Выбор схемы самолета и типа двигателя

В этом разделе дипломного проекта студент должен определить внешнюю конфигурацию проектируемого самолета, выбрать тип двигателя и предварительное количество двигателей.

В дипломном проекте студент выбирает схему самолета и предварительное количество двигателей на основании задания на дипломный проект, анализа схемы самолетов-прототипов и рекомендаций, опубликованных в литературе (см., например, [1, с. 94, 593]).

Студент должен дать краткое обоснование (указать преимущества и недостатки) принятым решениям:

1. по схеме самолета в целом (балансировочная схема «нормальная», «утка» и др.);

2. по форме и расположению на самолете крала; фюзеляжа; оперения; шасси и воздухозаборников;

3. по количеству и размещению двигателей.

Результатом этой работы должен быть эскиз общего вида самолета, отражающий главные аэродинамические особенности выбранной схемы. Эскиз выполняется в трех ортогональных проекциях на листе форматом 297x210.

На рисунке 3.1 показан пример оформления эскиза в пояснительной записке дипломного проекта.

Тип двигателя студент может принять по самолету-прототипу или, проконсультировавшись с руководителем проекта, выбрать более современныйдвигатель, подходящий для данного класса самолетов (см., например, [1, с. 589]).

Рис. 3.1

Эскиз общего вида самолета

Для выбранного двигателя указать:

- тип двигателя [1, с. 112];

- степеньдвухконтурности;

- стартовый удельный расходтоплива (с форсажем и без форсажа);

- удельный расход топлива в крейсерском полете;

- удельный вес двигателя.

3.3. Расчет взлетного веса (массы) и выбор основных параметров самолета

Определение взлетного веса (массы) и окончательный выбор основных параметров проектируемого самолета является сложным итерационным процессом.

В дипломном проекте от студента требуется определить взлетный вес самолета лишь в двух приближениях (итерациях) и выбрать только главные параметры и размеры самолета без их оптимизации (кроме тех случаев, когда выбор того или иного параметра является темой НИР дипломного проекта).

Последовательность определения параметров самолета в процессе проектирования диктуется их взаимозависимостью, поэтому рекомендуется следующий порядок выполнения раздела:

1. Из уравнения существования самолетаопределяется взлетный вес в первом приближении (G_0I) (см., например, [1, с. 129]), при этом относительные веса конструкции, силовой установки, топлива, оборудования (и управления) берутся по статистике (см. перечень статистических значений характеристик проектируемого самолета в разделе 3.1 дипломного проекта), а нормальный (расчетный) вес целевой нагрузки - из задания на дипломный проект.

2. Определяется необходимыйотносительный вес топлива ( _T) для заданной дальности полета:

_T = ,

где е = 2,72; L_кp = (0,9...0,95) L - дальность крейсерского полета, км;

Ср_кр - удельный расход топлива в крейсерском полете, кг/кг×ч (см. раздел 3.2); К_кр - аэродинамическое качество самолета в крейсерском полете (см. раздел 1); Vкр - заданная крейсерская скорость, км/ч;
k_Т - статистический коэффициент, учитывающий навигационный запас топлива и топлива на планирование (снижение) самолета с крейсерской высоты полета:

k_Т = 0,22 ... 0,18 для L £ 3500 км;

k_Т = 0,19 ... 0,15 для L = 5000 ... 7500 км;

k_Т = 0,17 ... 0,13 для L ³ 8500 км.

Относительный вес топлива, необходимого на набор крейсерской высоты (и скорости) полета:

_т.н.в. = ,

где Н_кр и V_{к p} – крейсерские высота и скорость, м и м/с соответственно;

g = 9,81 м/с²; _о - стартовая тяговооруженность самолета (принимается по самолетам-прототипам).

3. Определяется величина стартовой удельной нагрузкиr_о на крыло (см., например, [1, с. 87]) из следующих условий:

- посадки (или взлета) самолета;

- крейсерского полета;

- заданной маневренности (для маневренных самолетов) - величину r_о для этого случая принять по самолетам-прототипам.

Для проектируемого самолета принимается минимальная из найденных величин стартовая удельная нагрузка на крыло (сравнить с самолетами-прототипами).

4. По нормальному (не максимальному) стартовому весу самолета и стартовой удельной нагрузке на крыло определяется площадь крыла.

5. Определяетсястартовая тяговооруженность самолета ( _о) (см., например, [1, с. 89]) из следующих условий:

- взлета при одном отказавшем двигателе (для пассажирских и других неманевренных самолетов);

- обеспечения горизонтального полета на высотах, характерных для данного типа самолетов;

- обеспечения заданной длины разбега:

_о = 1,05 ,

где l_разб £ 0,75 l_впп; f_разб - коэффициент трения при разбеге ;

К_отр - аэродинамическое качество самолета в момент отрыва;

- обеспечения заданной маневренности (для маневренных самолетов) - величину _о для этого случая принять по самолетам-прототипам.

Для проектируемого самолета принимается максимальная из найденных величин стартовая тяговооруженность (сравнить с самолетами-прототипами).

6. Понормальному стартовому весу самолета и стартовой тяговооруженности определяется необходимая суммарная стартовая тяга двигателей и тяга одного двигателя (если стартовая тяга двигателя будет значительно превышать тягу современных двигателей данного типа, необходимо увеличить количество двигателей на проектируемом самолете).

7. Определяетсяпараметр (относительный вес силовой установки).

Для современных ДПС и ВТС

_с.у = (0,124 + γ_дв.) _о ,

где γ_дв = G_дв /Р_о - удельный вес двигателя (см. раздел 3.2).

Для современных истребителей см. [1, с. 272].

Для других типов самолетов см., например, [1, с. 146].

8. Определитсяпараметр _K (относительный вес конструкции).

Параметр _K определяется как сумма

_К = _кр + _Ф + _оп + _Ш

где _кр = G _кр /G_о - относительный вес конструкции крыла;

_Ф, _оп, _Ш - относительные веса конструкции фюзеляжа, оперения и шасси соответственно.

Для современных ДПС и ВТС:

_кр = ,

где n_p – принятая расчетная перегрузка (см. раздел 3.1); l, _о, _К, χ, h – принятые геометрические параметры крыла (см.раздел 3.1); j = 0,92– 0,5 _Т – 0,1k_дв - коэффициент, учитывающий разгрузку крыла изгибающими моментами от грузов в (на) крыле; _Т - относительный вес топлива; k_дв = 1 - двигатели установлены на крыле; k_дв = 0 - двигатели на фюзеляже; G₀ = G_0I, кг; r₀ - стартовая удельная нагрузка на крыло, кг/м²; k₁…k₃ - статистические коэффициенты:

k₁ = 0,96 ... 1,05 - коэффициент, учитывающий ресурс крыла;

k₂ = 1,2 - крыло с одно (двух) щелевыми закрылками и интерцепторами;

k₂ = 1,5 - крыло с предкрылками, трехщелевыми закрылками и

интерцепторами;

k₃ = 1,05 - баки имеют внутришовную герметизацию;

k₃ = 1,1 - баки имеют поверхностную герметизацию.

Для современных ДПС и ВТС _кр = 0,08 ... 0,12.

Относительный вес конструкции крыла длясовременных истребителей

_кр = ,

где n_p - принятая расчетная перегрузка (см. раздел 1); j = 0,92 - 0,1 _Т - коэффициент разгрузки крыла (топливо, ракеты, ...); k_t- коэффициент, учитывающий кинетический нагрев крыла:

Мкр	~2	~2,5	~3,0
kt	1,03	1,08	1,2

l, _о -удлинение крыла и относительная толщина профиля (см. раздел 3.1); S - площадь крыла, м²; k₁...k₄, - статистические коэффициенты:

k₁ = 0,9 - интегральная форма сопряжения крыла с фюзеляжем (например, истребитель F-16);

k₁ = 1 - обычное сочленение;

k₂ = 0,55 - на самолете установлены два двигателя и l £ 4;

k₂ = 1 - один двигатель и l £ 4;

k₃ = 1 - «нормальная» схема самолета и схема «утка»;

k₃ = 1,25 - схема «бесхвостка»;

k₄ = 1 - крыло с неизменяемой в полете стреловидностью;

k₄ = 1,5 - крыло с χ = Var;

r_о - стартовая удельная нагрузка на крыло, кг/м².

Для современных истребителей _кр = 0,06 ... 0,10.

Для других типов самолетов параметр _кр см., например, [1, с. 131].