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 !Т1ф, Т 3,80 ,9S,a 5,4 5,S 6,0 6,4 7,0 7,4 d,M Рис. 15.12. Изменение массы конструкции фюзеляжа при Лпас = 500, (йф, 1ф) = var: - - наибольшая и наименьшая ширина кабины; - средняя ширина кабины несколько вариантов компоновок пассажирской кабины (полученные соотношения между диаметром и длиной фюзеляжа фигурируют в данных рис. 15.12). Для всех вариантов приняты постоянными удлинения носовой и хвостовой частей фюзеляжа (2 и 3 соответственно). Так как при изменении длины фюзеляжа меняются плечи горизонтального L. о и вертикального Ig, оперения, то их площади 5г. о и 5. о определяются величинами их относительных статических моментов S, 1,о/{5Ьа) = 1.0 и S.L.o/S/ = = 0,1, где 5, /, &д - площадь, размах и средняя аэродинамическая хорда крыла. Изменение длины фюзеляжа связано с изменением длины стоек шасси из условия постоянства угла переваливания на носовую стойку шасси ф = 10... 12 . При увеличении диаметра фюзеляжа удлиняется подфюзеляжная часть крыла и уменьшается длина консолей крыла при неизменном размахе. В каждом варианте определяется масса фюзеляжа, крыла, оперения, шасси, топлива, находятся аэродинамическое сопротивление Сх i , качество К, себестоимость тонно-километра. Для упрощения расчетов (чтобы избежать итераций) взлетная масса самолета /По = 186,5 т, полученная для варианта размещения 500 пассажиров по 10 в ряду с двумя проходами при диаметре фюзеляжа 6,4 м и длине 70 м, принята постоянной; при этом изменения составляющих взлетной массы компенсируются небольшими отклонениями в массе коммерческой нагрузки /Пком. возможными за счет различного количества багажа, почты, грузов, размещаемых под полом кабины. В качестве критерия оценки выгодности рассматриваемых вариантов компоновок принята себестоимость тонно-километра а. коп. (т км) . Алгоритм расчета можно записать так: Су (М рейскрейо) Ср (Мкрейскрейс) ~ С, x шШ К- т, а, где Ср - удельный расход топлива; /п,. - масса топлива, щ - составляющие взлетной массы самолета, в том числе масса фюзеляжа, определяемая по методике [15, 16]. Следует учитывать, что для узких длинных фюзеляжей (Яф > 14) важно знать, не будут ли они иметь слишком малую жесткость, не будут ли их прогибы превышать допустимые. Влияние деформации фюзеляжа на характеристики устойчивости и управляемости самолета по существующим нормам следует учитывать, если показатель Сф = Рг.о/>0,1, где fp. о - сила от горизонтального оперения, изгибающая фюзеляж; X - сила, приложенная в фокусе горизонтального оперения п,приводящая вследствие изгиба фюзеляжа к изменению угла атаки оперения на 1°. Если требования устойчивости и управляемости покажут, что в случае Сф > 0,1 нужно повысить жесткость фюзеляжа (для снижения Сф), то при неизменных параметрах его и оперения достигнуть этого можно только увеличением сечения и массы силовых элементов конструкции фюзеляжа. Весовые формулы позволяют вычислить массу фюзеляжа, обеспечивающую снижение Сф до 0,1 (на рис. 15.12 эти возросшие значения массы показаны пунктирной кривой). Потребные согласно приведенному алгоритму формулы представлены в работе [16]. Как видно из рис. 15.12, наименьшая масса конструкции фюзеляжа = 26,5 т получена для йф = 5,4 м, /ф = 79 м (8 мест в ряду с двумя проходами). Наличие минимума массы фюзеляжа при пае = const и (с/ф, /ф) = уэг ужб объяснбно В разд. 15.2. На практике одному и тому же числу мест в ряду соответствуют разные диаметры фюзеляжей у различных самолетов с различным уровнем комфорта. Поэтому на рис. 15.12 штрих-пунктирными кривыми показаны границы отклонения величин диаметров в большую или меньшую стороны при постоянном Числе мест в ряду. Линии, пересекающие основную кривую, соответствующую средней ширинепассажирской кабины, построенные при постоянном числе мест BJ)ядy и /ф = const, показывают, каков в этих условиях будет эффект изменения диаметра фюзеляжа от изменения ширины кресел и проходов. Причем наклон этих линий постепенно снижается по мере уменьшения диаметра фюзеляжа, что объясняется существованием минимума массы фюзеляжа по диаметру при /ф = const (например, кривая, соответствующая /ф = 96 м и 6 местам в ряду, имеет минимум при та 3,5 м). Совокупность кривых рис. 15.12 дает полную картину, позволяющую проектировщику выбрать наивыгоднейшие параметры фюзеляжа. Так, хотя для основной кривой минимум /Иф имеет место при йф = 5,4 м (8 кресел в ряду, /ф = 79 м), можно рассматривать выгодность перехода, к примеру, на диаметр 5,75 м при несколько уплотненном размещении 9 пассажиров в ряду, что немного снизит массу фюзеляжа и позволит уменьшить его длину до 74 м (последнее может быть выгодным для последующей модификации фюзеляжа с целью увеличения его длины и вместимости). На рис. 15.13 представлены относительные величины составляющих взлетной массы Шо самолета в функции диаметра фюзеляжа и показано изменение себестоимости тонно-километра для различных вариантов основного сочетания диаметра и длины фюзеляжа. Минимум массы конструкции самолета соответствует тому же варианту, что и минимум массы фюзеляжа. Это объясняется тем, что рассматриваемые изменения массы других частей самолета имеют различные знаки и их суммарные Лт значительно меньше, чем изменения массы фюзеляжа. Поэтому при решении данной задачи основное значение имеет точное определение массы фюзеляжа, которая оказывает наибольшее влияние на положение оптимума. Минимум по себестоимости тонно-километра и максимум по коммерческой нагрузке практически одинаковы для вариантов с = = 5,4 м (/ф =- 79 м) и с ф = 4,9 м {1 = 84 м), т. е. эти экстремумы смещаются в сторону некоторого уменьшения ф и возрастания /ф, если не учитывать упомянутого увеличения для компенсации снижения жесткости в этих вариантах (для уменьшения Сф до 0,1). В противном случае оптимальным остается вариант с ф = 5,4 м, при котором а = 6,8 . Однако полученные результаты соответствуют конкретным исходным данным, в том числе по пассажировместимости, дальности полета, форме сечения, числу палуб. Чтобы выявить наивыгоднейшие конструктивно-проектировочные решения в широком диапазоне значений пассажировместимости и дальности полета многоместных самолетов, а также для различных форм поперечного сечения фюзеляжа с различным числом пассажирских палуб, можно
Ш J,8 t,3 S 5.4 5.9 6 6,i Рис. 15.13. Оптимизация диаметра фюзеляжа Однопалу5ное Дёухпалубное
Рис. 15.14. Рассматриваемые поперечные сечения фюзеляжей: а - круглое одно- и двухпалубное сечение; б - двухпалубное сечение, имеющее форму вертикальной восьмерки (бульбообразное); в - однопалубное сечение в форме горизонтальной восьмерки; ftp - высота салона; ftg - высота багажного помещения рассмотреть варианты компоновок фюзеляжей, вмещающих 300 ...700 пассажиров и имеющих расчетные дальности полета 2000...8000 км; типы поперечных сечений фюзеляжа показаны на рис. 15.14. Для всех сочетаний пассажировместимости, дальности полета, форм поперечного сечения следует определять массу фюзеляжа, крыла, оперения, шасси, топлива, находить аэродинамическое сопротивление и качество самолета, его взлетную массу, а в роли критерия оценки можно использовать себестоимость тонна-километра. Решить поставленную задачу ввиду множественности обсчитываемых вариантов можно только с помощью ЭВМ в соответствии со схемой на рис. 15.1. Как известно, с возрастанием дальности полета усиливается влияние на критерий оценки (себестоимость тонно-километра) аэродинамического совершенства самолета по сравнению с влиянием весовых характеристик, и наоборот, на малых дальностях роль весового совершенства возрастает. Этим объясняется уменьшение оптимального значения миделя фюзеляжа при увеличении расчетной дальности. Так, для пас = 300 при расчетных дальностях Lp = 2000...4000 км оказываются выгодны однопалубные фюзеляжи круглого сечения, имеющие 7...8 мест в ряду с двумя проходами {йф = 5,02...5,51 м); при дальности же Lp = 8000 км выгодным становится размещение 6 мест в ряду с одним проходом. Наглядным примером к этому правилу может служить изменение выгодности одно- и двухпалубных фюзеляжей при вариации пасса- 700 п Рис. 15.15. Сравнение оптимальных (для каждой формы сечения) фюзеляжей: а - .р = 3000 км; б - = 8000 км жировместимости и дальности полета. Однопалубные фюзеляжи обладают меньшим аэродинамическим сопротивлением, но в то же время они длиннее и тяжелее двухпалубных фюзеляжей равной вместимости, причем весовые преимущества последних возрастают с увеличением пассажировместимости. Это подтверждается графиками а 1п = / (Ппас). приведенными на рис. 15.15, где представлены только оптимальные варианты фюзеляжей для каждого типа поперечного сечения. Для вариантов, при которых > 0,1, дополнительно построены кривые, соответствующие фюзеляжам с Сф = 0,1 (пунктирные кривые). При наименьшей из рассматриваемых вместимостей Пдс = 300 и наибольших расчетных дальностях 6000. ..8000 км преимущества однопалубного фюзеляжа круглого сечения максимальны (см. рис. 15.15, б), а при наибольшей вместимости п- = 700 и наименьших расчетных дальностях 2000...3000 км максимальны преимущества двухпалубных фюзеляжей (см. рис. 15.15, а). Однако для малых, средних и больших значений и пассажировместимости, и дальности полета заранее не ясно, какая из компоновок фюзеляжа будет выгодной, так как показатели их сближаются. Графики показывают, что с увеличением расчетной дальности однопалубные фюзеляжи круглого сечения становятся оптимальными для все большей и большей пассажировместимости. Так, при Lp = 2000...3000 км они выгодны до вместимости пс = 350 (см. рис. 15.15, а), при Lp = 6000 км - ДО пае = 450, а при Lp = 8000 км - до пс = 575 (рис. 15.15, б). При больших пассажировместимостях на соответствующих расчетных дальностях наивыгоднейшими уже становятся двухпалубные фюзеляжи. Сечения в форме горизонтальной восьмерки, как правило, имеют недостаточную жесткость (Сф > 0,1) и становятся невыгодными по массе при увеличении жесткости и достижении Сф = 0,1. Показатели двухпалубных фюзеляжей круглого сечения Lp,KM 8000 6000 2000 Лакхид ioa --Граница равной Выгоаности 300 Ш 500 иии Ufjac Рис. 15.16. Зоны выгодности одно- и двухпалубных фюзеляжей: / - зона выгодности однопалубных фюзеляжей; - зона выгодности двухпалубных фюзеляжей и имеющих форму вертикальной восьмерки сближаются с увеличением дальности полета. Полученные результаты позволяют выявить границу выгодности между однопалубными и двухпалубными фюзеляжами в зависимости от числа пассажирских мест и расчетной дальности полета. На рис. 15.16 кроме границы, разделяющей зоны рациональности одно- и двухпалубных фюзеляжей, нанесены точки, соответствующие значениям пассажировместимости и дальности полета современных многоместных самолетов (Ил-86, А.ЗООВ, ДС.Ю, Локхид 1011 Тристар , Боинг 747). Выбор для них однопалубных фюзеляжей, как следует из рис. 15.16, оправдан. Точки, лежащие на границе, соответствуют случаям равной выгодности одно- и двухпалубных фюзеляжей. Хотя до сих пор полностью двухпалубных самолетов нет (у самолета Боинг 747 вторая палуба расположена только в носовой части фюзеляжа), можно предположить, что двухпалубные пассажирские самолеты появятся, когда их данные по дальности и вместимости будут лежать в зоне . Глава 16 ПРОЕКТИРОВАНИЕ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ САМОЛЕТА 16.1. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА КАК СИСТЕМА САМОЛЕТА 16.1.1. Логика проектирования силовой установки В силовую установку самолета входят: 1) двигатели с их агрегатами и системами; 2) входные и выходные устройства; 3) топливная система и др. (см. приложение 1). Теория и проектирование отдельных систем силовой установки подробно освещаются в специальной литературе. В данной главе |
© 2011 - 2024 www.taginvest.ru
Копирование материалов запрещено |