Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов (Бюшгенс Г.С., 1998 - Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов), страница 153

иричньи! Езрзетсрььстиеи сзмочет»з, выиоли«и!!ого н каикрстььай зараз!!!на*ьсскаи еамиаианес, н зависимости ат одного из параметров — Взэьеьигьнегз, илошзди кры;ьз, маки!малы!ого аэродинамического кзчестьнь, вено.ьезнои нагрузки, взлетная тяги силов~0 у«тзиоики и !.д. 1 оиастанлешье ио ьучеьшых рсзтльтььтьэн с солар кььмьг»! 6знкз дзннье«ио икнььнькз.'! и сутпестн»юижми или Возможнььми оьраимчсььиями ью ньлстнсст сама'ьста, иа сга размерам ити па реально да«тижимому уроиша юдшьамичесеих харзгсгеришьгк ьюзио.шег выбрать а»вьу или несколько *!Паис)вон ДЧН Дая!»вейн!ЕГО ЗНЗИИЗЗ П ОГГТИМИЗЗцьн! «И Ираьаььиьь! Ллн каждой из выбранных еа»гаанавььк пргьвадььтся знз.тиз В.Пьян!!я па ПИ» СЗМОЛЕТЗ ВЬЕДЕГИ«ЫХ Н рЗСЧС! ТехьГОГЮПРЮСКИХ ЬыраМСТрав арн ГьСЗЪС- !!!а»ь уданзгтнаренин всех приоритетных ьребонзыш.

Во,ьможси также ьлиз нлияьшн ььазлсмснпюга из»ьсн ния ТЗ нз обтик самолета при задан- 4 уровне технольн ни и с!о нероятьь««»! ьюныиьсьиьи и нсрспькпьвс. В»!с!аликс "'гьря»!ать~ счет»з" Внесение из»ьеиеииь! и нсходиыс данные елью приведения и соогнстстнис с ТЗ одной из Л и МХ изменяет и алзлыьыс характеристики самолета.

11сьюльзоиаиие ириграмм форэонзиия аэродинамической компановки па методу "обратного счета !валяет оирсдслить потребные изменения исходных тьнииых„каторьж сиечат ныполисиис всех остальных ТЗ. Таким образом, ирямой и об!и.ьй сче! дополняют друг друга, иазналяя сформировать кампанавкьг:-;:::,,';,.::.-,', юлста. уданэьстваряющую ТЗ„и обесцечигь согласонаиис трсбьанвц1гй, льного уровня технологии производства и аэродинамики. Линлыз результатов подобных расчетов позволяет выбрать компановку=.:::,:;'-::"::ь;, !тагина. оирсделыть площадь крььла и потребные значения всех знргццт-,-! ':;!".,':: ьнческих казффицисьгган, каторьье должны быть сопоставлены с резуль- . '-.!: змн исследований саатвстствукэщих моде.ьсй Б аэродицзььичесьаьх трубах матери»згьзмьь расчетных исследоньииьй. При нььрыьраваиии ьььаш»зди цьз или формы крыла н илаис с цслыа оптимизации или для иринедезнзчешьй аэродинамических коэффицисььтон, ьюлучешьых н эксиериьтс, и иатребиым, ироисхадит иэмсисиие коэффициента формы Ф.

Эта сход к новой компоновке и, соответственно, появленьи новых патрнб! значений всех параметров. характсрнзуюеднх прототип. Они, очсвнлапределятать",н ььгнютььм переходам ат одйььга значения Ф к:д1тугаму с -ф игь»ьоцьььа заранее настроенных гстак без .Енюлнителыи*ьх рве*!став, Если изм«н нис илаиьади крыла прои;ьаиьло н результзгс а!!явлен!!я нового ирииципз сс апрсделсшш (нзприь!«7, путем нкльоч«'ния плошади наплыва В ььлацьздь крыла), та ироиорцни кок!повозки ири этом остаются востьзяниьгьи и изменение потребных не.:ичин аэрадиььаниьческих коэффициентов ароььгхатиьт ири Ф вЂ” — соььзг» саатвстсгнуюшим этой кампо!!анке.

Анализ трсбонзинй к аэродинаыичс«ким характеристикам, полученным ь* результате перехода ат ТЗ, ьюзиоляет оценить степень их взаимного соответствия и ипредельтть пзрамстрь! компоновки, капьры«необходимо доработать. Либо этем«нгы ТЗ, катар!»ю ьюлезью н:и! Необходима изменить и ту илз! ииуто гтараиу. В ходе расчетов зздакн ся н варьируются акала десятка парамс! ров, хзрзктсризукьщих уровень техналагьш и возможного»ззродынзмычесььыы н е«знструетьаьнагг! гансрьисиствз самолета, и аиределяьотсн "области суьнсстновашш"„каждая точка н коьирых соответствует в!юлие оььрсдслсншьму набору;ьоиушении о принятом н ираскьировании ураннс тсхиалапаь.

Метод!и!а мажет быть усавершенстнанаьы иугем введения уточненььььх расчетных фармчл и доно.ьнительнь»ьх тсхиоз!«иическььх п»зр»з!»ьетров. ба!!а ири»ьеньгма и в еле~!не, сс.ш приоритетнььми считаюзсн ЛТХ на ь всрхзнуконом режиме полет!»е Ллгаритм можно ус.ьо«ьно разделить ин чсьыре блока (рис. 18.3.11): Л!'рньььь) — аарслслне! оьносительныс потребные параметры самолета (иокз.! пели гРЗВнь нин см. ! л. 16) В завис!!!»!асти ат А.ьььдх. Бьгьор«ьь! — «огласонзннььа ра.ьььсры, излетный вес, укруьшецную весовую свалку и комплексные параметры, абьедиььяьошие ззрадииаыическтьс коэффициенты, размеры самолеьа и иотребнас аэродинамическое качество» Тфььььць! — Ззрадинзмичссезьс коэффьцыьент!»ь, плошадь кр!»!лз и из! 1эузку иа крыло при дапалнитсэьыьом задании саатионз«ния площади ь«рыла и омываемой поверхности гаеьоэьсзчз.

Чеьпнерьныа — соиоставленце потребных иарзметран с бзииом данных (ст ьтистикз па самолетам и ььоделяы, на)'чныЙ задет); Вь»!бар»аэрадь1ььвс ынчес!»ой компоноВки. Требования задаются параметрами: нхн! 1 у ь! для Оа 1 ьь (иди Мьь)„рас»иья нььй,режим" Р— длн Н„в„)г„р,нс (нли М, .В„,), кРсйсеРскнй Режим, (1,1н, — вес функциональной нагрузки (оборудование, ьюлезнзя. Нагрузка, экипаж). 11а Рис 18.3.12, 18,3.13 пРсгдгтавлеиы дли ИРимсРВ РВЗУЯьтаты расчетов иа методике "обратнага счета". Требования: мзнннрсниыс возможности на высоте О = 5000 и прн М =0,9 с остаткам топлива но внутренних баках 0,5 Ст; хан,ь„ь = 6,5; 1'у! = 200 ы/с; п,,е! = 0,7., Х.

= 2500 им', чемт! саатватстя)Фтэ,'((,'атее Ф.":) ' '~.. =,.,".М-„.ъ';:-"Вью,' ', 4:.':.ье в нсбольи1ому Воарастаиию пот рсоной надетной твгоаооруксснностц в ) меньн1сннк~ потребного максимального аародинамического качества, в „=65 ~ й ОЧ; П=5км 1; = 2ОО жс ~ встатвк топлива $ф~4 б С се " 1 Р~,б, — ' б, б, ~„о .

б 5 Двввввстн иелета 26ОО км 1, й1 =.6,.9 ., 16 бе.'Г = 2.5) 1 ~1-11вм (х ,'сп, 1 = 1,2...в С „,тс 60 1,т, С ст, Йв Квмияеисиюе изрвмстры сравнения Г6Е! 1 б.ав1 !' б~ б „„'.б 51, '- 5~взд УК1~тиисинйя вссввая сведий б,; б; б„; б Рис. ! 6.3 11, Бявк-схема првтрвммм "аорвтаснв счета" 11а рис. 18.3.12 показаны потребные ацачепив комплексных парапет-:;,:.!:;;-':-1: роа и со~тавля1опптх укрупненной весовой сводки в аавнснмостн от ко":;;:::-~! аффициспта формы компоповкп Ф. Перемещен11е обьемов иа фтоаелижа в. крипо н другие иссушив эпвмснттв (увеа111ченже Ф)' приводит. к уве.',' 611чсннто потребного ваде'й~ъ веса й пгйж".,11т~Я~внп1:;о веса,:аовсвтрукпйй~'-'. ааъкчокЬ4а.зрЬ.п1 - Как построить самолет своими руками?1 6 3„- 6 суй, - 2,6 3 . 'ЯА'„--',',4-':Ф Рвс: 1Й,З 12, Ревуввтаты Рас етов в 6явках,.1 В 2 св1тамер) Рисунок 18.3.13 11окааьц~ает общуФ ювистпвоств 11отрбббпак Азй суДда" летворения ТЗ традиционнткк аародв11вмпческттх кодфф$щ$1и1тоа 'ов16Й~ЙЙОДФ кр1~1ла самотета (5) и козффищ4еата фо11иы 1Ф) ддж прйЙЙ111п1 тенаоло гнческнх козффипиеитов 1рсаудьтаты расчетов в блоке 3, см.

рвс,: '18.3,1 ), а 3 11) Зтн аавнстачосттт полииитот оправе.внть требовании к осйовйым. пар4й1втра16 саиаоскг1з в аВРодгптвиическо11 скомс, звДВинов вслпчииикй11 Ф Н ъвве *' Ф--"-:,2,8=,.:,'т':,::.=..-4;~ ..-,'виврйж~Ыщ~'':ЮХ66ТВ::С трат:61щЪрЦФ':~61ВПК116:,,Х,:.'~.:2",::,1$ !!Га!амоИ3-!а.арЬ.11! — Как построить самолет своими руками71 Ф - 3„2; 5„3 = 3 — бесхвостка с трс)гольиь!и крыдох! Х -" 1,9; Ф = 3,5: 5'-„= 4,7 — нормальная схема, с!Реловидиос ~ры~~ Х = 3; Ф вЂ” 4,О„5, 3 = 4,9 — иормальиал интегральная схема со стреловцдым крылом Р.

= 3353, в .:«ж 'Глни к торых жна ! "а !1ять и у* * . трсбован и, идцо, по для комли!овок с треугольным крылом требования к азроди.!мцчсским характеристикам„обеспечивающим вьишлпсиис ТЗ по дадь- „"-",,, 331,!!3 ГКГ!2 33 1 ~ ~ 3 33 Ф ) -336 Звв ~33 3'3333 3 3,5 стз 3 3,5 4 ф !3яс. !6 3 !3 Резъ33ьтаты 1мсчетов в 6лаках 3 и 4 (п1щмер) Задави Ф и .Х3„„, 33ире. !!3е!33333!!!А 33сиоваь3е !и333и33Г3ц!!33 с33ис33!ет33, и!я-тп и маневру, практически невы!шанины. Нирь!алька схема с крьи дом Х. = 3 Гоотвегсгвусг требованиям.

11итеградьная схема может обес- и лить более высокие !Ребоваги!я — реал! иое максимальное азродииа мичегкос К1!чество при М = 0,9 превышает А'„33а„= 10. 18.4. Краткий анализ авродинае!ичсскнх схем Каждой из аэродинамических схем согпве!ствуют свои ироисргнн!34е практикой оптимальные формы крыльев в плане (главы 2-4). Длл иормальной схемы зго крылья с углом гтрслоиидности ио вере- . „.и!еп кромке 40ге45', задняя кромка вы!Юлиена с небольшой подожитсльиой, близкой у,.„, = О или иебодыпой отрицательной стреаоии3х!!остью, с .—.- 4 —: 5;;. При заданном размахе угол стреловидности задней кромки определяет удлинение крыла, которос обычно составляет Х =' 3-;3,5. Пра!3 взлетной иагрузке на кр!лло.

характс1зиой для этих азродннамическйх схем (Г"У = 350-. 450 к1'г'!1~), оптимальные размеры крыла согласу!Отсл с размерами фюзедлжа, обеспечиваю~ размещение горизонтального опс3 ренил за крылом и исобход!!му!о не~тропку самолета (см. Рис. 18.1.2). 21тл !х3схвостки попользуются крылья, близкие к треугодьньо! малого уйг ливен!!л (Х < 2), малой от!К3сительной толщивь! (2+4'!~) и большого суэкеция (т! > 12), крылья с изломом передней кромки, вьттлиугые вдоль фк!зе!!яжа (см, риг.