Гироскопические нагрузки

На самолетах с ГТД подмоторная рама и поддерживающие конструкции должны быть рассчитаны на совместное действие аэродинамических и гироскопических нагрузок на режиме максимальной продолжительной мощности:

а) При полете со скольжением и при всех видах маневренной нагрузки на горизонтальное и вертикальное оперение

б) Все возможные сочетания ω_у = 2,5 рад/с, ω_х = 1 рад/с, n_y = 2,5.

Для самолетов, которым разрешен штопор как фигура высшего пилотажа должен проводиться расчет при прямом и обратном штопоре.

Для прямого штопора n_y = 3,5

Для обратного штопора n_y = -1.

Четыре сочетания угловых скоростей:

ω_у = 3,5 рад/с и ω_х = -2 рад/с

ω_у = -3,5 рад/с и ω_х = 2 рад/с

ω_у = 2 рад/с и ω_х = -3,5 рад/с

ω_у = -2 рад/с и ω_х = 3,5 рад/с

При этом рассматриваются значения тяги, создающие наиболее тяжелые условия нагружения элементов установки двигателя.

При движении с угловой скоростью возникают центробежные и кориолисовы силы инерции.

Центробежная сила:

,

где m – масса тела,

ω – угловая скорость,

R – расстояние от тела до оси вращения,

V=ωR – линейная скорость относительно оси вращения.

Кориолисова сила

Кориолисова сила вызывает гироскопический момент, действующий на тело.

, где

J – момент инерции тела, ω_отн – собственная угловая скорость, ω – угловая скорость самолета.

Гироскопические нагрузки при полете с перегрузкой

При полете с перегрузкой в вертикальной плоскости траектория самолета искривлена, и на самолет действует центробежная сила инерции .

.

Радиус кривизны траектории

Угловая скорость движения самолета по траектории

Если угол атаки не меняется, то собственная угловая скорость вращения самолета вокруг оси z равна угловой скорости его движения по траектории.

При полете с максимальной перегрузкой n^э_{max A} на скорости угловая скорость

.

При = 3,8

При этом должен учитываться гироскопический момент двигателя и воздушного винта при работе двигателя на режиме максимальной продолжительной мощности.

При полете с перегрузкой скорость должна быть не ниже , при этом угловая скорость

.

При =3,8 .

При этом должен учитываться гироскопический момент двигателя и воздушного винта на взлетном режиме работы двигателя.

Нагрузки на горизонтальное оперение

На горизонтальное оперение действуют нагрузки:

1. Балансировочные

2. Маневренные

3. От воздушных порывов

Также рассматриваются несимметричные нагрузки и совместные нагрузки с вертикальным оперением.

Балансировочные нагрузки

Балансировочная нагрузка – это нагрузка, необходимая для сохранения равновесия в любых заданных условиях при нулевом угловом ускорении тангажа.

На крыло действует подъемная сила и продольный момент:

Момент M_z можно вычислять относительно любой точки, при этом его величина будет зависеть от выбора системы координат.

Если одна система координат смещена относительно другой по оси Х на величину А, то

Если подъемная сила не равна нулю, то можно найти точку, относительно которой момент M_z равен нулю. Эта точка будет центром давления крыла при заданном угле атаки.

Можно также найти точку, относительно которой продольный момент при постоянной скорости будет неизменным при любом угле атаки (при безотрывном обтекании). Эта точка будет фокусом крыла. При дозвуковых скоростях полета фокус тонкого слабоизогнутого крыла расположен на 0,25 средней аэродинамической хорды, и его положение не зависит от угла атаки.

Коэффициент продольного момента относительно фокуса равен при любом угле атаки.

Положение центра давления крыла с несимметричным профилем зависит от угла атаки.

У равнение равновесия крыла по продольному моменту:

Относительно координаты центра давления

.

У обычного профиля <0, поэтому при положительной подъемной силе X_D > X_F.

Положение центра масс самолета, как правило, не совпадает с положением центра давления крыла. Чтобы уравновесить момент подъемной силы крыла относительно центра масс самолета, нужно приложить нагрузку к оперению.

Уравнение равновесия самолета по продольному моменту относительно произвольной точки Х₀.

При Х₀ = X_F

Балансировочная нагрузка на горизонтальное оперение

Подставим сюда выражения для M_z0.

Горизонтальное оперение должно быть рассчитано на балансировочные нагрузки, возникающие во всем диапазоне допустимых скоростей и перегрузок и при полете с выпущенными закрылками.

Маневренные нагрузки на горизонтальное оперение

Горизонтальное оперение и другие поверхности, предназначенные для управления по тангажу, должны рассчитываться на маневренные нагрузки, возникающие при расчетной маневренной скорости V_A:

1. При максимальном отклонении рычага управления назад

2. При максимальном отклонении рычага управления вперед

Эти отклонения ограничиваются упорами или максимальными усилиями летчиков.

Горизонтальное оперение должно также рассчитываться на нагрузки при контролируемом маневре, когда рычаг управления по тангажу резко отклоняется в одном направлении, а затем резко отклоняется в другом направлении так, чтобы не превышалась максимальная или минимальная маневренная перегрузка.

П ри резком отклонении руля высоты перегрузка самолета начинает изменяться о закону затухающей синусоиды

и через какое-то время стабилизируется на значении, соответствующем сбалансированному полету при таком положении руля высоты.

При резком отклонении руля на величину, достаточную для сбалансированного полета с перегрузкой , сначала происходит заброс перегрузки до величины , затем она начинает уменьшаться и колеблется вокруг значения , пока не стабилизируется.

Для самолетов нормальной, многоцелевой и переходной категорий должен производиться расчет в диапазоне скоростей от V_A до V_D. Начальная перегрузка n_I=1. Конечная перегрузка:

а) n_II =

б) n_III = 1-( -1), но

Для самолетов акробатической категории рассматриваются четыре случая изменения перегрузки от исходной n_исх до конечной n:

nисх	1	1
n

Должны определяться максимальные нагрузки на оперение, возникающие при таких маневрах.

Нагрузки на горизонтальном оперении от воздушных порывов

Горизонтальное оперение должно быть рассчитано на нагрузки, возникающие во всех случаях нагружения крыла от воздушных порывов.

1. При скорости V_C от вертикального воздушного порыва со скоростью U = ± 15,2 м/с.

2. При скорости V_D от порыва U = ±7,6 м/с.

3. При скорости V_F с выпущенными закрылками от порыва U = ±7,6 м/с

4. На скорости V_B от порыва, создающего перегрузку, равную перегрузке при V_C, а для самолетов переходной категории – от порыва U = ±20,1 м/с.

При определении полной нагрузки нужно определить балансировочную нагрузку в горизонтальном полете на соответствующей скорости и прибавить к ней дополнительную нагрузку от порыва

Коэффициент учитывает скос потока за крылом.

Скос потока за крылом

Если крыло создает подъемную силу, то за ним поток воздуха отклоняется вниз. Это отклонение вызвано присоединенным вихрем, создающим подъемную силу, и свободными вихрями, сходящими с концов крыла.

По теореме Жуковского подъемная сила, действующая на участок крыла размаха

,

где Г – циркуляция по контуру, охватывающему крыло, равная циркуляции присоединенного вихря на этом участке.

Циркуляция присоединенного вихря изменяется по размаху крыла, а с задней кромки крыла сходит вихревая пелена, которая на каком-то расстоянии от крыла сворачивается в два вихря. Вихрь не может обрываться в пространстве, поэтому присоединенные вихри переходят в вихревую пелену.

Циркуляция свободных вихрей равна максимальной циркуляции присоединенного вихря.

Подъемная сила крена

,

где - максимальная циркуляция присоединенного вихря на крыле,

- расстояние между свободными вихрями.

Скорость, индуцируемая вихревым шнуром

Если заменить вихревую систему крыла одним подковообразным вихрем, то вертикальная скорость потока в районе оперения:

Если ,

Угол скоса потока

У читывая, что , получим изменения скоса потока при изменении угла атаки

П ри увеличении угла атаки самолета на угол атаки оперения увеличивается на

Несимметричные нагрузки на горизонтальное оперение

Горизонтальные поверхности (кроме крыла), элементы конструкции, к которым они крепятся, и хвостовая часть фюзеляжа должны быть рассчитаны на несимметричные нагрузки, возникающие при скольжении и от воздействия спутной струи винтов, в сочетании с балансировочными, маневренными нагрузками и нагрузками от воздушным порывов.

По одну сторону от плоскости симметрии прикладывается 100% максимальной нагрузки.

По другую сторону от плоскости симметрии прикладывается

максимальной нагрузки, но должно быть

50% ≤ К ≤ 80%.