Основные расчетные случаи нагружения самолета

НОРМЫ ПРОЧНОСТИ САМОЛЕТов

Составитель проф. Радченко А.И.

Киев 2009

НОРМЫ ПРОЧНОСТИ САМОЛЕТов

ОСНОВНЫЕ РАСЧЕТНЫЕ СЛУЧАИ НАГРУЖЕНИЯ САМОЛЕТА

В странах СНГ в настоящее время эксплуатируется большое количество самолетов, 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 воздушных судов (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,R₂ и 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 крылаC_ymax.

Заданными величинами являются: коэффициент подъемной силы C_ymax и коэффициент безопасностиf = 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.

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

Рис. 5.2. Распределение аэродинамической нагрузки в случае А

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 элеронов, или выход из пикирования на весьма малые углы атаки с максимально возможной скоростью, соответствующейq _maxmax.

Отклонение элеронов резко изменяет распределение воздушной нагрузки по хорде крыла

Заданными величинами являются: q_maxmax, n^э_В = 0,67n^э_А, f = 2,0. По этим данным определяются

. (5.2)

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

В этом случае в боль­шей степени нагружается хвостовая часть крыла (задний лонжерон, элероны и концы нервюр). Вследствие перемещения центра давле­ния назад Хд = 0,45... 0,60 Рис.5.3. Распределение аэродинамической на крыло действует значительный

нагрузки в случае B крутящий момент.

Случай В должен 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.

Величина подъемной силы в случае А' та же, что и в слу-чае А, но так как в случае А ' полет совершается на меньшем угле атаки a, то картина распре-деления воздушной нагрузки по рис. 5.4. Распределение аэродинамической хорде крыла другая.
нагрузки в случае А'

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 У_кр, принимаем её равной нулю, так как она мала:

У_кр ≈ У_го.

Из-за особенностей обтекания несимметричного профиля (при С_у = 0,
С_m0 = 0) возникает пикирующий момент на крыле (рис. 5.5, б)

,
где С_m0 - коэффициент аэродинамического момента, который бе­рется по
результатам продувок крыла в аэродинамической трубе;

b₀ - хорда крыла, относительно которой определен коэффициент момента С_m0.

Пикирующий момент на крыле должен быть уравновешен момен­том от силы Y_{г. о}, возникающей на горизонтальном оперении:

M_кр = Y_{г. о}L_{г. о},

где L_{г. 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 С_утin 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 в случае 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 С _у, q и n ^э.

Рис. 5.6. Диаграммы для маневренных случаев нагружения

а – поляра нескоростного самолета; б - поляра скоростного самолета при М<М_крит и М>М_крит; в – зависимость n ^э от С _у; г - зависимость q от n ^э

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

Расчетные случаи норм прочности (ЕНЛГС)

Расчетный случай	Параметры
n ^э	С у	q
A	n ^эmаx	С ymаx	расчет
A ¢	n ^эmаx	расчет	q mаxmаx
b	0,67 n ^эmаx	расчет	q mаxmаx
C			q mаxmаx
D ¢	n ^эmin	расчет	q mаxmаx
D	n ^эmin	С ymin	расчет

С точки зрения расчета на прочность кры­ла расчетные случаи норм прочности пред­ставляют собой различные комбинации изги­бающих и крутящих моментов.

5.1.2. Определение расчетных нагрузок

Расчетную нагрузку Р^р, при действии которой произойдет статическое разрушение конструкции, определяют путем умножения эксплуатационной нагрузки на коэффициент безопасности f

Р^р = Р^э·f

. (5.7)

Дата добавления: 2015-07-12