- переменные грузы (например, пассажиров) как можно ближе к д. м. самолета, чтобы они давали минимальные изменения центровки в любых вариантах по количеству (массе) этих грузов.

С учетом этих мероприятий диапазон разбега летных центровок должен быть не более 10 % для военных самолетов и 20 % &д для пассажирских и транспортных самолетов.

Обычно в результате расчета всех вариантов строится центровочный график (см. рис. 8.22 и 8.23).

Третье приближение центровки проводится после того, как проработана конструкция самолета и имеется возможность уточнить массы отдельных элементов конструкции, и после того, как уточнены схемы и конструктивные элементы систем самолета, а размещение этих элементов уточнено в соответствии с производственно-технологическими и эксплуатационными требованиями.

Обычно это связано с окончанием разработки эскизного проекта. Однако итерации процесса продолжаются и на всех последующих этапах создания самолета.

8,2,3. Определение величины средней аэродинамической хорды

Как сказано выше, центровка - это определение положения ц. м. самолета относительно средней аэродинамической хорды крыла &д (&д - это хорда прямоугольного крыла, эквивалентного данному крылу по моментным характеристикам относительно поперечной оси Z, проходящей через начало корневой хорды данного крыла).

В общем случае величина

(8.30)

а ее положение (начало) относительно оси Z:

xb dz,

(8.31)

где 5 - площадь крыла, м; 1/2 - половина размаха крыла, м; b и X - текущие размеры хорды крыла и расстояния от начала данной хорды до оси.

В том случае, если крыло имеет большое поперечное V, возникает необходимость определения положения &д по высоте от плоскости XOZ и величина г/д определяется по аналогичной формуле:

Уа =

ybdz.

(8.32)

Если крыло имеет геометрическую крутку концевой хорды относительно корневой, то угловое положение &л относительно хорды корневого сечения крыла определяется как

(fbdz.

(8.33)

Рис. 8.20. Схема расчета Ьа для трапециевидного крыла

Величины г/ и ф в формулах (8.32) и (8.33) - текущие значения положения хорды по высоте и по углу закручивания.

Для трапециевидного крыла (рис. 8.20) эти формулы приобретают следующий вид:

bo -f Ьк

3 il(l-fri)

X. -

bo Ч- 2Й дн ri -f 2 .

(8.34)

(8.35) (8.36!. (8.37)

где bo - корневая хорда трапециевидного крыла; & - концевая хорда трапециевидного крыла; ц = Ь/Ь - сужение крыла; д; ,

и фк - соответствующие величины, характеризующие положение концевой хорды.

В случае необходимости знать положение &д по размаху трапециевидного крыла ее координата от оси X равна:

2 л =

I Ьо + 2Ьк 6 бо + *к

I Г1 + 2

6 Г1 + 1

(8.38)

Если крыло составлено из двух и более трепеций, то определяются значения йд,-, Хд г/д, и фд; для каждого участка крыла (каждой трапеции), а соответствующие величины для всего крыла в целом определяются по формулам

bs + bls +...+bs .

5 + S +----h S

>1 + (к + 1) +--- + (4 + 4+---+4)

S + S -I-----\- S

(8.39)

. (8.40) 211

Рис.

8.21. Схема расчета йд для составного крыла

Так же определяются и значения г/д и фд (рис. 8.21).

Все приведенные выше формулы применяются и для определения величины средней аэродинамической хорды горизонтального и вертикального оперений. При этом площадь горизонтального оперения берется вместе с внутрифюзеляж-ной частью, образованной продолжением передней и задней кромок оперения до оси симметрии самолета; в пересечении этих линий с осью самолета образуется и корневая хорда.

Корневая хорда вертикального оперения берется по верхнему обводу фюзеляжа и проводится обычно параллельно оси фюзеляжа (оси X) через точку пересечения задней кромки вертикального оперения с верхним обводом фюзеляжа.

8.2.4. Особые варианты компоновок

Некоторые компоновки самолетов имеют отличительные особенности центровки. Характерны центровки больших пассажирских самолетов в зависимости от места установки двигателей.

Установка двигателей на хвостовой части фюзеляжа создает большой статический момент относительно центра масс самолета, и чтобы уравновесить этот момент, т. е. получить хотя бы предельно допустимую заднюю центровку, приходится носовую часть фюзеляжа выносить далеко вперед. Вследствие этого пассажирская кабина (центр масс ее объема и центр масс пассажиров и пассажирского оборудования) оказываются впереди центра масс пустого самолета. При загрузке пассажиров центр масс самолета сдвигается вперед - появляются ножницы между очень задней центровкой пустого самолета и очень передней центровкой полностью нагруженного самолета (рис. 8.22).

В результате этого:

а) задняя центровка пустого самолета во избежание опрокидывания самолета на хвост требует соответствующего выноса колес основного шасси назад. При таком заднем положении колес шасси обеспечение взлета полностью загруженного самолета с передней центровкой требует либо увеличения площади горизонтального оперения, либо отклонения стабилизатора и рулей высоты на очень большие углы, что увеличивает отрицательную нагрузку на оперение, потребную подъемную силу крыла и длину разбега при взлете;

б) полет полностью загруженного самолета с передней центровкой из-за большой величины т / происходит с большими потерями

Снаршент

Предельно допустимая задняя центровка на

.Взлете, В полете и но посадке (шасси убрано)

Предельно допустимая передняя центробка на

посадке х=М7о САХ (шасси дыпущено)

Выпуск шасси

1редепьт допустимая передняя центровка на взлете х.=-2гАСАХ (шасси Выпущено)

3500 кг J0O

М800

4700 кг

5 0 5 5 6 0 65 70 75 80 8 5 Масса самолета, т

Рис. 8.22. Центровочный график самолета с двигателями на хвостовой части

фюзеляжа

на балансировку и, следовательно, с увеличенными расходами топлива;

в) полет в перегоночном варианте без пассажиров и их багажа для получения максимально допустимой центровки, обеспечивающей минимально допустимый запас устойчивости, требует либо установки центровочного груза, либо заполнения передних топливных баков балластным, нерасходуемым топливом.

Установка двигателей под крылом с большим выносом их вперед от передней кромки крыла и размещением впереди центра масс самолета требует выноса назад хвостовой части фюзеляжа. Пассажирская кабина сдвигается назад, центр объема ее оказывается позади центра масс пустого самолета и при загрузке пассажиров центровка уходит назад. Таким образом, и в этом случае образуются ножницы между очень задней центровкой полностью загруженного самолета и очень передней центровкой пустого самолета (рис. 8.23).

Однако при этом:

а) взлет полностью загруженного самолета происходит при малом статическом плече центра масс самолета относительно колес основного шасси, что уменьшает нагрузки на горизонтальное оперение;

<т. п.з

Предельно задняя центродка

Радномерная загрдзка передних v задних салонод грузобых отсскоВ

эк+сн

предельно передняя центровка

багаж

/77,

пуст 0

Рис. 8.23. Центровочный график самолета с двигателями под крылом

б) полет полностью загруженного самолета происходит при малых (нормируемых) значениях nfj/, и потери на балансировку при этом минимальные;

в) взлет самолета в перегоночном варианте с передним положением ц. м. в очень редких случаях требует установки центровочного груза для обеспечения необходимой эффективности оперения при взлете и посадке.

8.2.5. Расчет моментов инерции самолета

Знание величины моментов инерции необходимо при расчете устойчивости и управляемости самолета, расчете инерционных нагрузок, возникающих в процессе вращения самолета, при решении ряда задач проектирования шасси, рулей управления и т. п.

Для расчета осевых моментов инерции, например относительно оси X, пользуются зависимостью

(8.41)

где Уд. - момент инерции тела относительно оси X; dm - элементарная масса тела; Ат - масса конечного элемента тела; г, ri - расстояние элементарной массы до оси X и расстояние от центра масс конечного элемента до оси X соответственно; v - объем.

Осевой момент инерции является мерой инертности тела при вращении вокруг оси, так же как масса является мерой инертности в прямолинейном движении.

Для расчета моментов инерции самолета относительно осей X, V, Z пользуются центровочными ведомостями. В первом приближении осевые моменты инерции самолета можно найти по следующим формулам II I (кг-м):

Ф.;(8.42)

(8.43) Ф.,(8.44)

0,6 Of 0,2 О

0,2 О

300 то,т

Рис. 8.24. Коэффициенты к расчету моментов инерции самолета:

а - обычные самолеты; б - самолеты с вертикальным взлетом и посадкой

где m, - взлетная масса самолета (кг); /, /ф - размах крыла и длина фюзеляжа (ь.); ф., ф, - коэффициенты (см. рис. 8.24).

8.2.6. Размещение экипажа

Второй главной задачей объем но-весовой компоновки является раз1У!ещение экипажа. Служебная кабина, или кабина экипажа, размещается в передней части фюзеляжа. Ее размеры и компоновка зависят от состава экипажа.

Экипаж современных пассажирских магистральных самолетов обычно состоит из трех человек: командира корабля - первого пилота, второго пилота и бортинженера. Для специальных рейсов

вариант г

Рис. 8.25. Возможные схемы размещения экипажа в служебной кабине: ; - первый пилот; 2 - второй пилот; 3 - бортинженер; i - штурман; 5 - отсек

радиолокатора