4.аэронавигационный запас топлива, который включает в себя:

4.1.резервный запас топлива, необходимый для полёта на запасной аэродром с расчётной точки маршрута с учетом топлива на 30 минут ожидания посадки. Если время нахождения самолёта в зоне ожидания не равно 30 мин, то резервный запас топлива определяется в зависимости от заданного времени ожидания;

4.2.компенсационный запас топлива, принимается равным 3% от основного запаса топлива из пункта 1) при отсутствии на маршруте условий обледенения и равным 6% от основного запаса топлива из пункта 1) при вылете в условиях прогнозируемого или фактического обледенения на маршруте.

Таким образом, страхи о возможной нехватке топлива, даже при перелёте на запасной аэродром, не имеют под собой никаких оснований, поэтому мы, спокойно расположившись в кресле у иллюминатора, тщетно пытаемся предаться отдыху, стараясь не смотреть на крыло, которое время от времени подрагивает.

4.3. Нагрузки, действующие на самолёт

В общем случае на конструкцию самолёта действуют сложные, изменяющиеся во времени нагрузки. Начнём с крыла.

Под действием воздушной поверхностной нагрузки, представляющей собой подъёмную силу, которая образована за счёт разности давлений под крылом и над крылом, крыло изгибается вверх, см. рис. 48а. При этом верхняя поверхность крыла сжимается, а нижняя растягивается.

В любом сечении прямого крыла, то есть крыла, продольная ось которого (ось, идущая вдоль размаха крыла), перпендикулярна продольной оси ox самолёта, можно найти точку, характерную тем, что сила, приложенная к крылу в этой точке, будет вызывать только изгиб крыла без его закручивания. Эта точка называете центром жёсткости (ц.ж.) сечения крыла. Линия, соединяющая центр жёсткости каждого сечения, называется линией центров жёсткости. Отсюда следует, что деформация крыла, показанная

97

на рис. 48а, будет иметь место только в том случае, когда линия центров жёсткости будет совпадать с линией центров давления (линией, соединяющей точки центров давления в каждом сечении крыла).

Рис. 48. Деформации крыла.

Положение центра жёсткости определяется только свойствами самой конструкции и не зависит от характера нагружения крыла. Нагрузка же может быть различной. Так, положение центра давления аэродинамической нагрузки зависит от режима полёта: от угла атаки, скорости, угла отклонения элеронов и т.п. Кроме подъёмной силы Y, на крыло действуют также силы тяжести ΔG самой конструкции крыла и размещённых в крыле грузов (топлива, топливопроводов, проводки управления, агрегатов различных систем, шасси, двигателей и т.п.), приложенные в центрах масс сечений крыла.

В общем случае центр давления, центр жёсткости и центр масс сечений крыла не совпадают. В этом случае, см. рис. 48б крыло не только изгибается, но и закручивается. Вертикальные силы, вызывающие изгиб и кручение крыла стремятся также сдвинуть одно сечение крыла относительно другого, как бы «перерезать» его. Эти силы, вызывающие деформации сдвига,

называются перерезывающими.

Кроме вертикальных сил на крыло действуют ещё горизонтальные силы от тяги двигателей, установленных на крыле и от сил сопротивления воздуха.

98

На фюзеляж действуют в основном гравитационные силы тяжести от масс, размещённых в фюзеляже: пассажиров, багажа, агрегатов и систем. Кроме этого, на фюзеляж передаются силы от горизонтального и вертикального оперения, а также от двигателей, если они установлены в хвостовой части фюзеляжа. Поэтому фюзеляж изгибается в вертикальной плоскости от грузов и сил горизонтального оперения (стабилизатора) и руля высоты; в горизонтальной плоскости от сил вертикального оперения (киля) и руля направления; а также закручивается по причине того, что равнодействующая сила на киле приложена не по оси фюзеляжа и создает крутящий момент.

Суммарная равнодействующая сил, действующих на фюзеляж, направлена вниз, а на крыле – вверх. В месте стыка крыла с фюзеляжем происходит уравновешивание (взаимная компенсация), сил с крыла и фюзеляжа, так, что в горизонтальном полёте сумма всех сил, действующих на самолёт, равна нулю и самолёт находится в равновесии.

Конструкция самолёта должна «доставить» силы от точек их возникновения к точкам уравновешивания. Поэтому, если сила уравновешивается непосредственно в точке возникновения, то конструкция, по сути, не нужна, - доставлять на уравновешивание просто нечего. Отсюда следует, что чем больше грузов расположено в крыле, то конструкция в полёте испытывает меньшее силовое воздействие и может быть сделана более лёгкой при заданной прочности.

Однако при посадке тяжёлое крыло является отрицательным фактором: при ударе в основные опоры шасси возникают большие инерционные нагрузки (вниз), пропорциональные массе и вертикальному ускорению, а подъёмная сила (вверх) меньше веса самолёта. Большие инерционные нагрузки от грузов (вниз) нужно в этом случае доставить для уравновешивания на опоры шасси (сила вверх). Поскольку топливо размещается в основном в крыле, то самолёт не может приземлиться сразу после взлёта, если того требует аварийная ситуация, - он должен освободиться от грузов в крыле (выработать топливо) или приземляться с убранным шасси. Но не будем о плохом...

99

В настоящее время в Российской Федерации действуют обязательные к выполнению Авиационные правила (АП), которые приведены в соответствие с аналогичными правилами, действующими в других странах мира, например с государственными требованиями США к гражданским самолётам

FAR (Federal Aviation Regulations). Они устанавливают предельный минимум свойств и характеристик, которыми должен обладать каждый самолёт с точки зрения безопасности и надёжности полётов.

Нормы прочности являются частью этих правил и регламентируют характер и величины нагрузок, которые должны быть учтены при расчётах самолёта на прочность, а также методику проведения прочностных испытаний самолёта.

Чтобы обеспечить прочность самолёта во всех возможных ситуациях эксплуатации, в нормах прочности устанавливается ряд расчётных случаев. Расчётные случаи соответствуют такой ситуации при эксплуатации самолёта, при которой получаются наиболее тяжелые условия нагружения. Для каждого случая задается характер распределения внешних нагрузок, устанавливается значение

эксплуатационной перегрузки nmaxэ , вероятность превышения ко-

торой в процессе эксплуатации ничтожно мала, и значение коэффициента безопасности f. Расчётные нагрузки Pр связаны с экс-

плуатационными нагрузками Рэ соотношением Рр = Рэ f. Таким образом, коэффициент безопасности показывает, во сколько раз расчётная нагрузка больше эксплуатационной. Основное назначение этого коэффициента состоит в том, чтобы обеспечить достаточную прочность и отсутствие остаточных деформаций конструкции в процессе эксплуатации.

Для самолётных конструкций f = 1.5...2.

Напомним, что перегрузка – это отношение суммы поверхностных сил, действующих на тело к сумме объёмных сил (см. стр. 91). Для гражданских самолётов эксплуатационная

перегрузка установлена равной nmaxэ 2.5 и, соответственно,

100