Основные расчетные случаи нагружения самолета в полете и их связь с траекторией движения .

Зависимость теоретической перегрузки скорости полета и удельной нагрузки на крыло.

 

Анализируя кривые видим , что теоретическое значение перегрузки может достигать 20 – 30 и более единиц .  Такие перегрузки ни один самолет , ни один летчик выдержать не смогут .

Известно , что в нормальном положении сидя можно выдержать перегрузку n = 9 –10 , в положении лежа n = 12 – 15 . Отдельные тренированные люди переносят перегрузки несколько выше указанных .

На переносимость перегрузки существенное влияние оказывает фактор времени , т.е. кратковременно или длительно действует перегрузка .Так, перегрузки даже небольшой величины , действующие продолжительное время оказывают болезненное влияние на организм летчика . Может наступить временная потеря зрения , головокружение . Например , во время движения по спирали при n = 3 – 4 , при длительности действия перегрузки 15-20 сек. наступает головокружение и потеря зрения . При прекращении действия перегрузки зрение возвращается . И наоборот , при резком выходе из пикирования , при n = 8 – 9 , перегрузка действует менее 2 сек. Максимальная перегрузка удерживается доли секунды и состояние летчика не ухудшается .

Следовательно видим, что перегрузка для самолета должна выбираться из условия нормального физиологического состояния летного состава.

 Исходя из этого , максимальная эксплуатационная перегрузка для любых типов самолетов не должна превышать n = 8 – 9 .

Теоретическая расчетная перегрузка , используемая в расчетах на прочность авиационных конструкций принимается при этом равной

 n =12-15.

    Отметим также , что в реальных условиях полета нельзя получить c_ymax , т.к. при достижении a_max  , от которого зависит c_ymax, , начинается тряска , происходит местный срыв потока . Поэтому допустимое значение c_yдоп несколько ниже , чем c_ymax и , соответственно, a_доп меньше a_max .

 

Разбивка самолетов на классы .

Все самолеты условно делятся на три класса :

 

1 - маневренные самолеты ,

11 - самолеты ограниченной маневренности ,

111- неманевренные самолеты .

 

К 1 классу относятся все самолеты , которые предназначены для глубокого пикирования и совершения резких маневров ( выполнения всех фигур высшего пилотажа ). К ним относятся истребители , учебно- тренировочные и спортивные самолеты .

Ко 11 классу относятся все самолеты , имеющие ограниченную маневренность . Это - средние бомбардировщики , некоторые пассажирские машины .

К 111 классу относятся все остальные пассажирские самолеты и транспортная авиация , совершающие , в основном , горизонтальный полет .

1 класс          n ^э _мах  = f ( G₀ ,q_max )

11  класс              n ^э определяется по 1 и 111 классу , из которых

     выбирается максимальное значение ( n^э_max1 достигается

при выходе из пикирования , n^э_max11 – при полете в неспокойном воздухе ).

    111 класс        n _нв = 1 ± 1.2 ( W V ₀ r dc_y / d a )/ p

           V_{max max}  - максимальная скорость отвесного пикирования ,

V_{max         -} максимальная скорость при горизонтальном                                                   прямолинейном полете ,     

              q_{max max} > q_max

 

    Величины эксплуатационных перегрузок для каждого типа самолетов определяются Авиационными правилами (АП) . Для упрощенного выбора эксплуатационных перегрузок можно предложить следующие таблицы :

Таблица максимальных эксплуатационных перегрузок

№	Тип самолета	n э max
1	Легкий маневренный самолет	8 – 9
2	Легкий транспортный самолет	5 – 6
3	Средний транспортный самолет	4 – 5
4	Тяжелый транспортный самолет	2 – 3

 

 

Таблица значений перегрузок при выполнении фигур высшего пилотажа

Наименование   фигур	nmax
Спираль	3 – 4
Бочка	4 – 5
Боевой разворот	3 – 4
Штопор	2 – 3
Вираж	3 – 4
Многократная бочка	5 – 7
Петля Нестерова	3 – 4

 

5.   Коэффициент безопасности и его значение при оценке прочности самолета

 

    Все нагрузки , действующие на самолет в полете Б при посадке и рулении по земле называются эксплуатационными . Напряжения в конструкции от этих нагрузок должны находиться в пределах упругости , т.е. эксплуатационные или действительные напряжения не должны превышать предела пропорциональности или предела текучести материала .

    Коэффициент безопасности  показывает , во сколько раз разрушающая нагрузка , действующая на самолет, больше максимальной эксплуатационной .

                                 f = P _разр / P ^э _max = Y _расч / Y ^э _max

 

где f - коэффициент безопасности .   

   

                           Y _max  = n ^э _max G ₀

                                                          P _разр = P ^э _max f

                                 Y _расч = Y ^э _max f = G ₀ n ^э _max f

 

 

              Как задается f ?

 

    Поскольку в авиационной практике расчет конструкций принято производить по разрушающим , а не по эксплуатационным нагрузкам , то благодаря введению коэффициента безопасности все нагрузки переводятся в разрушающие или расчетные .

              С точки зрения обеспечения максимальной безопасности полета коэффициент f следует выбирать максимальным , а с точки зрения получения наилучших летных характеристик f  желателен наименьший .

              Поэтому наиболее целесообразно оказалось задавать f таким , чтобы при эксплуатационных нагрузках все элементы конструкции работали в пределах  пропорциональности или в пределах текучести . Исходя из этого . коэффициент безопасности для самолетов выбирается в пределах f = 1.5 – 2.0 .

Если f =1.5 , то эта величина соответствует как раз отношению

f = s _b / s _пц » 1.5

                                                            

Напряжения в силовых элементах находятся в интервале (а – в).

Если f = 2.0 , то напряжения в силовых элементах находятся в интервале (c – d ) ( они не достигают предела пропорциональности ). Правда, небольшие остаточные деформации все же допускаются с целью получения конструкции минимального веса ( e » 0.002) .

 

Основные расчетные случаи нагружения самолета в полете и их связь с траекторией движения .

 

При определении действующих внешних нагрузок выбираются наиболее тяжелые случаи нагружения самолета или его агрегатов на различных режимах полета . Произведя расчет на прочность и статические испытания в лаборатории можно считать , что самолет достаточно прочен при правильной эксплуатации .

Пример                                    n_y = 1 + V ² / rg

                                         

Пусть r₁  > r₂ в 10 раз . При достаточно малом r₂ перегрузка сильно возрастает ( r₂ ® 0, то n_y ® ¥). То есть , даже правильно спроектированный самолет летчик может разрушить своими силами . Поэтому устанавливаются ограничения на величины r .   

       Требования к самолету , относящиеся к безопасности полета , изложены в Нормах летной годности .

Летная годность определяет способность самолета совершать безопасный полет во всем диапазоне установленных для него ожидаемых условий эксплуатации при условии , что остальные компоненты авиационной транспортной системы функционируют нормально . Соответствие типа самолета Нормам летной годности свидетельствует о том , что его конструкция и характеристики удовлетворяют государственным требованиям к безопасности .

    Первые отечественные Нормы прочности самолетов были опубликованы ЦАГИ в 1926 г. В последующем периодически , с интервалом 2 – 4 года , эти Нормы переиздавались , при этом , на основе опыта эксплуатации и результатов научных и расчетно-экспериментальных исследований происходило расширение и углубление их требований . В последние годы существования СССР была издана последняя редакция Норм летной годности СССР (НЛГС-3), которые были введены в действие 15.04.1984г

В последнее время , в связи с расширением сотрудничества с другими странами , со стремлением российской авиационной промышленности выйти на зарубежный рынок , возникла задача кардинального сближения отечественных Норм летной годности с аналогичными Нормами США ( FAR) и Западной Европы (JAR) . В связи с этим , начиная с 1993 г. были разработаны отечественные Авиационные правила ( АП-23 – Нормы летной годности легких гражданских самолетов , АП-25 – Нормы летной годности пассажирских самолетов и т.д.), которые по своей структуре и по содержанию большинства требований соответствуют американским FAR и европейским JAR .

    Сравнительный анализ НЛГС-3 , FAR и JAR показал , что устанавливаемые ими уровни безопасности практически эквивалентны .

    Все наиболее опасные случаи нагружения самолета и его агрегатов на всех этапах его эксплуатации систематизированы в виде нормированных расчетных случаев . Указанные случаи нагружения были приведены в НЛГС-3 , а затем в АП в виде допустимой области полетов , иллюстрирующей сочетание значений маневренных перегрузок и скоростей полета . Нанесенные на диаграмму точки 1, 11,111,1V отражают дополнительные по отношению к FAR (JAR) требования АП ( см . рис.).

    Нами будут использованы только основные полетные ( A , A^’ , B , C , D, D^’ ) и посадочные ( E_ш , G_ш , R_1ш , R_{2ш ,}T_ш ) расчетные случаи . Хотя в АП используются цифровые обозначения полетных расчетных случаев , сохраним здесь ранее принятые в отечественном самолетостроении буквенные обозначения .

Полетные расчетные случаи можно показать на типовой траектории полета , рассматривая маневр в вертикальной плоскости.

 

 

D - ввод машины в пикирование ,

                                               D^’ -  разгон до V_{max max} ,

                                               C - отвесное пикирование ,

                                                   B - начало входа в пикирование ,                                            A^’ - выход из пикирования на 

                                                      малые углы атаки ,

                                              A - криволинейный полет на 

                                                      большие углы атаки .

Расчетный случай А .

Случай “А“ соответствует криволинейному полету при c_y = c_{y max}  .

Здесь задаются следующие данные :

                       C_{y max} , n ^э _max , f = 1.5 ;

По ним определяются :

 

                        Y ^э _max  = G ₀ n ^э _{max ,}

                                            Y _расч = Y ^э _max f .

Можно найти скоростной напор при выходе из пикирования :

 

                       Y ^э _max  = c_y q S _{кр ,}

                                          G ₀ n ^э _max = c_{y max} q S _кр  ,

                       G₀ n ^э _max   = c_{y max} q_A  S _{кр .}

 

Формула связывает n ^э , с _y и q и потому , если две величины заданы , то третью всегда можно определить . c_{y max}   снимается с поляры .

 

 

( Здесь следует учесть , что c_{y max}  самолетом практически не достигается , так как начинаются срывы потока , поэтому в расчете принимается величина c_{y доп}  приблизительно на 10% меньшая , чем с_{у max} ) .

       Отсюда

                                          q_A = G ₀ n ^э _max / c_{y max} S _кр

 

    Все исходные данные определены . Известно также распределение Y по хорде крыла.

Y _кр » Y _с-та

т.к. Y _го  » 5% Y _кр

а) При небольших скоростях ( дозвуковых ) Y создается за счет , главным образом , разрежения на верхней  и давления на нижней поверхности.

б) При больших скоростях ( сверхзвуковых ) Y создается за счет разности разрежений на обеих поверхностях.

 

Как видно из распределения подъемной силы по хорде сечений , в данном расчетном случае больше нагружен носок и передний лонжерон крыла . Задняя часть крыла нагружена  значительно меньше. Подъемная сила воспринимается двумя лонжеронами в виде реакций .

Положение центра давления зависит от формы профиля и от скорости полета. Он лежит на расстоянии 20 – 28% хорды от передней кромки крыла .

    По расчетному случаю “A” проверяется , таким образом , прочность носка и переднего лонжерона крыла , то есть полностью оценить прочность всего сечения крыла по случаю “A” нельзя . Необходимо этот случай дополнить другими .

 

        

---

Дата добавления: 2021-04-05; просмотров: 1477; Мы поможем в написании вашей работы!

Поделиться с друзьями:

---

---

Мы поможем в написании ваших работ!