7.2. Определение внешних нагрузок на крыло и построение эпюр внутренних силовых факторов

7.2.1. Классификация самолетов и основные расчетные случаи нагружения

Требования к самолету, относящиеся к безопасности полета, изложены в Нормах летной годности.

Летная годность самолета определяет его способность совершать безопасный полет во всем диапазоне установленных для него ожидаемых условий эксплуатации при условии, что остальные компоненты авиационной транспортной системы функционируют нормально. Соответствие типа самолета Нормам летной годности свидетельствует о том, что его конструкция и характеристика удовлетворяет государственным требованиям к безопасности.

Первые отечественные Нормы прочности самолетов были опубликованы ЦАГИ в 1926 году. В последующем периодически, с интервалом в 2-4 года, эти Нормы переиздавались, при этом, на основе опыта эксплуатации и результатов научных и расчетно-экспериментальных исследований, происходило расширение и углубление их требований.

До конца 50-х годов Нормы содержали требования к прочности как военных, так и гражданских самолетов.

Затем было принято решение о разделении Норм и в 1961 году вышли первые отечественные Нормы прочности гражданских самолетов.

Накопленный опыт применения Норм при создании сертификации и эксплуатации современных самолетов; учет требований ИКАО, развитие авиационной науки и техники позволили провести дальнейшее совершенствование отечественных Норм, направленное на повышение уровня безопасности полета и создание в последние годы существования СССР «Норм летной годности гражданских самолетов СССР» (НЛГС-3), которые были введены в действие 15.04.1984 г.

В последнее время, в связи с расширением сотрудничества с другими странами, со стремлением российской авиационной промышленности выйти на зарубежный рынок возникла задача кардинального сближения отечественных Норм летной годности с аналогичными Нормами США (FAR) и Западной Европы (JAR). В связи с этим, начиная с 1993 года, были разработаны отечественные Авиационные правила (АП-23 – Нормы летной годности гражданских легких самолетов (масса менее 5700 кг), АП-25 – Нормы летной годности пассажирских самолетов и т.д.), которые по своей структуре и по содержанию большинства требований соответствуют американскимFARи европейскимJAR.

Что же касается военных самолетов, то к ним предъявляются требования Военно-Воздушных Сил РФ. Эти требования изложены в специальной документации (ОТТ ВВС – Общие Технические Требования Военно-Воздушных Сил), которая периодически переиздается. Данные требования являются секретными документами.

Следует отметить, что Нормы прочности, являющиеся одним из разделов Авиационных правил, составляются и непрерывно уточняются на основе опыта проектирования и эксплуатации самолетов и результатов научных исследований характера нагрузок, действующих на самолет.

Величина нагрузки нормируется коэффициентом эксплуатационной п^э, т.е. перегрузки, максимально допустимой в эксплуатации. Перегрузкип^эустанавливаются в зависимости от назначения самолета, его весаGи максимальной скорости горизонтального полетаV_max. В соответствии с этим упрощенно самолеты можно разбить на три класса:

а) легкие маневренные самолеты;

б) самолеты ограниченной маневренности;

в) тяжелые неманевренные самолеты.

В соответствии с этой классификацией приближенно задаются величины максимальных эксплуатационных перегрузок для каждого типа самолетов, некоторые из них приведены в таблице № 7.2.

Таблица № 7.2

Тип самолета
Легкий учебный (боевой) или спортивный самолет Легкий скоростной пассажирский самолет Средний магистральный пассажирский самолет Тяжелый транспортный или пассажирский самолет	8-9 4-6 3-4 2-3

Проектируемый самолет является учебно-тренировочным, и его можно отнести к классу маневренных самолетов. В качестве максимальной эксплуатационной перегрузки примем:

.

Данная величина соответствует рассматриваемым прототипам (см. табл. № 1.1).

В качестве примера в таблице № 7.3 приведены величины перегрузок, возникающие при выполнении на самолете фигур высшего пилотажа, часть из которых отрабатывается во время летной подготовки.

Для определения внешних нагрузок, действующих на самолет и его отдельные агрегаты при эксплуатации, установлены расчетные случаи, как наиболее тяжелые случаи нагружения. Произведя расчет на прочность и лабораторные статические испытания самолета на эти случаи, можно считать, что самолет будет достаточно прочным при условии его правильной эксплуатации.

Расчетные случаи нагружения делятся на полетные (A, , В, С,D, и др.) и посадочные случаи (Е_ш, G_ш, R_1ш, R_2ш, Т_ши др.). Хотя в АП используется цифровые обозначения полетных расчетных случаев, сохраним при выполнении дипломного проекта ранее принятые в отечественном самолетостроении буквенные обозначения.

Таблица № 7.3

Наименование фигуры	Перегрузка пэ
Спираль Бочка Боевой разворот Петля Нестерова Полупетля с переворотом Многократная бочка Штопор Вираж	3…4 4…5 4…5 3…6 4…5 5…7 2…3 3…5

Ниже будут рассмотрены только основные полетные (A, , В, С,D, ) расчетные случаи. При этом в дальнейшем при определении внешних нагрузок и построении эпюр внутренних силовых факторов будем рассматривать только один расчетный случай.

Также следует отметить, что требования к прочности определены через эксплуатационные нагрузки (максимальные нагрузки, возможные в эксплуатации) и расчетные нагрузки (эксплуатационные нагрузки, умноженные на предписанные коэффициенты безопасности). За исключением специально оговоренных случаев, коэффициент безопасности fпринимаем равным 1,5 (f= 1,5).

На рис. 7.1 показана типовая траектория полета самолета с указанными на ней точками, соответствующими основным полетным расчетным случаям.

Кратко охарактеризуем каждый из них.

Случай А. Криволинейный полет на больших положительных углах атаки, соответствующих максимальному коэффициенту подъемной силы. Задается параметрами:;с_уА = с_утах. По этим данным нетрудно определить величины полной расчетной подъемной силы:

Рис. 7.1. Основные расчетные случаи

и скоростного напора

где G₀– полетный вес самолета;f– коэффициент безопасности;S_кр– площадь крыла.

Случай . Криволинейный полет на малых положительных углах атаки (α= 4 — 6°) с максимальным скоростным напором отвесного пикирования.

Задаваемые величины: ;.

Отсюда

.

Случай В. Выход из пикирования на весьма малые положительные углы атаки (α= 1,5 — 3°) с максимально возможной скоростью, соответствующей.

Дано: .

Коэффициент подъемной силы получает при этом значение

.

Случай С. Отвесное пикирование с резким отклонением элеронов и максимально возможной скоростью полета.

Заданные параметры: ;С_уС = 0;q_С = q_maxmax.

Закручивающий момент, возникающий на крыле при пикировании, определяется по формуле:

,

где с_т0– коэффициент аэродинамического момента, который берется по результатм продувок крыла в аэродинамической трубе;b₀– хорда крыла, относительно которой определен коэффициент моментас_т0.

Случай является наиболее опасным при кручении и служит для обеспечения прочности обшивки крыла.

Случай D. Резкий вход в пикирование с углом атаки, соответствующим максимальному отрицательномуС_уmax.

Здесь ;с_уD = -с_утах.

Случай Dвводится для проверки работы конструкции крыла на обратные нагрузки (по отношению к случаюА).

Случай . Криволинейный полет самолета на малых отрицательных углах атаки.

Задаваемые параметры: ,.

В ходе дальнейшего расчета в качестве рассматриваемого расчетного случая будем брать расчетный случай А. Этот случай соответствует выходу самолета из пикирования или входа в «горку» (а, например, для тяжелого самолета – случаю полета в болтанку). СлучайАможет оказаться расчетным для крыла, фюзеляжа, оперения и узлов крепления агрегатов из-за больших значений воздушных и массовых сил, обусловленных максимальной перегрузкой.