Сила на самолета
Изчисляването на всяка конструкция за якост, не непременно самолет, започва с определяне на действителното натоварване върху тази конструкция. Необходимо е да се определи какво в крайна сметка искаме да получим от продукта, какви натоварвания трябва да издържа. Разбира се, ще говоря за натоварванията на самолета.
Очевидно по време на полета крилото на самолета е натоварено с разпределен товар - подемна сила. В заглавната фигура този профил на натоварване е показан на дясната конзола и е обозначен с буквата q.
Интензитетът на това разпределено натоварване трябва да бъде такъв, че общата произтичаща повдигаща сила да е равна на:
f - коефициент на безопасност (да не се бърка с коефициент на безопасност)
Ny - максимално оперативно претоварване (този, който е записан в AFM в секцията за ограничения)
m е масата на самолета.
По ред за тези три параметъра.
Коефициентът на безопасност f показва колко пъти разрушаващото натоварване (в общия случай претоварване) е по-голямо от максималното експлоатационно натоварване. Конструкциите на самолетите се изчисляват не според допустимите напрежения, както в общото инженерство, а според разрушителните напрежения. Защото, разбира се, културата на теглото, минимизирането на масата е основната дейност на инженерите в проектирането на самолети. Относителната близост до натоварванията на разрушаване се компенсира от високата точност на определяне на натоварванията върху самолета и използването на различни изчислителни методи за получаване на надежден резултат от изчислението.
Диапазонът на стойностите на коефициента на безопасност за самолет за многократна употреба е в рамките на f = 1,5. 2.5 в зависимост от режима на полета и вида на конструктивния елемент. Максималните коефициенти на безопасност се прилагат за запечатаниконструкции, които са натоварени със свръхналягане - бутилки с високо налягане, херметични кабини, купета за пътници. Защо минималният коефициент на безопасност е 1,5 за самолетите? Едно от изискванията към дизайна на самолета е, че самолетът не трябва да има необратима пластична деформация на материала. Тоест, когато се достигнат максималните експлоатационни претоварвания, самолетът не трябва, грубо казано, да губи форма завинаги. Това вече е обвързано с параметъра на материала - границата на провлачване. Тези. такива напрежения, при които материалът се връща напълно към първоначалните си размери и се деформира еластично след отстраняване на натоварването. И напреженията на скъсване за повечето метали са около 1,5 пъти по-големи от границата на провлачване.
Максималното експлоатационно претоварване Ny зависи от типа на проектираното въздухоплавателно средство. Има няколко групи самолети, разделени по стойността на максималното експлоатационно претоварване:
1. Неманеврени самолети. Това са въздухоплавателни средства с максимален Ny не повече от 2,5 единици.
Това са всички пътнически и транспортни самолети.
2. Ограничено маневрено въздухоплавателно средство с максимално експлоатационно Ny, лежащо в диапазона от 2,5 до 6 единици. Това включва фронтови бомбардировачи, щурмови самолети, тежки прехващачи (Су-24, Су-25, МиГ-25, МиГ-31)
3. Маневрен самолет. Самолет с максимално експлоатационно претоварване от 6 до 9 единици. Това са всички съвременни бойци.
4. Акробатичен самолет. Това са екстремните самолети, които могат да достигнат претоварвания до Ny = +12 единици - Су-29, Су-31, Як-55, вероятно чужди аналози - всякакви екстра 300.
Въз основа на класа на самолета се определя и характерът на възникване на максималните експлоатационни претоварвания. За неманевренисамолет, достигането на максимални претоварвания е свързано с полет в турбулентен въздух, за останалите максималните претоварвания се постигат в резултат, разбира се, на криволинеен полет - маневриране.
Тегло на самолета. Би било лесно да се каже, че самолетът трябва лесно да достигне максималното претоварване при максимално излетно тегло. И при значителен брой самолети това условие е изпълнено. Вярно е, че понякога такива жертви са безполезни и за да не се претоварва конструкцията, се въвеждат някои ограничения за максималните маси и максималните претоварвания.
Да се върнем на заглавната снимка. Ако на дясната конзола начертах разпределението на подемната сила по дължината на обхвата на крилото, то на лявата конзола начертах диаграма на огъващия момент. Предполагам, прибл. Но отразява голямата картина. Трябва също да се отбележи, че в допълнение към огъването, крилото е натоварено и с въртящ момент, тъй като линията на действие на получената аеродинамична сила и линията на твърдост на крилото не съвпадат.
Разпределението на подемната сила по размаха и хордата на крилото зависи от режима на полет на самолета. В някои случаи максималният ще бъде огъващият момент, в някои - въртящият момент и може да има случаи, когато огъващият момент изглежда не е максимален, както и въртящият момент. Комбинираното им действие обаче предизвиква максимални напрежения в структурните елементи. Такива ограничаващи режими на полет се наричат проектни случаи (case case). Те представляват крайните точки на експлоатационните ограничения на въздухоплавателното средство (обвивка на полета). Има много проектни случаи, допълнителни комбинации от натоварвания могат да бъдат приложени към отделни структурни елементи и възли, като за тях броят на проектните случаи може да бъде в десетки или дори стотици.
Таблицата по-долу показва някои от основните полетислучаи:
В заглавката на таблицата имената на проектните случаи са A, A-stroke, B, C, D и D-stroke, вляво са параметрите на полета на самолета:
Su - коефициент на повдигане на крилото
q - скоростна глава.
f - коефициент на безопасност, приет за този проектен случай.
Случай А - полет на ВС при максимално експлоатационно претоварване при ъгли на атака, съответстващи на максималния коефициент на повдигане (близо до критичния ъгъл на атака за ВС). В този случай напорът на скоростта няма да бъде максимален, а ще зависи от съотношението, описано в таблицата. Този проектен случай е възможен при енергично въвеждане на самолета във вертикална маневра, действието на вертикален порив на въздуха върху самолета.
Случай A-prime - криволинеен полет на самолета при граничен скоростен напор и максимално експлоатационно претоварване. Подемната сила е една и съща в тези два случая, тя е равна на теглото на самолета, умножено по ny. Друго нещо е, че в проектния случай А претоварването се осъществява поради максималния ъгъл на атака, чрез бързо приближаване до него и интензивно спиране, а в случай на А-такт претоварването се осъществява при ниски ъгли на атака при максимално скоростно налягане. Изпълнението на проектния случай A-stroke е възможно, например, когато самолетът е изведен от пикиране. Коефициентът на безопасност също е 1,5.
Основната разлика е в разпределението на подемната сила по размаха и хордата на крилото. В случай А разпределението ще бъде както го нарисувах на заглавната снимка - постепенно нарастващо от върховете на крилата към фюзелажа. При А-такта, който се характеризира с по-ниски ъгли на атака, на диаграмата за разпределение на подемната сила ще се наблюдават пропадания в точките на закрепване на двигателите, външните окачвания и фюзелажа. Тези елементи не са толкова перфектниаеродинамично като профил на крилото и следователно приносът към формирането на повдигане се забелязва само при високи ъгли на атака, които не се наблюдават при A-такта.
Разпределението на натоварването по протежение на хордата на крилото също ще бъде различно.
Проектен случай B - полет с претоварване, около половината от максималното работно, но с отклонени елерони. На максимална скорост. Това е комбинация от комбинирано действие върху крилото на огъване и умерени въртящи моменти. f=2
Проектен случай C - полет при ъгли на атака, съответстващи на нулева повдигателна сила с отклонени елерони. Случаят се характеризира с почти нулеви моменти на огъване и максимален въртящ момент. Пример за това е възходящо или низходящо вертикално преобръщане. f=2
Ако представим горните изчислени случаи на снимката, в координатната система "скорост-g-натоварване", тогава зоната на допустимите параметри на полета на неманеврено въздухоплавателно средство изглежда така:
Зоната на максималните експлоатационни параметри на полета, ограничена от инструкциите за самолета, се намира вътре в полигона 0-A-A'-B-C-D'-D. Вътре и на границата на тази зона самолет може да лети толкова често и дълго време - постигнатите в този случай претоварвания от -1G до 2,5G няма да причинят необратими последствия в конструкцията. Въпреки това, според статистиката, само един от всеки три самолета през целия си дълъг живот се доближава до експлоатационните граници. Често G-натоварванията и скоростите в типичен полет са в диапазона от стойности, ограничени от синия правоъгълник на графиката. С "кардиограма" вътре в този правоъгълник показах всякакви типични въздушни джобове и турбуленции, срещани по време на полет.
Пунктираната линия показва проектните натоварвания, които също са разрушителни.
По този начин е сравнително лесно да се оцени разрушителното претоварване за всеки самолет - просто отворете RLE, намерете там максимално допустимото претоварване и го умножете по 1,5. За неманеврени въздухоплавателни средства с Ny = 2,5G, разрушителното претоварване ще бъде равно на поне 3,75G. Съзнателно написах не по-малко, защото е невъзможно да се проектира самолет перфектно точно, инженерите по здравина винаги играят на сигурно и добавят малко материал към запаса.
В диапазона от нулево натоварване до гранично натоварване трябва да се спазва изискването за липса на необратими пластични деформации в корпуса на самолета. (1G=3,75G)
Много често коефициентът на безопасност f = 1,5 се бърка с запаса на безопасност. Фразата "самолети се произвеждат с запас на безопасност от 1,5" е неправилна. Това са два принципно различни параметъра.
Коефициентът на безопасност, както е показано по-горе, е зададен в началото на изчислението от ръководните документи, по-специално - AP-25 Раздел C, параграф 25.303, и представлява съотношението между натоварванията.
Чрез умножаване на експлоатационните натоварвания по коефициента на безопасност строителният инженер получава изчислените натоварвания, които прилага към проектираната конструкция. Прилагайки знанията за якост на материалите и други дисциплини, инженерът намира напреженията в структурните елементи и ги сравнява с разрушителните напрежения на материала на елемента. Тоест границата на безопасност е съотношението на разрушителните напрежения (сигма временни) към ефективните напрежения в елемента, причинени от проектното натоварване.
В България, ако получената граница на безопасност е по-голяма от единица, тогава конструкцията се счита за достатъчно здрава. Ако границата на безопасност е по-малка от единица, конструкцията трябва да бъде укрепена.
Boeing има малко по-различна формула, където единица все още се изважда от съотношението и се оказва, че ако границата на безопасност(граница на безопасност на техния език) е по-голяма от нула - дизайнът издържа, по-малък от нула - не издържа, равен на нула - дизайнът е идеален, но това не се случва.
Нещо подобно днес. Надявам се, че съм изяснил малко този въпрос.