4.2 Перегрузки при встрече с ограниченным порывом.

Рассмотрим случай встречи самолета с ограниченным воздушным порывом. ниже используются методические подходы к решению рассматриваемой задачи и обозначения переменных величин, содержащиеся в ЕНЛГС.

Самолет летит горизонтально со скоростью v и в некоторый момент времени он встречается с потоком, имеющим скорость w и направленным под углом  к вертикали.

С корость порывов обычно мала по сравнению со скоростью самолета, поэтому с достаточной степенью точностью можно считать, что набегающий на самолет поток приобретает скорость, равную v + wsin, а угол атаки самолета увеличивается при этом на . Это приводит к увеличению коэффициента подъемной силы с_у на величину с_у (рис.4.4).

Подъемная сила ВС:

(4.1)

Т

Рис. 4.4. Изменение с_у при встрече с вертикальным порывом

ак как в горизонтальном полете , где g – вес самолета, поэтому дополнительная перегрузка, вызванная действием порыва, может быть записана в виде

, (4.2)

г де - скоростной напор.

Для вертикального порыва  = 0 (Рис. 4.5) и

(4.3)

Для горизонтального порыва  =  / 2 и

Рис. 4.5. Увеличение подъемной силы крыла при встрече с вертикальным порывом

(4.4)

Максимальное значение Δn при постоянном w и переменном  достигается при

(4.5)

атмосфера является изотропной, т.е. возможная величина w в любом направлении одинакова.

При увеличении скорости полета угол _max быстро убывает. С другой стороны, отношение много меньше единицы. Поэтому увеличением приращения перегрузки при отклонении направления порыва от вертикали можно пренебречь. Например, при  = 14⁰ величина n увеличивается около 3%. Поэтому при расчетах на прочность ограничиваются рассмотрением только вертикальных порывов.

4.3. Перегрузки при встрече с порывом с градиентным участком.

Методика расчета по "Единые нормы летной годности гражданских самолетов" ЕНЛГС:

Формула (4.3) была выведена исходя из предположения, что скорость потока, который набегает на самолет, при пролете резко ограниченного порыва, изменяется скачком. Однако реальный порыв имеет свою структуру (рис. 4.6). В зависимости от этой структуры максимальная перегрузка может быть различной. При этом она возникает не в момент входа самолета в порыв, а несколько позже.

п ри расчете возникающей перегрузки используются следующие предположения:

- самолет является жестким телом;

- на все точки самолета в любой момент времени действует одна и та же скорость порыва w(t);

-

Рис. 4.6. Встреча самолета с порывом, имеющим градиентный участок (а), и с резко ограниченным вертикальным порывом (б)

аэродинамические силы, действующие в данный момент времени, полностью определяются скоростью набегающего потока в этот же момент.

При указанных предположениях приращение перегрузки в момент времени t можно определить по формуле

(4.6)

и максимальную величину перегрузки можно определить, подставив в формулу максимальное значение w(t).

Однако на самом деле под влиянием порыва самолет перемещается в вертикальном направлении и поворачивается в плоскости тангажа, поэтому в формулу (3.6) следует ввести поправку k(t)

. (4.7)

Здесь w_max – максимальное значение скорости порыва.

Вид функции k(t) зависит не только от структуры порыва, но и от инерционных и аэродинамических характеристик самолета.

Рассмотрим случай, когда порыв имеет градиентный участок, на котором скорость потока изменяется линейно по длине l= h и далее остается постоянной и равной w₀ (см.рис. 4.6. б)

В этом случае приращение подъемной силы с учетом скорости вертикального перемещения v_y равно

(4.8)

Уравнение движения самолета может быть записано в виде

(4.9)

или

(4.10)

где

(4.11)

Продифференцировав уравнение (4.11) по t и произведя замену и получим

(4.12)

Принимая для градиентного участка , получим

(4.13)

Общий интеграл уравнения (4.13) имеет вид

(4.14)

При t = 0 и n = 0 .

Следовательно

(4.15)

Максимальное значение перегрузки достигается в конце градиентного участка при

, (4.16)

где

, (4.17)

. (4.18)

Коэффициент k называют коэффициентом демпфирования (ослабления) порыва. Он в реальных условиях всегда меньше единицы.

В расчетах обычно принимается величина градиентного участка h постоянной, а величина изменяется мало, поэтому величина коэффициента k в основном определяется удельной нагрузкой на крыло и высотой полета. раньше при анализе порывов на самолет при полетах на малых и низких высотах, учитывали только влияние g/s .

Из (4.16) можно получить зависимость перегрузки от рассмотренных факторов

(4.19)

Различают:

- истинную скорость самолета v (ИС) относительно невозмущенного воздуха;

• индикаторную скорость .(ИН), которая равна

,

Индикаторная скорость однозначно определяет скоростной напор, поэтому она обычно используется в Нормах прочности.

В формуле (4.19) используется индикаторная скорость полета v_i.

Методика определения перегрузки при встрече самолета с порывом, которая приведена выше, изложена в пункте 4.1.4.5 ЕНЛГС.