3. Выбор схемы самолета

Схема самолета определяет количество, форму и взаимное расположение его основных агрегатов – крыла, оперения, фюзеляжа, взлетно-посадочных устройств, а также количество и размещение на самолете двигателей и их воздухозаборников. Схема самолета решающим образом влияет на его свойства и качества, что, в конечном счете, определяет и его общую эффективность. Схема любого самолета обусловлена его назначением, условиями его применения и основными требованиями, предъявляемыми к проектируемому самолету. Главная проблема, которая решается при выборе схемы, заключается в том, чтобы принятая схема наилучшим образом удовлетворяла ТТТ, обеспечивала минимальную массу конструкции и взлетную массу, высокое аэродинамическое качество и максимальную эффективность самолета.

Аэродинамическая схема тесно связана с особенностями компоновки самолета. Поэтому одновременно с разработкой схемы самолета должны быть решены в принципе вопросы размещения экипажа, целевой нагрузки, топлива и двигателей.

В зависимости от количества агрегатов возможны следующие схемы самолетов: моноплан или биплан, с одним или двумя фюзеляжами, с одной или двумя поверхностями горизонтального , вертикального оперения, с двух-, трех- или многоопорным шасси, с различным числом двигателей.

Схема самолета характеризуется, прежде всего, количеством и взаимным расположением несущих поверхностей, которые делятся на главные, создающие основную долю подъемной силы (крыло), и вспомогательные (оперение), обеспечивающие устойчивость, управляемость и балансировку самолета. В зависимости от расположения горизонтального оперения относительно крыла различают следующие балансировочные схемы самолета

• “нормальная” – горизонтальное оперение позади крыла;

• “бесхвостка” – горизонтальное оперение отсутствует;

• “утка” – горизонтальное оперение впереди крыла;

• комбинированная – нормальная схема с дополнительным горизонтальным оперением впереди крыла (ПГО), имеющая некоторые компоновочные преимущества за счет сдвига крыла назад. У маневренных самолетов ПГО улучшает характеристики устойчивости и управляемости.

Схема самолета, взлетная масса и размеры которого еще не определены, может быть задана безразмерными геометрическими параметрами, определяющими его внешний вид. В результате разработка схемы сводится к выбору численных значений относительных параметров, определяющих внешний вид и взаимное расположение основных агрегатов самолета.

Решения, принимаемые при формировании внешнего облика самолета, весьма ответственны, так как допущенные здесь ошибки очень трудно устранить впоследствии. Поэтому выбор параметров схемы должен быть хорошо продуман и тщательно обоснован, особенно наиболее важных параметров, сильно влияющих на свойства и характеристики самолета.

3.1 Выбор параметров схемы

Для самолетов конкретного назначения выбор схемы ведется в следующем порядке:

1. намечается схема размещения экипажа, целевой нагрузки, топлива;

2. выбирается конфигурация несущей системы для основного (крейсерского) и взлетно-посадочных режимов полета;

3. выбирается балансировочная схема самолета;

4. выбираются параметры крыла, оперения, фюзеляжа, органов управления и органов механизации крыла;

5. выбирается схема и параметры шасси;

6. выбирается тип двигателей, их число и расположение на самолете;

7. определяются приближенные значения основных аэродинамических параметров, параметров силовой установки, находится величина удельной нагрузки на крыло;

8. выполняется эскиз внешнего вида самолета в трех проекциях или в аксонометрии

Для основных агрегатов самолета должны быть выбраны следующие параметры.

Выбор параметров схемы крыла. Выбираются удлинение λ, сужение η, угол стреловидности χ.

Выбирается тип профиля и относительные толщины в корне и на конце крыла С₀, С_к, угол поперечного V крыла. Выбирается тип механизации крыла, относительные площади, относительные хорды и углы отклонения закрылков, предкрылков, интерцепторов, гасителей подъемной силы крыла.

Влияние основных параметров крыла на летно-технические характеристики самолета и массу крыла рассмотрены в [1], [2], [3], [5],[6],[7], [17].

Выбор удлинения и угла стреловидности крыла обязательно обосновывается прогнозированием их значений путем построения функций трендов для статических рядов зависимости этих параметров от скорости и дальности полета.

Выбор параметров фюзеляжа. Намечается принципиальная форма поперечного сечения фюзеляжа – круглая, овальная, прямоугольная, вертикальная или горизонтальная «восьмерка» и др. По статистике принимаются предварительные значения удлинения фюзеляжа λ_ф, удлинение его носовой λ_нч и хвостовой λ_хч частей. Выбираются формы и параметры фонаря кабины экипажа [1], [3], [5], [6]. Окончательные значения параметров фюзеляжа обязательно будут уточняться при разработке компоновки самолета.

Выбор параметров оперения. Выбираются относительные площади

;

;

удлинения λ_го, λ_во, сужения η_го, η_во, относительные толщины С_0во, С_го, углы стреловидности χ_го, χ_во горизонтального и вертикального оперения.

Выбор параметров органов управления. Намечаются основные и дополнительные органы продольного, поперечного, путевого управления и их размещение на самолете. По статистике и с учетом уже принятых параметров схемы задают относительные площади всех рулевых поверхностей, их относительные хорды и углы отклонения.

Взаимное расположение агрегатов самолета.

Крыло – фюзеляж. Выбирается одна из трех схем расположения крыла по высоте фюзеляжа – низкоплан, среднеплан, высокоплан с подробным обоснованием принятой схемы [1], [2], [3], [5], [6]. Положение крыла вдоль оси фюзеляжа определяется относительным расстоянием от носка фюзеляжа до носка центральной хорды крыла, принимаемым на основании статистики:

.

Другой способ привязки крыла к фюзеляжу изложен в работе [3], с.475, где приводится статистический график для относительной длины носовой части фюзеляжа, измеряемой от носка фюзеляжа до четверти средней аэродинамической хорды (САХ) крыла. Параметр зависит в основном от компоновки двигателей на самолете и в первом приближении может приниматься равным

• 0,45 – 0,50 – для самолетов с ТРД, ДТРД, установленным под крылом;

• 0,52 – 0,53 – для самолетов с двумя двигателями под крылом и третьим в хвостовой части фюзеляжа;

• 0,52 – 0,57 – для самолетов с двумя, тремя и четырьмя двигателями в кормовой части фюзеляжа.

Выбирается угол заклинения (угол установки) крыла α_зак=(2 – 3)0.

Крыло – оперение. Уточняются параметры балансировочной схемы самолета [1]. По статистике выбираются плечи горизонтального оперения

и вертикального оперения

;

а также коэффициенты статических моментов

.

Эти параметры будут уточняться при разработке чертежа общего вида самолета.

Параметры шасси. Выбирается тип основных элементов шасси и намечается размещение опор на самолете [1], [2], [3], [5], [6]. По статистике выбираются относительные параметры:

• база шасси ;

• колея шасси ;

• вынос главных опор .

Выбираются посадочный угол крыла α_пос с использованием типовых поляр самолетов ([1], стр. 582-584), стояночный угол самолета ψ_ст ([1],стр. 525), затем определяются угол опрокидывания самолета

и угол выноса главных опор

.

Все параметры шасси будут уточняться при проработке компоновки и расчете центровки самолета.

Выбор параметров силовой установки.

На основании принятого в ТТТ диапазона скоростей и высот полета выбирается тип двигателей [1], [2], [6], [14], [15]. Для двухконтурных турбореактивных двигателей с учетом прогнозов их развития выбирается степень двухконтурности m, степень сжатия в компрессоре π_к, температура газов перед турбиной Т_к*. По статистике выбирается значение удельного веса двигателя

,

где m_дв – масса двигателя, кг;

P₀ – тяга двигателя, даН;

g – ускорение свободного падения, м/с².

Значения этих параметров выбирают по статистике с учетом перспективы развития двигателестроения. Определяются стартовый удельный расход топлива С_p0 по статистике ([1], с.589–591; справочники [14], [15]); вычисляется удельный расход топлива на крейсерском режиме С_{р кр} [1], стр. 422.

Использование форсажной камеры увеличивает тягу на 30 – 70% и расход топлива на 200 – 250%.

Для турбовинтовых и поршневых двигателей по статистике определяются удельный вес двигателя

(даН/кВт)

и удельный расход топлива С_е (кг/кВт ч).

Характеристики и параметры современных ТВВД, ТВД, ПД можно найти в указанных выше справочниках по двигателям.

Выбирают и обосновывают количество двигателей, руководствуясь требованиями безопасности полетов и экономичности эксплуатации самолета. При этом следует учитывать общую тенденцию уменьшения числа двигателей в силовой установке современных самолетов.

Намечают и обосновывают размещение двигателей и воздухозаборников на самолете.

Материал по этим вопросам можно найти в [1], [2], [3], [6]. Для пассажирских магистральных самолетов следует отметить практически полный отказ от распространенной в недавнем прошлом схемы размещения двигателей на хвостовой части фюзеляжа из-за существенного роста массы конструкции основных частей самолета – фюзеляжа, крыла, оперения, что ухудшает экономические показатели самолета.