Зона разрежения

давление

п-гтт

Зона дабления

Рис. 14.29. Схема внутренней аэродинамической компенсации: 1 - крыло; 2 - передняя компенсационная камера; 3 - элерои; 4 - герметизирующая

диафрагма

Рис. 14.30. Схема интерцептора: а - теоретическая схема; б - конструктивная схема интерцептора; / - зона подпора (увеличения давления), уменьшающая подъемную силу крыла; - зона срыва потока, уменьшающего подъемную силу крыла

труднено, так как очень ограничивает углы отклонения элерона

(бзшах = ±15...18°).

В разд. 14.4 было показано влияние аэроупругости крыла на характеристики самолета. В целях увеличения V p T элероны должны иметь полную весовую компенсацию, т. е. центр масс их

Рис. 14.31. Сравнение эффективности различных органов поперечного управления самолетом в зависимости от индикаторной скорости полета Vi:

йд. - -2у- -безразмерная угловая скорость

крена; / - иитерцепторы и внутренние элероны; 2 - внешние элероны; 3 - средние закрылки-элероны; 4 - внутренние элероны; 5 - начало реверса внешних элеронов

конструкции должен лежать на оси вращения элерона. При применении в управлении необратимых схем гидроусилителей (особенно если гидроусилитель стоит непосредственно у элерона) весовая компенсация (и аэродинамическая) может быть уменьшена.

Решение об устранении реверса элеронов только увеличением изгибной и крутильной жесткостей крыла приводит к очень большому увеличению массы крыла (у стреловидных крыльев). С целью устранения или уменьшения эффекта реверса элеронов применяют:

- установку на крыле двух элеронов: внутреннего (в средней части крыла), работающего во время всего полета, и внешнего элерона, включающегося только при взлете и посадке или при полете с выпущенными закрылками;

- установку на крыле интерцепторов (см. рис. 14.26 и 14.30), работающих или вместе с элеронами, или полностью заменяющих их.

Эффективность применения интерцепторов показана на рис. 14.31.

Иитерцепторы размещаются обычно и в корневойицентраль-ной (средней) части крыла. Однако в этом случае они имеют другое назначение. Они открываются в момент касания самолетом земли при посадке и срывают обтекание с крыла. Подъемная сила крыла сразу резко уменьшается, что обеспечивает при торможении самолета колесами создание большой тормозной силы - пробег самолета сокращается. Иитерцепторы в этом случае называются спой-лерами (конструкция их одинакова).

Глава 15

ПРОЕКТИРОВАНИЕ ФЮЗЕЛЯЖА

15.1. МЕСТО ПРОЕКТИРОВАНИЯ ФЮЗЕЛЯЖА В ОБЩЕМ ПРОЕКТИРОВАНИИ САМОЛЕТА

По назначению и по функциональным признакам фюзеляж представляет собой один из наиболее сложных агрегатов самолета. Назначения его многообразны: в большинстве случаев фюзеляж является вместилищем полезной нагрузки, экипажа, оборудования, снаряжения, а иногда и силовой установки и топлива; с дру-

исходные данные:

Объемы и габариты содержимого фюзеляжа Конструкционные материалы

Размеры и параметры (рюзеляжа из условия размещения в нем содержи мого

Размеры и параметры (рюзеляжа из условия соединения частей самолета Увязка взаимного расположения частей Самолета

Взлетная масса самолета да/

Основные размеры и параметры самолета Диапазон их значений

Формирование вариантов компоновок

Масса остальных агрегатов и систем самолета: крыла, оперения, шасси, оборудования, силовой установки, снаряжения

весовой расчет фюзеляжа

Поляры, аэродинамические характеристики

Определение запаса топлива

Тяговооружеиность. Выбор двигателя

Рис. 15.1. Схема параметрического расчета фюзеляжа

гой стороны, фюзеляж соединяет в единое целое важнейшие части самолета: крыло, онерение, шасси, двигатели. Такая функциональная сложность обусловливает оцределенные трудности как выбора параметров, размеров и формы фюзеляжа в процессе проектирования, так и определения внешних нагрузок, действующих на него. Фюзеляж воспринимает не только силы тяжести собственной конструкции и всего содержимого фюзеляжа, но и нагрузки, приходящие на фюзеляж от других агрегатов самолета.

Определение основных параметров и характеристик фюзеляжа следует производить совместно с параметрическими расчетами других частей самолета. Весь.этот расчет удобно представить в виде итерационного цикла определения взлетной массы самолета. Примерная схема такого цикла представлена на рис. 15.1. Исходными данными при этом являются содержащиеся в техническом задании величины расчетной дальности Lp (или радиуса действия)самолета, массы полезной (коммерческой) нагрузки т, значения скорости V (максимальной, крейсерской) и высоты полета Я, условия базирования (класс аэродрома, длина ВПП); в большей или меньшей

степени известны габариты и массы содержимого фюзеляжа: нагрузки, оборудования, снаряжения, двигателей и т. д.; как правило известны применяемые конструкционные материалы.

В соответствии с исходными данными разрабатываются варианты компоновки фюзеляжа и всего самолета, выявляются их основные размеры и параметры как из условия размещения всего содержимого фюзеляжа, так и из условия объединения других частей самолета.

Для каждого сравниваемого компоновочного варианта нужно правильно, с учетом всех требований выбрать конфигурацию носовой и хвостовой частей фюзеляжа, форму его поперечного сечения, реальные сочетания параметров, конкретную конструктивно-силовую схему. Эти и другие вопросы проектирования фюзеляжей рассматриваются в настоящей главе.

15.2. ПАРАМЕТРЫ ФЮЗЕЛЯЖА, ИХ ВЛИЯНИЕ НА ЕГО ХАРАКТЕРИСТИКИ

В качестве параметров фюзеляжа могут выступать его размеры (рис. 15.2): длина /ф, диаметр ф, площадь миделевого (наибольшего) сечения 5 .ф, а также безразмерные величины удлинений: Хф = /ф/ф - удлинение фюзеляжа, Я ., = / ./ф - удлинение носовой части, Я.ч =/в.ч/ф - Удлинение хвостовой части. В случае некруглой формы поперечного сечения характерными размерами его являются наибольшая ширина В и высота Н, часто также определяется эквивалентный по площади миделя фюзеляжа

диаметр

Ф.э = 2 5 .ф/л.

Следует отметить, что параметры фюзеляжа (Яф, 1, йф) не являются независимыми, и оптимизации подлежит, как правило, один из них (например, в соответствии со схемой рис. 15.1), а остальные определяются однозначно, особенно с учетом ограничений, накладываемых на них назначением фюзеляжа.

Как отношение двух геометрических размеров удлинение фюзеляжа кф может изменяться либо за счет изменения только одного из них, либо при их одновременном изменении. Наиболее типичны следующие два варианта изменения кф. При неизменной площади миделя или диаметра фюзеляжа (5 . ф, ф) = const изменение кф происходит за счет изменения его длины. В этом случае диаметр и мидель фюзеляжа могут однозначно определяться из условий компоновки в фюзеляже двигателя (одного или нескольких), например для некоторых типов истребителей, или из условия расположения в фюзеляже кабины экипажа, или же из условия размещения в фюзеляже бомбардировщика бомбоотсека заданных габаритов, или Рис. 15.2. Размеры фюзеляжа

Рис. 15.3. Зависимость аэродинамического, сопротивления j фюзеляжа от его удлиненияприразличных способах изменения Яф:

(М, Я) = const; М <М р ; =сф,5 ф; - ф при ф = const; 2 - Хф при

же груза определенного сечения в грузовой кабине транспортного самолета и т. д.Характерным примером второго варианта изменения Яф является многоместный пассажирский самолет, где заданное число пассажиров можно разместить по-разному: от вариантов, соответствующих широкому и короткому фюзеляжу малого удлинения, до вариантов размещения их в узком и длинном фюзеляже большого удлинения.

При докритических числах М профильное сопротивление фюзеляжа складывается из сопротивления трения и сопротивления формы, причем основную часть составляет сопротивление трения, величина которого зависит от площади поверхности фюзеляжа. Поэтому при увеличении Яф по первому варианту, то есть за счет возрастания длины /ф, площадь поверхности фюзеляжа Fn. ф а следовательно, и его аэродинамическое сопротивление Хф будут также возрастать. При этом будет увеличиваться и коэффициент сопротивления Сд-ф = Хф/дЗ. ф. взятый по отношению к скоростному напору q и неизменной в данном случае площади миделя (рис. 15.3). Однако при уменьшении Яф до очень малых значений Яф < 3,5 аэродинамическое сопротивление вновь возрастает уже из-за увеличения сопротивления формы и даже из-за возникновения явлений отрыва потока.

jr Иначе изменяется аэродинамическое сопротивление фюзеляжа при увеличении Яф по второму варианту - за счет уменьшения dф и увеличения 1ф при заданном числе мест пассажирского самолета или неизменной площади грузового пола. Для различных вариантов компоновки фюзеляжей, отвечающих этим условиям, при (Ф ф) = var, как правило, постоянны не только число мест или площадь грузового пола, но и площадь поверхности фюзеляжа: Р .фЯй const. В этом случае с увеличением Яф сопротивление трения можно считать неизменным, а сопротивление формы будет падать, обеспечивая уменьшение полного сопротивления Хф. Коэффициент Схф и в этом варианте увеличения Яф будет возрастать по причине интенсивного уменьшения миделя фюзеляжа, по отношению к которому он вычисляется. Таким образом, во втором варианте изменения Яф по аэродинамическим характеристикам выгодно выбирать наибольшие значения удлинения фюзеляжа (но возрастание Яф здесь ограничено весовыми характеристиками). Оба рассмотренных варианта изменения Яф иллюстрируются рис. 15.3, где для исходного фюзеляжа с Яф исх показано изменение

Рис. 15.4. Изгибающие моменты фюзеляжа при прямом и стреловидном

крыле:

/ - перемещение вперед центроплана прн увеличении стреловидности крыла

Рис. 15.5. Изменение изгибающих моментов по фюзеляжу при переносе

двигателей с крыла на хвостовую часть фюзеляжа: / - перемещение на,эад центроплана крыла прн переносе двигателей; ? - силовая установка

аэродинамического сопротивления Хф = сфдЗ, Ф при двух вариантах увеличения удлинения Яф.

Возникающее при сверхзвуковых скоростях полета волновое сопротивление может быть снижено увеличением Яф и особенно повышением удлинения носовой части фюзеляжа Я .ч. В первом приближении

Крит, ф

.Яф(0,17-0,0076Яф).

Проблема увеличения Мцрит. ф менее остра, чем для крыла, так как для фюзеляжа, являющегося телом вращения или близким к нему, характерно пространственное обтекание, приводящее к большим значениям Мрит по сравнению с крылом.

Весовые характеристики фюзеляжа зависят от параметров как самого фюзеляжа, так и других частей самолета. При расчете на прочность фюзеляж рассматривается как балка, лежащая на двух опорах, которыми являются передний и задний лонжероны центроплана крыла (рис. 15.4, рис. 15.5). Сечения фюзеляжа по этим лонжеронам крыла являются корневыми, в них изгибающие моменты по носовой и хвостовой частям фюзеляжа достигают наибольших значений- Носовая и хвостовая части фюзеляжа представляют собой как бы консольные балки, заделанные по сечениям, соответствующим переднему и заднему лонжеронам крыла, и нагруженные массовыми силами конструкции фюзеляжа, установленных на нем агрегатов (оперение, двигатели, передняя опора шасси), содержимого фюзеляжа и силами, передаваемыми на фюзеляж перечисленными агрегатами. Поэтому увеличение длины фюзеляжа 1ф при (5 . ф, йф) = const приводит к удлинению этих консольных балок, что повышает не только габаритные размеры фю-