МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ «МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ (национальный исследовательский университет)» (МАИ) Институт №12 «Аэрокосмические наукоемкие технологии и производства» Кафедра «Технология производства летательных аппаратов» Методические указания к курсовой работе по дисциплине «Проектирование и конструирование авиационной техники» Весовой расчет самолета Составитель: А.Е. Волхонский Москва 2021 1 УДК 629.735.33.001.2. Автор-составитель: А.Е. Волхонский Методические указания к курсовой работе по дисциплине «Проектирование и конструирование авиационной техники» / Авт.сост.: А.Е. Волхонский. М.: Изд-во , 2021. с: ил. В соответствии с программой дисциплины «Проектирование и конструирование авиационной техники» студенты выполняют курсовую работу в объеме 45 час. В методических указаниях к курсовой работе рассматривается последовательность весового расчета самолета и содержание операций определения взлетной массы самолета на различных стадиях приближения. Изложены основные рекомендации по определению составляющих взлетной массы самолета. В приложениях приведен необходимый справочный материал. Методические указания предназначены для студентов факультета № 12 «Аэрокосмические наукоемкие технологии и производства». 2 Введение В практике проектирования самолётов исторически сложилась терминология, базирующаяся на определениях от слова «веc», поэтому в данных методических указаниях, как и в современной литературе, посвященное вопросам проектирования самолётов, сохранены такие, например, термины, как «весовой расчет», «весовая классификация», «весовая эффективность», «весовая отдача», «весовая сводка», «весовые характеристики», хотя речь идет о расчетах значений массы как летательного аппарата в целом, так и его отдельных групп и подгрупп. Методические указания допускают одновременное использование терминов «весовой расчет» – «расчет масс», «весовые характеристики» – «характерные массы» и т.п. Сохранение терминов «весовые расчеты» и «весовые формулы» для обозначения расчетов и формул, по которым определяется теоретическое значение массы, не является противоречивым. Подобно тому, как фактическое значение массы определяется путем взваливания, теоретическое значение массы находится из весового расчета. 1. ОСНОВНЫЕ ВЕСОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИСАМОЛЁТА Ниже приводятся определения основных весовых характеристик (характерных масс), используемые при весовом расчете самолёта. Полная масса самолёта – это масса всего самолёта в любой момент времени его эксплуатации. Полная масса самолёта является величиной переменной, зависящей от изменения (по времени) полной нагрузки и вариантов использования самолёта. Полная масса самолёта складывается из массы снаряженного самолёта, массы расходуемого топлива (которое может быть выработано из топливных баков) и массы целевой нагрузки. Взлетная масса самолёта − полная масса самолёта в момент начала разбега. Расчетная взлетная масса самолёта − максимальная взлетная масса самолёта (в начале разбега) в условиях нормальной эксплуатации при всех вариантах загрузки (в том числе обеспечивающих достижение максимальной дальности). Нормальная взлетная масса самолёта − установленная взлетная масса самолёта, при которой обеспечивается выполнение 3 требований, предъявляемых и летно-техническим характеристикам самолёта, в том числе по дальности и целевой нагрузке при эксплуатации самолёта в нормальных условиях. Для рапных вариантов применения самолета могут быть установлены различные нормальные взлетные массы, но не превышающие расчетной взлетной массы. Максимальной взлетная масса − наибольшая масса в начале разбеге (на старте), разрешенная в эксплуатации и допускаемом требовании норм прочности и безопасности для взлета в условиях, указанных в технических требованиях и приведенных к условиям МСА. − мгновенное значение изменяющейся Полетная масса массы самолета в полете от момента его отрыва от ВПП при взлете до момента касания ВПП при посадке, не превышающее, максимальной взлетной массы. Посадочная масса − масса самолета в момент касания ВПП. Она не должно превышать максимальной посадочной массы или ограничений эксплуатационной массы, указанных в технических требованиях. Максимальная посадочная масса − наибольшая масса самолёта, допускаемая требованиями прочности и безопасности, при которой разрешается производить посадки (кроме вынужденных); может превышать расчетную посадочную массу. Она обычно зависит от прочности шасси или динамических нагрузок на отдельные элементы конструкции крыла, возникающих при посадке. Значение должно быть принято не менее, чем масса снаряженного самолёта (с целевой нагрузкой) плюс запас топлива, необходимый для ухода на запасной аэродром (на дальность ~ 400 км). − максимальная масса Максимальная полетная масса при которой, разрешены все другие режимы полета, кроме взлета и посадки. − масса самолёта без целевой Масса пустого самолёта нагрузки, топлива и съемного оборудования, относящегося к снаряжению, но с включением несливаемого остатка топлива и масла, гидравлической смеси и массы балластной системы. Полная нагрузка − сумма целевой нагрузки, топлива и снаряжения с экипажем. Масса топлива − включает расходуемое в полете топливо и навигационный запас. 4 Весовая отдача (или коэффициент весовой отдачи) – отношение максимальных значений полной нагрузки или ее частей к максимальной взлетной массе самолёта. Различают весовые отдачи (коэффициенты весовой отдачи) по целевой и полной нагрузкам и по топливу. 1.1. Анализ статистического материала Параметры и характеристики проектируемого самолета должны выбираться с учетом опыта, накопленного при создании однотипных самолетов, на базе новейших достижений в области авиационной науки и техники. С этой целью собирается и изучается статистический материал. По литературным источникам намечается от трех до пяти самолетов, близких по назначению и характеристикам к проектируемому, изучаются их особенности, и в специальную статистическую таблицу (таблица, Приложение 1) заносятся их основные параметры и летно-технические характеристики. К таблице рекомендуется приложить схемы самолетов в трех проекциях. Анализ и обработка статистического материала должны выявить основные тенденции развития самолетов данного класса, что позволит затем обоснованно выбирать и назначать важнейшие параметры и характеристики проектируемого самолета (относительные геометрические параметры, летно-технические требования, схемы компоновки грузов, кабин, оборудования, погрузки-выгрузки и т.д.) 2. ВЕСОВОЙ РАСЧЕТ САМОЛЁТ 2.1. Определение взлетной массы первого приближения Одной из важнейших проблем эскизного проектирования является определение полной взлетной массы самолета . Основная задача при определении взлетной массы заключается в определении с возможно большей точностью минимально потребной , обеспечивающей получение требуемых характеристик величины самолета, поскольку завышение взлетной массы всегда ведет к ухудшению летных качеств самолёта и снижает его общую эффективность − экономическую или боевую. Ввиду сложной зависимости от большого числа различных параметров и в связи с тем, что некоторые из слагаемых взлётной 5 массы являются функциями самой массы , расчет величины полной взлетной массы самолёта осуществляется методом последовательных приближений. В самом начале проектирования по статистике с учетом весовой отдачи по целевой (коммерческой и боевой) нагрузке для . однотипных самолётов намечается вероятное значение массы Затем, используя уравнение существования самолета, определяют взлетную массу первого приближения . определяется уравнением В общем случае величина баланса массы, которое представляет сумму её отдельных компонентов. определяется через в виде Поскольку часть слагаемых , то уравнение баланса массы принимает форму: рис. 1. Схема составляющих взлетной массы самолёта приведена на Рис. 1. 6 2.1.1. Определение массы целевой нагрузки и экипажа Целевой нагрузкой для гражданских самолётов является коммерческая или платная нагрузка, в состав которой входят пассажиры, личный багаж пассажиров, продукты питания и коммерческий груз (платный груз, почта). Таким образом, для пассажирских самолётов: В величине коммерческой нагрузки должно сохраняться определенное соотношение между массой пассажиров и их багажа и массой почты и коммерческого (платного) груза. Масса почты и грузов должна составлять не более 25–30% массы пассажиров с багажом. С учетом этого обстоятельства масса коммерческой нагрузки определяется по формуле где = 75 кг − масса одного пассажира; − масса личного багажа одного пассажира (для магистральных самолётов = 20 кг, для самолётов местных линий = 10 кг); – число пассажиров. Для военных самолетов масса целевой нагрузки равна массе боевой расходуемой нагрузки, в которую входят массы снарядов, PC, УРС, бомб, спецконтейнеров и т.д.: Для военно-транспортных самолётов масса целевой нагрузки равна массе перевозимого груза (боевая техника, десантники с вооружением и парашютным снаряжением); Число членов экипажа самолёта определяется его назначением. У легких пассажирских самолётов чел., у пассажирских самолётов средней дальности чел., на дальних магистральных и межконтинентальных самолётах число членов экипажа доходит до 5 чел. Масса одного члена экипажа принимается равной 80кг, таким образом, для пассажирских самолётов Для определения массы коммерческой нагрузки необходимо учитывать двух бортпроводников на отделение I класса (с числом пассажиров до 30 чел.) и одного бортпроводника на 50 чел. в остальных пассажирских салонах. В расчетах центровки массу бортпроводников следует относить к массе пассажиров (по салонам). 7 У самолётов военного назначения истребительного типа = 1–2 чел., бомбардировочного и военно-транспортного типов – до 5 чел. Масса одного члена экипажа военных самолётов принимается равной 120 кг, поскольку сюда включается и масса средств жизнеобеспечения и аварийного спасения. Таким образом, для военных самолётов . 2.1.2. Определение массы оборудования и снаряжения Суммарная масса оборудования зависит от назначения проектируемого самолёта, его летных характеристик, взлетной массы и размеров. Полная масса данной группы складывается из масс самолётного оборудования, спецоборудования и снаряжения: На начальных этапах эскизного проектирования состав оборудования и величину можно определять по данным самолётов-прототипов, близких по назначению и свойствам к проектируемому. При отсутствии таких данных целесообразно оценивать не абсолютное значение массы оборудования , а его : относительное значение В самолётное оборудование включается оборудование, необходимое для управления самолётом, навигации и обеспечения безопасности полета. Иногда его называют еще оборудованием общего назначения. В состав самолётного оборудования входят: электрооборудование, радио- и радиолокационное оборудование, аэронавигационное оборудование, автопилоты, гидрои пневмосистемы, приборы контроля работы двигателей, противопожарное оборудование, антиобледенительная система, приборное оборудование, а также некоторое другое оборудование, связанное с кабиной экипажа (сиденья экипажа, высотное обор.). Относительная масса самолётного оборудования зависит от размеров, а при известном значении удельной нагрузки на крыло – и от массы самолёта и в первом приближении для гражданских и военных самолётов может быть определена по графику (рис. 2). 8 Рис. 2. В специальное оборудование входит оборудование, связанное с назначением самолёта и характером выполняемых им задач. У пассажирских самолётов спецоборудование представляет собой пассажирское оборудование, включающее пассажирские кресла, тепло- и звукоизоляцию, высотное и кислородное оборудование пассажирских кабин, отделку и оборудование кухонь, гардеробов, туалетов и другое бытовое оборудование. Масса пассажирского оборудования зависит главным образом от числа пассажиров и приближенно выражается следующим соотношением: , где – масса пассажирского оборудования, приходящегося на одного пассажира. зависит от степени комфорта пассажирских Величина салонов и может быть найдена по графикам (рис. 3), построенным для двух классов пассажирских салонов. Для военных самолётов в спецоборудование вводит оборудование вооружения: установка для пуска ракет (без ракет), пушечные установки (с пушкой), бомбодержатели, прицелы, механизмы управления огнем, бронирование, катапультируемые сиденья, фотооборудование и др. Для военно-транспортных самолётов к спецоборудованию относятся погрузочно-разгрузочные устройства – рампы, трапы, лебедки, рольганги, такелажные узлы и приспособления для сбрасывания грузов в воздухе и др. 9 Рис. 3. Массу спецоборудования военных и военно-транспортных самолетов можно определить, составив подробный перечень этого оборудования с указанием примерной массы каждой системы. Тогда При отсутствии таких данных можно пользоваться средними у значениями относительном массы спецоборудования самолётов военного назначения: Значение Тип самолета Самолёты-истребители Тактические бомбардировщики Стратегические бомбардировщики. Военно-транспортные самолёты 0 ,01 – 0,02 0 ,02 – 0,03 0,01 – 0,04 0,08 – 0,10 К снаряжению относится следующее оборудование: бытовое (ковры), служебное (бортинструмент, чехлы, трапы, колодки), аварийное (спасательные лодки, спасательные пояса, аварийный кислород), и, кроме того, съемное оборудование буфета, невырабатываемый остаток топлива и масла в системах. Ориентировочно . Для легких самолётов . В целом, относительную массу оборудования для пассажирских самолётов в зависимости от прогнозируемой проектируемого самолёта можно величины взлетной массы определить на рис. 4, базируясь на данных самолётов-прототипов, близких по назначению и свойствам к проектируемому. 10 Рис. 4. В дальнейшем, с учетом массы оборудования и снаряжения, взлетную массу пассажирского самолёта в первом приближении можно определить из формулы , где − масса коммерческой нагрузки; − коэффициент, учитывающий полную массу оборудования и снаряжения в зависимости от массы коммерческой нагрузки и определяемый по графику (рис. 5); Рис. 5. 11 − коэффициент, выражаемый формулой: соответственно относительные массы конструкции планера, двигательной установки, топливной системы с топливом (в первом приближении). 2.1.3. Определение относительной массы двигательной установки Относительная масса двигательной установки зависит от удельной массы двигателей и потребной тяговооруженности (энерговооруженности): , где − коэффициент, учитывающий вес агрегатов двигательной установки (агрегатов управления, охлаждения, мотогондол, в случае ТВД − винтов) при установке ее на самолете. Величина коэффициента зависит от типа двигателей и способа их размещения на самолете. Анализ статистических данных показывает, что для лежит в пределах 1,3−1,5. Для дозвуковых самолётов значение ; при этом бо́ льшие сверхзвуковых самолётов значения берутся для самолётов с форсажем. При размещении двигателей в гондолах коэффициент возрастает, в этом случае , для самолётов с ТВД . − стендовая удельная масса В вышеприведенной формуле двигателя. Значение выбирается по каталогам и справочникам для наиболее совершенных двигателей того же класса, что и на проектируемом самолёте. При отсутствии таких данных, в случае установки на самолёте ТРДД величину можно оценить, воспользовавшись следующей эмпирической зависимостью: , где − степень двухконтурности двигателя. Величина потребной стартовой тяговооруженности , а значит и относительная масса (энерговооруженности) двигательной установки , определяются теми летными характеристиками самолёта, которые зависят от располагаемой тяги. 12 К таким характеристикам относятся: максимальная скорость полета самолёта на заданной высоте (либо крейсерская скорость полета на заданной высоте ); максимальная высота (практический потолок) полета самолёта ; заданная длина разбега . Для пассажирских самолётов при определении тяговооруженности обязательно рассматривается режим взлета с одним отказавшим двигателем. а) Определение тяговооруженности самолёта из условия обеспечения расчетной скорости на заданной высоте . В качество расчетной скорости принимается максимальная или крейсерская скорость (число М) на основной скорость рабочей высоте полета. В общем случае, тяговооруженность (энерговооруженность) на самолёта, потребная для обеспечения расчетной скорости заданной высоте: для самолетов с ТРД; для самолетов ТВД, − скоростной напор, соответствующий расчетной скорости; на заданной высоте; − удельная нагрузка на крыло при взлетной массе самолёта; – коэффициент лобового сопротивления самолёта, вычисленный при расчетной скорости полета ; − коэффициент полезного действия винта; на крейсерском режиме полета принимается . Для дозвуковых самолетов потребная тяговооруженность из равна: условия обеспечения максимальной скорости где , где относительная плотность воздуха; коэффициент, учитывающий изменение тяги по скорости и высоте, выбирается по высотно-скоростным характеристикам и ; двигателей для условий коэффициент лобового сопротивления при . Для сверхзвуковых самолётов , где – скорость звука на данной высоте; 13 – коэффициент, учитывающий изменение тяги по числу М и высоте . Если при определении рассматривается режим полета на крейсерской скорости, то для дозвуковых самолётов: берется для значений где значение коэффициента Для сверхзвуковых самолётов на режиме и . В первом приближении коэффициент лобового можно определять сопротивления при нулевой подъемной силе по приближенной формуле: где число М − берется для крейсерского режима полета; − относительная толщина профиля крыла в корневом сечении; − удлинение фюзеляжа. Уточненное значение коэффициента выбирается по рекомендациям преподавателя. б) Определение тяговооруженности обеспечения заданного потолка полета Потребная тяговооруженность: где коэффициент самолёта . из условия − учитывает уменьшение массы самолета к моменту достижения потолка. Для современных самолётов =0,8÷0,9. Меньшее значение принимается для тяжелых и дозвуковых самолётов, а большее – для легких и сверхзвуковых. При определении коэффициента для заданного потолка принимается значение скорости . В случае полета на потолке с > 11км в коэффициент вводится поправка: 14 Параметр . Для дозвуковых самолётов его можно определить по формуле: где коэффициент , учитывающий форму крыла в плане и удлинение берется: К = 1,02 – для трапециевидных крыльев с удлинением > 3; К = 1,6 – для треугольных крыльев с удлинением ≈ 2; эффективное удлинение крыла: Для сверхзвуковых самолётов: где − для трапециевидных крыльев. − для треугольных крыльев со сверхзвуковыми передними кромками. в) Определение тяговооруженности из условия обеспечения . заданной длины разбега Двигательная установка проектируемого самолёта должна обеспечить взлет в пределах длины разбега, ограничиваемой размерами взлетной полосы аэродрома соответствующего класса. Из условий обеспечения заданной длины разбега стартовая тяговооруженность где значение принимается: – для дозвуковых самолётов − при сильной механизации крыла; − при слабой механизации крыла; – для сверхзвуковых самолётов: − для нормальной схемы со стреловидным крылом; − для самолётов треугольным крылом; 15 схема «бесхвостка» с − коэффициент трения на разбеге, зависящий от состояния ВПП 0,03; при аэродрома (при взлете с сухого бетонного покрытия взлете с мокрой бетонированной ВПП = 0,05; при взлете с грунтового аэродрома = 0,1; при мягком песчаном грунте = 0,15; − поправочный коэффициент изменения скорости: − коэффициент, учитывающий степень двигателей на бесфорсажном режиме; − при номинальном режиме двигателя; − при разбеге с форсажем. дросселирования г) Определение тяговооруженности из условия взлета с одним отказавшим двигателем. При отказе одного двигателя в момент отрыва должен обеспечиваться взлет и набор высоты с учетом наклона траектории. Потребная для этого тяговооруженность равна: где − число двигателей на самолёте, − наименьший допустимый угол набора высоты. 0,024 при 2; 0,025 при 3; 0,026 при 4. − аэродинамическое качество при взлете; = 3 4 − при удлинении крыла = 1,5 3; = 5 7− при удлинении крыла = 6 8. Значения коэффициентов − см. предыдущий пункт «Определение тяговооруженности из условия обеспечения заданной длины разбега». Величина тяговооруженности , соответствующей случаю отказа одного из двигателей в момент взлета, может бить также определена из условий заданной длины сбалансированной ВПП (класс аэродрома) и выбранной удельной нагрузки на крыло : − длина сбалансированной ВПП. Определив величины тяговооруженности, обеспечивающие получение в заданных характеристик где 16 качестве расчетной величины следует выбрать наибольшую из них. Она и . является потребной для данного самолёта тяговооруженностью Затем по известной формуле определяется относительная масса двигательной установки Относительная масса двигательной установки самолётов имеет следующие значения: истребители с ТРД, ТРДД – 0,20 0,25; истребители-бомбардировщики – 0,18 0,22; тяжелые бомбардировщики-ракетоносцы – 0,03 0,13; дозвуковые пассажирские самолёты – 0,08 0,04; сверхзвуковые пассажирские самолёта – 0,12 0,15; военно-транспортные и грузовые самолёты – 0,08 0,12. 2.1.4. Определение относительной массы топливной системы с топливом Относительную массу топливной системы с топливом можно представить в виде где − относительная масса топлива; − коэффициент, учитывающий увеличение массы топливной системы с топливом по сравнению с массой топлива в связи с установкой агрегатов топливной системы (баков, насосов, трубопроводов, кранов, фильтров и т.п.). = 1,02 1,07, Для тяжелых самолётов большой дальности для истребителей, средних и легких самолётов =1,1 1,2. При этом большие значения коэффициента выбираются для самолётов, имеющих мягкие баки. В случае использования баков. кессонов берется меньшее значение Полный запас топлива на самолёте представляется в виде суммы: где − масса топлива, необходимого для крейсерского полета, на заданной высоте; − масса топлива, расходуемого на разбег, взлет, набор высоты, снижение, посадку и работу двигателей на земле; − аэронавигационный запас топлива; − топливо, потребное на разгон до крейсерской скорости. 17 В соответствии с этим полный относительный запас топлива где ; ; ; . Относительная масса топлива для полета на крейсерском режиме в случае самолётов малой дальности полета определяется без учета выгорания топлива на дальность полета и вычисляется по формуле: где − дальность горизонтального полета; − крейсерская скорость горизонтального полета; − коэффициент изменения удельного расхода топлива по высоте и скорости полета (выбирается по относительным высотноскоростным характеристикам двигателей). можно воспользоваться При определении коэффициента приближенными зависимостями: 11 км − для − для 11 км Для самолётов средней и большой дальности полета определяется с учетом относительная масса топлива выгорания топлива на крейсерском участке полета и вычисляется по формуле: Относительная масса топлива для полета на крейсерском режиме, необходимом для обеспечения заданной дальности или продолжительности горизонтального полета, может быть определена из нижеследующей формулы, полученной на основании формулы Бреге: где В данной формуле: − удельный расход топлива на заданной скорости к высоте полета на крейсерском режиме работы двигателей; 18 − потребна тяговооруженность (энерговооруженность) самолёта на крейсерском режиме полёта; − скорость звука на заданной высоте полета ; − крейсерское число М полета. Удельный расход топлива определяется по высотноскоростным характеристикам двигателей. Ориентируясь на конкретный двигатель, можно определить расход по приближенным формулам: − для высоты полета 11 км −для высоты полета 11 км В вышеприведенных формулах коэффициент определяется выражением 1,05 + 0,1М + 0,05 Для ускорения расчетов зависимость . представлена графиком (рис. 6), из которого следует, что при , величина . Относительная масса топлива, расходуемого на разбег, взлет, набор высоте, снижение, посадку и работу двигателей на земле, приближенно оценивается но формуле где − высота крейсерского полета в км. Рис. 6. Величина коэффициента в данной формуле принимается равной 0,005 0,007 для самолётов с ТРД и 0,004 0,005 для самолётов с ТВД. Для сверхзвуковых самолётов, согласно статистическим данным, можно принимать: 19 − высота крейсерского полета в км. Обязательно часть топлива сохраняется в виде аварийного аэронавигационного запаса, предназначенного для использования в случаях отклонения от маршрута (например, обход грозового фронта), неточного выхода на аэродром посадки, повторных заходов на посадку, ухода на запасной аэродром и т.п. Величина относительного аэронавигационного запаса определяется по приближенным зависимостям: − для гражданских самолётов; где – для военных самолетов; Относительный запас топлива, расходуемого на разгон до крейсерской скорости полета − для дозвуковых самолётов; − для сверхзвуковых самолетов. Для пассажирских самолётов правильность определения в целом величины потребного относительного запаса топлива можно определить из формулы расчетной дальности полета: где − удельный крейсерский расход топлива; − крейсерское число М полета; − аэродинамическое качество самолёта на крейсерском режиме полета. для дозвуковых пассажирских самолётов может Величина быть также определена по номограмме (рис. 7) функции технической . дальности полета Ориентировочно относительная масса топливной системы с топливом у современных самолётов имеет следующие значения: - истребители 0,25 0,30; - бомбардировщики средней дальности 0,30 0,35; - стратегические бомбардировщики и тяжелые военнотранспортные самолеты 0,40 0,60; - пассажирские самолёты местных авиалиний 0,18 0,22; - магистральные пассажирские самолеты средней дальности 0,26 0,40; - дальние магистральные самолёты 0,35 0,42; - сверхзвуковые пассажирские самолёты 0,45 0,52. 20 Рис. 7. 21 2.1.5. Определение относительной массы конструкции планера самолета Величину относительной массы конструкции планера современных самолётов можно оценить по следующей эмпирической формуле: где − потребный относительный запас топлива. Для предварительной оценки величины определения можно пользоваться взлетной массы первого приближения также графиком (рис. 8). Кривые на данном графике выражаются уравнением где − удельная нагрузка на крыло, кг/ Рис. 8. . На данном графике кривая А (В = 0,8) соответствует обычным конструкциям с прямыми крыльями; кривая Б (В = 0,9) − конструкциям самолётов с крыльями, у которых угол стреловидности 30 35°; кривая В (В = 1,0) − конструкциям сверхзвуковых самолётов с углом стреловидности крыла = 55 60° и кривая Г (В = 0,7) − конструкциям с крыльями высокого конструктивно-весового совершенства (например, крылья малого удлинения с применением монолитных и трехслойных конструкций, а также некоторые прямые крылья с особо выгодной геометрией, малым числом вырезов, разъемов и т.п.). 22 Удельная нагрузка на крыло в вышеприведенной формуле определяется из условий посадки и заданного или рассчитанного относительного запаса топлива: где − скорость захода на посадку, м/с; − коэффициент подъемной силы при заходе на посадку. Значение можно принять равным: = 2,2 − при сильной механизации крыла; 1,6 − при слабой механизации крыла; 0,8 − для сверхзвукового самолёта нормальной схемы; 0,5 − для самолёта схемы «бесхвостка». современных самолётов имеет Ориентировочно величина следующие значения: истребители и истребители-бомбардировщики 0,28 0,35; легкие транспортные и пассажирские самолёты 0,30 0,32; средние транспортные и пассажирские самолёты 0,27 0,30; тяжелые транспортные самолёты 0,28 0,32; магистральные пассажирские самолёты большой дальности 0,25 0,27. сверхзвуковые пассажирские самолёты 0,20 0 ,25. У самолётов с крылом изменяемой геометрии по сравнению с однотипными самолётами, имеющими фиксированное крыло, относительная масса конструкции увеличивается на 0,03 0,06. После определения абсолютных и относительных масс находится взлетная масса первого приближения: Если же масса целевой нагрузки , экипажа и части определена в абсолютном виде, оборудования и снаряжения , двигательной а другие составляющие − масса конструкции установки топливной системы с топливом и остального оборудования подсчитаны в относительных весах, то взлетная касса самолёта первого приближения определяется следующим образом: Дальнейшее уточнение взлетной массы проводится после определения основных размеров самолёта в процессе его весового расчета. 23 2.2. Определение взлетной массы самолёта во втором приближении После определения взлетной массы первого приближения вычисляется потребная стартовая тяга двигательной установки самолета и производится подбор двигателей. Подбор двигателей. Относительная масса двигателей: Суммарная масса двигателей: Суммарная потребная стартовая тяга двигателей: Масса и тяга одного двигателя: ; − количество двигателей на самолёте. Пользуясь справочниками или каталогами, по найденным подбирают соответствующий двигатель. и В случае отсутствия такого двигателя в справочниках или каталогах, габариты двигателя выбираются из условий подобия. Диаметр двигателя можно определить либо с помощью где рис. 9, либо по значению его лобовой тяги , задаваемому по прототипу двигателя и взлетной силе тяги одного двигателя проектируемого самолёта. Рис. 9. 24 Во втором случае: Длина двигателя: где − удлинение двигателя, принимаемое в пределах: − для ТРД; − для ТРДФ, ТРДДФ и ТВД. После выбора конкретного двигателя и определения массы двигательной установки производится уточнение взлетной массы самолёта: Это значение взлетной массы самолёта, определенное во втором приближении, может быть принято за основу для оценки абсолютных размеров самолёта, определяемых площадью крыла. 2.3. Определение взлетной массы самолёта в третьем приближении После определения основных параметров и размеров самолёта находится взлетная масса самолёта в третьем приближении. Основное отличие данного этапа от расчета состоит в учете зависимости массы агрегатов конструкции планера от взлетной массы, параметров крыла и других частей самолёта, а также от режима полета. Масса частей планера находится по приближенным формулам, приведенным ниже. Следует подчеркнуть, что при определении массы частей планера, в том числе массы шасси, использование формул расчета масс обязательно. Относительная масса конструкции: Как показывает статистика, суммарная масса конструкции крыла и фюзеляжа составляет около 75% массы планера самолёта. Таким образом, поскольку основная доля массы в конструкции самолёта приходится на крыло и фюзеляж, расчету величин относительных масс этих частей планера следует уделить особое внимание. 25 2.3.1. Относительная масса крыла (формулы А.А. Бадягина) Относительная масса свободнонесущего крыла быть рассчитана по одной из следующих формул: а) Дозвуковые неманевренные самолёты ( где коэффициент может ) − учитывает ресурс крыла. Ресурс крыла, тыс. пол. 12 15 20 25 30 40 8 10 0,96 1,0 1,05 1,1 − заданная нормами прочности расчетная перегрузка величина берется не менее 3,75; − удельная нагрузка на крыло при взлете, даН/ ; − взлетная масса самолёта (в кг); − относительная толщина профиля в корневом сечении крыла; − коэффициент, учитывающий массовую разгрузку крыла: где − наибольшая относительная координата топлива в крыле (от оси симметрии самолета); − размах крыла; − относительная координата грузов, размещенных в крыле (под крылом); − относительная масса топлива в двух половинах крыла; − относительная масса грузов, размещенных в крыле (под крылом) в обеих половинах крыла, сюда относятся двигатели, шасси и т.п.; , где − относительная толщина профиля на конце крыла: и − удлинение и сужение крыла соответственно: − стреловидность крыла по линии 1/4 хорд; и − статистические коэффициенты. 26 Коэффициент учитывает наличие средств механизации крыла; величина коэффициента изменяется в пределах от 1,0 (крыло без наплывов, предкрылков и интерцепторов, но с двухщелевыми закрылками), до 1,6 (крыло с наплывами в корневой части, предкрылками, интерцепторами и трехщелевыми учитывает установку в крыле закрылками); коэффициент топливных баков и их герметизацию; величина коэффициента = 1,05 (при внутришовной герметизации баков − кессонов в крыле) 1,2 (при герметизации баков-кессонов поливом); в случае установки в крыле мягких баков коэффициент = 1,0. Для более точной оценки массы планера с высокими требованиями по ресурсу на этом этапе расчета возможно в рамках учебно-исследовательской работа студентов (УИРС) пользоваться методикой, основанной на расчете нагрузок, выбора допускаемых напряжений и расчете массы продольного набора. б) Сверхзвуковые неманевренные самолеты ( ) здесь − коэффициент, учитывающий утяжеление конструкции за счет аэродинамического нагрева; 1,05 (для материала Д-18) 1,06 (для материала Д-16) − при температуре нагрева конструкции 150 °С; 1,10 (для материала Д-18) 1,14 (для материала Д-16) − при температуре нагрева конструкции 200 °С. те же, что и в Другие обозначения в данной формуле дозвуковых вышеприведенной формуле для определения неманевренных самолетов. в) Сверхзвуковые маневренные самолёты: здесь ; − коэффициент разгрузки крыла грузами; = 0,7 0,8; − коэффициент, учитывающий утяжеление конструкции за счет аэродинамического нагрева; в первом приближении 1,03. Остальные обозначения в данной формуле те же, что и в формуле для определения для дозвуковых неманевренных самолётов. 27 2.3.2. Относительная масса фюзеляжа а) Дозвуковые магистральные пассажирские самолёты: здесь − взлетная масса самолёта (в кг); − удлинение фюзеляжа; − диаметр фюзеляжа (в м); Статистические коэффициенты в данной формуле учитывают: − размещение двигателей; коэффициент − коэффициент положение стоек главного шасси; − место уборки стоек главного шасси; коэффициент − способ транспортировки багажа. = 3,63 − 0,333 − двигатели под крылом, < 5 м; 3,58−0,278 − двигатели под крылом или смешанная компоновка двигателей (под крылом и в фюзеляжем); > 5 м; 4,56 − 0,441 − двигатели в хвостовой части фюзеляжа, < 5 м; 0 − стойки главного шасси крепятся к крылу; = 0,01 − стойки главного шасси крепятся к фюзеляжу; 0 − стойки главного шасси убираются в крыло; = 0,004 − стойки главного шасси убираются в фюзеляж; = 0 − бесконтейнерная перевозка багажа; 0,003 − контейнерный тип транспортировки багажа. Показатель степени: = 0,743 − при 4 м; = 0,718 − при 5,5 м. б) Сверхзвуковые пассажирские самолёты (СПС). Модифицированная формула А.А. Бадягина для определения относительной массы фюзеляжа СПС схемы «бесхвостка» имеет вид: и − удлинение и диаметр фюзеляжа соответственно; здесь − взлетная масса самолёта (в кг); − расчетное число М полета. в) Сверхзвуковые маневренные самолёты: здесь − удлинение фюзеляжа; 28 − эквивалентный диаметр фюзеляжа; − статистический коэффициент, учитывающий способ крепления стоек главного шасси; =1 − стойки главного шасси крепятся к фюзеляжу и убираются в него; = 0,5 − стойки главного шасси не связаны с фюзеляжем. 2.3.3. Относительная масса оперения ). а) Дозвуковые неманевренные самолёты ( Относительную суммарную массу оперения (Г.О. + В.О.) для данного класса самолётов можно определить по статистической формуле: здесь − взлетная масса самолёта (в кг). Статистические коэффициенты в данной формуле учитывают: − весовое совершенство конструкционных коэффициент материалов; − поправочный коэффициент формы оперения; − коэффициент схемы оперения. 1,0 − если используются обычные конструкционные материалы (типа Д-16); 0,95 − при ограниченном применении новых материалов; 0,85 − при широком применении композиционных материалов; 0,84 − при >450 дан/м2; 1,0 − при <450 дан/м2; где − удельная нагрузка на полную площадь крыла; − в случае низкорасположенного Г.О. − в случае Т-образного оперения. б) Сверхзвуковые маневренные самолёты. здесь и − массы 1 м2 горизонтального и вертикального оперения соответственно; − для цельноповоротного Г.О.; − для классического В.О. с рулем направления; − расчетный скоростной напор, дан/м2. 29 Значения коэффициента принимаются такими же, как и в вышеприведенной формуле для определения дозвуковых неманевренных самолётов. Для оценки суммарной относительной массы оперения можно пользоваться также упрощенной зависимостью: где − масса 1 м2 оперения, определяемая по графику (рис. 10). Рис. 10. Относительную массу горизонтального оперения можно определить по модифицированной формуле Хоуви: здесь −взлетная масса самолёта в кг; − площадь горизонтального оперения; − расчетная скорость пикирования в км/ч; для пассажирских самолётов заменяется скоростью планирования. Если отсутствуют данные, достаточно обоснованные для принятия другого значения, то принимается , где − расчетная крейсерская скорость полета. − поправочный коэффициент, учитывающий схему оперения: 1,0 − для низкорасположенного Г.О.; 1,2 − для оперения Т-образной схемы. Определив относительную массу горизонтального оперения можно найти относительную массу вертикального оперения: Относительная масса вертикального оперения сверхзвуковых самолетов, выполненных по схеме «бесхвостка», может быть определена по следующей формуле: 30 здесь − масса 1 м2 вертикального оперения; для классического В.О. с рулем направления , 2 где − расчетный скоростной напор в дан/м ; – относительная площадь В.О.; – удельная нагрузка на крыло в дан/м2. Значение коэффициента же, как и в формуле для неманевренных самолётов. в данном случае берутся такими определения дозвуковых 2.3.4. Относительная масса шасси можно определить либо Относительную массу шасси графически (рис. 11, 12) в зависимости от величины взлетной массы , либо с помощью формулы Н.Н. Фадеева, контролирующей статистическую зависимость : − для пассажирских самолетов − для военных самолётов В данных формулах: − взлетная масса в т; − в %; − поправочный коэффициент: = 1,0 при числе главных стоек = 2; = 1,1 при числе главных стоек > 2; − статистический коэффициент: Тип двигателей Диаметр фюзеляжа, м ТВД 4 1,848 ТРД, ТРДД 4 2,2 ТРДД 5,5 2,728 Значение относительной массы шасси самолётов может быть также определено с помощью степенной формулы: где = 2 103; = 0,96. 31 Рис. 11. Рис. 12. 2.3.5. Относительная масса управления самолётом Масса управления самолетом состоит из массы поста управления со всеми дополнительными к нему устройствами и проводки управления в фюзеляже и крыле; кроме того, у скоростных самолётов в состав управления входят гидроусилители. Масса управления определяется путем анализа масс и характеристик управления самолётов-прототипов. При отсутствии таких данных можно пользоваться средними значениями относительной массы управления на основе статистических данных: Тип самолета Самолёты-истребители Самолеты-бомбардировщики Пассажирские самолёты Значение 0,01 0,020 0,020 0,030 0,015 0,020 32 Взлетная масса самолёта в третьем приближении находится по уравнению баланса массы из условия Если сумма левой части выражения не равна единице, то, изменяя величину , входящую во все формулы данного раздела, получим график (рис. 13). Рис. 13. Из графика очевидно, что методика весового расчета (т.е. расчета массы) самолёта состоит в том, что расчет повторяется при некоторых последовательно задаваемых значениях массы до тех пор, пока в уравнении баланса массы сумма правой части не станет равной последнему значению , т.е. когда разность не станет равной нулю (с некоторой допустимой невязкой). 3. ВЕСОВАЯ СВОДКА САМОЛЁТА По результатам расчета массы самолёта составляется весовая сводка, в которой указываются возможно подробнее массы всех частей самолёта по группам, состав и суммарная масса каждой группы в абсолютном и относительном ( ) виде. Примерная разбивка взлетной массы самолета по группам на примере весовой сводки военного самолета дана в Приложении 2. 33 4. ВЕСОВАЯ ОТДАЧА САМОЛЕТА После составленной весовой сводки подсчитываются коэффициенты весовой отдачи самолета по целевой нагрузке : и коэффициент полной весовой отдачи, т.е. отдачи по полной полезной нагрузке: Эти показатели используются для сравнительной оценки транспортной эффективности самолётов различного назначения. Поэтому в конце данного раздела необходимо дать сравнительную оценку по коэффициентам весовой отдачи проектируемого самолёта и самолётов-прототипов, включенных в статистическую таблицу. 34 СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ Проектирование самолетов /под ред. М.А. Погосяна. – 5-е изд., перераб. и доп. М.: Инновационное машиностроение. 2018. 2. Проектирование самолетов. Под ред. С.М. Егера. М., Машиностроение, 1983. 3. Бадягин А.А., Мухамедов Ф.А. Проектирование легких самолетов. М., Машиностроение, 1978. 4. Глаголев А.Н. и др. Конструкция самолетов. М., Машиностроение, 1975. 5. Горощенко Б.Т. и др. Эскизное проектирование самолета. М., Машиностроение, 1970. 6. Егер С.М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов. М., Машиностроение, 1964. 7. Зоншайн С.И. Аэродинамика и конструкция летательных аппаратов. М, Высшая школа, 1966. 8. Максимов Н.А., Секистов В.А. Двигатели самолетов и вертолетов М., Воениздат, 1977. 9. Теория и практика проектирования пассажирских самолетов. Сборник трудов. М., Наука, 1976. 10. Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолетов: Пер. с англ. М., Машиностроение, 1983. 11. Шейнин В.М., Козловский В.И. Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов, т. I и 2. М., Машиностроение, 1977. 1. 35 ПРИЛОЖЕНИЕ 1 Таблица. Характеристики самолетов-прототипов Характеристика самолета Общие характеристики Название самолета Страна-изготовитель Назначение Год серийного выпуска (или сертификации) Весовые характеристики Масса взлетная Масса пустого снаряженного Масса топлива Масса целевой нагрузки (максимальная) Масса посадочная (максимальная) Геометрические характеристики Крыло: Площадь Удлинение Сужение Стреловидность Относительная площадь элеронов Относительная площадь закрылков (предкрылков) Фюзеляж: Длина Ширина Высота Площадь миделевого сечения Площадь омываемой поверхности Габариты отсека полезной нагрузки Горизонтальное оперение: Площадь Удлинение Сужение Стреловидность Плечо Статический момент Относительная площадь руля высоты Вертикальное оперение: Площадь Удлинение Сужение Стреловидность Плечо Статический момент Относительная площадь руля направления 36 Единица измерения кг кг кг кг кг м2 град м м м м2 м2 м×м×м м2 град м м2 град м Самолетпрототип Шасси (посадочные устройства) Количество основных опор Колея м База м Давление в шинах Па Угол опрокидывания град Силовая установка Название двигателя Страна-изготовитель Тип двигателя Степень двухконтурности Количество двигателей на самолете Тяга взлетная даН Стартовый удельный расход топлива кг/(даН×ч) Крейсерский удельный расход топлива кг/(даН×ч) Масса двигателя кг ЛТХ Максимальная скорость на высоте (км/ч)/м/Н При максимальной полезной нагрузке: Дальность км Скорость км/ч Высота м При максимальном запасе топлива: Дальность км Скорость км/ч Высота м Безопасная скорость взлета (скорость отрыва) км/ч Скорость захода на посадку (посадочная скорость) км/ч Взлетная дистанция (разбег) м Посадочная дистанция (пробег) м Общие характеристики Стартовая удельная нагрузка на крыло даН/м2 Стартовая тяговооруженность (энерговооруженность) – (кВт/кг) Топливная эффективность г/пас.км (г/т.км) Аэродинамические характеристики Аэродинамическое качество на крейсерском режиме полета Аэродинамическое качество на взлете (посадке) Коэффициент подъемной силы на крейсерском режиме полета Коэффициент подъемной силы на взлете (посадке) 37 ПРИЛОЖЕНИЕ 2 Весовая сводка тактического истребителя (пример) № группы № п/п Наименование грузов Масса грузов (кг) Относительная масса 1 I 2 3 4 5 0,316 Конструкция 1 Крыло 2 Фюзеляж 3 Фонарь 4 Горизонтальное оперение 5 Вертикальное оперение 6 Передняя опора шасси с системой уборки и выпуска 7 Основные опоры шасси с системой уборки и выпуска 8 Управление самолетом 9 Бронирование кабины 10 Бронирование агрегатов двигателя 11 Протектирование топливных баков II 1 2 3 Двигательная установка Двигатели Агрегаты двигателей Система установки двигателей 6 7 Оборудование и снаряжение Гидро- и пневмосистема Система электрооборудования (СЭО) Кислородное оборудование Система жизнеобеспечения (СЖО) Радиоэлектронное оборудование (РЭО) а) пилотажно-навигационный комплекс б) оборудование радиосвязи Спецоборудование Катапультируемое кресло пилота 1 Служебная нагрузка (экипаж) Летчик III 1 2 3 4 5 IV 38 1800 6000 120 350 370 250 900 250 160 120 100 0,441 3000 170 150 0,183 500 500 60 100 580 120 900 140 120 V 1 2 3 VI 1 2 3 4 Вооружение Авиационная пушка с вспомогательной системой Держатели УРС Расходуемая боевая нагрузка а) боекомплект авиац. пушки б) ракеты: - типа УРС «Сайдуиндер» - типа УРС «Сперроу» Топливо и топливная система Топливо в фюзеляжных баках Топливо в крыльевых баках Масло Топливная система Взлетная масса самолета Масса пустого самолета Посадочная масса (поминальная) 39 100 210 290 500 360 0,352 3840 4160 30 250 23500 14130 15150 Оглавление Введение ........................................................................................................................ 3 1. ОСНОВНЫЕ ВЕСОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЁТА ........................... 3 1.1. Анализ статистического материала ................................................................ 5 2. ВЕСОВОЙ РАСЧЕТ САМОЛЁТ ............................................................................ 5 2.1. Определение взлетной массы первого приближения ................................... 5 2.1.1. Определение массы целевой нагрузки и экипажа 2.1.2. Определение массы оборудования и снаряжения ................... 7 ......................... 8 2.1.3. Определение относительной массы двигательной установки ................... 12 2.1.4. Определение относительной массы топливной системы с топливом .......................................................................................... 17 2.1.5. Определение относительной массы конструкции планера самолета ................................................................................................. 22 2.2. Определение взлетной массы самолёта во втором приближении ............. 24 2.3. Определение взлетной массы самолёта в третьем приближении .............. 25 2.3.1. Относительная масса крыла (формулы А.А. Бадягина)........................... 26 2.3.2. Относительная масса фюзеляжа................................................................. 28 2.3.3. Относительная масса оперения .................................................................. 29 2.3.4. Относительная масса шасси ....................................................................... 31 2.3.5. Относительная масса управления самолётом ........................................... 32 3. ВЕСОВАЯ СВОДКА САМОЛЁТА ...................................................................... 33 4. ВЕСОВАЯ ОТДАЧА САМОЛЕТА ...................................................................... 34 СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ .......................................................................................... 35 ПРИЛОЖЕНИЕ 1 ...................................................................................................... 36 ПРИЛОЖЕНИЕ 2 ....................................................................................................... 38 Весовая сводка тактического истребителя (пример) ......................................... 38 40