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 cymax , т.к. при достижении amax , от которого зависит cymax, , начинается тряска , происходит местный срыв потока . Поэтому допустимое значение cyдоп несколько ниже , чем cymax и , соответственно, aдоп меньше amax .
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 ,qmax )
|
|
11 класс n э определяется по 1 и 111 классу , из которых
выбирается максимальное значение ( nэmax1 достигается
при выходе из пикирования , nэmax11 – при полете в неспокойном воздухе ).
111 класс n нв = 1 ± 1.2 ( W V 0 r dcy / d a )/ p
Vmax max - максимальная скорость отвесного пикирования ,
Vmax - максимальная скорость при горизонтальном прямолинейном полете ,
qmax max > qmax
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 ny = 1 + V 2 / rg
Пусть r1 > r2 в 10 раз . При достаточно малом r2 перегрузка сильно возрастает ( r2 ® 0, то ny ® ¥). 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 ( Eш , Gш , R1ш , R2ш ,Tш ) 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 Vmax 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 cy = cy max .
Здесь задаются следующие данные :
Cy 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 = cy q S кр ,
G 0 n э max = cy max q S кр ,
G0 n э max = cy max qA S кр .
Формула связывает n э , с y и q и потому , если две величины заданы , то третью всегда можно определить . cy max снимается с поляры .
( Здесь следует учесть , что cy max самолетом практически не достигается , так как начинаются срывы потока , поэтому в расчете принимается величина cy доп приблизительно на 10% меньшая , чем су max ) .
Отсюда
qA = G 0 n э max / cy 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! |
Мы поможем в написании ваших работ!