Заглавная страница Избранные статьи Случайная статья Познавательные статьи Новые добавления Обратная связь КАТЕГОРИИ: АрхеологияБиология Генетика География Информатика История Логика Маркетинг Математика Менеджмент Механика Педагогика Религия Социология Технологии Физика Философия Финансы Химия Экология ТОП 10 на сайте Приготовление дезинфицирующих растворов различной концентрацииТехника нижней прямой подачи мяча. Франко-прусская война (причины и последствия) Организация работы процедурного кабинета Смысловое и механическое запоминание, их место и роль в усвоении знаний Коммуникативные барьеры и пути их преодоления Обработка изделий медицинского назначения многократного применения Образцы текста публицистического стиля Четыре типа изменения баланса Задачи с ответами для Всероссийской олимпиады по праву Мы поможем в написании ваших работ! ЗНАЕТЕ ЛИ ВЫ?
Влияние общества на человека
Приготовление дезинфицирующих растворов различной концентрации Практические работы по географии для 6 класса Организация работы процедурного кабинета Изменения в неживой природе осенью Уборка процедурного кабинета Сольфеджио. Все правила по сольфеджио Балочные системы. Определение реакций опор и моментов защемления |
Нагрузки действующие на летательный аппарат в полете.
Силы действующие на летательный аппарат делятся на два типа – поверхностные и массовые. В первым относятся аэродинамические нагрузки, тяга двигателей, нагрузки от органов управления, различные силы реакции (подвески, опоры шасси и так далее). Массовые силы – это сила тяжести и силы инерции действующие по всему объему аппарата. Определение нагрузок на летательный аппарат является сложной и трудоемкой задачей. Различные регламентирующие документы, такие как «Нормы прочности военных самолетов», АП-23 или АП-25 существенно облегчают задачу определения нагрузок, так как включают в себя рекомендации и методики по определению и нормированию нагрузок действующих на летательный аппарат. В горизонтальном прямолинейном полете на самолет действуют тяга двигателя P, подъемная сила Y, лобовое сопротивление X и вес летательного аппарата G. Подъемная сила и лобовое сопротивление выражается через аэродинамические коэффициенты: , , где – коэффициент подъемной силы; – коэффициент лобового сопротивления; S – площадь крыла; – скоростной напор, где в свою очередь – плотность; V – скорость полета. При установившемся горизонтальном полете получим равенства: , . Во всех прочих случаях движение будет либо криволинейным, либо неравномерным. При криволинейном движении в вертикальной плоскости получим: , где – угол наклона траектории летательного аппарата к горизонту; m – масса летательного аппарата; r – радиус кривизны траектории. На практике используется понятие перегрузки – отношение равнодействующих всех поверхностных сил к весу: . Обычно используют компоненты перегрузки разложенные по осям летательного аппарата – , и . Необходимо также учитывать угловые скорости и ускорения вращательного движения аппарата вокруг центра тяжести. Так например при маневре в вертикальной плоскости совершаемом с угловым ускорением перегрузка агрегата отстоящего от центра тяжести на расстоянии будет равна: . В горизонтальном прямолинейном полете перегрузка будет равна единице, а ее отклонение от единицы возможно по двум причинам – в результате маневрирования или при попадании в воздушные течения. Поэтому перегрузки делятся на маневренные перегрузки и перегрузки при полете в неспокойном воздухе.
Максимальные маневренные перегрузки достигаются при маневрах в вертикальной плоскости. Величина перегрузки определяется подъемной силой Предельное значение перегрузки может быть определено как , где – максимально допустимое значение коэффициента подъемной силы, при котором возможна балансировка и исключается сваливание летательного аппарата; – предельно допустимый скоростной напор. При предельных скоростях полета на малых высотах значение вертикальной перегрузки теоретически может достигать значений 15 – 20 единиц. Однако создание самолета обеспечивающего прочность для таких перегрузок экономически невыгодно, тем более что такие перегрузки находятся за пределами выносливости летчика. Поэтому максимальные перегрузки нормируются нормами прочности в зависимости от класса самолета. При полете в неспокойном воздухе появление дополнительных перегрузок объясняется изменением величины и направления скорости полета под воздействием порыва имеющего скорость . Основное влияние при этом оказывает изменение вектора скорости и, как следствие, угла атаки на величину . При воздействии вертикального порыва изменяется скорость набегающего потока и происходит приращение угла атаки , сопровождаемое изменением подъемной силы , где – тангенса угла наклона кривой . Ввиду малости угла можно принять и . Тогда дополнительная перегрузка определится по формуле: . Данная формула предполагает, что порыв воздуха является резким и мгновенным, в действительности же порывы воздуха имеют свою структуру – скорость порыва постепенно возрастает, достигает максимума, затем постепенно уменьшается до нуля. Все это приводит к тому, что прирост перегрузки не столь велик. Структура порыва учитывается введением коэффициента уменьшения перегрузки. , где – удельная нагрузка на крыло; ; . Чтобы воспользоваться данными формулами необходимо знать длину градиентного участка порыва, которая как правило неизвестна. Поэтому для вычисления перегрузок и скоростей порыва используются значения , вычисленные для условного стандартного градиентного участка .
Величина W вычисленная таким образом называется эффективной скоростью порыва , где – индикаторная скорость связанная с истинной скоростью соотношением ; – относительная плотность на высоте H. Статистические данные полученные на множестве самолетов показывают, что значения эффективной скорости порыва укладываются в диапазон ограниченный кривыми , где . – максимальная скорость полета. В нормах прочности самолеты делятся на три класса: класс А – маневренные; класс Б – ограниченно маневренные; класс В – неманевренные. Для каждого класса, с учетом назначения, полетного веса и скорости полета задаются значения маневренных перегрузок. Учитываются различные варианты полетного веса, задаются несколько характерных скоростей. В полете возможен достаточно широкий диапазон сочетания исходных параметров нагружения (перегрузка, скорость, вес). Все разнообразие нагрузок, действующих в полете, сводится к нескольким расчетным случаям, соответствующим наиболее тяжелым условиям нагружения. При совершении самолетом маневров в воздухе его перегрузка может изменяться от до , а скоростной напор от до , где , а величина соответствует предельно допустимой скорости пикирования. Для крыла как наиболее нагруженного агрегата конструкции зона наиболее нагруженных сочетаний , и q разбивается на четыре области: Область I ; Область II ; . Область III ; . Область IV ; . Наиболее характерные точки всех четырех областей заданы в нормах прочности в качестве расчетных случаев.
Каждый расчетный случай характеризуется помимо нагрузки формой распределения нагрузки вдоль крыла и вдоль хорды. Распределение нагрузки (давления) вдоль хорды зависит от скорости полета, угла атаки, формой профиля. Распределение давления вдоль крыла и вдоль хорды можно получить на основе методик норм прочности, но более точные данные получаются по результатам продувок геометрически подобных моделей в аэродинамических трубах.
Как видно, в случае нагружения A более всего нагружается носок профиля, хвостовая часть профиля более всего нагружается в случае B, и средняя часть профиля наиболее нагружена в случае нагружения A’. При переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям центр давления смещается от носка профиля к его хвосту и происходит выравнивание аэродинамической нагрузки по хорде. В самолетостроении принят метод расчета по расчетным нагрузкам. Особенность метода состоит в том, что параметры конструкции (толщины, площади) выбираются таким образом, чтобы конструкция выдерживала без разрушения определенную нормами нагрузку. Эта нагрузка называется расчетной нагрузкой . Расчетная нагрузка равна эксплуатационной умноженной на коэффициент безопасности f: . Аналогично, через коэффициент безопасности можно выразить и перегрузку: . Коэффициент безопасности применяется во всех областях техники. От его величины зависит степень надежности конструкции и ее эффективность. В авиационной технике назначение коэффициента безопасности сводится к следующему: · обеспечение невозможности появления расчетной перегрузки за все время эксплуатации всего парка самолетов данного типа; · обеспечение эксплуатации без накопления остаточных деформаций.
На величину коэффициента безопасности в свою очередь влияют следующие факторы: · неточность расчетов на фактическую прочность; · разброс свойств конструкционных материалов; · точность соблюдения технологии изготовления конструкции. Эти факторы сводятся к минимуму, соответственно, проведением натурных статических испытаний опытного образца, применением высококачественных материалов и тщательный их контроль, проведением контрольных испытаний серийных летательных аппаратов. Вследствие этого коэффициент безопасности в авиации имеет наименьшее значение по сравнению с другими областями машиностроения и в большинстве расчетных случаев устанавливается равным .
|
|||||||
Последнее изменение этой страницы: 2016-04-19; просмотров: 770; Нарушение авторского права страницы; Мы поможем в написании вашей работы! infopedia.su Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав. Обратная связь - 3.140.186.201 (0.026 с.) |