Стендовые испытания. Виды стендовых испытаний. Цели стендовых испытаний.

Лекция 1.

Лекция 2.

Стендовые испытания. Методика проведения. Определение и задание нагрузок при стендовых испытаниях.

Требования к статическим испытаниям.

Общие указания.

1. Статические испытания опытного и серийных самолетов следует проводить по специальным программам.

2. В программу испытаний должны быть включены случаи нагружения, предусмотренные нормами прочности и являющиеся расчетными для основных частей самолета, а также испытания всех частей и элементов конструкции самолета, для которых расчет на прочность не даст надежного решения.

3. В процессе статических испытаний при нагружении до 67% расчетных нагрузок должна проводиться тщательная тензометрия в объеме, достаточном для обследования напряженного состояния конструкции самолета.

4. Статические испытания частей самолета должны проводиться, как правило, до 100% расчетных нагрузок или до разрушения. Случаи нагружения, испытания на которые следует проводить до разрушения, выбираются на основе расчетов и опыта проектирования с учетом целесообразной очередности проведения статических испытаний различных частей самолета.

5. При необходимости проверки какой-либо части самолета при статических испытаниях на несколько расчетных случаев, в которых при 100% расчетной нагрузки напряжения в отдельных элементах близки к разрушающим, следует доводить нагрузку до 100% только в одном из расчетных случаев, а в остальных до 90—80% расчетной нагрузки. При этом, когда испытания проводятся до 80% расчетной нагрузки напряженное состояние должно обследоваться путем тензометрии при нагрузках, превышающих 67% расчетных.

6. Прочность тех панелей и элементов конструкции самолета, для которых расчет показывает существенное влияние повышенных температур (зона обдува реактивной струей двигателя), должна проверяться статическими испытаниями как с нагревом, так и без нагрева.

Условия проведения испытаний.

1. При проведении статических испытании необходимо нагружать распределенной нагрузкой, как несущую обшивку, так и все съемные элементы, как-то: крышки и створки люков, зализы и другие.

2. Перед началом испытаний должен быть произведен тщательный осмотр поверхности всех частей самолета и отмечены все имеющиеся производственные дефекты в виде вмятин, складок и неровностей.

3. Испытываемую конструкцию следует после предварительной обтяжки (до 40—50% расчетной нагрузки) нагрузить до 67% от расчетной (разрушающей) нагрузки, а затем разгрузить до первоначального состояния.

4. При этом после снятия нагрузки, равной 67% расчетной, в силовых элементах конструкции не должно быть видимых остаточных деформаций. Последующее нагружение конструкции следует производить до нагрузок, указанных в программе для данного случая. При нагружении по меньшей мере до 90% расчетной нагрузки в конструкции не должно быть местных разрушений, которые в полете при наличии воздушного потока могут привести к разрушению самолета. Примечание. Остаточные деформации, полученные при статических испытаниях, могут не приниматься во внимание при оценке прочности самолета, если будет доказано отсутствие каких-либо остаточных деформаций в конструкции данной части самолета при летных испытаниях с воспроизведением режимов, соответствующих случаю нагружения, при котором наблюдались остаточные деформации при статических испытаниях.

5. При эксплуатационной нагрузке для случая (случаев) нагружения, выбранного Изготовителем и отраженного в программе испытаний, производится проверка отсутствия заеданий в системах управления при их функционировании.

6. При испытаниях опытных самолетов и первых испытаниях серийных самолетов должен быть произведен подробный анализ всех разрушении, имевших место в процессе испытаний, и с учетом сравнения свойств материала в местах разрушений с кондиционными и геометрических размеров с указанными в чертежах сделан вывод о достаточной прочности конструкции или о необходимости или желательности изменений в конструкции или в технологии изготовления.

7. При контрольных испытаниях серийной продукции анализ причин разрушения при нагрузке, большей или равной 100% расчетной, разрешается не проводить.

Особенности проведения ресурсных испытаний.

1. Ресурсные испытания проводятся на совокупность переменных нагрузок, соответствующих нагрузкам, которым подвергается испытываемая конструкция в эксплуатации.

2. Ресурсным испытаниям подвергаются:

a. Крыло, включая элероны, закрылки, предкрылки и другие элементы механизации.

b. Оперение, включая стабилизатор, киль, рули высоты и направления.

c. Шасси, включая колеса и тормоза.

d. Система управления самолетом.

e. Установки под двигатель.

f. Другие элементы конструкции самолета, если их разрушение в полете или при движении по земле непосредственно угрожает безопасности полета.

3. К ресурсным испытаниям не допускается конструкция прошедшая статические испытания.

4. Программа испытаний на ресурс должна отражать все режимы нагружения, которые могут иметь место в процессе эксплуатации для которых сочетание переменных нагрузок и числа циклов нагружения может повлиять на ресурс.

Лекция 3.

Стендовые испытания. Методика воспроизведения нагрузок при стендовых испытаниях.

Воспроизведение инерционных сил.

Большая часть веса современного летательного аппарата приходится на долю различных грузов и оборудования, инерционные нагрузки от которого передаются в виде сосредоточенных сил на узлы крепления этих грузов к основным элементам каркаса. Инерционные силы от топлива в баках создают распределенную нагрузку на их стенки, которые очень часто являются одновременно и обшивкой летательных аппаратов.

Воспроизведение сосредоточенных сил не создает каких-либо трудностей. Вместо грузов устанавливаются макеты, имитирующие их жесткостные характеристики. К ним прикладываются равнодействующие инерционных сил.

Значительно сложнее обстоит дело с воспроизведением распределенных инерционных сил. Например от топлива или от конструкции. Для имитации распределенных инерционных нагрузок от топлив и от конструкции производится замена их на эквивалентную систему элементарных сосредоточенных сил, которые суммируются с учетом знака с сосредоточенными силами, имитирующими аэродинамическую нагрузку, а затем прикладываются к обшивке.

Способы нагружения.

Требование точности воспроизведения нагрузок при статических испытаниях летательных аппаратов приводит к очень большому количеству сосредоточенных сил. Число таких сил только на крыле современного самолета может исчисляться сотнями. Использование рычажных систем, объединяющих десятки и сотни сосредоточенных нагрузок значительно упрощает процесс нагружения, но вносит ряд погрешностей в величины нагрузок передаваемых на испытываемую конструкцию.

По мере деформации конструкции при нагружении рычаги поворачиваются по направлению действия моментов внешних сил. При этом в шарнирах возникают моменты трения противоположные изгибающему моменту. Появление моментов трения приводит к уменьшению момента, передаваемого на испытываемую конструкцию, на величину:

, где

k – число шарниров в рычагах, объединяющих элементарные силы, на рассматриваемой части конструкции;

– момент трения в i -ом шарнире;

– косинус угла между векторами момента и момента, действующего на испытываемую конструкцию.

Определим для плоской рычажной системы у которой .

 

Смещение равнодействующей приводит к возникновению момента равного сумме моментов трения во всех шарнирах

.

Этот момент уравновесится за счет изменения сил действующих на плечи рычага и на величину

, где

L – расстояние между крайними шарнирами рычага.

Момент трения в шарнире вычисляем как

, где

d – диаметр болта;

– коэффициент трения, который для рычагов из стальных профилей (швеллеры или уголки) равен .

Считая диаметры крайних болтов одинаковыми , с учетом получим

, где

– диаметр болта среднего шарнира;

– диаметр болта крайних шарниров.

Для многоярусной рычажной системы очевидно, что сумма для всех рычагов любого j -го яруса равна рычага 1-го яруса

, где

n – число рычагов в ярусе;

j – номер яруса.

Для симметричной рычажной системы (с равными плечами) . При условии подбора болтов на срез получаем

,

и следовательно

.

Поскольку на j -ом ярусе симметричной системы число рычагов , то

,

откуда следует

.

Теперь можно получить моменты трения в шарнирах j-го яруса

.

И, наконец, суммарный момент трения

, где

s – число ярусов.

При помощи формулы суммирования s членов геометрической прогрессии получаем в окончательном виде

.

Или в другом виде

, где

.

Из формулы следует, что основной вклад в создание момента трения определяется шарнирами нескольких первых ярусов. Так, в предельном случае, когда , , а при , .

Если принять и , то получим

,

то есть при больших углах поворота рычагов системы ее равнодействующая сместиться примерно на диаметр среднего болта рычага первого яруса.

 

 

Рассмотрим пример. Консольная балка длиной нагружена распределенной нагрузкой , усилие в каждой точке и допустимое усилие среза болтов . Найдем погрешность изгибающего момента для сечений I-I и II-II.

Суммарное усилие на балку , количество элементарных сил , число ярусов .

Диаметр болта равен

.

Для 8-ми ярусов .

Тогда, для получаем

.

Изгибающий момент в сечении I-I равен

.

Соответственно, погрешность передачи момента равна

.

Рассмотрим погрешности для сечения II-II. Во-первых, из-за трения в шарнирах рычага первого яруса равнодействующая будет меньше расчетной на величину равную

,

что приведет к уменьшению момента в сечении II-II на величину

.

Теперь подсчитаем погрешности передачи момента от трения. Диаметр болта второго яруса

.

,

Тогда момент от сил трения будет равен

.

Суммарная ошибка составит

.

Точное значение изгибающего момента

.

Соответственно, погрешность передачи момента равна

.

 

Для снижения момента трения рычажной системы необходимо стремится к уменьшению диаметров болтов, особенно в рычагах первых (верхних) ярусов. Второй способ – уменьшение числа элементарных сил, объединяемых в каждой из рычажных систем. Например, если разбить систему рассмотренную в примере на 8 отдельных систем, то погрешности, вызванные трением в шарнирах рычагов уменьшатся в несколько раз и составят и .

Однако, большое количество управляемых сил затрудняет программное нагружение, поскольку число звеньев системы – силовозбудителей, измерительных элементов, регулирующих органов, программных устройств, регистрирующих приборов и так далее должно быть равно числу сил.

При большом количестве силовозбудителей обычно используется гидравлическая система равного давления. При этом все силовозбудители (гидравлические) питаются от одного коллектора и, следовательно, создаваемые ими усилия прямо пропорциональны площадям их поршней. Система проста и надежна – синхронность обеспечивается автоматически. Единственная регулируемая величина – давление в системе. Источником погрешностей нагружения в системе равного давления являются потери давления в трубопроводах, которые обычно не превышают 0,5 – 1 %.

При использовании системы равного давления возникают трудности, связанные с необходимостью разбивки нагрузки на силы пропорциональные площадям поршней силовозбудителей и со сложностью учета весов конструкции и рычажных систем. Дело в том, что результирующая нагрузка действующая на участок конструкции, к которому приложена сила определяется как

, где

– вес рычажной системы и нагружаемой ею части испытываемого изделия.

Для того, чтобы в процессе нагружения конструкции отношения любых результирующих сил оставались неизменными , необходимо выполнение условия

.

Если в системе равного давления , то, очевидно, должно быть . К сожалению это условие автоматически не выполняется и, при необходимости, приходится частично уравновешивать многие рычажные системы.

Другой способ уравновешивания – использование гидравлических редукторов, позволяющих изменять давление по следующему закону

.

Здесь – давление после редуктора;

– давление в коллекторе.

Коэффициент и давление могут регулироваться перед экспериментом. Включенные последовательно с силовозбудителями редукторы обеспечивают питание силовозбудителей с различной нагрузкой от одного коллектора. Кроме того, изменяя можно компенсировать непостоянство весов отдельных частей испытываемой конструкции и рычажных систем.

Нагружающие устройства.

Традиционное нагружающее устройство – парусиновая лямка при все своей простоте имеет ряд недостатков. Во-первых, лямки искажают температурное поле при статических испытаниях, сопровождаемых нагревом конструкции. Во-вторых, лямки позволяют приложить нагрузку только в одном направлении, следовательно, чтобы испытать самолет на такие случаи как A’ и D’, когда в первом случае нагрузка приложена вверх, а во втором – вниз, необходимо создавать две отдельные рычажные системы. Третий недостаток – затрудненный подход к обшивкам.

Рассмотрим несколько вариантов нагружающих устройств лишенных этих недостатков.

Данное приспособление можно использовать для приложения нагрузки вблизи силовых элементов – лонжеронов, нервюр и шпангоутов. Недостатком является необходимость выполнения отверстий в обшивке. Это устройство, как и парусиновые лямки может быть использовано для приложения только односторонней нагрузки.

Данное приспособление служит для передачи нагрузок непосредственно к обшивке. Недостаток – необходимость использования точечной сварки. И как и парусиновые лямки, металлические лямки также нарушают тепловые потоки.

Список литературы.

1. Баранов А. Н. и др. Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолетов. М., Машиностроение, 1974 г.

2. Воробьев А. З., Олькин Б. И., Стебенев В. Н. Сопротивление усталости элементов конструкций. М., Машиностроение, 1990 г.

3. Феодосьев В. И. Сопротивление материалов. М., изд. МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2001 г.

4. Теоретические и экспериментальные основы норм прочности самолетов. Труды ЦАГИ, вып. 800. под ред. А. И. Макаревского, М., БНИ ЦАГИ, 1960 г.

5. АП-23. 1997 г.

6. НЛГС-4. 1985 г.

 

 

Лекция 1.

Стендовые испытания. Виды стендовых испытаний. Цели стендовых испытаний.

Процесс создания современного летательного аппарата включает в себя комплекс теоретических и экспериментальных исследований прочности конструкции.

Одновременно с проектированием летательного аппарата ведутся теоретические исследования и расчеты его теплового, напряженного и деформированного состояния по существующим методикам, а также разрабатываются новые уточненные инженерные методы поверочных и проектировочных расчетов применительно к конкретным конструкциям.

Летательный аппарат представляет собой сложнейшую конструкцию, работающую в широком диапазоне нагрузок и тепловых режимов. Многие проблемы статической прочности, особенно для сверхзвуковых летательных аппаратов, связаны с рассмотрением различных нелинейных явлений – лучистого теплообмена, пластичности и ползучести. Все это очень затрудняет точный расчет летательного аппарата, поэтому приходится обращаться к приближенным методам расчета, вводя различные допущения, погрешность которых может быть определена только экспериментальным путем.

К летательным аппаратам предъявляются очень жесткие требования по снижению веса до минимальных значений, обеспечивающих необходимую прочность и жесткость конструкции. Это приводит к тому, что планер имеет минимальные запасы прочности, значительно меньшие чем другие виды конструкций. Поскольку на основании только расчетов нельзя получить надежную оценку прочности летательного аппарата, то необходимо проводить обширные экспериментальные исследования авиационных конструкций.

В процессе создания летательного аппарата проводятся экспериментальные исследования на образцах и элементах конструкций (узлах, панелях, соединениях) с целью получения исходных данных, необходимых для теоретических расчетов, проводятся эксперименты на моделях и опытных отсеках для выбора рациональных силовых схем конструкции, проверки методики расчета, исследования новых проблем и явлений. Затем проводятся контрольные испытания отдельных элементов, отсеков и агрегатов с целью подтверждения способности конструкции выдерживать без разрушения и появления недопустимых деформаций расчетные аэродинамические и инерционные нагрузки.

Окончательное суждение о прочности летательного аппарата составляется после проведения экспериментальных исследований натурной конструкции планера по широкой программе, предусматривающей проверку основных агрегатов при различных нагружениях и тепловых режимах.

Контрольные испытания отдельных частей и агрегатов, а также экспериментальные исследования конструкции планера получили общее название статических испытаний летательного аппарата.

Статические испытания конструкций и их элементов, проводимые с целью получения данных о деформированном и напряженном состояниях и фактической прочности, являются необходимым звеном в комплексе работ по созданию летательного аппарата. Поэтому вместе с развитием авиации непрерывно совершенствуется методика и техника эксперимента и к настоящему времени статические испытания представляют собой сложный технологический процесс.

Требования к прочности регламентируются различными нормативными документами – АП-23, АП-25, Нормы прочности военных самолетов и так далее. Все эти документы определяют статические испытания как основной метод подтверждения прочности конструкции.

По своим целям статические испытания летательных аппаратов разделяются на три основных этапа:

1. Выбор конструкционного материала. Получение необходимых данных о свойствах материалов, которые требуются для расчетов конструкции, является первой областью экспериментальных исследований, предшествующих началу работ над проектом летательного аппарата.

2. Опытные экспериментальные исследования прочности конструктивных образцов, панелей, узлов, опытных отсеков, исследования на масштабных моделях и тому подобные работы, целью которых является:

a. выбор рациональных силовых схем и компоновок;

b. проверка методики расчета;

c. получение экспериментальных кривых и эмпирических зависимостей для приближенных расчетов;

d. исследование новых явлений;

e. оценка технологических процессов и методов контроля с точки зрения влияния их на прочность;

f. отработка методики и техники экспериментальных исследований.

3. Статические испытания при которых воспроизводятся величина и распределение нагрузки, действующей на летательный аппарат в полете, а также (при необходимости) полетные тепловые режимы. При этих условиях определяется напряженное и деформированное состояние конструкции путем подробной тензометрии и определения прогибов во многих точках, устанавливается отсутствие или наличие остаточных деформаций и, наконец, определяется фактический запас прочности путем испытания конструкции до разрушения.

Объем исследований по каждому из указанных этапов может быть различным в зависимости от степени изученности применяемых материалов, конструктивных схем и технологии изготовления элементов силовой компоновки аппарата в целом и так далее. В случаях, когда летательный аппарат изготовляется из хорошо изученных материалов, применяются отработанные конструктивные схемы силовых элементов, используются традиционные технологии изготовления первые два этапа могут быть сведены к минимуму или отсутствовать.

Тем не менее во всех случаях, для каждого опытного самолета должны быть проведены статические испытания конструкции с целью получения данных для оценки фактической прочности в соответствии с нормативными и регламентирующими документами.

Первые статические испытания агрегатов самолетов начали проводится в начале 20-х годов прошлого столетия. При испытании конструкция нагружалась сосредоточенными силами или применялся балластный способ нагружения, когда загрузка производилась распределенным по поверхности грузом – мешками с песком или дробью.

В 30-х годах балластный способ был заменен нагружением при помощи рычажной системы. При этом способе распределенная нагрузка действующая на конструкцию заменяется малыми сосредоточенными силами, которые посредством системы рычагов и тяг сводятся к одной или нескольким равнодействующим. Нагрузка создается специальными силовозбудителями, число которых равно числу равнодействующих. Данная методика значительно повысила точность нагружения. Конструкция стала более открытой для визуального наблюдения и установки измерительных приборов на поверхности изделия. Появилась возможность мгновенного прекращения нагрузки и быстрого ее снятия при обнаружении начала нагружения.

К началу 40-х годов статические испытания приобрели решающее значение при оценке прочности авиационных конструкций. Основным результатом в этот период являлось определение фактической прочности конструкции путем нагружения ее до расчетной или даже до разрушающей нагрузки. Все более начинают распространяться измерения деформаций с последующим определением деформированного и напряженного состояния конструкции.

В конце 40-х годов при статических испытаниях стали применяться проволочные тензорезисторы, что позволило организовать массовую тензометрию основных агрегатов самолета и значительно расширить возможности изучения и анализа фактического напряженного состояния конструкции.

В настоящее время нагружение конструкций производится при помощи уже упоминавшихся рычажных систем, деформации и напряжения определяются при помощи тензорезисторов, но процессы нагружения и тензометрирования максимально автоматизированы, что приводит к более точному приложению нагрузки и значительно увеличивает возможности обработки тензометрии.

Итак, цели статических испытаний самолета и его отдельных частей и агрегатов следующие:

1. Установление соответствия между расчетной и разрушающей нагрузками конструкции, т. е. проверки коэффициента безопасности. Надо, чтобы выполнялось соотношение .

2. Проверка отсутствия остаточных деформаций при эксплуатационной нагрузке. При коэффициенте безопасности эксплуатационная нагрузка равна 67% расчетной.

3. Выявление жесткости конструкции путем замера общих и местных деформаций.

4. Установление действительного напряженного состояния в отдельных сечениях конструкции и ее элементах для подтверждения правильности расчетов.

Помимо обычных статических испытаний существуют еще и так называемые повторно-статические испытания, также называемые усталостными или ресурсными. Испытания самолета или отдельных его частей на повторно-статические нагрузки служат для выяснения возможного числа нагружений с малой частотой, при котором конструкция разрушается от нагрузки, близкой к эксплуатационной. Это число нагружений должно быть не меньше нормированного. При возрастании числа циклов нагружения N разрушающая нагрузка уменьшается и может быть значительно меньшей расчетного уровня нагрузок.

 

Параметры цикла нагружений характеризуются двумя величинами: максимальным и минимальным напряжениями цикла либо комбинацией алгебраических полусуммы и полуразности этих величин. Причем полусумма называется средним значением цикла, а полуразность – амплитудой цикла. Вместо амплитуды можно использовать также ее удвоенное значение , называемое размахом цикла.

Цикл, у которого минимальные и максимальные напряжения одинаковы по модулю, но противоположны по знаку называется симметричным. Все остальные циклы являются асимметричными. Степень асимметрии определяется коэффициентом асимметрии цикла напряжений

.

Симметричному циклу соответствует значение , а отнулевому .

Ресурс или же циклическая прочность может характеризоваться как числом циклов нагружения, так и числом блоков нагружения. Первая характеристика применяется к материалам, а вторая к деталям и конструкции в целом. Причем здесь в качестве N может использоваться, например, число полетов или часов налета.

Сопротивление усталости характеризуется кривой усталости, имеющей следующий вид.

Зависимость s – N строится в логарифмических координатах, поскольку в линейном масштабе сложно представить диапазон значений долговечности от нескольких тысяч до миллионов циклов.

Кривая s – N имеет три ярко выраженных участка. Первый участок от нескольких циклов до нескольких тысяч циклов представляет работу материала в условиях упругопластического деформирования. Этот участок характеризует малоцикловую усталость. Данный участок характеризуется жестким нагружением и практически линейной зависимостью убывания допустимых напряжений от числа циклов.

Второй участок зависимости s – N от нескольких тысяч до миллионов циклов является наиболее интересным для анализа долговечности, так как сопротивление усталости именно на этом участке характеризует ресурс планера самолета.

И, наконец, третий участок соответствует долговечностям более одного двух миллионов циклов. Обычно для характеристики этого участка используется величина называемая переделом выносливости, которая определяется как напряжение цикла при действии которого не происходит усталостного разрушения. Однако для широкого ряда материалов физического предела выносливости не существует, поэтому для них применяется величина непревышение которой обеспечивает достаточно большую усталостную долговечность, например 10⁷ – 10⁸ циклов. Это число циклов называется базой определения предела устойчивости. Как правило, для сталей используется величина 10⁷, а для алюминиевых сплавов 10⁸ циклов.

Для описания второго участка кривой s – N при постоянной асимметрии (R=const) можно использовать формулу

,

где C и m – постоянные зависящие от свойств материала и конструктивно-технологических особенностей конструкции.

Ресурсные испытания проводятся аналогично статическим испытаниям, но вместо однократного приложения нагрузки производится многократное нагружение конструкции блоками по специальным программам. Каждый блок нагружения, как правило, имитирует один полет самолета. Испытания проводятся непрерывно до разрушения. Автоматически учитывается число приложенных к конструкции блоков нагружения N.

При выполнении ресурсных испытаний используется так называемый коэффициент надежности , который является отношением числа блоков нагружения, которое выдержала конструкция при ресурсных испытаниях к допустимой наработке в эксплуатации в полетах и эквивалент Э являющийся отношением повреждаемости конструкции при ресурсных испытаниях к повреждаемости конструкции в эксплуатации. Можно записать следующую формулу для определения допустимого числа полетов в эксплуатации:

, где

;

;

;

.

В свою очередь, коэффициент надежности определяется как произведение четырех частных коэффициентов:

.

Коэффициенты определяются следующим образом:

1. Коэффициент учитывает уровень, соответствия структуры программы испытаний на выносливость характеру реальных нагрузок в эксплуатации, принимается равным:

, если программа испытаний, достаточно полно отражает совокупность повторяющихся в эксплуатации нагрузок как по величине, так и по последовательности их действия;

, если вся совокупность повторяющихся в эксплуатации нагрузок сведена в программе испытаний к последовательности условных циклов с постоянной амплитудой нагрузки с использованием при этом соответствующих расчетных методов.

Примечание. Если цикл с постоянной амплитудой нагрузки отражает наиболее характерное нагружение конструкции, определяющее ее усталостную повреждаемость, величина коэффициента может быть при соответствующем обосновании принята в диапазоне .

2. Коэффициент учитывает степень опасности разрушения, принимается равным:

, если испытаниями и (или) расчетом показано, что усталостное повреждение в начале своего развития может быть надежно обнаружено при послеполетных осмотрах и (или) при проведении регламентов технического обслуживания наименьшей периодичности;

во всех остальных случаях.

3. Коэффициент учитывает достоверность данных о повторяемости нагрузок, действующих на самолет, принимается равным:

, если используются надежные экспериментальные материалы о повторяемости нагрузок, полученные на данном типе самолета (или для характеристик атмосферной турбулентности на самолетах с параметрами, близкими к рассматриваемому) за сравнительно большой период эксплуатации, и учтены возможные различия в нагружении, связанные с особенностями эксплуатации, географическими условиями, протяженностью трасс и т. п.;

, если используются осредненные экспериментальные материалы о повторяемости нагрузок без анализа возможных различии в нагружении отдельных групп или экземпляров самолетов.

Примечание. В зависимости от степени учета возможных различий в нагруженности величина