Здесь шах взл, -разб И /разб берутся по сТатисТйкб. Можно принимать

2,1 ...2,3 -при эффективной механизации крыла; 1,5 ...1,7 -при средней механизации крыла; -i/max взл = 1 0,8 ...0,9 -ДЛЯ сверхзвуковых самолетов нормальной схемы; 0,60.. .0,65 - для самолетов бесхвостовой схемы.

Значения /Срзб и /разб приведены в разд. 4.2.2.

Если задана не длина разбега, а сбалансированная длина

ВПП, то величина Pq может быть определена по эмпирической формуле:

fil / дв \ 0.04-ВППСутахвзл + 0.75ро ,

° 11) 0,681вппс.шахввл-1.8ро (Операция 8)

9. Тяговооруженность маневренных самолетов должна определяться с учетом дополнительных условий: а) из условия заданной скороподъемности

где Vy - заданная вертикальная скорость; V - заданная или наивыгоднейшая скорость полета;

Фя =

Д0.85 - для ВЫСОТЫ Я< 11000 м; 1,2А -для высоты 11000 м;

б) из условия заданной максимальной скорости полета на заданной высоте (заданная величина (/ ах)

в) из условия полета с заданной установившейся эксплуатационной перегрузкой 4 при заданных V я Н (см. разд. 10.3)

maxiФяФpyд

-. (Операция 9 )

Во всех этих случаях (а, б, в) фруд = 1, если полет идет на бесфорсажном режиме, и фруд = 1,5 ... 2,0, если полет происходит с форсажем двигателей.

10. Производится выбор тяговооруженности самолета Рв как

Ро = шах

(Операция 10)

11. По данным, изложенным в гл. 6, определяются относительные массы конструкции самолета (икон), силовой установки (/Псу) и оборудования и управления в первом приближении.

(Операция И).

12. В зависимости от заданной массы целевой нагрузки (коммерческой нагрузки) и массы служебной нагрузки (снаряжения) определяется величина взлетной массы самолета в первом приближении

ц. н

-f т,

служ

I - /Пк - т, у - Шоб. упр - It

. (Операция 12)

13. Зная выбранные величины ря РдЯ вычисленную величину ml, получим основные абсолютные параметры самолета: площадь крыла, м: S = mJg/(10po); (Операция 13) взлетная тяга двигателей, даН: Ро = PomJg/10. (Операция 14) Здесь Ро имеет размерность дaH/м

Таким образом заканчивается первая итерация выбора основных параметров самолета. После выбора схемы самолета (см. гл. 5) и выбора основных характерных параметров агрегатов (частей) самолета (>-кр, %кр, Лкр. г. о, в.о, -г.о. в. о. ф, -м и др.) производится расчет массы самолета во втором приближении и весь процесс выбора основных параметров повторяется вновь.

Определенные при этом параметры самолета отвечают заданным выходным характеристикам и налагаемым ограничениям. Однако это не означает, что эти параметры являются оптимальными.

В гл. 7 показаны методы определения оптимальных значений основных параметров самолета как следующая итерация в процессе проектирования самолета.

to Алгоритм выбора основных параметров самолета

Исходит данные: 1расч - - ТТТ; Мкрейс - - ТТТ; f Ккрейс - - ТТТ; ср - - данные двигателя;

Vs. п- -ТТТ; Якрейс- -ТТТ; гкрейс- -ТТТ; Cj, крейс- -статистика; Су шах пос - - статистика; Су шах взл - - статистика; /разб ТТТ; наб- ка: nf ->TTT; ? аневрТТТ; т, ->ТТТ; р. гр -♦- ТТТ; iCmax -♦- статистика; со - - статистика; Vnoc -♦- ТТТ; Су доп - статистика; /разб -♦- статистика; Vy ТТТ; п1 ТТТ.

Операция /. Вычисление -* Lpc, = 1020 Рейскрейс

Я крейс 1/ 1 - Шт

определение g = 4.5 (ГГГ/-1::)

Операция 3. Определение = j q Сукр?.

Операция 4. Определение р р =--- /маневр-

1 - О,отт Пу-цри

Операция 5. Выбор р р = min (р, р или рц).

Операция 6. Определение рЙ = 1,5 -, (---h tg О V

дв - 1 \ Анаб /

Операция 7. Определение Р Р = -. L - или ---r-g-.

° /Скрейс1,2§Дфруд /СкрейсД°фруд

Операция 8. Определение Р Pj = 1.05 [ Jj/.g, + (з/разб +) Операция S. Определение pv piv + L .

Операция Определение pVpV = m.

Операция 9 . Определение Р = - -

24тах5фнФруд

Операция 10. Выбор Ро-*Ро= max (pj, Р. Pj , Р, Р илиР). Операция 11. Определение относительных масс /Пкон. icy и nioe.ynp-Операция 12. Определение взлетной массы, I приближение = -- ihoo упр - т

Операция 13. Определение площади крыла S = . Операция 14, Определение тяговооруженности Pq = Ро -

Глава 5

АНАЛИЗ И ВЫБОР СХЕМЫ САМОЛЕТА И ТИПА СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ

5.1. ВЫБОР ОБЩЕЙ СХЕМЫ САМОЛЕТА

При проектировании нового самолета почти всегда возникает проблема выбора его общей схемы. Это по существу начальный этап синтеза проекта самолета. Формализовать принятие решения по этой проблеме в полной мере не представляется возможным. Однако в рамках уже реализованных или предполагаемых решений может быть организован формальный поискнаилучшего решения с точки зрения оценочного критерия и удовлетворения поставленным ТТТ и ТЗ.

Под выбором общей схемы самолета следует понимать нечто большее, чем выбор только его аэродинамической схемы, хотя она и является определяющей в реализации принципа действия самолета. Для самолета конкретного назначения выбор общей схемы включает в себя:

- выбор схемы размещения экипажа и целевой нагрузки;

- выбор конфигурации (схемы) аэродинамической несущей системы для основного (крейсерского) режима полета и схемы ее изменения (механизации) для взлетно-посадочных или других этапов полета;

- выбор схемы силовой установки (тип, число двигателей или движителей, размещение их на самолете, размещение топлива и систем);

- выбор схемы взлетно-посадочных устройств (шасси);

- выбор конструктивно-силовой схемы самолета и увязка ее по отдельным агрегатам с учетом технологии производства и эксплуатации;

- выбор состава бортового оборудования, приборов и техники систем управления, необходимого для удовлетворения ТТТ и ТЗ;

- выбор технологической схемы членения и схемы эксплуатационных разъемов.

Все многообразие общих схем самолетов в определенной мере отражает возможные решения. На рис. 5.1 представлен широкий и далеко не полный спектр решений, начиная От тихоходных поли-планных схем и кончая современными схемами сверхзвуковых и гиперзвуковых самолетов.

Окончательный выбор общей схемы необходимо производить из ряда конкурирующих вариантов на основе оптимизации каждого из них и последующего всестороннего (формального и неформального) их анализа. Критерием выбора наилучшего варианта общей схемы самолета могут быть только комплексные оценки типа критериев стоимость-эффективность или эффективность-

§

о CQ