ЛЕТАТЬ, ОПИРАЯСЬ НА ЗНАНИЯ

Давние и глубокие традиции имеют в нашей стране слеты самодеятельных авиастроителей. Настоящим университетом конструкторского мастерства были встречи энтузиастов-авиаторов двадцатых и тридцатых годов. Эти слеты стали ступенью в большую авиацию для таких знаменитых конструкторов, как С. П. Королев, С. В. Ильюшин, А. С. Яковлев, и многих других.

В последние годы интерес молодежи к малой авиации особенно возрос. Произошло это во многом благодаря слетам авиаторов-любителей СЛА — о них уже неоднократно рассказывалось на страницах нашего журнала. В сегодняшней подборке — аппараты нетрадиционных схем.

Итоги последних трех слетов, в которых приняли участие сотни любителей авиации, показали, что большинство аппаратов выполнено на хорошем профессиональном уровне. Но были самолеты, создателям которых явно не хватало элементарных знаний и опыта. Такие машины, выполненные с нарушением законов аэродинамики и теории прочности, к полетам не допускались.

Мы надеемся, что публикуемый материал инженера-конструктора В. П. Кондратьева, члена технической комиссии СЛА-84 и СЛА-85, поможет самодеятельным авиаконструкторам избежать многих ошибок при разработке сверхлегких летательных аппаратов.

Техническое задание — вот с чего обычно начинается проектирование самолета. Советуем четко сформулировать его. Прежде всего в нем должны быть отражены назначение самолета, тип и мощность двигателя, эксплуатационные перегрузки, состав оборудования и полезная нагрузка. В настоящем ТЗ есть и иные характеристики — максимальная скорость, скороподъемность и другие, а в результате проработки определяются параметры силовой установки. Но «самодельщику» выбирать двигатель не приходится. И мощность мотора совместно со скоростью сваливания практически однозначно определяют летные данные. Именно на этом и базируется алгоритм предлагаемого метода нахождения параметров и летных характеристик любительского самолета.

Несколько замечаний по выбору скорости сваливания. Учтите, от этого зависит сложность пилотирования вашей машины. Из опыта эксплуатации любительских аппаратов известно, что пилоту, прошедшему курс подготовки в аэроклубе ДОСААФ, не слишком сложно пилотировать самолет со скоростью Сваливания 100—110 км/ч, для новичка нужен аппарат со значением этого параметра 50—60 км/ч. Но в любом случае для любительской машины не стоит выбирать ее выше 90 км/ч.

Суть алгоритма проектирования поможет уяснить конкретный пример. Допустим, решено построить одноместный тренировочный самолет под двигатель РМЗ-640 мощностью 35 л. с. от снегохода «Буран» (кстати, это, пожалуй, единственный доступный двигатель, который Можно использовать для подобных целей почти без доработок). Примем скорость сваливания 75 км/ч, механизация крыла — простой нещелевой закрылок. Эксплуатационные перегрузки от +6 до —3: именно такие позволят вашей машине выполнять фигуры высшего пилотажа. Нагрузка: пилот (75 кг), топливо (10 кг), парашют (наиболее подходящий — планерный наспинный ПЛП-60 —9 кг, либо типа С-4 или С-5 — 12 кг). Оборудование: указатель скорости, высотомер, указатель скольжения, тахометр, указатель температуры головки цилиндра, система приемников воздушного давления (ПВД). Вместе с приборной доской все это весит 3,5 кг. Неплохо оборудовать самолет и легкой радиостанцией (4 кг вместе с питанием).

Конечно, на основе данных ТЗ можно сделать ряд достаточно сложных расчетов, однако для определения характеристик небольших любительских самолетов классической схемы лучше пользоваться статистическими рекомендациями, сведенными в серию номограмм (рис. 1), которые позволят быстро и довольно точно определять ‘ все необходимые параметры самолета и его летные данные.

Определение характеристик рекомендуем проводить в такой последовательности:

где:

V св — скорость сваливания, км/ч;

V пос— посадочная скорость, км/ч;

V отр— скорость отрыва, км/ч;

V ах — скорость захода на посадку, км/ч;

S, SКр— площадь крыла, м2;

Lкр— размах крыла, м;

N, Nдв— мощность двигателя, л. с.;

G — вес самолета, кг;

Gвзл. макс — максимально допустимый взлетный вес самолета, кг;

G/S, G/L2кр, G/N — удельные нагрузки на крыло, на размах крыла и на мощность соответственно, кг/м2; кг/м2; кг/л. с.;

Vмакс — максимальная скорость самолета у земли, км/ч;

Vy — максимальная скороподъемность у земли, м/с;

Lвзл, Lпос— соответственно взлетная и посадочная дистанции самолета до набора высоты в 15 м.

Характеристики, полученные с помощью номограмм, подразумевают установку воздушного винта, соответствующего данному режиму полета. В принципе это означает, что для достижения максимальной скорости нужен один винт, максимальной скороподъемности — другой, минимальной взлетной дистанции — третий… К выбору оптимального винта в дальнейшем мы еще вернемся.

Номограммы (см. рис. 1) позволяют сопоставить влияние различных параметров на летные характеристики и подбором добиться наилучших результатов. Определив параметры самолета, воспользуйтесь схемами на рисунках 1 и 4 статьи «Коктебельский авиасалон» (см. «М-К» № 3 за 1985 г.) и вычертите предварительную компоновку (рис. 2).

Теперь подсчитайте вес и определите центровку. Для этого сначала составьте поагрегатную сводку, которая для нашего примера будет иметь вид:

Взлетный вес — 249

Нагрузка — 94

пилот — 75

топливо — 10

парашют — 9

Вес пустого — 155

Планер — 100

крыло — 32

элероны — 2

фюзеляж — 25

фонарь — 4

киль — 1

руль направления — 2

стабилизатор — 3

руль высоты — 3,5

главное шасси — 16

носовая стойка шасси — 6

управление — 5,5

Силовая установка — 42,6

двигатель — 31

воздушный винт — 3,2

капот — 3

бензосистема — 2

управление двигателем — 0,5

моторама — 2,2

выхлопные патрубки — 0,4

оснастка двигателя — 0,3

Оборудование — 10,9

приборная доска — 2,9

система ПВД — 0,6

радиостанция — 3,5

электрооборудование — 0,5

кресло пилота — 2,2

тормозная система колес — 1,2

Прочее, в том числе окраска — 1,5

На этом этапе необходимо точно определить вес силовой установки и оборудования по результатам взвешивания или паспортным данным. Для определения веса самолетных агрегатов (Gaгp) воспользуйтесь номограммами (рис. 3), подставляя G взл макс из номограммы на рисунке 1 как взлетный вес первого приближения. Суммировав все значения весовой своди получим взлетный вес второго приближения. В обозначениях на весовых номограммах:

Gкр — вес одного м² крыла, кг/м²;

n^эмакс — максимальная эксплуатационная перегрузка;

Вmax — средняя аэродинамическая хорда, м.

Вес крыла определяется по формуле: Gкр = Gкр * Sкр

Имейте в виду, что в маленьких самолетах много элементов, размеры которых определяются не расчетами, а по «конструктивным соображениям». Действительно, стенки нервюр или обшивку можно было бы делать толщиной в десятые доли миллиметра, однако приходится все-таки устанавливать гораздо более толстые. И такие отклонения весьма трудно учесть весовыми формулами и номограммами, поэтому расчет веса требует тщательности.

Необходимо, чтобы взлетный вес из весовой сводки был бы ниже Gвзл макс из номограммы (рис. 1) на 5—10%. Если же он превышает Gвзл макс , измените исходные параметры самолета: используйте более мощный двигатель либо увеличьте размах и площадь крыла. Ну а если он существенно ниже Gвзл макс, в номограмму подставьте новое значение взлетного веса и скорректируйте размах и площадь крыла, а также летные характеристики. Более точно взлетный вес определяется по элементным весовым расчетам после определения силовых сечений конструктивных элементов по расчету на прочность. Контроль веса проводите на всех этапах проектирования и постройки самолета и, если он вдруг превысит Gвзл макс принимайте меры к его снижению либо изменяйте параметры самолета.

Следующий этап — расчет центровки. Уже по предварительной компоновке определилось расположение крыла, оперения, фюзеляжа, а также кабины пилота, которая должна быть как можно ближе к требуемому центру тяжести (15—25% Всах). Теперь наметьте на чертеже центр тяжести (ЦТ) отдельных агрегатов и закоординируйте их, как показано на рисунке 2. Расчет центровки удобно свести в следующую таблицу:

Первая группа агрегатов

Вторая группа агрегатов

Как видите получилось две группы весов: в первую вошли планер, экипаж, оборудование и тому подобное, во вторую — двигатель, воздушный винт и все с ним связанное. Включены сюда и такие агрегаты, перемещая которые нетрудно существенно сдвинуть центровку. В нашем примере — это силовая установка, если схема самолета типа «Дон Кихот», то во вторую группу войдут пилот, кабина и прочее.

По формуле Хт = ΣG1*X1/ΣG1

определите расположение ЦТ агрегатов первой и второй групп. В дальнейшем, перемещая силовую установку, можно добиться требуемой центровки самолета. Расстояние между точками ЦТ агрегатов первой и второй групп для получения заданной центровки относительно Всах составит:

A = C(1 + (ΣG1 I группы)/(ΣG1 II группы)).

(Все обозначения см. на рисунке 2.) Привязав, таким образом, силовую установку к планеру, можно считать предварительную компоновку и увязку законченной.

В процессе работы почти все параметры самолета, в том числе размах, удлинение, сужение и площадь крыла, а также плечо оперения и другие характеристики можно менять в пределах ±5% — аэродинамика вполне допускает это. Можете даже выполнить крыло сужающимся или стреловидным. Но не стоит делать сужение больше 2 и стреловидность по передней кромке более 15°. Выбирая форму самолета, совсем не обязательно рисовать его в аксонометрии. Ведь на стоянке воспринимается боковая проекция, а в полете — плановая. И если обе они будут изящны и красивы — значит, вам удалось изобразить удачный самолет.

В процессе дизайнерской проработки не забывайте и о конструкции самолета — наметьте основные силовые элементы: лонжероны, нервюры, шпангоуты, стыковые узлы, а затем вычертите компоновку самолета в масштабе 1 : 5 и общий вид в масштабе 1 : 10, как это показано на рисунке 4. Еще раз проверьте вес и уточните центровку. Если о незначительно отклонилась от заданной, скорректируйте ее переносом отдельных агрегатов силовой установки или оборудования. Для вычислений пользуйтесь формулами:

Xт нов = Xтст + ΔXт.

«+» или «—» — в зависимости от направления переноса агрегата;

Xт нов — новое положение центровки в % от САХ крыла;

Xт ст — старое положение центровки в % от САХ крыла;

ΔXт — изменение центровки от переноса груза в % от САХ крыла.

ΔX т= М/M1%; M = Gгр * Xп, G гр — вес переносимого груза, кг; Хп — расстояние, на которое переносится груз, м.

M1% = Gвзл * Bсах/100,

М1% — момент, изменяющий центровку на 1%;

Всах— средняя аэродинамическая хорда крыла, м.

Если же центровку надо поправить в больших пределах, эффективнее незначительно переместить крыло.

Итак, вы нарисовали свой самолет. Внимательно изучите его чертежи, проанализируйте все его достоинства и недостатки. А через некоторое время начните разработку второго варианта: наверняка у вас появятся новые идеи. Плохо, если «очередной» разработкой окажется первая, равно плохо, когда новым компоновкам нет конца…

В. КОНДРАТЬЕВ