ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 15.10.2024
Просмотров: 138
Скачиваний: 0
Тогда в точке А, лежащей на расстоянии г от центра тяжести
аппарата, |
к ускорениям j Xo и |
j y„ |
добавятся ускорения: нор |
мальное |
/„ = “>zs r и тангенциальное j z = £z r. Приближен |
||
но можно считать, что r=x; j n= |
<»г2Л' |
и j z = ьгх. |
|
Полные ускорения агрегата, расположенного в точке А (счи тая, что центр тяжести агрегата лежит на оси х), будут равны:
/ х А = j x a - < О г * Х И j y A = j y 0 -h SZ X,
а перегрузки агрегата, расположенного в точке А, |
|
|
|
|||||||||
|
|
|
о),2 X |
|
|
|
|
s,x |
|
|
|
|
|
|
п*А— п*<> |
|
«Уд = |
«Уо + |
|
|
|
|
|
||
|
|
|
g |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
где |
Пхс и пУо — перегрузки в центре тяжести |
аппарата. |
Если |
|||||||||
считать аппарат абсолютно жестким телом, то перегрузки |
пх и |
|||||||||||
пу по длине аппарата меняются линейно. |
|
|
|
|
|
|||||||
6. |
Максимальные значения перегрузок. Траектории полета ле |
|||||||||||
тательного аппарата ограничены максимально допустимыми для |
||||||||||||
него значениями перегрузок. |
|
|
|
в направлении |
оси у |
|||||||
Величина |
максимальной перегрузки |
|||||||||||
«Ушах |
теоретически определяется |
максимальным |
значением |
|||||||||
подъемной силы |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
Р «2 Л** |
|
|
||
|
ПУтях — |
|
— С Утях |
|
|
|
|
г |
2 |
т |
-р |
|
|
G |
2 |
G |
-Угаах |
|
|
||||||
|
|
|
|
|
||||||||
Из этого выражения следует, |
что перегрузка |
пУта |
зависит от |
|||||||||
удельной нагрузки на крыло. |
|
Чем |
меньше |
удельная |
нагрузка |
|||||||
р, тем больше значение перегрузки. |
При заданной удельной на- |
|||||||||||
14
грузке перегрузка определяется максимальными значениями
сУтгх |
Р V 2 |
т. е. скоростью и вы |
н скоростного напора q— ---- ^пах |
сотой.
J
frw р^ЗООкг/м2
Побалансировке S 'И—0
По сры1
0,4 |
0,8 |
1,1 |
1,6 |
м |
|
|
Фиг. |
1.6 |
|
На фиг. 1.6 приведены зависимости п.Утлх |
от высоты и чи |
|||
сла М полета для определенных значений оУтах= /(М ), ПРИ |
зна- |
|
чении р = 300 дан/м2 (кГ/м2). На фиг. |
1.7 показан характер |
за |
висимости сГшах от числа М полета. |
сУт<х на малых числах М |
|
ограничен срывом потока с крыла, а на больших числах М — возможностями балансировки. Из этих зависимостей видно, что теоретически возможные перегрузки увеличиваются с ростом ско рости и падают с подъемом на высоту.
В реальных условиях полета получить такие значения пере грузок невозможно, так как при данной скорости полета увели чение су до сУшах происходит не мгновенно, и скорость при
15
выходе аппарата на углы атаки, соответствующие |
|
пада |
|||
ет. Очевидно, чем быстрее |
выходит аппарат |
на режим |
сУшах» |
||
тем большее значение перегрузки может быть достигнуто. |
|||||
Время выхода аппарата на режим максимального |
значения |
||||
сУшах зависит от инерционности аппарата, |
степени |
продольной |
|||
статической устойчивости, |
эффективности |
горизонтального опе |
|||
рения и демпфирующего действия потока воздуха |
при |
враще |
|||
нии летательного аппарата. |
пУтп для пилотируе |
||||
Максимально возможные перегрузки |
|||||
мых аппаратов также ограничены физиологическими возможно стями летчика.
7. Максимальное значение пЛ
Для самолетов пХтзх невелика и достигает значений 1—3.
Для летательных аппаратов с разгонными устройствами (раке ты) она может достигать гораздо больших значений.
Боковые перегрузки n*max для аппаратов обычных схем, у ко
торых боковые силы малы, также малы. Для аппаратов с кресто образным или кольцевым крылом эта перегрузка может дости гать больших значений и быть равна л>шах.
§1.2. ПЕРЕГРУЗКИ ПРИ ПОЛЕТЕ В НЕСПОКОЙНОМ ВОЗДУХЕ
8.Неспокойная турбулентная атмосфера, в которой потоки воздуха имеют разные скорости и направления движения, воз действуя на крылатый летательный аппарат, может вызвать зна чительные перегрузки.
Рассмотрим действие потока воздуха на горизонтально летя щий аппарат, считая его абсолютно жестким телом.
Примем, что весь аппарат мгновенно переходит из зоны спо койной атмосферы в зону, где имеется воздушный поток конеч ной скорости, т. е. рассмотрим вначале действие на аппарат ди скретного резко ограниченного порыва воздуха. Поскольку ско рости порывов обычно малы по сравнению со скоростью лета тельного аппарата, перегрузки его от порывов вдоль оси х полу чаются незначительными. Ниже рассматривается действие лишь вертикального порыва.
При горизонтальном полете в спокойном воздухе крыло аппа рата имело угол атаки а0 и скорость Vo-
Условие горизонтального полета
16
При входе в вертикальный восходящий порыв, имеющий скорость и, угол атаки изменится на величину Да, а скорость набегающе го потока — с V0до Vi (фиг. 1.8).
Фиг. !.8
Условие горизонтального полета нарушится, так как подъем ная сила будет равна:
Г, = У0+ |
ДГ = |
S = (сУо + с• Да) * ¥ £ S. |
|
Для скоростных летательных аппаратов V0 |
и, поэтому можно |
||
принять V\~ V0 и |
Д а ^ — . |
Тогда получим |
|
|
пУ |
± с ; иУ(,Р 5 . |
( 1.2) |
|
|
20 |
|
Знак «—» относится к действию нисходящего порыва.
Таким образом, перегрузка при действии вертикального поры
ва зависит от скорости порыва и, р, т. е. высоты полета и на- Q
грузки на крыло р = - , а также от произведения сау V0. Та-
кой метод определения перегрузки в неспокойном воздухе был предложен В. С. Пышновым.
Иногда в формуле (1.2) скорость заменяют через число М полета. Тогда
пу |
1 |
т а ,, |
— с* —---- М |
||
|
2 |
-v |
Число М полета влияет на перегрузки непосредственно и через производную сау.
На фиг. 1.9 дана зависимость с° = f (М), а на фиг. 1.10 — гра фики пу = f(M ) для разных высот полета, из_кохс>рых_видно* -что вначале до чисел Л1~ 1,0 перегрузка резко растет, что объжмадется одеовременным увеличением и числа М и: к^^Д алее^ф ^^р-
слах ЛГ«1,0-^1,б из-за уменьшения Су с ростом числа М пе
регрузка растет более плавно, а при М > 1,5 даже падает, так как рост числа М не компенсирует резкого уменьшения величины Су. Из фиг. 1.10 следует, что для уменьшения перегрузок до звукового самолета, попавшего в восходящие и нисходящие по рывы, целесообразно уменьшить скорость. Снижение скорости допустимо до определенного предела, определяемого условием (а0 -f Да) < акр. Выход на а > акр приведет к потере управляе мости аппарата. При числах М > 1,5 для снижения перегрузки нужно при возможности увеличить скорость полета.
Перегрузка при полете в неспокойном воздухе зависит от ве личины удельной нагрузки на крыло, меняющейся в процессе по лета.
ПУ
5
4
3
2
1
О 0,5 1,0 1,5 2,0 2,5 5,0 М
Фиг. 1.10
Летательный аппарат может попасть в чередующиеся между собой нисходящие и восходящие потоки воздуха и испытывать переменные многократно повторяющиеся нагрузки, имеющие цийлнческий характер. При совпадении частоты циклической на-
18
грузки с собственной частотой колебания, например крыла, мо жет возникнуть его резонансное колебание с интенсивным нара станием амплитуды. Это явление носит название циклической болтанки. Оно опасно с точки зрения прочности как крыла, так и крепящихся к нему агрегатов.
Фи г. 1.11
Вприроде резко ограниченных порывов, которые были рас смотрены, не бывает. Скорость порыва, сначала плавно нарастая, достигает максимума, а затем опять уменьшается (фиг. 1.11). К тому времени, когда скорость порыва достигает максимального значения, вошедший в зону порыва аппарат приобретает ско рость в направлении действия порыва Д«, что эквивалентно сни жению величины «тах до величины и (фиг. 1.11), которая и оп ределяет перегрузку в данных условиях полета. Для учета этого обстоятельства в формулу перегрузки в болтанку вводится ко
эффициент k:
1у(> По = 1 |
1 „„ Р»Уо k. |
(1.3) |
|
G S |
|
Всвязи с тем, что процесс возникновения воздушных потоков
ватмосфере носит случайный характер, скорость и и коэффици ент k должны оцениваться статистическими методами.
Величина коэффициента k всегда меньше единицы и зависит от характеристик летательного аппарата и профиля порыва.
§ 1.3. НАГРЕВ КОНСТРУКЦИИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
Нагрев в полете вызывает дополнительные трудности как при создании летательного аппарата, так и при его эксплуатации.
Типичной частью конструкции планера является обшивка, под крепленная тонкостенным силовым набором. Поступление тепла из окружающей среды в аппарат осуществляется через внешнюю поверхность обшивки, с этой же поверхности часть тепла излу
чается наружу.
9. Распределение температуры в элементах конструкции
определяется с помощью известного дифференциального уравне ния теплопроводности
' д Т = ) |
( сЙТ_ , |
д2Т |
д2 Т |
(1.4) |
|
"*dt |
\ дх2 |
ду2 |
дг2 |
||
|
2* |
19 |