Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Расчет аэродинамических характеристик несущих элементов самолета (модели) . 7
1.1 Общие положения. несущие поверхности (крылья) простых форм в плане 7
1.2 Расчет несущих свойств крыла (с") 8
1.3 Расчет положения аэродинамического фокуса(xfa) 10
1.4 Несущая поверхность установлена на фюзеляже. 14
Глава 2. Расчет аэродинамических характеристик самолета . 16
2.1 Общие положения. аэродинамические силы и моменты, действующие на самолет в плоскости его симметрии. продольная балапсиювка и статическая устойчивость 16
2.2 Расчет несущих свойств и положения аэродинамического фокуса самолета . 21
2.3 Расчет поляры самолета. 25
2.4 Описание работы программы «аэродинамика»: 30
2.5 Пример расчета; 42
Глава 3. Выбор основных параметров маневренного самолета . 49
3.1. Общие положения. исходные данные 49
3.2. Метод расчета. алгоритм программы «выбор параметров» (rfaks) 50
3.3 Описание работы программы. 56
3.4 Результаты работы программы 59
Глава 4. Тестирование и практическое применение программ . 65
4.1. Общие положения 65
4.2. Расчет ах самолета при больших дозвуковых числам м 67
4.3. Пересчет ах самолета «от прототипа. 69
4.4. Качественный анализ ах сверхзвукового неманевренного самолета . 71
4.5. Качествешшйаналю влияния сгреловидаости на ах самолета. 74
4.6. Формирование аэродинамической компоновки самолета. 81
Основные результаты и выводы. 90
Публикации по теме диссертации. 91
Литература. 92
Приложение
- Несущая поверхность установлена на фюзеляже.
- Расчет несущих свойств и положения аэродинамического фокуса самолета
- Метод расчета. алгоритм программы «выбор параметров» (rfaks)
- Качественный анализ ах сверхзвукового неманевренного самолета
Введение к работе
Проектирование самолёта - сложная комплексная инженерная задача, которая в полной мере может быть решена только в специализированных Опытных конструкторских бюро (ОКБ) авиационной промышленности. Задача ЦАГИ - разработка (формирование) аэродинамической компоновки нового самолёта и рекомендация её ОКБ в качестве базы для проектирования. Для того чтобы выбрать аэродинамическую схему самолёта нового поколения, необходимо иметь не только научный и экспериментальный задел по аэродинамике самолетов и их элементов, но и представление о назначении этого самолёта, его допустимых или желательных основных размерах и взлетной массе (весе), потребных лётно-технических и манёвренных характеристиках (ЛТ и MX), т.е. нужно знать Требования Заказчика или Техническое Задание (ТЗ) и располагать проспектными характеристиками рекомендованного двигателя или безразмерными параметрами семейства (или семейств) двигателей. Кроме того, нужно представлять себе уровень технологии производства, вес и параметры бортового оборудования и функциональной нагрузки (технологические коэффициенты). Иными словами, на этапе формирования аэродинамической компоновки необходимо сопоставлять не только аэродинамические характеристики моделей, но и основные параметры самолетов, которые представляется возможным создать на их базе, и (главное) соответствие возможных ЛТ и MX этих самолётов предварительным ТЗ.
Для непредвзятого сравнения самолётов нужна формализованная методика выбора их параметров, которая при наличии результатов исследований в аэродинамических трубах (АДГ) моделей ряда компоновок, знании безразмерных параметров двигателя и всего, изложенного выше, предоставит пользователю возможность создания «равнопрочного» набора компоновок, каждая из которых обеспечивает выполнение ТЗ и внутренне непротиворечива - т.е. размеры самолёта и его взлётная масса согласованы. Из этих компоновок можно производить отбор - нередко по критериям, возникшим вне аэродинамики.
По тем же причинам при отсутствии или дефиците экспериментальных материалов необходима и формализованная методика расчёта аэродинамических характеристик самолёта "по схеме в трёх проекциях" или метод пересчета от прототипа, т.е. от аэродинамических характеристик достаточно близкой по геометрии модели (если таковая имеется).
Основные режимы полёта самолёта (взлет, посадка, крейсерский полет, маневр на малых и средних высотах, полёт "по потолкам") соответствуют так называемой линейной области аэродинамики, в которой справедливы следующие основные соотношения:
Су = Суа-(а-ао) + СУЧ, М2 = М2а.(а-ао) + М2ф-ф + Mzo, Сх = Схо - АгСу + АгСу2 или Сх = Cxmin + А2-(Су - С/С шш))2 Это малые углы атаки и углы, соответствующие области максимального аэродинамического качества. Только манёвр с достаточно большими нормальными перегрузками на больших высотах и малых скоростях выводит самолёт из этой зоны. В этих случаях применяют поляру, которая на углах атаки, заметно превосходящих owx, отходит от классической квадратичной параболы и согласуется с экспериментом.
Подобные методики должны правильно и точно отражать основные зависимости аэродинамических характеристик самолета от его геометрии, содержать переход от модели к «натуре» и обладать высоким быстродействием.
Всё сказанное определяет необходимость исследований по разработке научно обоснованных "инженерных" методов расчета аэродинамических характеристик и методов перехода от аэродинамической компоновки к самолету заданного назначения, выполненного в этой компоновке, и подтверждает актуальность темы диссертации.
В первых двух главах (программа «Аэродинамика») предложена методика, реализованная в виде программы для персонального компьютера (ПК), которая позволяет на основе результатов предварительно выполненных параметрических расчётов по теории несущей поверхности и результатов систематических экспериментальных исследований, обобщённых в виде заданной системы Базовых расчетных сеток исходные данных (БаРС), определить «среднестатистические» аэродинамические характеристики самолёта и его модели в аэродинамической трубе (АДГ), уточнить их с учётом сказанного выше и практически совместить с результатами трубных испытаний при наличии соответствующих дополнительных экспериментальных материалов - в программе задействованы около трёх десятков поправочных коэффициентов настройки. На экран монитора и печать выводятся все основные аэродинамические характеристики самолета (или модели) — том числе и с учетом балансировки (на заданном режиме) и аэродинамические характеристики его несущих элементов. Экспериментальные обоснования принятых допущений и предпосылок приведены в Приложении.
В третьей главе (программа «Выбор параметров») изложены основы формализованной методики выбора основных параметров самолёта, которая для исследуемой аэродинамической компоновки обеспечивает их увязку в треугольнике «масса - геометрия - аэродинамика» с приоритетными пунктами ТЗ к манёвренному самолету. В качестве этих пунктов приняты требования по дальности полёта, разгонным характеристикам и по установившейся нормальной перегрузке на заданных режимах полета. На плоскости «нагрузка на крыло - тяговооружённость» рассматриваются три линии постоянных значений приоритетных требований. На экран монитора и печать для трёх самолётов, каждый из которых удовлетворяет, по крайней мере, двум пунктам ТЗ из трёх, выбранных в качестве приоритетных (пересечение двух линий), выводятся взлётные тяговооружённость и нагрузка на крыло, укрупнённая весовая сводка и плотность компоновки, ЛТ и MX, взлетные и посадочные характеристики, графики, иллюстрирующие зависимости основных характеристик самолета от взлетной нагрузки на крыло. Для каждой из рассматриваемых аэродинамических компоновок этот переход к самолёту может быть проведен для трех вариантов параметров, определяющих летательный аппарат: при заданном взлетном весе, заданной суммарной взлетной проспектной тяге двигателей или заданной площади крыла. Варьируя численные значения параметров аэродинамической компоновки, силовой установки, ТЗ или технологических коэффициентов можно добиться удовлетворения всех трёх приоритетных требований (пересечения трех линий практически в одной точке) и, тем самым, завершить предварительное согласование аэродинамики, силовой установки и ТЗ. Можно ограничиться определением «области существования» -криволинейного треугольника, выделенного тремя линиями - которая часто вырождается в линию между двумя точками пересечения или вообще отсутствует, в случае завышенных требований к возможностям самолёта. В этом случае нужно изменить исходные данные и повторить расчёт.
В четвертой главе (Тестирование программ) приведены примеры, подтверждающие работоспособность предложенных программ и примеры использования методики, изложенной в первых главах, для формирования компоновок манёвренных боевых самолетов. Рекомендованы способы сопоставления возможностей каждого из них с возможностями конкурента или вероятного противника - с помощью имитации воздушного боя или прямых сопоставлений с эталоном. Аэродинамическая компоновка, соответствующая истребителю, который уступает в воздушном бою конкуренту или вероятному противнику, может быть исключена из дальнейшего рассмотрения
В Приложении приведены систематизированные результаты параметрических экспериментальных исследований одной из тематических моделей самолёта с крылом, параметры которого близки по параметрам крыльям современных серийных истребителей. Показано влияние основных геометрических пропорций модели на её аэродинамические характеристики. Эти результаты (наряду с другими) использованы в первой главе работы при корректировке итогов параметрических расчётов по теории несущей поверхности и подготовке базовых расчетных сеток исходных данных.
Методика реализована в виде программ для персонального компьютера. Обе программы - «Аэродинамика» (Aerodynamics) и «Выбор параметров» (RFaks) -написаны в среде визуального программирования «Delphi» (Дельфи) для семейства операционных систем Windows (Win9x, Win2k, Windows XP).
В среде используется язык программирования «Object Pascal».
Среда Дельфи построена на идее визуального способа программирования - готовые компоненты перетаскиваются мышкой на форму - основу программы. Сочетание визуализации программирования, модульная технология конструирования программ, объектно-ориентированные средства программирования, простота и наглядность составления компьютерных программ сделали Дельфи средой быстрой разработки и популярным инструментом для программирования. Каждая из программ, написанных в среде Дельфи, состоит из нескольких модулей - одного головного (он имеет название «program») и нескольких вспомогательных, зависимых от головной программы (они называются «unit»). Разбиение программы на составные элементы является сутью структурного программирования. Модульная структура делает код программы более прозрачным и понятным, позволяет пользователю разрабатывать модули независимо от фирмы и накапливать собственную библиотеку, которую можно в дальнейшем использовать в других программах, как самим автором, так и другими разработчиками.
Полный программный текст любого модуля также имеет свою структуру, которая включает блоки определения констант, внутренних структур описания типов, тексты процедур, функций и др. Исходный программный текст каждого модуля составляется на языке Object Pascal и помещается в отдельный файл (файл имеет расширение .pas, текст основного модуля program имеет расширение .dpr). Начиная с 6-ой версии Дельфи, эти модули можно создавать/редактировать в обыкновенном Блокноте (программа Notepad.exe в операционных системах Win9x, Win2k, Windows ХР), а потом подключать в Дельфи-проект, что делает программирование ещё более гибким и универсальным.
Как объектно-ориентированная среда, Дельфи дает все преимущества работы с классами и объектами. В языке Object Pascal классами называются специальные типы, которые содержат поля, методы и свойства, объединные в единое целое. Класс является законченной структурной единицей, предназначенной для решения отдельной задачи. Обычно такой задачей является задача разрешения некоторого круга сопутствующих проблем.
В программе «Аэродинамика» класс TAerodynamics представляет собой редактор файлов исходных данных, который предназначен для считывания, сохранения и изменения файлов с иходными данными и многого другого. В языке Object Pascal существует около 300 встроенных классов, которые созданы его разработчиками - сотрудниками фирмы Inprise International. Такие классы можно назвать фирменными. Кроме фирменных, при составлении программы пользователь создаёт свои классы, необходимые для решения текущих задач. Они создаются либо неявно, когда программа конструируется визуальными средствами Дельфи, а текст классов при этом автоматически составляет сама Дельфи, либо явно, когда программист сам пишет код класса средствами встроенного языка Object Pascal. К ним относятся программные коды, которые не предусмотрены стандартами аппарата Дельфи, например, обработка оригинальных событий; написание собственных процедур, которые заставляют компьютер выполнять некоторые действия, написание процедур, обеспечивающих групповую обработку ряда повторяющихся или подобных операций, которые могут порождаться методикой решения конкретной задачи.
Новый класс всегда строится на основе другого, существующего и более простого, что поддерживает наследственность - т.е. все методы, события и свойства класса «родителя» наследуются классом-«потомком» («дочерним»).
Объектно-ориентированное программирование позволяет разделить проблему на составные части. Каждая составляющая становится самостоятельным объектом, содержащим свои собственные коды и данные, которые относятся к этому объекту. В этом случае вся процедура в целом упрощается.
За счет повторного использования кода достигается сокращение размера программы (методы объектов одного типа или методы, наследуемые «потомками» от «предков» существуют в единственном экземпляре), самодокументируемость, а значит и большая простота при отладке (объекты описываются в определенном месте программы отдельно от реализации) и обеспечивается простота сопровождения программы. Используя структурное программирование, можно легко создавать и поддерживать программы, содержащие свыше 50000 строк кода.
Образно говоря, Дельфи может быть уподоблена складу интеллектуальных строительных материалов и технологий конструирования многообразных типовых программ, что позволяет автоматизировать множество формальных действий, которые необходимо выполнить при написании любой программы.
Дельфи и Object Pascal с момента своего появления постоянно совершенствуются вместе с развитием компьютерной техники и операционных систем. С момента начала работы над программами «Аэродинамика» и «Выбор параметров» оперативно появлялись новые версии Дельфи и их промежуточные варианты, в которые разработчики встраивали новые средства удовлетворения возрастающих запросов пользователей. Вместе с изменениями версий Дельфи, эти программы постепенно развивались и переводились на новые среды и «обрастали» новыми инструментариями. В дальнейшем, работа над ними может быть продолжена. Могут быть созданы конвертеры данных из одной программы в другую, выгрузки в другие программы (например, такие популярные для анализа, как пакет MS Office)
При отработке программы «Аэродинамика» и подготовке исходных материалов была использована универсальная система компьютерной математики «Mathcad 2000» -интегрированная система для автоматизации математических расчетов в сочетании с эффективными средствами построения графиков и с поясняющими текстами на русском языке. В текст работы включены результаты применения соответствующих «мииипрограмм», которые иллюстрируют методики расчёта, использованные в блоках основных программ, содержат все рабочие формулы и примеры расчетов (страницы светло-жёлтого цвета).
Несущая поверхность установлена на фюзеляже.
Коэффициенты Сх, Ст и тг (СХа, СТа и шга) и производные от них по a, S, и р, предназначены для переноса аэродинамической информации о рассматриваемой компоновке от модели, при исследовании которой она получена, к самолету (отсюда требование адекватности площади крыла). Углы, характеризующие положение поверхностей управления и балансировки, выделены го понятия «конфигурация», их отклонения должны обеспечивать в горизонтальном установившемся полете и при маневрах балансировку самолета, т.е. обращение в нуль продольного момента для всех рассматриваемых конфигураций в рассматриваемом диапазоне центровок. Величины аэродинамических коэффициентов, полученные экспериментально, как уже было сказано, должны быть поправлены на переход к натуре, поскольку условия полета существенно отличаются от условий испытаний в аэродинамических трубах, равно как и модель не может быть полностью геометрически подобной самолету во всех деталях.
Таким образом, собственно аэродинамика самолета (модели) в каждой его конфигурации при заданных числах Н, М, Re в отвлечении от его размеров и масштаба силовых факторов (X, Y Mz ) определяются тремя безразмерными функциями по крайней мере от двух параметров и центровки.
Коэффициент сопротивления СХа исторически принято представлять в зависимости от коэффициента подъемной силы СТа для заданного угла отклонения поверхности управления р. - поляры самолета (модели): СХа -СХа( 21а, р.).
Это объясняется тем, что важнейшим абсолютно безразмерным параметром, который характеризует аэродинамическую компоновку, остается отношение подъемной силы к
Это отношение наглядно определяется полярой самолета, которую можно заменить эквивалентной ей зависимостью ЛГ(СГа). Максимальное аэродинамическое качество определяет дальность и продолжительность полета самолета.
Не менее важное значение имеет величина коэффициента подъемной силы, которая соответствует максимальному качеству, СГКтях. Она, при задании высоты и скорости крейсерского полета, определяет потребную нагрузку на крыло, т.е. площадь крыла самолета при выборе его компоновки. зависит от размеров и способа определения «площади крыла», к которой отнесен коэффициент СГХта и отражает только аэродинамические особенности компоновки. Зависимость СХ(СТ) для p=const в связанной системе координат называется полярой второго рода. Её характерный вид демонстрирует отрицательные значения Сх на достаточно малых и средних углах атаки, как об этом было сказано выше.
Зависимость mx(a,q),St,xT) определена в эксперименте для назначенной заранее цеіггровки. Эта условная точка на САХ крыла модели в принципе не связана с реальным расположением центра масс самолета - при проектировании потребную центровку хт выбирают после анализа результатов испытаний моделей в трубе и на их основе. Для исключения из рассмотрения этой достаточно произвольной точки введены понятия центра давления - условной точки приложения полной юродинамической силы. действующей на модель (самолет) и аэродинамического фокуса - условной точки приращения подъемной силы, вызванной единичным приращением угла атаки. В предпосылке, что продольный момент создается только нормальной силой 7 и не зависит от тангенциальной силы X, положения центра давления Х д и фокуса XFa относительно носка САХ определятся по очевидной формуле: ТГ--1Г М -1Г тХа РЛЛї) у—-у" т (Хт) Y-ba Cr[a, p„St) Су Положения центра давления самолета (модели) и аэродинамического фокуса не зависит от центровки и определяется углом атаки, аэродинамической компоновкой, конфигурацией 5, и углами отклонения поверхностей управления и балансировки pt. Величины Зёу, хд, д Г считаются положительными, если центр тяжести самолета, его центр давления и фокус расположены на САХ базового крыла или за ним. В условиях балансировки центр давления совмещен с центром масс самолета. При отклонении поверхностей управления от балансировочного положения центр давления перемещается по САХ, создавая управляющий момент. Иными словами, перемещая ручку управления (штурвал), летчик управляет положением центра давления самолета.
Зависимости Cr(a, Ф(,$,), х (а, q t Sf) и хРа в линейной области можно считать основными аэродинамическими характеристиками компоновки, которые в линейной области не зависят от центровки.
Для выбора диапазона центровок необходимо определить положение центра давления при предельных отклонениях поверхностей управления. Очевидно, что самолет может быть сбалансирован только на тех углах атаки и в тех конфигурациях, для которых диапазон центровок располагается между двумя предельными положениями центра давления (передним и задним).
Самолет должен быть статически управляемым, а режим полета - статически устойчивым. Это означает, что при отклонении поверхностей управления от (р6ал должен возникать момент, направленный на изменение угла атаки самолета (на уход от режима балансировки). При непреднамеренных отклонениях угла атаки а от а6ая (внешние возмущения), должен возникать аэродинамический момент, направленный на восстановление этого режима. Восстанавливающий момент может быть обеспечен с помощью автоматизации системы управления, т.е. автоматического отклонения поверхностей управления, создающего необходимый восстанавливающий момент, даже если самолет статически неустойчив. Это может быть реализовано только в том случае, если статическая управляемость самолета обеспечена средствами аэродинамики.
Статическая устойчивость и управляемость характеризуется знаками и величинами частных производных: определенных в точках балансировки, т.е. при фбая и а соответствегаю. Знаки этих производных совпадают со знаками приращения продольного момента при Аа 0 и АрХ).
Самолет статически управляем, если выполнено условие: IIIJO при а =аЛм, для поверхностей управления, расположенных позади центра масс и т X) при а -а , для поверхностей управления, расположенных перед центром масс.
Режим балансировки статически устойчив, если выполнено условие: т" 0 (mz=0, ф-фбш), т.е. если при появлении непреднамеренного приращения угла атаки (вход в порыв ветра) возникает продольный момент, направленный на восстановление а . Этот восстанавливающий момент создается перераспределением аэродинамической нагрузки, которое может и не приводить к возникновению изменения величины подъемной силы любого знака, но должно вызывать смещение центра давления одного знака с изменением угла атаки (смещение центра давления вперед считается отрицательным).
Расчет несущих свойств и положения аэродинамического фокуса самолета
Расчет несущих свойств и положения аэродинамического фокуса основан на рассмотрении основных несущих элементов этой компоновки: базовое крыло; горизонтальное оперение (ГО) - стабилизатор; переднее горизонтальное оперение (ПГО) - дестабилизатор; наплыв или передняя часть несущего центроплана, носовая часть фюзеляжа (малонесущий элемент), и определении коэффициента подъемной силы и положения аэродинамического фокуса (С" и XFa ) каждого из этих элементов при отнесении С" к условной площади каждого из них, а положения фокуса ХРа в долях САХ, характеризующей элемент. Положение каждой несущей поверхности определяется расстоянием между носком ее САХ и главной осью компоновки. 6 ДО 0.5J Проюводная С" носовой части фюзеляжа отнесена к ее миделю и для круглого поперечного сечения принята равной двум (С" =2). Известно, что фюзеляж эллиптического поперечного сечения, высота которого меньше ширины, обладает более высокими несущими свойствами, чем цилиндрический фюзеляж с той же площадью поперечного сечения. Для учета этих особенностей введены коэффициенты rf -условный диаметр (ширина) носа, ХРа )юеа - положение его фокуса в долях длины, (примерно 0.5-0.7) и 5 -площадь сечения «основания» носовой части и коэффициент эллиптичности э = s-1 отношение площади поперечного сечения основания носовой части к площади "" "носа круга с диаметром, равным ее ширине. при э 1 подъемная сила носа фюзеляжа увеличена (нос "несет") при э 1 подъемная сила - уменьшена
Для учета взаимного влияния хвостовой части фюзеляжа и омываемых консолей ГО, установленного на ней, в расчеты введены «аэродинамическая площадь» горизонтального оперения, т.е. та условная (виртуальная площадь), которая может создать подъемную силу, равную подъемной силе ГО с учетом ее интерференции с хвостовой частью фюзеляжа и расположение фокуса этой площади относительно носка САХ базового крыла. (Глава 1) Задние кромки аэродинамической и омываемой площадей оперения приняты совпадающими (рис. 1.20 н 2.2.9). После определения С" и XFa каждого элемента как изолированной несущей поверхности рассчитываются суммарные приращения подъемной силы всей компоновки и ее продольного момента относительно носка САХ базовой трапеции крыла с учетом взаимного влияния (интерференции), изменяющегося в зависимости от числа М полета. Положение аэродинамического фокуса компоновки на САХ базового крыла определяется как точка приложения приращения суммарной нормальной силы, действующей на компоновку при единичном увеличении угла атаки. Расчетные формулы и пояснения приведены в Приложении 2 — программа Mathcad 2000.
Отношение аэродинамической площади к омываемой в зависимости от числа М выше было записано в виде (х - отношение расстояния между корневыми хордами омываемых консолей (d) к размаху изолированного крыла, составленного из этих консолей (/да)) Расстояние между фокусом компоновки (самолета) и фокусом аэродинамической площади ГО - аэродинамическое плечо ГО - рассчитывается по очевидной формуле: Балансировочная эффективность горизонтального оперения (стабилизатора), которая по определению равна полной производной от тг по q при Су = const, считается по формуле Л эК ,v» В результате получаем инвариант компоновки, который не зависит от центровки самолета УГО Пример расчета и все расчетные формулы с необходимыми пояснениями приведены в Приложении 2 (MathCAD 2000). Экспериментальные данные показывают (см. Приложение 1), что подъемная сила несущих элементов, установленных перед крылом (наплыв, ПГО), при малых углах атаки (до 1,5 -г- 2CrKmiK ) при малых дозвуковых скоростях снимается крылом через скосы потока, но сохраняется при больших сверхзвуковых скоростях, причем в последнем случае эти элементы работают омываемой площадью. Подъемная сила, наведенная этими элементами на крыле, приложена в области носка САХ крыла. Поэтому можно считать, что каждый из этих несущих элементов в линейной области углов атаки при всех скоростях полета создает пару сил с моментом, равным произведению, созданной им подъемной силы на ее плечо относительно главной оси, компоновки с учетом интерференции. Зависимость интерференции от числа М вводится стандартной функцией, которая обеспечивает наличие полной подъемной силы омываемой площади этих элементов при М 1, ее полное отсутствие при М =0, и содержит поправочный коэффициент.
Метод расчета. алгоритм программы «выбор параметров» (rfaks)
Для выбора параметров маневренного самолета необходимо иметь его аэродинамические характеристики на трех режимах полета: крейсерский, взлетно-посадочный и в области активного маневра. Основные режимы полета самолетов всех назначений и компоновок обычно соответствуют области, в которой подъемная сила, продольный момент и их безразмерные коэффициенты линейно зависят от угла атаки (а) и углов отклонения поверхностей управления ( ») Суакж= ""/At 11 C;.i«=Jff, C «+c коэффициент подъемной силы, соответствующий К При расчете ЛТ и MX самолета в программе используются: Аэродинамические характеристики геометрически подобных моделей этого самолета при Мкрейс и М , полученные в результате испытаний в аэродинамических трубах или расчетом. Могут быть заданы любые коэффициенты, характеризующие поляру, кроме тройки С, А2, СХо, определенные в условия балансировки; Несущие свойства и аэродинамическое качество или сопротивление модели с отклоненной взлетно-посадочной механизацией при малых дозвуковых числах М ; Высотно-скоростные и дроссельные характеристики двигателей с проспектными потерями в воздухозаборниках и соплах. Ниже рассмотрен вариант при задании взлетной тяга двигателей. Выбор параметров удобно начать с определения связи тяги силовой установки (СУ.) и площади крыла самолета, которая обеспечила бы реализацию минимально возможного относительного расхода топлива на единицу пути (Qv min), соответствующую рассматриваемой аэродинамической компоновке и типу силовой установки. В идеальном случае для реализации QVmin самолет должен лететь на высоте Нкрвйс = 11000(м) на режиме максимального аэродинамического качества со скоростью, соответствующей
Двигатель должен работать на крейсерском бесфорсажном режиме (при этом не ограничивается его заявленный ресурс), т.е. тяга должна составлять 50-75% от располагаемой на этом режиме полета: Р = (0.5 -г- 0.75)/ . Оптимальное согласование аэродинамической компоновки и силовой установки (двигателя) определяется отношением взлетной стендовой тяги двигателей к площади крыла Для высот 11000 м Н 20000(м) отношение -г— не зависит от высоты начала крейсерского полета Нн, поскольку скоростной напор q и относительная тяга силовой ; зависит только от Л/„_ и к, Необходимо согласовать взлетный вес, размеры, аэродинамические характеристики самолета с Т.З. и заданным весом полезной нагрузки. Для этого нужно задать два дополнительных безразмерных параметра, характеризующих модель и самолет, выполненный в компоновке этой модели: Для определения коэффициента формы было использовано соотношение, связывающее поверхность тела с его объемом и площадью омываемой поверхности («закон квадрата-куба»). Безразмерный коэффициент (Збл-)- = 4.836, введен для того, чтобы коэффициент формы приобрел физический смысл - для сферы, обладающей минимальной поверхностью при заданном объеме он равен единице. Тогда для любого тела коэффициент формы Ф равен отношению площади его поверхности к поверхности равновеликой по объему сферы
С помощью этих коэффициентов определяются площадь омываемой поверхности и площадь крыла самолета: Таким образом, чтобы решить задачу, надо рассмотреть систему из четырех уравнении - (1), (2), (3), (4). В этой системе шесть неизвестных: Р ; G ; S; S ; Vc\ Ни. Самолет определяется любой из трех величин: Роф, S, G . Если, например, задать взлетную тягу и задать любую из оставшихся неизвестных в качестве параметра, то можно получить зависимости всех остальных от него. Если задать начальную высоту полета (Яя), то получим связь всех параметров через #„: G„XHH), S(HM), S H,,), Ve(HH). Если в качестве параметра задать взлетную нагрузку на крыло, получим зависимость всех неизвестных от нагрузки на крыло. Для согласования геометрии, массы и аэродинамики нужно определить удельный вес (массу) компоновки, плотность компоновки Yc как функцию от принятых параметров: Сопоставление значений уе с плотностью компоновки реально существующих самолетов определит область, в которой можно выбирать параметры. Плотность компоновки Yc показывает уровень согласованности веса и размеров самолета определенных в результате решения задачи. Она должна находиться в пределах: уе є(300 + 500Х г/Л/3). При меньших величинах объемосодержащие элементы самолета (модели) должны быть уменьшены. При больших - увеличены. Очевидно, в обоих случаях должны быть изменены и аэродинамические характеристики. После внесения корректив расчет повторяется. Коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе Сх0 - известен по результатам испытаний в аэродинамической трубе. Если его переотнести к площади омываемой поверхности, то получим приведенный коэффициент сопротивления Ср, коэффициент сопротивления единицы омываемой поверхности, который показывает уровень совершенства аэродинамики самолета (или степень достоверности результатов испытаний). Сх Коэффициент Ср = с для правильно скомпонованного самолета должен % соответствовать статистическим данным по серийным самолетам CF = 0.0045 - 0.005 - для самолета без подвесных грузов. Отклонения должны быть обоснованы. Для согласования с Т.З. необходимо определить основные параметры, характеризующие размеры самолета, его весовую сводку и сосчитать JI.T. и М.Х. на заданных режимах полета. Относительный запас топлива зависит от взлетного веса самолета и заданного веса функциональной нагрузки - G$B, т.е. от суммы веса экипажа, оборудования и коммерческой (платной), полезной, боевой и прочей нагрузки. Укрупненная весовая сводка содержит веса этой нагрузки, топлива {GT}, силовой установки {Gey} и конструкции {Gk}, которые в сумме составляют взлетный вес:
Качественный анализ ах сверхзвукового неманевренного самолета
За основу аэродинамической компоновки сверхзвукового неманёвренного самолёта, т.е самолёта с до- и сверхзвуковым крейсерскими режимами полёта, в своё время была выбрана комбинация базового крыла умеренного удлинения и треугольного крыла малого удлинения (Я « 1) в качестве развитого переднего наплыва. Такое крыло сложной формы в плане имеет важную особенность: - Если в качестве базовой несущей поверхности принять крыло малого удлинения близкое к треугольному (Л 2, рис 4.4.1), то подбором параметров «наплыва» можно построить несущую поверхность с достаточно малым и плавным смещением аэродинамического фокуса при переходе к сверхзвуковым скоростям полёта -от одного практически постоянного значения при малых числах М к другому практически постоянному значению при больших числах М. В сочетании с пространственной деформацией несущей поверхности и начальной (т.е. при М 1) статической неустойчивостью самолёта это даст возможность обеспечить достаточно высокое аэродинамическое качество при балансировке на сверхзвуковом крейсерском режиме (т.е. при М 1), сохранив его при дозвуковых скоростях.
Если в качестве базовой несущей поверхности принять крыло умеренного «истребительного» удлинения (Л= 2.5 -г- 3) то путём рационального выбора пропорций и геометрических параметров «наплыва» можно выстроить несущую поверхность с практически одинаковым расположением аэродинамического фокуса при дозвуковых скоростях и при заданной сверхзвуковой скорости (рис 4.4.2). Это позволило бы выполнить балансировку бесхвостки на обоих крейсерских режимах практически без потерь аэродинамического качества. Для компоновки рис 4.4.2 это Хт = 0.15 по САХ базового крыла, если крейсерским режимам будут соответствовать М = 0.8 и Л/ =2.6
В начальной стадии исследований декларировался второй подход, однако компоновки самолётов Ту-144 и «Конкорд» оказались близкими и соответствующими первой концепции (рис 4.4.1.)
По программе «Аэродинамика» рассчитаны основные аэродинамические характеристики сверхзвукового пассажирского самолёта (СПС) Ту-144 и компоновок, соответствующих второй концепции (сегодня это компоновки СПС второго поколения, рассматриваемые у нас и за рубежом). Эти расчёты показывают полное качественное соответствие выводам теории и результатам экспериментальных исследований отечественных и зарубежных учёных, (рис 4.4.6 и 4.4.12), которые и были использованы при написании и отладке Программы. 0.900 0.800 0.1 с МКр«=2.могут быть достигнуты при приме-пении алюминиевых и титановых сплавов типа АК-4-1Т1. При М„р 2 для обеспечения заданного ресурса планера могут потребоваться материалы, обладающие существенно более высокими усталостными качествами. Для подтверждения требуемых усталостных свойств разработаны методики сертификации конструкции, основанные на экспериментальных исследованиях образцов и конструктивных элементов в условиях,чередования испытаний на усталость и ползучесть, а также требования ко всему, технологическому циклу изготовления конструкции СПС-2. Изучаются также возможности эффективного использования в конструкции СПС-2 композиционных материалов.
При выборе конструкционных материалов необходимо учитывать стоимость элементов конструкции, так как при прочих равных условиях решающими могут оказаться экономические соображения. Исследования показали, что может быть достигнут относительный вес конструкции планера СПС-2 без гондол двигателей 0ПлйіО,24 0о при обеспечении ресурса и.стабильных прочностных характеристик в условиях регламентированных повреждений.
На основе разработанной российской концепции СПС-2 АНТК им. Туполева, ЦАГИ и СГНПП -«Труд» предложен проект унифицированного двухрежимного сверхзвукового пассажирского самолета Ту-244, рассчитанного на перевозку 460 и 300 пассажиров на расстояние L«7500 км (трансатлантический вариант) и 9250 км (тихоокеанский) со скоростью, соответствующей Мкр«2 (рис. 1). Такой самолет может обеспечить эффективные перевозки пассажиров на практически глобальных дальностях порядка Ь=15000-ь 18000 км с одной промежуточной посадкой. При этом время полета по сравнению с полетом на ДПС сократится на 50%:, что соответствует требованиям авиакомпаний, предъявляемым к СПС (рис. 2). Предполагается, что СПС-2 рассмотренного
