69161

НОРМЫ ПРОЧНОСТИ САМОЛЕТОВ. ОСНОВНЫЕ РАСЧЕТНЫЕ СЛУЧАИ НАГРУЖЕНИЯ САМОЛЕТА

Лекция

Астрономия и авиация

В странах СНГ в настоящее время эксплуатируется большое количество самолетов, которые проектировались и изготавливались в соответствии с Едиными Нормами летной годности гражданских самолетов (ЕНЛГС). Они действовали до распада СССР.

Русский

2014-09-30

729 KB

87 чел.

PAGE   \* MERGEFORMAT 81

Министерство образования и науки Украины

Национальный авиационный университет

Аэрокосмический институт

Кафедра конструкции летательных аппаратов

 

ЛЕКЦИЯ № 5 (3)

по дисциплине "Конструкция и прочность летательных аппаратов"

5.  НОРМЫ ПРОЧНОСТИ САМОЛЕТов  

Составитель проф. Радченко А.И.

 

Киев  2009

5.  НОРМЫ ПРОЧНОСТИ САМОЛЕТов  

5.1 ОСНОВНЫЕ РАСЧЕТНЫЕ СЛУЧАИ НАГРУЖЕНИЯ   САМОЛЕТА

В странах СНГ в настоящее время эксплуатируется большое количество самолетов, которые проектировались и изготавливались в соответствии с Едиными Нормами летной годности гражданских самолетов (ЕНЛГС). Они  действовали до распада СССР.

После создания СНГ были приняты новые Авиационные правила (АП), которые были гармонизированы с американскими Авиационными правилами (fAr).  Между ЕНЛГС и АП существуют определенные различия в методике оценки предельных нагрузок, которые действуют на самолет при выполнении маневров и при полете в неспокойном воздухе.

В соответствии с ЕНЛГС расчет статической прочности воздушных судов (ВС) производится с учетом внешних нагрузок, действующих на самолет и его отдельные агрегаты, в различных  расчетных случаях. Они отражают вероятные в эксплуатации наиболее тяжелые условия нагружения.

Произведя расчет на прочность и лабораторные статические испытания самолета на расчетные случаи, можно считать, что самолет будет достаточно прочным при условии его правильной эксплуатации.

Каждый расчетный случай нагружения описывается как детерминированный (фиксированный).

При описании расчетных случаев указываются:

  •  обозначение или название. расчетные случаи обозначаются прописными буквами латинского алфавита. При необходимости употребляются индексы;
  •  положение самолета, характер движения, скорость и т. д.;
  •  разрушающие перегрузки;
  •  коэффициент безопасности;
  •  направления  и распределение нагрузок.

Основные полетные расчетные случаи, предусмотренные  ЕНЛГС, делятся на:

- полетные А, А', В, С, d, d' и др., а также "полет в неспокойном воздухе";

- посадочные Е, Е', R1,R2  и др.

Основными являются маневренные полетные случаи нагружения А, А'.

На рис. 5.1 приведена траектория полета самолета с отмеченными на ней точками, соответствующими определенным расчетным полетным случаям.

Случай А. Криволинейный полет самолета на угле атаки, соответствующем максимальному коэффициенту подъемной силы крыла Cymax.

Заданными величинами являются: коэффициент подъемной силы Cymax и коэффициент безопасности f = 1,5. По этим данным определяются: максимальная эксплуатационная и разрушающая величины подъемной силы крыла.

               ,            (5.1)

  Случай может иметь место при выходе из планирования или выполнения горки.

Подъемная сила  при дозвуковых скоростях полета создается за счет разрежения на верхней и повышения давления на нижней поверхностях крыла самолета.

При сверхзвуковых скоростях подъемная  сила  крыла создается за счет разности разреже-ний на верхней  и  нижней  поверхностей.

Из распределения аэродинамической нагрузки по хорде крыла (рис. 5.2) видно, что в расчет-ном случае А в большей степени нагружается  передняя часть крыла (передний лонжерон и носок крыла). Центр давления находится в интервале Хд = 0,20 ... 0,15.

Расчетный случай А служит для обеспечения прочности     переднего лонжерона и носка крыла.  

Этот случай может определять прочность крыла, фюзеляжа, оперения, узлов крепления двигателей и тяжелых грузов.

Случай В.

Криволинейный полет самолета на весьма малых положительных углах атаки ( = 1,5...3,0°) с резким отклонением элеронов, или выход из пикирования на весьма малые углы атаки с максимально возможной скоростью, соответствующей qmaxmax.

Отклонение элеронов резко изменяет распределение воздушной нагрузки по хорде крыла

Заданными величинами являются: qmaxmax, nэВ = 0,67nэА, f = 2,0. По этим данным определяются

                                             .  (5.2)

Примерное распределение аэродинамической нагрузки по хорде крыла в случае В представлено на рис. 5.3.

В этом случае в большей степени нагружается хвостовая часть крыла (задний лонжерон, элероны и концы нервюр). Вследствие перемещения центра давления назад Хд = 0,45 ... 0,60   Рис.5.3. Распределение аэродинамической          на крыло действует значительный

нагрузки в случае B                                     крутящий момент.

Случай В должен быть расчетным для заднего лонжерона, элеронов, концов нервюр и иногда для обшивки крыла, которая подбирается в зависимости от крутящего момента.

Случай А'. Криволинейный полет самолета на малых положительных углах атаки = 4...6°. Может иметь место при выходе из крутого снижения (планирования) на большой скорости

Заданными величинами являются:

. (5.3)

 По этим данным определяются:

                                   .  (5.4)

Распределение аэродинамической нагрузки по хорде крыла показано на
рис. 5.4.

Величина подъемной  силы   в  случае   А'  та же,  что  и   в  слу-чае  А, но  так   как   в  случае  А'    полет  совершается   на    меньшем  угле  атаки  , то  картина   распре-деления  воздушной нагрузки  по рис. 5.4. Распределение аэродинамической          хорде крыла другая.
             
нагрузки в случае А'                                                                    

Равенство подъемных сил для  случаев А и А'  достигается  за счет отличия скоростных напоров. В случае А' скоростной напор больше. 

Случай А' по величине изгибающего момента одинаков со случаем А, но по крутящему моменту он значительно тяжелее, так как центр давления перемещается к задней кромке и находится примерно на расстоянии 32...38 % хорды от носка крыла. 

В соответствии с расчетным случаем А' проверяется прочность лонжеронов и обшивка крыла.

Случай С. Полет самолета с отклоненными элеронами при нулевой подъемной силе и перегрузке. Может иметь место при переходе с горизонтального полета на снижение на большой скорости и изменении угла атаки с положительного на отрицательный. Расчетный случай может реализоваться при  отвесном пикировании с резким отклонением элеронов и с

максимально возможной скоростью полета.

В этом случае задаются:
       .  (5.5)

На  рис. 5.5,а  показаны    силы, нагружающие самолет при пикировании с выключенным двигателем.

Если вес самолета равен лобовому сопротивлению (g = X), то имеем установившееся пикирование. Если g > X, то пикирование будет ускоренным.

Несмотря на существование на крыле подъемной силы Укр, принимаем её равной   нулю, так как она мала:

                Укр Уго .

Из-за особенностей обтекания несимметричного профиля (при Су = 0,
Сm0 = 0)  возникает пикирующий  момент  на крыле (рис. 5.5, б)

    ,
где
Сm0 - коэффициент аэродинамического момента, который берется по
результатам продувок крыла в аэродинамической трубе;

b0 - хорда крыла, относительно которой определен коэффициент момента Сm0.

Пикирующий момент на крыле должен быть уравновешен моментом от силы Yг. о , возникающей на горизонтальном оперении:

Mкр =Yг. оLг. о,

где Lг. о - расстояние от центра тяжести самолета до центра давления на горизонтальном оперении.

Случай С может оказаться расчетным по кручению для крыла, а также горизонтального оперения и хвостовой части фюзеляжа (из условия уравновешивания момента крыла).

Случай D. Криволинейный полет с углом атаки, соответствующим отрицательному Сутin или резкий вход в пикирование (снижение).

Заданными величинами являются:   (5.6)

Случай D введен в нормы прочности для проверки работы крыла на обратные нагрузки (по отношению к случаю A), так как элементы, работающие на растяжение в случае А, работают на сжатие  в  случае D.

Случай D'. Криволинейный полет самолета на малых отрицательных углах атаки. В этом случае, как и случае D, конструкция крыла нагружена обратными по направлению нагрузками по сравнению со случаем А.

Вследствие перемещения центра давления крыла назад по сравнению со случаем В возникает значительный крутящий момент, «обратный» по знаку моменту в случаях В и А'.

На рис.5.6 сопоставлены графики в различных координатах, которые позволяют понять алгоритм выбора расчетных случаев при выполнении маневров. Особое внимание следует обратить на график 5.6, в. Ломаная линия Аd делит плоскость графика на несколько областей с наиболее характерными сочетаниями Су, q и nэ.

 Рис. 5.6. Диаграммы для маневренных случаев нагружения

а – поляра нескоростного самолета; б - поляра скоростного самолета при ММкрит и ММкрит; в – зависимость nэ от Су; г - зависимость q от nэ

Из рис. 5.6 видно, что все случаи нагружения охватывают широкий диапазон углов атаки, эксплуатационных перегрузок и скоростей атаки. Прочность самолета должна быть обеспечена для любой комбинации этих параметров.

Области, указанные на рис. 5.6, включают в себя все интересные с точки зрения прочности полетные случаи самолета. Необходимо заметить, что метод областей относительно прост в расчетах только при условии неизменного распределения нагрузки по размаху крыла при всех углах атаки, что, вообще говоря, не имеет места. В случае же изменения распределения нагрузки по размаху для различных углов атаки метод областей становится столь громоздким, что целесообразность его практического применения сомнительна.

В ЕНЛГС расчетные случаи задаются в точках, которые являются наиболее характерными точками соответствующих областей (табл. 5.1).

Таблица 5.1

 Расчетные случаи норм прочности (ЕНЛГС)

Расчетный случай

Параметры

nэ

Су

q

A

nэmаx

Сymаx

расчет

A

nэmаx

расчет

qmаxmаx

b

0,67nэmаx

расчет

qmаxmаx

C

0

0

qmаxmаx

D

nэmin

расчет

qmаxmаx

D

nэmin

Сymin

расчет

С точки зрения расчета на прочность крыла расчетные случаи норм прочности представляют собой различные комбинации изгибающих и крутящих моментов.

5.1.2. Определение расчетных нагрузок

Расчетную нагрузку Рр, при действии которой произойдет статическое разрушение конструкции, определяют путем умножения эксплуатационной  нагрузки  на коэффициент безопасности f

                                                         .     (5.7)

5.1.3. Расчетные веса самолета 

  Расчетный взлетный вес самолета Gвзл= Gвзл мах

  Расчетный полетный вес                 Gпол= Gвзл

   Расчетный посадочный вес Gпос устанавливается изготовителем. Максимальный посадочный вес Gпос мах не должен отличатся от нормального посадочного веса больше чем на 10%, т.е. необходимо  чтобы Gпос мах=1,1 Gпос.

Посадки с весом Gпос мах< GGвзл должны составлять не более 3% от общего числа посадок. Значение расчетного посадочного веса рекомендуется выбирать так, чтобы отношение  Gвзл/Gпол было не более 1,6.

5.1.4. Скорости самолета (в обозначениях ЕНЛГС)

Vмахэ - максимальная эксплуатационная скорость. Эту скорость пилот не должен преднамеренно превышать в нормальной эксплуатации, как в горизонтальном полете, так и при наборе высоты (снижении).

Vмахмах - расчетная предельная скорость. Она назначается с учетом того, что максимальная эксплуатационная скорость Vмахэ может быть случайно превышена при испытанных и специальных тренировочных полетах без пассажиров, как за счет ошибок пилотирования, так и при встрече самолета со значительными атмосферными возмущениями или из-за отказов в системе автоматического управления.

Запас между Vмахмах и Vмахэ должен составлять не менее 50 км/час, а на высоте, где Vмахэ  ограничена числом М, должно быть  М мах мах  >  M мах э + 0,05

5.1.5. Максимальная эксплуатационная перегрузка при маневре

Максимальную эксплуатационную перегрузку при маневре самолета с убранной взлетно-посадочной механизацией следует определять по формуле:  

,  (5.8)

где m – масса самолета.

При этом вводится ограничение  для самолетов транспортной категории 2,5 ≤ nэmах(а) ≤ 3,8; nэmin(а) ≤ -1.

5.1.6. Максимальная эксплуатационная перегрузка при полете в
                   неспокойном воздухе

Максимальная эксплуатационная перегрузки при полете в неспокойном воздухе с убранной механизацией крыла  nэmах (6)   должна определяться для всех возможных в эксплуатации вариантах полета в болтанку с соответствующими значениями  высоты Н, индикаторной скорости полета vi (до vi mахmах) и m (m0 m-95).

Перегрузки  nэmах (6)  и nэmin(6) определяются по формулам:

nэмах (6)  = 1+ ∆nэ;

nэмin (6) = 1- ∆nэ.  

Если порыв имеет градиентный участок протяженностью h максимальное (минимальное) значение перегрузки достигается в конце этого участка

                                                      ,   (5.9)                             

где

                                                    и       .

Здесь - плотность воздуха на рассматриваемой высоте;

         супроизводная коэффициента подъемной силы по углу атаки.

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

Входящая в формулу эффективная скорость вертикального порыва wi определяется в зависимости от выбранного сочетания индикаторной скорости vi и  высоты полета Н по схеме, показанной на рис. 5.7

Рис. 5.7. Зависимость wi  от высоты полета

5.2. Расчетные условия при выполнении маневров и
при полете в  неспокойном воздухе, предусматриваемые  
в  Авиационных Правилах

 В отличие от ЕНЛГС  при установлении расчетных случаев, которые содержатся в Авиационных правилах, например АП-25, учитываются только два фактора: скорость полета v и перегрузка n.

Как указывается в АП-25, при расчете должно быть  рассмотрено достаточно  большое количество точек на  графиках скорость-перегрузка "V-n" при маневренных перегрузках и при перегрузках при  полете в  неспокойном воздухе (рис. 5.8 и 5.9) с тем, чтобы была уверенность, что  получена  максимальная  нагрузка  на  каждую часть конструкции самолета.

 Основные силы,  действующие  на  самолет,  должны  быть      уравновешены точным  или приближенным  методом. При этом инерционные силы  от линейных  ускорений должны  быть уравновешены тягой и  всеми аэродинамическими  нагрузками. Инерционные силы от угловых ускорений должны быть уравновешены тягой и моментами от всех аэродинамических нагрузок, включая моменты, обусловленные  нагрузками на  такие часть  конструкции, как хвостовое  оперение и мотогондолы.

Должны быть рассмотрены   критические величины  тяги в  диапазоне от  0 до  максимальной  продолжительной тяги  (|25.331.).

 

Рис. 5.8. Огибающая перегрузок при маневре

Рис. 5.9. Огибающая перегрузок при полете в неспокойном воздухе

 В условиях установившегося  маневра рассматриваются условия  маневра от позиции 1 до 7 на огибающей маневра. При этом считается, что самолет уравновешен  с нулевым угловым ускорением относительно поперечной оси.

Должны быть  рассмотрены условия полета  в неспокойном  воздухе от точки B' до точки J' при следующих условиях:

- дополнительная аэродинамическая нагрузка от нормированного порыва  добавляется к  исходной уравновешивающей нагрузке на хвостовое оперение;

- при определении  дополнительной нагрузки  на  хвостовое оперение от  порыва необходимо учитывать действие скоса потока за крылом и изменение угла атаки самолета от этого порыва.

      Если отсутствует  более точный  расчет, дополнительную нагрузку на оперение от порыва определяют по формуле:

                                         ,  (5.10)

    где

       Pнв -   дополнительная    нагрузка    на    горизонтальное  оперение, кгс;

       Ude - эффективная скорость порыва, м/с;

       V - индикаторная скорость самолета, м/с;

       - производная коэффициента нормальной силы горизонтального оперения по углу атаки, 1/рад;

       S - площадь горизонтального оперения, м2;

       (1 – dc/dа) - коэффициент скоса потока.  

    

5.2.1. Границы допустимых скоростей и перегрузок (| 25.333.)

        Оценка  прочности самолета производится при  всех  комбинациях воздушной скорости  и перегрузки. При этом рассматриваются расчетные случаи соответствующим точкам, расположенным на и внутри огибающей кривой условий полета при  выполнении маневров (рис 5.8) и полета в неспокойном воздухе (рис. 5.9). Эти  огибающие (диаграммы  V - n) могут быть также использованы при определении эксплуатационных ограничений по прочности. 

5.2.2. Расчетные воздушные скорости (|25.335).

Расчетные  скорости полета  являются индикаторными  скоростями (EAS).

VC - расчетная крейсерская скорость. Её минимальная величина   должна быть значительно больше  расчетной скорости при максимальной интенсивности порывов ветра -  VB. Это позволяет   учесть непредвиденное увеличение скорости,  которое может произойти в результате сильной турбулентности атмосферы.

       При отсутствии  надежных данных,  определяющих величину  VC, она  не может  быть меньше,  чем VB + 81 км/ч, но не должна   превышать максимальную  скорость в  горизонтальном полете  при  максимальной продолжительной  мощности на  соответствующей высоте. Скорость VC также может быть ограничена выбранным числом М на высотах,  где скорость  VD ограничена числом М.

VD (Vmax max) - расчетная скорость  пикирования.  Расчетная скорость пикирования должна  быть выбрана  такой, чтобы  VC/MC было  не   больше
0,8  
VD/MD или  такой, чтобы минимальный запас скорости  между VC/MC и VD/MD был равен наибольшим из величин, определяемых в пунктах 1 и 2.

  1.  Предполагается, что  самолет должен быть выведен из установившегося режима  полета на  скорости VC/MC и в течение 20 секунд лететь  по траектории с наклоном 7,5° ниже первоначальной, а  затем переведен  на кабрирование  с перегрузкой 1,5.  
  2.  Минимальный запас  скорости должен  быть достаточным на случай изменения атмосферных условий (таких как горизонтальные  порывы, попадания  в струйные  течения и  холодные фронты),  а  также для  учета погрешностей  приборов и производственных отклонений в  конструкции планера  самолета.

На высоте, на которой  величина МС ограничена явлениями сжима-емости, этот запас скорости по числу М должен быть не меньше  0,05.

VS1 - скорость срыва при убранных закрылках.

VA -  расчетная маневренная скорость. Скорость VA не может быть меньше, чем VS1,

где - n - максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка при скорости VС;

Скорости VA  и VS должны быть определены при соответствующем расчетном весе и на рассматриваемой высоте.

Скорость Va  не может  быть больше, чем VC.

VB - расчетная скорость при максимальной интенсивности порыва.

Скорость VB не может быть меньше, чем скорость, определяемая на  диаграмме V - n  точкой пересечения линии, соответствующей  максимальной подъемной  силе СNmax,  с  линией максимального порыва или по формуле   
()·
VS1 (принимается меньшая величина).

ng -  положительная перегрузка при полете в неспокойном воздухе при  скорости VC   и при рассматриваемом весе;

Скорость VB не может быть также больше скорости VC.

VF - расчетная скорость  полета  при  выпущенных  закрылках,  предкрылках или других устройствах для увеличения подъемной силы. 

Расчетная скорость VF  для  каждого положения  закрылков должна  быть значительно больше эксплуатационной скорости, рекомендуемой для соответствующего режима полета (включая уход на второй  круг), чтобы иметь возможность изменять скорость полета и углы   отклонения закрылков.

Скорость VF при максимальном взлетном весе самолета не может быть меньше, чем:

        - 1,6VS1 при  взлетном положении  закрылков;

        - 1,8VS1 при  закрылках, отклоненных  для захода на посадку;

- 1,8VS0 при  закрылках в  посадочном положении.

        VDD - расчетная скорость для тормозных устройств. Эта скорость должны быть  значительно выше  скорости, рекомендованной  для эксплуатации устройства, чтобы учесть возможные изменения в регулировании скорости.  Для тормозных  устройств, предназначенных  для применения  при снижении с большой скоростью, значение VDD    не должно  быть меньше  VD.

5.2.3.Эксплуатационные маневренные перегрузки (| 25.337.).

Предполагается, что самолет выполняет симметричные маневры (за исключением  случаев полета при максимальном (статическом) коэффициенте подъемной силы). учитывается угловая  скорость тангажа, соответствующая маневрам при выходе из пикирования и при установившемся   вираже.

Максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка nэmах(а) для любой скорости вплоть до VD должна быть не  меньше, чем


                                                                              ,       ,   (5.11)

где G - максимальный расчетный взлетный  вес, кгс.

nэmax(a) должна быть не меньше 2,5 и  не больше  3,8. 

Минимальная  эксплуатационная   маневренная  перегрузка   nэmin(a)  должна быть не меньше, чем -1,0.

Меньшие значения маневренных перегрузок, могут быть приняты в расчет лишь в том случае, если конструктивные особенности самолета делают невозможным превышение этих величин в полете.

         

5.2.4. Перегрузки при полете в неспокойном воздухе (25.341.)

При расчете предполагается, что в горизонтальном полете самолет подвергается воздействию симметричных вертикальных порывов. Возникающие в  результате этого перегрузки должны соответствовать условиям, которые определяются следующим образом:

       При скорости  полета VB  на высотах  от уровня  моря до 6096 м  индикаторная скорость положительных (восходящих) и отрицательных (нисходящих)  порывов  Ude  принимается равной 20,1 м/с.

Скорость порывов может уменьшаться линейно от 20,1 м/с на  высоте 6096 м до 11,6 м/с на высоте 15240 м.

При скорости  полета VС на высотах  от уровня  моря до 6096 м скорость положительных и отрицательных порывов принимается равной 15,2 м/с.

Скорость может уменьшаться от 15,2 м/с на высоте 6096 м до 7,6 м/с на высоте 15240 м.

При скорости  полета VD  на высотах  от уровня  моря до 6096 м скорость  восходящих и нисходящих порывов принимается равной 7,6 м/с.

Скорость порывов может уменьшаться линейно от 7,6 м/с на высоте
6096 м до 3,8 м/с на высоте 15240 м.

Форма порыва описывается уравнением

                                             ,   (5.12)

где  Ude  -   эффективная   индикаторная   скорость   порыва, м/с;

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

       b - средняя геометрическая хорда крыла, м.

       Перегрузки от порывов ветра изменяются по линейному закону от  точки В' до точки G', как указано на огибающей от порывов ветра на рис. 5.9.

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

                                                  ,   (5.13)                      

где      - коэффициент ослабления порыва;

              - массовый параметр самолета;

Ude - эффективная скорость порыва, м/с;

  - плотность воздуха,  (кгсс2)4;

G/S - удельная нагрузка на крыло (кгс/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 точном расчете. Можно пользоваться производной коэффициента  подъемной силы  крыла по углу атаки, если нагрузка от порыва при полете в неспокойном воздухе действует только  на крыло,  а нагрузка  от порыва, действующая на      горизонтальное оперение, рассматривается как отдельный расчетный случай.

ВОПРОСЫ

  1.  Что отражают расчетные случаи, которые используются при расчете прочности самолета и его агрегатов?
  2.  Что указывается при описании расчетного случая?
  3.  Укажите основные расчетные случаи.
  4.  Прокомментируйте положение точек, соответствующих расчетным случаям на схеме траектории полета.
  5.  Какие параметры задаются при рассмотрении различных расчетных случаев?
  6.  Опишите особенности нагружения крыла в расчетных случаях А, А' и С.
  7.  Опишите особенности метода областей, который используется в ЕНЛГС, при оценке маневренных нагрузок (см. рис. 5.6 и таб. 5.1).
  8.  Как определяют расчетную нагрузку? Что произойдет с самолетом при приложении расчетной нагрузки?
  9.  Какие веса самолета используются при расчетах?
  10.   Дайте определение скоростям Vмахэ и Vмахмах.
  11.  Как определяется максимальная эксплуатационная перегрузка при маневре самолета?
  12.   Как определяется максимальная эксплуатационная перегрузка при полете в неспокойном воздухе?
  13.  Какие факторы учитываются при установлении расчетных случаев в соответствии с методикой, изложенной в АП?
  14.  Опишите огибающие перегрузок при маневре и полете в неспокойном воздухе.
  15.   Перечислите основные расчетные воздушные скорости, которые используются в АП.
  16.   Как определяются максимальная и минимальная эксплуатационные маневренные перегрузки в соответствии с АП?
  17.  Как определяется перегрузка при полете в неспокойном воздухе в соответствии с АП? Проанализируйте формулы 5.12 и 5.13.

 


 

А также другие работы, которые могут Вас заинтересовать

2138. Гігієнічна оцінка впливу кредитно-модульної системи навчання на функціональний стан студентів вищих медичних навчальних закладів 155 KB
  Європейська кредитно-трансферна (ECTS) та традиційна (семестрово-залікова) освітні системи мають як схожість, так й принципову розбіжність за умовами та характером навчання, що безпосередньо впливає на життєдіяльність студентів Вищих медичних навчальних закладів. Особливості освітньої системи відбиваються на загальному та психологічному стані студентів.
2139. Формирование межкультурной коммуникативной компетенции студентов гуманитарного профиля в процессе профессиональной подготовки 375.54 KB
  Цель исследования заключается в разработке модели формирования МКК специалиста гуманитарного профиля и ее практической реализации в иноязычных профессиональных контекстах в единстве аксиологических, национально-специфических и коммуникативных компонентов.
2140. Нелинейные элементы и нелинейные характеристики 380.1 KB
  Для понимания поведения сложных объектов, как и для создания сложных систем с заданными свойствами, очень часто имеет смысл представлять объект как совокупность составных частей, элементов, каждый из которых может быть охарактеризован совокупностью тех и только тех его свойств, которые существенны для функционирования системы в целом.
2141. Асимметрия в переводе художественного текста: этнолингвокультурный аспект 384.47 KB
  Цель работы состоит в сопоставительном исследовании асимметрии как переводческого феномена на материале художественных текстов на немецком и русском языках.
2142. Категория оценки в публичных политических речах П.А. Столыпина и Отто фон Бисмарка 380.89 KB
  Цель исследования заключается в том, чтобы выявить, описать и сопоставить компоненты оценочной ситуации и особенности выражения оценочного значения в публичном политическом выступлении П.А. Столыпина и Отто фон Бисмарка.
2143. Понятие и сущность мирового хозяйства и международных экономических отношений 388.27 KB
  Понятие мировая экономика равнозначно терминам мировое хозяйство и всемирное хозяйство. Экономисты выделяют их в одно и дают несколько определений. Можно рассмотреть как в обобщенном, так и в частном смысле.
2144. Антикризисное управление. Конспект лекций 388.44 KB
  Кризисы в тенденциях макро и микроразвития. Причины и последствия возникновения кризисов. Возможность, необходимость и содержание антикризисного управления. Признаки и порядок установления банкротства предприятия.
2145. Конспект лекций по детским болезням 393.12 KB
  История отечественной педиатрии, организация охраны материнства. Хронические расстройства питания, гиповитаминозы у детей. Острые и хронические вирусные гепатиты у детей. Геморрагические болезни у детей, геморрагические диатезы, тромбоцитопеническая пурпура, геморрагический васкулит.
2146. Когнитивные особенности перевода научно-технического текста 398.53 KB
  Цель диссертационного исследования состоит в выявлении когнитивной сущности переводческого процесса путем разработки когнитивной модели перевода и её описания на основе научно-технических материалов.