книги из ГПНТБ / Динамика полета и конструкция крылатых летательных аппаратов

» Таким образом, в криволинейном полете подъемная сила, дей­

Понятие об эксплуатационной перегрузке крыла и других частей крылатых летательных аппаратов

Понятия «перегрузка КЛА» и «местная перегрузка», введенные в главе I второго раздела, характеризуют фактические силы, дейст­ вующие на КЛА или на отдельный его элемент в процессе эксплуа­ тации в различных условиях полета.

При расчете на прочность конструкции КЛА, органов взлета и посадки и т. д. необходимо знать те силы, которые могут вы­ звать их разрушение. Величина разрушающих сил определяется

ционной перегрузкой называют отношение наибольшей нагрузки, допустимой в различных условиях полета, например в криволи­ нейном полете, к нагрузке, действующей в установившемся гори­ зонтальном полете. В частности, для крыла эксплуатационная

410

где пэ— эксплуатационная перегрузка, г — радиус криволинейной траектории в м.

Таким образом, эксплуатационной перегрузкой для крыла на­ зывают отношение подъемной силы крыла при совершении криво­ линейного полета к подъемной силе в установившемся горизон­ тальном полете, или, что то же, к весу самолета.

Теоретически максимально возможная перегрузка

Пренебрегая влиянием чисел Re и М на сутах, теоретически максимально возможная нагрузка на крыло, очевидно, будет иметь место при полете на максимально возможной скорости на угле атаки, соответствующей сутах, т. е.

У лучших современных дозвуковых самолетов отношение максимальной скорости полета к минимальной достигает порядка 6—7, и теоретически возможная максимальная перегрузка будет равна

^max теор = 40 50.

Однако такая перегрузка в реальном полете у самолетов недо­ пустима, так как ее не сможет выдержать человек. Если же аппа­ рат беспилотный, то допустимые перегрузки, хотя значительно боль­ ше, но все же ограничены прочностью аппаратуры управления и весовыми ограничениями летательных аппаратов. Обычно попереч­ ная эксплуатационная перегрузка управляемых реактивных снаря­ дов не больше 2D. Допустимые перегрузки, переносимые человеком в зависимости от направления и времени действия, изображены на

фиг. чЗ-4.

Длительные перегрузки в направлении голова—та-з не должны превышать 4—6. Кратковременные перегрузки в течение 0,1—0,2 се-

411

ку.нды в направлении голова—таз при наличии упоров для ног и подлокотников не должны быть больше 20, что и имеет место при аварийном катапультировании экипажа.

Многочисленными экспериментами в полете установлены сред­ ние величины эксплуатационных перегрузок при выполнении летчи­ ком на самолете различных маневров: •

Однако перегрузки в полете могут возникнуть .не только при со­ вершении различных маневров, но и от наличия в атмосфере верти­ кальных токов воздуха. Физическая сущность явлений заключается в следующем.

Если горизонтально летящий самолет со скоростью полета V

412

д Y- -d£ y wn c * Y l

да V ^ 2

В установившемся горизонтальном полете

Y = G .

Следовательно, эксплуатационная перегрузка пэ, обусловливае­ мая вертикальным порывом ветра w будет равна

условиях п? уменьшается.

Соответствующими экспериментами в воздухе установлено, что для большинства самолетов при полете в неспокойном воз­ духе обычно перегрузки п3 получаются равными 2 —3.

. Инерционные нагрузки

Кроме аэродинамических нагрузок, при неустановившихся дви­ жениях .на части летательных аппаратов действуют еще и инерци­ онные наирузки, величина которых определяется массой той или иной части КЛА и величиной ускорения. Поскольку ускорение не­ посредственно связано с перегрузкой, то с ростом последней инер­ ционные нагрузки возрастают. Так, например, инерционные нагруз­ ки, действующие на крыло при выходе из пикирования, равны весу крыла и агрегатов, размещенных в крыле (шасси в убранном поло­ жении топливной системы, двигательных установок и т. д .), помно­ женных на эксплуатационный коэффициент перегрузки. Направле­ ние действия этих сил обратно направлению аэродинамических на­ грузок, что приводит к разгрузке крыла,, а следовательно, к умень­ шению веса конструкции.

• Однако не во всех случаях полета и не для всех деталей инер­ ционные нагрузки приводят к уменьшению сил, действующих на ту

413

или иную часть самолета. Например, инерционные нагрузки, дей­ ствующие на переднюю часть фюзеляжа при выходе из пикирова­ ния, являются нагрузками, обусловливающими требуемую проч­ ность этой части аппарата. Инерционные нагрузки, действующие на крыло самолета в момент касания .колес поверхности земли, для самолетов с двигателями, расположенными вдоль размаха, могут также быть причиной разрушения крыла, изгибая его вниз, а нор­ мальные аэродинамические силы в этом случае являются разгру­ жающими.

§ 3.3. ПОНЯТИЕ О НОРМАХ ПРОЧНОСТИ

Все многообразие возможных нагрузок, действующих на раз­ личные части летательных аппаратов, регламентируются соответ­ ствующими нормами прочности. В зависимости от типа и назначе­ ния летательного аппарата, его максимальной скорости, требуемой маневренности и других условий нормы прочности устанавливают все .реально возможные и требуемые случаи нагружения различных частей летательных аппаратов как .в полете, так и при движении по земле. При этом случаи нагружения подобраны так, чтобыбыла обеспечена должная прочность всех деталей в различных направле­ ниях. Например, для крыла — при изгибе его как вверх, так и вниз, а также при кручении, для посадочных органов самолета — при на­ грузках в направлении движения самолета и в обратном направ­ лении, с правой или с левой стороны, снизу— вверх. Также рас­ сматриваются случаи совместных, одновременно действующих на­ грузок в разных направлениях, несимметричные случаи нагружения при посадках на одну из половин шасси и т. д.

Для маневренных самолетов-истребителей максимальная экс­ плуатационная перегрузка, действующая на крыло в случае выхода из пикирования, согласно нормам прочности самолетов берется рав­ ной пв = 8. Максимально возможная эксплуатационная перегруз­ ка на крыло, самолета, действующая снизу .вверх, для стратегиче­ ского бомбардировщика снижается до 2—3. Делается это в целях уменьшения веса конструкции самолета, учитывая, что от бомбар­ дировщика не требуется большой маневренности, а перегрузки при полете в неспокойном воздухе редко превышают трехкратную. Кро­ ме .регламентации -различных случаев нагружения -и величин экс­ плуатационных перегрузок, в нормах прочности устанавливаются требуемые запасы прочности и разрушающие расчетные нагрузки, вводя понятие коэффициента безопасности.

Коэффициентом' безопасности принято называть отношение на­ грузки, при которой происходит разрушение той или иной детали, к 'нагрузке максимально возможной в условиях -нормальной эксплуа­ тации. Это отношение обычно обозначают буквой / и для редко по­ вторяемых случаев нагружения принимают равным /*=1,5, а для

414

часто повторяемых случаев нагружения / = 2. Для беспилотных летательных аппаратов одноразового применения / = 1,3.

Таким образом, расчетная разрушающая перегрузка опреде­ ляется по формуле

П РПЗР -L, Jt 3 j

Такой малый коэффициент запаса прочности у летательных ап­ паратов принят в целях уменьшения веса конструкции, как и огра­ ничения эксплуатационных перегрузок у тяжелых многомоторных самолетов и у беспилотных летательных аппаратов.

ГЛАВА IV

КРЫЛЬЯ, СТАБИЛИЗИРУЮЩИЕ И РУЛЕВЫЕ ПОВЕРХНОСТИ

Основное назначение крыльев, стабилизирующих и рулевых по­ верхностей уже было изложено в первом разделе учебника. Следует лишь добавить, что внутренние полости крыльев зачастую исполь­ зуются для размещения топлива, шасси в убранном положении, во­

оружения и другого оборудования. На фиг. 4.1 изображен крыла­ тый летательный аппарат плоской аэродинамической (самолетной) схемы, имеющий все три рулевые поверхности: рули высоты, на­ правления и элероны. На фиг. 4.2 представлен аппарат осесиммет­ ричной аэродинамической схемы с крестообразными . крыльями и рулевыми 'поверхностями, размещенными впереди крыльев (схема типа «ужа»).

415

§ 4.1. Т Р Е Б О В А Н И Я К К Р Ы Л Ь Я М И О П Е Р Е Н И Я М

Первоочередными требованиями являются: минимум сх па ре­ жиме Утах, максимум су прн выполнении маневров (взлет, по­ садка, полеты по криволинейным траекториям), максимум каче­ ства на крейсерском режиме, что обусловливает наибольшую дальность полета.

Далее желательно иметь: минимальный вес конструкции при за­ данной прочности и жесткости, наибольшую живучесть конструк­ ции, неуязвимость, долговечность, отсутствие самовозбуждающихся колебании (флаттер). Простота изготовления (технологичность кон­ струкции) и технического обслуживания.

Для пилотируемых самолетов желательно наименьшее затене­ ние крыльями и оперением обзора из кабин экипажа и обстрела.

Очевидно, что осуществить все требования в одной конструкции невозможно, следствием чего является многообразие конструктив­ ных решений, разным образом удовлетворяющих указанным требо­ ваниям.

§ 4.2. ВНЕШНИЕ ФОРМЫ КРЫЛЬЕВ, ИХ ОСНОВНЫЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ И СВОЙСТВА

П р я м о у г о л ь н ы е кр ы л ь я. Прямоугольная форма крыль­ ев в .плане (фиг. 4.3) обеспечивает наилучшую их технологичность. Однако при прямоугольной форме крыла в плане и большом удли­ нении вес крыла получается чрезмерно большим. Это объясняется тем, что изгибающие моменты получаются большими, а высота кор­ невых сечений полукрыльев мала. В этих случаях для уменьшения веса крыльев их осуществляют подкосными, как это изображено на фиг. 4.3,о. Прямоугольные крылья применяются у самолетов с

ше, что позволяет осуществить прямоугольные крылья без какихлибо подкосов, как это изображено на фиг. 4.3, б.

Крестообразное расположение крыльев обеспечивает повышение маневренности реактивных снарядов, так как позволяет одновре­ менно увеличивать угол атаки у двух пар крыльев и тем самым сразу получать равнодействующую аэродинамических сил в нуж­ ном направлении.

Форма профиля крыльев диктуется требуемыми максимальными скоростями полета. У тихоходных летательных аппаратов приме­ няются двояковыпуклые профили с относительной, толщиной с = 10—12%. У сверхзвуковых летательных аппаратов наибольшая относительная толщина составляет менее 6% и наибольшая толщи­ на профиля находится на 50% хорды (фиг. 4.4). Обводы сверхзву­ ковых профилей очерчены либо дугами окружностей, либо приме-

41 6

няются клинообразные, и ромбовидные профили (фиг. 4.5). Подоб­ ные остроносые профили обеспечивают наименыцее волновое сопро­ тивление на звуковых и сверхзвуковых скоростях, но па дозвуковых скоростях их аэродинамическое сопротивление выше, чем у дозву­ ковых профилей. Кроме того, все сверхзвуковые профили имеют незначительные сутах —почтй в два раза меньшие, чем у лучших

дозвуковых профилей. Последнее обстоятельство приводит к увели­

вляются в целях уменьшения их веса. Особенно эта форма выгод­ на у овободнонесущих крыльев, т. е. без подкосов, что .приводит к уменьшению аэродинамического сопротивления крыла по сравне-

нию с подкосиы-м. ©днако при этом усложняется их изготовление и ремонт (вследствие увеличения числа нервюр разных размеров и других деталей), ухудшается поперечная устойчивость и управля­ емость при полете па больших углах 'атаки и увеличивается вес по сравнению с .подносным крылом.

Значительное количество типов самолетов при трапециевидных свободнонесущих крыльях осуществляется низкопланной схемой, что уменьшает высоту (а следовательно, и вес) основного шасси и упрощает его уборку в самолет. Однако при низком располо­

отсеков фюзеляжа больших размеров. Дополнительным геомет­ рическим параметром трапециевидных крыльев, как известно, яв­ ляется его сужение (фиг. 4.5). Чем больше сужение, тем меньше вес крыла.- Однако при этом на больших углах атаки срыв по­ тока с поверхности крыла начинается в области элеронов, ко­

418

тательных аппаратов с околозвуковыми и умеренно сверхзвуковыми скоростями полета в целях уменьшения влияния явлений волнового кризиса на аэродинамические характеристики и отдаления возник­ новения волнового кризиса в область больших чисел М.

Характерным геометрическим параметром подобных крыльев является угол стреловидности х — п0 линии 25% хорд (линии фокусов). Чем больше х, тем меньше волновое сопротивление крыла и тем позднее оно наступает. Однако с ростом угла х

— /

падают несущая способность крыла и эффективность его поса­ дочной механизации, а также элеронов. При стреловидных крыльях особенно ухудшается поперечная управляемость само­ лета при полете на больших углах атаки вследствие еще более раннего концевого срыва потока, чем у трапециевидных крыльев. Наиболее эффективным средством сохранения поперечной упра­ вляемости летательных аппаратов при полете на больших углах атаки являются предкрылки (см. раздел I, § 6.4).

Менее эффективным средством улучшения поперечной управ­ ляемости самолетов со стреловидными крыльями являются ребраперегородки— на верхней поверхности крыла (фиг. 4.8).

Эти ребра, часто называемые разделителями, препятствуют пе­ ретеканию пограничного слоя в направлении концов крыльев, что в конечном итоге приводит к оттягиванию срыва до больших углов