книги из ГПНТБ / Каюнов Н.Т. Самолет Л-29. Устройство, эксплуатация учеб. пособие

Эксплуатационная и разрушающая

перегрузки

связаны между

собой коэффициентом безопасности (запасом прочности).

Коэффициентом

безопасности

({)

называется

число,

показы­

вающее,

во

сколько

раз

разрушающая

нагрузка

(перегрузка)

больше

нормированной

эксплуатационной

нагрузки

(пере­

грузки).

Численное значение

коэффициента

безопасности

(запаса проч­

ности) для

основных

частей

самолета

задается

в

пределах

| =

1,5 + 2.

Значительное превышение при проектировании самолета раз­

рушающей

нагрузки по отношению к эксплуатационной

приводит

к перетяжелению конструкции

и,

следовательно,

к снижению лет-

но-технических данных.

Данные об удельной нагрузке на крыло

Удельной нагрузкой на крыло называется отношение веса са­

молета к площади крыла и выражается

формулой:

"=£:Л-

( 5

)

Удельная нагрузка на крыло является одной из

важных

ха­

рактеристик самолета. Она устанавливает связь между

его

ве­

сом

и летно-техническими

характеристиками. Данные о

нагрузке

на

крыло

самолета

Л-29 для наиболее

характерных

вариантов по­

летного

веса приведены

в

таблице 4.

Таблица 4

Варианты полетного

веса

Вес

само­

Нагрузка

на

лета,

кг

крыло, кг/ж2

Максимально

допустимый

взлетный

вес

3630

183,3

Допустимый

посадочный вес

3300

166,6

Основной

учебный вариант

3364

170,0

Тя г о в о о р у ж е н н о ст ь

с а м о л е т а

Тяговооруженностью

самолета

называется

отношение

макси­

мальной

тяги двигателя

к весу

самолета,

Выражается

фор-

мулой:

Р Гкг тяги '

R

(6)

G Lkt веса J

После нагрузки на крыло это наиболее важная

техническая

характеристика самолета,

определяющая

его взлетные характери-

Таблица 5

Расход

Удельный

Режим работы

Число

Тяга на

расход топ­

Допустимое

топлива

лива на

время работы,

па месте,

двигателя

оборотов, %

месте, кг

месте

мин

кг/час

кг/час

*

Максимальный

1 лг,+0.8

890-40

650

1,14 +

0,03

6

Номинальный

97

805-40

650

1,14 +

0,03

Не ограничено

0.9 номиналь­

ного

94

720 -40 '

650

1,14

+

0,03

Не ограничено

Малый газ

35—39

Не более

Не более

Не

более

Не

более 10

70

250

250

на

земле,

в полете не

ограничено

Таблица 6

Полетный вес самолета, кг

•

Тяговооруженность самолета,

кг тяги/кг веса

3630

»

0,245

3364

0,264

М а к с и м а л ь н ы е

г о р и з о н т а л ь н ы е

с к о р о с т и

п о л е т а

(стандартные):

а) при работе

двигателя

на максимальном

режиме

100%):

у

земли

— 605

км/час,

на

высоте

5000

м

— 625

км/час,

на

высоте 8000

м

— 612 км/час;

6) при работе двигателя

на номинальном

режиме

(я=97%):

у земли

—• 568

км/час,

на

высоте

5000

м

—

595

км/час,

вы

высоте 8000 м

—

585 км/час.

М а к с и м а л ь н ы е

в е р т и к а л ь н ы е

с к о р о с т и

(стан­

дартные):

„ ,

а) у земли

(я=100%) —

13,2

м/сек,

б) при

п=

97%:

на

высоте

5000

м

—

6,2

м/сек,

на

высоте

8000

м

—

3,3

м/сек,

на

высоте

10 000 м

—

1,4

м/сек;

Практический потолок — 10900 м.

В р е м я

н а б о р а

н а

р е ж и м е

м а к с и м а л ь н о й

с к о р о п о д ъ е м н о с т и :

а) высоты

3300 м при работе двигателя

на максимальном

ре­

жиме — 5 мин;

б) при работе двигателя на

номинальном

режиме с

высоты

3300 м:

высоты

5000 м

—

9,2 мин,

высоты

8000 м

—

20 мин,

высоты

10 000 м

— 35,2 мин,

практического

потолка

— 52,3 мин.

М а к с и м а л ь н а я

д а л ь н о с т ь

и

п р о д о л ж и т е л ь ­

н о с т ь

п о л е т а

на

высоте

5000 м с остатком

топлива

5%

полного запаса (при удельном весе 0,775

г/см3 ):

без

подвесных

баков

— 670 км или 1 час. 47 мин,

с подвесными

баками

— 870 км или 2 час. 20 мин.

Длина

разбега

на бетонной ВПП при взлете на максимальном

165 км/час — 600—650 м.

Длина разбега по грунту средней прочности

(8=8—9 кг/см2 )

при стандартных метеорологических условиях — 800 м.

При уменьшении

прочности

грунта

длина

разбега

возрастает

более чем на 100% и достигает

1300 м.

Взлетная

дистанция

(до высоты 25 м при

скорости,

равной

1,3 скорости

отрыва)

составляет 2—2,3 длины

разбега.

Длина пробега на бетоне с использованием

тормозов

колес

при приземлении

на скорости

по прибору

156—160 км/час —

530—600 м.

Посадочная

дистанция

при

планировании

на

скорости

200—210 км/час с высоты 25 м — 1200—1300 м.

Посадка

в случае

невыпуска

закрылков

отличается

от

посадки

с выпущенными на 30е закрылками

значительным

увеличением ско­

рости приземления

(до 202

км/час) и

посадочной дистанции.

Длина пробега

при

посадке

на

грунтовую

ВПП — 430—

500 м.

О п р е д е л е н и я

Максимальной

скоростью полета

V„a K C

называется

наиболь­

шая скорость, достигаемая самолетом в горизонтальном

полете

при максимальной тяге двигателя.

Динамическим

потолком условно

называется та наибольшая

пролетать одиночный самолет в стандартных условиях

атмосферы,

на постоянной высоте и наивыгоднейшем режиме до полного из­

расходования всего располагаемого запаса топлива, с

выполнени­

ем набора высоты и снижения по маршруту полета.

лучить дальность, соответствующую технической, так

как условия

ее получения обычно резко отличаются от условий,

при которых

на 7а! меньше технической.

О г р а н и ч е н и я

с а м о л е т а

О г р а н и ч е н и е с к о р о с т и

п о л е т а . Для самолетов с

ров, от которых зависит прочность и жесткость

конструкции,

а

также по числу М полета из

условия

управляемости самолета.

О г р а н и ч е н и я

п о с к о р о с т н о м у

н а п о р у .

Связаны

с тем, что прочность многих частей самолета

(хвостовое

оперение,

механизация крыла и оперения, крышки

люков

и др.)

лимитиру­

ется

величиной предельного

скоростного

напора (<7пгед)-

Значе­

ние

9пред не должно

превышать величины

максимального

скорост­

ного

напора <7макс,

согласно

которому

рассчитывались

на­

грузки:

а

-

Py s "3 K C

И

(7)

«/пред- —

2

Ы*\

'

''

О г р а н и ч е н и я

с к о р о с т и

по

п е р е г р у з к а м . Для

не-

маневренных самолетов вводятся с расчетом, чтобы

перегрузка

при полете в неспокойном воздухе не

превышала

эксплуатацион­

ную

перегрузку:

Я н е с п . = 1 ± ^ - С у а

р - ^ - ° ,

(8)

где

К — коэффициент интенсивности

возрастания

скорости

в

вертикальном потоке (/(=0,5н- 0,95);

U0—максимальная

скорость

вертикального

потока;

v

2(п* + 1)Р

м

v пред-

„

сек

КСуа

-p-U0

превышать физиологических

возможностей

летчика.

О г р а н и ч е н и я

по т е м п е р а т у р е .

Нагрев конструкции

на больших скоростях полета вызывается

торможением потока

воздуха у ее лобовых

частей

и трением в пограничном слое; со­

формации и

т. п. Во избежание этого

ограничивают

повышение

температуры обшивки крыла или фюзеляжа. Предельная

темпера­

тура обшивки, а также соответствующая ей скорость

полета на­

значаются исходя из летно-технических и конструктивных

особен­

ностей

самолета.

На

больших

высотах

максимальные

скорости, как

правило,

условиями прочности не ограничиваются.

Р е с у р с

с а м о л е т а

Самолету

Л-29 установлен

(технический)

ресурс

— 2300 ча­

сов налета.

В

течение

выработки этого

ресурса

на

самоле­

те должны выполняться:

Г Л А В А I!.

НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА САМОЛЕТ В ПОЛЕТЕ

1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

На

самолет

при взлете, в полете и при посадке действуют

раз­

нообразные внешние нагрузки.

По

характеру действия все внешние нагрузки разделяют

на

две категории:

а)

нагрузки,

действующие на самолет и его отдельные части

б) нагрузки, действующие на самолет

и его отдельные части

при взлете и посадке.

Все нагрузки, действующие на самолет в полете и при посад­

ке (взлете), разделяют на поверхностные

и массовые.

(подъемная сила

У,

сила лобового сопротивления Q), силы тя­

ги двигателей Р,

силы

реакции (например, силы

реакции

земли

при посадке самолета). К массовым — силы веса

и силы

инер­

ции.

действующих на него, пользуются

так называемой поточной

систе­

мой координат X,Y,Z. Начало

координат этой системы

распо­

XOY

является плоскостью

симметрии самолета, делящей его

на две одинаковые

части: правую и левую. Поперечная

ось OZ

направляется перпендикулярно осям ОХ и ОУ и плоскости

симмет­

рии

вдоль правого

крыла

(рис. 3).

сила У и сила лобового сопротивления Q, сила тяги

Р и

массо­

вые — сила веса и силы инерции. В общем случае

все

эти си­

лы не находятся в равновесии. Однако для простоты

рассуждений

времени, когда

можно полагать, что все силы и моменты

нахо­

дятся в равновесии и на основании этого

составим

уравнения;

спроектировав

все силы на координатные

оси X

и Y,

полу­

чим:

Y + Psin-f - Gcos9 — F y = О;

P - c o s f - Q = 0 .

(10)

V-G-cosB

= Fy;

P=Q.

(11).

Инерционная

сила

Fy

согласно

закону

Ньютона

связана с

массой самолета

и ускорением его

центра

тяжести и

равна:

Fy

=

m-jy

G

.

iG V2

(12)

•jy

—

—

g

J*

g

4

После

преобразования уравнение

примет вид:

Y — G-cos*

G

V*

(13)

g

получим:

Преобразовав последнее уравнение,

K = G(cose +

£

) ,

(14)

где G —

вес

самолета;

V

—

его

поступательная скорость

по траектории;

ту — радиус кривизны траектории в рассматриваемой точке

траектории;

0

— угол,

определяющий положение самолета на

траекто­

рии.

500

км/час. Удельная

нагрузка

на

крыло

Р

=

160 кг/мй;<

где

Су м а к с

— 1,5.

п'умакс

Сушке

рУ'2 _

1,5-0,125- 14Q3

=

11,5.

2-Р

2-160

На взлете во время разбега

на

самолет

действуют

следую­

щие

силы

(рис. 4): сила

лобового

сопротивления

—

Q,

направ­

Рис. 4. Силы, действующие на самолет при разбеге

жения,

действуют подъемная

сила

Y, вес

самолета

G, а

также

сила реакции земли на переднее и главные колеса N = Nn-l

Л/,.По­

скольку

движение самолета

при

разбеге является

прямолинейным,

то:

У + N —

G •=. О.

Разбег самолета с возрастанием скорости происходит под дей­

ствием ускоряющей силы RycK

(ускоряющая

сила

равна

разно­

сти сил

Р—Q—F=Rуск

),

которая

сообщает

самолету

уско-

рение:

J

1 =

<?

Q

или

ь

Q + F

J

По

(20)

Следует заметить, что ускоряющая-сила

RyCK

,

а следовательно,

и ускорение /

во время

разбега

изменяются незначительно.

По­

этому можно рассматривать разбег как равноускоренное

движе­

ние, при котором величина ускорения остается постоянной

и

рав­

ной какому-то среднему значению

j c

p .

При

этом

длина

разбега

определяется

по формуле равноускоренного движения:

V2

(21)

Для расчета

длины разбега

необходимо определить

входящие

в формулу

(21)

величины.

Скорость

отрыва определяется

по формуле:

v -

=

•

{ 2 2 )

J=g(-g-f')>

(23)

где

Р с р

—

тяга,

соответствующая скорости Vc p =

Г v 2

(сред-

"J^/

v ° 1 р

о:

няя

квадратичная);

2

Р с р

— определяется по скоростной характеристике

двигателя;

Р

=

f(V),

которая приводится

в описании

самолета;

/'

—

приведенный коэффициент

трения, определяемый

по

формуле:

где

Яотр — ( § ^ ) о т р — аэродинамическое

качество самолета в

момент

отрыва.

В

среднем для

реактивных

самолетов можно

считать,

что

К0 тр = 8—9; f—коэффициент трения

качения, учитывающий

силу

трения колес о грунт.

В процессе пробега на самолет действуют две тормозящие дви­

жение силы — сила лобового сопротивления Q

и

сила

трения

колес

о

землю

F.

Откуда

RTOpM.

=

Q + F.

Отрицательное ускорение, создаваемое суммарной тормозящей

силой

RTopM . будет

равно:

/

=

Q + F

•

(24)

При

пробеге

тормозящая

сила

изменяется

незначительно

(рис.

5),

ввиду

чего допустимо

длину

про.бега

определять

по

за­

ускорение в

процессе пробега

будет

равно некоторому

среднему

его значению,

поэтому

I n p

~ ?/сГ

'

( 2 5 )

2*

19