ОПТИМИЗАЦИЯ ОСНОВНЫХ КОНСТРУКТИВНЫХ ПАРАМЕТРОВ ЛЕГКОГО САМОЛЕТА
Представляемая расчетно-оптимизирующая программа AEROSTU1 написана на языке Fortran и может быть использована для:
- поиска оптимальной совокупности конструктивных параметров легких самолетов со взлетной массой до 8000 кг;
- оценки удаленности конструктивных параметров легких самолетов от оптимальных;
- расчета основных массовых, аэродинамических и динамических параметров легких самолетов.
В качестве критериев оптимизации могут быть приняты самые различные, например:
- минимум отношения взлетной массы к аэродинамическому качеству, характеризующий минимум расхода топлива на 1 км пути;
- минимум взлетной массы;
- максимум максимального аэродинамического качества;
- максимум максимальной скорости полета и т.д.
В качестве независимых переменных оптимизации приняты:
- размах прямого участка крыла;
- размах трапециевидных участков крыла;
- корневая хорда крыла;
- концевая хорда крыла;
- относительная толщина профиля крыла;
- длина фюзеляжа;
- мощность двигателя (двигателей);
- стреловидность крыла.
В расчете приняты следующие ограничивающие условия:
- длина разбега не больше заданной;
- максимальная скорость не меньше заданной;
- скорость сваливания не больше заданной;
- посадочная скорость не больше заданной;
- эффективность элеронов - в требуемом диапазоне;
- скороподъемность не меньше заданной.
Оптимизация с помощью программы AEROSTU1 может быть осуществлена и по другим критериям оптимизации с другими независимыми переменными и ограничивающими условиями. Математическая модель в основном заимствована из [1].
Размеры журнальной статьи не позволяют привести полностью расчетные формулы и текст программы. Но о применимости ее в проектировании легких самолетов можно судить по результатам расчетов.
Например, для перечисленных выше критериев надо найти оптимальную совокупность основных конструктивных параметров легкого самолета при следующих ограничивающих условиях:
- длина разбега с грунтовой ВПП не более 100 м;
- максимальная скорость полета не менее 120 км/ч;
- эффективность элеронов в диапазоне 0,012<mэлер<0,018;
- скорость сваливания не более 90 км/ч;
- посадочная скорость не более 80 км/ч;
- скороподъемность не менее 2 м/с.
Дополнительными условиями являются:
- масса полезной нагрузки, включая массу пилота, - 200 кг;
- мощность двигателя - 65 л.с.;
- расчетная перегрузка - 6;
- по схеме расположения крыла относительно фюзеляжа самолет - высокоплан;
- дальность полета - 400 км;
- крыло двухлонжеронное, подкосное;
- угол отклонения закрылков на взлете - 20°, на посадке - 40°;
- крыло клепаной конструкции с силовым набором из Д16Т и тканевой обшивкой;
- двигатель установлен над фюзеляжем, охлаждение - воздушное;
- ширина фюзеляжа - 0,7 м, высота - 1,5 м;
- фюзеляж без гермокабины;
- шасси - неубирающееся, колеса - без обтекателей, материал шасси - 30ХГСНА, высота шасси - 0,8 м, шины с обычными камерами, давление в шинах колес - 4 кгс/кв.см;
- шасси установлено на фюзеляже;
- максимальный коэффициент подъемной силы профиля крыла - 1,3.
Расчет произвести для двух вариантов механизации задней кромки крыла:
- задняя кромка без механизации;
- механизация - щелевые закрылки.
Механизация передней кромки крыла - предкрылки.
Результаты расчетов для критерия
механизация передней кромки крыла - предкрылок
| Оптимальные конструктивные параметры самолета | Механизация задней кромки крыла
|
|---|
| без механизации | щелевые закрылки
|
|---|
| Корневая хорда крыла | 1.4 | 1.4
| | Размах прямого участка крыла | 14.0 | 14.0
| | Концевая хорда крыла | 1.4 | 1.4
| | Размах трапециевидного участка крыла каждой
консоли | 0 | 0
| | Относительная толщина профиля | 0.18 | 0.18
| | Длина фюзеляжа | 6.0 | 6.0
| | Мощность двигателя | 65 | 65
| | Стреловидность крыла (по 25% хорды) | 4.0 | 4.0
| | Летно-технические и массовые характеристики самолета
|
|---|
| Максимальное аэродинамическое качество | 11.57 | 11.68
| | Длина разбега с грунтовой ВПП | 40(85) | 27(50)
| | Скорость сваливания | 56 | 47
| | Посадочная скорость | 48 | 41
| | Максимальная скорость | 139 | 139
| | Максимальная скороподъемность | 5.2 | 5.1
| | 42.44 | 42.84
| | Взлетная масса | 491 | 501
|
Результаты расчетов для критерия
механизация передней кромки крыла - предкрылок
| Оптимальные конструктивные параметры самолета | Механизация задней кромки крыла
|
|---|
| без механизации | щелевые закрылки
|
|---|
| Корневая хорда крыла | 1.4 | 1.2
| | Размах прямого участка крыла | 7.0 | 7.0
| | Концевая хорда крыла | 1.4 | 1.4
| | Размах трапециевидного участка крыла каждой
консоли | 0 | 0
| | Относительная толщина профиля | 0.12 | 0.12
| | Длина фюзеляжа | 6.0 | 6.0
| | Мощность двигателя | 65 | 65
| | Стреловидность крыла (по 25% хорды) | 0 | 0
| | Летно-технические и массовые характеристики самолета
|
|---|
| Максимальное аэродинамическое качество | 7.4 | 7.4
| | Длина разбега с грунтовой ВПП | 95(170) | 79(120)
| | Скорость сваливания | 78 | 70
| | Посадочная скорость | 67 | 61
| | Максимальная скорость | 155 | 159
| | Максимальная скороподъемность | 4.2 | 4.2
| | 56.4 | 56
| | Взлетная масса | 417 | 415
|
Результаты расчетов для критерия
механизация передней кромки крыла - предкрылок
| Оптимальные конструктивные параметры самолета | Механизация задней кромки крыла
|
|---|
| без механизации | щелевые закрылки
|
|---|
| Корневая хорда крыла | 1.6 | 1.5
| | Размах прямого участка крыла | 12.5 | 14.5
| | Концевая хорда крыла | 0.64 | 1.5
| | Размах трапециевидного участка крыла каждой
консоли | 1.0 | 0
| | Относительная толщина профиля | 0.13 | 0.13
| | Длина фюзеляжа | 8.0 | 8.0
| | Мощность двигателя | 65 | 65
| | Стреловидность крыла (по 25% хорды) | 1.0 | 1.0
| | Летно-технические и массовые характеристики самолета
|
|---|
| Максимальное аэродинамическое качество | 12.45 | 12.45
| | Длина разбега с грунтовой ВПП | 43(90) | 32(55)
| | Скорость сваливания | 55 | 48
| | Посадочная скорость | 48 | 42
| | Максимальная скорость | 138 | 138
| | Максимальная скороподъемность | 4.6 | 4.6
| | 43.6 | 44.01
| | Взлетная масса | 543 | 548
|
Результаты расчетов для критерия
механизация передней кромки крыла - предкрылок
| Оптимальные конструктивные параметры самолета | Механизация задней кромки крыла
|
|---|
| без механизации | щелевые закрылки
|
|---|
| Корневая хорда крыла | 1.0 | 0.8
| | Размах прямого участка крыла | 10.0 | 9.0
| | Концевая хорда крыла | 1.0 | 0.32
| | Размах трапециевидного участка крыла каждой
консоли | 0 | 0.5
| | Относительная толщина профиля | 0.15 | 0.18
| | Длина фюзеляжа | 6.0 | 6.5
| | Мощность двигателя | 65 | 65
| | Стреловидность крыла (по 25% хорды) | 1.0 | 1.0
| | Летно-технические и массовые характеристики самолета
|
|---|
| Максимальное аэродинамическое качество | 9.2 | 7.96
| | Длина разбега с грунтовой ВПП | 99(180) | 99(140)
| | Скорость сваливания | 76.9 | 72.5
| | Посадочная скорость | 66.6 | 68.2
| | Максимальная скорость | 158.5 | 164.8
| | Максимальная скороподъемность | 4.95 | 4.16
| | 48.25 | 57.3
| | Взлетная масса | 443.9 | 456.3
|
* - длина разбега в скобках - без предкрылков
Таким образом, программа AEROSTU1 позволяет оптимизировать параметры и характеристики легкого самолета на ранних этапах проектирования.
Ф.А.Рябов (Дубна)
Литература
- Бадягин А.А., Мухамедов Ф.А. Проектирование легких самолетов. - М.: Машиностроение, 1978. - 208 с.
|