Нагружение герметических кабин

Если на самолете имеется один герметический отсек пли более, необходимо иметь в виду следующее:

(a) Конструкция самолета должна быть достаточно прочной, чтобы выдерживать по­летные нагрузки в сочетании с нагрузками от перепада давлений от нуля до максимальной величины, допускаемой установкой редукционного клапана.

(b) Следует учитывать распределение наружного давления в полете, концентрации на­пряжений и влияние усталости.

(c) Если разрешается производить посадку при наличии наддува в кабинах, нагрузки при посадке должны рассматриваться в сочетании с нагрузками от перепада давлений от нуля до максимальной величины, допускаемой при посадке.

(d) Конструкция самолета должна быть достаточно прочной, чтобы выдержать нагрузки от максимального перепада давления, допускаемого установкой редукционного клапана и умноженного на коэффициент 1,33, при этом остальные нагрузки не учитываются.

(e) Каждая конструкция, а также ее составные компоненты или части, находящиеся внутри пли снаружи герметического отсека, повреждение которых может повлиять на про­должение безопасного полета или посадку, должны быть рассчитаны так, чтобы на любой высоте полета выдерживать воздействие внезапного сброса давления через отверстия в лю­бом отсеке вследствие любого из следующих условий:

(1) проникновения в кабину части конструкции двигателя после разрушения двигателя;

(2) появления отверстия в любом герметическом отсеке площадью вплоть до Н ₀; однако, если нет достаточных оснований полагать, что отверстия будут ограничены малыми отсеками, небольшие отсеки могут быть объединены с прилегающими герметическими отсеками и вместе рассматриваться как один отсек. Площадь отверстия Н ₀ должна вычисляться по следующей формуле:

Н ₀ = PA_S,

где Н ₀ - максимальная площадь отверстия, но не более 1,86 м².

P = (A_S /580) + 0,024,

где А — максимальная площадь поперечного сечения герметической оболочки, перпендикулярного продольной оси, м²;

(3) появления максимального отверстия, образующегося из-за поломок самолета или оборудования, для которых не показано, что они практически невероятны.

(i) В соответствии с пунктом (е) данного параграфа характеристики безопасного повреждения конструкции могут быть рассмотрены при определении вероятности разрушения конструкции или ее разгерметизации и увеличения размеров отверстий в расчетах на усталость при условии, что также учитывается возможность неправильной эксплуатации герметизирующих устройств и небрежного открытия дверей. Более того, результирующие нагрузки от перепада давления должны рациональным или надежным способом сочетаться с нагрузками, соответствующими горизонтальному полету, и с любыми нагрузками, воз­никающими в условиях аварийной разгерметизации. Эти нагрузки можно рассматривать как расчетные; однако, любые деформации, связанные с этими условиями, не должны препятствовать продолжению безопасного полета и осуществлению посадки. Следует также учитывать изменение давления при работе вентиляции между отдельными отсеками кабины.

(g) Полы и перегородки в герметическом отсеке для пассажиров должны быть сконструированы таким образом, чтобы выдерживать условия, определенные в пункте (е) данного параграфа. Необходимо принять разумные меры предосторожности, чтобы свести к минимуму возможность поломки тех частей самолета, которые могут ранить пассажиров и членов экипажа, находящихся на своих местах.

 

Крыло

 

3.1 Назначение крыла
и важнейшие технические требования к нему

Основное назначение крыла — создание подъемной силы, потребной для всех нормальных режимов полета самолета, при возможно меньшей затрате тяги двигательной установки. Кроме того, крыло играет важную роль в обеспечении устойчивости и управляемости самолета и может использоваться для размещения и крепления ряда агрегатов (шасси, топливные баки, двигательная установка и др.).

Крыло является важнейшей частью конструкции самолета.

На долю крыла приходится значительная часть массы и полного лобового сопротивления самолета. Обычно для дозвуковых самолетов масса крыла

m _кр = (0,07...0,16) m ₀, m ₀ = (0,35...0,45) m _кон,

где m ₀ — взлетная масса самолета; m _кон — масса конструкции самолета.

На режимах полета, близких к полетам с К _mах, отношение коэффи­циента лобового сопротивления крыла к коэффициенту лобового сопротивления самолета C_{х кр} /С_х = 0,3...0,5.

Рассмотрим важнейшие технические требования, предъявляемые к крылу, и пути их реализации.

Аэродинамические требования. Внешние формы и геометрические размеры крыла должны обеспечить получение летных свойств, соответствующих назначению самолета. При этом необходимо учитывать взаимодействие крыла с другими частями самолета.

Рассмотрим основные аэродинамические требования.

1. Малое сопротивление крыла, характеризуемое произведением C_хаS на основных режимах полета, достигается подбором профилей крыла с малым С_{х а};выбором рациональной формы крыла в плане, ограничением площади крыла S и улучшением состояния внешней поверхности крыла (уменьшение шероховатости обшивки, недопущение применения стыков внахлестку, выступания заклепочных головок и других неровностей, повышающих С_ха).

2. Высокое значение M _крит для околозвуковых самолетов и по возможности минимальное изменение C_ха и C_уа по М при переходе к сверхзвуковым скоростям полета обеспечивается специальными cкоростными профилями малой относительной толщины, стреловидными крыльями в плане и крыльями малого удлинения.

3. Достаточно большое значение произведения C_{yа max} S, характеризующего способность крыла создавать необходимую подъемную силу для полета на малых скоростях и возможность увеличения ее за счет механизации крыла, достигается постановкой профиля с большим значением C_{yа max} и подбором размеров и формы крыла, обеспечивающих нужные взлетно-посадочные характеристики.

4. Высокое максимальное качество самолета К _мах = (C_yа / C_ха)_мах, необходимое для увеличения дальности и потолка полета, достигается использованием профилей с большими значениями К _мах и крыльев больших удлинений; обеспечением хорошего состояния внешней поверхности крыла, а также специальной компоновкой внешних форм самолета.

5. Обеспечение устойчивости и управляемости на всех допустимых для самолета летных режимах.

Эти требования обеспечивают увязку компоновки крыла с аэродинамической компоновкой самолета.

Компоновочные требования определяются возможностью размещения на крыле грузов и агрегатов, а также средств механизации. При этом допустимо лишь незначительное увеличение сопротивления крыла надстройками или ухудшение состояния его поверхности из-за наличия створок. На скоростных самолетах это условие иногда вынуждает отказаться от установки двигателей в крыле, от крепления к крылу опор шасси. Кроме того, при сопряжении крыла с другими частями самолета не должна нарушаться структура их силовых схем.

Требования к прочности и жесткости крыла. Для обеспечения безопасности полета самолета на всех допустимых режимах эксплуатации крыло должно обладать при возможно меньшей массе конструкции достаточными прочностью, живучестью и жесткостью.

Необходимо обеспечить жесткость конструкции крыла, достаточную для того, чтобы критические скорости, при которых возникают недопустимые явления аэроупругости, превышали предусмотренные в эксплуатации скорости полета.

Эксплуатационные требования. При создании крыла необходимо обеспечивать выполнение всех общих требований к эксплуатационной технологичности конструкции.

Технологические требования определяют производственную и ремонтную технологичность конструкции крыла. Крылья - это клепаные тонкостенные конструкции из листов, профилей и монолитных панелей. Поэтому необходимо обеспечить малую трудоемкость и простоту их изготовления и ремонта, точное выполнение внешних очертаний крыла, возможность применения сравнительно недорогих материалов и полуфабрикатов.

Технические требования, предъявляемые к крылу, в значительной степени противоречивы.