Основные расчетные случаи нагружения самолета

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, 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.

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

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 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 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