- •Типовая массовая (весовая) сводка самолета
- •111. Оборудование и управление:
- •5 . 2 Определение массы самолета
- •Относительные массы конструкции, силовой установки, оборудования и управления и топлива самолетов разных типов
- •Составление подробного перечня оборудования самолета и определение массы отдельных систем или отдельных агрегатов оборудования,
- •5.3 Весовое проектирование и контроль массы самолета.
- •5 . 4 Определение моментов инерции самолета
- •5.5 Анализ весовой эффективности применения полимерных композиционных материалов в конструкциях самолетов [5]
- •5.6 Типовая сводка распределения масс самолета по структурным группам (9)
- •5.6.1 Типичное разделение массы пустого самолета в процентах
- •Разбивка массы обычного гражданского самолета
- •5.6.9 Масса группы силовой установки.
- •5.6.10 Определение массы оборудования и систем.
- •5.6.11 Масса системы управления.
- •Масса системы управления Таблица 8
- •5.6.12 Масса группы пилотажно-навигационного (пно) и радиоэлектронного оборудования (рэо).
- •5.6.15 Масса прочего оборудования.
- •Разбивка по массовым группам силовой установки для современных самолетов
- •Примечание: * — процент от установочной массы двигателя;
- •Стандартные массы полезной нагрузки, топлива и масла
- •5.7 Центровка
- •Приблизительное расположение цм отдельных массовых групп самолета
- •Центровочная ведомость самолета
- •5.7.1 Диаграмма загрузки и балансировки
- •5.8 Варианты загрузки и ограничения
- •Центровочная ведомость
5.5 Анализ весовой эффективности применения полимерных композиционных материалов в конструкциях самолетов [5]
Весовая эффективность применения полимерных композиционных материалов (ПКМ) в конструкции планера самолетов, в частности фронтовой авиации, заключается в поиске возможностей значительного снижения массы конструкции и самолета в целом при широком использовании ПКМ. Увеличение доли применения ПКМ в конструкциях современных боевых самолетов и необходимость точного расчета весового эффекта от их применения проводится на самых первых стадиях проектирования самолета при формировании рационального облика перспективных боевых авиационных комплексов.
Весовая эффективность применения ПКМ в конструкциях самолетов определяется как величина снижения массы конструкции и самолета в целом при использовании в конструкции 1 кг ПКМ. Величины снижения массы конструкции и самолета в целом связаны коэффициентом роста массы (КРМ) самолёта, причем всегда КРМ > 1.
Следует отметить, что весовая эффективность применения ПКМ в конструкциях самолетов сильно зависит от стадии проектирования. Это связано с тем, что условия расчета КРМ принципиально зависят от этапа проектирования самолета, что приводит широкому диапазону значений этого коэффициента. Максимального весового эффекта от применения ПКМ возможно добиться именно на первых стадиях проектирования самолетов. В этом случае наблюдается синергетический эффект снижения массы самолета по замкнутой цепи событий: снижение массы конструкции - снижение расчетной полетной массы - снижение тяги силовой установки и размерности планера - снижение массы топлива - снижение расчетных нагрузок - снижение массы конструкции.
Статистика по серийным самолетам фронтовой авиации отечественной и зарубежной разработки, а также по проектам перспективных боевых авиационных комплексов показывает, что содержание ПКМ в их конструкциях достигает 40% (истребитель EF-2000) и более (беспилотные разведывательные и ударные летательные аппараты).
Рациональный уровень применения ПКМ в конструкции самолетов фронтовой авиации различного назначения сильно варьируется из-за специфических требований эксплуатации. Важно определить его еще на первых стадиях проектирования самолета и точно рассчитать весовую эффективность применения ПКМ в рамках решения задачи формирования рационального облика самолета. Например, применение в конструкции фронтового штурмовика ПКМ должно быть ограниченным, исключительно в несиловых зонах (обтекатели, зализы, створки, рули) и возможно — для верхних панелей фюзеляжа и киля. Это объясняется эксплуатацией штурмовика в условиях активного огневого противодействия противника, причем основная угроза исходит из передней и нижней полусферы от огня автоматического стрелкового оружия и мелкокалиберной зенитной артиллерии. Количество воздействий таково, что при эксплуатации в боевых условиях штурмовик будет возвращаться с каждого вылета с десятками мелких повреждений. В таких условиях на штурмовиках применяются бронирование, дублирование и резервирование жизненно важных агрегатов, систем и экипажа, защита топливных баков (ТБ) от взрыва, интеллектуальные средства защиты, противоракетный маневр, статически неопределимые конструктивно-силовые схемы (КСС) агрегатов планера, компоновочные мероприятия по разнесению жизненно важных агрегатов, систем и коммуникаций.
Металлическая броня штурмовика в настоящее время не может быть заменена более эффективной в весовом отношении конструкцией из ПКМ. Кроме того, самолеты фронтовой авиации отечественного производства, особенно штурмовики, должны иметь возможность эксплуатации с грунтовых взлетно-посадочных полос (ГВПП). Эксплуатация самолетов с ГВПП характеризуется наличием на них большого количества посторонних предметов, которые часто попадают на наземных маневрах в самолет, причем больше всего попаданий в нижнюю и боковые поверхности средней (СЧФ) и хвостовой частей фюзеляжа (ХЧФ) и хвостовое горизонтальное оперение (ГО). При полетах на малых высотах самолеты фронтовой авиации сталкиваются с проблемами пылевой эрозии передних тупых кромок, что не позволяет применять ПКМ на передних кромках крыла, оперения, воздухозаборников. Хрупкий характер разрушения ПКМ из-за межслоевых сдвигов в матрице определяет большую зону разрушения в сравнении с металлической конструкцией. Ремонт в полевых условиях силовых конструкций из ПКМ в ВВС не отработан, а замена панелей целиком приводит к высокой стоимости и трудоемкости технического обслуживания самолета и как следствие — к низкому коэффициенту боеготовности парка самолетов. Поэтому в зонах с повышенным риском повреждений в эксплуатации использовать конструкции из ПКМ нецелесообразно.
Для фронтовых истребителей существуют свои эксплуатационные критические требования по применению ПКМ в конструкции. В данном случае на долю применения ПКМ больше всего влияет максимальная скорость полета, точнее число Маха. Самую большую долю применения ПКМ с максимальным весовым эффектом можно реализовать в конструкции фронтовых истребителей с максимальной скоростью полета М<2.1, поскольку диапазон температур поверхности обшивки планера лежит внутри диапазона эксплуатационных температур существующих ПКМ. Однако и в этом случае существуют зоны с повышенной рабочей температурой, где использование ПКМ практически невозможно - это мотогондолы силовой установки на базе ТРДДФ или ТРДФ, особенно в зонах форсажных камер. Вследствие большой тяговооруженности современных фронтовых истребителей и размерности современных силовых установок массовая доля металлических мотогондол в конструкции планера достаточно велика. Актуальны для фронтовых истребителей и требования по обеспечению боевой живучести, только здесь основное огневое противодействие исходит от истребителей, наземных и надводных зенитных комплексов ПВО. Соответственно для фронтовых истребителей основным поражающим фактором является поток осколков от осколочной боевой части управляемой ракеты класса "воздух-воздух" или зенитной управляемой ракеты. Наиболее атакоопасные направления для фронтовых истребителей - задняя полусфера и передняя полусфера, причем воздействие - разовое. В этих условиях применяемое на штурмовиках бронирование жизненно важных агрегатов, систем и экипажа нецелесообразно по массе, поэтому применяются защиту ТБ от взрыва, интеллектуальные средства защиты, противоракетный маневр, статически неопределимые КСС агрегатов планера, дублирование и резервирование жизненно важных агрегатов и систем, компоновочные мероприятия по разнесению жизненно важных агрегатов, систем и коммуникаций. Отсутствие металлической брони и менее жесткие требования по ремонту в полевых условиях позволяет значительно расширить применение ПКМ в конструкциях фронтовых истребителей в сравнении со штурмовиками. Появляется возможность широко использовать ПКМ в фюзеляже, крыле и оперении. Для фронтовых истребителей отечественного производства также усматривается эксплуатация в ГВПП, что ограничивает применение ПКМ в нижних и боковых поверхностях СЧФ и ХЧФ, а также хвостовом ГО при его низком расположении. Зато головная часть фюзеляжа (ГЧФ), в отличие от бронированной металлической ГЧФ штурмовика, может быть сделана преимущественно из ПКМ. Проблемы эрозии передних кромок крыла и оперения для фронтовых истребителей так же актуальны, как и для штурмовиков. Разница в стреловидности передних кромок крыла и оперения компенсируется ростом максимальной скорости полета у земли.
Для фронтовых истребителей с максимальной скоростью полета 2.1<М<2.35 имеются дополнительные ограничения по применению существующих ПКМ в зоне воздухозаборников и воздушных каналов силовых установок из-за торможения потока в них до дозвуковых скоростей с нагревом.
Для сверхзвуковых перехватчиков с максимальной скоростью полета М>2.35 использование существующих ПКМ в силовых конструкциях практически невозможно, поскольку уровень их термостойкости не покрывает эксплуатационный диапазон температур перехватчика. Здесь ПКМ могут успешно применяться только в деталях конструкции, защищенных от аэродинамического нагрева, таких, как отсеки оборудования, кабина экипажа.
Разработка новых ПКМ с высокой термостойкостью и уровнем механических и эксплуатационных характеристик выше, чем у металлических сплавов, является сложной научно-технической задачей, поскольку прочность таких ПКМ определяется прочностью полимерной матрицы и прочностью ее связи с армирующим заполнителем; механические свойства всех полимеров с ростом температуры падают быстрее механических свойств конструкционных металлических сплавов. Возможный прогресс по термостойкости композиционных материалов связывается с применением металлических, керамических, углеродных матриц, однако их механические свойства приближаются к свойствам металлических сплавов, стоимость чрезмерно высока, а технологичность понижена.
В долгосрочной перспективе с появлением гиперзвуковых летательных аппаратов ПКМ могут успешно применяться только в деталях конструкции, защищенных от аэродинамического нагрева, таких, как отсеки оборудования, кабина экипажа, криогенные топливные баки. В основной силовой конструкции гиперзвуковых летательных аппаратов применение ПКМ маловероятно, поскольку потребуется комплекс внешних теплозащитных покрытий (ТЗП), аналогичный воздушно-космическим самолетам (ВКС), который для длительного полета ЛА (десятки минут и более) неэффективен по массе. Во внешних охлаждаемых конструкциях использование ПКМ нерационально, а в горячих возможно применение только жаропрочных композиционных материалов с неорганической матрицей. Необходимо отметить, что ПКМ в конструкциях самолетов фронтовой авиации сегодня в основном применяются в зонах с доступом для наружного осмотра — больше всего в панелях планера, выходящих на теоретический контур. Использование ПКМ в деталях внутреннего, т.е. не выходящего на теоретический контур, силового набора конструкций самолетов фронтовой авиации, таких, как шпангоуты, лонжероны и стенки, ограничено проблемами боевой живучести и ремонтопригодности.
Например, обеспечить необходимую боевую живучесть конструкции многолонжеронного крыла можно только при применении ряда металлических лонжеронов, что исключает возможность создания продольного набора крыла только из ПКМ. Именно поэтому истребитель 5-го поколения F-22 имеет продольный набор крыла из титановых силовых лонжеронов и вспомогательных лонжеронов из ПКМ. Рациональный уровень применения ПКМ в конструкции самолетов фронтовой авиации различен в каждом конкретном агрегате планера. Например, в мелких, несиловых деталей (обтекатели, зализы, створки, рули) доля применения ПКМ достигает 80-100%. В оперении самолетов фронтовой авиации доля применения ПКМ может достигать 50-90%, в крыле - 50-80%, а в фюзеляже - всего 20-30%.
Вследствие того, что масса фюзеляжа определяет массу планера, суммарная доля ПКМ в конструкции самолетов фронтовой авиации достигает только 40%.
Весовая эффективность применения ПКМ в конструкции самолетов фронтовой авиации зависит в первую очередь от конкретного агрегата планера, уровня нагрузок, количества стыковых узлов, разъемов, люков и других особенностей конструкции, а также от специфических условий эксплуатации. Самая высокая эффективность применения ПКМ наблюдается для несиловых деталей (обтекатели, зализы, створки, рули), поскольку толщины в них назначаются конструктивно или по технологии, а массу прямо определяет плотность используемого конструкционного материала. В этом случае замена алюминиевого сплава с плотностью 2,8 на углепластик с плотностью 1,55 позволяет снизить массу детали на 45%. Для рулей этот эффект может быть еще выше благодаря снижению массы противофлаттерных балансировочных грузов.
Для более сложных силовых деталей становятся важны конкретные типы действующих силовых факторов и механические характеристики материала при их восприятии - здесь сильно сказывается ярко выраженная анизотропия механических характеристик ПКМ. Учитывая анизотропность механических характеристик, выгоднее всего применять ПКМ в деталях работающих на одноосные нагрузки: полки лонжеронов и шпангоутов, стенки лонжеронов и шпангоутов. Тем не менее, благодаря значительному преимуществу по удельным механическим характеристикам перед металлическими сплавами ПКМ эффективно применяются и в условиях двухосных и трехосных нагрузок для внешних панелей планера. Это достигается рациональной укладкой слоев армирующих волокон.
Необходимо отметить, что простая замена металлического сплава на ПКМ в конструкции самолета часто не дает высокого результата. Применение ПКМ должно сопровождаться грамотной разработкой макросиловых и микросиловых схем. Дело в том, что значительная часть конструкции самолетов фронтовой авиации в эксплуатации работает с допускаемой потерей устойчивости обшивок, а панели из ПКМ в отличие от металлических не допускают потери устойчивости, так как это ведет к разрушению ПКМ от межслоевого сдвига в матрице. Это требование при сохранении микросиловой схемы металлической конструкции вызывает увеличение толщины обшивки в панели из ПКМ, что ведет к росту массы и снижению весового эффекта от применения ПКМ. Выход заключается в создании панелей из ПКМ с повышенной изгибной жесткостью, например трехслойных с различными заполнителями, что ликвидирует угрозу потери устойчивости панели в эксплуатации и обеспечивает дополнительный выигрыш в массе, в том числе и за счет модификации макросиловой схемы в сторону уменьшения количества силовых элементов. Такой подход позволяет получить выигрыш в массе панелей крыла, оперения, фюзеляжа из ПКМ до 40%.
Наличие большого количества стыковых узлов, разъемов, люков и других особенностей конструкции снижает весовую эффективность применения ПКМ, поскольку требует введения в конструкцию металлических узлов и окантовок.
Осредненная оценка весовой эффективности применения ПКМ в конструкции самолетов фронтовой авиации показывает, что 1 кг примененного в конструкции ПКМ с современным уровнем механических характеристик снижает массу конструкции на 0,5 кг или на треть. Данная оценка справедлива для малого изменения в конструкции в условиях зафиксированных проектных параметров на этапах эскизного проектирования и рабочего проекта. Реальная весовая эффективность применения ПКМ в конструкции значительно зависит от общего объема применения ПКМ в планере, поскольку сначала используются наиболее выгодные по массе решения по применению ПКМ. Однако и при такой упрощенной оценке реальная зависимость весового эффекта применения ПКМ от массовой доли его применения в конструкции носит сложный характер. По мере повышения доли применения ПКМ до предельных и реально недостижимых 100% весовая эффективность применения ПКМ в пересчете на долю применения ПКМ линейно снижается с 1/2 до 1/3; предельно достижимая гипотетически величина снижения массы конструкции составляет 1/3 или 33%.
Необходимо отметить, что для реально достижимого уровня применения ПКМ в конструкции самолетов фронтовой авиации 40% величина снижения массы конструкции составляет 1/6, или 17%. Разумеется, эта оценка применима в условиях зафиксированных проектных параметров на этапах эскизного проектирования и рабочего проекта, когда наблюдаемый весовой эффект применения ПКМ компенсируется ростом массы других частей самолета, т.е. когда взлетная масса остается постоянной.
При реальных коэффициентах роста массы в диапазоне 3-5 для самолетов фронтовой авиации на первых этапах проектирования и статистической относительной массе конструкции планера из металлических сплавов 30% в нормальной взлетной массе получаем снижение проектной взлетной массы самолета на 15-25%.
Выводы:
1) Весовая эффективность применения ПКМ в конструкции современных самолетов фронтовой авиации по планеру достигает 1/6, или 17%, а по нормальной взлетной массе — 15-25%.
2) В начале проектирования современных самолетов фронтовой авиации абсолютно необходимо точно определять степень применения ПКМ, рассчитывать прогнозируемый весовой эффект применения ПКМ с уточнением КРМ и осуществлять формирование рационального облика самолета по новым исходным данным.