69160

НАГРУЗКИ САМОЛЕТА ПРИ ПОЛЕТЕ В НЕСПОКОЙНОМ ВОЗДУХЕ

Лекция

Астрономия и авиация

Турбулентность атмосферы Перегрузки от действия неспокойного воздуха возникают при движении воздуха направление которого не совпадает с направлением полета самолета или при турбулентных пульсациях воздуха. На высотах которые больше 1000 м эти потоки затухают и полет...

Русский

2014-09-30

2.03 MB

25 чел.

PAGE   \* MERGEFORMAT 54

 Министерство образования и науки Украины

Национальный авиационный университет

Аэрокосмический институт

Кафедра конструкции летательных аппаратов

 

ЛЕКЦИЯ № 4 (3)

по дисциплине "Конструкция и прочность летательных аппаратов"

4.  НАГРУЗКИ САМОЛЕТА  при  полете в
          неспокойном  воздухе

Составитель профессор А.И Радченко

 

Киев  2009

4. НАГРУЗКИ САМОЛЕТА  ПРИ  ПОЛЕТЕ В НЕСПОКОЙНОМ  ВОЗДУХЕ.

4.1. Турбулентность атмосферы

 Перегрузки от действия неспокойного воздуха возникают при движении воздуха, направление которого не совпадает с направлением полета самолета, или при турбулентных пульсациях воздуха. Особенностью таких движений  воздуха является их беспорядочность и случайный процесс изменения скорости по величине и направлению.

Причины, вызывающие турбулентность атмосферы, имеют различную физическую природу.  

При анализе нагрузок, действующих на самолет при полете в неспокойном воздухе, принято различать перемещения воздуха по градиенту скорости. Если скорость движения воздуха до максимального значения возрастает на протяжении 300 – 500 м (около 2 сек), то такие перемещения называются потоками. Перемещения с большим градиентом называются порывами.

Наиболее часто возникают конвективные вертикальные потоки, вызванные нарушением температурного равновесия в атмосфере. Неравномерность нагрева участков земной поверхности приводит к возникновению в приземном слое атмосферы вертикальных перемещений воздуха (рис. 4.1).

Над более нагретыми участками поверхности (песчаное плато, пашня и др.) возникают восходящие потоки, а над менее нагретыми участками (лес, водные пространства и т.д.) возникают нисходящие потоки.

При устойчивой атмосфере, когда с увеличением высоты температура падает медленно (меньше 6° на 1000 м), конвективные потоки не достигают большой силы и не распространяются на большие высоты. Скорость их может

составлять 2…5 м/с. На высотах, которые больше 1000 м эти потоки затухают, и полет самолета происходит в спокойной атмосфере.

В жаркие дни при устойчивой атмосфере появляются плоские кучевые облака. Выше их верхней границы конвективные потоки не распространяются.

При неустойчивой атмосфере, когда с увеличением высоты температура падает очень быстро (более 9° на 1000 м), и при достаточной влажности воздуха в атмосфере образуются мощные конвективные потоки. Они поддерживаются и питаются энергией, которая выделяется в процессе конденсации водяных паров.

образование конвективных вертикальных потоков сопровождается появлением на небе мощных кучевых или грозовых облаков. при их образовании скорости вертикальных потоков достигают 15 м/с. в приземном слое вне облака скорости потоков меньше (до 10 м/с). Мощные кучевые облака распространяются до высот 4000…5000 м.

Вертикальные потоки еще большей скорости возникают в грозовом облаке. скорость восходящих потоков может достигать 18…50 м/с, а нисходящих – 10…40 м/с.

Мощные кучево-дождевые облака могут достигать больших высот и даже выходить за границу тропосферы. В экваториальной зоне наблюдалась высота купола кучево-дождевого облака на высоте 21000 м, а в умеренных зонах высота их превышает 10000 м (рис. 4.2.).

Полет в грозовых облаках очень опасен, и их следует избегать.

Рассмотренные вертикальные потоки до недавнего времени считались основными для определения зоны опасной «болтанки». Однако наибольшую опасность представляют вертикальные потоки, образующиеся при ясном небе, так как при этом отсутствуют какие-либо внешние признаки их существования.

Они возникают на больших высотах где существуют зоны, в которых воздух при ясной погоде сильно турбулизирован. Протяженность этих зон значительна (по высоте до 2000 м и по горизонтали до 600 км)

Одной из причин образования в атмосфере турбулентных зон являются  струйные потоки воздуха. Особо значительные по скорости струйные потоки создаются в зонах разрыва по высоте тропопаузы, где воздух сильно турбулизирован.  Эффективные вертикальные скорости потоков в этих зонах достигают  6,5 …8,7 м/с.

Обтекание воздухом горных препятствий носит весьма сложный характер (рис. 4.3). Оно зависит от формы препятствия, ориентировки хребта относительно потока, средней скорости и порывистости ветра, термодинамической устойчивости потока, различия в степени нагрева солнечной радиацией склонов и т. д.

При очень слабых ветрах обтекание хребта носит ламинарный характер.

     При усилении ветра вблизи кромки хребта возникают круговые движения потока, приводящие к локальному увеличению скорости ветра над хребтом.

размеры вихрей на подветренной стороне гор колеблются в широких пределах и могут достигать нескольких сот метров. Причем воздух может подтекать к хребту также со стороны, противоположной направлению основного потока. Подветренные вихри периодически отрываются  от склонов и  уносятся потоком воздуха.

При очень сильных ветрах образование вихрей может происходить даже на наветренной стороне горных хребтов.

При определенных условиях над зоной вихрей возникает система стоячих подветренных волн, которые постепенно затухают при удалении от хребта. Здесь турбулентность потока развита слабо, однако при полете  самолета он может испытывать циклическую болтанку.

При полете над горами  вертикальные потоки могут наблюдаться на расстояниях больше 15 км от вершин хребтов.  Скорость порывов вблизи хребтов  может достигать  20 и более м/с.

4.2  Перегрузки при встрече с ограниченным порывом.

Рассмотрим случай встречи самолета с ограниченным воздушным
порывом
. ниже используются методические подходы к решению рассматриваемой задачи и обозначения переменных величин, содержащиеся в ЕНЛГС.

Самолет летит горизонтально со скоростью v и в некоторый момент времени он встречается с потоком, имеющим скорость w и направленным под углом  к вертикали.

Скорость порывов обычно мала по сравнению со скоростью самолета, поэтому с достаточной степенью точностью можно считать, что набегающий на    самолет поток приобретает скорость, равную v + wsin, а угол атаки самолета увеличивается при этом на . Это приводит к увеличению коэффициента подъемной силы су на величину су (рис.4.4)

Подъемная сила самолета увеличивается на

                     (4.1)

Так как         в горизонтальном полете  , где g – вес самолета, поэтому  дополнительная  перегрузка, вызванная действием порыва, может быть записана в виде

                        ,          (4.2)

где  - скоростной напор.

Для вертикального порыва = 0  (Рис. 3.5) и

(4.3)

 Рис. 4.5. Увеличение подъемной
                силы крыла при встрече с
                вертикальным порывом
                                                                                                           
 

Для горизонтального порыва = / 2  и

                                                  (4.4)

Максимальное значение  Δn при постоянном w и переменном достигается при

                                                      (4.5)

 

атмосфера является изотропной, т.е. возможная величина w в любом направлении одинакова.

При увеличении скорости полета угол max  быстро убывает. С другой стороны, отношение    много меньше единицы. Поэтому увеличением приращения перегрузки при отклонении направления порыва от вертикали можно пренебречь. Например, при = 140 величина n увеличивается около 3%. Поэтому при расчетах на прочность ограничиваются рассмотрением только вертикальных порывов.

4.3. Перегрузки при встрече с  порывом с градиентным участком.
                       Методика расчета по ЕНЛГС

Формула (4.3) была выведена исходя из предположения, что скорость потока, который набегает на самолет, при пролете резко ограниченного порыва, изменяется скачком. Однако реальный порыв имеет свою структуру (рис. 4.6). В зависимости от этой структуры максимальная перегрузка может быть различной. При этом она возникает не в момент входа самолета в порыв, а несколько позже.

Рис. 4.6.   Встреча   самолета   с   порывом,     при расчете возникающей перегрузки
имеющим градиентный участок (
а), и с резко    используются   следующие  предполо- ограниченным вертикальным порывом (б)         жения:
         - самолет является жестким телом;

- на все точки самолета в любой момент времени действует одна и
 та же скорость порыва
w(t);

- аэродинамические силы, действующие в данный момент времени, полностью определяются скоростью набегающего потока в этот же момент.

При указанных предположениях приращение перегрузки в момент времени t можно определить по формуле

                                                          (4.6)

и максимальную величину перегрузки можно определить, подставив в формулу максимальное значение w(t).

Однако на самом деле под влиянием порыва самолет перемещается в вертикальном направлении и поворачивается в плоскости тангажа, поэтому в формулу (3.6) следует ввести поправку k(t)

                                            .                      (4.7)

Здесь  wmax – максимальное значение скорости порыва.

Вид функции k(t) зависит не только от структуры порыва, но и от инерционных и аэродинамических характеристик самолета.

Рассмотрим случай, когда порыв имеет градиентный участок, на котором скорость потока изменяется линейно по длине l= h и далее остается постоянной и равной w0 (см.рис. 4.6. б)

В этом случае приращение подъемной силы с учетом скорости вертикального перемещения vy равно

                                                                    (4.8)

Уравнение движения самолета  может быть записано в виде

                                                                  (4.9)

или

                                                                                      (4.10)

где

                                                                                       (4.11)

Продифференцировав уравнение (4.11) по t и произведя замену      и      получим

                                                                                (4.12)

Принимая для  градиентного участка    , получим

                                                                          (4.13)

Общий интеграл уравнения (4.13) имеет вид

                                                             (4.14)

При t = 0 и n = 0      .  

Следовательно

                                                          (4.15)

Максимальное значение перегрузки достигается в конце градиентного участка при  

                                                     ,    (4.16)

где

                                                              ,                         (4.17)

     .                   (4.18)

Коэффициент k называют коэффициентом демпфирования (ослабления) порыва. Он в реальных условиях всегда меньше единицы.

В расчетах обычно принимается величина градиентного участка h постоянной, а величина   изменяется мало, поэтому величина коэффициента k в основном определяется удельной нагрузкой на крыло и высотой полета. раньше при анализе порывов на самолет при полетах на малых и низких высотах, учитывали только влияние g/s .

Из (4.16) можно получить зависимость перегрузки от рассмотренных факторов

                                                        (4.19)

 

Различают:

- истинную скорость самолета v (ИС) относительно невозмущенного воздуха;  

  •  индикаторную скорость .(ИН), которая равна

,

          где  -плотность воздуха на уровне моря в условиях стандартной атмосферы, а   - плотность воздуха на высоте полета Н.

 Индикаторная скорость однозначно определяет скоростной напор, поэтому она обычно используется в Нормах прочности.

 

В формуле (4.19) используется индикаторная скорость полета vi.

Методика определения перегрузки при встрече самолета с порывом, которая приведена выше, изложена  в  пункте 4.1.4.5 ЕНЛГС.

 4.3.1 Поведение самолета в турбулентной атмосфере

 При практической оценке интенсивности турбулентности атмосферы используются следующие показатели:

- скорость вертикальных потоков воздуха W, м/сек;

- частота турбулентности , гц;

- величина вертикальной перегрузки пу, испытываемой самолетом и летчиком;

- вероятность выхода на критические углы атаки кр;

- изменение высоты полета самолета;

- устойчивость работы двигателя.

 При штормовой болтанке перегрузки от вертикальных порывов достигают значений от -2 до +4,1. Это может вызвать деформацию тяжелого самолета. Кроме того, при полете в условиях болтанки возникает опасность выхода самолета на критические углы атаки и сваливания на крыло.

Характеристики болтанок приведены в табл. 4.1.

Таблица 4.1

Шкала оценки интенсивности болтанки

Обозна-

чение

Оценка, балл

Характеристика болтанки

Описание поведения самолета

Величина перегрузки nу

б1

1

Слабая

Самолет слегка покачивает.

Слабые отдельные толчки

0,8 < nу <1,2

 nу < 0,2

б2

2

Умеренная

Покачивание усиливается

Толчки более частые и сильные

0,5 < nу <1,5

 nу < 0,5

б3

3

Сильная

Самолет иногда проваливается. Сильные толчки. Пассажиров подбрасывает или прижимает к сиденьям.   

0 < nу < 2

 nу  < 1

б4

4

Штормовая

Самолет непрерывно бросает

Пассажиров сильно прижимает к сиденьям   или отрывает от них

   nу < 0

   nу > 2

   nу > 1

 4.3.2. Влияние различных параметров на величину перегрузки
                         при болтанке.

Для оценки влияния различных параметров на величину перегрузки при болтанке воспользуемся выражением (4.19), которое запишем в таком виде:

    ,    (4.20)

где а — скорость звука.

  Величина   зависит от числа М,  геометрических  и  аэродинамичес-ких характеристик  крыла – удли-нения , стреловидности и др.

Примерная зависимость   и   от М для самолетов приведена на рис. 4.7.

В соответствии с изменением величины  по числу М полета изменяется и перегрузка пу при болтанке.

Вначале, с ростом числа М, перегрузка несколько увеличивается, а затем, в сверхзвуковой области, - уменьшается.

При достаточно больших скоростях полета, когда М  1,    4, коэффициент демпфирования k и перегрузка при болтанке практически не зависят от числа М:

        (4.21)

С увеличением стреловидности и уменьшением удлинения  величина   уменьшается. Поэтому у самолета со стреловидным крылом небольшого удлинения реакция на воздушный порыв и величины перегрузок при полете в болтанку оказываются всегда меньше, чем у самолета с прямым крылом большого удлинения.

С увеличением высоты полета плотность воздуха падает и перегрузка при болтанке (при прочих равных условиях) уменьшается.

до чисел М = 1...1,5 с увеличением скорости V полета  перегрузка возрастает. Для уменьшения ее при полете в неспокойном воздухе скорость нужно снижать. Однако чрезмерное снижение последней также нежелательно, так как при этом самолет переводится на большие углы атаки, а в условиях полета в болтанку это опасно из-за возможности выхода при восходящем порыве на закритические углы атаки и сваливания на крыло.

 Таким образом, при полете в турбулентной атмосфере скорость самолета по условиям прочности нужно снижать, а по условиям безопасности полета — увеличивать. Эти взаимоисключающие требования приводят к появлению двух границ V = f (w), определяющих режим полета самолета (рис. 4.8).

Граница по условиям прочности может быть рассчитана по формуле (4.19) при
пу = nyдоп, где nyдоп - максимально допустимое значение перегрузки. Границу  по  условиям  безопасности  можно рассчитать, используя зависимость

                     , (4.22)

где б.п - безопасный угол атаки при полете  самолета в турбулентной атмосфере;

доп - допустимый угол атаки, соответствующий  допустимому коэффициенту подъемной силы.

 Отсюда

 .       (4.23)

Оптимальная скорость полета в болтанку соответствует абсциссе точки пересечения указанных двух кривых (рис.  4.8).

 На больших высотах диапазон углов атаки, на которых может быть сбалансирован самолет, уменьшается. Поэтому возможности для уменьшения перегрузок за счет снижения скорости полета здесь ограничены. В этом случае рекомендуется переводить самолет на снижение с последующим уменьшением скорости полета.

Если полет выполняется на малых высотах, то при встрече с зоной повышенной турбулентности, напротив, может потребоваться перевод самолета на большую высоту полета, определяемую условиями  безопасности.

Если М > 1, как уже отмечалось, перегрузка при болтанке практически не зависит от скорости полета.

С увеличением удельной нагрузки на крыло G/S самолет становится менее чувствительным к вертикальным порывам и перегрузки уменьшаются.

С увеличением полетного веса самолета при полете в болтанку перегрузка уменьшается (см. формулу 4.19), но нагрузка крыла возрастает, так как

   .    (4.24)

Зависимость пу и Y от веса G самолета при различных значениях скорости порыва Wi приведена на рис. 4.9, а. Очевидно, что нагрузка от порывов не должна превышать максимальную нагрузку ymах, на которую рассчитана конструкция крыла.

Полагая Y = ymах для заданного режима полета (V, ) и порыва (Wi) можно из (4.24) определить максимально допустимый вес самолета Gmax при  полете в болтанку.

При уменьшении полетного веса нагрузка крыла падает, но возрастает перегрузка, а это влечет за собой пропорциональное увеличение сил R = gагр (рис. 4.9, б), действующих на узлы подвески агрегатов (баков, двигателей, оборудования и пр.) к каркасу. Это обстоятельство также должно учитываться при снаряжении самолета.

Для транспортных самолетов нагрузка крыла при болтанке опасна с точки зрения общей прочности. Поэтому, если ожидается полет в болтанку, загружать самолет следует по возможности меньше.

 Пример. Определить нагрузку Y крыла и усилие R в узлах крепления топливного бака (подвешенного под центром тяжести самолета) при полете в болтанку у земли для нормального полетного веса G = 55 000 кгс и перегрузочного варианта Gп = 70 000 кгс.

сау = 4,6; V = 690 км/ч; S = 200 м2; вес бака с топливом Gm = 2000 кгс;
W = 12 м/с.

 Согласно выражению (4.19), для нормального варианта

   ;

Y = nyG = 3,4 55 000 = 187 000 кгс; R = nyGT = 3,4 2000 = 6800 кгс.

 для перегрузочного варианта

    

y= 2,970 000 = 203 000 кгс; rп = 2,92000 = 5800 кгс.

Таким образом, Yn>Y, a Rn<R.

 Сваливание на крыло. С учетом влияния сжимаемости воздуха при увеличении скорости полета критический угол атаки кр уменьшается более интенсивно, чем увеличивается скорость. С увеличением высоты полета кр достигается при меньших значениях W. Сваливание самолета на малых высотах (при большой плотности воздуха) и при большой перегрузке происходит более резко, и поэтому оно более опасно.

Диапазон скоростей при болтанке сужается: минимальную скорость полета увеличивают, чтобы исключить опасность сваливания самолета, а максимальную скорость уменьшают из-за опасности возникновения перегрузок выше допустимых эксплуатационных.

 Полет в болтанку в вертикальных потоках воздуха требует особого внимания.

При полете в кучево-дождевых облаках при попадании самолета из нисходящего потока в восходящий, где скорость воздуха > 20…30 м/сек, возможен резкий бросок вверх (до 1000…1800 м). При этом подъемная сила на стабилизаторе увеличивается, в результате чего самолет приобретает    тенденцию к пикированию  (рис. 4.10).

При попадании в нисходящий поток воздуха появляется тенденция к кабрированию. В болтанку кратковременные нагрузки на штурвале достигают 30…80 кГ с частотой до 30 раз в минуту, на педалях - до 55 кГ; появляется крен - до 25°, рыскание по курсу - до 6—8°.

 Последствия болтанки. Болтанка опасна тем, что наступает утомление летчика, вызываемое необходимостью строго следить за поведением самолета и своевременно противодействовать опасным тенденциям. В результате   возникает   опасность   потери управляемости самолета. Кроме того, возможно повреждение и разрушение самолета.

 Болтанка может привести к самовыключению двигателя в полете, особенно на больших высотах, где двигатель более чувствителен к изменению расхода воздуха. В зоне вертикальных потоков получается косой вход воздуха в двигатель, что приводит к уменьшению расхода воздуха, помпажу и самовыключению двигателя.

На летчика неблагоприятно влияет не только перегрузка, но и её частота. Частота перегрузок при скорости полета 500…800 км/ч составляет в среднем 0,7…2 гц. Однако в полете возможны случаи возникновения перегрузок с частотой 4…5 гц, которые тяжело переносит летчик, так как этому диапазону соответствуют собственные частоты колебаний тела человека.

 Экипаж должен обязательно пользоваться плечевыми и поясными ремнями. Летчик должен все внимание сосредоточить на управлении и удержании самолета в горизонтальном положении. Не  разрешается  делать   резких исправлений высоты полета, действия рулями  должны  быть энергичными, но не резкими, так как они вызывают дополнительные нагрузки.

4.4. ПЕРЕГРУЗКИ   ПРИ ВСТРЕЧЕ С  ПОРЫВОМ
                     С  ГРАДИЕНТНЫМ  УЧАСТКОМ.
                     МЕТОДИКА  РАСЧЕТА ПО АП 25

       При определении коэффициента демпфирования k не учитывались влияние протяженности самолета, благодаря которой самолет входит постепенно даже в резко ограниченный порыв, а также нестационарность обтекания.

За время пока хорда крыла b полностью войдет в порыв, самолет приобретет вертикальную скорость, которая уменьшит скорость порыва относительно самолета и приведет к снижению перегрузки.

Учет нестационарности обтекания снижает величину k на 2…5% по сравнению со стационарной теорией при h/b = 10…20.

При учете вращения самолета вокруг оси z величина коэффициента k также снижается. Для устойчивого самолета при h = 30…50 м снижение составляет 10…20%, а при h более 200 м оно становится более значительным. Для неустойчивого самолета указанное снижение будет еще большим.

Учитывая указанные особенности, в Авиационных Правилах используется методика расчета перегрузок при встрече с вертикальным порывом, которая отлична от методики ЕНЛГС.

В пункте 25.341 АП-25  ”Перегрузки при полете в неспокойном воздухе” даются следующие рекомендации.    

Предполагается, что  форма порыва описывается уравнением

                                            ,                  (4.25)

    где

      s - расстояние, пройденное в порыве (глубина проникновения в порыв), м,

      b - средняя геометрическая хорда крыла, метры;

      Ude  -   эффективная   индикаторная   скорость   порыва , м/с .

               При отсутствии более точного метода расчета, перегрузки при полете  в неспокойном  воздухе должны определяться по следующей формуле:

                                                 

                                     (4.26)                   

   

где

                                                    ,                         (4.27)

Здесь – Kg -коэффициент демпфирования (ослабления) порыва;

Примечание. В скобках приведены  термины, применяемые в Техническом руководстве по летной годности (ТРЛГ-Doc 9051-AN/896  ИКАО).

                                                                         (4.28)

 - массовый параметр самолета;

В ТРЛГ используется   коэффициент массы самолета - ;

      Ude - эффективная скорость порыва, м/с ;

        - плотность воздуха,  кгсс24 ( В ТРЛГ плотность воздуха имеет размерность кг/м3);

       G/S - удельная нагрузка на крыло (кгс/м2). ( В ТРЛГ  m/s – расчетная нагрузка на крыло, кг/м2) ;

       b - средняя геометрическая хорда, м ;

       g - ускорение свободного падения, м/с2 ;

       V - индикаторная скорость самолета, м/с ;

          - производная коэффициента нормальной подъемной силы самолета по углу атаки (1/радиан) при одновременном действии нагрузок от  порывов при полете в неспокойном воздухе на крыло и горизонтальное оперение.

при приближенном расчете можно пользоваться производной коэффициента  подъемной силы  крыла по углу атаки

      4.5  ДЕЙСТВИТЕЛЬНАЯ   И  ЭФФЕКТИВНАЯ  СКОРОСТЬ ПОРЫВА

Выше было показано, что, зная максимальную скорость порыва Umax  и функцию ,   можно определить перегрузку самолета при полете в неспокойном воздухе.

Важной задачей является определение и предсказание значений перегрузок, которые могут возникнуть при эксплуатации существующего или проектируемого самолета.

Для решения указанных вопросов проводятся обширные исследования на различных типах самолетов, которые эксплуатируются в различных зонах  земного шара, а также на специальных самолетах-лабораториях.

Для визуального измерения перегрузок на самолетах вблизи центра масс устанавливаются  акселерометры (рис.4.11). 

По устройству акселерометр представляет грузик 1, подвешенный на пружинах 2 внутри корпуса прибора. При ускорениях самолета перемещение грузика передается на стрелку прибора или преобразуется в электрический сигнал. С грузом связано демпфирующее устройство 3.

Для массовых статистических  исследований  и получения информации в аварийных ситуациях на самолетах  устанавливаются акселерографы
  
самописцы перегрузок.

В настоящее время используются следующие виды перегрузочных приборов:

1. приборы типа СП (скорость - перегрузка), дающие запись перегрузки по скорости. Запись производится на закопченное стекло. Примерно через 30 часов налета стекло вынимают.

Пример записи приведен на рис. 4.12.

Используя запись можно определить, какую максимальную или минимальную перегрузку имел самолет на той или иной скорости полета.

2. Счетчики  перегрузок, отмечающие, сколько раз  встречалась перегрузка, лежащая в определенном диапазоне. При этом другие параметры полета (скорость, высота, масса самолета) не фиксируются.

3. Приборы, записывающие перегрузку в функции от времени. Пример записи перегрузки во времени приведен на рис.4.13.

Эти приборы значительно сложнее приборов первых двух типов. Обычно их устанавливают на  самолетах-лабораториях, оборудованных также приборами для записи по времени скорости полета, угловых скоростей и отклонений рулей и элеронов. Структуру порывов можно изучать только с помощью приборов, отмечающих время.

По записи процесса n(t) теоретически можно найти U(t). Для этого можно воспользоваться  выражением для U(t), содержащим угловую скорость тангажа z.

уравнение равновесия сил для самолета может быть записано в виде

                                                                               (4.29)

Подставляя сюда y =gn; ; , получим

                                                               (4.30)

Для того чтобы находить U(t) по формуле (4.30), требуется иметь очень точную запись показанной жирографа, что на практике связано с затруднениями.

При первом взгляде на записи перегрузок может показаться бесспорным, что порывы значительной интенсивности имеют «форму», близкую к треугольной. Однако кривые U(t)  и  n(t) не являются подобными. Подтверждением этого является рис. 4.14, на котором теоретическим путем построены кривые изменения перегрузки и скорости двух вертикальных треугольных порывов.

Таким образом, структура порыва не может быть однозначно определена только на основании  записи перегрузки по времени.

Экспериментально установлено, что наибольшие перегрузки обычно нарастают от нуля до максимального  значения за промежуток времени, который заметно меньше четверти периода тангажных колебаний самолета.

Если приближенно  считать,  что интенсивность порыва нарастает по линейному закону, то можно считать, что длина градиентного участка h равна времени нарастания перегрузки, умноженного на скорость полета V.

Следовательно, хотя структура порыва за градиентным участком не может быть определена по записи перегрузочного прибора без тщательного анализа, участок нарастания интенсивности порыва определяется с достаточной степенью точности.

Зная длину градиентного участка h, можно найти коэффициент демпфирования (ослабления) порыва Кmax и отсюда Umax  по формуле 4.19.

Изучение записей перегрузки по времени показывает, что порывы, вызывающие значительные перегрузки, имеют обычно градиентные участки длиной от 20 до 70 м. При этом отсутствует связь между скоростью порыва и величиной градиентного участка.

Для расчета  на прочность обычно принимают, что самолет может встретить порыв максимальной интенсивности с градиентным участком длиной h = 30 м.

Так как тридцатиметровая длина градиентного участка, как правило, мала по сравнению с длиной пути, проходимого самолетом за четверть периода тангажных колебаний, то в соответствии с рекомендациями ЕНЛГС для определения перегрузки можно воспользоваться формулами

                                 ,              (4.31)

                                           

                                                  ,                     (4.32)

                                                     .                      (4.33)

Для самолетов, эксплуатируемых на малых и умеренных высотах, при вычислении можно приближенно принять . Это соответствует, например,  = 4, = 0,101 кгсс22 2000 м) или  = 5,
 = 0,0815 кгсс22 4000 м). Тогда при h = 30 м

                                                                     (4.34)

где G/S должно быть выражено в кгс/м2

Кривая kmax(G/S) для малых и умеренных  высот, полученная по
формуле (4.34), приведена на рис. 4.15.

Формулой (4.34) удобно пользоваться потому, что kmax  зависит только от удельной нагрузки на крыло G/S.

С другой стороны, из рис. 4.15 видно, что при тех предположениях, которые положены в основу вывода формулы (4.34), kmax  изменяется в довольно узких пределах при не очень малой величине удельной нагрузки на крыло.

Для определения максимальной величины скорости порыва Umax , которая должна быть использована при расчете на прочность, необходимо использовать материалы массовой записи перегрузочных приборов, установленных на большом числе самолетов, -  материалы статистики перегрузок.

Как уже было сказано, основная часть этих материалов получена с помощью приборов, отмечающих перегрузку, но не дающих записи ее изменения по времени. Вследствие этого  длина градиентного участка неизвестна, и задача нахождения Umax делается неопределенной, так как нельзя вычислить kmax Поэтому переход от измеренных перегрузок к скоростям порывов приходится производить, пользуясь значениями kmax, вычисленными при условно принятой стандартной длине градиентного участка.

Запишем формулу для перегрузки в виде

                               ,                  (4.35)

где         0 — плотность воздуха у земли;

   Vi - индикаторная скорость полета;

– “индикаторная скорость порыва”.

Если определять kmax(G/S)  по формуле 4.34 , тогда из формулы 4.35 можно найти Ui.  Эта скорость не будет действительной индикаторной скоростью порыва, так как использованное при ее вычислении значение kmax  является условным, основанным на выборе стандартной длины градиентного участка, истинная длина которого неизвестна, и на осредненном значении .  Величина Ui, найденная описанным способом, получила название эффективной скорости порыва  Ude

Окончательно формула для определения Ude  может быть записана в виде
                                                                       (4.36)

В формуле 4.36 коэффициент демпфирования порыва обозначен   вместо ,  чтобы подчеркнуть, что он вычисляется условно - по формуле 4.34.

Таким образом, эффективная скорость порыва отличается от его действительной индикаторной скорости однако использование этого параметра позволяет с известной степенью точности воспользоваться материалами статистики перегрузок для решения вопроса о том. какие же скорости порывов наблюдаются в атмосфере и с какими порывами может встретиться самолет при  его  нормальной эксплуатации.

4.4 ВЫБОР МАКСИМАЛЬНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИОННОЙ ПЕРЕГРУЗКИ ПРИ ПОЛЕТЕ САМОЛЕТА В НЕСПОКОЙНОМ ВОЗДУХЕ

На первый взгляд кажется, что наиболее простым способом выбора эксплуатационной перегрузки для проверки самолета на прочность было бы принять в формуле 4.19

                      

наибольшее возможное значение Ui и наибольшее Kmax (градиентный участок имеет наименьшую длину) и сочетать такой наиболее опасный порыв с максимальной скоростью полета. Однако при таком способе определения перегрузки ее значение будет очень велико. Обеспечить такую прочность для тяжелого самолета не представляется возможным, так как при этом сильно ухудшаться его летно-технические характеристики.

Однако ориентировать прочность самолета на предельное значение скорости вертикальных порывов нет необходимости, так как экспериментально установлен факт наличия связи между скоростью полета и максимальной эффективной скоростью порывов. Такая связь была установлена статистическими методами на основе опыта эксплуатации большого числа самолетов с помощью перегрузочных приборов СП.

Однако обработка записей приборов СП дает не действительную индикаторную скорость порывов, а эффективную скорость. Поэтому при нормировании перегрузок используется обращенная формула (4.36).

                                                                 (4.37)

Рассмотрим зависимость между Vi  и Udi.  На рис. 4.16 показаны статистические  данные, полученные на ряде самолетов.

По оси абсцисс отложено отношение V /Vmax, где Vmax - максимальная скорость горизонтального полета, а по оси ординат — эффективная скорость порыва wэф = Udi . Пунктиром нанесены кривые Udi  = 12 Vmax /V  и Udi  = -12 Vmax /V 

Как видно из рисунка, пунктирные кривые (гиперболы) служат достаточно хорошими огибающими для экспериментальных точек.

  1.  

Существование указанной  зависимости  связано со следующими причинами:

- летчик приспосабливает режим полета  к атмосферным условиям. Вертикальные порывы большой интенсивности (Udi > 15 м/с) встречаются главным образом в мощных кучевых облаках и при полете вблизи склонов высоких гор, т. е. в условиях, которые могут быть оценены визуально. Поэтому летчик, если он не может избежать полета в таких условиях, успевает уменьшить скорость самолета;

- летчик редко использует максимальную скорость самолета, стараясь придерживаться рейсовой скорости, близкой к крейсерской. Поэтому время пребывания самолета на больших скоростях составляет незначительную долю его общего налета, и вероятность встретить за это время порывы очень значительной интенсивности чрезвычайно мала.

Первый фактор - приспособляемость летчика к атмосферным условиям на трассе - проявляется главным образом на скоростях полета порядка
от 0.5 до 0.8
Vmax , в то время как второй фактор - малая вероятность пребывания на данном режиме  - играет основную роль для скоростей, больших 0.8 Vmax .

На основании  экспериментально установленной зависимости
Udi = 12 Vmax /V, легко найти максимальную эксплуатационную перегрузку по формуле (4.37). Задаваясь различными значениями V<Vmax, получим значения , которые могут отличаться друг от друга только вследствие изменения, зависящего от числа М. Поэтому для самолетов, для которых Vmax  соответствует докризисному числу М, наибольшее значение  получится при V  = Vmax  и Udi  = 12 м/с. Если число М, соответствующее Vmax, превосходит критическое значение, то  достигнет максимального значения при скорости V, для которой   имеет максимальное значение.

из рис. 4.16 видно, что наибольшие по абсолютной величине отрицательные значения Wэф=Udi следует принять равными положительным. Подставив в правую часть (4.37) соответствующее отрицательное значение Udi , найдем минимальную эксплуатационную перегрузку  при полете в неспокойном воздухе.

ВОПРОСЫ

  1.  Причины, вызывающие турбулентность атмосферы?
  2.  Что такое поток и порыв?
  3.  Как возникают конвективные вертикальные потоки?
  4.  Что вызывают струйные потоки воздуха?
  5.  Как возникает турбулентность при обтекании горных препятствий?
  6.  Какие параметры входят в выражение ?
  7.  Почему при расчетах обычно ограничиваются рассмотрением вертикальных порывов?
  8.  Опишите различие между резко ограниченным вертикальным порывом и порывом, имеющим градиентный участок.
  9.    Как определяются перегрузки, возникающие при встрече с порывом, имеющим градиентный участок?
  10.  Что такое коэффициент демпфирования порыва? Как он определяется?
  11.  Чем характеризуется поведение самолета при полете в болтанку?
  12.  Как влияют различные параметры на величину перегрузки
    при болтанке?
  13.  Какие рекомендации даются пилоту о его действиях при встрече с зоной болтанки?
  14.  Как определяется оптимальная скорость при полете в болтанку?
  15.  Как определить максимально допустимый вес самолета Gmax при  полете в болтанку?
  16.  Как следует загружать самолет перед полетом в болтанку?
  17.   В чем заключается методика расчета по АП 25?
  18.   Как измеряются перегрузки при полете самолета?
  19.   Что такое эффективная    скорость   порыва и как она определяется?
  20.   Что описывает формула  и какие параметры входят в неё?
  21.  Как производится выбор максимальной эксплуатационной перегрузки при полете самолета в неспокойном воздухе?


 

А также другие работы, которые могут Вас заинтересовать

6966. Моделирование автоклава с ПИД-регулятором 759.17 KB
  Содержание пояснительной записки Введение 1. Технологический процесс. Автоматическое регулирование. Виды и преимущества регуляторов. ПИД-регулятор. Автоклав 2. Моделирование автоклава с ПИД-регулятором 3. Вычислительный эксперимент ПИД-регуляторов н...
6967. Понятие о поле. Физические поля, используемые в интроскопии 18.23 KB
  Понятие о поле. Физические поля, используемые в интроскопии. Поле, особая форма материи физическая система, обладающая бесконечно большим числом степеней свободы. Примерами поля могут служить электромагнитное и гравитационное поля, поле ядерных сил...
6968. Изучение диполя. Волновая зона. Мощность изучения диполя 19.49 KB
  Изучение диполя. Волновая зона. Мощность изучения диполя Диполь идеализированная система, служащая для приближённого описания распространения поля. Дипольное приближение основано на разложении потенциалов поля в ряд по степеням радиус-вектора...
6969. Рассеяние и дифракция акустических и электромагнитных волн 23.5 KB
  Рассеяние и дифракция акустических и электромагнитных волн. Акустические и электромагнитные волны, распространяющиеся в различных средах и устройствах, подчиняются единым волновым законам. Это явления возбуждения волн конкретными источниками, отраже...
6970. Предварительный расчёт валов редуктора 31 KB
  Предварительный расчёт валов редуктора. Быстроходный вал. Находим диаметр выходного конца вала: Согласно схеме привода быстроходный вал редуктора соединяется с валом электродвигателя упругой втулочно-пальцевой муфтой, поэтому целесообразно с...
6971. Объединение Руси и формирование централизованного государства (XIV–XVI вв.) 35.78 KB
  Объединение Руси и формирование централизованного государства (XIV–XVI вв.) Возвышение Москвы и процесс объединения русских земель: а) возвышение Москвы. Иван Калита, Дмитрий Донской б) борьба московских князей с противниками объединен...
6972. Энергия электромагнитного поля. Плотность энергии ЭМ поля. Плотность потока энергии ЭМ поля. Вектор Умова-Пойтинга 31.2 KB
  Энергия электромагнитного поля. Плотность энергии ЭМ поля. Плотность потока энергии ЭМ поля. Вектор Умова-Пойтинга. Электромагнитные волны переносят энергию из одной точки пространства в другую за конечное время из-за конечности скорости распростран...
6973. Особенности досуговых предпочтений рабочей молодежи 32.13 KB
  Особенности досуговых предпочтений рабочей молодежи В сегодняшней социально-культурной ситуации молодежный досуг предстает как общественно осознанная необходимость. Общество кровно заинтересовано в эффективном использовании свободного времени людей ...
6974. Правила поведения работников рудника (шахты) при возникновении пожара (аварии) в горных выработках 33.5 KB
  Правила поведения работников рудника (шахты) при возникновении пожара (аварии) в горных выработках При обнаружении очага возгорания, работник обязан сообщить об этом лицу технического надзора или сменному мастеру и, по возможности прист...