ВОЗДУШНЫХ СУДОВ И АВИАЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ

Методические указания к выполнению

II части курсового проекта «Воздушные суда»

 

Для слушателей командного и заочного факультетов

специализации летная эксплуатация воздушного транспорта

 

 

 

Ленинград

Одобрено и рекомендовано к изданию

Методическим советом Академии

 

КОНСТРУКЦИЯ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТАЛЕЙ, ВОЗДУШНЫХ СУДОВ И АВИАЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ. Методические указания к выполнению II части курсового проекта «Воздушные суда»/ОЛАГА.Л.1990

 

Написаны в соответствии с программой третьего раздела курса «Конструкция и эксплуатация авиационных двигателей, воздушных судов и авиационные материалы» объемом 140 ч.

Содержат задания и указания к выполнению второй части курсового проекта.

Предназначены для слушателей командного и заочного факультетов специализации летная эксплуатация воздушного транспорта.

Ил.6, табл. 6, библ. 2 назв.

 

 

Составитель В.И. Зинченко, канд. техн. наук, доц.;

Ответственный редактор Н.Г. Федоров, доц.;

Рецензент В.Е. Чепига, д-р физ.-мат. наук, доц.

 

© Ордена Ленина Академия

гражданской авиации, 1990

 

 

ОБЩИЕ МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ

 

Для лучшего усвоения наиболее трудных вопросов по разделам курса «Конструкция и эксплуатация авиационных двигателей, воздушных судов и авиационные материалы» учебным планом специализация летная эксплуатация воздушного транспорта предусмотрено выполнение курсового проекта, состоящего из двух частей: «Авиационные двигатели» и «Воздушные суда».

Слушателями заочного факультета часть первая выполняется в процессе самостоятельной работы над разделом «Авиационные двигатели» в пятом семестре и предъявляется на лабораторно-экзаменационной сессии данного семестра для предварительной рецензии при сдаче семестрового зачета.

Часть вторая является продолжением курсового проекта и выполняется в процессе самостоятельной работы над разделом «Воздушные суда» в шестом семестре. Курсовой проект, включающий в себе обе части, предъявляется в окончательном виде при явке на лабораторно-экзаменационную сессию шестого семестра и подлежит защите в целом по обеим частям. Защита курсового проекта предшествует сдаче экзамена по разделу «Воздушные суда».

Слушатели командного факультета при выполнении руководствуются данными методическим указаниями преподавателя, ведущего соответствующие разделы.

 

 

1. МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ КУРСОВОГО ПРОЕКТА

 

В части II курсового проекта необходимо решить следующие основные задачи:

1. Определить силы, действующие на самолет в целом, в заданном варианте его нагружения.

2. Определить нагрузки, действующие на крыло: выбрать расчетную схему, построить эпюры поперечных сил Q, изгибающих М_и и крутящих М_к моментов крыла.

3. Определить возможность разрушения (или необратимых деформаций) наиболее нагруженного сечения крыла в заданном эксплуатационном варианте его нагружения.

Для семи типов современных самолетов (табл. 2.1) задаются следующие варианты эксплуатационного нагружения:

I. Горизонтальный полет в турбулентной атмосфере.

II. Горизонтальный полет в турбулентной атмосфере с неработающим одним крайним двигателем.

III. Вывод самолета из режима экстренного снижения с попаданием в восходящий вертикальный порыв.

IV. Вывод самолета из режима экстренного снижения с отклоненными элеронами и попаданием самолета в восходящий вертикальный порыв.

V. Выкатывание самолета с ВПП.

VI. Неуборка закрылка на взлете и попадание самолета в вертикальный порыв.

VII. Грубая посадка самолета на три точки.

VIII. Грубая посадка самолета на две опоры до начала ВПП.

IX. Посадка с невыпущенной одной главной опорой шасси.

X. Грубая посадка на три опоры с боковым ударом (со сносом) и частично заторможенными колесами главных опор шасси.

Вариант нагружения и тип самолета выбираются из табл. 1.1, дополнительные указания по остальным исходным данным приведены в рекомендациях по вариантам нагружения и в табл.2.15.

 

 

Таблица 1.1

Последняя цифра шифра слушателя
Номер варианта нагружения	I	II	III	IV	V	VI	VII	VIII	IX	X
Последняя цифра уч. шифра
Тип самолета	Як-40	Ан-24	Ту-134	Як-42	Ту-154	Ил-62	Ил-76	Ан-24	Ту-154	Як-42

 

2. ОБЩИЕ РЕКОМЕНДАЦИИ

 

Часть II курсового проекта является завершающим этапом изучения тем: «Нагрузки, действующей на воздушное судно (ВС) в условиях эксплуатации», «Планер ВС», и практическим использованием знаний по указанным темам для решения эксплуатационных задач.

Прежде, чем начинать выполнение КУП слушатель обязан внимательно ознакомиться с приведенными рекомендациями.

Все расчеты, рисунки, схемы и эпюры нагрузок должны сопровождаться пояснениями (условия и допущения при выборе схемы, метод расчета, ссылки на законы механики, литературу), выводами и анализом полученных результатов.

 

2.1. Порядок изложения материалов КУП

1. Привести (выписать) все исходные данные в соответствии с учебным шифром слушателя и рекомендациями «Методических указаний по выполнению КУП».

2. Исходя из заданных условий по известным силам, действующим на самолет, определить неизвестные силы (см. рекомендации по вариантам заданий).

3. Изобразить в масштабе расчетно-силовую схему крыла и приложить к ней все действующие нагрузки.

4. По известным силам (и моментам для некоторых вариантов) вычислить реакцию опор. Опорами являются бортовые нервюры крыла (см.п.2.3).

5. Вычислить и построить эпюры поперечных сил Q_z, изгибающих и крутящих моментов M_иz, M_kz, используя правила курса «Сопротивление материалов» и рекомендации п.2.3.

6. Вычислить напряжения, действующие в силовых элементах крыла, и сравнить их с максимально допустимыми для данного материала, при которых конструкция является еще работоспособной (см. п.2.4).

Расчетно-силовая схема и эпюры нагрузок должны быть четко изображены, выполнены в масштабе и иметь обозначения. Масштаб должен быть таким, чтобы расчетно-силовая схема крыла, то есть длина балки, составляла 0,25 … 0,3 м, а расположенные под ней эпюры нагрузок поперечных сил Q_z, изгибающих и крутящих моментов M_иz, M_kz, разместились бы на листе длиной 0,58 … 0,6 м.

Размещение на отдельных листах расчетно-силовой схемы, эпюр Q_z, M_иz и M_kz не допускается. Разрешается всю графическую часть размещать на миллиметровой бумаге, остальные рисунки и схемы – на листах пояснительной записки. Основными рисунками (кроме эпюр q, Q_z, M_иz, M_kz) являются: схема нагружения самолета в целом; преобразование трапециевидного крыла в прямое; схема возникновения крутящего момента; напряжения, возникающие в силовых элементах поперечного сечения крыла.

Расположение центра масс ВС по высоте: для низкопланов на 0,25 d_ф ниже, а для высокопланов – на 1/6 d_ф выше оси фюзеляжа (СГМ).

Для упрощения расчетов стреловидное крыло преобразуется в прямое трапециевидное методом «поворота вперед», при этом его линейные размеры (рис.2.1) равны:

ℓ' _х= ℓ' _kх / cos x; b _х= b _kх cos x; b _о= b _ох cos x (2.1)

где ℓ' _kх , b _kх , b _ох – длина, размер концевой и корневой хорд консоли стреловидного крыла;

ℓ' _х , b _х , b _о – соответствующие размеры прямого (преобразованного) крыла (площади исходных и преобразованных полукрыльев должны быть одинаковы).

 

 

 

Рис. 2.1. Метод преобразования стреловидного крыла в прямое

Крыло, имеющее прямоугольную часть (самолет Ан-24), преобразовывается в трапециевидное за счет увеличения на 8 % концевой хорды b ' _к и изменения хорды прямоугольной части b _п , используя равенство площадей (рис.2.2):

b _п ℓ; _п + 0,5(b _п + b ' _к) ℓ; _тр=0,5(ℓ; _п + ℓ; _тр)(1,08b ' _к + b _о) (2.2)

откуда вычисляется b _о , а b_к =1,08b ' _к .

 

Рис.2.2. Преобразование сложного в плане крыла в прямоугольное

 

Масса конструкции крыла, шасси или силовой установки определяется путем использования относительных массовых коэффициентов:

m_к= _к m_взл; m_ш= _ш m_взл ; m_су= _су m_взл , (2.3)

где m_к , m_ш , m_су- масса крыла, шасси или силовой установки и максимальная взлетная масса ВС m_взл ;

_к, _ш, _су- относительные массы крыла, шасси или силовой установки.

Величины относительных массовых коэффициентов m принять следующими:

_к= 0,12…0,125 – крыло стреловидное, двигатели крепятся к фюзеляжу;

_к= 0,085…0,092–крыло прямое, двигатели расположены на крыле;

_к= 0,1...0,11 – другие комбинации формы крыла в плане и расположения двигателей;

_ш = 0,038…0,042 – для скоростных ВС, эксплуатирующихся с бетонных ВПП (Ту-134, Як-42, Ту-154, Ил-62);

_ш= 0,05…0,06 – для самолетов Як-40, Ил-76, Ан-24;

_шо= 0,14…0,16 _ш – относительная масса передней опоры шасси;

_су= 0,12…0,15– масса силовой установки (общая масса всех двигателей); нижняя граница характерна для современных ВС;

m _т – масса топлива.

 

В заключение приводятся оглавление (все страницы должны быть пронумерованы) и список использованной литературы.

Часто встречающаяся формула перегрузки, используемая в КУП:

 

n_у= 1 + p_н w VS/3gm_пол , (2.4)

где n_у (n) – вертикальная (эксплуатационная) перегрузка, измеренная в центре масс ВС при действии вертикального восходящего порыва со скоростью w, м/с; (второе слагаемое перегрузки появляется в результате действия вертикального порыва);

p_н – плотность воздуха, кг/м³;

V- скорость полета ВС, м/с;

g = 9.81 м/с²;

 

 

- производная от коэффициента подъемной силы по углу атаки, или по приближенной формуле:

 

 

(2.5)

где х – угол стреловидности крыла (по линии 1/4 хорд, от носка);

λ - относительное удлинения крыла, λ; = l ²/ S (l, S - размах и площадь крыла, м, м²).

Можно приближенно принимать = 4,6…5,8 или вычислять, используя график = f (⍺), причем угол ⍺ переводить в радианы.

Примечание.

Цифры 0; 2; 4; 6; 8 – четные, 1; 3; 5; 7; 9 – нечетные, используются для выбора вариантов условий в разделе 2.2 по номеру шифра слушателя.

 

Пояснения к некоторым обозначениям, применяемым в КУП

1. S, S _к, S _цп – площадь всего крыла (по РЛЭ), двух его полукрыльев (консолей), центроплана; S _цп = b _о d_ф , где b _о – корневая хорда крыла, d_ф – диаметр фюзеляжа.

2. ∆x – расстояние между центром давления (ц.д.) и центром масс (ц.м.) самолета.

3. R _д, R_{с д}– тяга одного двигателя или суммарная всех работающих двигателей в данном режиме полета.

4. h _bo - расстояние от ц.д. вертикального оперения до оси фюзеляжа.

5. Пересчет расстояния от ц.д. вертикального оперения (силы Y_bo) до центра масс ВС производится по формулам h' _{bo =} h _bo + 0,2d_ф (для низкопланов) или

h' _{bo =} h _bo – 1/6 d_ф (для высокопланов).

6. В табл. 2.15 даны l_го и l _bo для средней центровки х_ср ; если даны другие значения центровки, то l_го или l _bo следует пересчитать.

Например:

или

,

 

где х_пп – предельно передняя_, а х_пз – предельно задняя центровка.

7. h _э – расстояние от линии действия силы тяги двигателя R_э до ц.м. самолета.

8. h _ш – высота шасси.

9. n_у, n_х, n_z – перегрузка, измеренная вдоль осей у, х, z, связанных с самолетом.

10. Если n_у ≠ 1, то сила тяжести ВС (или его агрегата) G = n_у mg, если

n_х,z ≠ 0, то сила инерции вдоль соответствующей оси равна P_ин(х)= n_х mg; P_ин(z)= n _zmg.

 

2.2 Рекомендации и дополнительные задания по отдельным вариантам нагружения

I. Перегруза при полете в турбулентной атмосфере n_у вычисляется для заданной высоты полета p_н и крейсерской скорости v_кр, соответствующей данному типу ВС.

Неизвестные силы Y, Y _го, (рис 2.3) вычисляются из уравнений:

Y ∆x - Y _го l' _го + R_сэ h _э = 0; (2.6)

Y - n_у m _полg - Y _го = 0.

 

 

 

 

Рис.2.3. Силы, действующие на самолет в горизонтальном полете при действии вертикального порыва

 

Суммарная тяга всех двигателей R _сд равна силе лобового сопротивления x (R _сд = x), а аэродинамическая сила равна:

x = с_x 0,5p_н v ² _крs (2.7)

Ц.м. ВС находится перед ц.д. на расстоянии ∆x = 0,05b_сах ; центровка равна 0,4 (х_ср + х_пз), что учитывается при определении l' _го ; m _{t max}.

Примечание. Плотность p_н на любой высоте полета можно вычислить по формуле:

 

где Н_ПОЛ – измеряется в м; а также можно воспользоваться таблицей стандартной атмосферы.

Дополнительные условия указаны в табл.2.1.

Таблица 2.1

Предпоследняя цифра учебного шифра	НПОЛ	w, м/с	m ПОЛ
Четная	0,80 Н кр		0,95 mвзл
Нечетная	Н кр		0,8 mвзл

Консоли крыла нагружаются симметрично.

II. При полете в турбулентной атмосфере с неработающим одним крайним двигателем силы Y, Y _го вычисляютсяиз тех же уравнений (2.6), но суммарную тягу при этом принять равной:

R _сд = 1,08 с_x 0,5 p_н(0,88 v_кр) S. (2.8)

Появившийся разворачивающийся момент (рис.2.4) парируется отклонением руля направления, в результате чего сила Y_bo создает скольжение самолета; условие установившегося движения самолета без крена со скольжением:

Y_{bo =} Q_z (2.9)

Составляющие силы аэродинамического сопротивления условно прикладываем в ц.м. ВС. Поскольку сила Y_bo находится выше ц.м. самолета, то она создает кренящий момент

M_крен= Y _bo h' _bo, (2.9.а)

который порируется отклонением элеронов (см. рис.2.4.):

Y_bo h' _bo - Y _э l _э = 0, (2.10)

Сила Y_bo определяется из условия равенства моментов относительно оси у, подходящей через ц.м. ВС:

R _дl_д - Y_bo l _bo = 0, (2.11)

где R _д – сила тяги одного двигателя, симметричного отказавшему, определяется делением суммарной тяги (2.8) на число оставшихся работающих двигателей;

l_д – расстояние от оси самолета до работающего двигателя, симметричного отказавшему.

Считать, что работающая и отказавший двигатели (симметрично расположенные) имеют одинаковое аэродинамическое сопротивление, то есть в разность сопротивлений дополнительно не учитывается; x_цм вычислить по табл.2.2 и учесть при определении l' _го, l' _bo в (2.6), (2.11).

Самолет совершает полет на 0,85 Н_кр, v _ПОЛ = 0,88 v _кр, ц.д. находится позади ц.м. самолета на расстоянии ∆x; w = 17 м/c; m _t = 0,75 m _{t max}.

 

Рис.2.4. Дополнительное нагружение самолета при отказе одного двигателя

 

 

Таблица 2.2

Предпоследняя цифра учебного шифра	∆x	m ПОЛ	Положение ц.м.
Четная	0,025bсах	0,92 mвзл	xцм= 0,95 mвзл (xср + хпз)
Нечетная	0,05bсах	0,8 mвзл	xцм =0,8 mвзл (xср + хпп)

 

На крыле появляется кососимметричная дополнительная нагрузка от Y/

III. При выходе самолета из режима экстренного снижения на обшивку крыла, гондол шасси, двигателей и т.д. действует большой скоростной напор q _max = 0,5p_н v ² _max (Н/м²), из-за чего обшивка, заклепки, створки и лючки планера испытывают большие напряжения на отрыв.

При полете с максимальным скоростным напором q _max для сохранения равенства между подъемной силой и весом самолета необходима минимальная величина коэффициента с_у (с_{у min}). Но при попадании в этом случае в восходящий вертикальный порыв из-за резкого увеличения с_у перегрузка может достичь большей величины.

Вывод из снижения совершается на Н = 3500 м (p_н=0,864 кг/м⁹), радиус вывода r = v _max /250, где размерность v _max для вычисления r измеряется в км/ч. Величина ∆x задана в табл.2.3 и используется в уравнениях (2.14) как непосредственно, так и для уточнения l' _го.

Таблица 2.3

Предпоследняя цифра учебного шифра	Положение ц.м.	w, м/с	Ц.м. впереди ц.д.
Четная	xцм= 0, 5(xср + хпп)		∆x=0,12bсах
Нечетная	xцм =0,5(xср + хпз)		∆x=0,09bсах

 

Маневровая перегрузка:

n _ман= сosθ + (2.12)

где размерность v _max вм/с, а размерность r в м.

Маневренная перегрузка дополняется перегрузкой от восходящего вертикального порыва:

n_у = n _ман + p_н w , (2.13)

Угол тангажа θ при выходе, максимальная скорость и скорость максимального порыва w для самолетов:

Як-40, Ан-24: θ=10ْ; w =16м/с; v _max =1,11 v_кр;

Як -42, Ил-62: θ=8ْ; w =14м/с; v _max =1,07 v_кр;

Ту-134, Ту-154, Ил-76: θ=6ْ; w =12м/с; v _max =1,05 v_кр.

На самолетах Ту-134, Ту-154, Ил-62, Ил-76 вывод из экстренного снижения совершается с выпущенным шасси, поэтому следует учесть их сопротивление (рис.2.5):

x _пш=0,08x; x _ош=0,22x.

Аэродинамическое сопротивление х вычисляется для v _max, p_н и с_x без учета дополнительного сопротивления от шасси (с_x - полетный).

 

 

 

Рис.2.5. Нагружение самолета при выходе из экстренного снижения

 

Аэродинамическое сопротивление x _пш, x _ош приложено к верхним точкам пневматиков (см.рис.2.5.), а R_{с д}=0, m _t = 0,75 m _{t max}; m _ПОЛ=0,8 m_взл.

 

Неизвестные силы Y, Y _го определяются из системы уравнений:

Y ∆x- Y _го l' _го + x _пш(h _ш - d _пк) + x _ош(h _ш - d _ок) =0;

Y - G _ПОЛ cosθ - Y _го =0, (2.14)

где h _{ш – расстояние} от ц.м. ВС до точки опоры переднего или рсновного шасси; G _ПОЛ=m_ПОЛg;

d _пк, d _ок – диаметр колес передней и основной опор шасси (табл.2.4).

Примечание. Для самолетов, у которых экстренное снижение совершается с убранным шасси, в уравнениях (2.14) x _пш=x _ош=0.

Крыло нагружается симметричными нагрузками.

Таблица 2.4

Тип ВС	Як-40	Ан-24	Ту-134	Як-42	Ту-154	Ил-62	Ил-76
d ок, м	Шасси убрано	0,93	0,93	0,93	1,45	1,3
d пк, м	0,66	0,93	0,8	0,93	1,1

 

IV. Вывод из снижения с отклоненными элеронами совершается при тех же условиях, что и в варианте III (использовать рис.2.4, 2.5), изменяются только величины w и∆x; принять x_цм= 0, 5(x_ср + х_пп); m _ПОЛ=0,82 m_взл.

Аэродинамическую силу, вызванную отклоненными элеронами принять равной Y _э =0,0025 Y (для одного элерона). Для координирванного движения (по спирали вниз) не должно соблюдаться условие равенство моментов относительно продольной оси x-x, записанное уравнением (2.10):

Y _э l _э- Y_bo h ' _bo =0, (2.15)

Поэтому Y _го и Y определяются из уравнений (2.14), а Y _э затем принимается Y _э =0,0025 Y.

Крыло нагружается аналогично тому, как и в варианте II.

Дополнительные условия приведены в табл.2.5.

Таблица 2.5

Предпоследняя цифра учебного шифра	m ПОЛ	w, м/с	Ц.м. впереди ц.д.
Четная	0,75 mвзл		∆x=0,1bсах
Нечетная	0,65 mвзл		∆x=0,08bсах

V. Рассматривается начальный момент выкатывания с ВПП при условиях: v_вык =0,35 v_ПОС , n_y =0,75 n ⁹ _max, R_рев =0,25 R_{с д( взл )} (для ТВД отрицательная тяга винтов равна нулю), Y _го =x=0, а силы тормлжения колес передней и основных опор на грунтовой полосе составляют: R _{х пш} =0,28 R_{y пш}, R _{х ош} =0,45 R_{y ош}.

Подъемная сила крыла в момент выкатывания вычисляется по обычной формуле Y = с_{у проб} 0,5 p_о v ² _выкS, где p_о=1,225 кг/м³, с_{у проб} принимается с учетом выпущенных в посадочное положение закрылков (предкрылков), выпущенных интерцепторов и нулевого угла тангажа самолета.

Неизвестные силы вертикальных реакций R_{y пш}, R_{y ош} и сила инерции Р_ин определяются из уравнений равновесия (рис.2.6):

R_{y пш}b – R_{y ош}(В –b) + R_рев h _д – (R _{х пш}+ R _{х ош}) h _ш– Y ∆x=0;

Y + R_{y пш}+ R_{y ош}– n_у m_ПОЛg=0; Р_ин – R _{х пш}– R _{х ош}– R_рев =0. (2.16)

Дополнительные условия указаны в табл.2.6.

Таблица 2.6

 

Предпоследняя цифра учебного шифра	m ПОЛ	m т	Ц.м. впереди ц.д.
Четная	mвзл	0,95 mt max	∆x=0,03bсах
Нечетная	0,9 mвзл	0,8 mt max	∆x=0,0045bсах
Для всех учебных шифров
Тип ВС	Як-40	Ан-24	Ту-134	Як-42	Ту-154	Ил-62	Ил-76
су проб	1,0	1,22	0,6	0,6	0,4	0,4	0,45

 

Рис.2.6. Силы, действующие на самолет при выкатывании на взлете

 

Крыло нагружается симметрично, в основном за счет массовых сил своей конструкции, прикрепленных к нему агрегатов и реакций опор на шасси. При расчетах реакций опор и эпюр учесть также и подъемную силу Y в распределенных нагрузках, действующих на крыло.

 

VI. При неуборке закрылка правого полукрыла на взлете дополнительная (сосредоточенная для крыла) подъемная сила, равная Y _з=0,2 Y _с. Подъемная сила самолета Y _с вычисляется из условия продольного равновесия самолета с учетом перегрузки n_y (2.4) при попадании в вертикальный восходящий порыв воздуха (рис.2.3; 2.7):

Y _с∆x – Y _го l' _го + R_{с д} h _д=0;

Y _с– n_у m_ПОЛg– Y _го =0. (2.17)

Так как сила Y _з является частью общей подъемной силы самолета Y _с , но приложена только к одной консоли крыла (правой), то суммарная подъемная сила крыла, одинаково создаваемая левой и правой консолью равна:

Y = Y _с– Y _з. (2.18)

Именно эту силу Y = Y _с– Y _з следует считать распределенной аэродинамической нагрузкой q_а при построении расчетно-силовой схемы крыла, а подъемная сила закрылка Y _з будет сосредоточенной, приложенной к правой консоли.

В данном случае R_{с д} – взлетная суммарная тяга двигателей (см.табл.2.15).

Неубранный закрылок создает дополнительное сопротивление Х_з=0,015 Y _с, поэтому появляется разворачивающий момент, парируемый отклонением руля направо (появляется дополнительная сила Y_bo):

Х_зl_з– Y_bo l' _bo. (2.19)

 

 

 

Рис.2.7. Дополнительные силы, возникающие на

самолете при несинхронной уборке закрылков

Аэродинамическая сила вертикального оперения Y_bo приложена выше ц.м., поэтому создает крен. Несимметричная сила Y _з также создает крен, поэтому для обеспечения поперечного равновесия самолета необходимо отклонить элероны. Уравнение поперечного равновесия будет иметь вид:

Y _зl_з– Y_bo h ' _bo – Y _с l=0. (2.20)

В зависимости от соотношения первых двух слагаемых знак силы Y _с после вычислений может оказаться обратным тому, как показано на рис.2.7, если Y _зl_з‹ Y_bo h ' _bo.

 

Принять m _т=0,85 m _{t max}, ц.м. расположен впереди ц.д. В уравнениях (2.17) значение l' _го использовать с учетом величиныx_цм.

Дополнительные условия приведены в табл.2.7.

 

Таблица 2.7

Предпоследняя цифра учебного шифра	m ПОЛ	w, м/с	∆x	xцм
Четная	0,98 mвзл		0,06bсах	0, 4(xср + хпп)
Нечетная	0,90 mвзл		0,08bсах	0,6(xср + хпз)

 

На крыло, кроме симметричных, действуют и несимметричные нагрузки Y _с, Y _з.

VII. В случае грубой посадки на три точки величину перегрузки можно вычислить через вертикальную посадочную скорость v _y (м/c) и характеристики обжатия амортизации: ход амортизации h_ам (м) и коэффициент полноты обжатия (безразмерная величина) амортизации:

, (2.21)

где g = 9,81м/с².

В табл.2.8 приведены все данные по типам ВС, необходимые для вычисления n _y.

Таблица 2.8

Параметры	Як-40	Ан-24	Як-42	Ту-134	Ту-154	Ил-62	Ил-76
ղ;	0,7	0,8	0,78	0,75	0,7	0,8	0,8
n y	2,5	2,5	2,8	3,3	3,3	3,5	3,2
hам	0,16	0,14	0,21	0,32	0,365	0,375	0,315

Сила тяги (реверса) двигателя считать равным нулю (R_{с д}=0, R_рев =0), силы торможения колес и Y _го также равны нулю (R _{х о} = Y _го =0), подъемную силу в момент приземления принять равной 75% от илы тяжести самолета

Y =0,75m_ПОЛg (2.22)

Неизвестные силы вертикальных реакций шасси R _Пy, R _Оy (рис.2.8) определяются из системы уравнений:

R _Пy b – Y ∆x– R _Оy (В –b) =0;

R _Пy + R _Оy– n _ym_ПОЛg+ Y =0. (2.23)

Ц.д. принять позади ц.м. на расстоянии ∆x.

Дополнительные условия указаны в табл.2.9.

Таблица 2.9

Предпоследняя цифра учебного шифра	∆x	m ПОЛ	mt
Четная	0,01bсах	m ПОс( max )	0,4 mt max
Нечетная	0,05bсах	0,8 m ПОс	0,25 mt max

 

 

Рис.2.8. Грубая посадка самолета

 

Крыло нагружается большими массовыми силами (с учетом перегрузки) и реакциями опор шасси. Нагружение крыла – симметричное.

VIII. При грубой посадке самолета на две точки до начала ВПП вертикальную перегрузку принять равной n _y= n ⁹ _max, а горизонтальную n _x =0,5 n _y; силу тяги двигателей и реакций передней опоры принять равным нулю (R_{с д}= R_рев = R _Пх= R _ох =0), подъемную силу крыла считать такой же, как и в варианте VII; Y =0,75m_ПОЛg. Силу аэродинамического сопротивления Х вычислять для v _ПОc, p=1,225 кг/м³, с _{х проб} взять с учетом выпущенных шасси и механизации крыла их табл.2.15 (d_инт=0). Сила инерции направлена вдоль продольной оси ВС x-x и равна:

Р _ИН= n _x m_ПОЛg. (2.24)

Неизвестные силы Y _го, R _Оy и R _ох (рис.2.9) вычисляются из уравнений равновесия:

R _ох – Р _ИН+ Х=0;

R _Оy + Y – Y _го – n _ym_ПОЛg =0. (2.25)

R _Оy(В –b) + R _ох h_Ш – Y _го l' _го + Y ∆x =0.

Точку приложения подъемной силы Y считать расположенной позади ц.м. на расстоянии∆x; l' _го вычисляется с учетом x_цм.

Крыло симметрично нагружается массовыми и поверхностными распределенными силами (с учетом перегрузки), силами реакций R _Оy шасси.

x_цм=0,5(x_ср + х_пз) – для четных предпоследних цифр учебного шифра.

x_цм=0, 5(x_ср + х_пп) – для нечетных предпоследних цифр учебного шифра.

Дополнительные условия указаны в табл.2.10.

 

Таблица 2.10

Предпоследняя цифра учебного шифра	m ПОЛ	mt	∆x	b
Четная	0,9 m ПОс	0,6 mt max	0,02bсах	0,95 В
Нечетная	m ПОс	0,4 mt max	0,035bсах	0,03 В

 

 

Рис.2.9. Грубая посадка самолета с передним ударом

IX. При посадке с одной невыпущенной основной опорой шасси рассматривается момент касания самолетом ВПП одной выпущенной (исправной) основной опорой и передней опорой.

Подъемная сила в момент касания Y =0,85m_ПОЛg, а перегрузка:

(2.26)

Величины m _{ПОс max} и m_{взл max} приведены в табл.2.15.

Крен самолета, создаваемый реакцией выпущенной основной опорой, парируется отклонением элеронов (рис.2.10).

Уравнение равновесия моментов относительно продольной оси самолета, из которого определяются аэродинамические силы (для крыла это сосредоточенные силы) от отклоненных элеронов Y _э:

0,5 К R _Оy – Y _э l _э =0. (2.27)

 

 

 

 

 

Рис.2.10. Посадка самолета с одной неисправной опорой шасси

 

Реакция выпущенной основной опоры определяется из уравнения:

R _Пy + R _Оy+ Y – n _ym_ПОЛg =0. (2.28)

Величина реакции передней опоры R _Пy определяется по табл.2.11.

 

Таблица 2.11

Предпоследняя цифра учебного шифра	m ПОЛ	mt	R Пy
Четная	0,8 mвзл	0,6 mt max	0,04mПОЛg
Нечетная	0,7 mвзл	0,45 mt max	0,055mПОЛg

 

Крыло в этом случае нагружается симметричными распределенными аэродинамическими и массовыми силами, сосредоточенными симметричными массовыми силами от силы тяжести двигателей, шасси (если они крепятся к крылу) и несимметричными силами R _Оy и Y _э.

X. Грубая посадка на три опоы с боковым ударом (со сносом) и частично заторможенными колесами происходит с вертикальной перегрузкой n _y=0,8 n ⁹ _max, продольной n _x =0,2 и боковой n_z =0,2 (снос влево). Все три опоры неодинаково нагружаются боковыми силами (рис.2.11), поэтому распределение сил реакций бокового удара опоры принимаем равным:

R _{П z} =0,08 R_z; R' _{о z} =0,52 R_z; R'' _{о z} =0,4 R_z. (2.29)

Боковая сила R_z и продольная R _x (частично заторможенных колес основных опор) определяются из выражений:

R_z = n_z m_ПОЛg; R _x= n _xm_ПОЛg.

Принять подъемную силу крыла Y =0,8 G_ПОЛ=0,8m_ПОЛg, а силы Y _bo= Y _го = R_{с д}= R_рев =0.

Вертикальные реакции R _Пy и R _Оy и сила торможения R _ох определяются из уравнений равновесия (рис.2.12):

R _Пy + R _Оy – Y + n _ym_ПОЛg =0;

R _Пy b– R _Оy(В –b) + Y ∆x – R _ох h_Ш =0; (2.30)

Р _ИН– R _ох –Х=0.