1. Предварительное уточнение компоновочных решений

В рамках предварительного уточнения компоновочных решений мы выберем основные геометрические размеры фюзеляжа, некоторые характеристики крыла, основные удельные параметры - нагрузку на крыло и энерговооруженность, относительную площадь оперения. Выбор таких важных абсолютных параметров как площадь и размах крыла, тяга двигателей невозможны до проведения весовых расчетов.
Также здесь предстоит решить отдельные компоновочные вопросы, вызывающие неясность на текущем этапе.

Сравнительная таблица аналогов

В данном проекте при выборе большой части решений по компоновке важную роль будут играть данные реальных аналогов. Ниже приведем для них таблицу сравнения по основным характеристикам.

Параметр	ед. изм.	Ил-46	Ил-46С	Ил-30	Самолет 150	A-3 SkyWarrior	B-47	Ту-16
Размах крыла	м	29	27,86	16,5	24,1	22,1	35,35	33
Длина	м	24,5	24,5	18	26,7	23,27	32,55	34,8
Высота	м	4,78	4,78	н.д.	7,6	6,95	8,51	10,4
Площадь крыла		105	108,29	100	115	75,43	132,7	164,65
Масса	кг
пустого самолета		26300	н.д.	22967	26800	17876	33221	37200
нормальная взлетная		41840	н.д.	32552	38000	31751	48108	72000
максимальная взлетная		52425	н.д.	37552	47000	37195	71241	79000
Двигатели		2 х ТРД АЛ-5 по 5000 кгс	2 х ТРД АЛ-5 по 5000 кгс	2 х ТРД ТР-3 по 4600 кгс	2 х ТРД АЛ-5 по 5000 кгс	2 х ТРД J57-P-10 по 4670 кгс (на форсаже 5516)	6 х ТРД J47-GE-11 по 2359 кгс	2 х ТРД РД-3М по 9500 кгс
суммарная тяга	кгс	10000	10000	9200	10000	9340	14154	19000
суммарная тяга на форсаже	кгс	-	-	-	-	11032	-	-
Скорость	км/ч
максимальная у земли		н.д.	900	900	н.д.	н.д.	н.д.	н.д.
максимальная		928	1000	1000	970	982	965	1050
крейсерская		700	850	850	н.д.	837	720	850
Дальность полета	км
максимальная		4970	н.д.	3500	4500	н.д.	н.д.	7200
нормальная		н.д.	н.д.	н.д.	н.д.	4670	6440	5925
с макс. Полезной нагрузкой		н.д.	н.д.	н.д.	н.д.	н.д.	н.д.	н.д.
Полезная нагрузка	кг
нормальная		3000	н.д.	2000	1500	н.д.	н.д.	н.д.
максимальная		6000	н.д.	4000	6000	5440	9979	9000
Масса топлива макс.	кг	20600	н.д.	н.д.	н.д.	15000	н.д.	н.д.
Потолок	м	12700	н.д.	13000	12500	12495	13503	12300
Экипаж	чел	3	3	4	5	3	3	6
Нагрузка на крыло	кг/м2
при норм. взл. массе		398,5	н.д.	325,5	330,4	420,9	362,5	437,3
при макс. взл. массе		499,3	н.д.	375,5	408,7	493,1	536,9	479,8
Энерговооруженность (без форс.)	кгс/кг
при норм. взл. массе		0,239	н.д.	0,283	0,263	0,294	0,294	0,264
при макс. взл. массе		0,191	н.д.	0,245	0,213	0,251	0,199	0,241

Таблица 1.1 Сравнение основных характеристик самолетов-аналогов

Данные для таблицы 1.1 взяты из открытых источников, в основном это сайт Уголок Неба, www.airwar.ru. Данные по нагрузке на крыло и энерговооруженности - расчетные. Для самолета Ил-46С данные по размаху и площади крыла вычислены по сравнительному чертежу вида сверху Ил-46 и Ил-46С. Методика определения неизвестных размеров по чертежу описана здесь. Самолеты Ту-16 и B-47 заметно тяжелее других и относятся (или относились на момент создания) скорее к тяжелым бомбардировщикам. Однако, по общему техническому уровню и по удельным характеристикам они примерно соответствуют другим приведенным в таблице аналогам.
Анализ данных из таблицы 1.1 показывает, что наш самолет будет иметь максимальную взлетную массу в диапазоне примерно 35-45 тонн, площадь крыла 80-100 м2. Суммарная максимальная тяга двигателей будет составлять около 10 тонн силы. Масса топлива ожидается в грубых пределах 15-20 тонн. Масса пустого самолета может составить 18-25 тонн. Последний параметр значительно ниже других аналогов у самолета A-3. Это не может объясняться меньшими прочностными требованиями, так как самолет, во-первых, номинально является штурмовиком, а значит должен быть расчитан на перегрузки даже большие чем у классических бомбардировщиков, а во-вторых, предназначен для базирования на палубах авианосцев, что также требует усиления конструкции, в частности, шасси. По всей видимости, причина в значительно меньшей площади крыла, хотя возможны и другие объяснения, например, недостоверные данные.

Выбор основных относительных параметров

Ориентируясь на данные аналогов, выбираем следующие значения основных относительных параметров:

Параметр	ед. изм.	Значение
Нагрузка на крыло	кг/м2	среднее по аналогам	выбранное
при норм. взл. массе		379,2	350
при макс. взл. массе		465,55	450
Энерговооруженность (без форс.)	кгс/кг
при норм. взл. массе		0,27	0,28
при макс. взл. массе		0,22	0,25

Таблица 1.2 Выбранные основные относительные параметры проектируемого самолета

Аэродинамическая схема и общая компоновка

В соответствии с исходными данными и ограничениями, выбираем следующую компоновку:
свободнонесущий моноплан с верхним расположением крыла и классическим хвостовым оперением. Крыло стреловидное, трапециевидной формы в плане, возможно имеющее наплыв с большей стреловидностью в корневой части. Механизация крыла и органы управления включают элероны, интерцепторы, двух- или трёхщелевые закрылки и предкрылки вдоль всего размаха. Оперение стреловидное, расположено в хвостовой части, состоит из переставного стабилизатора с рулем высоты и неподвижного киля с рулем направления. Горизонтальное оперение располагается на фюзеляже или в корневой части киля. Двигатели - ТРДД (турбовентиляторные) 2 или 4 штуки, расположены под крылом на пилонах, с выносом вперёд.
Будем стараться придерживаться следующего правила: каждый вид нагрузки, расходуемой в полёте (топливо, полезная нагрузка, боекомплект) размещать симметрично относительно центра тяжести. Это позволит избежать нарушения центровки при изменении веса нагрузки. Полезная нагрузка размещается в едином бомбоотсеке в середине фюзеляжа, ниже центроплана крыла. Также предусмотрим возможность дополнительной внешней подвески нагрузки под крылом. Топливо размещено в крыле и в фюзеляжных баках перед и за бомбоотсеком. В киле будет находиться дополнительный балансировочный бак. Кроме того, предусмотрим установку подвесных топливных баков под крылом и съёмного бака в бомбоотсеке для перегоночных полётов. Оборонительное вооружение будет включать три артустановки - верхнюю и нижнюю турели с дистанционным управлением и хвостовую, к которой примыкает кабина стрелка-радиста. Ввиду того, что расход снарядов зависит от меняющейся боевой обстановки, было бы желательно разместить весь боезапас в районе центра тяжести самолёта, чтобы обеспечить неизменность центровки. Однако, сделать это затруднительно так как, во-первых, основное пространство там занято бомбоотсеком, а во-вторых, огневые точки должны размещаться так, чтобы элементы конструкции не перекрывали секторы обстрела. Окончательный выбор мест расположения оборонительных установок будет произведён при расчётах центровки, после количественного анализа. Не исключено, что влияние расхода боекомплекта на центровку самолёта окажется незначительным и легко исправимым, в этом случае мы сможем размещать вооружение более свободно.
Далее проведём выбор геометрических параметров крыла и фюзеляжа. Также мы решим вызывающий неясности вопрос размещения основных стоек шасси. Возможно, что в результате нам придётся несколько пересмотреть некоторые общие компоновочные решения.

Выбор геометрических параметров крыла

На данном этапе мы можем определиться с формой крыла в плане без уточнения размаха и площади, то есть, можем задать удлинение, сужение, угол стреловидности. Также зададим относительную толщину профиля.
При выборе значений указанных параметров можно ориентироваться не только на самолёты - аналоги (см. таблицу 1.3), но и на другие самолёты с близкими скоростными и маневренными характеристиками. В таблице 1.4 приведены значения для некоторых транспортных и пассажирских самолётов, в том числе и со сверхкритическим профилем крыла (Ту-204, Ан-124).

Параметр	ед. изм.	Ил-46	Ил-46С	Ил-30	Самолет 150	A-3 SkyWarrior	B-47	Ту-16
Стреловидность	град.	0	35	35	35	36	36,6	35
Удлинение	-	8,01	7,17	2,72	5,05	6,48	9,42	6,61
Сужение	-	2,47	3,04	1,84	1,90	2,79	2,41	2,51
Относительная толщина	%
максимальная		н.д.	н.д.	12	11,75	9,95	12	15,7
минимальная		н.д.	н.д.	н.д.	11	8,25	н.д.	12

Таблица 1.3 Значения параметров, характеризующих форму крыла для самолётов - аналогов

Параметр	ед. изм.	Boeing 747-400ER	Boeing 737-500 (Classic)	Ту-204	Ан-124-100	Baade-152
Стреловидность	град.	37,5	25	28	28	35
Удлинение	-	7,40	9,16	9,49	8,55	5,09
Сужение	-	4,92	4,52	3,93	4,12	1,99
Относительная толщина	%
максимальная		13,4	15,4	14,5	13,7	н.д.
минимальная		8	10	9,5	9	н.д.

Таблица 1.4 Значения параметров, характеризующих форму крыла некоторых пассажирских и транспортных самолётов

Ориентируясь на приведённые выше данные, выбираем для нашего самолёта характеристики крыла, указанные в таблице 1.5. Она содержит значения определяющие простое трапециевидное крыло постоянной стреловидности (без излома по передней кромке). Ниже приведено изображение такого крыла, с параметрами соответствующими выбранным.

Выбранные параметры крыла	ед. изм.	Значение
Стреловидность по передней кромке	град.	32
Удлинение	-	8,5
Сужение крыла	-	4
Относительная толщина профиля крыла
минимальная	%	10
максимльная	%	15

Таблица 1.5 Выбранные значения параметров, характеризующих форму крыла проектируемого самолета

Рисунок 1.1 Трапециевидное крыло без наплыва, с выбранными параметрами

Если мы примем решение использовать крыло с переменной стреловидностью по передней кромке (с наплывом в корневой части), то нам потребуется задать еще несколько параметров, характеризующих форму в плане. Мы определим стреловидность передней кромки крыла на участке наплыва, часть размаха, которую занимает этот участок и отдельно его сужение. Для этих параметров выбираем значения, представленные в таблице 1.6. Ниже дано изображение соответствующего крыла.


Дополнительные параметры для крыла с наплывом
Стреловидность по передней кромке в районе наплыва	град.	37
Часть размаха, занятая наплывом (0..1)	-	0,3
Сужение части крыла, имеющей наплыв	-	1,7

Таблица 1.6 Выбранные значения параметров, характеризующих форму крыла с наплывом для проектируемого самолета

Рисунок 1.2 Трапециевидное крыло с наплывом с выбранными параметрами

Выбор геометрических параметров фюзеляжа

Характеристики фюзеляжа, в том числе и геометрические, определяются в первую очередь двумя факторами:

аэродинамикою
размещаемыми в фюзеляже элементами конструкции, нагрузкой, топливом, оборудованием и др.

С аэродинамической точки зрения важное значение имеют такие параметры как удлинение фюзеляжа, его диаметр, миделево сечение, площадь поверхности, удлинение носовой и хвостовой частей.
Для наших целей сейчас будет достаточно определить длину фюзеляжа, форму и площадь его миделева сечения.
Чтобы найти эти параметры, в первую очередь зададим удлинение фюзеляжа. Так как это относительный параметр, мы можем выбрать его значение ориентируясь на самолёты-аналоги. Далее проанализировав размеры основных элементов, размещаемых в фюзеляже и их возможное расположение, оценим минимально потребную длину фюзеляжа, ширину, высоту и площадь сечения. Зная площадь миделя мы можем найти потребную длину фюзеляжа вторым способом - через выбранное удлинение. Из двух получившихся значений выберем наибольшее, чтобы гарантированно разместить в фюзеляже всё необходимое. Возможно, что при этом увеличится удлинение фюзеляжа. Если оно получится слишком большим (больше чем максимальное среди аналогов), то можно перекомпоновать элементы, разещённые в фюзеляже, при необходимости увеличив мидель.
В результате мы будем знать площадь миделя, длину, высоту и ширину фюзеляжа (длина и ширина определяются выбранной формой сечения), удлинение. Также будет в основном определена внутренняя компоновка фюзеляжа.
Выбор величины удлинения фюзеляжа.
В книге "Проектирование самолётов" под редакцией С. М. Егера приводится таблица типичных удлинений фюзеляжа в зависимости от расчётной скорости. Наш самолёт относится к околозвуковым и для него характерны значения удлинения 8..13. При этом удлинение носовой части колеблется в перделах 1.7..2.5, а хвостовой - 3..4.
В таблице 1.7 приведены некоторые геометрические характеристики фюзеляжей самолётов-аналогов (значения определены из чертежей).

Параметр	ед. изм.	Ил-46	Ил-46С	Ил-30	Самолет 150	A-3 SkyWarrior	B-47	Ту-16
длина	м	24,32	24,32	16,72	24,61	21,76	31,42	36,16
диаметр (эквивалентный)	м	2,28	2,28	1,57	2,68	2,51	3,16	2,57
высота	м	2,56	2,56	1,68	2,68	2,43	3,16	2,58
ширина	м	2,03	2,03	1,40	2,68	2,23	3,16	2,63
площадь миделя	м2	4,07	4,07	1,93	5,66	4,93	7,86	5,20
удлинение	-	10,69	10,69	10,67	9,17	8,68	9,93	14,05

Таблица 1.7 геометрические характеристики фюзеляжей самолётов-аналогов

Ориентируясь на данные таблицы аналогов, выбираем значение удлинения 10.5, что также хорошо согласуется с диапазоном значений из книги.
Оценка размеров и выбор взаимного расположения элементов содержимого фюзеляжа.
В фюзеляже нашего самолёта должны располагаться следующие элементы:

отсек полезной нагрузки (бомбоотсек)
центроплан крыла
топливные баки
кабина пилотов и бытовой отсек
кабина стрелка-радиста
РЛС и другое БРЭО
оборонительные артиллерийские установки
носовая стойка шасси

Вопрос о размещении основных стоек шасси в дальнейшем будет рассмотрен отдельно. Если будет решено полностью или частично разместить их в фюзеляже, то к вопросу его компоновки придётся вернуться ещё раз.
Рассмотрим по отдельности перечисленные выше элементы с целью определения их габаритов.
Отсек полезной нагрузки (бомбоотсек):
Для выбора размеров бомбоотсека воспользуемся данными по самолётам-аналогам. К сожалению, такие параметры в литературе встречаются нечасто и не всегда размеры бомбоотсека удаётся найти по чертежам, особенно высоту. Иногда удаётся найти данные по самолётам-бомбардировщикам других классов - лёгким, тяжёлым стратегическим. Логично предположить, что размеры бомбоотсека кореллируют со взлётной массой и массой полезной нагрузки, поэтому поступим следующим образом: собрав по возможности больше данных по реактивным бомбардировщикам различных классов, построим приближённую зависимость габаритов отсека от грузоподъёмности. Отсюда, зная требуюмую массу полезной нагрузки получим отправную точку для выбора размеров.
В таблице 1.8 собраны данные, которые удалось найти.

Размеры бомбоотсека (данные по различным самолётам)	длина бомбоотсека	ширина бомбоотсека	высота бомбоотсека	объём бомбоотсека	бомбовая нагрузка	макс. взлётная масса
SNSACO (Sud-Ouest) SO.4050 Vautour IIA (Вотур)	5 м	1 м	1 м	н.д.	до 3000 кг	20700 кг
A-3 SkyWarrior	4,5 м	1,5 м	1,88	н.д.	5440 кг	37195 кг
Ту-160	11,28 м	1,92 м	1,9 м	н.д.	норм. 9000 кг, макс 40000 кг	275000 кг
Ил-46	5,7	1,62	1,48	н.д.	норм. 3000 кг, макс 6000 кг	52425 кг
Ил-46С	7,8	1,62	н.д.	н.д.	н.д.	н.д.
Ил-30	н.д.	н.д.	н.д.	н.д.	норм. 2000 кг, макс 4000 кг	37552 кг
Самолёт 150	6,51	1,85	1,37	н.д.	норм. 1500 кг, макс 6000 кг	47000 кг
B-47A	8,36	2,83	н.д.	н.д.	9979 кг	71241 кг
Ту-16	6,59	1,63	н.д.	н.д.	9000 кг	79000 кг
B-52G	8,5 м	1,8 м	н.д.	29.53 cubic meter (1043 cubic feet)	до 22680 кг	488000 lbs (221350 kg)
Ту-22М3	~ 7 meters / 23 feet	~ 1.8 meters / 6 feet	н.д.	н.д.	норм. 12000 кг, макс 24000 кг	126000 кг
AVRO Vulcan B.1	8.84 meters (29 feet)	3.2 meters (10 feet 6 inches)	н.д.	н.д.	9,450 kilograms (21,000 pounds)	113,000 kilograms 250,000 pounds
B-45	297 inches (7,54 m)	н.д.	н.д.	н.д.	22,000 lb (10,000 kg)	110,000 lb (49,900 kg)
«Канберра» В.Мкб	6,8 м	н.д.	н.д.	н.д.	норм. 2725 кг макс. 3600 кг	25515 кг

Таблица 1.8 габариты бомбоотсеков реактивных самолётов-бомбардировщиков

Фиолетовым цветом в таблице выделены данные, определённые приблизительно по чертежам.
На рисунках ниже представлены ориентировочные зависимости длины, ширины и высоты отсека вооружения от массы полезной нагрузки.

зависимость длины бомбоотсека от грузоподъёмности

зависимость длины бомбоотсека от грузоподъёмности

зависимость ширины бомбоотсека от грузоподъёмности

зависимость высоты бомбоотсека от грузоподъёмности

Рисунок 1.3 Зависисмость габаритов бомбоотсека от полезной нагрузки

Грузоподъёмность нашего самолёта 5000 кг, соответственно, на приведённых выше зависимостях ей примерно соответствуют габариты 6.5 Х
1.3 Х 1.15 м (длина Х ширина Х высота). С учётом некоторого запаса окончательно выбираем размеры 6.5 Х 1.65 Х 1.5 м (длина Х ширина Х высота). Объём отсека вооружения при этом составит около 16 м3.
Кабина пилотов и бытовой отсек:
Минимальные необходимые размеры кабин экипажа определяются в первую очередь эргономикой.
В передней кабине мы разместим двух пилотов, сидящих рядом. Места обоих членов экипажа оборудованы катапультными креслами. Катапультирование осуществляется вверх через отстреливаемые крышки люков. Между креслами пилотов будет сделан проход, ведущий в расположенный сзади бытовой отсек. Высота бытового отсека должна позволять человеку стоять во весь рост. На рисунке ниже изображена кабина и бытовой отсек, скомпонованные в соответствии с этим описанием и имеющие минимальные размеры (близкие к минимальным).

Рисунок 1.4 Минимально необходимые размеры кабины пилотов и бытового отсека

Из рисунка видно, что для размещения передней кабины вместе с бытовым отсеком требуется пространство не менее 2.1 X 1.95 X 1.5 м (длина Х ширина Х высота).
Кабина стрелка радиста:
В задней кабине размещается один стрелок-радист сидя спиной к направлению полёта.
Учитывая, что у нас используется классическое оперение (не двухкилевое, не V-образное), простое катапультирование вверх будет невозможно. Вариант с отделением всей кабины назад с последующим катапультированием из неё также не подходит, так как исключает возможность покидания самолёта только стрелком-радистом. Это объясняется тем, что вместе с кабиною придётся отделять установку вооружения и большую массу брони, что, в свою очередь, сильно изменит центровку самолёта и сделает невозможным дальнейший управляемый полёт. Кроме того, может быть нарушена силовая схема хвостовой части, особенно если в неё была включена броня кабины.
Можно использовать катапультироапние в сторону или вниз. Последний вариант, по видимому, используется на самолёте “150” (точных данных на этот счёт найти не удалось). Можно вообще отказаться от катапультирования, как это сделано на некоторых бомбардировщиках и транспортных самолётах (Ил-28, Ту-16, Ан-12, Ил-76 и др.). В последнем случае стрелок покидает кабину самостоятельно через люк в нижней части (на Ил-76 - в боковой стенке), крышка люка при этом служит для защиты от набегающего потока.
Можно использовать и другие конструктивные решения, которые не будут иметь различных недостатков, свойственных вышеперечисленным вариантам. Окончательный выбор метода спасения стрелка-радиста можно произвести на стадиях более детального проектирования.
На рисунке ниже изображена кабина стрелка-радиста с мнинмально необходимыми размерами. Из рисунка видно, что для её размещения в фюзеляже необходимо пространство длиной 1.32 м, высотой 1.6 м и шириною 0.95 м.

кабина стрелка-радиста

Рисунок 1.5 Минимально необходимые размеры кабины стрелка-радиста

Центроплан крыла:
Центроплан нашего самолёта будет представлять собой силовую конструкцию, соединяющую левую и правую консоли крыла. По ширине центроплан будет занимать пространство от одной бортовой нервюры до другой, а его лонжероны будут расположены перпендикулярно продольной оси самолёта (см. рисунок ниже). Поперечное сечение центроплана будет совпадать с сечением силового кессона консолей в районе бортовых нервюр.

Рисунок 1.6 Форма и расположение центроплана

Высота центроплана, таким образом, равна высоте бортовой нервюры, а длина - ширине силового кессона в этом сечении, то есть, расстоянию от переднего до заднего лонжерона (стенки) у борта фюзеляжа. Ширина центроплана не влияет на геометрию фюзеляжа (наоборот, она зависит от ширины/диаметра фюзеляжа), поэтому нам достаточно найти только высоту и длину центроплана. Абсолютные значения этих размеров на данном этапе нам неизвестны, но можно определить их отношение к длине хорды крыла в районе борта. Относительная высота центроплана будет равна толщине профиля, её мы выбрали ранее - 15%. По длине примем, что силовой кессон начинается с 20% хорды и длится до 70%, то есть, относительная длина центроплана составит 50%. Для проверки этого допущения был сделан приблизительный замер по чертежу Ан-124, который дал следующие результаты: начало кессона - 19,67%, окончание - 67,58%, соответственно, длина - 47,91% (замер приблизительный, так как силовые элементы крыла на чертеже не обозначены явно и есть вероятность ошибочного определения мест их прохождения). На рисунке ниже изображены сечения центроплана и крыла в месте их стыка - по бортовой нервюре.

Рисунок 1.7 Сечение крыла в месте стыковки с центропланом

Если теперь взять максимально возможную длину хорды, то мы узнаем размеры пространства в фюзеляже, необходимого для гарантированного размещения центроплана. Чтобы определить длину при известной форме крыла (а мы её уже выбрали ранее), нужно знать площадь крыла и ширину фюзеляжа (вернее, расстояние от оси фюзеляжа до плоскости стыковки крыла и центроплана). На данном этапе эти параметры нам неизвестны, но мы можем взять приближённые значения, ориентируясь на аналоги, а к полученной длине хорды крыла добавить некоторый запас. Примем площадь крыла равной S = 100 м2, а ширину центроплана равной 2 м. Тогда по рисункам из раздела выбора формы крыла (масштабная сетка на этих изображениях соответствует крыльям с площадью S = 100 м2) мы находим длину бортовой хорды 5,2 м (для крыла без наплыва) и 6 м для крыла с наплывом. С учётом запаса длина бортовой хорды будет 6,5 м. В этом случае высота центроплана составит 0,975 м, а длина - 3,25 м. На рисунке ниже изображено сечение крыла и центроплана, имеющие указанные размеры.

Расчётные размеры центроплана

Рисунок 1.8 Размеры центроплана (заштрихованная часть), принятые на этапе предварительной компоновки фюзеляжа. Также показано сечение крыла в месте стыковки с центропланом

Топливные баки: under construction

***

топливные баки
РЛС и другое БРЭО
оборонительные артиллерийские установки
носовая стойка шасси

В Фюзеляж
длина, диаметр, (учесть размеры бомболюка, размеры оборонительных артустановок)
Оперение
ВО, ГО

Отдельные компоновочные вопросы:

Размещение основных стоек шасси