Файл: Конструкция летательных аппаратов учеб. пособие для студентов инженер.-экон. фак.pdf

Величина |.i0 разб получена с учетом очень многих требова­

ний ЭТТ н конструктивных особенностей самолета и двигателя. Влияние ЭТТ выражено величиной £р;иб, которая учиты­

вает класс аэродрома, предназначенного для эксплуатации самолета. Тип покрытия и его состояние отражаются на вели­ чине / (для сухого бетона / = 0,04, для травяного покрытия до 0,1). Особенности механизации учтены через коэффициент суотр. Важнейший конструктивный параметр р0 также входит

в формулы (8.5) и (8.6). Климатические условия (расположе­ ние аэродрома над уровнем моря, температура) учитываются выбором значения р. Особенности двигателей отражены в ве­

личине Яразб, а их расположение влияет на коэффициент £р. Таким образом, величина р0 Раз6, а следовательно, и отно­

сительный вес двигательной установки непосредственно зави­ сят от эксплуатационных условий н взлетно-посадочных харак­ теристик, задаваемых ЭТТ.

Чем меньше потребная величина Z.pa36, чем тяжелее усло­ вия эксплуатации самолета (класс аэродрома, климатические условия п т. п.), тем больше потребный относительный вес G'ftV,

который можно обеспечить лишь за счет ухудшения какихлибо других характеристик самолета.

3. Влияние требований безопасности на относительный ве двигательной установки.

Требования безопасности отражены в нормах летной год­ ности гражданских самолетов СССР, которые предусматри­ вают возможность отказа двигателя па взлете п на крейсер­ ском режиме полета. Такой отказ должен быть безопасным.

Для обеспечения безопасности взлета определяется дистан­ ция сбалансированного взлета Lc6 в нестандартных (более тя­ желых) атмосферных условиях (/?= 730 мм рт. ст., t0 = + 30°С) при отказе одного двигателя (рис. 8.3).

При отказе двигателя на разбеге летчик может принять два решения:

1)прервать взлет, осуществляя торможение;

2)продолжать взлет па работающих двигателях.

В первом случае расстояние, потребное от старта до оста­ новки самолета (в пределах 1\ПБ), называется дистанцией прерванного взлета Lnp. Во втором случае дистанция, потреб­

ная от старта до набора высоты не менее 10 м, называется

148

дистанцией завершенного взлета L.jaB. Требуется, чтобы набор

нять решение в течение 3 с. Для этого определяется критиче­ ская скорость 1/кр для каждого типа самолета, размеров ВПП

Рис. 8.3. К понятию дистанции сбалансированного тлета.

В ЭТТ оговаривается класс аэродрома для проектируемого самолета, следовательно, это обстоятельство (с учетом безо­ пасности) должно повлиять на число двигателей и тяговооружепность самолета. При этом тяговооруженность может ока­ заться выше, чем для удовлетворения требований к крейсер­ скому режиму полета и длине разбега.

Второе требование безопасности — завершение полета при отказе одного или двух двигателей на любом участке маршру­ та. Тяговооруженность самолета в этом случае (на номиналь­ ном режиме работы двигателей) должна обеспечить полет на высоте 4000—5000 м и посадку на аэродроме начальной или конечной точек маршрута. Это требование безопасности так­ же может оказаться решающим при расчете потребной вели­ чины тяговооружен иости.

Расчеты тяговооруженности с учетом требований безопас­ ности здесь не рассматриваются.

Таким образом, требования безопасности могут опреде­

лять значение ц0 и, следовательно, величину Пду, которая вхо­ дит в уравнение существования летательного аппарата и фор­ мулу себестоимости перевозок, влияя на характеристики само­ лета и его экономические показатели.

149

§ 2. ЗАВИСИМОСТЬ ОТНОСИТЕЛЬНОГО ВЕСА ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ ОТ ЭТТ

Полный запас топлива па самолете находится по формуле:

Из аэродинамики известно выражение для дальности горизон­ тального полета на крейсерском режиме:

1 э0

Удельный расход топлива определяется по высотио-ско-

где Якрейс, км, а С — эмпирический коэффициент.

151

Относительный аэронавигационный запас топлива GT.a.3 определяется резервным временем полетав час, которое необ­ ходимо из соображений безопасности и обусловлено ЭТТ

Относительный вес топливной системы

GTC = /?TCGT (см. гл. 1, § 3).

Из рассмотренных соотношений ясно, что величины GT и Отс зависят от L0 (через Тп1), Икре^с и НнРы\с, а также через Ркрейс и GTa3 от требований безопасности.

Таким образом, ЭТТ находят свое отражение в величине GTC. Кроме того, величина GTC связана с совершенством дви­ гателя через величину Суд „рейс и аэродинамическим совер­ шенством самолета через величину аэродинамического ка­ чества К-

§ 3. ЗАВИСИМОСТЬ ОТНОСИТЕЛЬНОГО ВЕСА

КОНСТРУКЦИИ ОТ ЭТТ

Относительный вес конструкции самолета GKlt складывает­ ся из следующих составляющих:

С кп = С к 4 - С ф+ G oll -f-Gynp + G u ,,

где GK — относительный вес конструкции крыла;

— относительный вес конструкции фюзеляжа; Gon — относительный вес конструкции оперения;

Gynp — относительный вес управления (включая вес гид­ равлической и газовой систем);

GU1 — относительный вес шасси.

Относительный вес перечисленных составных частей кон­ струкции может быть выражен через основные параметры рассматриваемой части и главные летно-технические харак­ теристики летательного аппарата. Для расчетов существуют специальные весовые формулы.

152

1. О т н о с и т е л ь н ы й в е с к о н с т р у к ц и и к р ы л а

Относительный вес конструкции крыла свободнонесущего моноплана может быть рассчитан по формуле, дающей резуль­ таты, хорошо согласующиеся со статистикой

с0 — относительная толщина профиля у корня крыла. Величина дКЭ— удельный вес,[кгс/м2] конструкции элементов

крыла, не входящих в основную силовую схему. Эта величина зависит от расчетной разрушающей перегрузки пр и удельной нагрузки на крыло р 0.

В главе 3 было подробно показано, что основные парамет­ ры крыла р0, с0, 7, /, / зависят от ЭТТ, а именно, от V/peiic,

^ 0 1 ^-рлзб ^ ДР-

Потребные летно-технические характеристики обеспечи­ ваются, в частности, выбором параметров крыла и через них

определяют величину GK.

Взависимости от эксплуатационно-технических требований

кданному типу самолета оптимальные параметры крыла бу­ дут различны.

Для примера ниже приводятся значения оптимальных па­ раметров крыла скоростного и нескоростного самолетов.

1.Самолет с ТРД п скоростью полета, соответствующей

М= 0,8—0,85, имеет следующие оптимальные параметры крыла: _

153