Весовое проектирование и эфективность пассажирских самолетов Т.1. Весовой расчет самолета и весовое планирование - Шейнин В.М., Козловский В.И.

Author: Шейнин В.М. Козловский В.И.

Tags: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника машиностроение авиация авиационное оборудование общее машиностроение авиационная промышленность технология машиностроения

Year: 1977

Similar

Проблемы проектирования пассажирских самолётов

Проектирование самолетов

Проектирование дозвуковых самолетов

Проектирование легких самолетов

Text

www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В. М. ШЕЙНИН, В. И. КОЗЛОВСКИЙ
ВЕСОВОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ
И ЭФФЕКТИВНОСТЬ
ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ
СПРАВОЧНОЕ ПОСОБИЕ ДЛЯ ИНЖЕНЕРОВ
В ДВУХ ТОМАХ
ТОМ 1
ВЕСОВОЙ РАСЧЕТ САМОЛЕТА
И ВЕСОВОЕ ПЛАНИРОВАНИЕ
Москва
«МАШИНОСТРОЕНИЕ»
1977
• УДК 629.735.33.001.2(031)
Рецензент д-р техн, наук проф. А. А. Бадягин
Шейнин В. М., Козловский В. И. Весовое проектирование
и эффективность пассажирских самолетов. Т. 1. Весовой рас-
чет самолета и весовое планирование. М., «Машиностроение»,
1977, 344 с.
В справочном пособии дано определение предмета и задач
весового проектирования как технической дисциплины, приве-
дены блок-схемы процесса весового проектирования как эле-
менты общей системы машинного проектирования; изложены
теория, методы и формулы укрупненных, поагрегатных и по-
детальных весовых расчетов пассажирских самолетов, а так-
же методы пересчета, основанные на производных и градиен-
тах; получил развитие метод многократных вычислений и на
его основе предложены алгоритмы весовых расчетов; описана
концепция коэффициента роста; выполнены анализы точности
весовых формул на основе теории ошибок и теории вероятно-
стей; разработана теория весового планирования и система ве-
сового контроля.
Справочное пособие рассчитано на инженеров, занимаю-
щихся проектированием пассажирских самолетов. Оно может
быть также полезно научным работникам, преподавателям и
студентам авиационных вузов.
Табл. 50, ил. 93, список лит. 75 назв.
31808-182
Ш 038(01)-77
182-77
(С) Издательство «Машиностроение», 1977
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ПРЕДИСЛОВИЕ
Одним из главных направлений развития самолетостроения
является планомерное и целенаправленное повышение технической
и экономической эффективности самолетов.
Эффективность самолета достигается оптимизацией решений
на всех этапах создания самолета, а также рациональными мето-
дами его эксплуатации. Главным фактором повышения эффектив-
ности является минимизация массы, составляющая основную цель
всех процессов весового проектирования.
Вопросы весового проектирования самолета отражены в срав-
нительно небольшом количестве работ и весьма неполно. Недоста-
точно освещены особенности самолетов широкофюзеляжных и сверх-
звуковых, короткого и вертикального взлета и посадки, с лами-
нарным обтеканием, а также проблемы оптимизации параметров
самолета и его конструктивно-силовых схем, методика расчетов
моментов инерции и многое другое.
Применение различных методов расчета при проектировании
современной весьма сложной и быстро видоизменяющейся техники
немыслимо без глубокого понимания физической природы различ-
ных закономерностей, положенных в основу этих методов. По-
этому наряду с изложением расчетных формул и методов в кни-
ге показана теоретическая их основа и помещены краткие истори-
ческие экскурсы, облегчающие понимание предмета.
Хорошее понимание методов необходимо не только для удовле-
творительного применения, но и для систематического их совершен-
ствования, ибо с каждым поколением самолетов появляется много
нового: меняются архитектурные формы, компоновка частей само-
лета, силовые схемы, конструктивные решения, появляются новые
технологические процессы, авиационные материалы и т. п. Учет
подобных изменений приводит к необходимости корректировки ра-
нее применявшихся методик и разработке новых. В книге помещены
теоретические материалы, облегчающие выполнение этой работы.
При подготовке настоящей книги многие ранее опубликованные
методы и формулы весового расчета были собраны и классифици-
рованы по группам и подгруппам на основе их сложности, точно-
сти и области применения.
2280 \ 3
)
Точности расчетов всегда придавалось большое значение, теперь
же требования к ней неизмеримо возросли, поскольку разрабаты-
ваются не только проекты самолетов, но и обширные программы,
включающие целые семейства модификаций или даже полную
гамму самолетного парка. В соответствии с этим в книге изложены
различные пути повышения точности методов весового расчета,
проанализировано влияние точности весового расчета на эффектив-
ность самолета. Усовершенствованы и уточнены ранее опублико-
ванные формулы различных авторов (по аналогии с отечественны-
ми [13, 37] и зарубежными [55, 60] работами формулы именуются
фамилиями их авторов). В каждом таком случае указан характер
изменения с тем, чтобы сохранялось представление о первоначаль-
ном виде.
Формулы отличаются от первоначальных авторских вариантов
еще и тем, что в книге разграничены понятия массы и веса, тогда
как все ранее опубликованные работы используют лишь термин
«вес» с соответствующими обозначениями и физическими едини-
цами. Чтобы еще больше не отдалить формулы от их исходных
вариантов введением дополнительных коэффициентов, в работе
при переходе на СИ принято 1 кгс^ЮН—1 даН (деканьютон).
В первом томе введение и главы 1 (кроме подразделов 1.3 и
1.4), 2, 3, 6 и 7 написаны В. М. Шейниным, главы 4, 5 и подраз-
делы 1.3 и 1.4 написаны В. И. Козловским; 1.2.3 написан сов-
местно.
Авторы книги выражают глубокую благодарность инженерам:
Л. Е. Алексеевой, М. С. Большакову, Т. Н. Геновой, Ю. А. Евдо-
кимову, Г. В. Захарчук, Г. А. Комаровой, Ф. Ф. Симфорову — за
участие в работе по анализу и совершенствованию ранее опубли-
кованных формул.
Авторы отмечают очень полезную работу рецензента книги про-
фессора д-ра техн, наук А. А. Бадягина и выражают ему свою
искреннюю благодарность.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ, СОКРАЩЕНИЯ, ИНДЕКСЫ *
_ а — ускорение;
а,= а,/а — относительная величина, удельное значение части а< в долях
целого — а;
Ъ — хорда крыла;
В — хорда кессона крыла;
с — относительная толщина крыла;
Ср — удельный расход топлива;
d — диаметр;
F — сила;
g — ускорение свободного падения;
Удв=/Пдв/Ро— удельная масса двигателя;
Н, h — высота;
К — аэродинамическое качество;
X—угол стреловидности крыла (по 1/4 хорд полукрыла);
L — дальность полета; дистанция нервюр, шпангоутов;
/ — длина, размах крыла;
%=/2/S — удлинение крыла;
Хф — удлинение фюзеляжа;
М — число М;
М — момент силы;
т — масса;
N — мощность;
JVo=2A^o//no — стартовая энерговооруженность самолета;
п8, пр — перегрузка эксплуатационная и расчетная соответственно;
G—mg — вес, сила тяжести;
_ Ро — стартовая тяга двигателей;
Ро=1>Ро1то— стартовая тяговооруженность самолета;
р — давление, удельная нагрузка па крыло;
q=.tn!S — поверхностная плотность конструкции;
Q=tn/V —плотность;
S — площадь поверхности;
s — площадь сечения;
а— нормальное напряжение;
т) = йо/Ьк—сужение крыла;
( т — касательное напряжение;
•:*/ ' V — скорость; объем.
Сокращения
5/ АУТ — агрегат усиления тяги;
ВСУ — вспомогательная силовая установка;
ВО — вертикальное оперение;
• Обозначения менее общего характера приведены в 3.1.1; 3.2.1; 3.3.1;
3.4.1; 3.5.1 и при некоторых формулах.
\
,' ) 5
Ж
ВПП — взлетно-посадочная полоса;
ГО — горизонтальное оперение;
ГТД — газотурбинный двигатель;
ДнФ — компоновка двигателей на фюзеляже;
ДпК — компоновка двигателей под крылом;
ДТРД — двухконтурный ТРД;
ЖРД — жидкостно-ракетный двигатель;
ЛА— летательный аппарат;
МД — маршевый двигатель;
ПД — поршневой двигатель;
ПМД — подъемно-маршевый двигатель;
ПОД — подъемный двигатель;
ПРД— подъемно-разгонный или пороховой двигатель;
РД — разгонный или ракетный двигатель;
САХ — средняя аэродинамическая хорда;
СВВП — самолет вертикального взлета и посадки;
СКВП — самолет короткого взлета и посадки;
СКД— смешанная компоновка двигателей;
СНВП (СОВП) — самолет нормального (обычного) взлета и посадки;
СПС — сверхзвуковой пассажирский самолет;
СУ — силовая установка;
СУВП — самолет укороченного взлета и посадки;
ТВА, ТВУ—турбовентиляторный агрегат (установка);
ТВД — турбовинтовой двигатель;
ТРД — турбореактивный двигагель;
УЛО — управление ламинарным обтеканием;
УПС— управление пограничным слоем;
ц. м. — центр масс.
Индексы
б — значение величины у борта фюзеляжа;
взл — взлетный;
в. о. — вертикальное оперение;
г. о — горизонтальное оперение;
к — конечное значение величины;
к. н — коммерческая нагрузка;
к. пл — конструкция планера;
кр — крыло;
к. ш — конструкция шасси;
н. з — навигационный запас топлива;
о — начальное значение, взлетная величина;
об — оборудование и снаряжение;
оп — оперение;
п. н — полезная нагрузка;
пос— посадочный;
п. с — пустой самолет;
п. сн — пустой снаряженный самолет;
сн — снаряжение;
с. у— силовая установка;
т — топливо;
ф — фюзеляж;
ш — шасси;
эк — экипаж.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ВВЕДЕНИЕ
0.1. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОБЩЕГО И ВЕСОВОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Проектирование как наука представляет собой систему знаний
о свойствах объектов проектирования, принципах и методах вы-
бора их параметров. Творческий процесс проектирования помимо
решения проблемы выбора включает в себя разработку обширной
технической документации, необходимой для изготовления объек-
та в определенных производственных условиях. Полезно подчерк-
нуть диалектический характер проектирования как науки, выра-
жающийся в ярком проявлении законов непрерывного движения
и развития, взаимосвязи и обусловленности явлений, скачкообраз-
ного перехода количества в качество, единства и борьбы противо-
положностей. Последний закон, в частности, лежит в основе мето-
дов оптимального разрешения противоречий и поиска компромис-
сов на основе соответствующих критериев, что составляет, по суще-
ству, главное содержание проектирования.
Современная практика проектирования самолетов, основанная
на применении ряда фундаментальных принципов и соотношений,
позволяет еще углубить и конкретизировать определение самого
понятия проектирования путем рассмотрения ряда технико-эконо-
мических задач. К ним, без претензий на полноту, можно отнести
следующие три традиционные и две сложившиеся в последнее вре-
мя задачи *:
1) создание самолетов максимально больших размеров (тон-
нажа) с целью достижения наибольшей рейсовой производитель-
ности **, а при заданной производительности—минимальных раз-
меров; 2) достижение наилучшего соответствия между тягой дви-
гателя и площадью крыла; 3) достижение потребной прочности,
назначенного ресурса, высокой надежности и безопасности при
минимальной массе конструкции; 4) достижение соответствия
между аэродинамическими и конструктивными параметрами на
основе выбора конфигурации и размеров самолета с учетом ха-
• Другие играют подчиненную роль.
** В настоящее время не существует ограничений к увеличению размера са-
молета, и выбор его связан лишь с реальной потребностью и экономической
целесообразностью.
7
рактеристик систем управления; 5) создание самолета, обладающе-
го качествами базового варианта для развития семейства модифи-
каций на основе принципов модульного проектирования.
Решение первой из этих задач опирается на уравнение сущест-
вования, определяющее внутренние связи и технические возмож-
ности на каждом этапе развития авиации, и законы, устанавлива-
ющие связь между размерами и массой, например, закон квадра-
та — куба.
Вторая задача связана с часто встречающимися теперь слу-
чаями проектирования самолета под существующие двигатели с
целью их унификации (при этом площадь крыла определяется при-
нятыми двигателями). Подобная практика в авиации не нова.
В период поршневых двигателей их тоже выбирали из существую-
щих, затем стали проектировать параллельно с самолетами ради
более тонкого согласования характеристик двигателя с парамет-
рами крыла. Теперь наблюдается возврат к начальному подходу,
но на более высокой ступени развития, ибо исследования компро-
миссов для уменьшения массы и сопротивления, увеличения подъ-
емной силы и повышения эффективности силовой установки в на-
стоящее время столь же важны, как и в прошлом.
Что касается четвертой задачи, то системы управления само-
летом являются областью, еще не использованной для улучшения
его характеристик, за исключением более полного выявления
преимуществ стреловидных крыльев. Теперь становятся ясными
потенциальные возможности значительного улучшения характери-
стик самолета благодаря использованию дополнительной связи
параметров проектируемого самолета с системой управления
(в частности, активного управления). Система управления оказы-
вает влияние на силовую установку, аэродинамику, конструкцию
и величину массы самолета уменьшением расчетных нагрузок,
действующих на самолет в крейсерском полете, и стабилизацией
колебаний, уменьшением площади горизонтального оперения и
одновременно искусственным повышением устойчивости и т. д.
Разнообразные задачи проектирования позволяют выделить
его отдельные виды, например: аэродинамическое, конструктивно-
силовое, весовое и др. В то же время рассмотренные являются за-
дачами не только общего, но в равной степени весового и аэроди-
намического проектирования.
Весовое проектирование можно рассматривать как техническую
дисциплину и как процесс. Первое включает теоретические основы
и методы решения разнообразных задач, второе относится к непо-
средственной практике проектирования летательных аппаратов.
Весовое проектирование как техническая дисциплина представ-
ляет собой отдельную отрасль знаний, отобранных из общей науки
о проектировании самолета и систематизированных в пяти само-
стоятельных разделах. Когда весовое проектирование сложится
как учебная дисциплина, то предмет и методы технической дис-
циплины определят ее содержание. Сущность процесса весового
8
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
проектирования заключается в оптимизации массы самолета на
стадии определения его параметров и выполнения компоновочных
схем, а также минимизации массы частей самолета при разработке
силовых схем и конструкций. Все это и определяет весовую эф-
фективность самолета.
Ниже с целью систематизации и обобщения сравнительно но-
вой отрасли знаний формулируются самые общие положения и по-
нятия, излагаются основные принципы и концепции-весового про-
ектирования, предлагаются определение его предмета, логики и
задач, а также структуры его разделов, и функциональные схемы
его процессов.
0.2. ПРЕДМЕТ И ЗАДАЧИ ВЕСОВОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
КАК ТЕХНИЧЕСКОЙ ДИСЦИПЛИНЫ
Развитие теории весового проектирования самолетов идет с
некоторым отставанием, например, от аэродинамики и некоторых
других авиационных наук. И если теоретически обоснованные *
методы весовых расчетов развиваются в течение последних 20—
25 лет, то весовое проектирование как самостоятельная техниче-
ская дисциплина, сложившаяся в процессе практики проектирова-
ния самолетов, в теоретическом плане находится лишь в стадии
формирования. Можно предвидеть, что весовое проектирование со
временем сложится и как учебная дисциплина и приобретет значе-
ние самостоятельного раздела общей науки о проектировании.
В современной технической литературе, в различных курсах и
учебниках по общему проектированию самолетов приведены толь-
ко отдельные сведения, методы и формулы и то лишь из части
разделов весового проектирования. При этом они не систематизи-
рованы, а в разрозненном виде рассеяны по различным частям
этих работ. Некоторые разделы весового проектирования не полу-
чили отражения даже в специализированной весовой литературе.
Весовое проектирование в прошлом сравнительно ограничен-
ное, в настояще время превратилось в широкоразвитую и очень
ответственную часть общего процесса создания самолета. Проек-
тирование начинается с определения весовых характеристик, все
его этапы сопровождаются весовыми расчетами и анализами, ве-
, совым планированием и контролем. Для выполнения этих работ
требуется знание большого круга инженерных дисциплин, глубо-
..$• кое понимание оснрв проектирования и конструирования, прочно-
стных и аэродинамических расчетов и, конечно, основ весового
проектирования. Сказанное подтверждает целесообразность, обо-
' скованность и необходимость выделения весового проектирования в
самостоятельную дисциплину, предмет и задачи которой можно
д' точно сформулировать, а ее разделам придать цельность и закон-
ченность.
Предметом весового проектирования самолета являются:
* Ранее расчеты выполнялись на основе статистики (пересчетом).
9
— изучение весовых закономерностей и форм их конкретного
проявления;
— исследование связей между геометрическими параметрами,
системами управления и тяговооруженностью с одной стороны и
взлетной массой самолета — с другой;
— исследование связей между размерами, нагрузками и мас-
сой элементов конструкции;
— изучение величин, характеризующих распределение масс
самолета.
Изучение или выяснение закономерностей каких-либо явлений
заключается прежде всего в определении необходимых и доста-
точных условий их проявления и в нахождении зависимости этих
явлений от принятых условий. Необходимо, чтобы параметры,
характеризующие данную закономерность, были ясно определены
и изучены. Выяснение весовых закономерностей приводит к тео-
ретически обоснованным методикам, а в итоге к научному прогно-
зированию конечных значений весовых характеристик.
Задачи технической дисциплины «Весовое проектирование са-
молета», как она формируется в данной работе, включают:
— разработку методов расчета характерных масс (весовых ха-
рактеристик) самолета и вывод формул для определения масс его
частей на основе упомянутых выше закономерностей и связей;
— разработку технических концепций весового планирования и
организационно-технических систем весового контроля;
— разработку принципов проектирования конструкций и систем
минимальной массы;
— формирование системы критериев весового анализа;
— разработку методов решения задач из области учения о гео-
метрии масс.
При разработке теоретических вопросов весового проектирова-
ния и методов прикладных расчетов, а также при выполнении этих
расчетов широко используются многие разделы математики (про-
граммирование, статистика, теория вероятностей, методы оптими-
зации, методы анализа и синтеза) и ряд положений строительной
механики.
Логика весового проектирования. Под логикой в данном случае
понимается последовательность, взаимосвязь и взаимообусловлен-
ность этапов весового проектирования.
Общий процесс проектирования обычно подразделяют на не-
сколько этапов, связанных с разработкой технического предложе-
ния, эскизного проекта, технического проекта, рабочих чертежей.
Этапность отражает логику проектирования, выраженную в мето-
дике последовательно уточняющих друг друга приближений от
первой общей концепции до заключительной проработки всех де-
талей проекта. Весовое проектирование подчинено той же логике,
поэтому различные его процессы выполняются многократно, раз-
ными методами, с возрастающей степенью приближения и соответ-
ствующей точностью.
10
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
Одним из простейших примеров, иллюстрирующих необходи-
мость метода последовательных приближений, может служить сле-
дующий. На начальной стадии весового проектирования при опре-
делении взлетной массы самолета необходимо знание массы кры-
ла, фюзеляжа и других частей самолета. Для определения же
массы крыла необходимо знать величину взлетной массы самоле-
та, и т. д.
Разделы технической дисциплины «Весовое проектирование»:
1. «Теоретические основы и методы весовых расчетов»;
2. «Основы весового планирования и весового контроля»;
3. «Принципы проектирования конструкций и систем мини-
мальной массы».
4. «Методы весовых анализов»;
5. «Геометрия масс» (весовая компоновка, расчеты центровки
и моментов инерции самолетов).
Каждый из разделов имеет свою специфику и отличается не
только характером и числом решаемых задач, но и областью при-
менения: весовые расчеты, например, ведутся лишь в периоды
предэскизного и эскизного проектирования, весовое планирование
и весовой контроль охватывают все процессы создания самолета.
Поэтому знаниями первого и двух последних разделов весового
проектирования владеет обычно ограниченное число специалистов
и некоторые исследователи, а сведения из теории конструкции
минимальной массы, концепции весового планирования и системы
весового контроля должны быть хорошо известны широкому кругу
конструкторов, расчетчиков и технологов.
Перечисленные разделы в кратком изложении можно предста-
вить несколькими основными положениями.
Раздел «Теоретические основы и методы весовых расчетов»
включает исследование весовых закономерностей, изучение прин-
ципов разработки методов и вывода формул. Последние основаны
на связях «размеры — нагрузка — масса». Кроме того, они учиты-
вают характер применяемых материалов, силовые и компоновоч-
ные схемы, конструктивные и технологические особенности и др.
Все формулы, в том числе и теоретически строго обоснованные,
включают ряд статистических коэффициентов. Следовательно, дру-
гой базой для вывода формул служит статистика весовых, геомет-
рических и прочих данных однотипных самолетов.
Раздел «Основы весового планирования и весового контроля»
'представляет собой комплекс концепций, методов и систем теоре-
тического и организационно-технического характера, объединяемых
<;общей программой создания высокоэффективного самолета путем
^достижения наилучшего соответствия между минимальным значе-
нием массы и потребной прочностью (статической и усталостной),
Обеспечивающей назначенный ресурс. Программы обычно включают
теще и разработку различных конструктивно-технологических меро-
приятий создания конструкции минимальной массы, а также разра-
$ботку конкретных форм организационно-технической системы весо-
вого контроля. Планы мероприятий могут быть постоянные, си-
стематически дополняемые и уточняемые, и временные, а формы
весового контроля зависят, в частности, от этапов проектирования,
в соответствии с которыми изменяются и задачи данной системы.
Наиболее результативной частью весового контроля являются об-
ратные связи, а именно принятие решения о снижении массы при
выяснении фактов завышения ее величины. Таким образом, поня-
тие «Весовое планирование и весовой контроль» в современной
терминологии представляет собой часть общей системы управле-
ния качеством самолета.
В разделе «Принципы проектирования конструкций и систем
минимальной массы» изучаются пути снижения массы конструк-
ции при условии обеспечения прочности, жесткости, надежности.
Рассматриваются методы повышения прочностной отдачи едини-
цы массы, например, путем рационального распределения ее меж-
ду элементами конструкции. Для подобных исследований и реше-
ния конкретных задач эффективным является метод конечных эле-
ментов, применяемый в расчетах на прочность (точнее, целесооб-
разно использовать метод конечных элементов в алгоритмах мини-
мизации массы конструкции). В этом же разделе изучаются мето-
ды минимизации массы агрегатов и систем силовой установки и
оборудования, а также концепции систем активного управления,
приводящие к снижению взлетной массы и размеров самолета.
Раздел «Методы весовых анализов» отличается разновидностью
применения и широким кругом задач. Предметом их является про-
гнозирование возможных улучшений показателей отдачи (перс-
пективный анализ), исследование влияния улучшения летных ха-
рактеристик на изменение взлетной массы самолета (проектиро-
вочный анализ), анализ эффективности созданных конструкций с
целью разработки определенных рекомендаций (послепроектный
анализ). Этим, понятно, не ограничивается ни круг вопросов каж-
дого из анализов, ни их число.
К последнему из разделов относится учение о величинах, ха-
рактеризующих распределение масс в твердом теле, которое фран-
цузский ученый Антон де ла Гуантер в 1857 г. назвал «Геометрия
масс». Этот раздел включает методы весовой компоновки, опреде-
ления центров масс и расчетов моментов инерции самолета отно-
сительно выбранных осей. Центровочные и инерционные характе-
ристики имеют существенное значение при изучении динамики
полета. Расчет центровки представляет собой математическое обо-
снование разработки компоновочных схем самолета и внутренней
компоновки салонов и различных устройств, а при эксплуатации
самолета — решение вопросов о его загрузке.
Задачи каждого из перечисленных разделов систематизирова-
ны на схеме (рис. 0. 1). Там же показаны связи между разделами,
а их расположение объясняется, во-первых, последовательностью
развития процесса весового проектирования (результаты решения
одних задач служат исходными данными для задач последующего
12
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
раздела), во-вторых, тематической связью: методика и формулы
одних разделов базируются на материалах других. Классификация
тем и задач по разделам целесообразна и полезна для разработки
и изучения различных аспектов предмета технической дисциплины.
Весовое проектирование

<5 «
5* а

а
Основы весового
планирования и
весового контро-
Методы
весовых
анализов
Геометрия
масс
В 'f * «
* £ ? Б
Теоретические
основы и методы]
весовых расчетов
Принципы проек-
тирования конс-\
трукций и систем
минимальной мае
Сы
5 ? fc
а а и Ч а
Рис. 0. 1. Схема структуры разделов весового проектирования (предмет и за-
дачи разделов, виды расчетов и анализов)
о Ё 6
В практике проектирования нет таких четких разграничений или,
во всяком случае, их меньше, а переплетений больше, и зависят
они от организационно-технической структуры подразделений, за-
нимающихся весовым проектированием. Указанные на схеме связи
носят как практический, так и теоретический характер. К послед-
нему относится, например, связь между третьим и первым разде-
лами, ибо вывод формул основан на определении минимально
необходимой массы при заданных нагрузках и размерах.
0.3. ПРОЦЕСС ВЕСОВОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Процесс весового проектирования неразрывно связан со всеми
этапами разработки проекта самолета и его производства. Он
представляет собой решение (в определенной последовательности)
большого числа задач, связи которых при ручном счете основаны
лишь на взаимодополняющих исходных данных, а методика носит
итерационный характер.'
Современные методы проектирования основаны на максималь-
ном использовании электронной техники, а синтез самолета
1.3
предъявляет требования к объединению расчетов геометрических
параметров, аэродинамики, характеристик двигателей, летных
данных, величин массы и стоимости и других дисциплин в одну
взаимодействующую программу. Ниже рассматривается лишь ве-
совой блок этой общей программы, имея в виду, что он может
выполнять автономное решение весовых задач (т. е. без прямых
связей с другими проектировочными задачами), но может служить
и блоком общей системы машинного проектирования.
Одной из сильнейших движущих функций, формирующих об-
лик * самолета, является величина массы конструкции планера,
а затем и оборудования, что объясняется: 1) высокой чувствитель-
ностью всех летных данных к массе самолета; 2) большой долей
массы конструкции в общей массе самолета; 3) высокой чувстви-
тельностью массы самолета к изменению всех других факторов,
определяющих облик самолета, и к изменению его систем. В то
же время масса конструкции традиционно относится к числу труд-
ноопределяемых параметров самолета.
Задачи процесса весового проектирования, помимо общих для
всех видов проектирования, включают:
— определение характерных масс самолета (взлетной, поса-
дочной, пустого самолета, планера и др.) и массы всех агрегатов
и систем на основе весового расчета;
— прогнозирование окончательных значений характерных масс
с учетом их изменений в процессе создания самолета;
— определение на основе совместных весовых и аэродинами-
ческих расчетов основных размеров и тяговооруженности само-
лета;
— определение исходных данных для расчета самолета на
прочность;
— весовое планирование всех процессов проектирования и кон-
струирования с целью достижения весовой эффективности на ос-
нове системы лимитов, комплексов конструктивно-технологических
мероприятий и весового контроля всех процессов проектирования
и производства;
— совершенствование методов и развитие теории конструкции
минимальной массы;
— весовой анализ эффективности конструкции и уровня весо-
вого совершенства самолета;
— анализы с целью оперативного устранения отклонений от
весового плана, если они обнаруживаются в процессе создания
самолета;
— отыскание рационального размещения масс с целью макси-
мальной плотности компоновки, способствующей достижению ми-
нимальной массы самолета и потребного диапазона центровок;
— определение положения крыла и главных стоек шасси вдоль
* Под обликом самолета здесь понимается не только его конфигурация, но
и совокупность параметров и характеристик.
14
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
продольной оси самолета на основе расчета центровки, а также
определение положения всех видов коммерческой нагрузки и по-
рядка расходования топлива из условия минимальной разбежки
центровки и плавного ее изменения в процессе полета.
Решение перечисленных задач оказывает влияние не только на
точность всех расчетов, с ними связанных, но и на весовую и эко-
номическую эффективность самолета, что вытекает из следующего:
— рациональность выбора основных размеров и-тяговооружен-
ности самолета, а также достижение проектных летных характе-
ристик зависит от достоверности прогнозируемых весовых данных
самолета;
— соответствие трех основных факторов, определяющих эф-
фективность конструкции (минимальная масса, потребная стати-
ческая и усталостная прочность), зависит в значительной степени
от совершенства системы весового планирования.
Решение задач весового проектирования на ЭВМ целесообраз-
но вести, подразделив весь процесс на три уровня, отличающихся
характером решаемых задач, видами и методами выполняемых
расчетов. Такое подразделение возможно и при ручном счете, но
особенно полезно при выполнении расчетов на ЭВМ, ибо оно со-
гласуется с последовательностью развития процесса.
Расчеты первого уровня связаны с определением об-
лика самолета на основе исходных данных, задаваемых техниче-
скими требованиями. Первичной задачей этого уровня является
определение весовых характеристик безразмерного самолета (раз-
меры которого еще не выбраны), затем аналитическое (вначале
предварительное) определение его основных размеров и основных
Параметров (тяговооруженности и нагрузки на крыло) из условия
заданных летных и взлетно-посадочных характеристик, грузоподъ-
емности и пассажировместимости. Первичный весовой расчет мож-
но выполнять с помощью системы укрупненных весовых расчетов.
В дальнейшем решении задачи определения облика самолета взаи-
модействуют блоки всех перечисленных выше дисциплин.
Расчеты второго уровня связаны с определением раз-
меров крыла и фюзеляжа методами оптимизации вокруг выбран-
ного прототипа, облик которого сформировался на первом уров-
не. В решении этой задачи взаимодействуют все элементы системы,
а в весовом блоке выполняются поагрегатные расчеты серии само-
летов с варьируемыми параметрами и размерами. Затем на основе
'уточненных исходных данных выполняется весовой расчет само-
лета с окончательно принятыми размерами.
Решение задач первого и второго уровня основано на приведен-
ных в данной книге и других известных весовых формулах. Одна-
ко при машинном счете ЭВМ следует рассматривать не как более
совершенное средство для вычислений, а как принципиально новое,
ф соответствии с этим и методы расчета следует не только совер-
‘Шенствовать и приспосабливать к ЭВМ, но соответственно разра-
15
батывать тоже принципиально новые. Это общее положение в
нашем случае справедливо еще и в силу своеобразия весовых фор-
мул, вывод которых основан (одних меньше, других больше) на
статистическом материале. Вследствие этого их точность быстро
снижается, как только данные проектируемого объекта выходят
за пределы базовых данных, с которыми формулы скорректиро-
ваны. Кроме того, многие из них не учитывают (или учитывают
приближенно) оригинальность схем и конструкций, достоинства
новых материалов и других вновь появляющихся факторов. Тем
не менее при решении задач первого и второго уровня весовые
формулы могут быть удовлетворительно использованы на основе
применения метода многократных вычислений (см. 1.2.6) и введе-
ния поправочных коэффициентов, найденных из расчета аналога
(см. 2. 4. 7). В этом случае формулы отвечают основным требова-
ниям (достаточной точности, быстроты действия, физической при-
роде), удовлетворительным на стадии первых двух уровней.
Расчеты третьего уровня, включающие многие виды
задач весового проектирования, в том числе определение оконча-
тельных весовых характеристик и количественных показателей ве-
сового планирования (исходных данных и весовых лимитов), при-
водят к необходимости разработки программ аналитического опре-
деления массы конструкции в зависимости от: 1) действующих
расчетных нагрузок с учетом упругости; 2) усталостной и стати-
ческой прочности; 3) требований флаттера; 4) свойств материа-
лов; 5) производственных ограничений.
Расчеты этих трех уровней являются проектировочными, одна-
ко на стадии разработки рабочего проекта производятся расчеты,
связанные с весовым контролем, а также исполнительные расчеты.
По видам одни из них аналогичны отдельным расчетам второго
и третьего уровней, но отличаются объемом или характером и ре-
шаются на основе соответствующих программ.
Задачи, связанные с планированием модификаций, могут рас-
сматриваться на всех уровнях, а расчеты их удобно выполнять с
помощью методов пересчета, основанных прежде всего на вычис-
лении производных (см. 2. 4. 7).
Функциональные схемы весового проектирования имеют боль-
шое число возможных разновидностей. Приведенные здесь для
удобства рассмотрения выполнены на двух схемах (см. рис. 0. 3
и 0.4), но вначале на рис. 0.2 для беглого представления дан
общий вид схемы трех уровней, на котором показаны решения
задач с различным числом приближений в зависимости от объема
исходных данных и погребной точности к выходной информации.
Первая операция — принятие решения 1 на основе соответствия
числа п потребных (для каждого уровня) и располагаемых исход-
ных данных п' <Zn" <jt"'. Принятие решения 2 связано с потреб-
ной точностью. При выполнении задачи первого уровня информа-
ция о выходных данных выдается (стрелка а), но результаты, как
правило, служат прелюдией к решению задачи на втором уровне.
16
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
На рис. 0. 3 показано решение задач первого уровня, а именно:
— определение характерных масс безразмерного самолета на
основе системы уравнений укрупненного весового расчета (/По');
— аналитическое (предварительное) определение основных па-
раметров и геометрических размеров (см. 2.6), необходимых для
выполнения последующих расчетов;
Рис. 0.3. Функциональная схема ре-
шения задач первого уровня. Пред-
варительное определение облика са-
молета на основе заданных техниче-
ских требований
Рис. 0. 2. Схема решения задач весо-
вого проектирования:
/—принятие решения об уровне задачи на
основе объема исходных данных; 2—при-
нятие решения о прекращении задачи
или продолжении операций на третьем
уровне
— уточнение характерных масс на основе найденных размеров.
При этом тяга двигателей, площадь крыла и оперения, а так-
же относительный потребный запас топлива определяются на ос-
нове заданных летных и взлетно-посадочных характеристик (связь
а на рис. 0.3), другие параметры, например, размеры фюзеляжа
в функции заданной величины коммерческой нагрузки и числа
пассажиров — непосредственно по связи Ь. По связи с поступают
найденные Ро и р, по d — значение т0'. Три эти величины позво-
ляют найти Ро, S и зависящие от них размеры. На основе полу-
ченных данных и расчетных нагрузок выполняется расчет первого
приближения и определяется то". Затем в блоке принятия реше-
ния сопоставляется то' с то" и, если расхождение значительное,
результат на печать не выводится («Нет») и процесс повторяется
(в трех предыдущих блоках).
17
<30
Исходные данные
Функциональная схема процесса
Рис. 0.4. Функциональная схема весового проектирования с учетом комплексного и автономного решения за-
дач второго и третьего уровня, а также обратных связей итерационного метода. Пунктирными линиями пока-
заны блоки взаимодействующих с весовыми программ, а штрихпунктирными — общие блоки весовых и аэро-
динамических программ
.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками'
Решение задач второго и третьего уровня показано на рис. 0.4,
где приведена система блоков * весового проектирования и часть
блоков смежных дисциплин (нанесенные пунктиром), поскольку
задачи второго уровня решаются на основе взаимосвязанных про-
грамм. Три блока на этой схеме — блоки характеристик силовой
установки, геометрических параметров и воздушных нагрузок —
отнесены к исходным данным, ибо они для весового расчета такими
и являются. В общей же системе машинного проектирования эти
блоки будут действующими. Аналогично — в отношении ряда дру-
гих. Наименование весовых блоков соответствует характеру решао
мых задач, а не типу программ, которые могут быть самыми раз-
личными. Например, весовой расчет серии вариантов можно выпол-
нять по алгоритму второго приближения или с привлечением фор-
мул пересчета типа (2.48), или на основе производных (см.
2.4.7), что особенно удобно при расчете модификаций. Однако в
любом случае используемые формулы должны наиболее точно
учитывать влияние варьируемых параметров на величину массы
конструкции частей самолета.
В блоке 1 принимаются решения по выбору параметров и раз-
меров, их значения передаются на уточнение исходных данных и
в программу расчета с алгоритмом второго приближения. В слу-
чаях, когда общая задача не включает оптимизацию параметров,
весовые расчеты могут начинаться прямо в блоке с алгоритмом
второго приближения. Стрелка а, связывающая подсистему с ис-
ходными данными, показывает автономное функционирование
этой части процесса.
Полученные весовые данные самолета с выбранными размера-
ми поступают в блок расчета центровки, туда же из исходных дан-
ных заводится диапазон допустимых центровок, как условие для
выбора положения крыла, положения ц. м. пустого самолета и
определения диапазона эксплуатационных центровок. Эти три ве-
личины, а также взаимное положение упомянутого ц. м. и главных
стоек шасси являются выходными данными решения задачи в бло-
ке центровки самолета.
Результаты решения задачи в весовом блоке третьего уровня
поступают в блок принятия решения 2, где они сопоставляются с
результатами, полученными при решении задач на втором уровне.
Если расхождение окажется выше допустимого — процесс продол-
жается по связям end. Если расхождение заключается лишь в
распределении масс (а не по суммарной величине), то по связи
Ь. Если не произошло и перераспределения масс — то по связи е.
Весовое проектирование модификаций может выполняться по
той же схеме, но в зависимости от объема изменений (глубины
модификаций) начинать можно или в верхней зоне второго уровня
* В общей системе машинного проектирования система блоков весового, про-
ектирования может рассматриваться как единый весовой блок.
20
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
.(оптимизация) или в нижней (расчет с выбранными размерами),
или на третьем уровне.
Схемы 0. 2—0.4 показывают принципы построения процесса.
Рабочие схемы вычислений на ЭВМ будут более детальными. На
рис. 0.3, 0.4 для упрощения опущены отдельные логические блоки
(выбора условий и стратегии), в том числе блоки анализа фор-
мулировки задач, определения семантико-синтаксических ошибок,
Рис. 0.5. Схема структуры раздела «Весовое планирование и весовой кон-
троль»
отдельные блоки принятия решения, обмена информацией между
уровнями, некоторые обратные связи и т. п., которые «настраива-
ют» процессор ЭВМ на решение сформулированных задач. Схемы,
следовательно, построены таким образом, чтобы иллюстрировать
процесс весового проектирования не только при выполнении его
на ЭВМ, но и вручную.
Приведенные схемы относятся в основном к этапам разработки
технического задания и эскизного проекта и поэтому включают
лишь ограниченную часть весового планирования и весового кон-
троля. Задачи другой части решаются на этапе разработки рабо-
чих чертежей и тоже с применением ЭВМ, поэтому и они могут
быть связаны с данной схемой. На рис. 0.4 из весового планиро-
вания учтено формирование исходных данных для определения
внешних нагрузок и расчета самолета на прочность, для расчетов,
флаттера и моментов инерции> на уровне рабочего проектирования.
Кроме того, указан расчет ^количественных показателей весового
планирования — весовых лимитов, поскольку эта система вклю-
чается в работу на уровне эскизного проектирования.
Структурная схема систем весового -планиро-
вания и весового ко н т р о л я, которые функционируют на
21
всех стадиях создания самолета от разработки технического пред-
ложения до испытания самолета, показана на рис. 0. 5, а схема
процесса весового контроля — на рис. 0. 6. Прямые и обратные
связи на этой схеме показывают, в частности, основные принципы
построения систем весовых лимитов и оперативной отчетности,
к которым относятся:
Рис. 0.6. Блок-схема процесса весового контроля (пунктирными линиями пока-
заны обратные связи)
— многоступенчатость системы, т. е. отработка весовых лими-
тов на основе расчетов не только в отделе весового проектирова-
ния (ОВП), но и в конструкторских подразделениях, и проведения
затем дискуссии (см. 7.2.3);
— инициатива конструкторских подразделений в области весо-
вого планирования (расчет и корректировка подетальных лимитов
при получении от ОВП укрупненных показателей) и соответствен-
но весовой контроль в подразделении;
— систематическая отчетность низших конструкторских подраз-
делений перед высшими, последних перед ОВП и руководством;
— периодические совещания на различном уровне руководства.
На схеме показано, что все расчеты по весовому контролю вы-
полняются с помощью ЭВМ. Эта схема может рассматриваться
лишь в качестве примера, возможны различные варианты, осо-
бенно обратных связей.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Раздел первый
ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ И МЕТОДЫ ВЕСОВЫХ
РАСЧЕТОВ
Глава 1. ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ВЕСОВЫХ РАСЧЕТОВ
1.1. ПОНЯТИЯ И ТЕРМИНОЛОГИЯ, ВЕСОВАЯ КЛАССИФИКАЦИЯ
В практике проектирования самолетов исторически сложилась
терминология, включающая прилагательные от слова «вес», по-
этому в работе сохранены такие, например, термины как «весовое
проектирование» и «весовой расчет», «весовое планирование» и
«весовой контроль», «весовая эффективность», «весовое совершен-
ство», «весовая отдача» и т. п. Кроме того, в работе допущено
одновременное использование терминов «весовые характеристи-
ки»— «характерные массы», «весовой расчет» — «расчет масс» и
т. п.
Сохранение терминов «весовые формулы» и «весовые расчеты»
для обозначения формул и расчетов, по которым определяется
теоретическое значение массы, не является противоречивым. По-
добно тому, как фактическое значение массы определяется путем
взвешивания, теортическое значение массы находится из весового
расчета.
1.1.1. Понятия и терминология
Характерные массы пассажирского самолета. Характерные
массы (весовые характеристики) можно подразделять на основные
и производные. К основным, которые в технической документации
часто называют «весовыми ограничениями», относятся: максималь-
ная взлетная масса, максимальная посадочная масса, максималь-
ная масса самолета без топлива, масса пустого самолета.
К производным характерным массам относятся:
масса пустого снаряженного самолета (или коро-
че— масса снаряженного самолета) —сумма массы пустого само-
лета и масс снаряжения, экипажа, стюардесс;
23
масса коммерческой нагрузки, определяемая как
разность между массой самолета без топлива и массой пустого сна-
ряженного самолета;
масса топлива, допустимая величина которой определяет-
ся как разность между максимальной взлетной массой и массой
самолета без топлива.
Заметим, что коммерческая нагрузка при проектировании явля-
ется одной из величин, определяющих размеры и тоннаж самолета,
а при эксплуатации она является величиной производной и находят
ее как разность между основными характерными массами, и в этом
не следует усматривать противоречий.
Будем различать два вида весовой терминологии и условно
именовать ее «проектировочная» и «эксплуатационная» — в соот-
ветствии с периодами применения. Правда, ряд терминов второй
группы применяется как при эксплуатации, так и при проектиро-
вании, а проектировочная терминология охватывает также период
изготовления самолета, но, тем не менее, такая группировка по-
зволяет в основном упорядочить понятия и термины, примененные
в работе, а их определения сделать по возможности лаконичными.
Проектировочные весовые термины и понятия
Теоретическое значение массы — величина, найден-
ная путем расчета. (Под теоретической или идеальной массой ино-
гда подразумевают «силовую массу», т. е. массу без учета конструк-
тивных и технологических элементов.)
Проектное значение массы — величина, на основе ко-
торой выбираются тяга двигателей, площадь крыла и другие гео-
метрические параметры самолета. Проектная масса в свою очередь
зависит от заданных полетных, взлетно-посадочных, экономиче-
ских и других характеристик.
Гарантируемая масса самолета — масса пустого
или снаряженного самолета в конкретной комплектации (как пра-
вило, в компоновке с максимальным числом пассажирских кресел).
Она обуславливается техническими условиями (ТУ) на проекти-
рование опытных или на изготовление серийных самолетов. При
изменении комплектации или числа кресел (по желанию заказчи-
ка) величина массы отдельных серийных машин (или части заказ-
ной партии) может отличаться от гарантируемой. В случае изме-
нения ТУ на проектируемые или серийные самолеты проводится
корректировка гарантируемой величины массы самолета.
Весовой резерв — разность между проектным и теорети-
ческим значением массы снаряженного самолета; создается для
компенсации неизбежного роста ее величины в процессе создания
самолета.
Весовой лимит — количественный показатель весового пла-
нирования; задается конструктору в качестве весового ограниче-
ния при разработке элементов конструкции, систем и агрегатов
24
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
оборудования. По своему физическому смыслу весовой лимит —
это минимальное теоретическое значение массы изделия (самоле-
та, двигателя, их частей, агрегатов, узлов, деталей), которое может
быть обосновано расчетными и статистическими данными и реали-
зовано комплексом научно-технических и организационных меро-
приятий.
Расчетная взлетная масса самолета — максималь-
ная масса самолета (в начале разбега) в условиях нормальной
эксплуатации (наибольшая из всех предусмотренный вариантов за-
грузки) .
Расчетная полетная масса самолета равна расчетной
взлетной массе за вычетом определенного количества топлива, из-
расходованного до момента достижения той или иной конфигура-
ции самолета и высоты полета.
Расчетная посадочная масса — наибольшая масса,
соответствующая требованиям прочности конструкции при эксплуа-
тационных посадках.
Чертежная величина массы (или масса по черте-
жу) — масса агрегатов, узлов, деталей, найденная путем расчета
на основе данных, указанных в рабочих чертежах.
Текущая величина массы (проектировочное
значение) — масса пустого (снаряженного) самолета или его
частей в каждый момент проектирования. Она равна сумме чертеж-
ной массы спроектированных агрегатов, узлов, деталей и ожидае-
мого значения массы остальных элементов конструкции, чертежи
на которые не разработаны. Масса последних систематически кор-
ректируется на основе периодически уточняемых исходных данных
(например, расчетных нагрузок). Следовательно, текущая масса
есть прогнозируемая величина, достоверность которой повышается
по мере приближения к стопроцентной готовности чертежей.
Текущая величина массы (производственное
значение) — масса пустого (снаряженного) самолета или его
частей в каждый данный момент постройки. Она равна сумме фак-
тической массы взвешенных деталей (узлов, агрегатов) и чертеж-
ной массы деталей, не законченных производством. Дополнитель-
ная информация о процентном соотношении той или другой массы
позволяет судить о вероятности совпадения фактической с чер-
тежной (так же, как и чертежной с лимитной или проектной).’
Перетяжеление частей самолета, агрегатов, узлов дета-
лей — несоответствие их массы потребной прочности (статической
и усталостной) и жесткости, техническим требованиям, конструк-
тивной, технологической и экономической целесообразности. Пере-
тяжеленным самолетом можно называть такой, масса которого
не соответствует его производительности и экономической целесо-
образности (с учетом уровня развития техники и конкретных тре-
бований к самолету).
Избыточная масса вызывается завышением - весовых или
других расчетных (для прочности) данных, а также выбором нера-
25
циональных параметров самолета или силовых схем его частей и
агрегатов конструкции (избыточная масса возникает от иных
причин, нежели перетяжеления. В отличие от перетяжелений она
не выявляется непосредственно самим процессом проектирова-
ния).
Фактическое значение массы — масса самолета, его
частей, агрегатов, .деталей, найденная путем взвешивания.
Технологическое значение массы — фактическая
величина массы узлов, агрегатов в состоянии технологической го-
товности (отличается от фактической массы агрегата тем, что ком-
плектность агрегата не соответствует чертежной).
Неизменная величина массы — часть массы самоле-
та (агрегата), не изменяющаяся при изменении тех или иных па-
раметров (значение которых варьируется) или под влиянием рас-
сматриваемых факторов.
Изменяемая величина массы зависит от величины
неизменной массы, ряда расчетных данных (в том числе от взлет-
ной массы) и от значения параметров, варьируемых в каждом
частном случае.
Установочная величина массы — сумма собственной
массы устанавливаемого агрегата, массы элементов и деталей креп-
ления и массы усилений элементов самолетной конструкции, свя-
занных с установкой этого объекта.
Функциональная величина массы — сумма устано-
вочной массы объекта, массы коммуникаций (жгутов, трубопрово-
дов) и дополнительной массы смежных систем (или элементов
конструкции), связанной с установкой (в этих системах или эле-
ментах) дополнительных агрегатов (или деталей) или повышени-
ем потребной энергии.
Авиационная масса — величина, на которую можно уве-
личить взлетную массу самолета при уменьшении его лобового
сопротивления *.
Масса неучтеннных деталей — разность между зна-
чением массы пустого самолета, полученным при взвешивании в
собранном виде, и суммой масс всех его составляющих, получен-
ных на основе подетального взвешивания.
Эксплуатационные весовые термины и понятия
Максимальная рулежная масса — наибольшая мас-
са самолета с учетом запаса топлива, расходуемого на аэродроме
при запуске двигателей и рулении до старта.
Максимальная взлетная масса — наибольшая масса
самолета в начале разбега (на старте), разрешенная в эксплуата-
* Различные ученые (В. П. Ветчинкин, В. С. Пышнов, Г. Г. Ростовцев,
А. Бауман, К. Д. Вуд, Н. Н. Фадеев) по-своему определяли понятие, ранее назы-
вавшееся «авиационным весом», но все исходили из «зависимости между умень-
шением лобового сопротивления и увеличением веса» [37].
26
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ции и допускаемая требованиями норм прочности и безопасности
для взлета в условиях, указанных в технических требованиях и
приведенных к условиям MCA.
Полетная масса — мгновенное значение изменяющейся
массы самолета в полете, не превышающее максимальной взлет-
ной массы.
Максимальная посадочная масса — наибольшая
масса самолета, допускаемая требованиями прочности и безопас-
ности, при которой разрешается производить посадки (кроме вы-
нужденных); может превышать расчетную посадочную массу.
Максимальная масса самолета без топлива —
определяется как сумма массы пустого самолета, массы снаряже-
ния и максимальной массы коммерческой нагрузки.
Масса пустого самолета (производственная)—масса
самолета без съемного оборудования, относящегося к снаряжению,
но с включением массы балластной системы, несливаемого остат-
ка топлива и масла, гидравлической смеси.
Снаряжение самолета — съемное оборудование, без ко-
торого полет самолета возможен и состав которого может изме-
няться в зависимости от характера линий и условий эксплуатации.
К снаряжению, кроме того, принято относить экипаж, стюардесс,
масло для двигателей, сливаемый остаток невырабатываемого топ-
лива и лимитируемый нормами запас продуктов в буфете.
Полная нагрузка — сумма коммерческой нагрузки, топли-
ва и снаряжения с экипажем (или сумма массы полезной нагруз-
ки и снаряжения).
Полезная нагрузка — сумма коммерческой нагрузки и топ-
лива.
Коммерческая нагрузка состоит из пассажиров, бага-
жа, почты, грузов и продуктов питания сверх минимальной нормы.
Масса топлива включает расходуемое в полете топливо
и навигационный запас.
Навигационный запас топлива предназначен для не-
предвиденных затрат топлива, вызываемых случайными отклоне-
ниями от курса, ожиданием разрешения на посадку, вынужденным
полетом на запасной аэродром, обходом грозовых облаков, изме-
нением скорости ветра и другими обстоятельствами.
Весовая отдача — отношение ^максимальных значений
массы полной нагрузки или ее частей к) максимальной взлетной
массе самолета. Различают весовые отдачи по полной, полезной
и коммерческой нагрузкам и по топливу.
1.1.2. Весовая классификация пассажирских самолетов
Весовая классификация приводит к однотипной трактовке дан-
ных, необходимых для решения большого числа вопросов проек-
27
тирования и эксплуатации самолетов. Так, вывод весовых формул
невозможен без заранее определенных весового состава частей
самолета и комплектации самолетного оборудования. Разработка
теории весовых расчетов немыслима без систематизации (на осно-
ве тех или иных принципов) всех многочисленных весовых данных
самолета.
Удовлетворительное применение весовых формул и достовер-
ность сравнительной оценки весовой эффективности (на основе от-
носительных весовых данных или удельных измерителей) в зна-
чительной степени зависят от совпадения весового состава рас-
сматриваемых или сопоставляемых частей самолета или элемен-
тов конструкции. Строгость весовой классификации способствует
повышению точности расчетов массы конструкций и самолета в
целом.
Весовые классификации бывают различных видов. Наиболее
распространенные построены по функциональному и комплектую-
щему признакам, используются при выводе и применении формул
и во многих других случаях. Однако при решении частных задач
в зависимости от их характера агрегаты или элементы конструк-
ции объединяют в различные группы и подгруппы. Так, например,
при нахождении оптимальной массы самолета в одну группу объе-
диняют все агрегаты пустого самолета и части нагрузки, не зави-
сящие от взлетной массы, в другую — все элементы, зависящие от
ее величины.
Аналогично поступают при пересчетах, связанных с .измене-
нием размеров частей самолета, например, при оптимизации пара-
метров крыла. При этом, естественно, группируют элементы, масса
которых зависит от линейных размеров или поверхностей.
Единой, принятой во всех странах весовой классификации не
существует, но имеющиеся в своей основе близки между собой
(39, 41]. Весовые классификации пассажирских самолетов, при-
лагаемые к национальным нормам летной годности, являются.крат-
кими и дают определение лишь основных положений. Они огра-
ничены областью эксплуатационного применения и содержат ин-
формацию о терминах и тех группах весовой классификации, ко-
торые при этом используются. В предлагаемой классификации,
как и в приведенной выше терминологии, содержится информация,
необходимая и для процесса проектирования, и для разработки
методики весовых расчетов.
Структурная схема весовой классификации (табл. 1.1), не ох-
ватывая все возможные случаи, показывает принципы формиро-
вания весовых групп. Отдельные самолеты могут иметь агрегаты,
не названные в этой таблице. В ней не указаны, например, перед-
ние крылышки у СПС и системы управления ими, подъемные дви-
гатели и т. п. В каждом конкретном случае табл. 1. 1 может быть
дополнена включением подобных наименований в соответствующие
группы и подгруппы.
28
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
1.1. Весовая классификация пассажирских самолетов
Масса пустого самолета Планер Крыло С герметизацией отсе- ков, контейнерами ба- ков, узлами крепления шасси
Фюзеляж Без створок шасси и перегородок бытовых помещений
Оперение С форкилем и гребнем
Взлетно-пос адочные устройства Со створками и обте- кателями, без цилинд- ров уборки
Окраска
Силовая установка Двигатели
Реверсы
Самолетные агрегаты В том числе маслоси- стема
Воздушные винты
Гондолы (или капоты) С узлами крепления, с воздушными каналами
Пилоны (или моторамы) \
Система шумоглушения Акустическая обли- цовка
Управление двигателями В том числе воздухо- заборником и соплом СПС
Топливная система В том числе несливае- мое топливо
ВСУ -
29
Продолжение
Масса пустого самолета
самолетное Энергетические системы Электрическая, гид- равлическая
Навигационные системы Радиотехнические, пи- лотажные
Системы управления Самолетом, агрегата- ми (убиранием шасси, створками), механиза- цией крыла и оперения
Системы безопасности Противообледенитель- ная, противопожарная, система нейтрального газа, система автома- тического контроля, кис- лородная система
Бытовое оборудование ка- бины экипажа Кресла и пр.
пассажирское Система кондициониро- вания
Теплозвукоизоляция
Отделка помещений В том числе багажные полки
Кресла пассажирские
Средства развлечения Стационарные
Конструкция вспомога- тельных помещений Узлы крепления ава- рийно-спасательных средств, буфеты, туале- ты, гардероб
Перегородки бытовых по- мещений
30
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
__________________________Продолжение
У- 1’ в 1 1 1 i > * £ t Г > Я*' X 4 Масса пустого самолета Оборудование багажно-грузовых помещений Перегородки, стеллажи Ограждения
Элементы крепления Узлы, сетки
Погрузочно-разгрузочное устройство •
Системы перемещения грузов Рольганги, лебедки
Неучтенные детали (Производственные отклонения)
Весовой резерв
Масса снаряжения Летный экипаж, стюардессы Багаж экипажа
Съемное бытовое оборудование и про- дукты Оборудование буфета, продукты питания, сред- ства развлечения (лите- ратура и пр.)
Служебное оборудование Трапы, лестницы и пр.
Аварийно-спасательные средства Плоты, жилеты
Технические жидкости и газы Масло для двигате- лей, невырабатываемое топливо, химжидкость, вода для буфета и туа- летов, кислород
Контейнеры багажно-грузовые
Полезная нагрузка Коммерческая нагрузка Пассажиры, ба- гаж, почта, груз
Топливо Расходуемое, навигационный запас -
31
1.2. О МЕТОДАХ И ФОРМУЛАХ ВЕСОВОГО РАСЧЕТА
1.2.1. Из истории развития методик
Процессу проектирования самолетов свойственны не только
беспрерывный поиск новых конструктивных, технологических и
других решений, но и систематические усилия, направленные на
совершенствование методов проектирования и всех видов проекти-
ровочных расчетов. Результатом теоретических разработок в обла-
сти весовых расчетов является достижение высокой точности,
а это, в совокупности с такой же точностью расчетов летных ха-
рактеристик, способствует выбору оптимальных размеров и сов-
падению фактических данных с проектными. Кроме того, надежное
прогнозирование весовых данных на ранней стадии проектирова-
ния создает реальную основу для весового планирования, что в
немалой степени способствует созданию конструкции самолетов с
высокой весовой эффективностью.
В двадцатые — тридцатые годы определение массы самолета
сводилось к составлению весовых сводок на базе статистических
данных и элементарных весовых соотношений. По своему харак-
теру эта работа походила на бухгалтерский учет, требующий лишь
аккуратности. Затем массу частей самолета стали вычислять с по-
мощью статистических коэффициентов и простейших весовых зави-
симостей. Правда, первая из них появилась сравнительно давно —
в 1912 г. Эта была формула для монопланного крыла, дальнейшее
развитие этих формул показано в табл. 1. 2.
Разработкой методов расчета массы крыла начали заниматься
раньше и занимались больше, чем методами расчета других частей
самолета. Известно более 50 формул для крыла, для фюзеляжа —
менее десяти, для остальных частей самолета — не более пяти.
Объяснение этому нельзя искать в количественном превосходстве,
поскольку относительная масса крыла и фюзеляжа примерно рав-
ны, скорее — в разнотипности конструкции фюзеляжей и большей,
следовательно, сложности вывода формул. Длительное время фор-
мулы выводили для отдельных частей самолета и лишь недавно
стали разрабатывать системы уравнений, необходимые для приме-
нения ЭВМ.
1.2.2. Особенности весовых формул
Каждый из видов проектировочных расчетов основан на боль-
шом числе уравнений, но среди них есть одно — основное. В рас-
четах прочности это уравнение равновесия сил, в аэродинамиче-
ских расчетах — уравнение движения тел, в весовых расчетах —
уравнение существования. Математически оно представляет собой
весовой баланс самолета, физически — выражает известное поло-
жение о том, что каждое из свойств пропорционально массе веще-
ства, которой были приданы формы, обеспечивающие возникнове-
32
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
1.2. Эволюция весовых формул крыла
Примечание Для монопланов с полотняной обшивкой пр«5 Для бипланов п? от 4 до 6; Х~8; m/S~49 кг/м2 Для монопланов । *!=/(*; ц), *2=Г(Х; п) k — статистический коэффициент ффициент разгрузки; диус инерции и высота >ыла Константы указаны для простых одномоторных самолетов. Для са- молетов с двигателями на крыле 10,0004 и 0,083’ Выведена при А,=?6 (одномотор- ный самолет) и для Х=7 самолеты с ДнК слагаемых определя- /равнениям (3.17)...
Значения ются по (3.22)
ф оз О о. 11 сечения кр
+ £
Формулы тКр = 0,017 (то — AnKp)S^2 + 0,16S X & £ £ о о о + et т—« сГ* ’со & £ 1 £ “е -'f о о о о II & £ со 8 о + еч & "со X ю со сч ^0 & £ О £ 'е OJ о о о II £ zAz/sSz>f + z/lS (йЯш ~ °™) = dH«/ Z*s О, * £ О £ S о *— со i i Сч t С* с с с с £ £0001 ] / 0008 \ c/dx,,, 0«А 1/ллтлл‘л — <1я„. со о* + Z-4 Си £ £ со 1 О ч £ со m <> + 7_ о о 1 С4 сч *S- &£ се ю 1 о — 1 II £ с с с & о ч сч со С/ Ю о еч "Ъ I £ о. J »£ С С с { 901 * А —I— О ~ Л О —I— О /(!>!-»// 0i//\ -»/ (iM-i// С с с G с N СО G 1О о со о <м "с с V с с 3 э К 0 h 0 8 F । и 0 & g 1^ £ ё 0 3 э э L £ <£> £ + ю £ + £ + со £ + еч £ + £ II & £
Автор, год » публикации Берстоу и Мол- вил Джонс, 1912 Фаррен, 1929 Липтрот, 1934 Роксби Кокс,1935 а о § 3 п §. ч а Фадеев Н. Н., 1939 I Зинин Л. С.. 19411 Тай и Монтэгнон, 1941 Дент, 1942 Знаменский, 1945
2 2280
33
рие и существование этого свойства. Таким образом, уравнение
существования отражает наиболее общую закономерность, однако
и частные закономерности оказывают влияние на многие вопросы
проектирования.
Весовые формулы по обоснованности их вывода, характеру и
структуре можно подразделять на теоретические (функциональ-
ные), полуэмпирические, эмпирические (статистические). Теорети-
ческие, а часто и статистические формулы представляют собой мно-
гочлен, каждый из членов которого учитывает массу элементов
конструкции, выполняющих определенные функции. Масса одних
зависит от действующих нагрузок и размеров, иных — только от
размеров. При выводе других формул массу агрегатов подразде-
ляют на части в зависимости от характера воспринимающих нагру-
зок и т. д. Многие современные формулы включают коэффициен-
ты, учитывающие различные особенности схем, конструкций, тех-
нологии и др.
Формулы можно подразделять и в ином плане. По их назначе-
нию — на формулы укрупненных, поагрегатных и подетальных
весовых расчетов. По их сложности — на формулы прикидочных
расчетов, первого и второго приближения. За критерий сложности
принимают число учитываемых параметров, к которым относят не
только размеры, но и действующие нагрузки [39].
Формулы для прикидочных расчетов обычно выражают массу
в функции одного-двух параметров и часто не учитывают схем-
ные, компоновочные и другие особенности самолета. Однако многие
из них по точности могут оказаться сравнимыми с формулами бо-
лее высоких приближений. Отличаются от последних они и тем,
что при их выводе не преследуют цель наиболее точного учета
влияния параметров и расчетных величин на массу определяемой
части самолета. (Задача в этом случае заключается в отыскании
зависимостей, наилучшим образом учитывающих внутренние
связи).
Следует так же отметить более узкую область применения
формул прикидочных расчетов и привести примеры подобных фор-
мул:
— для крыла mKp=aS+pm0 или mKp= (m^S)*-, (1.1)
— для фюзеляжа m(j?—kik2k3nDl^m0i, (1.2)
где ki, k2, k3, а, р — статистические коэффициенты.
Наличие таких простых и в то же время достаточно точных
формул, например, для фюзеляжей пассажирских самолетов мож-
но объяснить наблюдающимся соответствием между ростом значе-
ний взлетной массы т0, ростом коммерческой нагрузки шк.н и,
следовательно, ростом размеров фюзеляжа. Однако такое соответ-
ствие наблюдается не всегда. Когда произошел резкий скачок в
размере поперечного сечения фюзеляжа (от м до с?ф=6 м),
.понадобилось вносить коррективы и находить иное значение пока-
зателя степени I.
34
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Формулы первого приближения по своему характеру в основ-
ном статистические, но учитывают основные зависимости между
массой, размерами и действующими нагрузками. Они включают
обычно 7... 12 параметров и расчетных величин с достаточно пра-
вильным учетом их влияния. Включение в подобные формулы из-
лишне большого числа переменных может привести к нежелатель-
ным результатам по двум причинам:
— многие в достаточной степени известные факторы могут
быть учтены только в том случае, если одинаково известно их.
влияние на другие, часто еще неизвестные факторы. Более целе-
сообразно полагаться на статистические зависимости действитель-
ных результатов взаимного влияния;
— значения ряда параметров крыла или других частей само-
лета не известны на той стадии проектирования, когда желатель-
но применение подобных формул. Принятие значений этих пара-
метров по среднестатистическим данным вносит некоторую неопре-
деленность и снижает точность решения.
Формулы второго приближения — обычно «теоретические»
(с минимальным числом поправочных статистических коэффициен-
тов), отличаются более глубокой теоретической обоснованностью,
большим числом учитываемых параметров и расчетных величин (до
30 и более). Структурно они представляют собой ряд уравнений,
каждое из которых определяет массу каких-либо элементов кон-
струкции крыла, фюзеляжа и других частей самолета. Число учи-
тываемых формулами параметров не является определяющим,
важно, какие параметры по своей значимости связаны зависимо-
стью и насколько правильно учтена степень их влияния на массу
конструкции. Ибо определить массу той или иной части самолета
с потребной точностью бывает легче, чем дать достоверное заклю-
чение об изменении его величины при оптимизации (или измене-
нии) какого-либо параметра (например, удлинения крыла или
диаметра фюзеляжа при сохранении или изменении его длины).
Существенным также является учет влияния архитектурных форм
крыла (наплывов и нелинейности изменения толщин профиля кры-
ла по размаху), конструктивных и технологических особенностей,
применяемых материалов и т. п.
Таким образом, можно различать несколько видов формул ве-
сового расчета и классифицировать их по ряду признаков, услов-
но объединив в три группы. Эти группы отличаются характером
формул и принципами их вывода, числом учитываемых парамет-
ров и различной оценкой степени их влияния и, наконец, видом
и точностью решения.
В табл. 1.3, систематизирующей весовые формулы по указан-
ным признакам, не учитывается точность расчета (о точности см
1.2.7).
Подобная классификация формул не может, разумеется, пре-
тендовать на большую строгость. Например, число указанных па-
раметров является ориентировочным. Что касается достоверного
2* 35
Формулы подетальных расчетов Статистические и функциональные <£> СЧ Учет одних па- раметров— точ- ный, других — приближенный
рмулы поагрегатных.расчетов 2-го приближения Функциональные (теоретические) Теоретически обо- снованные с неизбеж- ным введением по- правочных статисти- ческих коэффициен- тов До 30 и более Наиболее точный
1-го приближения Полуэмпирические С учетом основных функциональных за- висимостей и ряда статистических ко- эффициентов гг7 Приближенный
О е прикидочных Статистические (эмпирические) к 0J с с X * к я я Е носительной массы ителей) ю СЧ Учет минимальный, формулы для параметрического анализа не прием- лемы
Формулы укрупненных расчетов Статистические
К сС ас д о ГС а * о X ция (на основе от и удельных измер Tf
S ь с. с й назначение формул Характер Принципы вы- вода Число учиты- ваемых парамет- ров । Учет влияния па- раметров на массу конструкции
i
j
i
36
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
учета влияния параметров на
массу конструкции, то некото-
рые из формул первого прибли-
жения учитывают их не менее
строго, чем формулы второго
приближения, а особенности
схем частей самолета иногда
учитываются даже более обо-
снованно. По точности отдель-
ные формулы первого прибли-
жения не уступают формулам
второго. Но это касается не су-
щества самих формул, а инди-
видуального подхода к их вы-
воду. Кроме того, перечислен-
ными достоинствами отличает-
ся лишь небольшая часть фор-
мул первого приближения. В
таблице же приведены доволь-
но общие положения, типичные
для большого числа формул.
Одной из особенностей ве-
сового расчета является необ-
ходимость правила соответст-
вия и специализации формул.
Этим весовые формулы отли-
чаются от формул, применяе-
мых в расчетах летных ха-
рактеристик и прочности само-
лета, многие из которых оди-
наково справедливы для само-
летов разных типов.
Под специализацией фор-
мул будем понимать вывод
формул, предназначенных для
конкретного типа самолетов
(для пассажирских — одни,
для истребителей — другие).
Целесообразна даже специали-
зация формул с подразделе-
нием самолетов по классам, на-
пример, для магистральных
пассажирских — одни форму-
лы, для легких — другие (или
видоизмененные). Требования
специализации формул не все-
ми признаются, есть сторон-
ники универсальных формул.
37
Однако расширение диапазона их применения приводит к сниже-
нию точности (см. 1.2.7). Понятно, что у некоторых из типов
самолетов есть родственные части. Например, крылья, оперение и
шасси пассажирских самолетов однотипны соответственно тем же
частям грузовых самолетов. Но их фюзеляжи — резко различны.
Необходимость специализации относится к самим формулам, а
принцип соответствия необходим и для статистических коэффици-
ентов.
Другая особенность формул весового расчета, отличающая их
от формул остальных проектировочных расчетов, заключается в их
нестабильности. Развитие авиации носит скачкообразный харак-
тер, количественные скачки приводят к ряду качественных изме-
нений и необходимости уточнения методики и формул весового
расчета. Кроме того, с каждым новым поколением самолетов появ-
ляется что-то новое в архитектурных формах, что также приводит
к необходимости уточнения формул. Так, появление в свое время
наплывов по задней, а затем и передней кромке стреловидных
крыльев привело к необходимости уточнения формул с целью уче-
та не только массы наплывов в функции их площади, но и влия-
ния наплывов на величину расчетной толщины профиля крыла.
Относительная площадь наплывов закономерно возрастала с уве-
личением угла стреловидности, что позволило учитывать их массу
в общей массе крыла с той же точностью, что и при определении
масс этого наплыва независимо от массы крыла. Крыльям с супер-
критическими профилями, возможно, придадут иную форму, с силь-
но развитыми наплывами не только по задней, но и по передней
кромке. В этом случае их массу необходимо будет определять как
самостоятельную слагаемую в общем весовом балансе крыла.
Продолжительное время крыльям пассажирских самолетов
придавали линейное изменение толщины профиля по размаху кры-
ла. Когда для наилучшей аэродинамической компоновки при усло-
вии минимальных весовых издержек применили нелинейное изме-
нение толщин, появилась необходимость очередного уточнения
формул весового расчета. Отсутствие стабильности весовых фор-
мул в совокупности с другими их особенностями (с необходимо-
стью специализации, правилом соответствия и т. д.) приводит к
следующим выводам:
— весовые формулы нуждаются в периодических проверках и
систематическом совершенствовании;
— весовые формулы не аналогичны чисто математическим, как
формулы других проектировочных расчетов. Они схожи с музы-
кальными нотами, с помощью которых разные исполнители дости-
гают различных результатов. Удовлетворительное применение ве-
совых формул достигается при хорошем их понимании и творче-
ском применении. i,
38
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
1.2.3. Основные принципы вывода весовых формул
Потребность в разработке проектных методов определения ве-
личины массы самолета и его частей возникла вместе с первыми
самолетами. Раньше других появились формулы для крыла, осно-
ванные на законе квадрата — куба, для которых была_характерна
пропорциональная связь между массой крыла и / S. Формулы
подобного типа развивались примерно до конца 30-х годов (Лан-
честер, Фаррен, Кокс, Барнвелл и др. [46, 50]) в основном в двух
направлениях:
— показатель степени 0,5 при S заменялся другим, в большей
мере подтверждавшимся практикой. Так, вместо 0,5 были предло-
жены 0,1 (Эверлинг); 0,265 (Липтрот); 0,28 (Бурт); 0,2 (Зинин)
[46, 50]. Эти уточнения по существу означали преобразование
формул в другую их разновидность — корреляционную;
— применение показателя 0,5 (или другого его значения) со-
хранялось лишь для силовых элементов конструкции, для других —
отыскивались более точные зависимости. Так, Фаррен оставил этот
показатель для расчета массы материала, работающего на изгиб,
кручение и срез, а массу нервюр предложил определять другим
путем. Кокс ввел учет жесткости крыла на кручение с помощью
коэффициентов, зависящих от fa, т] крыла. Барнвелл попытался
учесть возрастание весовой эффективности крыльев тяжелых са-
молетов. В наше время формулы, основанные только на законе
квадрата — куба, утратили свое значение. Однако эта закономер-
ность так или иначе учитывается в весовых расчетах, особенно в
последнее время в связи с явлением «весового барьера». Некото-
рые современные формулы, формулы пересчета, так же как и квад-
ратно-кубичные, основываются на принципе подобия.
В первые же годы развития авиации возникли формулы, свя-
занные с представлением о постоянстве относительных масс кон-
струкции. Такова, например, формула Эверлинга /пКр=0.145 пц.
Формулы подобного типа сохранили значение до наших дней. Они
используются в предварительных расчетах, в частности для опре-
деления взлетной массы. Современные крылья обычно удовлетво-
ряют уравнению Эверлинга, если вместо коэффициента 0,145 взять
0,1... 0,12.
Несколько позже сложился другой оригинальный метод расче-
та с помощью так называемых удельных измерителей. Типичными
для этого метода являются, например, формулы m,i=qS или т^—.
=qV. Дальнейшее развитие этот метод получил в работах
Л. С. Зинина и других отечественных исследователей [18, 39]. Он
эффективно применяется и в современной практике для предва-
рительных расчетов и определения массы несиловых элементов
конструкции.
Следующая важная разновидность весовых формул была раз-
работана отечественными и зарубежными исследователями в
^0-х годах. Если предыдущие формулы можно рассматривать как
39
уравнения парной корреляции, то последующие являются уравне-
ниями множественной корреляции. Практика доказала их высокую
эффективность для предварительных расчетов.
В конце 30-х годов стали появляться формулы, получившие
название теоретических или аналитических (а точнее — функцио-
нальных или функционально-корреляционных) и ставшие основ-
ным инструментом современных методов весового расчета. Одним
из первых среди этого типа были формулы Липпа, Н. Н. Фадеева,
Л. С. Зинина [18, 37]. Большое внимание разработке этого типа
формул уделили А. А. Бадягин, П. М. Знаменский, А. В. Лебедев,
В. Ф. Синицын и другие, в том числе и авторы настоящей работы.
Эти формулы основываются на классификации элементов конст-
рукции по роду выполняемых функций и определении их массы с
помощью функциональных зависимостей. Масса конструкции при
этом, как правило, представляется в виде суммы масс основных
элементов конструкции.
Естественным развитием функционально-корреляционных фор-
мул явился метод, который можно назвать алгоритмическим или
методом поэлементного расчета. Для него характерно использова-
ние в каждом случае вместо одной функциональной формулы це-
лой системы таких формул, графиков и таблиц, с помощью кото-
рых достаточно точно находится масса всех основных элементов
конструкции вплоть до сравнительно мелких, не поддающихся
учету в одной формуле. Этот метод связан с достаточно деталь-
ным определением внешних нагрузок, расчетных напряжений и
площадей основных расчетных сечений. Метод поэлементного рас-
чета положил начало применению формул для определения мас-
сы деталей и узлов конструкции. Этот метод, однако, до сих пор
не получил должного развития.
Указания на разработку методики поэлементного расчета со-
держится в работах некоторых иностранных авторов: Риплея,
Бурта [50], Шэнли [46]. Независимо от них в конце 40-х — начале
50-х годов основные черты этого метода были разработаны совет-
ским исследователем Л. С. Зининым [18].
В работе Шэнли были обобщены многочисленные исследования
в области проектирования авиационных конструкций минималь-
ной массы. В настоящее время это направление науки о прочности
конструкций развилось в самостоятельную большую область зна-
ний. Среди отечественных ученых, посвятивших ей свои работы,
можно назвать А. И. Виноградова, А. А. Комарова, В. А. Комаро-
ва, И. М. Рабиновича, Ю. А. Радцига, В. М. Рябченко и др. [40].
Выводы нового направления прочностной науки были использованы
в весовых формулах функционального типа и существенно повыси-
ли их совершенство.
Развитие функциональных формул было связано с чрезвычайно
важной перестройкой методов проектирования самолета в целом.
До этого выбор параметров производился преимущественно по ста-
40
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
тистическим данным и отдельные задачи проектирования решались
последовательно. Прежде всего рассматривались, как самые глав-
ные, аэродинамические вопросы. Величина массы при этом опреде-
лялась очень грубо с помощью статистики. Затем решались вопро-
сы прочности и конструкции, и в заключение уже на основании
конкретной конструкторской разработки подсчитывалась уточнен-
ная величина массы самолета. Естественно, что такая система весь-
ма затрудняла нахождение оптимальных решений и ее успех цели-
ком зависел от интуиции и опыта конструктора. Функциональные
формулы позволил определять весовые данные с более высокой точ-
ностью уже в самом начале проектирования и дали возможность
искать оптимальные (в тогдашнем понимании) решения. Возник
так называемый аналитический метод проектирования.
Следует, однако, заметить, что если бы появилась возможность
вывода чисто аналитической зависимости массы самолета и его
частей от размеров и действующих нагрузок, то расчетные фор-
мулы не включали бы статистические коэффициенты, а при их
выводе не требовалось бы знания весовых данных предшествую-
щих самолетов. Такие формулы включали бы большое число раз-
личных параметров, значение которых неизвестно на той стадии
проектировки, когда желательно их применение, и они все равно
не учитывали бы различных технологических, схемных и прочих
особенностей, не обладали бы достаточной точностью.
Развитие теории эффективности летательных аппаратов, осо-
бенно экономического аспекта этой теории, а также математиче-
ского аппарата оптимизации, привело в 60-х годах к формированию
концепций оптимального проектирования. Для него характерно
применение аналитических зависимостей для отыскания всех ос-
новных параметров самолета и их оптимизации с помощью гло-
бальных экономических критериев эффективности.
В основе вывода весовых формул лежит нахождение связей
между массой конструкции, ее размерами и действующими на-
грузками, учет всех других факторов играет подчиненную роль.
Те формулы, в которых правильно найдены связи, остаются спра-
ведливыми длительное время, их необходимо лишь корректиро-
вать с целью учета всего нового, что появляется в процессе раз-
вития летательных аппаратов.
Массу rrii частей самолета (крыла, фюзеляжа, оперения, шас-
си), различных агрегатов конструкции (нервюры, шпангоуты и
т. п.) или агрегатов систем оборудования (генераторов, насосов
и т. п.) можно услевно подразделить на три основные группы:
— масса силовых или расчетных элементов пгс. а (зависит от
действующих нагрузок и геометрических параметров);
— масса конструктивных элементов тк, э (определяется, глав-
ным образом, в функции общего размера, например, площади);
— масса различных дополнительных устройств /пд. у (зависит
в основном от их назначения и определяется по статистике).
41
При таком подходе к выводу весовых формул, они будут иметь
следующий общий вид:
т~тсЛ(пр; р0; I; Q, .. .)+тк.9(«$)+тд.у. (1-3)
Первые два члена уравнения определяются не только установ-
лением связей между массой, нагрузкой и размерами, но и уче-
том зависимости массы от конструктивных и компоновочных схем,
применяемых материалов и технологии, числа разъемов и т. п.
Третий член уравнения можно представить как сумму масс раз-
личных дополнительных устройств, не связанных между собой по
назначению. Несмотря на то, что массу каждого из них часто
находят по материалам статистики, так же как и их суммарную
массу, независимое определение массы на основе существующих
связей приводит к лучшим результатам.
Весовые формулы обычно содержат большое число различных
коэффициентов, учитывающих те или иные особенности схем и
свойства конструкций (технология, материал). Значения коэффи-
циентов определяются на основе статистических данных (при усло-
вии классификации конструкций по типам и видам) и анализом
однотипных схем. Кроме того, весовые формулы содержат попра-
вочные коэффициенты, повышающие точность расчета; для каждой
формулы устанавливается определенный закон распределения по-
правочного коэффициента. Поскольку это распределение может
выполняться лишь на основе систематически обновляемых стати-
стических данных, появляется необходимость регулярного уточне-
нения этих коэффициентов.
Деление весовых формул на функциональные (теоретические)
и статистические — условно. В статистических используются исклю-
чительно статистические зависимости, в теоретических — результа-
ты функционального анализа и те же зависимости. Статистические
формулы парной корреляции — простейшие. К ним относятся фор-
мулы, основанные на понятии относительной и удельной массы
(например, mKp=^KpS; ткр=?пкр/По). Они выражают определенные
закономерности, но для поагрегатных расчетов рекомендованы
быть не могут. На основе относительных величин выводят формулы
для предварительного нахождения взлетной массы, а метод удель-
ных измерителей незаменим при подетальном расчете массы эле-
ментов конструкции (нервюры, шпангоуты, носки, хвостики и об-
текатели крыла и т. п.). Грамотное использование этих закономер-
ностей предполагает знание особенностей рассчитываемой конст-
рукции и зависимости коэффициентов корреляции (ткр; <?Кр) от
ряда параметров.
Формулы множественной корреляции могут иметь линейный и
степенной вид, например, формулы Дриггса (1.4) и Хоуви (1.5):
= S Vr^Pm0/KpS; (1.4)
/nKP=a/n0-J-pS, (1.5)
где £, «, Р — статистические коэффициенты.
42
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Некоторые из подобных формул приемлемы для прикидочных
расчетов. Отличительная их особенность — «глобальный характер»,
т. е. способность давать правильные (в пределах их точности) ре-
зультаты в большом диапазоне учитываемых ими параметров *,
что объясняется чисто статистической природой этих формул.
В них учитывается лишь самое главное и определяющее из рас-
сматриваемой зависимости и нивелируется все второстепенное.
Эта способность позволяет использовать их для выявления общих
тенденций развития весовых характеристик самолетов, но не допу-
скает параметрический анализ, т. е. исследования влияния отдель-
ных параметров на массу конструкции. Статистические формулы,
выведенные относительно давно, носят часто примитивный харак-
тер. Современные средства корреляционного анализа позволяют
получить более точные формулы этого типа. Например, формула
Дриггса может быть усовершенствована дифференциацией и уточ-
нением значений показателей степени следующим образом:
^кр—^(лР^о) *^кр-
Точно так же могут быть дифференцированы значения коэффи-
циентов в формулах Хоуви по типам, размерам и другим призна-
кам самолетов.
Примером современных достаточно сложных формул рассмот-
ренного типа являются формулы Бадягина [3], Торенбика [73],
Шейнина [39] (см. 3. 1) .
Между линейными и степенными корреляционными уравнения-
ми есть существенное различие. Коэффициенты линейных уравне-
ний могут быть объяснены, а иногда даже рассчитаны исходя из
свойств конструкции. Так, в формуле Хоуви (1.5) они имеют про-
стой смысл: р — коэффициент, оценивающий долю массы несиловой
конструкции, а — долю массы силовой конструкции в общей массе
крыла. Степенные уравнения столь просто объяснены быть не мо-
гут, но они способны выражать более сложные явления в весовых
зависимостях.
Статистические весовые формулы могут основываться не толь-
ко на корреляционных методах. Так, для описания сложных зави-
симостей, особенно связанных с весовой эффективностью конст-
рукции, возможно применение аппарата теории информации, для
которого характерны логарифмические и экспоненциальные зави-
симости. Например, малонагруженную силовую конструкцию мож-
но рассматривать как неупорядоченную систему, в которой коли-
чество информации, управляющей распределением и наиболее
целесообразным использованием материала, невелико. И, наобо-
рот, сильно нагруженная конструкция тождественна системе, в ко-
торой количество такой информации гораздо больше. Примером
* Иначе говоря, представляют интерес не столько количественные результа-
ты расчетов по этим формулам, сколько общий характер отражаемой ими за-
висимости.
43
формулы, основанной на теории информации, может служить фор-
мула для определения относительной массы планера, в которой
роль управляющей информации выполняет удельная нагрузка на
крыло
тк.пл j _ fe—p/1000 ’ ( 1 •
где k — коэффициент.
Первые разновидности функциональных формул основывались
на законе квадрата — куба и теперь утратили свое значение. Та-
кова, например, формула Берстоу и Джонса для монопланного
крыла (см. табл. 1.2). Первый ее член отражает массу силовых
элементов крыла (с учетом разгрузки от массы крыла) и выведен
на основе указанного закона. Второй — отражает массу полотня-
ной обшивки. Современные функциональные формулы основаны
на подробной весовой классификации конструкции, определении
назначения и характера нагружения ее частей, на установлении
функциональных зависимостей массы этих частей от их парамет-
ров. С помощью этих формул массу конструкции представляют в
виде многочлена
«/=01/1 Un л:2;...; х„) +
-Ьог/гС*!,’ л:2;...; xrt)-|-,..., 4-а»/л(*о х2;....; хп), (1-7)
где щ ... Uh — корреляционные (статистические) коэффициенты;
Х\... хп — параметры конструкции.
Следовательно, функциональные формулы являются линейны-
ми уравнениями множественной корреляции между массой конст-
рукции и функциями ее параметров. Анализ функциональных фор-
мул массы крыла показывает, что большинство из них являются
вариациями следующей принципиальной для рассматриваемого
метода формулы:
«’WkP . ир/ис/кр пр/п0Ар , р , с .. о.
«кР =Oi —-----f—|-а2 --------Н«з ---------ha4npm0H-a5S. (1.8)
oAKpcos2x аЛкрсо&х X
Первый член — масса материала конструкции, работающего на
изгиб (панели, пояса лонжеронов), второй — масса разъемов по
размаху; третий — масса материала, работающего на срез (стенки
лонжеронов); четвертый — масса материала, воспринимающего
местные нагрузки (силовые нервюры, узлы крепления двигателей
шаси, сочленения); пятый — масса носков, хвостиков, органов ме-
ханизации, рядовых нервюр.
Для массы фюзеляжа принципиальная формула может иметь
вид
р >2
/пф=а? —-^-4-а|5ф-}- 4лрщоб + 4тагр, (1.9)
<л/ф
44
Р www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В где /пгр, /Лоб — масса грузов и оборудования в фюзеляже; (пйгр —
Ц масса агрегатов, сочленяемых с фюзеляжем.
Первый член формулы учитывает продольный набор фюзеля-
жа, второй — поперечный набор, полы и т. п., третий — крепление
о различного оборудования, кресел и т. п., четвертый — сочленения
si агрегатов самолета.
; ; Авторы функциональных формул обычно идут по пути упро-
|| щения указанных выше схем (формула Зинина, см. 3. 1) или,
Ц наоборот, развивают и усложняют их. Во многих' современных
8г формулах используются также элементы оптимального проекти-
I рования (конструкции минимальной массы) путем введения в фор-
Р мулы расчетных напряжений, которые ставятся в зависимость от
р .параметров конструкции. Основным достоинством функционалы-
| ных формул является возможность параметрического-анализа.
В 1.2. 5 показаны виды весовых расчетов, отличающиеся мето-
L дикой. Один из них основан на весовых формулах, другой — на
г методах пересчета. Если в обычной функциональной формуле ста-
г тистические коэффициенты осреднены по данным нескольких кон-
[г струкций, то при использовании метода пересчета они определя-
ются по данным одного-двух прототипов, конструкция которых
!• близка проектируемой. Точность этого метода достаточно высо-
I кая, что позволяет рекомендовать его применение во многих слу-
f чаях. Когда параметры сравниваемых конструкций близки друг
!>; другу (отклонение 10... 15%), пересчет может быть выполнен с
1 помощью простейших формул. Например, для каркасных конст-
I рукций mn=tnclSnISn, где mH, mn, SH, Sn — масса и поверхности
| нового варианта и прототипа.
L Если различие в параметрах достигает больших значений
| (25.. .35%), а информация о характеристиках прототипа недоста-
f точна, формула должна учитывать по меньшей мере два параметра
г пересчета, например, для силовых конструкций — поверхность и
Е нагружение:
OT-=m"[(as5H/5") + (%P»/P")], (1.10)
Is где a8; ар — доля массы конструкции прототипа, зависящей от ПО-
S.1 верхности и нагрузки, ав-|~ар=1 (для крыла as«ap«0,5j, Рн;
I' Рп — нагрузка на конструкцию — новую и- прототипа.
L В общем случае пересчет должен носить поэлементный харак-
f тер. Например, если взять за основу для пересчета формулу массы
| крыла, приведенную выше, она будет иметь вид
| w”p=т”--------т 2--------— тзп pmolKV т4прт0 m5S, (1.11)
Лкр ЛКр
[ где Win; 7и2п; /п3п; /??4п; т5п — масса соответствующих частей кры-
ла прототипа.
45
Индексом /\ обозначены соотношения соответствующих вели-
чин для проектируемого крыла и прототипа. Например
«pmo/= («pm0/Kp)H/(«WKp)n-
(1-12)
1.2.4. О системах весовых уравнений и расчетах
с применением ЭВМ
Системы весовых уравнений представляют собой наиболее со-
вершенные пути решения многих задач весового расчета. Они по-
зволяют:
— наилучшим образом учитывать взаимное влияние парамет-
ров одной части самолета на массу других его частей (например,
параметров крыла или схемы шасси на массу фюзеляжа);
— наиболее эффективно использовать ЭВМ (в частности, ве-
сти оптимизацию параметров в широком диапазоне их значений);
— оценивать влияние отдельных требований на массу самоле-
та и т. п.
Будем различать принципы решения задачи и принципы их
постановки. Выше изложены лишь принципы решения, справедли-
вые для многих задач весового расчета. Когда идет речь о систе-
мах уравнений, целесообразно рассматривать и принципы поста-
новки самих задач. От этого зависит выбор уравнений и их коли-
чество. Наиболее полной представляется система, необходимая
для комплексного определения (в несколько приближений) зна-
чений взлетной массы, основных размеров, а затем массы частей
самолета (с применением ЭВМ). Постановка такой задачи вклю-
чает:
1) определение взлетной массы в функции основных характе-
ристик, задаваемых техническими требованиями (ТТ):
^0==У(^к.н’ ^пас> ^ВПП, ^з.п» ^эк> ^ст)>
2) определение основных размеров самолета: S; Sr. 0; 1$; d$; Нш
и т. д. (в пп. 1 и 2 mta. н— масса коммерческой нагрузки; ппас; пэк;
Лет — число пассажиров, членов экипажа и число стюардесс соот-
ветственно; L; И; М — дальность и высота полета, число М, соот-
ветственно; £впп — длина сбалансированной взлетно-посадочной
полосы; Уз.п — скорость захода на посадку; S; Sr. 0; 5В. 0 — площадь
крыла и оперения соответственно; /ф; сГф; Нш — длина и диаметр
фюзеляжа, высота стоек шасси);
3) определение массы силовой установки и частей самолета в
функции взлетной массы, основных размеров и энерговооружен-
ности;
4) определение взлетной массы самолета во втором приближе-
нии как суммы масс, найденных по п. 3, и уточнение основных раз-
меров;
46
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
М:; 5) определение массы частей самолета, силовой установки и
взлетной массы в третьем приближении.
V, ', Полученные результаты могут служить исходными данными
4.. для расчета летных характеристик. Когда же в результате весо-
вых и аэродинамических расчетов определятся геометрические и
тяговые характеристики, действующие нагрузки и значения коэф-
Ж фициентов расчетных перегрузок, появятся компоновочные черте-
Жяжи и перечни оборудования, проводят второй этап весовых расче-
‘ж|тов.
Системы весовых уравнений тогда носят иной характер, но в
любом случае они должны правильно учитывать влияние парамет-
ШВ ров на массу самолета, что необходимо проверять одновременно с
W. проверкой их точности. При оптимизации различных параметров;
Jk системы могут включать уравнения, решающие эту задачу на ос-
Ж нове экономического критерия.
Яр В 0. 3 были показаны некоторые пути решения задач весового
«1 проектирования, а именно расчета массы, центровки и моментов
инерции самолета, а также задач весового планирования и весо-
вого контроля с помощью ЭВМ. Алгоритмы (как конкретные вы-
числительные приемы) решения этих задач зависят от постановки
самих задач, число которых весьма велико, а особенности разно-
образны. В то же время алгоритмы легко составляются на основе
методик, приведенных в последующих главах данной работы, как
это показано в 3.6. Примеры алгоритмов задач более широкого
плана, а также примеры поиска оптимальных значений парамет-
ров приведены в работе [3].
Широкое применение ЭВМ для весовых расчетов и комплекс-
ных программ не исключает применения в расчетах различных
уровней и формул первого приближения и даже прикидочных фор-
мул. Причем любая программа может быть использована как для
автономного решения частных задач, так и в качестве отдельного
блока комплексной программы.
Простейшие формулы поагрегатного и укрупненного расчетов
удовлетворительно применяются в системе уравнений предвари-
тельного определения массы и размеров самолета в начальный
период его проектирования, для весовой оценки и в случаях ча-
стичного изменения проекта в дальнейшем. Весовой расчет может
носить упрощенный характер и в других проектных изысканиях
или параметрических исследованиях общей концепции самолета с
помощью ЭВМ, а также при разработке синтеза проекта самолета.
Последний начинается с определения массы самолета, заключается
в определении характеристик транспортной системы, а в резуль-
тате формируются технические требования к конкретным самоле-
там.
Целесообразность использования простейших формул опреде-
ляется: 1) характером решаемых задач (широкое прогнозирова-
ние потребного парка самолетов, оценка построенных самолетов
М'
47
и т. п.); 2) наличием ограниченного объема исходных данных, что
связано с глубиной проработки проекта; 3) потребной точностью
решения задач.
1.2.5. Виды весовых расчетов
Весовые расчеты можно различать: 1) по степени детализации;
2) по объему и характеру исходных данных; 3) по методике рас-
чета.
1. По степени детализации выделяем расчеты: укрупненные
(определение суммарных значений массы планера, силовой уста-
новки, оборудования), поагрегатные (определение массы крыла,
фюзеляжа и т. д.), подетальные (определение массы нервюр, шпан-
гоутов и т. п.).
2. По объему и характеру исходных данных расчеты именуем,
в соответствии с этапами проектирования, предэскизными— при
разработке технического предложения, эскизными — при разработ-
ке эскизного проекта, исполнительными — при разработке рабочей
документации.
Для предэскизных расчетов исходные данные крайне
ограничены и приближенны. Вначале они составляются самими
расчетчиками-весовиками на основе определения взлетной массы
так называемого безразмерного самолета, т. е. самолета размеры
и тяговооруженность которого еще не выбраны (подробнее см.
2.3). Затем весовые расчеты выполняются по исходным данным,
представляющим собой диапазоны значений взлетных масс (вы-
бранных на основе расчетов первого уровня), площадей крыла и
тяги двигателей с целью поиска их оптимальных значений * на
основе совместных весовых и аэродинамических расчетов (см.
2.6.3). Выполняются такие расчеты в несколько приближений в
сужающемся диапазоне значений.
Для эскизных расчетов исходными являются компоно-
вочные чертежи и схемы частей самолета и систем оборудования,
более точно определенные расчетные нагрузки.
Для исполнительных расчетов исходными служат
рабочие чертежи, из которых заимствуют: геометрические разме-
ры, примененные материалы, технологические решения (в том чис-
ле число разъемов) и т. д. Кроме того, из расчетов прочности за-
имствуют окончательно принятые нагрузки, запасы прочности,
уровень напряжений, величину ресурса и т. п. Задачей исполнитель-
ных расчетов является создание необходимого комплекта техниче-
ской документации, а также уточнение методики весовых расчетов
с тем, чтобы формулы учитывали все то новое, что реализовано в
конструкции самолетов нового поколения.
3. По методике расчета различаем два основных вида: а) рас-
* Другой путь — попеременное изменение весовых и тяговых характеристик
и площади крыла с целью определения их значений — теперь отживает.
48
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками..
четы, выполняемые по расчетным формулам (прямой путь);
б) расчеты, выполняемые путем пересчета (с прототипа или базо-
вого варианта) на основе: удельных измерителей; производных;
с использованием коэффициента роста (см. 2. 4. 7).
Другая классификация расчетов по методическому признаку:
а) прикидочные весовые расчеты, б) расчеты по формулам пер-
вого приближения, в) расчеты по формулам второго приближения.
Эти расчеты отличаются потребным числом исходных данных,
глубиной проработки и объемом вычислений.
1.2.6. Методы многократных вычислений и дублированных
весовых расчетов (методы Шейнина)
Метод многократных вычислений, идея которых высказана в
[39] заключается в определении массы каждой части самолета по
нескольким формулам и принятии среднеарифметического резуль-
тата в качестве окончательного значения. Метод учитывает ту осо-
бенность весовых формул как формул статистических, которая
выявляется при их проверке путем выполнения контрольных рас-
четов по фактическим данным большого числа самолетов. Эта
особенность заключается в том, что при равных предельных зна-
чениях погрешности и примерно равной среднеквадратичной
ошибке отклонения по данному самолету у одних формул имеют
отрицательную величину (—Дт), у других — положительную
(+Лт), у одних — наибольшую, у других — наименьшую. Это по-
ложение справедливо для одних исходных данных, а при других —
может быть наоборот. Масса, например, одного крыла с наимень-
шей погрешностью определяется по формуле «А», а другого — по
формуле «Б», средний результат с учетом — Дт и -|-Лт дает наи-
меньшее отклонение от фактической массы.
Целесообразность метода многократных вычислений подтвер-
ждается также следующим: применение наиболее точных формул,
включающих большое число параметров, желательно, но затруд-
нено в тот период, когда часть из них бывает еще неизвестна. Рас-
чет же по нескольким более простым формулам приводит к не
менее точным, или даже к более точным результатам.
Основные положения метода многократных вычислений:
1. Масса каждой части самолета определяется по нескольким
формулам, тщательно отобранным на основе вероятностного под-
хода к определению их точности (см. 1.2.8). За окончательную
массу принимается среднее значение полученных результатов. Ког-
: да не все результаты расчета близки между собой, то выпавший
следует принимать за исключение и при вычислении средней вели-
чины не учитывать. Обычно границы разброса результатов в рас-
четах второго приближения находятся в пределах ± (2,0 ... 3,0) %
от средней величины. Практика показывает, что при расчете, на-
пример, крыла по 3—4 формулам исключением может оказаться
то одна из них, то другая. Аналогичная картина наблюдается при
49
сопоставлении найденных результатов с фактическими весовыми
данными.
2. Для расчета по нескольким формулам следует выбирать та-
кие, которые при совместном их использовании приводят к средней
погрешности, по величине меньшей, чем у каждой из них. Для упро-
щения задачи выбора можно воспользоваться построением графика
вероятностной погрешности (см. 1.2.8). Другим условием совме-
стимости должна быть однотипность влияния основных парамет-
ров на массу конструкции частей самолета. Выполнение этого
условия особенно необходимо при весовой оценке изменения пара-
метров или при решении задач их оптимизации. В этом случае
выбор совместимых формул второго приближения должен быть
основан на сопоставлении кривых, например qKv=f(k), найденных
по различным формулам. Выбирать следует те формулы, кривые
по которым близки между собой.
3. Число формул, во избежание громоздкости расчетов, должно
быть минимальным; при машинном счете оно может быть боль-
шим, при ручном — меньшим, но в любом случае отбор формул
должен быть основан на выявлении совместимости (см. п. 2).
Применение этого трудоемкого метода целесообразно, ибо если
повышение точности формул, погрешность которых достигает
10... 12%, задача не очень трудная, то повышать точность при по-
грешности 6... 7 % и добиться 3...4% весьма сложно. Достиже-
ние высокой точности оправдывает значительный объем вычисли-
тельных работ.
Математическая запись метода многократных вычислений в ви-
де алгоритмов весового расчета приведена в 3. 6, анализ точности
этого метода при определении массы снаряженного самолета и его
частей — в 3. 2. 6, 3. 3. 5, 3. 4. 6, 3. 5. 5.
Метод дублированных весовых расчетов состоит в параллель-
ном осуществлении поагрегатного расчета по формулам соответ-
ствующих приближений и укрупненного весового расчета, формулы
которого обладают достаточно высокой точностью.
В каждом из них одновременно может быть применен метод
многократных вычислений. Объем вычислений значительно возра-
стает, но для решения весовых задач с применением ЭВМ это не
вызывает затруднений. При комплексном нахождении большого
числа весовых, аэродинамических и других параметров и характе-
ристик самолета на основе сложных и объемных систем уравнений
такое решение задач весового расчета может оказаться громозд-
ким. Тогда дублирующий укрупненный расчет может быть выпол-
нен вручную, так как его трудоемкость минимальна.
Подобное дублирование весовых расчетов применимо в том
случае, когда формулы укрупненных расчетов не были использо-
ваны в первом приближении. В случае выполнения предваритель-
ных расчетов дублирование происходит как бы автоматически, но
при том лишь условии, что исходные данные сохранились.
50
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Метод дублированных расчетов не столько повышает точность
определения величины суммарной массы самолета (поскольку рас-
чет ведется по формулам различного уровня), сколько подтвер-
ждает возможность реализации результатов расчета. Метод же
многократных вычислений значительно повышает точность опре-
деления массы частей самолета и, следовательно, суммарной
массы.
1.2.7. О точности весовых расчетов
Правильное определение весовых данных способствует созда-
нию самолета высокой весовой эффективности, ибо:
— весовой расчет является составной частью решения общей
задачи определения основных размеров самолета, оптимизации па-
раметров и тяговооруженности;
— при завышении весовых исходных данных для расчета' само-
лета на прочность, как и при завышении лимитных масс (и то, и
другое базируется на весовом расчете) возможна избыточная
прочность, а следовательно, избыточная масса;
— от точности весового расчета зависит степень совпадения
фактических и проектных значений многих летных и технико-эко-
номических характеристик самолета, точность многих проектировоч-
ных расчетов, для которых его данные являются исходными.
В то же время теория весового расчета более молода и, есте-
ственно, менее разработана, чем теории других расчетов. Поэтому
определять весовые характеристики с той же точностью, как аэро-
динамические или прочностные, довольно сложно. Лучшие из фор-
мул для определения массы частей самолета допускают погреш-
ность ±3... 4%, а показателем хорошего совпадения весовых, как
и других проектировочных расчетов, надо считать ±2%.
И все же точность весовых, как и прочих, расчетов зависит
главным образом от достоверности исходных данных, а последние
связаны с глубиной проработки проекта. Весовой расчет имеет ряд
отличительных особенностей. Так, весовые расчеты более конкрет-
ны — общих решений здесь значительно меньше. Аэродинамические
и прочностные характеристики связаны с ограниченным числом
факторов, характер которых в процессе проектирования отличает-
ся постоянством. Весовые же расчеты охватывают все относящие-
ся к этим двум, и кроме того: компоновочцые особенности, все
системы оборудования и т. д. Весовой расчет — это зеркало всего
самолета и всех изменений, проводимых в процессе его разработ-
ки, а масса самолета — это комплексное выражение его свойств.
Частичные изменения проекта, уточнение расчетных данных, про-
исходящие в процессе разработки чертежей, отражаются на весо-
вых данных и приводят к необходимости корректировки весового
расчета и уточнения весовых характеристик.
Перечень причин, влияющих на точность весовых расчетов (по-
мимо методических), показывает, что масса самолета в целом и
51
его отдельных частей или элементов конструкции является вели-
чивой вероятностной. В то же время достижение необходимой точ-
ности весового расчета вполне возможно, причем на достаточна
ранней стадии эскизного проектирования.
Пути достижения точности весовых расчетов:
1. Систематическая проверка, уточнение и совершенствование
применяемых формул по данным однотипных и хорошо спроекти-
рованных самолетов.
2. Расчет частей самолета (особенно в первом приближении)
по специализированным формулам (выведенным для однотипных
самолетов).
3. Тщательный выбор значений статистических и других коэф-
фициентов с учетом конкретных требований и условий проекти-
рования данного объекта и систематическое их уточнение.
4. Расчет массы каждой из частей самолета и систем оборудо-
вания по нескольким формулам, примерно равноценным в отно-
шении точности.
5. Выполнение подетальных расчетов первого приближения па-
раллельно с поагрегатными расчетами второго приближения.
6. Введение в формулу определения массы снаряженного само-
лета коэффициента резервирования (см. 6. 2. 2).
7. Проверка полученных результатов с помощью укрупненных
расчетов и путем всесторонних параметрических анализов на ос-
нове статистических материалов данного типа самолетов.
Комментарий к каждому из этих положений:
1. Удовлетворительное использование теоретических и особенно
статистических формул требует определенной осторожности. Толь-
ко при полном понимании особенностей этих формул и области их
применения можно достичь надежных результатов. Рассмотренные
выше периодические изменения архитектурных форм и параметров
частей самолета (в процессе их развития) приводят к необходи-
мости проверки и систематическому совершенствованию весовых
формул.
2. Результаты анализов точности большого числа формул, про-
веденных на основе значительного статистического материала
(включающего фактические данные более 30 самолетов), привели
к следующим выводам:
— одна и та же формула не может с одинаковой степенью
точности определять массу частей самолетов различных типов;
— степень точности формул зависит от совпадения типа и дан-
ных проектируемого самолета с типом и данными, положенными
в основу вывода применяемых формул.
Отсюда следует, что наибольшую точность обеспечивают фор-
мулы, специализированные для данного типа самолетов. Примене-
ние формул, выведенных для иного типа, допустимо при условии:
а) предварительной проверки их по фактическим данным путем
контрольных расчетов; б) введения при необходимости поправоч-
ных коэффициентов.
52
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
3. Выбор поправочных статистических коэффициентов должен
быть увязан с конкретной конструктивной схемой изделия, ибо ‘
величины-этих коэффициентов зависят как от точности формулы,
так и от схемных, конструктивных, технологических и других осо-
бенностей изделия. Значение поправочных коэффициентов нахо-
дится в результате обработки большого статистического материа-
ла, систематизированного для определенных типов изделий, напри-
мер, крыльев (по схемам, типам конструкций, сложности механи-
зации), с учетом их размеров и различного уровня технического-
совершенства. Значение коэффициентов, естественно, должно ме-
няться по мере появления новых, более эффективных конструкций,
новых материалов, прогрессивной технологии и более точных мето-
дов расчета на прочность — статическую и усталостную.
4. Четвертый принцип учитывает применение метода многократ-
ных вычислений (см. 1. 2. 6).
5. Некоторые подетальные расчеты, особенно массы фюзеляжа,
силовой установки и систем оборудования, полезно вести параллель-
но с поагрегатными, ибо они отличаются разнообразием схем и
устройств. К последним относятся, например, число и размеры вы-
резов в оболочке фюзеляжа и даже их расположение (в более или
менее нагруженных сечениях) .
6. Если применение всех предыдущих положений направлено на
повышение точности самой методики, то резервирование массы
(см. 6. 2. 2) учитывает влияние на массу пустого самолета система-
тических уточнений исходных данных по мере углубления разра-
ботки проекта. Следовательно, коэффициент резервирования не яв-
ляется поправочным коэффициентом, уменьшающим погрешность
методики, и значения его определяются на иной основе.
Формула определения массы пустого снаряженного самолета
(/^п. сн) в случае применения метода проектирования с резервом
массы будет иметь вид
™п.сн = *₽ К.пл + ^с.у 4- тОб + ^н.д + ^сн1. (1 • 13)
где Шк-пл; тс.у’, пгОб; тСн; гпн. д — масса планера, силовой установ-
ки, оборудования, снаряжения и неучтенных деталей (см. 2.1.3).
Приведенное уравнение применимо для расчетов всех прибли-
жений, а значение коэффициента kv зависит от этапов разработки
проекта (см. 6.2). 7. Целью параметрических анализов является
не только подтверждение реальности полученных из расчетов дан-
ных, то и прогнозирование весовой эффективности проектируемого-
самолета. Анализ основан на материалах тщательно обработанной
статистики по однотипным самолетам. С помощью системы пара-
метров (критериев) он проводится не только для всего самолета
в целом (например, по весовой отдаче и удельной производитель-
ности), но также и для его частей (крыла, фюзеляжа и др.) и аг-
регатов, т. е. анализ, как и расчет, должен быть и укрупненным
и поагрегатным. Параметрические анализы могут быть нескольких
видов (см. т. 2), но важно следующее:
53
— при любом анализе весовых данных необходимо соблюдать
правило сопоставимости;
— эффективный путь подобного исследования предусматривает
комплекс анализов, в том числе и подробное сравнение весовых
данных частей самолета с фактическими данными равноразмерно-
го прототипа, правильный выбор которого имеет существенное зна-
чение.
1.4. Вероятностная (90%) точность определения весовых данных
Определяемая масса Виды расчетов Погреш- ность ±Д/и% Средне- квадратич- ная погрешность
Взлетная Укрупненные 8...9 4,8
Пустого самолета 5...7 3,1
Конструкции планера 5...6 2,7
Силовой установки 3...4 2,4
Систем оборудования 7...8 5,1
Частей самолета (в дан- ном случае — крыла и фюзе- ляжа) Поагрегатные прикидочные первого приближения второго приближения 3...8 4...7 2...5 2...5 3...4 2...3
Частей самолета Подетальные первого приближения второго приближения 3...4 2...3 —
Пустого самолета и его ;частей Примечания. 1. У] расчетам получена методе , 2. Точность при расче значения массы частей самс По рабочим чертежам <азанная точность по укру и многократных вычислен те по рабочим чертежам )лета. 1...2 пненным и п( ий (см. 1.2. ( указана для эагрегатным 5). суммарного
В табл. 1.4 приведены показатели возможной точности опре-
деления весовых данных самолета на различных уровнях. Легко
заметить, что сложные формулы не всегда приводят к наименьшей
погрешности. Часто простейшие формулы обладают удивительно
высокой точностью. Однако несомненным достоинством сложных
54
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
формул является: более высокая чувствительность к изменению
параметров, более строгий учет их влияния, необходимый для вы-
полнения параметрического анализа, без чего невозможна оптими-
зация размеров самолета и ряда конструктивных решений.
Достижение указанной в табл. 1.4 точности определения чер-
тежного значения массы возможно не только при стопроцентной
готовности чертежей, но несколько раньше. К моменту выпуска
в производство 80—90% всего объема чертежей можно с точно-
стью, близкой к указанной, определить величину массы планера
и силовой установки. Значительно меньшая определенность (на
всех стадиях проектирования) с различными системами оборудо-
вания, но величина их суммарной массы составляет не более 20%
массы пустого самолета, а за вычетом готовых изделий — и того
меньше. Поэтому ошибка в определении массы оборудования даже
на 4... 5% огрубит расчет массы самолета не более чем на 1%>.
Изготовление самолета сопровождается поэтапным взвешива-
нием. Обычно результаты взвешивания самолета в целом превы-
шают суммарную массу подетального взвешивания на 0,5... 1,0%,
приборная погрешность определения массы пустого самолета и его
частей колеблется в пределах ±(0,2 ... 0,5%). '
Допуск на величину массы пустого самолета при серийном про-
изводстве обычно устанавливается
в период внедрения +1,5... +2,0%
в период освоенного производства +0,'5... +1,0%
1.2.8. Критерии точности весовых формул
В расчетах, основанных даже на точных формулах, не исклю-
чается погрешность. Поэтому в теории ошибок различают систе-
матические и случайные погрешности. Первые возникают от неточ-
ного (в нашем случае) учета влияния параметров на массу конст-
рукции, вторые — вследствие большого числа различных причин.
Для анализов формул применяются аналитические и графиче-
ские выражения показателей точности. И те, и другие имеют свои
разновидности, достоинства и недостатки. Исчерпывающая инфор-
мация о точности формул должна включать: 1) среднеквадратич-
ную величину погрешности ат; 2) пределы разброса значений оши-
бок — Аттах • - • +|Лттах; 3) вероятностную величину погрешности
Р(Дт); 4) число контрольных расчетов прас, определивших по-
грешность; 5) показатели чувствительности формул к изменению
параметров; 6) область исследования, т. е. сведения о схемах, ти-
пах, тоннаже и основных размерах самолетов, данные о которых
использовались в контрольных расчетах.
В литературе обычно приводятся значения лишь первого или
двух первых из перечисленных критериев, что недостаточно, по-
скольку:
55
< 1) величины от в случаях широкого диапазона погрешности и в
случаях, когда эти пределы малы, могут мало отличаться между
собой;
2) вероятность достижения точности Р (Azn), определяемой ве-
личиной Gm (как для отдельных формул, так и для расчетов по ме-
тоду многократных вычислений), часто невелика и лежит в широ-
ком диапазоне Р (Ain) = 55... 90%;
3) ограничиваться пределами значений погрешности тоже недо-
статочно. Они могут определяться двумя-тремя величинами боль-
ших погрешностей при ограниченном разбросе основной части.
(Взаимосвязь вт и (—Ат ... -рАт) заключается в том, чго если
при широких пределах значение от низкое, то большая часть по-
грешностей имеет малый разброс и лишь отдельные результаты
завышают пределы).
Аналитическое выражение средней величины погрешности име-
ет несколько видов. Наиболее часто применяется среднеквадратич-
ная погрешность
где Ат — величина ошибки Ат=[(тТ — т^)/т^] 100%; тт; пг®—
теоретическое и фактическое значение массы; /2pac — число конт-
рольных расчетов, в результате которых найдены значения тг.
Другим критерием точности служит дисперсия (о), представля-
ющая собой среднее значение квадрата отклонения случайной ве-
личины от ее среднего значения
п
0^ = .
Ирас — 1
Иногда пользуются величиной, называемой стандартным отклоне-
нием и обозначаемой через $:
npac 1
Значения s и ат близки между собой при условиях
" *
—У — =1,0 И «рас >20.
прас тт
Первое условие выполняется при введении поправочного коэф-
фициента конечного значения, т. е. когда его величина не задана
56
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
в функции какого-либо параметра, как это делается при, система-
тических (а не случайных) погрешностях.
Графическое выражение погрешности формул также имеет свои
разновидности, встречаются, например: 1) графики (типа рис.
1.1, о), выражающие зависимость mr=f(m$) или rrF[A =
=f(tn*/A), где А—какой-либо параметр; 2) графики (типа рис.
1.1,6), на горизонтальной шкале которых откладывается значе-
Рис. 1.1. Различные виды графической иллюстрации точности формул
ние одного из параметров или даже наименование самолетов, дан-
ные которых использованы в расчетах; 3) графики гистограммного
типа. Недостатком подобных графиков являются: а) только зри-
тельное восприятие разброса значений погрешности; б) отсутствие
возможного сравнения (на одном графике) результатов расчета по
различным формулам.
Судить о точности различных формул с наибольшей достовер-
ностью и сравнивать их между собой позволяет график (рис. 1.2),
на вертикальной шкале которого откладывается вероятность дости-
жения той или иной погрешности (Дт). Он лишен указанных не-
достатков как графика (см. рис. 1. 1), так и показателя от. Его
достоинства: 1) конкретность информации о вероятности той или
иной величины ошибки; 2) возможность сопоставления точности
различных формул.
График (см. рис. 1. 2) строится по уравнениям:
Р(Дт)=—(<+гарас); (1.14)
И рас
Дт=(^--1) 100%, (1,15)
где Р(Дт)—вероятность достижения рассматриваемой величины
погрешности Дт анализируемой формулы; лрас — полное число про-
верочных расчетов (принятое за 100%); i — число проверочных
расчетов (часть из общего числа), в которых величины Дт лежат
57
в принятых для построения пределах, например, ±1,0% или
±0 5%’ ^рас — число всех расчетов, в которых Ат меньше, чем в
случае i\ т?; — теоретическое и фактическое значение массы.
Из теории вероятности известно:
Рис. 1.2. Сравнение ве-
роятностной точности от-
дельных формул (/ и 2)
л результатов одновре-
менного расчета по двум
формулам (3)
1) при возрастании, в нашем случае, числа контрольных расче-
тов полученный в результате показатель точности приближается к
вероятности, которая при достаточно боль-
шом числе расчетов может рассматриваться
как практическая достоверность;
2) очень высокий показатель точности,
полученный в одном или нескольких случа-
ях, будет реже повторяться при увеличении
числа расчетов, и конечное его значение мо-
жет снижаться, но достоверность будет воз-
растать.
Рис. 1.2 представляет собой интеграль-
ное выражение кривых, которые в теории
вероятности носят название функции рас-
пределения, в данном случае, вероятностей
погрешности формул. При построении в ка-
честве точек кривых принимаются границы
разрядов, которые фигурируют в ряду полу-
ченных результатов, границами удобно при-
нимать значения Ат, равные 0,5; 1,0, 1,5 и
далее через 0,5%. При построении кривых
рекомендуется рассматривать модуль вели-
чины Am с целью более ясного выражения
результатов применения метода многократных вычислений. В та-
ком случае кривая, соответствующая средним значениям, обычно
лежит сбоку, а не между остальными кривыми.
Каждая кривая на рис. 1.2 соответствует располагаемому мас-
сиву статистических данных, изменение числа которых в меньшую
или большую сторону так же, как и качественное их изменение,
влияет на характер кривых. Поэтому пользоваться такими кривы-
ми лучше в том случае, когда самолет, расчеты для которого выпол-
няются, совпадает по типу с теми, на основе которых они строились.
Если кривые касаются, например, крыла или других частей само-
лета, то ради наибольшей сопоставимости можно обращать внима-
ние и на диапазон значений основных параметров. Чем он шире,
тем больше разброс погрешности, что очевидно на примере фор-
мулы Торенбика. При проверке он получил пределы погрешности
±9,6%, но использовал при этом данные разнотипных самолетов.
Специализация этой формулы только для магистральных пасса-
жирских самолетов (исключение легких пассажирских и самолетов
другого назначения) приводит к значительному повышению ее точ-
ности (см. 3. 1.4).
Кривые на рис. 1.2 в противоположность кривым на рис. 1. 1
не выявляют тенденцию занижения или завышения результатов
58
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
расчета по тем или иным формулам (т. е. не видно знака погреш-
ности), что и является их недостатком. Эту тенденцию удается вы-
яснить и наглядно показать на рис. 1. 2 путем нахождения средних
значений погрешности при решении задач одновременно по двум
или нескольким формулам. Кривая средних значений обычно нахо-
дится выше найденных по формулам, что иллюстрирует тенденцию
завышения результатов одной из формул и занижения другой. На
этом и основан рекомендованный выше метод многократных вы-
числений, т. е. одновременного расчета по двум или нескольким
формулам, с целью повышения точности.
Кривая 3 результата расчета по двум или нескольким форму-
лам вычисляется по уравнениям, позволяющим находить среднюю
Д/тгсР=
величину погрешности:
ml + ml Ч- ... 4-
—-----2----ж-------1 100%;
Лфор/ПФ
(1-16)
или Дтср =
Д/Til “F • • • ^тп
лфэр
где Атср — средняя погрешность при расчете по нескольким фор-
мулам; т*; тт — фактическое и теоретическое значение массы,,
найденные по различным формулам, число которых равно «фор-
Правила и особенности построения кривых вероятностной точности формул
(см. рис. 1.2)
1. При сравнении точности формул: а) необходимо равное чис-
ло контрольных расчетов по каждой из них и использование од-
них и тех же статистических данных; б) целесообразно наращи-
вать число расчетов по мере поступления дополнительных данных
(с их увеличением повышается достоверность). Минимальное чис-
ло расчетов, видимо, 15 ... 20, желательное — более 30. При от-
сутствии достаточного числа фактических данных за базу сравне-
ния можно дополнительно принять теоретические, найденные по
нескольким формулам, точность которых заранее известна; в) до-
пустимо рассматривать точность при Р(Ат)=90%, так как в зоне
от 90 до 100% обычно оказываются результаты расчетов, пред-
ставляющих собой исключение по различным причинам (перетяже-
ленная конструкция, неточность исходных данных, нетипичный ве-
совой состав).
2. Точность формул или величина Ат, определяемая уровнем
90%, достоверна в случаях, когда: а) выполняются условия 1;
б) число результатов, представляющих собой исключение (и выхо-
дящий за предел Р(Ат)=90%), не превышает 10... 15% от чис-
ла расчетов.
3. В случае, если условие 26 при выборе уровня 90% не удов-
летворяется, то предпочтение отдается этому условию, а значение
Р(Лт) 4в таком случае будет выше 90%.
4. На' графиках вертикальную шкалу можно ограничить уров-
59
нем 90%, поскольку погрешность с вероятностью 100% лежит на
верхнем пределе разброса ошибок и определяется по таблицам.
5. В случае, когда число контрольных расчетов превышает
30, допустимо исключать из числа результатов, соответствующих
100%, те из них, у которых Р(Д/п) отклоняется от верхнего или
нижнего предела на величину больше единицы или в 2—3 раза
превышает типичный разрыв между остальными величинами. Это
справедливо при двух условиях: а) число подобных исключений не
превышает 10%; б) при одновременной проверке нескольких фор-
мул в исключение попадают данные одних и тех же самолетов.
В последнем случае обоснованные сомнения вызывает достовер-
ность информации, использованной в контрольных расчетах. Если
результат выпадает только по одной или части формул, то -сомне-
нию можно подвергнуть правильность учета этой формулой какого-
либо параметра.
6. Следует иметь в виду, что вероятность, например, Р(Д/7г) =
= 90% на кривой 3 (см. рис. 1.2) соответствует не только Атп=
= 3%, но всему диапазону Am от нуля до 3%. Аналогично в лю-
бых других случаях.
Рекомендуемые условия анализа точности и чувствительности
формул:
1. О точности формул в полной мере позволяет судить сово-
купность трех критериев: пределы погрешности, среднеквадратич-
ная величина ошибки (ощ), вероятностная ошибка Лт=
— и дополнительная информация (пп. 4, 5, 6 на с. 55).
2. Проверка формул только на совпадение с фактическими дан-
ными недостаточна. Необходимо убедиться в их чувствительности
путем выяснения правильности учитываемого формулами влияния
параметров на массу конструкции. (Известны формулы, позволяю-
щие достаточно точно определять массу, но дающие неправильное
решение при оценке изменения отдельных параметров). Пути этой
проверки различны, часто они основаны на сопоставлении резуль-
татов контрольных расчетов.
1.3. ОСНОВНЫЕ ВЕСОВЫЕ ЗАКОНОМЕРНОСТИ
1.3.1. О связи свойств самолета и его массы
Авиационным конструкциям свойствен ряд закономерностей са-
мого общего характера. В их основе лежат диалектические зако-
ны, присущие технике вообще, а также специфические особенно-
сти авиации. Некоторые из этих закономерностей охватывают
весовые характеристики и поэтому могут быть названы весовыми.
Значение их исключительно велико. Они образуют фундамент ве-
совой теории и, кроме того, могут непосредственно использоваться
в практических расчетах. Эти закономерности, а также связанные
с ними весовые особенности авиаконструкций излагаются в 1.3.
Весовые закономерности более узкого характера, проявляющиеся
60
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
при проектировании элементов авиаконструкции, рассмотрены
L В4-2-
Между свойствами и массой любой конструкции существует
тесная связь, поскольку конструкция является материальной фор-
I мой этих свойств. Обычно преобладает прямой характер этой
| связи (свойства — масса). В этих случаях улучшение весовых ха-
I; рактеристик обуславливается лишь требованиями экономики
|? (принцип снижения материалоемкости). Как показывает практи-
I ка, эти требования не столь жестки, чтобы исключить разработку
h тождественных машин с разницей масс до нескольких десятков
р процентов [34]. При этом связь «свойства — масса» удается фор-
I мализовать лишь с помощью статистических весовых формул пар-
| ной корреляции.
К Однако в ряде других случаев имеет место и обратная связь
| (масса — свойства). Такое явление наблюдается в машинах с дви-
I жущимися частями, особенно в транспортных. Так, в двигателе
I масса движущихся частей из-за возникновения сил инерции огра-
ничивает их размеры и скорости, т. е. в конечном счете мощность
Е двигателя. Масса транспортной машины влияет и на потребную
I, мощность двигателя и на массу топлива, т. е. на размеры и свой-'
г ства самой машины.
| Влияние обратной связи стремительно возрастает с увеличением
I скорости движения и приобретает исключительное значение у ле-
I тательных аппаратов, затрачивающих особенно большие количе-
I ства энергии для поддержания собственной массы в воздухе.
К Указанная обратная связь вызывает техническую необходимость
резкого повышения весового совершенства (весовой культуры)
I' соответствующих конструкций, т. е. экономных затрат массы на
I каждое свойство.
I Рассмотрим известное уравнение баланса масс («весового ба-
I ланса») самолета:
I. ^0 = ^к.Пл + «с.у+^об.сн + ^тН-^к,н. (1. 17)
I Если бы члены правой части этого уравнения не зависели от
т0 (обратной связи нет), оно было бы явным относительно т0 и
I увеличение любого из этих членов вызывало бы такое же или
Е несколько большее (в силу их взаимосвязи) увеличение т0.
Б На самом деле все члены правой части уравнения (кроме /ик.п)
I зависят от т0 и относительно 1Щ оно неявно. Разницу в решений
I. уравнения в обоих случаях хорошо иллюстрирует графическое
' построение на рис. 1.3. По оси абсцисс т0 отложена как аргу-
мент, а на оси ординат — как функция. Прямая, проведенная из
начала координат под углом 45° к осям, определяет возможное
Е при заданном законе изменения mi (mK.H, tn-t и т. д.) значение
Е т$=то*.
Б При этом, если т-< не зависят от 1Щ (см. рис. 1.3, а)', увеличе-
Е ние одной или нескольких составляющих в сумме на Amf вызывает
Е 61
такое же увеличение Д/Ио*=Атг-. Когда зависят от то (рис.
1.3,6), значение то* оказывается гораздо больше, чем в предыду-
щем случае. Кроме того, если изменение некоторых компонентов
Шг по т0 будет очень интенсивным, то масса т0* окажется слиш-
ком большой, что может быть недопустимым по эксплуатационным,
экономическим и другим соображениям, или создание самолета
станет просто невозможным (при <р>45°).
Рис. 1.3. Графическое решение уравнения весового баланса:
а—члены уравнения не зависят от т0; б—члены уравнения зависят от т0
Из рис. 1.3,6 видно также, что увеличение любой составляю-
щей массы самолета Ami будет вызывать в несколько раз большее
увеличение взлетной массы (Дт0*). Это явление приходится учи-
тывать специально с помощью так называемого коэффициента ро-
ста (см. 2.5). Зависимость характера изменения параметров кон-
струкции от ее массы и размеров — есть проявление масштаб-
ного эффекта (он присущ не только весовым характеристи-
кам самолета и наблюдается не только в авиации).
В силу сказанного высокое весовое совершенство авиаконст-
рукций приобрело значение объективной закономерности и стало
их отличительной особенностью, а борьба за его постоянное повы-
шение— руководящим принципом проектирования.
Из этого вытекает важное следствие, давно и широко исполь-
зуемое, но вовсе не очевидное: в условиях жесткого лимитирования
затрат массы связь «свойства — масса» в авиатехнике приобрета-
ет настолько строгий характер, что ее возможно формализовать не
только с помощью статистических, но и более точных функцио-
нальных зависимостей (подробно см. 1.2). В авиатехнике суще-
ствует настоятельная необходимость именно в таких точных весо-
вых формулах.
62
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
1.3.2. Уравнение существования самолета
Строгая зависимость массы авиаконструкции от ее свойств и
возможность достаточно точной формализации этой зависимости
вызывают исключительно важное для теории проектирования пре-
вращение уравнения весового баланса в уравнение существования
самолета — положение, впервые сформулированное В. Ф. Болхо-
витиновым [7].
Сущность уравнения существования самолета в том, что ба-
ланс масс самолета можно рассматривать также как баланс всех
его свойств, как условие их количественной совместимости и, в ко-
нечном счете, — условие, определяющее возможность создания
самолета с заданным комплексом свойств. Иначе говоря, масса
самолета выступает как интегральное выражение всех его свойств.
Кроме (1. 17), уравнение существования может иметь вид
m0=2// (mo, М, L, тКЛ,.. .)H-mK.H, (1.18)
где fi — функции проектных параметров и свойств самолета
(включая надежность, ресурс, стоимость) или производных от них
рабочих параметров (X, С, S ...), или тех и других одновременно,
определяемые соответственно для планера, силовой установки, обо-
рудования и топлива.
Выводы из уравнения существования:
1. Возможность придания самолету того или иного комплекса
свойств имеет исторический характер, поскольку зависит от уров-
ня весового совершенства конструкции.
2. Самолет мог быть создан впервые лишь на определенном
этапе развития весового совершенства, позволившем выдержать
баланс масс при соблюдении необходимого минимума летно-экс-
плуатационных свойств самолета.
3. При заданном значении то самолет может обладать лишь
определенным, ограниченным комплексом свойств.
4. При заданном значении т0 каждое свойство самолета не
может превысить некоторое предельное
значение.
5. Все свойства самолета количест-
венно взаимоувязаны в том смысле, что
при m0=const увеличение любого из них
влечет за собой уменьшение других.
6. Специализация самолета по назна-
чению (скорости, дальности и т. д.) при-
водит к перераспределению затрат мас-
сы, т. е. к изменению весовой структуры
самолета. <
7. Увеличение объема свойств, при-
даваемых самолету, при прочих равных
условиях ведет к росту его взлетной
Рис. 1.4. Зависимость т0 от
объема требований А,
предъявляемых к самолету
при высоком (/) и менее
высоком (2) уровнях весо-
вого совершенства
63
массы. Эта особенность заслуживает специального рассмотрения.
Уже отмечалось, что взлетная масса самолета возрастает го-
раздо быстрее, чем любая из ее составляющих. Если бы удалось
представить уравнение существования в явном виде, т. е. исклю-
чить т0 из его правой части и определять как непосредственную
функцию свойств самолета, графики этой функции имели бы вид,
указанный на рис. 1.4. Увеличение объема свойств самолета, рас-
ширение его летно-эксплуатационных возможностей ведет к ин-
тенсивному увеличению взлетной массы. Бороться с этим явлени-
ем можно только повышая уровень весового совершенства само-
лета. Однако соответствующие возможности обусловлены истори-
чески, и наблюдаемое возрастание взлетных масс самолетов свиде-
тельствует именно о том, что рост требований всегда обгоняет рост
возможностей.
1.3.3. Закономерность относительных масс или структуры масс
самолета
Уравнение весового баланса может быть представлено в без-
размерной форме:
^к.пл+^с.у+™o6.ch +тк.н = 1, (1-19)
где ini==rnilm.Q — относительная масса составляющей взлетной
массы.
Широко известна следующая закономерность. Для каждого типа
и класса самолетов, на каждом этапе их развития относительные
массы сохраняют примерно постоянное значение, следовательно,
сохраняется постоянным и их соотношение (структура масс само-
лета).
Причины постоянства структуры масс: жесткая взаимообуслов-
ленность свойств и масс авиационных конструкций; устойчивая
гамма требований к каждому типу и классу самолетов; устойчи-
вые значения некоторых относительных масс, вызванные особыми
условиями; математические особенности самой природы относи-
тельных величин.
Значение первой причины очевидно. Остановимся на остальных.
Сложившиеся требования к экономической эффективности обыч-
ных самолетов обусловливают для них весьма постоянные значения
т1гуСт~ w4-mK. н~0,5. Естественно, что при этом диапазон возмож-
ного изменения прочих относительных масс резко суживается.
Значительной устойчивостью обладает величина йгк.пл, посколь-
ку она более всех зависит от т0 как главного фактора силового на-
гружения, а все прочие параметры конструкции, в том числе и гео-
метрические, обнаруживают тоже зависимость от т^.
Устойчива и величина тс.у (у поршневых многомоторных само-
летов тс. у— 0,2 ... 0,25, у современных реактивных тс.у~
= 0,1 ...0,12). Эта устойчивость объясняется тем, что в массе СУ
определяющее значение имеет масса двигателей, которая из усло-
64
j
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!

Рис. 1.5. «Постоянное» зна-
чение /пк пл (/) и его из-
менение при разных чис-
лах М (2)

$Ьий потребной тяговооруженности достаточно жестко связана с т*.
У характеристик с многофакторной обусловленностью есть так-
£же важная особенность, которую можно условно назвать техниче-
ской инерционностью: проявление отдельных факторов, хотя бы
Vh очень сильных, ослабляется суммарным воздействием множества
^других. Так, тенденции увеличения массы крыла с ростом разме-
i ров и массы самолета всегда противостоят тенденции увеличения
^напряжений, разгрузки, снижения расчетных перегрузок и др.
ji' Зависимость членов правой части уравнения баланса масс от
I nto имеет значение и с чисто матема-
' Тической точки зрения. Естественно,
что относительные величины Иц обна-
руживают меньшую изменчивость, чем
^Соответствующие абсолютные значе-
ния. Поэтому незначительной разнипе
<в относительных массах часто соответ-
ствуют большие абсолютные различия.
^Например, при .Дпгк.пл = 0,3—0,2=0,1 ,
^абсолютные массы будут отличаться ‘
|на 50%.
Уже подчеркивался относительный
^характер рассматриваемой закономер-
1ности. При анализе весовых характери-
стик за длительное время обнаружи-
вается постепенное уменьшение отно-
сительных масс таких частей как пла-
йнер, силовая установка, оборудование и
|.Чи, иначе говоря, улучшение структуры масс самолета.
L Это улучшение в условиях непрерывно растущих требовании
Сможет обеспечиваться увеличением взлетной массы и весовым со-
вершенствованием самолета. Анализ последнего Свидетельствует
&об исключительной интенсивности технического и, в частности, ве-
кового прогресса в самолетостроении. При этом оказывается, что
&3а внешней стабильностью относительных масс стоят достаточно
^сложные процессы: при тк. Пл=const значительно возрастает чис-
i/..'ло М и сложность конструкции, если бы сохранялось M=const, то
^(было бы возможно значительное уменьшение тк,пл (рис. 1.5).
Вместе с плавным изменением относительных масс наблюдает-
ся и скачкообразное, причем не всегда в сторону их улучшения.
$Эти случаи связаны с появлением новых типов самолетов и прин-
ципиально новых проектных решений. Такие скачки имели место
|гпри появлении ТРД, аэробусов, СПС, самолетов с изменяемой
теометрией крыла, СКВП, СВВП.
Закономерность относительных масс имеет исключительно важ-
ное теоретическое и практическое значение. Она является основой
•' методики предварительного определения взлетной массы самоле-
та. С-ее помощью можно быстро оценивать принципиальную пра-
3 2280 6$
возрастание весовой отда-

вильность результатов более трудоемких весовых расчетов и выяв-
лять различного рода ошибки.
Поскольку рассматриваемая закономерность вытекает прежде
всего из необходимости, а не возможности выдерживать ту или
иную структуру масс, относительные массы в общем случае не
могут служить критериями весового совершенства. Так, масса кры-
ла современного самолета составляет в среднем 10% взлетной мас-
сы. Однако очевидно, что в некоторых случаях (самолет типа
«летающее крыло») могут быть созданы очень совершенные в ве-
совом отношении крылья, но с относительной массой гораздо боль-
шей. Точно так же большая относительная масса планера аэробу-
са объясняется его принципиальными особенностями, а не худ-
шим конструкторским исполнением. Наиболее ярким примером в
этом аспекте являются ракеты. Относительная масса конструкции
у них может быть ниже 0,05, а весовая отдача приближается к
6,8 ... 0,9 [3]. Это объясняется однако существенным упрощением
агрегатного состава конструкции (отсутствие крыла, шасси и т. п.),
а не резкой разницей в весовой культуре.
Представляет также интерес зависимость массы агрегатов пла-
нера самолета от величины основной воспринимаемой ими нагруз-
ки. Как показывает опыт, следующие отношения весьма близки
друг другу:
т*У топ ~ тф
прт0. пршт0 ' Fon knpma
Здесь пр — расчетная перегрузка самолета; пш — расчетная пере-
грузка шасси; Гоп — расчетная нагрузка оперения (сумма нагрузок
на ГО и ВО); k — отношение массовых нагрузок и нагрузок на ГО,
.испытываемых фюзеляжем, к т0.
* 1.3/4. Закономерность удельных измерителей
Из всех весовых формул особое значение имеют простейшие
виды, основанные на линейной парной корреляции между массой
конструкции и ее главным техническим параметром и являющие-
ся основной разновидностью весовых формул во многих отраслях
техники. Это формулы типа: tn=kX, где X— главный параметр;
k — корреляционный коэффициент (статистический коэффициент,
коэффициент пропорциональности, удельная масса, удельный изме-
ритель).
Так, в общем машиностроении используются зависимости вида
fnCT:=kNnp, где тСТ — масса станка; — мощность привода.
В самолетостроении широко применяются аналогичные форму-
лы mi=mitno или т{=^5{, где пи— масса конструкции; qit mi —
удельные измерители; Si — площадь поверхности конструкции.
В двигателестроении известны подобные же формулы: тав=
= УдвР, где тдв, удв, Р — масса, удельная масса и тяга двигателя,
бб
— 0,02.., 0,03. (1.20)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
(Следует учесть, что в самолетостроении относительные массы ча-
стей планера frii являются одновременно и удельными измерите--
лями).
Особенность указаных формул состоит в том, что на каждом
этапе развития техники для каждого типа и класса ЛА удельные
измерители сохраняют достаточно стабильные значения, что по-
зволяет эти формулы успешно
ряду с более сложными, а сами
удельные измерители исполь-
зовать как показатели техниче-
ского уровня конструкций. Эта
закономерность обусловлена
такими особенностями само-
летостроения, как строгое ли-
митирование затрат массы и
применение в качестве одного
из средств такого лимитирова-
ния методов оптимизации.
Оптимизация ведет к особо
жесткой взаимосвязи всех па-
раметров конструкции, что поз-
воляет
один
того,
чивает
ния каждой конкретной за-
дачи.
Так же, как и относительные массы, удельные измерители
исторически все время прогрессивно изменяются. Правда по аб-
солютной величине некоторые из них могут увеличиваться (рис.
1.6), однако по отношению к определяющим показателям они
снижаются. Например, по времени и r/ф растут, но отношения
^кр/р=йгкр; <7ф/р=пгф5Кр/5ф уменьшаются.
Кроме удельных масс в самолетостроении Существуют другие
удельные измерители, которые имеют важное значение в теории
проектирования:
^пуст/Кс — плотность конструкции, кг/м3; тк.плА$см — поверх-
ностная плотность самолета, кг/м; (SCM — смачиваемая поверхность
самолета) ; удельная стоимость пустого самолета, руб/кг.
применять в весовых расчетах на-
Рис. 1.6. Изменение показателей весового
совершенства:
—^’пл 2—’''трд
3-9кр;
выделить из их числа
главный, и,
существенно
♦вариантность
кроме
ограни-
реше-
(Я. V=0);
1.3.5. Квадратно-кубичная закономерность
Выше было показано, что прогрессивное развитие авиации свя-
зано с увеличением размеров самолетов. Одно из центральных мест
в теории авиационного проектирования принадлежит связанной с
этим так называемой квадратно-кубичной закономерности («закон
2/3»). В ее основе лежит условная модель конструкции самолета со
следующими особенностями:
3*
67
— самолеты разных размеров геометрически полностью подоб-
ны, так же подобны размеры силовых элементов;
— плотность заполнения объемов самолета постоянна;
— применяется один и тот же конструкционный материал, ра-
ботающий с предельно допустимыми рабочими напряжениями.
При этих предпосылках взлетная масса самолета (фактор си-
лового нагружения) пропорциональна его объему, т. е. кубу ли-
нейного размера (/3), а все площади, в том числе S и сечения
силовых элементов — его квадрату (/2) (отсюда название законо-
мерности) . В силу этого при увеличе-
нии размеров самолета напряжения в
конструкции будут возрастать про-
порционально линейному размеру
(1412 = 1). Чтобы предотвратить разру-
шение конструкции, нужно нарушить
подобие внутренней конструкции: пло-
щади поперечных сечений силовых эле-
ментов должны быть пропорциональны
массе, т. е. кубу линейного размера.
При этом масса конструкции (предпо-
Рис. J.7. Тенденции и фак-
тическое изменение массы
планера:
1—«квадратно-кубичная» тен-
денция; 2—тенденция, обеспе-
чиваемая резервами конструк-
ции и технологии; 3—наблюдае-
мая закономерность (одновре-
менное проявление обеих тен-
денций)
лагается, что она пропорциональна
массе главных элементов, которая в
свою очередь пропорциональна площа-
ди их сечений и линейным размерам)
будет пропорциональна 14 = /4. ^Отсюда
следует, что относительная масса
конструкции пропорциональна линей-
ному размеру. Такая же закономер-
ность существует для удельной на-
грузки на крыло.
Квадратно-кубичная закономерность характерна не только для
авиации и известна еще со времен Галилея. Но для такой слож-
ной машины, как самолет, она является в большей степени тенден-
цией, чем неизбежностью и прежде всего потому, что этой тенден-
ции противодействует очень много других факторов.
Тем не менее, в последнее время в связи с появлением очень
больших самолетов (В-747, С-5А) был установлен новый, необыч-
ный характер изменения inK, пл: возрастание вместо убывания при
увеличении т0, т. е. явное проявление квадратно-кубичной зако-
номерности. Отсюда возникло понятие «весового барьера». Оно
объясняется тем, что авиационная техника оказалась не вполне
иодготовленной к огромному объему требований, который связан
с созданием сверхтяжелых самолетов; все возможные резервы
©казались по существу исчерпанными, в частности, p=mQIS у этих
самолетов не удалось повысить против значений, достигнутых ра-
нее у самолетов меньших размеров. Для преодоления возникшего
«весового барьера» был использован весь арсенал возможных
средств, что позволило, однако, решить проблему лишь частично.
68
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Механизм проявления квадратно-кубичной закономерности в
авиации показан на рис. 1.7. Критические (их можно также счи-
тать оптимальными), исходя из условий квадратно-кубичной зави-
симости, значения параметров у современных самолетов следую-
щие: т0=2-105... 2,5-105 кг; ро=600 ... 700 кг/м2. В будущем эти
значения будут увеличиваться.
Квадратно-кубичная закономерность имеет место и в двигателе-
строении. Так, можно считать, что у ТРД тяга (Ро) пропорциональ-
на квадрату диаметра двигателя, а масса — объему, т. е. кубу
диаметра. Отсюда удельная масса двигателя (удв) будет пропор-
циональна VРо. В свое время были опубликованы данные, соглас-
но которым закон изменения уДБ подобен показанному на рис. 1.7
и критическое значение До—104 Н. Дальнейшее развитие двигате-
.лестроения, однако, показало, что этот наметившийся «весовой
барьер» был преодолен.
В заключение следует подчеркнуть, что сказанным значение
рассмотренной закономерности не исчерпывается. Принцип подо-
бия, заложенный в ее основу, оказывается очень плодотворным во
многих теоретических исследованиях и практических расчетах.
4.4. ФАКТОРЫ, ОПРЕДЕЛЯЮЩИЕ ВЕЛИЧИНУ МАССЫ КОНСТРУКЦИИ
1 .4.1. Классификация факторов и их учет в формулах
Разработка весовых формул и алгоритмов, а также их грамот-
ное применение требуют хорошего знания факторов, определяю-
щих величину массы конструкции. На рис. 1.8 показаны класси-
фикация и связи факторов, влияющих на массу силовых конструк-
ций. В условиях оптимального проектирования имеют место и об-
ратные связи (на рисунке не показаны). Для систем и оборудова-
ния классификации могут быть основаны на тех же принципах.
Факторы, количество которых чрезвычайно велико, целесообразно
группировать по иерархическим уровням.
Факторы первого уровня влияют на величину массы непосред-
ственно. К ним относятся:
— характеристики конструкционных материалов;
— геометрические параметры, определяющие внешние формы
и размеры конструкций;
— внешние нагрузки, определяющие общее нагружение конст-
рукции (перерезывающие силы, изгибающие и крутящие моменты
и т. д.);
— внутренние силы, возникающие в элементах конструкции и
зависящие как от внешних сил, так от геометрии и силовой схемы;
— силовая схема, т. е. система элементов, рассматриваемых
вне связи с их конкретным конструктивным выполнением и пред-
назначенных специально для восприятия сил. Тип силовой схемы
определяется количеством, расположением и формами этих эле-
69
Рис. 1.8. Весовые факторы
Теория _ Организация
3уровень Экономика ----------— проектирования проектирования
70
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ментов, от чего зависит характер их работы (сжатие, растяжение,
сдвиг и т. д.);
— конструктивная схема, характеризуемая количеством и ти-
пом деталей, соединений, разъемов с учетом их конкретного конст-
руктивно-технологического выполнения.
Между некоторыми факторами первого уровня существует тес-
ная взаимосвязь. Так, сочетание нагрузок, форм и размеров конст-
рукции определяет интенсивность нагрузок, от чего зависит выбор
материалов и силовой схемы. Это обстоятельство обязательно учи-
тывается при проектировании конструкций минимальной массы
(см. т. 2).
Факторы второго уровня — более сложные, комплексные —
влияют на величину массы конструкции главным образом посред-
ством факторов первого уровня, т. е. косвенно. Это:
— аэродинамические требования;
— принципиальная схема самолета, характеризуемая взаимо-
расположением крыла, фюзеляжа, оперения, двигателей и т. п.;
— основные проектные параметры и летные данные самолета
(/«о, тк. н, V, L, И и т. д.);
— требования прочности;
— требования эксплуатации (эксплуатационная технологич-
ность, надежность, долговечность, удобство пилотирования, безо-
пасность и т. д.);
— технологические требования (членение конструкции, требо-
вания к заготовкам, процессам обработки, соединениям и т. д.);
— организация производства самолета (специализация, коопе-
рование, технические уровни предприятий, отраслей и т. д.).
Факторы третьего уровня, наиболее сложные по составу, влия-
ют на величину массы конструкции только опосредствованно. При
этом экономика определяет весь комплекс принципиальных тре-
бований к свойствам и параметрам самолета и в то же время ста-
вит определенные ограничения (производственные, ресурсные) для
их выполнения. Теория проектирования определяет методы и, сле-
довательно, качественный уровень решения проектных задач. Орга-
низация проектирования отражает конкретные формы работы кол-
лектива, в частности, квалификацию кадров, управление качест-
вом работ, стимулирование, обеспечение научно-технической ин-
формацией и т. д.
Все факторы можно разделить так же на объективные и субъ-
ективные. К объективным — относятся параметры конструкции, бо-
лее или менее закономерно вытекающие из проектного задания
(размеры, формы, схема и т. д.). К субъективным — средства, вы-
бор которых в большой степени зависит от воли конструктора и
диктуется, например, стремлением повысить эффективность само-
лета (методы и организация работ и другие индивидуальные осо-
бенности самолета). Многие параметры могут определяться одно-
временно как объективными, так и субъективными причинами.
В весовых формулах рассмотренные выше факторы учитывают-
71
ся по-разному, и далеко не полностью, что объясняется большой
сложностью формализации их влияния. Непосредственный учет
конкретных параметров конструкции (табл. 1.5) наиболее совер-
шенен, но применяется ограниченно. Чаще встречается укрупнен-
ный учет одних параметров через посредство других, что снижает
точность расчета. Например, вместо внешних нагрузок и внутрен-
них сил в весовых формулах обычно рассматривают параметры,
от которых они производны (т0, пр, ф и др.). Однако чаще всего
вместо конкретных значений параметров используются их средние
значения, основанные на некоторых типовых решениях. Это озна-
чает, что основную массу индивидуальных особенностей конструк-
ции, обусловленных чаще всего субъективными причинами, с по-
мощью обычных весовых формул учесть не удается.
1. 5. Учет факторов в весовых формулах силовых конструкций
Уровни 1 Факторы Варианты учета
непосред- ственный косвен- ный типовые решения без учета
1 Геометрические параметры +
Внешние нагрузки + 4-
Внутренние нагрузки 4-
Силовая схема + +
Конструктивная схема + +
Характеристики материалов +
2 Технология производства +
Организация производства + 4-
Требования эксплуатации + +
Прочностные принципы 4-
Принципиальная схема + 4-
Летные данные + +
Аэродинамические принципы + +
3 Экономика + +
Теория проектирования 4- 4-
Организация проектирования 4- 4-
В современных условиях любая конструкция может быть вы-
полнена (и в том числе, что очень важно, преднамеренно) с су-
щественно разным уровнем общетехнического, весового и экономи-
ческого' совершенства, т. е. ее функциональные характеристики,
•72
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
масса и стоимость могут колебаться в большом диапазоне. Каж-
дая весовая формула дает лишь один из возможных результатов,
причем обычно неизвестно, каким конкретным особенностям кон-
струкции этот результат соответствует. Это соответствие может
быть установлено лишь примерно и только в том случае, если из-
вестны фактические данные, на основе которых получена расчет-
ная формула.
Поэтому формулы, разработанные в разное время на основе
разных конструкций, методов проектирования, материалов, техно-
логии и т. п., без соответствующей корректировки могут оказаться
несопоставимы. Игнорирование этого может быть источником
ошибок.
Например, простейшая формула (1.4) в первом приближении
дает удовлетворительные результаты при расчете массы прямых
-стреловидных и даже треугольных крыльев. Однако ясно, что эти
крылья при прочих равных условиях обладают совершенно раз-
ными уровнями конструктивно-весового совершенства и стоимо-
стью. «Точность» формулы обеспечена выбором соответствующего
статистического коэффициента. Поэтому совершенствование весо-
вых формул для устранения указанного недостатка является важ-
нейшей проблемой теории весовых расчетов. Пока что имеются
лишь наметки в ее решении. Одной из первых работ подобного
рода была работа [56], в которой масса кессона крыла была по-
ставлена в зависимость от времени разработки конструкции, позже
появились работы, учитывающие надежность и долговечность [53,
58]. Ряд аналогичных вопросов разработан авторами и нашел
отражение в формулах настоящего пособия.
1.4.2. О влиянии весовых факторов на массу силовых
конструкций
Влияние весовых факторов на массу силовых конструкций ис-
ключительно сложно.
Если остановиться лишь на факторах первого уровня (рис. 1.9),
то наиболее существенными из них будут: т0, р, с, п&, строительные
размахи (/ф; /Kp/cosy), строительные удлинения (/ф/б/ф; /Kp/#cosy),
коэффициенты разгрузки крыла.
Типичный характер влияния этих параметров на величину мас-
сы агрегатов планера показан на рис. 1. 9. Важно иметь в виду, что
конкретный характер этого влияния зависит от значений осталь-
ных параметров. В ряде случаев это влияние может изменить свое
направление. Например, у малонагруженного крыла, панели кото-
рого имеют минимальную толщину, обусловленную конструктивно-
технологическими, а не силовыми соображениями, увеличение с
может привести к росту массы крыла из-за возрастания массы сте-
нок и нервюр, если не будут приняты какие-либо специальные ме-
ры для их облегчения. Аналогичная ситуация может иметь место
и у малонагруженных или герметичных фюзеляжей при увеличении
7а
d$. Во многие формулы для крыла из-за крепления к нему шасси
закладывается увеличение массы в размере (0,005 ... 0,006) т0.
Однако эта цифра справедлива лишь при определенной мощности
основной конструкции крыла, типичной для обычных крыльев.
Эта мощность у крыла малого удлинения меньше, чем у обычного,
поэтому его утяжеление из-за крепления шасси оказывается
больше.
Обычно расчетным является случай полета самолета с макси-
мальной массой. Однако для тяжелых машин из-за динамических
Рис. 1.9. Влияние отдельных па-
раметров на массу крыла
нагрузок расчетным может оказать-
ся разбег самолета или посадка (из-
за уменьшения разгрузки крыла при
выгоревшем топливе).
Отмеченные и другие нетипичные
случаи влияния параметров конст-
рукции на ее массу обычно в фор-
мулах явно не учитываются. Вме-
сто этого применяется градация са-
мих формул по применимости для
самолетов разных типов и разме-
ров. Влияние менее существенных
параметров конструкции, но иногда
отнюдь не меньшее, удается учи-
тывать формулами лишь прибли-
женно и в неявном виде, путем их
постепенной корректировки по дан-
ным новых конструкций. Между тем
относительная стабильность этих
параметров со временем уменьша-
ется, что все более ограничивает
возможности такого подхода. Это вызывает появление методов
учета надежности, ресурса, влияния технологии, создание формул
для СПС, СВВП и др. (см. гл. 5).
1.6. Доли массы конструкции, обусловленные разными расчетными условиями
Тип самолета Расчетные условия
Растя- жение Потеря устойчи- вости Жест- кость Уста- лость
Дозвуковой пассажирский самолет 0,45 0,5 0,05 — 1,о
СПС (М=2,5 ... 3,0) 0,55 0,35 — 0,10 1,0
74
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Важно правильно оценить-влияние явлений потери устойчиво-
сти на величину массы. В литературе проводилось много соответ-
ствующих дамных (табл. 1.6)', но они требуют дальнейшего изу-
чения и уточнения по следующим причинам:
— почти все панели, рассчитываемые на растяжение, прове-
ряются и на потерю устойчивости от сжатия, поскольку существу-
ют расчетные случаи с обратным знаком нагружения, хотя и с
меньшими нагрузками;
— панели в сечениях крыла, фюзеляжа и оперения не изоли-
рованы, а входят в единые контуры. Поэтому площадь любой па-
нели, влияя на положение нейтральной оси сечения, сказывается и
на площади ответной панели. Тем самым площади и напряжения
верхних и нижних панелей крыла (фюзеляжа, оперения) обычно
оказываются близкими между собой; обшивка, все стенки и стой-
ки лонжеронов и нервюр, пояса нервюр, носки и хвостики крыла,
каналы воздухозаборников и масса других деталей конструкции
также рассчитываются на потерю устойчивости.
С учетом этого можно предполагать, что при расчете планера
многих самолетов на прочность не менее чем для 80 ... 85°/о дета-
лей (по массе) определяющей является потеря устойчивости.
Глава 2. МЕТОДЫ РАСЧЕТОВ ПЕРВОГО УРОВНЯ,
СВЯЗАННЫХ С ОПРЕДЕЛЕНИЕМ ОБЛИКА САМОЛЕТА
И ПЛАНИРОВАНИЕМ ЕГО МОДИФИКАЦИЙ
2.1. ВИДЫ ПРОГНОЗИРОВАНИЯ ТОННАЖА САМОЛЕТА
В данной главе рассматриваются методы различных видов укрупненных
расчетов взлетной массы и основных размеров самолета в функции значений
летных и других характеристик, задаваемых техническими требованиями. Однако
выполнению подобных расчетов часто предшествуют исследования, связанные с
прогнозированием потребного в дальнейшем размера (тоннажа) самолета и, сле-
довательно, связанные с разработкой самих требований.
В 2.2 показана основная тенденция развития пассажирской авиации, кото-
рую полезно при этом учитывать. Она заключается в беспрерывном росте тон-
нажа, например, у самолетов с газотурбинными двигателями во втором и треть-
ем поколении верхний его предел возрастал примерно вдвое (Бристоль «Брита-
ния» — 80 т; Ил-62 — 160 т; Боинг 747 — 320 т).
В то же время определение весовых характеристик на основе заданных тех-
нических требований тоже содержит элементы прогнозирования. В начальной
стадии проектирования (которая начинается именно с определения массы) слиш-
ком велика степень незнания всех особенностей будущей машины, что исключает
возможность выполнения точных инженерных расчетов и надежного определения
конечных значений весовых данных. В последующем прогнозируются количест-
венные показатели неизбежного роста массы пустого самолета и другие величины.
Таким образом, можно различать два аспекта прогнозирования взлетной
массы. Первый — при заданных значениях основных технико-экономических ха-
рактеристик, т. е. при заданной производительности, второй — прогнозирование
потребного в будущем размера (тоннажа) самолета и его производительности.
Решение первой задачи представляет собой процесс, при котором варьиру-
ются тяговые и весовые характеристики с учетом компоновочных особенностей
и устанавливаются взлетная масса, тяга двигателей и основные проектные ха-
75
I
рактеристики и, в соответствии с ними, все геометрические размеры самолета.
Таким образом, проектирование самолета, соответствующего определенным тре-
бованиям, является задачей, решение которой ведется методом /последовательно-
го приближения. Проектное значение массы самолета есть, следовательно, резуль-
тат итерационного процесса между расчетами летных характеристик и оценками
массы самолета. Итерационный процесс прекращается, когда расхождение ре-
зультатов двух последних приближений не выходит за пределы установленного
допуска. Одна из схем такого процесса показана на рис. 2.1. Последовательность
операций, указанная цифрами, может быть и иной, но выбранная вначале, как
правило, сохраняется в циклах последующего приближения. В каждом цикле
появляется все большее число исходных данных, применяются все более сложные
Рис. 2. 1. Схема процесса эскизного проектирования
и более точные формулы и методы весового расчета. На уровне первого цикла
расчеты обычно основаны на формулах укрупненного весового расчета* которые
ниже приводятся.
Логическим методом прогнозирования при решении второй из перечисленных
выше задач является экстраполяция показателей каждого данного уравнения
техники вплоть до предела. Сложность ее решения заключается в правильности
сценки возможного роста, т. е. в предвидении потребного в течение многих лет
эксплуатации размера (тоннажа) пассажирского самолета.
При решении частных задач и при выполнении отдельных частей весового
расчета основным методом прогнозирования часто также является экстраполяция
тенденций, закономерность которых устанавливается путем анализа. Последний
всегда базируется на обработке статистических материалов с непременным уче-
том основных закономерностей и правила соответствия. Другой особенностью
методов весовых анализов является необходимость введения понятия коэффици-
ента роста взлетной массы, который позволяет связывать массу дополнительного
компонента или начальные (локальные) изменения массы, объема, сопротивления
с конечным (общим) изменением взлегиой массы. Он также позволяет оценивать
в весовом выражении изменения различных характеристик самолета, например,
скорости полета.
Фактором, влияющим на массу самолета, а часто и на выбор его размеров
и тяги двигателей, является решение вопроса о планировании модификаций,
которое сводится к нахождению экономически целесообразного объема резер-
вирования (см. 2.7.5).
В данной главе рассматриваются несколько взаимосвязанных вопросов: про-
гнозирование роста взлетной массы как критерия размера самолета, прогнозиро-
вание ее величины при заданных значениях основных характеристик; методы
определения суммарного значения массы снаряженного самолета и его трех ос-
новных частей (планера, силовой установки и оборудования); прогноз измене-
ния взлетной массы на основе концепции коэффициента роста (все это является
задачами укрупненных весовых расчетов); предварительный выбор расчетных
размеров самолета; вопросы модификаций.
76
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
2.2. ТЕНДЕНЦИЯ РОСТА ТОННАЖА САМОЛЕТА В ПРОЦЕССЕ
\ РАЗВИТИЯ ПАССАЖИРСКОЙ АВИАЦИИ
На каждом этапе развития пассажирской авиации достигались многие цели,
но определяющими были: увеличение дальности беспосадочного полета, повыше-
ние производитьности, увеличение скорости полета, снижение уровня внутрика-
бинного шума и вибрации, повышение комфорта и т. п. Развитие сопровожда-
лось ростом размеров самолета (рис. 2.2), что и приводило к росту производи-
тельности и, следовательно, снижению себестоимости эксплуатации. В прошлом
иногда возникали препятствия этому росту. Теперь единственным критерием
дальнейшего увеличения размера самолета служит только экономическая целе-
сообразность прогнозируемого уровня перевозок. Технических или иных ограни-
чений пока не существует.
Рис. 2.2. Рост размера (тонцажа) пассажирских самолетов в процессе их
развития:
X—аэробусы; ©—модификации аэробусов; •—другие самолеты
Одним из основных правил проектирования является создание самолета
минимальных размеров при заданной производительности или с максимальными
размерами ради достижения наибольшей производительности. Однако размер
самолета не может являться самоцелью. Эффективным самолет может быть
лишь при гармоничном сочетании всех параметров и характеристик, соответст-
вующих общему техническому уровню и реальной потребности с учетом научно
обоснованных прогнозов развития.
Понятие «размер самолета» включает не только линейную протяженность
отдельных элементов и зависящие от нее площадь и объем, но и массу самолета.
Поэтому параметрами оценки размера самолета могут быть взлетная масса и
масса пустого самолета. Взлетная масса характеризует динамику роста разме-
ров (см. рис. 2.2), а в совокупности с основными параметарми (р, Ро) позволяет
исследовать тенденции развития самолетов и рост их эффективности. Масса пус-
того самолета используется как параметр во многих случаях, например, при ана-
лизе весового совершенства. В экономических анализах стоимость самолета с
достаточным приближением принимается пропорциональной массе пустого само-
лета. Этот параметр используется также дпя приближенного определения тру-
доемкости и потребных производственных мощностей и площадей и в других
случаях.
77
В процессе развития авиации тоннаж самолетов непрерывно увеличивался.
При одном и том же типе двигателей рост шел плавно (см. рис. 2.2), он был
связан с совершенствованием двигателей и аэродинамики самолета. Следствием
этого был рост весовой отдачи, дальности полета и производительности. Развитие
приобретало скачкообразный характер при появлении новых /типов двигателей.
Наибольший скачок в размере самолетов наблюдается при создании аэробусов.
Тоннаж этих самолетов для коротких и средних рейсов превзошел даже тоннаж
— —~ид
л • А—
7 вд —-« _а
ДТРД • 1
0,20 0,22 0,24 0,26 0,28 0,30 PQ
Рис. 2. 3. Изменение относительной массы силовых устано-
вок в зависимости от энерговооруженности самолетов в
процессе их развития
самых дальних самолетов второго поколения (см. рис. 2.2). При этом количест-
венный скачок в различных классах различен. Следовательно, для развития пас-
сажирских самолетов типичен рост тоннажа как с увеличением дальности, так и
ст поколения к поколению. Последнее связано с возрастанием пассажировмести-
мости и скорости полета, которая влияет на взлетную массу (или тоннаж) са-
молета, главным образом, через рост потребной топливной энергии. Отсюда сле-
дует и другой вывод, имеющий непосредственное практическое значение: каждый
самолет, проектируемый для замены эксплуатируемого на тех же трассах, дол-
Рис. 2. 4. Изменение удельного расхода топ-
лива двигателями cF (зоны одинарной
штриховки) и удельной массы двигателей
Тдв в процессе их развития:
/-ТРД; 2—ДТРД; «с „< 2; 3-ДТРД, п. д>5
v• А V • А
жен по тоннажу превосходить его,
и обычно значительно.
В период поршневой авиации
росту тоннажа препятствовали
возможности силовой установки.
С развитием двигателей и совер-
шенствованием аэродинамики пре-
дел смещался в сторону большего
тоннажа, а появление турбовенти-
ляторных двигателей с высокой
степенью двухконтурности окон-
чательно сняло эти ограничения,
чем и объясняется резкое измене-
ние наклона кривых, соответст-
вующих широкофюзеляжным са-
молетам (см. рис. 2.2). Показате-
лями развития двигателей, при-
водящими к повышению эффек-
тивности самолетов с увеличением
их тоннажа, являются системати-
ческое уменьшение относительной
величины массы силовых устано-
вок (рис. 2.3), удельной массы
двигателей и расхода топлива
(рис. 2.4). Изменялись и другие
характеристики. Непрерывно воз-
растала тяга одного двигателя,
изменялся уровень шума, несколь-
78
\ www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ко снижалась начальная стоимость единицы тяги и значительно — стоимость
обслуживания. К параметрам, характеризующим совершенство двигателя, отно-
сится: степень двухконтурности (пс.д), суммарная (степень повышения давления,
а также темпера-дура газов перед турбиной.
Взлетную массу самолета увеличивают как ради повышения дальности по-
лета, так и с целью повышения грузоподъемности или пассажировместимости.
И то и другое приводит к повышению весовой отдачи и производительности
самолета, а следовательно, к снижению себестоимости эксплуатации, чему спо-
собствовало и систематическое возрастание скорости полета. Рост грузоподъем-
Рис. 2.5. Изменение максимальной пассажировместимо-
сти в зависимости от дальности полета:
• —исходные варианты самолетов; О—модификации самоле-
тов; X—аэробусы; ©—модификации аэробусов
пости, пассажироемкости (рис. 2.5) и скорости полета носит тот же характер, что
и рост тоннажа самолета. Это является следствием единой причины — развития
двигателей, характеристики которых возрастали плавно по мере совершенство-
вания и скачкообразно — при появлении новых типов двигателей.
Рост размера пассажирского самолета непосредственно связан с изменением
относительного значения массы конструкции * или, точнее, с влиянием роста
размера самолета на величину массы основных частей, составляющих массу пус-
того самолета. К ним прежде всего относится крыло, па величину массы кото-
рого оказывает определяющее влияние размер (S), и удельная нагрузка (р). Из
анализа тенденций изменения р при увеличении взлетной массы получена извест-
ная зависимое гь р = 40,7/По’22.
Д. Хоуви [61] полагает, что зависимость р от т0 эквивалентна скорее вели-
чине z«o/S1>28=|const, нежели величине zno/51>5=iconst, как это следует из не-
посредственного применения закона квадрата — куба для самолетов с подобной
геометрией. Тенденция увеличения р при росте т0 объясняется, в частности,
стремлением ослабить рост относительной величины массы крыла с ростом его
размеров. Чтобы полностью исключить влияние размеров на величину массы
крыла, приведенные уравнения должны были бы иметь вид p=mQ29 и
hiq/S1, =const. Разница между такой зависимостью p=f(m0) и зависимостью,
обусловленной законом квадрата — куба, является мерилом улучшения методов
проектирования конструкции, что всегда имеет место при увеличении размера
проектируемого самолета.
Выводы. Основной тенденцией развития является рост тоннажа самолетов.
Решение проблемы общего размера базируется на прогнозах потребной в даль-
* Эта связь обусловлена законом квадрата — куба и вытекающими из него
пределами роста, которые преодолеваются различными методами.
79
иейшем производительности, учитывает развитие модификаций и,/в конечном сче-
те, определяет экономичность самолета. Выбор оптимального значения взлетной
массы позволяет создавать наиболее эффективные самолеты. /
2.3. ФОРМУЛЫ ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ САМОЛЕТА
2.3.1. Некоторые предпосылки
В 2.2. рассматривались вопросы, связанные с прогнозированием величины
взлетной массы как размера самолета и с прогнозированием потребной в буду-
щем его производительности. Предметом данного рассмотрения являются мето-
ды прогнозирования взлетной массы самолета по заданной производительности,
точнее— по заданным значениям скорости и дальности полета и грузоподъем-
ности самолета.
Известно, что весовые характеристики самолета являются исходными для
выбора его размеров, тяги двигателей и для всех проектировочных расчетов,
включая определение массы частей самолета. Именно поэтому проектирование
любого самолета начинается с определения его весовых характеристик.
Есть дйа пути вывода формул определения взлетной массы. Первый пол-
ностью оснрван на статистических данных об относительных величинах, масс
т, частей самолета, систем оборудований и видов полезной нагрузки. При этом
учитываются простейшие весовые зависимости
m0 — f (т1> т21 т3‘, mi)-
(2.1)
Но относительные величины масс частей самолета зависят в свою очередь от
искомой величины взлетной массы, кроме того, статистика дает достаточно ши-
рокий диапазон значений mi, что связано с большой разнотипностью принципи-
альных схем, компоновок, конструкций. Кроме того, с ростом размеров самолета
изменяются и весовые соотношения. Поэтому решение уравнения взлетной массы,
полностью основанное на статистических данных, не приводит к достаточной
точности.
Другой путь сводится к нахождению функциональной зависимости взлетной
массы от основных данных самолета (обычно задаваемых техническими условия-
ми на проектирование) и к выводу параметрических уравнений. Подобный путь
кроме решения основной задачи позволяет проводить приближенную оценку
влияния различных требований на взлетную массу самолета. К последним обыч-
но относят значения таких характеристик, как величину коммерческой нагрузки
Шк.н, число пассажиров пп&с,' дальность полета LTex, число М полета, £впп»
скорость захода на посадку У3.п, число членов экипажа (пэк) и стюардесс (пСт)-
В этом случае взлетная масса находится в функции всех или части перечислен-
ных величин
т0— f (^к.н» Ицас» Дгех» М, ^ВПП» ^з.п» ^эк> ^ст)>
(2.2)
а точность ее определения зависит от достоверности исходных данных, исполь-
зуемых при таком решении задачи.
2.3.2. Основное весовое уравнение самолета
Подобно тому как в аэродинамических расчетах основой является уравнение
движения тел, а в расчетах прочности — уравнение равновесия сил, основой ве-
совых расчетов является уравнение весового баланса [см. формулы (1.17) и
и (1.19)]. Из формулы (1.19) следует уравнение для определения величины
взлетной массы:
т0 =
ИК.Е
1 ^к.пл тс,у ^об.сн тт
<2.3)
80
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
J Масса коммерческой нагрузки обычно является заданной. Остальные члены
j. уравнения зависят от назначения самолета и основных его параметров (р, Р),
многих геометрических размеров и расчетных величин, от компоновочных и си-
j? ловых схем, от требований к базированию (ВПП), от применяемых материалов
и технологии. Кроме того, относительная масса частей самолета зависит от ис-
комой величины взлетной массы и технического уровня авиации, в процессе
развития которой происходит перераспределение в общем весовом балансе са-
молета. Метод относительных масс когда-то рекомендовался для широкого
применения в предположении стабильности их значений (см. 1.2.3). В настоящее
, время этим методом можно пользоваться крайне осторожно.
Чтобы учесть все перечисленные особенности и определить т0 методом от-
i носительных масс с достаточной точностью, необходимо: 1) выбирать значения
относительных масс по статистике однотипных и примерно равноразмерных са-
молетов (исходя из характеристик коммерческой нагрузки по дальности); 2) ре-
шать задачу для нескольких, заранее принятых, значений взлетной массы, при-
нимая соответствующие относительные величины масс (т<). В результате полу-
। чают несколько искомых значений, а окончательное можно получить, построив
график типа приведенных в [3] и [39].
, Определение т0 (по 2.3) с помощью подобных графических построений для
реальных проектировочных расчетов теперь неприемлемо, что связано, в частнос-
ти, с появлением машинного счета, но может быть полезно при дипломном про-
ектировании. Ниже приводятся формулы, не требующие графического решения,
поскольку они не связаны с выбором значений относительных величин (т.) по
I статистическим данным.
Определение взлетной массы самолета с помощью любых формул лучше
начинать с нахождения потребного относительного запаса топлива (тт) в соот-
I- ветствии с заданной дальностью полета. Для определения тТ рекомендуют раз-
i личные пути, к которым следует относиться с определенной осторожностью, по-
р скольку тТ в наибольшей степени влияет на величину взлетной массы и в то
L же время зависит от многих переменных, значение которых неизвестно в тот
if период, когда желательно применение этих формул.
Авторы ряда работ ограничивают задачу определением величины (то) на
' основе только общих зависимостей, точность которых невысока (в лучшем слу-
[ чае погрешность составляет 7... 8%). Более целесообразно продолжить решение
• путем определения р и Ро по уравнениям (2,4)—«(2.11) для нахождения S и 2Р0-
j А затем, найдя аналитически или задавшись по статистике рядом геометрических
' параметров, по простейшим уравнениям найти массу частей самолета и взлетную
‘ массу как сумму их значений *. И только после решения задачи в несколько
1 приближений можно получить исходные данные для дальнейшего проектиро-
вания.
2.3.3. Предварительное определение основных параметров
самолета и потребного относительного запаса топлива
* Взлетная масса самолета и его основные размеры в значительной степени
' зависят от удельной нагрузки на крыло р, энерговооруженности Ро и относи-
1 тельного запаса топлива тт. Последняя величина учитывается почти всеми фор-
мулами взлетной массы, некоторые из них, например, (2.14) учитывают и две
' первые. Существуют различные пути определения этих трех величин. Ниже ре-
; комендуются простейшие, но для данной цели достаточно точные.
* При машинном счете можно и в этом случае применять более сложные
формулы, если позволяет объем располагаемых исходных данных.
81
Удельная нагрузка на крыло определяется из условий посадки и крейсиро-
вания и заданного или найденного по уравнениям (2.12) или/(2.13) относитель-
ного запаса топлива: /
V2 г V2 С I
_ з.п^Удпостах_____¥ з.п^Удпос 1 „
Р~ 27(1-тт) “ 16(1 — тт) ’/ f
Р-=0.95-1С,„р?м_1М2, I (2.5)
где Уз.п — скорость захода на посадку, м/с; Су ^уапос~~ коэффициент аэро-
динамической подъемной силы самолета в крейсерской и посадочной конфигура-
цин; СУа пос max = Ь^апос п₽и Гз.п = 1,3VSo; VSol q^ -скорость срыва и
скоростной напор при М=1.
Из двух найденных значений р_принимается наименьшее.
Энерговооруженность самолета Ps определяется из условий заданной длины
сбалансированной ВПП (класс аэродрома) и выбранной удельной нагрузки на
крыло. Напомним, что из требований безопасности сбалансированная длина
ВПП определяется не полной энергоооруженностью Ро, а величиной Pn_i, соот-
ветствующей случаю отказа одного из двигателей в момент взлета:
_ 0>05ABnnCt/aoTp + 0,75р
1 О.ЭЛвппС^^— 1,8/7 *
Это уравнение получено из известного, определяющего длину Двпп
/ 0,85 \ Ер
ВПП — I /Т7= 7TTZ + 21 — . (2.7)
VO.OPn-i-O.Oa ) Суатр
Другими условиями для определения Ро являются: градиент скорости при
взлете (нормируемый в зависимости от числа двигателей) и величина аэроди-
намического качества:
Рп-1 = (Vy/V2 + 1/КГ!1)/д£ (2. 8)
PQ = Pn-i—- (2.9)
«лв — 1 j
В формулах (2.6) — (2.9) приняты следующие обозначения: Срсотр — коэффи-
циент аэродинамической подъемной силы в момент отрыва самолета при взлете;
Vy/Vi — градиент скорости при взлете (в долях) Уу — вертикальная составля-
ющая скорости; Уг— безопасная скорость взлета; Ку— аэродинамическое ка-
чество, соответствующее Уг-
Если неизвестна величина падения тяги по скорости Др , которая значитель-
на у двигателей с высокой степенью двухконтурности, ее можно определить по
приближенной формуле В. С. Хухорева [40]:
д£ = Ро^/Рст= 1-М(0,5+0,11пс.д), (2.10)
где Пс.д — степень двухконтурности двигателей; РОТр— тяга двигателя в мо-
мент отрыва самолета при взлете; Рст— стендовая тяга двигателя. Уравнение
справедливо для условий взлета Л4=0Д ... 0,2; Я=0.
Для двухдвигательных самолетов определяющим при выборе Ро может
оказаться не режим взлета, а случай прерванной посадки (заход на второй круг
с одним неработающим двигателем). Для таких самолетов необходима допол-
нительная проверка значений этого параметра, соответствующего максимально-
му значению посадочной массы и градиенту, в этом случае равному 2,1. Из най-
денных таким образом значений Ро выбирают наибольшее.
82
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Для приближенного определения р и Ръ пли для контроля полученных ре-
зультатов выведена зависимость, связывающая указанные параметры с заданной
обычно £впп:
£впп = £взл£мех (0,063 - 0,43-10-М //2/Рл_ь (2. 11)
где ^мех=1,00 — прй умеренной механизации крыла; ^Мех —0,93 — при глубокой
механизации крыла; /гвзл = 1,00 — при одноконтурных двигателях и при малой
степени двухкоптурносги; £Пзл>1,00 — при высокой степени двухконтурности
двигателей, определяется по прототипу p^2IPn-v — взлетный параметр.
Под взлетным параметром понимается величина, характеризующая взлетно-
посадочные свойства самолета и выраженная в функции основных параметров
самолета р и Ро. Подробнее см. работу [39]. Уравнение (2.11) справедливо при
•Лдв — 3 и 4.
Если рассматривать не стартовую тягу двигателей, а соответствующую мо-
менту отрыва самолета (т с. в точке Уг), то и для двигателей с высокой сте-
пенью двухконтурности &взл близко к единице, а взлетный параметр почти сов-
падает с величиной £впп-
Уравнение (2.11) решается в два приближения с предварительным выбором р
по статистике однотипных самолетов.
Потребный относительный запас топлива можно определять по формуле,
вывод которой приведен в работе [39]:
„ r МК тт п
^тех ~ , (2. 12)
СР J/ 1 — mr
где А = 1020 для самолетов с ТРД; /< — аэродинамическое качество самолета.
Величина тТ может быть определена по номограмме (рис. 2.6) в функции
технической дальности полета (£Тех)-
Авторы формул (2Л_7), (2.23) рекомендуют статистические зависимости для
определения величины тт, которые приводят к более простому (ибо не требуют
знаний М, К, ср), но менее точному решению *:
тт= 1 — kie-L/k\ (2.13)
Значения коэффициентов ki и k2 для самолетов с ТРД и ДТРД различной сте-
пени двухконтурности Лс.д следующие:
ТРД ДТРДлс.д<2,5 ДТРД пс.л>4
kl 0,90 9 0,922 0,973
17 520 18 729 21 780
При проверке этой формулы по данным 56 самолетов получены пределы по-
грешности —13,1 ... +11,7% и среднеквадратичная величина ошибки сгто = 5,3.
Если результаты восьми расчетов принять за исключение и рассматривать веро-
ятность Р(&т) =0,9, то пределы погрешности не превысят ±7%.
2.3.4. Расчетные формулы взлетной массы
Формулы взлетной массы можно рекомендовать для применения лишь в пе-
риод, предшествующий выбору размеров, или для ее приближенного определения.
Эти формулы отличаются более низкой точностью и не пригодны для парамет-
рического анализа. Если исходных данных достаточно для определения массы
крыла, фюзеляжа и других частей самолета, лучше определять т0 на основе
поагрегатного весового расчета (см. гл. 3) или алгоритмов определения взлетной
массы (см. 3.6).
* Здесь зависимость дана в уточненном виде, Краусс предлагал
83
0,80 0,90 0,95 М
84
\ www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
\
Следует заметить, что для различных типов самолета формулы определения
взлетной массы несколько отличаются. Здесь приводятся формулы лишь для
пассажирских самолетов.
Метод Шейнина для определения взлетной массы пассажирского самолета:
1) предназначен для» решения задач первого уровня, когда неизвестны размеры
самолета; 2) отличается тем, что за исходные данные принимаются характерис-
тики, задаваемые техническими требованиями, записанными уравнением (2.1);
3) включает формулы (2.4) — (2.13) для определения основных параметров са-
молета (Р н Ро) и относительного^ запаса топлива (тт) в функции этих харак-
теристик; 4) выражает величины тк.пл и тс.у в функции р и Ро; 5) массу всех
систем оборудования рассматривает не как относительную величину, а опреде-
ляет в функции заданных значений тк.н; «пас и АТех-
Метод предусматриваем два условия решения задач:
1) значения р; Pn_i; тТ определяются в функции основных характеристик
самолета, задаваемых техническими требованиями (ТТ);
2) значения р, Pn-t', тт заданы или принимаются (на основе прототипа или
по статистическим данным).
Для любого из этих случаев формула определения взлетной массы имеет
один н тот же вид. В первом — используются заданные ТТ величины: тк.н;
«пас*, i-тех; число М; £впп—и на основе их находятся значения р; Рп_л и тт
(по уравнениям, приведенным в (2.3.3). Во втором случае используется mK.H;
' пПас; L-rei и величины р, Ро, тт, которые рассматриваются как заданные. Сле-
дует подчеркнуть, что в любом случае АТех и, следовательно, тт должны соот-
ветствовать полету с тк.н=тах.
С учетом всего сказанного формула взлетной массы имеет вид
Ф^к.н 4* ^об.сн (^к.н> япас1 ^-тех) ,п ,
—— —— —----------—----------------—----- , (/, 14/
1 [/«к.пл (А) 4“ ТОс.у (Рп—1) 4* (^тех) 4* ^т.с^т]
где ф — статистический коэффициент (значения см. на с. 86), тОб.сн определяется
по формуле М. С. Большакова:
^об.сн = (Ю 5flZ,Tex 4* О- (2. 15)
Здесь а и b — статистические коэффициенты. Для самолетов с ПД и ТВД (обо-
рудование менее совершенное) а=8; 6=0,88. Для самолетов с ТРД и ДТРД
а=5; 6=0,66. _ _
Величину тк.пл определяем по уравнению (2.31), пгс.у находим как сред-
ний результат при решении двух уравнений (2.38) и (2.40); &т.с— коэффициент,,
учитывающий массу топливной системы, йт.с=0,015 при пгт max>0,3; Лт.с =
0,025 При Шт тах<0,3.
Формула Гиммельфарба для пассажирских самолетов [10] определяет взлет-
ную массу самолета в функции грузоподъемности, весовой отдачи и дальности
полета:
т0
^П.Н г (1 ^м) I »
m0*~rex J
(2.16)
где шп.н=шк.н4-Шт— весовая отдача; £м=шм/шт— отношение массы масла к
массе топлива (для ТРД и ДТРД kM — пренебрежимо мало); — поправочный
. коэффициент (значения см. на с. 86);
m7/m0Z,Tex = 10—3 (а 3,571.Ю~б£тех), (2. 17)
где а=0,079 при пс.д=0 и ис.д^2,5; а—0,067 при пс.д>4.
Автор этой формулы воздержался от рекомендаций по определению некото-
рых входящих в нее величин и не привел значения статистических коэффициен-
тов. При проверке ее точности были выведены простейшие уравнения, позволя-
ющие определять эти величины, и найдены значения статистических коэффици-
ентов, справедливые для реактивных пассажирских самолетов.
85-
Статистические уравнения для определения mILH (при заданной величине тт):
а) для самолетов с диаметром фюзеляжа ^ф<4,5 м
mIUH = 0,0665Л^2х345 + 0,01 (2.18)
или тп.н = 12,6-10-2 (10—3/n0 + 4О)0,278; (2. 19)
б) для самолетов с диаметром фюзеляжа Дф>5,5 м
т„.н = 0,0608£^2325 + 0,01 (2. 20)
«ли /йп.н = 9,5-10-2 (Ю-З/по-40)0’304. (2.21)
Формула Краусса для пассажирских самолетов [60]:
_____е то / ~ ,о,4 , . п \ 1400 + /п1сн + ^ЭК.СТ-QQ4
то = & —— И Sex + 1 > ° )------------------------Г+-. (2- 22)
'Лб.Т A,z
где /Пб.т — масса самолета без топлива, кг; £Тех—техническая дальность поле-
та, км (при mK.H=niax); тЭк.Ст— максимальная масса экипажа и стюардесс, кг.
Отношение mjme.v Краусс рекомендует определять в функции величины е,
но ее легко выразить и в функции Шт, которую можно определять из уравнения
(2.12) или по номограмме (см. рис. 2.6):
_ еЛ/17000. ^0 =-------• (2
'^б.т ^б.т 1 —
Коэффициент F задается равным 1/9,71 для самолетов с поршневым двига-
телем и с ТВД и 1/7,96 — для дозвуковых самолетов с ТРД.
Коэффициент g2 введен нами в формулу при проверке ее точности.
Краусс рекомендует свою формулу для самолетов с дальностью полета в
пределах до 10 000 км и утверждает, что погрешность расчетов не превышает
15%. При проверке в более широком диапазоне дальности получены иные ре-
зультаты (см. табл. 2.1).
Значения коэффициентов в формулах (2.14); (2.16); (2.22) взлетной массы
самолетов с двигателями на крыле (ДнК), на фюзеляже (ДнФ), при смешанной
их компоновке (СКД), при различном числе двигателей (пдв) следующие:
ДнК +(в — 2 ДнК пдв ~ 4 СКД Пдв ~ 3 ДнФ пдв = 2 ДнФ плв == 3 ДнФ Пдв= 4
ф 1,090 0,990 1,070 0,950 1,150 1,130 0,960
81 0,854 0,830 0,758 0,977 0,974 0,863
?2 1,282 1,001 1,301 1,534 1,387 0,906
Значение коэффициента ф при компоновке четырех двигателей на крыле,
травное 1,07, соответствует самолетам «тощих линий», которые отличаются ма-
лой пассажировместимостью и, следовательно, малой массой коммерческой на-
грузки (тки), но большой дальностью полета. Количественно это свойство ха-
рактеризуется отношением
^к.н/Sex <2,0. (2. 24)
2.3.5. Анализ точности формул взлетной массы
Точность формул проверена по данным большого числа (33—55) пассажир-
ских самолетов и показана в табл. 2.1 и на рис. 2.7 (о графике вероятностной
точности расчета по различным формулам см. 1.2.8). Для выяснения области
«6
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
применения формул их точность проверялась в широком диапазоне значений ос-
новных характеристик пассажирских самолетов (включая широкофюзеляжные)
с_двигателями различных типов: щ0=35... 350 т; «па с = 70... 500; лпк.н = 8... 80 т;
т-г — 0,14 ... 0,46 (при mK.H = niax); LTex = 1800... 10 600 км; Р=0,2... 0,34; р—
=300... 650 кг/м2 (отнесенная к полной площади крыла).
2.1. Точность формул определения взлетной массы
Формулы Погрешность при Р(ДяГ)=1ОО7о Погрешность при Р(Дт)=90%
Пределы, % % Ирас Пределы, % ат> % Ярас
Шейнина (2. 14) —10,2..+8,6 4,6 55 —7,0...+6,7 4,0 50
Гиммельфарба (2- 16) —24,3..+23,3 11,5 33 —17,2..+15,0 9,6 30
Краусса (2.22) —28,3..+24,4 13,6 33 —22,9..+22,7 11,8 30
Контрольные расчеты выполнялись при условии заданных значений тк.н;
«пас; LTex', гпт-, р\ Ро, ибо о точности этих формул можно судить только в слу-
чае, когда три последних величины заданы. Обьясняется это тем, что точность
определения значений mT; Р; Ро в свою очередь
ные о которых для многих из выбранных для
расчетов самолетов или не достоверны, или от-
сутствуют. К их числу относятся та,кие вели-
чины, как Су самолета в крейсерской и поса-
дочной конфигурации, аэродинамическое каче-
ство, удельный расход топлива, соответствую-
щий конкретным условиям полета (М, Н),
и др.
Точность формулы (2. 14) даже при боль-
шем числе контрольных расчетов прас оказа-
лась выше, однако и две других могут быть
применены при введении частных коэффициен-
тов пересчета (см. 2.4.7). Формулу Краусса
удобно, например, применять в анализах, свя-
занных с прогнозом развития пассажирских
самолетов.
Рис. 2. 7. Интегральные кривые
распределения вероятностей
ошибок при определении взлет-
ной массы по формулам:
1—Гиммельфарба; 2—Краусса; 3—
Шейнина
зависит от ряда величин, дан-
87
2.4. СИСТЕМА УРАВНЕНИЙ УКРУПНЕННЫХ ВЕСОВЫХ РАСЧЕТОВ
И МЕТОДЫ ПЕРЕСЧЕТА
2.4.1. Общие положения
Формулы укрупненных расчетов выражают элементарные эмпирические за-
висимости и в то же время отличаются достаточно высокой точностью. Последняя
.заметно возрастает при использовании метода многократных вычислений (см.
1.2.6). Несмотря на простейший вид этих зависимостей, их можно подразделять
на формулы для расчетов и формулы для приближенной оценки величины массы.
Другие их особенности отражены в 1.2.2. и 1.2.5.
К укрупненным весовым расчетам относятся:
1) определение взлетной массы по формулам типа (2.14) и (2.25);
2) определение суммарной массы снаряженного самолета, планера, силовой
установки и оборудования на основе приведенной в данной главе системы урав-
нений;
3) решение различных задач весового расчета и весового анализа с приме-
аденисм коэффициента роста (см. 2.5);
4) весовой расчет модификаций по формулам пересчета или методом гра-
щиентов;
5) решение частных задач весового расчета с применением приведенных
.здесь формул, формул пересчета мли метода градиентов (см. 2.4.7 и 2.4.8).
Система уравнений (по п. 2) может быть использована при решении различ-
ных задач, в соответствии с чем меняются и условия их применения. В одних
«случаях (например, при определении площади крыла) взлетная масса (то) мо-
жет быть задана (см. 2.6.3), в других — неизвестна. В первом случае расчет ве-
дется с одним приближением, во втором — с двумя, однако с меньшей точ-
ностью, так как взлетная масса предварительно определяется по формулам пер-
®ого приближения (см. 2.3.4).
Укрупненные весовые расчеты, как правило, выполняются:
— в самой начальной стадии проектирования с целью прогнозирования ве-
совых характеристик (используются формулы, упомянутые в пп. 1 и 2);
— при выяснении влияния различных факторов или частичных изменений
«проекта на взлетную массу самолета (по пп. 3 и 4);
- — при различных исследованиях широкого плана (когда не требуется высо-
кой точности расчетов), например, потребной гаммы самолетов для транспортной
•системы в целом (по пп. 1 и 2);
— для контрольных расчетов с целью всестороннего подтверждения реаль-
ности поагрегатных весовых расчетов (по п. 2). О целесообразности дублирова-
ния см. 1.2.6.
Если программу для ЭВМ строят по нескольким уровням (см. 0.3) и на
первом из них ведут предварительное формирование облика самолета, то можно
жоспользоваться для этой цели системой приведенных ниже уравнений.
Определение взлетной массы пассажирского самолета при решении системы
уравнений укрупненного весового расчета выполняется несколько иначе, чем в 2.3:
/п0 = (/пк.н + /пп.сн)/(1 — тТ). (2. 25)
Это уравнение решается с предварительным определением массы пустого сна-
ряженного самолета (/Пп.сн) по (2.26) как суммы масс планера, силовой уста-
новки, систем оборудования, снаряжения и управления, найденных по приведен-
ным ниже формулам укрупненного расчета. Однако наиболее точное определе-
ние, например, массы систем оборудования предполагает в свою очередь, знание
значения взлетной массы. Для предварительного определения т0 можно вос-
пользоваться, например, уравнением, приведенным в 2.3.2. Формула (2.25), сле-
довательно относится к формулам укрупненных расчетов второго приближения,
она обеспечивает более высокую точность чем формулы типа (2.14).
«8
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
2.4.2. Определение массы снаряженного самолета
Масса снаряженного самолета может быть получена по формуле суммарного
значения массы или на основе статистических формул.
Формула суммарного значения массы пустого снаряженного самолета, осно-
ванная на методе многократных вычислений, имеет вид
т„.си=*п [°.5 ("4,„ + тк.„л) +°.5 «у + га'.у) + +
+ 0,5 «б + <,)]. ’ (2. 26)
Значения массы конструкции планера (ти.пл), силовой установки (гис.у),
топливной системы (/пт.с) и оборудования, включая снаряжение и управление
(тоС), находятся по формулам, имеющим номера:
Масса отк.пл . ^к.пл тс.у тс.у тт.с тсб тоб
Номер формулы (2.31) (2.32) (2.38) (2.40) (2.41) (2.42) (2.43)
Значение kn в зависимости от диаметра фюзеляжа, числа и компоновки дви-
гателей на самолете следующее:
Диаметр фюзеляжа, м <4,1 <4,1 >5,0 >5,0 >5,0
Компоновка двигате- лей ДпК ДнФ ДпК СКД ДнФ
Число двигателей 2; 4 2;3;4 2 3 4
Значение k„ 1,04 1,03® 1,15 1,07 0,78 + 10-6W0
Статистическая формула определения массы пустого снаряженного самолета
^п.сн — ^пас^пас = («1 31^-тех) ^пас > (2. 27)
где knac—mn.cn/nnac — выражено уравнением с коэффициентами cti и Pi.
Значения коэффициентов си; Pi в зависимости от диаметра фюзеляжа и ком-
поновки двигателей следующие:
Диаметр фюзе-
ляжа, м <4,1 <4,1 <4,1 >5,0
Положение дви-
гателей ДпК ДпК ДнФ ДпК и СКД
Тип самолета базовый модификация — —
ai 221,0 194,0 144,0 246,0
pi 0,0150 0,0143 0,0330 0,0128
Формула Евдокимова для пассажирских и транспортных (грузовых) реак-
тивных самолетов выражает тп.Сн в функции рейсовой производительности
(тк.н; £Тех) и дальности полета (£тех):
тп.сн = 0,2-10—Зпгк.н^-тех [ 777 77 । 77 + 81. (2. 28)
[а(10~3£тех + 3) J
Эта формула отличается явной физической природой, поскольку основана на ап-
проксимации известной зависимости удельной производительности тп.сн/тк.н£тех
по дальности полета [40]. Однако определение величин, входящих в (2.28), за-
труднено связью их с эффективностью самолетов; эти величины имеют следую-
щие значения:
8 8
! Самолеты а с ТРД для базового самолета для моди- фикации
типовые ВЫСОКОЙ 0,1000 эффективно- — 0,75 1,0 0,8
сти * 0,0625 1,30 -0,1 -0,3
Самолеты с ДТРД 0,1000 -0,50 0,5 0,3
* Высокая весовая и крейсерская эффективность определяются в дан-
ном случае параметрами: тп. сн/тк. н; М/С/сР.
89
Формулы Хоуви [61] получены как сумма значений тк.пл, тОб и тс.у =
— 0,08 т(). Уравнения, определяющие их величины, рекомендуются автором фор-
мулы для прогнозирования характеристик «очень больших пассажирских само-
летов» (большой дальности полета, с большим числом пассажирских мест). Эти
формулы были преобразованы и проверены, при этом: 1) расширена область при-
менения формул до полного диапазона дальности (первая из них справедлива
для самолетов с £Тех>6000 км, вторая при £тех<6000 км); 2) введено выраже-
ние (а—bLTCX) f(^$) и найдены значения, a, b, 3) установлена достаточно
высокая их точность, несмотря на крайне ограниченное число учитываемых па-
раметров. Преобразованные формулы имеют вид
*п„.сн = (1,528 - 0,79-10~4£тех) f (с?ф) (0,0325/nJ’1 + 1,93- 10-З/га}’32 + )
+ 0,354//$83 + О,215/по + 4540);
} (2.29)
/пп.сн = (1,126 - 0,33- 10-4£тех) f (йф) [0,0325/n 1 + |
+ 4,67 (3,24- 1О-3/по + 55)1’32 + 0,354/wJ83 + О,215/по + 4540], )
где /(^ф) = 1,0 при </ф^4,1 и = 1,087 при ^$>5,0.
2.4.3. Определение массы конструкции планера
Статистическая формула:
^к.пл = ^к.пл^ом = (а2 + р2*$ом) [2 (S + S0I1) + 5ф] , (2. 30)
где S0M; — площадь омываемой поверхности планера и фюзеляжа соответ-
ственно; 5 и Son — полная площадь крыла и оперения соответственно; qK.nn —
удельная масса планера; а2; (32 — статистические коэффициенты, значения по
табл. 2.3.
Формула Г. А. Комаровой учитывает схемные особенности конструкции пла-
нера, масса которого выражена в функции удельной нагрузки на крыло, оказы-
вающей наибольшее влияние на ее величину:
'Ик.пл = (°>324С; — 0,218-10-3/?) то. (2. 31)
В формулах (2.31) и (2.32) коэффициенты учитывают: ka.M — применение
новых материалов; — масштабный эффект при увеличении диаметра фюзеля-
жа; kf—конфигурацию фюзеляжа; £Мех — степень механизации крыла; —
стреловидность крыла; —особенности компоновочной схемы силовой уста-
новки.
Значение р можно принимать по статистике или определять по уравнениям
(2.4) и (2.5), а значение коэффициентов приводится в табл. 2.2. Коэффициент
kK отражает соотношение между весовой отдачей по коммерческой нагрузке и
по топливу. Понятно, что чем выше тк н при полной весовой отдаче гпп.н=
— const, тем больше масса конструкции. Коэффициент, учитывающий утяжеле-
ние конструкции планера при кормовой установке двигателей, как показано
в работе [40], не является постоянной величиной, он зависит от величины взлет-
ной массы. В данном случае ради простоты решения рекомендуется принимать
среднее его значение.
Формула В. И. Козловского в первоначальном виде содержала один коэф-
фициент k . При проверке Комарова ввела остальные, что повысило ее точность:
0,1/Лп
^к.пл= ^н.м^йф^/^мех^пл 7 • (2- 32)
1 ~ ер/1000
Значение коэффициентов см. в табл. 2.2.
90
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
2. 2. Значения коэффициентов в формулах (2. 31), (2. 32)
Коффициен- ты К формулам
Условия применения (2.31) (2.32)
Ф dф <4,0 м 1,00 1,00
с?ф>5,0 м 1,46 1,40
Ч В поперечном сечении окружность 1,00 1,00
Поперечное сечение формы «бульба» 1,03 1,03
Ч Бесхвостые самолеты с крыльями малого удлинения и высоким весовым совершенством — 0,70 :
Стреловидность крыла х=о 0,97 0,84
— 0,90
Х=20...35° 1,0 —
Х=55° — 1,00
^мех Однощелевые закрылки
с предкрылком 1,02 1,02
без предкрылка 1,00 1,00
двухщелевые закрылки с предкрылком трехщелевые закрылки 1,04 1,04
с предкрылком 1,06 1,06
£СХ Лпл ДнК и ДпК ДнФ, самолеты 1,00 1,00
с трехопорным шасси 1,16 1,16
с четырехопорным шасси (см. 2. 6. 6) 1,08 1,08
*н. м Новые материалы не применяются 1,00 1,00
Новые материалы применяются умеренно 0,95 0,95
Формула Хоуви для определения массы планера выведена как сумма выра-
жений, определяющих массу его частей в функции взлетной массы и парамет-
ров р и Z [61]. Геометрические размеры не учитываются и, следовательно, урав-
нение рассчитано на применение в расчетах и анализах на той стадии, когда
они неизвестны. Коэффициент 0,9 введен автором данной работы при проверке
91
формулы, которая по утверждению Хоуви, справедлива только для самолетов с
дальностью полета более 6000 км:
Л1к.пл = 0,9 (2,42X°-47p“ll41mJ’41+l,93- 10-3mJ.32 +4X0,355p-i,064mj,064+0>035тоу
(2.33)
Формула Либермана — Тилоу выведена для определения массы «основной
конструкции», которая по составу отличается от принятой в нашей книге клас-
сификации тем, что не учитывает шасси (масса которых определяется по форму-
ле, приведенной в 3.4), но учитывает массу гондол и воздухозаборников. Форму-
ла приведена в принятых здесь обозначениях. Для применения ее к пассажир-
ским самолетам введем коэффициент (k), учитывающий тип и компоновку двига-
телей на самолете. Авторы формулы не привели значение моего статистического
коэффициента и не дали рекомендаций по определению тп.н. Для определения
А и /Пп.н выведены уравнения, справедливые лишь для пассажирских самолетов:
(т2 \ -0,225
т0 I
—7=------ I (прт0)0,7;
(2 34)
тн.н = ап.н (1О-3/п0 + Зп.н) > k = аТ + 6тт0,
р —
где п ; /Пп.и — коэффициент расчетной перегрузки и весовая отдача.
Значение ап.н, 0п.н, i, а?, ЬТ см. в табл. 2.3.
2.3. Коэффициенты к формулам (2. 30) и (2.34)
Тип дви- гателя Компоновка двигателей ®п. н Зп. н i аг «2 ₽2
твд — 0,126 +40,0 0,278 530 11,50 — —
ДпК 530 11,50 14,8 0,0061
ТРД ДнФ 0,126 +40,0 0,278 477 10,35 14,0 0,0154
ДТРД ДпК и СКД 0,095 —40,0 0,304 567 12,30 26,2 0,0036
2.4.4. Определение массы силовой установки
Масса силовой установки (/пс.у) с достаточной точностью определяется при-
веденными ниже формулами (2.38) — (2.40). Для грубых прикидок пользуются
простейшими статистическими зависимостями (2.35) — (2.37).
Статистические формулы для определения массы силовой установки без топ-
ливной системы, учитывающие удельную массу двигателей (Удв) и энерговоору-
женность самолета (До), имеют вид
или
тс.у — ^с.у У тя,в — (^1 ^2Тлв) 2 тлв
(2.35)
тс.у — (^1 ^2Удв) Улв^О*
92
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Значение коэффиицептов k\ и k2 в зависимости от числа двигателей:
Число двигателей 2 3 4
kx 2,26 1,87 2,14
k2 3,14 1,54 2,71
Формулы, учитывающие взлетную массу (то), энерговооруженность самоле-
та и удельную массу двигателей, имеют вид
тс.у = + k4 2 Ро или mc.y = k3 + k4P0. (2.36)
Значение коэффициентов ks и k4 в зависимости от удельной массы двигате-
лей следующие:
у кг/даН 0,16...0,20 0,20. ..0,23 0,26. ..0,30
k3 0,0125 0,0300 0,0330
k4 0,2420 0,2300 0,0240
Простейшая статистическая формула имеет вид
тс.у = (1,6... 1,8) плвт,,в. 2.37)
Уравнения (2.35) — (2.40) учитывают массу силовой установки без топлив-
ной системы и ВСУ. В уравнения (2.35) и (2.37) подставлять следует величину
массы сухого двигателя без реверсеров и самолетных агрегатов.
Формула Шейнина для определения относительной величины массы силовой
установки (тс.у) имеет два варианта в зависимости от компоновки двигателей
на самолете. При размещении их под крылом, в крыле или на кормовой части
фюзеляжа [40] формула имеет вид
тс.у = ^ху/?р (0,2 + 1,7у2в) Рп^ - Пдв + тш.об + а. (2.38)
Ядв — 1
При смешанной компоновке двигателей (два — на крыле, один — на фюзе-
ляже) или при Пдв=2,5 формула имеет вид
™е.у = (0.2 + 1,74) Рокк + КХ(0,2 + l,7Vy Р0]Диф +
_____ + тш.об + л, (2.39)
где Рп-1 — тяговооруженность при отказе одного из двигателей, определяется
по уравнениям (2.6), (2.7); пдв; удв— число и удельная масса двигателей; £;
а — статистические коэффициенты (см. табл. 2.4); kp; kp'— коэффициен-
ты, соответственно учитывающие компоновку двигателей, число реверсеров и на-
личие реверса на третьем двигателе при смешанной их компоновке (при его на-
личии £р'=1,07, при отсутствии—1,0), /пш.Об — относительная величина массы
шумопоглощающей облицовки гондол.
Формула Бадягмна для определения тс.у [4]:
— / ЯдВ.рев\ —
[ тс.у = Л111 +0,11 I Улв^о + г (2. 40)
i \ Идв /
, где,Пдв.рев — число реверсированных двигателей; av, bi — статистические коэф-
I фициенты (см. табл. 2.4); Ро — энерговооруженность самолета.
С помощью (2.38), (2.39), (2.40) определяется масса силовых установок в
L стандартной комплекции, но без учета массы топливной системы и несливаемого
г остатка топлива. Эти формулы справедливы при степени двухконтурности пс.д в
!>, пределах от 0 до 6.
Формула Хухорева для определения массы топливной системы с несливае-
! мым остатком топлива
тт.с = (0,0127 - 17.10-9Ипс) (А + 0,27К£) Ут.с + тн.о.т, (2.41)
[ где при ДпК А=0,66, = 1,0; при ДнФ А=0,76, = 1,2; VT.с — обьем
' топливной системы; тн.о.т — несливаемый остаток топлива.
93
2.4. Значение коэффициентов в формулах (2. 38), (2.39), (2. 40)
в зависимости от числа и компоновки двигателей, типа и числа реверсеров
Коэффициенты Тип и число реверсеров Компоновка и число двигателей
ДпК 2 ДпК 4 СКД 2, 5 СКД 3 (оЛИИ в фюзеля- же) СКД 3 (один иа фю- зеляже) ’ДнФ 2 ДнФ 3 Днф 4
ЙР Решетчатый, пр =2 1,070 1,035 1,000 1,000 1,000 1,070 1,052 1,035
feP Решетчатый, ЛР = ЛДВ 1,070 1,070 1,070 1,070 1,070 1,070 1,070 1,070
ftP Створчатый, «р=2 1,110 1,055 1,000 1,000 1,000 1,110 1,083 1,055
*Р Створчатый, лр=лдв 1,110 1,110 1,110 1,110 1,110 1,110 1,110 1,110
ьсх с.у — 1,000* 1,000* 0,990 0,990 0,980 1,040 1,010 1,060
а .— 0,005 0,005 0,003 0,005 0,004 0,005 0,005 0,005
£ —. 1,000 0,980 — — — 1,000 1,005 1,040
ai — 0,950 1,040 — — — 1,120 1,114 1,134
Ьг — 0,0185 0,0192 — — — 0,020 0,020 0,020
* Для силовых гондол. Для несиловых гондол k Ci у =0,98. •
2.4.5. Определение суммарного значения массы систем
оборудования, управления и снаряжения
Наиболее надежным является поагрегатное определение массы оборудования
на основе перечней и схем, но они появляются на более поздней стадии проекти-
рования самолета, а вначале ее величину определяют с помощью статистических
или параметрических зависимостей, найденных по данным однотипных самолетов.
Так, для массы энергетических систем наиболее объективным параметром явля-
ется удельная масса, выраженная через отношение массы каждой системы к ее
мощности, для системы кондиционирования — ее масса, отнесенная к объему ка-
бин или к числу пассажиров (величина этих удельных измерителей закономер-
но уменьшается с ростом мощности в одних случаях и числа пассажиров в дру-
гих). Массу теплозвукоизоляции и массу отделки относят к единице поверхности
и т. п. При определении массы систем многие из них подразделяют на три сле-
дующие группы: готовые изделия, коммуникации, элементы крепления. При этом
принимают, что для каждого агрегата оборудования масса элементов крепления
составляет 10... 15% от его массы (нижний предел относится к более тяжелым,
верхний — к более легким агрегатам).
При определении массы энергетических систем следует прежде всего учиты-
вать ее увеличение с ростом тоннажа самолета. При грубой оценке можно при-
нять увеличение мощности гидравлической системы пропорциональным взлетной
массе в степени 3/2. Этот рост объясняется не только увеличением потребной
энергии основных потребителей, но и расширением функций системы на тяже-
лых самолетах. Увеличиваются и коммуникации с увеличением размеров само-
94
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
лета. Разброс точек на графике объясняется, в частности, различным назначе-
нием самолетов, от чего также зависит число потребителей и масса системы
(например, у грузовых самолетов дополнительные потребители — устройства от-
крывания грузовых люков). С увеличением мощности растет и весовое совершен-
ство. Так, гидросистема самолета С-5А, весящая 3200 кг, имела бы массу около
10 500 кг, если бы она была разработана в соответствии с техникой, принятой
15 лет назад [52]. В дальнейшем прогнозируется значительно меньший прогресс.
В области электрических систем также наблюдается прогресс, но относи-
тельно меньший (см. рис. 2.8,а, б), он связан с переходом на переменный ток
высокого напряжения, разработкой интегральных схем и микроминиатюризацией
аппаратуры. В итоге, несмотря на рост абсолютного значения массы, относи-
Рис. 2. 8. Пример обработки статистических данных по оборудо-
ванию самолетов различного тоннажа:
а—потребная мощность электрической системы; б—рост удельной мощ-
ности источников электроэнергии
тельное значение ее уменьшается. Различия в технических условиях не позволя-
ют получить графической зависимости изменения массы самолетного оборудо-
вания mc.o6=f(mo). Увеличение абсолютного значения массы связано с ростом
потребной энергии, что объясняется увеличением количества потребителей, осо-
бенно с появлением электронного оборудования, систем автоматического контро-
>ля и т. п.
Наблюдается не только рост потребляемой энергии бортовых систем, но и
энергоемкости тормозных устройств колес, что, естественно, связано с ростом
тоннажа.
Производительность оборудования для кондиционирования воздуха прибли-
зительно пропорциональна площади теплорассеивающей поверхности кабины и с
возрастанием массы самолета увеличивается не прямо пропорционально, а в нес-
колько меньшей степени. Усовершенствование системы привело к снижению ее
удельной массы (m/N), что позволило в известной мере парировать эффект за-
кона квадрата — куба.
Формулы приближенного расчета массы оборудования. На самой ранней
стадии проектирования и в различных исследованиях желательно использовать
простейшие статистические формулы, типа приведенных ниже, поскольку в этих
случаях удобно оперировать суммарным значением массы всех систем.
Формула Г. А. Комаровой, выведенная на основе обработки большого ста-
тистического материала и справедливая для пассажирских самолетов, имеет вид
щоб = 103 (аоб + 10~зробщ0) (а'б + 1О-зр'б,по), (2.42)
«об! Зоб? %б’ Зоб—статистические коэффициенты (см. ниже).
Формула Хоуви, как и формула Комаровой, была выведена для прикидоч-
ного определения суммарной величины массы всех систем оборудования и уп-
95
равления, снаряжения я экипажа пассажирских самолетов большой дальности
полета и большой пассажировместимости (т. е. широкофюзеляжных). Комарова
уточнила эту формулу, введя выражение (аоб +1°-3^т0), и тем расширила об-
ласть ее применения для всех пассажирских самолетов:
"гоб.сн = (4540 + 0,1 т0) (а'б + 1О-зр'бто), (2.43)
где аоб; ₽об — статистические коэффициенты, значения см. ниже.
Формула М. С. Большакова для массы оборудования (2.15) в отличие от
здесь приведенных выражена в функции не взлетной массы, а числа пассажиров
(лпас) и дальности полета (АТех), что делает ее удобной для определения взлет-
ной массы по формуле (2.14).
Значение коэффициентов в уравнениях (2.42) и (2.43) в зависимости от раз-
мера самолета следующие:
«об ?об аоб ^об аоб Роб
Аэробусы (d$>5 м) 1,000 0 12,4 0,080 1,463 —0,00142
mo>70 т; (</ф<5 м) 0,961 0,00056 3,33 0,093 0,870 0
т0<70 т; (</ф<5 м) 0,400 0,0125 3,33 0,093 0,333 0,01080
Формула А. А. Бадягииа [3] для определения относительной величины мас-
сы систем оборудования и управления магистральных дозвуковых пассажирских
самолетов
—- 500 “ / ^ПЯС 1 /о
тоб = 0,12 +-----+0,041/ —— 0,0011 т’/3. (2.44)
/п0 V 100
Формула В. С. Хухорева определяет массу оборудования как сумму масс
самолетного оборудования (связанного с навигацией, управлением и обеспече-
нием безопасности полетов) и пассажирского оборудования (связанного с наз-
начением самолета):
Л^об = ^с.об^О 4“ ^н.об*
Относительная величина массы самолетного оборудования (тс.об) зависит
от размеров и тоннажа самолета и определяется формулой
[900 2 7 1
— + “/=+0,0438 , (2.45)
то V то J
где — коэффициент, учитывающий утяжеление коммуникаций различных сис-
тем. При кормовой установке двигателей ^ = 1,07, при компоновке двига-
телей на крыле ^=1; — коэффициент весового совершенства, определяется
по данным самолета-прототипа.
Масса пассажирского оборудования (шп.об) зависит, главным образом, от
числа пассажиров и числа членов экипажа:
теп.об ~ ^п.об (ппас 4" Лэк).
Уравнение для определения коэффициента йп.оо имеет вид
(6,615 (Лпас + Лэк) , . 141,357 3,675 '
«п.об— £об { 4~ г, , . ,1/2 „1/2 '
( [(Лцас 4" Лэк) fn.Q
0,441 (Т211ас + Лэк) )
4"--------Z2/3------[ • (2- 46>
Значение коэффициента £ задано уравнением I
g = [0,72 + 0,2-10—5m0] m0/(nIIac + n9i).
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
£' Статистические весовые данные пассажирского (бытового) и вспомогатель-
г ного оборудования отечественных и зарубежных самолетов с обработкой этих
р данных и некоторым обобщением приведены в работе [6]. Правда, там принята
г своеобразная классификация этого оборудования, но они все же могут оказаться
L полезными.
I 2.4.6. Анализ точности формул укрупненного весового расчета *
I Точность формулы определения взлетной массы и формул снаряженного са-
| молета проверена путем сопоставления результатов большого числа контрольных
I расчетов с фактическим значением массы пассажирских самолетов и их моди-
Е фикаций. Эти весовые характеристики известны для большого числа самолетов.
f Р(лтк пл),%
W —I—1—----J।—I'—------------------I_______ll l I II
0 Z 4 6 0 Z 4 6 BOZ 4 6ЛТП°/„
a) 5) в)
Рис. 2. 9. Интегральные кривые распределения вероятностей ошибок
в расчетах по формулам (номера которых совпадают с номерами кри-
вых) и по методу многократных вычислений величины массы:
» а—взлетной; б—пустого снаряженного самолета; в—конструкции планера
«Информация о массе планера, силовых установок и особенно систем оборудова-
ния и управления весьма ограничена, соответственно и число контрольных расче-
тов здесь значительно меньше, что отражается на характере кривых и других
^показателей точности. В случаях применения соответствующих формул полезно
Е проводить дополнительную проверку по прототипу и вводить найденный при этом
^поправочный коэффициент. При проверке формул оборудования полученный в
^расчетах результат сравнивался с условно фактическими данными, которые опре-
г делялись как
В ^об — ^п.сн ^к.пл “ ^с.у»
* Анализ точности формул и их уточнение выполнили инженер
Г. А. Комарова и техник Е. М. Питерская.
2280 97
2.5. Точность формулы укрупненных весовых расчетов
Расчет массы' Характер формулы и ее автор Номер формулы Число парамет- ров Погрешность при Р(Д/п)=100% Погрешность при Р(Дт)=90%
Пределы, % zm % Лрас Пределы, °/о Зт % Лрас
взлетной Первого приближения (2.14) — -10,2...+8,6 4,6 55 —7,0...+6,7 4,0 50
Второго приближения 1 случай (2.25) 2 случай — -7,8...+6,1 —2,6...+4,0 3,6 2,1 43 43 -6,9...+6,1 —2,6... +3,3 3,2 1,9 40 40
пустого снаря- женного самолета Суммарной массы (2.26) — -5,9...+8,4 4,2 43 —5,9...+5,9 3,9 41
Статистическая (2.27) 2 —10,3...+22,9 6,7 45 —9,7...+8,8 5,1 42
Евдокимова (2.28) 2 —20,7...+9,6 5,9 45 —8,6. ..+8,5 4,7 42
Хоуви (2.29) 2 —21,1...+13,5 6,5 45 —5,7...+10,6 5,0 42
Средняя погрешность при расчете по трем фор- мулам (2.27), (2.28) (2.29) — —8,7... +10,2 4,0 45 -6,7... +5,4 3,1 41
конструкции планера j Статистическая (2.30) 1 —6,3...+13,7 5,1 17 —6,3...+7,4 4,0 16
Комаровой । . (2.31) 1 -5,7...+9,9 3,6 17 -5,7...+6,3 2,8 16

» Козловского (2.32) 1 -9,8...+7,8 3,8 17 —3,7...+7,8 3,2 16
Средняя погрешность при расчете по трем фор- мулам (2.30), (2.31), (2.32) — —5,6 ... +4,7 2,7 17 -2,7... +4,7 2,4 16
конструкции планера дальних самолетов Статистическая (2.30) 1 -4,1...+3,8 3,1 8 —2,9...+3,8 2,9 7
Комаровой (2.31) 1 -3,9...+9,9 4,7 8 —3,9...+6,3 3,4 7
Козловского (2.32) 1 —3,3...+4,0 2,6 8 -3,3...+3,3 2,3 7
Хоуви (2.33) 3 —4,3...+6,2 3,5 8 ^4,3...+3,1 2,9 7
Средняя погрешность при расчете по трем фор- мулам (2,31), (2.32), (2.33) — —2,1 ... +3,9 2,0 8 —2,1 ... +2,4 1,6 7
каркасной кон- струкции Либермана — Тилоу (2.34) 3 —6,3...+6,9 4,8 16 —6,3...+6,4 4,6 15
силовой уста- новки (без топлив- ной системы) Статистическая (2.35) 2 —4,4...+6,1 3,4 16 —4,4... +6,1 3,2 15
Статистическая (2.36) 2 —10,0...+2,5 4,7 16 —8,7...+2,5 4,1 15
r.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?
Продолжение
w C+ S2 ХА 1—< ха 1—< ю т—< ю т—« | г—< 1-Н ^4 со 1—4
CL К из о % 06 »^p o'" s 2,5 со" 3,5 сч | 5,2 ХО Гз хО СО
о X S <и сх о С г—ч |£ 0, Пределы, % —4,3 ... +3,4 -5,0...+4,5 00 + со со •<г со + СО 1 | —8,9...+7,9 Ю 00 + ( оо сч 00 + со 7 —9,9...+12,0
сть при 1 w p« si co r—< <о со т—< СО г—4 ха со т—1 СО т—< оо ^4 ХА т—<
100% % “0 3,3 3,0 3,8 2,6 ’’Г со ХА 5,9 5,3 7,9
о X г <и сх о е II г—ч IS ч^> о. Пределы, % CO + OO 1 —5,9...+4,5 00 + со ТГ СО + со 1 ха + ХА~ 1 00 о" + 05 со" 1 со с? + СО со 1 —3,5 ... + 8,2 —9,9...+13,8
sodianieden со »—ч I со
OITOHfr
n 3 •* г—ч/—s г—s •» /—ч Z-S Z-X Z-4
Номе! s ex о 88 СЧСЧ 00 05 со СО СОСО (2.40 со о со со со т—< со' со сч сч (2.15
X 2 4 S CX c CX <D id C3 Cl C3 X ее автор Средняя погрешность при расчете по двум формулам Шейнина Бадягина Средняя погрешность при расчете по двум формулам Хухорева 1 Комаровой Хоуви Средняя погрешность при расчете по двум фор- мулам 1 Большакова
Расчет массы силовой уста- новки (без топ- ливной системы) топливной системы | оборудования
100
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Точность формул проверена: а) для числа самолетов от 16 до 45; б) при
условии заданных значений то; р; Ро; тт, тк.н; пПаС; LTex; в) при широком ди-
апазоне значений основных характеристик пассажирских самолетов с двигателя-
ми различных типов, при этом: то=4О... 350 т; £тех= 1400... 10 600 км; тк.н=
=8... 80 т; мпа с —90 ... 500 пас.
Результаты анализа точности сведены в табл. 2.5 и показаны на графиках
(рис. 2.9 и 2.10), с помощью которых можно определять вероятность* получе-
ния той или иной погрешности (Дт). Эти результаты подтверждают достаточно
высокую точность рассмотренных формул и целесообразность применения мето-
да многократных вычислений.
Рис. 2. 10. Интегральные кривые распределения вероятностей
j ошибок в расчетах по формулам (номера которых указаны на
i графиках) и по методу многократных вычислений величины
массы:
Е о—силовой установки (без топливной системы) по статистическим форму-
’ лам; б—то же по формулам первого приближения; в—систем оборудова-
I ния, управления и снаряжения
0 Взлетная масса в контрольных расчетах второго приближения (по 2.25)
[' определялась при одном из следующих условий.
>• 1. При определении массы планера, силовой установки и оборудования за
I расчетную величину массы (используемую в расчете) принята величина mJ1,
I найденная по формуле (2.14) первого приближения (m§= mJ1);
i* 2. Для определения массы перечисленных частей самолета за расчетное при-
I пято фактическое значение взлетной массы (т$), известное по статистическим
р данным. В этом случае преследуется цель выяснения правильности учета фор-
К • мулами других переменных величин при прочих равных условиях. Подобные
, задачи встречаются и в практике проектирования, например, при выборе площади
крыла путем расчетов целой серии вариантов. Тогда задаются рядом значений
* См. раздел 1.2.8.
101
взлетной массы из условия достижения заданной дальности полета при задан-
ной коммерческой нагрузке или из условия заданной взлетно-посадочной полосы.
Возможны, конечно, и другие задачи для решения в несколько приближений,,
когда искомой величиной взлетной массы предварительно задаются. Понятно,
что в этих случаях величина тот становится условно фактической.
На рис. 2.9,а нанесены три кривые, одна из них т0 получена по формуле
(2.14), две другие —как сумма масс планера, силовой установки, оборудования,
найденных по формулам (2.25) укрупненного расчета, а также массы заданной
полезной нагрузки. Эти две кривые соответствуют двум упомянутым случаям,
в первом из которых (7) т^=т^, а во втором (2) mQ=m^. (Кривая, найден-
ная по (2.14), определялась из 55 расчетов, остальные две получены из 43 рас-
четов) .
2.4.7. Методы пересчета
Наряду со сложными алгоритмами и теоретическими обоснованными форму-
лами определения массы частей самолета, включающими от 15 до 40 параметров,
в практике проектирования находят широкое применение и методы пересчета *.
Простейшие из них, которые в дальнейшем совершенствовались и усложнялись,
были единственной основой первых весовых расчетов.
Методы пересчета применяются при определении весовых характеристик,
например, при поиске оптимальных размеров, при расчете модификаций, при
сравнительной оценке весовой эффективности сопоставляемых самолетов, в по-
агрегатных и в подетальных расчетах. Методы пересчета имеют свои разновид-
ности, основывающиеся: 1) на формулах пересчета; 2) на коэффициентах пере-
счета; 3) на удельных измерителях; 4) на производных и градиентах.
Формулы пересчета. Формула пересчета массы пустого самолета в общем ви-
де имеет вид
тп.сн = тп^ + Дт1 (ХЬ х2х1~) 4- Д/П2 (t/b 1/2,..., yt) +
+ ... + Дтя(2ь г2.....2-,),
где Amt; Дт2; Amn — приращения массы варьируемой части самолета в функции
изменения (приращения) различных видов параметров (х<; у,; zt) и действую-
щих нагрузок.
Индекс «н» означает новую величину массы с учетом изменений, рассматри-
ваемых в каждой данной вариации. Исходной («исх») может быть как факти-
ческое т* или теоретическое значение массы агрегатов (или частей само-
лета), так и суммарная величина массы самолета:
тп.СсХн = т} + Д/п1 + Д/п2 + ... + = т} + (2 A/n)const,
где Ami; Am2; Amn; (SAm)const — постоянные приращения массы частей само-
лета, размеры которых не варьируются в данных исследованиях, и их сумма.
Формулы пересчета массы крыла (тКр) могут применяться при изменении
его площади и взлетной массы (S и то) или удельной нагрузки р с условием
сохранения остальных параметров неизменными. В формуле пересчета, предло-
женной Шейниным [39], масса крыла выражена в виде суммы масс силовых
(тс.э) и конструктивных (тк.э) элементов и массы элементов механизации кры-
ла (тмех):
н исх 0,55»^^ то 1 КР откр.б/-й 5нсх тисх |Л5н/5исх н исх 0,5SH / , рн . /~~S” ткр ткр.б/м £НСХ у! рнсх у' 5НСХ \ SH - )+<« ; (2. 47> / "^мех \ 5й • (2.48> ' ^мех
* Общие положения см. 1. 2. 2.
102
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
где исходная масса крыла без элементов механизации; S”ex; S™x —
новая и исходная площадь средств механизации.
В (2.47), (2.48) принято пгс.э=0,5 от массы.крыла без элементов механи-
зации. Учитывая, что rnc.s—f(p), более строго принимать
/пс.э = 0,026 + 9,8- 10-4р; тк-э = ткр — тс,э — тМеХ.
Формула пересчета массы крыла для аналогичных условий легко может
«быть получена из формулы Торенбика (см. 3.1.4):
С_,н \0,55 / он \0,8375 он
——— I I ---- I I _,ИСХ мех . ,04
исх / \5ИСХ/ ^мех оисх » (/•
т0 / \ / г>мех
_,н _,нсх
"*KP — ткр.б/м
(2.50)
Формулы (2.47), (2.48) и (2.49), (2.50), несмотря на их различие, примерно
одинаково учитывают влияние параметров на величину массы крыла (рис. 2.11).
О коэффициентах пересчета по прототипу. Коэффициенты пересчета исполь-
зуются как конкретные для данного самолета (или частные) поправочные коэф-
фициенты при определении массы частей самолета по расчетным формулам. При
этом выполняются два параллельных расчета — проектировочный и расчет мас-
сы прототипа, подобного проектируемому, фактические данные о котором из-
вестны. Из сопоставления этих данных с полученными находятся коэффициенты
пересчета, которые и учитываются в проектировочном расчете. При этом, понят-
но, необходима однотипность упомянутых самолетов и увязка коэффициентов с
•конкретными схемами и другими отличительными признаками. Имеет значение
и близость размеров, ибо масштабный эффект при резком их расхождении су-
щественно влияет на массу конструкции.
Пересчет взлетной массы с помощью коэффициента роста. Величина взлет-
ной массы при начальном изменении массы (Дтн) какого-либо агрегата может
«быть определена как — т”сХ + <ррДтн.
Значение фр определяется по одной из формул, приведенных в 2.5.4, в со-
ответствии с характером изме-
нения (см. указанные там три
случая).
Метод пересчета с по-
мощью удельных измерителей
основан на правилах подобия.
Пересчеты массы элементов
конструкции ведутся с прото-
типа, который отличается вы-
сокой весовой эффективностью.
При этом желательно наи-
’большее соответствие геомет-
рических параметров, расчет-
ных нагрузок, однотипности
конструктивных и технологиче-
ских решений и применяемых
материалов.
Этот метод наиболее часто
применяется при расчете прос-
тейших элементов конструкции,
но не исключается и пересчет
массы таких агрегатов, как
гондол, оперения и даже фюзе-
ляжа. Однако для таких круп-
ных частей, как фюзеляж, пе-
Рис. 2. 11. Сравнение результатов определения
массы крыла без механизации по формуле
пересчета Шейнина (2.47) и по Торенбику
(2.49)
уесчет носит лишь прикидочный характер.
1СЗ
Для примера покажем возможные пути пересчета массы оперения и фю-
зеляжа.
Формулы пересчета массы оперения элементарно просты, если принять ус-
ловие Pr.o/Sr.o = const и qT.o — const (аналогично для вертикального оперения).
Тогда пересчет массы оперения, например, при
Рис. 2. 12. Зависимость массы фюзеляжа и
бытового оборудования от суммарной пло-
щади боковой поверхности Фюзеляжа и
площади пола:
□—однопалубные самолеты; О-многопалубные
изменении площади крыла сво-
дится главным образом к опре-
делению новых площадей опе-
рения, значение которых мо-
жет быть найдено по уравне-
ниям (2.91), удовлетворяющим
условиям сохранения статичес-
ких моментов (4r.o=const и
Вв.о—const) при cot 1st и,
следовательно, при £r.o=const.
Эти формулы учитывают из-
менение САХ и ZKp при измене-
нии площади крыла. В случае,
если изменяют /ф и одновре-
менно S и Son, расчет можно
вести на основе градиентов (см.
2,4.8).
Пересчет массы фюзеляжа
три изменении его длины удоб-
но вести по формуле
т« = т- + %Д/ф,
где тф//ф.
Массу фюзеляжа
но рассматривать
сумме с величиной
мож-
и в
массы
и грузового оборудования ниж-
гмб.об бытового оборудования верхней палубы
ней палубы. Следует иметь в виду, что зависит от величины вставки и воз-
растает с увеличением Д/ф вследствие роста изгибающего момента (Л4Из). Мож-
но также воспользоваться графиком (рис. 2.12, [49]), который аппроксимиру-
ется уравнением, учитывающим площадь Sn пола: Шф+.'?1б.об = ^(5ф+5п), при
этом 6 = 26,8 для короткорейсовых самолетов (у которых меньше объем обору-
дования) и 6=29,3 для дальнорейсовых самолетов.
2.4.8. Метод градиентов
Метод градиентов [3], основанный на вычислении производных взлетной
массы и масс частей самолета, применяется также для пересчетов при измене-
нии или варьировании различных параметров самолета или расчетных данных.
Градиенты взлетной массы представляют собой произведения производной на
приращения какого-либо параметра или начального приращения массы час-
тей самолета:
дт0
grad т0 — ——— Ы —
di
Например, изменение массы снаряженного самолета при изменении взлетной
массы и ряда параметров может быть записано в виде
д/ип.сн д/пп.сн д/ип.Сн .. /vf* \
Л^п.сн= Д7По + $$ AS 4- ДХ +... 4- (2j Дт)С0П8Г
Первая из этих производных в свою очередь равна сумме
д/Ип.сн дткр дтф дтоп дтш
дто дт0 дт0 дт0 дт0
104
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Применение метода градиентов для определения массы частей самолета при
изменении их параметров покажем на примере пересчета массы шасси (с коле-
сами), величина которой в общем виде зависит от взлетной и расчетно-посадоч-
ной массы самолета тР.п, высоты стоек шасси ЯСт и посадочной скорости Vnoc.
При одновременном независимом изменении всех или части этих величин при-
ращение суммарной массы шасси определится уравнением
или
„н ____исх । дт* к . дтш дтш
тш тш + &то + Л А/Пр>п + А//Ст + AVnoc
OWlO О/Пр.п ОП ст О If пос
тш = тш* + х/поДтО + *тр.пА/Пр.п + *нстА^ст + xyIIOCA Vnoc.
Это уравнение можно написать отдельно для конструкции шасси и для ко-
лес. Если часть расчетных величин не изменяется, соответствующие производные
равны нулю. Величина производных может быть определена как приращение
массы шасси на единицу приращения каждой из расчетных величин и рассмат-
риваться как единичный градиент роста массы.
т' _,ИСХ " „исх
% ' *" * " ~ 11 1 । •
—,исх ’ тр.п т' „исх’
т0 Р ОТр.п —тр.п
тт — ИСХ „ИСХ
х тш
хЯСт га' ____ /уисх * vnoc у' ________уисх ’
__ “ст ш пос v пос
jj где тш; тш; тш; тш —массы шасси, найденные по расчетной формуле при
! условии единичных изменений одной из расчетных величин; т'о; т'р п; Нсх\ У^ос—
* расчетные величины с первым изменением.
t Найденными таким образом производными можно пользоваться при после-
li дующих изменениях. В случае, когда одновременно изменяются несколько или
все расчетные величины, полезно вводить поправочный коэффициент, учитыва-
I юший взаимное их влияние. Это влияние оказывается утраченным при опреде-
| лении приращения массы шасси от изменения одной из величин.
, При использовании метода градиентов аналогичные уравнения могут быть
[ выведены для определения массы различных частей самолета и для определе-
I ния его суммарной массы. Следует лишь заметить, что вычисление производных
требует определенной осторожности.
« Пересчет взлетной массы методом градиентов. В расчетах к выбору площади
g? крыла или силовой установки часть приращений массы частей самолета не за-
г висит от mo [2Am=const по (2.46)], другая часть Amo=f(mo). В этих случаях
К определение взлетной массы удобно вести по формуле пересчета:
К +(SAm)const + Дто]псн + ОТк‘н
Приведенное уравнение решается и методом итерации. В первом приближе-
нии т0' определяется при условии хто = ^. в последующих ъто может быть
принята постоянной предварительно найденной величиной в соответствии с при-
веденными ниже общими положениями.
!> Общие замечания к вычислению производных взлетной массы
L 1. При вычислении производных величин массы частей самолета следует
Г рассматривать не полную массу (в нашем случае шасси), а лишь ту ее часть,
б величина которой непосредственно зависит от изменения рассматриваемого па-
граметра (например, при изменении высоты стойки шасси масса тележки практи-
Ечески не изменяется).
2. Производная взлетной массы обычно лежит в пределах 0,14... 0,18 (т. е.
bвзлетная масса изменяется на величину 1,14... 1,18 от начального изменения
105
массы Am, какой-либо части самолета). Значения этой производной зависят от
различных условий постановки задачи и в отдельных случаях могут лежать в
пределах 0,1 ... 0,2.
3. У самолетов большой дальности полета изменение взлетной массы при
изменении площади крыла (при выборе ее значения) невелико, так как ЕА/ио—
— A/n0(«S)—AmT(K), а К увеличивается вследствие уменьшения F/S при увели-
чении S (относительно Д/пт невелико, ибо относится к большой в этих случаях
величине /пт). _ _
4. У самолетов большой дальности полета изменение А/no—/(Атп.Сн) наи-
большее, так как велико /пт и велик коэффициент роста <рр (см. 2.5).
В 2.4.7 приведены формулы пересчета взлетной массы. Алгоритмы опреде-
ления ее величины, основанные на системах весовых уравнений различного уров-
ня, приведены в 3.5.2.
2.5. КОНЦЕПЦИЯ КОЭФФИЦИЕНТА РОСТА МАСС (КРМ)
2.5.1. Определение понятия
В процессе проектирования используются не только формулы определения
взлетной массы, но и методы, позволяющие определить степень ее роста (т. е.
общего изменения) под влиянием частичных изменений, например, массы агре-
гатов оборудования, частей самолета или нагрузки, изменения сопротивления
или летных характеристик, влияние которых находят путем определения весо-
вых эквивалентов, играющих в этом случае роль начального изменения массы.
Подобные задачи могут возникать на различных этапах проектирования, но ре-
шаются они различно. В период эскизного проектирования к наиболее быстрому
решению приводит метод коэффициента роста, относящийся к числу прибли-
женных.
Коэффициент роста масс (срр) есть мера увеличения взлетной
массы самолета, вызываемого начальным изменением массы (Атн) отдельных
составляющих или «дополнительной» массой при условии сохранения всех (или
некоторых) характеристик самолета. Иначе говоря, КРМ связывает приращение
взлетной массы с начальным изменением.
Величина КРМ зависит от характера возникновения начального изменения,
от того, какой части самолета оно касается, и от принимаемых условий. Эта
величина сохраняется постоянной при одних условиях и изменяется при других.
Условиями сохранения основных характеристик принимаются два следую-
щих ограничения: *
— при сохранении постоянными основных параметров самолета—удельной
нагрузки на крыло р= const и тяговооруженности самолета Ро — const (из ус-
ловия сохранения сбалансированной' длины ВПП) сохраняют свои значения все
летные характеристики, кроме дальности;
— при неизменной величине относительного запаса топлива mT=const со-
храняется дальность полета.
Эти ограничения возможны в случаях, когда размеры самолета окончатель-
но не выбраны. На более позднем этапе проектирования возможны иные огра-
ничения, например, S=const и SPo=const.
Приведенное определение понятия КРМ относится к росту взлетной массы,
но правомерно рассматривать и коэффициент роста снаряженного самолета
(«Рр.п.сн) при условиях т0—var или m0=const. Правило трех констант явля-
ется общим, но не обязательным. В частных случаях <рр применяется при сохра-
нении неизменными лишь одного или двух параметров. Это справедливо как
для <рр, так и для <рр.п.сн. Например, в случае увеличения состава оборудования
построенного самолета можно рассматривать только одно условие тТ=const.
Указанное общее условие сохранения летных характерйстикх при началь-
ном изменении массы на величину Лтп приводит к изменению размеров и массы
крыла и оперения, тяги и массы силовой установки, массы фюзеляжа, шасси и
106
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
топлива. Следовательно, изменения происходят не только на величину Дтн, но
в значительно большей мере, поскольку учитывается возрастание массы всех
перечисленных частей самолета и топлива.
В анализах с применением КРМ взлетную массу подразделяют на две груп-
пы— «неизменную массу» и «изменяемую массу». Первая из них не изменяется
при изменении взлетной массы, вторая — изменяется. Обычно принято, что на-
чальное изменение происходит только в неизменной части массы самолета. В
более общей постановке задачи начальное изменение может произойти как в
первой, так и во второй из этих частей. Многие из приведенных ниже уравнений
выведены для случая изменения неизменной массы и справедливы при условии
сохранения летных и прочностных характеристик самолета. В* случаях прира-
щения изменяемой массы обычно происходит изменение летных и прочностных
характеристик, т. е. самолет при этом будет отвечать требованиям, отличаю-
щимся от исходных.
К группе, именуемой «неизменная масса» (тнеизм) относят массу целевой
(коммерческой для пассажирских или боевой для военных) нагрузки, части обо-
рудования, снаряжения (для пассажирских), вооружения (для боевых) экипажа
и, строго говоря, несиловой конструкции. В некоторых случаях включают массу
той части силовой конструкции, которая не подвергается изменениям, тогда ис-
пользуется так называемый «частичный» коэффициент роста. В группу «изменяе-
мая масса» (тИзм) включают все остальные составляющие массы пустого сна-
ряженного самолета и массу топлива, которые являются функцией взлетной мас-
сы, летных характеристик и потребной прочности самолета
т0 — тнензм. + тизм- (2. 51)
Некоторые авторы вводят, кроме того, своеобразную классификацию харак-
теристик, подразделяя их на летные характеристики, связанные с КРМ, и лет-
ные качества. Под летными понимаются характеристики, поддающиеся непосред-
ственному измерению, такие как скорость, высота и дальность полета, взлетно-
посадочные характеристики, прочность, ресурс. Под летними качествами пони-
маются устойчивость, маневренность и т. п.
По приведенному определению самого понятия и уравнению (2.51) коэффи-
ниет роста взлетной массы выразится как
dmQ
^^неизм
(2.52)
Учитывая, что из уравнения (2.51) Шяетзм—то—/Пизм, получим
^тнеизм
dm0
dm0
(2.53)
подставляя в уравнение (2.52), имеем
¥р= 1
^^ИЗМ
dm0
(2.54)
Следовательно, коэффициент роста зависит от изменяющейся массы, величина
которой в определенной мере зависит от взлетной массы. Производные в урав-
нениях (2.52) и (2.53) можно приближенно заменить приращениями и получить
। А^изм
Д/710 ,
Д/И0
<рР=—-------; тР = 1
дг«иеизм
(2.55)
Уравнения (2.54) и (2.55) вследствие подобной замены приводят к завышенным
значениям КРМ.
107
Разновидности КРМ:
1. КРМ при приращении «неизменной» массы» <рр (этот коэффициент иногда
называют классическим) и КРМ при изменении «изменяемой массы» <рр>Изм. При
этом <рР><рР .изм-
2. «Общий» (<рр) и «частичный» (<рр') коэффициенты. Первый соответствует
сохранению всех характеристик самолета, второй — лишь части их. КРМ явля-
ется «частичным» и в том случае, когда приращение одного из компонентов
неизменной массы (например оборудования) приводит к изменению массы лишь
части элементов, относящихся к группе изменяемой массы (например, масса
крыла, оперения и силовой установки изменяется, а масса фюзеляжа и шасси —
не изменяется).
3. КРМ для случая, когда дополнительная масса (или начальное изменение)
не приводит к увеличению объема и не ухудшает аэродинамику самолета, и
другие случаи, когда возникают одно или оба указанных изменения.
4. Коэффициент роста массы пустого самолета (<рр.п.с), при вычислении
которого исключается влияние топлива на величину конечного приращения
массы.
Коэффициент роста может учитывать (через соответствующие весовые экви-
валенты) изменения объема, поверхности, геометрических параметров и сопро-
тивления. В соответствии с этим понятие коэффициента роста, принятое еще в
начале пятидесятых годов (работа Дриггса 1952 г.; работа Бэллгауса 1954 г.
[60]), В. Хербст предложил называть «весовым эквивалентом массы» [60].
Величину приращения (Al) различных параметров или характеристик (так
же как и приращение массы) самолета или двигателя А. А. Бадягин ввел не-
посредственно в уравнение для КРМ и, используя термин «градиент взлетной
массы», получил
grad /п0 Ы = х/Дг. (2.56)
di
При рассмотрении влияния начального изменения массы производная (ит)
выражается у него уравнением, соответоствующим уравнению для КРМ, т. е.
хт=дт01дт*, где через дт* обозначена величина дтНеизм [см. уравнение (2.52)].
Влияние различных факторов и условий на величину КРМ
1. При условии сохранения летных характеристик <рр>1,0.
2. КРМ является наименьшим у малонагруженных самолетов с низким от-
носительным значением массы силовых элементов конструкции, возрастает, глав-
ным образом, с увеличением запаса топлива *.
3. Коэффициент роста больше, если для дополнительной величины массы
(например, оборудования) требуется дополнительный объем или если с измене-
нием геометрического параметра увеличивается поверхность и возникает допол-
нительное сопротивление.
4. При строгом учете характера первичных изменений на рост взлетной
массы влияет и расположение на самолете дополнительной массы (например,
оборудования), но КРМ это не учитывает (влияние этого фактора принимается
пренебрежимо малым).
5. КРМ является постоянной величиной для создаваемого самолета лишь
на данном этапе проектирования.
2.5.2. Теоретические основы КРМ
Сложность понимания явления роста взлетной массы самолета при частич-
ных изменениях проекта усугубляется сложностью взаимного влияния масс
различных частей самолета. Решение подобных задач основано на анализе по-
* При вычислении КРМ следует рассматривать запас топлива, соответ-
ствующий полету с максимальной коммерческой нагрузкой.
108
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ведения целевой функции при внесении малых изменений с помощью новых кри-
териев, которые называются эквивалентами параметров. Рассмотрению этих
вопросов и теоретических основ данной проблемы посвящены работы В. Антони
[55], А. Бадягина [3], Бэллгауса, Г. Габриэли, Г. Дриггса [54], И. Дракина [15],
В. Сэлмана [69], В. Козловского [40], В. Хербста [60,]. X. Хертеля [59], В. Шей-
нина [39] и [40].
Изучение этого вопроса исторически началось с введения еще в 1917 г.
В. П. Ветчинкиным понятия «авиационный вес». Под этим термином он понимал
условную массу, которой можно догрузить самолет вместо элемента конструк-
ции. убранного из воздушного потока и ранее создавшего дополнительное сопро-
тивление. В дальнейшем идею В. П. Ветчинкина развивали в своих работах
Г'. Г. Рострвцев, Н. Н. Фадеев. К- Д. Вуд, В. С. Пышнов, О. Н. Розанов.
Для понимания математических зависимостей, основанных на производных
от массы и параметров, рассмотрим физический смысл самого явления. Исход-
ным примем положение о необходимости изменения размеров крыла и тяги дви-
гателей для сохранения характеристик самолета. При этом происходит измене-
ния взлетной массы, которые можно проследить, условно рассматривая этот
процесс поэтапным [39]. Тогда на первом этапе взлетная масса (тог) с учетом <
дополнительной массы, являющейся начальным изменением неизменной массы
Атн, и первичного изменения изменяемой массы Amt определится уравнением
т'о— т0 + Дтн + A/nlt (2.57)
где Ami = Д/пкр + Д/Пф + Дтоп + Дтш + Дтс.у + Д/пт.с + Дтт. (2.58)
Приращение массы крыла (АтКр) при р=const обусловлено изменением
его размеров и расчетных нагрузок, массы фюзеляжа (Дтф) — связано с изме-
нением его длины и нагрузок от оперения; а приращение массы оперения (А/пОп)
связано с изменением площади крыла; масса шасси (А/пш) увеличивается из-за
изменения расчетно-посадочной массы самолета. Приращение Дтс.у связано с
условием Po=const, а Д/ит и Д/ис.у — с условием znT = const.
Первичное увеличение массы на Ami ведет, в свою очередь, к новому
(меньшему) росту массы перечисленных элементов, т. е. действует как новая
дополнительная масса и тем обусловливает вторичное увеличение массы и так
до тех пор, пока последующие приращения массы не будут пренебрежимо малы
по сравнению с начальным изменением или дополнительной массой. Следова-
тельно,
Дт0 = Дтн + Д/гц -4- Дт2 + Дл*з + ... + Дтл.
Таким образом, любое начальное приращение массы самолета ведет к обя-
зательному росту составляющих массы самолета, и этот рост носит характер
убывающей геометрической прогрессии, где
Дт„ < Дтл_г < Дтл—2 <... < Дт3 < Д/и2< Дтр
Значение каждого последующего приращения запишем как
Д/П1 = ф1Дтн; Дт2 — фгД^ь Дтз — 4*зДт2 и т. д.,
где фг — отношение последующего приращения к предыдущему.
При условии ф1< 1 процесс является сходящимся.
На основе сказанного получим
Дтн + Д/П1 + Дт2 + ... + Дтл =
= дтн (1 + Ф1 + Ф1Ф2 + 4*14*24*3 + ... + 4’14*г4*з4*44*5- • -4*и)- (2.59)
Выводы. 1. Роль КРМ не ограничивается возможностью упрощенного на-
хождения значений взлетной массы при возникновении местных изменений, но
КРМ позволяет и судить об их влиянии на весовую и экономическую эффектив-
ность каждого данного самолета. Чем больше КРМ, тем строже следует отно-
ситься к различным изменениям и тем выше должен быть эвивалент стоимости
одного килограмма облегчения конструкции и агрегатов оборудования.
109
2. Использование уравнений типа (2.52) и (2.56), приводящихся к более
общему и более точному решению, связано с необходимостою получения надеж-
ных исходных данных, оценивающих численно величины производных. Работа
по вычислению этих производных по объему соразмерна выводу уравнений.
Следовательно, рекомендации по определению производных массы конструкции
не согласуются с потребностью их использования на первоначальных этапах
проектирования, когда применение КРМ наиболее желательно.
2.5.3. Область применения КРМ
В полной мере КРМ может быть применен на ранней стадии проектирова-
ния, когда еще возможно изменить площадь крыла и тягу двигателей. По мере
продвижения в разработке проекта область применения ограничивается, а ве-
личина КРМ уменьшается, что объясняется исключением возможности сохра-
нения р=const и других условий, определяющих КРМ. Если сохраняется хотя
бы условие L=consi (что возможно на любой стадии проектирования и после
постройки самолета), то Дто>/ин, а <рр>1. Возможно применение КРМ и при
разработке модификаций, но при строгом учете конкретных условий.
В начальной стадии проектирования КРМ может быть применен в самых
различных исследованиях влияния на взлетную массу самолета изменений массы
элементов конструкции, изменений параметров, поверхностей, объемов, сопро-
тивления частей самолета и т. п. В таком случае, как уже отмечалось, использу-
ется система ьесовых эквивалентов. КРМ можно пользоваться и при сравнении
весовых данных сопоставляемых самолетов или их эффективности *. Примером
различных условий исследования может служить сравнение двух самолетов,
отличающихся массой конструкции и дальностью полета, при этом может ока-
заться т0«const, определяется же величина Дтп.сн, равная <₽Р.п.сн Дтн. Ве-
личина <рР.п.сн>1,0 в том случае, если (—(рр.п,снДтн) = + Дтт. При этом
ДЩп.сн>Дшн, поскольку возрастают расчетные значения масс самолета без топ-
лива и посадочной. Этот пример иллюстрирует разнообразные условия приме-
нения КРМ.
Применения КРМ для определения весовых характеристик проектируемого
базового самолета (в отличие от модификаций) путем пересчетов с прототипа
задача весьма сложная, сопряженная с большим числом жестких условий и ог-
раничений и, следовательно, таит в себе вероятность грубых ошибок. Возможно
поэтому в практике проектирования этот путь не нашел широкого применения.
Вывод уравнений для КРМ основывается на часто применяемом в практи-
ке проектирования правиле линейного подобия и сохранения весового баланса.
Поскольку область применения расчетных уравнений достаточно ограничена, то
при некорректном применении КРМ может появиться расхождение между ве-
личиной приращения массы, найденной с помощью КРМ, и полученной в ре-
зультате проектировочной проработки. Вследствие этого КРМ можно пользо-
ваться для ориентировочной оценки, а не для окончательных расчетов. Он позво-
ляет попять особенности проектируемого самолета и оценить влияние локальных
изменений массы для конкретных условий. КРМ не учитывает использование
резервов прочности, при их использовании его значения были бы соответственно
ниже, но учесть их в начальной стадии проектирования невозможно.
Уравнения для определения КРМ имеют кроме того достаточно узкую об-
ласть применения по следующим причинам.
1. Принимаемые приближенные значения производных (например,
dm^ ______ \
------ _ I , остаются постоянными в пределах малых отклонений от найден-
мой в каждом случае исходной взлетной массы (гипотеза mi=const ведет к завы-
шению КРМ).
* Следует иметь в виду, что различные величины относительных зна-
чений масс оказывают существенное влияние на величину КРМ и являют-
ся источником несовместимости анализируемых самолетов.
110
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
2. Значение ограниченного (когда условие р— const не выполняется) КРМ
остается постоянным при незначительном изменении запаса топлива и при
тт — const (при значительном изменении его массы и взлетной массы не выпол-
няются условия £=const при тт=const).
Причины сложности использования КРМ и необходимой осторожности его
применения заключаются в разнообразии условий и громоздкости точных реше-
ний (с вычислением производных). Дело в том, что КРМ зависит не только от
вышеперечисленных причин, но и от характера изменений (в одних случаях
дополнительная масса требует дополнительного объема, в других — нет и т. п.),
а также от характера той части самолета, масса которой изменяется. Если она
принадлежит к группе неизменной массы (нагрузка, оборудование), КРМ имеет
одно значение, если к группе изменяемой массы (крыло, оперение), — иное зна-
чение, если изменяется масса топлива — третье. И, наконец, еще один случай:
известно, что уравнения для КРМ справедливы при определенных условиях,
в том числе и при mT=const. Однако условия крейсирования самолета с уве-
личенной площадью крыла (вследствие возрастания т0, но при условии р—
=const) могут привести к уменьшению тТ (из-за уменьшения относительной
площади миделя), и тогда КРМ будет несколько ниже. Это следует иметь в
виду, если преследовать цель достижения достаточно точного решения задачи
с применением КРМ. Применение КРМ для ориентировочной оценки исключи-
тельно удобно и убедительно.
2.5.4. Расчетные уравнения КРМ *
Известно, что определение производной dmK3Mldm0 затруднено отсутствием
надежных аналитических связей и сложностью достоверного определения соста-
ва изменяемой части массы самолета (особенно состава переменного оборудо-
вания). Поэтому авторы при помощи различных допущений и гипотез получили
различные формулы, результаты расчетов с применением которых в какой-то
степени различны. По структуре эти формулы близки между собой, поскольку
исходным является одно и то же уравнение (2.52).
Другой метод нахождения КРМ предложен Хертелем [59] и Хербстом [60].
Он основан на решении задачи методом последовательных приближений (ите-
раций). Исходя из тою, что процесс проектирования носит итерационный ха-
рактер, авторы предположили, что порядок расчета и применяемые зависимости
в каком-либо приближении абсолютно идентичны порядку расчета и применя-
емым зависимостям во всех предыдущих и последующих приближениях. В этом
случае
= ф = const. (2.60)
1
Это предположение не вполне верно, так как в реальном процессе проекти-
рования применяемые зависимости и порядок расчета усложняются по мере уве-
личения числа итераций, ибо в каждом новом приближении появляются допол-
нительные исходные данные, позволяющие применить более точные зависимости
для расчета искомых параметров. Но при определении значения коэффициента
роста массы это предположение вполне допустимо.
На основе выражения (2.59) можно получить
<рр=(1+ф + ф2+ ... 4-фл), (2.61)
* Анализ уравнений и их уточнение выполнил инженер М. С. Боль-
шаков [42].
111
где степенной ряд по определению является коэффициентом роста, который мож-
но записать как
Тр= 1 +Ф + Ф2+ ... 4-ф" = г-—» (2-б2>
1 — ф
। — dWZn.cn
где ф = тт 4- —— .
дт0
Таким образом, можно сделать предварительный вывод, что наиболее точное
значение коэффициента роста массы самолета можно найти воспользовавшись
методикой Хербста — Хертеля. Но это и наиболее трудоемкий путь, так как оп
требует решения системы весовых уравнений для каждой части самолета с це-
лью нахождения их новой массы. Поэтому им воспользуемся лишь для сравне-
ния и оценки результатов, полученных по различным формулам.
Основным уравнением взлетной массы в анализах с использованием коэффи-
циента роста является
^Онов ~ ^Zohcx i
где /Понов, /п0 исх — новое и исходное значение взлетной массы. Знак плюс при-
меняем в случае начального прироста массы, а минус — в случае ее уменьшения.
Уравнения типа (2.52), (2.55) для определения <рр представляют собой ма-
тематическое выражение самого понятия КРМ, а вычислять его можно по при-
веденным ниже расчетным формулам. Все они представляют несомненный инте-
рес, в том числе и подходом исследователей к решению этого достаточно слож-
ного вопроса.
Формулы Бадягина, Дриггса и Бэллгауса и другие расчетные формулы све-
дены в табл. 2. 6. Все они являются производными основной теоретической (2. 5’2)
и упрощенными ради простоты применения. Среди них наиболее близкой к
(2. 52) является формула Бэллгауса, но и наиболее сложной, поскольку связана
с необходимостью вычисления производных.
А. А. Бадягин [6], исходя из уравнения типа (2.52), для вычисления про-
изводной дто/дтн получает формулу (2.64), в которой КРМ является функ-
цией относительной массы топлива и части относительной массы пустого само-
лета. Однако он предпочитает более точную формулу
Тр =--------, (2.63)
— СгШп.с
1 — тт— ——
в которой производная дтп. с/дт0 может быть получена при любых ограниче-
ниях (P0=const, p=const; S=const и т. п.) дифференцированием, она отражает
и стадии проектирования
d/Пп.с d
------= -—(ткр + /пф 4- топ 4- тш 4- mc.v + тоб).
ото---ОТП§
В таблицах (2.6 и 2.9) и на графике (см. рис. 2.13) результаты расчета
по этой формуле не приведены, поскольку там анализировались простейшие фор-
мулы, удобные для приближенных оценок роста массы по различным причинам.
Путь же вычисления производных достаточно трудоемкий, он успешно использу-
ется в расчетах модификаций и других исследованиях, требующих более высокой
точности (см. 2. 4. 7).
Дриггс [54] за исходное к выводу формулы принимает выражение <рр =
—А/По/Ашн. н, где тп. н — масса неизменной части нагрузки. Уравнение (2. 65)
приведено в работе, в которой исследуются самые общие явления роста массы.
Бэллгаус [55] исходит из основных положений «общего коэффициента роста»,
изложенных выше, и полагает, что четыре производные в его формуле обеспе-
чивают постоянство летных характеристик, дальности полета, критериев летных
качеств и прочности соответственно. В его формуле (2.66) учитываются, поми-
мо топлива, силовая установка, конструкция и часть оборудования, масса кото-
112
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
формул; < расчетные формулы для КРМ 1 Формулы расчета КРМ т С Г—4 э 4 х—“Ч IS + о 1 IS 1 1 I c t-“< 3 4 C c t is + IS + * IS + IS 1 Г—< 1 г—< *о о Е *£ Е S ю о Е *5 Е S Т—< II JI Гт С’У Р dS дт0 ) (2. 66) /**ч ю сч Is 1 о II 0 ч с т—< 0 0 4 1 IS* 1 т—« ’ (М е 4- Е is а + IS* 1 1
S 2 св С. с < 1 ч
«водные взлетной массы; гипотезы, принятые at 1 Гипотезы, принятые при 1 выводе производных Линейное подобие самолета с увеличенной массой исходному самолету, k=2,2 —2,7 1 c e c c s t a S c > jjunvnnt k/inwn lUlDUDlA масс планера и силовой уста- новки (с. у) и переменного обо- рудования (п. об) Возможность нахождения достаточных аналитических связей массы конструкций пл а- нера и переменного оборудо- вания в функции s и т0 Неизменное значение произ-j водной дтп.св/дт0 для любого] самолета | Переменное значение произ- водной дтп.сп/дт0 в функции ГПт Линейная зависимость веся планера и СУ от взлетной мас- сы; возможность нахождения линейных коэффициентов ста- тистически
« 'О < i С Е S 1> S с к п S э X > 4 IB х— < is СЧ + E H IS X Ю + e; § IS l< t tie IE + > 4 И 4 IB ✓ » к ° Е Ч Е S о dS ^^к.пл.п.об 4- , дтй is" 4- со. О 4- IS тт + а^к.пл + 4“ аг^с.у
£ о о. С <о сч Авторы и номе- ра формул Бадягин (2.64) Дриггс (2.65) Бэллгаус (2.66) Козловский (2.67) Козловский, Большаков (2.63) Шейнин, Большаков (2.77)
113
2.7. Степень зависимости компонентов весового баланса самолета от т0
Компоненты взлетной массы mi ^неизм Масса компонентов пропорциональ- на
Наименование „0,5 mQ mQ ^1,2 то _1,5 т0
Кессон крыла Верхняя панель крыла Вспомогательная кон- струкция + + + + + +
Фюзеляж + + +
Горизонтальное опе- рение Вертикальное опере- ние + + + +
Шасси +
Силовая установка + +
Управление самолетом + + . + +
Электронное оборудо- вание Электросистема Гидросистема Прочее самолетное обо- рудование + + + + + + + 4-
Система кондициони- рования Прочее пассажирское оборудование + + + + •
Снаряжение Невырабатываемое топливо + + + +
114
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Продолжение
Компоненты взлетной массы mi тнеизм Масса компонентов [пропорциональ- на
Наименование | „,0,5 т0’ т0 „,1,2 т0 „1,5 т0’
Топливо Коммерческая нагрузка + + + + •
Итого: m0 2тнеизм “Г*4 оо Б н (° w/) v СО н 2т4(тоВ)
рых переменна. Массу оборудования Беллгаус подразделяет на две части —
переменное и неизменяемое, но ни он, ни Дриггс не раскрыли состав перемен-
ного оборудования.
Метод Сэлмана [69]. Исходя из обычного уравнения взлетной массы как сум-
мы составляющих, Сэлман выражает каждый из изменяемых компонентов в ви-
де степенной зависимости от взлетной массы. За исходную он принимает форму-
лу типа т0 = пгнеизм 4-Л1т01-|-Л2/ио2+^з/по’"Ь^4то* и после подстановки и пре-
образования получает
<Рр = dm0/dmHeil3M = 1/(1 — °’5— k2 — 1,2Лкрт§’2 — 1,5£3mJ’5),
2mi(mo’5) 2m2(m0)
(mJ’2)
^кр — «Д.2
mQ
2'Mctq’5)
mJ’5
значения 2mt; 2m21 2m3; S/n4 — по табл. 2. 7.
Основное отличие формулы Сэлмана заключается в степенной зависимости
массы компонентов (в противоположность линейной в других формулах) и в зна-
чительно большей детальности исходных данных и самого расчета.
Уравнение Козловского. Исходя из того, что численные значения КРМ су-
щественно зависят от характера начального изменения массы самолета, В. И. Коз-
ловский вывел несколько привлекательно простых приближенных формул [40].
Основная из них включает только один свободный параметр — относительный за-
пас топлива — и предполагает постоянство производной dmu. c/dm0 при различ-
ных запасах топлива, т. е. предполагает постоянство относительных масс частей
пустого самолета различной дальности полета. Это допущение приводит к тому,
что расхождения результатов, полученных по формуле (2. 67) и методом итера-
ции, выявляются в области и малых и больших относительных запасов топлива.
Для исключения этого недостатка М. С. Большаков предложил ввести коэффи-
циент р и выразить его в функции относительной массы топлива. Уравнения Коз-
ловского (2.67) и Козловского — Большакова (2.68) помещены в табл. 2.6. Зна-
чения коэффициента р приведены в табл. 2. 8.
115
2. 8. Значения коэффициентов сц, «2, ₽ в уравнениях (2.68), (2. 77)
Условия примен ения «1 a2 ₽
р=const Ро—const 0,78 0,83 0,4—0,33mT
SPo=const 0,78 0,0 0,304—0,33mT
5=const Ро— const 0,41 0,83 0,304—0,33m T
SPo=const 0,41 0,0 0,21—0,33mT
Кроме того, Козловский предложил два уравнения: одно — для случая из-
менения массы коммерческой нагрузки с учетом изменения размеров фюзеля-
жа (<pP(v))
Тр(Г)=Л/Ч.н’ (2*69>
другое уравнение — для случая, когда начальное изменение массы на объем фю-
зеляжа непосредственно не влияет:
Р тк.н + 0,5 (/пф + лго6.ф) ’
где /Поб.ф—относительная масса оборудования, расположенного в фюзеляже.
Значение статистического коэффициента а, равное 0,8... 0,9, является наи-
большим, так как тк. н влияет не только на расчетные нагрузки, но и в наиболь
шей степени на объем фюзеляжа. Если первичное изменение массы на объем не
влияет, то КРМ будет примерно вдвое меньше (2. 79).
Уравнения Шейнина. Различные условия существенно влияют на величину
КРМ, соответственно изменяются и сами уравнения. Ниже приведен вывод урав-
нений для наиболее типичных случаев применения КРМ, к которым можно отно-
сить случаи изменения взлетной массы от приращения величин неизменной и из-
меняемой величины массы при сохранении объемов самолета и эти же случаи, но
при условии изменения объемов (и поверхностей) или каких-либо иных пара-
метров самолета.
Случай первый: изменение взлетной массы самолета от приращения ве-
личины неизменной массы при условии сохранения объемов. За исходное для
вывода принимается уравнение (2.51), которое в развернутом виде и в относи-
тельных значениях массы может быть записано как
[^к.н + тоб.сн]неизм [тк.пл + WZc.y + ^т1изм — 1 >0» (2.71>
откуда
______ткм 4~ ^об.си____
1 — (^к.ил + «с.у + тт
= 1,0.
(2.72>
Здесь за неизменную массу принимается масса коммерческой нагрузки (тк. н) »
полное значение массы оборудования, систем управления и снаряжения с экипа-
жем (тОб. сн). В пределах небольших начальных приращений и, следовательно,
небольшого изменения взлетной массы самолета, при котором и целесообразно'
применение КРМ, подобное допущение является приемлемым.
При увеличении неизменной массы на величину начального приращения
(Дгин) правая часть уравнения будет равна уже не единице, а какой-то вели-
чине
^к.н + ^об.сн + &ти
/— — — \ — Л . . /О/
1 (^к.пл 4~ ^с.у + ^т)
116
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Коэффициент роста в этом случае определится отношением
X- 1
7р=^=~- <2.74>
После подстановки значения X в (2.74) из уравнения (2.73) получим
, 1 I н “4“ ^об сн "”Н Д/Лц I
?Р = —— {-----7- О6'Т ------— 1,0/. (2.75>
Д/пн ( 1 — (тк.пл + тс.у + тг) ]
Это уравнение имеет самостоятельное значение [40], оно показывает влияние
и взаимозависимость различных компонентов, но после его преобразования может
быть получено и более простое выражение:
*Рр~ 1 (~ , — , — р (2.76)
1 — \^к.пл + тс.у + тт)
в котором приближенно принято mK. n.4 = const; тс. y=const. М. С. Большаков.
[42] предложил для формулы (2. 76) считать неизменным лишь часть относитель-
ной массы конструкции планера и силовой установки. Действительно, при изме-
нении взлетной массы самолета пропорционально ей изменяется лишь часть мас-
сы планера, представляющая собой силовые (или расчетные) элементы (тс. э)-
Масса так называемых конструктивных элементов (тк. э) практически не изме-
няется.
Аналогично при изменении SP0 пропорционально изменению т0 (при Ро—
— const) изменяется лишь часть массы силовой установки и, следовательно, ме-
няется относительная ее величина. В результате получено
Тр = ;---, (2.77)
1 (а1/Лк.пл + ®2^с.у M-J
где аг, аг — коэффициенты, учитывающие долю относительной массы конструкции
планера и силовой установки, величина которой сохраняется постоянной (при
изменении абсолютного ее значения пропорционально изменению взлетной массы).
Значения «1 и а2 для различных условий изменения и различного характера
начального приращения Дтн приведены в табл. 2. 7.
Уравнение (2.77) справедливо в случаях, когда начальное изменение массы
(Атн) представляет собой изменение Атк. н или Атоб, т. е. изменение неизмен-
ных частей массы самолета.
Случай второй: изменение взлетной массы самолета от приращения
величины неизменной массы при условии изменения объемов или каких-либо иных
параметров. В этом случае имеются варианты: 2а) изменение объема при изме-
нении нагрузки или оборудования; 26) изменения только объема фюзеляжа (без-
других изменений) или размеров крыла, например, при уменьшении с для умень-
шения сопротивления.
Особенностью случая 2а, связанного с потребностью дополнительных объемов,
для размещения дополнительной полезной нагрузки Ат^('н или дополнительного
оборудования Ат,,6 является то, что приращение массы от увеличения этих объе-
мов учитывается только в первом приближении, в последующих же приближениях
расчет ведется без повторного увеличения объема. Следовательно, дополнитель-
ную массу от увеличения объема Am(AV) можно присовокупить к начальному
изменению массы или Ат„'и и написать равенство
'Рр(дГ) Дтн = Тр [Д^н + Дл* (ДУ)],
откуда
Г Дт (ДУ) I
Ч’р(ДО=?р[1+ Дтн ]•
Если принять Am(AV) =AmH, то A/n0—2(ppAmH и <рр(ду) = 2<рр.
(2.78)
(2.79)
117
В случае 26 дополнительным компонентом является только масса, связан-
ная с изменением размеров, и тогда начальное приращение носит тот же харак-
тер, что в случае 1, т. е.
Ат (ДУ) = Дтн. (2.80)
Случай третий: изменение взлетной массы самолета от приращения из-
меняемой массы при условии сохранения размеров самолета.
При увеличении какой-либо части изменяемой массы ради удовлетворения
нового требования (например, улучшение взлетно-посадочных характеристик) из-
меняется относительная масса только одной (или нескольких) частей самолета;
остальные остаются неизменными, так как их величины определяются сохранени-
ем основных требований. Вывод уравнения для данного случая основан на (2. 77),
а которое вводятся две коррекции. Первая связана с изменением относительной
массы той части самолета, масса которой является изменяемой. Вторая связана
•с тем, что при нахождении значения <рР методом последовательного приближения
в первой итерации увеличивается только масса тех изменяемых частей самолета,
•относительные массы которых не изменились под влиянием начального прираще-
ния, из условия сохранения всех основных характеристик самолета неизменными.
Другими словами, в первом приближении на начальное приращение части изме-
няемой массы самолета дополнительной массы этой части не требуется. Напри-
мер, если увеличивается по каким-либо причинам масса крыла, то на первой ите-
. рации следствием этого будет увеличение массы остальной конструкции плане-
ра, силовой установки и топлива (для сохранения запаса прочности, тяговоору-
женности и относительного запаса топлива). А уже вследствие этого вторичного
роста массы самолета начнется итерационный рост массы и крыла с учетом его
новых характеристик (/?' и qKp)- Так же определяется возрастание массы
-самолета, если начальное приращение произошло по другим причинам и другой
изменяемой части массы самолета. Поэтому значение коэффициента роста в этом
случае уменьшается пропорционально величине (1 — а,т/).
Основываясь-на этих двух коррекциях, можно написать:
1 — a jtn'j
Тр — "Z / V \ ’ (2-81)
1 — (X (J.LmL — а ]ТП] + а jm.)
a-де nij — исходная относительная масса изменяемой части самолета; т/ — но-
вая относительная масса той изменяемой части массы самолета, в которой про-
изошло первичное изменение массы, найденное после введения этого изменения;
<ij — коэффициент пропорциональности, указывающий на степень зависимости
массы изменяемой части самолета (в которой произошло изменение массы) от
изменения взлетной массы; т« — относительные значения масс изменяемых ча-
стей самолета, в которых не происходит начального приращения массы; а, —
^коэффициент пропорциональности, указывающий на степень зависимости массы
данной части самолета от т0.
Эта запись (2.81) значения КРМ является более общей, чем запись в фор-
ме (2. 77), так как, если изменение произошло в неизменной части массы самолета,
величина которой не зависит от взлетной массы, уравнение (2.81) преобразу-
ется в уравнение (2. 77).
Уравнение (2.81) для нахождения значения коэффициента роста проверено
методом итераций для различных случаев возрастания взлетной массы, когда
•начальное приращение происходит в различных частях изменяемой массы са-:
молета.
Сравнивая уравнения (2.77) и (2.81), можно выявить связь
«1^к.пл — У V-itTli Ct2^c.y (2.82)
«ли
«imK .ПЛ «кр (^кр ^оп) + аф^ф + аштш- (2.83)
118
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Необходимо заметить, что в уравнении (2.81) за mj к а; нельзя принимать
тк. пл и ai, так как этим самым нивелируется влияние массы одной части пла-
нера на другие. Поэтому за т, можно принимать массу частей планера, сило-
вой установки и топлива.
Выводы. 1. Коэффициент роста взлетной массы в первом случае (когда
начальное изменение происходит в неизменной части массы) есть величина по-
стоянная для каждого данного самолета и зависит от весовой структуры само-
лета. Когда изменению подвергается изменяемая часть массы (третий случай),
КРМ не является величиной постоянной.
2. В рассмотренных трех случаях возрастания взлетной массы коэффици-
енты роста срр имеют, различные значения. Если нх величины, полученные и»
уравнений (2.77), обозначить через <рР', из (2.79) —через ?р(Дк)> а из (2.81) —
через у", то <р'(дГ) > у' > ?₽•
Коэффициент роста массы пустого самолета. Масса пустого снаряженного-
самолета при включении дополнительного компонента изменяется на величину^
меньшую, чем взлетная масса, а коэффициент ее роста [ <рРп сН можно определить
уравнениями, выведенными для трех условий, учитывающих характер начального
изменения массы Дтн-
Если начальное приращение массы произошло в коммерческой нагрузке
(Дтн==Дтк. л),
Тр = <рр(1 —mJ—1; (2.84>
ни.сн
если начальная масса была добавлена к массе пустого самолета (Дт£1=|Дтп. сн)>
Тр =<рр(1 —mJ; (2.85>
*ЛТ.СН
если же первоначально был увеличен запас топлива (Дтн = Дтт),
?Р =(<Рр— 1)(1 — тТ). (2.8б>
кп.сн ' z
Если в уравнение (2.85) подставить значение <рр из (2.67), получим про-
стейшую зависимость для его определения:
<Рр =(1 — mJ/(0,7 — mJ. (2.87>
нп.сн
Из этого следует, что от того, в какой части массы самолета происходит на-
чальное приращение, зависит не только значение коэффициента роста взлет-
ной массы, но и значение коэффициента роста массы пустого снаряженного са-
молета.
При этом > <р'
НП.СИ Гп.сН НП.СИ
2.5.5. Анализ результатов определения КРМ
Показатели точности весовых формул, приведенные в 1.2.8 и других раз-
делах, получены на основе сопоставления результатов расчета с фактическими
данными. При определении достоверности формул для КРМ подобный путь
исключается. Поэтому анализ этих формул основан на сопоставлении резуль-
татов, полученных по различным формулам * и из расчета методом итерации.
В табл. 2. 9 и на рис. 2.13 приведены результаты подобных расчетов для четы-
рех гипотетических самолетов, отличающихся весовой отдачей по топливу (тт-
в пределах от 0,08 до 0,33 при тк. н=тах).
* При определении КРМ по уравнению Бэллгауса производные опре-
делялись по статистическим зависимостям. При более точном их опреде-
лении возможно и более полное совпадение этих результатов с получен-
ными из расчета методом итерации.
119
При определении КРМ по формулам (2.68) и (2.77) и методом итерации
рассматривались различные условия: постоянный и переменный объем фюзеля-
жа (/ф = const; /ф=уаг), различные сочетания постоянных и переменных значе-
ний параметров р; S; Ро и SPo- При рассмотрении таблицы поэтому следует
Рис. 2. 13. Зависимость КРМ от относитель-
ной величины массы топлива, найденная по
различным формулам и методам итерации
при условиях, указанных в табл. 2.9. Но-
мера кривых соответствуют номерам столб-
цов этой таблицы
сравнивать данные, полученные при одинаковых условиях, т. е. столбцы: (3, 4,
5, 10 и 15); (6, 11 и 16); (7, 12 и 17); (8, 13 и 18); (2, 9, 14 и 19). Данные
столбца 2 близки по значениям к данным столбцов 9, 14 и 19, что соответству-
ет гипотезе линейного подобия, принятой Бадягиным при выводе формулы, ко-
торая, вследствие этого, учитывает изменение размеров не только крыла и опе-
рения, но и изменение фюзеляжа.
Результаты расчетов по формуле (2.66) Сэлмана в сравнительную табли-
цу (2.9) не включены и на график (см. рис. 2.13) не нанесены из-за большого
-объема потребных исходных данных. Для сравнения результатов выполнен рас-
чет для самолета с тт = 24% и получено фр=2,52. По данным табл. 2.9 зна-
чения фр для того же случая лежат в пределах фр=2,17... 2,68 (см. столбцы 3;
4; 5; 10; 15).
120
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
2.9. Сравнение значений коэффициента роста массы, найденных по различным формулам и методом итераций
Из расчета методом итераций При постоянных значениях величин | * * о 10. СП Г“Н СТ> 1© г- о со о CM Tt Tfr 1©
* * о 0. И 00 —ч 1,29 1,41 1,57 1,79
* о 10. Г-Н CM © со со тг t© г- о -7 г-Г см
* о о. н со г-н 00 СМ --Ч со ю г-~ СП -н .-Г см
* о 10ч 1© т~Н со о с- см Г- 00 -—। 1© ’ см" см
По формуле Шейнина—Больша- кова * tc 10. т-Н со СП со со со" СО '}' ю
* * о 0. н со т-Н О —< 00 о СО Н* 1© Г— т-Н т-Н т-Н г—Ч
* о 10. см г-н $ й £ 8 ^7 ^-Г см"
* о О. н Г“Н СО см о> 1© Г- СП -и Г-? см
* о Ю. о т-Н 1© со О со С-. СП СМ 1© —< ^7 см" см
По формуле Козловского—Боль- шакова «• * о 10. О СП 1© ОО СП ч* о н* CO Tt Tt 1©
* о 0. рз оо «-> 1© Ci со СО I© f- Г-н т-Н т-Н г—1
* о 10, со СП г^ —< V© 1© 00 —' —1 СМ
* о 0. И со СО СП г-н 1© 1© оо см"
* о 10. ю СО О 00 -3* 00 о СМ СО —1 см см" см’
По формулам voXvjinreg Ч" 1© С- 1© см ю оо см оо — —см" см"
иэллиё'П' со 00 со оо со О со со —< см см см со
инилв1Ггд см 1-1 Й см СО со н* г©
IS т-Н ОО 1© rf со -И СМ СО
При Z(j,=const; p=const.
При Z<j)=const; S=const.
При Z4=var; р=const.
121
2.6. ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЙ ВЫБОР ТЯГОВООРУЖЕННОСТИ
И ОСНОВНЫХ РАЗМЕРОВ САМОЛЕТА
2.6.1. Постановка задачи
Уже отмечалось, что масса и размер — основа проектирования и конструи-
рования всех инженерных сооружений и их частей — приобретает наибольшее
и определяющее значение в авиации. Оптимальные размеры (с учетом техниче-
ских требований и технологичности), рациональная конфигурация, минимально
допустимые запасы прочности (с учетом надежности и ресурса) приводят к ми-
нимальному значению массы конструкции.
Задача выбора энерговооруженности и основных размеров самолета реша-
ется в несколько - приближений. В процессе этих расчетов варьируются масса
самолета, площадь крыла и оперения, тяга двигателей, длина и поперечные раз-
меры фюзеляжа. Но когда после выбора размеров и определения основных ха-
рактеристик начинается рабочее проектирование, то часто и тогда размеры про-
должают уточняться. Такова одна из особенностей создания летательных аппа-
ратов.
Задача выбора основных размеров самолета, а также параметров органов
управления и средств механизации крыла является предметом широкого круга
расчетов и глубоких теоретических и экспериментальных исследований. Только
в результате весовых и аэродинамических расчетов и экономических обоснований
выбираются окончательные значения площади крыла и тяги двигателей, ибо
•соотношение между массой крыла и массой силовой установки зависит от удов-
летворительной совместимости планера и двигателя (совместимость определяется
условиями взлета, посадки и крейсирования при полученных значениях взлетной,
полетной и посадочной массы). А такие вопросы, как например, выбор размеров
>и конфигурации фюзеляжа решается не только на основе совместных весовых
и аэродинамических расчетов, но и в процессе разработки компоновочных схем,
когда окончательно определяется потребный объем фюзеляжа.
В данной главе даются лишь некоторые представления и ограниченные све-
дения о решении этих задач в объеме, необходимом инженерам-весовикам для
общего понимания этих вопросов и участия в их решении. Приводятся также
расчетные формулы, которыми можно воспользоваться при выполнении весовых
расчетов в период, предшествующий появлению чертежей и размеров самолета.
2.6.2. Тяговооружен ность самолета и число двигателей
'Одной из тенденций в развитии ГТД является изменение диапазона при-
менения одних и тех же двигателей со временем. В первые годы развития ТРД
(1946—1960) один и тот же двигатель применялся на ряде самолетов. Повыше-
ние уровня требований (особенно к экономической эффективности) привело к
необходимости более точного согласования характеристик двигателя и планера
(в частности крыла). Двигатели стали применяться, за исключением ТВД, толь-
ко на одном самолете (1966—1970). В период двухконтурных двигателей полу-
чили развитие двух- и трехдвигательные схемы, которые стали применять на
самолетах большого тоннажа. Это позволило вновь вернуться к унификации
двигателей и применять их на одних самолетах в количестве двух, на других —
трех, на самых крупных — четырех. Подробнее о выборе числа двигателей дано
® работе [40].
Обоснованием выбора числа двигателей и компоновки силовой установки
«а самолете служит экономический анализ, учитывающий не только себестои-
мость эксплуатации конкретного самолета, но и влияние унификации двигателей
на стоимость создания нового самолета, на стоимость обслуживания при экс-
плуатации, на ресурс и надежность.
Потребная тяговооруженность при различном числе двигателей определяет-
ся условиями завершенного взлета при отказе одного из двигателей с обеспече-
нием нормированной степени безопасности или условиями прерванной посадки,
т. е. уходом иа второй круг с одним отказавшим двигателем; сбалансированной
122
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
длиной ВПП, т. е. заданным Классом аэродрома; условиями крейсирования
(в частности, высотой полета, что связано с большим падением тяги по скорости
у двигателей с высокой степенью двухконтурности); ограничениями по уровнк>
шума о г .самолета в районе аэропорта. Силовая установка должна удовлетво-
рять всем перечисленным условиям; определяющими в одних случаях могут
быть одни условия, в других — другие.
Завершенный взлет при отказе одного из двигателей определяется норми-
рованной величиной градиента скорости при наборе высоты на высоте-
10,5 м (над границей ВПП), который является критерием стерени безопасно-
сти, необходимой для пригодности самолета к полетам. Иначе говоря, при вы-
бранных значениях суммарной тяги двигателей и площади крыла предельная
взлетная масса лимитируется величиной этого градиента. В то же время при-
годность самолета к эксплуатации с определенного класса аэродрома опреде-
ляется такой взлетно-посадочной характеристикой самолета, как длина ВПП
(при максимальной массе самолета). Следовательно, низкий класс аэродрома мо-
жет привести к ограничению взлетной массы и неиспользованию его максималь-
ной производительности.
Величина градиента Vv/V2 должна быть не ниже установленной междуна-
родными нормами для самолетов с 2, 3 и 4 двигателями (2,5; 2,7 и 3 соответст-
венно). При определении его значения для конкретного самолета учитывается
угол выдвижения закрылка (6зак) и время убирания шасси. С уменьшением этих
величин градиент возрастает. Число двигателей (пдв) и тяговооруженность
(Ро), определяемые этими условиями, связаны уравнениями (’2. 8), (2. 9). Рас-
полагаемую тягу выбирают с резервом, но умеренным, особенно в тех случаях,
когда двигатели обладают потенциалом роста. При этом имеется в виду, что
величина тяги в различных условиях полета оказывает основное влияние на
летные характеристики, размеры проектируемого самолета и на способы его мо-
дификаций.
В данном разделе кратко рассмотрены лишь условия выбора двигателей в
энерговооруженности самолета как некоторые предпосылки к нахождению паи-
лучшего сочетания тяги двигателей и площади крыла. Уравнения, определяющие
энерговооруженность самолета, приведены в разделе 2. 3. 3.
При выборе двигателей полезно иметь в виду наличие определенного опти-
мального сочетания его удельной массы и удельного расхода топлива. Дело в
том, что весовая и экономическая характеристики двигателей оказывают суще-
ственное влияние на величину взлетной массы самолета, на его весовую отдачу
и транспортную эффективность. Однако степень влияния этих двух параметров
двигателей различна для самолетов различной дальности полета. Так, для ко-
роткорейсовых пассажирских самолетов, весовая отдача по топливу которых
невелика, определяющим критерием является удельная масса двигателя. Для
самолетов большой дальности полета влияние удельного расхода топлива на
дальность полета превышает влияние удельной массы двигателя. Для самолетов
средней дальности полета следует рассматривать эти две характеристики в со-
вокупности и находить оптимальное их сочетание в зависимости от дальности
полета.
Для выяснения степени влияния массы двигателей и удельного расхода топ-
лива на дальность полета можно воспользоваться уравнением дальности, в ко-
тором произведение постоянных для данного исследования величин обозначено
через Аг.
г Ai , то , ткок
L = —— In ------ или L — — In----------.
СР /«кон ср т0
Выражая значения начальной (т0) и конечной (mKO1I) массы самолета через
относительный запас топлива, получим
L ~ — — In (1 — /пт).
Ср
Из рассмотрения приведенных уравнений следует, что дальность полета нахо-
дится в прямой зависимости от удельного расхода топлива.
123
Влияние массы двигателей и силовых установок в целом на дальность по-
лета самолета описывается следующим дифференциальным уравнением:
dL т dm^
L mr [1 — mT тяв
Это уравнение позволяет построить номограмму (см. работу [39]), по кото-
рой легко определять влияние изменения массы двигателей на дальность поле-
та самолетов, обладающих различным запасом топлива. Изменение массы дви-
гателей часто связано с изменением его размеров и приводит к изменению мас-
сы различных агрегатов силовой установки в разной, конечно, степени. Номо-
грамма позволяет определить изменение дальности полета не только от изме-
нения массы двигателя, но и вследствие изменения массы силовой установки в
целом. Выше отмечалось, что изменение дальности полета прямо пропорциональ-
но изменению удельного расхода топлива. Этого нельзя сказать про зависи-
мость дальности полета от массы двигателей. Последняя быстро возрастает при
малом относительном запасе топлива и тяжелой силовой установке и значитель-
но медленнее при большом его запасе. Рассмотрение подобных номограмм при-
водит обычно к выводу, что для каждой дальности полета существует свое оп-
тимальное сочетание удельного расхода топлива и удельной массы двигателя.
2.6.3. Параметры крыла и виды его механизации
Эффективность самолета достигается многими средствами. К числу основ-
ных относится достижение наилучшего соответствия крыла (его площади и дру-
гих параметров) и силовой установки (числа и тяги двигателей). Это соответ-
ствие достигается различными путями в зависимости от выбора типа двигателя.
Если двигатель выбирается из числа существующих, то варьируется площадь
крыла, величина которой определится тягой принятых двигателей и требова-
ниями к проектируемому самолету. В других случаях варьируются обе искомые
величины, оптимальное их сочетание будет соответствовать минимальной вели-
чине себестоимости перевозок.
Площадь крыла в общем виде определяется как
S = т^/р, (2.88)
однако это уравнение с двумя неизвестными 3 и то, а р зависит от Ро и задан-
ных L, Н и L впп • Поэтому выбор площади крыла S ведется путем определения
взлетной массы та и массы снаряженного самолета та, сн в двух различных рас-
четах. В расчетах дальности и взлетно-посадочных характеристик определяют эти
данные (из условия заданных тк. н иL) и получают ряд сочетаний —>-3—>
—*~тп. сн. В весовом расчете определяют та. сн и т0 для того же диапазона
значений и получают свой ряд подобных сочетаний. Значения, найденные в рас-
чете летных характеристик, являются как бы потребными, а в весовых расчетах —
реально возможными. Затем нанесенные кривые на совмещенном графике дадут
точки пересечения, соответствующие данным, которые удовлетворяют требова-
ния двух упомянутых расчетов. Графики могут иметь различный вид, например:
/ип. сн=Ц5); m0—f(S) или m0—f(ma. Сн; S). Это при условии тк. н=const и
/nT = const. Можно на эти же графики нанести кривые тп. Сн—f(/n0; ро) или
та сн=/(щ0; тт)- В последнем случае сохраняется условие L=const, а
г /МК\
mr= f , и т. д.
\ ср '
Перечисленные расчеты будут проще, если двигатели выбраны и, следова-
тельно, 2Р0 — const Но можно варьировать одновременно и энерговооружен-
ность (P0=var). Расчеты тогда несколько усложняются, но путь решения за-
дачи тот же.
Общими вопросами к решению подобных задач могут являться: .
1. Выбор расчетной точки на кривой (рис. 2.14). Определять величину 3
можно как для точки А, так и точки Б. Но если S определяется по точке Б, то
124
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
размеры и масса фюзеляжа в любом случае по точке А, т. е. они должны со-
ответствовать тк. и—»-max. С этим связаны не только размеры, прочность и
масса самого фюзеляжа, но и расчетная масса самолета без топлива (тб/т==
= Щп. сн + ^к. н)-
2. При выборе площади крыла в любой постановке задачи полезно быва-
ет предварительно построить график типа рис. 2. 15. Он позволяет выбрать об-
ласть исследования большую 1 или меньшую 2 в отношении значений Ро и р.
Кривая 3 характеризует требования к взлетно-посадочным характеристикам, по-
скольку ^впп = k -=------(см- 2- 3-3).
Л-1
Ик.Н,Т
Ограничено
объемом ба-
гажи о- грузо-
вых помещении
71 Р“ nnac=inax
Б
Ограниче-
но емкостью
топливной
системы
тпг - max
Ограничено
прочностью
Fornax-const
/-расч ^meXjKri
Рис. 2. 15. К выбору обла-
сти исследования при опре-
делении площади крыла
Рис. 2. 14. Ислодные данные для выбора
площади крыла
Аэродинамические параметры крыла %; %; с; ц; р, находятся на основе цело-
го комплекса расчетов, определяющих аэродинамическую компоновку самолета,
весовые данные крыла, силовой установки и самолета в целом. При этом соот-
ношение между массой (площадью) крыла и массой силовой установки в первом
приближении можно считать зависящим от заданной длины ВПП. Выбор других
параметров также ведется с учетом весового критерия. Например, нахождение
оптимального значения удлинения крыла % можно вести с помощью зависимо-
стей mT=f(X) и mKp=f(X). С увеличением X индуктивное сопротивление кры-
ла, потребная тяга двигателей и масса потребного топлива уменьшаются, но
увеличивается масса крыла. Если принять, что масса силовой установки не зави-
сит от %, то можно найти зависимость типа приведенной на рис. 2. 16. Оптими-
зацию параметров крыла пассажирского самолета необходимо вести и на осно-
ве экономического критерия. Уместно также заметить, что аэродинамическую
компоновку крыла ведут с учетом режимов балансировки. Для приближенного
определения л крыла тяжелых самолетов иногда удобно пользоваться зависи-
мостью X = 10,5 cos2 х-
Механизация крыла. Приемлемые взлетно-посадочные характеристики могут
быть достигнуты: а) глубокой механизацией крыла; б) умеренной нагрузкой на
крыло (увеличением его площади); в) высокой энерговооруженностью при отка-
зе одного из двигателей.
Улучшение взлетно-посадочных характеристик с помощью двух последних
средств приводит к увеличению массы самолета, а при выбранной его величи-
не — к снижению производительности. Но и глубокая механизация крыла, поми-
мо усложнения системы, также утяжеляет самолет. Это противоречие решается
путем всестороннего исследования различных устройств как по задней, так и по
передней кромке крыла. Для одних самолетов из условия базирования целесо-
образна более глубокая механизация, для других, например, для самолетов ко-
125
ротких магистральных или местных линий, предпочтительно увеличение площади
крыла при простейшей его механизации. Следовательно, задача весьма конкретна,
связана с техническими требованиями и решается путем всесторонних исследо-
ваний. Тем не менее тип применяемой механизации следует себе представлять
(хотя бы приближенно) даже на стадии предэс-
кизного проектирования, поскольку средства меха-
низации существенно влияют на массу самолета.
Анализ целесообразности применения глубокой
механизации можно вести на основе весового или
экономического критерия. В первом случае необ-
ходимо учитывать коэффициент роста взлетной
массы фр. В этом анализе следует также оптими-
зировать различные параметры применяемого, на-
пример, трехзвеньевого закрылка. Так, увеличение
су путем увеличения угла отклонения и длины
хода до определенных их значений компенсирует
Рис. 2. 16.
деления
удлинения
Схема опре-
оптимального
крыла по ра-
боте [3]
увеличение массы, которая при этом резко растет.
Но есть определенное значение длины хода, при
дальнейшем увеличении которого прирост су не
компенсирует весовые издержки. Это явление хо-
рошо иллюстрируется графиками, построение ко-
торых является составной частью общего иссле-
дования эффективности закрылков и оптимизации их параметров. На график
наносят две кривые: Cy^f{lXOR&) и m3aK=f (/хода)-
2.6.4. Размеры и схемы оперения
В развитии пассажирской авиации наблюдается тенденция роста относитель-
ного размера оперения и усложнения его схемы. Суммарная относительная пло-
щадь оперения у реактивных пассажирских самолетов первого поколения со стре-
ловидными крыльями в среднем составляла 34% от площади крыла, во втором —
увеличилась до 43%, а у самолетов третьего поколения достигла 53%. Относи-
тельное значение его массы вследствие увеличения размеров и усложнения схе-
мы возросло в 1,5—2 раза. Размеры оперения влияют не только на массу его
конструкции, но и на массу фюзеляжа, а с учетом коэффициента роста — на вели-
чину массы других частей самолета.
Площадь горизонтального оперения определяется условиями устойчивости
и управляемости на малых скоростях полета (на всех углах атаки до закри-
тических); величиной момента, необходимого при отрыве носового колеса при
взлете; условиями крейсерского полета при заданном диапазоне центровок; сте-
пенью механизации крыла. Причем лимитирующим для одних самолетов является
одно условие, для других — иное. Кроме аэродинамических требований, оперение
должно удовлетворять требованиям аэроупругости (флаттер), акустической уста-
лости и минимальной массы. На величину площади ГО оказывают влияние по-
вышение эксплуатационных требований к диапазону центровок, пределы кото-
рого теперь составляют 18... 20% САХ и более. Площадь ГО, как и суммарная
площадь оперения у самолетов с двигателями на фюзеляже ДнФ, возросла, не-
смотря на то, что большая аэродинамическая поверхность гондол создает допол-
нительный стабилизирующий момент, частично разгружающий ГО. Причиной яв-
ляется уменьшение LT. о вследствие смещения назад ц. м. самолета и увеличение
выноса шасси (от взлетного положения ц. м.).
Т-образная схема оперения, широко примененная на пассажирских самоле-
тах с ДнФ (на ВТС — при ДнК, но при схеме высокоплана), приводит к увели-
чению £г. о, поскольку используется стреловидность киля. В результате статиче-
ские моменты (Аг. о), выраженные в функции относительной величины условного
объема фюзеляжа, удалось сохранить в тех же пределах (рис. 2. 17). Следует
заметить, что Т-образное оперение помогает решить и другие задачи, к которым
относятся: необходимость удаления ГО от конуса струи выхлопных газов и зоны
интенсивного шума от двигателей, реверсирование тяги при компоновке Днф, ми-
126
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
нимизации влияния большой зоны скоса потока в случае применения крыла, име-
ющего мощную механизацию и др. При этом величина массы оперения является
одним из факторов, также определяющих достоинства различных схем оперения.
Площадь вертикального оперения у самолетов с ДнФ возросла примерно
в той же степени вследствие значительного увеличения дестабилизирующего мо-
мента от большой, в этом случае, площади парусности носовой части фюзеляжа.
Но и здесь есть положительно влияющие факторы. Исчезла, например, площадь
парусности гондол, расположенных при компоновке ДпК впереди ц. м. самоле-
Рис. 2. 17. К выбору площади горизон-
тального оперения
Рис. 2. 18. К выбору площади
вертикального оперения
та; снизились моменты рыскания (при выходе из строя одного из двигателей);
появился «эффект шайбы» при Т-образной схеме. В результате статические мо-
менты Вв. о лежат в том же диапазоне (рис. 2.18), что и у самолетов с низким
расположением ГО.
Следовательно, площадь оперения в первом приближении может быть опре-
делена из уравнений
, _ -^г.о
т.о— 7
*-г.о
, Вв.о „ fiB.<Ap
в.о— -L Ъ —
^В.О ^в.о
(2.89)
где йА, /к₽ — САХ и размах крыла соответственно.
К более точному решению приводит уравнение, учитывающее положение
центра масс (ц. м.) самолета относительно фокуса крыла, а также величи-
ну
(2.90)
где xF—положение фокуса крыла в процентах САХ; хм — центровка самолета в
процентах САХ.
127
Широкий диапазон центровки достигается не только увеличением площади
ГО, но и увеличением <рСт, правда, последнее может привести к перерасходу
топлива. Таким образом, существует оптимальное сочетание между Зг. о; в и
<рСт, которое определяется на основе весового критерия (здесь Sp. в— площадь
руля высоты; <рст — угол отклонения стабилизатора).
Формула пересчета площади оперения. При выборе площади крыла и варьи-
ровании его величины в заданных пределах приходится изменять соответственно
И площадь оперения. При этом обычно длина фюзеляжа выбрана (/$=const) и,
следовательно, Lr. O = const Тогда Зг. о = /(ЬА), a bA=f(S).
Формулы пересчета площадей ГО и ВО имеют вид
SB.o = -7^VXKpS.
*-В.О
______£ TQ2 + •»} + 1
~ з (7) + 1)2
(2.91)
2.6.5. Размеры и конфигурация фюзеляжа
Весовая и экономическая эффективность самолетов находится в значитель-
ной зависимости от степени использования объемов, т. е. от плотности компо-
новки. Это же влияет и на общие размеры самолета, с чем связана его объемная
эффективность, представляющая собой отношение объема к плсщади смачиваемой
(омываемой) поверхности.
Размеры фюзеляжа пассажирского самолета определяются заданным числом
пассажиров при стандартном размещении кресел и потребным объемом грузовых
помещений. Условия, связанные с первым, включают: ширину кресел и шаг их
установки, ширину и высоту проходов и, в зависимости от числа пассажирских
мест, число туалетов, гардеробов, входных дверей и объемы для буфета. Требо-
вания к багажно-грузовым помещениям включают условия транспортировки зна-
чительного груза при полетах с неполным числом пассажиров. Размеры фюзе-
ляжа зависят также:
1) от выбора экономически целесообразного соотношения суммарного зна-
чения массы пассажиров, багажа и груза в общей массе максимальной коммер-
ческой нагрузки (гик. н), определяемого коэффициентом коммерческой нагрузки
^к. н = Я1к. н/^nacj
2) от принятых значений плотности багажа (qg) и груза (ргр), от массы ба-
гажа, приходящегося на одного пассажира (<7б). С этим связана степень исполь-
зования объема багажно-грузовых помещений (Уб.п). Эти величины связаны
уравнением
И6.„^(*“-"~75)П|,ас, (2.92)
Qcp
(Qrp \ аг.
—— — 1)-=—, (2.93)
Q6 / Уб.п
Qcp — средняя условная плотность багажа и груза с учетом плотности склади-
рования; Уб. п — относительный объем багажно-грузовых помещений; kK. н — ко-
эффициент коммерческой нагрузки; <?б —20 кг/1 пас.
Здесь плотность — не только свойство грузов, но и компактность складиро-
вания. Она зависит от размеров и конфигурации помещений, от способа транс-
портировки багажа и грузов.
Потребный объем Уб. п может быть выражен и в виде статистического соот-
ношения
Уб.п — Уб.п^пас»
(2.94)
128
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
где Уб. п —0,20 ... 0,24 для фюзеляжа с Лф < 4 м, Уб. п = 0,36 ... 0,38 для фюзе-
ляжа с </ф>5,5 м, Уб.п = 0,17 при перевозке только багажа из расчета 20 кг на
1 пассажира.
Потребный объем багажных помещений рекомендуют [16] находить и в соот-
ветствии с уравнением для определения массы коммерческой нагрузки
^к.н == 120Лпас 75ппас + 20цпас 25п1)ас,
где 75 — масса пассажира, 20 — личного багажа и 25 — почты и грузов.
Если принять значение коэффициентов складирования для багажа 0,4, для
грузов и почты 0,6, то их плотность будет соответственно (Об = 120 и Qrp =
= 290 кг/м3, а формула потребного объема багажно-грузовых помещений запи-
шется как
Т7 ___. (20и11ас 25ппас^___
* б.п — Срез I + I — ” > ^О5резИпас,
\ Об Огр )
где |Рез — статистический коэффициент резерва объемов, учитывающий возмож-
ность (особенно у широкофюзеляжных самолетов) использования подпольного
пространства для перевозки дополнительного груза при полетах с неполным
числом пассажиров.
Объем багажных помещений, образуемых в подпольном пространстве, осо-
бенно у широкофюзеляжных самолетов, заметно больше (чем у самолетов d<j><
<4 м), что позволяет использовать грузоподъемность при полетах с неполным
числом пассажиров. Поэтому в формулу введен коэффициент £рез резерва объе-
мов, который определяется по статистике.
Следовательно, точное значение размеров фюзеляжа может быть найдено
путем вычерчивания компоновочного чертежа. Однако в период весовых расче-
тов первых приближений и для различных исследований возможно аналитиче-
ское определение размера фюзеляжа, основанное на статистических формулах,
приведенных в работе [40], где более подробно анализируются условия выбора
размеров фюзеляжа. Простейшая из этих формул имеет вид
( kK н — 75 \
Уф= 0,024а/ £к.н + —-------- /гпас. (2.95)
\ Qcp /
Это уравнение справедливо для фюзеляжей с г/ф<4 м, а при </ф>5 м спра-
ведливо при условии kK. н = 90,3+0,168 паас; qCp=225 и контейнерной системе
перевозок багажа и грузов, а/ — по табл. 2. 10.
Формула, учитывающая виды нагрузки и число членов экипажа пэк, приво-
дит к более точному определению потребного объема фюзеляжа:
17 _ Ф I (ь , ?б \ , , К.н ~ (75 + дб)] ^пас] , о гп гхс\
Уф = ]|лп.к + I я1(ас + 0fRp.6 } + 2,46иэк. (2.96)
Лисп 1Л Об / Огр )
Значения Qe; Огр! Q& — в табл. 2. 10.
Коэффициенты использования объема и
ляются уравнениями
, __ Уп.к + Ув.н + Уб.п _
Лисп-- ТЛ >
Уф
плотности компоновки кабин опре-
&П.К = + Ув,И , (2-97)
^пас
где Уб.п; Ув. п — объем багажных и вспомогательных помещений; Уп. к; Уф —
объем пассажирской кабины и фюзеляжа.
При аналитическом определении размеров фюзеляжа и его эффективности
полезными могут оказаться параметры объемной компоновки пассажирских са-
молетов, приведенные в работе [39].
По найденной из (2. 95) или (2. 96) величине объема можно определить дли-
ну фюзеляжа, задавшись его диаметром из условия числа кресел в одном ря-
ду [39]:
,ф=^< <2-98>
5 2280
129
2.10. Значения плотности багажа, груза (кг/м3) и коэффициентов
в уравнениях (2.92); (2.93); (2. 95); (2.96)
Условия применения Значения коэффициентов при сечении фюзеляжа
круглом дГф= 4 м двойной бульбы круглом */ф[>5,5 м
^р.б Бесконтейнерная система, <76 = 13 Бесконтейнерная система, <7с> = 20 Контейнерная система, <7б = 15 Контейнерная система, </о = 2О 1,20 1,400 1,500 2.7...2,9 2,9...3,1 1,9...2,5 2,0...2,8
^исп — 0,630 0,585 0,440
^п. к — 1,200 1,200 1,350
Ф — 1,000 1.200 1,050
af — 1,000 1,060 1,000
Об - 4 Бесконтейнерная система Контейнерная система 120 150...170 120 150...170 130 180...200
Огр . — 290...300 290...300 320...350
или по статистической зависимости
(2-99)
Для многих самолетов коэффициент <р составляет 2,74... 3,00. Величина его
может быть найдена из уравнений
при р < 400 кг/м2
при р > 400 кг/м2
или
¥ = 2,75 + 0,16-10-35; '
¥ = 2,85 + 0,37-10-35;
¥ = 2,44+3,7-10-2Хф, 4
(2.100)
где Хф = /ф/В.
В расчетах, например, массы шасси требуется знание не только длины фю-
зеляжа, но его носовой (от носа до центра масс самолета) и хвостовой (/хв. ч=
=/ф — 1В. ч) части фюзеляжа.
При Хм=25% еде - " ;
/н.ч = (*+Иф)'; (2.101)
значения a; b, i см. в табл. 2.11.
130
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
2.11. Значения a, b, i в формуле (2.101) для самолетов
со стреловидными крыльями (у=30 ... 35°)*
Компоновка двигателей а b i
ДнК <0,4412 0,610-ю-3 P.O 170
ДнФ 0,4926 1,715-10-3 0,0130
скд 0,4625 1,500-10-3 0,0175
Площадь боковой поверхности фюзеляжа, необходимая для многих весовых
анализов, достаточно точно определяется по формуле
(2.102)
где k ^=0,784+10,4-10-3 Хф при б/ф>5,0; Л^=л/(0,734+14,5-10-3 Хф) при d^<Z
<4,0 и ДнФ; —0/(0,688+14,5-10-3 Хф) при </ф<4,0 и ДнК; о/=1,0 при ок-
ружности в поперечном сечении фюзеляжа; а/=1,05, если сечение фюзеляжа
выполнено из двух полуокружностей разного диаметра (бульба).
Выше приведены формулы аналитического определения размеров фюзеляжа,
используемые при весовых расчетах в начальной стадии проектирования и в раз-
личных исследованиях широкого плана. Используются часто и статистические за-
висимости, выражающие соотношения между потребными объемами и числом пас-
сажиров. Эти соотношения изменяются с ростом размеров фюзеляжа. Выбор
размеров, основанный на этих соотношениях, Л. С. Зинин [16] и [18] назвал ме-
тодом объемной компоновки. Статистические материалы позволяют получить до-
статочно устойчивые показатели плотности компоновки кабин и багажно-грузовых
помещений, которые при анализе эффективности могут быть приняты за кри-
терии рационального использования объемов.
В процессе эскизного проектирования пассажирского самолета проводят
анализ размеров и конфигурации фюзеляжа с целью поиска их оптимальных
значений. Основные условия подобного выбора включают: определение числа
пассажирских кресел и грузовых контейнеров, размещаемых в одном ряду, на-
хождение потребного сечения с наименьшим периметром для их размещения;
определение объема носовой и кормовой частей фюзеляжа; определение длины
цилиндрической части, определение массы и лобового сопротивления фюзеляжа.
В процессе выбора рассматривается ряд вариантов и проводится оптимизация
предварительно выбранного прототипа. Оптимизацию лучше вести на основе
экономического критерия из условия минимальных значений массы и лобового
сопротивления фюзеляжа. При этом учитывается их влияние на изменение тяги
двигателей и площади крыла и, следовательно, изменение массы самолета как
совокупности всех этих изменений. Подобное решение справедливо, если ком-
мерческая нагрузка, число пассажиров и дальность полета заданы, а все осталь-
ное (тяга двигателей, размеры самолета) варьируется.
Возможна и иная постановка задачи, например, тяга задана (двигатель
выбран из существующих), а определяемой величиной являете,я наибольшая
коммерческая нагрузка или дальность полета. Поскольку при большом числе
пассажиров одновременно рассматриваются одно- и многопалубные варианты,
то изменение массы фюзеляжа удобно выражать в функции суммарной площа-
ди боковой (омываемой) поверхности и площади пола. При изменении длины
фюзеляжа учитывается изменение размера и массы оперения из условия сохра-
нения статического момента. В [40] приведен метод расчета, предложенный Мор-
* При х=0° см. в [39].
5*
131
рисом и Эшфордом [49] и построенные ими графики. На одном из них (см. рис.
2.12) дополнительно нанесены точки, соответствующие Ил-18 и Ил-62. Совпа-
дение с данными самолетов фирмы Дуглас, по материалам которых построены
кривые, показывает, что плотность компоновки и весовая эффективность фюзе-
ляжей лежат на одном уровне и метод может применяться при проектировании
отечественных самолетов.
Авторы работы [49] рекомендуют рассматривать не собственную массу фю-
зеляжа Шф, а учитывать при этом и полную массу бытового оборудования т&. Об:
тф ™б.об == .ОМ +2^п)’ (2.103)
где 5ф. ом! 5П — площади боковой поверхности фюзеляжа и полов всех палуб;
к. — коэффициент пропорциональности.
Значение коэффициента k в первом приближении они рекомендуют прини-
мать для дальнерейсовых самолетов равным 29,3 кг/м2; для короткорейсовых
самолетов, у которых меньший объем оборудования — 26,8 кг/м2.
Выше упомянут метод оптимизации широкоразмерных фюзеляжей. Для
типовых фюзеляжей известен метод Р. В. Шульца [70], в котором исходными
являются те же требования, включая транспортировку грузов иа стандартных
поддонах в грузо-пассажирских вариантах.
2.6.6. Схемы и основные параметры взлетно-посадочных устройств
Схемы взлетно-посадочных устройств различаются положением главных
стоек шасси относительно центров масс (ц. м.) самолета во всем диапазоне их
значений, включая ц. м. пустого самолета. При этом выделяют три основные
схемы: шасси с носовым колесом, с хвостовым колесом, велосипедное шасси.
Рис. 2.19. Основные геометрические параметры трехопорного
шасси
В первом случае главные стойки расположены сзади ц. м. на близком от него
расстоянии, во втором — спереди, в третьем — примерно посередине между но-
совой и главной стойками. Шасси с носовым колесом имеет свои разновидности.
Оно может быть трехопорным (рис. 2.19) и четырехопорным (рис. 2.20). Кроме
того, трехопорное шасси может различаться числом главных стоек — их может
132
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
быть 2; 3; 4 и более. При трех стойках — третья крепится на фюзеляже вблизи
(при виде сбоку) от двух других, при четырех стойках — или тандем, или две —
под крылом, две на фюзеляже.
Особенностью четырехопорного шасси является расположение главных стоек
внутри диапазона ц. м. таким образом, что все полетные положения ц. м. нахо-
дятся перед осью главных стоек, а ц. м. пустого и снаряженного самолета —
сзади. Особенности и достоинства этой схемы рассмотрены в работе [40], трех-
опорного и велосипедного шасси в [3].
Рис. 2. 20. Четырехопорная схема шасси
Основными параметрами наиболее часто применяемого трехопорного шасси
являются: база (В), колея шасси (аш), вынос главных колес (е в метрах или
е в процентах), высота шасси (Нш), положение ц. м. самолета относительно зем-
ли (Лц. м). К производным параметрам относят угол выноса главных колес (f>)
и стояночный угол или угол касания хвостовой частью фюзеляжа (ф) (их опре-
деление по рис. 2.19). Все перечисленные являются параметрами самой схемы
шасси, они определяются в непосредственной зависимости от положения ц. м. •
самолета и, следовательно, могут быть выбраны лишь после расчета массы
и центровки самолета. Поэтому требования и рекомендации к их выбору рас-
смотрены во втором томе.
На массу шасси влияют размеры и конструктивные схемы стоек шасси, ки-
нематические схемы их уборки, а также размер и число колес и внутреннее
давление в пневматиках. Весовая оценка различных схем приведена ниже в 3. 4.
В весовых расчетах, включающих определение размеров с применением (или
без применения) системы уравнений (см. 1.2.4) высота стойки шасси (Вет),
база (В) и плечо • (е) могут быть заданы следующими статистическими урав-
нениями: >
Нст — (/ф — ZH,4 — е) (0,027 + 0,0078аст) )
ши _ 1 (2.104)
7/сТ = (/хв.ч — еВ) (0,027 + 0,0078асТ). J
Обозначения по рис. 2. 19; е—е]В\ значения /ф и /н ч по уравнениям (2.98),
(2.99), (2.1U1).
База шасси дозвуковых самолетов_В = 0,4/ф при ДнК.
Величина относительной нагрузки е=0,04 ... 0,08.
2.7. ПЛАНИРОВАНИЕ МОДИФИКАЦИЙ
2.7.1. Общие положения
Период создания магистрального пассажирского самолета — от предвари-
тельных изысканий до начала пассажирских перевозок — занимает многие годы.
Стоимость самолета и особенно его разработки возрастает с каждым поколе-
133
нием реактивных самолетов в два-три раза. В то же <время машины быстро
морально устаревают. К обострению этого процесса, полного противоречий и ил-
люстрирующего диалектику машин, приводит дальнейшее развитие научно-тех-
нической революции.
Систематическое обновление парка самолетов и устранение упомянутого
противоречия происходят путем модификаций, приводящих к повышению их эф-
фективности. Этот путь совершенствования самолетов применялся и в прош-
лом. Новое теперь заключается в том, что появилась необходимость широкого
планирования модификаций в период разработки новых образцов, сокращения
периода их внедрения и создания семейства модификаций на основе базового
(исходного) варианта. Последнее получило развитие в период создания широ-
кофюзеляжных аэробусов и супер-аэробусов и привело к появлению концепции
модульного проектирования.
Закономерность развития модификаций отражает объективные изменения на
линиях воздушного транспорта, а именно, рост объема перевозок. Связанный с
этим рост требований, предъявляемых к самолетам, приводит к тому, что лю-
бой, даже самый удачный самолет должен быть в дальнейшем усовершенство-
ван, что и должно предусматриваться на ранней стадии проектирования. Заме-
тим, что авиация в этом отношении не единственная область техники — моди-
фикации свойственны всем видам современного машиностроения.
Уточним само понятие. Модификацией называют как процесс видоиз-
менения (не затрагивающего назначения самолета), так и сам самолет с изме-
ненными технико-экономическими характеристиками, определяющими или более
высокую степень совершенства, или иную область применения самолета (раз-
личные перекомпоновки пассажирских салонов не являются, следовательно,
модификациями). Предупредим также о встречающихся даже в печати ошибках,
допускаемых вследствие недостаточно ясного понимания концепции модифика-
ций: нередко отождествляют оригинальные самолеты с модификациями или до-
пускают противоположные ошибки.
В данном разделе рассмотрены основные положения самого направления
развития модификаций и основные принципы их планирования, связанные с ве-
совой проблемой, упомянуты возможные методы исследований. Сами методы не
приводятся, так как лежат за пределами области весового проектирования.
Вопросы планирования включают выбор вида модификаций и путей их раз-
вития *. Для самолетов одних классов могут оказаться предпочтительными од-
ни виды и пути развития, для других — иные. Второй, не менее сложной, частью
проблемы планирования является долгосрочное прогнозирование степени потреб-
ного роста пассажировместимости и производительности модифицированных са-
молетов.
2.7.2. Периодичность и виды модификаций
Периодичность модификаций связана с ростом объема перевозок. Модифи-
кации появляются или в процессе развития самолета, или при одновременном
проектировании двух-трех вариантов. Когда модификации разрабатывают с не-
которым смещением во времени, тогда они оказываются более эффективными
вследствие использования не только планируемых, но и естественных резервов,
которые, как правило, имеют место, но выявляются лишь в процессе испытаний.
Типичная периодичность по времени в прошлом ограничивалась у короткорей-
совых и среднерейсовых двумя-тремя годами, у дальнерейсовых и межконтинен-
тальных достигала трех-пяти, у широкофюзеляжных самолетов средней и боль-
шой дальности полета она равна двум-трем годам.
Виды модификаций отличаются характером и результатами изменений лет-
но-технических данных. У одних самолетов увеличивают пассажировместимость
(Ппас) И грузоподъемность (тк. н) при уменьшении или при сохранении дально-
сти полета (см. точки с и с' на рис. 2.21 в сравнении с исходной точкой Ь).
* Виды модификаций будем различать по характеру изменения грузо-
подъемности и дальности полета, а пути их развития — по объему измене-
ний, проводимых на самолете.
134
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
У других, наоборот, увеличивают дальность при сохранении постоянными иПас
и тк. н (точка d). У третьих — и то, и другое (точка е). Можно различать и
другие виды модификаций, расширяющие возможности использования самоле-
та, например, в грузовом варианте с увеличением коммерческой грузоподъемно-
сти иногда в 1,5—2 раза. Изменение характеристик достигается как путем моди-
фикаций эксплуатируемых самолетов, так и путем проектирования самолетов
одновременно в двух вариантах: «ближний» (для коротких линий) с большим
числом мест и с удлиненным фюзеляжем и «дальний» с более коротким фюзе-
ляжем, и соответственно, с мень-
шим числом мест и меньшей мас-
сой конструкции. Целесообразное! ь
•обуславливается тем, что грузо-
подъемность за предельным значе-
нием дальности (точка Ь) резко
падает. При полете с полными ба-
ками (с максимальной взлетной
массой) она составляет не более
40 ... 50% предельного значения
(точка g). Причем это отношение
тем меньше, чем больше макси-
мальная масса коммерческой на-
грузки и выше степень использова-
ния объема крыла. В результате
самолет, обремененный относитель-
но большим и тяжелым фюзеля-
жем, совершает полет (на рейсах
с £«=шах) полупустым. Это несо-
ответствие увеличивается по мере
роста пассажировместимости. За-
метим, что масса неиспользуемой
в дальних полетах части фюзеля-
жа соизмерима с величиной на-
грузки, транспортируемой в этой
•части фюзеляжа.
Таким образом, эксплуатиро-
вать самолеты с удлиненными фю-
Рис. 2.21. Изменение характеристики ком-
мерческой нагрузки (тк. н) по дальности
полета (£тех) при модификации самолетов
.зеляжами на линиях, соответствующих максимальному запасу топлива, неэко-
номично (зона Д на рис. 2.21) *. Одной из особенностей модификаций с удли-
ненным фюзеляжем является потеря дальности (Д£) при /nK.H=const «или по-
теря коммерческой нагрузки (Д?пк.н) при £=const в расчетном случае (точка Ь'
на рис. 2.21). Следует заметить, что различным классам свойственны различные
виды модификации и чем большей дальностью обладает самолет, тем в мень-
шей степени возрастает пассажировместимость и в большей мере — дальность
полета.
При модификации самолета ради увеличения максимальной дальности (точ-
ки g, k на рис. 2.21) одновременно достигается существенный экономический
эффект от значительного увеличения коммерческой нагрузки (WJ и числа пас-
сажиров, перевозимых на рейсах, доступных и для исходного варианта (точка
I) с нагрузкой, меньше максимальной. С этим положением связан и несколько
иной подход к экономическому анализу подобных модификаций. Если при
сравнительной оценке однотипных самолетов по себестоимости перевозок необ-
ходимо и обычно достаточно рассматривать ее минимальное значение (точка
то Для определения роста экономичности подобной модификации (bdk)
этого недостаточно. [При увеличении только дальности с сохранением коммер-
♦ Зоны Б и Д разграничены перпендикуляром, опущенным из точки
пересечения двух кривых (/ и 2) себестоимости перевозок а', соответству-
ющих двум вариантам самолета — исходному 1 с коротким фюзеляжем и
модификации 2 с удлиненным фюзеляжем.
135
ческой нагрузки (bd) снижение минимальной себестоимости невелико, но рас-
ширяется возможность использования самолета]. Экономический эффект моди-
фикаций с увеличенной дальностью полета определяется путем анализа эксплуа-
тации на конкретных линиях с учетом роста коммерческой нагрузки (Zdj).
2.7.3. Изменение параметров и характеристик самолета
при его модификации
Создание модификаций обычно связано с изменением весовых и других ха-
рактеристик. Количественное выражение этих изменений различно и зависит от
вида модификаций. Так, максимальная взлетная масса, при изменении харак-
теристики по кривой Ьс (см. рис. 2.21) сохраняется, а по кривым bd и dk
(в сравнении с bg) возрастает. Максимальная посадочная масса самолета и
масса самолета при нулевом запасе топлива в первом и последнем случаях воз-
растает, а по bd и dk сохраняется. Увеличение взлетной массы самолета при-
водит к повышению удельной нагрузки на крыло р и к снижению тяговооружен-
ности Ро, вследствие чего изменяются взлетно-посадочные характеристики. Так,
сбалансированная длина ВПП возрастает в последних трех случаях, а скорость
захода на посадку в случаях с и е. Это справедливо для полетов с максималь-
ной коммерческой нагрузкой на максимальную дальность. В полетах на срав-
нимую дальность модификации dk и bd будут иметь большую удельную на-
грузку на крыло (в сравнении с bg) и, следовательно, увеличенную скорость за-
хода на посадку.
Геометрические и весовые параметры самолетов при их модификации изме-
няются в широких пределах. Так, увеличение площади крыла достигает 20% *,
площади оперения — 25%, длины фюзеляжа—15... 20'% (иногда 40%), увели-
чение пассажировместимости — до 40%. Взлетная масса при сохранении даль-
ности — до 20%, а при ее увеличении — до 40%.
2.7.4. Проблемы модификаций широкофюзеляжных самолетов
В развитии методов совершенствования самолетов и повышения их эконо-
мичности путем модификации различимы три этапа. Вначале модификации со-
здавались на основе использования естественно образуемых резервов, затем
перешли к планируемым модификациям; при создании аэробусов разработана
концепция модульного проектирования. Последняя зародилась вначале как тен-
денция к созданию самолетов широкого диапазона дальности, обладающих при-
мерно равной рентабельностью при эксплуатации на линиях различной протя-
женности, что возможно лишь при условии различной плотности пассажирского
потока. Например, аэробус или супераэробус, созданный для средних или даль-
них магистральных линий с пассажировместимостью, соответствующей прогнози-
руемому уровню пассажироперевозок, и рентабельный при коэффициенте пас-
сажирозагрузки kn. з~ 0,6... 0,65, может быть использован с примерно той же
экономической отдачей на коротких линиях с более интенсивным пассажирским
потоком, приводящим к повышению kn. з до 0,8... 0,9. В другом случае (при
сохранении kn. з равным 0,6... 0,65), целесообразность может определяться воз-
можностью эксплуатации того же самолета, но с повышенным числом пассажир-
ских кресел при более плотной их компоновке. Коэффициент загрузки находится
в определенной зависимости от числа предлагаемых мест, но сказанное остается
справедливым. Возможны и другие случаи, например, эксплуатации дальних са-
молетов на коротких линиях с целью разгрузки аэропортов и т. п.
Тенденция к созданию аэробусов широкого диапазона дальностей обуслов-
лена высокой стоимостью самих аэробусов, что препятствует созданию гаммы
разнотипных самолетов для линии с различной протяженностью. Но эта же при-
* Подобные примеры глубоких модификаций встречаются реже, чаще
обходятся без изменения площади крыла.
136
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
чина препятствует широкой экономически целесообразной эксплуатации дальних
самолетов на коротких линиях (с умеренным пассажиропотоком). С целью
решения этого противоречия появилась и развивается концепция модульного
проектирования или создания семейства модификаций на основе базового само-
лета, выбор которого является одной из наиболее сложных проблем подобного
направления.
Точного определения понятия модульного проектирования еще
не сложилось, но смысл его заключается в одновременной разработке семейст-
ва самолетов с применением для всех вариантов общих решений в области аэро-
динамики и компоновки, оборудования и управления, конструкции и техноло-
гии. Требование общности является основным, но может быть реализовано са-
мыми различными путями, в различных объемах и сочетаниях. Общими могут
быть отдельные части самолета, двигатели (с изменением их числа), системы
оборудования. При этом общность может касаться лишь части крыла, напри-
мер, его кессона с сохранением или изменением прочности путем уменьшения
толщины обшивки. Общей может быть и часть крыла по размаху. То же в от-
ношении оперения и фюзеляжа. Можно соблюсти общность обводов фюзеляжа
и, следовательно, монтажей всех систем, или применить единые лишь отдельные
отсеки, расположенные по его длине, например, носовую и хвостовую части
«фюзеляжа при изменении длины его цилиндрической части. Могут быть и иные,
самые различные сочетания.
Таким образом, на основе принципов модульного проектирования можно
создавать не только семейство модификаций, но даже гамму самолетов одного
назначения, но различного класса, т. е. самолеты с резко отличающейся харак-
теристикой коммерческой нагрузки по дальности полета. В этом, собственно,
и заключается основное отличие принципов модульного проектирования от ра-
нее принятой практики создания модификаций. Другое отличие можно заме-
тить в последовательности. Модификации в прошлом, как правило, разрабаты-
вались на базе созданных самолетов с использованием естественно образуемых
или преднамеренно создаваемых резервов. При создании семейства модификаций
применение принципа модульного проектирования возможно как при одновре-
менном, так и при последовательном проектировании.
При сопоставлении понятий модификации и модульности иногда усматри-
вают некоторые противоречия, ибо модификации преследуют цель многообразия,
а модульность — однообразия или наибольшей приемственности, т. е. является
проблемой унификации агрегатов и систем оборудования. Однако противоречие
это кажущееся. Путем модификаций достигаются или создание гаммы самолетов,
или развитие характеристик базового самолета с ростом (как правило) произ-
водительности. Принцип модульного проектирования касается иной области, он
позволяет использовать наибольшее число элементов конструкции и систем обо-
рудования при разработке семейства модификаций. Следовательно, многообра-
зие самолетов, с различными характеристиками, но с однотипной конструкцией
и едиными системами.
Существенное значение имеет количественная оценка приемственности или
степени модульности и выбор соответствующего критерия. За последний следует
принимать не весовое, а стоимостное выражение, что можно подтвердить сле-
дующим: 1) относительная масса конструкции, выраженная в процентах, при-
мерно в 1,8—2 раза больше ее относительной стоимости, выраженной также в
процентном отношении; 2) относительная стоимость, а следовательно, и трудо-
емкость систем оборудования и систем силовой установки, напротив,, весьма
значительна при небольшой относительной величине их массы.
Из этого следует, что при проектировании модификации целесообразно раз-
рабатывать едиными следующие устройства: пилотские кабины, бортовые систе-
мы оборудования и силовой установки, системы управления самолетом и его
агрегатами, запасные части и т. п. В итоге будет достигнут наибольший эконо-
мический эффект и обеспечена идентичность материальной части как для эки-
пажа, так и для технического персонала, а также наземных технических средств
обслуживания самолетов на земле и в полете. Таким образом, замена, напри-
мер, крыла на одной из модификаций не исключает модульного принципа про-
ектирования, наибольший эффект достигается от сохранения систем.
137
Экономические преимущества создания семейства модификаций на основе
базового самолета даже при частичных весовых и иных издержках весьма зна-
чительны. Они достигаются снижением денежных затрат на проектирование, ис-
пытание, серийное производство и обслуживание в эксплуатации, а также затрат
производственно-технических и научно-экспериментальных ресурсов. При проек-
тировании эффект достигается за счет общности большой части чертежей по
технической увязке и разработке конструкции, многих систем оборудования,
определенной части расчетов и результатов продувок, статических, повторных v
летных испытаний. На производстве сохраняется большая часть оснастки, стои-
Рис. 2. 22. Характер развития (на примере фирм Боинг и Дуглас) моди-
фикаций самолетов:
а—первого поколения; б—третьего поколения широкофюзеляжных
мость которой весьма значительна. При эксплуатации существенно сокращается
номенклатура запасных частей и различного наземного оборудования.
Если на основе принципов модульного проектирования одновременно раз-
рабатывается семейство (или гамма) самолетов, то один из них может рас-
сматриваться как базовый, именно тот, для которого оптимизируются все раз-
меры, силовая установка, весовые и иные характеристики. У других самолетов
семейства вследствие унификации отдельные параметры или характеристики
могут оказаться не наилучшими, однако суммарный экономический эффект при
определенных условиях все же может быть значительным. Суть же модификаций
заключается в развитии самолета с целью удержать его длительное время на
уровне беспрерывно возрастающих требований, с тем, чтобы его пассажироем-
кость возрастала по мере роста спроса и росла дальность его полета при появ-
лении в этом необходимости. Следовательно, при одновременном создании се-
мейства самолетов каждый из них в свою очередь может служить базовым для
дальнейшего развития модификаций.
Разработка модификаций в прошлом с их последовательным развитием
(рис. 2.22, а) и современное проектирование семейства модификаций на основе
базового самолета (рис. 2.22, б) отличаются не только упомянутыми характер-
ными особенностями, но и рядом других. Так, на рис. 2.22, а показано непре-
рывное возрастание тоннажа и, следовательно, размеров самолета, его произ-
водительности, а также связанных с ними весовой и экономической эффектив-
ности. Во втором случае развитие не ограничивается поступательным увеличе-
нием этих данных, но происходит и со снижением их (см. рис. 2.22, б), т. е.
проектируются модификации с размерами, меньшими базового. Эти графики в
значительной степени схематичны. Кроме того, иа рис. 2.22 для упрощения не
показаны превращаемые грузопассажирские (С и CF) и грузовые (F) модифи-
кации. Их разработка носит примерно тот же характер. Так, ДС-SF появился в.
семействе последовательно разрабатываемых модификаций, а модификации Бо-
инг 747С и 747F, а также ДС-10-lOCF — при параллельной заранее запланиро-
ванной разработке, что и отражает новую концепцию.
138
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Число модификаций каждого из самолетов ограничено рядом причин: 1) кон-
структивными возможностями и его резервами; 2) появлением самолетов после-
дующего поколения, основанным на использовании значительных технических
достижений, реализация которых невозможна при модификации существующих
самолетов. Появление самолетов последующего поколения приводит, как пра-
вило, к новому качественному скачку в развитии авиации. Модификации преды-
дущего поколения некоторое время сохраняют свою конкурентную способность,
но развитие их обычно прекращается. Скачок подготавливается постепенно пу-
тем накапливания таких новшеств, которые являются событиями. И когда появ-
ление этих событий достигает многих десятков, создаются качественно новые
самолеты.
Отличия в развитии модификаций можно дополнить другими, которые на-
блюдаются и в изменении основной характеристики пассажирского самолета —
грузоподъемности по дальности. Если в прошлом наблюдалось увеличение чис-
ла пассажиров и коммерческой нагрузки при уменьшении или сохранении даль-
ности у одних модификаций, а у других — увеличение дальности с сохранением
коммерческой нагрузки и числа пассажиров, то у модификаций аэробусов появи-
лось другое сочетание: увеличение дальности при уменьшении числа пассажи-
ров в одних случаях и уменьшение коммерческой нагрузки и дальности — в дру-
гих. В последнем случае производят уменьшение размеров, но желательно умень-
шать и суммарную тягу двигателей.
Таким образом, модификации самолетов третьего поколения отличаются не-
сравнимо более широким диапазоном вариации летных данных, и прежде всего
дальности полета.
Уменьшение длины фюзеляжа (в противоположность обычному в прошлом
удлинению) и уменьшение коммерческой нагрузки приводит к снижению дей-
ствующих нагрузок на конструкцию планера и, следовательно, к появлению
избыточной прочности и избыточной массы. Стремление к повышению или сохра-
нению экономичности (относительно базового варианта) не допускает подобных
издержек и приводит к необходимости повсеместного уменьшения толщины ма-
териала крыла, фюзеляжа и других частей самолета. Рассматриваемые модифи-
кации являются весьма глубокими, связанными со значительным пересмотром
конструктивных чертежей, и возможно, проведением испытаний статических и на
повторные нагрузки. Однако модификации обходятся значительно дешевле новых
самолетов.
В то же время при модификации с уменьшением размеров самолета (как
показал пример Боинг 747SP) ' повышения эффективности не достигается. Рас-
ширяется лишь область применения, а конкурентная способность сохраняется
только благодаря большой общности частей конструкции, компонентов систем
(и, следовательно, запасных частей) с базовым самолетом и другими модифи-
кациями этого семейства. Причину снижения эффективности в указанном случае
можно, видимо, искать в одновременном уменьшении взлетной массы и дейст-
вующих нагрузок, что исключает возможность эффективного использования ре-
зервов. Модификации с уменьшением длины фюзеляжа, по с одновременным
увеличением взлетной массы ради увеличения дальности полета окажутся более
эффективными (хотя бы потому, что увеличение взле1ной массы исключает перс-
размеренность двигателей, т. е. завышение тягн сверх потребной).
Пример с модификацией Боинг 747SP во многом является интересным. Де-
ло в том, что одна из наиболее устойчивых современных тенденций развития
пассажирских самолетов заключается, как отмечалось, в создании самолетов
шйрокого диапазона дальности, т. е. самолетов, обладающих высокой экономи-
ческой эффективностью на линиях различной протяженности. Боинг-747БР пред-
ставляет собой исключение. Он эффективен лишь на сверхдальних рейсах, недо-
стижимых (при достаточной нагрузке) для других широкофюзеляжных самоле-
тов, и уступает им в экономике при сравнимой дальности полета. Поэтому его
можно рассматривать лишь в качестве «дополнительного» самолета. Более низ-
кая экономичность объясняется в известной мере тем, что он отличается низкой
пассажироемкостью, например, в отношении к его большой площади крыла.
Создать экономически жизнеспособный укороченный вариант большого самоле-
та весьма сложно, и дело не только в переразмеренности площади крыла, но и
139
тяге двигателей. Тем не менее, далеко не лучший самолет, каким является
Боинг 747SP, строят, и не только потому, что он хорошо дополняет общую гам-
му самолетов, но еще и вследствие уже отмеченной большой общности со мно-
жеством его модификаций. Эти два экономических фактора и компенсируют
его недостатки.
Кратко рассмотренный выше путь модульного проектирования хорошо согла-
суется с решением задачи реализации последних научно-технических достиже-
ний. Новое в решении этой задачи при создании самолетов четвертого поколе-
ния заключается в комплексном подходе к использованию научно-технических
достижений и решении с их помощью задач разработки принципиально новых
активных систем управления, ослабления шума на местности, значительного
сокращения расхода топлива двигателями, создания аэродинамических профи-
лей со суперкритическим обтеканием и новых композиционных материалов. По-
следние два фактора, а также автоматизация управления, приведут к значи-
тельному снижению массы самолета, что также будет способствовать снижению
расхода топлива. Решение этих задач приведет к значительному улучшению
конструкции и характеристик реактивных самолетов и, следовательно, к даль-
нейшему значительному повышению их технической эффективности, а в совокуп-
ности с новыми принципами модульного проектирования — к значительному сни-
жению себестоимости эксплуатации.
2.7.5. Виды планирования модификаций
Планировать модификации — это, прежде всего, представить себе облик
модифицированного самолета, определить его основные параметры, характери-
стики и производительность, т. е. предусмотреть (или заложить) потенциальную
возможность увеличения числа пассажирских мест, дальности полета, взлетной
массы, тяги двигателей путем минимального (в дальнейшем) изменения разме-
ров самолета. Планирование модификации сводится, в конечном счете, к реше-
нию вопроса об экономически целесообразных резервах.
Различают два вида модификаций: глубокие и малые, но они не связаны
с количественной оценкой результата. В одних случаях глубокая может при-
вести к большему эффекту, в других — к равному, в зависимости от постановки
задачи. Когда вопрос о модификации возникает в процессе эксплуатации кон-
кретного самолета с изменением характеристик, не предусмотренных при его
проектировании, глубокая модификация приводит к большим результатам, чем
малая. Если же в процессе проектирования предусматриваются модификации,
например, с увеличением пассажировместимости, тогда объем изменений при
любой модификации (глубокой или малой) будет зависеть от резервирования,
и обе эти линии развития приведут к равному конечному результату.
Модификации самолетов могут различаться и в отношении их реализации.
В одних случаях они запускаются в производство со снятием исходного вари-
анта, в других (отличающихся, например, дальностью полета)—с сохранением.
Но важно другое: иногда характер модификации позволяет видоизменять (до-
рабатывать) самолеты, изготовленные до появления модификации (и снимаемые
с производства), в иных — не допускает.
Общепринятого определения понятия «малая» и «глубокая» модификация
пока не сложилось. Такие изменения, как увеличение длины фюзеляжа в пре-
делах, ограниченных посадочным углом, или замена двигателей с целью нара-
щивания тяги или повышение экономичности, можно относить к малой мо-
дификации. Изменение крыла при значительном увеличении его площади,
связанное обычно с увеличением площади хвостового оперения, а следователь-
но, и с возрастанием нагрузок на фюзеляж, относится к глубокой модифи-
кации. Последняя приводит не только к большому объему конструктивных
изменений, но и к расширению программы различных лабораторных, аэродина-
мических и летных испытаний. Возможность модификаций — малых и глубоких —
определяется наличием (или созданием) резервов, к которым относятся: тяго-
вооруженность, площадь крыла, высота стойки шасси, прочность конструкции
планера, объем топливной системы.
140
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Создание резервов таит в себе противоречие: резервы утяжеляют исходный
(базовый) вариант, а стремление к достижению максимальной эффективности
в исходном варианте, исключающее резервирование, может привести к созданию
бесперспективного самолета. Планирование модификаций основано, следователь-
но, на поисках компромиссных решений и на определении минимальных, эконо-
мически целесообразных весовых потерь ради создания резервов. Эти потери
влияют на экономику малых самолетов меньше, что можно объяснить большей
коммерческой отдачей и меньшим коэффициентом роста взлетной массы (см.
2.5). Следовательно, межконтинентальные самолеты целесообразно проектиро-
вать с минимальными резервами.
Размеры самолета зависят от величин тк. и и пПас, дальности полета (L),
крейсерской скорости (Укр), взлетно-посадочных характеристик. Увеличение ком-
мерческой нагрузки определяет размер потребного увеличения длины фюзеляжа.
Решение вопроса о выборе площади крыла и энерговооруженности чаще всего
зависит от режимов завершенного взлета и крейсирования на заданном эшело-
не. Режим прерванной посадки может сказаться определяющим в следующих
случаях: 1) при двухдвигательной схеме, когда посадочная масса самолета до-
стигает 0,9 взлетного значения; 2) у самолета с числом двигателей больше двух,
но при сложной механизации крыла (уменьшающей /Слое).
Выше отмечалось, что изменения, связанные с заменой силовой установки,
можно относить к малым модификациям. Двигатели, как и самолеты, модифи-
цируют, причем потенциал роста тяги можно планировать при их создании.
Некоторая переразмерность крыла позволяет развивать самолет по линии
малых модификаций. С возрастанием взлетной массы при модификации изме-
няются длина ВПП и скорость захода на посадку (изменение происходит в
меньшей степени, если тяга возрастает, и в большей, если сохраняется). Однако
выбранная с резервом площадь крыла позволяет эксплуатировать модифициро-
ванные самолеты с аэродромов заданного класса и сохранять принятый эшелон
крейсирования. Исходный же вариант будет располагать несколько лучшими
(чем заданные) взлетно-посадочными характеристиками.
Следовательно, некоторая переразмеренность крыла небесполезна и для ис-
ходного варианта.
Повышение несущих свойств крыла на взлетно-посадочных режимах сред-
ствами механизации позволяет ограничить размеры площади, но при этом из-за
усложнен^ конструкции, возрастания ее массы и аэродинамического сопротив-
ления в известной мере теряются преимущества, даваемые высоким коэффициен-
том подъемной силы. Кроме того, проблема заключается не в простом увели-
чении максимальной подъемной силы, а в том, чтобы получить максимально воз-
можный Су при одновременном достижении высокого аэродинамического каче-
ства на взлете. Таким образом, выбор глубоко механизированного крыла или
крыла большей площади следует проводить с учетом конкретных условий, т. е.
размеров самолета и конфигурации крыла.
Проблема площади усугубляется при выборе крыла для самолетов малой
дальности полета *, при большой дальности удается использовать крейсерские
возможности практически любого крыла (размеры которого определены из ус-
ловий взлетно-посадочных характеристик) выбором высоты полета, соответст-
вующей максимальному значению аэродинамического качества. Дело в том, что
влияние удельной нагрузки р на весовые характеристики, как и на дальность
полета самолетов различных классов, неодинаково. Для короткорейсовых, обыч-
но двухдвигательных самолетов оно невелико. Объясняется это тем, что изме-
нение р в сторону увеличения (путем уменьшения площади крыла), с одной
стороны, вызывает снижение взлетной массы Am0(AS), так как уменьшает мас-
су крыла и выгодно увеличивает Су крейс, приближая его к Су та1, с другой —
вызывает увеличение взлетной массы, так как приводит к росту относительной
* Чем больше дальность полета, тем, при равной взчетной массе, мень-
ше площадь крыла, так как допустимая удельная нагрузка на крыло от
взлетной массы больше у дальнего самолета при равной удельной нагрузке
от посадочной массы.
141
— — / F<h + Л- _ 1
площади миделя фюзеляжа (Гф) и гондол (Fr); —------------— р и увеличи-
\ S /
вает размер, а следовательно, массу силовой установки (Дтс. у) и запас топ-
лива (Д/пт). В итоге возможно такое положение, koi да отрицательное и поло-
жительное влияние изменения р на величину взлетной массы взаимно компен-
сируются
2 А/тг0 = — Д/л0 (AS) + Д/и0 (Д/ис.у) + Д/п0 (Д/ит) ss 0. (2.105)
Значительное завышение площади крыла и снижение р на тех же коротко-
рейсовых самолетах, имеющих обычно небольшой эшелон крейсирования, может
оказаться вредным как из условия сопротивления, так и из условия достижения
весовой эффективности, а недостаток ее может привести к тому, что самолет
будет или бесперспективным для развития модификаций или (в случае просчета
в определении та. си или аэродинамического качества) непригодным для экс-
плуатации с заданного класса аэродромов. Это означает, что выбор крыла дол-
жен производиться на основе тщательного и всестороннего исследования с уче-
том неизбежного роста массы снаряженного самолета в процессе проектирова-
ния (см. гл. 6) и последующего появления модификаций и, как следствие, увели-
чения взлетной массы.
При планировании какого-либо варианта модификаций и создании некото-
рых резервов наряду с проблемами тяговооруженности и площади крыла реша-
ются вопросы, связанные с высотой стойки шасси, объемом фюзеляжа, емко-
стью топливной системы, прочностной характеристикой планера. Увеличение
длины фюзеляжа (в период модификаций) в определенных пределах возможно
и без увеличения высоты стойки шасси — путем некоторого уменьшения поса-
дочного угла. Величина этого угла изменяется вследствие увеличения длины
лишь хвостовой части фюзеляжа, а последняя (из условия центровки) возра-
стает не более чем на 0,5 общего приращения длины фюзеляжа.
Резервы объемов в крыле часто образуются непроизвольно *. Завышение
же объема фюзеляжа приведет или к уменьшению плотности компоновки, или
к созданию более многоместного самолета, чем необходимо для базового вари-
анта, и если потребная пассажировместимость была определена обоснованно, то
завышение числа мест снизит коэффициент пассажирозагрузки или частоту рей-
сов и в конечном счете — экономичность эксплуатации. В то же время последу-
ющее удлинение фюзеляжа (при возникновении потребности в увеличении числа
мест) или модификации самолета не является проблемой.
Создавать резервы прочности, завышая расчетные нагрузки, нецелесообраз-
но. Практика показывает, что высокоэффективная конструкция создается при
проектировании на заниженные нагрузки. При увеличении взлетной массы в по-
следующих модификациях самолета удается использовать естественные прочно-
стные резервы, обычно обнаруживаемые при статических испытаниях. Весовой
потенциал увеличивается в наибольшей степени при обнаружении запасов проч-
ности крыла: усиливать крыло сложнее, чем другие части самолета, а главное,
эти резервы могут быть использованы при необходимости увеличения площади
крыла для последующих модификаций. Правда, естественные резервы не всегда
оказываются равномерно распределенными: в одних частях самолета их удается
обнаружить, в других — нет; кроме того, в одних они могут быть больше, в дру-
гих— меньше. Однако местные усиления, как правило, не вносят заметных ус-
ложнений. Следует отметить, что резервами прочности не всегда удается вос-
пользоваться при модификации самолета, например, когда они используются для
повышения взлетной массы, необходимого для выполнения проектных значений
технико-экономических характеристик.
Условно, так как дело обстоит несколько сложней, можно выделить две
различные предпосылки к проектированию.
* Целесообразно создавать лишь минимальные конструктивные устрой-
ства в резервных объемах, пригодных в дальнейшем для увеличения топ-
ливной емкости.
142’
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
1. Целью проектирования является достижение наибольшей эффективности
исходного варианта и, следовательно, выбор всех размеров в строгом соответст-
вии с заданной производительностью и классом ВПП путем оптимизации основ-
ных параметров, например, по минимальной себестоимости перевозок. При этом
следует учитывать неизбежное возрастание массы конструкции в процессе проек-
тирования. В таком случае развитие возможно за счет естественных (неплани-
руемых) резервов или по линии глубоких модификаций.
2. Имеется тенденция к резервированию для дальнейшего развития самоле-
та с минимальными издержками, что может показаться па первый взгляд про-
тиворечащим основному правилу проектирования оптимального самолета, заклю-
чающемуся в достижении минимальной массы при заданной производительности
минимальной стоимости самолета и минимальной стоимости эксплуатации. Это
правило, бесспорно, справедливо, следует лишь рассматривать технико-экономиче-
ские характеристики не единичного самолета в его исходном варианте, а рента-
бельность парка самолетов в течение длительного срока эксплуатации с учетом
модификаций.
Методы исследования путей оптимального планирования модификаций вы-
полняются на основе экономического критерия. Всем условиям подобного ис-
следования в наибольшей степени удовлетворяет, например, метод динамиче-
ского моделирования, разработанный А. В. Гличевым [11], который учитывает
изменение ряда экономических параметров в процессе всего периода их эксплуа-
тации и дает возможность оценить эффективность того или иного технического
решения в масштабе не единичного самолета, а транспортной системы в целом.
Глава 3. МЕТОДЫ, ФОРМУЛЫ И АЛГОРИТМЫ
ПОАГРЕГАТНОГО ВЕСОВОГО РАСЧЕТА
3.1. НЕКОТОРЫЕ ПРЕДПОСЫЛКИ
Методы и формулы, приведенные в данной главе, основаны на
положениях, изложенных в 1.2, а именно: при выводе одних и уточ-
нении других формул был принят принцип специализации их по
типам самолетов, было стремление обеспечить простоту их приме-
нения, но одновременно и чувствительность к изменению основных
размеров и действующих нагрузок и, следовательно, пригодность
для параметрического анализа. Имелось также в виду условие од-
новременного расчета каждой части самолета по нескольким фор-
мулам (см. 1.2.6).
Известно, что полная масса любой части конструкции может
быть выражена как сумма масс силовых (расчетных) элементов
или основной конструкции и конструктивных элементов. Вычисле-
ние массы каждой группы как суммы отдельно найденных масс
могло бы быть целесообразным, но из-за ограниченности статисти-
ки такой подход не всегда возможен. В некоторых попытках, на-
пример, в формулах (3.95) и (3.106), достигнуто удовлетворитель-
ное совпадение с фактическими данными лишь суммарного значе-
ния массы при недостаточном совпадении отдельных слагаемых.
В соответствии с этим большая часть приведенных формул
представляет собой или обобщенное выражение для определения
количества материала, потребного для восприятия изгибающего
момента, или сумму масс элементов конструкции. Так, крыло вклю-
чает: 1) элементы, воспринимающие изгибающий момент в рас-
143
сматриваемом случае нагружения с учетом разгрузки от собствен-
ного веса крыла, силовой установки и топлива, на нем располо-
женных; 2) средства механизации крыла; 3) различные устройства
(наплывы, герметизация, вырезы, узлы крепления шасси и т. п.).
Для других частей самолета выделены аналогичные три группы с
другим лишь составом элементов.
При выводе и усовершенствовании ранее опубликованных фор-
мул учитывались новые архитектурные формы современных само-
летов, конструктивные и технологические особенности их частей, а
также различные требования к авиационной технике. К сожалению,
для расчета по весовым формулам не удалось найти простейшую и
в то же время достоверную зависимость массы силовых элементов
конструкции от величины ресурса. Следует лишь отметить, что
формулы отрабатывались (проверялись и находились поправочные
коэффициенты) по статистическим данным крыльев и других частей
самолетов, имеющих ресурс не меньше 40 000 часов.
Формулы поагрегатных расчетов подразделяем на три группы:
прикидочные, первого и второго приближения (см. табл. 1.3). Они
расположены в данной главе по мере увеличения их сложности.
За критерий сложности условно принималось число учитываемых
параметров и расчетных величин. В соответствии с этйм можно
рекомендовать применение в весовых расчетах формул одного и
того же уровня сложности и точности, степени детализации и объ-
ема потребных исходных данных. (Некоторые авторы пренебрегают
этим и для решения задач, например, укрупненного определения
взлетной массы, предлагают формулы разного уровня). Исключе-
нием могут быть случаи: а) наличие неоднородных исходных дан-
ных (более полных для одних частей самолета и менее полных
для других); б) расчет массы фюзеляжей в связи с их разнотип-
ностью. Так, при поагрегатном расчете массы снаряженного само-
лета по формулам второго приближения часто приходится массу
фюзеляжа определять по элементам (т. е. не только по общей фор-
муле, но и как сумму масс шпангоутов, продольного набора, эле-
ментов сочленений, конструкции внутренних устройств и т. п.).
В заключение каждого подраздела приведены результаты ана-
лизов весовых формул, задача которых заключалась в определении:
а) области удовлетворительного применения формул; б) их точно-
сти; в) учитываемой формулами степени влияния параметров на
массу конструкции.
Первые две задачи основаны на контрольных расчетах и выяс-
нении совпадения результатов расчета с заранее известными фак-
тическими данными хорошо спроектированных самолетов, обладаю-
щих высокой весовой эффективностью. При недостатке статистиче-
ских данных для некоторых типов конструкций за базу сравнения,
в виде исключения, принималась средняя величина из найденных
в расчетах по наиболее точным формулам. При этом принимались
только результаты, отличающиеся от средней величины не более,
чем на ± (2 ... 3%).
144
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Точность применения формул во многом зависит от достоверно-
сти исходных данных, часть из которых может быть неизвестна в
тот период, когда желательно применение этих формул. Поэтому
выбор недостающих значений отдельных исходных данных должен
быть основан на статистических данных или обоснованных пред-
положениях.
В данной книге рассматриваются формулы укрупненных расче-
тов всех частей самолета и систем оборудования (гл. 2), а форму-
лы поагрегатных расчетов лишь конструкции планера. Для пос-
леднего вида расчетов здесь нет формул силовой установки и обо-
рудования, поскольку они, насколько известно, не публиковались,
а статистический материал является недостаточным для их вывода.
На уровне поагрегатных расчетов для определения массы силовых
установок можно использовать формулы (2.38) и (2.40), а массу
оборудования определять по перечням с использованием метода
пересчета, основанного на удельных измерителях, как это указано
в 2.4.5 и 2.4.7. Метод пересчета удовлетворительно применяется
для расчета гондол, пилонов и других частей силовой установки,
если, однако, расчет ведется вручную и имеются данные прото-
типа.
Приведенные ниже формулы предназначены для расчетов мас-
сы частей самолета на стадии предэскизпого и эскизного проекти-
рования. Формулы подетальных расчетов элементов конструкции,
применяемые в период эскизного и рабочего проектирования, при-
ведены в гл. 4 данной книги. Алгоритмы определения характерных
масс (взлетной и снаряженного самолета) приведены в 3.6.
3.2. ВЕСОВЫЕ ФОРМУЛЫ КРЫЛА
3.2.1. Общие положения
*
Важным вопросом как при выводе формул, так и при опреде-
лении массы крыла является выбор расчетного значения массы са-
молета, запаса при этом топлива, распределение его по размаху
крыла и, следовательно, коэффициента разгрузки. Возможно такое
распределение топлива, при котором увеличение его массы приво-
дит к росту расчетного значения массы самолета в большей степе-
ни, чем к увеличению разгрузки, а в итоге суммарный расчетный
момент возрастает.
Современные формулы для определения массы крыла равно-
справедливы для стреловидных и .нестреловадных крыльев, по-
скольку они учитывают параметр %. В конструкциях крыльев ма-
лого и большого удлинения есть существенные различия, поэтому
при использовании формул, приведенных в данной главе для рас-
четов крыльев с л^4, их следует предварительно проверить.
Основные особенности весовых формул крыла:
1. Многие из них непосредственно не учитывают влияние раз-
145
грузки, а в тех, где и учитывается, не всегда дано простое и надеж-
ное выражение коэффициента разгрузки. Пренебрегать разгрузкой
или учитывать ее общими статистическими коэффициентами, одно-
временно учитывающими и влияние других, отсутствующих в фор-
муле параметров, значит заведомо огрублять результаты решения.
2. Почти все формулы (в их первоначальном виде) не учитыва-
ют величину массы, связанную с устройством топливной системы,
органически входящей в состав крыла (контейнеры для мягких ба-
ков, герметизация отсеков). В то же время их масса достигает, а
иногда и превосходит 3% массы крыла. Целесообразность самостоя-
тельного учета этой части конструкции заключается не только в
повышении точности расчета, но и в необходимости влиять на ее
облегчение, возможности которого существуют.
3. Весовые формулы, как правило, не учитывают конструктив-
ных особенностей крыла, например, применение крупнопанельных
конструкций или листов обшивки большой длины (более 30 м).
4. Во многих формулах масса наплывов учитывается в общей
массе крыла, что вряд ли можно считать удачным, поскольку вели-
чина их относительной площади на разных крыльях различна, а их
удельная масса существенно отличается от удельной массы конст-
рукции крыла (подробнее в 1.2).
5. Авторы большинства весовых формул крыла, учитывая влия-
ние угла стреловидности на величину Хи/ путем обычного пересче-
та этих значений, не упоминают о целесообразности пересчета ве-
личины Со, а иногда рекомендуют и для стреловидных крыльев от-
носить толщину профиля к хорде параллельной оси самолета. Точ-
ность формул мало страдает от того, принимать ли значение со в
соответствии с такими рекомендациями или пересчитывать и эту
величину соответственно углу стреловидности, так как в этих ус-
ловиях поправочные коэффициенты будут иметь различные значе-
ния. Все же физически более строго за расчетную принимать тол-
щину профиля крыла, отнесенную к хорде перпендикулярной
линии 1/4 хорд. Кроме того, найденные при этом поправочные
коэффициенты остаются справедливыми для более широкого диа-
пазона крыльев.
6. Лишь несколько формул (из большого их числа) учитывают
различную сложность механизации крыла, влияние параметров за-
крылка и особенностей кинематической схемы (длина хода, угол
отклонения) на его массу. Независимый учет массы этих частей
крыла особенно важен при сложной механизации, относительная
величина массы которой достигает 20%, а при элементарной обыч-
но не превышает 8%.
Все сказанное учтено при выводе, формул (3.13) и (3.30) и при
уточнении ряда других. Для сохранения авторских вариантов в
тексте приводится первоначальный вид формул или (для кратко-
сти) указывается характер изменения, с тем, чтобы при желании
легко было получить исходный вид.
146
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
О коэффициенте расчетной перегрузки . Все формулы перво-
го и второго приближения учитывают прк, точное значение которо-
го не всегда известно на стадии применения этих формул.
Приближенное определение прк
по Бадягину: прк = 82/р; (3. 1)
по Шейнину:
самолеты с ТВД 113/j р— 2,0
_ (3- 2)
самолеты с ТРД и ДТРД прк = 127,57}^/?— 1,9
По Киселеву:
самолеты с ТВД прк — 1,5 4- 1050/?—1 — 28400/?—2
(3. 3)
самолеты ТРД и ДТРД прк = 1,5 + 1210/?-1 - 45000/?-2
Условные обозначения в весовых формулах крыла
прк — коэффициент расчетной перегрузки;
т0 — взлетная масса самолета, кг;
S; S,p— полная площадь крыла и его трапециевидной части:
<р — разгрузка крыла от двигателя и массы топлива,
соответствующей полетам с ткм—max;
К л; X —удлинение, сужение и стреловидность крыла;
ёотр — относительная толщина в корневом сечении тра-
пециевидной части крыла;
— коэффициент, учитывающий нелинейность измене-
ния с по размаху;
фс — коэффициент пересчета с от хорды по потоку к хор-
де, перпендикулярной линии 1/4 хорд (для стрело-
видного крыла);
£; ёб £2 — коэффициенты, учитывающие технологическую осо-
бенность (£); применение титана ( gi) и композици-
онных материалов (£2);
— коэффициент, учитывающий конструктивную осо-
бенность крыльев самолетов с различным типом
двигателей и различной их компоновкой;
£pa3; ^ш; k-i.c — коэффициенты, учитывающие разъемы, узлы креп-
ления шасси и герметизацию топливных отсеков;
Ут.с— объем топливной системы, л;
ти\ SH — масса и площадь наплывов;
Д/^сл.мех— дополнительная масса сложной механизации.
3.2.2. Формулы для прикидочного определения массы крыла
На величину массы крыла влияют большое число параметров
и расчетных величин, архитектурные его формы и различная сте-
пень механизации. Количественные показатели перечисленных фак-
147
торов у различных крыльев существенно разнятся. Вследствие ска-
занного многие из простейших формул приводят к значительной
погрешности. В то же время некоторые из них, например, Козлов-
ского, Дриггса, обладают достаточно хорошей для них точностью—
первая из них не уступает формулам первого приближения, учи-
тывающим до 8 ... 10 параметров и ряд других особенностей
крыльев пассажирских самолетов.
Формула Козловского:
, / п Р т I \
___ k]l \
кр 100 \ COS х /
(3.4)
Эту формулу можно рекомендовать как дополнительную для
расчетов массы крыла по нескольким формулам. Точность осред-
ненного результата при этом повышается (см. 3.2.4).
Значения коэффициента в зависимости от типа двигателей и
технической дальности полета самолета (Лтех, км) следующие:
ПД, £тех<7000 ТВД, ТРД, ДТРД, £тсх<7000 ТВД,ТРД,ДТРД, £тех>7000
Л1 0,9991 1,0185 0,9215 •)
Формула Дриггса, как и Козловского, учитывает минимальное
число параметров и все они в степени 0,5, что, в общем-то, спорно,
тем не менее, величина погрешности в большинстве случаев невы- ,
сокая: I
m =0,155^1/ с/3 . (3.5)
‘ “ X cos х
В эту формулу при проверке введены cos % и коэффициент Лт, кос-
венно учитывающий разгрузку крыла от топлива, k^ — a—bm?.
Значения а и b следующие:
а b
Самолеты с ТВД 1,510 2,000
Самолеты с ТРД и ДТРД 1,687 1,467
3.2.3. Методы и формулы определения массы крыла первого
приближения
Ниже приводятся методы и формулы первого приближения, вы-
веденные или доработанные для современной конфигурации крыль-
ев.
Метод Шейнина включает формулы: 1) для определения рас-
четной толщины крыла с учетом влияния на ее величину стрело-
видности и наплывов; 2) для учета нелинейного изменения толщи-
ны крыла вдоль его размаха, оказывающего существенное влияние
на массу конструкции; 3) для независимого определения массы
механизации и массы герметизации крыла; 4) для определения соб-
ственной массы крыла с учетом основных параметров и действую-
ще
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
при-
ыла, т. е. все параметры
рапециевидной его части,
й относительной толщ
ина профиля задается по борту

щих нагрузок, схемных и технологических особенностей конструк-
ции, применяемых материалов. При этом в любом случае ведется
расчет трапециевидного кр
нимаются отнесенными к i
Выбор расчетно
профиля. Обычно толш
Высота кессона в подфю-
зеляжной части не изме-
няется (со = ^б), а хорда
увеличивается, следова-
тельно, с0<Сб, однако
принимают ту же относи-
тельную толщину (рис.
3. 1) или даже несколько
большую, получаемую пу-
тем продолжения линии
до оси симметрии самоле-
та (пунктирный участок
продолжения прямой а до
точки Л1) и тем как бы
несколько занижает ве-
личину массы крыла. У
крыла с наплывом факти-
ческое распределение от-
носительной толщины^
профиля идет по резко из-
ломанной кривой а—б—
д. Здесь продолжением
прямой б до оси самоле-
та (точка К) также по-
лучается завышенное зна-
чение абсолютной высоты
профиля (со^о>ёб^б, где
Ьб и ёб) — хорда и относи-
тельная высота профиля
в сечении по борту фюзеляжа. Тем не менее расчетную относитель-
ную выстоу профиля в корневом сечении находим из условия Со=ёб
по уравнению (3. 6) (обозначения по рис. 3. 1).
Соединив точку Н с точкой Е, получаем условную кривую изме-
нения относительной толщины профиля по размаху крыла. Как
видно из схемы, она дает в основном завышенное значение со и как
бы занижает величину массы крыла. Однако принимая массу
крыла пропорциональной величине /?₽ m0Z, учитываем полный раз-
мах крыла *, в то время как величина изгибающего момента зави-
сит от (/—с/ф)/2, т. е. в этом случае масса крыла как бы завыша-
ины
(Сб).
Рис. 3. 1. Схема стреловидного крыла с наплы-
вом и нелинейным распределением толщин по
размаху:
'М—Е'—кривая для крыла с наплывом (без пере-
счета к трапеции); а—б—д—фактическое распреде-
ление толщин, приведенных к трапеции; К—Е—
условное распределение толщин
* В формуле (3.13) А учитывается в степени меньше единицы вследствие ее
влияния на массу не всех частей крыла.
140
ется. В результате формула дает минимальную величину ошибки.
Таким образом и пересчитывается к трапеции относительная тол-
щина профиля (по потоку) в расчете массы крыла, имеющего на-
плыв в центропланной части.
В формуле учитывается относительная толщина профиля не по
потоку, а перпендикулярно линии 1/4 хорд. Для пересчета со со-
ответственно углу стреловидности выведены формулы, позволяю-
щие определять расчетную величину ёор для крыльев с различными
-значениями %; X и т]
^ор=ФЛ. (3.6)
Для крыльев с наплывом в (3.6) вместо со следует подстав-
-•ПЯТЬ Сотр
С0тр — С(Д)/^0тр’ (3-7)
Коэффициент фс зависит от %; X, т] и определяется уравнением
(3.8) или (3.10).
I — k- sin 2у — 0,75^ sin2 2?
.1. ____Ч___________1 Ч К fr\ Qx
где *,=-!. З* (3.9)
A ij + I
Упрощенная формула имеет вид
, _ I- 0,0585 sin х q
ддд— • (3-10)
Определение коэффициента, учитывающего
нелинейное распределение толщин профиля по раз-
маху крыла, т. е. с изломом при виде спереди (см. рис. 3.1)
kc = [1 +10-3 (24,29 - 170с0) (• Дсизл)(28‘Г<'-1'56’]-1! (3-11)
где с0; Дс0 —в долях хорды (не в процентах).
где
__ (^qCq ^к<?к) (1 ^изл) 4~ ЬкСк ___________„
ИЗЛ , ^изл>
оизл
(3.12)
, ____h ( 1 ^ТР 1 ~ \ . А _______ 2STpijTp
изл "Отр I 1 ^изл I » "отр , , , .,
\ Чтр / / (Чтр + 1)
b = ' Z = —
к ’ лизл . lCt •
TJrp 1(2
Определение массы конструкции прямых и стрело-
видных крыльев с Х>4:
. L. 10-3*paa/(S)«K'”oT^75/(’l,p) .
ШкО -~= «1 1 ---=7Гч----------------------Г
Р I COS X (1 - 0,0585 sin X)
“р Д^сл.мех Д'^нап“F^т.с^т.с ^ш^0| » (3. 13)
150
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
где индекс «тр» означает, что значение параметров необходимо
пересчитывать к трапеции крыла;
f (titP)=0,82+0,45/K%; (3. И)
/пнап — масса наплыва по задней кромке крыла
^нап=0,5^нап5нап; 5иап=5—5тр; ?нап= 13,0—15,0, кг/м2;
f(S}=a- 3160/(500+ед. '
Здесь а = 8,2 для нестреловидных крыльев, а = 7,95 для стреловид-
ных крыльев, значение kt — в табл. 3.1, ^Нап — поверхностная
плотность наплыва, кг/м2.
Коэффициент g при клепаной конструкции равен 1,0, при ис-
пользовании монолитных панелей равен 0,95. Коэффициент ра-
вен 1,0, если крепеж стальной или из алюминиевых сплавов, и на-
ходится в пределах 0,96 ... 0,99, если крепеж из титановых сплавов.
Коэффициент равен 1,0, если композиционные материалы не
применяются, или находится в пределах 0,95... 0,97 при их огра-
ниченном применении. При числе разъемов на полуразмахе 0; 1;
2 коэффициент /граз равен соответственно 0,97; 1,0; 1,03. Коэффи-
циент разгрузки ф = 0,9—тпт, если двигатели под крылом; <р =
= 1—тпт, если двигатели на фюзеляже. В зависимости от типа топ-
ливной системы (металлические баки; резиновые баки или баки-
отсеки) коэффициент &г.с соответственно равен 0; 0,012 или 0,004 ...
.,. 0,006. Коэффициент,Лш учитывает местоположение главных сто-
ек шасси: если все стойки на крыле, &ш = 0; если все — на фюзе-
ляже, ./гш=0,01; если две из четырех стоек главного шасси крепятся
на крыле, а две — на фюзеляже, то /гш:=:0,05. В других случаях,
когда часть стоек располагается на крыле, kш — ^ш.на кр/ 5.Шрл .ш-
Определение массы механизации крыла в данном
случае подразделяем на типовую и сложную. К типовой относим
однощелевой закрылок, к сложной 2- и 3-щелевые (раздвижные и
нераздвижные) закрылки, предкрылки (шПр), спойлеры — тормоз-
ные и работающие в элеронном режиме (шСп), тормозные щитки
(^т.щ). Формула крыла учитывает типовую, устройства сложной
механизации учитываются в виде дополнительной массы
(Д/72СЛ.мех)
Д^сл.мех ~ Ч- ^сп Ч~ ^т.щ Ч~ ^1цр
ИЛИ
ДЦ^сл.мех [*^зак (^7с.з *7т.з) Ч”‘^’сп^сп Ч~ *“*т.н?7т.щ] Ч~ ^пр^пр’ (^* 1^)
где А^зак — разность между массой сложного и ти-
пового закрылка, кг;
53ак; Slip; Scn; 5Т.Щ — площадь закрылков, предкрылков^
спойлеров и тормозных щитков, м2;
<7с.заК; <7т.зак; ^сп; <7т.щ; Vnp — поверхностная плотность (кг/м2) слож-
ных (с. зак) и типовых (т. зак) за-
крылков, спойлеров (сп), тормозных
151
щитков (т.щ) и предкрылков (пр),зна-
чения принимать по прототипу.
3.1. Значение поправочных коэффициентов к формулам (3.13), (3.16), (3.17)
Тип двигателей и диаметр фюзеляжа Положение двигателей £1 ^2 #3
ТВД ДнК 1,01 0,93 1,18
ТРД и ДТРД ДнК 1,25 0,94 1,35
<2ф<5 м ДнФ 1,0 1,00 1,16
ДТРД йф<5м ДнК 1,03 1,00 1,18
скд 1,03 0,96 1,25
Формулы Зинина и Знаменского выведены в начале сороковых
годов. В своем первоначальном виде они, понятно, не учитывали
стреловидности, наплывов и других особенностей современных
крыльев, учтенных в (3.13). Ниже приведены формулы, усовершен-
ствованные путем введения параметров и коэффициентов из фор-
мулы Шейнина, которые учитывают следующие факторы: особен-
ности стреловидных крыльев фс; cos %, нелинейное распределение
толщин (./?с), разгрузку крыла (ср), сложную механизацию
(АтСл.мех), наплывы (тНап), герметизацию (тгер=:/гт.сУт.с), отсут-
ствие на некоторых крыльях узлов крепления шасси (Лшт0), приме-
няемые материалы (£) число разъемов (/граз). В расчете определяет-
ся масса трепециевидной части крыла (с пересчетом всех парамет-
ров к трапеции). Масса наплывов определяется независимо.
Величины, общие для формул Шейнина, Зинина и Знаменского,
-определяются следующим образом: — по уравнению (3.2);
сотр — по (3.7), фс — по (3.8) или (3.10), kc— по (3.11), Дтсл-мех—
по (3. 15), .тНап — на с. 151, значение коэффициентов, учитывающих
остальные факторы, — по табл. 3.1 и на с. 151.
В формуле Л. С. Зинина [18] масса крыла определена
как сумма силовых (расчетных) и конструктивных элементов. Мас-
са последних (</к.э), отнесенная к S, определяется по графику
(рис. 3.2). Обозначения в этой формуле типовые (см. выше). С вне-
сением перечисленных изменений формула Зинина имеет вид
ткР= ^2 7,37 • 10-6^раз«1/??
AZ (т^тр -f- I)
ЧтрМсСОтр COS3 X
I- Як.з ‘-*тр~Ь*
Д^сл.мех Н” ^нап “Р ^т.с^т.с ^0 ( ‘
(3. 16)
П. М. Знаменский [36] вывел свою формулу как сумму
тиасс следующих частей крыла: условного лонжерона, восприни-
мающего весь изгибающий момент (mi), вспомогательных лонже-
ронов крыла и лонжеронов закрылков и элеронов (т2), обшивки и
152
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
стрингеров (т3), нормальных нервюр (т4), усиленных нервюр
(т5), неучтенных деталей (т6). Это не соответствует современ-
ной структуре и не может теперь претендовать на совпадение полу-
ченных расчётом величин массы элементов конструкции с факти-
ческими данными. Однако по суммарному значению массы резуль-
таты расчета дают небольшую погрешность. Формула имеет вид
^кр = *з {[£раз<Р (™i4- ^з) 4~ "М + ^4-}-m54-m6}4-
4“ Д^сл.мех 4~ ^н4~ ^гер ^ш^О» (3. 17)
Рис. 3. 2. Зависимость удельной массы конструктивных элементов
от расчетной величины (к уравнению Зинина)
где
_ 0,9 (1 + 1тр) (I + 0,37iq.rp) npm0XZ
—
1 9,65т].Гр
т4
105тдтр (2 4- ijTp) McCOfp cos3 X
Х^трФс ^с^Отр 4
б.Зт^р / _
^2 l-f-i) ‘"*ТР^С ^с^Отр 4
т3=(60 4-1,8- 1О-Зто) /\р;
$тр cos х
Z
1 + Дгр
’’Qrp /
ск
»1гр/_ cos у
I
(3. 18)
Q о г _ _
77-7—7, (1 + 2ЧТР)+(2 4- фА]
(I + ^трГ
100^Р г. , “ STpC0s2X
т5=---------- ---------------
(1 + Чтр)2 Х
(3. 19)
(3.20)
(3-21)'
(3. 22)
m6 = 3,4<S.rp;3mrep=^fXV.fX; mH=0,5^HSH; #„=13—15 кг/м2.
i5a
Формула Паттерсона для определение массы крыла.
При проверке эта формула показала хорошую точность в диа-
пазоне малых площадей крыла. Правда, этот вывод основан на
крайне ограниченном числе контрольных расчетов.
/пкр=0,367#
n^mQS
27,73сэф
X0-5
(1422а)0,2 (cos Xas)1’2
(с чШЗ
10 76 J * оакр’
(3.23)
где # = 1,0 — для самолетов с расположением главных стоек шасси
на крыле; #=0,95 — при расположении их на фюзеляже; сЭф
(%) — эффективная относительная толщина профиля, сЭф =
= (4ёо-|-Ск)/5; о — расчетное напряжение растяжения; ск — отно-
сительная толщина профиля в концевом сечении крыла. Масса эле-
ментов, разгружающих крыло, определяется по формуле
^разгр = ^т + ^дв + ^п.б,
где тт — масса топлива, размещенного в консолях крыла; т№ —
масса двигателей (с гондолами), расположенных под крылом;
лгл.б — масса подвесных баков. Для определения массы средств
механизации Паттерсон вывел формулу, которая приводится в 3.2.4.
Формула Бадягина определяет относительную массу крыла как
4,5#2#з о,015, (3. 24)
— 7,2£1я^/и0,5<рЛ
т,<р= 104/>(J0)°’75cos''5x
где ср = #—0,83тт; «₽ — по формуле 3.1; # = 0,91 для самолетов с
ДнФ; # = 0,87 при ДпК; ki— 1,0 при клепаных панелях; #1 = 0,97 при
монолитных; #3=1,0 при мягких баках; #3= 1,05 — при внутришов-
ной герметизации; #3=4,2— три герметизации поливом.
Значения коэффициента #2 в зависимости от наличия на крыле
наплывов, спойлеров и предкрылков следующие:
Наплывы нет нет есть есть есть
Спойлеры нет есть нет есть есть
Предкрылки нет нет нет нет есть
^2 1,00 1,15 1,30 1,40 1,60
3.2.4. Весовой расчет элементов механизации крыла
Уже отмечалось, что относительная величина массы элементов
механизации крыла стала значительной. Поэтому в общем алгорит-
ме определения массы самолета (см. 3.6) желательно ее учитывать
самостоятельно с целью применения и в этом случае метода много-
кратных вычислений.
К элементам механизации крыла, масса которых учитывается
приведенными ниже формулами, отнесены закрылки и предкрылки.
Масса элеронов и интерцепторов (спойлеров) учитывается непос-
редственно с массой крыла.
154
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Приведенные ниже формулы являются составной частью мето-
дов расчета массы крыла по Торенбику и Паттерсону [66]. В дан-
ной работе они выделены в подраздел, поскольку рекомендуются
для применения в случаях расчета массы крыла и по другим при-
веденным ниже формулам.
Формула Торенбика для определения величины массы элемен-
тов механизации крыла.
Факторы,*, определяющие массу закрылков:
1. Расчетная скорость выдвижения закрылка и соответствующее
его отклонение. Нагрузка на закрылок пропорциональна РЦзак
для данного отклонения закрылка, и разница в давлении на его
верхней и нижней поверхностях приближенно может считаться
пропорциональной sin63aK, что позволяет величину ИЬак sin 8^
считать определяющим параметром. Вследствие увеличения проч-
ностной эффективности при больших нагрузках показатель степе-
ни этого параметра следует принимать 0,75, а не 1.
2. Форма в плане. Ввиду того, что все другие составляющие
массы остаются постоянными (для рассматриваемой конструкции) >
нагрузка на закрылок будет пропорциональна проекции его пло-
щади, и поэтому удобно рассматривать не массу закрылка, а его
поверхностную плотность — кг/м2. Для геометрически подобных
закрылков величина будет возрастать пропорционально 165^ак,
но лучшее совпадение с фактическими данными дает параметр
9,5 (5’за1Д>ак)3/16. Для заданной формы в плане это составляет при-
мерно половину между 1б£за5к и постоянной поверхностной плот-
ностью.
3. Относительная толщина закрылка. Крутящий момент, вос-
принимаемый закрылком с обшивкой заданной толщины, пропор-
ционален площади поперечного сечения. Поэтому его относитель-
ная толщина, измеренная перпендикулярно оси шарниров, (сзак/
/cos х3ак), является важным геометрическим параметром, анало-
гичным Р'в.зак- Для получения лучшего совпадения с фактически-
ми данными показатель степени 1 у геометрического параметра
следует уменьшить до 0,75.
4. Тип и конструкция закрылка. Степень сложности системы за-
крылков является определяющей для величины массы кронштей-
нов, направляющих и т. п. Недостаток надежных данных не поз-
воляет провести обоснованное исследование, поэтому в уравнения
введены в известной степени произвольные поправочные коэффи-
циенты.
В том случае, если расчетная скорость для закрылков неизве-
стна, то в первом приближении ее величина предполагается равной
1,8 критической скорости при посадочном положении закрылков.
* Ими и приведенными в 2.6.3 можно руководствоваться при оптимиза-
ции параметров закрылка (/хода; 6зак), обычно проводимой на основе весового
критерия.
155
Для подвижных частей закрылков относительная толщина отно-
сится к их убранному положению, в этом случае величины ^к.зак
удваиваются.
Масса 1 м2 закрылков по уравнению (3.25) вычислена для 21
самолета и сравнена с их фактическими данными. Для очень ма-
лых значений массы закрылков (около 4,5 ... 9 кг) начинают пре-
обладать соображения минимально допустимых размеров (толщина
обшивки, крепежные детали и т. п.) и линейная зависимость пере-
стает быть справедливой. Расчетная точность не очень высока, но
применение этой формулы следует рассматривать как приемлемую
базу для корректировки массы группы крыла, поскольку разброс
значений погрешности при определении массы закрылка, равный
±18,6%, дает ошибку в определении массы крыла только 1,5 ...
2,5%.
Этот предел выведен, как и при проверке формулы (3.27), для
широкого значения параметров. При корректировке формулы в
каждом конкретном случае по однотипному закрылку, масса кото-
рого известна, точность расчета можно значительно повысить.
Масса средств механизации крыла (шмех) по Торенбику опреде-
ляется как сумма массы закрылков (тзак) и предкрылков (тПр)
различных типов (включая, например, щитки Крюгера):
^мех ^закН-^пр* (^- 25)
Масса закрылков, помимо собственной конструкции, включаю-
щая массу кареток, шарниров, рельсов и кронштейнов без приво-
дов, определяется формулой
______С (л д t, /С /Р \3/16 /^в-зак V s*n ^зак COS Хзак I3/4)
тзак °зак )и>^Лк.зак \°зак^зак/ I I - II*
I |Д 100 ) сзак J J
где &к.зак — коэффициент конфигурации различных закрылков
(см. табл. 3.2);
<$зак‘, /зак — площадь и расчетный размах закрылка,
^заК== ^зак/COS ХдДзак,
^в.зан — скорость выдвижения (или отклонения) закрылка *,
км/ч (в том случае, когда скорость отклонения за-
крылка не известна, в первом приближении ее вели-
чина предполагается равной 1,8 критической скорос-
ти при посадочном положении закрылков);
бзак — угол отклонения закрылка;
ёзак — относительная толщина закрылка в убранном положе-
нии;
Хзак — угол стреловидности закрылка.
Для закрылков с подвижными частями относительную толщи-
ну рекомендуется вычислять для убранного положения закрылка.
* Торенбик вводит скорость захода на посадку (V3ax. пос), однако расчет-
ной для закрылка является скорость выдвижения закрылка. Они могут быть
равны ДЛЯ ОДНИХ ТИПОВ маШИН И не равны ДЛЯ ДРУГИХ (VB. зак^.'Узах. пос).
156
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Предкрылки весят значительно меньше закрылков, поэто-
му Торенбик для определения их массы предложил простейшую
зависимость: тПр —<7пр>$пр- Для типовых предкрылков Торенбик ре-
комендовал /7пР = 34,2 кг/м2, для предкрылков типа щитка Крюгера
/7пр = 24,5 кг/м2. При этом принимается, что состав предкрылков
аналогичен указанному выше составу закрылков.
Формула Паттерсона для определения величины массы за-
крылков
и щ ____YJ gg ^тахпос / <$зак У*1* / Кугкр.зак \°»84 (Лк.зак^0)°‘^2 .g 2g\
I зак— » s I 9,29/ V 370,6 } с1’25 ’ '
f где Уоткр.зак — расчетная скорость выпуска закрылка на бшах', с —
I относительная толщина крыла в месте, соответствующем середине
f закрылка, в %; &к.зак — коэффициент, учитывающий конфигурацию
к закрылка (сложность конструкции и кинематической схемы), см.
табл. 3.2; k0 — коэффициент, учитывающий относительную вели-
[• чину площади закрылка и угол его стреловидности, определяется
' уравнением
kо=О,0354-5,03 — [5,4 0,1511 .
t и \ s / [ \ s / J юо
3.2. Значение коэффициентов конфигурации закрылков (kK. зак)
Тип закрылков Значение А’к. зак
по Торенби- *У по Паттер- сону
Плоские — 0,5
Поворотные однощелевые 1,00 0,6
Четырехзвенного выдвижения 1,15 1,0
Двухщелевой поворотный 1,25 0,7
Двухщелевой выдвижной 1,25 1,2
Трехщелевой поворотный 1,60 1,0
Однощелевой Фаулера 1,25 1,2
Двухщелевой Фаулера 1,30 1,3
Трехщелевой Фаулера 1,62 1,6
У Торенбика последнего значения А’кзак (см. табл. 3.2) нет, оно
i получено как 1,25X 1,30= 1,625,- поскольку он рекомендует для за-
крылков с подвижными частями определять Ак.зак как произведе-
[ ние двух значений. Например, для двухщелевых закрылков с под-
[ вижными частями &к.зак= 1,15х 1,25= 1,4375.
Для достижения наибольшей точности определения массы за-
t крылков рекомендуется и в этом случае метод многократных.вы-
| -числений с использованием двух приведенных формул. Погреш-
ность каждой из них, полученная при контрольных расчетах, дос-
157
таточно велика, что можно объяснить многообразием факторов,
определяющих величину массы, сложностью связей между пара-
метрами и расчетными величинами, а также недостаточной досто-
верностью некоторых статистических данных, использованных в
этих расчетах.
Торенбик рекомендует также по возможности вести параллель-
ный расчет прототипа для определения коэффициента пересчета
(см. 2.4.7), и использовать его в проектировочном расчете. Влия-
ние параметров закрылка на величину его массы определять лучше
на основе анализа или по одной из формул.
3.2.5. Весовые формулы крыла второго приближения
Формула Торенбика [73] не учитывает такие факторы, как из-
лом крыла в плане (наплывы) и при виде спереди, т. е. нелинейное
распределение толщин (с) по его размаху и упрощенно учитывает
разгрузку крыла.
Тем не менее полуэмпирическую формулу Торенбика можно от-
нести ко второму приближению по следующим соображениям:
— объем исходных данных для расчета собственной массы кры-
ла хотя и минимальный, но требует знания массы крыла, находи-
мой из расчета первого приближения, а главное, достаточно полной
информации о закрылках, масса которых определяется независи-
мо, с учетом влияния основных факторов, что позволяет вести па-
раметрический анализ эффективности средств механизации;
— формула теоретически хорошо обоснована, а применение ее
приводит к результатам, соответствующим формулам второго при-
ближения.
Формула Торенбика [73] не является полностью оригинальной —
она имеет сходство с формулой Ф. Шэнли [46], в которой внесены
несколько практически оправданных упрощений. Отличительные
особенности формулы Торенбика от других, здесь приведенных, сле-
дующие:
— выбирается в качестве расчетной массы, не взлетная, а мак-
симальная масса самолета без топлива. Поэтому разгрузка учиты-
вается от крыла (его консольной части, масса которой принима-
ется равной 0,8ткр), и силовой установки, что учитывается коэффи-
циентом £дв;
— определяется коэффициент расчетной перегрузки при расчет-
ной крейсерской скорости на высоте 6 км для самолетов с герме-
тизированной и на уровне моря для самолетов с негерметизиро-
ванной кабиной;
— вводится коэффициент (/гд.м), учитывающий величину массы
добавочного материала, к которой относятся: а) масса всех эле-
ментов конструкции, не работающих на изгиб, б) масса нервюр,
элеронов, интерцепторов, в) различные добавки массы, вызывае-
мые установкой шасси и двигателей, узлами, вырезами, неопти-
мальным изменением толщины обшивки и т. п. Величина этой мас-
158
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
сы у крыла современного транспортного самолета достигает 15 ...
...20%.
Формула Торенбика представляет собой сумму двух слагаемых:
собственной массы крыла и массы средств его механизации
ткр=0,00468^д>м^Ллв^ш [^изЛкр (wp—0,8ткр)]0,55 х
( /Р)1,675
Х С0,45 (COS Yn s)1’325 ШмеХ’ • (3.27)
СОтр '-COS л.0,5?
где /гд,м; — коэффициенты, учитывающие массу дополнительно-
го материала и сужение крыла в плане:
*«.„ = 1 +1,38///^; А,=(1 + (3.28)
Дер—/Kp/COSXo»5,
j ^изг — коэффициент, учитывающий влияние схемы подкосного
к крыла:
Ь = 1
^изг 1 '-'Под*
I Для свободнонесущих крыльев 2Под=0.
I km — коэффициент, учитывающий влияние расположения шас-
I си, /гш= 1,0, если шасси крепятся на крыле, /?m=0,95, если шасси на
| крыле отсутствуют; яД — расчетное значение массы самолета (без
Г топлива в консольной части крыла); тКр — масса крыла, найден-
I ная по прикидочным формулам или формулам первого приближе-
г НИЯ.
j Значения коэффициента /гдв, учитывающего тип, число и поло-
| жение двигателей, следующие:
Г Тип двигателей ТВД ТВД ТРД, ДТРД ТРД, ДТРД ТРД, ДТРД
| Число/Положение 2 4 2/ДнК 4/ДнК 2—4/ДнФ
I kw 0,98 0,95 0,95 1,00 1,05
Г Основным параметром автор формулы справедливо считает раз-
Г мах крыла. При заданном его значении площадь крыла и соответ-
Е ствующее удлинение не имеют, как он полагает, первостепенного
К значения. При выводе уравнения (3.27) S и X исчезли из оконча-
I тельного выражения.
( Торенбик рекомендует ё0 принимать для хорды по потоку. При
| выполнении контрольных расчетов было решено со пересчитывать,
I как и для других формул, по (3.7).
I Угол % принят не по 1/4 хорд, а по 0,5, его можно определять
I так:
J tg Хо,5=tg X - • (3. 29)
г За расчетное значение массы Торенбик рекомендует принимать
I максимальную массу самолета без топлива в крыле. В большинст-
I ев случаев в расчетной точке полета (наибольшая дальность с
I /пк.н=тах) топливо в подфюзеляжную часть крыла (я2т.ПОДф) не за-
• 159
ливается. Для тех самолетов, у которых заливается, следует при-
нимать^ ЩР =/72б/т~Н^т.подф*
Торенбик рекомендует значение расчетной перегрузки прини-
мать как ПУ— 1,5«тах-
Формула Шейнина для определения массы крыла во втором
приближении основана на методике расчета крыла в первом при-
ближении (3.6) — (3.14). В ней сохранены: 1) почти все зависимо-
сти массы крыла от его параметров (S; х; с; т]) и расчетных ве-
личин; 2) методика определения расчетной относительной толщи-
ны профиля с пересчетом к трапеции и к сечению, перпендикуляр-
ному линии 1/4 хорд, формулы (3.6) — (3.10); 3) учет влияния на-
плывов на величину массы крыла; 4) методика оценки влияния не-
линейного распределения толщины крыла по размаху, формулы
(3.11), (3.12); 5) принцип независимого определения массы эле-
ментов механизации (тмех) и герметизации (щгер) крыла; 6) отде-
ление узлов крепления стоек шасси от крыла и независимое опре-
деление их массы.
Инженер Т. Н. Генова преобразовала формулу (3.13), и масса
основной конструкции крыла стала определяться как сумма масс
кессона тКес и конструктивных элементов щк.э:
/?2кр ^кес ~Ь ^к.э ~Ь ^мех ^гер’ (^- 30)
Соответственно Х0>7 заменено на Х0>9, так как X в этом уравне-
нии влияет лишь на ткес.
Масса кессона крыла
_ П^7И0уХ°’9/ (S) f (TQTp)
Шкес п cosхМотр(1 — 0,0585 sin х) *
где сп — коэффициент, учитывающий тип панелей кессона крыла,
уровень напряжений в панелях и технологию их изготовления;
ёотр — относительная толщина профиля (по потоку) в корне тра-
пециевидной части крыла [см. уравнение (3.7)]; kc — коэффициент,
учитывающий нелинейное распределение по размаху [см. уравне-
ние (3.11)];
____ I ______ _
<Р=0,9 — 3mTz.r — З^щ^гр/, (3.32)
где 2Т, 2гРг — координаты ц.м. топлива (в консолях крыла) и гру-
зов по оси 0z; zT=г/0,5/;
f (5) = 0,5 (7,37 - ; (3.33)
\ 5тр 500/
/(Ч1Р)=0,82 + 0,45-Д . (3.34)
г ^тр
Величина массы конструктивных элементов (гак.э) определяется
уравнением, выведенным Т. Н. Геновой:
/Ик.Э=:::^Н.хв'4_777уЗЛ:=^Н.Хв‘^Н.ХвН_^’^^^^СТ.Ш777О~Ь^’^2/ЦСеу, (3. 35)
160
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
где wH.XB; <7н.хв; 5н.хв — масса, поверхностная плотность и площадь
носовой и хвостовой частей крыла (.без ме-
ханизации) ;
(Щузл — масса узлов крепления шасси и силовой
установки;
|^ст.ш — коэффициент, учитывающий отношение чис-
ла подкрыльевых стоек главного шасси к
их общему числу;
щс.у— масса силовой установки, расположенной
на крыле;
^н.хв—^...30 кг/м2;
*^н.хв 0,55 *$зак ‘“’пред ИЛИ
Q — Q С __________ С _____ С _____ Q
н.хв ‘-'кес ‘-'кр.ф ‘-'зак *“4ip>
(3.36)
где 5кр.ф — площадь подфюзеляжной части крыла.
Масса наплывов, в уравнении (3. 13) определяемая независимо,
здесь учитывается в общей массе тн..хв.
Масса средств механизации крыла (щмех) определяется в дан-
ном случае по Торенбику.
Масса герметизации определяется уравнением
О mrep==£repVT.c, (3.37)
где VT.c — объем топливной системы, л; ^геР = 0,007 ... 0,008.
При определении массы крыла по формуле (3.30) в качестве
расчетных в общем случае следует выбирать значения Па, т? и <р,
при которых произведение этих трех величин было бы наибольшим.
Как правило, такое условие выполняется при тР = т0. Поэтому
приведенные ниже показатели точности этой формулы найдены
именно в этом предположении.
Формула Фадеева [13] для определения массы трапециевидного
крыла — теоретическая с эмпирическими коэффициентами. Как и
формула Торейбика, она не учитывает наплывов крыла в плане',
нелинейность распределения толщин по размаху крыла, герметиза-
ции его топливных отсеков. В противоположность Торенбику здесь
обстоятельно учтен эффект разгрузки, но очень слабо выражена
величина массы средств механизации.
Масса крыла здесь представлена в виде суммы полок лонже-
ронов или продольного набора (щп.л) и его стенок (тст л), поясов
нервюр (/Ип.нер) И ИХ стенок (ЩСт.нер), обшивки носовой и хвостовой
частей крыла (тОб), элеронов и средств механизации (щэл.мех)-
^кр = ^п.л + ^сТ.л4-^ и .вер Ч- ^ст.нер + тоб4~тэл.мех- (3.38)
Масса полок лонжеронов
"'л ф 12-103а/ cos2 ус
(3.39)
6 2280
161
Формула записана в несколько изменнном виде с принятыми
здесь обозначениями:
€п.л — эмпирический коэффициент;
ф — отношение плеча пары сил, действующих по верхней и
нижней полкам (панелям), к толщине профиля крыла;
о — напряжение в целом месте полки в момент разрушения,
даН/мм2;
f — отношение среднего напряжения к максимальному;
с — относительная толщина среднего профиля;
т0 — взлетная масса, кг;
I — размах крыла, м;
q — плотность материала, г/см3;
ТпЛ k\k\T ^1кр^кр ^Irp^rp- (3> 40)
Здесь Л1=/(т); р) выражает уменьшение полок неразгруженного
"Трапециевидного крыла по сравнению с прямоугольным крылом по-
стоянного профиля; &1Г учитывает влияние закона распределения
циркуляции Г по размаху по сравнению с распределением по за-
кону хорд. &1кр, km и &irp выражают влияние разгрузки от массы
крыла, топлива и грузов
k — (P-+1)[3(fi-1)-(yi-1)] Qq-W-l) 1 ।
1 h + W-l)2 1зС1-1)-С]-1) 3 Г
+v—Ч+гЛ^-1п'‘1; . (3-41)
2 fl — 1 (fl — 1)2 J
Л1Г= 1,04 - 0,02 (4 - n)2- (3.42)
Здесь 1)^4,0; &ir = l,04; /?iKp — определять no (3.41), но вместо i]
принимать 'Г]с; = 'ПР‘, kn также по (3.41), но принимать т]=7]т, а
т)т= (Ьбсб)тах/(ЬбСб)т1п, т. е. равным отношению площади попереч-
ного сечения топливных отсеков у корня и на конце крыла (р,=
~'Со/Скопи) •
k1ГО=3 и+1 \z(р- 1)-[1 + (р.— 1)(1 -г)] In--------?-----—1,
(и— I)2 I 1 + (fl—1)(1 — z)J
(3.43)
где 2 — плечо груза от плоскости симметрии самолета.
Для ц=1 &irp=3z?.
Масса стенок лонжеронов определяется как
n4m0Ql
ГП л = Вет л -------?ст л» (3- 44)
ст.л ьст.л 4.10зт cos X Т
где £ст.л — эмпирический коэффициент (по с. 163), то, кг; р,
г/см3; т, даН/мм2.
Коэффициент, учитывающий разгрузку стенок лонжеронов
Тст.л-k^k^V ^Зкр^кр ^Зт^т ^Згр^гр cos”y
162
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!

Здесь k3, k3r ; &зкр; ^зт; &згр аналогичны коэффициентам в уравне-
нии (3.40). Последний член учитывает разгрузку стенок усилиями,
действующими вдоль полок лонжерона
k-A ;
3 1 + 1
£зг= 1,03-0,013 (4-i])2;
^зкр — определяется по уравнению (3.46), но вместе г] подстав-
лять т] =' г]ц; при т]>4 k3T= 1,03;
А’зт — также ПО (3.46), НО Т]=Т]т = (^бСб)тах/(^бСб)т1п;
<Рпл — определять по (3.40);
(3.46)
^згр — 2z;
с=— -. (3.47)
Зф |х+1
Масса полок и стенок нервюр:
т„ „«,=?„ „е„ — Л I; (3.48)
п.нер Минер 1000 а Хс ’ v ’
, пАте0 Q 1 , ,Q „о>
/И„т нес- нес------ -- ----(3. 49)
ст.нер Ч..нер woo } V )
Масса обшивки носовой и хвостовой части крыла, элеронов и
закрылков
тоб=£об‘$*» (3.50)
f ^эл.мех ^эл.мех (*-^эл ^мех) ^0* (3.51)
При проверке формулы (3.38) оказалось, что определение мас-
р сы средств механизации по Торенбику повышает точность расче-
[ та массы крыла по Фадееву. Поэтому рекомендуется вместо (3.50)
[ и (3.51) использовать (3.25).
j Значения коэффициентов и расчетных величин: £п.л=1.3 ... 1,4;
' ^ст.л—3,3 ... 3,4; ^п.пер = 0,75 ... 0,90; ^ст.нер—1,5 ... 1,9;
• =0,013; £эл.мех = 0,086 ... 0,088; ф=/=0,82; значения q, о и х вы-
j бирать в зависимости от применяемых материалов.
Формула (3.38) пригодна для крыльев Х^4, при Х<4 следует
i учитывать влияние площади и размаха крыла, занятой фюзеляжем;
Приближенно оно учитывается уменьшением £п.л и £ст.л в отноше-
нии а ^п.нер И ^ст.нер — в отношении: (S—5кр.ф)/£.
Здесь £Кр.ф — площадь подфюзеляжной части крыла.
Для крыла с изменяемой стреловидностью следует к массе, най-
денной по (3.38) при минимальной стреловидности, добавлять
массу элементов механизации и шарниров, составляющую пример-
но 35% от массы крыла.
б* 163
3.2.6. Анализ точности весовых формул крыла
Приведенные выше весовые формулы рекомендуется применять
для расчета нестреловидных и стреловидных крыльев из алюминие-
вых сплавов дозвуковых пассажирских и грузовых самолетов с
различными типами силовых установок и удлинением крыла Х>4.
Эти формулы могут применяться и для расчетов крыльев самоле-
Рис. 3. 3. Интегральные кривые распределения вероятностей ошибок
при расчетах массы крыла:
а—по прикидочным формулам (1—Козловского; 2—Дриггса; 3—средний ре-
зультат); б—по формулам первого приближения (/—Шейнина (3. 13); 2—Зи-
нина; 3—Знаменского; 4—средний результат); в—по формулам второго при-
ближения (/—Шейнина (3. 30); 2—Торенбика; 3—средний результат)
тов иного назначения, но лишь после предварительной проверки и
корректировки, если в ней окажется необходимость.
Прикидочные формулы Козловского и Дриггса являются статис-
тическими, они не учитывают многих факторов, но приводят к дос-
таточно высокой точности. Формулы первого приближения Шейни-
на, Зинина и Знаменского имеют много общего, внесенного в две
последние при их отработке. В результате таких изменений форму-
лы удовлетворяют требованиям совместимости (см. 1.2.6). На рис.
3.3, бив табл. 3.3 приведен средний результат при расчете по трем
формулам.
Данные табл. 3.3 и кривые, приведенные на рис. 3.3, а и 3.3, б
выполнены на основе результатов расчета массы крыльев 26 пасса-
жирских самолетов. Кривые на рис. 3,3, в построены по 20 рас-
четам. Эти 'формулы требуют большего числа исходных данных.
164
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Поскольку Прае невелико, рекомендуется при расчетах вводить коэф-
фициент пересчета (см. 2.4.7).
3. 3. Точность весовых формул крыла
♦ Формулы Число па- раметров^ При Р(Дт)=100% При P(A/n)=90%
Пределы по- грешности, % % “о Св s? Пределы по- грешности, % о" Б о О се сх 52
Прикидочные Козловского (3.4) 2 —10,8...+20,9 6,2 26 —9,8...+6,0 4,3 24
Дриггса (3.5) 6 —6,9...+41,5 10,0 26 —6,9...+8,2 4,2 24
' Среднее значение — —5,7 ... +18,9 5,9 26 —5,7... +9,9 4,0 24
Первого приближения Шейнина (3.13) 10 —13,7...+9,8 4,9 26 —7,5...+5,4 3,8 24
Зинина (3.16) 12 —5,3...+27,5 7,5 26 —5,0...+7,8 4,3 24
Знаменского (3.17) 10 —13,6...+9,7 5,8 26 —7,0...+7,9 5,0 24
Среднее значение — —6,2 ... +11,7 3,8 26 —5,2 ... +4,8 2,9 24
Второго приближений/ Торенбика (3.27) — —12,9 ... +8,6 6,3 20 —7J2... +7,4 5,5 18
Шейнина (3.30) — —6,0;... +5,8 3,4 20 —3,18... +4,6 3,0 18
Среднее значение — —6,6... +4,6 2,9 20 —3,8 ... +4,6 2,1 18
Сравнение кривых на рис. 3.3, б и 3.3, в позволяет сделать не-
которые выводы: расчеты, выполненные методом многократных
вычислений на основе трех формул первого приближения, приво-
дят к точности не меньшей (при Р(Дт) =90%), чем известные са-
мые сложные формулы второго приближения, требующие знания
большого числа исходных данных.
Другой вид проверки формул — выяснение учитываемого влия-
ния параметров крыла и расчетных величин на его массу — пока-
зан на рис. 3.4 и 3.5, на которых в относительных показателях да-
на степень роста массы при равном увеличении различных пара-
метров (на 1.1; на 1.2 и т. д.). При этом графики показывают не
только сравнение чувствительности формул, но и насколько одни
параметры влиятельнее других при прочих равных условиях. Кри-
выми, иллюстрирующими влияние как параметров крыла, так и
расчетных величин на массу его конструкции, пользоваться для лю-
бых случаев не рекомендуется. Они построены при определенных
исходных данных, при иных — кривые будут другими (например,
влияние X при умеренных значениях р ниже, при высоких — зна-
чительно большее). Имеет значение и степень сложности механиза-
165
ции крыла, масса которой при этом учитывается. Графики здесь
приведены лишь для сопоставления различных формул. Кривые
для наглядности построены в широком диапазоне изменения пара-
Рис. 3. 4. Влияние геометрических параметров крыла на
массу его конструкции:
о—при изменении удлинения и площади крыла (за единицу
принято Х=7 и 5=300 м2); б—при изменении относительной
толщины корневого сечения и сужении крыла в плане (за еди-
ницу принято Со=13%; 4=2,5); в—при увеличении стреловид-
ности крыла;
по формулам: 1—Шейнина (3. 13); 2—Зинина; 3—Знаменского;
4—Бадягина; 5—Торенбика; 6—Шейнина (3. 30); 7—Фадеева
метров. Рассматривать же целесообразно разброс значений лишь
в зоне, ограниченной 1,1 ... 1,15 увеличения соответствующего па-
раметра, в более широком диапазоне на практике варьируются
редко.
Целесообразно при использовании в расчетах формулы Фадее-
ва (3.38) применять формулу Торенбика для определения массы
166
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
элементов механизации крыла. Это снижает величину погрешности
(от с 3,7 до 3,2%, нижний предел с —6,5 до —6,1, а верхний с
+7,1 до +4,5) в сравнении с расчетами, в которых масса механи-
зации определялась по рекомендациям Фадеева.
При Р(Дт) =90% погрешность резко снижается (до двух раз в
сравнении с условием Р(Ат) = 100%) с незначительным выпадани-
ем числа контрольных расчетов (прас)- Подобное подтверждает на-
личие исключений по причинам, перечисленным в 1.2.8, и право-
Рис. 3.5. Влияние расчетных величин на массу крыла:
а—при изменении коэффициента расчетной перегрузки (за еди-
ницу принято значение =3,45); б—при изменении расчет
ной нагрузки и тоннажа самолета (за единицу приняты значе-
ния р=500 кг/м2 и лго=165ООО кг);
по формулам: 1—Шейнина; 2—Зинина; 3—Знаменского; 4—Бадя-
гина; 5—Торенбика; 6—Шейнина (3. 30); 7—Фадеева
мерность определения точности формул при условии Р(Ат) =90%.
Достаточно хорошая формула Торенбика по структуре, точности
(в рекомендуемом здесь применении) и по влиянию параметров
требует некоторый пояснений. В качестве расчетного значения мас-
сы при проверке формулы Торенбик принимал максимальную мас-
су самолета без топлива, тогда как коэффициент расчетной пере-
грузки определял в соответствии с нормами, по которым проекти-
ровался самолет, и выбирал наибольшее значение из перегрузок от
порыва воздуха и вызываемых маневром самолета. Проверка про-
ведена им на основе фактических данных 46 самолетов с очень
167
широким диапазоном значений массы крыльев (от 75 до 35 800 кг)
и, соответственно, размеров, причем для весьма разнообразных
типов самолета (пассажирских и ВТС с ПД, ТВД, ТРД, ДТРД и
бомбардировщика Боинг В-47). Этим, а также возможной неодно-
типностыо состава крыла можно объяснить достаточно большой
разброс значений погрешности ±9,64, но в общем-то удовлетвори-
тельный для таких условий.
Кривая на рис. 3.3, в, соответствующая точности формулы То-
ренбика, вычислена для более узкого диапазона исходных данных,
а именно для 20 однотипных пассажирских самолетов. Сравнение
полученной нами погрешности с приведенной Торенбиком позволя-
ет сделать более общие выводы:
1. Для повышения точности расчета и нахождения (по Необхо-
димости) поправочных коэффициентов формулы полезно проверять
по статистическим данным однотипных конструкций (с учетом од-
нотипности назначения, размеров, схем) с более узким диапазоном
значений параметров и удельных нагрузок и, что достаточно важ-
но, одного технического уровня.
2. Вывод Торенбика, основанный на совпадении результатов
расчетов с фактическими данными, отличающимися широким диа-
пазоном значений, и заключающийся в том, что «совершенствова-
ние проектирования и технолргии не будет значительно влиять на
результаты», вызывает серьезные сомнения. Диапазон полученного
им разброса погрешности достаточно велик (±9,6%) и многие
факторы и параметры, не учитываемые его формулой, могут ока-
зывать противоположное влияние и в определенной степени ниве-
лировать эффект прогресса в проектировании и технологии, кото-
рым нельзя пренебрегать.
3. Нельзя согласиться с выводом Торенбика, что «величина
стандартного отклонения ±9,64% является достаточной как для
отдельного расчета, так и для параметрических вычислений». Луч-
ше сужать область применения, но достигать величины этого по-
казателя в данном приближении ±4 ... 5% (при расчете по одной
формуле).
3.3. ВЕСОВЫЕ ФОРМУЛЫ ФЮЗЕЛЯЖА
3.3.1. Общие положения
Положения о целесообразности специализированных формул
(см. 1.2) совершенно очевидны в применении к конструкциям фю-
зеляжа как части самолета, в наибольшей степени отражающей
его назначение. Ниже приведены формулы для определения массы
фюзеляжа в составе, соответствующем весовой классификации.
Все формулы определяют массу фюзеляжа в типовой его комплек-
тации (т. е. в стандартном весовом составе). Они не учитывают
элементов, встречающихся лишь на отдельных самолетах, таких,
например, как встроенные трапы или стеллажи для багажа ,(при
транспортировке по системе «багаж при себе»), устройства для
168
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
«превращаемых» самолетов (грузо-пассажирские модификации) и
т. п. Следует отметить, что все весовые формулы фюзеляжа не учи-
тывают величину массы внутренних перегородок вспомогательных
(бытовых) помещений. ’
Почти все формулы включают в себя такие основные размеры
фюзеляжа, как J<j>; 1ф; Хф. Для фюзеляжей, не имеющих окружно-
сти в поперечном сечении, следует принимать эквивалентный диа-
метр. Для вычисления его авторы приводят уравнения несколько
отличного вида:
4к=(^Ф^Ф)/2; 4К=2 У^фМ. (3.52)
Все они приводят к примерно равному значению dJK, но два
последних более точные. Удлинение фюзеляжа определяется как
7ф—^ф/^ф или ^-ф—•
(3.53)
Встречается в формулах площадь омываемой поверхности SOM,
ее можно определять уравнением, учитывающим сужение фюзе-
ляжа (&з5):
при ДнК,
при ДнФ,
•^ф.ом — ^ЛС^ф.
</ф<5 м k^s =а (0,6884-14,5• 10~3Хф);
г/ф <С 5 м (0,734 4-1,45-10“3Хф);
(3.54)
(3.55)
при ДнФ и СКД^ф>5 м =0,784 4-10,4-10“3Хф,
где а= 1,0 при Вф=Нф\ а= 1,05 при Вф^Нф,
Условные обозначения в весовых формулах фюзеляжа:
1ф\ йф-, Хф — длина, диаметр и удлинение фюзеляжа;
Вф\ Нф — ширина и высота сечения фюзеляжа;
Рф\ Рф — периметр и площадь миделя фюзеляжа;
Fc — площадь материала в поперечном сечении;
Зф.ом — площадь омываемой, поверхности фюзеляжа;
/^ — коэффициент сужения фюзеляжа kVs—S^_ м/лдГф/ф;
гиф; тФ> Я$ф—масса (кг) и относительная ее величина, поверх-
ностная плотность фюзеляжа (кг/м2):
тф=тф/т0; ^ф=тф/5ф.ом;
р — плотность конструкционного материала, кг/м3;
Тдв — удельная масса двигателей, кг/даН;
Р — тяговооруженность самолета;
р — удельная нагрузка на крыло, кг/м2.
3.3.2. Формулы для прикидочного определения массы фюзеляжа
Существует большое число прикидочных формул, и все они ста-
тистические, масса фюзеляжа выражена в функции одного-двух
параметров с использованием минимального числа коэффициентов.
169
Здесь приводятся формулы для пассажирских самолетов. Легко
вывести аналогичные для любого типа самолета, располагая лишь
соответствующей статистикой. Точность этих формул,, как показано
в 3.3.5, вполне достаточна для весовой оценки, но не для весового
расчета.
Статистическая формула:
И^ф ^7$ф*^ф.ом (а1^ф.ом 4“ ₽1) *~*ф.ом’ (3* 56)
где ai и pi — статистические коэффициенты по табл. 3.4.
3. 4. Значение коэффициентов в уравнениях (3. 56), (3. 57), (3. 58)
Двигатели <*ф, м ai «2 ₽2 а
Тип Положе- ние Число
твд ДнК 2; 4 <4,0 0,0030 14,55 0,050 1,000 1,18
ТРД ДнК 2; 4 <4,0 0,0044 15,50 0,055 1,300 1,12
ТРД и ДТРД ДнФ 2 3 4 <4,0 0,0100 0,0096 0,0080 13,75 15,00 18,60 0,031 0,075 0,075 —1,375 3,250 1,500 1,36 1,36 1,36
ТРД И ДТРД ДнК скд 2; 3; 4 >5,0 0,0094 15,70 0,103 11,320 1,68
Формула Захарчук: • !
Шф=а2 (^ф</ф) — (3.57)
где а2; Рг — по табл. 3.4.
Формула Козловского: !
тф=а /т05ф<ом, (3.58)
где а — по табл. 3.4. I
3.3.3. Весовые формулы фюзеляжа первого приближения
Формулы первого приближения расположены в порядке увели-
чения их сложности, критерием которой условно принято число
учитываемых параметров.
Формула Шейнина для пассажирских дозвуковых самолетов:
тф=^1Хф</фто4'(^2 4_^з4_^4)то’ (3.59)
где т0—в кг; d$~в м.
170
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Коэффициенты в формулах (3.59) и (3.60) учитывают: kt — по-
ложение двигателей; k2 — положение стоек главного шасси (их
значения в табл. 3.5); k3 — место уборки колес главного шасси
(если убираются в фюзеляж, £3 = 0,004; если — в крыло, £3 = 0);
— тип транспортировки багажа (если контейнерный, = 0,003,
-! если бесконтейнерный, Z& = 0). Показатель степени l учитывает раз-
меры фюзеляжа: при б/ф'^4,0 м /=0,257; при ^ф>5,5 м /=0,282.
3.5. Значение коэффициентов ki и k2 в уравнениях (3.59) и (3. 60)
Условия применения Значения коэффициентов к урав- нениям
(3.59) (3.60)
k\ ДпК </ф<5 м ДнФ б/ф<5 м ДпК и СкД t/ф>5 м СкД t/ф >5 м 3i,63—0,333dф 4„56i—0,441 t/ф 3,58—0,278^ 0 . 35,0 35,0
Стойки главного шасси (все или часть) крепятся к фюзеляжу к крылу 0,01 0,00 25,0 0,0
Формула Козловского для пассажирских дозвуковых самоле-
тов:
Иф=/ Уф) s+О,О125то+0,1тк.„ + 0,4 • ю-3 +
+ 135йГф+у1+^)(1О-3то)8/’, (3.60)
где /(<7ф)=</ф+3,5 — при </ф<4 м;
/Уф)=2,Мф при </ф>4 м;
т0 — в кг. Значения и k2 — по табл. 3.5.
Формула Бадягина для . пассажирских дозвуковых самоле-
тов [3]:
- . J 0.0126(31 +(Хф^ф)1-6] (1 + 13345//то)(1+О,2/,’)
I V т0 cos х
+*2?лА ^-|+5^+М*>ф +3- 10-»у3+1,7). (3.61)
*хв) mQ
Здесь (т0 — в кг, — в м; рэ — в даН/см2; kh k2, k3 — по
табл. 3.6;
171
3.6. Значение коэффициентов в уравнении (3.61)
Условия применения ДнК ДнФ
6 т0<. 130 т zn0>130 т 1,0 1,0 f '1,0 '0,55+3,5-IO"6
— 0,6-10-6 12-10~6
^2 — 0 0,4
^3 Крепление главных стоек шасси — на крыле, уборка в фюзеляжи: а) вырезы в фюзеляже ограни- ченные б) вырезы до оси — на крыле, в фюзеляже нет вы- резов — на фюзеляже, уборка в обте- катель 1,0 1,5 4,3 2,5 3,5 2,0
/дв; /хв — соответственно расстояние по оси х от ц.м. самолета
до ц.м. двигателя и от ц.м. самолета до конца фюзеляжа (напри-
мер, при ДнФ /Дв//хв = 0,55 ... 0,6);
X — стреловидность крыла по линии 1/4 хорд.
Формула Бадягина для транспортных (грузовых) самоле-
тов (3]:
(1-0,6- 1О~6то)
0,014 [31 + (ХфоГф)1’5] ( ! + 1?^)
____________________ \ V т0 /
V то cos X

4-0,018.
(3.62)
3.3.4. Весовые формулы фюзеляжа второго приближения
Приведенные выше формулы позволяют определять массу фю-
зеляжа с удовлетворительной для них точностью, однако затруд-
няют или исключают возможность решения не менее важной зада-
чи — определения влияния параметров фюзеляжа на величину
массы его конструкции. Теоретические формулы второго приближе-
ния позволяют с наибольшей достоверностью решать подобные за-
172
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
дачи. Правда, и формулы первого приближения, как это показано
в 3.3.5, правильно отражают связи размеров и массы.
Формулы второго приближения помимо более полного учета
геометрических параметровСучитывают особенности силовых схем,
разнообразие элементов дополнительной и вспомогательной конст-
рукции и действующие внешние и массово-инерционные нагрузки.
Точное определение последних в начальный период проектирова-
ния затруднено в силу многих обстоятельств и производится на
более поздней стадии проектирования, когда уже определились
весовые и размерные данные самолета, выполнены расчеты цент-
ровки и определены нагрузки на оперение. Поэтому задача может
быть решена лишь приближенно.
Формула Арефьева [1] представляет величину массы фюзеляжа
пассажирского самолета в виде суммы его основных элементов:
=там тшп + тп ток 4- тфои 4-тд.л 4-тпр4- ттр, (3. 63)
где тпм — масса продольного набора с обшивкой; тшп — масба
шпангоутов; ток — масса окон (остекление, окантовка и детали
крепления); тп; штр — масса пола, трапов; тфон; — масса
фонаря экипажа; дверей и люков с окантовками; тпр — масса про-
чего: стыков, конструкции багажников, неучтенных деталей, герме-
тика и окраски.
Определение массы продольного набора и обшивки, массы
шпангоутов, пола и окон основано на методике расчета их на проч-
ность и уточнено с помощью статистических коэффициентов. Эти
коэффициенты учитывают ряд «случайных» факторов (избыток
прочности, различие конструкции, технологии, характер распределе-
ния сечений и перегрузок по длине фюзеляжа, неточность расчет-
ных схем и т. п.), которые иными способами невозможно учесть.
Масса продольного набора фюзеляжа с обшивкой
определяется уравнением
^и.н=0.н^с/?стах//фХпр, (3. 64)
где &п.н — статистический коэффициент, учитывающий характер
распределения Fc по длине фюзеляжа, избыток прочности, усиление
вырезов и т. п.; kc — коэффициент формы поперечного сечения фю-
зеляжа; Fcmax — максимальная площадь стрингеров и обшивки
сечения фюзеляжа, см2; тп,в — в кг; Нф — высота фюзеляжа
(здесь и в последующих выражениях Нф берется в метрах); Хпр —
приведенное удлинение фюзеляжа. Это удлинение цилиндра, у ко-
торого диаметр равен диаметру фюзеляжа, а площадь боковой по-
верхности равна омываемой поверхности фюзеляжа.
Коэффициент Лп.н задается в функции t:
Значения t <0,5 0,5</<0,8 0,8</<1,2 >1,2
Значения /гп.н 2,4— 2,6t 1,575—0,975/ 1,2—0,52/ 0,8—0,185/
Здесь t
:=-2‘1рХ-Р . где 5 = —f.fmax
(^Яф)0,75’ "Р Л^сЯф102
(3.65)
173
У самолетов с силовой установкой на фюзеляже для учета уси-
ления конструкции его кормовой части коэффициент &п.н, как пока-
зали расчеты, необходимо увеличить на 0,01.
Коэффициент kc определяется выражением
К=^к2Вф/Нф. (3.66)
Для круглого сечения фюзеляжа &i=l,0; &2 = 0,0.
Для сечения фюзеляжа типа «восьмерка» Л1 = 0,9; ^2 = 0,1.
Для эллиптических сечений фюзеляжа &i = 0,875; /г2 = 0,125.
Применение понятия приведенного удлинения позволяет учесть
влияние на массу фюзеляжа удлинений носовой и хвостовой частей
фюзеляжа, а также их форму:
^ир = ^ф — Р*н4~^хв) ( 1 fo)H.xe)j (3. 67
где Хф — удлинение фюзеляжа; Хн; Ххв — удлинение носовой и
хвостовой частей фюзеляжа; ^н.хв — коэффициент, учитывающий
форму носовой и хвостовой частей фюзеляжа.
Используя приведенное удлинение, можно записать выражение
для площади омываемой поверхности фюзеляжа:
5ф=л(*с//ф)Ч,р. (3.68)
Среднеквадратичная погрешность этого выражения по данным
расчетов двенадцати пассажирских самолетов составила 1,7%.
Из выражений (3.67) и (3.68) найдено значение коэффициента
^Н.ХВ ’
л(^//ф)2(Хн + Ххв) Хн + Ххв
По этому выражению, используя фактические данные £ф совре-
менных самолетов, найден ряд значений коэффициента ^н.хв и
построены линейные зависимости, которые выражаются функцией
&1н.хв=£з-|- (Хн Ц-Ххв) (3. 70)
Для самолетов с ТВД Лг3 = 0,284; &4 = 0,131; с ТРД £3 = 0,312,
k4=0,079.
Максимальная площадь (см2) поперечного сечения стенок фю-
зеляжа определена как для оболочки, нагруженной изгибающим
моментом и внутренним избыточным давлением.
С учетом данных работы [21] при некоторых допущениях при-
нято:
Т'\тах=^{0, 168/Уф
8-Юзл^р^
-hA* (26, 7Вф4-202)
(3.71)
где Л4ВЗ— расчетный изгибающий момент, даН«м;
kf — коэффициент формы сечения;
рэ — эксплуатационное избыточное давление в гермокабине,
даН/см2.
174
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Коэффициент формы kf равен
^=4.с/4.с» (3.72)
где /к.с — момент инерции кругового сечения;
7п.с — момент инерции сечения произвольной формы.
Аппроксимируя кривые работы [43], получаем
kf—k^ — ksBqjHfy. (3.73)
Для круглого сечения фюзеляжа &5= 1,0; &б = 0,0.
Для сечения типа «восьмерка» k5= 1,65; &б = 0,65.
Для эллиптических сечений k5= 1,95; &б = 0,95.
Расчетный изгибающий момент принят для случая В-|-Рг.о4-
4-АРг.о. При этом используется приближенная зависимость
(3.74)
Здесь Mz, Му — изгибающие моменты в вертикальной и гори-
зонтальной плоскостях. Изгибающий момент от сил, действующих
в вертикальной плоскости, записан в виде суммы
^=Af„„ + ^+A7„.H + A7c.y, (3.75)
где -Моп — момент от величины массы оперения и маневренной на-
грузки на горизонтальное оперение;
-Мф — момент от массовых сил фюзеляжа;
АТк.н — момент от коммерческой нагрузки;
ТИс.у — момент от величины массы силовой установки, располо-
женной на фюзеляже.
Моменты ЛГОП; Мс.у определяются как моменты от сосредоточен-
ных нагрузок. При определении момента ТИф принято распределе-
ние массовых сил в хвостовой части фюзеляжа по треугольному за-
кону. Для определения 7ИК.Н принят прямоугольный закон распре-
деления коммерческой нагрузки по длине пассажирской кабины:
7Иг=Лтах (топ 4-^5ГфО10-3) (£г>0 Ц- Дл3.л) ф
0,33/п1
/ф
*п.к \ 1ф J ллв
э
где nmax —максимальная эксплуатационная перегрузка в центре
масс;
тол — масса оперения, т;
k = 0,5 при площади крыла S<80 м2; /г = 0,4 при 5^80 м2;
Шф — масса фюзеляжа, найденная по формуле первого при-
ближения;
«$г.о — площадь горизонтального оперения, м2;
£г0 — плечо горизонтального оперения, м;
Дх3.л— расстояние между центром масс и задним лонжеро-
ном крыла;
175
lXB — длина хвостовой части фюзеляжа от центра тяжести
самолета;
/пк,н — масса коммерческой нагрузки, т;
/п.к — длина пассажирской кабины, м;
тсу — масса силовой установки, установленной на фюзеля-
же, т;
kc.y — коэффициент плеча силовой установки.
При весовых расчетах нет необходимости рассматривать рас-
четные случаи, где учитывается угловое ускорение (43]. Поэтому
здесь использовано значение максимальной эксплуатационной пе-
регрузки в центре масс самолета. Погрешность,’ вносимая та-
ким допущением, учитывается соответствующими коэффициента-
ми при определении масс частей фюзеляжа.
Для самолетов с взлетной массой более 60 т максимальная экс-
плуатационная перегрузка обычно «max ==2,5. Если взлетная масса
менее 60 т, то, как показывает анализ статистики, указанную пере-
грузку можно определить по приближенным зависимостям:
«max = 3,1 — О,О133пго для самолетов с ТВД,
(3.77)
«max = 4,6—O,O385mo для самолетов с ТРД.
Плечо (м) горизонтального оперения, если нет чертежа, опре-
деляется следующими выражениями:
а) при низкорасположенном горизонтальном оперении
4.»=Z„-V^A7^-0>25tgZr,)> (3.78)
где Хг.о — удлинение горизонтального оперения, %г.о — стреловид-
ность горизонтального оперения;
. б) при Т-образном оперении
(2r^-tgX..o')+0.25tgZr,1>vX^X; . (3.79)
где Хв.о — удлинение вертикального оперения; 5В.О — площадь
вертикального оперения, м2; %в.о — стреловидность вертикального
оперения.
Для определения Ах3.л можно использовать приближенное со-
отношение:
Ax3JI=0,5 tgх (0,407 J/XS— Вф) -0,596 ]/S/X, (3.80)
где 5 — площадь крыла по трапеции, м2; 1 — удлинение крыла.
Если нет компоновки внутренних помещений, то длину (м) пас-
сажирской кабины можно определить по зависимости, характерной
для современных самолетов:
(3-81)
где #п.к = 0,222, если силовая установка на крыле; £п.к=0,192, если
силовая установка на фюзеляже.
176
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Коэффициент плеча силовой установки определен по статис-
тике:
£с.у=0,55 при двух двигателях;
/?с.у == 0,65 при трех двигателях;
^с.у = 0,60 при четырех двигателях.
Если двигатели расположены на крыле, то тс.у(^с.у/хв4-Ах3.л)
в выражении (3.76) принимается равным нулю. Для вычислений
по формуле (3.76) масса фюзеляжа берется по предварительным
прикидкам.
Расчетный изгибающий момент в горизонтальной плоскости оп-
ределяется как момент от маневренной нагрузки на вертикальное
оперение и момент, возникающий при отказе двигателей с одной
стороны.
Для самолетов с ТВД
(°'75 0’735ПтЛГ"г,1,+0.37?д|Л., 1 (4.0 + >10~3, (3.82)
\ **в.о /
где пдв — общее число двигателей;
Vo — эквивалентная взлетная мощность одного двигателя,
кВт;
/дв — расстояние от оси самолета до оси крайнего двигате-
ля, м;
— скоростной напор на крейсерской высоте и скор2стй,
даН/м2;
LB.o — плечо вертикального оперения, м;
Для самолетов с ТРД
My=c2,25n№P0m0l№(1 + Дл3.л/Л.о)- Ю-^м, (3. 83)
где Лм=0,67 для ДнФ и СКД; ^м=1,0 для ДнК; Ро — взлетная
тяга одного двигателя, даН; пдв — общее число двигателей (без
учета расположенных на фюзеляже), т0 — в кг.
Длину плеча вертикального оперения можно найти по следую-
щему выражению:
---0,5tgx,.J, (3.84)
где &г = 0,99 для самолетов с силовой установкой на крыле; ki —
= 0,835 для самолетов с силовой установкой на фюзеляже.
Расстояние /дв от оси крайнего двигателя до оси самолета (в
зависимости от типа, числа и размещения двигателей) по статисти-
ке современных самолетов следующее:
Число/Тип двигателей 2/ТВД 4/ТВД 4/ТРД 2;3/ТРД 2/ТРД 4/ТРД
Размещение двигателей ДнК ДнФ ДнК* ДнФ и ДнК*
(на пилонах)
/дв 0,142ZKp0,247ZKp 0,330ZKp 0,785Вф 0,785Вф 1,2Вф
* В корневом сечении крыла (типа Ту-104).
177
Выражения (3.79), (3.80), (3.84) получены из геометрических
соотношений. При этом использованы осредненные значения суже-
ний горизонтального и вертикального оперений.
Массу шпангоутов фюзеляжа можно представить
выражением
^шп=^н.ш + ^с.ш + ^г.д> (3. 85)
где /ин.ш, Шс.ш — масса нормальных и силовых шпангоутов; тгд—
масса герметических днищ и перегородки между кабиной экипажа
и пассажирским салоном.
После подстановки и преобразования уравнение (3.85) запи-
шется как
">Ш„=(А Лф)2' Г1 ,33^ф.ш + 0,785 (6,52*с/7ф + 1,5)1,
L опр J
(3.86)
где #ф.ш — коэффициент формы шпангоутов, ^ф.ш=1,0 для однопа-
лубных, /гф.ш = 0,97 для двухпалубных; >6Об — наибольшая толщина
обшивки — в см, тшп — в т.
Коэффициент &шп определяется из этого выражения по факти-
ческим значениям массы шпангоутов современных самолетов.
Зависимость /?шп от параметра t и размещения двигателей за-
дана следующими выражениями:
<«0,4; ДнК 0,4<<«1,65; ДнК 01,65; ДнК; <<0,4; ДнФ 0,4<<<1,65; ДнФ 01,65 ДнФ
*шп 1,5< 3,85 <—1,0 1,1 < + 3,5 2,5< 3,85<—0,7 1,10<+3,8
Толщина обшивки фюзеляжа 60б, см, в выражении (3.86) оп-
ределяется по приближенной формуле
8о6=0,106^йф. (3.87)
Масса пола фюзеляжа самолета определяется по фор-
муле
(3.88)
где >тб, ти — масса поперечных балок и настила пола; тр — мас-
са рельсов крепления сидений.
Масса поперечных балок пола выражается соотношением
^6=e^.^n«6F6Bn, (3.89)
где р — плотность материала, из которого изготовлены балки по-
ла, — статистический коэффициент, учитывающий массу дета-
лей крепления, неточность расчетной схемы и т. п.; Fa — среднее
поперечное сечение балки пола; Па — число поперечных балок по-
ла; Вп — ширина пола цилиндрической части фюзеляжа, м; —
коэффициент, учитывающий сужение пола
» __ •Sn.K + £к.эк
«71 - —----------.
П (Z1EK + /к. эк)
178
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Здесь 5п.к, 5к.:ж — площадь пола пассажирской кабины и кабины
экипажа; /к.эк — длина кабины экипажа. Для современных самоле-
тов с Хф>8 можно принимать k^x = 1,0.
Поперечное сечение балки пола находить как для балки с по-
лузащемленными опорами и нагруженной равномерно распреде-
ленной нагрузкой.
Коэффициент kn можно определять приближенно: /гп=2,9—
—0,55Ви при Вп^3,25 м; /гп = 0,45/5п—0,34 при Вп>'3,25 м.
Масса настила пола
тн — к
(3. 90)
где qH — масса 1 м2 настила пола. Обычно qH = 3 ... 4 кг/м2.
Масса рельсов тР = <7Рпр/п.к, где qp — масса 1 м (линейная плот-
ность) рельсов (0,7 ... 0,8 кг/м); пр — число рельсов.
После суммирования массы составных частей пола по (3.88) и
выполнения некоторых преобразований получено:
г, ч , 0,67+ 0,013X(j, ,
«„ = 10-41,264АЛ„/фвХах +
+ ЧЛ.С (»кЛр + °,345 - °.°2Х.ф) + 1 >1 Вф4 4
(3.91)
Масса внутр и фюзеляжных трапов (т)
ттр=п,рНтр 10-2 (0,335 А/+ 1),
где птр, /7тр — число и высота трапов многопалубных самолетов.
Масса окон (т) определена как произведение суммы сос-
тавных частей окон на их число; после ряда преобразований полу-
чено следующее выражение:
т^1,381°-Ч,„ Г0 06.10-3rfoi[ (p.)0,s_|_5i8 _0.18p4«j (3 92)
еФ
В этом выражении: /Ок — шаг окон, м; dOK — диаметр_______окна,
(см). Для некруглых окон можно брать г/Ок='1,13У5Ок, где
Л>ок — площадь окна, см2.
Массу фонаря летчиков, дверей, люков и про-
чего аналитически определить довольно трудно. Для определе-
ния указанных величин масс целесообразно использовать эмпири-
ческие зависимости, основанные на анализе статистических дан-
ных самолетов.
В. И. Арефьев, несколько уточнив формулу для определения
массы фонаря, указанную в работе [13], получил:
Шфон=53,б- 10-З^фон(/7Э+ 1) (£с//ф)0’5,
(3. 93)
где &фон=1,0 при незастекленном носке фонаря; £фон=1,5 при за-
стекленном носке фонаря.
179
Величину массы дверей и люков можно найти по соотношению
/Пд.л=4,4- 10-Час W 1) (300+/гпас), (3.94)
где иПас — максимальное число пассажиров.
Масса фюзеляжа. Анализ статистики показывает, что
величина массы прочих элементов пропорциональна массе фюзе-
ляжа. Поэтому она учтена статистическим коэффициентом &11р.
Тогда полная масса фюзеляжа запишется
тФ=(m„.H+тшп 4- m„+m0!C+тфон+тд J + mtp, (3.95)
где /гПр= 1,365 — если двигатели на крыле, фюзеляж не имеет
вырезов под основное шасси; 6щ>=1,4 — если двигатели на крыле,
а в фюзеляже имеются вырезы под основное шасси. Или если дви-
гатели на фюзеляже, а основное шасси на крыле, без вырезов под
него в фюзеляже; /гПр=1,46 — если двигатели на фюзеляже и под
основное шасси в фюзеляже имеются вырезы; ^=1,42 — если
СКД, а вырезы под шасси — в фюзеляже.
Приведенные формулы В. И. Арефьев рекомендует применять
для магистральных дозвуковых пассажирских самолетов с герме-
тичным фюзеляжем, при то>10 т.
Формула Киселева [21] отличается от формулы Арефьева преж-
де всего тем, что Киселев, определив величину массы частей фю-
зеляжа, а затем, преобразовав найденные зависимости, получил
единую формулу для суммарного значения массы конструкции фю-
зеляжа. В формуле (3.95) достаточно большая часть массы отне-
сена к «прочему» и учитывается коэффициентом, в том числе и ве-
личина массы сочленений. Формула Киселева, как бы дополняя
формулу (3.95), учитывает величину их массы самостоятельно в за-
висимости от компоновки на самолете двигателей и шасси.
Выводу весовой формулы Киселев предпослал достаточно глу-
бокий анализ действующих нагрузок .и вывел несколько формул
для определения величин этих нагрузок. Одни из этих формул бо-
лее сложные и, по утверждению автора, более точные, другие —
упрощенные, но также приводят к удовлетворительной точности.
При выводе формулы масса фюзеляжа рассматривалась как
сумма массы основной конструкции, дополнительных устройств и
вспомогательных элементов. При этом возможно независимое опре-
деление массы продольного набора и шпангоутов, а общая форму-
ла имеет вид
/Пф-|
+5,32 (/>» 4-1)4
{1,6«ф [ 10-1 +1,1364 (Р>+0,461 /Ж0/т„)]+
4^+2’425-10“2^+0’3014+2-781+
_ аф J
+6,4<У|ХФ+3-10—Vrr,, (Лсоч +1,67)1; (3.96)
180
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
где /ф; f/ж — в м, т0, пи —в кг; AL —в даН-м, р3 — в даН/см2;
Л —по (3.105);
(3.97)
4 4
где a, Pi, р2 — в табл. 3.7.
3.7. Знначения коэффициентов а, Рь Рг в формуле (3.97)
х° Положение двигателей а h Рг
0 ДнК 2,68 0,727 1,5
20...35 ДнК ИЛИ у корня 1,91 0,486 0,7
20...35 ДнФ 2,08 0,473 1,0
Для фюзеляжей с бульбовой формой поперечного сечения диа-
метр находится по площади миделевого (FM) сечения: 4=1,13у/?м.
Разновидности фонаря учитываются коэффициентом: &фон=1,0 —
если кабина экипажа имеет один фонарь, £фОн=1,5 — если имеется
еще дополнительный для штурмана.
Значения коэффициента +Оч в зависимости от положения дви-
гателей ПД, места крепления стоек главного шасси КС и места
уборки главных стоек шасси УС следующие:
ПД ДпК ДпК ДпК ДиФ ДпК
КС Крыло Крыло Одна из стоек на фюзеляже Крыло Фюзеляж
УС Не в фюзеляже В фюзеляж В фюзеляж В фюзеляж В фюзеляж
^соч 1,0 2,0 2,5 3,5 4,0
Приближенная формула для определения изгибающего момен-
та МоУ для самолетов с ДнФ имеет вид (в работе [21] приведены
и более точные, но более сложные формулы):
^«0,48^44
62 cos х/2
(3.98)
где ДЖс0-у=1,197/и0/ф/1 0,22(*с.у- 1)[ 1Д-0,11 (Лс.у — 1)] +
82 cos у/2
0,0407
^•ф
X 0,4 +
^=1,098/^4/!
+0,22(£с.у-1)
(3.99)
181
где Мп.л — момент относительно сечения фюзеляжа, совпадающего
с передним лонжероном крыла.
Величина Af0 для самолетов с ДнК может быть определена из
уравнения
Ь. 1^ . .
^о=^ср-7 (2-*ф)^+ |/ф+^)х3.л , (3.100)
где &ф = /н.ч/0,5/ф (ZH.4 — от носа фюзеляжа до ц.м. самолета);
-*з.л — положение заднего лонжерона крыла относительно начала
координат.
#Ф = 0,9 ... 0,95 — для самолетов с ДнК, #ф= 1,0 ... 1,01 — для
самолетов с ДнФ; ^ = 0,8 ... 1,0; ^ср = kdd$, ka= 0,62 при круглой
-форме сечения фюзеляжа, $/=0,72 при сечении формы двойной
-бульбы.
Коэффициент kq представляет собой отношение /г9 = Л1т/Л1тс,
где Мт — действительное значение изгибающего момента в сече-
нии по ц.м. фюзеляжа, Мтс — условное, полученное при ^н.ч=const
и <7хв.ч = const (</ — погонная плотность носовой и хвостовой час-
тей фюзеляжа).
Величину Мо можно определить и из уравнения (3.98), поло-
жив Д7Ио’у=О ибо Afo’y = -Mo-f-Д/Ио‘у.
Для самолетов с ТВД, а также для самолетов с ТРД и ДТРД,
имеющих фюзеляж с увеличенным багажником:
/1.(то)=О,53 —0,9- 1О~6то. (3. 101)
Для самолетов с ТРД (ДТРД), имеющих фюзеляж круглого се-
чения:
(т0)=0,49 -1,37 • 1О-6то. (3. 102)
Значение коэффициентов f2 и /3 определяется как
/2 = ^ф/У
или /2 (то)~ 1,33- 1О~6то-|-2,8. (3.103)
При Днф /3(то)=О,15—0,3-1О-6то, (3.104)
при ДнК/з = 0.
Коэффициент kc,y определяется положением силовой установки
на самолете и имеет следующие значения:
Положение двигателей ДнФ ДнК У корня крыла
Значение £с. у 1,55...1,66 1,0 1,1
Поправочный коэффициент k введен при проверке формулы и
.задан в функции взлетной массы
182
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
К где а, b — по табл. 3.8.
3.8. Значение а и b в формуле (3.105)
Положение двигателей г/ф, м а h
ДнК <5 0,691 3,7-10~6
ДнФ <5 0,853 1,7-10-6
ДнК >5 0,856 ОД-10-6
i Формула Фадеева определяет массу фюзеляжа (тф) как сум-
ь му масс продольного набора (щп.н), шпангоутов (т^, обшивки
I (тОб), пола (тп), фонарей (щфон), окон с остеклением (ток), две-
|. рей с окантовками (тдв) и узлов сочленения (тсоч):
Шф=у (тп.н+тшп + Шоб+ти+Шфон + ток + тдв + тсоч'1- (3.106)
f Здесь k — статистический коэффициент; £=1,0 при м и
k = 0,932 при г/ф>5,5 м.
1. Масса продольного набора. За расчетный для
фюзеляжа в работе [13] принимается случай А' или Е', в зависи-
мости от того, какая из расчетных перегрузок /гдшли пЪ' будет
больше. Фюзеляж рассматривается как балка, лежащая на двух
опорах — переднем и заднем лонжеронах крыЗта, расстояние меж-
ду которыми равно Ьь. Воздушными силами и силами инерции от
углового ускорения пренебрегаем. Фюзеляж заменяется цилиндром
с постоянной по контуру сечения толщиной б стенки и радиусом г..
Момент инерции такого цилиндра / = №б. В формулу определе-
ния массы продольного набора вводится поправочный множитель
сп.н=1,2, отражающий переход от теоретического значения его-
массы к действительному и получаемый по статистическим дан-
ным. Диаметр фюзеляжа здесь вынесен из-под интеграла, так как
изменением его величины по длине фюзеляжа пренебрегается.
С учетом сказанного масса продольного набора определяется
как
mn.H= 10-3 - С,,-н4п^С? \ Mdx, (3.107)
<*кр^ ф J
где стКр=26 даН/мм2 — критическое напряжение в продольном на-
боре.
Если положение груза неизвестно,
\Mdx^ —"'"f£=gWr^(1 (3.108}
J 2 6 160 7
о
где тгр.ф — масса грузов, расположенных в фюзеляже.
18»
Если положение грузов известно,
*Ф
f Mdx=0,5 [7ИН (/„+bK) + Мхв (/хв 4- Z>K)].
(3. 108а)
Момент по носовой части фюзеляжа Мн (по переднему лонжерону)
определяется как сумма моментов от грузов, которые могут быть
приняты за сосредоточенные, и от распределенных нагрузок, при-
нимаемых за равномерно расположенные:
(3.109)
где хи — масса сосредоточенных грузов, расположенных в но-
совой части фюзеляжа, и плечи; ди; хн — нагрузка на единицу
длины от распределенных грузов и плечи, на которые удалены пе-
редние концы. Аналогично определяется момент хвостовой части
«фюзеляжа в сечении у заднего лонжерона.
2. Масса шпангоутов
лд,£''бакр (1 + 4Л) i
^шп— \-MdX-
(3. ПО)
Здесь множитель (1+4Л) учитывает, что к напряжению от мо-
.. Чтах^ ф
мента Мтах=--------в сечении шпангоута добавляется напряжение
16
ют сжимающей силы P—qmaxd^. оКр=<Ут1п==26 даН/мм2 — напря-
жение в продольном наборе и шпангоутах.
Статистический коэффициент сШп = 23 учитывает величину массы
стенок шпангоутов и переход к реальному значению массы.
В формуле (3.110)
ашп=26 даН/мм2; Л=0,03; Е=7000 даН/мм2.
3. Масса обшивки герметической части фю-
зеляжа. Часть массы этой обшивки вошла как присоединенная
ширина ее в массу продольного набора. Остальная часть опреде-
ляется как масса стенки цилиндрического сосуда с избыточным
давлением р внутри.
pH3610,33rtQrf|/r
^г.об—0,8 , (3.111)
^р
где число 10,33 .введено для подстановки q ib г/см3; рИзб и ор в даН/
мм2. Здесь р = 2,85 г/см3; рИзб = 0,25 ... 0,6 даН/см2 в зависимости
ют высотности самолета и ор==8 даН/мм2 (берется из расчета на ус-
талость). Коэффициент 0,8 учитывает только ту часть обшивки, ко-
торая не присоединена к стрингерам.
4. Масса герметического днища. Если днище име-
ют форму шарового сегмента, то его стенка под действием избы-
1 84
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
точного давления работает на растяжение, а стягиваемый днище
шпангоут испытывает сжатие равномерной нагрузкой, направлен*
ной к центру шпангоута. Массу этих двух частей днища можно
выразить формулой
10,33рдиз
tn = с -----------------
"^дн.ши v \н.шп
10ар
^-а. (3.112)
Для плоского днища, подкрепленного решеткой из
можно принять а—4; ор = 8 дзН/imim2; ос = 16 даН/мм2;
Ризб^ф^г - Ризб^ф
ап —-------- j 0 =------ >
Р 2б/г 2ар
J R • J °” У 3 \ вс ' )
профилей,.
(3.113)
где / — относительная глубина днища.
5. Масса обшивки негерметичной части фю-
зеляжа. Эта обшивка за исключением той ее части, которая
уже учтена в продольном наборе, работает на сдвиг от срезающих
сил и кручения фюзеляжа.
Зная (или принимая по прототипу) толщину обшивки, опреде-
ляем ее массу:
^об.нг Ю3сОб>нгС;Л;с(Ср/нг&, (3. 114)
где q — в г/см3, остальные размеры в метрах. Коэффициент
сОб.нг=1,05; dcp — средний диаметр негерметичной части.
6. Масса фонаря
тфон=53^фонГ^ф(1 + Ри3б), (3.115)
6фон==1,0 — для фонаря пилота; /?фОн=1,5 — для фонаря пилота и
штурмана; (l-f-Ризб) — означает, что при рИзб = 0 фонарь имеет
массу.
7. Масса окон и стекла пропорциональна длине /ок
участка фюзеляжа, занятого окнами, и зависит от моментов, из-
гибающих хвостовую часть фюзеляжа, а также от избыточного дав-
ления ризб в кабине:
ток = 0,59/ ок/хв (14~ Ризб)« (3. 116)
Если длина ряда окон и длина хвостовой части фюзеляжа еще
не известна, то для пассажирского самолета можно принять
/ок/хв /ф^/4.
8. Массадверей и их окантовки
щдв=14,9^2(1+ризб). (3.117)
9. Масса пола пропорциональна длине /г герметической
части фюзеляжа и его диаметру:
тцол=0,73</ф/г. (3. 118)
185
10. Масса элементов сочленения. Сюда относится
масса сочленения фюзеляжа с крылом, оперением, шасси и дви-
гателями и включается масса самих узлов и усилений соответст-
вующих элементов конструкции:
тсоч= (^™гр.ф+ф + М*0В + #3™c.y + М*0 + ^о)> (3- 119)
где &i = 4 — для низкоплана и Л1 = 7 — для высокоплана; &2=5;
/«гр.ф+ф — масса грузов в фюзеляже и самого фюзеляжа; топ;
/тгс.у — масса оперения и силовой установки; ^3 = 0,0 — при ДнК;
^з = 7 при ДнФ; &4 = 0,1 (коэффициент учитывает крепление носо-
вого шасси); ^5 = 0,3, если главное шасси крепится к фюзеляжу;
^5 = 0, если главное шасси крепится на крыле.
3.3.5. Анализ точности весовых формул фюзеляжа
Авторы ряда формул приводят следующие результаты провер-
ки их точности, указанные в табл. 3.9.
3.9. Точность формул в оценке их авторов
Авторы и номер формул Пределы по- грешности, % ат» % Диапазон зна- чений взлетной массы, т Ярас
Арефьев (3. 95) — 2,0 — 14
Блдягин (3.61) —5,7...+4,4 3,4 6,3...141,5 5
Киселев (3. 96) —5,1...+4,9 3,0 16,0...120,0 10
Формулы Арефьева и Киселева основаны на независимом опре-
делении массы частей фюзеляжа, но авторы не приводят точности
определения массы этих частей (продольного набора, шпангоутов
и др.). В данном анализе такой проверки тоже не проводилось.
При необходимости достаточно точного определения величины мас-
сы составляющих частей соответствующие формулы рекомендует-
ся проверять.
При отборе формул для данной работы точность их была про-
верена на основе большого числа контрольных расчетов в широ-
ком диапазоне значений /ф; d#; т0 самолетов с ТВД, ТРД и ДТРД
при кормовой и подкрыльевой компоновке двигателей. Показатели
точности сведены в табл. 3.10, в которой указаны и результаты
применения метода многократных вычислений. В этой таблице
(как и в 3.3) пределы погрешности и среднеквадратичная погреш-
ность от при Р(Дт) =90% значительно снижаются, что подтверж-
дает наличие небольшого числа исключений, так как npac уменьша-
ется только на 2 расчета.
Несовпадение показателей точности, приведенных в табл. 3.9 и
3.10, можно объяснить, во-первых, числом контрольных расчетов,
186
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
3.10. Точность весовых формул фюзеляжа
й оо оо оо оо оо оо оо оо см см см см 1 < »—' —< ’—< Т—< »—< т—< у—<
) +90% % ,и/с « о co । n о ’Г г- аз N сч сч сч »- те 31 см те 31 те зГ
| При Р(кт о X а о о. о X 3 си <ъ> о. Е сти — 4,3 ... +3,2 — 3,2 .. . +3,5 — 4,1 . . . +4,2 О Q I О О СО О СО ® со сте — ю- с- съ г те со те —< J + + + + + + + + ’ СО О СО СО см —оо см * Ф . Ю о 1О со С© ’Ф । । 7 । । । 7 ।
) = юо% й е ё ъ о о о о о о о о те те те те 31 31 31 31 31 31 31 31 + Е -Л + СО. Ю Ю 00 СО О О ~ Ю Ь- Г- 31 31 те — ’t тг те те' со + см”
| При Р(кт число параметров Пределы погрешно- сти 2 — 4,3... +5,7 1 —3,8...+4,0 2 — 4,1 .. . +8,0 — —2,3... +3,4 3 — 8,6... -г 13.3 5 — 5,0. .. +11,8 9 — 11,6... +12,5 — 5,3 ... + 7,1 39 — 4,2...+12,0 Ю — 9,6 ... + 5,9 27 _ 16,8...+35,0 — — 4,2 ...+ «,2
Формулы Прикидочные формулы Захарчук (3.57) Статистическая (3.56) Козловского (3.58) 11U 1 px-in Первого приближения Шейнина (3.59) Козловского (3.60) Бадягина (3.61) Среднее по (3.59) и (3.60) Второго приближения Арефьева (3.95) Киселева (3.96) Фадеева (3.106) Среднее по (3.95) и (3.96)
187
Рис. 3.6. Интегральные кривые распределения вероятно-
стей ошибок в расчетах массы фюзеляжа:
«—по прнкндочным формулам: 1—Козловского; 2—Захарчук; 3—ста-
тистическая; 4—средний результат; б—по формулам первого при-
ближения: 1—Шейнина; 2—Козловского; 3—средний результат;
-в—по формулам второго приближения: /—Арефьева; 2—Киселева;
3—средний результат
Рис. 3.7. Влияние геометрических параметров фюзеляжа
на массу его конструкции:
1—по Арефьеву; 2—по Киселеву; 3— по Фадееву
.188
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
увеличением которых показатели погрешности ухудшаются, а до-
говерность увеличивается (см. 1.2.8), во-вторых, различным диа-
пазоном значений взлетных масс.
Рис. 3.8. Влияние расчетных параметров фюзеляжа на
массу его конструкции:
7—по Арефьеву; 2—по Киселеву; 3—по Фадееву
Вероятность достижения той или иной тЪчности расчетов по
приведенным выше формулам и в случаях применения метода мно-
гократных вычислений (см. 1.2.6) показана на рис. 3.6; степень
влияния геометрических и расчетных параметров на массу фюзе-
Рис. 3. 9. Влияние параметров крыла на массу фюзеляжа:
----------------по Арефьеву;--------по Киселеву
ляжа, учитываемая различными формулами, дана на рис. 3.7 и 3.8;
рис. 3.9 иллюстрирует влияние параметров крыла на массу фюзе-
ляжа. Последние три графика показывают, что за некоторым ис-
ключением учет влияния параметров достаточно однотипен.
189
3.4. ВЕСОВЫЕ ФОРМУЛЫ ОПЕРЕНИЯ
।
3.4.1. Общие положения
Расчет массы оперения в начальной стадии проектирования яв-
ляется весьма сложной задачей по следующим причинам:
1) внешние нагрузки существенно зависят от схемы и внешней
компоновки самолета в целом;
2) масса силовых элементов конструкции оперения в большей
степени определяется требованиями обеспечения необходимой же-
сткости конструкции для предотвращения вибраций, а также усло-
виями усталостной прочности (ресурсом), чем требованиями ста-
тической прочности;
3) масса оперения в значительной степени зависит от располо-
жения горизонтального оперения.
Все это затрудняет вывод формул для определения массы опе-
рения, столь же точных, как для остальных частей самолета.
Общепринятая оценка величины массы оперения (по относи-
тельной массе или по удельному значению массы квадратного
метра его поверхности) не совершенна, а критерии не имеют одно-
значного определения, -во-первых, ввиду несовпадения площади
отъемных частей оперений с площадью, вводимой в расчет устой-
чивости и, во-вторых, вследствие разнообразия компоновочных и
силовых схем, а также систем управления, оказывающих влияние
на размеры и массу плоскостей управления.
Весовые формулы учитывают схему и размер хвостового опере-
ния, общие сведения о которых см. в 2.6.4, и расчетную нагрузку.
С определением ее точной величины в начальной стадии проекти-
рования и возникают некоторые затруднения.
Условные обозначения в весовых формулах оперения
SP.B; Sp.n — площадь рулей высоты и поворота:
^в.о — расчетная воздушная нагрузка;
р — удельная нагрузка на крыло;
/£0; /’в.о — удельная расчетная нагрузка на оперение;
/го; лг.о—размах и удлинение горизонтального опере-
ния;
Лв.о; Хв.о = ^во/^В>° — высота и удлинение вертикального оперения;
/?сх-; — коэффициенты, учитывающие влияние Т-об-
разной схемы (#сх) и применения новых ма-
териалов (Ан.м) на массу конструкции;
^maxi — коэффициенты эксплуатационной и расчетной
перегрузок.
3.4.2. К определению расчетных нагрузок
В нормах прочности самолетов различных стран принимается,
что нагрузка на оперение равна сумме уравновешивающей нагруз-
ки, которая зависит от моментных характеристик самолета без опе-
190
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
рения, и дополнительной нагрузки, учитывающей либо нагружение
при маневрировании самолета, либо нагружение от порывов ветра
при полете в неспокойном воздухе. Эта дополнительная нагрузка
зависит в основном от размеров оперения. Так, для горизонтально-
го оперения она равна
р?1О=р;р4-дрэ,
где Pf.o — эксплуатационная нагрузка на горизонтальное опере-
ние; Рур — эксплуатационная уравновешивающая нагрузка; ДРЭ —
дополнительная эксплуатационная нагрузка.
В случае маневра эта дополнительная нагрузка равна
Д₽’ = +to’ax a
о
где k — коэффициент, зависящий от расчетного случая нагруже-
ния.
При полете в неспокойном воздухе
ДРн.в=Рс“г.оК.и/,.5г.0,
где слу го — производная коэффициента подъемной силы горизон-
тального оперения по углу атак; Vi — индикаторная скорость го-
ризонтального полета; Wi — расчетная индикаторная скорость по-
рыва ветра; k' — коэффициент пропорциональности, определяе-
мый нормами.
Для упрощения решения задачи можно воспользоваться ста-
тистической формулой для Pro (даН), предложенной Л. И. Суту-
гиным [36] для самолетов, имеющих скорость полета более 500 км/ч:
Р?.о=Р?.о5г,о=Лг.о (0,13^+210) Sr.o. (3.120)
Коэффициент Лг.о, определяемый как
*г.„=(^.о)ф.к,/(0.13/г1р+210),
учитывает соотношение между фактической (нормированной) на-
грузкой и статистической величиной, приведенной в знаменателе.
Л. И. Сутугин рекомендовал принимать &го = 2,0; эта величина по-
лучена на основе обработки устаревших данных. Значение &г.о луч-
ше находить по данным прототипа или аналогичных самолетов.
Во многих формулах масса горизонтального оперения выражена
в функции геометрических размеров и воздушной нагрузки (Рг.о).
В некоторых — непосредственно от удельной нагрузки на крыло
(р), от чего, главным образом, и зависит Рг.о.
3.4.3. Формулы для прикидочного определения массы оперения
Известно несколько простейших чисто статистических формул
для определения массы хвостового оперения самолетов типа тои =
191
=a+&SOn, но все они приводят к совершенно неудовлетворитель-
ным результатам.
Формула Хоуви, приемлемая для прикидочного определения
массы оперения пассажирских самолетов, выведена давно, когда
еще не встречалась Т-образная схема. При проверке введен коэф-
фициент, учитывающий особенности этой схемы, чтобы формулу
можно было использовать для расчета не только низкорасположен-
ного оперения.
При Т-образной схеме возрастает не только масса вертикально-
го оперения (что не требует обоснования), но и горизонтального по
следующим причинам: 1) значительно меньшая база крепления го-
ризонтального оперения (и при равном размахе больше плечо из-
гибающего момента); 2) отсутствие подфюзеляжной части (при
наличии исключается носовая и хвостовая части ГО в подфюзе-
ляжной зоне); 3) наличие обтекателя.
Все это учитывается коэффициентом Лг*-
Масса (кг) горизонтального оперения
тг.о=ЗД5А"5^(04+ИЛ56), (3.121)
где kr*0 — по табл. 3.11.
3.11. Значения коэффициентов k^o ; k^^kH. м в весовых формулах оперения
К формулам Условия применения Значение
АСХ кг. о (3.121); (3.124); (3.125) Оперение Т-образной схемы низкорасположенное 1,20 1,00
.ех кв. о (3.122); Оперение Т-образной схемы низкорасположенное 1,50 1,00
^н. м (3.124); (3.125) Новые материалы не применяются применяются умеренно применяются широко 1,00 0,95 0,85
Входящая в формулу величина Гц, км/ч — расчетная скорость
пикирования — для пассажирских самолетов заменяется скоростью
планирования. Если отсутствуют данные, достаточно обоснованные
для принятия другого значения, Хоуви рекомендует принимать
Vn= ГКр+113, где Гкр — расчетная крейсерская скорость.
Масса (кг) вертикального оперения
«„.„=3,30^0^0 I 0,4 . (3.122)
\ 305 /
192
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Масса (кг) оперения 1
^оп 6В.С6П (^г.тг-F ^в.о)’
где 6в.с — коэффициент весового совершенства (для самолетов
3-го поколения 0,85, для остальных 1,0); kn — поправочный коэф-
фициент при %=0° kn— 1,0; при %;>20° 6п=0,87.
Обе формулы выведены Хоуви для схемы с низким расположе-
нием ГО, все коэффициенты выведены нами при проверке.
Статистическая формула суммарного значения массы хвосто-
вого оперения:
т»=^.ЛЛ“/>°'6(5'г.„+\.»),д6, (3.123)
Г-СХ 1,564 —0,001 lSOn ™
где koa——3 t + 0 0038 ~—для низкорасположенного ГО;
г СХ 1,333 — 0,0032Son л »
6Оп = —------!----— — для Т-образной схемы;
1,295 + 0,0028/? F
6П = 1,0 при р<450; 6,1=0,84 при р>450; р — удельная нагрузка
на полную площадь крыла.
3.4.4. Весовые формулы оперения первого приближения
Формулы первого приближения обычно параметрические, но
оценка влияния параметров на величину массы конструкции опере-
ния различными авторами расходится в большей степени, чем в
формулах крыла.
Формула Сандерса для определения массы горизонтального
оперения:
™г.о
___ 1,СХ ,
Л-r.o ^н.м
10-3nP/n0S^oXr,o
тр.крсг.о COS1’®® Хг.О
0,595
(3. 124)
Сандерс использовал только один коэффициент, равный 12,82.
При проверке и уточнении формулы вместо этого коэффициента
введены новые. Значение их определяется уравнениями: 6гХо=0,844
— 0,00188Sr.o — для низкорасположенного ГО; =1,2(0,97—
—0,005Sr.o) — для Т-образной схемы; 6н.м — по табл. 3.11. STp.Kp—
площадь трапециевидной части крыла без наплыва.
Формула Шейнина для определения массы горизонтального
оперения:
тг.о=
10-3bcxh„ Р₽ S1.283l0,9
ЛГ.ОЛн,м' г.о^г.о лг.о
cos Хг.о [1 — 0,0585 (sin х)г.о] _
" 0,596
“F 7р.в^р.в
(3.125)
Здесь показатель степени i определяется уравнением /=0,1197—
—0,00116Sr.o; значения 6™ и 6Н.М по табл. 3.11, величина 7Р.в опре-
деляется по статистике. Величину воздушной нагрузки (Рг.о) в этом
случае 'можно находить из уравнений, приведенных на стр. 191.
2280
193
3.4.5. Весовые формулы оперения второго приближения
Формулы второго приближения справедливы обычно для раз-
личных компоновочных и силовых схем частей самолета, в данном
случае — для низкорасположенного и Т-образного оперения. Эти
формулы более точно учитывают параметры и расчетные нагрузки.
Значение последних при решении задачи по приведенной ниже
формуле следует определять в соответствии с действующими нор-
мами.
Весовая формула оперения Хруцкого [38]
^оП = "гг.о + ^в.о4-^об> (3. 126)
где тОп — суммарное значение массы хвостового оперения; тг.о;
тв.о — масса горизонтального и вертикального оперения; тОб —
масса обтекателя.
Значения входящих в (3.128) величин определяются по сле-
дующим формулам.
Масса горизонтального оперения
тг<0= 1,15А£0
— 1,15£г.о [/Ип.н 4~ тсг 4~ тобш ^нерв] 4~ ^р.в^р.в»
{-0,32 _ -----
(Со)г.О COS Хг.о°в
0,118
4-1,37 pP°Zr—-4-2,25
COS Хг.Оав
(Colr.o cos3 Хг.огав
Z?.o (^о)г.О COS Xr.oQ
(3.127)
+ 10-3?p.BSp„.
™г.о

Масса вертикального оперения
™в.о 1 >2^в.о [^и.н 4~ ^ст 4~ ^обш 4~ ^нерв] 4~ ^р.п^р.п»
1 одсх д 0,35РвОЛВ.ОХВ,О(Э ( 0,15P£o/ib.oq
— 1,Zkb.o ^п.н . й Г «ст .
L (с)в.о COS3 Хв.Огав (С0)в.о COS Хв.о«в
(3. 128)
+
обш
2,5РРоЛв.о(?
COS Хв.о°в
2,25Лнерв
(Cq)b.qSb.o (cos X)b.oQ
Ю3ЛВ.О
4“ 10 ^р.п^р.п
Обозначения и значения коэффициентов:
коэффициенты 1,15; 1,2 учитывают массу, обусловленную осо-
бенностями конструкции, технологии, стыками и прочим, т. е. мас-
су, неучтенную основной формулой; Лв.о — высота вертикального
оперения; Sp.n — площадь руля поворота; г=Оср/(Тв; оСр — среднее
напряжение в верхней и нижней панелях оперения; оСр=2аРастСГсж/
/(Ораст + Псж); ^г.о И Рв.о — в т; значения ^р.в и ?р.п (кГ/м2) прини-
мать по статистике.
Массу обтекателя у Т-образного оперения Хруцкий ре-
комендует определять из статистического уравнения, приведенного
в работе [39]:
^об----53] ^Г.о/^Г.О*
194
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
3.12. Значение коэффициентов в формуле Хруцкого
Схема оперения кг. о kc* “в. О ^п. и &ст ^обш ^нерв
Низкорасположен- ное ГО 1,00 1,037 1,0 1,0 1,0 1,0
Т-образная схема 1,11 1,150 2,5 2,5 * 1,2 1,35
3.4.6. Анализ точности весовых формул оперения
В отношении точности, как и в отношении числа их, формулы
для определения массы ГО и ВО неравноценны. Первых количест-
венно больше и они более совершенны. Связано это с относитель-
ной сложностью предварительного, но в то же время достаточно
точного определения нагрузок, действующих на хвостовое, особен-
но вертикальное, оперение.
Точность весовых формул оперения, как и в предыдущих разде-
лах, определялась по трем критериям: выяснялись пределы погреш-
ностей, находилась среднеквадратичная величина ошибки (см.
табл. 3.13) и строились графики (рис. 3.10). Они позволяют сде-
Рис. 3. 10. Кривые распределения вероятностей ошибок в расчетах
массы оперения:
а—по прнкндочным формулам (/—по Хоувн для суммы масс ГО и ВО; 2—по
статистической для массы ГО н ВО в целом; 3—средний результат);
б—ло формулам первого н второго приближения для ГО (/—по Хрупкому;
2—по Шейнину; 3—средний результат);
в—по формуле второго приближения Хруцкого (/—для ГО; 2—для ВО; 3—для
суммы масс ГО и ВО)
7*
195
1
3.13. Точность весовых формул оперения
Погрешность при P(A/n) = 90% Лрас СО СО СО 1-Н 1—1 1-Н г-Н ч-Н г-Н г-Н г-Н »~Н
В е> 1ЛЮ^* Г' О СО О ОО S Ю Ю Ю in ’f СО СМ —1 чч
Пределы о ос -+ ос 1 1 °- СМ О СО О гС “Э. ю со - + Ю О «= _L у со . ; t + + + Т t + ; § S 5 -- -- 5 “ Й 11 ill ill
Погрешность при Р(Дт) = 100 % Лрас СЧСЧСЧ СЧ СЧ СЧ Г-Н г-Н 1-Н 1-Н г-Н i—1 1—1 1-Н г-н
Е о оо Т—< 01 >-ч СО ч- чч со о шГ Ю СО ю со см см
Пределы СЧ СО СМ О1 о оо о °1 к см <4 I 1 -L СП —. — ю ю со t t . + + + + + + Ч< 1П и ... ... -Г СЧ* <= °0, см чч 1—' о m L0) -ч со III III III
Оперение ад ю m ад К X X X ООО 000 000 uc-u. U.U.U. umu.
Авторы и номера формул Прикидочные формулы Хоуви (3.121) и (3.122) Статистическая (3.123) Среднее значение Формулы первого прибли- жения Сандерса (3. 124) • Шейнина (3.125) ' Среднее значение Формула второго прибли- жения Хрупкого (3.127) (3.128) (3.126)
196
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
лать вывод об удовлетворительной точности в определении
массы ГО по прикидочным формулам и формулам двух приближе-
ний. По вертикальному оперению точность по (3.122) ниже, ко
Рис. 3.11. Влияние параметров горизонтального оперения на величину
массы его конструкции:
1—по Сандерсу; 2—по Шейнину; 3—по Хрупкому
величина его массы относительно массы пустого снаряженного са-
молета достаточно малая. При проверке использовались весовые
данные оперений двух схем: с низкорасположенным ГО и Т-об-
разным. Однако объем этих данных весьма ограничен. При воз-
можности полезно проводить дальнейшую проверку и уточнять по-
правочные коэффициенты. Влияние параметров оперения на массу
его конструкции, найденное по различным формулам, показано на
рис. 3.11.
3.5. ВЕСОВЫЕ ФОРМУЛЫ ШАССИ
3.5.1. Общие положения
Для правильного понимания методов весового расчета шасси и
удовлетворительного применения расчетных формул необходим
краткий анализ весовой и эксплуатационной эффективности шасси
различных 1ипов. С увеличением тоннажа самолетов и скоростей
полета возрастают нагрузки на шасси при взлете и посадке, по-
требные энергоемкости амортизаторов и тормозов колес. При этом
•большое значение придается уменьшению величины массы шасси
и его габаритов в убранном положении, увеличению надежности
и срока службы, а также снижению аэродинамического сопротив-
ления при разбеге. У транспортных (грузовых) самолетов к основ-
ным функциям шасси добавляются еще и вспомогательные: шасси
используют как устройство, облегчающее погрузку и разгрузку.
Ходовые элементы шасси самолетов часто рассчитывают не только
197

3.14. Относительная величина массы шасси тт
(с колесами, но без створок)
Тип двигателей Положение на самолете Пределы, % Средние значения, %
крыла шасси
ТВД высокоплан низкоплан на крыле на крыле 4,0...4,8 3,3...3,8 4,4 3,6
ТВД и ТРД высокоплан на фюзеляже 3,0...4,0. 3,5
ТРД и ДТРД низкоплан на крыле 3,3...4,3* 3,8
* Исключением являются шасси рычажной схемы как, например, у Кара-
веллы— 1, у которой тш=4,7; [3].
нием тоннажа самолета. Так, например, Л. С. Зинин утверждал,
что зависимость тш=}(т0) — возрастающая; по Дриггсу получа-
ется, что до определенного тоннажа она возрастает, а затем оста-
ется неизменной; II. М. Знамен-
Рис. 3 12. Относительная величина
массы шасси по результатам обработ-
ки статистики различными авторами:
/—ио Зинину; 2—по Знаменскому; 3—по
Бедункевнчу; 4—пределы по данным мно-
гих авторов; 5—по Шейнину
ский показал, что она имеет пос-
тоянную тенденцию к снижению.
Кривая, полученная Шейниным,
имеет такую же закономерность,
но меньший наклон (рис. 3.12).
Причины снижения относи-
тельной массы конструкции шас-
си и колес по мере роста т0: 1)
геометрические параметры само-
лета, в том числе высота шасси,
растут медленнее, чем взлетная
масса (с ростом т0 растет р); 2)
момент сопротивления сечений
стоек шасси растет быстрее, чем
изгибающие моменты; 3) растет
весовое и конструктивное совер-
шенство (применение высоко-
прочных материалов и пр.); 4)
масса конструкции шасси зависит от максимальной посадочной
массы, величина которой растет медленнее, чем взлетная масса
(так как с ростом т0 возрастает весовая отдача по топливу тйт).
Условные обозначения в весовых формулах шасси
wimaxnoc — максимальная посадочная масса, кг;
^р.пос — расчетное значение посадочной массы, кг;.
200
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
: тш — масса шасси с колесами (без створок), кг;
/пста; Яств — масса и поверхностная плотность створок шас-
си, кг, кг/м2;
/«гл-ш; тп.ш—масса главных и носовых ног шасси (нога —
стойка с колесом);
/Иидщ.щ; /ик.п,ш — масса конструкции главных и носовой стоек
шасси;
«гк.ш — суммарное значение массы конструкции шас-
си, кг;
^гл.ст; «гн.ст —масса главной и носовой стойки (без тележки),
! кг;
I пЪгел — масса тележки, кг;
Е тгл.кол5 ^н.кол — масса колес главных и носовой ног шасси, кг;
Е’ Яст’, Аст — габаритная высота главной и носовой стоек шас-
си, без усадки амортизатора (теоретические раз-
меры) ;
^кол,’ ^пн — диаметр колес, шарина пневматика;
Ац.м — расстояние от ц.м. самолета до земли;
«от; «кол — число стоек и число колес главного шасси;
ei; ё« — доля массы самолета, приходящаяся на носовую
ногу шасси при предельно задней и предельно
передней центровке самолета соответственно,
определяется как относительное плечо ё=е/В
(см. рис. 2.19);
р, — коэффициент сцепления с грунтом.
3.5.2. Формулы для прикидочного определения массы шасси
Простейшие формулы основаны на приведенных выше весовых
соотношениях.
Формула Козловского выражает массу шасси как сумму мас-
сы главных и носовой стойки шасси в функции массы колес
«^ГЛ.Ш «^ГЛ.КОЛ» «^Н.Ш
ИЛИ «1н,ш=(0Л0...0,15)/пГЛеШ. (3.129)
Значение 0,15 соответствует многоколесной схеме шасси.
Значение ki и k* определяемые из этих уравнений, находятся
по данным прототипа или из статистики однотипных самолетов.
Формула Евдокимова выражает массу шасси в функции взлет-
ной массы самолета (т) и, косвенно, высоты шасси
тш=О,О42Лото — 3,99 • 10~5 (/п0/Л0)2. (3. 130)
Значения коэффициента k0 в формуле (3.130) следующие:
низкоплан, Яст <2,5 м 1,00
' низкоплан, ЯСт>2,5 м 1,14
! высокоплан, шасси на крыле 1,32
высокоплан, шасси на фюзеляже 0,95
201
Формула Фадеева [13]. Фадеев аппроксимировал кривые из
работы [39], полученные в результате обработки статистики и пред-
ложил простейшую формулу, которая при проверке по данным пас-
сажирских самолетов была уточнена путем введения коэффициен-
тов kn и ki (вместо предложенного автором формулы коэффици-
ента 2,2):
(3.131)
т0 + 79
где ka= 1,0 при Пст=2; £п=1,1 при пст>2; i&i — см. ниже; т0 — в т.
Для военных самолетов Фадеев рекомендует формулу
тш=3,2
т0 + 352
т0 + 240
(3.132}
Формула Либермана — Тилоу. Авторы (64] предлагают расчет
вести по двум формулам, учитывающим степенную зависимость
расчетных величин, и принимать большее из полученных значений.
При проверке формулы оказалось, что для пассажирских са-
молетов к наибольшему значению приводит вторая из них:
тш=knk2 тш=knk2 (Зот0)0’88, (3. 133)
где си=Щр.пос/^о- Если не известно значение тр.т2, его можно оп-
ределять по уравнениям (3.136) и (3.137); /?п=1 при пст=2; &п=1,1
При Пст>2.
Авторы формулы рекомендовали следующие значения kz:
военные самолеты с трехколесным шасси 5,03 10 2
военные самолеты с обычным шасси 5,82 10~2
самолеты всех других типов .3,73 10~2
При проверке формулы были найдены значения коэффициента
k2 для пассажирских самолетов и введен коэффициент kn, справед-
ливый также для пассажирских самолетов.
Значения коэффициентов и k% в формулах (3.131) и (3.133)
для пассажирских самолетов следующие:
Тип двигателей
Диаметр фюзеляжа, м
Л2
ТВД
^ф<4
1,848
4,94-10-2
ТРД и ДТРД ДТРД
^ф<4 ^ф>5,5
2,200 2,728
5,82-10-2 6,57-10-2
Формула Привена для определения массы колес главных стоек
шасси, приведенная в работе (3], обладает точностью, удовлетвори-
тельной для прикидочного расчета (±8,0%):
mlt<ul=0,0293 (2—ё) т„, (3.134)
1 + Дкол
где ркол — давление в пневматиках колес главных стоек шасси
(даН/см2); ё — доля взлетной массы самолета, приходящаяся на
носовую стойку шасси при стоянке самолета.
202
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
[? 3.5.3. Весовые формулы шасси первого приближения
L Расчет массы шасси по формулам первого приближения можно
^выполнять, когда известны: схема шасси, значения взлетной массы
О основные размеры стоек, число и размеры колес, центровка са-
^Йолета.
Конструкция шасси включает относительно большое число агре-
|гатов, узлов, деталей. Практика показывает, что определять на
^стадии эскизного проектирования отдельно величину массы каж-
Ьдого из элементов конструкции шасси (например, подкосы, травер-
|Йсы и т. п.) нецелесообразно. Весовой расчет при этом усложняется,
Ва точность определения массы шасси не повышается.
|? Известны всего несколько методов определения массы шасси в
Впервом приближении, однако они, предложены давно, не учитыва-
р.ют многих особенностей шасси, появившихся в процессе развития
^посадочных устройств, и рекомендованы для расчетов быть не мо-
ггут. Ниже даны формулы, приводящие с применением метода много-
I кратных вычислений, к удовлетворительной точности расчетов.

G. Формулы Шейнина
Г
? При выводе формул конструкция шасси подразделялась на
к следующие основные части: 1) амортизационные стойки (главные
г и носовая); 2) тележки (или оси); 3) створки главной и носовой
Б стоек; 4) колеса главной и носовой стоек.
|. В соответствии с принятой классификацией величина массы
। шасси не учитывает цилиндры убирания и выпуска стоек, провод-
I ,ку управлений тромозами колес по стойке главных ног шасси и про-
|,водку управления поворотом (при рулении) ноги носовой стойки
| ’шасси.
и Основными расчетными величинами, определяющими массу кон-
Ь.струкции, являются действующая нагрузка, высота ЯСт и макси-
Е.мальный диаметр цилиндра амортизатора (^ц), удлинение стойки
Г:Лст=#ст/^ц и др. Точное значение диаметра стойки можно опре-
г делить лишь в результате расчета амортизации, поэтому при выво-
L де формулы в ней не учитывался. Высота шасси — величина пе-
ременная и зависит от расположения оси вращения стойки и усад-
Кси амортизатора.
К;. Выбор расчетной высоты стойки шасси. Разли-
В^чают следующие размеры высоты стоек:
Ь а) высоту Нт ноги шасси (стойка с колесами) как расстояние
» ют поверхности ВПП до оси шарнира поворота стойки (при убира-
»нии) или до верхнего обреза стойки (см. рис. 2.19);
К б) строительную высоту амортизационной стойки Наи как рас-
ВЬстояние между осью вращения колес и осью поворота ноги при
Кубирании;
в) габаритную высоту НСт амортизационной стойки.
В 203
При этом все три размера могут быть заданы без усадки амор-
тизатора (как теоретические) и с усадкой.
В расчетах массы шасси, как показано в работе [39], за исход-
ный рекомендуется принимать габаритный размер //ст стойки без
усадки амортизатора, т. е. всю материальную ее часть. Принимать
в расчет высоту ноги Нт не рекомендуется,* поскольку нет прямой
зависимости величины ее массы от диаметра колеса. Формулы, учи-
тывающие Нш, приводят, как правило, к большей погрешности.
При решении задач, включающих определение размеров, с при-
менением системы уравнений (см. 1.2.4) или без нее высота стоек
шасси //ст, база В, плечо е могут быть заданы аналитически в
виде простейших уравнений, приведенных в 2.6.6. Ими можно вос-
пользоваться и в тех случаях, когда 'желательно применение фор-
мул первого приближения при отсутствии достаточных исходных
данных о геометрии взлетно-посадочных устройств.
Определение расчетной нагрузки на главную
стойку шасси. За расчетную нагрузку принимаем величину,
определяемую уравнением
Рр=лр/пр.пос (1 — ^), (3.135)
Расчетным случаем на прочность является, обычно, взлетная
масса и соответствующий коэффициент перегрузки. Приведенные
весовые формулы проверены при двух условиях выбора расчетной
величины для определения массы конструкции: в 1-м принималась
взлетная масса и соответствующая перегрузка, во 2-м расчетно-по-
садочная масса и соответствующая ей перегрузка. В большинстве
проверочных расчетов более высокая точность и меньший разброс
ошибок оказались во втором случае. Все формулы, вследствие это-
го, записаны с учетом величины расчетно-посадочной массы. По-
добное, одна!ко, не исключает использование приведенных формул
для расчета по взлетной массе. Следует лишь уточнить соответст-
вующие поправочные коэффициенты по самолету-прототипу.
Величина ё=е/В лежит обычно в пределах 0,04 ... 0,08 (см.
рис. 2.19).
Расчетное значение посадочной массы самолета может быть
определено в функции максимального значения посадочной массы
в соответствии b нормами летной годности (НЛГС)
^р.пос ^maxnoc/1’1" (3.136)
Если значение максимальной посадочной массы самолета не из-
вестно, то оно может быть найдено по статистической формуле в
функции технической дальности полета
mmaxiioc = m0 [--7"-------F 0,381 . (3. 137)
тахпос 0 [ 10-З£тех + 4 J
* Формула в работе [3], дающей противоположную рекомендацию, припи-
сана Шейнину ошибочно.
204
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
А. Определение массы главных ног шасси про-
изводится по формуле
^ГЛ.Ш ^К.ГЛ.Ш ^СТВ ~F ^ГЛ.КОЛ* (3. 138)
Масса главной стойки шасси определяется как
^к.гл.ш Ф^л^м [(^ст.кр ^тел.кр) ^ст.кр (^ст.ф Ч"~ ^тел.ф) ^сг.ф]• (^* 139)
Здесь ф — статистический (поправочный) коэффици-
ент, определять по уравнению (3.142);
kn — коэффициент, учитывающий меньшую весо-
вую эффективность шасси с числом главных
стоек больше двух;
ск — коэффициент, учитывающий применяемый
материал, определять по уравнению (3.143);
«ст.кр; Щст-щ»; ^тел.кр — число и масса подкрыльевых стоек и теле-
жек;
Лст.ф*, ^ст.ф; ^тел.ф — число и масса подфюзеляжных стоек и те-
лежек.
Значения коэффициента kn в уравнениях (3.139); (3.160) в за-
висимости от числа главных стоек шасси следующие:
пст 2 3 4 5
kn 1,00 1,05...1,10 1,15 1,20
Масса конструкции стоек и тележек подкрыльевых и фюзеляж-
ных определяется по одним и тем же формулам, но с подстанов-
кой соответствующих значений размеров, нагрузок и коэффициен-
тов:
т„=5,09 • Ю-зЛсЛА-н^р.пос — ; (3.140)
^тел 4,4*10 3^p.i/^p.noc (1 ^1)^кол> (3.141)
где тст; /пТел — масса одной амортизационной стойки и тележки
главного шасси (подкрыльевой или подфюзеляж-
ной) ;
£сх‘, ^в.с — коэффициенты, учитывающие схему главных стоек
и весовое совершенство шасси;
Лр.н — коэффициент распределения нагрузки между глав-
ными стойками шасси, он показывает долю от об-
щей нагрузки, равной /Пр.Пос(1—ё).
Определять по уравнению (3.146); Шр.пос — по уравнению
(3.136) ; ё^—е!В — по рис. 2.23.
Значения коэффициента kCT в уравнениях (3.140); (3.152);
(3.156); (3.161); (3.168) в зависимости от схемы главных стоек
шасси следующие:
телескопическая схема.........................................Ц00
рычажная схема без выноса амортизационного цилиндра..........1,06
рычажная схема с выносом амортизационного цилиндра из стойки . . 1,20
‘ ' 205
Значения коэффициента kB.c в формулах (3.140); (3.156) сле-
дующие:
1 поколение самолетов . . 1,00
. 2 поколение самолетов.................0,97
3 поколение самолетов...................0,94
Весовая эффективность конструкции шасси самолетов каждого
последующего поколения возрастает вследствие прогресса в ме-
таллургии, конструировании, технологии. Это и учитывается коэф-
фициентом весового совершенства (&в.с)- Схемы взлетно-посадоч-
ных устройств в то же время усложняются, появились, например,
подфюзеляжные стойки. С увеличением числа стоек весовая эф-
фективность снижается, что учитывается коэффициентом kH.
Уравнения (3.140) и (3.141) включают числовые коэффициенты
(5,09 и 4,4). Столь значительная их величина объясняется приня-
тием осредненного значения расчетной перегрузки, величина ко-
торой учитывается в общей сумме этих числовых коэффициентов.
Определение коэффициента ф. Формула определения массы
шасси упрощенно учитывает достаточно сложный характер нагру-
жения шасси при взлете и посадке. Поэтому коэффициент ф выра-
жает статистически найденную поправку в функции именно рас-
четной нагрузки, на величину которой оказывает влияние и число
стоек главного шасси (лСт)-
4=1,075-^. (3.142)
Определение коэффициента см, учитывающего удельную проч-
ность применяемого материала. За исходную принята сталь марки
ЗОХГСНА, в этом случае см=1,0. Если конструкция или часть кон-
струкции шасси изготавливается из более прочных материалов или
из титановых сплавов, то соответствующее снижение массы и учи-
тывается коэффициентом см, который определяется как
см=1-атмат; (3.143)
(3. 144)
где а — коэффициент повышения весовой эффективности конст-
рукции шасси (/пк.ш) при применении более прочных и более лег-
ких металлов (Шмат):
а==1-/,?вл1сх\2/3 емат . (3.145)
\ ав.мат / бисх
Если изготавливается часть конструкции из титановых сплавов,
то доля массы тмат может быть принята по статистике.
Здесь значение а определяется условиями равной прочности или
равной жесткости.
Определение коэффициента /гр.п лучше вести отдельно для под-
крыльевых (&р.н.кр) и для подфюзеляжных стоек (^р.н,ф). Эти ко-
эффициенты распределения нагрузки определяются по одному и то-
206
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
R 'му же уравнению, при этом лишь в числитель подстанавливается
г число колес (пкол) на соответствующей (i-й) стойке
При Лст 2 ^р.н:=^кол/стА2 ^кол.гл.ш’ (3- 146]
при лст=2 £рн=о,б.
р Если стойки шасси размещены относительно ц.м. на равном рас-
Ь стоянии, то предполагается, что разность в нагрузке между стойка-
| ми уравновешивается различием в параметрах амортизаторов.
I Определение показателя степени i. При увеличении высоты
амортизационной стойки шасси (сверх 2 м) возрастает влияние же-
| сткости на величину массы стойки. Поэтому высота Яст учитывает-
№ ся в степени i, которая задана уравнением
Г / ~ 4,0 — 1,67ЯСТ 4- 0,2365//с2т*. (3. 147)
Б. Определение массы носового шасси. Основ-
[ ной внешней нагрузкой для носовой стойки, как и для главной, яв-
г, ляются силы реакции земли, возникающие при посадке самолета.
| Кроме того, под влиянием троможения и изменения тяги двигате-
g лей вдоль продольной оси самолета действуют силы, вызывающие
$ дополнительные вертикальные нагрузки на носовую стойку. Поэто-
[ му действующая нагрузка представляет собой сумму основной на-
* грузки и дополнительной, обуславливаемой нормальным длитель-
> ным торможением:
L А™=2(Р,с„,т11-|-Лг,,рм), (3.148)
где
I ^пос.н.ш ^2^р.пос’ ^торм ^Е^ц.м/^’ (3. 149)
к — суммарная сила торможения колес главного шасси.
Е После подстановки и преобразования уравнения (3.148) вели-
К чина действующей нагрузки выражается следующим приближен-
I ным уравнением:
[ ^.ш=2.1О-3/пр.пос[ё2+11^Ь“ (1-ё2)1. (3.150)
к.] Полная масса носового шасси (/пн.ш), как и главного, равна
сумме его основных составляющих: конструкции гпк НТп створок
К /Пств и колес т1ЮЛ:
Е„' ^Н.Ш ^К.Н.шЧ-^СТвЧ-^КОЛ* (3> 151)
№ Величина массы конструкции носовой стойки шасси (/пк.н.ш)
К' может быть определена из параметрической формулы, учитываю-
щей размеры стойки и действующие нагрузки, включая инерцион-
№ ные при торможении, или из статистической формулы, в которой
К масса конструкции носовой стойки шасси выражена в функции
К массы главных стоек. Для определения тств приводятся простей-
к шие зависимости. Колеса обычно выбирают по каталогу **. В случае
К * См. с. 212.
kJ ** Данные ряда колес приведены в работе [3].
| 207
Иет
формуле
(3.152)
(3.153)
необходимости массу колес можно определять по
Д. Л. Привена (3.134).
Параметрическая формула имеет вид
«к.н.ш=^м (3,6454-2,7ЛсхЛСт) X
X [1,85+ 2- 10-Зтр.пю[ё^ -^(1 - £)11,
I L & JJ
где £ — статистический коэффициент;
при пСт.гл.ш=2 £= 1,07754-0,625* 10-7тр>пос;
при пст.гл.ш>2 £=0,454-|-0,26* 10~5mpjIOC;
см— по уравнению (3.143), kcx — см. с. 205, mp.noc — в кг.
Статистическая формула имеет вид
т _______рГ _1 >^^к.гл.ш
''4К.Н.Ш *• 1П I Е Е *
10 3/пк.гл.ш 4- 5,5
где =0,6314-0,215*10-5/Ирлос.
В. Определение массы створок можно выполнить
по статистическому уравнению
^СТВ ^yCT^S^CTB» (6* 154)
где qs — поверхностная плотность створок, кг/см2; 5ст.в — суммар-
ная площадь створок; £уст — коэффициент, учитывающий крепле-
ние створок, замков, кинематических связей и других элементов.
Значение qs лежит в пределах 15 ... 17 кг/м2 для главных стоек
и в пределах 11 ... 14 кг/м2 для носовой стойки.
Массу створок можно определять и в зависимости от массы
шасси;
^ств — ^ств ^^к.гл.ш 4- ^к.н.ш) 4“ ^кол j» (3» 155)
где /гСтв=0,058 при убирании главных стоек шасси в фюзеляж,
£ств=0,098 —при убирании главных стоек шасси в гондолы.
Выбор той или иной формулы лучше сопровождать контроль-
ным расчетом прототипа, по результатам которого уточнять значе-
ния ^ств или qs.
Упрощенные формулы Шейнина
Формулы для определения массы главных и носовых стоек’
шасси, выведенные в пятидесятые годы [39], имеют иную структу-
ру, чем приведенные выше. При их выводе шасси подразделялось
на силовые и конструктивные элементы. Масса первых выражена в
функции расчетной нагрузки и основных размеров, масса вторых —
в зависимости только от нагрузки. Имеют они и ряд других отли-
чий, позволяющих считать их упрощенными. В то же время их точ-
ность можно признать удовлетворительной (см. 3.4.5) и поэтому ис-
пользовать при применении метода многократных вычислений.
208
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
> А. Определение массы главных стоек шасси.
В данном случае определяется суммарная масса всех стоек
главного шасси (Пст^2). Размер же стойки ЯСт выбирается по
наиболее высокой из них. Принимается, что масса стойки изменя-
ется пропорционально ее высоте, а масса тележки — числу пар
колес и ширине пневматика.
Масса конструкции главного шасси равна сумме силовых эле-
ментов стойки /пс.эл, оси колес или тележки /п0Си и конструктивных
элементов тк.эл:
^к.гл.ш 'Р ^в.с [^сх (^с.эл “Ь ^к.эл) “Ь ^оси] ’ (^- 156)
где ф' — статистический (поправочный) коэффициент, ф'=0,991—
-0,682-10-6 /Пр.ПОс, (3.157)
kji.c, kcx — см. с. 206 и 205.
Масса силовых элементов и осей или тележки определяется как
/Ис.эл=[4,6.10-з/пр.пос(1-^)+52,2]Яст; (3.158)
^оси=[1>44-10-зшр.пос(1-Ъ1)+4,96]/Лп.н, (3.159)
где /к — число колес главных стоек шасси (для шасси с тележ-
кой — число пар колес); dnM— ширина пневматика (см. рис. 2.19);
Н, d — в м.
Масса конструктивных элементов главных стоек шасси
mK.3Jl=kn [6,52- 10~3тр.пос (1 —Ъх) + 28], (3.160)
где kn — см. с. 205; шр.Пос — в кг.
Б. Другой вид упрощенных формул главных
стоек шасси непосредственно учитывает коэффициент расчет-
ной перегрузки. Проверка (правда, по весьма ограниченному ста-
тистическому материалу) показала, что при определении массы
шасси легких самолетов с простейшими (без тележки) двухстоеч-
зкыми схемами к более точному, чем формулы (3.158) ... (3.160),
решению приводят следующие:
^к.гл.ш== (^с.эл “Ь ^к.эдЧ" ^оси “Н^тел)»
тмл= kcx (0,905 • 10-3^PL+16) Нст;
^к.э = ^сх(2,54.10-зр?л//„+76);
/пося=*ои1(2,53-1О^Р?л</1И+16); I
(0,87-10-3^+30)^, J
•де (1— с,); тр.Пос —в кг.
Значение коэффициентов kоси» ^тел в зависимости от Пкол следую-
цие:
(3.161)
(3.162)
(3.163)
(3.164)
^кол 1 ь =0 7- k - «тел =0
^кол 2 ^ОСИ 1>0, Ъ лтел =0
^кол • 2 ^ОСИ 0, ^тел = 1,0.
209
Значение поправочного коэффициента kn в зависимости от высоты
стоек шасси определяется уравнениями:
при //ст^2,5 м &п=0,135Яст+0,795;
при ЯСт>2,5 м &п=0,01Яст4-0,89.
В. Определение массы носовой стойки шасси,
как и у главных, ведем суммированием массы силовых и конст-
руктивных элементов:
^к.н.ш==^сх(^с.эл_|_^к.эл)> (^’ 165)
при лСт.гл.ш=2; 0,5944-0,3ЫО^/Ирлос’,
при пст.гл.ш^>2; В=0,3704-0,3040 ^Щр.пос-
Масса силовых элементов стойки и оси колес определяется
уравнением
^=(1,62^4-20,23)^, (3.166}
где Рн.ш — нагрузка в тоннах на носовую стойку шасси, может
быть определена из уравнения (3.148); Аст — в метрах.
Масса конструктивных элементов определяется как
^к.эл=4,1Р1ш + 54,0. (3.167)
Статистическая формула для тк.п.ш выражается в функции
найденного значения тк.гл.ш по (3.156)
"1к.н.ш= 1,5Гтк.гл.ш (Ю-3тк.гл.ш4-5,5)-1, (3.168)
где В"=0,6234-0,196-10-5 тРлос
В случае применения уравнения (3.161) в уравнение (3.168)
вместо коэффициента %' вводится коэффициент В"'. Его значения:
при лст=2 $"'=0,99 4-0,001-Ю-3/пРфП0С; |
при пст>2 $'"=0,7184-0,0014-10-3mp.nocJ ‘ 7
Алгоритм расчета массы шасси. В случаях применения метода
многократных вычислений при определении массы шасси алго-
ритм будет иметь следующий общий вид:
«ш=-|“("»/+^"+^/,)к.гл.ш ткол+
(3. 169)
где /пк.гл.ш; с одним штрихом — по (3.139) и (3.153);
с двумя штрихами — по (3.156) и (3.168); с тремя — по
(3.161) и (3.168а); S/Пкол — суммарная масса колес по (3.134);
Swctb — суммарная масса створок по (3.154) или (3.155).
Приведенные ниже результаты анализа точности получены пу-
тем вычисления по алгоритму (3.169) для полной массы шасси (по
без створок), а для частей по отдельным членам этого алгоритма.
210
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
, 3.5.4. О формулах и методах второго приближения
Весовые формулы шасси, аналогичные весовым формулам кры-
ла или фюзеляжа второго приближения и приводящие к соответст-
вующей (более высокой) точности, пока неизвестны. Попытки раз-
работки таких (теоретических) методов принадлежат Макдоннелу,
Крауссу и др.
Аналитический метод Краусса включает пять составляющих
этапов, к которым относятся: 1) определение геометрических раз-
меров; 2) расчет нагрузок, действующих на шасси (согласно нор-
мам прочности); 3) разложение сил и моментов на каждый кон-
структивный элемент шасси; 4) определение площади поперечных
сечений элементов шасси; 5) расчет массы конструкции аналитиче-
ской модели рассматриваемой схемы шасси. Исходные данные для
.расчета включают в себя: расчетные значения посадочной и взлет-
ной массы самолета, длину хода поршня, сведения о пневматиках
.и колесах, скоростях снижения, посадочных углах и положении ног
.шасси относительно ц.м. самолета.
Расчет конструкции начинается со схематического ее представ-
ления. Основные геометрические характеристики шасси могут быть
представлены расстояниями от осей вращения и углами между
элементами или в виде координат отдельных точек. Это схематиче-
ское представление шасси является основой для расчета, и Краусс
называет его аналитической моделью конструкции.
В результате расчета определяется масса этой аналитической
модели, которая представляет собой лишь массу силовых (расчет-
ных) элементов конструкции шасси. Чтобы получить общее зна-
чение массы шасси, нужно к массе аналитической модели добавить
массу еще многих узлов и деталей, таких, как внутренние детали
амортизатора, стыковочные узлы, элементы управления, привода
уборки шасси и т. п., а также массу колес.
Следовательно, чтобы получить массу шасси, необходимо раз-
работать правильные конкретные аналитические модели, вывести
уравнения для расчета внутренних нагрузок, определить коэффи-
циенты пересчета и т. п. Затем найти пути определения массы
упомянутых конструктивных элементов. Словом, расчет очень объ-
емный, определенности в нем явно недостаточно и, в результате,
очень невысокая точность. Краусс приводит величину погрешности
этого метода, полученную в трех расчетах, она составляет 11, 12
и 17%.
3.5.5. Анализ точности весовых формул шасси
Приведенные формулы были проверены на совпадение резуль-
татов расчета с фактическими данными о величинах массы шасси
самолетов различных типов. Объем таких данных о шасси с коле-
сами достаточный (выполнено до 34 контрольных расчетов), а о
массе конструкции (без колес) весьма ограничен. Поэтому при по-
явлении информации о фактическом значении массы конструкции
211
1
шасси приведенные уравнения полезно дополнительно проверять и
при необходимости уточнять.
Результаты проверки (табл. 3.15) и рис. 3.13 показали, что при
кидочные формулы, основанные на зависимости массы шасси от
взлетной массы, дают достаточно боль-
Рис. 3.13. Кривые распределе-
ния вероятностей ошибок в
прикид очных расчетах по фор-
мулам:
1—-Либермана—Тилоу; 2—Евдоки-
мова; 3—Фадеева; 4—среднее зна-
чение
шой разброс величины ошибок, но в
случае применения метода многократ-
ных вычислений (см. 1.2.6) результат
значительно улучшается.
Формулы первого приближения,,
кроме приведенных, авторам не изве-
стны. Результаты их проверки приве-
дены в табл. 3.15 и на рис. 3.14.
При выполнении контрольных рас-
четов по прикид очным формулам оп-
ределялись суммарные значения мас-
сы шасси с колесами, но без створок,
по формулам первого приближения
определялись: величина массы конст-
рукции главных стоек шасси, суммар-
ной массы конструкции без колес и с
колесами, в (3.140) принято г=1,2
при //ст>2,5 м, £=1,0 при //ст<2,5 м.
По формуле второго приближения
точность, полученная Крауссом, ука-
зана в 3.5.4.
Величина массы конструкции носо-
вого шасси, вследствие более сложно-
го характера его нагружения и поэто-
му менее точного определения дейст-
вующей нагрузки, вычисляется по
(3.152) со значительно большей по-
грешностью, чем величина массы конструкции главного шасси.
Однако масса конструкции носового шасси составляет не более
0,15... 0,20 (при /иш> 1200 кг) суммарного значения массы и поэто-
му в меньшей степени огрубляет общий результат.
3.6. АЛГОРИТМЫ ВЕСОВЫХ РАСЧЕТОВ
3.6.1. Общие положения
Встречаются различные определения понятия алгоритма, наи-
более общим является следующее: алгоритм решения задачи на-
зывается отражающая логику решения задачи последовательность
действий, которые надо осуществить, чтобы от исходной ситуации
перейти к желаемому новому состоянию. В случае расчета речь
обычно идет о задачах, решение которых основано, как и в нашем
случае, на совокупности различных формул.
212
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
с 888 со см 10 10 10 О гЧ ООО Т—< т-Н •—Ч о 1-Н 10 10 10 о 1—<
D(A/n) = 90 % ‘“в СО СО О юю + 2,9 СО Г"-см сооТф 2,6 -rfCOCM СО СО СО °!. сГ — сода со со см 2,5
Погрешность при 1 Пределы — 10,0. . +10,1 — 9,4... +9,6 — 8,5... +7,9 со со + СО ю 1 — 6,2... +5.4 — 5,4 ... +3,9 — 5,8... +6,9 -3,7...+5,3 — 6,4... +4,7 — 7,9... +2,5 — 5,3... +6,1 — 3,0... +4,6 — со см юоою +++ ю-в^со +сою — 2,6... +4,6
X о V св г₽ о 03 Ом с 833 8 г—< т-Н г-Н т-Н 1-Н »“Н г—< т—1 у—( »—< у-Н »—<
1ЫХ формул ш | Погрешность при Р(Д/я) = 10 г₽ ё ь — t^co со со тг Ю —СО ЮСО-+ 2,9 1-1 со со Tf СО 2,6 ос- -в^со'со 2,9
3.15. Точность весоЕ Пределы — 14.5... +13,5 — 12,0... +12,4 — 12,5... +15,2 со см + да да — 6,2... +14,2 — 5,6... +3,9 — 7,3 ... +6,9 со ю + ю 1 — 6,8 ... +8,4 — 9,9 ... +2,5 — 7,7... +6,1 со ЧГ + ю 1 — 4,5... +8,9 — 4,4... +8,6 — 5,8... +6,8 — 2,6 ... +7,8
СО со со 1ия (Шейнина) да со ~ сою со со со со' 1, (3.153) 1, (3.168) 1, (3.168а) 3), (3.134) , (3. 134) (3.134)
св О. О г § X Я Си О п г? 3 ч >>2 g-a х g go CJ 3 * ° 5 Q Л св X s « св ч « u ч ~ е( S S к Е о да со СОЮю со со со £2,— оо со <°
>> & Прикидочные форм: о 2 со ч —< »=г со’ —СО СТ* св^ 1 ш СО св о я S св 2 S д S М о> сх о <4 о X ЧЮ д св X wet: <х X х <и X св К СП О> <и К ч а> сх О Ж о и X ч ю X сх Е О О И о. о> Е О К к ф О4 G3 к со 8 X Ч си СХ О для массы кон- i гтрукции главных i и носовой стоек ( X 8 Л а <У X X «V X X X т <и <и X <и а. О да со ~.со/: со ю —. . со „со1-: X '—СО Q *— V св о X Я S <е К S о t- cj ф § У Ч 2 о а х «V X X <и X X X т а> <и X ч <1> сх и
213
Основные характерные массы — взлетную и снаряженного са-
молета — можно определить различными путями (см. 2.3 и 2.4) в
зависимости от располагаемого объема исходных данных, а имен-
но:
— когда известны лишь технические требования (ТТ), то по
формулам определения взлетной массы (2.14) или из укрупненных
расчетов (2.26), (2.27) и (2.28), или на основе алгоритма (3.170);
Рис. 3.14. Кривые распределения вероятностей ошибок в расчетах
массы шасси по формулам Шейнина:
а—расчет массы конструкции главных стоек шасси [/—по (3.139); 2—по
(3. 156); 3—по (3. 161); 4—средний результат];
б—расчет массы конструкции всех стоек шасси [/—по (3. 139) и (3.153);
2— (3. 156) н (3. 168); 3—по (3.161) и (3.168); 4—средний результат];
в—расчет массы шасси с колесами без створок [/—по (3.139). (3.153) и
(3. 134); 2—по (3. 156). (3. 168) и (3. 134); 3—по (3.161). (3.168) и (3.134);
4—средний результат]
— когда известны лишь некоторые размеры — на основе алго-
ритма (3.171) или (3.172), включая формулы первого приближе-
ния;
— когда известны все необходимые размеры и расчетные вели-
чины — по алгоритму (3.172), но с включением формул второго
приближения, используемых и для оценки влияния параметров при
оптимизации их значений;
— при решении задачи одновременно в несколько приближений
на основе тех же алгоритмов.
Алгоритмы зависят не только от объема располагаемых исход-
ных данных, но также от видов расчетов (см. 1.2.5), от постановки
314
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
общих проектировочных или исследовательских, или частных (ве-
* совых) задач.
Если в 1.2.4 дано общее представление о системах уравнений и
алгоритмах, то ниже приводятся конкретные виды алгоритмов, при-
р менение которых возможно на основе рассмотренных выше или
иных формул. Другие алгоритмы могут быть записаны аналогично
в соответствии с условиями каждой конкретной задачи. Приведен-
f ные алгоритмы относятся лишь к весовым расчетам, методика ко-
[•' торых изложена выше, приведенные в 0.3 блок-схемы включают за-
? дачи и других разделов весового проектирования (весового плани-
рования, расчетов центровки и моментов инерции самолета).
| Номера формул, которые могут быть использованы при реше-
[ нии рассмотренных ниже и подобных им задач, указаны в конце
главы. Возможно применение и иных формул, точность которых не
вызывает сомнения, причем — они могут использоваться отдельно
, или в совокупности с указанными ниже.
’ Здесь имеются в виду различные пути выполнения весовых рас-
i? четов: при машинном проектировании — в виде весового блока об-
I-. щей задачи определения всех характеристик и основных размеров
I самолета; машинный счет изолированных весовых задач и, нако-
? нец, просто ручной счет. Приведенные алгоритмы в равной степени
справедливы для всех этих видов решения задач.
3.6.2. Алгоритмы определения основных характерных
масс на основе расчетных формул
Полный алгоритм независимой задачи определения взлетной
массы на этапе проектирования, когда известны лишь технические
требования (ТТ) к самолету, запишется как
К=/(Т.Т)]— т0
з
тек.н
1_______________
1 — znT
*“*оп> ^ф> -^шК-теприбл
л
У и; + /Пк.н
тс = 1 , ---------------
[Ф ^оп5 ^ф» НшЬ-еприбл, (3- 170)
3
где mi — сумма трех составляющих массу снаряженного са*
1
молета — планера, силовой установки, систем оборудования, мае*
п
су которых определяют из укрупненного весового расчета; —
1
сумма п составляющих частей снаряженного самолета, данные о-
которых позволяют определять их массу (крыло, фюзеляж и т. п.).
Алгоритм весового расчета (весового блока) на последующей
стадии проектирования может иметь один и тот же вид как при
215-
решении задачи по формулам первого, так и второго приближения.
При одновременном решении задачи в несколько приближений он,
соответственно, усложняется.
Укрупненная запись алгоритма весового расчета (весового бло-
ка) с применением метода многократных вычислений может иметь
следующий самый общий вид:
X ^р^н.дЧ- ^к.н (1 ^т)
(3.171)
где /ц; П2’. tii — число формул, используемых в весовом расчете
каждой части самолета;
ki — коэффициенты пересчета;
./пкр; я*мех— масса крыла без элементов механизации (закрыл-
ков, предкрылков) и их масса, соответственно;
kv — коэффициент весового резерва (см. 6.2.2);
/гп.д— коэффициент, учитывающий «неучтенные» детали.
Значения коэффициентов пересчета (ki) определяются из па-
раллельного расчета прототипа (см. 2.4.7), если такой выполняется
ради повышения точности. Если параллельный расчет не выполня-
ется, все &{=1,0.
Колеса отделены от шасси, поскольку их масса часто заранее
известна. Если колеса не выбраны или не стандартны, их масса
определяется по формуле (3.134).
В более развернутом виде алгоритм определения массы пусто-
го снаряженного самолета будет иметь вид
тп.сн=[ "V- (^р + ^кр4-/Пкр)4-0,5Лмех(/П^ех + ^еХ) +
L
+ -V- +тФ+т*)+°’5^оп (Шоп+/Поп) 4- 0,5Лш (т'.ш+/Пк.ш)+
о
+ ^кол + 0,5^с.у(/Пс.у4-/Ис.у) + 0,5Лоб(/Поб4-/Иоб)] ^н.д> (3-172)
где /и/; т" — значение массы одной и той же части самолета,
найденное по различным формулам в соответствии с методом мно-
гократных вычислений.
Число формул, используемых для определения массы каждой
части самолета в первом приближении, может быть больше, во
втором — меньше, поскольку формулы первого приближения вклю-
чают значительно меньшее число параметров. Приведенными алго-
ритмами можно, как отмечалось, воспользоваться не только для
216
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
весового блока общей системы машинного проектирования, но и
для независимого решения весовых задач при машинном или руч-
ном счете. В случае машинного проектирования исходные данные
о размерах поступают из геометрического блока, при решении не-
зависимых задач они вводятся в алгоритм весового расчета см.
(3.170).
Формулы, указанные в табл. 3.16, подобраны для расчетов с
применением метода многократных вычислений По приведенным
алгоритмам *. Напомним, что расчет, например, массы крыла по
двум, трем формулам, включающим по 15 ... 17 одних и тех же
параметров, загромождает весовой блок в меньшей степени, а точ-
ность дает не менее высокую, чем расчет по одной из извест-
ных более сложных формул, включающих 40 ... 50 различных па-
раметров. Следовательно, этот метод приводит и к упрощению вы-
числительного процесса, что тоже имеет значение при машинном
проектировании.
3.6.3. Алгоритмы вычисления характерных масс с применением
метода градиентов и коэффициента роста
Записать алгоритм определения характерных масс, полностью
основанный на методе градиентов, не представляется возможным.
Этот метод предполагает знание производных взлетной массы, для
вычисления которых необходимы не только данные о массах частей
самолета, но и предварительное определение влияния варьируемых
параметров и расчетных величин на массу конструкции.
Область применения метода градиентов остается спорной, сто-
ронники ограниченного его применения (М. Большаков, В. Шей-
нин) рекомендуют использовать метод градиентов при решении ча-
стных задач, в расчетах модификаций, при анализе проектных ре-
шений и т. п. Другие исследователи (А. Бадягин, Ю. Евдокимов,
В. Сэлман) находят целесообразным более широкое его приме-
нение.
Ниже для примера показана запись одного из видов алгоритма
с наиболее полным использованием метода градиентов.
При выполнении расчетов в несколько приближений, которые
начинаются с расчета массы безразмерного самолета по алгорит-
му типа (3.170) или при оптимизации размеров самолета и тяги
двигателей можно применять одновременно алгоритмы двух видов.
Вначале типа (3.171) и (3.172) с определением массы частей само-
лета по весовым формулам, а затем алгоритмы, основанные на
методе градиентов и коэффициенте роста, т. е. на методах пере-
счета (см. 2.4.7). Такой путь упрощает задачу и сокращает время,
однако в заключительном цикле итерационного процесса, т. е. ког-
да выбраны все размеры самолета и определены основные нагруз-
* В подобных расчетах могут быть применены любые из приведенных в
работе формул, а также другие, обладающие достаточной точностью.
217
3.16. Номера формул для решения алгоритмов (3.170), (3.171) и (3.172)
218
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ки, рекомендуется выполнять расчет массы всех частей самолета
по расчетным формулам с использованием метода многократных
вычислений, поскольку метод градиентов взлетной массы относится
все же к числу приближенных. Причем точность расчета снижается
по мере возрастания величины приращения массы (Л/п) или како-
го-либо параметра (А/). При изменении значений Д/n и Д/ в пре-
делах ±10% точность можно считать достаточной, а производные
принимать за постоянные для данного проектируемого самолета.
При решении задач с большими приращениями или при варьиро-
вании параметров (при их оптимизации) в широком диапазоне их
значений производные приходится в очередных приближениях пе-
ресчитывать.
Приведенный ниже алгоритм расчета взлетной массы самолета
на основе метода градиентов записан в самом общем виде, соот-
ветствующем случаю значительных приращений массы и парамет-
ров и, следовательно, переменному значению производных и КРМ.
Если же принять <рр=const, то точность расчета снижается.
/п0-*/пб>т-*/пт—>/По
/п0 „
<р=---------->выбор о—>grad...
Ро=-4-° —* выбор Ро —»grad...
то
(3.173)
т'о—т0—&т'0—+ A/nI'.CH=grad Д/и-|-...—»т'п.ск=тпли-]- Дл4Сн—•
(3.174)
— <?р — т'о -|- <?р Д/Ишсн=т'о -* S' -* Р'о
ftlQ — /По — A/TIq—» Д/Иц.сн — grad ^.tTl —j— ... > /Ип.сн— /Иц.сн 4~ Д/Иц.сн *
(3.174а)
— <Рр —»/Ио4-?РД/Ип.сн==/Ио И Т. Д.
В расчете принимаются следующие допущения: 1) использова-
„ дтг
ние приближенной зависимости Бреге для определения-------- и т»;
dzn0
2) аэродинамическое качество принимается постоянной величиной
в каждом из приближений. Если использовать данную методику в
совместных программах (с аэродинамическими расчетами), точ-
ность решения задач весового блока повысится; 3) приближенное
определение расчетной посадочной массы /ирас.пос-
Взлетная масса в первом приближении с определением по алго-
ритму (3.172) может быть записана уравнением
^о=/ппхн4-т|ч>и4-т'4-тн.3то, (3.175)
где /Ин.з — относительная масса навигационного запаса топлива.
Потребный запас топлива определяется как
тТ=(тбл 4- /пн.3т0) (е£// — 1), (3.176)
219
где mG — исходная величина взлетной массы, найденная предва-
рительно по алгоритму (3.170), t=KVIcP.
При дальнейшем решении задачи с помощью производных мо-
гут рассматриваться следующие условия выбора S и Ро:
а) при выборе площади крыла S'=mo'lp при p=const и S'=S
при S=const;
б) при выборе тяги двигателей Ро'
Ро—Р^то при PQ=const и Р'0 = Р0 при Ро=const.
Определение емкости крыла или располагаемого запаса топли-
ва при изменении его площади
WT.pacn=/nT.IICX(57S)3/2. (3.177)
Приращение взлетной и расчетной посадочной массы в каждом
из приближений определяется как
Ато=т'о — т0; &т'рас.пос== Д/ио (-——|-0,35). (3.178)
\ 4 + 10 3L /
Второе из этих уравнений выведено на основе уравнений (3.136)
и (3.137). Приращения AS и АР в первом приближении равны
AS'=S'—S; АР'=Р'—Р.
Приращения массы частей самолета в каждом из приближений
определяются на основе производных
, д/пКр . z . д/пкр д/пкр
Аткр= —- Ато —— Д5' —-
ото отТ,кр
, дтф , дтф
Атф——— Amo -j----— AS';
дт0 dS
АтТ,кр;
t^rn'o Д$';
дто dS
Ат'ш = Ато + - дт™— Д/Ирас.„Ос ;
^0 ^/Прас.пос
дт =_22 др0 --------2 д£'.
у дРо dS
Величину массы оборудования можно условно принять постоян-
ной. Приращение массы пустого снаряженного самолета определит-
ся как сумма приращений
Д'«п.он:г=(Д'Пкр4-А^ф4-Д^оп+Д/Пш + Д/Пс.у)(^р + ^н.д), (3.179)
где kp — коэффициент резервирования (см. 6.2.2); ka— коэффици-
ент, учитывающий производственные отклонения (неучтенные дета-
ли) ; kp= 1,06 ... 1,08; &н= 1,01 ... 1,02.
Коэффициент роста взлетной массы в данном случае может
быть выражен как
+^+^+^)Г‘. (3.180)
|_ \ дт^ дт® dm® u/Hq /J
220
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Взлетная масса во втором приближении определяется уравне-
J нием
| /nJ=mJ-|-<ppA/n'.CH. (3.181)
* Потребный запас топлива
I: л£потр=(^п.сн+тк#н 4- тилт'о) (е^ — 1). (3.182)
i При увеличении запаса топлива в последующих приближениях
« необходимо выяснять наличие объемов в консольной* части крыла
; с целью определения влияния размещения топлива на массу конст-
рукции (при наличии объема в консолях топливо разгружает кры-
[ ло, если же оно заливается в подфюзеляжную часть — не разгру-
I жает). Эффект разгрузки от дополнительного топлива учитывает
f третья из производных в уравнении для Дщкр.
Дополнительное топливо в консольной части крыла определяет-
[ ся как
; Д^т.;<он=(^т-/птщ0)кон. (3.183)
В соответствии с распределением топлива в консольную (/мт.кон)
| или подфюзеляжную (центропланную тт.ц) часть крыла изменяет-
Е ся значение производных и их соотношений:
& flbl.CH
. дт0 ,
т.кон
' Поскольку знаки обратные, КРМ в этих двух случаях примерно
равны между собой.
Приращение массы пустого снаряженного самолета во втором
приближении может быть записано и в общем виде
[ Д><а,= «Д5 4-^£«ДР (3.185)
< dmQ dS дР0
. В последующих приближениях итерационный процесс про-
должается по той же схеме, только члены уравнений, отмеченные
f одним штрихом, записываются с двумя, тремя до (n-j-l) штрихов, а
5 члены без штриха — соответственно с одним, двумя, тремя и до п
F штрихов. Процесс прекращается, когда
„п+1 тп
т0 — т0
т0
<0,01
L или другой заданной величины, или даже раньше, если проверка
г выполнения начальных условий приводит к удовлетворительным
$ результатам. Реализация всех рассмотренных алгоритов, включая
f (3.174), возможна на основе блок-схемы программы весового про-
[ ектирования, приведенной в 0.3.
| 3.6.4. Анализ точности вычисления массы снаряженного самолета
I В главах 2 и 3 приведены результаты анализа точности формул
!'определения массы каждой из частей самолета и массы снаряжен-
’ 221
ного самолета по формулам укрупненного расчета. Результаты
анализа точности алгоритма вычисления массы снаряженного са-
молета (3.172) приведены в табл. 3.17. При этом принимались
fcp=l,0 и £н.д=1Д так как результаты расчета сопоставлялись не
с проектными, а с фактическими данными реактивных пассажир-
ских самолетов. Расчеты выполнены по следующим формулам: для
крыла и его механизации (3.27), (3.31), (3.25), для фюзеляжа
(3.60), (3.96), для оперения (3.126), для шасси, силовой установки
и оборудования по формулам, указанным в табл. 3.17.
3.17. Точность определения массы снаряженного самолета методом
многократных вычислений
Алгоритм Погрешность при Р (Дт)=100% Погрешность при Р (Ьт)=т
Пределы, % ат лрас Пределы, % лрас
(3.172) -8,8. ..+8,6 4,7 22 -7,2...+6,5 4,1 20
Точность алгоритма (см. табл. 3.17) можно признать удовлет-
ворительной, тем более, что масса всех систем оборудования
(включая управление и снаряжение), составляющая 25 ... 28%
от массы снаряженного самолета, определялась по весьма прибли-
женным формулам. При определении этой массы на основе переч-
ней и схем оборудования и при использовании коэффициента пере-
счета по прототипу (см. 2.4.7) погрешность может быть значитель- J
но снижена (до 2,0 ... 3,0%). Отсюда вытекают соответствующие
рекомендации. В нашем случае значения коэффициента пересчега
принимались равными единице.
Приведенные в табл. 3.17 данные определены из 22 контроль-
ных расчетов массы самолетов (половина из них широкофюзеляж-
ные). Погрешность в двух расчетах отличается отрывом от обще-
го массива полученных значений ошибок. Эти результаты можно
принять за исключение (разрыв между остальными лежит в пре-
делах 0,1 ... 0,7). При /гр=20 показатели точности поэтому значи-
тельно улучшаются.
Глава 4. ПОДЕТАЛЬНЫЙ ВЕСОВОЙ РАСЧЕТ И НЕКОТОРЫЕ
ВОПРОСЫ ПРОЧНОСТИ
4.1., АНАЛИЗ СВЯЗИ МЕЖДУ МАССОЙ И ПРОЧНОСТЬЮ
4.1.1. Общие положения
Значение анализа «масса — прочность» исключительно велико.
Он необходим при разработке весовых формул, для их грамотно-
го применения, а также при оценке особых конструкций, для ко-е
222
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Йорых нет соответствующих формул. Рассматриваемый анализ
включает в себя: исследование расчетных условий агрегатов пла-
ера самолета; определение основных внешних нагрузок; нахож-
дение площадей основных силовых элементов в сечениях конст-
укции; построение принципиальных зависимостей между внешни-
и нагрузками и массой силовой конструкции; оценку действия
Сосредоточенных сил и др.
По сравнению с собственно расчетом на прочность методы ве-
ового анализа прочности значительно упрощены и гораздо более
юбильны. Это достигнуто использованием большого количества
Статистического материала. Точность этих методов, однако, доста-
точно высокая, если рассматривать результаты применительно к
конструкции в целом, а не ее отдельным элементам.
Упрощенность весового подхода к вопросам прочности самолета
Иногда вызывает возражения со стороны специалистов-прочнистов.
!Эти возражения основаны на недоразумении. Расчет на прочность
С силу своих задач действительно требует учета всех расчетных
лучаев и видов нагружения, анализа прочности каждого элемента
^конструкции; при расчете величины массы достаточно учесть лишь
Главный вид нагружения, основной расчетный случай, прочность
Основного элемента конструкции. Неточность такого подхода, как
^показывает опыт, при оценке величины массы невелика. Анализ
^«масса — прочность» в весовых расчетах, по-существу, выполняет-
ся в соответствии с принципом: «чем сложнее задача, тем проще
должно быть ее решение». Иначе говоря, он основан на методе
«черного ящика». Как известно, этот метод вместо детального ана-
лиза всего многообразия связей системы, при котором за деталями
^ожно не увидеть главного, рекомендует сопоставлять напрямую
«входы» и «выходы» системы, т. е. ее исходные и конечные
метры, и анализировать непосредственно именно эту связь.
пара-
крыло
массы
4.1.2. Расчетные условия крыла и определение нагрузок на
Определяющим видом нагружения для расчета величины
крыла является изгиб в вертикальной плоскости YZ, проходящей
•через ось строительного размаха.
При детальных исследованиях в качестве расчетной следует
принимать массу, при которой произведение тп? будет максималь-
ным. Чаще всего расчетной является масса т^, у тяжелых само-
летов ею может оказаться также тпос.
Типичный расчетный случай для крыла относительно маневрен-
},ного и неманевренного самолета
^крыльев, в частности, малого удлинения и большой стреловидности
ожет возникнуть необходимость повышения крутильной жестко-
сти. Соответствующий расчет может быть выполнен дополнительно
?после основного. Как показывает опыт, он может обусловить уве-
личение массы части обшивки, которое не превышает 3 ... 3,5%
^исходного значения массы всего крыла.
— случай Д'. У некоторых тонких
223
4.1. Перегрузки самолетов [14]
Тип самолета пэ
Легкий маневренный 6 . . . 9 9,0 . . . 13,5
Легкий пассажирский zn0= (1. ✓. 2) 104 кг 4. . .5 6,0 . . .7,5
Средний пассажирский т0— (2... 4) 10* кг 3. . . 4 4,5 . . .6,0
Тяжелый пассажирский /По>6 • 104 кг 2. . .3 3,0 . . .4,5
Расчетная перегрузка для случая Д' находится по формулам
Рис. 4.1. Схема и относитель-
ные воздушные нагрузки
крыла
(3.1) ... (3.3).
По данным [14] перегрузки самоле-
тов имеют значения, указанные в
табл. 4.1.
В дальнейшем рассматривается
кессонное крыло — конструкция, наи-
более распространенная в современном
самолетостроении.
Излагаемый метод, однако, вполне
пригоден также для конструкций, соз-
даваемых для условий, не слишком от-
личных от условий применимости кес-
сонных крыльев.
Относительные характеристики.
При определении внешних нагрузок в
излагаемой ниже методике удобно ис-
пользовать следующие_вспомогатель-
ны.е величины Г2а; Qi. Mi (рис. 4.1).
Г* — относительная циркуляция,
т. е. безразмерная распределенная по
размаху воздушная нагрузка в данном
сечении крыла при т\ I, равных
единице,
Vz=qzllmgn?, (4.1)
где qz — линейная плотность нагрузки (Н/м); / — размах крыла
(м); т — расчетная масса самолета (кг).
Qz —относительная перерезывающая сила от воздушной на-
грузки в данном сечении крыла, т. е. аэродинамическая нагрузка
части крыла, лежащей от сечения 2 в сторону конца крыла, в до-
лях полной нагрузки (при /и; цр, Z, равных единице):
Z Z
Qz= Г р f qzdz-
J mgrr J
i i
(4.2)
224
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
— относительный изгибающий момент в данном сечении
крыла от воздушной нагрузки, действующей на ту же часть крыла:
(4 3)
1 1 1
Величина Mz учитывает как_ величину, так и плечо действую-
щей нагрузки. Отношение же Mz/Qz прдеставляет собой коорди-
нату точки приложения этой нагрузки относительно сечения iz.
Рис. 4.2. Эпюры относительных изгибающих мо-
ментов для разных крыльев (.$>100 м2):
1—большая стреловидность; 2—нулевая и умеренная
стреловидность; 3—малое удлинение; 4—все виды
крыльев с учетом деформации от изгибающего мо-
мента; 5—крылья с аэродинамической круткой и с уче-
том деформации
Кривые Гг берутся из норм прочности, где они задаются для
! разных форм крыльев, расчетных случаев и чисел М, или из экспе-
риментальных данных. Кривые Qz; получают графическим
интегрированием. Всегда следует иметь в распоряжении серии
' таких кривых, построенных для разных крыльев. Несмотря на раз-
нообразие исходных циркуляций, вариации кривых весьма не-
велики, что отчасти объясняется наличием граничных условий
(Qo = l,0; Qt=O). Кривые Mz имеют еще более стандартный
характер, особенно если учитывать_влияние прогиба крыльев боль-
ших самолетов на распределение Г^. Типичные значения Mz при-
ведены на рис. 4.2.
Аналогичным методом могут быть построены безразмерные
кривые для нахождения разгрузки от массы крыла. Приближенно
можно принимать распределение массы по размаху крыла ^Кр ли-
нейным и соответственно считать:
/ . Л -Мкр - Ь- - /Одр • • • •- Л] 4" . а-*- '«**•*•
8 2280 •'Ш
qkp= 0,8.? +г2(тд |-0,2)
») 4- 1
Отсюда 7й;р =°А~ .+-0!?3*3 (ч + 0.2) _ (4.6)
1 4-1
Здесь qv\ qo — линейная плотность в концевом и Корневом сечени-
ях соответственно.
Для стреловидных крыльев значения Г*; Qz', Mz определяют-
ся как и для прямых, т. е. в сечениях, параллельных потоку (ПС).
Затем условно принимается, что у расчетных сечений (PC), в ко-
торых следует отыскивать действительные значения Q и М, и у ПС,
пересекающихся в точке А на оси жесткости крыла (см. рис. 4.1),
все величины (Г\ и т. д.) одинаковы. При этом за ось же-
сткости крыла можно принимать прямую, проходящую посредине
между его лонжеронами.
Перерезывающая сила от воздушной нагрузки в любом сечении
крыла находится по формуле
' (4.7)
Здесь G=^mg — сила тяжести самолета.
Значения Qt берутся с графика, типичный вид которого пока-
зан на рис. 4.1.
Следует помнить, что для стреловидного крыла расчетное сече-
ние (PC) повернуто относительно сечения по потоку (ПС). Пере-
резывающая сила от массовых сил в том же сечении равна
(4.8)
где Gi — силы тяжести грузов, расположенных справа от сечения
z (баки, топливо, шасси, двигатели и т. д.), кроме силы тяжести
самого крыла; GKp — сила тяжести крыла.
Величина Qz₽ определяется по формуле (4.5) или любым дру-
гим способом.
Расчетная перерезывающая сила в сечении z:
(4-9)
где <pZQ — коэффициент разгрузки для перерезывающей силы в дан-
ном сечении,
1 У яц 4-0,5 Q“pzraKp
------------
(4- Ю)
J
Примерные значения коэффициентов разгрузки у борта фюзе-
ляжа приведены в табл. 4.2. Если найдено значение Qc (бортовая
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
4.2. Бортовые коэффициенты разгрузки крыльев
Характеристика крыла T6Q 'гбЛ/
Без двигателей и топлива (самолет небольших размеров) 0,80. . .0,85 0,85 ... 0,90
С двигателями, но без топлива 0,60. . .0,65 0,75 . .. 0,80
С топливом, но без двигателей 0,45 . . . 0,60 0,65 .. . 0,75
С двигателями и топливом 0,35 . . .0,45 0,50 ... 0,60
С двигателями и большим запасом топлива 0,30. . .0,40 0,35 . .. 0,45
Летающее крыло 0,15 . . . 0,20 0,15 . .. 0,20

перерезывающая сила), то примерные значения перерезывающих
сил в остальных сечениях можно найти, положив закон изменения
их вдоль размаха вплоть до сечений, где разгрузки уже нет, ли-
нейным. Наиболее просто определение условного коэффициента
разгрузки в осевом сечении крыла <p0Q.
2 У mi + /пкр
?oQ=l --------
(4.11)
т
Оно может быть использовано для приближенного определения
фбс, если допустить линейное изменение коэффициента разгрузки
от осевого сечения крыла к концевому, где он равен 1,0. В первом
приближении можно также принимать, что (p0Q = <P6Q.
Изгибающий момент от воздушной нагрузки в любом сечении
крыла находится по формуле
--Р/-
4cosX
(4.12)
Значения Mg берутся с графика (см. рис. 4.2). Момент от мас-
совых сил в том же сечении равен
(4.13)
4
соэ х
где Gi — силы тяжести грузов полукрыла, расположенных справа
от сечения z, кроме силы тяжести самого крыла; Zt — расстояние
ц.м. груза от плоскости сечения вдоль размаха крыла.
Величина Мкгр определяется по формуле (4.6).
Расчетный изгибающий момент в сечении z:
мг=- м"=<ргЛХ
4 соэ х .
(4-14)
8*
227
где фгМ — коэффициент разгрузки для изгибающего момента в се-
чении z.
1 л 0,25/0^
TzAf 1 4 ОлЬ-гч
(4.15)
Если известна масса части крыла, лежащей вправо от сечения
z (она может быть определена любым способом, например, мето-
дом удельных иамерителей), то в предыдущих формулах можно
использовать более простое и удобное выражение:
M“pGKpZ
4
Д^кр^кр»
где Дбкр — сила тяжести рассматриваемой части полукрыла; 2кр—
координата ц.м. этой части крыла от плоскости сечения z. В боль-
шинстве случаев ZkP= (0,38 ... 0,45) строительного размаха рас-
сматриваемой части крыла.
Типичные значения коэффициента разгрузки для бортового се-
чения крыла (фбм) приведены в табл. 4.2.
Величина условного коэффициента разгрузки в осевом сечении
крыла
Это значение фом может быть использовано для примерного
определения фбм аналогично определению фбд.
Формула (4.12) может служить основой для разработки прос-
тейших весовых формул крыла. Если допустить, что величина мас-
сы крыла пропорциональна величине изгибающего момента, то по-
добная формула будет иметь вид
И1Кр — с
cos х
где с — коэффициент.
4.1.3. Определение величины массы основных элементов крыла
Определение площадей сечений панелей крыла. Потребная
площадь набора панелей кессона в сечениях крыла определяется
исходя из работы его на изгиб. Вид расчетной формулы зависит от
того, в какой панели — верхней сжатой или нижней растянутой —
могут быть допущены большие напряжения. Если напряжения рас-
тяжения Пр не лимитированы (например, условиями усталостной
прочности), то согласно [22]
2А1 /л 1СА
S = —--- «е, (4. 16)
где М — расчетный изгибающий момент в данном сечении с нейт-
228
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
сальной осью хх и максимальной высотой Н (рис. 4.3); s — потреб-
ная площадь набора панели; Окр — расчетные критические напря-
жения в сжатой панели; и — коэффициент, учитывающий разницу
|в напряжениях верхней и нижней панелей,
й=—-------------------------->0,925.
(4.17)
Ограничение и снизу обусловлено наличием расчетного случая
D (сжатие нижней панели).
Рис. 4.3. К определению коэффи-
циента формы ео для крыльевых
профилей
е — коэффициент формы и
мощности набора сечения, учиты-
вающий и форму сечения, и пони-
жение строительной высоты из-за
Рис. 4.4. К определению ко-
эффициента формы е0 для не-
которых сечений:
1—эллипсы; 2—прямоугольники;
3—равносторонние треугольники с
горизонтально расположенными ос-
нованиями; 4—окружности; 5—ква-
драты
f кривизны и конечной толщины панелей. Его значение может быть
найдено по приближенной формуле [22]:
(«Д’» (—Y(l + з±е\ (4.18)
к 21 I \НС„) к 1 HffcflQKp 4 Р
где Ф — площадь рассматриваемого сечения, ограниченного кон-
туром Ль Ль Аз, Л4 (см. рис. 4.3); £ — отношение высоты стринге-
ров к толщине обшивки; i — радиус инерции площади сечения;
Нет? — средняя высота сечения контура
//ср=Ф/В«(Я1+2/-/4-Я2)/4.
Первый множитель в выражении (4.18) (он обозначается во)
учитывает влияние кривизны панелей, второй (в') — влияние их
толщины.
229
___*2 — *1
Ф(х2) — Ф(Х1)
Величина во для крыльевых профилей находится по формуле
2 _
, причем 0>—Ф]ЬН (см. рис. 4.3).
Значения ®0 для некоторых фигур приведены на рис. 4.4. Стати-
стические значения 8 для крыльев даны в табл. 4.3. Для прикидоч-
ной оценки е' можно использовать формулу
•'=1 —(4.19)
где бпр — ожидаемая эквивалентная толщина панели, учитываю-
щая площадь обшивки и стрингеров.
даН
Рис. 4. 5. Зависимость сгкр сжатых панелей от индекса интен-
сивности нагрузки FJBL:
I, 3—клепаные панели со стрингерами закрытого типа; 2, 5—моно-
литные панели со стрингерами типа ребер; 4—монолитные панели
с z-образными стрингерами. Сплошные линии — панели из сплавов
типа Д16, пунктирные — панели из сплавов типа В95
4. 3. Значения коэффициентов формы сечений крыла
Число М Яб (м) 6 в
0,5 1,0 . . .1,2 10 . . .15 , 1,36 ... 1,38
0,8 . . .0,9 0,8 .. .1,0 9 . . .10 . 1,20. . . 1,Й
1,5 0,5 . . .0,8 6. . .8 1,15. . .1,20
230
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Величину напряжений Икр следует определять с помощью фор-
мул, основанных на оптимизации параметров плоских сжатых па-
нелей (см. т. 2). На рис. 4.5 представлены соответствующие зави-
симости, скорректированные по экспериментальным данным, т. е.
с учетом ослаблений и опорных условий, существующих в реаль-
ных конструкциях.
Рис. 4.6. Зависимость относительной площади сечения
плоской сжатой клепаной панели (s/BL) от индекса ин-
тенсивности нагрузки (F/BL):
1—Д16-Т (Д16-АТ) S/BL-0,0018+0,00025 F/BL; 2—В95 S/BL^
=0,0015+0,00019 F/BL
Эти же зависимости могут быть представлены в очень удобной
линейной аппроксимации (рис. 4.6):
s=aBZ.+₽f=aBZ+₽ У- . (4. 20)
н
В этом уравнении и на рис. 4.5 и 4.6 применены следующие
обозначения: s— площадь набора сжатой панели; F — сила, сжи-
мающая панель; В — ширина панели между боковыми опорами
(лонжеронами); L — длина панели (расстояния между нервюра-
ми); а, р — характеристики материала; Н — высота крыла в ме-
сте установки нервюр.
Расстояние между нервюрами предварительно может опреде-
ляться с помощью статистических формул:
£=0,4 (1+Я), если Я>0,5 м;
L—H, если Ж0,5 м.
Определение оптимальных значений L рассмотрено в т. 2.
Если напряжения растяжения лимитированы (см. 5.1.3 и 5.1.6)
и оказываются меньше акр,
то
-----------
Н «Р 1 + «кр/вР
231
Определение массы панелей крыла. Масса панелей кессона
крыла в общем случае находится путем графического интегриро-
вания потребных площадей вдоль размаха крыла. Если размах раз-
бить на равные части, решение задачи существенно упрощается и
может быть выполнено с помощью следующей формулы (см.
рис. 4.7):
^и.т=^цСозх4—
П cos х
Здесь Упт — теоретический объем
Рис. 4.7. К расчету массы панелей кессона
крыла
(4.21)
материала панелей; п — коли-
чество участков; — пло-
щадь набора в Z-м сечении;
S6 — площадь бортового се-
чения (определяется услов-
но, исходя из полной хорды
кессона Вв).
Практический обьем нахо-
дится по формуле
^п.п==14.Л&3>
где & — коэффициент, учи-
тывающий снижение рабо-
чих напряжений из-за за-
клепочных и болтовых от-
верстий в панелях; & — ко-
эффициент, учитывающий
ступенчатое изменение пло-
щадей набора панелей из-за применения полуфабрикатов (обшив-
ка, стрингеры) постоянных сечений; £з — коэффициент, учитываю-
щий разные конструктивные факторы (допуски на толщины, запа-
сы и т. д.).
Различные погрешности расчета не позволяют назначать эти ко-
эффициенты строго. Обычно Jji учитывается при выборе расчетных
напряжений, а Ыз= 1,05 ... 1,1. Предельное значение произведе-
ния Ыз= 1.2 ... 1,3. У наиболее совершенных конструкций (широ-
кое применение клиновидных полуфабрикатов, монолитность)
1,0-
Масса панелей определяется формулой
/71п— Q Vn.n-
(4.22)
Возможно применение более простого способа расчета:
/Ип=е«б#р.кР —— или (4- 22а>
cos х
= 4“ АсмЛр.КОН . (4i 226)
\ cos х /
где ёр.кр; £р.кон — коэффициенты распределения массы панелей,
вдоль размаха для всего-крыла и консолей соответственно, вклю-
232
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
^чающие одновременно коэффициенты Обычно £ркр=0,55 ...
.... 0,58 и £р.кон=0,52 ... 0,55. При использовании клиновидных по-
луфабрикатов £р.кр—0,51 ... 0,52 и £р.кон=0,49 ... 0,5.
У крыльев малого удлинения при расположении кессона крыла
в задней его части («Конкорд») коэффициент распределения мо-
жет достигать значений £р.кр—0,7... 0,8 (см. 5.1.6).
Если (4.14) для z—Q подставить в (4.16), то полученное выра-
жение может быть использовано в качестве формулы для опреде-
ления массы панелей крыла или поясов лонжеронов, или в качест-
ве первого приближения — массы всего крыла в целом. Такая фор-
мула имеет вид
ткр=с
т0пр12 ____ с monpt
Hq cos2 х cos x
*
где с — коэффициент; Но — высота крыла в осевом сечении, ко-
торая может быть выражена следующим образом: Но=—----------—с0.
I 1
Здесь с0 — относительная толщина крыла в осевом сечении по по-
току. Отсюда
/икр=с
m0npZ3
cS cos2 х
jl±2
’i
О более точных принципах формирования подобных формул и
влиянии сужения на величину массы крыла см. 4.1.6.
Определение потребных площадей и массы стенок лонжеронов.
Масса стенок лонжеронов в среднем составляет около 10% массы
продольного набора, что объясняется определенной связью, суще-
ствующей между нагрузками, допускаемыми напряжениями и гео-
метрией этих частей крыла. Массу стенок можно определять с бо-
лее грубыми допущениями, чем массу панелей, а именно: а) не
считаться с кручением крыла, которое одну стенку (в двухлонже-
ррнном крыле) догружает, а другую — разгружает; б) распреде-
лять перерезывающую силу поровну между обоими лонжеронами;
в) не учитывать разгрузку стенок от конусности крыла. В любом
сечении крыла площадь стенок может быть найдена по формуле
5с=пДЯл, (4.23)
где 6с — средняя толщина каждой из стенок, см; Ял — средняя
высота лонжеронов, см; пс — количество стенок.
Можно принимать при 2-х лонжеронах Ял~0,9Я; при 3-х лон-
жеронах Ял«0,93Я.
Значение 6С находится по формуле, основанной на оптимизации
нагрузок и размеров стенок, работающих на сдвиг (см. т. 2). Для
Но cos х
* Поскольку для всех крыльев справедливо ---------« const.
233
алюминиевых сплавов эта формула имеет вид:
8С=1,4 Л/1 + 0,14-5--------1], (4.24)
\ f Л«С /
где Q — перерезывающая сила, Н.
Массу стенок можно получить интегрированием полученных
площадей вдоль размаха или с помощью формулы
^с=е«бЛр.с —— , (4.25)
cos х
где $б.с — площадь стенок в бортовом сечении крыла; £р.е — ко-
эффициент распределения массы стенок вдоль размаха крыла,
Ь.с = 0,55 ... 0,60.
Более точная формула учитывает отдельно массу стенок цент-
роплана:
^с = 2$б.с (Хх + ^оЛ.с.кон , (4.26)
\ cos х /
где £р.с.кон=0,5 ... 0,55 — коэффициент распределения для консо-
ли крыла.
Указанным методом находится масса стенок, не испытывающих
местных нагрузок. Учет усиления стенок для восприятия местных
нагрузок (от шасси, двигателей) осуществляется отдельно (см.
4.2).
Принципы определения массы нервюр. Под нервюрами в кес-
сонном крыле понимаются их межлонжеронные части. Носовые и
хвостовые части относятся к конструкции соответственно носков и
хвостиков крыла.
Для удобства весового расчета будем рассматривать реальные
и рядовые нервюры. Под рядовыми понимаются условные нервю-
ры с массой, которую они имели бы, если бы крыло не испытывало
сосредоточенных нагрузок.
Разница в массе реальных и рядовых нервюр называется «уси-
лением» нервюр и рассматривается отдельно как функция вызвав-
ших это усиление сосредоточенных местных сил.
Масса рядовых нервюр может быть определена разными спо-
собами, в том числе как функция действующих на нервюры аэро-
динамических сил, вызывающих изгиб поясов и сдвиг стенок.
Аэродинамическая нагрузка Дн, испытываемая нервюрой,
равна
где rj — циркуляция в сечении крыла, в месте установки данной
нервюры (у стреловидного крыла — определяется в сечении, пере-
секающем нервюру в точке, лежащей посредине между лонжеро-
234
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
нами); L — расстояние между нервюрами в данной зоне крыла;
G — расчетная сила тяжести самолета.
Указанная нагрузка вызывает изгиб поясов нервюры и сдвиг
стенки. Величины соответствующих нагрузок зависят от характера
распределения/^ по хорде крыла и приближенно для крыла с
двумя лонжеронами могут быть определены с помощью формул
Q™ax=(0,35... 0,4) ЛСах= (0,05... 0,08)/%,
где Q’™ax — максимальная величина перерезывающей силы в стен-
ке нервюры; AfM — максимальный изгибающий момент для поясов
нервюры; Ьн — хорда крыла в месте постановки нервюры.
Практика, однако, показывает, что описанный подход к опре-
делению массы нервюр неоправданно усложнен и недостаточно
обоснован. Даже в сильнонагруженных крыльях аэродинамические
нагрузки нервюр вызывают сравнительно небольшие моменты и пе-
ререзывающие силы. По отношению к этим нагрузкам большинст-
во нервюр оказывается конструктивными элементами. Более обос-
новано следующее статистическое выражение, ставящее массу
нервюр в зависимость от массы панелей кессона крыла, для кото-
рых они являются опорными устройствами:
т„=(0,08... 0,09) тп. (4.27)
Еще лучшие результаты дает формула, основанная на том же
принципе, но учитывающая массу и других элементов крыла:
^н+тс+тт.с=(°-30... 0,35) т„, (4.28)
где тс — масса стенок лонжеронов; тт.с — масса технологичес-
ких соединений кессонной части крыла (крепеж, накладки, про-
кладки и т. п.), обычно составляющая в клепаных конструкциях
10 ... 15% массы панелей.
Удовлетворительные результаты дает также формула Козлов-
ского
ma = fo,26/S^+O,6.1O-‘-^^SKK. (4.29)
Здесь SKec — площадь проекции кессонной части крыла (т в кг;
5 в м2).
Вдоль размаха крыла масса нервюр распределяется линейно,
близко к закону треугольника. У стреловидного крыла наиболее
тяжелой из обычных нервюр является ближайшая к борту фюзе-
ляжа целая нервюра, так как следующие, лежащие ближе к бор-
ту — неполные и замыкаются на бортовой нервюре.
Масса бортовой нервюры, заторцовывающей отъемную часть
стреловидного крыла, находится в сложной зависимости от дейст-
вующих на нее нагрузок, из которых важнейшей является крутя-
щий момент, приходящий с крыла и возникающий от перелома оси
жесткости крыла у борта фюзеляжа. Для расчета массы бортовой
235
йервюры из алюминиевых сплавов может быть рекомендована фор-
мула Козловского
тбя =Ь05-10-4 МбВ sin х» (4.30)
где /пб.н — масса бортовых нервюр (на самолет), кг; В — ширина
бортовой нервюры, м; — расчетный изгибающий момент крыла
у борта фюзеляжа (определенный вдоль оси жесткости крыла),
даН • м.
4.1.4. Расчетные условия фюзеляжа и определение нагрузок
Силовое нагружение фюзеляжа более сложно, чем у крыла, и
обусловлено разными расчетными случаями и видами нагрузок.
В качестве главного фактора можно рассматривать изгиб в верти-
Рис. 4.8. Эпюры площадей сечений панелей
фюзеляжа (4 — обычный вид; В — при расче-
те только на внутреннее давление) и эпюпя
изгибающих моментов фюзеляжа (С):
Зоны эпюры А: /—конструктивная; 2—сдвигов; 3—из-
гиба; 4—кручения
кальной плоскости от
массовых сил и нагрузок
на горизонтальное опере-
ние. Это нагружение до-
полняется кручением хво-
стовой части от нагрузок
вертикального оперения,
а у самолета со стрело-
видным крылом — сдви-
гами в зоне крепления
крыла (рис. 4.8). Боль-
шое значение имеют мест-
ные нагрузки от опере-
ния, крыла, переднего
шасси и двигателей (при
установке последних на
фюзеляже). Обшивка и
шпангоуты герметичных
фюзеляжей испытывают
также избыточное дав-
ление. Кроме того, фюзеляж насыщен большим количеством уст-
ройств, подлежащих специальным видам расчета на прочность: ок-
на, двери, люки, герметические днища, полы, фонари и т. д. Все
это затрдуняет прочностной и весовой расчет фюзеляжа. Тем не
менее за основу следует принимать расчет на изгиб, дополняя его
результаты контрольными расчетами на другие случаи нагруже-
ния. Обычно эпюра расчетного изгибающего момента огибает эпю-
ры нескольких расчетных случаев. Если такой эпюры в момент
весового расчета нет, ее строят упрощенно. Рассматриваются два
случая: случай А' и условный взлетно-посадочный случай. Преж-
де всего определяется максимальное значение изгибающего момен-
та Л! в расчетном сечении (обычно у заднего лонжерона крыла).
В других сечениях величины М берутся в соответствии с извест-
ным из статистики законом распределения, близким треугольному
(см. рис. 4.8).
236
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В случае Д' расчетное значение изгибающего момента находит-
ся по формуле Козловского:
Л1а=(лр-/ O,x,+//7.Ur.o~(4.5... 7,O^OlX,. (4.31)
Здесь Gi — силы тяжести грузов, расположенных от расчетного се-
чения фюзеляжа в сторону хвоста самолета, т. е. конструкция хвос-
товой части фюзеляжа, оперения, оборудования, двигателей и т. д.;
Xi — координаты ц.м. тех же грузов, измеренные от того же се-
чения; (?0 — сила тяжести самолета; / — коэффициент безопасно-
сти (/=1,5); хг.о — расстояние центра давления ГО до расчетного
сечения; У7™ — уравновешивающая эксплуатационная нагрузка
на ГО
^г.о
где mz б.г.о — коэффициент момента самолета без ГО, относительно
ц.м. самолета; q — скоростной напор (даН/м2); ЬА — средняя аэро-
динамическая хорда крыла. Ц.о— плечо ГО: расстояние центра
давления ГО до ц.м. самолета.
Величина /Пб.г.о должна определяться для наиболее неблаго-
приятной центровки самолета. Если соответствующих данных нет,
можно применить следующую формулу:
^гб.г.9=^го+^^.
"Ахб.г.о "ГгО Г г
где mZo— коэффициент момента при Cv = 0;
тсу — запас статической устойчивости; Су — коэффициент
z дСу
аэродинамической нормальной силы в рассматриваемом полетном
случае Д', т. е.
С — G°nP
Sf Цтах
Если других данных нет, то можно принимать
mZo=0,0205 -Яо___О,ОГ, (4.32)
9max*S
—[До-ф-Дх + Дг]» (4.33)
где Ао — нормируемый запас устойчивости; Л4 — возможное уве-
личение запаса устойчивости из-за неблагоприятных передних цент-
ровок (Д1 = 0,05 ... 0,07); Д2 — увеличение запаса у сверхзвуковых
самолетов из-за смещения фокуса назад (А2 = 0,05 ... 0,1).
Величина b/JLT.o для неманевренных и относительно маневрен-
ных самолетов при отсутствии компоновочных данных берется из
статистики (табл. 4.4); по статистическим же данным в случае А'
у дозвуковых самолетов отношение /7?.о/Со=0,08 ... 0,1, у сверх-
звуковых — доходит до 0,3 ... 0,45; у самолетов с прямыми крыль-
ями Хг.о^Аг.о, При стреловидных крыльях Хг.о«? 1,1 Lr.o-
Величину ZGiXi следует определять по данным предваритель-
ной компоновки самолета. Приближенно
(4.34)
4. 4. Значения 6д/Лг. о
Число М При т, т
40. . .60 100 .. . 200
0,4. . .0,5 0,25 . . . 0,30 0,25
0,8 .. . 0,9 0,30. . .0,35 0,25. . .0,30
1,5 0,60. . . 0,70 0,50 . . . 0,60
2,0. . .2,5 — >1,0
Коэффициент в зависимости от % имеет значения:
Х° 0 35 45
Ъгф 0,04...0,06 0,05...0,07 0,09...0,10
Можно руководствоваться также следующими статистическими
данными:
а) у дозвуковых самолетов с прямыми крыльями SGi/G0=
= 0,15 ... 0,20; у околозвуковых и сверхзвуковых это отношение
0,25 ... 0,45, а при установке двигателей на хвосте фюзеляжа
0,5 ... 0,6;
б) центр масс хвостовой части фюзеляжа с грузами (т. е. вели-
чина XGiXi/XGi) отстоит от расчетного сечения на (0,32 ...
... 0,34)/х.ф, а при наличии двигателей в хвостовой части фюзеля-
жа эта величина равна (0,4 ... 0,42)/х.ф (/х.ф — длина хвостовой
части фюзеляжа). У дозвуковых самолетов нагрузки от ГО опреде-
ляют 10 ... 20% изгибающего момента, у околозвуковых — 20 ...
... 30% и у сверхзвуковых — 30 ... 40%.
Взлетно-посадочные случаи с точки зрения нагружения сложнее
случая А', так как у них учитываются еще и инерционные нагрузки
от вращения самолета относительно его ц.м. Приближенно можно
считать 7ИВП ж 6,45 GiXj.
У тяжелых самолетов может оказаться МВГ1 >МЛ и тогда рас-
чет фюзеляжа следует вести именно на это значение Л1ВП .
Используя приведенные выше формулы и средние численные
значения коэффициентов, можно получить следующие приближен-
ные формулы:
при числе М < 0,8 М = kxk2GQl^ (п₽ — 0,146Л/£ПО)4- 0,15AGobk; (4.35)
при числе М > 0,8 M=kxk2Gol^ (п?—0,4756A/Zno) O,524Go6A.
(4.35а)
238
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
j При этом для учета взлетно-посадочных случаев долгою соблю-
даться условие:
М > 6,4О0/ф^Л2,
где ki — m^IrtiQ — отношение массы хвостовой части фюзеляжа с
грузами к /п0, колеблется в широких пределах (от 0,15 до 0,6) и
должно выбираться очень тщательно; ^2=^х.фДх.ф — отношение ко-
ординаты ц.м. хвостовой части фюзеляжа к ее длине (начало ко-
ординат — расчетное сечение фюзеляжа); колеблется от 0,32 ...
0,34 до 0,4 ... 0,42 при двигателях, расположенных в хвостовой ча-
сти фюзеляжа.
Аналогично для расчетного сечения может быть определена рас-
четная перерезывающая сила:
/ Fyv \ VI
Q= n₽ - f У G^fF™. (4.36)
\ Gq /
При этом у дозвуковых самолетов (число M<0,5)Fr?o IGq~
= 0,05 ... 0,07; у околозвуковых это отношение 0,07 ... 0,10 и у
сверхзвуковых 0,13 ... 0,20.
По длине фюзеляжа перерезывающие силы так же, как и из-
гибающие моменты, распределяются по закону, близкому к закону
треугольника, но ступенчато.
Величину расчетного крутящего момента в концевой части фю-
зеляжа, который может быть определяющим для назначения там
толщины обшивки, можно найти по формуле
ЛГР=ДВ.О//В.О,
где Ав.о — расчетная нагрузка на ВО; Яв.о — плечо этой нагрузки
относительно оси жесткости фюзеляжа, за которую с достаточной
точностью можно принимать геометрическую ось поперечных сече-
ний. Центр давления ВО берется в центре масс площади ВО. Опре-
деление Fe.o см. 4.1.6.
4.1.5. Определение массы основных элементов фюзеляжа
Потребная площадь набора панелей в сечениях фюзеляжа на-
ходится по той же формуле, что и для крыла (4.16). Если напря-
жения растяжения не ограничены (например, из-за усталости), то,
как и для крыла 0,925 и1,0 (об учете явлений усталости см.
5.1.3).
Вычисление же коэффициента е существенно упрощается, так
как обычно можно считать, что материал по периметру сечения
фюзеляжа распределен равномерно, а толщина панелей бесконеч-
но мала сравнительно с габаритами сечения. Эти допущения поз-
воляют при вычислении учитывать лишь геометрические особенно-
сти сечений. Для круглых фюзеляжей (см. 4.1.3):
(Н\ч ( d<bV ( 2^ф V о
£ — 1 I I — I I — | __ I ——
\2iJ \2i /
239
Для эллиптических фюзеляжей значений е=€о удобно находить
по графику (см. рис. 4.4).
Таким образом, потребная площадь набора панелей в любом се-
чении фюзеляжа
s=(0,925... 1,000) е. (4.37)
^факр
Для круглого фюзеляжа
s=(3,7... 4,0) , (4.37а)
^фскр
где Нф — максимальная высота сечения; (1ф — диаметр круглого
фюзеляжа; М — изгибающий момент в сечении; сгкр — расчетные
напряжения для сжатой панели.
Значение онр, как и для крыла, находится с помощью рис. 4.5.
Параметр интенсивности нагрузки в этом случае имеет значение:
В _ М
В'ЬНфВ’С '
где L — расстояние между шпангоутами, Lzx (0,25 ... 0,3) 4-0,07^ф
(все измерения в м).
В' — ширина панели фюзеляжа; она принимается равной
В'=— В=0,785В
4
или для круга: В'=0,785сГф.
Следовательно, для круглого фюзеляжа:
—=1,27 -%-.
В’L d^L
Например, при Л1=2 300 000 даН-м; ^ф=3,75 м, L=0,5 м, будем
иметь
М 2 300 000 оо 9 - о_ М 9
4Г=3,гё.375..50=33даН/СМ - 1.27 ^=42 даН/см’.
По графику (см. рис. 4.5)
для Д16-Т сгКр=3120 даН/см2, для В95 огкр=4230 даН/см2.
При смешанной конструкции (обшивка из Д16-Т, стрингерный
набор из В95)
.3120 + 4230 тт, о
°кр ~~ 3680 даН/см2.
Соответственно площади (см2) и приведенные толщины (см)
обшивок таковы:
«j — 4-2 300 000 — 764; 8^=-^- ^0,69;
3,75-3120
$2== 4-2 300 000 =568; ^р=0,50;
3,75-4230
с — 4-2300 000 &пр^ 0,59.
*3 3,75-3680 г— иии>
240
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Возможно также изображение потребной площади линейной
функцией (см. рис. 4.6). Например, для круглого сечения:
s=«e — )=(3,7.. .4,0) (0,785ш/ф£+р —). (4.38)
Установлено, что при весовом расчете рассматривать работу
боковых стенок фюзеляжа на сдвиг обычно не имеет большого
смысла. Если даже будет необходимо ставить здесь утолщенную
обшивку, то это усиление может быть компенсировано ослаблени-
ем стрингерного набора.
Из разных исследований следует, что оптимальным является
отношение 6Об = 0,336пр или, наоборот, 6Об = 0,676Пр- В реальных
конструкциях обычно 6Об=0,56ир, а согласно [46] колебание этого
отношения в пределах от 0,4 до 0,6 очень мало сказывается на до-
пустимых значениях окр.
При больших интенсивностях нагрузки M/d$2L^ (50 ... 60)
даН/см2 уместно отказаться от традиционного равномерного рас-
пределения материала в сечениях панелей и применять или нерав-
номерную расстановку одинаковых стрингеров, или стрингеры раз-
ных сечений, концентрируя материал в верхней и нижней панелях
(экономия массы до 20 ... 25%). В этих же случаях выигрыш в
массе до 10 ... 15% может дать применение для верхней и нижней
панелей стрингеров закрытого типа вместо обычных открытых.
В хвостовой части фюзеляжа следует проверять толщину об-
шивки из условий работы ее на кручение. Эта задача решается по
Бредту: 6Об=А1кр/2Фт, где 60с> — потребная толщина обшивки;
7Икр — расчетный крутящий момент; Ф — площадь, ограниченная
контуром сечения фюзеляжа; т — допустимые расчетные напряже-
ния сдвига в обшивке (для алюминиевых сплавов т=1000 ...
... 1200 даН/см2 [20]).
В герметических сечениях фюзеляжа обязательна проверка
напряжений в обшивке от внутреннего избыточного давления. Она
осуществляется с помощью формулы
8об =Р₽^ф/2ар,
где рР — расчетное давление, даН/см2, рР=/рэ=2рэ; рэ — эксплуа-
тационное избыточное давление.
Из условий усталости для алюминиевых сплавов можно прини-
мать на разрыв напряжение огр=2000 даН/см2. Отсюда
_2р’<*ф_ р9аф
об—2-2000~ 2000
(4.39)
Например, при рэ—0,6 даН/см2; d$=3,75 м
s 0,6-375 п 1ю
8 б = —-----=0,113 см.
0 2000
Расчет массы панелей фюзеляжа. Условный характер определе-
ния нагрузок фюзеляжа допускает и дальнейшие упрощения. Мас-
241
су панелей фюзеляжа (обшивка и стрингеры) удобно находить по
формуле
б^р^ф^р.ф» (4.40)
где sp — теоретическая площадь панелей в расчетном сечении фю-
зеляжа; . £р.ф — коэффициенты: — отражает понижение ра-
бочих напряжений за счет отверстий и других ослаблений. В (4.40)
обычно принимается &=1, так как влияние ослаблений учитывает-
ся при выборе окр и, следовательно, определении sp. g2 — учиты-
вает ступенчатое изменение сечений вдоль длины фюзеляжа; £3 —
учитывает отличие практических толщин от теоретических; £'.ф —
учитывает закон распределения площадей вдоль длины фюзеляжа;
£р.ф = ^2Ыр,ф-
На рис. 4.9 показаны статистические значения £р.ф для обычных
клепаных конструкций. Характер кривой объясняется тем, что
концевые сечения фюзеляжа почти не определяются изгибом, здесь
также относительно большие строительные высоты. У герметичных
фюзеляжей имеет значение, что по длине фюзеляжа бОб = const.
Поэтому чем больше индекс интенсивности и мощнее набор рас-
четного сечения, тем меньше £р.ф. При значение £р.ф
для больших фюзеляжей стремится к 0,80 ... 0,85, поскольку тол-
щина панелей будет постоянна во всех сечениях, а поверхность фю-
зеляжа 5ф связана с его размерами соотношением 5ф=(0,8 ...
... 0,85)лйф/ф. (Для фюзеляжей малых удлинений, в частности, у
легких самолетов значение коэффициента вместо 0,8 ... 0,85 мо-
жет быть 0,7 ... 0,75).
Рассмотренные выше зависимости позволяют количество массы
силового набора фюзеляжа или даже всего фюзеляжа выражать с
помощью формул следующего типа:
тф=а'5ф+₽'(Л4/^ф)/ф,
т. е. в зависимости от поверхности и нагрузок (здесь а', — коэф-
фициенты) .
О силовой работе и массе шпангоутов (см. также т. 2). Как и
нервюры, шпангоуты условно подразделяются на рядовые шпангоу-
ты и усиление шпангоутов. В. Р. Микс [46] предложил формулу для
расчета массы рядовых шпангоутов цилиндрической оболочки из
условий работы ее на общую потерю устойчивости. С небольшими
преобразованиями она имеет вид
где //шп — поверхностная плотность шпангоутов, кг/м2; £Об — по-
верхность оболочки м2; сш — безразмерный коэффициент (для алю-
миниевых сплавов сш~6,25-10-5); Q — плотность материала, г/см3;
km=l/^s — коэффициент формы поперечного сечения шпангоута
242
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
(i, s — радиус инерции и площадь этого сечения), £ш«4 ... 6;
Еш — модуль упругости материала шпангоута (даН/см2).
Прочие величины — в кг, см, M/d$ L—b даН/см2.
Достоинство формулы состоит в том, что она отражает несом-
ненно существующую связь между массой шпангоутов и мощно-
стью панелей (член Mld$ L). Однако она не учитывает роль кон-
структивного фактора и при M/d^L-^O будет давать значение
Рис. 4. 9. Коэффициенты рас-
пределения для фюзеляжа
Рис. 4.10. Масса рядовых
шпангоутов (/) и техноло-
гических соединений (2) в
долях массы панелей фю-
зеляжа
<7ШП—>0, тогда как на самом деле (?пш всегда имеет конечное зна-
чение. Поэтому целесообразнее следующая зависимость:
<7Ш„=0,55+5 • 10-= A |/jL-. (4.42)
L » “ф7-
Здесь единицы физических величин те же, что и в формуле
(4.41).
Однако, как и нервюры, рядовые шпангоуты в основном явля-
ются конструктивными элементами, и поэтому достаточную точ-
ность обеспечивает простейшая формула
^шп=(0,3...0,5)4-0,25сГф. (4.43)
Здесь d$ в м, ^пш — кг/м2.
Распределение массы шпангоутов по поверхности фюзеляжа
можно считать равномерным. Обычно масса рядовых шпангоутов
составляет 10 .... 20% массы панелей. Этот процент меньше у
сильнойагруженных фюзеляжей, т. е. с большими значениями
M/d$ L, поскольку от нагруженности фюзеляжа масса шпангоутов
зависит гораздо меньше, чем масса панелей (рис. 4.10).
Количество массы технологических соединений фюзеляжа, слу-
жащих для соединения элементов панелей между собой, со шпан-
гоутами и другими частями фюзеляжа (болты, заклепки, накладки,
243
прокладки, ленты, косынки и т. д.) составляет 1г) ... 20% массы
панелей. Меньшие значения соответствуют самолетам с большим
значением M/d^ L.
Отношение суммарной массы шпангоутов и техсоединений к
массе панелей более устойчиво и находится в пределах 20 ... 30%.
4.1.6. Особенности расчета оперения
Горизонтальное оперение может испытывать три вида нагрузок:
уравновешивающие, маневренные и от неспокойного воздуха. В
любом из этих случаев расчетная нагрузка (даН; даН/м2) может
быть определена формулами [14]:
Рг.^стмрп^ТЛ или pr.0=FrM/STM=cTMpnP.
Величина коэффициента сг.о для наиболее тяжелых случаев на-
гружения (маневренных) находится из статистики.
Анализ фактических данных показывает, что при числе М<1,
расчет следует вести на вторую маневренную нагрузку, а при
М> 1 — на первую.
Для вертикального оперения расчетной нагрузкой обычно явля-
ется маневренная и, реже, для многомоторных машин — от уравно-
вешивания момента в случае односторонней остановки двигателей,
расположенных на крыле. Маневренная нагрузка выражается фор-
мулой [14]:
^в.о ~~ ^в.о^/тах’-^в.о ИЛИ /?в>0 ^в.о/^в.о ^в.<Дmax»
где св.о — коэффициент.
Формулы Козловского. Метод определения перерезывающих сил
и изгибающих моментов в сечениях ГО и ВО принципиально не от-
личается от применяемого при расчете крыла (см. 4.1.2), но оказы-
вается проще, так как для ГО и ВО можно принимать равномерное
распределение расчетной нагрузки по площади. Это позволяет по-
лучать соответствующие значения Q и М, исходя из одних только
геометрических данных.
Для ГО
[(1 - 5) Л - 0,5 (Ч - 1) (1 - z2)]; (4.44)
1
М. = Щг*----------г( 1 _ -2) л _ 0,66 (Л — 1) (1 — Z3)], (4.4 5)
4 (щ 4- 1) cos х
где Qz, Mz — перерезывающая сила и изгибающий момент в сече-
нии z; Гг.о — расчетная нагрузка на ГО (даН); т) — сужение ГО;
4.0 — размах ГО, м; z=2z/Zr.o — относительная координата сече-
ния в долях полуразмаха, отсчитанная от оси самолета.
Переход от сечений, расположенных вдоль потока (ПС) к рас-
четным (PC), расположенным перпендикулярно оси жесткости, осу-
ществляется так же, как и для крыла (см. рис. 4.1).
244
й; www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Si
' Для ВО формулы, аналогичные (4.44) и (4.45), имеют вид
’ Q»=^f[(l-2)n+0,5(4-l)(l-^'];
м2=- [(i-*!h+o,33(n-i)(i-i3)].
(1 4-1) cos 1
Используя выражения (4.16), (4.20) и (4.45) и интегрируя (4.20)
вдоль размаха, можно получить формулу теоретического объема
- материала панелей оперения. При обычной трапециевидной форме
оперения в плане и (с, L) — const для ГО формула имеет вид
— F I3
VtJI=2ae a\.eJSr.„-H , (4.46)
1ОС Ог.о cos
Рис. 4. 11. Функция сужения
где Ут.п — теоретический объем материала панелей ГО (т. е. без
учета технологической массы, вызванной соединениями и т. п.),сма;
L — расстояние между нервюрами, ГО, см; Sr.o — площадь ГО,
см2; 5кес=‘5кес/*5г.о — относительная площадь кессона ГО,
£кес~0,5; с — относительная толщина ГО; т] — сужение ГО; и, е—
коэффициенты (см. 4.1.2); % — стреловидность ГО по оси жестко-
сти; а, Р — характеристики материала (см. 4.1.2). Для Д16 а=
= 0,0018, £=0,00025 см2/даН;
(1 — 72) - 0,66 (ч — 1) (1 - г3)
1 + (ч-1)(1-^)
о
При т) = 1 f(rj) =0,66; при т)>1 численные значения f(r|) приведе-
ны на рис. 4.11.
Для ВО формула, аналогичная (4.46), имеет вид
/ — F rl3 \
1/т.п=2пе а5кес£5в<0 р в‘° / (т>) . (4.48)
\ 4с$в.о cos у /
7W=
dz. (4.47)
; Роль уравнения (4.46), естественно, не ограничивается оперени-
’ ем, оно показывает закономерность, общую для всех конструкций
типа крыла и оперения, рассчитываемых на потерю устойчивости
г от изгиба.
245
4.1.7. Автоматизация расчета массы оптимальных конструкций
Развитие вычислительной техники и математических методов
позволяет автоматизировать расчеты массы оптимальных конст-
рукций. Разработкой алгоритмов занимается много исследователей.
В частности, для тонкостенных конструкций авиационного типа
такие алгоритмы приведены в [12, 24, 32]. В [24] рассмотрен алго-
ритм для нахождения минимальной массы панелей крыла малого
удлинения, основанный на идеях, сформулированных в [26]. Этот
алгоритм представляет собой итерационную многошаговую проце-
дуру. Сначала панель крыла разбивается на п элементарных пря-
моугольных панелей (и—100 ... 200), в пределах которых можно
толщины и напряжения принять постоянными; затем задаются про-
извольные толщины панелей (6/1>). После этого выполняются сле-
дующие шаги расчета.
1. По данным нагрузкам с помощью принятой методики расче-
та напряженного состояния находятся осевые, а по ним — экви-
валентные напряжения <з^кв в каждой панели и допустимые <тДоп»
2. Вычисляются новые толщины панелей, пропорциональные
действующим в них силам, определенным на предыдущем шаге,
т. е.
°/экв/°доп*
Затем шаги 1, 2 повторяются до тех пор, пока у всех панелей с
оговоренной точностью не будет выдерживаться условие сгокв^
^'Пдоп*
В [25] приведен метод расчета напряженного состояния для
рассмотренной задачи. В [12] дано решение аналогичной задачи, но
в более общей постановке. Оно основано на непосредственной ми-
нимизации критериальной функции следующего вида: m/Q=$dV=
— i§dS, где dV, dS, 6 — объем, поверхность и толщина элемен-
тарного участка. Оптимизация выполняется при ограничениях:
д^бтпш; °ХХ =огдоп- Здесь дтш — минимально допустимая толщи-
на, обусловленная конструктивно-технологическими соображе-
ниями.
Оптимизация ведется методами программирования, из которых,
как наиболее удобные, рекомендуются градиентный и случайный
поиск.
В [32] и других указанных там же работах приводится ориги-
нальное решение подобных задач методом упорядоченного пере-
бора возможных вариантов с помощью нелинейного программиро-
вания. Исходными являются:
1) габаритные размеры тонкостенной панели;
2) сортамент полуфабрикатов для подекрпления обшивки пос-
тоянной толщины в продольном и поперечном направлении;
3) характеристики материала и процедура расчета напряжен-
ного состояния.
246
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Алгоритм, предложенный в [32], позволяет выбрать из налично-
го сортамента такие детали и расположить их таким образом, что-
бы масса конструкции была минимальной. При этом удается так-
же найти геометрические характеристики элементов, которых нет
в сортаменте.
4.2. ОСНОВЫ ДЕТАЛЬНЫХ ВЕСОВЫХ РАСЧЕТОВ
4.2.1. Классификация и принципы расчета массы деталей и узлов
Весовой расчет элементов конструкции разработан в наимень-
шей степени. Вместе с тем он представляет наибольшие трудности,
ибо в этой области конструирования очень существенно влияние
весьма изменчивых технологических и конструктивных факторов*
Здесь значительно меньше и статистических материалов. Вместе с
тем умение находить массу деталей и узлов чрезвычайно необходи-
мо. Только детальный расчет может конкретизировать и уточнить
расчет агрегата или самолета в целом. Он необходим и для расчета
весовых лимитов. Некоторые специфичные задачи весового расчета
(масса разъемов, сочленений, поворотных крыльев, крыльев с из-
меняемой стреловидностью) могут быть решены только этим ме-
тодом.
Классификация наиболее существенных элементов конструкции
включает:
1. Панельные (листовые) конструкции: стенки, перегородки, по-
лы, днища, зализы, обтекатели и др.
2. Подкрепляющие элементы (элементы жесткости): нервюры,
шпангоуты, стойки стенки, балки и др. Эти элементы входят сос-
тавной частью в панельные конструкции, но могут рассматриваться
и отдельно.
3. Вырезы, рассматриваемые как утяжеление соответствующей
регулярной конструкции (двери, люки, окна, фонари с окантов-
ками).
4. Оболочки крыльевого типа (носовые и хвостовые части кры-
ла, элероны, щитки, закрылки и т. п.).
5. Разъемы, крепления, соединения и сочленения, рассматри-
ваемые как совокупность специальных узлов и усилений регуляр-
ной конструкции.
6. Мелкие детали разного типа (листовые, штампованные, ли-
тые, механообрабатываемые и т. д.).
При расчете элементов конструкции могут быть применены сле-
дующие принципы общего характера: принцип аналогии (весовой
взаимозаменяемости), принцип плавности распределения масс,
принцип постоянных структур масс и принцип инерционности или
масштабного эффекта. Общий характер этих принципов обуслав-
ливает их относительную точность. Поэтому, пользуясь ими, можно
получать лишь приблизительные результаты.
247
Принцип аналогии утверждает, что масса конструкций,
выполняющих сходные функции, при Прочих равных условиях
должна быть примерно одинакова. Этот принцип удобно применять,
пользуясь относительными массами, что освобождает от необхо-
димости приводить конструкции в сопоставимые услсвия. Покажем
его применение на следующих примерах.
1. Относительные массы несущего винта вертолета, СВВП и
крыла самолета должны быть близки между собой. Действительно,
у СВВП и крыла соответствующая величина близка к 0,100. У вер-
толета она несколько больше, так как его винт выполняет также
функцию создания горизонтальной тяги.
2. Относительное увеличение массы конструкции самолета с
поворотным крылом (СВВП), крылом изменяемой геометрии или
складывающимся крылом примерно одинаковы: (0,03 ... 0,04)т0.
3. Масса фюзеляжа гидросамолета • в первом приближении
больше, чем у обычного самолета, на величину массы шасси, т. е.
на (0,035 ... 0,045)/По.
Принцип плавности распределения масс утверждает,
что удельная масса сопрягающихся элементов одной и той же кон-
струкции, выполняющих сходные функции, должна быть одинако-
ва. Этот принцип вытекает из принципа плавности силовых потоков
(см. т. 2). Его подтверждением служит, например, хорошо извест-
ная близость значений удельной массы крыла и фюзеляжа (даН/м2
для омываемой поверхности) и совпадение таких же показателей
для оперения и фюзеляжа в зоне расположения оперения. Этот
принцип может быть использован для нахождения значений удель-
ных масс носовых и хвостовых частей крыла, если известно значе-
ние массы кессона. В этих случаях искомая удельная масса может
определяться как средняя арифметическая между q кессона и ^пип»
определяемой чисто конструктивными соображениями на свободной
границе конструкции. Этот принцип был, в частности, использован
нами при расчете величины массы крыла СПС (см. 5.1.6).
Принцип постоянных структур массы в соответст-
вии с общей закономерностью того же названия (см. 1.3.3) утверж-
дает, что между величиной массы различных элементов (детали
агрегата или узла разного назначения, основные и вспомогатель-
ные) существуют определенные, относительно устойчивые соотно-
шения. Это позволяет по величине массы одного элемента нахо-
дить массу целой конструкции (см. в 4.2.4 метод конструктивных
коэффициентов).
Принцип инерционности (масштабного эффекта) ут-
верждает, что между величиной массы конструкции и основным
фактором, ее определяющим (например силовой нагрузкой), не
может быть прямо пропорциональной связи. За счет всегда имею-
щихся резервов масса при увеличении нагрузки должна возрас-
тать медленнее, чем нагрузка. Поэтому конструкции с большими
размерами и нагрузками эффективнее, чем небольшие и малона-
груженные.
248
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
L' - В простейших случаях этот принцип может быть выведен из
f предыдущего и использован для определения массы новой конст-
’ рукции по массе прототипа. Соответствующая формула для кон-
струкций, близких по параметрам, может быть принята линейной:
г &
(4.49)
или, в первом приближении, принимая &'=0,5, получаем
тн=0,5тб (1 4-—) ,
(4.50)
где /Ин, то — масса новой конструкции и масса прототипа, приня-
того за базу соответственно;
kf — доля расчетной (основной) части конструкции у
базового варианта в долях от полной массы;
Гн, Гб — главный фактор, определяющий величину массы у
нового и базового вариантов соответственно (чаще
всего это нагрузка, но он может быть и комплекс-
ным, т. е. функцией нескольких факторов).
Например, если масса кронштейна, выдерживающего нагрузку
100 даН равна 10 кг, то для нагрузки 200 даН потребуется крон-
штейн с массой примерно лз=0,5-10^1=15 кг, но никак не
20 кг.
4.2.2. Определение массы листовых конструкций
Масса панельных (листовых) конструкций легко определяется,
если известна толщина (масса) самой обшивки. У малонагружен-
ных панелей, работающих на сдвиг и кручение, стрингерное под-
крепление составляет 0,5 массы обшивки, у сильнонагруженных
или работающих на изгиб это подкрепление равно массе обшивки.
Поперечное подкрепление и технологические соединения в обоих
случаях составляют 0,3 ... 0,35 массы обшивки со стрингерами
(см. 4.1.2). Поэтому для легконагруженных панелей приведенная
толщина 6пр«2дОб, У сильнонагруженных 6пр« (2,5 ... 2,7) 60б- Эти
формулы позволяют найти характерные значения q. Поскольку ми-
нимальное из конструктивных соображений значение 6,©б=0,4 ...
... 0,6 мм (для алюминиевых сплавов), соответственно <7об=
= 1,1 ... 1,7 кг/м2, то минимальное значение для панельных кон-
струкций, которое может встретиться у небольших (декоративных)
элементов:
<7min=2<7o6=2,2...3,5 кг/м2.
Общивка бОб=0,8 ... 1,0 мм может быть использована для зали-
зов, каналов, настила полов. Соответственно:
?=(2,5.. .2,7) 8c6q = (2,5. . .2,7) (0,8.. ; 1,0) 2,85=5,7»».7,7 кг/М2.
249
Значения </=10 ... 12 кг/м2 характерны для достаточно ответст-
венных элементов (контейнеры, капоты и гондолы нескоростных
самолетов, зализы и обтекатели скоростных самолетов, оболочки
фюзеляжей). И-м соответствуют 6Об=1,2... 1,5 мм.
Таким образом, величину массы указанных конструкций следу-
ет определять по формуле удельных масс m=qS, vjifi q (кг/м2) в
зависимости от допустимой толщины обшивки и характера нагру-
жения панели имеет следующие значения:
полы багажные и пассажирские (с усилением шпангоутов)
3 7 +
’ 150
полы грузовые.............................................14...16
полы для очень тяжелых грузов.............................20...25
перегородки пассажирских помещений с дверьми..............4.. .6
боковые стенки багажных помещений.........................4...6
багажные полки (защитные).................................3...4
перегородки багажных помещений............................2,5...3,5
Для герметичных сферических днищ с учетом обода шпангоу-
та [39]
(6сГф—7)>4 кг/м2 (4.51)
(S днища считается без учета кривизны, т. е. как проекция на
плоскость). Определение масс подкрепляющих (жесткостных) эле-
ментов конструкций (нервюр, шпангоутов, стенок) рассмотрено вы-
ше (см. 4.1.2 и 4.1.4).
Массу оболочек крыльевого типа (см. также 3.2.3), к которым
относятся носовые и хвостовые части крыльев, концевые обтекате-
ли, элероны, закрылки, предкрылки, наиболее целесообразно опре-
делять по формулам следующего типа: m=qS, где т — масса со-
ответствующего элемента; q — удельная масса; S — площадь эле-
мента в плане.
4.2.3. Определение массы вырезов
Величину дополнительной массы, вызванной вырезами в конст-
рукции (Д/Ивыр) целесообразно определять по формуле
Д^выр=^выр^р^в (1 + Рэ)> (4.52)
где 5В — площадь выреза; qv — поверхностная плотность регуляр-
ной конструкции, средняя для всей конструкции, или в месте выре-
за, т. е. локальная (кг/м2).
Регулярность означает, что для расчета q масса конструкции
должна быть «очищена» от элементов, воспринимающих сосредото-
ченные местные нагрузки (сочленения, другие вырезы и т. д.);
р9 — избыточное давление (даН/м2) (для герметизированных кон-
струкций) ; &выр — коэффициент, зависящий от уровня нагружения
• р=200... 800 даН/м* — расчетная нагрузка пола.
250
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
в месте выреза, его размеров, положения, назначения и принятого
для расчета значения qp (локального или среднего).
Если использовать локальные значения qp, то /гВЫр=2 .
средних значениях qp /?Выр=0,3 ... 7,0 в зависимости от
хождения выреза.
Указанное значение ^выр
Величина Д/иВыр может
Д1^выр~Н ^г^вырН" Аз^выР’
=2 ... 3 легко объяснимо,
быть

представлена как
.. 3; при
местона-
л
Рис. 4.12. Эпюра площадей
в месте выреза (зона нера-
ботающего материала огра-
ничена пунктиром)
Д^выр
4. 13. Увеличение массы фюзеля-
Рис.
жа тяжелых самолетов, вызываемое
вырезами:
/—небольшие лючки; 2—небольшие выре-
зы (окна); 3—аварийные люки; 4— двери
для экипажа; 5—двери для пассажиров;
6— боковые двери грузовых самолетов;
7, 8—задние грузовые рампы грузовых
самолетов.
Линия А (9=97.6 кг/м2) и линия Б (q=
=48,8 кг/м2) относятся к герметичным фю-
зеляжам, линия В (9=24,4 кг/м2) к не-
герметичным
;• где Д1,тВЬ1р — масса вырезан-
| ного материала, которую для
I сохранения потребной плоша-
| ди сечений в месте выреза при-
[ ходится сохранять, усиливая
I предельные края выреза;
| Дг^выр — дополнительная масса, обусловленная тем, что матери-
L ал разрезанной панели полностью включается в работу в сечении,
г расположенном от поперечного края выреза на расстоянии, равном
I примерно ширине выреза b (рис. 4.12). Поэтому эпюра площадей
t вдоль оси панели имеет уступы (см. рис. 4.12), вызывающие
I Д2твыр=^=С^а — = Дтвыр —
К-'. Ctr CL
(4.53)
[ Д3тВыР — масса крышки, закрывающей вырез, поперечной окантов-
| ки выреза, крепления крышки. Эти дополнительные затраты массы
t должны превысить Д1/пВЬ1р.
Таким образом, минимальное значение &ВЬ1Р, если исходить из
локальных значений q, не может быть меньше 2 и обычно прибли-
R жается к 3.
'251
На рис. 4.13 показаны статистические значения ДгПвыр для раз-
личных вырезов в фюзеляже, на рис. 4.14 даны значения £ВЫр для
крыла при использовании средних значений qp [8]. В (8] приведены
также формулы для расчета А^выр в негерметичных фюзеляжах,
исходя из средних значений q$.
Если вырез расположен в носовой части фюзеляжа до стойки
переднего шасси или в
хвостовой части, за узла-
ми крепления оперения,
то
Д^выр=0,305 (а+b) q$.
(4.54)
Если вырез расположен §
другой части фюзеляжа,
ДшВЬ1р=(1,67aft -|- 0,305а+
+ 1,525ft) ^ф. (4.55)
В этих формулах q$ —
среднее для фюзеляжа в
целом значение поверх-
ностной плотности регу-
Рис. 4. 14. Коэффициенты вырезов для крыла
лярной конструкции; а — размер прямоугольного выреза вдоль оси
фюзеляжа; b — такой же размер поперек фюзеляжа.
Для расчета Д/иВЫр непрямоугольные вырезы заменяются прямо-
угольными той же площади и с тем же соотношением размеров.
Формулы (4.55) пригодны для расчета любых вырезов (люки,
двери, окна и т. д.).* Для определения дополнительной массы фо-
нарей дозвукового самолета (М=0,8 ... 0,9) В. А. Киселевым пред-
ложена специальная формула [13]
тф0.=53/</ф(1+р’)Аф. (4.56)
Для фонаря пилота &ф=1,0, для штурманского фонаря Лф=0,5.
Для сверхзвуковых самолетов примерно можно считать:
'"фон=53 Vd$ (1 + Р9) МЛФ. (4.56а)
4.2.4. Масса соединений. Метод конструктивных коэффициентов
В конструкциях большое значение имеют соединения различно-
го вида. В планере самолета они составляют не менее 25% его
массы.
Возможно деление соединений на следующие виды: крепления,
соединения, разъемы, неподвижные и подвижные сочленения. Ус-
•*. Но следует учитывать конструктивное оформление, например, у дверей —
особенности кинематики, типы замков и т. д.
252
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
кровно, но методически удобно относить к соединениям также так
^называемые установки или целые конструктивные системы.
£ Дополнительная затрата массы для указанных соединений мо-
жет определяться специальными способами. Значительные удобст-
Р ва предоставляет метод конструктивных коэффициентов. Формула,
i используемая в этом случае, имеет вид
f m^=kKtn0M, . (4.57)
где: то.ч — масса основной части рассматриваемой конструктив-
ной системы; — масса всей системы с учетом соединений; kK —
конструктивный коэффициент.
Основные виды соединений:
1. Креплением называется присоединение элемента (де-
тали, узла, агрегата) к опорному более мощному элементу. Креп-
ление не требует специальных больших усилений конструкции сое-
диняемых элементов и выполняется с помощью относительно не-
больших крепежных деталей и узлов. В качестве тол рассматри-
вается масса крепящегося элемента. Коэффициент крепления ко-
леблется в широких пределах:
! 1,01 при тол> (10 ... 15)-103 кг;
&к~2,00 при /Ио.4^2 кг.
В практических задачах наиболее часты значения £К=1,Ю ... 1,15.
Таков, например, коэффициент крепления оборудования к самолет-
ной конструкции.
р 2. Соединением в прямом смысле этого слова называется
^взаимное соединение нескольких однородных элементов. Конструк-
тивный коэффициент (коэффициент соединений) численно обычно
?равен 1,10 ... 1,15. В качестве то.ч рассматривается масса глав-
ных силовых элементов системы (см. определение массы техноло-
гических соединений — 4.1.3 и 4.1.5).
3. Разъемом называется соединение двух частей одного и то-
?го же агрегата, расчлененного специально для тех или иных це-
;лей. В качестве массы разъема берется увеличение массы регуляр-
1ной конструкции агрегата. Из практики известно, что коэффициент
’разъемов для различных агрегатов находится в пределах 1,02 ...
.. 1,20. В качестве т0.ч берется масса нерасчлененного агрегата.
Однако, поскольку масса разъемов существенно зависит от их ко-
личества и местонахождения, гораздо точнее определять непосред-
ственную массу каждого разъема с помощью формулы
Д/пр=Лр5р, (4. 58)
|где sp — площадь силового набора конструкции в плоскости разъ-
ема, см2; ifcp — коэффициент пропорциональности, кг/см2.
*• На основании данных (50] для поперечных разъемов фюзеляжа
шачение коэффициента kv можно принимать для обычных разъемов
0,20 ... 0,22^ для быстроразъемных 0,3 ... 0,33.
253
Для крыльевых поперечных гребенчатых разъемов значения kp
выше, поскольку характер постановки и стыковочных болтов в спе-
циальных колодцах вызывает большие затраты материала. Кроме
того, значения kv для крыльев зависят от положения разъема на
полуразмахе. Для крыльевого разъема /гр=0,5(1—0,62zp), где
— относительная координата разъема. Следует помнить, что
крыльевые разъемы всегда парные (кроме осевого разъема) и, сле-
довательно, увеличение массы самолета равно двойному увеличе-
нию из-за крыльевого разъема.
4. Сочленением называется соединение разных агрегатов,
обычно с разным направлением потоков сил и силовых элементов,
требующее значительных специальных усилений.
Структурно сочленение состоит из главного элемента, который
можно назвать сочленителем, ответных элементов (усилений), кре-
пежных и вспомогательных элементов. Часто в сочленение конст-
руктивно входят и разъемы, но их массу следует учитывать от-
дельно.
Сочленитель представляет собой продолжение и развитие кон-
струкции присоединяемого агрегата внутри основного. Его назначе-
ние замкнуть внутренние силы присоединяемого агрегата и наибо-
лее эффективно распределить их равнодействующие (главный век-
тор и момент) между элементами конструкции основного.
Усиление представляет собой развитие и повышение мощности
элементов конструкции основного агрегата, непосредственно соеди-
няемых с сочленителем. Иногда усиление сливается воедино с со-
членителем.
К вспомогательным элементам относятся зализы, обтекатели и
другие детали, оформляющие сочленение.
Масса сочленения в целом tncm (т. е. дополнительная масса,
вызванная сочленением) может быть выражена формулой
™co4=/[F (//,£,*№ (4.59)
где F — главный фактор нагружения сочленения (силы, моменты,
передающиеся с присоединяемого агрегата на основной); Н, В, L —
габаритные размеры зоны сочленения; ф — показатель мощности
регулярной конструкции основного агрегата в зоне сочленения, оп-
ределенный тем или иным образом (поверхностная плотность кг/м2,
приведенная толщина и т. д.).
Учет силового фактора обязателен во всех случаях. Габаритные
размеры обычно менее существенны. Если, например, сочленение
очень компактно (подвеска рулей, элеронов и т. д.), учет размеров
практически не нужен. Однако когда сочленение имеет более или
менее протяженную конструкцию, учет размеров желателен, а ино-
гда и обязателен. Так, например, большие чем обычно затраты мас-
сы для сочленения фюзеляжа с треугольным крылом обусловлены
именно значительной протяженностью этого сочленения. Установка
Двигателя в фюзеляже может вызвать увеличение его размеров и,
следовательно, массы силовых шпангоутов; в этом случае масса
254
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
соответствующего сочленения может резко возрасти против обыч-
ных значений. Масса шпангоутов для крепления оперения также
зависит от их размеров. Если они будут увеличены против обыч-
ных, например, из-за установки в хвосте фюзеляжа двигателя, то
масса сочленения значительно превысит среднестатистические зна-
чения.
Мощность регулярной конструкции учитывается реже, чем ос-
тальные факторы, поскольку этот показатель обычно.увязан с вели-
чиной нагружения сочленения, т. е. учитывается косвенно. Однако
в некоторых случаях его непосредственное влияние может стать
определяющим (например, размеры усилений стреловидных и тре-
угольных крыльев для крепления шасси различаются между собой
прежде всего из-за этого фактора).
На практике выражение (4.59) с большей или меньшей сте-
пенью обоснованности обычно заменяется более простым
тсоЧ=^соЧ/7 (4.59а)
или даже nico4=kco4m1^, (4.596)
где
^СОЧ, ^СОЧ коэффициенты, зависящие, в частности, и от F
и тпр (масштабный эффект); тпр — масса присоединяемого агре-
гата.
Количественные значения коэффициентов можно получить обра-
боткой статистики. Однако во многих случаях величина тсоч под-
дается аналитическому определению.
Например, при центропланной конструкции прямого крыла со-
членителем является центроплан. Его масса находится из следую-
щих выражений:
тц=Ч$б/Л.ц (4.60)
^кон С^б^кон^р.к^к.к» (4.61)
где тд, /?1кон — массы центроплана и консолей крыла соответствен-
но;
1$б — площадь набора панелей крыла в бортовом сече-
нии;
1ц, /кон — длина центроплана и консолей соответственно;
&к.ц — конструктивный коэффициент для центроплана,
учитывающий массу нервюр, стенок, технологичес-
ких соединений (см. ниже);
£р.к — коэффициент распределения площадей набора
вдоль размаха консоли крыла;
^к.к— конструктивный коэффициент для консоли крыла.
При типичных значениях Лк.ц= 1,35; £к.к=2,0; |р.к=0,6
т = 1,12m -/ц_ ,
Щ * кии 1 « *
— 1 “*ц
где /ц=/ц//кР.
Если, например, как это часто бывает у тяжелых самолетов,
Zn=O,l, то тц=0,12ткон или тц=0,11:т1ф.
255
Если центроплан у крыла отсутствует и его роль выполняют си-
ловые шпангоуты фюзеляжа, они могут рассматриваться как цент-
роплан переменной высоты. Их масса (шц.Шп) может быть опреде-
лена как масса условного центроплана:
^Ц.ШП 2 £р.ШП» (4- 62)
где л/2«1,57 — учитывает большую протяженность обода шпан-
гоута по сравнению с обычным центропланом; gp.mn—коэффици-
ент распределения материала вдоль обода шпангоута. Из чисто
?ис. 4. 16. Схема определения фактиче-
ского усиления нервюр:
а—фактическая масса; б—масса рядовых
нервюр; с—масса усилений
Рис. 4.15. Силовая схема со-
членения киля с фюзеляжем и
эпюра площадей набора пане-
лей
конструктивных соображений, чтобы учесть изменение потребных
площадей в сечениях обода от максимальных у борта фюзеляжа до
минимальных, в верхней и нижней точках шпангоута, можно при-
нимать ВР.шп=0,6 ... 0,65. Тогда из (4.60) и (4.62) следует тц.шп~
~^ц.
Аналогично, конструкция сочленения киля с фюзеляжем может
рассматриваться как продолжение киля внутри фюзеляжа (рпс.
4.15). Масса этого «центроплана» (/иц.в.о) может быть найдена как
wu.B.0=(0,6...0,65) gw4.0- (4.63)
Здесь $б.к — площадь сечения панелей киля у его основания.
Масса киля тк аналогично консолям крыла (4.61) находится из
выражения
. ^K==C^6.t/B.o£p.K^'K.’< 1 ’2Q^6.k^b.o. (4.64)
Из (4.63) и (4.64) следует:
'Иц.в.о=0,5/T?KrfB.o//B.o. (4.65)
При сочленении киля с фюзеляжем с помощью силовых шпангоу-
тов масса последних определяется, как и для крыла, по формуле
(4.62).
256
I
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками..
Более сложно в рассматриваемой задаче определение массы
j усилений, поскольку они органично связаны с основной регулярной
i конструкцией. При обработке статистики подобная задача может
: быть решена следующим образом: строится эпюра распределения
[ фактической массы конструкции, на ней по нескольким опорным
Г точкам находится область регулярной конструкции и затем нахо-
1 дятся усиления как разность полной и регулярной масс. На рис.
Г 4.16 показан пример выявления массы рядовых нервюр крыла и
масс для их усиления. Опорными точками являются заведомо не-
* усиленные, рядовые нервюры. Функциональная принадлежность
? усилений определяется в зависимости от места расположения на
L крыле соответствующих агрегатов, двигателей, шасси, закрылков
1 и т. д.
L В практических расчетах массу сочленений удобно определять с
1 помощью конструктивных коэффициентов. Для большинства непод-
вижных сочленений их значения укладываются в диапазоне 1,2 ...
! ... 1,3 (табл. 4.5). Кроме неподвижных сочленений большое зна-
чение имеют подвижные (шасси, поворотные оперения и крылья,
. крылья с изменяемой стреловидностью, закрылки, элероны, ру-
;ли). Масса этих сочленений, естественно, больше, чем не-
'( подвижных (см. табл. 4.5). Метод конструктивных коэффи-
4.5. Значения коэффициентов сочленения &соч
Тип сочленения Механизмы управления
не учтены учтены
Крыло — фюзеляж 1,12 . . . 1,13* —
Оперение — фюзеляж 1,2 . . . 1,45* —
Главное шасси — крыло 1,20 . . .1,30 1,40 . . .1,50
Главное шасси — фюзеляж 1,35 . . . 1,45 1,55. . .1,65
Носовое шасси — фюзеляж 1,25 . . . 1,65 1,50. . .1,90
Двигателя — крыло (фюзеляж) 1,03 . . .1,05 —
Элероны — крыло 1,15 . . . 1,35* —
Закрылки — крыло
простые 1,25 . . . 1,45* 1,65 . . . 1,70
«фаулер» 1,4 . . . 1,55* 1,85 . . . 1,90
* Большие значения — для стреловидных конструкций.
1 циентов применяется и для определения так называемых
; установочных и конструктивных масс.
Установочной массой элемента (детали, узла, агре-
гата, системы) называется масса этого элемента вместе со всей
суммой дополнительных масс, связанных с наличием этого элемен-
та в конструкции (но обычно без учета коэффициента роста).
9 2280
257
Рис. 4. 17. Схема к определе-
нию массы сочленения пово-
ротного крыла с фюзеляжем
В установочную массу включаются: масса разъемов, сочлене-
ний, а также механизмов и систем, необходимых для функциониро-
вания элемента. Например, установочная масса шасси кроме мас-
сы самого шасси включает массы сочленений, механизма уборки
выпуска, замков, обтекателей или
гондол шасси, створок и соответствую-
щую часть массы гидросистемы, не-
обходимой для управления шасси. По-
нятие установочной массы может
трактоваться весьма широко. Поэтому
в каждом конкретном случае его сле-
дует расшифровывать.
Конструктивной массой
называется масса всей конструкции,
определяемая как функция массы се
главных элементов (тгл), т. е. т =
— kKtnrJT.
По этой формуле находится масса
в реальном конструкторском испол-
нении в зависимости от расчетной тео-
ретической массы. Коэффициент kK
имеет следующие значения:
1. Конструкции, у которых силовые элементы являются
основной частью (валы, тяги, подкосы) ......
2. Конструкции, включающие большое количество вспо-
могательных или технологических элементов (кронштейны, ка-
чалки, кессоны крыла и оперения)...........................
3. Конструкции с особенно большим числом вспомогатель-
ных и технологических элементов............................
1-1 ... 1,2
1.3... 1,4
2,0... 2,5
Последнее из указанных, наибольшее значение kK применяется,
например, для малонагруженных деталей, а также в тех случаях,
когда по массе основных элементов надо найти массу достаточно
сложной конструкции (по массе силовых панелей — массу всего
крыла, по массе колес редуктора — массу всего редуктора, по мас-
се колес — массу всего шасси и т. д.).
В системах и оборудовании самолета также наблюдаются по-
добные соотношения. Например, масса электрогидросистем прак-
тически равна удвоенному значению массы соответствующей ап-
паратуры.
Пример решения конкретной задачи. Определим величину мас-
сы сочленения поворотного крыла с фюзеляжем, используя рас-
смотренные выше методы, и найдем увеличение массы по сравне-
нию с неподвижным сочленением (рис. 4.17).
Масса центроплана, замененного стальной балкой, рав-
на /Иц—qs^Iu/Zk где S6 — площадь набора панелей кессона в сече-
нии А—А\ kK' — конструктивный коэффициент, kK'« 1,4.
Масса балки находится по формуле
мб=(е^ц£°г + №1,5^’йр) kK.
258
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Здесь первый член формулы изображает массу свободной части
балки, а второй — массу части, заделанной в основной конструк-
циикрыла;
Q — Q1/Q2—отношение плотностей материала балки и центроплана.
Для стали и алюминиевых сплавов р = 7,85/2,85=2,75; 6 = 62/161 —
отношение коэффициентов формы сечения сплошной балки и кес-
сона, е = 4/1,22 = 3,33.
ст=01/02 — отношение максимальных расчетных напряжений в
кессоне и балке. Принимаем для балки о= 12000 даН/см2 и для
кессона о=0,8 ов = 0,8-4000=3200 даН/см2; о=0,29.
1, 5 В — длина заделки балки, взята из условия, что для пол-
ного включения балки в работу около выреза длина ее заделки
должна быть не менее ширины выреза В.
£р — коэффициент распределения, £р = 0,6; k"K — конструктив-
ный коэффициент, учитывающий конструктивные и технологические
элементы в балке, необходимее для.выполнения ею своих функций
и крепления в конструкции крыла. Принимаем =1,25. Таким об-
разом,
тц = 1 ,4qs6/u; т6=qs6/u (3,32 4- 0,9В//ц).
Для обеспечения крутильной жесткости в варианте с балкой в сеч.
А—А должны быть введены усиленные торцевые нервюры. Из-за
отсутствия дополнительных сведений принимаем, что в соответст-
вии с принципом непрерывности массовых характеристик приве-
денная толщина стенок нервюр в первом приближении не долж-
на отличаться от приведенной толщины панелей кессона, которая
определяется по формуле 6пр=5б/2В.
Масса кессонных частей нервюр будет
тик=2Н ВЪа^=qs6H ’kKi
где £*=1,25.
Поскольку площадь носков и хвостовиков нервюр составляет
примерно 0,5 площади всей нервюры и толщина стенок здесь мо-
жет быть в среднем уменьшена примерно вдвое, масса этих частей
нервюр
твд.н=0,25с5б/У^к.
Следовательно, с учетом того, что В=0,5 6, масса нервюр
тн—(1+0,25) qs6H kK = 1,25 • 1 ,25qs6/7 ss 1 ,56qs6 - 2Bc=3, 12qs^Bc.
Таким образом, /иб-|-/пн=$б/ц(3,324-0,9 ——J- 3,12c —
Отсюда '”6 + '”» =2,36-|-0,64— + 2,22c — .
/Яц /ц /д
Если принять вероятные значения В//ц=1,0; с=0,12, то получаем
(тб4-/Иц) /тц=3,26.
9*
259
Поскольку обычно тц составляет 0,1/пкр, то масса поворотного
крыла при сделанных допущениях будет больше неподвижного на
(0,326—0,1)пгКр=0,226/Пкр, т. е. примерно на 0,0227то (если ткр=
=0,1).
Исходя из принципа эквивалентности, можно допустить, что
масса элементов сочленения на фюзеляже в случае поворотного
крыла должна возрасти в том же отношении, как и на самом кры-
ле, т. е. примерно в 3 раза.
У обычного крыла указанная масса составляет примерно
0,015/г^р или О,ОО15то. У поворотного она, следовательно, составит
О,ОО49то. Таким образом, сочленение поворотного крыла будет
больше обычного сочленения на (0,0227+0,0049—0,0015) т0=
= 0,0284^0 и составит примерно 0,04^ вместо 0,0115т0. Разумеет-
ся, этот результат лишь ориентировочный, и, в силу условий, ско-
рее завышен, чем занижен.
Глава 5. ОСОБЕННОСТИ ВЕСОВОГО РАСЧЕТА САМОЛЕТОВ
НОВЫХ ТИПОВ
5.1. ВЕСОВОЙ РАСЧЕТ СВЕРХЗВУКОВЫХ ПАССАЖИРСКИХ
САМОЛЕТОВ (СПС)
5.1.1. Особенности конструкции и весового расчета СПС
По самолетам новых типов (сверхзвуковым, СКВП, СВВП, с УЛО) еще не
накоплен достаточный теоретический и фактический материал. Вместе с тем их
создание связано с решением комплекса сложных общетехнических и чисто
Рис. 5.1. Воздушная скорость полета и
нагрев конструкции (расчетные данные).
Буквами обозначены границы примене-
ния:
а—обычных легких сплавов; Ь—обычных орга-
нических стекол, клеев, герметиков и стекло-
пластиков; с—кварцевого стекла и керамики;
d—титановых сплавов; е—нержавеющей стали
самолетостроительных задач, среди
которых важнейшие связаны с нагре-
вом конструкций (рис. 5.1). Поэто-
му, рекомендации по весовому рас-
чету самолетов этих типов могут но-
сить лишь предварительный харак-
тер. Они основаны на опыте обычного
самолетостроения и общих весовых
закономерностях (см. 1.3), основных
принципах весового расчета, на еще
немногочисленных теоретических ис-
следованиях и данных осуществлен-
ных проектов.
Технические трудности, обуслов-
ленные нагревом конструкции:
1. Падение прочности и жесткос-
ти большинства конструкционных ма-
териалов (см. 5.1.2).
2. Возрастание опасной роли
аэротермоупругости, т. е. зависимости
нагрузок от деформаций нагретой
конструкции (см. т. 2).
3. Появление температурных на-
пряжений при использовании в
конструкции разных материалов.
* На материале зарубежной печати.
260
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
4. Возможное плавление и прогорание конструкций при очень высоких тем-
пературах.
5. Необходимость теплозащиты экипажа, пассажиров, оборудования и топ-
лива и создание мощных систем охлаждения и кондиционирования.
6. Повышение роли усталости.
7. Возникновение нового опасного явления — ползучести, т. е. повышенной
деформируемости даже при малых нагрузках.
Вместе с тем требования к весовым характеристикам СПС не только нель-
зя снизить, а, наоборот, они должны быть повышены. Сверхзвуковой полет свя-
зан с резко увеличенным расходом топлива. Поэтому уменьшение весовой отда-
чи означало бы потерю дальности, грузоподъемности и. в конечном счете, эко-
номической эффективности. Следовательно, весовая отдача и весовая культура
СПС в целом должны быть выше, чем у дозвукового самолета. Это жесткое и,
казалось бы, трудновыполнимое требование, однако, успешно реализуется на
практике (примером являются весовые характеристики самолетов В-58, В-70,
Х-15, Ту-144, «Конкорд»). Поэтому высокая весовая отдача может служить кон-
тролем качества как самого проекта СПС, так и его весового расчета.
Особенности СПС, объективно способствующие повышению весовой отдачи:
а) новые формы и схемы этих самолетов (самолеты типа «бесхвостка»,
«утка», интегральной схемы с крыльями малого удлинения);
б) особенности расчетных условий прочности;
в) особенности режимов полета.
Так, треугольное крыло малого удлинения при прочих равных условиях име-
ет потенциальные возможности быть легче стреловидного (эффект сужения,
удлинения и уменьшения абсолютного размаха). Кроме того, оно разгружает
фюзеляж при изгибе. Бесхвостая схема самолета с таким крылом может быть
легче обычной из-за отсутствия ГО и соответственного уменьшения нагрузок на
фюзеляж. Особыми преимуществами обладает интегральная схема (летающее
крыло) из-за совмещения агрегатов планера и общего уменьшения поверхности
конструкции. В схеме «утка» горизонтальное оперение не догружает фюзеляж
изгибом, как обычно, а, наоборот, разгружает его, что способствует существен-
ному облегчению фюзеляжа (подробно см. 5.1.7 и 5.1.8).
Особенность расчетных условий прочности СПС (М=2..,3) состоит в том,
что максимальные нагрузки его конструкция испытывает обычно при т0 и тПос,
т. е. в холодном состоянии или в момент остывания [14]. Практика расчетов
показывает, что основные требования прочности в нагретом состоянии обычно
удовлетворяются требованиями к «холодной» конструкции и «опасные» режимы
оказываются нерасчетными. Эта закономерность может быть использована при
весовом расчете в целях его упрощения. Она позволяет выполнять весовой рас-
чет сверхзвукового самолета обычными методами, ориентируясь в первом при-
ближении на алюминиевые сплавы, хорошо освоенные в методике расчетов.
Наконец, немаловажно, что полет на сверхзвуковых скоростях, как прави-
ло, совершается на больших высотах (18...20 км), что способствует уменьше-
нию скоростных напоров, нагрева конструкции и перегрузок, определяющих уста-
лостную долговечность. Это — существенные благоприятные особенности режи-
мов полета СПС.
Указанных факторов, однако, недостаточно для выполнения повышенных ве-
совых требований. При проектировании должны быть изысканы все возможно-
сти для резкого повышения весовой культуры. Известно, что соответствующие
резервы самолета весьма значительны (см. т. 2). Их активное использование при
создании СПС является не только возможным, но и обязательным.
Главные резервы повышения весовой культуры:
— новые материалы и микросиловые схемы (моночитные и трехслойные
конструкции);
— повышение точности и качества расчетов на прочность, в том числе при-
менение методов оптимизации силовых схем;
— тщательный выбор и обоснование всех конструктивно-технологических ре-
шений, устранение технологических излишков массы, уменьшение числа разъемов,
применение прогрессивных типов соединений и крепежа;
9* 2280
261
* - Применение новых типов оборудования, основанных на миниатюриза-
ции, новых материалах и технологии;
— применение высокосовершенных двигателей с малыми удельной массой и
расходом топлива;
— общая оптимизация параметров самолета;
— тщательная аэродинамическая и весовая компоновка самолета для сниже-
ния нагрузок, в частности, эффективная разгрузка крыла;
— экономия поверхностей самолета, возможно больше значение p=m0JS и
плотности самолета.
Отмеченные особенности и являются, в частности, одной из причин того, что
СПС значительно дороже дозвуковых.
Основные положения методики весового расчета СПС (М<3,0):
1. Весовой расчет выполняется для «холодной» конструкции. Этот подход
апробирован для чисел М=2...2,5 [14]. По всей видимости с теми или иными
поправками он может быть использован и при больших значениях числа М.
2. В качестве конструктивных материалов в первом приближении, незави-
симо от действительно примененных, могут рассматриваться алюминиевые
сплавы.
Другие материалы по свойствам могут быть «приведены» к алюминиевым
сплавам с помощью корректирующих множителей.
3. «Горячие» режимы полета и сопутствующие им явления (например —
ползучесть, температурные напряжения) являются при весовом расчете СПС
контрольными, и в первом приближении не определяют основных результатов
расчета.
4. Учет явлений усталости имеет также контрольное значение. Усталость,
как и ползучесть, наибольшее влияние оказывает на ресурс планера СПС.
5. Указанный подход должен быть, однако, обеспечен комплексом техниче-
ских решений, закладываемых в проект и указанных выше, как-то: выбор специ-
альных материалов, оптимальных силовых схем, конструктивно-технологических
решений и др.
Обоснование пп. 2, 3, 4 приведено в 5.1.2.
5.1.2. Выбор конструкционных материалов
Выбор материалов для конструкции СПС является одной из самых ответ-
ственных проблем проектирования, сложность которой усугубляется ее недоста-
точной изученностью в целом.
Однако знать основные аспекты этой проблемы инженеру-весовику необ-
ходимо, иначе условности весового расчета в ряде случаев могут стать причиной
серьезных ошибок. Естественно, что изложение основ рассматриваемой пробле-
мы в настоящей работе учитывает прежде всего ее специфические задачи и не
претендует на абсолютную строгость.
С ростом температуры отмечается заметное ухудшение прочностных харак-
теристик металлов, а при Т>(0,40...0,45) Та лявления из-за явлении рекристал-
лизации они начинают зависеть также и от времени выдержки при высокой тем-
пературе (рис. 5.2). Поэтому удобно выражать эти характеристики через так
называемый «параметр термоэкспозиции» — стэ:
t + 273 , ,
с-, э =------(А + 1g т),
1000 к
где t— температура, °C; т — время выдержки; Л = 18...25 (рис. 5.3).
Изменение прочностных характеристик разных материалов при нагреве про-
текает индивидуально, что приводит к переоценке условий их применимости в
конструкции. Так, если при нормальных температурах удельные характеристики
EJq, Ob/q у большинства металлов близки между собой, при высоких темпера-
турах эта закономерность не наблюдается.
Если при нормальных температурах обычно ЕСж«£раст, то при нагреве
обычно £ся< ^-Ераст. У разных металлов при нагреве по-разному меняется также
отношение ов/от, важное с точки зрения деформируемости конструкций и пол-
зучести.
262
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Важнейшие аспекты прочности при повышенных температурах:
1. Прочность при кратковременной и длительной выдержке металла в нагре-
том состоянии.
2. Прочность, ограниченная некоторыми деформациями, принятыми за допу-
стимые и возникающими при длительном нагреве конструкции даже при сравни-
тельно невысоких напряжениях. Это явление называется ползучестью, а соответ-
ствующие напряжения — пределом ползучести. Зависимость этих напряжений от
От (см. рис. 5. 2) заставляет обращать особое внимание именно на эту характе-
ристику.
Рис. 5.2. Зависимость прочности
металлов от температуры:
сплошная линия — кратковременная
выдержка (менее 1 часа), пунктирная
линия — длительная выдержка
Рис. 5.3. Зависимость ов листового мате-
риала Д16-Т от температуры, времени вы-
держки т, ч и параметра термоэкспози-
ции стэ
3. Усталостная прочность, вместе с ползучестью определяющая ресурс кон-
струкции. Значение усталости и ползучести усугубляется тем, что СПС из условий
окупаемости повышенных капитальных затрат проектируются на высокие ресур-
сы (более 40 000) летных часов вместо прежних 20 000... 30 000 у дозвуковых
самолетов. Увеличивается роль усталости от звуковых нагрузок. Последняя мо-
жет влиять на потребные толщины обшивок, шаг стрингеров, шпангоутов, нер-
вюр и т. д.
4. Длительная прочность, характеризуемая снижением предела прочности
под влиянием нагрева и нагрузок, действовавших в течение длительного времени
(вне прямой связи с явлениями ползучести и усталости).
5. Возможность возникновения термических напряжений, зависящих от таких
характеристик материала как модуль упругости, коэффициент линейного расши-
рения, коэффициент теплопроводности и плотность.
Уменьшение термических напряжений достигается применением в конструк-
ции материалов с одинаковыми или близкими значениями указанных характери-
стик, а также с помощью специальных конструкторских мер, обеспечивающих сво-
бодное линейное расширение элементов конструкции при нагреве.
На рис. 5.4 показаны основные характеристики прочности металлов при по-
вышенных температурах, определяющие условия их применения.
Из рис. 5.4 видно, что до /=100... 130°С допустимо использование алюми-
ниевых сплавов, при этом явления ползучести практически будут неопасны и рас-
четные напряжения незначительно отличаются от принимаемых при нормальной
температуре. По тем же причинам надежное применение титановых и стальных
сплавов возможно до 200 ... 250° С.
9* 263
Если желательно расширить температурный диапазон применения указанных
сплавов, необходимо обеспечить условие <Гэкспл<Ополз, где Ополз— предел пол-
зучести; Оэкспл — уровень эксплуатационных напряжений в конструкции,
Оэкспл = <7расч/пр. Обычно указанные условия у алюминиевых конструкций уда-
ется выдерживать до М<2,4 (/« 150 ... 160°С).
Рис. 5.4. Зависимость удельных характеристик прочности сплавов
от температуры (время выдержки т=25 ООО... 30 000 ч):
/—титановый сплав 8Al-lMo-lv; 2—нержавеющая сталь РН14-8Мо; 3—тепло-
стойкие алюминиевые сплавы для СПС: RR 58(DTD5070), 24ST-81; 4—обычный
высокопрочный алюминиевый сплав 7075-Т6
Пунктирными линиями показаны удельные пределы ползучести. Кривые
удельных пределов длительной прочности (на рисунке не показаны) распо-
лагаются между кривыми текучести и ползучести
Проблема усталости рассмотрена специально в разд. 5.1.3.
При сравнении эффективности разных материалов в конструкции СПС удоб-
но рассматривать два полярных варианта выполнения конструкции, когда опре-
деляющим фактором является: 1) потеря устойчивости; 2) предел прочности.
Первый вариант возможен при малых интенсивностях нагрузки (FjBL—
= 20... 30 даЦ/см2). Значения массы конструкций здесь будут обратно пропор-
циональны значениям -JE/q материалов (см. т. 2).
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Второй вариант возможен при очень высоких интенсивностях нагрузки, а в
случае применения трехслойных и подобных им конструкций также при средних
И низких. Его рассмотрение необходимо и при оценке усталостной прочности.
Здесь значения масс конструкций при умеренных температурах будут обратно
пропорциональны ат/р, а при высоких — сначала от/р, а затем удельным преде-
лам ползучести.
На рис. 5.5 показаны зависимости тк. пл = /(0» полученные на основе по-
добных расчетов при неизмененной стрингерной силовой схеме. Однако применяя
Рис. 5. 5. Влияние температуры на массу конструкции:
а—критерий — удельный предел текучести на сжатие (otc/q); б—критерий —
3,------------------------
удельная устойчивость у E/q. Обозначения материалов — те же, что и на
рис. 5. 4. Сплошные линии — зависимость с учетом ползучести, пунктир-
ные — без учета
сотовые или аналогичные им конструкции, можно использовать титановые и сталь-
ные сплавы при работе на устойчивость столь же эффективно, как и при работе
на растяжение (см. т. 2).
Из всего сказанного выше следует важный практический вывод: масса кон-
струкции СПС при правильном выборе материалов и грамотном конструиро-
вании не должна существенно зависеть от температур. Это положение, конечно,
не следует понимать буквально, оно лишь отражает основную тенденцию, уже
подтвержденную практикой. Так, у самолетов В-58, В-70, «Конкорд» (М=
=2...3, /=100... 250° С) относительная масса планера не выше или даже
ниже, чем у большинства дозвуковых. Данные самолета Х-15 доказывают, что
это положение справедливо и для чисел М=5...7 (при высотах полета Я=
=80 ... 100 км).
Используя данные рис. 5. 5, и объяснение к нему, можно учитывать влияние
свойств материала на массу планера и тем самым уточнять результаты каждого
конкретного расчета, который, как уже отмечалось, можно вести, в любом слу-
чае ориентируясь на алюминиевые сплавы.
Следует также учитывать резервы реальных конструкций, трудно оценивае-
мые теоретически, но используемые в инженерных решениях. К ним, в частности,
относятся: статическая неопределимость конструкций, способствующая выравни-
ванию напряжений и сглаживанию пиковых нагрузок; кратковременность высо-
ких нагрузок и большая скорость их приложения, что значительно облегчает их
восприятие конструкцией.
5.1.3. Масса и ресурс конструкции. Проблема усталости
Прочность конструкции в условиях действия многократно повторяющихся
нагрузок называется выносливостью или устаюстной прочностью. Она имеет
значение для растянутых элементов конструкций. Такие нагрузки, действующие
на самолет, в основном обладают сравнительно низкими частотами (10 ... 15 цик-
265
лов в минуту). Усталостная прочность в этих условиях нагружения называется
статической выносливостью или прочностью при повторных нагрузках. Высоко-
частотные (вибрационные) нагрузки для конструкции самолетов имеют лишь
локальное значение.
Допустимые из условий усталости напряжения оДОп, если характер повто-
ряющейся нагрузки постоянен, зависят от числа циклов N (рис. 5.6). Условие
прочности конструкции при заданном для нее ресурсе Т записывается в виде
вдоп/<гв<с. (5.1)
где с — константа, зависящая от числа
ция испытывает за срок Т.
Самолет за время эксплуатации
подвергается действию не одной, а
целого спектра повторяющихся на-
грузок. В этом случае прочность при
заданном ресурсе зависит от их об-
щего суммарного воздействия. Ута-
циклов нагружения, которые конструк-
Рис. 5.6. Кривая вынос-
ливости для конструкции
из алюминиевого сплава
(пример):
N—число циклов нагрузки
Рис. 5.7. Зависимость срока служ-
бы планера от допустимых на-
пряжений растяжения (алюми-
ниевые конструкции):
/—дозвуковые самолеты; 2—СПС, М—
=2,0.,. 2,2, без учета ползучести;
3—то же с учетом ползучести
тывая относительно стабильный характер таких спектров для самолета каждого
типоразмера, можно и в этом случае использовать уравнение (5.1).
При этом фактическое значение напряжений в конструкции определяется
формулой
1 ± Дл
сфак = срасч > (5 • 2)
где Орасч — расчетное напряжение в конструкции (из условий статической проч-
ности); Дл— приращение перегрузки от повторной нагрузки (порыв воздуха,
динамическая нагрузка при движении на земле). Значения Дл обычно не пре-
вышают 1,0; наиболее часто встречаются Дл»0,1. Поэтому при типичном зна-
чении Лр = 4 Офак — 0,25 Орасч.
На рис. 5.7 показана зависимость величины ресурса пассажирских самоле-
тов от величины расчетных напряжений, установленная на основе вышеприве-
денных положений. Естественно, что точность подобной кривой относительная.
Даже в зависимости от типа конструкции (клепаная, монолитная и т. д.) вели-
чина напряжений с ее помощью определяется с допуском ±10%. Поэтому кри-
вую целесообразно использовать лишь для оценки сравнительного изменения на-
пряжений при разных ресурсах.
266
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
С помощью приведенных кривых можно получить зависимость массы кон-
струкции от заданного ресурса. При этом дополнительно следует учитывать три
о бстоятельств а:
. У малоресурсных конструкций, свойственных поршневым
Срок службы
Рис. 5. 8. Масса конструкции кар-
касных агрегатов планера в зави-
симости от срока службы (алю-
миниевые сплавы)
самолетам
(7=10 000 ... 15000 летных часов),
уровень наибольших напряжений, оп-
ределяемых явлениями потери устойчи-
вости, обычно не превышает (0,75 ...
0,80) аа. У околозвуковых реактивных
самолетов такие же напряжения состав-
ляют (0,80... 0,95) (Ув.
2. Средний уровень напряжений в
каждой конструкции (т. е. с учетом их
изменения вдоль хорд и размаха крыла,
длины и периметра фюзеляжа) всегда
значительно ниже максимальных зна-
чений.
3. Сильнонагруженные растянутые
элементы в каркасной части планера со-
ставляют не более 25 ... 30% ее массы
(поскольку масса панелей и стыковых
узлов в крыле равна 50 ... .60% массы
крыла, а в фюзеляже 35... 45% его
массы).
С учетом этих замечаний зависимость массы каркасных частей планера от
их ресурса представлена на рис. 5.8.
Таким образом, с весовой точки зрения проблема усталости, достаточно
сложная, по существу, не вызывает особых затруднений. Следует также иметь
в виду, что усталостная прочность конструкции может быть повышена упроч-
няющими методами обработки материалов, применением специальных покрытий
(органическими смолами), различными конструктивными средствами, в том чис-
ле с помощью автоматических устройств управления, уменьшающих перегрузки
от порывов воздуха в полете. У СПС эффективным средством уменьшения
усталостных нагрузок является также полет иа больших высотах (18...
...20 тыс. км), т. е. в относительно более спокойном воздухе.
5.1.4. Определение взлетной массы СПС
Для определения /п0 СПС может быть рекомендован обычный метод отно-
сительных масс. При этом нужно особо точно определять компоненты расчет-
ного уравнения^ (2.3). Поскольку для современных СПС характерны весьма низ-
кие значения тк. н = 0,07...0,08, ошибка в вычислении знаменателя этого урав-
нения, например,_на 0,04 может привести к изменению то в 2 раза. Поэтому сле-
дует значение тт брать из результатов детального аэродинамического расчета,
а для определения других компонентов (тк. пл, тс. у, тоб. Сн) проводить спе-
циальные расчетные и компоновочные исследования. Успех весового проектиро-
вания СПС во многом будет зависеть от организации весового контроля, на-
правленного на выдерживание запланированных значений относительных масс.
Структура масс современного СПС (£=6000... 6500 км, то=170...180 т,
М=2 ... 2,5) характеризуется следующими цифрами: тк. н=0,065 ... 0,08; тт =
=0,45 ...0,5; тк. пл=0,20...0,22; 7пс.у=0,12...0,15; 7иоб. сн=0,100 ... 0,105;
тпуст =0,51. Они свидетельствуют хотя и о высоком, но еще недостаточном
уровне весового совершенства. В течение ближайших лет предвидится улучшение
этих данных до значений тпуСт=0,48; шт=0,46; тк, н=0,095. Это будет достиг-
нуто облегчением планера, оборудования, уменьшением удельного расхода и
аэронавигационного запаса топлива от 0,096 до 0,066 т0.
267
Для предварительной оценки величины тк. пл можно использовать данные
рис. 5. 9. Кривые на рис. 5. 9 выражаются уравнением
- 0,1
тек.пл— р * (5.3)
1 _ в е^°
где p — mjs (кг/м2).
Кривая А (В=0,8) соответствует обычным конструкциям с прямыми крыльями;
кривая Б (В=0,9)—конструкциям с крыльями, у которых угол стреловидно-
сти х=30...35°; кривая В (В=1,0)—конструкциям сверхзвуковых самолетов
с углом стреловидности крыла х=55...60° и кривая Г (В=0,7) — конструкци-
Рис. 5.9. Относительная масса планера в зависимости от
удельной нагрузки на крыло:
1—самолет Можайского (1882 г.); 2—самолет братьев Райт (1903 г.);
3—мускулолеты; 4—спортивные планеры;
ф —самолеты с прямыми крыльями; О—самолеты со стреловидными
крыльями; А—самолеты типа «бесхвостка> с крыльями малого удли-
нения
ям с крыльями высокого конструктивно-весового совершенства. Сюда относятся
крылья СПС малого удлинения, с применением монолитных и трехслойных кон-
струкций, а также некоторые прямые крылья с особо выгодной геометрией, ма-
лым числом вырезов, разъемов и т. п. [подробнее об уравнении (5.3) см.
2.4.3]. _
Для предварительной оценки тс. у можно использовать обычные методы,
а также данные 5.1.8. Для оценки moe. сн пригодны обычные методы.
5.1.5. Определение массы крыла СПС
Масса прямого крыла для СПС может быть рассчитана по обычным форму-
лам с поправкой на влияние температуры (табл. 5.1). При использовании тита-
на и стали поправочный коэффициент в ряде случаев может быть принят kt =
= 1,0 (см. 5.1.2).
Масса треугольного крыла. Силовая работа треугольного крыла значитель-
но сложнее, чем крыла обычного удлинения: изгиб в плоскости YZ дополняется
изгибом в плоскости YX из-за большой протяженности крыла в этом направ-
268
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Ленин и влияния изгиба фюзеляжа. Действует также большой крутящий момент
из-за значительного, как правило, несовпадения оси жесткости крыла и линии
центров давления. Этот момент вызывает значительные сдвиги в обшивке. Ма-
лый размах крыла, сравнимый с хордой заделки, обуславливает стесненный ха-
рактер кручения, что вызывает дополнительные нормальные силы в обшивке и
стрингерах.
5.1. Коэффициенты kt к формуле (5.4) [4]
Материал 100° С 150° С 200° С
Обычный (сплав типа Д16) 1,030 1,060 1,140
Жаропрочный сплав (типа Д18) 1,015 1,050 1,100
На относительно легких самолетах возможно применение. однолонжеронной
силовой схемы крыла с внутренним под-
косом или без него (рис. 5.10).
Работа такого крыла подобна ра-
боте стреловидного. И его масса может
быть определена как для крыла с услов-
ным стреловидным кессоном. При этом
из-за относительно большей площади
носков и хвостовой части крыла, нагру-
женных большими изгибающими момен-
тами в плоскости оси X, они будут более
тяжелыми. По мере роста нагруженно-
сти крыла, вызывающей необходимость
установки нескольких сходящихся лон-
жеронов, указанная силовая схема ста-
новится нецелесообразной и заменяется
схемой с несколькими лонжеронами,
перпендикулярными борту самолета. На
тяжелых самолетах вместо этой много-
понжеронной конструкции выгоден мно-
голонжеронный кессон.
При приближенном расчете на проч-
ность такое крыло может рассматривать-
ся как прямое. Однако полученные при
Рис. 5. 10. Силовые схемы крыльев
малого удлинения:
а—однолонжеронное крыло с внутренним
подкосом; б—многолонжеронное крыло
с параллельными лонжеронами; в—кессон-
ное, многостеночное крыло
этом потоки сил и напряжения в пане-
лях на самом деле будут лишь осевыми компонентами действительных потоков
и напряжений, траектории которых на плановой проекции крыла из-за наличия
больших сдвигов вдоль оси X направлены под углом к осям лонжеронов (пунк-
тирная линия на рис. 5.10, в). Этот угол наклона на концах крыла достигает
30° и уменьшается при приближении к борту фюзеляжа. Следовательно, дейст-
вительные силы в панелях будут больше, чем расчетные; соответственно должна
быть больше и масса панелей. По данным [24] это увеличение массы составляет
15... 30 %. По аналогичным же причинам увеличивается масса стенок лонжеро-
нов и нервюр. Нервюры крыла малого удлинения, кроме того, дополнительно
нагружаются из-за участия крыла в изгибе фюзеляжа. По данным [25] напря-
жения Ох в обшивке и поясах нервюр около борта фюзеляжа из-за этой до-
грузки могут вырасти на 30...40%, что тоже увеличит их массу.
Предварительно массу крыла малого удлинения можно определить с помо-
щью статистического графика (рис. 5.11). При этом, однако, следует иметь в
виду геометрические особенности таких крыльев (рис. 5.12).
269
Формула Бадягина (4] для крыла малого удлинения:
Г / /2 S \ S 1
+ 4-6^) + ~ + °"00214]’ <5-4>
где kt — температурный коэффициент (см. табл. 5.2); сСр — средняя относитель-
ная толщина крыла, сСр= (со+ск)/2; S — расчетная площадь крыла. Все изме-
рения в кг, м.
Рис. 5.11. Зависимость массы
треугольного крыла от его рас-
четной площади
Рис. 5.12. Классификация
площадей крыла малого уд-
линения:
/—теоретическая площадь (пунк-
тирная линия); 2—расчетная
площадь (сплошная наружная
линия); 3—конструктивная пло-
щадь: площадь, занятая об-
шивкой (заштрихована)
Формула Козловского более детально учитывает индивидуальные особенно-
сти крыла малого удлинения:
0,43 %прт0/2 ар <р6прт0/ Л „
Шкр “ ТТ —777— + ~ —777— + 9’55s + (ак.ф+адв+аш+апр) т0. (5.5)
104 н6 104 Нс
Здесь Яб — максимальная высота кессона крыла у борта фюзеляжа. Первый член
формулы (5.5) — это масса кессона крыла (панели, стенки, нервюры, техсоеди-
нения). Коэффициенты а учитывают: ар — разъемы (ар = 1,45 для бортового
разъема и 0,82 для разъема посредине полуразмаха); ак. ф— сочленение с фю-
зеляжем, ак. ф=0,0025; адв — сочленение с двигателями, адв=0,0044; аш — со-
членение с шасси, аш=0,0070; апр — прочие установки, «пр=0,0015. Все изме-
рения в кг, м. Ресурс конструкции 45 000 ч.
В более ответственных случаях целесообразно йспользовать поэлементный
Насчет, т. е. определить внешние нагрузки крыла и массы его основных частей,
[ример такого расчета дается в 5. 1.6. Разумеется, силовая масса крыла малого
удлинения может быть определена расчетом на прочность. Сложность этой зада-
чи, однако, позволяет ее решить лишь с помощью ЭВМ.
5.1.6. Пример расчета массы крыла
Для примера выбрано крыло самолета типа «Конкорд» (рис. 5.13) с исход-
ными данными, приведенными в табл. 5. 2.
270
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
5.2. Характеристики гипотетического самолета типа «Конкорд»
(м, м2, кг, даН, ч)
Наименование характеристики —“ е Численное значение
Взлетная масса т0 180000
Расчетная перегрузка Пр . 3,35
Число М полета * М 2,05
Площадь крыла теоретическая * ST 357
Площадь крыла расчетная S 420
Площадь кессонной части крыла $кес 263
Площадь носков крыла 5н 17
Площадь передней части крыла 5п.Ч.К 62
Площадь отъемной части крыла •%.4.к 72
Площадь элевонов 5эл 43
Размах крыла * 1 25,5
Бортовая хорда крыла Ьб 31,3
Бортовая хорда кессона крыла В6 11,35
Относительная толщина крыла корневая * Ср 0,0297
Относительная толщина крыла у разъема * Ср 0,0215
Максимальная высота крыла у борта Максимальная высота кессона у борта Минимальная высота кессона у борта Нб max 0,930 0,865 0,250
Длина фюзеляжа * 61,6
Высота фюзеляжа * Яф 3,32
Ширина фюзеляжа * Вф 2,88
Эквивалентный диаметр фюзеляжа * d$ 3,1
Удлинение фюзеляжа * ^ф 20
Поверхность фюзеляжа <$ф 525
Ресурс планера * Т 45000
Тяга двигателей 4^0 72000
* Характеристики, отмеченные «звездочкой», по данным печати [57, 67]
соответствуют самолету «Конкорд», остальные — предположительны.
В табл. 5.3 определен разгружающий момент от массовых сил (п— 1) в
двух сечениях крыла.
В табл. 5.4 выполнены остальные расчеты в соответствии с указаниями 4. 1
и 4. 2. Расчет площадей набора панелей кессона у борта фюзеляжа вынесен в
силу его специфичности е табл. 5. 5.
Кессон крыла малого удлинения и большой площади имеет значительную
ширину. Высота кессона резко меняется вдоль его ширины (см. рис. 5.13). Пере-
менна вдоль ширины кессона и величина изгибающего момента. Поэтому для
нахождения площадей панелей кессона он условно разбивается на 5 зон и пло-
271
5.3. Расчет момента разгрузки крыла
Наименование грузов 2m m z m^z
Бортовое сечение
Конструкция крыла 17 600 — — —
Конструкция крыла в потоке 15 400 7 700 2,9 22 000
Оборудование в крыле 1000 500 6,5 3 240
Двигатели с агрегатами 15200 7 600 4,24 32 200
Мотогондолы с оборудованием 4 600 2 300 4,24 9750
Шасси 5 400 2700 0,7 1910
Топливо в поточной части крыла 67 000 33 500 2,8 93500
Итого: — 54300 3,0 162 600
Сечение по разъему z=0,565
Конструкция отъемной части крыла 2 000 1000 1,8 1 800
Топливо в ОЧК 5 000 2 500 1,8 4500
Оборудование в ОЧК 400 200 1,8 360
Элевоны ОЧК и их установка 600 300 1,8 540
Итого: 8 000 4 000 1,8 7 200
Примечание. 2m; m— масса на крыло (самолет) и ветственно; z — координата, отсчитанная от соответствующе рону конца крыла. полукрьи то сеченш то соот- я в сто-
щадь набора панелей определяется для каждой зоны отдельно. Расчетный из-
гибающий момент распределяется
между зонами пропорционально на-
грузке и их жесткости, т. е. пропор-
ционально их площадям и квадратам
длины. В каждой зоне пощадь набо-
ра находится по модифицированной
формуле (4.16)
Рис. 5. 13. Схема крыла для расчета пло-
щади набора в бортовом сечении кессона
Si
2М,
Н iaiрасч
«/е0Ь
в которой Е0 учитывает потерю стро-
ительной высоты только из-за тол’ди-
ны панелей, поскольку кривизна их
незначительна (ео=1,О1 ... 1,04), Н=
= (Я1+Я2) 12 — средняя высота от-
сека у борта фюзеляжа; Ofрасч— на-
именьшее значение, из окр и оуСт,
принимаемое в расчет.
272
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
5.4. Расчет массы крыла
Наименование характеристики Расчет характеристики Резуль- тат
Силовые характеристики бортового сечения
Момент воздушных сил, 1/4 Mg(70npZ= 1/4*0,32 (180* 103-93Х 1230*103
даН-м Х0,1) 3,35 -25,5
Момент разгружающих сил *, даН-м nplPzz/=3,35- 162600 545*103
Расчетный момент, даН-м (1230—545) 103 685-103
Коэффициент разгрузки 685/1230 0,555
Площадь набора панелей2 $б, см2 1156
Силовые характеристики сечения по разъему
Мом-ент воздушных сил, 1/4Л4р<70пр/=1/4-0,08 (180-103-9.8Х 307-103
даН-м X 0,1 >3,35-25,5
Момент разгружающих сил *, даН-м пр1Р|г/=3,35-7200 24*103
Расчетный момент, даН-м (307—24) 103 283-103
Индекс интенсивности, даН/см2 М/ЯВ£=283000/0,3-1135-60 14
Критические напряжения3, даН/см2 2300
Напряжения растяжения, даН/см2 2640
Площадь набора панелей sp, (2М/Яа) (2-283000/0,3-2300)X 1000
см2 ХО,93 -1,31 Массы, кг
1. Панели шп l,2os6Z$p= = 1,2 (2,85-10-3) 1156-2550-0,75 7500
2. Стенки, нервюры, соедине- ния 0,35/ип=0,35 -7500 2620
3. Разъем 0,75$р=0,75-1000 750
4. Элевоны тэл 4'эл$эл=19'43 820
5. Установка элевонов 0,8тэл=0,8-820 655
6. Носки крыла 0н$и=28* 17 475
7. Сочленение с шасси О,ОО7то=0,007-180000 1260
8. Сочленение с фюзеляжем О,ОО25/ио=О,ОО25-180000 450
9. Сочленение с двигателем 1 0,044/пс.у=0,044 (15200 +4600) 700
10. Передняя часть крыла ^п.ч.к$п.ч.к=36*62 2350
11. Прочее ~ 0.01/пкр 120
Итого, крыло в целом 17700
1 См. табл. 5.3; 2 См. табл. 5 .5 3 См. рис. 4.5.
273
При этом,если «расЧ = вкр, то и= -----------> 0,925; если арасЧ = ауст, то
1 4- ауст/акр
2
« = ------------ >0,925.
1 4- Скр/Суст
В качестве материала панелей рассматривается сплав типа RR58, применен-
ный на «Конкорде» и сходный по характеристикам с обычными алюминиевыми
сплавами, но более стабильный по температуре (см. рис. 5.4). Для этого сплава
<ТуСТ=0,63 ов=2640 даН/см2 (исходя из срока службы 45000 ч, см. рис. 5.7).
Значение <тКр определяется по рнс. 4.5. Значения L берутся по статистике.
5.5. Расчет площади набора в бортовом сечении кессона крыла
Лонжероны № 3 4 5 6 7 8
Высота лонжерона у борта Нл (м) 0,865 0,770 0,665 0,530 0,390 0,250
Зоны № Средняя высота у борта Н (м) Ширина В (м) Длина 1 (м) ВР (м3) ВРГЯВР Изгибающий момент 7ИР MJHBL (даН/см2) Критические напряжения аКр (даН/см2) Растягивающие напряжения ауст (даН/см2) Напряжения для расчета орасч (даН/см2) и е 2МР , „ S= ——-— «е (см2) *т°Расч Примечание. Схема крыла пок пряжения берутся с рис. 4. 5 (кривая 2 =0,6 м. 1 0,815 3,1 7,3 165 0,184 126000 8,3 1400 2640 1400 0,925 1,01 205 .азана !); расе 2 0,717 2,09 8,0 123 0,137 93600 10,4 1700 2640 1700 0,925 1,01 144 на рис зтояние 3 0,597 2,09 8,95 167 0,187 128000 17,2 2320 2640 2320 0,93 1,02 175 . 5.13; межд 4 0,46 2,3 10,1 234 0,262 180400 28,4 2900 2640 2640 0,95 1,025 288 крити у нервь 5 0,32 1,77 10,8 206 0,230 157000 46,4 3150 2640 2640 0,91 1,03 343 ческие орами 2 11,35 895 1,0 685000 1156 на- L=
Характерным для крыла малого удлинения является высокое значение ко-
эффициента распределения £р=0,8, которое объясняется следующими особенно-
стями крыла:
а) необычно резкое уменьшение строительной высоты кессона по направле-
нию от борта к концу крыла;
б) заметное увеличение в том же направлении коэффициента е, из-за пере-
хода от трапециевидной формы у борта фюзеляжа к форме почти полного крылье-
вого профиля на конце крыла. В последнем случае, как известно, е0, учитываю-
щий только форму рабочего контура, имеет минимальное значение «1,5 (см.
рис. 4.4).
274
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Значение £р=0,75 найдено эмпирически, но оно и легко рассчитывается, до*
статочно сравнить площади панелей в месте разьема крыла (1000 см2) и
1156 см2 у борта.
Масса разъема крыла (увеличение массы регулярной конструкции из-за
разъема) определяется формулой (4.58): Amp=A:pSp.
Определение остальных элементов массы крыла ясно из табл. 5.4, в кото-
рой использованы статистические коэффициенты и значения удельных масс, ос-
нованные на данных 4. 2.
Значение удельной массы для передней части крыла — дач.к найдено в
соответствии с принципом плавности (см. 4.2.1) как средня# арифметическая
по формуле;
Я кос. + 2<7фюз + Як&с
О'п.ч.к = й
(А'фюз удваивается, чтобы обеспечить сопоставимость с с/иос и qK6C. Определение
?Фюз см. 5.1.8).
Для нахождения ^кес используем данные расчета в табл. 5.4, причем в мас-
су кессона включаются только те элементы, которые характерны и для ПЧК
(пп. 1, 2, 8)
* 7500 + 2620 + 450
9кес “ 263
28 + 2-23 + 40,5
^п.ч.к — о
= 40,5 кг/м2;
= 38,0 кг/м2.
Приведенный пример показывает некоторые тонкости весового расчета,
обычно остающиеся скрытыми при использовании формул, определяющих массу
агрегата в целом. Из этого примера, в частности, следует, что массы крыльев
малого удлинения, разных внешних форм и с разным_ положением кессонов, да-
же при одинаковых основных параметрах (mo, S, %, с и т. д.), будут отличаться
друг от друга, чего формулы для агрегатов учесть не могут. Удовлетворительное
совпадение результатов поэлементного расчета массы крыла самолета типа
«Конкорд» с результатами, полученными ниже по формулам, объясняется тем,
что эти формулы «настроены» на особенности именно таких крыльев.
Расчет массы крыла самолета типа «Конкорд* по формуле (5.4):
Г 3,35-0,555-25,5
/пкр= 1,05-7-180000
25,52
420
4-4,6
420 \
25,52 J +
420 1
+--------+ 0,00214 = 17000 кг.
180000 I
(Значение <р=0,555 взято из поэлементного расчета (см. табл. 5.4), прочие ис-
ходные данные см. табл. 5.2).
Расчет по формуле (5.5):
_ °»430,555-3,35-180000-25,52 0,82 0,555-3,35-180000-25,5
ткр ” 104 0,93 + 104 0,93 4
+ 9,55-420 + (0,0025 + 0,0044 + 0,007 + 0,0015) 180000 = 17400 кг.
5.1.7. Расчет массы фюзеляжа СПС
Величина массы фюзеляжа СПС традиционной схемы (т. е. с хвостовым
оперением) в первом приближении может быть определена по формулам для
дозвуковых самолетов или по формуле Бадягина [3]:
тф = 0 ,ОО25Хфто+6^Хф + 5rfJ + 400М + 500 + 0,0125mo- (5.6)
275
Расчет массы фюзеляжа самолета бесхвостсвой схемы типа «Конкорд» или
«утки» можно выполнить по этой же формуле, если коэффициент при первом
члене уменьшить до 0,00212 или с помощью следующих формул Козловского:
тф = -7—-----—— + 0,009/no + 4,78ф + 170^ф; (5.7)
111° Пф
Шф=/ (Йф) 8Ф + О,О125аио + о, 15тк.н + 0,9-10-3^, (5.8)
где f (йф) = 4ф 4- 3,5, если йф < 4,0 м и / (сГф) = 2^ф, если </ф > 4,0 м.
Особенность указанных фюзеляжей состоит в том, что максимальный изги-
бающий момент у них развивается не на хвостовой части фюзеляжа, а на пе-
редней Он может быть найден по формуле
ЛГ = и р 2 niiXi — Л4кр ± Л4Г.О,
где пр — расчетная перегрузка в случае A'; пц, Xi — массы грузов, расположен-
ных в носовой части фюзеляжа (включая конструкцию фюзеляжа и часть крыла),
и их плечи относительно расчетного сечения; Л4Кр — разгружающий момент от
воздушной нагрузки части крыла, находящейся впереди расчетного сечения;
Л4г.о — момент от передне!о ГО (в схеме «утка»).
Для целей весового расчета можно в качестве расчетного сечения прини-
мать 1-й лонжерон кессона крыла, а массу части крыла и момент от воздушной
нагрузки на него не учитывать.
Взлетно-посадочные случаи для фюзеляжа «утки» и «бесхвостки» обычно не
являются расчетными, так как на сравнительно короткой хвостовой части боль-
шие моменты не могут развиться, а носовая часть разгружается реакцией пе-
реднего шасси и нагрузкой на ГО.
Вследствие указанного у самолетов «утки» и «бесхвостки» изгибающий
момент может оказаться примерно в 1,5... 2 раза меньше, чем у самолета тех
же размеров со стреловидным крылом. По этой причине поверхностная плотность
конструкции фюзеляжа «утки» и «бесхвостки» не отличается от значений, свой-
ственным тяжелым дозвуковым самолетам (т. е. 20... 24 кг/м2), хотя удлинение
фюзеляжа у СПС достигает значения %ф = 19...21 вместо %ф = 7... 13 у дозву-
ковых самолетов.
5-1.8. Пример расчета массы фюзеляжа
Для примера выбран фюзеляж самолета типа «Конкорд» (рис. 5.14 и табл.
5.2). Расчет по формулам (5.6), (5.7), (5.8) дает следующие результаты:
/пф=0,00212 • 20-180 000+6-3,12 20+5 • 3,13+400 • 2,05+500+0,0125 • 180 000=
= 12 520 кг;
1,15 180000-3,35-61,62
тф = —-•---------—--------— + 0,009-180000 + 4,7-525 + 170-3,1 = 12550 кг;
10° 3,32
тФ=6,6-525+0,0125 • 180 000+0,15 • 12 000+0,9 • 10~3 20 • 5252= 12 500 кг.
В табл. 5.6 найден изгибающий момент фюзеляжа при единичной перегрузке.
Поэлементный расчет массы фюзеляжа выполнен в табл. 5.7.
Расчетные напряжения, найденные из условий устойчивости (2880 даН/см2),
корректируются исходя из требований усталости. Поскольку у материала RR58
ив=4200 даН/см2, то для верхней растянутой панели фюзеляжа можно допус-
тить ор=0,63 Ов=2640 даН/см2 (см. рис. 5.7, при ресурсе 45 000 ч). Следова-
тельно, так же, как и для крыла (5.1.6). определяется
_ 2Л1р .____________2_______________2
S° ~ Яфвр“в; “ “ 1 + «кр/вуст “ 1 + 2880/2640 = °’ 55’
Площадь набора в расчетном сечении проверяется на соответствие требова-
ниям герметичности (4.1.5). По этим требованиям толщина обшивки должна
276
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
5.6. К расчету изгибающего момента фюзеляжа
Наименование грузов т, кг х, м /П£Х, даН-м
Конструкция фюзеляжа 6250 16,3 102000
Передняя нога шасси 1150 11,3* 13000
Экипаж 300 22,8 6800
Кресла экипажа 70 22,8 1600
Управление в кабине экипажа 350 23,8 8350
Управление в фюзеляже 1000 15,8 15800
Кресла пассажиров Теплоизоляция, кондиционирование Пассажиры 830 1600 7300 9,3 119850
Пассажирское оборудование Оборудование в фюзеляже Оборудование в кабине экипажа 1000 2200 2000 ’ 20,8 41600
Итого: 24050 309000
Рис. 5.14. Общий вид самолета «Кон-
корд»
Рис. 5. 15. К расчету массы панелей
фюзеляжа. Диапазон возможного ко-
лебания толщин обшивок, определяе-
мых изгибом, заштрихован
быть боб—1,0... 1,2 мм. При площади набора so=372 см2 приведенная толщи-
на панелей бПр=3,82 мм. При этом максимально возможная толщина обшивки
боб= (0,5 ... 0,6) бПр= 1,91 ... 2,28 мм. Построением упрощенной эпюры убежда-
емся, что боб, определенная из условий изгиба, практически удовлетворяет тре-
бованиям герметичности (рис. 5.15). В противном случае следовало бы соответ-
ственно увеличить толщину и массу обшивки.
Расчет остальных элементов фюзеляжа ясен из табл. 5.7.
277
5.7. Расчет массы фюзеляжа
Наименование характеристики Расчет характеристики Резуль- тат
Характеристики расчетного сечения
Расчетный момент1, даН-м npS<7zjc/=3,35-309000 1035-103
Индекс интенсивности, даН/см2 121M1HBL= 1,27 • 1035000/3,3 X X288-55 25,4
Критические напряжения 2, даН/см2 2880
Напряжения растяжения, даН/см2 2640
Площадь набора 2 so, см2 (2Л1///а)«е= =(2 -1035000/3,3-2640) 0,955 -2,04 465
Массы, кг
Панели тп е$(/ф£р.ф= (2,85-10-3) 465-6160-0,6 4900
Шпангоуты, соединения 0,29тп=0,29-4900 1420
Сочленение с оперением 0,25/non=0,25 • 1250 310
Сочленение с шасси О,ОО4то=О,ОО4-180000 720
Сочленение с крылом О,ОО35то=О,ОО35 • 180000 630
Сочленение с отклоняемым 0,2тНОс=0,2-500 100
носом
Фонари 540
Остекление салона 250
Полы пассажирские и багаж- 1700
ные
Двери, люки и гермоднища 1150
Установка оборудования и баков 300
Разное 480
Итого, фюзеляж в целом 12500
1 См. табл. 5.6; 2 См. табл. 4.5
5.1.9. Особенности расчета планера самолета интегральной
схемы
Интегральная схема (летающее крыло) обладает большими возможностями
для уменьшения массы планера.
Фюзеляж такого самолета при изгибе в плоскости XY в полете почти пол-
ностью разгружается нагрузками крыла, которые представляют для него не-
прерывную упругую опору. По данным проекта зарубежного самолета А-60
(то=147 400 кг, М=2,2; Z=23,5 м) изгибающий момент от шасси при посадке
278
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
(главное шасси крепится близко к борту фюзеляжа) в 5 раз превышает момент
в полете. Массовые нагрузки фюзеляжа в полете также разгружают крыло при
изгибе в той же плоскости XY. Кроме того, для такого самолета характерна
большая строительная высота крыла в корневом сечении и существенное умень-
шение общей смачиваемой поверхности самолета (на 10... 15% по сравнению с
самолетом-бесхвосткой с треугольным крылом). К сожалению, для гражданско-
го самолета реализация последнего преимущества затруднена, потому что гер-
метизация пассажирской кабины требует перегородок, отделяющих ее от осталь-
ных объемов крыла, заполненных к тому же топливом. Поверхностная плотность
этих перегородок, очевидно, не может быть меньше 10... 15 хг/м2 (при отсутст-
вии ьырезов).* '
Весовой расчет планера интегрального самолета осложнен из-за слияния
различных агрегатов в один. Можно рекомендовать следующие схемы расчета
планера.
Первая схема.
1. Определяется масса треугольного крыла по обычной методике, но рас-
сматривается крыло с протяженностью до оси самолета. Соответственно расчет-
ным сечением является не бортовое, а по оси самолета и вместо Мб берется Мо-
2. Отдельно находится масса пилотской кабины и хвостовой части фюзеля-
жа, т. е. определяются массы обшивки, шпангоутов, люков, фонаря и т. д.
3. Находится масса боковых герметичных стенок пассажирской кабины,
а также днищ, дверей, окон и т. д. (см. 4.2).
4. Полученные результаты суммируются.
Вторая схема.
1. Обычными методами находят массы условно разделенных частей планера
и определяют q (кг/м2).
2. Методом удельных измерителей находят массу планера, учитывая ре-
альную его поверхность.
Следует обратить внимание на возможное резкое изменение толщины кры-
ла вблизи оси самолета, весьма характерное для интегрального планера. При
наличии такого изменения следует определять моменты и площади сечения па-
нелей дополнительно в месте этого скачка и считать отдельно массы образовав-
шихся частей крыла с разной строительной высотой. По данным проекта А-60
масса планера самолета без шасси составляет 16,5%; при этом удельная масса
этой конструкции (отнесенная к смачиваемой поверхности самолета) равна при-
мерно 22... 23 кг/м2, т. е. на уровне СПС бесхвостой схемы или обычного до-
звукового самолета больших размеров. Поверхностная плотность конструктивной
поверхности самолета (т. е. с учетом внутренних боковых зашивок фюзеляжа)
будет меньше этой величины (примерно на 10%), что подтверждает сделанные
выше выводы о весовых преимуществах интегральной схемы.
5.1.10. Особенности расчета самолета с крылом изменяемой
в полете стреловидности
Самолет с крылом изменяемой стреловидности благодаря улучшению аэро-
динамических характеристик на дозвуковых режимах может при прочих ранных
условиях обладать меньшим относительным запасом топлива, меньшей тягово-
оруженностью и меньшей площадью крыла, чем самолет фиксированной геомет-
рии крыла. С другой стороны, усложнение конструкции крыла ведет к росту
массы крыла и пустого самолета, в некоторых случаях весьма значительному.
Обычно полагают, что при прочих равных условиях взлетная масса самолета с
крылом изменяемой стреловидности должна быть больше, чем у самолета с кры-
лом фиксированной геометрии. Однако имеет место и противоположное мнение.
Так, в иностранной печати указывается, что, применяя новый тип поворотного
узла (см. ниже), можно создать самолет, взлетная масса которого будет на 20%
меньше, чем у самолета с фиксированным крылом. Едва ли это утверждение
справедливо: изменение схемы поворота не настолько радикально, чтобы обес-
печить названное облегчение, но определенный выигрыш несомненен.
279
Можно утверждать, что принцип изменяемой стреловидности перспективен и
в будущем, видимо, получит широкое распространение. Пока же целесообраз-
ность применения этой схемы в каждом конкретном случае нуждается в тща-
тельном обосновании.
Взлетная масса самолета с крылом изменяемой геометрии определяется ме-
тодом относительных масс. При этом надо иметь в виду, что гис.у и тт умень-
шаются примерно на 10... 12% по сравнению с обычным самолетом. (Более точ-
ные значения этих величин берутся из аэродинамического расчета). Кроме того,
самолет с измененяемой стреловидностью может иметь повышенную удельную
нагрузку на крыло: на 15,.. 20% против самолета со стреловидным крылом и
примерно вдвое против самолета с крылом малого удлинения. С другой стороны,
есть факторы, вызывающие рост массы пустого самолета с крылом изменяемой
стреловидности. Причины роста массы*.
1. Разрез крыла в месте установки узла поворота, как всякий разъем или
вырез, требует перестройки силовой схемы, дополнительных конструктивных
элементов и стыковок.
2. Сам узел поворота, состоящий обычно из двух кронштейнов и оси пово-
рота с подшипниками, представляет собой испытывающую большие нагрузки
сложную подвижную конструкцию, от которой требуется повышенная точность
и надежность. Упомянутый выше новый тип поворотного узла (так называемая
виртуальная система поворота) имеет в отношении нагрузок на узел поворота,
а следовательно, и массы некоторые преимущества, но тоже достаточно сложен.
При этой системе поворотная часть крыла (ПЧК), поворачиваясь, одновременно
движется поступательно по линии полета, что обеспечивает меньшее перемеще-
ние фокуса и центра масс и, следовательно, меньшие нагрузки на ГО. Конструк-
тивно сочленение ГТЧК и НЧК (неподвижной части крыла) оформляется в виде
рельс и движущихся по ним ползунов или кареток, подобно сочленению с кры-
лом закрылков типа «фаулер».
3. Дополнительные затраты массы вызывают также обтекатели на НЧК,
закрывающие шарнир поворота, и дополнительные поверхности на ПЧК, пред-
назначенные предотвращать появление щелей при поворотах ПЧК.
4. У крыла с изменяемой геометрией увеличивается масса ПЧК, центропла-
на, и, соответственно, масса сочленения крыло — фюзеляжа из-за того, что
НЧК испытывает две системы нагрузок. При большой стреловидности крыло
воспринимает нагрузки, обычные для такого типа крыла, т. е. основная его часть
нагружена изгибом, а у борта фюзеляжа изгибающий момент раскладывается
на две компоненты. Одна трансформируется в крутящий момент, нагружающий
бортовую нервюру, другая изгибает центроплан. При малой стреловидности
центроплан оказывается нагружен большим изгибающим моментом, за счет
уменьшения компоненты крутящего момента. Однако вся НЧК, а не только
бортовая нервюра, оказывается нагружена кручением, хотя и меньшим по ве-
личине, чем в случае большой стреловидности.
5. Смещение фокуса и центра масс при поворотах крыла в общем случае
требует у самолета с изменяемой стреловидностью увеличения площади ГО и
соответствующего усиления хвостовой части фюзеляжа. Виртуальная система
поворота якобы лишена этого недостатка, что и обеспечивает ей некоторый
выигрыш в затратах массы.
6. Наличие механизма поворота ПЧК с дополнительной гидросистемой и
соответственным усилением конструкции крыла.
7. Наличие дополнительного автоматического оборудования для выдержи-
вания точных режимов поворота крыла, управления центровкой и т. д.
8. Усложнение систем самолета (топливной, управления и т. д.) в зоне шар-
нира для обеспечения гибких и герметичных соединений.
При предварительном определении увеличение массы пустого самолета из-
за причин, указанных в пп. 1 ... 8, может быть принято в размере (0,03... 0,05)
пг0 (меньшее значение — при положении оси шарнира на 0,33 полуразмаха, что
считается оптимальным; большее — при оси, расположенной у борта фюзеляжа;
максимальное значение — по некоторым зарубежным данным — 0,07 то).
280
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
При определении масс частей крыла можно воспользоваться следующими
формулами.
Увеличение массы, вызванное причинами, указанными в пп. 1 ... 4, можно
определять по формуле
Л^ш5р= (5... 7) s шар, (5.9)
где Дтшар — увеличение массы из-за шарнирного соединения, $шар— площадь
панелей кессона целого крыла в сечении, проходящем через ось поворота, см2
(по одну сторону от оси самолета).
Заметим, что такое определение тшар аналогично определению массы разъ-
емов крыла Гем. формулу (4.58)], поскольку шарнирный узел аналогичен разъе-
му, но представляет собой сочетание подвижного разъема как бы с несколькими
неподвижными.
Увеличение массы из-за оперения составляет примерно 0,01 то. Масса меха-
низма поворота с источниками энергии и креплениями в первом приближении мо-
жет быть найден по формуле
з ,_____
^мех ~ (40. . .60) ТИп.ч.К» (5. Ю)
где тп.<к — масса поворотных частей крыла, кг. Величина массы прочих утяже-
лений может приниматься в размере (0,003 ... 0,004) то-
5.1.11. Масса силовой установки СПС
Укрупненно массу силовой установки СПС можно найти по формулам:
тс.у=1,9 /Пдв — при коротких подкрыльевых гондолах типа самолета «Кон-
корд»; тс.у=2,25 /Идв — при длинных гондолах типа самолета Ту-144.
Если рассматривать массу силовой установки без систем (я:'у), что бо-
лее правильно, поскольку масса систем зависит от массы двигателей лишь от-
части, то соотношения будут следующие: ги = (1,3... 1,5) тдв при коротких
гондолах и тс у =(1,8... 1,9) игдв при длинных гондолах.
При детальных расчетах следует иметь в виду следующие особенности.
1. Масса капотов, каналов, перегородок существенно зависит от площади
их реальных конструктивных поверхностей. Поэтому последнюю следует опре-
делять возможно более точно.
2. Для каналов круглой формы с диаметром 1,0... 1,2 м при М=2 ...2,2
</кан~8... 9 кг/м2. Поверхностная масса канала пропорциональна его диаметру
и давлению, которое закономерно меняется в зависимости от числа М. При дру-
гих параметрах канала qK находится по формуле
9каи ~ (4 + 1,5М) 6?каи> (5.11)
где М — число М; ?кан — диаметр канала, м.
3. Для капотов ^к&п=14... 15 кг/м’ (с учетом вырезов для перепуска воз-
духа и других регулирующих устройств). Такое же значение q сохраняется для
силовых внутренних перегородок. Для несиловых перегородок q=%... 10 кг/м2.
4. Каналы плоской формы обычно конструктивно сопрягаются с капотами
воздухозаборника в одно целое и таким образом получают значительное под-
крепление. Это позволяет и для плоских каналов принимать <7иан = 8...9 кг/м2,
сохраняя для капота </=14... 15 кг/м2 и условно рассматривая обе конструкции
отдельно. Таким образом, суммарное значение qK, приведенное к поверхности
только канала или только капота, в этом случае равно 22... 24 кг/м2. Для под-
вижных панелей в каналах </ = 20 ... 30 кг/м2.
5. Приведенные в пп. 2, 3, 4 значения q учитывают применение для каналов
и капотов титановых и стальных сплавов в виде тонкостенных гофровых свар-
ных конструкций. Применяя сотовые конструкции, можно уменьшить q на
25 ... 35% и более.
Топливная система СПС должна отвечать высоким требованиям в отношении
массы, центровки самолета, надежности и эксплуатационной технологичности.
10 2280 * 281
Выполнение этих требований наталкивается на следующие трудности, потенци-
ально ведущие к увеличению массы системы.
1. Большой запас топлива на СПС и известный дефицит объемов в сочета-
нии с жесткими центровочными требованиями (см. т. 2) заставляют интенсивно
использовать под баки все свободные объемы крыла, фюзеляжа и даже опере-
ния, из-за чего топливная система получается большой протяженности и повы-
шается опасность вибрационных разрушений трубопроводов.
2. Высокий расход топлива (2-104—2,5-104 кг/ч вместо 4‘103—5 • 103 кг/ч
на дозвуковых реактивных самолетах) требует применения очень мощных насо-
сов большого давления и больших диаметров трубопроводов (до 100... 120 мм,
т. е. в 4 ..5 раз больше, чем обычно).
3. Нагрев топлива при низком окружающем давлении заставляет вместо от-
крытой системы дренажа применять более тяжелую закрытую, с наддувом и по-
дачей нейтрального газа.
4. Из-за большой емкости и протяженности топливной системы при жестком
лимитировании времени усложняются и утяжеляются системы заправки и ава-
рийного слива.
5. Вводится новая сравнительно с дозвуковыми самолетами система балан-
сировочной перекачки топлива с мощными насосами и трубопроводами большо-
го диаметра.
Тем не менее относительную массу топливной системы СПС (тт.с/тт) уда-
ется сохранить на уровне дозвуковых самолетов, правда, при несколько боль-
ших величинах гмт.
Достигается это, в основном, применением кессон-баков, системы расходных
баков, специальных насосов, арматуры и т. п.
В отличие от обычных систем, при которых топливо из каждого бака в со-
ответствии с установленным порядком расхода подается в двигатель, на СПС
предусматриваются специальные расходные баки, непосредственно питающие
двигатели и пополняемые из остальных баков.
Расходные баки (их число равно числу двигателей) располагаются вблизи
двигателя в теплозащищенной зоне и обладают большой емкостью. Это обес-
печивает надежность питания двигателей при различных эволюциях и перегруз-
ках самолета (в плоских тонких крыльевых баках возможно, например, оголе-
ние насосов), и повышает общую надежность системы питания, так как боль-
шая емкость расходных баков и их связь со всеми баками самолета обеспечи-
вает постоянный запас топлива непосредственно перед двигателями. Этим же
удовлетворительно решается вопрос ограничения температуры топлива перед
двигателями, так как в расходном баке перемешивается топливо из разных ба-
ков, его легче защитить от нагрева или даже специально охлаждать.
Система с расходными баками позволяет мощные насосы высокого давле-
ния ставить только в этих баках, а в остальных применять менее мощные под-
качивающие насосы низкого давления. Это уменьшает массу насосов, длину и
массу трубопроводов и затраты энергии. В качестве подкачивающих возможно
применение струйных насосов [35]. Как известно, эти насосы обладают малым
значением массы, но и низким КПД. Однако специфика СПС позволяет исполь-
зовать их достаточно эффективно. Дело в том, что производительность подкачи-
вающих насосов на двигателях СПС полностью используется в течение очень
незначительного времени. В остальное время они обладают избытком произво-
дительности, которая может быть отдана струйным насосам. Анализ показывает
весовое преимущество струйных насосов цри коротких топливных магистралях,
в частности, для подкачки топлива.
Для СПС обязательно также резкое уменьшение количества несливаемого
и невырабатываемого топлива, что достигается выбором мест установки насо-
сов и специальной конструкцией кессон-баков.
5.1.12. Расчет массы оборудования СПС
Формально расчет массы оборудования СПС может быть выполнен по фор-
мулам для дозвуковых самолетов. Полученные при этом результаты будут при-
282
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
мерно правильно отражать и полные затраты массы на оборудование, и их
структуру. Однако следует иметь в виду, что трактическая реализация расчет-
ных данных, которые обоснованы главным образом закономерностью относи-
тельных масс, нуждается в специальных конструкторских мероприятиях таких,
как применение облегченных аппаратуры, электропроводки, теплоизоляционных
и отделочных материалов, электросистемы переменного тока высокого напря-
жения, гидросистемы высокого давления и т. п.
Детальное сравнение оборудования дозвукового и сверхзвукового самолета
показывает необходимость резкого роста весовой эффективности оборудования
СПС (для некоторых видов в 1,5 ... 2,0 раза).
5.2. ОСОБЕННОСТИ ВЕСОВОГО РАСЧЕТА САМОЛЕТА С УПРАВЛЕНИЕМ
ЛАМИНАРНЫМ ОБТЕКАНИЕМ
Управление ламинарным обтеканием самолета (УЛО) достигается путем
принудительного отсоса пограничного слоя с поверхности самолета и имеет ряд
как положительных, так и отрицательных последствий. Положительные
последствия:
1. Уменьшение сопротивления и соответствующее увеличение аэродинами-
ческого качества самолета. Индекс роста аэродинамического качества в зависи-
мости от объема ламинаризации имеет следующие значения: ламинаризация
крыла 1,5, ламинаризация крыла и оперения 1,6... 1,7, ламинаризация всего са-
молета 2,5... 2,6.
2. Вытекающее из п. 1 уменьшение потребной тяговооруженности в крей-
серском полете и, следовательно, массы двигателей и силовой установки в це-
лом (при умеренной ламинаризации на 25 ... 30%).
Отрицательные последствия:
1. Рост сопротивления и массы крыла из-за необходимости увеличить его
удлинение или площадь, диктуемой следующими соображениями. Как известно;
максимальное значение аэродинамического качества достигается при равенстве
профильного и индуктивного сопротивлений. Последнее у современных скорост-
ных самолетов обычно выше, чем профильное. Увеличивая SKp или %кр и умень-
шая тем самым индуктивное сопротивление, можно добиться указанного ра-
венства. Увеличение SKp, кроме того, улучшает взлетно-посадочные характерис-
тики в условиях пониженной тяговооруженности, и уменьшая в полете потреб-
ные значения су, способствует устойчивости ламинарного обтекания. Отмеченное
увеличение площади крыла в зависимости от конкретных условий может сос-
тавлять от 10... 15 до 30 ... 50%.
2. Связанное с ростом площади крыла увеличение площади и массы опе-
рения, а также остальных частей планера.
3. Дополнительный расход топлива на привод отсасывающих устройств от
маршевых двигателей или работу автономных устройств. Он составляет, в за-
висимости от уровня ламинаризации, 5 ... 20% основной величины.
4. Дополнительное сопротивление, вызываемое установкой отсасывающих
устройств.
5. В случае глубокой ламинаризации и оптимизации самолета ему прида-
ются максимально обтекаемые формы (веретенообразный фюзеляж, не имеющий
цилиндрической части, крупные зализы и т. д.). Это может вести к дополнитель-
ному увеличению поверхности (до 20%) и соответствующему увеличению массы
планера.
6. Увеличение массы конструкций ламинаризуемых поверхностей как из-за
дополнительных устройств в обшивке, образующих отверстия для отсоса, так и
из-за придания им большей гладкости, жесткости, устранения уступов, неров-
ностей и т. п.
7. Дополнительная масса отсасывающих устройств и соответствующих ком-
муникаций.
В конечном счете ламинаризация у самолетов большой дальности (то—
= 150... 250 т; £ = 8... 10 тыс. км) приносит существенный положительный
эффект, который может быть реализован по-разному:
10*
283
увеличение на 50...70% тк:н при [/п0; У; £] = const;
уменьшение на 25...38% т.\ при [/пк,н; У; I] = const;
увеличение на 50...70% L при [ти0; тк,к\ У] = const.
Первые два способа являются наиболее выгодными экономически.
Взлетная масса самолета с УЛО при заданных тк.н и основных летных дан-
ных может быть определена методом относительных масс с помощью обычных
формул, в которых значения величин должны быть взяты с учетом отмеченных
выше особенностей самолета.
Относительная масса планера с гондолами двигателей находится по формуле
/»к.пл = Юкр^л.0 + ^Ф^у.л.о + отоп^Пл.о + ^г.д*у.л.о + /ПШ, (5.12)
где тКр, тф, тОп, тт.д, пгш — определяются обычным способом; &уЛ0— коэф-
фициент, учитывающий утяжеление конструкций ламинаризуемых поверхностей:
*'.л.о=1+(0.15--0,25)$/ (5.13)
(меньшие значения для тяжелых самолетов).
Здесь Si = Sly n o/St — показатель уровня ламиниризации данного агре-
гата, определяется как отношение площади ламиниризируемой поверхности
Sy.n.o к площади полной смачиваемой поверхности 5.
Относительная масса силовой установки находится обычным методом, исхо-
дя из потребной тяговооруженности, типа, количества двигателей и их разме-
щения на самолете.
Относительная масса топлива определяется исходя из располагаемой вели-
чины аэродинамического качества, коэффициента сопротивления, определяемых
расчетом, но с учетом дополнительного расхода на систему отсоса (~ 10... 20%).
Относительная масса пассажирского оборудования находится обычным ме-
тодом.
Относительная масса самолетного оборудования определяется обычным ме-
тодом, но увеличивается на (0,015... 0,020) т0 для учета массы системы отсоса
(устройства и коммуникации).
При расчете масс агрегатов и систем самолета в порядке второго приближе-
ния используются обычные формулы со следующими поправками.
Масса ламинаризируемых агрегатов увеличивается умножением на ky.n.o [см.
формулу (5.13)]. Увеличение массы определяется
Рис. 5.16. Масса системы
УЛО (ламинаризированы
все поверхности, кроме фю-
зеляжа):
(в кг) по формуле
Д/п = (3.. .4) 5у.л.о. (5.14)
В качестве отсасывающих могут использо-
ваться специальные насосы, приводимые в дейст-
вие от маршевых двигателей путем механическо-
го или газодинамического привода, или автоном-
ные ТРД или ДТРД, которые полностью или ча-
стично питаются отсасываемым воздухом и, есте-
ственно, работают не на оптимальных режимах.
Для выбора указанных агрегатов и определения
их масс требуется специальный расчет. Ориенти-
ровочное значение этих затрат массы (0,008 ...
... 0,012)ш0 при ламинаризации только крыла и
оперения.
Масса коммуникации системы отсоса пример-
но равна массе насосов, так что суммарное уве-
1—полная масса; 2—масса си-
стемы отсоса (насосы, трубо-
проводы, каналы); 3—увеличе-
ние массы поверхностей из-за
ламинаризации
личение массы самолета из-за утяжеления поверх-
ностей агрегатов, агрегатов и коммуникаций при
ламинаризации крыла и оперения может состав-
лять (0,035 ... 0,040) то [40]. При известных дли-
284
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
нах и диаметрах проводок масса коммуникации может быть найдена по форму-
ле m=qS, где 7=2,5 ... 3,0 кг/м2.
Отмеченные выше особенности самолета с УЛО приводят к резкому изме-
нению структуры его масс сравнительно с обычным самолетом при сходных
летно-эксплуатационных данных (гпк.н; V; L): у самолета с УЛО снижаются
значения тс.у, т? и возрастают тк.Н) тк.пл, /Лоб. На рис. 5.16 [40] показано
общее увеличение массы самолета за счет системы УЛО (данные первого приближе-
ния и без учета изменения геометрических параметров самолета).
5.3. ОСОБЕННОСТИ ВЕСОВОГО РАСЧЕТА САМОЛЕТОВ
ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ (СВВП),
КОРОТКОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ (СКВП), УКОРОЧЕННОГО ВЗЛЕТА
И ПОСАДКИ (СУВП)
5.3.1. Особенности конструкции и определение взлетной
массы СВВП
Отнесение самолета к СВВП, СКВП или СУВП зависит от длины взлетно-
посадочной дистанции. Принято считать, что у самолетов с обычными (нор-
мальными) взлетом и посадкой (СОВП или СНВП) при высоте препятствия
15 м длина взлетно-посадочной дистанции £в.п.д>600 м, у СВВП £в.п.д=0...
... 150 м, у СКВП LB п.д= 150... 300 м и у СУВП £в.п.д=300... 600 м [30]. Ниже
рассматриваются СВВП, ибо СКВП и СУВП отличаются от СВВП лишь сте-
пенью использования соответствующих средств. Особенности конструкции СВВП
потенциально ведут к увеличению массы пустого самолета. К ним относятся:
высокая стартовая тяговооруженность (больше 1,0); мощная механизация кры-
ла; наличие вертикальных компонентов тяги, обуславливающих особые случаи
нагружения конструкции; большое число крупноразмерных вырезов в конструк-
ции для установки двигателей и других агрегатов СУ; применение специальных
систем управления и стабилизации.
В то же время СВВП свойственны некоторые особенности, ведущие и к
уменьшению массы пустого самолета:
а) допустимость больших удельных нагрузок на крыло, поскольку из-за
большой тяговооруженности они не лимитируются условиями взлета; б) возмож-
ность снижения массы шасси из-за меньших вертикальных и горизонтальных
компонентов посадочной скорости; в) возможность уменьшения навигационного
запаса топлива из-за неприхотливости к условиям посадки до (0,07... 0,10) пгт
сместо (0,1... 0,15) /ит у обычных самолетов; применение легких подъемных и
разгонных двигателей.
В итоге весовая отдача СВВП оказывается обычно меньше, чем у СОВП.
Однако в ряде случаев СКВП и СУВП по своим весовым характеристикам мо-
гут приближаться к обычным самолетам.
Взлетная масса современных СВВП колеблется от 4000 до 70 000 кг. Пол-
ная весовая отдача (тк.я4-тт) имеет значения 28... 4О°/о, относительная масса
пустого самолета 55... 70%. Обычные значения дальности 1 000... 2 000 км.
Весовой расчет этих самолетов может выполняться - с помощью обычных
формул с последующей корректировкой результатов для учета специфики кон-
струкций.
Предварительное определение взлетной массы, как всегда, выполняется ме-
тодом относительных масс. Материалы для нахождения тк.п.л, тс.у, тос при-
ведены ниже. Значение тт надежнее всего определяется аэродинамическим
расчетом. При этом следует учитывать, что
/«Т = ~Ь ^Т.И "Ь ^Т.В + ^Т.С "Ь ^Т.В.П Н- тт.и.з>
где члены в правой части уравнения — относительные запасы топлива, соответ-
285
. ственно, для горизонтального полета, набора высоты, висения, снижения, взле-
та-посадки и навигационного запаса.
Если на самолете установлены разные типы двигателей, следует учитывать
на соответствующих режимах расход топлива каждым из них.
5.3.2. Определение массы силовой установки СВВП
То обстоятельство, что тяговооруженность у СВВП превышает 1,0, обуслав-
ливает повышение значения тс.у у этих типов самолетов в 2—3 раза против
сбычных.
Схемы и типы силовых установок для СВВП весьма разнообразны. Разли-
чают единые, раздельные и комбинированные СУ.
Единая СУ состоит из двигателей одного типа (ТРД, ДТРД, ТВД).
Поршневые двигатели не применяются из-за относительно высоких значений
удельной массы. Вертикальная компонента тяги создается: а) поворотом дви-
гателей; б) поворотом крыла вместе с двигателями (ТВД); в) поворотом реак-
тивной струи от винтов ТВД с помощью мощной механизации крыла; г) пово-
ротом реактивной струи ТРД, ДТРД с помощью специальных сопел. В послед-
нем случае двигатели имеют комбинированную схему и называются подьемно-
маршевыми (ПМД) в отличие от обычных маршевых (МД).
Раздельная СУ состоит из двух разных групп двигателей: маршевых
и подъемных (ПОД). В качестве последних применяются специальные ТРД,
ДТРД, обладающие очень малыми удельными массами из-за небольших разме-
ров (см. закон «квадрата — куба») и упрощенной конструкции (за счет малого
ресурса).
Комбинированная СУ состоит из разных типов двигателей, среди
которых по меньшей мере один имеет комбинированную схему. Эти СУ могут
быть выполнены в разных вариантах: а) ПМД и ПОД; б) МД (или ПМД) и
подъемно-разгонные двигатели (НОРД), т. е. подъемные двигатели, использу-
емые также как ускорители при взлете; в) ПМД с агрегатами усиления тяги
(АУТ), используемыми в качестве ПД или ПРД.
Агрегатами усиления тяги обычно являются вентиляторы с механическим
или газовым приводом от ПМД (турбовентиляторные агрегаты или установки —
ТВАилиТВУ).
В табл. 5.8 приведены основные данные названных типов двигателей.
Масса силовой установки. Обычно у СВВП щс.у--0,2... 0,3, причем большие
значения соответствуют единым с ТВД и раздельным установкам. При исполь-
зовании ТВА на самолете FH-V4 (единственном самолете с ТВА) было получено
лгс.у=0,356.
Укрупненно величина тс.у может быть найдена по формуле
п
тс.у = J] kimi + ^г.с> (5’ 15>
где ki — установочный коэффициент, учитывающий массу для капотирования
и крепления агрегата, массу винтов, трансмиссий и систем СУ, но без топливной
(значения ki см. в табл. 5.8); пи— масса агрегата СУ; /т?т.с — масса топлив-
ной системы; п — количество агрегатов разного вида (под агрегатами в данном
случае понимаются двигатели разного типа и АУТ).
При более детальном расчете масс можно руководствоваться общими пра-
вилами. Дополнительно следует учесть следующее.
Подъемно-маршевые винты на СВВП применяются двух типов: высокообо-
ротные, самолетные, т. е. с большой удельной нагрузкой на площадь, ометаемук>
винтом (150... 300 даН/м2), и с малой удельной нагрузкой вертолетного типа
(менее 100 даН/м2).
Масса первых, тяжелонагруженных винтов может определяться по форму-
лам для винтов изменяемого шага или с помошью следующей упрощенной за-
висимости:
тв — (17 -+-3/ + 0,б4ифр,
(5.16>
286
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
где i — число лопастей; dB—диаметр винта (м); ц=1 для обычных винтов и
р=1,9 ..2,0 для соосных. Масса тяжелонагруженных винтов составляет (0,04...
...0,08) т0 (рис. 5.17), масса легконагруженных (0,08...0,12) т0 (рис. 5.18).
Ведутся интенсивные работы по облегчению винтов.
5.8. Данные к расчету массы силовой установки СВВП
Агрегаты силовой установки у, кг/кВт ki
ТВД маршевый 0,13 . . .0,20 1,8. . .2,2
ТВД подъемно-маршевый (винты тяжелона- груженные) 0,13 . . .0,20 2,3. . .2,5
ТВД подъемно-маршевый (винты, легконагру- женные) 0,13 . . .0,20 3,8 . . .4,5
Винты легконагруженные 0,55 . . .1,10 —
Винты тяжелойагруженные 0,12 . . .0,20 —
Трансмиссия механическая (винты тяжелона- груженные) 0,12 . . .0,20 —
Трансмиссия механическая (винты легконагру- женные) 0,35 . . .0,55 —
ТРД маршевый 0,15 . . .0,20 1,3 . . .1,6
ТРД подъемный 0,05 . . .0,07 1,5 . . .1,8
ДТРД маршевый 0,15 . . .0,25 1,3 . . .1,6
ДТРД подъемный 0,06 . . .0,08 1,5 ... 1,8
ДТРД подъемно-маршевый 0,15 . . .0,25 1,3. . .1,6
Турбовентиляторная установка — ТВУ 0,08 . . .0,12 —
Механический привод вентиляторной установки 0,07 . . .0,08 —
Газовый привод вентиляторной установки 0,12 . . .0,14 —
Ответственным элементом винтовых и вентиляторных СВВП является транс-
миссия для привода движителей и рулевых :
агрегатов (винтов и вентиляторов),
Рис. 5. 17. Относительная масса
тяжелой агруженных винтов
Рис.
са легконагруженных
(в % /п0)
5. 18. Относительная мас-
винтов
287
а на многодвижительных СВВП — также для синхронизации оборотов движи-
телей.
Привод винтов обычно осуществляется механической трансмиссией. При
передаче энергии на небольшое расстояние возможно применение менее эффек-
тивной, но более легкой гидравлической трансмиссии. Привод ТВА может быть
механический, газовый и турбомеханический. Электрические трансмиссии, наибо-
лее легкие, не нашли пока практического применения.
Механическая трансмиссия состоит из основных редукторов, понижающих
обороты двигателя, угловых редукторов, меняющих обороты и направление пе-
редачи, валов, их опор и соединений (муфты и карданы) и муфт, регулирующих
работу трансмиссии. Укрупненно масса трансмиссии может быть найдена по
формуле znTp=.^Tp.VHB, где NRB.— суммарная мощность двигателей, кВт; Лтр =
=0,35.. 0,55 кг/кВт при легконагруженных (малооборотных) винтах и kTp—
= 0,12... 0,20 кг/кВт при тяжелонагруженных (высокооборогных) винтах.
Относительная масса трансмиссии в долях т0 при легконагруженных вин-
тах составляет 0,06... 0,10, а при тяжелонагруженных 0,025... 0,045.
Величина этой массы может быть поставлена в зависимость от скорости по-
лета [28]:
/йтр — (0,09.. .0,10) - 1,1 • 10-4 \г, (5.17)
ю.гр= (0,040... 0,045) —0,5 10-4V. (5.18)
Здесь V—воздушная скорость полета (км/ч). Формула (5.17) справедлива
для легконагруженных, (5.18)—для тяжелонагруженных винтов.
При расчете массы элементов механической трансмиссии можно использовать
следующие зависимости [28 j.
Масса пустотелого вала находится по формуле
Q / дт \2/3
тв = 320 --^2у3- cd ( —— I /в, (5.19)
где Q — плотность материала, г/см3; т — допускаемое напряжение на кручение,
даН/см2; N — передаваемая мощность, кВт; п — частота вращения вала
(об/мин); /в — длина вала, м.
cd = (1 — а2) (1 _ 2а2 + а8)-0.5,
где a=d!D — отношение внутреннего диаметра вала к внешнему.
Масса редуктора может быть найдена по формуле [28]:
/пр= (0,2... 0,27) М0’85, (5.20)
где Л1 — входящий крутящий момент (даН-м).
Масса опор валов составляет 10... 15ЙА. массы последних, такое же, соотно-
шение действительно и для соединений валов.
При установке поворотных двигателей следует добавить массу узлов и ме-
ханизмов поворота, которые составляют 0,01... 0,3 массы поворачиваемых агре-
гатов (с установкой и усилением конструкции).
5.3.3. Определение массы крыла СВВП
Крылья СВВП обычно легче, чем у СОВП. Если у последних znKp=0,l ...0,12»
то у СВВП при прочих равных условиях ткр=0,08... 0,10. Однако при большом
числе вырезов, например, при установке в крыльях ТВА, их относительная масса
может возрасти до ткр=0,13 ... 0,16.
Снижению массы крыла СВВП способствуют:
1. Нелимитируемые условиями взлета — посадки большие значения р—
= m0/S. У реактивных СВВП значения р больше, чем у СОВП с той же взлет-
ной массой на 100... 150 кг/м2, а у винтовых — практически вдвое.
2. Упрощение или полный отказ от взлетно-посадочной механизации.
288
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
3. Дополнительная разгрузка крыла агрегатами ПОД, ТВА или ПМД.
Однако имеются факторы, увеличивающие массу крыла СВВП. К ним от-
косятся:
I. Большие вырезы и увеличение SKp из компоновочных соображений при
установке ТВА.
2. ' Возможность высоких нагрузок на режимах ВВП, превышающих обыч-
ные полетные нагрузки (например, от ПОД, установленных на концах крыла).
Масса крыла СВВП может быть определена по формуле
п т
™кр = ™кр + У А^выр + 2 Д/Исоч. * (5.21)
где /пкр — масса исходного крыла, определяемая по обычным формулам, но
с учетом реально действующих нагрузок; Д/Пвыр — дополнительная масса, из-за
вырезов в крыле (усиление регулярной конструкции для компенсации ослабле-
ния основного силового набора); ЛтСоч — дополнительная масса, обусловленная
местными нагрузками от агрегатов, устанавливаемых в крыле (усиление регу-
лярной конструкции для крепления этих агрегатов).
Необходимо также подчеркнуть, ч,то при нетрадиционном расположении
двигателей на крыле эпюра перерезывающих сил и изгибающих моментов мо-
жет иметь необычный вид. Поэтому корректное определение массы исходного
крыла требует построения этих эпюр и определения потребных площадей на-
бора в нескольких сечениях.
п
Масса вырезов У Д/ивыр находится с помощью формулы (4.52) и рис. 4.14
с учетом количества вырезов пв. Масса сочленений находится с помощью фор-
мулы (4.59 б) и коэффициентов, указанных в табл. 4.5 с учетом количества от-
дельных сочленений пСоч.
Применение поворотного крыла вызывает увеличение массы пустого само-
лета относительно обычной неподвижной схемы. Размер этого увеличения осве-
щен в литературе еще недостаточно. По предварительным данным оно составля-
ет 0,20... 0,30 массы неподвижного крыла, определяемой обычными методами.
Это увеличение складывается из утяжеления самого крыла (0,10... 0,15), фюзе-
ляжа (0,05 ... 0,07) и системы управления поворотом (0,05 ... 0,07). Последнее
утяжеление можно найти также по формуле (5.10). Полезно заметить, что уве-
личение массы пустого самолета при использовании поворотного крыла и с из-
меняемой стреловидностью близки между собой (если в последнем случае ось
шарнира находится у самого борта).
5.3.4. Определение массы фюзеляжа СВВП
Относительная масса фюзеляжа СВВП находится в диапазоне тф = 0,1 ...0,13,
т. е. несколько превышает тф СОВП. .Расчет массы фюзеляжа можно вести по
формуле того же типа, что и для крыла:
, пя псоч
тФ~тф + 2Aw"b.p+ У^соч, (5.22)
где тф' — масса исходного фюзеляжа, определяемая по обычным формулам;
Атвыр — дополнительная масса, обусловленная специальными вырезами под
входные и выходные устройства двигателей и ТВА; Д/иСоч — дополнительная
«в
масса, обусловленная специальными установками (двигатели и ТВА); УД/пвь,р—
дополнительная масса, определяется с учетом рис. 4.13 и формул (4.54); (4.55);
пв — количества вырезов.
лсоч
Масса сочленений У Длгсоч с учетом их количества пСОч находится по
формуле (4.59 6) с коэффициентами, указанными в табл. 4.5.
289
5.3.5. Определение массы шасси СВВП
Как правило, тш СВВП не отличается от тш СОВП или оказывается мень-
ше его. Но за этой внешней картиной скрывается ряд противоречивых тенден-
ций, которые следует учитывать в каждом конкретном случае, У самолета, рас-
считанного лишь на режимы ВПП, можно значительно облегчить колесные- тор-
моза и тем самым уменьшить массу колес в 1,5... 2 раза. Однако вероятность
поступательного движения при посадке в любом направлении требует примене-
ния самоориентирующихся и, следовательно, более тяжелых основных стоек.
Из-за особенностей стабилизации и управляемости СВВП не имеет устойчивых
значений скорости снижения. Это заставляет принимать в расчет наибольшие
значения, которые, однако, меньше, чем у СВВП и допускают стояночную пере-
грузку колес по сравнению с СОВП на 20 ...30%. С другой стороны, эксплуа-
тация СВВП с грунтовых аэродромов может привести к росту Массы шасси на
20... 30%. С учетом всех названных особенностей тш СВВП при расчете только
на вертикальные режимы оказывается легче, чем на СОВП. Весьма часто у
СВВП предусматривается возможность укороченных взлетов — посадок. В этом
случае тш СВВП, естественно, не может быть меньше, чем у СОВП. Можно ру-
ководствоваться следующими примерными данными (табл. 5.9).
5. 9. Относительная масса шасси СВВП—СУВП
(в долях от массы шасси СОВП)
Расчетные условия для шасси Покрытие
твердое грунтовое
Только вертикальные режимы 0,65 . . . 0,70 0,90
Укороченные взлет — посадка 1,0 1,30 ... 1,35
Более точно массу шасси СВВП можно определять по обычным формулам
с учетом отмеченных выше особенностей или использовать следующую форму-
лу [8]:
"»ш = 2/”ст+(5.23)
где /Ист, тк — масса каждой стойки и колеса соответственно, кг:
тст= 1,2.Ю-з(^толР) £0,541//ш(^monP)-0’25 -Ь 1]; (5.24)
тк = 10-з-^- (^тоО- (5.25)
Лкол
Здесь —расчетная перегрузка шасси; И — высота стойки, м; fe=3,5
для нетормозных колес и k=7,5 для тормозных; пКОл — число колес на стойке;
— коэффициент распределения нагрузки между стойками, зависит от схемы
и геометрии шасси и посадочного случая.
При посадке на одну ногу для любой стойки &i=l. При нормальной трех-
опорной посадке
^1осн ~ (®Ш ^ш)/2Вш", ^1нос =
где Вш — база шасси; /ш — вынос колес основных стоек относительно ц. м. са-
молета.
290
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
5.3.6. Определение массы системы управления и оборудования
СВВП
Система управления СВВП обычно имеет вдвое большую массу, чем на
СОВП, и состоит из двух частей: традиционной, используемой в полете, и спе-
циальной, струйной, используемой при взлетах--посадках. Масса первой части
определяется с помощью обычных формул. Масса струйной системы, составля-
ющей обычно (0,01 ... 0;02) то может быть найдена с помощью формулы [8]
п km р
/^ет.у = 2 +* 2 тс-Р 2 т°-Р 2 ^кл-
(5.26)
Здесь /м— длина магистрали струйной системы управления, м; qM—масса од-
ного метра магистрали, кг/м; тс.р— масса отдельного струйного руля, кг;
т0.р — масса отдельного обтекателя руля, кг; тКл — масса отдельного клапана, кг;
п, k, tn, р — количество отдельных магистралей, струйных рулей, обтекателей и
клапанов соответственно.
Значения qM находятся с помощью рис. 5.19. Диаметр трубопровода с?м
предварительно принимается равным 75... 150 мм
тс.р= (0,045 &в+0,018 kn)d№,
где Ав = 1 для одно- и двухвекторных рулей и kB = 2 для трех- и четырехвектор-
пых рулей; Лп=0 для всех типов рулей, кроме одновекторных, поворотных;
kB = 1 для одновекторных, поворотных.
В зависимости от типа рулей их масса колеблется от 3 ... 4 до 11 кг.
Масса обтекателей рулей находится по формуле
/7/о.р —<7o.pSo-p,
где So p — поверхность обтекателя, м2; q0.p—7...
.. 9 кг/м2.
Масса клапанов струйной системы весь-
ма невелика, но в случае необходимости
для каждого клапана ее можно найти по
формуле Шкл^/гкл^м, где £кЛ=0,015 кг/мм для
обратных клапанов; /гКл=0,009 кг/мм для отсеч-
ных клапанов.
Функции струйной системы управления мо-
гут выполнять также ТВА или специальные вен-
тиляторы, установленные в разных местах само-
лета, подъемно-маршевые винты, ПОД и ПМД,
рулевые винты и различные комбинации этих сис-
тем. Масса этих устройств, установленных спе-
циально для целей управления, обычно не превы-
шает массу струйной системы, если не применены
рулевые винты вертолетного типа. Масса послед- •
Рис. 5. 19. Масш. магистра-
лей струйного управления в
зависимости от диаметра
трубопровода:
/—простые магистрали (один
сильфон на 1м); 2—сложные
магистрали (2 сильфона иа 1 м)
них из-за тяжелых редукторов и трансмиссий дос-
тигает (0,02 ... 0,03)то. Примерно такие же зна-
чении массы управляющих вентиляторов.
Величина массы оборудования СВВП (без
управления) может определяться по обычной ме-
тодике с увеличением на O,Olzno для учета при-
боров и автоматики стабилизации.
5.3.7. Особенности весового расчета СКВП и СУВП
К основным способам сокращения дистанций взлета-посадки у самолетов
СКВП, СУВП относятся: а) повышение тяговооруженности; б) увеличение уд-
линения или площади крыла; в) повышение мощности колесных тормозов, при-
менение реверса двигателей и посадочных парашютов; г) применение мощной
механизации крыла или изменяемой стреловидности; д) различные средства, ис-
пользуемые на СВВП (ПОД, ТВА, ПМД); е) применение систем УПС (управ-
291
ления пограничным слоем) или реактивных закрылков. Этот способ специфи-
чен для СКВП и СУВП.
Затраты массы, связанные с перечисленными способами (кроме п. «е»), могут
быть определены уже рассмотренными для СВВП методами.
Дополнительная масса, вызванная системой УПС на закрылках (магистра-
ли, управление, усложнение закрылков), составляет около 0,25... 0,30% то на
большом самолете (/По=(5О... €0)-/103 кг и до 0,5% то) на легком. При приме-
нении реактивною закрылка эти затраты примерно вдвое больше.
В конструктивном отношении и с точки зрения затраты массы система
УПС с отсосом пограничного слоя подобна системам УЛО, а система УПС со
сдувом пограничного слоя и реактивные, закрылки — системам струйного управ-
ления СВВП. Эти обстоятельства можно использовать при более детальных ве-
совых расчетах.
По статистическим данным масса крыльев СКВП может быть больше, чем
у обычных механизированных крыльев, на 10... 15%, масса силовых установок —
на 40... бО^/о. Масса шасси СКВП, рассчитанных на грунтовые аэродромы, сос-
тавляет 5 ... 6% /По вместо обычных 3,5 ... 4,0%.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Раздел второй
ОСНОВЫ ВЕСОВОГО
ПЛАНИРОВАНИЯ И ВЕСОВОГО КОНТРОЛЯ
Глава, 6. ВЕСОВОЕ ПЛАНИРОВАНИЕ
6.1. НЕКОТОРЫЕ ПРЕДПОСЫЛКИ
Предмет и задачи весового планирования и весового контроля изложены
в 0.2.
При выборе основных параметров самолета и определении его летных и
взлетно-посадочных характеристик исходным служит проектное значение массы
самолета, при разработке конструкции — весовой лимит, в расчетах на прочность—
расчетная величина массы. Однако все они являются производными теоретичес-
кого значения массы, найденного из весового расчета. Самолет с этой массой
можно создать (в пределах точности методики) лишь в таком идеальном слу-
чае, когда в процессе его разработки не происходит ни малейших отступлений
от проекта, а также не меняются все исходные (в том числе расчетные) данные.
Несмотря на то, что достижение теоретического значения массы в этих усло-
виях, казалось бы, нереально, лишь одна из перечисленных характеристик дол-
жна быть больше его — это проектное значение массы. Расчетная масса и весо-
вой лимит могут быть равны ему или даже меньше. Правда, за расчетную ве-
личину, как увидим ниже, можно принимать проектное значение массы. Обос-
нование соотношений между этими весовыми характеристиками, а также раз-
личные меры, создающие возможность их реализации, являются предметом дан-
ной главы. Эти мероприятия представляют целый комплекс разнообразных за-
дач как теоретического, так и организационно-технического характера.
Формулы весового планирования, .в отличие от формул весового расчета
(предназначенных для определения величины массы), служат достижению ми-
нимальной величины массы и выполнению всех проектных характеристик само-
лета. В качестве предпосылки к рассмотрению предмета данной главы приведе-
ны результаты анализов: а) явлений перетяжеления конструкции и систем обо-
рудования; б) динамики роста массы самолета в процессе его создания; в) вли-
яния точности расчетов на массу пустого самолета.
Фактическое значение массы первого опытного самолета, как правило, пре-
вышает теоретическое. В этих случаях возникают вопросы: точны ли расчеты
или перетяжелена конструкция? Результаты упомянутых анализов показывают
следующее.
1. Рост массы и перетяжеление — явления независимые. 2. Рост массы пус-
того самолета, в период его создания,* является объективной закономерностью,
отражающей диалектический характер процесса проектирования, хотя совпаде-
ние фактического значения массы с проектным (в пределах определенного до-
пуска) вполне возможно. 3. Недостаточная точность весовых расчетов может
Иривестн к перетяжелению.
* Под созданием самолета понимается разработка эскизного проекта
и рабочих чертежей, постройка, испытание и доводка.
293
Формулами весового планирования определяются перечисленные выше три
типа весовых данных, к которым относятся: проектное значение массы, весовые
лимиты, исходные весовые данные для расчета самолета па прочность. При этом
можно различать несколько видов формирования этих данных, зависимых от
самого подхода к весовому проектированию.
6.1.1. О перетяжелении самолета
В практике создания всех типов самолетов нередко встречается несовпаде-
ние фактических и проектных весовых данных. Причинами несовпадения могут
быть: а) перетяжеление конструкции или систем оборудования (см. 1.1.1); б) есте-
ственный рост* массы в процессе создания самолета; в) меры, принимаемые для
повышения производительности самолета (против проектной); г) одновременное
проявление нескольких или всех перечисленных причин.
Таким образом, простое несовпадение фактического и проектного значения
массы снаряженного самолета или фактического и теоретического значения масс
его частей не дает оснований для утверждения об их перетяжелении. Недопус-
тимо и отождествлять явления перетяжеления конструкции с упомянутой зако-
номерностью роста массы.
Перетяжеление определяется, главным образом, несоответствием между
массой и прочностью, рост массы является следствием постепенного развития
гроекта, точнее — малой глубины его проработки в'тот период, когда формиру-
ются основные весовые характеристики.
Следовательно, это два качественно различные явления, они могут возникать
независимо друг от друга. При эффективной в весовом отношении конструкции
может произойти (и даже более вероятен) заметный рост массы самолета и, на-
оборот, при перетяжеленной конструкции рост массы может оказаться мини-
мальным. Качественное различие перетяжеления и роста массы обусловило и
различный характер методов, применяемых при количественном анализе этих
явлений. Факт одновременности высокой весовой эффективности и наибольшего
роста массы может наблюдаться, например, в случае применения метода проек-
тирования с использованием резервов прочности (см. 6.2.4). Одновременное пе-
ретяжеление конструкции и наименьший рост массы могут быть следствием од-
ной причины, например, определения теоретического значения массы со значи-
тельным завышением (см. 6.1.3).
В избежание ошибочных толкований в 1.1.1 дано определение понятий «пе-
ретяжелениая конструкция» и «перетяжеленный самолет».
Термин «перетяжеленная конструкция» включает понятие «конструктивная
целесообразность», под которым понимается выбор рациональной конфигурации,
оптимальной силовой или кинематической схемы, применение прогрессивных ма-
териалов, т. е. всех условий создания конструкции минимальной массы. Самолет
может быть перетяжелен вследствие:** 1) нерациональной конструкции частей
самолета или схем оборудования; 2)•неоптимально выбранных параметров са-
молета; 3) экономически нецелесообразно заданных требований к летным харак-
теристикам.
Самолет может быть облегчен в том случае, если он перетяжелен по первой
причине.
В качестве иллюстрации понятия «перетяжеленный самолет» можно пред-
ставить себе следующие случаи:
— конструкция самолета выдержала 115... 120% расчетной нагрузки, т. е.
обладает избыточной прочностью;
— расход топлива двигателями ограничивает скорость полета при заданной
дальности пределами, соответствующими крыльями со стреловидностью
=20... 25°, а крылу придана стреловидность х=35°. Выбор 1нео1птимальных па-
раметров крыла вызывает перетяжеление всего самолета.
* Неизбежный рост массы, причины, которого перечислены на с. 296.
** Избыточную массу, связанную с резервированием для модификаций,
не следует рассматривать как перетяжеление.
294
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Несовпадение фактических и проектных весовых данных и, в частности,
перетяжеление самолета всегда приводит к невыполнению каких-либо его проект-
ных характеристик. Для сохранения дальности полета (что необходимо для пас-
сажирских самолетов, которые проектируются с учетом конкретных линий),
пришлось бы уменьшить коммерческую нагрузку. Если запасы прочности планера
и тяги двигателей позволяют увеличить взлетную массу для сохранения этой
нагрузки, то под сомнением остается выполнение проектных взлетно-посадочных
характеристик. В обоих случаях возрастет себестоимость перевозок, в первом —
в большей степени, во втором — в меньшей. Если невыполнение проектных весо-
вых данных обнаруживается в тот период, когда невозможно его преодолеть,
но еще не поздно внести в проект частичное изменение, то летные характеристи-
ки и себестоимость перевозок можно сохранить путем увеличения коммерческой
нагрузки, тяги двигателей или площади крыла.
Анализ весовых характеристик самолетов позволяет утверждать, что не-
оправданное и сколько-нибудь значительное перетяжеление случается редко.
И в то же время известно, что почти не бывает самолетов, которые нельзя было
бы облегчить.
Установить наличие перетяжелении возможно на основе достаточно слож-
ных анализов массы и прочности конструкции или путем параметрического ана-
лиза ряда равноразмерных самолетов (см. т. 2).
6.1.2. О росте массы самолета в процессе его проектирования
Увеличение массы пустых самолетов при их создании свойственно процессу
проектирования, т. е. является объективной закономерностью. Объясняется это
достаточно большой степенью незнания проекта в начальной стадии его разра-
ботки, когда бывают намечены лишь общие контуры машины и вычерчены толь-
ко основные компоновочные чертежи, практически нет принципиальных схем раз-
личных систем и перечней устанавливаемого оборудования. Кроме того, в это
время неизвестны нагрузки, действующие на самолет.
Следовательно, определение массы самолета на данном этапе представляет
собой скорее прогнозирование, чем инженерный расчет, ибо точность зависит не
только от методики, но и — в равной степени — от достоверности исходных дан-
ных. Это и является причиной роста массы в процессе разработки проекта и не-
обходимости его реального учета.
Проблема в целом может быть понята из рассмотрения приведенной ниже
классификации причин роста массы.
Относительная величина роста массы пустого или снаряженного самолета в
процессе проектирования называется коэффициентом возрастания (или прира-
щения) массы пустого самолета (не путать с коэффициентом роста массы, см.
2.5) и определяется как:
Д/и*сн
^Д/и ~ ти.сн1тп.ск иЛИ ^Дт = 1 4" > (6-1)
^п.сн
где kbm — коэффициент возрастания массы снаряженного самолета: /«„.сн» тп.сн—
фактическое и теоретическое значение массы снаряженного самолета соответст-
венно; Д/Пп.сн — величина приращения массы, кг.
Классификация причин возрастания массы пустого или снаряженного само-
лета:
1) причины, связанные с малой глубиной проработки проекта на той стадии
проектирования, когда определяется теоретическое значение массы самолета;
2) причины, связанные с методическими погрешностями весовых расчетов.
(В большинстве случаев эти погрешности завышают результат. Когда в процессе
проектирования они обнаруживаются, лимитную массу приходится уточнять, как
и во всех случаях, относящихся к первой группе);
3) причины, связанные с дополнительными требованиями заказчика, кото-
рые не приводят к изменению характеристик самолета, но включаются в техни-
295
ческие требования (ТТ) или другие документы после того, как масса самолета
принята;
4) причины, возникающие при уточнении прогнозов потребного размера са-
молета, его экономичности и производительности.
В процессе проектирования нередко обнаруживается, что принятая пассажи-
роемкосгь или основная дальность полета оказываются недостаточными. Тогда
производят изменения проектных параметров самолета и тяги двигателей. Чет-
вертая группа причин, учитывающая это, отличается от первой (в которой так-
же рассматриваются частичные отклонения от проекта) и от третьей (связанной
с изменением технических условий), тем, что в данном случае причины обуслов-
лены изменением характеристик самолета и его экономичности, к повышению
которой всегда стремятся конструкторы и заказчики. Подобное типично для
пассажирских самолетов, развитие которых начинается уже в процессе проекти-
рования (вследствие ненадежности прогнозов или конкуренции). Рост взлетной
массы происходит в данном случае на величину, большую, чем возрастание
массы снаряженною самолета, так как изменяется характеристика грузоподъ-
емности по дальности полета.
Возрастание массы самолета по причинам третьей и четвертой групп обычно
не прогнозируется и никаким резервированием не обеспечивается. Величина воз-
растания массы снаряженного самолета по причинам четвертой группы лежит
в широком диапазоне (от 8 до 20% и более). Однако это возрастание является
эффективным, ибо затраты массы самолета и топлива на единицу увеличившей-
ся производительности при этом резко снижаются. Следовательно, при измене-
нии массы по причинам третьей и четвертой групп необходимо вносить соответ-
ствующие изменения в проектное значение массы самолета, в технические усло-
вия и в контракт на поставку.
Первую группу причин возрастания массы целесообразно подразделить на
составляющие. В детализации остальных групп нет необходимости.
Причины возрастания массы первой группы:
I. Постепенное поступление и систематическое уточнение расчетных, схем-
ных и других исходных данных для весовых расчетов последующих приближе-
ний (в том числе уточнение действующих и расчетных перегрузок).
2. Неизбежные отклонения от первоначального проекта, связанные с изме-
нением и уточнением предварительных схем и состава оборудования и т. п.
3. Частичные отклонения от проекта ради выполнения гарантийных данных
(например, увеличение тяги и массы двигателей).
4. Возможность неполной реализации намеченного внедрения прогрессивных
разработок в области новых материалов, технологии, систем оборудования и т. п.
5. Дополнительные требования заказчика, не связанные с изменением ха-
рактеристик самолета и не вносимые в основные ТТ или в контракт на поставку.
6. Доработки после испытаний на статические и усталостные нагрузки и
других лабораторных испытаний.
7. Доводка самолета после летных испытаний.
8. Отклонение массы проектируемых комплектующих изделий от заявлен-
ной величины.
9. Технологические требования серийного производства.
10. Отработка серийных чертежей. 1
Пределы роста массы пассажирских самолетов были обоснованы анализом
большого статистического материала, выявившим определенную закономерность
роста массы самолетов в процессе проектирования и эксплуатации и .позволив-
шим вывести значения коэффициента возрастания массы. Величины этих коэф-
фициентов для различных типов самолетов приведены в работе [45].
Степень увеличения массы пустого самолета не зависит от типа и размеров,
меньший рост наблюдается лишь при модификациях.
Рост массы в процессе создания происходит не только у самолетов, но и у
многих других машин. Но если причины роста массы у авиационных двигателей
примерно те же, поэтапное распределение прироста иное. У самолетов наиболь-
шая доля прироста приходится на период разработки эскизного и рабочего
проектов, а у двигателей — на период стендовых испытаний [45] и [48].
296
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
На рис. 6.! и 6.2 кривые построены по результатам обработки большого
статистического материала. Рост массы наблюдается не только в процессе соз-
дания, но и при эксплуатации самолетов. Больший угол наклона кривых в пер-
вый период соответствует интенсивному развитию самолета и совершенствова-
нию его конструкции в первые годы производства. Рост происходит за счет
использования резервов конструкции и появления модификаций. В более позд-
Рис. 6. 1. Коэффициент возрастания
взлетной массы (а) и массы пустого
(в) самолета (осредненные значения)
з процессе создания и эксплуатации:
Л—от проектного до опытного; В—от
опытного до первого серийного; С—в про-
цессе эксплуатации
Рис. 6.2. Коэффициент возраста-
ния массы снаряженного самоле-
та (осредненные значения) в про-
цессе проектирования, испытания
и доводки (Д) и внедрения в се-
рийное производство (В). Средние
величины найдены по материалам
работ:
а—[75]; Ь—[48]; с—[40]
ний период интенсивность развития ослабевает по мере исчерпывания резервов,;
а также вследствие появления самолетов следующих поколений.
Для серийного производства характерно некоторое завышение массы в пер-
вый период запуска нового самолета, а затем снижение до номинального значе-
ния по мере отработки технологии и уменьшения временных отклонений. Воз-
можно также и облегчение серийных самолетов, если, например, не удалось
провести полный объем облегчения на опытных. По этим и другим причинам
серийные самолеты могут оказаться и легче опытных.
Происходит рост не только массы пустого самолета, по и взлетной массы,
коэффициент ее возрастания определяется как
<б-2>
__ __ 1 — тт
где /Пп.сн, /71т — относительная величина массы пустого снаряженного самолета
и топлива; — коэффициент роста массы пустого самолета.
Причины роста взлетной массы в процессе создания самолета: *
* Примеры роста взлетной массы см. в [45].
297
1. Увеличение массы пустого самолета.
2. Увеличение запаса топлива в случаях, когда летные характеристики по
данным испытаний не подтверждают проектные значения аэродинамического
качества или удельного расхода топлива двигателями.
3. Увеличение коммерческой нагрузки для компенсации роста массы снаря-
женного самолета из условий сохранения коммерческой отдачи или себестои-
мости перевозок.
4. Изменение характеристики грузоподъемности по дальности ради повы-
шения экономической эффективности (при развитии проекта).
Изменение взлетной массы самолета в процессе эксплуатации • является
следствием двух причин: а) роста массы снаряженного самолета, связанного с
мероприятиями по повышению безопасности полета, облегчению технического
обслуживания и ремонта, улучшению комфорта для пассажиров и т. п.; б) стрем-
ления к повышению экономичности и конкурентноспособности.
Определение взлетной массы самолета в случаях ее роста.
1. При увеличении массы пустого самолета и при условии сохранения даль-
ности полета (т. е. /ит = const)
тк.н + отп.сн + А^п.сн
/По =--------~------------• (6.3)
1 — /ит
(6.4)
2. При увеличении потребного запаса топлива (в случаях несовпадения
фактических километровых расходов с принятыми в проекте) взлетная масса
определится уравнением
^к.н
™0 = ------- — ...
1 — ж*
где — фактический потребный относительный запас топлива, превышающий
теоретическое его значение.
3. При компенсации роста массы снаряженного самолета Дтп.Сн путем
сохранения коммерческой весовой отдачи при заданной дальности полета взлет-
ная масса увеличивается вследствие трех причин:
а) исходного прироста массы снаряженного самолета;
б) увеличения коммерческой нагрузки (из условия /пк.н = const);
в) увеличения запаса топлива (при условии mT = const). При этом Д/пт =
==/(Д/пп.сн, Д"1к.н), а взлетная масса определится как
<сн + Д/пп-сн
/П0 =------=-------—,
1 — /Ик.н — тТ
где /nJJP н — проектное значение массы пустого снаряженного самолета.
Новая масса коммерческой нагрузки определится из уравнения
mK.H = т0 G - тт) — (отг.сн + Д™п.сн).
(6.5)
(6.6)
4. Наиболее эффективным условием компенсации роста массы снаряженно-
ю самолета является сохранение запланированной себестоимости перевозок
(а'=const). В этом случае возрастание взлетной массы достигает наибольшей
величины, так как коммерческая весовая отдача возрастает:
«Есн + д™п.сн + <.н
/и0 =--------;---=-----------, (6.7)
1 — тТ
где т’п — увеличенная коммерческая нагрузка (для компенсации Д/Этп.сн
из условия сохранения не только весовой, но и экономической эффективности).
Новая коммерческая нагрузка при этом определится как
298
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
где А' — полная стоимость летного часа самолета (с учетом фактических дан-
ных); ka з — коэффициент пассажирозагрузки; Vp— рейсовая скорость полета.
Для различных типов самолетов соотношение между величинами
А^к.н = f = const) и Д/ик.н = f (а' — const) (6. 9)
может быть различным.. Предпочтение следует, видимо, отдавать второй вели-
чине, если нет каких-либо дополнительных требований или ограничений.
6.1.3. О влиянии точности расчетов на величину массы пустого
самолета
Среди причин возрастания массы, классификация которых рассмотрена вы-
ше, особое место (по своему характеру) занимает точность весовых расчетов.
Завышение проектного значения массы (принятого для расчетов на прочность)
приводи!, в конечном счете, к перетяжелению конструкции, а чрезмерное его
занижение может затянуть период создания самолета (вследствие потребных
усилений конструкции в период статических испытаний) и, кроме того, лишить
самолет перспективы модификаций (см. 2.7).
Метод конструирования на заниженное значение массы или заниженные
нагрузки ради достижения весовой эффективности в данном случае не рассмат-
ривается, но пути исследования этих вопросов аналогичны, ибо влияние непро-
извольной погрешности расчета при недооценке величины массы идентично соз-
нательному занижению весовых данных. Здесь же имеется в виду рассмотреть
влияние как объективной точности применяемых методов, так и субъективных
тенденций в расчетах массы, возникающих под влиянием недостатка информации
в начальной стадии проектирования и приводящих к одним и тем же послед-
ствиям.
Вследствие погрешности методики теоретическое значение массы одних эле-
ментов конструкции оказывается заниженным, других — завышенным. Первона-
чальное занижение отдельных масс будет отражаться на окончательной величине
массы самолета иначе, чем завышение других. Объясняется это следующим: за-
вышенная в теоретических расчетах масса части конструкции в процессе рабочего
проектирования обнаружится, и эта часть как бы облегчится. Перетяжеление же
по причине первоначального завышения массы конструкции (т. е. завышение
исходных данных для расчета на прочность) сохранится в виде избыточной мас-
сы (см. 1.1). Величина последней не выявляется ни в процессе проектирования,
ни при статических испытаниях. При этом надо иметь в виду следующее:
— все сказанное не относится к крылу, которое является исключением из
указанного правила. Первоначальное завышение его массы увеличивает эффект
разгрузки от собственной массы и частично снижает величину избыточной мас-
сы, образуемой вследствие завышения расчетного значения массы. И наоборот —
первоначальное занижение массы крыла уменьшает упомянутую разгрузку и
утяжеляет его конструкцию;
— речь идет о малых приращениях, которые лишь в сумме могут составить
несколько процентов массы снаряженного самолета. Однако 5... 6% массы сна-
ряженного самолета соответствуют 15... 20% массы коммерческой нагрузки, а
прибыль от рейса создает часть этой нагрузки, составляющая не более 30% ее
максимального значенья.
Иллюстрацией эффекта завышения или занижения массы (объективного или
произвольного) может служить пример, в котором приведено сравнение теоре-
тических и фактических весовых данных, соответствующих различным подходам
к весовому проектированию (см. табл. 6.2 на стр. 309).
Исследования, приведенные в работах [4о] и [58], позволяют сделать сле-
дующие выводы:
— при умеренной недооценке (занижении) теоретического или расчетного
значения массы можно достичь минимальной величины массы пустого самолета,
близкого к статистически ожидаемому, но нужно примириться с соответственно
большим ростом массы в процессе проектирования;
299
— при достаточно большой переоценке (завышении) теоретического значе-
ния массы удается уменьшить рост массы при проектировании, однако факти-
ческое значение массы будет соответственно выше, чем статистически ожидаемое,
т. е. выше, чем реально возможная величина.
6.2. О МЕТОДАХ ОПТИМАЛЬНОГО ВЕСОВОГО "ПРОЕКТИРОВАНИЯ
6.2.1. Общие положения
Из большого числа методов оптимального проектирования здесь
р ассм атр иваются:
1) метод проектирования с весовым резервом; 2) метод диффе-
ренцированных весовых лимитов; 3) метод проектирования с ис-
пользованием резервов прочности; 4) метод повторного проекти-
рования.
Одновременное применение этих методов приводит к наилуч-
шим результатам, однако достаточно существенных результатов
можно достигнуть и применением их в отдельности.
Перечисленные методы соответственно связаны: 1) с формиро-
ванием проектных весовых характеристик; 2) с определением коли-
чественных показателей весового планирования конструкторских
разработок (т. е. весовых лимитов); 3) с определением весовых
исходных данных для расчета самолета на прочность; 4) с повыше-
нием весовой эффективности разработанной конструкции.
Формирование весовых характеристик и их уточнение происхо-
дит, как отмечалось, в течение всего процесса создания самолета,
но главным образом на следующих этапах: а) в начальной стадии
проектирования, когда определяется предварительное теоретичес-
кое значение массы и решается вопрос о резервировании массы;
б) в процессе эскизного проектирования, когда определяется про-
ектное значение массы, основанное на уточненных исходных дан-
ных (размеры, действующие нагрузки, перечни и принципиальные
схемы различных систем оборудования и управления). Теоретичес-
кое значение массы на этой стадии определяется не только по ве-
совым формулам частей самолета, но и на основе подетальных рас-
четов, при этом уточняется величина резерва, с учетом которого
производится окончательный выбор основных размеров самолета.
После завершения производства находят фактическое значение
массы по результатам взвешивания самолета в целом.
Определение предварительного, теоретического и проектного
значения массы является задачей проектировочных расчетов, а
весового лимита, текущего и фактического значения массы — за-
дачей системы весового контроля.
Создание самолета является сложным динамическим процес-
сом, в основе которого лежит прогнозирование всех его параметров
и характеристик. Поскольку изменения последних почти всегда свя-
заны с весовыми издержками, то прогнозирование их значений —
это прежде всего прогнозирование весовых данных. С целью учета
300
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
-динамики процесса создания самолета, сопровождающегося есте-
ственным ростом массы, нербходимо введение некоторого разрыва
между проектными и реально ожидаемыми весовыми характерис-
тиками самолета. Этот разрыв, как будет показано ниже, представ-
ляет собой некоторый запас к определению летно-технических ха-
рактеристик. I
6.2.2. Метод проектирования с весовым резервом
Задачей формирования проектных весовых характеристик явля-
ется создание условий для выполнения гарантированных весовых
летных, взлетно-посадочных и экономических данных. Существуют
различные пути решений этой задачи. Создание весового резерва
для компенсации роста снаряженного самолета — один из них, и,
видимо, наиболее конструктивный. Другой, возможный путь заклю-
чается в проектировании на несколько завышенные летные и луч-
шие, чем заданнные, взлетно-посадочные характеристики. Он
сводится, в основном, к завышению запасов топлива и так же, как
и первый, приводит к необходимости выбора несколько больших
значений площади крыла и тяги двигателей [40].
Метод проектирования с весовым резервом отличается: 1) не-
посредственным учетом естественного роста массы пустого само-
лета; 2) стройной системой весового планирования, при которой
весовой резерв используется для корректировки весовых лимитов,
вынужденной самим процессом проектирования.
Рассматривать иное выражение весового резервирования и от-
носить его не к массе снаряженного самолета, а к взлетной массе
не рекомендуется [45].
Необходимость весового резервирования определяется не толь-
ко естественным ростом массы самолета, но и тем, что экономиче-
ская эффективность пассажирского самолета обусловлена коммер-
ческой нагрузкой, которая представляет собой небольшую разность
трех численно больших величин
^к.н= ^0 п.си Шт.
Следовательно, относительно небольшие отклонения в определе-
нии массы пустого снаряженного самолета и топлива могут приве-
сти к существенному изменению массы коммерческой нагрузки.
Поэтому введение используемого при конструировании допуска
на величину массы снаряженного самолета (весового резерва) поз-
воляет регламентировать весовые показатели самолета в процессе
его проектирования, конструирования и постройки.
В случае выбора площади крыла и тяги двигателя на основе
теоретического значения массы снаряженного самолета (без учета
резерва) вероятное значение его фактической величины будет пре-
вышать теоретическое на 6 ... 8%, а следовательно, произойдет не-
совпадение технико-экономических характеристик с проектными и
снизится эффективность самолета.
301
Понятие «проектирование с весовым резервом» определяет та-
кой процесс проектирования, при котором:
1) основные параметры самолета^ (площадь крыла и тяговоору-
женность) оптимизируют на основе весовых данных, учитывающих
определенную, заранее установленную величину весового резерва;
2) весовые лимиты для всех элементов конструкции и- систем
оборудования определяют на основе окончательно принятого теоре-
тического значения массы пустого снаряженного самолета (без
учета весового резерва);
3) исходные весовые данные для расчета самолета на прочность
определяют на основе теоретического значения массы снаряженно-
го самолета (без учета весового резерва) или даже с некоторым
занижением относительно теоретического значения.
Метод проектирования с весовым резервом, таким образом, хо-
рошо согласуется с методом проектирования на заниженную массу
самолета или заниженные нагрузки (см. 6.2.4). Он также не про-
тиворечит одному из основных принципов весового проектирования,
заключающемуся в постоянном стремлении препятствовать росту
массы самолета от неизбежных факторов путем отыскания и ис-
пользования факторов, способствующих снижению массы конст-
рукции и самолетных систем. Этот принцип может действовать на
всех уровнях, но главным образом — на уровне разработки рабо-
чих чертежей.
Следовательно, весовой резерв создают для покрытия некомпеи-
сируемых приращений массы и реализуют путем уточнения весо-
вых лимитов.
Эти положения иллюстрируются рис. 6.3, отражающим факти-
ческие процессы весового проектирования. Рассмотрение кривых
этого графика показывает: а) наличие естественного (некомпенси-
руемого в конечном счете) роста массы самолета; б) возможность
преодоления чрезмерного роста массы самолета (путем разработки
мероприятий, приводящих к его снижению на различных стадиях
создания самолета*); в) необходимость корректировки весовых
лимитов в процессе разработки рабочих чертежей (причина та же,
что объясняет рост массы: ограниченная глубина проработки про-
екта в период, когда определяются весовые лимиты).
Рекомендуемый подход к формированию проектных весовых ха-
рактеристик самолета:
Проектное значение массы снаряженного самолета, на основе
которого выбираются площадь крыла (5) и тяга двигателей (Ро)
целесообразно определять с учетом весового резерва путем введе-
ния коэффициента резервирования (kp). Тогда окончательное про-
пр
сктное значение массы тп.сн увеличится в сравнении с начальным
теоретическим Шп!сн не только на величину резерва, но и вследст-
* В одних случаях мероприятия реализуют па стадии 25... 50-процентной
готовности чертежей, в других при повторном проектировании (пересмотр чер-
тежей) с внедрением на первых опытных или первых серийных самолетах.
302
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
вие увеличения массы крыла Дткр=/’(Д5) и силовой установки
Дтс.у=/(ДРо), и определится как
т^Рсн = /Пп!сн [1 +?р.П.сн (£р— 1)]. (6.10)
Теоретическое значение массы с ^учетом окончательно выбран-
ных значений S и Ро будет равно: '
I
^п.сн^^п.сн4~(^р 1) ^р.п.сн^п.сн (^р 1) ^п.сн»
Рис. 6. 3. Изменения весовых данных двух самолетов I и II в про-
цессе проектирования:
о—теоретическое значение массы; b—проектное (оно же — допустимое) зна-
чение массы; с—текущее значение массы; d—весовой лимит; А—компенси-
руемое приращение массы; В—некомпенсируемое приращение массы
где <рр.п.сн— коэффициент роста, учитывающий увеличение массы
снаряженного самолета вследствие увеличения S и Ро при проекти-
ровании с весовым резервом;
щ^.сж И Щд.сн — теоретическое значение массы пустого снаряженного
самолета начальное и окончательное соответственно.
Окончательное проектное значение массы будет несколько боль-
ше полученного по (6.10), если Лр отнести не к/тзпхн, а к /nLCH:
^п.сн== ^р^п.сн- (6. 11)
Масса снаряженного самолета, найденная таким путем, может
являться гарантируемой в пределах допуска 4-2%, т. е.
Л-Щ+2%. (6.12)
Допуск 4-2% учитывает, в частности, расхождение фактическо-
го значения массы серийных самолетов с массой по чертежам.
В результате фактическое значение массы в любом случае обеспе-
зоз,
чит выполнение гарантированных летных, взлетно-посадочных и
других характеристик.
Следует заметить, что величина Шп!сн» относящаяся к самолету
с исходными значениями S и Ро, при проектировании с весовым ре-
зервом возрастает меньше, если двигатели выбраны (Po=const), а
варьируется только S из условия Рвпп =const; V3.n=const В этом
•случае величина будет меньше, чем при P0=var.
Суммарная масса пустого снаряженного самолета подразделя-
ется на две основные группы. К одной относят массу той части, ко-
торая разрабатывается в самолетостроительной организации, на-
зовем ее условно «конструкция» (шк), а другая группа — «комп-
лектующие изделия» (тк,и). Ко второй группе относятся так назы-
ваемые готовые изделия, которые разрабатываются смежными ор-
ганизациями (поставщиками), затем различные жидкости и, нако-
нец, экипаж, который учитывают в составе снаряженного самоле-
та, т. е. ко второй группе относят те элементы, на величину массы
которых авиаконструкторы не оказывают непосредственного влия-
ния.
Возникает вопрос, относить ли коэффициент резервирования к
полной массе пустого снаряженного самолета или к первой из двух
названных частей? Если на самолет устанавливаются двигатель,
колеса шасси и основной комплект оборудования из готовой но-
менклатуры, то коэффициент резервирования можно относить лишь
к первой части. Если все это или часть из этого проектируется па-
раллельно, то — в равной степени к обеим частям.
Когда готовые изделия выбираются из существующих, то значе-
ние коэффициента резервирования, отнесенного к массе первой
группы, возрастает и определится уравнением
^Р = (^р-“тк.и)Ж> (6.13)
где 7йки — относительная величина массы комплектующих изде-
лий,
№к.И = ^к.и/^П.СН j
mK — относительная величина массы конструкции, при этом
772к= 1 АЛк.и-
Если принять пгк.и=0,32 и £р=1,06, получим £' = 1,088.
Проектирование с весовым резервом приводит, естественно, к
увеличению взлетной массы самолета не только из-за приращения
массы снаряженного самолета, но и вследствие необходимости
увеличения запаса топлива из условия mT=const. Собственно,
взлетная масса возрастает в любом случае: когда S и Ро выбирают-
ся без учета £р, то на величину (£дт0), которая меньше чем в слу-
чае выбора S и Ро с учетом резерва. Однако при £р>1 выполняют-
ся все проектные летные и взлетно-посадочные характеристики
(разумеется при правильном выборе £р), а при £р=1,0 они не вы-
полняются.
304
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Проектное значение взлетной массы при проектировании с ве-
совым резервом
1 — тпг
а гарантируемое значение взлетной массы будет равно
Г/п|,р 1+2% I т
I П.сн]-+ к.н . . (6 15)
1 — т{
Запас топлива, обеспечивающий гарантируемую дальность по-
лета, в этом случае должен выбираться с учетом допуска +2% на
величину массы снаряженного самолета.
Суть проектирования с весовым резервом заключается, как уже
указывалось, в том, что площадь крыла, суммарная тяга двигате-
лей и запас топлива, обеспечивающий гарантируемую дальность,
определяются на основе взлетной массы, учитывающей принятую
величину резерва. Следовательно:
S=m™p/p; 2 /эотоар; m.r=mjap — т^асри — mx<H.
Расчетная взлетная масса, принимаемая для расчета на проч-
ность, во избежание появления избыточной массы не должна вклю-
чать величину весового резерва даже в том случае, когда проекти-
рование ведется без занижения массы самолета или расчетных на-
грузок. Таким образом,
тР отпРсн ~ (fy> ~ 1) тпРсн + тК'К 16}
1 — те
Полученные проектные и гарантируемые весовые характеристи-
ки можно включать в эскизный проект, технические требования, в
договор или контракт.
При разработке модификаций и иных вариантов пассажирских
самолетов весовой резерв не приводит к дополнительному увеличе-
нию массы самолета, так как при этом <рР.п.сн= 1,0- При разработке
основного варианта значение <рр.п.сн>1,0 является сдерживающим
фактором от чрезмерного завышения kp.
О степени влияния резервирования на увеличение взлетной мас-
сы. Напомним, что при возрастании массы снаряженного самолета
в соответствии с k&m, равным, например, 1,06, коэффициент взлет-
ной массы (£дт0) при любых значениях тп.сн и пгт не будет превы-
шать той же величины (рис. 6.4). Равенство ^дт=^д/п0 достигает-
ся лишь при Апп.сн+^т= 1, т. е. в пределе, когда /пк.н=0. Значение
коэффициента возрастания взлетной массы определяется уравне-
нием
(6.17)
1 — 7ПГ
305
Из уравнения (6.17) и рис. 6.4 следует, что при создании весо-
вого резерва снаряженного самолета в пределах 6 ... 8% дополни-
тельное увеличение взлетной массы невелико.
Выбор величины весового резерва или значения коэффициента
(kp) пустого самолета зависит от следующих факторов или кон-
кретных условий:
1) от этапа разработки (в период предэскизного проектирова-
ния больше, на уров-
от
Рис. 6.4. Зависимость коэффициента k^mQ
тп.сн, т-г и ШкТн при khm—1,06
не эскизного проекта —
меньше);
2) от сроков проекти-
рования (большой темп
проектирования приводит
к большему росту массы);
3) от степени новизны
проекта. К новизне про-
екта можно относить: на-
значение самолета (но-
визна для данного кон-
структорского бюро — на-
рушение повторяемости),
его размеры
масштабного
трудно прогнозируется),
общую и компоновочную схемы самолета, степень применения но-
(влияние
эффекта
вых материалов и прогрессивной технологии, новизну различных
устройств и систем оборудования.
При определении размеров самолета и тяги двигателя и при
утверждении проектных весовых характеристик важен вопрос об
учете прогресса в разработке материалов, технологии, оборудова-
ния. Решение этого вопроса зависит от стадии проработки рассмат-
риваемых новшеств. Недостаточно освоенное к моменту разработки
проекта лучше использовать для развития самолета и учитывать
при планировании модификаций. Можно также предусматривать
постепенное или периодическое внедрение нового на серийных са-
молетах. Разработка проектов все же нередко ведется в предпо-
ложении широкого использования новейших достижений научно-
технического прогресса в различных областях самолете- и двигате-
лестроения, металлургии и т. п. Однако на практике не всегда и
не в полном объеме их удается реализовать. Если их влияние на
массу самолета учитывается в проектной величине массы самолета,
коэффициент kp следует несколько повысить.
Когда вопрос о резервировании решается на уровне достаточ-
но глубокой проработки эскизного проекта и темп проектирова-
ния — умеренный, когда двигатели и большая часть оборудования
выбраны из существующих, когда внедрение части новшеств пла-
нируется лишь для модификации, и, наконец, когда были приме-
нены достаточно совершенные методы весового расчета и исполь-
306
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
зованы достоверные исходные данные (перечни оборудования,
расчетные нагрузки и т. п.), коэффициент резервирования может
быть меньше. Если коэффициент резервирования выбирается по
среднестатистическим данным (при отсутствии прототипа), его
значение может быть принято по данным табл. 6.1, к которым сле-
дует относиться с определенной осторожностью, принимая их за
ориентировочные. Последнее обусловлено большим разнообразием
конкретных условий. Определение величины kp возможно, видимо,
лишь статистическое, попытки теоретического обоснования или
математического ее вывода пока не привели к удовлетворительным
6.1. Приближенные значения коэффициента резервирования
Степень НОВИЗНЫ проекта На стадии предэскизной проработки На стадии эскизной проработки При разработке глубокой модификации При переобору- довании самоле- та под иное назначение
*Pi £р2 ^Рз Лр<
Умеренная 1,08 . . .1,10 1,04 . . . 1,06 1,03 . . . 1,05 1,05 . . . 1,07
Высокая 1,10 . . . 1,12 1,06 . . . 1,08 1,04. . .1,06 1,08 . . .1,10
результатам. По физическому смыслу kp совпадает с k^m, так как
весовой резерв учитывает естественный рост массы при проектиро-
вании. Различие между kv uk&m заключается в том, что последний
является средней статистической величиной, а первый учитывает
ряд факторов и конкретных условий, включая опыт организации
по разработке данного типа размера машины. Следовательно, ко-
личественно kp равен или больше статистически ожидаемой вели-
чины некомпенсируемогб роста массы (Лр;> k^).
Указанные в табл. 6.1 значения не учитывают резервирования
с целью развития модификаций.
При разработке модификаций также следует создавать весовые
резервы. В этом случае решение вопроса о резервировании зави-
сит не только от сложности и глубины проработки проекта моди-
фикации, но и от состояния разработки исходного варианта. Мож-
но рассматривать, как минимум, две возможные ситуации и соот-
ветствующие значения kv.
1. Параллельная разработка проектов базового самолета и мо-
дификации или с небольшим смещением по времени. В этом слу-
чае можно принимать равные значения коэффициентов резервиро-
вания для модификации (Лр„) и исходного варианта (£Ра), а проект-
ное значение массы модификации определять по уравнению
Шпхн =kp3 (т?.сн + 2 Д^п.сн), (6.18)
307
где /Ппхн — проектное значение массы модифицированного снаря-
женного самолета; ^-.,сн — теоретическое значение массы исход-
ного снаряженного самолета; У Д/Пи.сн — суммарное изменение
пустого снаряженного самолета, связанного с его модификацией;
£Ра, а также Лр, — по табл. 6.1.
2. Разработка модификаций на основе фактических данных ис-
ходного варианта, полученных после полной доводки самолета и
внедрения егр в серийное производство. В этом случае коэффици-
ент £р следует относить лишь к величине весовых изменений, свя-
занных с модификацией самолета:
mS"=т* „+Лр, 2 Дт“„. (6.19)
Различные значения в табл. 6.1 относятся к большей и мень-
шей глубине проработки проектов основного варианта. Большей
глубиной в данном случае можно считать наличие достоверных
расчетных нагрузок, например, изгибающих моментов, знание кото-
рых необходимо при увеличении длины фюзеляжа.
При разработке чертежей для переоборудования самолета
под иное назначение также следует решать вопрос о резервирова-
нии, например, при переоборудовании пассажирского самолета в
лабораторию. В этом случае часть агрегатов снимается (с сум-
марным значением массы тСНим), новые системы и агрегаты уста-
навливаются (с массой тУст)- Коэффициент резервирования следу-
ет относить к сумме их абсолютных значений, так как объем фак-
тически снимаемых агрегатов может оказаться меньшим, чем на-
мечалось вначале.
Шр = (Лр 1) (^сним ^уст)* (6.20)
Величина kPt (см. табл. 6.1) больше ЛРя, так как £р< является мно-
жителем при значительно меньшей сумме весовых изменений. Вы-
бор Л₽4 зависит от достоверности знаний об объеме изменений и от
надежности весовых данных снимаемых и вновь устанавливаемых
агрегатов.
Примеры формирования весовых характеристик. Выше утверж-
далось, что возможны одновременно два явления — создание эф-
фективной конструкции и при этом наиболее высокий рост массы
и наоборот — перетяжеление конструкции при минимальном росте
ее величины. Поясним это подробнее на примерах. >
Рассмотрим два различных подхода к проектированию само-
лета с одними и теми же летно-техническими характеристиками,
отличающиеся: 1) применением различных методов весового рас-
чета без резерва, приводящих к несовпадающим результатам
(табл. 6.2, случаи А, В, С, отличающиеся величинрй роста массы:
2%, 4%, 6%); 2) применением методов проектирования с весовым
резервом (случай Д).
Во всех случаях за расчетную массу (для прочности) и весовой
лимит пустого самолета принимаются теоретические их значения.
Результаты различных расчетов, принятые значения, проектной и
308’
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
расчетной массы в сравнении с условно фактическими значениями
гипотетического самолета приведены в той же таблице.
6.2. Рост массы гипотетического снаряженного самолета
Расчетные величины Без весового резерва С весо- вым ре- зервом
Случаи •
А В с D
Теоретическое значение массы снаря- 112,0 107,0 102,0 102,0
женного самолета, т
Коэффициент резервирования — — — 1,06
Проектное значение массы снаряжен- 112,0 107,0 102,0 110,0*
него самолета, т
Весовой лимит и расчетная масса, т 112,0 107,0 102,0 102,0
Фактическое значение массы, т 114,2 111,3 108,1 110,0
Рост массы снаряженного самолета, т 2,2 4,3 6,1 0
% 2,0 4,0 6,0 0
* С учетом коэффициента роста.
В данном примере для краткости не рассматривается влияние
применения метода проектирования с весовым резервом на воз-
можность сохранения проектной характеристики грузоподъемности
по дальности, такой пример приведен в работе [40].
Данные табл. 6.2 позволяют сделать следующие выводы.
1. В случае А при наивысшем теоретическом значении массы
наблюдается наименьшая относительная величина роста массы
снаряженного самолета, однако и наибольшее значение фактичес-
кой массы. В случае С, хотя и оказалась наибольшая относитель-
ная величина роста массы, но создан наиболее легкий самолет.
2. В случае А почти совпали проектное и фактическое значение
массы (при самой низкой весовой отдаче). В случае С получен са-
мый легкий самолет, но в наибольшей степени не выполняются
проектные данные. Следовательно, в обоих случаях (при низкой и
высокой весовой эффективности) экономическая эффективность ни-
же возможной. Именно это подтверждает высказанное выше поло-
жение о том, что простое несовпадение фактического и проектного
значения массы не может служить основанием для утверждения о
перетяжелении.
3. Минимальный рост массы в случае А объясняется следую-
щим: завышенная в расчете масса как бы создает непроизвольный
резерв массы, так как завышение выявляется в процессе рабочего
проектирования и эта «свободная» масса компенсирует рост мас-
сы, величина которой во всех случаях была бы не менее 6%. Наи-
309
большее же фактическое значение массы в случае А объясняется
наличием избыточной массы.
4. В случае £>, предусматривающем проектирование с весовым
резервом, будет создан оптимальный самолет, т. е. достигнута наи-
большая экономическая эффективность, поскольку будут выполне-
ны все проектные характеристики, в том числе и грузоподъем-
ность по дальности.
5. Масса снаряженного самолета в случае D больше, чем в слу-
чае С за счет несколько большей площади крыла и тяги двига-
телей, выбираемых в этом случае из условия величины массы са-
молета с учетом резерва. Этим и достигается выполнение технико-
экономических проектных данных и возможно наибольшей эффек-
тивности.
6. Теоретическое значение массы самолета должно быть реаль-
но ожидаемым, но минимальным, т. е. на уровне варианта D, но не
А. В этом случае проектное значение массы самолета (даже с уче-
том резерва) может быть выполнено лишь при наличии всесторон-
ней программы весового контроля. Иначе говоря, весовой резерв
не исключает, а предполагает разработку различных мероприятий,
препятствующих чрезмерному росту массы.
Общие выводы. 1. Метод проектирования с весовым резервом
основан на установленной закономерности роста массы снаряжен-
ного самолета в процессе его создания.
2. Альтернативным этому методу остается естественно путь
проектирования без весового резерва, основанный, прежде всего,
на том, что почти все ранее построенные самолеты поступали в экс-
плуатацию со взлетной массой, превышающей ее проектную вели-
чину. В одних случаях это шло в ущерб экономике, в других —
взлетно-посадочным характеристикам. Без ущерба обходились
лишь в тех случаях, когда был резерв тяги и прочности. Какой-то
резерв, видимо, всегда нужен.
3. Применение метода проектирования с весовым резервом по-
ка остается спорным. Дискуссия о нем (и более подробное изло-
жение) приведены в работе [45].
6.2.3. Метод дифференцированных весовых лимитов
Весовой лимит (см. 1.1.1) определяется на основе теоретичес-
ких весовых формул или статистического ожидания. Следователь-
но, минимальная масса может быть и меньше, и несколько больше
весового лимита. В соответствии с этим ниже приводятся толко-
вания понятий «номинального» и «допустимого» весового лимита и
метод дифференцированных весовых лимитов. *
Под весовым лимитом не следует понимать минимально воз-
можное значение массы проектируемого изделия и его частей. Ми-
нимальная масса агрегата, узла, детали обуславливается рацио-
нальной конфигурацией, прогрессивной технологией и минимально
310
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
допустимыми запасами прочности при тщательно вычисленных зна-
чениях действующих нагрузок.
Поскольку весовой лимит является вероятностной величиной,
достижение его требует определенных усилий всей конструкторской
организации, т. е. руководства, конструкторов, расчетчиков, тех-
нологов (см. 7.2). При этом требования минимальной массы долж-
ны превалировать над технологическими требованиями серийного
производства.
Определение весовых лимитов основано на теоретических ве-
совых данных самолета, найденных с учетом: окончательно приня-
тых значений S и Ро, достаточно полно разработанных схем час-
тей самолета, силовой установки и различных систем самолетного
оборудования. При этом рекомендуется многоступенчатая лимит-
ная система (см. 7.2.3). Целесообразно весовой лимит снаряжен-
ного самолета определять с некоторым занижением относительно
теоретического значения его массы, вводя коэффициент занижения
£л. Заниженный весовой лимит будем называть «номинальным», он
является желательным, а за «допустимый» будем принимать тео-
ретическое значение массы.
Понятие «допустимый лимит» позволяет в практике учитывать
необходимость допуска и неизбежность погрешности (как и в лю-
бых теоретических расчетах). Лимиты на одни детали могут ока-
заться завышенными, на другие — заниженными в сравнении с
ожидаемой фактической массой деталей. В случаях, когда в сос-
тавляющих суммарную величину массы все ошибки нивелируются,
возможно выполнение общего номинального лимита. При тенден-
ции более общего занижения весовых лимитов следует ожидать
выполнения допустимого лимита. Принятие определенного допуска
на номинальный лимит в любом случае является логичным и, кро-
ме того, позволяет создать стройную программу весового контроля
(см. 7.2).
Коэффициент занижения весового лимита кл так же, как и kp,
выражает собой величину весового резерва, но находящегося в рас-
поряжении руководителя подразделения, в то время как весовой
резерв, учитываемый коэффициентом kp, находится в распоряжении
руководства предприятия. Именно такой подход в полной мере со-
ответствует методу проектирования с весовым резервом.
Реализуются резервы в виде дополнительных лимитов. В одном
случае — для выдачи подразделениям, в другом — для выдачи не-
посредственно конструкторам. Причины, вызывающие потребность
в дополнительных лимитах для подразделения, рассмотрены выше.
Необходимость выдачи дополнительных лимитов для конструкто-
ров возникает тогда, когда не удается уложиться в номинальный
весовой лимит для узла, детали, а для получения дополнительного
весового лимита на проектируемую часть самолета или систему
оборудования нет оснований. Тогда заданный номинальный лимит
на разработку агрегата, узла или детали повышают до «допусти-
мого». Естественно возникает и следующий термин — «недопусти-
311
мый», определяющий превышение над допустимым. В случае, если
масса узла или детали оказалась недопустимой, необходимо либо
изменить конструкцию, либо уточнить лимит на данный узел, но
одновременно искать возможность снижения массы в другой кон-
струкции для компенсации данного завышения.
Сказанное справедливо для такой организации весового конт-
роля, при которой подразделениям выдается номинальный и до-
пустимый лимиты, а конструкторам на разработку агрегатов, уз-
лов, деталей выдается только номинальный весовой лимит.
Коэффициент весового лимита (Лл) определяется по опыту с
учетом надежности применяемых методов и степени новизны раз-
рабатываемого проекта.
Однако величина снижения не должна быть излишне большой,
иначе номинальный лимит может оказаться нереальным и по-
влияет демобилизующе.
Коэффициент весового лимита можно относить не к полной мас-
се снаряженного самолета, а к массе за вычетом комплектующих
изделий (тк.и), тогда уравнение весового лимита будет иметь вид
-..пр _
тном.ок= п.сн К.И +^ + (wK>H_mrJ + mnnPH(fepa_ (б> 21)
*рЛ
В этом случае коэффициент резервирования в равной степени
относится к двум группам — конструкции и комплектующим изде-
лиям, что соответствует его физическому смыслу.
За допустимый лимит выше рекомендовано принимать теоре-
тическое, а не проектное значение массы, которое меньше первого
на величину резерва. Этот резерв будет служить дополнительным
лимитом, который выдается конструкторам в процессе проектиро-
вания, когда появляется необходимость корректировки весовых ли-
митов по причинам, отнесенным к первой и второй группам * (см.
классификацию на с. 295). Таким образом, суммарный лимит пус-
того самолета не является постоянной величиной и можно разли-
чать его начальное и конечное значения. При этом начальные зна-
чения номинального и допустимого лимита меньше окончательных
их значений на величину дополнительного лимита (т. е. весового
резерва)
/Пп?"нн = А (2 - £Ps). (6.22)
Тогда окончательные значения весовых лимитов будут соответ-
ственно равны
щп?снок=щ^снн+^л-д; ^и°смнок=тХн+^л-л; (6.2а)
./Пл-д=(ЛРа— 1)/Ппхн,
* При этом имеется в виду, что на все без исключения изменения из-за
причин, отнесенных к этим группам, выдаются дополнительные лимиты.
312
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
где т*°ск, тп°снК — допустимые (начальные и окончательные) зна-
чения весовых лимитов для снаряженного самолета соответственно;
Юп.сн * win.cH — номинальные (начальные и окончательные) зна-
чения весовых лимитов для снаряженного самолета соответствен-
но; тл-Д — дополнительный лимит; kPi — коэффициент резервиро-
вания на стадии эскизного проектирования.
Это уравнение справедливо, когда весь весовой резерв пред-
назначается для дополнительных лимитов.
Масса неучтенных деталей тв.д или производственные отклоне-
ния не лимитируются, но в весовой лимит пустого самолета их
удобнее включать. Величину тн.д можно принять равной
mH^=0,01mnPcH, а сумму весовых лимитов определять как
2 т*=т«.сн — ткл — тён, (6.24)
где тсн — нелимитируемая часть снаряжения.
Лимиты могут быть установлены как для снаряженного само-
лета, так и для пустого. Поскольку часть элементов снаряжения
изготавливается по чертежам самолетной организации, целесооб-
разно лимиты устанавливать для снаряженного самолета.
Основные уравнения номинального и допустимого лимитов
(6.21) и (6.22) написаны для снаряженного самолета в целом. Ана-
логично можно написать и для конструкции самолета тк без комп-
лектующих изделий [см. уравнение (6.13)]. При этом лишь коэф-
фициенты и /?л могут иметь иное значение. Уравнение допусти-
мого весового лимита для пустого самолета тп.с с учетом подраз-
деления на эти две группы могут иметь вид
^•ОК = Лл.Х°М-Н + ^.из^г.Из+^н.л-|-^-, (6.25)
где kn.K — коэффициент лимита для конструкции (разрабатывае-
мой самолетчиками); 6г.из=1,02 — коэффициент, учитывающий до-
пуск на массу готовых изделий (г.из), поставляемых изготовите-
лями, но не разрабатываемых вновь *.
Для примера примем следующие, типичные для пассажирских
самолетов соотношения масс двух групп m£on’H—0,7/nniC и тглз=
= 0,Зщп.с и зададимся значением £л.к=1>04. Подставив в уравне-
ние (6.25) и решив его относительно получим
ffin?cn,H=0,965 (/Пп?с'ок — гпл-к—тн.д).
Масса снаряженного самолета подразделяется также на две
группы, но комплектующих изделий здесь несколько больше, чем
в предыдущем случае. Их масса определяется уравнением
^к.из ^г.из Ч~ ^не.т Ч- ^нв.т Ч- ^г.ж Ч~ ^тех.ж Ч- Ч- ^с.об Ч- ^эк Ч~ ^ст»
* Для разрабатываемых вновь лучше принимать 1,06.
11 2280
313
где тк.из; ^г.из — масса комплектующих и готовых изделий соот-
ветственно (лимитируется); тНс.т; wHBT — масса несливаемого и
невырабатываемого остатка топлива (лимитируется); тг.ж; ^тех.ж!
/пм — масса гидравлической и технических жидкостей и масла (не
лимитируется); /пс.об — масса съемного бытового и другого обору-
дования, учитываемого в массе снаряжения (лимитируется);
тСт — 'масса экипажа и стюардесс.
Часть массы съемного оборудования (тс.об), как и всего снаря-
жения, определяется рабочими чертежами, часть определяется по
документации комплектующих изделий или принимается как сред-
нестатистическое значение. Масса первой части снаряжения (тСн)
лимитируется, второй — не лимитируется (тСн). Массу несливае-
мого и невырабатываемого топлива рекомендуется относить к пер-
вой группе, т. е. лимитировать, ибо известно, что это топливо яв-
ляется как бы балластом. Достижение минимальной его массы так
же необходимо, как и массы конструкции, а с другой стороны —
это возможно путем определенных усилий конструкторов.
С учетом сказанного формула весового лимита для снаряжен-
ного самолета будет иметь вид
^п.°сн^= IX.K (тк 4" /Лсн)Н0М'Н 4“1,02щг из -|- И1сн] 4“ Я*п’.сн + тн.д (6. 26)
или щ™нок=*Х°МнН++ткл.
Допустимый и номинальный весовые лимиты снаряженного са-
молета для примера могут быть определены при следующих усло-
виях:
(щк4-тсН)=0,700/Пп.‘снМ; тг.из=0,285тп.сн; /Псн=0,015тПвСН.
Если принять &л.к= 1,040, то получим 1&л = 1,034, тогда номи-
нальный лимит определится как
<°смн°к=0,966mSH + m-Л
Значения коэффициентов &л.к=1,04 и &л= 1,030 ... 1,035 могут
быть приняты за рекомендуемые для определения весовых лими-
тов. В 7.2.3 сказано, что кроме упомянутых для конструкторской
проработки выдаются предварительные лимиты тл*пр. Соответст-
венно можно рассматривать и предварительное значение коэффи-
циента весового лимита для конструкции, т. е. для самолета без
готовых изделий £".«• Это значение должно быть выше, чем для
&л.к и лежит в пределах
=т)2/тГ"р= 1,07... 1,08. ,
Здесь рассмотрены количественные показатели общей програм-
мы весового планирования, составной частью которой является ли-
митная система — одно из главных средств достижения минималь-
ной массы конструкции. Эта система носит и организационно-тех-
нический характер, она подробно рассмотрена в 7.2.3.
314
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
6.2.4. Метод проектирования с использованием резервов прочности
Расчет внешних и массовоинерционных нагрузок, действующих
на конструкцию самолета и определяющих ее потребную проч-
ность, базируется на комплексе 'исходных данных. К числу этих
данных относятся: взлетная масса самолета (на старте), макси-
мальная посадочная масса самолета (с максимальной нагрузкой и
в перегоночном варианте), максимальная масса самолета без топ-
лива, масса пустого снаряженного самолета. Кроме того, для опре-
деления разноса масс по размаху крыла и длине фюзеляжа исполь-
зуется расчет центровки самолета.
В 6.2.2. и 6.2.3. рассматривались два значения массы снаряжен-
ного самолета (теоретическое и проектное) и соответствующие
им взлетные массы самолетов. Там же анализировались тенденции
завышения или занижения весовых данных, связанные с опреде-
ленной погрешностью весовых расчетов. В связи с этим возникает
вопрос: проектные или теоретические данные принимать за исход-
ные для расчета самолета на прочность и какую из упомянутых
тенденций считать целесообразной?
Завышение теоретических и исходных значений массы пустого
самолета вследствие проявления определенной тенденции или не-
точности весового расчета приводит к значительному росту взлет-
ной массы как в результате завышения размеров самолета, так и
и потребной прочности (при сохранении уровня напряженности).
Поэтому для создания конструкции минимальной массы необходи-
мо всестороннее обоснование исходных весовых данных, уточнение
нормированных воздушных нагрузок, действующих на крыло и, осо-
бенно, оперение, с выбором уровня напряжений и наивыгоднейших
силовых схем.
Исходными весовыми данными (расчетными) в случае примене-
ния метода проектирования с весовым резервом, но без занижения
расчетных масс и нагрузок могут служить данные, основанные на
массе снаряженного самолета, определяемой уравнением (6.27),
которое согласуется с (6.16):
mp.CH=m”pca\2-kPt). (6.27)
В случае применения метода проектирования на заниженную
массу самолета [40] масса снаряженного самолета, определяющая
расчетную величину массы, задается уравнением
^П.СН == ^с.М^П.СИ ИЛИ Wn.CH==^C.M^n?CH (2 — Лра), (6.28)
где Лс.м и &с.м — коэффициенты снижения массы снаряженного са-
молета.
Коэффициент снижения массы можно относить к взлетной мас-
се, т. е. распространять его и на коммерческую нагрузку и топли-
во, тогда
—— Лс.м^О •
(6. 29)
315
11*
Нагрузки, действующие на самолет, определяются не только
весовыми данными, его размерами, летными характеристиками и
соответствующими нормами. На их величину можно влиять различ-
ными средствами (например, нагрузку на горизонтальное оперение
можно уменьшить ограничением углов отклонения руля высоты
при полетах на больших скоростях; нагрузку на носовую часть фю-
зеляжа можно уменьшить понижением давления в амортизаторе
носовой стойки шасси). Поиск путей снижения расчетных нагру-
зок и выяснение достоверности действующих нагрузок являются те-
ми задачами, с которых полезно начинать создание конструкции
минимальной массы.
Известно, что на выбор уровня напряжений влияют, помимо
статической прочности, требования усталостной прочности и величина
заданных ресурсов. Пути обеспечения ресурсов различны, многие
из них позволяют ограничить весовые издержки минимальной ве-
личиной. К ним например, относятся виброупрочнение металла, до-
стижение наилучшего качества поверхности, избавление от кон-
центраторов напряжений и т. п.
Все виды усталостной прочности, связанные с повторным нагру-
жением или с акустической усталостью, являются сравнительно но-
выми, и методы их расчета еще несовершенны. Поэтому целесооб-
разно создавать конструкцию с минимальными весовыми издерж-
ками и проводить необходимые усиления после соответствующих
испытаний. Наиболее важным в расчетах на усталость является
определение напряжений в элементах крыла, работающих на рас-
тяжение с учетом циклических нагрузок при взлетах и посадках,
а также при вертикальных порывах ветра. Известно также, что ве-
личина напряжений существенно зависит от характера полета, от
количества и размещения топлива. Правильное его размещение и
выбор рациональной последовательности расходования приводит к
существенному снижению величины среднего напряжения в крыле
и, следовательно, к уменьшению массы конструкции.
Основным фактором, определяющим общую массу конструк-
ции, является статическая прочность, а значительную часть сило-
вой конструкции — усталостная прочность. Если «силовую» часть
конструкции, составляющую 50... 60% ее массы, условно под-
разделить на части, то первая, обеспечивающая статическую проч-
ность, без учета коэффициента безопасности (равного 1,5) состав-
ляет 55 ... 60%. Введение этого коэффициента повышает долю до
89%. Остальные 11% обеспечивают усталостную прочность [64]
при ресурсе 30 ... 40 тысяч летных часов.
Метод проектирования, учитывающий скрытые резервы проч-
ности, аналогичен методу проектирования на заниженную массу
[39]. В данном случае проектирование ведется на заниженные на-
грузки, а статические испытания — на полные с последующим
усилением слабых мест (в случае преждевременных разрушений,
возможных в процессе этих испытаний). В результате используется
значительная часть скрытых резервов, а конструкция приближает-
316
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ся к равнопрочной, в чем и заключается смысл данного метода
проектирования, а целью является достижение наибольшей весо-
вой эффективности (понятно, что при любом подходе к выбору рас-
четных нагрузок можно в последующем обнаружить слабые в проч-
ностном отношении места, не выдерживающие 100%-ной нагрузки,
и места с избыточной прочностью и, следовательно, с избыточной
массой). Эти усиления требуют дополнительной массы, но она
обычно не составляет и десятой доли весовой экономии, получен-
ной при данном методе проектирования. Результатом применения
данного метода является повышение весовой, а следовательно, и
экономической эффективности, недостатком — возможное увеличе-
ние сроков статических испытаний и сроков создания самолета.
Экономические выгоды от снижения массы, как и величину са-
мого снижения, нетрудно определить (хотя расчеты, связанные с
определением этой величины, достаточно трудоемки). Отрицатель-
ный же эффект более позднего ввода в эксплуатацию самолета, ес-
ли усиления существенно затянут сроки его готовности, найти куда
сложнее. А риск большего или меньшего затягивания сроков, ес-
тественно, существует.
Методы проектирования на заниженную массу или заниженные
нагрузки не новы, но не утеряли своего значения и в наше время,
когда теория расчетов самолета на прочность достигла относитель-
но высокого совершенства. Дело в том, что для некоторых частей
самолета эксплуатационные нагрузки, принимаемые в расчетах, в
действительности меньше из-за деформации конструкции, а напря-
жения перераспределяются вследствие пластичности монолитных
конструкций и упругих деформаций. За счет упругости на стрело-
видных крыльях происходит смещение фокуса, что повышает не
только усталостную, но и статическую прочность.
Другим фактором, позволяющим обосновать целесообразность
применения рассматриваемого метода, является наличие естествен-
ных конструктивных резервов, которые при этом используются.
Хотя одним из основных правил конструктирования является тре-
бование наиболее полного использования всевозможных прочност-
ных резервов, даже при самом тщательном их учете в расчете де-
талей остаются скрытые резервы в виде:
— фактической прочности материала, которая, как правило,
выше номинальной, принимаемой в расчетах;
— различных, не поддающихся учету, связей между элемента-
ми конструкции;
— не учитываемых в расчетах конструктивных элементов, кото-
рые фактически воспринимают определенную часть нагрузки и уп-
рочняют общую конструкцию.
Нельзя, наконец, не учитывать и психологического фактора.
Конструктор сознательно или подсознательно стремится к надежно-
сти в большей степени, чем к минимальной массе. Психологичес-
кое давление имеет особое значение при разработке элементов,
площадь сечения которых подбирается из конструктивных сообра-
317
жений. Завышение площади сечений конструктивного набора про-
исходит и вынужденно при использовании стандартных профилей и
унифицированных деталей.
Понятно, конечно, что эффективность применения данного ме-
тода снизилась, когда определяющей для силовой конструкции ста-
ла усталостная прочность. И все же его значение для достижения
минимальной массы конструкции не утрачено.
Следует уточнить, чем отличается известный метод проектиро-
вания на заниженную массу [39] от метода проектирования на за-
ниженные нагрузки. При занижении весовых исходных данных воз-
можны два пути. Первый заключается в снижении массы снаря-
женного самолета и лишь в соответствии с этим остальных дан-
ных, но уже на меньшую величину, например,
^о=(4.в^п.сн+^к.н)/(1 - wT). (6.30)
В другом случае можно принять пропорциональное снижение
исходных данных. В обоих случаях массы всех частей самолета и
систем оборудования снижаются одновременно (во избежание рас-
согласования внешних нагрузок и нагрузок от массовых сил).
При занижении расчетных нагрузок можно снизить все на-
грузки, действующие на крыло, оперение, фюзеляж и шасси, при-
няв, например &с = 0,9 или 0,95. Разница между занижением массы
и снижением нагрузок весьма существенна. Рассмотрим каждый из
этих подходов в отдельности.
Занижение весовых данных самолета приводит к следующему.
1. Нагрузки на различные части самолета изменяются в раз-
личной степени:
— нагрузка на вертикальное оперение не изменяется, так же
как и та часть нагрузки на фюзеляж, которая приходит от воздуш-
ных нагрузок на вертикальное оперение;
— нагрузка на крыло уменьшается, однако при этом появляет-
ся небольшой отрицательный эффект уменьшения разгрузки от со-
ответственной массы крыла, величина которого также занижается.
Другой довод против проектирования крыла на заниженную мас-
су: некоторое изменение массы снаряженного самолета и соответ-
ствующее изменение взлетной массы приводит к небольшим изме-
нениям изгибающих моментов. Расчетное значение массы имеет,
кроме того, очень ограниченное влияние на конструкцию средств
механизации крыла, масса которых при сложной механизации сос-
тавляет значительную долю в общей массе крыла;
— нагрузки на конструкцию силовых установок практически не
изменяются и, следовательно, ее масса не зависит от изменения
расчетного значения массы самолета;
— нагрузка на конструкцию шасси изменяется, однако лучше
занижать расчетные нагрузки, учитывая условия зарядки аморти-
заторов.
318
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
2. Эффект занижения весовых данных уменьшается вследствие
того, что при этом занижении значение коэффициента расчетной
перегрузки может измениться в противоположную сторону.
3. Усложняется или исключается дифференцированный подход
к определению величины коэффициента снижения весовых данных.
4. Возникают затруднения в уменьшении масс, разнесенных по
длине фюзеляжа и размаху крыла, поскольку желательным явля-
ется сохранение подобия эпюр
изгибающих моментов и цент-
ровки самолета.
Уменьшение расчетных на-
грузок на самолет, во-первых,
приводит к снижению расчет-
ных нагрузок на все части са-
молета, которые в этом случае
находятся в равных условиях,
а во-вторых, допускает равно-
мерное (кривая а на рис. 6.5)
или дифференцированное (кри-
вая Ь) снижение расчетных на-
грузок.
Из сказанного следует, что
метод проектирования на зани-
женные нагрузки более эффек-
тивен и корректнее, чем метод
массу.
Виды применения метода проектирования на заниженные на-
грузки.
1. Снижение изгибающих моментов (AfH3) и расчетных нагрузок
(Р), действующих на крыло, фюзеляж, оперение и шасси, на-
пример,
Рис. 6.5. Пути занижения расчетных на-
грузок относительно исходной а: равномер-
ное занижение (6) и дифференцирован-
ное (с)
проектирования на заниженную
Mi3==kcMm\ P?=kcP, (6.31)
где kc — коэффициент снижения Миз и Р, учитывающий использо-
вание скрытых резервов.
2. Снижение коэффициента безопасности (f).
3. Снижение расчетных напряжений
— &с-Миз , _’kcP е __ kcQ
р~ р—т
где стр; тр — расчетные значения нормальных и касательных на-
пряжений с учетом занижения нагрузок; 1ГИЗ — момент сопротив-
(6.32)
применим С учетом занижения нагрузок; и/из — момент сопротив-
ления изгибу; Р — сила, действующая по оси; Q — перерезывающая
сила; F — площадь поперечного сечения элементов конструкции.
Можно то же самое выразить иначе через запас прочности:
т,=-Т25 и Tl=-7!2!L, (6.33)
«С° < kf.11 4 '
319
где т) — запас прочности; <тдоп; тдоп — допустимые значения нор-
мальных и касательных напряжений, о; т — расчетные напряже-
ния без учета коэффициента kc.
4. Снижение запасов прочности
^пр = ^С^потр’ (6 • 34)
где т]пр — принимаемый запас прочности, сниженный на величину
kc против потребных или заранее назначаемых значений (лпотр).
Все пути, вообще говоря, близки между собой. Два первых не
являются наилучшими в техническом отношении, поскольку двой-
ственность нагрузок чревата путаницей, особенно при дифферен-
цированном подходе к выбору коэффициента снижения. Опасность
этого усугубляется тем, что нагрузки в процессе проектирования
неоднократно изменяются и уточняются. Неясным в этом случае
часто является и вопрос, какие нагрузки принимать за исходные
при вычислении запасов прочности.
Третий путь, т. е. снижение напряжений, не является безупреч-
ным. Поскольку некоторые виды допустимых напряжений не нахо-
дятся в прямой зависимости от прочностных характеристик мате-
риала, например, деформация сдвига в листах, продольный изгиб
и т. п. Кроме того, одно допустимое напряжение не является доста-
точно надежным критерием для оценки эффективности конструкции
с точки зрения отношения «прочность — масса». Оно может быть
таким критерием только ib том случае, если к заданной площади
поперечного сечения прибавить среднюю площадь или другое ко-
личество эквивалентного материала, при помощи которого обеспе-
чивается сохранение устойчивости конструкции.
Четвертый путь — через снижение запасов прочности — по
смыслу близкий третьему, является, пожалуй, наилучшим. Он ли-
шен упомянутых выше недостатков и допускает более четкий диф-
ференцированный подход к выбору коэффициента снижения.
Третий и четвертый пути могут, тем не менее, привести к рав-
ной весовой эффективности, но при определенных условиях. Разни-
ца сводится к следующему:
1) при снижении напряжений конструктору надо выдавать за-
ниженные (против расчетных) на величину kc усилия и моменты,
а в последнем случае — просто сниженный запас прочности;
2) в третьем случае в сводку минимальных запасов прочности
вписываются те значения, которые планировались бы и без приме-
нения этого метода. В четвертом придется записывать два их зна-
чения и величину коэффициента снижения. Таким образом, пос-
ледний путь отличается и простотой технического оформления, и
наглядностью принятых решений.
Упомянутые сводки с заранее назначенными значениями kc по
каждому агрегату конструкции в укрепленном виде полезно сос-
тавлять в начале проектирования, ибо, утвержденные, они носят
директивный характер. Подетальные сводки можно составлять в
процессе разработки конструкции.
320
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Значение коэффициента снижения должно выбираться на основе
опыта проектирования предшествующих конструкций, результатов
их статических испытаний, опыта эксплуатации, специальных рас-
четов и т. п.
Когда проблемы усталостной прочности не носили столь острый
характер, снижение расчетных нагрузок рассматривалось в преде-
лах 80 ... 85% [39]. Теперь давать какие-либо рекомендации весь-
ма сложно, можно рассмотреть лишь пример дифференцированно-
го подхода к решению данного вопроса. Так, если значения коэф-
фициента снижения принять в пределах 0,9 ... 1,0, то распределе-
ние его конкретных значений может иметь вид:
fec=l,00 — для тех элементов конструкции, для которых гаран-
тирована высокая точность расчета, или для элементов, трудных
для усиления в случае преждевременного разрушения при статиче-
ских испытаниях, или для тех мест, где прочность регламентирует-
ся условиями принятых ресурсов;
fec=0,90— когда удается обосновать его выбор существующи-
ми результатами статических испытаний аналогичных конструкций
(поперечный набор крыла и средства механизации, продольный и
поперечный набор фюзеляжа, силовые элементы стоек шасси и т. п):
fee=0,95 — для элементов конструкции, у которых нет аналога
на предшествующих самолетах и которые не подпадают под пере-
численные выше положения.
Для отдельных агрегатов или элементов конструкции, если опыт
позволяет, значения fec могут быть ниже принятого нижнего пре-
дельного значения. Это относится и к вспомогательным элементам,
не входящим в основную силовую конструкцию планера (подстав-
ки, стеллажи для багажа, этажерки для размещения оборудова-
ния, внутренние трапы и т. п.), если их проектировать с учетом
дополнительных связей с конструкцией, обеспечивающей местную
прочность. Диапазон значений величины fec в различных случаях
может быть иным. Если, например, сроки создания самолета не
очень жесткие, нижний предел может быть снижен. Большой риск
приведет к большому эффекту.
Выбирать значения коэффициента fec дифференцированно сле-
дует не только для каждого агрегата и узла, но даже для отдель-
ных частей узла, в зависимости от конкретной конструкции, усло-
вий ее нагружения и наличия подкрепляющих элементов соседних
узлов.
При проектировании самолета на полную (массу и полные рас-
четные нагрузки (без применения метода значений) за исходные
весовые данные рекомендуется принимать теоретические (без уче-
та весового резерва).
При проектировании на заниженные нагрузки за расчетные зна-
чения взлетной массы и массы снаряженного самолета можно при-
нимать их проектные значения. Можно, конечно, принимать и тео-
ретические значения, тем более, что разнос масс по размаху крыла
и длине фюзеляжа, ограниченных принимаемым резервом, заранее
321
неизвестен. Тогда при выборе величины коэффициента снижения
следует иметь в виду неизбежный рост весовых данных, т. е. пре-
вышение массы построенного самолета над теоретическим.
Проектирование с занижением запасов прочности целесообраз-
но вести с параллельным статическим испытанием узлов и агрега-
тов. В этом случае достигается наибольший весовой эффект и сни-
жается риск затягивания сроков создания самолета.
Целесообразность применения рассмотренного метода подтверж-
дается опытом создания некоторых наиболее эффективных в весо-
вом отношении отечественных самолетов. В общем комплексе ме-
роприятий по созданию легкой конструкции этих самолетов нема-
лую роль сыграло применение этого метода. Для одного из самоле-
тов был принят коэффициент занижения массы ^с.м=0,95, для дру-
гого &с.м=0,92, а для третьего действующие расчетные нагрузки
снижались (с некоторым исключением) на величину, равную kc —
= 0,9.
Усиления конструкции после статических испытаний этих са-
молетов потребовались, но незначительные. Дополнительная масса
была очень невелика в сравнении с полученной весовой экономией.
Период же испытаний в последнем случае был лишь несколько уд-
линен. Следует заметить, что небольшие усиления серийных само-
летов позволили в дальнейшем их развивать, т. е. увеличивать
производительность путем увеличения запаса топлива и взлетной
массы. Другие усиления позволяют увеличивать коммерческую на-
грузку, если, однако, обнаруживаются резервы объемов.
Выводы:
1) применение метода проектирования на заниженную массу,
заниженные нагрузки или запасы прочности приводит к снижению
массы конструкции;
2) разрушение конструкции при нагрузках, меньших расчетных,
не должно в этом случае быть неожиданностью. Как правило, раз-
рушающая нагрузка близка к расчетной, а усиления, необходимые
для доведения конструкции до требуемой прочности, в большинст-
ве случаев не вызывают существенных затруднений;
3) применение метода занижений не исключает возможности
развития самолета по линии модификаций.
6.2.5. Метод повторного проектирования
Для сдерживания роста массы пустого самолета в процессе раз-
работки рабочих чертежей разрабатываются соответствующие ме-
роприятия, реализация которых может производиться в одних слу-
чаях на достаточно ранней стадии рабочего проектирования (кри-
вая I на рис. 6.3 см. с. 303), в других— на более поздней (кри-
вая II).
Весьма эффективным представляется метод повторного проек-
тирования,* т. е. частичный пересмотр уже разработанного комп-
* Или метод проектирования в два приближения.
322
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
лекта чертежей с целью облегчения конструкции и систем оборудо-
вания. Исходными для его обоснования являются следующие по-
ложения.
1. Практически любая конструкция при повторной проработке
может быть облегчена, без кардинальных ее изменений.
2. В процессе проектирования происходит периодическое уточ-
нение действующих нагрузок и запасов прочности на основе проду-
вок и статических испытаний и уточнение различных конструктив-
ных связей. Все это в полной мере может быть учтено при пов-
торном проектировании.
3. Облегчение может быть проведено за счет повышения тща-
тельности конструирования, чему часто мешают обычно сжатые
сроки проектирования. В то же время эта мера весьма эффективна
и имеет наибольшее значение при разработке элементов, площадь
сечений которых подбирается из конструктивных соображений.
4. При повторном проектировании могут быть внедрены более
удачные конструктивные решения, обнаруженные к моменту, когда
разработка уже значительно продвинулась.
5. Вскрывается и исключается отрицательная роль некоторых
психологических факторов.
Разработку облегченной конструкции (в отношении общих сро-
ков создания самолета) целесообразно планировать с расчетом по-
стройки самолета для статических испытаний по пересмотренным
чертежам. С другой стороны, максимальный весовой эффект до-
стигается при повторном проектировании с учетом результатов
статических испытаний самолета, построенного по чертежам пер-
вого приближения. Однако в этом случае трудно избежать повтор-
ного испытания, дополнительных издержек и удлинения срока.
Решение вопроса о времени проведения повторного проектирова-
ния является, следовательно, альтернативным.
6.2.6. Результаты применения методов оптимального
весового проектирования
Выше рассмотрены методы весового проектирования пассажир-
ских самолетов, в том числе:
— методы проектирования с весовым резервом;
— метод проектирования с использованием резервов прочно-
сти;
— метод повторного проектирования.
Рассмотрим гипотетическую схему возможных результатов при-
менения этих методов. Кривыми на рис. 6.6 показано изменение
массы пустого самолета в процессе его разработки — от теорети-
ческого до фактического значения массы.
Случай первый — проектирование без применения трех упо-
мянутых методов (кривая 7). При этом исходными являются:
mT=mip=mp, а в результате: mt(cep)=l,08m?p (точка 7).
323
Случай второй — применение одного метода повторного про-
ФПоп) пр
ектирования в связи со значительным превышением тр 'над mi
(в точке 1), тогда возможный результат mf(cep)=»( 1,05... 1,06)
(точка А).
Случай третий — применение двух методов: повторного проек-
тирования и весового резервирования. Тогда в cxeiie не произойдет
никаких изменений, лишь превышение массы нужно будет опреде-
лять не как т^—т”р, а как га*—т£р. При этом величина возрас-
Рис. 6.6. Изменение массы и времени создания самолета без применения
трех методов проектирования (/) и с применением этих методов (II):
Значение индексов: т, пр — теоретическое и проектное значение массы; р — расчет-
ное; ф(1оп) — фактическое 1-го опытного самолета; ф(2оп) — фактическое 2-го опыт-
ного; ф(сер) — фактическое значение массы серийного самолета
тания массы в процессе проектирования будет иной и будет прак-
тически достигнуто совпадение фактического значения массы с
проектным.
Случай четвертый — применение двух первых методов (без
повторного проектирования) —возможный результат га*(сер) = 1,05гат
или га*<сеР)=0,99га”р (точка Б). Таким образом; точки А соответ-
вует второму случаю проектирования, но с проведением этапа об-
легчения, а точка Б — четвертому, без проведения облегчений.
Случай пятый — проектирование с применением всех трех ме-
тодов (кривая II). При этом гагр = 1,06гат, гаг=0,96гат, а возмож-
ный результат га2(сер)=1,03гат (точка 2) или га2(сер)=0,97га2Р.
На этом графике ради упрощения показана одна точка тТ, на
самом деле их должно быть две, raj>ra{. Также ради упрощения
не показан компенсируемый рост массы, а участки между точками
показаны прямыми (на самом деле была бы ломаная линия). Од-
324
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
нако упрощение не мешает проследить за результатами анализа
гипотетической схемы.
Из рассмотрения схемы следует: а) метод проектирования с ве-
совым резервом гарантирует выполнение проектного значения
массы/П2(сер)<;№2Р и, следовательно, зависящих от него технико-
экономических характеристик. Два других метода способствуют
созданию высокой весовой эффективности конструкции (кривая II
лежит ниже кривой /); б) в случае если планируется применение
всех трех методой проектирования, величина коэффициента резер-
вирования может быть принята более низкая; в) главные издерж-
ки заключаются в сроке окончания программы (вследствие при-
менения двух последних методов), что показано на схеме в виде
отрезков Д/. Однако при хорошем управлении процессом создания
самолета потери во времени могут быть сведены к минимальным.
Таким образом, в одном случае начало эксплуатации может ока-
заться более ранее, а во втором — эффективность более высокая.
Решающим для выбора должна служить экономическая оценка.
Глава 7. СИСТЕМА ВЕСОВОГО КОНТРОЛЯ
7.1. ОСНОВНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ
Основной задачей системы весового планирования и весового контроля яв-
ляется выполнение проектных весовых данных. От ее решения зависит выполне-
ние всех заданных технико-экономических характеристик, а часто и судьбы проек-
та в целом. Однако процессу проектирования самолета, как было показано,
присущ неизбежный рост его массы, тем более значительный, чем выше темп
проектирования. Сохранить то значение массы снаряженного самолета, на осно-
ве которого были сформированы все проектные характеристики достаточно слож-
но. Отсюда один из основных принципов системы весового контроля: на всех
этапах проектирования препятствовать росту массы самолета, обусловленному
неизбежными факторами, путем отыскания и использования факторов, способ-
ствующих уменьшению массы.
Из сказанного следует, что систему весового контроля нельзя рассматривать
как чисто организационную. Она имеет двойственный характер, ибо основыва-
ется на ряде технических концепций (формирование которых необходимо прово-
дить с учетом особенностей каждого конкретного самолета) и включает совокуп-
ность организационно-технических мероприятий. Таким образом, система весово-
го контроля является составной частью общей программы создания конструкции
минимальной массы.
Другая особенность систем весового планирования и контроля заключается
в том, что они охватывают многие виды проектировочных и конструкторских ра-
бот. Задачи планирования и контроля комплексные и решаются с помошью раз-
личных технических устройств, в том числе ЭВМ, применение которых повышает
оперативность системы весового контроля.
Задачи системы весового контроля:
1) создание условий для выполнения весовой программы;
2) предотвращение перетяжеления самолета путем наблюдения за выполне-
нием весовых лимитов и требований минимальной массы;
3) выяснения необходимости разработки дополнительных мероприятий по
облегчению конструкции и систем оборудования;
4) прогнозирование окончательного значения массы пустого самолета на всех
этапах его проектирования и постройки;
325
5) определение текущего и фактического значения массы Густого самолета
(определение предварительного, теоретического и проектного ее, значения являет-
ся задачей проектировочных расчетов, а определение лимитных весовых данных —
задачей весового планирования);
6) повышение эффективности конструкции путем отыскания избыточной
прочности и избыточной массы, а также путем параметрического анализа:
7) контроль на производстве за соответствием фактического значения массы
данным рабочих чертежей.
Для выполнения этих задач система контроля предусматривает сбор, накоп-
ление, обработку, хранение и выдачу информации в целом по самолету и по
любой его части. В соответствии с этим система применяется на всех трех этапах
создания самолета: в периоды эскизного проектирования, разработки рабочих
чертежей и производства самолетов (опытных и серийных). Таким образом,
система охватывает все подразделения и предприятия, участвующие в создании
самолета. Для наглядности обычно вычерчивают схемы, определяющие эти связи.
Сднако схемы организации весового контроля оказываются обычно сложнее, чем
схемы его процесса.
Составные части системы весового контроля:
1) разработка программ создания конструкций минимальной массы;
2) разработка планов мероприятий;
3) система весовых лимитов;
4) контроль за выполнением требований минимальной массы и планов ме-
роприятий по созданию легкой конструкции или по снижению ее массы (в слу-
чаях перетяжеления);
5) организационно-техническая система оперативного учета массы в процес-
се проектирования (,с применением ЭВМ);
6) система весового контроля в период производства опытных и серийных
самолетов.
Таким образом, весовой контроль —> это, по существу, сложная подсистема
в системе управления качеством изделия. Ее нельзя отождествлять с «контролем
массы».
Не тождественны и понятия «весовой лимит» и «минимальная масса». Мини-
мальная масса может быть и меньше и больше весового лимита, что особенно
хорошо должны понимать конструкторы и что необходимо учитывать в положе-
ниях о материальном поощрении. Отличаются они не только количественно, но и
качественно. Весовые лимиты —• это теоретически найденные величины, точнее —
производные проектного значения массы самолета и его частей. Минимальная
масса — это величина, полученная на основе оптимального конструирования (с
учетом современной технологии и прогрессивных материалов, а также ресурсов
и надежности).
Величина массы снаряженного самолета в процессе разработки эскизного
проекта и рабочих чертежей, как было показано выше, непрерывно изменяется.
Динамика этого изменения фиксируется на графиках, подобных приведенному
на рис. 6.3), на котором кривые строятся по большому числу точек, соответствую-
щих, например, еженедельным результатам весового контроля. В процессе этого
контроля ожидаемая масса снаряженного самолета уточняется по двум направ-
лениям:
1) корректируется масса той части конструкции, чертежи которой закончены
к данному этапу разработки (этапы определяются процентом готовности черте-
жей от общего их объема — см. рис. 6.3);
2) уточняется прогнозируемая величина массы остальной части конструкции
и самолетных систем (чертежи на которые еще не разработаны) на основе пе-
риодически уточняемых исходных данных. Следовательно, на этапе, например,
10- или 20-процентной готовности чертежей масса снаряженного самолета факти-
чески прогнозируется, но все же позволяет определить и на этой начальной ста-
дии величину возможных отклонений от программы.
Из рассмотренных кривых (см. рис. 6.3.) следует: теоретическое значение
массы а и проектное значение массы b остаются постоянными. Проектная масса
может быть изменена, если заказчик изменит технические требования к проекту.
Текущая величина масса с, как и масса конструкции по чертежам, во времени
326
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
изменяются. В первый период разработки обычно происходит завышение ее ве-
личины, иногда даже превышающие принятое значение kp (в нашем случае
1,06), а затем происходит снижение. Лимиты (кривая d) периодически уточня-
ются по мере появления уточненных нагрузок, изменений в составе оборудования,
технологических требований и т. п. Возрастание массы по результатам взвеши-
вания первого опытного самолета должно быть ниже принятой здесь границы
1,06, так как в процессе испытания самолета и отработки серийных чертежей
возможен некоторый дальнейший рост массы. Масса первого серийного самоле-
та должна составлять не более 1,06 от теоретического значения и совпадать с
величиной, записанной в технических условиях и эскизном проекте.
Упомянутое завышение массы против предусмотренного программой вообще
типично для начального этапа рабочего проектирования. Затем, если принять
соответствующие меры, то к моменту готовности 50 ... 60% чертежей положение
можно исправить, а на завершающем этапе изготовления чертежей наблюдается
повторный рост, но ужё незначительный (степень этого роста и в начале и в кон-
це проектирования зависит, как отмечалось, от темпа разработки проекта).
Существует, праздй, и другое мнение, утверждающее, «что прирост массы
самолета наиболее вероятен в период от 90-процентной готовности самолета до
его поставки» [51]. Действительно, для такого прироста имеется много причин.
Главная из них —доводка по результатам испытаний (статических, на повторные
нагрузки, летных). Однако другие две из основных причин — частичные отклоне-
ния от проекта и уточнение исходных данных для проектирования проявляются
в период до 30... 40% готовности рабочих чертежей. Возможен, видимо и тот и
другой характер этого роста в зависимости от различных методов общего проек-
тирования и весового контроля.
Весовой контроль важен для любого самолета: для дальних вследствие боль-
шого запаса топлива (на 1 кг металла приходится добавлять и 1 кг топлива),
для аэробусов и самолетов местных линий — поскольку у них низкая весовая
отдача. Для сверхзвуковых самолетов он имеет, понятно, первостепенное значе-
ние.
7.2. ПРОГРАММЫ СОЗДАНИЯ КОНСТРУКЦИИ И САМОЛЕТНЫХ СИСТЕМ
МИНИМАЛЬНОЙ МАССЫ
7.2.1. Общие сведения
Многие задачи весового планирования и весового контроля решаются с по-
мощью разработки разносторонних программ создания конструкции и самолет-
ных систем минимальной массы. Под самолетными системами в данном случае
понимаются все системы оборудования и управления самолетом, двигателями,
средствами механизации крыла, фюзеляжа, шасси, а также различные системы
силовой установки —- топливная, запуска и т. п.
Понятие «программа создания конструкции и самолетных систем минималь-
ной массы» включает всю деятельность конструкторской организации, направлен-
ную на создание самолета с высокой весовой эффективностью: различные меро-
приятия для достижения минимальной массы, системы весовых лимитов и мате-
риального стимулирования, весовой контроль процессов проектирования и
производства включая взвешивание деталей, агрегатов и самолета в целом.
Следует заметить, что существуют и другие понятия, связанные с весовым
контролем. В США, он означает программу (в основном, мероприятий) сниже-
ния величины массы и не включает, видимо, такую инженерную практику, как
контроль путем взвешивания.
Все эти процедуры, выполняются, конечно, и там, но регламентируются дру-
гой системой. *
Система весового планирования и весового контроля должна базироваться
на следующих основных положениях, свойственных любому процессу проектиро-
вания: 1) неизбежность возрастания массы в процессе проектирования; 2) необ-
ходимость препятствовать чрезмерному увеличению массы путем использования
327
компенсирующих уменьшений ее величины; 3) наличие неиспользованных возмож-
ностей уменьшения массы независимо от предыдущих работ/в этой области;
4) наличие хорошо сбалансированной программы, охватывающей все аспекты
уменьшения массы; 5) необходимость определения стоимостной эффективности,
т. е. «стоимости килограмма массы». /
Программы создания конструкции и самолетных систем минимальной массы
имеют много аспектов и разрабатываются, как правило, для каждого проектиру-
емого самолета заново. Хотя многое в них повторяется и часто они представля-
ют собой модификации программ, применявшихся ранее. И все же каждая из
них учитывает особенность будущей машины, а главное, накопленный опыт и то
новое, что появилось в технике. Трудно рекомендовать какие-то конкретные
типы программ.
Основные элементы программы минимальной массы, как правило, таковы:
1) планы мероприятий, в том числе проектировочных, конструктивных,
общетехнических, технологических и организационных; 2) система весового конт-
роля на основе количественных показателей (весовых лимитов); 3) система ма-
териального стимулирования.
В общей программе должны быть сформулированы основные принципы,
необходимые при разработке конкретных планов мероприятий и конструкций,
действующих в период проектирования определенных объектов. Эти документы
должны отличаться от общей программы большей детализацией и конкретиза-
цией.
Программу обычно составляют на весь период создания самолета, включая
процессы эскизного и рабочего проектирования, постройку опытного самолета и
доводку его по результатам статических, усталостных и летных испытаний, и
процесс отработки серийных чертежей, с тем, чтобы весовые данные не только
опытных, но и серийных самолетов соответствовали проектным.
Структурная схема системы весового планирования и весового контроля по-
казана на рис. 0.5. Ниже рассмотрены содержание, цель и функциональные
взаимозависимости каждого ее звена. Но сразу следует подчеркнуть, что глав-
ными факторами выполнения программы создания легкой конструкции являются
лимитная и премиальная системы. Именно поэтому весовые лимиты следует рас-
сматривать как обязательные, т. е. правилом должен быть поиск таких схемных,
конструктивных или технологических решений, которые обеспечивают выполне-
ние заданного весового лимита. Если же принять во внимание, что любые задан-
ные величины выполняются в пределах определенных допусков, то можно рас-
сматривать номинальный весовой лимит как желательный, а с учетам допуска в
+3... +4% от массы агрегата —как предельно допустимый. Последний должен
соответствовать тому теоретическому значению массы самолета, на основе которого
выбирались тяга двигателей и площадь крыла и велись расчеты самолета на
прочность. Следовательно, величина массы, превышающая допустимый лимит,
является недопустимой; следует или разрабатывать заново этот узел, или нахо-
дить компенсирующее облегчение в другом узле. Это затягивает сроки, но
подобное решение в любом случае оправдано.
Однако и получив конструкцию с массой, соответствующей допустимому ли-
миту, необходимо убедиться, что исчерпаны все пути достижения номинального
лимита.
Другим серьезным фактором, влияющим на успех работы по созданию эф-
фективного в весовом и экономическом отношениях самолета, является заранее
устанавливаемая стоимость одного килограмма снижения массы или, что то же
самое, стоимостный эквивалент. Эта величина представляет собой предел эконо-
мически целесообразных издержек на снижение массы снаряженного самолета и
учитывает влияние этого снижения на коммерческую отдачу, летные данные, проч-
ность и т. п.
7.2.2. Планы мероприятий
Планы мероприятий обычно включают конструктивные, технологические,
общетехнические и организационные меры и подразделяются на ряд этапов.
328
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Первый этап \ охватывает период предэскизного и эскизного проектирования.
На величину массы самолета здесь влияют два фактора:
1) выбор размеров и конфигурации самолета, проводимый на основе опти-
мизирующих исследований, а также внешияя компоновка частей самолета и
внутренняя компоновка агрегатов оборудования и размещение нагрузки;
2) формирование концепций системы управления и оборудования. Принци-
пиальные схемы эти^ систем, как и частей самолета, разрабатываются на основе
предварительных весовых лимитов.
В этот период выполняется и планирование процессов работы на всех эта-
пах весового контроля. Следовательно, задачей первого периода является созда-
ние предпосылок для разработки эффективного в весовом отношении самолета.
Второй этап относится к начальному периоду рабочего проектирования.
План мероприятий этого этапа может включать вопросы:
— выбора расчетных нагрузок и уровня напряжений, метода проектирования
на заниженную массу или заниженные нагрузки (см. 6.2.4.);
— составления конкретных рекомендаций по разработке конструкции;
— принятия технологических решений, например, об объеме использования
титана, новых материалов, сотовых конструкций, об уровне положительных до-
пусков и т. п.;
— о необходимости весовой оценки дополнительных требований, например,
предъявляемых закгзчиком в период разработки проекта, и соответствующего
корректирования технического задания;
— об использовании опыта разработки конструкции и систем предшествую-
щих самолетов. (Для этой цели полезно систематизировать и обобщать меропри-
ятия и предложения, реализованные при разработке предыдущих проектов
фирмы и (по литературным источникам) на самолетах других фирм. Затем сле-
дует тщательно изучить возможность внедрения тех и других мероприятий в
разработку проектируемого самолета);
— организационных мероприятий (планируются регулярные совещания на
различном уровне, разрабатывается система информации и наглядной агитации
и т. п.). Иногда организуются группы по снижению массы с широкими полномо-
чиями.
Третий этап плана мероприятий возникает в процессе рабочего проектирова-
ния, когда выясняется, что весовой лимит не удается удержать на заданном
уровне или обнаруживается перетяжеление конструкции. В этих случаях общая
программа дополняется планом мероприятий по снижению массы самолета. Этот
план может быть рассчитан на реализацию с первого или второго опытного, а
иногда и с какого-либо из серийных самолетов. Составляют программы и на
систематическое снижение массы серийных самолетов, например, путем постепен-
ного внедрения новых материалов.
7.2.3. Система весовых лимитов
Задачи системы весовых лимитов: 1) планирование процессов весового проек-
тирования на основе количественных показателей; 2) обеспечение проектных ве-
совых данных в пределах гарантируемых значений с учетом заранее установлен-
ного допуска, например +2%. Из этого можно предположить, что и допуск на
весовой лимит составляет +2%, однако его целесообразно задавать, как будет
показано ниже, величиной несколько большей.
Действие лимитной системы обычно рассчитано на все этапы разработки про-
екта. По своему характеру она является многоступенчатой, что означает опреде-
ление весового лимита самолета и его частей в несколько приближений. В его
определении участвуют не только инженеры-весовики, но и конструкторы всех
подразделений. Каждое приближение соответствует определенной стадии разра-
ботки проекта. Другими отличительными особенностями системы являются:
различная степень детализации в каждом из приближений и необходимость
корректировки весовых лимитов на всем протяжении рабочего проектирования.
В расчете весовых лимитов, как и в расчете весовых данных самолета, вна-
чале определяют суммарные их значения для частей самолета (крыла, фюзеля-
329
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
жа и т. д.), а затем для агрегатов (нервюр, продольного набора, шпангоутов и
т. п.) и их деталей. При этом составляющие массы пустого самолета первона-
чально подразделяют на две группы: массу части конструкции,/которая разраба-
тывается на самолете строительном заводе, и массу комплектующих изделий,
поставляемых смежными организациями. (Подробнее о вычислении весовых ли-
митов снаряженного самолета и его частей см. в 6.2.3). Весовой лимит должен
быть установлен и для каждого изделия поставщиков. / '
Этапы действия системы весовых лимитов (на каждом Этапе весовые лими-
ты определяются с различной степенью приближения) таковы:
— расчет предварительных укрупненных весовых лимитов (производится на
стадии эскизного проектирования). Эти лимиты передаются в подразделения
эскизного и рабочего проектирования для схемной и конструктивной проработки;
— определение предварительной конструктивной массы частей самолета и
систем оборудования (производят конструкторы в начальный период рабочего
проектирования на основе исходных схем и предварительных значений действую-
щих нагрузок с применением иных методов расчета, чем те, которые используют-
ся весовиками). Полученные в итоге достаточно подробные весовые перечни пе-
редаются в весовое подразделение;
— подробный анализ (в весовом отделе) результатов предварительной кон-
структивной проработки и сопоставление их с теоретическими значениями массы
при одновременном сравнении всех исходных данных (включая размеры), поло-
женных в основу тех и других расчетов. В результате выясняются приемлемые
значения и определяются окончательные (но пока еще укрупненные) весовые ли-
миты;
— ряд совещаний, а затем утверждение руководством окончательных лими-
тов, которые передаются руководителям подразделений рабочего проектирования;
• —I расчет подетальных и поагрегатных весовых лимитов, которые и выдают-
ся непосредственно конструкторам-исполнителям. Разрабатывая конструкцию,
они одновременно ведут расчет ее массы, контролируя совпадение с весовыми
лимитами и стремясь свести чертежное значение массы к минимальной величине;
— определение весовых лимитов на готовые изделия различных систем обо-
рудования и управления (согласование и утверждение). После утверждения они
передаются в смежные организации (разработчикам).
Корректировка весовых лимитов в процессе разработки конструкции произ-
водится в следующих случаях:
— • при частичном отклонении оу проекта, например, в комплектации оборудо-
вания или в случае схемных изменений различных систем;
— при изменении проекта, связанном с уточнением или изменением заказ-
чиком технических условий (требований);
— при уточнении расчетных нагрузок;
— при решении о применении новых материалов;
— при изменении технологии;
— в случае схемно-конструктивных изменений по требованию производства;
— при передаче части работы из одного подразделения в другое (соответ-
ственно передается и часть весового лимита);
— при установкё деталей по требованию других подразделений (произво-
дится перераспределение лимитов или выдается дополнительный лимит, если этот
не был ранее учтен).
Если в результате увязки выяснится необходимость утяжеления конструкции,
разработанной одним из подразделений, чтобы за счет облегчения конструкции
другого подразделения снизить общую массу самолета, то соответствующая часть
весового лимита передается из второго подразделения в первое. Однако надо
иметь в виду и взаимосвязи, приводящие к отрицательному эффекту. Например,
отдел крыла может так облегчить элементы стыка с фюзеляжем, что конструк-
ция ответных узлов в фюзеляже и общее решение могут оказаться неопти-
мальными для самолета в целом.
Из перечня следует, что изменение весовых лимитов может происходить как
в сторону их увеличения, так и уменьшения.
Общий (укрупненный) весовой лимит частей самолета (или отдельных участ-
ков проектирования), систем оборудования и управления утверждается главным
330
I
.руководителем работ и может быть изменен (в упомянутых случаях) с его раз-
решения. Подетальные весовые лимиты могут уточняться непосредственными ру-
ководителями раорт без изменения общего весового лимита. Эти изменения
согласуются с весовым отделом.
Значение масс^ пустого самолета, полученное как сумма масс агрегатов,
найденных непосредственно конструкторами перед началом разработки рабочих
чертежей для сопоставления с предварительным весовым лимитом, как правило,
выше не только лимитного, но и теоретического значения. Необходимо как мож-
но раньше достигнуть равенства текущего значения массы с весовым ли-
митом.
В процессе создания самолета есть определенные моменты, которые позволя-
ют с достоверностью судить о выполнении весовых лимитов по самолету в целом
и о достигнутой весовой эффективности. К ним относятся:
1) получение суммарного значения ’ массы при стопроцентной готовности
чертежей;
2) результаты взвешивания самолета (суммарный результат подетального
взвешивания, взвешивание опытного и серийного самолетов);
3) результаты статических испытаний;
4) результаты испытаний на ресурс.
Все это позволяет делать окончательные выводы, в то время как оператив-
ный учет позволяет наблюдать за ходом весового проектирования и лишь прог-
нозировать окончательные результаты. Первый и четвертый моменты являются
определяющими. Второй и третий никаких неожиданностей, как правило, не при-
носят, поскольку результаты расчетов теоретического и определения чертежного
значения массы обычно подтверждаются (в пределах принятого допуска) резуль-
татами взвешивания. Аналогично и результаты статических испытаний обычно
мало расходятся с данными расчета на прочность.
7.2.4. Контроль за выполнением требований минимальной массы
Эта система включает контроль деятельности, направленной на достижение
высокой весовой эффективности; а именно: 1) контроль за выполнением планов
мероприятий по созданию легкой конструкции; 2) контроль выполнения планов по
снижению массы пустого самолета (в периоды проводимых облегчений); 3) кон-
троль рациональности конструктивных решений и минимальных запасов прочности.
Два первых положения пояснений не требуют. Относительно третьего следу-
ет напомнить, что у конструкторов существует, как отмечалось в 6.2Д тенденция
завышения безопасности (запасов прочности) конструкции при большей или
меньшей поспешности разработки чертежа. Поэтому только повышением тща-
тельности конструирования можно достигнуть снижения массы на несколько
(2 ... 3) процентов. Целесообразно повторное проектирование, однако для него
не всегда достаточно времени, поэтому и необходим весовой контроль самого
чертежа, т. е. рациональности конструкции и запасов прочности.
Контроль рациональности конструкции в отношении выбора конфигурации,
расположения элементов и многоцелевого их использования, а также в отноше-
нии запасов прочности достаточно сложен и весьма трудоемок. Тем не менее, хо-
тя бы выборочный, он должен практиковаться.
Другая область весового контроля — это снижение величины массы.
На ранних этапах проектирования оно не только технически более просто
реализуется, но и препятствует росту массы в дальнейшем. По мере разработки
проекта снижение массы достигается значительно труднее.
Пути снижения массы самолета и его частей весьма разнообразны. Кроме
мероприятий, подобных перечисленным в разд. 7.2.2, и различных поощрительных
систем, существенное влияние может оказать сбор предложений по снижению
массы на основе материального (и притом значительного) вознаграждения. Эти
предложения можно ожидать как в начальной стадии проектирования, так и
после получения результатов испытаний и анализа напряжений в действительной
конструкции.
Контроль выполнения требований минимальной массы осуществляется весо-
виками-прочнистами (подразделение весового отдела) в процессе визирования
331
чертежей. При необходимости просматриваются материалы предварительной про-
работки различных вариантов силовых и кинематических Схем и вариантов
конструкции или принципиальных и монтажных схем оборудования, а также рас-
четы. Материалы этой проработки, проводимой с целью нахождения оптималь-
ных решений, целесообразно накапливать и систематизировать. Они могут слу-
жить исходными данными для анализа и нахождения зависимостей величины
массы отдельных конструкций от действующих сил и геометрических размеров.
Результаты такого анализа могут быть полезными при последующих разработ-
ках.
7.2.5. Организационно-техническая система оперативного учета
массы в процессе проектирования
Основная задача весового контроля, в том числе и автоматизированного —
оперативное выявление перетяжблений с целью их своевременного устранения.
Важное место в процессе весового контроля занимают следующие операции:
— - сбор и обработка весовых данных и их корректировка по мере разработ-
ки проекта самолета (от этапа эскизного проектирования до выпуска рабочих
чертежей);
— ведение картотеки или весовых журналов на этапе рабочего проектирова-
ния и постройки самолета;
— обработка результатов взвешивания опытных и серийных самолетов.
Наличие своевременной информации о текущем изменении (уточнение)
массы элементов конструкции имеет существенное значение. Оно позволяет
вовремя принимать решения и осуществлять мероприятия по облегчению конст-
рукции и систем оборудования.
Оперативный учет включает сбор информации (с чертежей на карточку) и
систему визирования. Информация необходима для передачи ее на ЭВМ для
весового контроля и выполнения всех сопутствующих расчетов.
Сбор информации (т. е. заполнение карт) осуществляется специалистами весо-
вого подразделения или самими конструкторами при регулярной передаче ин-
формации в весовой отдел. Первый вид организации не исключает обязанности
конструкторов вычислять величину массы проектируемых узлов и агрегатов и
достигать ее минимального значения поиском оптимальных решений на основе
весового и экономического критериев
Визирование, предусматривающее необходимость подписи (или штампа) ин-
женера или техника-весовика на каждом чертеже, свидетельствует, во-первых,
что узел имеет конструкцию минимальной массы и согласуется с весовым лими-
том, а во-вторых, что вся необходимая информация перенесена с чертежа на
карту. Тщательно отработанная система сбора информации и визирования черте-
жей должна: а) исключать возможность двойного учета (в картотеке) величины
массы одних и тех же узлов; б) учитывать частичные изменения, вводимые в
ранее выпущенный чертеж; в) учитывать замену или аннулирование чертежа
(в то же время она не должна тормозить движение документации).
Система учета массы хорошо известна, хотя процедуры учета обычно варьи-
руются на основе местных условий, опыта и традиций различных организаций.
Все же следует подчеркнуть, что тщательная регистрация есть неотъемлемая
часть любой системы организационно-технического учета.
7.2.6. Виды информации о ходе весового проектирования
и процедура обсуждений выполнения весовых программ
О ходе весового проектирования информируются все, начиная от конструк-
торов — разработчиков чертежей до ответственных руководителей организации.
Виды этой информации в отношении оформления — различны. Наиболее нагляд-
ные из них — графическое изображение хода выполнения лимитов. Затем — те-
332
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
кущие доклады или оперативные отчеты, главным образом в табличной форме.
Графики (рис. 6.3) строятся как по суммарным данным всего самолета (предназ-
начены для руководства), так и по данным частей самолета (крыла, фюзеляжа
и т. д.) и даже для агрегатов (например, носовая часть фюзеляжа, его средняя
и хвостовая части, кессон крыла, закрылок и т. п.). Графики по данным частей
самолета и агрегатам полезно размещать на видном месте в помещениях каж-
дого отдела с целью информации конструкторов о ходе выполнения весового ли-
мита.
Доклады (отчеты) о текущем изменении массы могут быть краткие, подроб-
ные или одновременно и те и другие (краткие для руководства), иметь вид
стандартных таблиц и заполняться от одного до четырех раз в месяц, в зависи-
мости от интенсивности поступления информации. Они могут содержать в себе
перечни изменений массы, происшедших со времени последнего отчета, а также
суммарное превышение или снижение массы за весь предыдущий период проекти-
оования.
Можно различать два вида информации: 1) для осведомления о ходе весо-
вого проектирования; 2) необходимую для принятия решений. Последняя долж-
на выходить на тот уровень, на котором может быть принято решение. Наилуч-
шим является решение вопросов там, где они возникают.
Система весового контроля в конструкторской организации предусматривает
также серию заранее планируемых периодических совещаний специально по весо-
вым вопросам. Они проводятся на различном уровне руководящего состава в те-
чение всего времени создания самолета.
Целью подобных совещаний являются: 1) информация о ходе выполнения
программы; 2) проверка того, что контролем охвачен весь самолет; 3) рассмот-
рение наиболее существенных предложений; 4) принятие решений по наиболее
противоречивым, наиболее важным и некоторым специальным вопросам.
Понятно, что одни из этих вопросов рассматриваются на уровне непосред-
ственных руководителей подразделений или весовой комиссии, другие на более
высоком уровне. Особенно эффективны совещания у руководителей предприятий.
7.2.7. Система весового контроля на производстве
Задачей системы весового контроля на опытном и серийном производстве
является установление соответствия фактического значения массы деталей, узлов,
агрегатов их чертежному значению. По готовым (комплектующим) изделиям —
определение соответствия фактического значения массы заданному техническими
условиями на поставку. При расхождении чертежного и фактического значения
массы выясняются его причины и в случаях перетяжеления против чертежного
производится доработка узлов или деталей. При отсутствии производственных
отклонений уточняют чертеж.
Части самолета (крыло, фюзеляж и др.), агрегаты и узлы могут подвергать-
ся взвешиванию не в их чертежной, а в технологической готовности. Следова-
тельно, другой задачей контроля на производстве является обработка материа-
лов взвешивания с целью получения весовых данных, соответствующих чертеж-
ной комплектации.
Взвешивание целесообразно проводить в следующем объеме:
— для опытных и первых серийных самолетов — подетальное взвешивание
всех деталей или узлов, начиная с элементов конструкции, масса которых состав-
ляет 0,02 .. .0,05% от гип.сн при /пп.сн=|100 и 10 т соответственно;
— для последующих серийных самолетов допустимо поагрегатное (укрупнен-
ное) взвешивание для одного самолета из серии;
— в случае проведения каких-либо изменений (облегчений, усовершенствова-
ний) агрегаты (детали), подвергающиеся изменению, подлежат взвешиванию.
Весовой контроль на производстве можно считать достаточным, если сум-
марные данные по детальному взвешиванию и масса пустого полностью укомп-
лектованного самолета после его окончательной сборки, покраски и доводки не
имеют расхождения более, чем на 0,5 ... 1,0%.
333
7.2.8. Система стимулирования
Существуют два вида поощрений — материальное и моральное. К первому
относится премиальная и премиально-штрафная (применяемая за рубежом) си-
стемы. Моральным поощрением может быть, например, присуждение знаков
отличия для лиц и подразделений.
Целесообразность материального поощрения спорна. Возражения основаны,
во-первых, на возможности занижения прочности из корыстных целей и, во-вто-
рых, на обязанности конструктора добиваться минимальной массы без дополни-
тельных поощрений. В то же время системы материального стимулирования при
хорошей их реализации являются эффективными.
Система материального поощрения оформляется обычно в виде инструкций
по вознаграждению за создание конструкций и самолетных систем минимальной
массы. Разрабатывать эту инструкцию рекомендуется как единый документ, пре-
дусматривающий все виды вознаграждения. Действовать она должна в течение
всего периода создания самолета. Изменения и уточнения, не затрагивающие ос-
новных ее положений, могут выпускаться в виде дополнений.
Принципиальными основами таких документов могут являться следующие
положения.
1. Введение трех видов вознаграждения: а) за выполнение весовых лимитов;
б) за снижение величины массы ниже лимитного значения: в) за инициативные
предложения по снижению массы. На период повторного проектирования
(см. 6.2.5), если он вводится, может быть установлен иной (четвертый) вид воз-
награждения за снижение массы.
Введение различных видов оплаты оказывается полезным по многим сообра-
жениям. Так, оплата за снижение массы ниже лимитного исключает нежелание
(особенно в тех случаях, когда разработка достаточно продвинулась вперед)
конструктора изменять ранее принятое решение, которое уже обеспечило выпол-
нение весового лимита, хотя возможное новое решение приводит к облегчению
конструкции. Этот подход исключает и обычно наблюдаемые консерватизм и же-
лание оградить себя от неожиданных случайностей.
Третий вид вознаграждения — за инициативные предложения — расширяет
область деятельности конструктора. Если первые два ограничены его собствен-
ной разработкой, то здесь он может вносить предложения как по любому участ-
ку работы своего отдела, так и по разработкам любых других отделов. Заслуга
конструктора в этом случае более-индивидуальна и носит авторский характер.
Работа же по выполнению весового лимита даже конкретного агрегата (или соб-
ственной разработки) носит коллективный характер. В ней обычно участвует
хотя и не большая, но все же группа исполнителей (включая и руководителей
работ).
Следовательно, преимущественное положение по величине вознаграждения
надо, видимо, отдавать инициативным предложениям по облегчению конструкции
или систем своего предприятия и комплектующих изделий. Иначе говоря, плата
sa один килограмм снижения массы в этом случае должна быть выше. Предло-
жения конструктора по облегчению агрегата, им же ранее разработанного, мо-
жет также рассматриваться, но лишь как предложение, направленное на сниже-
ние массы ниже лимитного значения (т. е. по пункту 1 «б») и должно оплачи-
ваться по соответствующей сетке. Тогда эта мера будет и поощрять к подоб-
ным предложения'м, и исключит возможные злоупотребления.
2. Вознаграждение за выполнение весового лимита в пределах определенного
допуска (2... 4%). Введение определенных связей между выполнением лимитов
по отделам и самолету в целом, ибо работа по отделам взаимосвязана и, кроме
того, важен конечный результат.
При системе вознаграждения за выполнение весовых лимитов (номинального
в допустимого) величина суммы может быть выражена в зависимости от фонда
заработной платы или иной заранее обусловленной суммы. Это вознаграждение
целесообразно дифференцировать в зависимости от степени выполнения лимитов
в диапазоне значений от номинального до допустимого и в зависимости от вы-
полнения суммарного весового лимита для пустого самолета, иначе говоря диф-
ференциация связана с допусками на весовой лимит пустого снаряженного са-
334
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
молета (Д/Пп-сн) и его частей, агрегатов или систем оборудования
(Дтагр). Эту зависимость можно задать уравнением
Д/ — А (ДД1п,сн 4" Д^^агр) » (7. 1)
где А{ — величина вознаграждения, зависящая от выполнения лимита;_А —вели-
чина вознаграждения, принятая за 100% (выплачивается в случае Д/пп.сн=0
Д/пагр=0); АС— величина изменения размера вознаграждения при отклонении
от номинального лимита (как части конструкции, системы, так и пустого само-
лета в целом) на каждый 1% (А/пп.сн4-А/пагр)—алгебраическая сумма откло-
нения в пределах допуска.
7.1. Примерная форма шкалы начисления вознаграждений за выполнение
весового лимита для частей самолета и систем оборудования
Отклонения от номинального лимита на массу агрегата или системы Размер вознаграждения, руб при Д/n пустого самолета
-4% -2% 0 +2% 4-4%
-4% Л+8ДС Л+6ДС Л+4ДС Л+2ДС А
—2% Д+6ДС Д+4ДС Д+2ДС Я А—2ЛС
0 Л+4ДС Л 4-2 Д С А А—2ДС А—4ДС
+2% Д+2ДС Я Л-2ДС А—4ДС Д—6ДС
+4% А А—2ДС Л—4ДС А—бДС А—8ДС
Уравнение (7.1), как и табл. 7.1, построенная на его основе, следует рассмат-
ривать лишь в качестве примера, возможны иные системы. Данная система осно-
вана на положениях:
— весовой лимит считается выполненным, если чертежное значение массы не
превышает номинальный лимит более, чем на величину Д/птах (в нашем случае
Аштах=4%), т. е. равен допустимому весовому лимиту; _
— полная сумма (1001%) начисляется при Д/Пп.сн=0; Д/пагр=0; при откло-
нении от номинального лимита величина вознаграждения изменяется;
— ^допуск +4% соответствует разрыву между допустимым и номинальным
лимитом тл-ном=0,96/пл-доп1;
— допуск развит в сторону отрицательных значений с условием возрастания
номинальной величины суммы вознаграждения.
3. Система вознаграждения за снижение массы ниже лимитного значения мо-
жет дополнять рассмотренную выше систему вознаграждения за выполнение
весовых лимитов. В этом случае целесообразно установить вознаграждение за
каждый килограмм снижения массы, превышающего 4% от номинального. Пер-
вые 4% снижения оплачиваются по приведенной шкале. За последующие килограм-
мы величина вознаграждения должна быть выше, так как дальнейшее снижение
достигается большими усилиями.
При этой системе также нужна дифференциация оплаты, учитывающая отно-
сительную величину снижения массы (от массы проектируемого агрегата или
системы). Чем выше относительная величина облегчения, тем выше и ставка за
каждый килограмм снижения величины массы.
335
Зависимость между величиной снижения массы и платой за 1 кг может быть
записана следующим уравнением:
П = ( Дт/ — Д^тах^аг”04) ’ (7- 2>
где П — вознаграждение в рублях за снижение_на 1 кг массы конструкции или
систем при их облегчении на величину Amf; Дт, — относительная величина об-
легчения в процентах от собственного значения массы частей конструкции, агре-
гата или системы Дт4= (Дтагр//пагр) 100%; ртт —1 минимальное вознаграждение
за снижение на 1 кг; а — коэффициент, учитывающий повышения суммы оплаты
за 1 кг (можно, например, принять а=0,5).
4. Система стимулирования должна распространяться и на поставщиков го-
товых изделий. В технических условиях на их изготовление целесообразно указы-
вать не только весовой лимит, но и величину материального вознаграждения за
выполнение лимита и за дальнейшее снижение массы. При этом суммы могут
так же, как и при оплате за легкую конструкцию, варьироваться в значительных
пределах, в зависимости от конкретных условий. Например, вознаграждение за
снижение на 1 кг массы серийных и унифицированных образцов может значи-
тельно превосходить величину оплаты за вновь разрабатываемые.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Арефьев В. Н. Весовой расчет фюзеляжа пассажирских самолетов,—
«Труды ГосНИИ ГА», выи. 97. М., 1974, с. 79—91.
2. Астахов М. Ф., Макаров С. Я. и др. Справочная книга по расчету само-
летов на прочность. М., Оборонгиз, 1955, 710 с.
3. Бадягин А. А., Егер С. М. и др. Проектирование самолетов. М.. «Маши-
ностроение», 1972, 516 с.
4. Бадягин А. А., Овруцкий Е. А. Проектирование пассажирских самолетов
с учетом экономики эксплуатации. М., «Машиностроение», 1964, 296 с.
5. Бадягин А. А., Поликовский В. И. О коэффициенте увеличения стартового
веса летательных аппаратов. — «Изв. высш. учеб, заведений. Авиационная тех-
ника». 1966, № 1, с. 161—164.
6. Башкирова А. В. Весовые характеристики пассажирского, бытового и вспо-
могательного оборудования отечественных и зарубежных самолетов. — «Наука
и техника гражданской авиации», № 9, ОНТЭИ М., 1971, с. 1—11.
7. Болховитинов В. Ф. Пути развития летательных аппаратов. М., Оборон-
гиз, 1962. 130 с.
8. Володин В. В., Максимович В. 3. и др. Характеристики транспортных са-
молетов вертикального взлета и посадки. Под ред. Л. Г. Тотиашвили. Изд. РИИ
ГВФ, Рига, 1972. 236 с.
9. Вигдорчик С. А. Конспект лекций по курсу «Технологические основы про-
ектирования самолетов», ч. I. М., Изд. МАИ, 1974, 139 с.
10. Гиммельфарб А. Л. Проектировочный расчет потребного запаса топлива
и полного веса самолета. — «Труды МАИ», вып. 108, М„ Оборонгиз, 1959, с.
37—40.
11. Гличев А. Г. Экономическая эффективность технических систем. М.,
«Экономика», 1971, 270 с.
12. Голубев И. С. Аналитические методы проектирования конструкций крыль-
ев. М., «Машиностроение». 1970, 288 с.
13. Горощенко Б. Т., Дьяченко А. А., Фадеев Н. Н. Эскизное проектирование
самолета. М., «Машиностроение», 1970, 332 с.
14. Гудков А. И.. Лешаков П. С. Внешние нагрузки и прочность летатель-
ных аппаратов. М., «Машиностроение», 1968. 470 с.
15. Дракин И. И. Влияние изменения весовых и аэродинамических характе-
ристик конструкции на полетный вес летательного аппарата. — «Изв. высш. учеб,
заведений. Авиационная техника». I960, № 1, с. 52—62.
16. Егер С. М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов.
«Машиностроение», 1964. 452 с.
17. Журавлев В. Н. Снижение веса машиностроительных конструкций. М-.
«Машиностроение», 1961, 239 с.
18. Зинин Л. С. Весовой расчет самолета. М., Оборонгиз, 1941, 146 с.
19. Исследование дальних пассажирских самолетов с усовершенствованной
аэродинамикой (УЛО) и перспективными двигателями. Под ред. А. Л. Клячки-
на.— «Труды РКИИГА», вып. 199. Рига, 1971, 105 с.
20. Кан С. Н., Свердлов И. А. Расчет самолета на прочность. М., «Машино-
строение», 1966, 520 с.
337
21. Киселев В. А. Проектировочный расчет веса и прочности фюзеляжа пас-
сажирских самолетов. — «Труды ЦАГИ», вып. 1263, М., 1970, 88 с.
22. Козловский В. И. Метод эффективных высот при расчете сечений балок
и крыльев. — «Труды КуАИ», вып. 54, Куйбышев, 1971, с. 55—68.
23. Козловский В. И. Вес и качество. — «Авиация и космонавтика», № 3,
1963, с. 61—69.
24. Комаров В. А. О рациональных силовых конструкциях крыльев малого
удлинения. Труды КуАИ, вып. XXXII, Куйбышев, 1968, с. 6—26.
25. Комаров В. А. Расчет крыла малого удлинения как пластины перемен-
ной жесткости. — «Труды КуАИ», вып. XXXII. 1968, с. 27—38.
26. Комаров А. А. Основы проектирования силовых конструкций. Куйбышев-
ское областное издательство, 1965, 88 с.
27. Конструкция летательных аппаратов. Под ред. С. Н. Кана. М., Оборон-
гиз, 1963. 710 с.
28. Курочкин Ф. П. Основы проектирования самолетов с вертикальным взле-
том и посадкой. М., «Машиностроение», 1970, 352 с.
29. Кукушкина С. Н. Экономическая опенка модификаций самолетов. —
«Труды МАИ», вып. 259. М., «Машиностроение», 1974, с. 28—40.
30. Павленко В. Ф. Самолеты вертикального взлета и посадки. М., Воениз-
дат, 1966, 344 с.
31. Пышнов В. С. Теория авиации. Изд. 2-е. М.—Л. ГНТИ, 1931, 88 с.
32. Рябченко В. М. Об отыскании схемы каркаса при синтезе оптимальных
тонкостенных систем. — В сб.: Самолетостроение и техника воздушного флота,
изд. Харьковского государственного университета, вып. 6. 1965, 50—55 с.
33. Ружицкий Е. И. Безаэродромная авиация. М., Оборонгиз, 1959, 170 с.
34. Степин П. А. Снесарев Г. А. Экономия материалов при конструировании
машин. М., Машгиз, 1960, 190 с.
35. Соколов Е. Я., Зингер Н. М. Струйные аппараты. М., «Энергия», 1970,
210 с.
36. Сутугин Л. И. Проектирование частей самолета. М„ Оборонгиз, 1947.
37. Фадеев Н. Н. Весовые формулы самолета и его частей. Авиационный
вес.—«Труды ЦАГИ», № 421, 1939, М:, 52 с; № 47, 1940, 44 с.
38. Хрупкий М. Г., Скрипниченко С. ГО. Выбор параметров горизонтального
оперения дозвукового пассажирского самолета. — «Труды ГосНИИ ГА», вып. 68.
М., ОНТЭИ. 1971, с. 122—130.
39. Шейнин В. М. Весовая и транспортная эффективность пассажирских са-
молетов. М , Оборонгиз, 1962, 364 с.
40. Шейнин В. М-, Козловский В. И. Проблемы проектирования пассажир-
ских самолетов. М., «Машиностроение», 1972, 308 с.
41. Шейнин В. М. Расчет центровки самолета. М., Оборонгиз, 1955, 228 с.
42. Шейнин В. М., Большаков М. С. Коэффициент роста взлетного веса при
проектировании и модификациях самолетов. — В кн.: Теория и практика проек-
гирования пассажирских самолетов. М., «Наука», 1976, с. 183—198.
43. Шейнин В. М. Проблемы веса военно-транспортных самолетов. — «Авиа-
ция и космонавтика», 1969, № 10, 32 с.
44. Шейнин В. М. Основные проблемы проектирования аэробусов. — «Граж-
данская ави’ация», 1972, № 1, с. 24—27, № 2, с. 26—28.
45. Шейнин В. М. Некоторые вопросы теории весового проектирования. —
В кн.: Теория и практика проектирования пассажирских самолетов. М., «Наука»,
1976, с. 103—182.
46. Шэнли Ф. Р. Анализ веса и прочности самолетных конструкций. М.,
Оборонгиз, 1957, 406 с.
47. Шульженко М. Н., Мостовой А. С. Курс конструкций самолетов. М.,
«Машиностроение», 1965, 564 с.
48. Ямпольский С. М., Эрлих Л. Б. Экономика освоения новых конструкций
машин. М., «Машиностроение», 1964, 140 с.
49. Ashford D. М., Morris J. Fuselage configuration studies. The SAE Paper,
No 670.370, p. 12—23.
50. Burt M. E. Structural weight estimation for novel configuration. RAS, I,
1962, No 613, p. 15—30.
338
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
51. Cristoff R. Z. То weight control program S-141A. CAWE Technical Pa-
per, No 417.
52. Cleveland F. A. Size effects in conventional aircraft design. Journal of
Aircraft, VI, 1970.
53. Dicks С. K-, Wilson S. Y. Designing for structural reliability and weight
tradesoffs. AIAA Paper, 1968, X, vol. 6, No 10, p. 2037—2039.
"V 54. Driggs I. H. Aircraft design analysis. RAS, II, 1950, p. 50.
55. Ettore Antona A. Theoretical contribution to study of weight growth fac-
tor in aircraft design. SAWE Paper, No 839.
56. Green L. D., Mudar J., Estimating structural box weigth. Aeronautical
Engineering Review, No 2, 1958, p. 48.
57. Harpur N. F. Structural development of the ^Concorde». Aircraft Enginee-
ring, 1968, III, v. 40, No 3, p. 18—30.
(58 } Hilton H. H., Feigen M. Minimum weight analysis based on structural
reliability. Journal Aerospace Sciences, vol. 27, No 9, 1960, p. 641—652.
59. Hertel H. Der Vergrosserungsfactor der Zusatzgewichte und das Gewicht-
saguivalent der Zusatzwiderstande. Luftfahrttechnik, No 4, 1960.
60. Herbst W. Zum Pfoblem des Vergrosserungsfaktor von Flugzeugen. Luft-
fahrttechnik — Raumfahrttechnik, No 4, 1967, p. 36; No 2, 1968, p. 48.
61. Howe D. The predication of empty weigth ratio and cruise performance
of very large subsonic jet transport aircraft. Cranfield Report Aero., No 3, 1, 1971.
62. Krauss A. Vorhersage des Abfluggewichtes von Verkehrs-Flugzeugen.
Luftfahrttechnik-Raumfahrttechnik, No, 2, II, 1966, p. 54.
63. Kuhler O. Gewichtsunterlagen fur den Flugzeugentwurf. Luftfahrttechnik,
1955, XII, VI, No 8, p. 134—139.
64. Liebermann and Tilyon. The unity equation and growth factor. 19-th Na-
tional conference of SAWE, Los Angeles, May, 1960.
65. Pleines E. W. Die Entwicklung der Verkehrflugzeuge. V. D. I„ 1951, 21. IL,
V. 93, No 6, p. 127—142.
''’ ’66. Patterson P. W. Weight estimates for quiet/stol aircraft. SAWE Paper,
No 1001, p. 70.
67. Redeman H., Seidl D. Concorde. Entwicklung eines Uberschall — Verkehr-
fluzeuge. Flug-Rev., 1972, No 1, ss. 37—44.
68. Saelman B. The growth factor concept. SAWE Paper. No 952, 1973.
69. Saelman B. Methods for the determination of gross weight. SAWE Paper.
No 1041, May 1975, p. 42.
70. Schulz R. W. Eine neue Generation von Zweistromstahlturbinen. Luftfahrt-
tecknik-Raumfahrttecknik, 1967, XII, Band 13, No 12, p. 285.
71. Shenstone B. S. Man-powered flight. State of the art. Fligth International,
1964, 85, No 2868, p. 325—327.
72. Shuler W. T., Neilson J. A. Where do we go from here in saving aircraft
weight? SAWE Paper, No 653.
\J13. Torenbeek E. Onick estimation of wing structural weight for preliminary
aircraft design. Aircraft Engineering, 11, 1972.
74. Vautier M., Dieudonne M., Le probleme des poids dans 1’aviation.
T. 1—2, 1949.
75. SAWE Paper, No 337, 1966.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Предисловие........................................................... 3
Основные обозначения, сокращения, индексы.............................. 5
Введение............................................................... 7
0.1. Определение общего и весового проектирования.................. 7
0.2. Предмет и задачи весового проектирования как технической дис-
циплины ...................................................... 9
0.3. Процесс весового проектирования............................... 13
Раздел первый
Теоретические основы и методы весовых расчетов
Глава 1. Теоретические основы весовых расчетов........................ 23
1.1. Понятия и терминология, весовая классификация................ 23
1.1.1. Понятия и терминология................................... 23
1.1.2. Весовая классификация пассажирских самолетов............. 23
1.2. О методах и формулах весового расчета........................ 32
1.2.1. Из истории развития методик.............................. 32
1.2.2. Особенности весовых формул.............................. 32
1.2.3. Основные принципы вывода весовых формул.................. 39
1.2.4. О системах весовых уравнений и расчетах с применением ЭВМ 46
1.2.5. Виды весовых расчетов.................................... 48
1.2.6. Методы многократных вычислений и дублированных весовых
расчетов (методы Шейнина)...................................... 49
1.2.7. О точности весовых расчетов.............................. 51
1.2.8. Критерии точности весовых формул......................... 55
1.3. Основные весовые закономерности.............................. 60
1.3.1. О связи свойств самолета и его массы..................... 60
1.3.2. Уравнение существования самолета......................... 63
1.3.3 Закономерность относительных масс или структуры масс са-
молета .................................................. .... 64
1.3.4. Закономерность удельных измерителей...................... 66
1.3.5. Квадратно-кубичная закономерность........................ 67
1.4. Факторы, определяющие величину массы конструкции .... 69
1.4.1. Классификация факторов и их учет в формулах............. 69
1.4.2. О влиянии весовых факторов на массу силовых конструкций 73
Глава 2. Методы расчетов первого уровня, связанных с определением об-
лика самолета и планированием его модификаций......................... 75
2.1. Виды прогнозирования тоннажа самолета........................ 75
2.2. Тенденция роста тоннажа самолета в процессе развития пасса-
жирской авиации.............................................' • • 77
2.3. Формулы для определения взлетной массы самолета.............. 80
2.3.1. Некоторые предпосылки................................... 80
340
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
2.3.2. Основное весовое уравнение самолета....................
2.3.3. Предварительное определение основных параметров самолета
и потребного относительного запаса топлива ...................
2.3.4. Расчетные формулы взлетной массы.......................
2.3.5. Анализ точности формул взлетной массы..................
2.4. Система уравнений укрупненных весовых расчетов и методы пере-
счета ..........................................................
2.4.1. Общие положения........................................
2.4.2. Определение массы снаряженного самолета ... *..........
2.4.3. Определение массы конструкции планера..................
2.4.4. Определение массы силовой установки....................
2.4.5. Определение суммарного значения массы систем оборудования,
управления и снаряжения.......................................
2.4.6. Анализ точности формул укрупненного весового расчета . .
2.4.7. Методы пересчета.......................................
2.4.8. Метод градиентов.......................................
2.5. Концепция коэффициента роста масс (КРМ)....................
2.5.1. Определение понятия....................................
2.5.2. Теоретические основы КРМ...............................
2.5.3. Область применения КРМ.................................
2.5.4. Расчетные уравнения КРМ................................
2.5.5. Анализ результатов определения КРМ.....................
2.6. Предварительный выбор энерговооруженности и основных раз-
меров самолета .................................................
2.6.1. Постановка задачи......................................
2.6.2. Тяговооруженность самолета и число двигателей..........
2.6.3. Параметры крыла и виды его механизации.................
2.6.4. Размеры и схемы оперения...............................
2.6.5. Размеры и конфигурация фюзеляжа........................
2.6.6. Схемы и основные параметры взлетно-посадочных устройств
2.7. Планирование модификаций...................................
2.7.1. Общие положения........................................
2.7.2. Периодичность и виды модификаций.......................
2.7.3 Изменение параметров и характеристик самолета при его мо-
дификации ....................................................
2.7.4. Проблемы модификаций широкофюзеляжных самолетов . .
2.7.5. Виды планирования модификаций.........................
Стр.
80
81
83
86
88
88
89
90
92
94
97
102
104
106
106
108
ПО
122
122
122
124
126
128
132
133
133
134
136
136
140
Глава 3. Методы, формулы и алгоритмы поагрегатного весового расчета 143
3.1. Некоторые предпосылки....................................... 143
3.2. Весовые формулы крыла . . . . •............................. 145
3.2.1. Общие положения........................................ 145
3.2.2. Формулы для прикидочного определения массы крыла . . 147
3.2.3. Методы и формулы определения массы крыла первого приб-
лижения ...................................................... 148
3.2.4. Весовой расчет элементов механизации крыла..............154
3.2.5. Весовые формулы крыла второго приближения...............158
3.2.6. Анализ точности весовых формул крыла................... 164
3.3. Весовые формулы фюзеляжа.................................... 168
3.3.1. Обшие положения........................................ 168
3.3.2. Формулы для прикидочного определения массы фюзеляжа . 169
3.3.3. Весовые формулы фюзеляжа первого приближения .... 170
3.3.4. Весовые формулы фюзеляжа второго приближения .... 172
3.3.5. Анализ точности весовых формул фюзеляжа.................186
3 4. Весовые формулы оперения.................................... 190
3.4.1. Общие положения........................................ 190
3.4.2. К определению расчетных нагрузок....................... 190
3.4.3. Формулы для прикидочного определения массы оперения . . 191
3.4 4. Весовые формулы оперения первого приближения............193
341
СтрУ
3.4.5. Весовые формулы оперения второго приближения.............194
3.4.6. Анализ точности весовых формул оперения................ 195-
3.5. Весовые формулы шасси....................................... 197
3.5.1. Общие положения..........................................197
3.5.2. Формулы для прикидочного определения массы шасси . . . 201
3.5.3. Весовые формулы шасси первого приближения...............203
3.5.4. О формулах и методах второго приближения.................211
3.5.5. Анализ точности весовых формул шасси.....................211
3.6. Алгоритмы весовых расчетов...................................212
3.6.1. Общие положения..........................................212
3.6.2. Алгоритмы определения основных характерных масс на ос-
нове расчетных формул......................................... 215
3.6.3. Алгоритмы вычисления характерных масс с применением ме-
тода градиентов и коэффициента роста.................. 217
3.6.4. Анализ точности вычисления массы снаряженного самолета 221
Глава 4. Подетальный весовой расчет и некоторые вопросы прочности 222
4.1. Анализ связи между массой и прочностью...................... 222
4.1.1. Общие положения......................................... 222
4.1.2. Расчетные условия крыла и определение нагрузок на крыло 223
4.1.3. Определение величины массы основных элементов крыла . . 228
4.1.4. Расчетные условия фюзеляжа и определение нагрузок . . . 236
4.1.5. Определение массы основных элементов фюзеляжа . . . 239
4.1.6. Особенности расчета оперения.............................244
4.1.7. Автоматизация расчета массы оптимальных конструкций . . 246
4.2. Основы детальных весовых расчетов............................247
4.2.1. Классификация и принципы расчета массы деталей и узлов . 247
4.2.2. Определение массы листовых конструкций...................249
4.2.3. Определение массы вырезов................................250
4.2.4. Масса соединений. Метод конструктивных коэффициентов . 252
Глава 5. Особенности весового расчета самолетов новых типов......... 260
5.1. Весовой расчет сверхзвуковых пассажирских самолетов (СПС) 260'
5.1.1. Особенности конструкции и весового расчета СПС .... 260
5.1.2. Выбор конструкционных материалов........................ 262
5.1.3. Масса и ресурс конструкции. Проблема усталости .... 265
5.1.4. Определение взлетной массы СПС.......................... 267
5.1.5. Определение массы крыла СПС............................. 268
5.1.6. Пример расчета массы крыла.............................. 270
5.1.7. Расчет массы фюзеляжа СПС............................... 275
5.1.8. Пример расчета массы фюзеляжа........................... 276
5.1.9. Особенности расчета планера самолета интегральной схемы 278
5.1.10. Особенности расчета самолета с крылом изменяемой в полете
стреловидности ..................................... 270
5.1.11. Масса силовой установки СПС............................ 281
5.1.12. Расчет массы оборудования СПС...................... 282
5.2. Особенности весового расчета самолета с управлением ламинар-
ным обтеканием.................................................. 283
5.3. Особенности весового расчета самолетов вертикального взлета и
посадки ДСВВП), короткого взлета и посадки (СКВП), укоро-
ченного взлета и посадки (СУВП)................................. 285
5.3.1. Особенности конструкции и определение взлетной массы СВВП 285
5.3.2. Определение массы силовой установки СВВП.................286
5.3.3. Определение массы крыла СВВП.............................288
5.3.4. Определение массы фюзеляжа СВВП......................... 289
5.3.5. Определение массы шасси СВВП............................ 290
5.3.6. Определение массы системы управления и оборудования
СВВП......................................................... 291
5.3.7. Особенности весового расчета СКВП и СУВП.................291
342
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Стр.
Раздел второй
Основы весового планирования и весового контроля
Г лава 6. Весовое планирование....................................... 293
6.1. Некоторые предпосылки....................................... 293
в. 1.1. О перетяжелении самолета .............................. 294
6.1.2. О росте массы самолета в процессе его проектирования . . 295
6.1.3. О влиянии точности расчетов на величину массы .пустого са-
молета ....................................................... 299
6.2. О методах оптимального весового проектирования...............300
6.2.1. Общие положения......................................... 300
6.2.2. Метод проектирования с весовым резервом................. 301
6.2.3. Метод дифференцированных весовых лимитов.................310
6.2.4. Метод проектирования с использованием резервов прочности 315
6.2.5. Метод повторного проектирования......................... 322
6.2.6. Результаты применения методов оптимального весового про-
ектирования ................................................... 323
Глава 7. Система весового контроля................................... 325
7.1. Основные положения.......................................... 325
7.2. Программы создания конструкции и самолетных систем мини-
мальной массы.................................................... 327
7.2.1. Общие сведения ..................................... 327
7.2.2. Планы мероприятий . . . .......................... > . 328
7.2.3. Система весовых лимитов................................. 329
7.2.4. Контроль за выполнением требований минимальной массы 331
7.2.5. Организационно-техническая система оперативного учета
массы в процессе проектирования............................... 332
7.2.6. Виды информации о ходе весового проектирования и процеду-
ра обсуждений выполнения весовых программ................332
7.2.7. * Система весового контроля на производстве............. 333
7.2.8. Система стимулирования................................ 334
Список литературы .................................................. 337