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 .

Акустическая нагрузка

Силовое воздействие на конструкцию, проявляющееся как звуковое давление на ее поверхность, котороевозникает при колебаниях в диапазоне звуковых частот возмущённой воздушной (газовой) среды, окружающей летательный аппарат. Область пространства, в которой возникают колебания воздушной среды, называется акустическим полем (см. Звуковое поле). Физическая природа акустических полей связана сгазодинамическими процессами в воздушном потоке: пульсациями скорости и давления на границахреактивной струи двигателя; пульсациями давления в турбулентном пограничном слое; срывом потока идругими его возмущениями. А. н. может характеризоваться как уровнем звука (в Па), так и интенсивностьюзвука (в Вт/м2).
А. н. по характеру изменения представляет собой случайный процесс с непрерывным спектром частот вдиапазоне 20—20000 Гц, но практический интерес для авиационных конструкций имее

т более узкийдиапазон 20—2000 Гц. При расчётах напряжений в конструкции А. н. характеризуется спектрами звуковогодавления в полосе частот 1 Гц.
Как всякий случайный процесс, А. н. характеризуется плотностями распределения мгновенных значений ипиков, авто- и взаимокорреляционными функциями.
На летательных аппаратах суммарные уровни звукового давления могут достигать 160—165 дБ при работедвигателей на взлётном режиме, 160—168 дБ при срывах потока и 140—145 дБ в пограничном слое. Вполёте интенсивность акустических возмущений реактивной струи двигателя снижается вследствиеуменьшения ее скорости относительно набегающего потока, но при этом возрастают возмущения оттурбулентности воздушного потока, обтекающего летательный аппарат, значения которых пропорциональныскоростному напору:
p = kq,
где k = 0, 002—0, 006 — коэффициент пропорциональности, q — скоростной напор.

Классификация Летательных аппаратов.

Когда приступают к классификации предметов или явлений, то ищут основные, наиболее общие черты, свойства, которые служат доказательством их родства. Наряду с этим изучают и такие признаки, которые резко отличали бы их друг от друга.

Если мы, следуя этому принципу, начнем классифицировать современные летательные аппараты, то прежде всего встанет вопрос: какие же признаки или свойства летательных аппаратов считать наиболее важными?

Может быть, можно классифицировать их, исходя из материалов, из которых изготовлены аппараты? Да, можно, но это будет мало наглядно. Ведь из разных материалов можно сделать одно и то же. Алюминий, сталь, дерево, полотно, резина, пластмассы в тон или иной степени применяются при изготовлении н самолетов, и вертолетов, н дирижаблей, и воздушных шаров.

Может быть основой для классификации летательных аппаратов избрать: когда и кем сделан аппарат впервые? Можно классифицировать в историческом плане — это вопрос важный, но тогда под одну рубрику попадут несхожие между собой по многим признакам аппараты, предложенные в одно время и в одной стране.

Очевидно, не эти признаки для классификации нужно считать наиболее важными.

Ввиду того что летательные аппараты предназначены для перемещения в воздушной среде, их принято подразделять на аппараты легче воздуха и аппараты тяжелее воздуха. Итак, основой классификации летательных аппаратов является их вес по отношению к воздуху.

Мы видим, что к аппаратам легче воздуха относятся дирижабли, воздушные шары и стратостаты. Они поднимаются и держатся в воздухе за счет наполнения их легкими газами. К аппаратам тяжелее воздуха принадлежат самолеты, планеры, ракеты и винтокрылые аппараты.

Самолет и планер поддерживаются в воздухе подъемной силой, создаваемой крыльями; ракеты удерживаются в воздухе силой тяги, развиваемой ракетным авигателем, а винтокрылые аппараты — подъемной силой несущего винта. Существуют (пока в проектах) аппараты, занимающие промежуточное положение между самолетами и винтокрылыми аппаратами, самолетами и ракетами. Это так называемые преобразуемые самолеты, или конверто-планы, которые должны объединить с себе положительные свойства как тех, так и других и сочетать огромные скорости полета с возможностью висения в воздухе, возможностью взлетать без разбега и садиться без пробега.

Вертолет, как и автожир, относится к винтокрылым летательным аппаратам. Их различие состоит в том, что несущий винт автожира не связан с двигателем и может свободно вращаться.

Несущий винт вертолета (или несколько несущих винтов) в отличие от несущего винта автожира в процессе взлета, полета и посадки приводится во вращение двигателем и служит как для создания подъемной силы, так и тяги. Создаваемая винтом аэродинамическая сила используется как для поддержания вертолета в воздухе, так и для его движения вперед Кроме того, несущий винт является также органом управления вертолетом.

Если у самолета тягу создает воздушный винт или реактивный двигатель, подъемную силу — крылья, а органами управления служат рули и элероны, то у вертолета все эти функции выполняет несущий винт. Из этого становится понятным, насколько важно значение несущего винта на вертолете.

Вертолеты отличаются друг от друга по количеству несущих винтов, по их расположению, по способу привода вращения. В соответствии с этими признаками и разделены вертолеты, изображенные.

Нормы прочности летательных аппаратов

свод положений, регламентирующих прочность конструкций летательных аппаратов, при которойобеспечивается их безопасная эксплуатация. Н. п. — составная часть Норм лётной годности летательныхаппаратов. В научном аспекте Н. п. — инженерная дисциплина, разрабатывающая и обосновывающаятребования к прочности конструкции летательных аппаратов на основании достижений аэродинамики, статической и усталостной прочности, аэроупругости и динамики полёта, базирующаяся на опытеэксплуатации и результатах наземных и лётных испытаний летательных аппаратов и широко использующаявероятностно-статистические методы.
Для расчёта летательного аппарата и испытаний его на прочность в Н. п. выбран ряд расчётных условий ирасчётных случаев нагружения, соответствующих условиям эксплуатации, наиболее неблагоприятным вотношении прочности по действию нагрузок на летательный аппарат или его составные части. Различаютслучаи нагружения летательного аппарата в полёте, при взлёте и посадке, в наземных условиях. В каждом изних задаются эксплуатационные максимальные нагрузки или условия их определения. Наиболеенеблагоприятное сочетание значений эксплуатационных манёвренных перегрузок nэ, скоростей полёта V икоэффициента нормальной аэродинамической силы Cy для летательного аппарата приведены в видеграфиков на рисунке, где A, A', D, D', B, C обозначают различные случаи нагружения. Например, случаю A (D)соответствует максимальное (минимальное) эксплуатационное значение манёвренной перегрузки nэmax(a) (nэmin(a) и максимальное (минимальное) значение коэффициентов нормальной аэродинамической силы Cymax (Cy min). Случаю A' (D') соответствует максимальная (минимальная) эксплуатационная манёвреннаяперегрузка и предельно допустимая скорость полёта летательного аппарата — Vmax max'
Статическая прочность конструкции летательного аппарата проверяется на максимальные расчётныенагрузки Pр, получаемые умножением максимальной эксплуатационной нагрузки Pэ на коэффициентбезопасности f, также задаваемый в Н. п.: Pр = fPэ. Коэффициент безопасности (обычно f = 1, 5)обеспечивает практическое отсутствие разрушений конструкции в процессе эксплуатации и отсутствиеостаточных деформаций после действия максимальной эксплуатационной нагрузки.
Принципиальной основой безопасности полёта по условиям усталостной прочности конструкции являетсяобеспечение практического отсутствия повреждений, непосредственно приводящих к катастрофическойситуации, под воздействием повторяющихся при эксплуатации нагрузок в течение назначенного ресурсаавиационной конструкции, который не должен превышать допустимую наработку, определяемую либовыносливостью конструкции, либо её эксплуатационной живучестью. При назначении ресурса используетсясистема коэффициентов надёжности, учитывающих возможные разбросы характеристик выносливости, надёжность обнаружения усталостных повреждений, достоверность данных о повторяемости нагрузок истепень соответствия программы испытаний конструкции на выносливость реальным нагрузкам в процессеэксплуатации.
Н. п. содержат также требования к обеспечению безопасности летательного аппарата по условиямаэроупругости (флаттера, дивергенции, реверса, аэроупругих колебаний системы «летательный аппарат —система автоматического управления», шимми, «земного резонанса» вертолёта). Как правило, достаточнообеспечить не менее чем 20%-ный запас до критической скорости флаттера и других явлений аэроупругости.
Для проверки соответствия конструкции летательного аппарата требованиям Н. п. предусмотренопроведение статических испытаний, испытаний по определению массовых, жёсткостных и частотныххарактеристик, по проверке безопасности от флаттера и других явлений аэроупругости, испытаний навыносливость и живучесть, динамических испытаний шасси на копре (см. Копровые испытания), лётныхиспытаний на предельных по условиям прочности режимах и по измерению нагрузок на основные элементыконструкции.
Работы по созданию отечественных Н. п. начались в 1916 под руководством Н. Е. Жуковского, когда комиссияпо прочности при Авиационно расчётно-испытательном бюро (МВТУ) установила некоторые условия дляопределения прочности самолёта. «Нормы прочности самолетов при статических испытаниях» былиопубликованы в «Трудах Центрального аэрогидродинамического института» в 1926.
В 1930—1940-х гг. в Н. п. вводятся понятия эксплуатационной нагрузки и коэффициента безопасности, рассматриваются случаи нагружения летательного аппарата при несимметричном манёвре и полёте внеспокойном воздухе, при взлёте и посадке, вводится зависимость эксплуатационой перегрузки не только отназначения самолёта, но и от его массы и максимальной скорости, устанавливаются требования пофлаттеру и реверсу, а также приводятся распределения аэродинамической нагрузки по составным частямсамолёта. В этот период характерно использование в Н. п. метода условных нагрузок, то есть статическихнагрузок, которые по воздействию на конструкцию эквивалентны нагрузкам, действующим при эксплуатации.Начиная с 40-х гг., работы по Н. п. проводились под руководством А. И. Макаревского. В Н. п. уточняютсянагрузки на части самолётов и гидросамолётов, учитывается влияние сжимаемости воздуха на нагружениесамолёта, а также динамическая реакция от внешних воздействий на самолёт как упругую конструкцию.Начаты систематические статистические исследования повторяемости нагрузок на серийных самолётах, результаты которых использовались при разработке нормативных требований по обеспечению ресурсаавиационных конструкций. В 50-е гг. созданы первые Н. п. вертолётов, основанные на результатахисследовании особенностей обеспечения прочности вертолётных конструкций, в том числе усталостнойпрочности. Наряду с методом условных нагрузок в Н. п. получил широкое распространение метод анализа ивоспроизведения нагрузок на основе расчётов и испытаний.
В 70-е гг. в результате исследований влияния на прочность конструкции сверх- и гиперзвуковых скоростейполёта и аэродинамического нагревания разработаны расчётные условия прочности сверхзвуковыхлетательных аппаратов. Дальнейшему совершенствованию в Н. п. подвергалась система обеспеченияресурса: введён принцип эксплуатационной живучести и требования к отработке ресурса на стадиипроектирования. Эти вопросы нашли наиболее полное отражение в НЛГ гражданских самолётов ивертолётов. На этом этапе для Н. п. характерен переход к заданию расчётных условий прочности вместослучаев нагружения, а также широкое применение в решении задач по нормированию прочности иназначению ресурса конструкций вероятностно-статистических методов, позволяющих количественнооценивать уровень надёжности авиационных конструкций.

Расчётный случай

случай экстремальных условий эксплуатации летательного аппарата, подлежащий обязательному учёту(расчёту) при проектировании летательного аппарата. Р. с., например, являются посадка на воду дальнегопассажирского самолёта при выборе его аэродинамической схемы, отказ двигателя критического припроектировании органов управления, болтанка при расчётах на прочность и определении ресурсаавиационной конструкции.