книги из ГПНТБ / Каюнов Н.Т. Самолет Л-29. Устройство, эксплуатация учеб. пособие
.pdfгде величина посадочной скорости определяется по формуле:
V n o c = |
0 , 9 5 ] / - ^ ^ . |
(26) |
|
Определим среднее значение ускорения (замедления) |
j c p , |
||
для чего следует считать, что среднее |
значение тормозящей силы |
||
при пробеге равно: |
|
|
|
г) |
Кнач Ч~ |
RKOH |
|
^ с р |
2 |
' |
|
Рис. 5. Схема сил, действующих на самолет при пробеге
где |
R H A 4 |
,и R K 0 H — |
значения |
тормозящей |
силы |
в |
начале |
и в |
|||
конце пробега. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
В начале посадки Y = G и, |
следовательно, |
|
|
|
||||||
|
|
|
|
R |
QH84 |
XrZ > |
|
|
|
|
|
где |
К д пос — качество самолета при посадочном |
угле |
атаки. |
|
|||||||
|
В конце |
посадки |
Y = О и V = О. |
|
|
|
|
||||
|
При этом: |
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
RKOH — F |
= |
fnpN |
= /пр |
• G, |
|
|
|
где. |
/ п р |
— |
среднее |
значение |
коэффициента трения |
при |
про |
||||
беге. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Таким образом, среднее значение ускорения |
(замедления) |
при |
||||||||
пробеге будет равно: |
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
Из вышеприведенной формулы |
видно, |
что основное |
влияние |
||
на величину /с „, а |
следовательно, |
на пх |
и длину |
пробега L n p , |
|
будет оказывать |
/ п р , характеризующий |
состояние |
поверхности |
||
взлетно-посадочной полосы. При больших |
значениях |
f n p |
(вязкий |
||
или песчаный грунт, глубокий снежный покров) возникают значи тельные нагрузки на шасси самолета.
20
2. НАГРУЖЕНИЕ КРЫЛА
На крыло в полете действуют следующие нагрузки (рис. 6): распределенные аэродинамические силы; распределенные силы от
массы конструкции крыла; сосредоточенные силы от |
масс агре |
|
гатов |
и грузов, размещенных в крыле (топливо, |
двигатели, |
оборудование и др.). |
|
|
Определение величины и характера нагружения крыла необ ходимо для анализа работы конструкции (силовой схемы) крыла и для расчетов на прочность.
Для расчета величин нагрузок, действующих на крыло, исход ной величиной является значение коэффициента эксплуатационной
Распределенные
аэродинамические
силы
Распределенные силы от масс кон
струкции нрыла _
Сосредоточенная нагрузка от агрегата
Рис. 6. Нагружение крыла аэродинамическими силами и мас совыми силами конструкции
перегрузки п , которая |
задается для |
каждого класса |
самолетов |
||
(рис. |
7). |
|
|
|
|
Из |
приведенного рисунка |
видно, |
|
|
|
что |
|
|
G-n3-f |
_ G-np |
(28) |
возд |
c o s Q |
cos 9 |
cos 9 |
||
Величина равнодействующей массовой нагрузки конструкции крыла, а также величина нагрузки от каждой сосредоточенной массы, размещенной в нем, могут быть найдены по формулам, аналогичным формуле 28:
|
|
К Р |
cos 9 |
" ' |
(29) |
|
|
|
|||
|
Р1 |
огр ±= |
cos |
О |
(30) |
|
|
|
|
||
|
Ввиду малой величины угла 9 в расчетах обычно |
принимают |
|||
Cos |
6 = 1 . |
|
|
|
|
|
Р а с п р е д е л е н и е |
а э р о д и н а м и ч е с к о й |
н а г р у з |
||
ки |
в д о л ь р а з м а х а |
к р ы л а |
производится на |
основании' |
|
21
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
продувок. |
При |
отсутствии этих |
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
данных |
расчет |
принимается по |
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
приближенному |
|
закону распре |
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
деления подъемной |
силы |
(про |
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
порционально |
|
|
коэффициенту |
||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
подъемной |
силы |
Су |
и |
длине |
|||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
хорды |
«в» |
в |
каждом |
сечении |
|||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
крыла). |
|
|
|
|
|
qe, то |
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Погонная |
нагрузка |
|||||||
Рис. |
7. |
Схема |
воздушных |
сил, |
деи- |
|
есть нагрузка, |
|
приходящаяся |
||||||||||||
|
на |
единицу длины |
крыла |
(рис. |
|||||||||||||||||
|
|
|
ствующих |
на |
крыло |
|
|
|
|
8), |
будет |
иметь |
выражение: |
||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
1° |
cos*e |
~ |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
2 |
^сеч> |
|
|
|
|
|
|
(31) |
|
где |
Сусеч |
и в с е ч |
— коэффициент |
|
подъемной |
силы и хорда |
в про |
||||||||||||||
извольном сечении |
крыла. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||
Из |
уравнения: |
|
|
Y = |
Gnp |
= |
|
|
f-CyKp^-S |
|
|
|
|
|
|
|
|||||
найдем |
|
|
|
|
pV_2 |
= G n p _ |
_ |
|
1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
2 |
|
/ |
|
/ - С у е в е р ' |
|
|
|
|
|
|
|
||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||
где |
S |
= |
вер • I. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
В |
результате |
|
получим: |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
(32) |
г д е |
Г |
= |
'сеч СУгеч |
|
поправка на неравномерность распределе- |
||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||||
ния по длине крыла средней погонной нагрузки |
|
|
— |
|
называе- |
||||||||||||||||
мой относительной |
циркуляцией. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||
Относительная циркуляция зависит от удлинения |
и |
сужения |
|||||||||||||||||||
крыла, |
от угла |
|
стреловидности |
и |
других |
факторов. |
|
|
|
||||||||||||
В |
инженерных |
расчетах |
|
приближенно |
|
полагают, |
что |
||||||||||||||
тогда |
формула |
32 |
упрощается |
и |
принимает |
вид: |
|
|
|
|
|
||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
G-np |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
где |
|
|
средняя |
расчетная |
нагрузка, |
приходящаяся |
на |
квад |
|||||||||||||
|
|
|
ратный метр |
крыла. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||
Таким образом, при указанном допущении погонная |
нагрузка |
||||||||||||||||||||
распределяется |
по длине |
крыла |
|
|
пропорционально |
его хордам. |
|||||||||||||||
22
Положение центра давления, (Ц.Д.) по Хорде крыла В отдель ных сечениях может быть найдено по формуле:
у^ткр
где 'укр С,ткр средние значения коэффициентов подъемной силы и момента крыла при среднем угле атаки крыла для данного расчетного случая.
Рис. 8. Распределение воздушной нагрузки но раз маху крыла
Распределение массовых сил конструкции крыла по размаху принимается обычно таким же, как распределение аэродинамиче ских сил:
|
_ |
GK P -n„ |
|
(33) |
|
Чкр |
|
£ |
°сеч- |
|
|
|
|
|
|||
Погонная массовая нагрузка приложена по линии центров тя |
|||||
жести сечений, которая обычно для |
современных конструкций на |
||||
ходится на 40—50% хорды |
от |
носка. |
|
|
|
Сосредоточенные силы от масс агрегатов приложены в их цен |
|||||
трах тяжести. |
|
|
|
|
|
К р ы л о р а с с м а т р и в а е т с я |
к а к |
б а л к а , |
о п о р а м и |
||
к о т о р о й я в л я ю т с я |
у з л ы |
е г о |
к р е п л е н и я |
к фю - |
|
23
з е л я ж у . |
При расчете |
крыла |
на прочность |
необходимо знать |
|||
в любых его сечениях величину |
поперечной силы Q, точку ее |
||||||
приложения, а также |
величину |
|
изгибающего |
момента М. |
|||
Эпюры |
поперечных |
сил |
Q и изгибающих моментов М строятся |
||||
по суммарной распределенной нагрузке: |
|
||||||
|
|
1 |
сум |
Я* |
I кр • |
|
|
|
|
|
|
|
|||
В любом сечении крыла всегда действует поперечная сила, равная по величине сумме внешних сил отсеченной части крыла (участка крыла от его конца до рассматриваемого сечения):
Q = |
2 ?возд — 2<7кр |
ЕР arp |
(34) |
|
ИЛИ |
|
<-, |
у р |
|
^ _ np(G—_и«р) |
(35) |
|||
' " |
с |
^отс |
^ г агр |
|
Наибольшее значение поперечной силы будет в корневом се чении крыла, причем величина примет следующее выражение:
QM8KC |
2 ( ^ с а м ^кр ^агр) |
(36) |
Кроме поперечных сил, в каждом сечении крыла действует из гибающий момент, равный произведению суммы сил отсеченной части крыла на плечо (рассто яние от рассматриваемого се чения крыла до точки прило жения равнодействующей от
сеченных сил):
Рис. 9. Эпюры поперечных сил и из гибающих моментов МИ зг
TP 7 (37)
агр^агр>
изгибающий мо мент;
расстояние от точ ки приложения равнодейств у ю - щей отсеченной части крыла дс сечения;
— расстояние от цен тра тяжести аг регата до рассматрива е м о г о сечения.
Вид эпюр поперечной силы Q и М„зт изгибающего момен та показан на рис. 9.
24
Помимо изгибающего момента Мтг |
, на |
крыло действует |
кру |
|||||
тящий |
момент Мкр. |
Для определения |
величины |
крутящего |
мо |
|||
мента |
необходимо |
просуммировать моменты |
от |
всех сил |
вокруг |
|||
оси, проходящей |
через так называемые центры жесткости сечений. |
|||||||
Вокруг |
этой оси |
происходит поворот сечения |
при |
кручении |
крыла. |
|||
Рис 10. Эпюра крутящего момента крыла
Практически считается, что центры жесткости находятся междулонжеронами ближе к переднему лонжерону:
М к р = % в о з д • а +• £ Р а г р • а а г р , |
(38) |
где. М к р — крутящий момент;
аагр — расстояние от центра тяжести агрегата до оси жест кости;
а— расстояние от центра давления сечения до центра
жесткости.
Эпюра крутящего момента Л4К р показана на рис. 10.
3. НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ОПЕРЕНИЕ
Оперение нагружается аэродинамическими и массовыми сила ми. Последними из-за небольшой величины обычно пренебре гают.
25-
Аэродинамические |
нагрузки, |
действующие |
на горизонтальное >.'i |
||||
вертикальное |
оперение, делятся |
на |
уравновешивающую, |
маневрен |
|||
ную и нагрузку при |
полете |
в неспокойном |
воздухе. |
|
|||
Уравновешивающая нагрузка горизонтального оперения опре |
|||||||
деляется из |
условия |
статического |
равновесия |
моментов |
относи-' |
||
телыю поперечной оси |
самолета, |
а вертикального — из условия |
|||||
статического |
равновесия |
моментов |
относительно вертикальной |
||||
оси. |
|
|
|
|
|
|
|
В первом |
случае |
(рис. 11) |
величина уравновешивающей на |
||||
грузки будет |
равна: |
|
|
|
Mz' |
|
|
|
|
|
Yуравн- |
|
(39) |
||
|
|
|
|
|
|||
где М', - момент самолёта без горизонтального оперения отно сительно поперечной оси, проходящей через его центр тяжести;
L , расстояние от центра тяжести до места приложения силы Уг „.
Рис. 11. Нагружёние оперения
Уравновешивающая нагрузка вертикального оперения опреде ляется аналогично.
Маневренная нагрузка пропорциональна площади горизонталь
ного |
оперения |
5Г ,0 ., эксплуатационной перегрузке самолета |
п |
|||
получающейся |
при маневре, и нагрузке на |
квадратный |
метр |
|||
крыла: |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
s ' |
|
|
|
|
|
ДУ =f-Ki-n°'-P-ST.0.t |
|
(40) |
||
где |
Kt — коэффициент, |
задаваемый |
нормами |
прочности. |
|
|
Суммарная |
нагрузка |
горизонтального оперения равна: |
|
|||
|
|
Yr .0 . - Yуравн- |
ДУ. |
|
(41) |
|
Нагрузка при полете в неспокойном воздухе возникает от воз действия порывов ветра. Для горизонтального оперения она со-
26
стоит из суммы уравновешивающей нагрузки и дополнительной, обусловленной вертикальным поддувом. Для вертикального опере ния эта нагрузка вызывается воздействием порывов ветра, пер пендикулярно к его плоскости.
|
4. НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ФЮЗЕЛЯЖ |
|
||
Основными |
нагрузками, |
действующими на фюзеляж, |
явля |
|
ются: |
|
|
|
|
— силы |
от |
прикрепленных к фюзеляжу частей самолета |
(кры |
|
ла, оперения, |
двигателя); |
|
|
|
—• силы |
от |
масс грузов |
и агрегатов, расположенных в |
фюзе |
ляже; |
|
|
|
|
—распределенная нагрузка от масс его собственной кон струкции;
—аэродинамические силы разрежения и давления, распреде ленные на поверхности фюзеляжа.
Величина и характер той или иной |
нагрузки зависят от ти |
па самолета и вида полета. В огличие |
от крыла в нагружении |
фюзеляжа аэродинамические силы по сравнению с сосредоточен ными мало влияют на общую прочность фюзеляжа.
Перечисленные нагрузки подразделяются на симметричные и несимметричные. Первые нагрузки возникают при криволинейном полете самолета в вертикальной плоскости, при посадке с одина
ковым нагружением главных |
стоек |
шасси и в других случаях. |
|||
Рассмотрим случай криволинейного полета (рис. 12). При этом |
|||||
на самолет действует подъемная сила |
крыла У ь р и горизонтально |
||||
го оперения Уг .0 . |
|
|
|
|
|
|
Y K p |
= |
npQ |
|
|
Y |
= |
Y |
|
4- |
AY |
1 |
г-о- |
1 |
уравн- J- |
" I • |
|
27
Рис. 13. Harp ужение фюзеляжа при маневре
Подъемная сила самолета У = Ук р ± Уг.„. создает ускорение вдоль оси У, а сила ДУ создает дополнительно и угловое уско рение гг относительно поперечной оси Z.
Приближенно полная перегрузка определяется по следующей формуле:
|
П1 |
- Y«n±4r.o. |
± Ez r l |
) |
(42) |
где е г |
— угловое ускорение; |
|
|
|
|
rt |
— расстояние |
от данного |
агрегата |
до центра |
тяжести |
|
самолета. |
|
|
|
|
Рис. 14. Несимметричное нагружение фюзеляжа
|
Знак «плюс» или |
«минус» |
берется |
в зависимости |
от |
направле |
|
||||||||||||
ния уравновешивающей |
|
и маневренной |
нагрузок. |
|
|
|
|
|
|||||||||||
|
Дополнительная перегрузка, возникающая в результате |
угло |
|
||||||||||||||||
вого ускорения самолета, переменна по его длине, а следователь |
|
||||||||||||||||||
но, и суммарная перегрузка |
nt |
также |
переменна |
(рис. |
13). |
|
|
||||||||||||
|
В случае несимметричного нагружения фюзеляжа на |
самолет |
|
||||||||||||||||
действует сила |
от |
вертикального |
оперения |
Рво |
= ЛФ авн. |
+ АР |
|
||||||||||||
и |
аэродинамическая |
сила, |
носовой |
части |
фюзеляжа |
(рис. 14): |
|
||||||||||||
|
|
|
|
р |
|
= |
р |
|
. |
L"-.°J |
|
|
|
|
|
(434 |
|
||
|
|
|
|
г |
|
нос- |
|
г уравн- |
|
iLnoc- |
• |
|
|
|
|
|
V.х и ) |
||
|
Суммарная |
сила |
|
на |
фюзеляж |
составит: |
|
|
|
|
|
|
|||||||
|
|
|
|
Р = |
|
Р у |
р а |
в н . + |
Д Р |
+ |
Р н о с . |
|
|
|
|
(44) |
|
||
|
Общая перегрузка |
от этих сил определяется по формуле: |
|
|
|||||||||||||||
|
|
ni |
= |
Jj;PiB"* + А Р |
+ p"°f |
|
+ |
ё1п_ |
|
|
|
|
(45) |
|
|||||
|
5. МАКСИМАЛЬНЫЕ ПЕРЕГРУЗКИ, ПЕРЕНОСИМЫЕ ЧЕЛОВЕКОМ |
|
|
||||||||||||||||
|
Эксплуатационная |
перегрузка |
пъ |
|
задается |
для |
каждого |
клас |
|
||||||||||
са |
самолетов, исходя |
из условий его эксплуатации. |
Для |
пилотаж |
|
||||||||||||||
ных самолетов типа Л-29 (класс А) максимальное значение экс |
|
||||||||||||||||||
плуатационной |
перегрузки определяется |
способностью |
человече |
|
|||||||||||||||
ского организма |
переносить |
перегрузки. |
|
Переносимость |
перегру |
|
|||||||||||||
зок зависит от состояния организма, величины и направления пе |
|
||||||||||||||||||
регрузки, времени ее действия |
(рис. 15). |
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||
|
|
|
|
|
|
п |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
\
\
\i—
1
\
\
\
\
N ч
— X
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
— _ Сп <на-гРУЛЬ |
|
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Гог оватаз |
|
||
Рис. 15 Перегрузки, |
пе |
\ |
|
|
|
|
|
|
и/, |
|
' / / / / / / / / / / / / |
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
реносимые |
человеком |
в |
|
|
|
|
|
Т |
|
|
|
|аз голова |
|
|
||||
ствия |
направ |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
тт~ |
|||||||
зависимости |
от |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
ления и времени |
их дей |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
0,2 |
0,4 |
0,6 |
0,8 |
1,0 |
1,2 |
1,4 |
1,6 |
1,8 |
2,0 |
2,2 |
2,4 |
2,6 |
2,8 |
3,0 |
29