетов с ПД; с=0,004 . . . 0,005 для само-
летов с ТВД.
5. mf
екрейс^ v крейс
\3,6 V крейс
(9. 14)

где /н з=0,5 ... 1,0 ч — время полета на навигационном запасе
топлива; сеКрейе — удельный расход топлива на крейсерском режи-
ме полета. В предварительных расчетах можно принимать се ьр-п =
= 0,23 .. . 0,24 кг/л. с -ч — для ПД; ^крейс = 0,3 . . . 0,35 кг/э. л с X
Хч — для ТВД.
Запас масла составляет около 8% от максимального количества
топлива для самолетов с ПД и около 3% —для самолетов с ТВД.
Соответственно, =0,08 max (для ПД); тм=0,03 й?Ттах (для
ТВД),
где ///-птх — относительная масса топлива, потребного для'полета
на максимальную (перегоночную) дальность Lmax-
Суммарная относительная масса топлива и масла
OTr.v. = /?ir + ^4-
Силовая установка
^с.у = ^с.уУ,вЛ/о + /»г.с>	(9.15)
где /?г v= 1,4 . . . 1,6 — коэффициент, учитывающий массу капотов
и системы крепления поршневого двигателя на самолете, массу обо-
рудования силовой установки, смонтированного на двигателе и в
гондоле двигателя; для_ТВД kc у= 1,7 . . . 2,0; удв = /пдвДг — удель-
ная масса двигателя; No — стартовая энерговооруженность; /Дт с —
162
Рис 9. 10. Основные размеры и геометрические характеристики
корпуса
относительная масса баков и агрегатов топливной и масляной си-
стем, пропорциональная максимальному количеству топлива и
масла:
/тгкс = (0,07... 0,09) znr.inax+ l,25znM.
(9.16)
9.	5. РАЗМЕРЫ И ФОРМА ОСНОВНЫХ АГРЕГАТОВ
ГИДРОСАМОЛЕТА
Методика определения параметров сухопутных самолетов, изло-
женная в гл. 7, остается в силе при проектировании гидросамоле-
тов и амфибий. Поэтому здесь рассматривается определение основ-
ных размеров и анализируется форма только специфических агре-
гатов гидросамолета — лодок и поплавков (рис. 9. 10).
Ширина корпуса по редану (В) является важнейшим линейным
параметром лодки или поплавка, влияющим на гидродинамиче-
ские, аэродинамические и весовые характеристики гидросамолета.
Значение В определяется по формуле
0^ ДО
где ш0 — взлетная масса гидросамолета (для двухпоплавковых гид-
росамолетов в эту и в последующие формулы вместо т0 подстав-
ляется O,5mo); Q — плотность воды; сдо —коэффициент начальной
нагрузки на воду. В первом приближении, при отсутствии резуль-
(9- 17)
163
татов буксировочных испытаний моделей значения с до можно
взять из табл. 9. 2.
. 2. Значения коэффициента сд0
(поплавка) Лк
и удлинения корпуса лодки
Схема гидросамоле а
^ДО
Летающие лодки
Однопоплавковые гидросамолеты
Двухпоплавковые гидросамолеты
4,0 ... 6,5
5,5 ... 7,0
6,0 ... 8,75
Следует иметь в виду, что уменьшение сдо (увеличение ширины
корпуса) облегчает выход на глиссирование и уменьшает брызго-
образование при разбеге, но одновременно возрастает сопротивле-
ние на предвзлетных скоростях и аэродинамическое сопротивление
в полете, увеличиваются перегрузки при посадке, растет масса кон-
струкции лодки или поплавка. Меньшие из указанных в табл. 9.2
значения сдо рекомендуются для самолетов с малой стартовой
энерговооруженностью и относительно невысокими скоростями от-
рыва. Полученная в результате расчета по формуле (9. 17) ширина
корпуса должна быть увязана с требованиями к размещению эки-
пажа и пассажиров.
Длина корпуса от форштевня до второго редана
/1 “р	В ’
где 1\ —длина носовой части (до первого редана); /о — длина меж-
реданной части корпуса.
Значения Ак приведены в табл. 9. 2. С ростом удлинения кор-
пуса уменьшается коэффициент его лобового сопротивления и улуч-
шается продольная остойчивость гидросамолета. Но рост удлине-
ния ведет также к увеличению массы корпуса и к некоторому
ухудшению маневренности гидросамолета на воде.
Длина носовой части Zi влияет на продольную остойчивость и
на угол начального дифферента * гидросамолета. При больших
сю увеличение длины носовой части устраняет опасность зарыва-
ния носом и затопления палубы при разбеге. Обычно принимается
1\ = (2,3 ... 3,5) В — для лодок и Zi = (3,5 ... 5) В — для поплавков.
Можно также воспользоваться соотношениями:
1\ = (0,52 . . . 0,60) (Zi+/2) — для поплавков и двухреданных
лодок;
Z2— (0,43 . . . 0,47) (Zi + Z2) — для однореданных лодок.
Положение лодки (поплавка) относительно центра масс гидро-
самолета рекомендуется выбирать таким, чтобы расстояние по го-
ризонтали между центром масс и первым реданом (размер «а») со-
ставляло (0,15... 0,3) В. Увеличение размера «а» (передняя цент-
ровка гидросамолета) снижает углы дифферента во всем диапазо-
не скоростей разбега и облегчает выход на редан, но приводит к
^Дифферент — наклон продольной оси гидросамолета к поверхности воды.
164
росту гидродинамического сопротивления на предвзлетных скоро-
стях.
Полная длина корпуса двухреданной лодки определяется с уче-
том потребного, по условию устойчивости в полете, плеча горизон-
тального оперения /г. 0:
^л —+ +(9- 18)
Можно принимать /г. 0= (2,8 .. . 3 2) bAi где ЬА— средняя аэро-
динамическая хорда крыла; А/ — назначается по конструктивным
соображениям.
Полная длина корпуса однореданной лодки или поплавка:
/л = /1 + /2.	(9.19)
Цилиндрическая вставка—участок длиной /ц с постоянным по-
перечным сечением — перед первым реданом улучшает гидродина-
мические характеристики корпуса при выходе на глиссирование.
Обычно принимается /ц= (1,2 .. . 1,5) В.
Высота корпуса лодки или поплавка, обеспечивающая требуе-
мый запас плавучести, определяется по формуле
//>	+ °>01О
(9. 20)
где k — запас плавучести (задан техническими требованиями); б —
коэффициенты полноты объема корпуса. В первом приближении
можно принимать 0,45 —для лодок и б —0,47 —для поплавков.
Ниже уровня, определяемого высотой Н, корпус не должен
иметь отверстий и негерметичных лючков, через которые внутрь его
может попадать вода.
Форма в плане и высота реданов. Передний (основной) редан
способствует отрыву воды от зареданного участка днища, что при-
водит к резкому снижению гидродинамического сопротивления на
участке глиссирования. Наиболее часто встречается прямой в пла-
не передний редан (рис. 9. 11, а) с постоянной высотой ступеньки.
Недостаточная высота ступеньки может вызвать появление «бар-
сов» — рикошетирования — при по-
садке гидросамолета. Заостренная в
плане форма переднего редана (рис.
9.11, в) дает меньшее сопротивление
в полете и меньшее брызгообразованпе
при малых сдо, но уххщшает путевую
устойчивость в начале разбега.
Второй редан улучшает продольную
устойчивость при разбеге и уменьшает
заливание водой кормовой части лод-
ки. Для уменьшения аэродинамиче-
ского сопротивления корпуса второму
редану часто придается заостренная
форма в плане (рис. 9.11. б, в). При
прямом заднем редане его ширина сос-
тавляет приблизительно 80% от шири-
ны переднего редана.
Рис. 9. 11. Форма реданов
на виде в плане
6
165
Продольная килеватость межреданной и кормовой частей кор-
пуса характеризуется углами yi и у2 (см. рис. 9. 10).
Угол продольной килеватости межреданной части yi выби-
рается в пределах 5 . . . 9°. При меньших значениях угла yi возра-
стает скорость, потребная для выхода на редан, увеличивается гид-
родинамическое сопротивление при глиссировании и может быть
затруднен перевод гидросамолета на взлетный угол атаки. Кроме
того, малые значения угла yi приводят к увеличению посадочной
скорости, так как препятствуют приводнению на больших углах
атаки крыла.
Чрезмерное увеличение угла yi сопровождается увеличением
дифферента при разбеге, что также ведет к снижению гидродина-
мического качества.
Во избежание подсасывания воды и заливания кормовой части
лодки, угол продольной килеватости у2 принимается достаточно
большим (20... 30°). Желательно, чтобы верхняя линия контура
кормовой части лодки не имела подъема, приводящего к росту со-
противления в полете.
Полеречная килеватость днища (см. рис. 9.10,6) нужна для
уменьшения перегрузок при посадке и при движении по взволнован-
ной поверхности воды. Поперечная килеватость улучшает также
путевую устойчивость гидросамолета при разбеге, рулении и бук-
сировке. Наиболее целесообразной формой днища считается плос-
ко-килеватая со скуловыми накладками, уменьшающими брызго-
образование. Углы поперечной килеватости днища на переднем ре-
дане имеют следующие значения: Pi^lO . . . 30°; £2 = [31 — (4 . . . 6)°.
Уменьшение угла Pi повышает гидродинамическое качество на глис-
сировании и уменьшает осадку гидросамолета, что является суще-
ственным фактором при эксплуатаиии на мелководных реках и озе-
рах. Увеличение угла pi улучшает амортизирующие свойства дни-
ща — уменьшает величину действующих перегрузок. Для повыше-
ния мореходности требуется большая килеватость, но принимать
угол Pi более 30° нецелесообразно, а при [31^60° глиссирование
становится невозможным.
За передним реданом, по направлению к корме, килеватость
днища изменяется незначительно, перед цилиндрической вставкой
корпуса (к носу) возрастает до 48 . . . 65°.
Носовая часть корпуса должна разваливать встречную волну
и не создавать буруна и брызг. Этому требованию отвечают пло-
ско-килеватые носовые образования с небольшим отгибом у скул.
Придание носовой части закругленной обтекаемой формы без рез-
ко выраженной скулы приводит к зарыванию на разбеге и залива-
нию палубы.
Скула препятствует прилипанию воды к бортам. Рекомендует-
ся, чтобы при плавании гидросамолета скула выходила из воды
примерно на половине длины носовой части корпуса и образовы-
вала с поверхностью воды угол 6^11° (см. рис. 9. 10, а).
Борт выше ватерлинии и палуба не влияют на гидродинамиче-
ские характеристики корпуса. Ниже ватерлинии желателен верти-
166
кальный подъем бортов.
На участке заостренного
в плане второго редана
допускается развал бор-
тов наружу.
Поддерживающие по-
плавки поперечной остой-
чивости устанавливают г)
возможности ближе к
концам крыла. Размер
стойки поплавка подбира-
ют таким, чтобы на сто-
янке гидросамолет при-
нимал остойчивое поло-
жение при крене, не пре-
вышающем 2 . . .3°. Рас-
четным случаем для опре-
деления потребного объ-
ема поплавка является
Рис. 9. 12. К подбору поплавков попереч-
ной остойчивости
положение гидросамолета на скате волны с одновременным воз-
действием бокового ветра (рис. 9.12, а). Для прикидочных расче-
тов можно применять формулу
2Ат,Л1 sin (0,, + 6)
=--------------------->
Слн.р
(9.21)
где k = 2,5 . . . 3,5 — запас поперечной остойчивости;	znyQ —
метацентрическая высота корпуса лодки — разность вертикальных
координат центра масс гидросамолета и метацентра корпуса (бе-
рется абсолютное значение); 0О = 3° — начальный крен; 0 — уве-
личение угла крена из-за волнения и воздействия ветра. Угол О
принимается не менее 4°; р — плотность воды; /пр — раскос по-
плавков по размаху.
После определения потребного объема поплавка его основные
размеры определяются в такой последовательности:
ширина поплавка Вп— (0,82 . . . 0,88) / оп;
длина поплав! а /п = (3,4	, 3,0) вп;
высота поплавка Ни— (0,85 . . . 1,0)5П.
Угол поперечной килеватости в миделевом сечении Pi—16...
. . . 20°.
Во избежание зарывания поплавка в воду угол <рп между по-
верхностью воды и линией киля у заднего обреза поплавка или у
редана (если применяют поплавки с реданами) принимается не ме-
нее 1 ... 4° (рис. 9. 12, б, в).
9.6.	КОМПОНОВКА ГИДРОСАМОЛЕТА
В процессе разработки компоновочного чертежа уточняется вза-
имное расположение основных агрегаюв гидросамолета. По най-
денным размерам, с учетом приведенных выше рекомендаций, вы-
черчивается контур боковой проекции лодки пли поплавка, наме-
Ю7
Рис 9 13 Установка крыла
чается отвечающее требованиям гидродинамики положение центра
масс гидросамолета относительно носа лодки и положение хвосто-
вого оперения. Для нейтрализации пикирующего момента от тяги
винта, линия действия которой обычно проходит выше центра масс
гидросамолета, целесообразно располагать стабилизатор под соот-
ветствующим углом установки в струе винта. Подъем стабилизато-
ра рекомендуется также и в целях его защиты от повреждения
волной, поднимаемой при разбеге гидросамолета.
Определяется (приближенно) осадка Т в сечении по первому
редану:
Т	(9.22)
где т$ — взлетная масса (для двухпоплавкового гидросамолета
берется 0,5 mo); Lw — грузовая ватерлиния, соответствующая /ио
(0,5 mo); Lw = (0,92 . . . 0,96) (Z1+/2) — Для двухреданных лодок;
Lw= (0,82 . . . 0,96) (Z1+Z2) — для однореданных лодок; б — коэф-
фициент полноты водоизмещения погруженной части корпуса (б^
~0,43. . . 0,50). Меньшие значения б соответствуют большим углам
поперечной килеватости днища. Для лодок и поплавков с плоским
днищем 6 = 0,5.
Грузовая ватерлиния проводится под углом начального диффе-
рента <р0, отсчитываемого от линии параллельной килю цилиндри-
ческого участка корпуса (рис. 9. 10, а)\ ф0~ 1,5 . . . 2,5°— для ло-
док; фо^2,5 . .. 3,5° —- для поплавков.
Определяется положение крыла. Угол его установки должен
обеспечить возможно меньшее сопротивление корпуса на крейсер-
ском режиме полета, посадку гидросамолета на два редана и отрыв
при взлете на углах атаки, не превышающих критического значе-
ния. Этим противоречивым требованиям соответствуют следующие
условия (рис. 9. 13):
Тусг ^крейс’
ТуСТ ^КРИГ.ПОС (2...3 ) У У1,
*
Т>ст^криг.вз 1 (2...3 ) у Torp*	j
Здесь фуст — угол установки крыла относительно оси фюзеляжа
поплавкового гидросамолета или корпуса лодки; х— угол установ-
ки поплавка относительно оси фюзеляжа; х = 0— Для лодок, у =
= 0...3° —для поплавковых гидросамолетов; аКрейс — угол атаки
168
крыла на крейсерском режиме полета; акрит. пос и акрит. взл — крити-
ческие углы атаки крыла на посадке и при взлете; фотР~8 ... 9° —
угол дифферента гидросамолета при отрыве. Значения акрит пос И
«крит взл берутся с учетом положения механизации крыла на взлете
и посадке.
Получить углы атаки при посадке, близкие к критическому зна-
чению, обычно не удается, так как при этом требуются большие уг-
лы установки крыла, невыгодные в условиях крейсерского полета,
и поэтому посадка гидросамолета выполняется на повышенных
скоростях.
Расположение воздушного винта намечается с учетом следую-
щих рекомендаций и требований.
1.	На основном (крейсерском) режиме полета направление тяги
винта должно совпадать с линией полета или составлять с ней угол
Фг не более 1,5 ... 2,5° (см. рис. 9. 10, а),
2.	Зазор между концом лопасти винта и палубой лодки должен
быть не менее 50 ... 75 мм.
3.	Для исключения возможности попадания воды на винт двух-
поплавкового гидросамолета зазор между концами лопасти и по-
верхностью воды (ватерлинией) должен быть не менее 500 мм.
С этой же целью плоскость вращения винта должна проходить над
точкой пересечения скулы с ватерлинией или впереди ее.
4.	Для гидросамолетов с установкой двигателей на крыле зазор
между винтами и водой рекомендуется выбирать не менее 500 мм.
ГЛАВА 10
ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ЛЕГКИХ СПОРТИВНЫХ САМОЛЕТОВ
В настоящее время существует несколько подклассов легких самолетов, пред-
назначенных для выполнения задач, связанных с авиационным спортом. Это мно-
гоцелевые самолеты, обеспечивающие буксировку спортивных планеров и обслу-
живающие спортсменов — парашютистов, учебно-пилотажные, акробатические и
рекордные самолеты Но если многоцелевые спортивные самолеты представлпют,
как правило, разновидность легких многоцелевых самолетов, то акробатические
самолеты отличаются ярко выраженной специфичностью предъявляемых к ним
требований Именно такие самолеты, предъявляемые к ним требования и осо-
бенности их проектирования и рассматриваются в этоп главе.
10.	1. ТРЕБОВАНИЯ К СПОРТИВНО-ПИЛОТАЖНЫМ САМОЛЕТАМ
Рассмотрим требования, которые определяют техническую концепцию совре-
менного акробатического самолета и являются специфичными только для самоле-
тов данного назначения.
Пилотажные требования непосредственно формируют облик акробатического
самолета, влияют на выбор весовых, геометрических п аэродинамических пара-
метров, определяют характеристики устойчивости и управляемости, Более под-
робно эти требования рассмотрены ниже.
Компоновочные требования влияют на выбор схемы и определяются 1лавным
образом необходимостью обеспечения особого обзора из кабины летчика на пило-
таже и особенностями придания акробатическому самолету требуемых штопор-
169
ных характеристик. Эти требования также будут более подробно рассмотре 1ы
ниже при выборе схемы самолета.
Специфичными являются требования к силовой установке акробатического
самолета. Они предусматривают прежде всего хорошую приемистость двигателя
(не более двух секуид) и бесперебойную, надежную его работу во всем диапа-
зоне эксплуатационных скоростей и перегрузок при любом положении самолета
в пространстве. Управление силовой установкой не должно обременять летчика,
отвлекать его внимание и требовать сложных или частых манипуляций.
Эти требования тесно смыкаются с требованиями к приборному и специаль-
ному оборудованию. Акробатический самолет должен иметь упрощенный состав
пилотажио-навигационного и радиооборудования. Это соображение вытекает, во-
первых, из того, что на акробатических самолетах, как правило, летают пилоты
высокой квалификации, не требующие так называемых «ученических» прибироз.
и, во-вторых, из того, что полеты на акробатический пилотаж проводятся всегда
в условиях хорошей видимости, освещенности и достаточно высокой облачности.
Радиотехническое оборудование акробатического самолета обычно ограни-
чивается применением одной командной ультракоротковолновой радиостанции и
резервной аккумуляторной батареи для ее питания. Такой радиостанции вполне
хватает для обеспечения надежной двусторонней радиосвязи в районе аэродро-
ма, где обычно и расположены пилотажные зоны. Что касается дальних переле-
тов, то по установившейся практике они происходят за самолетом-лидером, обо-
рудованным более мощной связной радиостанцией. Командная радиостанция дол-
жна быть легкосъемиой, так как по требованиям большинства спортивных сорев-
нований оснащение радиостанциями самолетов-участников запрещено.
Требования к конструкции и эксплуатационные требования определяются
тактикой применения акробатического самолета. Планер самолета должен обес-
печивать возможность разборки, быстрой сборки и регулировки без использо-
вания сложного вспомогательного оборудования или высококвалифицированных
специалистов. Одной из отличительных черт акробатических самолетов является
большая интенсивность полетов с максимально разрешаемым нагружением кон-
струкции. Требуется принимать меры по созданию безопасно разрушающейся
конструкции, обеспечить подход к жизненно важным элементам конструкции для
своевременного обнаружения трещин, течей, задиров и т п. Для уменьшения мас-
сы акробатических самолетов (учитывая непродолжительность полетов) практи-
куется минимальная их заправка топливом и маслом. По этой причине дозаправ-
ка акробатических самолетов производится довольно часто и требует удобного
подхода к заливным горловинам, зарядным штуцерам и к разъемам аэродром-
ного питания.
Несмотря на меры по обеспечению безопасности полетов, на акробатическом
самолете должна быть предусмотрена возможность надежного аварийного поки-
дания его летчиком. Для этого современный акробатический самолет должен
иметь либо безотказно открывающийся в любой полетной ситуации фонарь ка-
бины, либо систему1 аварийного отделения (сброса) фонаря.
Следует иметь в виду, что к акробатическим самолетам предъявляется и мно-
жество других требований, касающихся экономичности, технологичности и т. п.
Эти требования также влияют на облик акробатического самолета и должны
приниматься во внимание при его проектировании.
10.	2. ОЦЕНКА И ВЫБОР СХЕМЫ
СПОРТИВНО-ПИЛОТАЖНЫХ САМОЛЕТОВ
Схемы современных спортивно-пилотажных самолетов не отличаются боль-
шим разнообразием. Все последние акробатические специализированные самоле-
ты представляют собой либо свободпонесушцс монопланы нор'^альной схемы,
либо одностоечные бипланы нормальной схемы, причем предпочтение все больше
отдается моиоплаиам. Аппараты других схем («утка», «таидем», «бесхвостка»)
считаются непригодными для выполнения современного высшего пилотажа из-за
их динамических особенностей, в частности, неудовлетворительных штопорных
свойств.
Современный спортивно-пилотажный самолет должен четко и энергично вы-
полнять штопор плоский и крутой, прямой и перевернутый, быть максимально
170
приспособленным для выполнения штопорных бочек при разном положении в
пространстве и должен иметь при эюм минимальные запаздывания на выходе
из штопорных фигур. Перечисленным требованиям в большой мере отвечает би-
илаииая схема как более компактная, с меньшим аэродинамическим демпфиро-
ванием, и именно этими ее качествами в первую очередь, а не маневренными
свойствами объясняется ее применение. На рис. 10.1 ... 10.5 показаны типичные
акробатические самолеты.
Выбирая между биплаииой и моиопланной схемами, нужно иметь в виду,
что зрелищно пилотаж самолета-моноплана более привлекателен, при этом си-
луэт самолета, его фиксации и угловые перемещения лучше просматриваются с
земли, и это позволяет уверенней судить о качестве пилотажа и квалификации
летчика-спортсмена.
Одной из основных задач, решаемых при проектировании современного акро-
батического самолета, является придание ему как можно более полной симмет-
ричности в прямом и перевернутом полете. Требование симметричности опреде-
ляется большой насыщенностью современного высшего пилотажа фигурами, вы-
полняемыми с отрицательной перегрузкой. Это оказывает влияние как на выбор
параметров несущих и управляющих поверхностей, так и на выбор схемы са-
молета в целом. Таким требованием можно объяснить применение на акробати-
ческих самолетах симметричных лцво близких к ним профилей крыла и появ-
ление самолетов со средиерасположеиным крылом, имеющим иулевую V-образ-
пость, нулевой угол заклинивания и средиерасположеиное горизонтальное опере-
ние (рис. 10.3, 10.4, 10.5, 10.6). Такие самолеты имеют, как правило, и оди-
наковую эффективность рулей высоты для создания положительных и отрица-
тельных перегрузок.
На выбор схемы акробатического самолета оказывает влияние используемая
сиЛовая установка. Лучше всего отвечают требованиям силовые установки, по-
строенные иа базе легких поршневых двигателей воздушного охлаждения. Имен-
но эти двигатели — звездообразные, рядные или опознтные — установлены на
всех современных акробатических самолетах. Газотурбинные двигатели пока не
получили широкого распространения, хотя спортивно-политажные и треннрово!-
ные самолеты с такими двигателями создаются во многих странах.
Традиционным местом расположения двигателя является носовая часть са-
молета. В принципе не исключается и установка двигателя в хвосте с примене-
нием толкающего воздушного винта, однако связанные с этим трудности соблю-
дения нужной центровки, компоновки шасси и обеспечения безопасности поки-
дания самолета в полете делаюг такую схему размещения винтомоторной уста-
новки трудиоосуществимой.
Большое влияние иа схему акробатического самолета оказывает требование
особого обзора из кабины летчика. При выполнении фигур пилотажа летчик по-
стоянно ориентируется по горизонту и наземным ориентирам для выдерживания
требуемых угловых положений самолета и места пилотажа. Обзор из кабины
акробатического самолета должен позволять видеть горизонт и границы пило-
тажной зоны иа земле при любом положении самолета в пространстве. Акроба-
тический самолет с достаточно высокими пилотажными характеристиками, ио с
неудовлетворительным обзором не позволяет летчику раскрыть все возможности
этого самолета, а связанные с затрудненной ориентировкой неизбежные ошибки
пилотирования отрицательно сказываются на качестве пилотажа. Вот почему
требованиям обзора и а акробатическом самолете уделяется особое внимание.
Обычно эти требования удовлетворяются применением фонарей кабин с полным
круговым обзором, включая и обзор назад (самолеты Як-50, Z-50L, «Асгоз1аг->),
и специальных остеклений в полу кабины, дающих возможность летчику видеть
землю прямо под самолетом либо видеть горизонт при нахождении самолета иа
вертикали (самолеты Z-526AFS, Pitts-Special). Остекление в полу кабины хоро-
шо показало себя иа практике и может быть рекомендовано для акробатите-
ских самолетов везде, где это не сопряжено с большими конструктивными ус-
ложнениями и ослаблением конструкции.
Остановимся на выборе схем отдельных агрегатов акробатических самолетов.
Как уже было отмечено, на современных самолетах этого типа чаще исполь-
зуется свободиоиесущее крыло и моиоплаииая схема и реже используется cxeiMa
одностоечного биплана. Подкосная конструкция крыла не получила распростра-
171
Рис 10 1 Самолет Як-50 (СССР)
лет Pit s Special Г < ”1
Рис 10 3 Самолет Stephens Akvo (США)
172

Рис. 10 4 Самолет Hirth «Acrostar» (ФРГ)
Рис 10 5 Самолет Z 50L (ЧССР)
иения на акробатических самолетах хотя известны самолеты для прямого пило-
тажа и с такой схемой крыла При выполнении же фигур обратного пилотажа
подкосы нижнего расположения, используемые в случае высокорасположенного
крыла, воспринимают значительные сжимающие нагрузки, что приводит к воз
растанпю их массы и сечения В случае низкорасположенного крыла с верхними
подкосами масса их лвеличивается еще больше, так как положительные расчет-
ные перегрузки, на которые проектир\ется акробатические самолет обычно боло
ше отрицательных на несколько единиц Таким образом, подкосная схема пред-
ставляется невыгодной для акробатического самолета, тем более, что самолет,
имеющий крыло такой схемы, мало отвечает требованиям симметричности в пря-
мом и перевернутом полете Для крыла современных акробатических самолетов
характерен полный отказ от всех видов взлетно посадочной механизации, чго
заметно упрощает и удешевляет конструкцию крыла и сокращает состав борто-
вого оборудования Исключением из сказанного являются так называемые манев
ренные закрылки, которые стали появляться в последнее время на некоторых
акробатических самолетах (западногерманский спортивно-пилотажный самолет
«Acrostar», советский экспериментальный самолет «Квант») Такие закрылки
173
профилем
Рис. 10. 6. Самолет с симметричным
фонаре видны метки для ориентирования при
крыла. Ла
пилотаже

включаются в канал управления по тангажу и совместно с
включаются в канал управления по тангажу и совместно с рулем высоты или с
цельноповоротным оперением и зависающими элеронами образует систему непо-
средственного управления подъемной силой самолета.
Если среди схем крыла акробатических самолетов можно выделить некото-
рые наиболее типичные, то схемы оперения этих самолетов отличает большое
разнообразие. Это и свободнонесущая схема (Як-50, Z-526AF) и подкосная схе-
ма (Z-50L), расчалочная схема (Pitts-Special, Stephens Akro) и цельноповоротиое
горизонтальное оперение («Acrostar»). Выбор той или иной схемы оперения зави-
сит от общей конструктивно-технологической концепции акробатического само-
лета, поэтому трудно выделить из них какие-то наиболее прогрессивные. Следу-
ет тем не менее отметить, чго на конструкциях последнего времени реже ветре-'
чается расчалочная схема, чайте свободнонесущая или подкосная. Что касается
щльноповоротного оперения (рис.
10.7.
Целыюповоротно
гори-
Рис.
зонтальиое оперение самолета
10.7), то несмотря на его привлекательность,
наблюдается некоторая осторожность в его
применении, которою можно объяснить, в
частности, трудностями доводки такого
оперения по шарнирным моментам и слож-
ностью обеспечения жесткости узлов его
назескл.
Наиболее типичной схемой шасси сов-
ременного акробатического caMoocia являет-
ся схема с хвостовой опорой. Имея наи-
тучшие весовые и компоновочные характе-
ристики, она, бесспорно, лучше других от-
вечает требованиям к шасси акробатическо-
го самолета. Отрицательные качества этой
схемы, связанные, в основном, с неустойчи-
востью. движения по земле, неудовлетвори-
тельными капотажными свойствами, склон-
юстыо к подскокам на посадке, недоста-
точным обзором из кабины при рулении и
г. п. допустимы, так как акробатические
самолеты пилотируются, как правило, лет-
шками высшей квалификации,
преодоление перечисленных
схемы шасси с хвостовой опорой не вызы-
вает значительных затруднений. Кроме то-
у которых
недостатков
174
го, как уже было скаазно, акробатические самолеты экспуатируются с подготов-
ленных аэродромов, где капотаж из-за наезда самолета на неожиданное пре-
пятствие маловероятен
Важнейшим вопросом, решаемым при выборе схемы шасси акробатического
самолета, является вопрос о целесообразности его уборки в полете. Все требо-
вания к акробатическому самолету заставляют конструкторов склоняться к при-
менению не убирающегося в полете шасси, и именно такое шасси является сей-
час самым типичным для спортивно-пилотажных самолетов.
10.3.	ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРО

СПОРТИВНО-ПИЛОТАЖНЫХ САМОЛЕТОВ
Основные параметры акробатического самолета полностью определяются
пилотажными требованиями, о которых упоминалось ранее. Эти требования не-
посредственно вытекают из особенностей высшего пилотажа, поэтому, прежде
чем перейти к рассмотрению собственно пилотажных требований, отметим ха-
рактерные отличия комплексов фигур современного высшего пилотажа.
Пилотажные комплексы, выполняемые акробатическим самолетом, год от
года становятся разнообразнее и сложнее. Усложняются как сами пилотажные
фигуры и их взаимосвязь, так и условия их выполнения. Характерным является
введение в комплексы большого числа фигур, выполняемых с отрицательной пе-
38
регрузкой (до 50%), штопорных фшур и фигур, связанных с полной потерей
скорости полета. При этом подавляющее число фигур выполняется с использо-
ванием вертикального маневра. На рис. 10.8 приведен типичный современный
комплекс фигур пилотажа, который разыгрывался как обязательное упражнение
на VIII чемпионате мира по высшему пилотажу (1976 г.). Как видно из при-
веденной схемы, десять фигур из восемнадцати выполняются с отрицательной
Рис. 10. 8. Типичный комплекс фигур высшего пилотажа:
------нормальный полет;---------перевернутый полет; фиксиро-
ванная бочка на угле 45°; 2—обратный штопор; 3—фиксированный че-
рез 9СГ рутерниман; 4—полубочка на угле 45°; 5—отрицательная што-
порная нисходящая бочка; 6—«восьмерка»; 7—восходящая полубочка;
8—полтора витка штопора; 9—3/4 восходящей бочкн; 10—3/4 нисходя-
щей бочки; 11—колокол; 12—рутерниман; 13—обратная полупетля;
14—вираж с вписанными бочками; 15—обратная дуга вверх; 16—што-
порная бочка на угле 45° вниз; 17—поворот на вертикали; 18—фикси-
рованная через 90° восходящая полубочка
175
Оффентивное Воздуш-
ное торможение
Минимальные радиусы
Отсутствие потерь
Высоты па раз гопе
Достаточная
со оро п о дь емность
Аороиса е разгонные
ха рантеристана
A
ya
ха
Типоразм ер са м о пет а
Излишнее демпфирование и
инерционность самолета
Пзродинимичесная симмет-
ри он ость самолета
Рван тивный
момент Ванта
Гироснопа чесниймомент
Винта
возрастание массы
нонструнциа, связанное
со снижением сопро-
тивления самолета
Четние углоВые
финсации
„ Точечный 11 разворот
при нулевой енорооти
полета
Унергичные штопор-
ные фигуры дез за—
паздыВания на Выходе
—   — _ - _ — - - - — _ - _ _ — _ _ _ _
Определяемые
параметры
Необходимость Выполне-
ния плоеного штопора
пилотажной фигуры
Возможность леоехода
В противоположны &
их то пор и „ заброс од “при
лередержне руля
та Вность
улей
Пилотажные требования
Вграни явная

Рис. 10.9. Связь между пилотажными требованиями и параметрами акро-
батического самолета:
-<------необходимость уменьшения значения параметра; -<-------необходимость уве-
личения значения параметра; ч---------------------------------> параметры подежат взаимной корректировке
перегрузкой, пять являются штопорными и лишь одна является фигурой в гори-
зонтальной плоскости. Комплексы фигур пилотажа выполняются в строго опре-
деленной зоне воздушного пространства, ограниченной по высоте, длине и ши-
рине, и в течение заданного времени, причем с годами размеры пилотажной
зоны имеют тенденцию к уменьшению. Спортивными судьями штрафуются не
только неточности, допускаемые пилотами при выполнении отдельных фигур,
недоворотов по углу, нечетких фиксаций и т. п., но и все выходы за пределы пи-
лотажной зоны, а также несоответствие фактического времени выполнения ком-
плекса времени, предусмотренному на выполнение упражнения. Большую роль
при оценке качества спортивного выступления играет чисто зрелищная сторона
вопроса: слитность фигур, их согласованность, энергичность или плавность их вы-
полнения. Чтобы самолет можно было в течение выполнения всего комплекса
фигур удержать в пределах пилотажной зоны, он должен иметь минимально
возможные радиусы фигур, хорошие разгонные характеристики, эффективное воз-
душное торможение, достаточную скороподъемность. Должны быть также обес-
печены четкие угловые фиксации самолета при выполнении фигур, связанных с
вращением самолета вокруг его центра масс. Самолет должен энергично выпол-
нять все штопорные фигуры, включая штопор крутой и плоский, прямой и об-
ратный, штопорные перевороты и бочки без запаздывания на выходе из этих фи-
гур. Эти требования влияют на выбор таких важнейших параметров, как нагруз-
ка на крыло, энерговооруженность самолета, его аэродинамические и инерцион-
ные характеристики. Взаимосвязи между перечисленными пилотажными требова-
ниями, определяемыми ими параметрами и существующими ограничениями для
этих параметров показаны на рис. 10.9.
176
Рассмотрим полет по криволинейной траектории в горизонтальной плоскости,
т. е, вираж самолета. Исходя из условия равновесия, можно заключить, что чем
большую подъемную силу способен развить самолет на вираже, тем с большим
креном, а следовательно, и перегрузкой самолет сможет выполнять вираж, не
снижаясь при этом, и тем меньше будет радиус виража
/?вир = 2p/(gCyaQ sin у).	(10.1)
где р — нагрузка на м2 крыла, Суа — коэффициент аэродинамической подъемной
силы, q — плотность воздуха, у — угол крена.
Учитывая, что у большинства акробатических самолетов вираж без сниже-
ния практически возможен при крене не более 60... 65° и что высший пилотаж
выполняется в среднем на высоте около 500 м, получим
/?в’Ир = 1, <j‘2PICya.	(10.2)
Теперь рассмотрим, каким образом можно «сэкономить» пространство пи-
лотажной зоны, необходимое для выполнения одного из наиболее распростра-
ненных вертикальных маневров—вывода из пикирования с последующим вво-
дом самолета в очередную вертикальную фигуру (рис. 10. 10).
Пусть в точке А пространства, расположенной вблизи нижней границы пило-
тажной зоны, самолет имеет скорость поступательного движения близкую к ну-
лю, что возможно, например, при выполнении в этой точке фигуры «поворот
на вертикали». Далее должно последовать отвесное пикирование с разгоном до
скорости V н вывод из пикирования с перегрузкой пу. Связь между скоростью
и перегрузкой устанавливается следующей зависимостью:
= (2^2/2) (С^).	(10.3)
При условии, что на выходе самолет не должен пересекать нижнюю границу
пилотажной зоны, вывод может быть осуществлен с разными по значению пере-
грузками, с разгоном самолета на пикировании до различных скоростей. Как
следует из рисунка, разгон самолета на пикировании до большей скорости свя-
зан с большей потерей высоты (Я2>//1) и соответствует большим перегрузкам,
действующим на летчика н на конструкцию самолета. Однако именно такой
способ вывода нз пикирования акробатического самолета наиболее распростра-
нен. Объясняется это тем, что самолет, выходящий из пикирования с большой
перегрузкой, обладает большим запасом кинетической энергии, необходимой для
выполнения следующей фигуры пилотажа. Кроме этого, прн таком выводе эко-
номится пространство пилотажной зоны по оси X, т. е. ДХ = 0. По этим сооб-
ражениям подобные маневры часто выполняются на перегрузках близких к мак-
симально допустимым, т, е. прн ц1/ = 9. Таким образом, для конкретных условий
высшего пилотажа из выражения (10.3) получаем минимальное значение ско-
рости (в м/с) вывода с данной перегрузкой:
^выв “ 1 , 3	р} С у а-	(Ю.4)
Зависимость между скоростью и перегрузкой дана на рис. 10. 11.
Из выражений 10. 2 н 10. 4 следует, что для уменьшения радиусов фигур в
горизонтальной плоскости и для снижения потерь высоты при выполнении фи-
гур в вертикальной плоскости необходимо понижать удельную нагрузку на кры-
ло и повышать -его несущую способность. При этом произвольному выбору дан-
ных параметров акробатического самолета препятствуют соответствующие огра-
ничения. Чрезмерное занижение удельной нагрузки на крыло, как правило, при-
водит к неоправданному для акробатического самолета увеличению размеров и
массы, а также приводит к ухудшению аэродинамических характеристик, что
отрицательно сказывается на пилотажных свойствах. Кроме того, переразмереи-
ному акробатическому самолету с заниженной удельной нагрузкой на крыло
свойственны излишние демпфирование и инерционность, которые предопределяют
вялое выполнение фигур, связанных с вращением самолета вокруг его центра
масс, и ведут к ухудшению характеристик управляемости.
Таким образом, из сказанного следует, что удельная нагрузка на крыло ак-
робатического самолета может быть выбрана лишь в результате компромисса
между пилотажными требованиями н соответствующими ограничениями. Этот
7
879
177
Привольная ось
Рис. 10. 10. Выход из пикирования
Рис. 10. 11. Связь между скоростью и
перегрузкой
компромисс обычно приводит к удельным нагрузкам на крыло в диапазоне
50 ... 70 кг/м2, типичном для современных акробатических самолетов (табл. 4
в приложении).
Что касается придания крылу акробатического самолета необходимых несу-
щих свойств, то здесь приходится также разрешать противоречие между тре-
бованием иметь крыло с повышенными несущими характеристиками и требова-
нием как можно более полной аэродинамической симметрии акробатического са
молета в прямом и перевернутом полете. Эта задача в конечном счете сводится
к выбору профиля крыла, причем требования симметричности самолета все ча-
ще приводят к применению малонесущих симметричных профилей. Из табл. 4
в приложении видно, что шесть современных акробатических самолетов имеют
симметричные или близкие к симметричным профили крыла. Следует заметить, что
недостаток несущих свойств крыла с симметричными профилями может быть
частично компенсирован либо занижением удельной нагрузки на крыло, нахо-
дящейся тем ие менее в указанном выше диапазоне, либо применением системы
непосредственного управления подъемной силой, как это сделано на акробати-
ческом самолете «Acrostar». Использование такой системы позволяет в среднем
на 20... 25% увеличить несущую способность крыла, что практически эквива-
лентно применению несимметричного хорошо несущего профиля.	,
Величина радиусов фигур, выполняемых акробатическим самолетом в гори- j
зоитальной и вертикальной плоскостях, в значительной степени зависит и от эиер-1
говооруженности самолета. Выражение (10.1) может быть записано следующим!
образом:	1
/?вир = I72/^	— 1).	(10.5)1
откуда видна связь между величиной радиуса виража и скоростью, с котором
самолет его совершает. Чем больше скорость самолета на вираже, тем с боль-Я
шей перегрузкой и креном будет совершаться вираж и тем меньше будет егои
радиус. Такая же зависимость между скоростью и нормальной перегрузкой, но!
уже при вертикальном маневре, вытекает из выражения (10.3) и из рис. 10.11.1
Но скоростные качества самолета определяются его энерговооруженностью, по-1
этому очевидна непосредственная связь между энерговооруженностью и величи-
ной радиусов фигур. От энерговооруженности акробатического самолета зависит 4
его скороподъемность (м/с):
Vj,max = 75AJV/mg.	(Ю.6)
Достаточная скороподъемность является также одним из пилотажных требо-
ваний, вытекающих из необходимости придать пилотажному комплексу, выпол-
няемому акробатическим самолетом, компактный характер. Этими же сообра-
жениями продиктованы требование отсутствия непродуктивных потерь высоты иа
разгоне и требование .хороших разгонных характеристик.
178
21Л
Рис. 10. 12. Разгон самолета
Рассмотрим пример (рис. 10. 12). Допустим, что в точку О пространства пи-
лотажной зоны самолет попал после завершения фигуры, на выполнение кото-
рой был израсходован почти весь запас скорости (например, штопорной бочки
на угле 45°). Для входа в следующую фигуру и выполнения ее с требуемой пере-
грузкой самолету нужно разогнаться до скорости Vi>Vo. При этом самолет,
обладающий достаточной энерговооруженностью, после короткого разгона будет
иметь нужную скорость Vi в точке А. Самолет же с меньшей энерговооружен-
ностью достигнет необходимой скорости либо в точке В после более продолжи-
тельного горизонтального разгона, либо в точке С, в которую он попадает в ре-
зультате разгона со снижением. На самолетах с недостаточной энерговооружен-
ностью такой способ разгона (с «прижимом»), при котором составляющая мас-
сы самолета суммируется с тягой двигателя, используется довольно широко.
В обоих последних случаях при недостаточной энерговооруженности мы имеем
непродуктивную потерю пространства зоны: ЛХ — при разгоне по горизонтальной
траектории и Д/7 — при разгоне по наклонной траектории.
На основании сказанного можно сделать вывод, что энерговооруженность
является важнейшим параметром акробатического самолета, увеличения которо-
го требуют сразу несколько выделенных нами пилотажных требований. Этот па-
раметр имеет ярко выраженную тенденцию к увеличению по мере совершенст-
вования акробатических самолетов. Если первые, даже специализированные спор-
тивно-пилотажные самолеты имели энерговооруженность порядка 0,20...
.. .0,25 л. с./кг, то у современных акробатических самолетов, как видно из табл.
4 в приложении, ее значение доходит до 0,36 . . . 0,37 л. с./кг, а у нового оте-
чественного спортивно-пилотажного самолета Як-50 энерговооруженность дове-
дена до 0,4 л, с./кг. Однако следует иметь в виду, что чрезмерное увеличение
энерговооруженности, использование воздушных винтов с большими кинетически-
ми моментами может привести к значительному возрастанию вредных гироско-
пических и реактивных моментов, действующих на самолет. Эти моменты услож-
няют пилотирование акробатического самолета и в условиях выполнения высше-
го пилотажа являются весьма нежелательными, так как требуют непрерывного
парирования их летчиком и придают самолету как объекту управления ярко вы-
раженную несимметричность. Выход из подобной ситуации может быть найден в
использовании соосных воздушных винтов, но необходимость применения слож-
ных редукторов и неизбежное увеличение массы, связанные с наличием второго
винта, препятствуют распространению таких винтов.
Энерговооруженность акробатических самолетов всегда тесно связана с об-
щей аэродинамической концепцией, закладываемой в проект самолета. Рассмот-
рим эту связь.
Путь, проходимый самолетом на горизонтальном разгоне, определяется уско-
рением, которое он способен развить. Это ускорение может быть выражено сле-
дующим образом:
Jx = Р bn - - X1т.
(Ю.7)
Из этой формулы видно, что разгонные характеристики самолета зависят н
от его аэродинамического сопротивления. Это обстоятельство должно учитывать-
7*
179
ся при проектировании, например, при решении вопроса о целесообразности при-
менения убирающегося шасси, использовании подкосной схемы оперения и т. п.
Очевидно, что любое аэродинамическое улучшение самолета, которое вызывает
возрастание массы конструкции, ведет, с одной стороны, к снижению энергово-
оруженности и, следовательно, влечет за собой ухудшение разгонных характе-
ристик, а с другой стороны, уменьшаемое при этом аэродинамическое сопротив-
ление самолета способствует улучшению разгонных характеристик. Можно утвер-
ждать, что для акробатического самолета рациональны только те аэродинамиче-
ские улучшения, которые не приводят в конечном счете к ухудшению его раз-
гонных характеристик. В связи с этим для решения данного вопроса в каждом
конкретном случае необходимо делать соответствующие расчеты, принимая уско-
рение на разгоне за критерий, который желательно получить максимальным.
Рассмотренные параметры акробатического самолета определялись, в основ-
ном, пилотажными требованиями, вытекающими из движения самолета по криво-
линейным траекториям при выполнении комплекса фигур в пределах пилотажной
зоны. Следующая группа пилотажных требований связана с выполнением фигур
высшего пилотажа, у которых основную долю движения составляет вращение
самолета вокруг его центра масс. Эти требования объединяет то, что все они
определяют низкие значения моментов инерции акробатического самолета отно-
сительно соответствующих осей и вынуждают применять на акробатических само-
летах рули завышенной эффективности (см. рис. 10. 9).
Невыполнение этих пилотажных требований приводит к тому, что пилотаж
становится вялым, теряет зрелищную привлекательность. Значительно возраста-
ет и сложность пилотирования такого самолета, так как летчику необходимо учи-
тывать запаздывания самолета при даче рулей, делать много лишних манипу-
ляций рулями для упреждения нежелательных движений самолета, вызванных
излишней инерционностью и аэродинамическим демпфированием. Динамически
плотно скомпонованный самолет с рулями, эффективно работающими во всем
диапазоне рабочих скоростей, в том числе и на самых малых скоростях, лишен
этих недостатков, лучше «ходит за ручкой» и обладает значительно большими
пилотажными возможностями. Однако следует иметь в виду, что чрезмерное за-
нижение моментов инерции акробатического самолета может сделать его неспо-
собным выполнять плоский штопор — фигуру, являющуюся обязательной при
выполнении акробатического пилотажа. Из рассмотрения рис. 10. 13 вытекает,
что чем меньше разнос масс по длине самолета, тем меньше будет значение цен-
тробежных сил, переводящих штопорящий самолет из крутого штопора в поло-
гий и затем плоский. Следовательно, можно представить себе такое равновесие
самолета на штопоре, когда он не сможет войти в плоский штопор вообще. Это-
му способствует также то, что свойственные акробатическим самолетам крылья
умеренных удлинений (А = 6... 7) дают малый раскручивающий момент при авто-
ротации. Решение этого противоречия может быть найдено в применении на ак-
робатических самолетах более задних эксплуатационных центровок, что, как
известно, способствует плоскому штопорению самолета. Возникающее при зад-
них центровках запаздывание на выводе из штопора может быть устранено при-
менением рулей завышенной эффективности Применение эксплуатационных зад-
них центровок хорошо согласуется со свойственными акробатическим самолетам
малыми запасами продольной статической устойчивости. Следует при этом заме-
тить, что снижение запасов устойчивости является совершенно необходимым для
акробатических самолетов и логично вытекает из того, что излишняя устойчи-
вость исключает необходимую для акробатического пилотажа управляемость.
Именно в связи с этим часто можно встретить акробатические самолеты с ней-
тральной устойчивостью и даже неустойчивые пилотажные самолеты.
Как уже было отмечено, требования управляемости акробатического само-
лета на малых скоростях, обеспечение выхода из штопорных фигур без запаз-
дывания и требование энергичного выполнения вращательных фигур приводит к
использованию на акробатических самолетах рулей повышенной эффективности.
Это достигается увеличением относительной площади рулей и увеличением углов
их отклонения. Так, на акробатических самолетах часто Зр. нЛ$в. о = 0,6 ... 0,7,
a Sp. в/5г. о = 0,5 ... 0,6, при этом углы отклонения рулей доходят до 35°. Сохра-
нить эффективность руля на столь больших углах отклонения без использования
сложных устройств удается при помощи затупленных задних кромок рулей, все
180
Рис. 10. 13. Штопор са-
молета
Рис. 10. 14. Затупление кромки руля на-
правления
чаще применяемых на акробатических самолетах (рис. 10. 14). Такая профилиров-
ка руля, несмотря на некоторый прирост аэродинамического сопротивления, вы-
зываемый донным срывом, выгодна еще и потому, что позволяет создать очень
жесткую и, что особенно важно для противофлаттерной балансировки, легкую
конструкцию хвостовой части руля.
4
to
1. Легкие пассажирские и административные самолеты с ПД
QO
00
Название	С(рана	о	С	О cd	1 хг	С1 << со		Длина, м	ткг	тпус . ’ кг	•Э -If <0ДД	кг/м2	л.с./Кг	S	v max, км/ч	^крейс- км/ч	^крейс, к м	V ПОС’ км/ч		^«рсб ’ М
АН-2	с с с р	1947	1	10—12	18,176	71,51	7,7	12,4	5250	3450	1000	73 5	0,19	900	253	180-200	2,4	85	180	170
Р-300 «Экватор»	ФРГ	1971	1	6	12,4	19,0	8,1	8.53	1800	900	310	94,7	0,172	1800	390	345	6	95	120	140
IAR-824	Рум ыпия	1972	1	5	12,4	23,6	6.5	9,2	1900	1240	290	80,5	0,153	700	205	180	3	75	190	ПО
Цессна С-206	США	1968	1	5	10.92	16,1	7,4	8,53	1635	8з2	300	102	0,184	1200	280	255	4,5	100	275	225
Цессна С-210	США	1970	1	6	11,2	16,25	7,7	8,61	1723	1007	300	106	0,174	1400	322	248	2,3	105	335	235
Чероки	США	1972	1	4	10,67	15,8	7,2	7 25	1054	526	150	66.7	0,142	450	283	214	3	104	325	180
Робэн HR 100/285	Францая	1972	1	5	9,08	15,2	5,43	7,59	1400	840	2 85	92,0	0,204	950	325	295	2	ПО	325	350
IAR-823	Румыния	1970	1	3	10,0	15,0	6,67	8,24	1500	910	290	100	0,193	700	300	245	3,0	100	230	200
Трайлендер	Англия	1970	3	18	16,15	31.3	8,3	13,3	4536	2605	780	145	0 172	1600	290	265	2,0	120	600*	440*
F-20 «Пегас»	Италия	1971	2	5	9,52	14,4	6,3	8,3	2200	1200	600	154	0,273	1800	410	340	4,0	125	250	220
Суперстар-700	США	К 72	2	5	11,18	18,0	6.95	Ю,-8	2860	1800	600	159	0,21	1770	442	350	3,0	125	650	220
В-60 «Дюк»	США	1965	2	6	11,96	19,8	7,2	10,3	3075	1935	760	155	0,248	1910	400	340	7,6	140	610	400
В-58 «Барон»	США	1069	2	6	И ,53	18,5	7,2	9,1	2450	1480	570	132,3	0,2,33	1950	390	335	3.65	140	430	320
Цессна С-421В	США	1969	2	6	12.76	19,66	8’, 3	11,0	3380	2008	750	172	0,222	2200	454	352	7,6	137	565	220
Пьяджо Р-166	Италия	197.5	2	8	13,5	26,56	6,86	11,9	3950	2520	760	149	0,193	1200	400	285	4.5	106	400	280
* Длина взлетной	(или посадочной) дистанции при 77				= 15 м.															
00
Название
Ан-28
L-410
MU-2L
GAF «Номад»
ДНС-6 Twin
Otter 300
Пайпер РА31Т
«Гиена»
Мерлин ША
Цессна 441
Бич «Супер
Кинг Эр 200»
Лирджет 24Д
Цессна
Снтэйшп 500
Фолкон 10
SN 601 Корвет
Бе-32
* Длина взлетной (или посадочной) дистанции при 11 —15 м.
3. Сельскохозяйственные самолеты
Ан-2М
WSK-Mielcc М-15
PZL-106 Kiuk
НА-31 Мк-11
UTVA-65-A
1AR-822
Pilalus РС-6
ЕМВ-201
PL. 12 Ли ti uk
Aero Commander
S-2D
Agwagon «В?'*
Thrust
Commander
PA-25 Pawnee-D
РА-36
Pawnee-Brave
СССР
ПНР
ПНР
Индия
10iославия
Румыния
Швейцария
1965
1973
1976
1972
1965
1970
1966
Бразилия 1974
Новая
Зеландия
США
США
США
США
19*65
1965
1971
1968
1973
США 1972
1000
1500
даН
600
400
275
290
550
300
300
600
300
600
235
285
18,176
21,96
15,0
12,0
12,6
12,8
15,2
11,2
12,2
13,6
12,4
13,4
11,0
11,9
71,51
67,2
33,4
23,3
19,4
26
28,8
18,0
23,8
30,5
18,8
30,5
17,0
21,0
13,1
12,72
8,9
8,7
8,5
9,4
11,0
7,43
6,71
8,65
8,0
9,1
7,53
8,34
5500
5650
3000
1965
1800
1900
2200
1550
1855
2720
1814
2722
1315
1770
3600
2900
1600
1170
1040
1060
1185
830
855
1540
843
1540
644
930
1500
2200
1000
675
600
600
710
500
800
805
800
1000
500
650
27,3
38,9
33,3
34,4
33,3
31,6
32,3
32,2
43,2
29,6
44,2
36,7
38,0
36,8
76,8
84,0
89,8
84,3
92,8
73,0
76,3
86,0
78,0
89,2
101
89,3
77,3
84,4
6,7
3,76
5,0
4,9
6,55
6,55
4,0
5,17
6,20
4,5
6,05
4,54
5,6
6,22
140
160
160
200
120
180
140
160
140
175
150
170
160
180
140
180
160
180
160
180
135
175
160
180
160
180
140
160
ПО
100
100
100
105
90
95
100
100
100
ПО
100
100
100
205
250
150
235
175
110
160
200
240
260
210
260
240
270
200
210
150
195
130
100
185
180
150
110
150
260
215
600
600
650
250
500
600
530
750
625
410
Рис. 4.
Самолет Р-300 «Эква-
Рис. 5. Самолет «общего назначения» «Су-
перстар-700» (США)
тор» (ФРГ)
Рис. 6. Легкий пассажирский самолет
«Пегас» (Италия)
Рис. 7. Легкий турбовинтовой самолет «общего назначения» Панпео «Гие-
на» (США)
188
Рис. 8 Легкий турбовинтовой самолет «общего назначения» Цессна 441
(США)

Рис 9. Легкий реактивный пассажирский и деловой самолет Фол-
кон-10 (Франция)
189
Рис. 10 Легкий реактивный пассажирский
«Корвет» (Франция)
и деловой самолет
Рис 11. Акробатический самолет Як48ПМ (СССР)
190
1
Рис 12 Акробатический самолет Як 50 (СССР)
Рис 13 Акробатический самолет Z 50L (ЧССР)
191
j
J
(
Рис. 14- Акробатический самолет «Квант» МАИ (СССР)
Рис 15. Акробатический самолет <Кранфилд» А 1 (США)
р
192


Рис 16 Учебно-тренировочный и связной самолет Як-18Т (СССР)

Ряс. 17. Учебио-тренировочный, спортивный и туристский самолет Грум-
ман АА-5А (США)
193
Рис. 19. Учебно-тренировочный, спортивный и туристский самолет ГА200-180АО
(Япония)
Рис. 18. Учебно-тренировочныи, спортивный и туристский самолет
Злин Z-43 (ЧССР)
194
I
Рис. 20. Спортивный и туристский самолет СЕ-43 «Гепард» (Франция)
I
Рис. 21. Спортивный и туристский самолет Р. 70 «Альфа» (Италия)
195
•n

о

Д570
s'
CO
Рис. 23. Скоростная авиетка Бедэ ВД-5А
«Микро» (США)
Рис. 24. Скоростная авиетка IP-20-90 «Импала»
(Франция)

Рис. 25. Авиетка с открытой кабиной
«Рэйл» (США)
Рис. 26. Наилегчайший в мире двухмоторный са-
молет-авиетка М. Коломбана (Франция)

Рис. 27. Легкий пассажирский самолет Бе-32 (СССР)

Название
Cl рана
%
%
4. Акробатические самолеты
ж
Ж
х
Ж
и
я
Е
%
Е
%

СП
Профиль крыла
Як-18ПМ
Як-50
«Квант»
Z-526AFS
Z-50L
CAP 20L
САР 20
Acrostar Мк. III
Му 102
Pitts-Special
S-1S
Stephens Akro
Cranfield А. 1
Название

СССР
СССР
СССР
ЧССР
ЧССР
Франция
Франция
ФРГ
ФРГ
США
США
США
Як-18Т
Z-726K
Z-42
Z-42M
Z-43
RF. 8
Socata 150 ST
CT4 «Airtraiпег»
FA-200-180AD
СЕ-43
«Guepard»
Р. 70 «Alpha»
Grumman
«Trainer»
Cessna А150
«Aerobat»
1966
1976
1977
1970
1975
1975
1973
1970
1973
1970
1971
1968
Страна
СССР
ЧССР
ЧССР
ЧССР
ЧССР
Франция
Франция
Новая Зе
ландия
Япония
Франция
Италия
США
США
Длина разбега.
Длина пробега.
300
360
360
180
260
200
200
200
180
200
190
10,6
8,84
8,58
8,04
7,47
10
16,5
15
8,55
13,8
12,5
10,4
10,85
10,4
9,15
15
6,8
6,0
6,58
5,96
6,0
6,67
1100
900
920
740
720
760
640
650
521
544
920
780
676
604
570
460
500
530
390
385
66,5 0,273
60 0,40
107,80,392
53,6 0,24
57,6 0,36
57,7 0,33
70,10,31
61,5 0,34
66,5 0,31
56,90,35
58,6 0,37
61,40,206
7,67
6,51
7,21
6,04
8,05
320
350
390
280
270
260
322
274
90 10	4-9
—6
16
98 8
100 15	4-9
-6
80 13	4-8
96 10
97 12	4-8
-6
97 12
103 13,5 4-12
-10
89 15	4-9
-9
-6
5. Учебно-тренировочные связные, спортивные и туристские самолеты
1967
1975
1967
1973
1972
1973
1975
1974
1968
1971
1972
1970
1970
к
ж
Ж
Ж
NACA 23014
NACA 2418
NACA 4412
NACA 0018
NACA 0012
NACA 23012
Eppler
20% — 16%
симметричный
NACA 64218
NACA 64212
12% — симмет-
ричный
NACA-0012 мод.
ж
ж
X £

х S
X
X
от
ж
Ж
х
я
Е
о
300
210
180
180
210
115
150
210
180
250
100
180
100
11,16
9,88
9,19
9,76
9,74
10,0
7,47
9,97
18,75
14,89
13,15
13,75
14,5
13,2
12,28
12,0
6,57
6,15
6,57
5,23
1650
940
920
970
1250
870
870
1090
1184
600
675
88,0
70,0
70,6
66,0
71,0
91,0
0,182
0,224
0,196
0,186
0,168
0,132
0,172
0,193
7,07
7,07
7,06
300
215
225
230
270
215
288
250 550
500
200 600
600
200 1100
1000
600
262 1200
5500
5500
4100
4250
4500
7000
4000
5450
550
470
380
400
470
14,0
16,0
6,25
6,24
9,38
14,6
6,8
1150
1460
720
707
726
650
845
470
91,3
62,0
49,8
0,157
0,171
0,139
0,255
0,138
7,06
237
320
216
200
200 1250
260 2800
200	880
815
194 1340
5790
5300
5030
3885
4270
305
220*
420
130**
330

ii » W|.
Й
6. Авиетки
Название
10,9 6,18
220
310
8,16
50
100
400
300
«Шмель» КуАИ
Rail
IP-20'90
«Impala»
ВД-5А «Micro»
Коломбан
RF-7
Livesey D L 5
MW 2
Birdman TL-1
Davis DA-5A
Hovey WD-II
OR-70 Fang
Robinson KR-2
Van’s RV-3
* Разбег.
** Пробег.
Название
ЛАК-6
Истра
SSV-17
NP-100A
SF27M
SF25C
K12-ASK 14
RF-5B
SF 28А
AS-K16
Sirius
Nimbus 2М
SZD-45 Ogai
HB-21L
Projekt 8
Dolphin
Rauh Kora 1

СССР 1977	38
США 1970 2x25=50 л.
Франция 1971	90
США 1971	40
Франция 1974 2х 10=20 л.
ФРГ 1970	68
Англия
Англия
США
США
1974
1975
1975
1974
40
60
15
65
США 1975	14
США 1972
США 1974
США 1975
СССР
СССР
Ю1 ославия
Япония
ФРГ
ФРГ
ФРГ
ФРГ
ФРГ
4 РГ
ФРГ
ФРГ
ФРГ
Австрия
ГДР
120
7,08
7,56
6,64
322
200
42,6
6,44
145
106
73
3600
375
6,0
410
66,2
4,56
5,0
330
290
85
6400
360
240
380
10,0
7,62
10,36
7,18
6,70
8,84
8,836,06
13,42
5,31
5,66
140
6,80
340
300
95
4260
137*
170 70
445
363
159
351
140
300
204
236
45
55.5
56,6
44,5
6,05
200
175
220
70
400
7000
31,7
66,1
7,37
5,18
193
158
64,5
6,05
10,6
10,0
177
97
80,5
153
87
225
64,5
73
31
97
42
254
3800
4420
1220
61
100
36
125
6,07
6,13
8,36
6,07
381
154
62,15
5,94
3,81
402
241
338
185
64
73
3650
476 315
56,9
3,81]5,79
314
78
6400
183*
107
76*
90*
244
122*
76*
30
335
183**
76
46**
305
92*
7. Мотопланеры
Страна
1976
1974
1972
1976
1966
1972
1967
1971
1971
1971
1971
1974
1974
1973
1975
68
60
60
26
60
26
68
60
68
30
56
68
60
54

Примечания
16,2
15
17
18
15
19,5
18,5
18
18,2
17
16,3
16
18,7
13,7
15,6
18
18,7
12,8
500
420
668
600
380
580
396
420
250
375
26,1
10,0
250
180
130
160
12,6
19
18,5
19
16,1
19,1
19
16,2
15,2
13,5
28,6
16
13,8
16,8
31,7
31,9
9,67
180
1£0
180
120
160
360
680
590
700
690
600
680
640
750
230
460
390
460
510
455
455
480
28,6
31,9
36,8
43,0
41,6
35,6
36
13,9
10,0
10,3
10,7
10,0
10,7
13,9
200
180
230
200
180
160
225
180
180
180
260
263
180
160
160
150
160
125
66
70
65
Дальность
600 км
Дальность
400 км
Дальность
500 км
Дальность
550 км
Выдвижной
мотор
Двухбалочный
2,8
2,5
1,8
4,0
15,2
3,0
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1.	Анцелиович Л. Л. Спортивно-пилотажный самолет московских студентов
«Квант.» — Крылья Родины, № 8, 1974, с. 35—37.
2.	Бадягин А. А. К вопросу о целесообразности применения неубирающегося
шасси на легких самолетах. — Науч, тр./МАИ, 1977, вып. 394, с. 66—70.
3.	Бадягин А. А. Оптимизация основных параметров и характеристик лег-
кого самолета для народного хозяйства. ~ Науч. тр./МАИ, 1976, вып 356
с. 4—12.
4.	Бадягин А. А. Расчет веса легких гражданских самолетов — Науч
тр./МАИ, 1974, вып. 2,77, с. 69—83.
5.	Бадягин А. А., Егер С. М. и др. Проектирование самолетов. — М.: Маши-
ностроение, 1972. — 516 с.
6.	Бадягин А. А., Овруцкин Е. А. Проектирование пассажирских самолетов
с учетом экономики эксплуатации.—М.: Машиностроение, 1964. — 295 с.
7.	Башкирова А. В. Геометрические характеристики пассажирских и быто-
вых помещений отечественных и зарубежных самолетов. — М.: ОНТЭИ ГосНИИ
ГА, 1970. — 68 с.
8.	Вуд К. Проектирование самолетов. — М.: Оборонгиз, 1940. — 469 с.
9.	Выбор параметров сельскохозяйственных самолетов. Сборник статей. /Под
ред. В. Е. Касторского. — Рига, 1971. — 58 с.
10.	Горощенко Б. Т. Аэродинамика скоростного самолета. — М.: Оборонгиз,
1948. —515 с.
11.	Горощенко Б. Т. Динамика полета самолета. — М.: Оборонгиз 1954. —
331 с.
12.	ГОСТ 17228—71. Самолеты пассажирские. Допустимые уровни шума.—
М.: Госстандарт, 1972.
13.	Деревянко В. С. Влияние аэродинамических возмущений на процессы
авиационного опыливания и опрыскивания.—М.: Транспорт, 1974. — 69 с.
14.	Егер С. М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов. — М.:
Машиностроение, 1964. — 452 с.
15.	Комаров А. А. Основы проектирования силовых конструкций. — Куйбы-
шевское книжное издательство, 1965. — 127 с.
16.	Комаров В. А., Соловов А. В. Конечный элемент для проектирования ра-
циональных силовых схем конструкций типа крыла.—-М.: ВИНИТИ, № 768—
75 деп, 1975. — 29 с.
17.	Композиционные материалы в конструкции летательных аппаратов.—М.:
Машиностроение, 1975. — 272 с.
18.	Лебедев А. А., Чернобровкин Л. С. Динамика полета. — М.: Оборонгиз,
1962. —548 с.
19.	Методы проектирования конструкций самолетов. — М.: Машиностроение,
1977. — 232 с.
20.	Остославский И. В. Аэродинамика самолета. — М.: Оборонгиз, 1957.—
560 с.
21.	Остославский И, В., Титов В. М. Аэродинамический расчет самолета.—
М.: Оборонгиз, 1947.— 355 с.
22.	Попов Ю. И. Влияние характера закрепления на напряженное состояние
и вес крыла. — Изв. ВУЗов. Сер. Авиац. техника, 1975, № 4, с. 134—137.
204
Я
23.	Применение авиации в сельском хозяйстве./Под ред. В. А. Назарова. —
М.: Транспорт, 1975. — 311 с.
24.	Самсонов П. Д. Проектирование и конструкции гидросамолетов. — М.:
ОНТИ НКТП СССР, 1936. ~ 554 с.
25.	Сарымсаков X. Г. Анализ времени производственного полета сельскохо-
зяйственного самолета. — Науч. тр./Ташкент. политехи, ин-т, 1971, вып. 82, ч. II,
с. 3—16.
26.	Славков М. И., Тютюнник М. Е. Экономика авиационно-химических ра-
бот. — М.: Транспорт, 1968. — 118 с.
27.	Техника авиации специального применения. — Науч. тр./Моск. ГосНИИГА,
197b, вып. 127.
28. Чернобровкин Л. С. Выбор основных параметров рекордных планеров. —
Науч. тр./МАИ, 1954, вып. 32, с. 55.
29. Шавров В. Б. История конструкций самолетов в СССР. — М.: Машино-
строение, 1969. — 606 с.
30.	Шейнин В. М. Весовая и транспортная эффективность пассажирских са-
молетов. — М.: Оборонгиз, 1962. — 363 с.
31.	Шейнин В. М., Козловский В. И. Весовое проектирование и эффектив-
ность пассажирских самолетов.: Справочное пособие для инженеров. Т. 1.—М.:
Машиностроение, 1977, 343 с.
32.	Шейнин В. М., Козловский В. И. Проблемы проектирования пассажир-
ских самолетов. — М.: Машиностроение, 1972. — 308 с.
33.	Шлнхтинг Г. Теория пограничного слоя. — М.: Наука, 1974. — 711 с.
34.	Экономика гражданской авиации. — М.: Транспорт, 1975.—304 с.
35.	Roskam J., Kohlman D. L., Wentx W. H. Spoilers for Control of Light Air-
planes. AIAA Paper, N 74—861, 1974.
36.	Heinx A. F. Schmidt. Flugzeuge aus alter Welt, IV, 1973, 1965 s.
37.	Sanders K. L. High—Lift Devices, a Weight and Performance Trade—off
Methodology. — The Society of Aeron. Weight Engineers, Techn. Paper, N 761
May, 1969.
38.	Society of automotive Enigneers, Wichita, April 2—5, 1974.
39.	Jane‘s all the World's Aircraft, London, 1977.
40.	Journal of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, v. 20,
№ 217, p. 1-6, 1967.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие
Ста.
j
3
Основные обозначения и сокращения
Глава 1, Классификация легких самолетов . .
Глава 2. Основные вопросы проектирования легких самолетов .	.	.	.
2. 1. Процесс проектирования самолетов..........................
2.	2. Концепции легких самолетов................................
2.3.	О выборе схемы и основных параметров легких самолетов
Глава 3. Расчет массы легких самолетов........................
3.	1. Расчет взлетной массы самолетов в первом приближении .
3.	2. Расчет взлетной массы легких самолетов во втором приближении
Глава 4. Компоновка и центровка.....................................
4.	1. Основные правила компоновки	.......................
4.	2. Аэродинамическая компоновка...............................
4.	3. Объемная компоновка . .	..............................
4.	4. Силовая компоновка.....................................
4.	5. Весовая компоновка и центровка самолета...................
Глава 5. Расчет поляр легких самолетов..............................
5.	1. Лобовое сопротивление самолета............................
5.	2. Коэффициент сопротивления крыла...........................
5.	3. Коэффициент сопротивления оперения........................
5.	4. Коэффициент сопротивления фюзеляжа........................
5.	5. Коэффициент сопротивления гондол двигателей...............
5.	6. Сводка коэффициентов сопротивлений при нулевой подъемной силе
5. 7. Коэффициент индуктивного сопротивления..............»
5.8.	Коэффициент аэродинамической подъемной силы самолета
5. 9. Построение поляры самолета................................
Глава 6 Летные характеристики.......................................
6.	1 Характеристики авиационных двигателей......................
6.2.	Обобщенные характеристики ПД, ТВД, ДТРД....................
6.	3. Расчет и построение диаграмм потребных мощностей или тяг
6.	4. Подбор воздушного винта к самолету........................
6.5.	Расчет и построение кривых располагаемых мощностей
6.6.	Определение летных характеристик t «	.	. t
Глава 7. Особенности проектирования легких многоцелевых самолетов для
народного хозяйства.........................,	.	.	,	,	,	,	«
7.	1. Облик легких самолетов для	народного хозяйства	.	.	.	.
7.	2. О схеме легкого многоцелевого самолета....................
7.3.	Частная оптимизация основных параметров легкого многоцелево-
го самолета для народного хозяйства [3]	.	.	.	.	.
7.	4. Параметры пассажирских кабин и форма сечения фюзеляжа лег-
ких самолетов для народного хозяйства .	«	. s 	.	•
о
8
13
13
14
27
31
31
32
47
48
49
52
58
61
65
65
66
70
71
74
74
77
79
80
86
86
87
92
94
97
99

114
114
116
120
128
206
Стр.
Глава 8. Особенности проектирования самолетов для сельского хозяйства 131
8.	1. Основные направления развития сельскохозяйственных самолетов 133
8.2.	Основные требования к сельскохозяйственным самолетам .	.	.	136
8.3.	О схеме сельскохозяйственных самолетов.........................139
8.4.	Пример выбора основных параметров и характеристик сельско-
хозяйственного самолета .	.	.	.	142
Глава 9. Особенности проектирования легких гидросамолетов .	(	.	150
9.	1. Технические требования	,	....................150
9.2.	Компоновочные схемы легких гидросамолетов......................154
9.3.	Выбор основных параметров	гидросамолетов....................158
9.4.	Расчет взлетной массы..........................................161
9.5.	Размеры и форма основных агрегатов гидросамолета .	.	.	.	163
9.6.	Компоновка гидросамолета.......................................167
Глава 10. Особенности проектирования легких спортивных самолетов .	.	169
10.	1. Требования к спортивно-пилотажным самолетам .	t .	169
10.2.	Оценка н выбор схемы спортивно-пилотажных самолетов .	. .	170
10. 3. Выбор основных параметров спортивно-пилотажных самолетов .	175
Приложение
Список литературы
182
204
ИВ № 1302
Александр Алексеевич Бадягин, Фатидин Абдурахманович Мухамедов
ПРОЕКТИРОВАНИЕ ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
Редактор Д. Я. Чернис
Технической редактор Я. Я. Скотникова
Переплет художника В. В. Воронина
Корректор Е. П. Карнаух
Сдано в набор 14.07.78	Подписано в печать 19.10.78	T-i804i
Формат 60X90!/i6	Бумага типографская № 2	Гарнитура литературная
Печать высокая	Усл. печ. л. 13,0	Уч.-изд. л. 13,05
Тираж 5500 экз.	Заказ 879	Цена 80 к.
Издательство «Машиностроение», 107885, Москва, Б-78, i-й Басманный пер., 3.
Московская типография № 8 Союзполиграфпрома
при Государственном комитете СССР
по делам издательств, полиграфии и книжной торговли.
Хохловский пер., 7.