Нагрузки действующие на летательный аппарат в полете.

Силы действующие на летательный аппарат делятся на два типа – поверхностные и массовые. В первым относятся аэродинамические нагрузки, тяга двигателей, нагрузки от органов управления, различные силы реакции (подвески, опоры шасси и так далее). Массовые силы – это сила тяжести и силы инерции действующие по всему объему аппарата.

Определение нагрузок на летательный аппарат является сложной и трудоемкой задачей. Различные регламентирующие документы, такие как «Нормы прочности военных самолетов», АП-23 или АП-25 существенно облегчают задачу определения нагрузок, так как включают в себя рекомендации и методики по определению и нормированию нагрузок действующих на летательный аппарат.

В горизонтальном прямолинейном полете на самолет действуют тяга двигателя P, подъемная сила Y, лобовое сопротивление X и вес летательного аппарата G.

Подъемная сила и лобовое сопротивление выражается через аэродинамические коэффициенты:

,

,

где

– коэффициент подъемной силы;

– коэффициент лобового сопротивления;

S – площадь крыла;

– скоростной напор, где в свою очередь

– плотность;

V – скорость полета.

При установившемся горизонтальном полете получим равенства:

,

.

Во всех прочих случаях движение будет либо криволинейным, либо неравномерным. При криволинейном движении в вертикальной плоскости получим:

, где

– угол наклона траектории летательного аппарата к горизонту;

m – масса летательного аппарата;

r – радиус кривизны траектории.

На практике используется понятие перегрузки – отношение равнодействующих всех поверхностных сил к весу:

.

Обычно используют компоненты перегрузки разложенные по осям летательного аппарата – , и .

Необходимо также учитывать угловые скорости и ускорения вращательного движения аппарата вокруг центра тяжести. Так например при маневре в вертикальной плоскости совершаемом с угловым ускорением перегрузка агрегата отстоящего от центра тяжести на расстоянии будет равна:

.

В горизонтальном прямолинейном полете перегрузка будет равна единице, а ее отклонение от единицы возможно по двум причинам – в результате маневрирования или при попадании в воздушные течения. Поэтому перегрузки делятся на маневренные перегрузки и перегрузки при полете в неспокойном воздухе.

Максимальные маневренные перегрузки достигаются при маневрах в вертикальной плоскости. Величина перегрузки определяется подъемной силой

Предельное значение перегрузки может быть определено как

, где

– максимально допустимое значение коэффициента подъемной силы, при котором возможна балансировка и исключается сваливание летательного аппарата;

– предельно допустимый скоростной напор.

При предельных скоростях полета на малых высотах значение вертикальной перегрузки теоретически может достигать значений 15 – 20 единиц. Однако создание самолета обеспечивающего прочность для таких перегрузок экономически невыгодно, тем более что такие перегрузки находятся за пределами выносливости летчика. Поэтому максимальные перегрузки нормируются нормами прочности в зависимости от класса самолета.

При полете в неспокойном воздухе появление дополнительных перегрузок объясняется изменением величины и направления скорости полета под воздействием порыва имеющего скорость . Основное влияние при этом оказывает изменение вектора скорости и, как следствие, угла атаки на величину .

При воздействии вертикального порыва изменяется скорость набегающего потока

и происходит приращение угла атаки , сопровождаемое изменением подъемной силы

, где

– тангенса угла наклона кривой .

Ввиду малости угла можно принять и . Тогда дополнительная перегрузка определится по формуле:

.

Данная формула предполагает, что порыв воздуха является резким и мгновенным, в действительности же порывы воздуха имеют свою структуру – скорость порыва постепенно возрастает, достигает максимума, затем постепенно уменьшается до нуля.

Все это приводит к тому, что прирост перегрузки не столь велик. Структура порыва учитывается введением коэффициента уменьшения перегрузки.

, где

– удельная нагрузка на крыло;

;

.

Чтобы воспользоваться данными формулами необходимо знать длину градиентного участка порыва, которая как правило неизвестна. Поэтому для вычисления перегрузок и скоростей порыва используются значения , вычисленные для условного стандартного градиентного участка .

Величина W вычисленная таким образом называется эффективной скоростью порыва

, где

– индикаторная скорость связанная с истинной скоростью соотношением ;

– относительная плотность на высоте H.

Статистические данные полученные на множестве самолетов показывают, что значения эффективной скорости порыва укладываются в диапазон ограниченный кривыми

, где

. – максимальная скорость полета.

В нормах прочности самолеты делятся на три класса: класс А – маневренные; класс Б – ограниченно маневренные; класс В – неманевренные. Для каждого класса, с учетом назначения, полетного веса и скорости полета задаются значения маневренных перегрузок. Учитываются различные варианты полетного веса, задаются несколько характерных скоростей.

В полете возможен достаточно широкий диапазон сочетания исходных параметров нагружения (перегрузка, скорость, вес). Все разнообразие нагрузок, действующих в полете, сводится к нескольким расчетным случаям, соответствующим наиболее тяжелым условиям нагружения.

При совершении самолетом маневров в воздухе его перегрузка может изменяться от до , а скоростной напор от до , где

,

а величина соответствует предельно допустимой скорости пикирования.

Для крыла как наиболее нагруженного агрегата конструкции зона наиболее нагруженных сочетаний , и q разбивается на четыре области:

Область I

;

Область II

; .

Область III

; .

Область IV

; .

Наиболее характерные точки всех четырех областей заданы в нормах прочности в качестве расчетных случаев.

Каждый расчетный случай характеризуется помимо нагрузки формой распределения нагрузки вдоль крыла и вдоль хорды. Распределение нагрузки (давления) вдоль хорды зависит от скорости полета, угла атаки, формой профиля. Распределение давления вдоль крыла и вдоль хорды можно получить на основе методик норм прочности, но более точные данные получаются по результатам продувок геометрически подобных моделей в аэродинамических трубах.

Как видно, в случае нагружения A более всего нагружается носок профиля, хвостовая часть профиля более всего нагружается в случае B, и средняя часть профиля наиболее нагружена в случае нагружения A’.

При переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям центр давления смещается от носка профиля к его хвосту и происходит выравнивание аэродинамической нагрузки по хорде.

В самолетостроении принят метод расчета по расчетным нагрузкам. Особенность метода состоит в том, что параметры конструкции (толщины, площади) выбираются таким образом, чтобы конструкция выдерживала без разрушения определенную нормами нагрузку. Эта нагрузка называется расчетной нагрузкой . Расчетная нагрузка равна эксплуатационной умноженной на коэффициент безопасности f:

.

Аналогично, через коэффициент безопасности можно выразить и перегрузку:

.

Коэффициент безопасности применяется во всех областях техники. От его величины зависит степень надежности конструкции и ее эффективность. В авиационной технике назначение коэффициента безопасности сводится к следующему:

· обеспечение невозможности появления расчетной перегрузки за все время эксплуатации всего парка самолетов данного типа;

· обеспечение эксплуатации без накопления остаточных деформаций.

На величину коэффициента безопасности в свою очередь влияют следующие факторы:

· неточность расчетов на фактическую прочность;

· разброс свойств конструкционных материалов;

· точность соблюдения технологии изготовления конструкции.

Эти факторы сводятся к минимуму, соответственно, проведением натурных статических испытаний опытного образца, применением высококачественных материалов и тщательный их контроль, проведением контрольных испытаний серийных летательных аппаратов. Вследствие этого коэффициент безопасности в авиации имеет наименьшее значение по сравнению с другими областями машиностроения и в большинстве расчетных случаев устанавливается равным .