Главная Проектирование самолета 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52 53 54 55 56 57 58 [ 59 ] 60 61 62 63 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 76 77 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88 89 90 91 92 93 94 95 96 97 98 99 100 101 Рис. 12.28. Возможные системы теплозащиты ВКС и гиперзвуковых самолетов: бериллиевый сплав локаллой) ткпасво Рис. 12.29. Схема теплозащитного покрытия ВКС Спейс Шаттл - FRSI состоит из листов Размером 09 X 1.2 , толщина которьГх варТируетсяТт до 10 мм; 5 - металл или стекло - я охлаждение расходуемым охладителем (активная система теплозащиты). В случае кратковременного и сравнительно умеренного нагрева возможно применение теплопоглощающей конструкции (самолет Х-15). Для длительного интенсивного нагрева необходима установка внешней изоляции в форме теплозащитных экранов (ВКС). Возможности конструкции самолетов различного типа показаны на рис. 12.27. Примеры конструктивного выполнения различных систем теплозащиты представлены на рис. 12.28. Расположение теплозащитного покрытия на поверхности ВКС показано на рис. 12.29. Часть вторая ПРОЕКТИРОВАНИЕ ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА Глава 13 ОБЩИЕ ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА 13.1. ВЫБОР КРИТЕРИЯ ОПТИМИЗАЦИИ ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА Ниже, в гл. 14...19, будут показаны особенности проектирования отдельных частей самолета: крыла, фюзеляжа, оперения, силовой установки, систем управления и шасси. Главной задачей этого проектирования является обеспечение оптимальности данной части самолета. Однако из теории проектирования сложных систем известно, что система, состоящая из локально оптимальных частей, в общем случае не является оптимальной. Из этого не следует, что оптимизация по частям не имеет смысла. Во-первых, оптимизация по частям совпадает с оптимизацией системы в целом, если параметры отдельных частей независимы. Во-вторых, в ряде случаев оптимизация в целом невозможна или затруднена из-за сложности или неопределенности ее математической модели и тогда при-хйдится оптимизировать систему по частям, надеясь, что результат будет недалек от оптимального. И наконец, в-третьих, оптимизация по частям имеет смысл в том случае, если критерий оптимизации либо является единым для частей системы и для системы в целом, либо является частью общего критерия оптимизации, хорошо реагирующей на изменение независимых параметров данной части самолета. Например, единым критерием оптимизации для самолета в целом может быть получение наименьшей массы самолета при взлете. Для отдельной части самолета, например крыла, может быть либо этот же критерий оптимизации, либо более совершенный критерий W имеющий следующую структуру: W p = Лт р - бТСкр + 08 - Dm- где Шкр - масса крыла; /Скр - аэродинамическое качество крыла; S - площадь крыла; тт - масса топлива, размещаемого в крыле. Коэффициенты А, В, С и D являются индивидуальными для каждого проектируемого самолета, отражая тактико-технические требования к самолету (дальность полета, крейсерскую скорость и скорость захода на посадку, величину полезной нагрузки и снаряжения и т. п.). Такой критерий для оценки оптимальности отдельно взятой части самолета, имея простой вид, может дать возможность оптимизировать части самолета без обращения к математической модели самолета в целом и принять более сложную математическую модель данной части, позволяющую оптимизировать ее внутреннюю структуру , с учетом необходимого при этом изменения параметров, определяющих ее внешние формы. Составляющие части критерия показывают рациональное направление дальнейшей работы по совершенствованию данной части самолета и позволяют оценить влияние связей между отдельными частями самолета, отбрасывая несущественные. 13.2. ОСНОВНЫЕ ЗАДАЧИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА В процессе проектирования отдельной части самолета решаются следующие основные задачи: а) выбор оптимальных величин основных параметров и геометрических размеров; б) выбор оптимальной формы, оптимальных внешних обводов; в) выбор оптимальной конструктивно-силовой схемы данной части самолета как развитие и уточнение схемы, сделанной в процессе конструктивно-силовой компоновки всего самолета (см. разд. 8.3); г) выбор оптимальных материалов и технологических процессов, имея целью обеспечение минимальной массы данной части самолета при выполнении требований по характеристикам аэроупругости, термостойкости, статической, динамической и усталостной прочности и минимальной стоимости изготовления данной части самолета в серийном производстве при соблюдении заданных форм и требуемого качества поверхности; д) обеспечение удобства и минимальных затрат на эксплуатационное обслуживание данной части самолета, имея в виду возможность свободного подхода для осмотра и ремонта всех жизненно важных мест в конструкции и оборудовании данной части самолета и свободного выполнения необходимых нивелировочно-регулировочных работ. В гл. 4 и 7 был показан метод определения основных параметров самолета: удельной нагрузки на крыло/Эд, тяговооруженности Рд, площади крыла S и суммарной взлетной тяги двигателей Р, а в гл. 6 - метод определения взлетной массы самолета /По в первом приближении. В зависимости от величины этих параметров и от заданных летно-технических характеристик выбираются и оптимизируются основные параметры и гео.метрические размеры частей самолета: -- для крыла: удлинение X, угол стреловидности х, сужение т), относительные толщины профилей у корня н на конце крыла с, угол поперечного V, характеристики геометрической н аэродинамической крутки и выбор механизации; - для фюзеляжа: мидель Sm. ф, удлинение Яф, длина фюзеляжа /ф, удлинения носовой и хвостовой частей фюзеляжа; - для оперения: плечи горизонтального (L.o) и вертикального (Lb. о) оперения, площади этих оперений Sp. о и Sb. о. площади рулей Sp. в и Sp.g, сужения Т1г. о и т]в. о> удлинения Хр. ои Хв. о; --для шасси и силовых установок: размеры стоек и колес шасси, размеры воздухозаборников и сопел, мидели гондол двигателей или гондол обтекателей шасси и др. Выбор этих параметров и размеров позволяет уточнить величину взлетной массы самолета во втором приближении и провести вторую итерацию, уточнение основных параметров самолета и основных параметров и размеров крыла, фюзеляжа, оперения и других частей самолета. Выбор оптимальной формы частей самолета связан с выбором: - профилей крыла и оперения и с законом их распределения по размаху; - положения крыла и оперения относительно фюзеляжа и взаиморасполо- -жения ГО и ВО; - поперечного сечения фюзеляжа и обводов носовой и хвостовой частей фюзеляжа; - положения шасси и возможности уборки шасси в крыло или фюзеляж (с требованием наличия или отсутствия специальных обтекателей); - формы воздухозаборников, гондол двигателей, пилонов, на которых эти гондолы установлены, и сопловых устройств. В выборе форм возникает необходимость взаимной увязки отдельных частей самолета в целях уменьшения взаимного влияния этих частей на характер совместного обтекания их воздушным потоком, имея в виду возможность появления отрицательной интерференции (увеличения со) или, наоборот, создания положительной интерференции (например, использования правила площадей или создания дополнительных скачков уплотнения перед воздухозаборниками на сверхзвуковых скоростях полета). Когда формы выбраны, то построение обводов самолета и его частей выполняется в соответствии с методами, приведенными в разд. 8.4. Выбор оптимальных конструктивно-силовых схем частей самолета, выбор материалов и возможных технологических процессов изучается студентами авиационных высших учебных заведений в курсах Проектирование конструкции самолета , Строительная механика самолета , Технология производства самолетов и Материаловедение . Развитие авиационной техники, рост скоростей полета и скоростных напоров, необходимость увеличения срока службы самолетов до 30 ООО, 40 ООО и даже до 60 ООО летных часов обостряет такие проблемы, как обеспечение статической и динамической устойчивости конструкции в полете, усталостной прочности Конструкции (в.том числе в условиях аэродинамического нагрева и в условиях коррозии материалов), акустической прочности конструкции (от шума двигателей и турбулентного потока, обтекающего самолет). Все они предъявляют противоречивые требования как к форме, так и к конструктивно-силовой схеме данной части самолета (например, снижение уровня допустимых напряжений на растяжение для повышения усталостной прочности). Это определяет итеративность процесса проектирования отдельных частей самолета: выбранные в результате предыдущей итерации формы, обводы, размеры и конструктивно-силовая схема данной части самолета после проверки их путем расчетов на удовлетворение указанным выше противоречивым требованиям, после проверки их на взаимную увязку с другими частями самолета уточняются, и.этот процесс вновь повторяется до достижения оптимального решения. Ниже (в гл. 14... 19) дается выбор основных схем, размеров н форм отдельных частей самолета; выбор других характеристик этих частей (конструктивных, прочностных, технологических и др.) рассматривается в специальных курсах. Глава 14 ПРОЕКТИРОВАНИЕ КРЫЛА САМОЛЕТА 14.1. ОСНОВНЫЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ КРЫЛА 14.I.I. Удлинение крыла Геометрическое удлинение крыла является безразмерным геометрическим параметром и определяется выражением = PIS, (14.1) где / - размах крыла, м; 5 - площадь крыла, м. При определении аэродинамических характеристик крыла пользуются не геометрическим, а эффективным удлинением. На малых скоростях, при Мполета < Мрдт, когда воздущный поток принимается несжимаемым, Лэф.несш- 1+бнесж 14 , 20 (14.2) где X - угол стреловидности крыла по линии 1/4 хорд; т] = = blb - сужение крыла или отнощение корневой хорды крыла &о к концевой хорде Ь. Следует помнить, что замена на % при расчете аэродинамических характеристик крыла может дать большие ошибки. Например, для крыла с Т1=4 и х=35° (cos х = 0,82) при геометрическом удлинении А. = 8 эффективное удлинение \ = 7, а при А- = 10 эф = 8,5; ошибка может составить 12,5 ... 15 %. В условиях закритического обтекания в околозвуковом диапазоне скоростей полета, когда сказывается сжимаемость воздуха несж 1-1-бс. Ш (Сср) (М - М кр х) при 1 > М > Мкрит; 143 м<м крип где Сер - средняя относительная толщина крыла. Р > 3/2,- ,1/2 Мкрит = Мкрит - Су (Сср) , а Мкрит - критическое число М для крыла при Су = О, Мкрит - COS Хс (х + 1)У(ер) (x+l)Ccp)/ 2cos/3Xc cos/Xc (14.4) (14.5) где - угол стреловидности крыла по линии максимальных толщин; X = 1,4 - показатель адиабаты воздуха. 14.1.2. Средняя относительная толщина крыла Средняя относительная толщина крыла определяется как Ccp = Sm. p/S = S . p, (14.6) где Sm.kp - ощадь крыла при виде спереди (мидель), м*. Для конического трапециевидного крыла - 0,5(/ о-{-/ к) /lo-f/ K Mo-fVK CqtH-Ck /1474 ср - 0,5(6o-f-M 6o-f-&K bo + b T)-fl где ha= bCa - абсолютная толщина корневого сечения, м; = = г,Ск ~ абсолютная толщина концевого сечения, м. Нельзя определять среднюю толщину крыла как среднеарифметическую величину между Со и с, так как относительная толщина профилей в коническом крыле меняется нелинейно. Например, для крыла с корневой хордой =10 м и Со = 15 % и с концевой хордой = 4 м и Ск = 5 % средняя относительная толщина крыла будет не 10 % (как среднеарифметическая), а Ш£ДЩМ5 0,1214 или 12,140/0. 14.1.3. Форма срединной поверхности Геометрической характеристикой крыла является также форма его срединной поверхности. Она определяется как полусумма ординат верхней и нижней поверхностей крыла, образованных верхними и нижними обводами профилей: Уср (. 2) = -2 \Уъ {X, Z) + г/ (х, г)]. |
© 2011 - 2024 www.taginvest.ru
Копирование материалов запрещено |