Всего на сайте:
148 тыс. 196 статей

Главная | Авиация, Авиастроение

Основные расчетные случаи нагружения самолета  Просмотрен 1008

  1. Максимальная эксплуатационная перегрузка при полете в неспокойном воздухе
  2. Расчетные условия при выполнении маневров и при полете в неспокойном воздухе, предусматриваемые в Авиационных Правилах
  3. Перегрузки при полете в неспокойном воздухе (25.341.)
  4. Принцип построения бортового оборудования
  5. Указатель вертикальной скорости.
  6. Порядок подготовки к занятию. При подготовке к занятию необходимо: - повторить теоретический матери..
  7. Организационно-методические указания по особенностям проведения занятия, изучение комплексов светотехниче­ского оборудования «ЛУЧ-4М» и «Маркер»
  8. Особые случаи при выполнении прыжков с парашютом.
  9. Извещение о низкой высоте.
  10. Каждый канал управляет работой своей соответствующей ДУ.
  11. Теоретические основы прыжка с парашютом.
  12. Организационно-методические указания по особенностям проведения занятия, изучение СП-1 (СП-2), отличия схем размещения ССП-1 и ССП-0 от схем СП-1 (СП-2)

НОРМЫ ПРОЧНОСТИ САМОЛЕТОВ

Основные расчетные случаи нагружения самолета

В странах СНГ в настоящее время эксплуатируется большое количество ВС, которые проектировались и изготавливались в соответствии с Едиными Нормами летной годности гражданских самолетов (ЕНЛГС). Они действовали до распада СССР. После создания СНГ были приняты новые Авиационные правила (АП), которые были гармонизированы с американскими Авиационными правилами (fAr). Между ЕНЛГС и АП существуют определенные различия в методике оценки предельных нагрузок, которые действуют на самолет при выполнении маневров и при полете в неспокойном воздухе.

В соответствии с ЕНЛГС расчет статической прочности ВС производится с учетом внешних нагрузок, действующих на самолет и его отдельные агрегаты, в различных расчетных случаях. Они отражают вероятные в эксплуатации наиболее тяжелые условия нагружения.

Произведя расчет на прочность и лабораторные статические испытания самолета на расчетные случаи, можно считать, что самолет будет достаточно прочным при условии его правильной эксплуатации.

Каждый расчетный случай нагружения описывается как детерминированный (фиксированный). При описании расчетных случаев указываются:

- обозначение или название. расчетные случаи обозначаются прописными буквами латинского алфавита. При необходимости употребляются индексы;

- положение самолета, характер движения, скорость и т. д.;

- разрушающие перегрузки;

- коэффициент безопасности;

- направления и распределение нагрузок.

Основные полетные расчетные случаи, предусмотренные ЕНЛГС, делятся на:

- полетныеА, А', В, С, d, d'и др., а также "полет в неспокойном воздухе";

- посадочныеЕ, Е', R1,R2и др.

Основными являются маневренные полетные случаи нагружения А, А'.

На рис.

5.1 приведена траектория полета самолета с отмеченными на ней точками, соответствующими определенным расчетным полетным случаям.

Случай А. Криволинейный полет самолета на угле атаки, соответствующем максимальному коэффициенту подъемной силы крыла Cymax.

Заданными величинами являются: коэффициент подъемной силы Cymax и коэффициент безопасности f = 1,5. По этим данным определяются: максимальная эксплуатационная и разрушающая величины подъемной силы крыла

. , (5.1)

Случай может иметь место при выходе из планирования или выполнения горки. Подъемная сила при дозвуковых скоростях полета создается за счет разрежения на верхней и повышения давления на нижней поверхностях крыла самолета.

При сверхзвуковых скоростях подъемная сила крыла создается за счет разности разреже-ний на верхней и нижней поверхностей.

Из распределения аэродинамической нагрузки по хорде крыла (рис. 5.2) видно, что в расчет-ном случае А в большей степени нагружается передняя часть крыла (передний лонжерон и носок крыла). Центр давления находится в интервале Хд = 0,20 ... 0,15.

Расчетный случай А служит для обеспечения прочности переднего лонжерона и носка крыла.

Этот случай может определять прочность крыла, фюзеляжа, оперения, узлов крепления двигателей и тяжелых грузов. `

Случай В.

Криволинейный полет самолета на весьма малых положительных углах атаки (a = 1,5...3,0°) с резким отклонением

Рис. 5.2. Распределение аэродинамической нагрузки в случае А

 

элеронов, или выход из пикирования на весьма малые углы атаки с максимально возможной скоростью, соответствующей qmaxmax. Отклонение элеронов резко изменяет распределение воздушной нагрузки по хорде крыла. Заданными величинами являются: qmaxmax, nэВ = 0,67nэА, f = 2,0. По этим данным определяются

 

. (5.2)

Примерное распределение аэродинамической нагрузки по хорде крыла в случае В представлено на рис. 5.3.

 

Рис. 5.3. Распределение аэродинамической нагрузки в случае B

В этом случае в большей степени нагружается хвостовая часть крыла (задний лонжерон, элероны и концы нервюр). Вследствие перемещения центра давления назад Хд = 0,45 ... 0,60на крыло действует значительный крутящий момент.

Случай Вдолжен быть расчетным для заднего лонжерона, элеронов, концов нервюр и иногда для обшивки крыла, которая подбирается в зависимости от крутящего момента.

Случай А'. Криволинейный полет самолета на малых положительных углах атаки a = 4...6°. Может иметь место при выходе из крутого снижения (планирования) на большой скорости

Заданными величинами являются:

. (5.3)

По этим данным определяются:

. (5.4)

Распределение аэродинамической нагрузки по хорде крыла показано на рис. 5.4.

 

 
 
Рис. 5.4. Распределение аэродинамической нагрузки в случае А'

 

Величина подъемной силы в случае А'та же, что и в случае А, но так как в случае А' полет совершается на меньшем угле атаки a, то картина распределения воздушной нагрузки по хорде крыла другая.

 

Равенство подъемных сил для случаев А и А'достигается за счет отличия скоростных напоров. В случае А'скоростной напор больше.

Случай А' по величине изгибающего момента одинаков со случаем А, но по крутящему моменту он значительно тяжелее, так как центр давления перемещается к задней кромке и находится примерно на расстоянии 32...38 % хорды от носка крыла. В соответствии с расчетным случаем А'проверяется прочность лонжеронов и обшивка крыла.

Случай С. Полет самолета с отклоненными элеронами при нулевой подъемной силе и перегрузке. Может иметь место при переходе с горизонтального полета на снижение на большой скорости и изменении угла атаки с положительного на отрицательный. Расчетный случай может реализоваться при отвесном пикировании с резким отклонением элеронов и с максимально возможной скоростью полета.

В этом случае задаются:

(5.5)

На рис. 5.5,а показаны силы, нагружающие самолет при пикировании с выключенным двигателем.

Если вес самолета равен лобовому сопротивлению (g = X), то имеем установившееся пикирование. Если g > X, то пикирование будет ускоренным.

Несмотря на существование на крыле подъемной силы Укр, принимаем её равной нулю, так как она мала:

Укр Уго.

Из-за особенностей обтекания несимметричного профиля (при Су = 0, Сm0 = 0) возникает пикирующий момент на крыле (рис. 5.5, б)

,

где Сm0 - коэффициент аэродинамического момента, который берется по результатам продувок крыла в аэродинамической трубе;

b0 - хорда крыла, относительно которой определен коэффициент момента Сm0.

Пикирующий момент на крыле должен быть уравновешен моментом от силы Yг. о , возникающей на горизонтальном оперении:

Mкр =Yг. оLг. о,

где Lг. о - расстояние от центра тяжести самолета до центра давления на горизонтальном оперении.

Случай С может оказаться расчетным по кручению для крыла, а также горизонтального оперения и хвостовой части фюзеляжа (из условия уравновешивания момента крыла).

Случай D. Криволинейный полет с углом атаки, соответствующим отрицательному Сутin или резкий вход в пикирование (снижение).

Заданными величинами являются:

(5.6)

Случай D введен в нормы прочности для проверки работы крыла на обратные нагрузки (по отношению к случаю A), так как элементы, работающие на растяжение в случае А, работают на сжатие вслучае D.

Случай D'. Криволинейный полет самолета на малых отрицательных углах атаки. В этом случае, как и случае D, конструкция крыла нагружена обратными по направлению нагрузками по сравнению со случаем А¢.

Вследствие перемещения центра давления крыла назад по сравнению со случаем В возникает значительный крутящий момент, «обратный» по знаку моменту в случаях В и А'.

На рис.5.6 сопоставлены графики в различных координатах, которые позволяют понять алгоритм выбора расчетных случаев при выполнении маневров. Особое внимание следует обратить на график 5.6, в. Ломаная линия Аd делит плоскость графика на несколько областей с наиболее характерными сочетаниями Су, q и nэ.

Рис. 5.6. Диаграммы для маневренных случаев нагружения

а – поляра нескоростного самолета; б - поляра скоростного самолета при М<Мкрит и М>Мкрит; в – зависимость nэ от Су; г - зависимость q от nэ

 

Из рис. 5.6 видно, что все случаи нагружения охватывают широкий диапазон углов атаки, эксплуатационных перегрузок и скоростей атаки. Прочность самолета должна быть обеспечена для любой комбинации этих параметров.

Области, указанные на рис. 5.6, включают в себя все интересные с точки зрения прочности полетные случаи самолета. Необходимо заметить, что метод областей относительно прост в расчетах только при условии неизменного распределения нагрузки по размаху крыла при всех углах атаки, что, вообще говоря, не имеет места. В случае же изменения распределения нагрузки по размаху для различных углов атаки метод областей становится столь громоздким, что целесообразность его практического применения сомнительна.

В ЕНЛГС расчетные случаи задаются в точках, которые являются наиболее характерными точками соответствующих областей (табл. 5.1).

Таблица 5.1

Предыдущая статья:Microsoft Excel Следующая статья:Максимальная эксплуатационная перегрузка при полете в неспокойном воздухе
page speed (0.0161 sec, direct)