книги из ГПНТБ / Конструкция летательных аппаратов учеб. пособие для студентов инженер.-экон. фак

Относительный аэронавигационный запас топлива GT.a.3 определяется резервным временем полетав час, которое необ­ ходимо из соображений безопасности и обусловлено ЭТТ

Относительный вес топливной системы

GTC = /?TCGT (см. гл. 1, § 3).

Из рассмотренных соотношений ясно, что величины GT и Отс зависят от L0 (через Тп1), Икре^с и НнРы\с, а также через Ркрейс и GTa3 от требований безопасности.

Таким образом, ЭТТ находят свое отражение в величине GTC. Кроме того, величина GTC связана с совершенством дви­ гателя через величину Суд „рейс и аэродинамическим совер­ шенством самолета через величину аэродинамического ка­ чества К-

§ 3. ЗАВИСИМОСТЬ ОТНОСИТЕЛЬНОГО ВЕСА

КОНСТРУКЦИИ ОТ ЭТТ

Относительный вес конструкции самолета GKlt складывает­ ся из следующих составляющих:

С кп = С к 4 - С ф+ G oll -f-Gynp + G u ,,

где GK — относительный вес конструкции крыла;

— относительный вес конструкции фюзеляжа; Gon — относительный вес конструкции оперения;

Gynp — относительный вес управления (включая вес гид­ равлической и газовой систем);

GU1 — относительный вес шасси.

Относительный вес перечисленных составных частей кон­ струкции может быть выражен через основные параметры рассматриваемой части и главные летно-технические харак­ теристики летательного аппарата. Для расчетов существуют специальные весовые формулы.

152

1. О т н о с и т е л ь н ы й в е с к о н с т р у к ц и и к р ы л а

Относительный вес конструкции крыла свободнонесущего моноплана может быть рассчитан по формуле, дающей резуль­ таты, хорошо согласующиеся со статистикой

с0 — относительная толщина профиля у корня крыла. Величина дКЭ— удельный вес,[кгс/м2] конструкции элементов

крыла, не входящих в основную силовую схему. Эта величина зависит от расчетной разрушающей перегрузки пр и удельной нагрузки на крыло р 0.

В главе 3 было подробно показано, что основные парамет­ ры крыла р0, с0, 7, /, / зависят от ЭТТ, а именно, от V/peiic,

^ 0 1 ^-рлзб ^ ДР-

Потребные летно-технические характеристики обеспечи­ ваются, в частности, выбором параметров крыла и через них

определяют величину GK.

Взависимости от эксплуатационно-технических требований

кданному типу самолета оптимальные параметры крыла бу­ дут различны.

Для примера ниже приводятся значения оптимальных па­ раметров крыла скоростного и нескоростного самолетов.

1.Самолет с ТРД п скоростью полета, соответствующей

М= 0,8—0,85, имеет следующие оптимальные параметры крыла: _

153

коi'l, резким увеличением С7Ком, относительно малой дально­ стью полета (низким С?.,.), появлением «лишних» объемов, при-

V

водящих к увеличению —— до 1,2—1,3 м3/чел. ^n.'icc

Таким образом, величины GK0„, V',»..-*, Д (реис, 1и (че­ рез (7,,. и Gu), определяемые ЭТТ, оказывают непосредственное

влияние па (?ф. Другие требования ( к комфорту, взлетно-по­

садочным характеристикам п т. и.) влияют па (?ф через ком­ поновку самолета (см. гл. 9).

3. Относительный вес оперения

Относительный Rec оперения Gou зависит главным образом от компоновки частей самолета, его размеров (взлетного ве­ са). Компоновка самолета определяется его назначением и подчинена реализации ЭТТ (см. гл. 9).

Рис. 8.6. Относительным нес оперении.

4. Относительный вес шасси

Бес шасси зависит от назначения самолета, особенностей базирования, требований проходимости, компоновки самоле­ та, его взлетно-посадочных характеристик (1/отр, 1/псс, Lnpo6, Lc6),

взлетного и посадочного веса. Назначение самолета и условия базирования отражаются на типе колес, давлении в ппевматиках, габаритах колес и их числе, типе и энергоемкости тор­ мозов, Все эти факторы непосредственно влияют на вес колес.. Каждый тип колес имеет ограничения по скорости (табл. 6.1).

155

Поэтому величины 1/отр, Ппос влияют на выбор типа колес и их вес.

Вес стоек шасси и колес зависит также от энергии, кото­ рую должна воспринимать амортизация шасси. Эта энергия связана с весом самолета и посадочной скоростью УПоС (вер­ тикальной составляющей). На вес шасси влияет также ком­ поновка шасси на самолете (параметры шасси), определяю­ щая нагрузку и кинетическую энергию, приходящуюся на каждую стойку.

Вес шасси составляет 34-5% от величины Gu. Статистиче­ ская зависимость величины Gmот G0 представлена на рис. 8.7.

Рис. 8.7. Относительный вес шасси.

5. Относительный вес управления

На современных самолетах растет степень механизации и автоматизации систем управления. Увеличение размеров и скоростей самолетов приводит к необходимости применения бустерных систем, резервирования управления для обеспече­ ния безопасности, роста потребных мощностей гидросистем. За счет этого происходит увеличение относительного веса си­

стем управления. Для безбустерных систем Gynp = 0,0154-0,030, для самолетов с бустерным управлением Gyпр = 0.0254-0,045.

Большие величины соответствуют самолетам с меньшим взлетным весом.

§ 4. ЗАВИСИМОСТЬ ОТНОСИТЕЛЬНОГО ВЕСА ОБОРУДОВАНИЯ ОТ ЭТТ

Оборудование состоит из специального (радиоэлектро-

•оборудованне, пилотажио-навигационное, приборное, высот­ ное. противопожарное, кресла экипажа, посадочный парашют)

156

и пассажирского (теплозвукоизоляция, кресла пассажиров, от­ делка салонов, оборудование буфета-кухни, санузлов)-

В состав оборудования входит и съемное оборудование (слу­ жебное) .

Суммарный вес оборудования зависит от назначения само­ лета, его летных свойств.

Расчетная дальность полета L0 влияет на потребный уро­ вень комфорта (класс пассажирского салона, тип кресел, за­ пас питания).

Условия применения самолета (климатические), требова­ ние регулярности полетов в сложных метеоусловиях и др. опре­ деляют состав и вес устанавливаемого оборудования. Трасса полета влияет на состав и вес спасательного оборудования (по­ лет над водными пространствами). Требование безопасности влияет па степень дублирования, состав и вес оборудования.

На рис. 8.8 представлена зависимость относительного веса оборудования от взлетного веса самолета.

§ 5. ОПРЕ ДЕЛЕНИЕ ВЕСА КОММЕРЧЕСКОЙ НАГРУЗКИ

Для пассажирского самолета ЭТТ задают число пассажиров ( /7пасс) > а величина коммерческой нагрузки подсчитывается. При этом учитываются существующие нормы провоза багажа: до 30 кгс на магистральных линиях и до 15 кгс на МВЛ.

По статистическим данным, вес багажа, приходящийся на одного пассажира, в среднем не превышает 15 кгс. Тогда (при полном использовании пассажирских мест):

•290, (8.17)

157

где 9 0 сс -- вес пассажиров с багажом, второе слагаемое — вес почты и грузов.

Здесь 120 кгс/м3 — вес багажа, размещаемого в 1 м3 ба­ гажно-грузового помещения, 290 кгс/м3 — то же для почты и

Г ЛА В А 9

ПУТИ РЕАЛИЗАЦИИ ЭКСПЛУАТАЦИОННО-ТЕХНИЧЕСКИХ ТРЕБОВАНИЙ

Выполнение эксплуатационно-технических требовании в процессе проектирования обеспечивается:

1. Выбором типа, количества и параметров авиадвпгате-

.лей.

2.Выбором основных параметров частей летательного аппарата.

3.Выбором схемы и взаимной компоновкой частей лета­ тельного аппарата.

4.Особенностями конструкции и компоновки отдельных частей летательного аппарата, его основных агрегатов и си­ стем.

Так как отдельные ЭТТ противоречивы, то выбор решении по перечисленным основным направлениям требует оптимиза­ ции. Критерием оптимума является минимум себестоимости перевозок.

158

§ 1. ВЫБОР ТИПА, ЧИСЛА И ПАРАМЕТРОВ ДВИГАТЕЛЯ

Наиболее широко в гражданской авиации применяются следующие типы двигателей: поршневые (ПД), турбореактив­ ные (ТРД), турбовинтовые (ТВД), двухконтурные (ДТРД).

Поршневые двигатели используются на небольших самоле­ тах специального назначения и па некоторых устаревших пас­ сажирских самолетах МВД.

Турбовинтовые двигатели нашли широкое применение в определенный период развития авиации на самолетах всех классов. Основным их преимуществом является высокая эко­ номичность, низкий удельный вес (по сравнению с ПД). На­ личие винта обеспечивает некоторые тяговые преимущества и увеличение гу па этапах взлета и посадки. Однако винты

являются препятствием для роста скорости полета, усложняют и утяжеляют конструкцию двигателя, увеличивают эксплуата­ ционные затраты. Поэтому ТВД сохраняют свое значение главным образом для самолетов МВД.

Двухконтурпые реактивные двигатели являются основным типом двигателей современной дозвуковой авиации, так как имеют низкие удельный расход топлива СуДо и удельный вес

Тд„ , достаточно низкий уровень шума, высокий ресурс, соз­ дают возможность разнообразной компоновки двигателей па самолете.

При сравнении двигателей между собой необходимо учиты­ вать следующие характеристики: максимальную стендовую тягу (мощность) одного двигателя Яотах(/Уота);))уделЫ'1ый вес Тдв . удельный расход топлива СуДо, лобовую тягу

(мощность) Z3 ('У„06С,), уровень, шума, стоимость произ­

водства и стоимость обслуживания двигателя, общий и меж­ ремонтный ресурсы трес Л1) , £д|1.

Здесь

Дл„ — площадь миделя двигателя.

Сравнение ТРД и ДТРД па рис. 9.1 показывает, что ДТРД значительно превосходят ТРД по таким важнейшим показа­ телям, как удельный расход топлива и удельный вес. Дальлепшее совершенствование характеристик ДТРД связано с ро­

159

стом степени двухкоптурностп у, степени повышения давления

полно удовлетворяющего ЭТТ к проектируемому самолету.

Судкрейс /fee. толп, кгс. тяги час

O.S

0.7

0Г6

Для дальних магистральных и межконтинентальных само­ летов главнейшей технической характеристикой является удельный расход топлива, снижение которого дает значитель­ но больший экономический эффект, чем соответствующее сни­ жение удельного веса или стоимости двигателя. Для ближних магистральных самолетов, наоборот, более существенно сни­ жение удельного веса и стоимости двигателя. Увеличение ре­ сурса и снижение затрат на обслуживание дает большой эко­ номический эффект для самолетов всех типов.

Для самолетов МВД, легких и средних, для которых ско­ рость полета менее существенна, а роль взлетно-посадочных характеристик особенно велика, турбовинтовые двигатели остаются пока целесообразными и конкурирующими с ДТРД.

160