МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ

Ефимов В.В., Чернигин К.О.

КОНСТРУКЦИЯ И ПРОЧНОСТЬСАМОЛЕТА

для студентов IV курса направления и 25.03.01всех форм обучения

Москва – 2016

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ

«МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ»

Кафедра аэродинамики, конструкции и прочностилетательных аппаратов

Ефимов В.В., Чернигин К.О.

КОНСТРУКЦИЯ И ПРОЧНОСТЬСАМОЛЕТА

для студентов IV курса направления и 25.03.01всех форм обучения

Москва – 2016

Рецензенты: д.т.н., проф. Ципенко В.Г., д.т.н., проф. Калугин В.Т.

Ефимов В.В., Чернигин К.О.

Конструкция и прочность самолета: учебное пособие. Часть I. – М.:МГТУ ГА, 2016. – 56 с.

Данное пособие издается в соответствии с учебным планом для студентовIV курса направления 25.03.01 всех форм обучения.

Рассмотрено и одобрено на заседаниях кафедры 19.04.2016 и методиче-ского совета по направлению 26.04.2016.

3

Содержание

Введение......................................................................................................................41. Общие сведения о летательных аппаратах гражданской авиации и оценка их эффективности.............................................................................................................5

1.1. Летательные аппараты гражданской авиации и их классификация..........51.1.1. Летательные аппараты и принципы их полета...................................51.1.2. Гражданская авиация и ее задачи.........................................................61.1.3. Классификация самолетов гражданской авиации..............................7

1.2. Комплекс требований, предъявляемых к ЛА ГА.......................................101.2.1. Общие технические требования.........................................................101.2.2. Эксплуатационно-технические требования......................................11

1.3. Характерные массы летательного аппарата...............................................131.4. Уравнение существования летательного аппарата....................................151.5. Оценка эффективности и технического уровня летательных аппаратов гражданской авиации..........................................................................................19

1.5.1. Общие принципы построения показателей и критериев качества. 191.5.2. Эффективность летательных аппаратов гражданской авиации......231.5.3. Технический уровень летательных аппаратов гражданскойавиации...........................................................................................................25

Вопросы для самопроверки по разделу 1...............................................................272. Нагрузки, действующие на самолет. Нормы прочности....................................28

2.1. Виды нагрузок и их классификация...........................................................282.2. Перегрузки....................................................................................................30

2.2.1. Перегрузки в центре масс самолета...................................................302.2.2. Перегрузки вне центра масс самолета...............................................322.2.3. Маневренные перегрузки при различных режимах полета............322.2.4. Перегрузки при полете в неспокойном воздухе...............................352.2.5. Перегрузки при движении по земле..................................................422.2.6. Измерение и регистрация перегрузок................................................47

2.3. Условие прочности конструкции. Коэффициент безопасности...............472.4. Нормы прочности самолетов.......................................................................49

Вопросы для самопроверки по разделу 2...............................................................55 Литература.................................................................................................................56

4

Введение

Для грамотной эксплуатации современной авиационной техники (АТ)важно хорошо знать объект эксплуатации – летательный аппарат (ЛА), его на-значение, технические требования к нему, основные параметры и их влияние наэффективность эксплуатации, а также конструктивно-силовые схемы, принци-пы функционирования и виды конструктивного исполнения элементовконструкции, виды действующих нагрузок и работу элементов конструкции поднагрузкой, причины изменения прочности ЛА в эксплуатации. Кроме того,авиационный специалист должен уметь оценивать конструктивные параметры,функциональные и эксплуатационно-технические свойства самолетов и их соот-ветствие требованиям Авиационных правил (Норм летной годности) и другойнормативно-технической документации, разрабатывать и предъявлять эксплуа-тационно-технические требования к новым образцам АТ, оценивать эффектив-ность и технический уровень существующих и перспективных ЛА, оцениватьпрочность, жесткость, долговечность и живучесть элементов конструкции ЛА,анализировать нарушения работоспособности конструкции, разрабатыватьмеры по их предупреждению. Для этого авиационный специалист должен вла-деть методами оценки эффективности ЛА, расчета нагрузок, действующих наЛА, расчета на прочность и жесткость элементов их конструкции, оценки ре-сурса конструкции ЛА.

В связи с этим в учебный план подготовки бакалавров по направлению25.03.01 – «Техническая эксплуатация летательных аппаратов и двигателей»включена дисциплина «Конструкция и прочность самолета», которая посвященаизучению общих принципов создания и функционирования конструкций ЛАприменительно к самолетам гражданской авиации.

В данной части учебного пособия излагаются общие сведения о самоле-тах гражданской авиации, а также вопросы, связанные с оценкой их эффектив-ности, определением действующих на самолет нагрузок в соответствии сНормами прочности.

5

1. Общие сведения о летательных аппаратах гражданскойавиации и оценка их эффективности

1.1. Летательные аппараты гражданской авиации и их классификация

1.1.1. Летательные аппараты и принципы их полета

Л е т а т е л ь н ы й а п п а р а т – это устройство, предназначенное длясовершения полетов в атмосфере Земли или в космическом пространстве.

В авиации также используется более узкое понятие в о з д у ш н о г ос у д н а (ВС) – летательного аппарата, поддерживаемого в атмосфере за счетвзаимодействия с воздухом, отличного от взаимодействия с воздухом, отражен-ным от поверхности земли или воды. Такое определение ВС дано в Воздушномкодексе Российской Федерации – документе, устанавливающем правовые осно-вы использования воздушного пространства России и деятельности в областиавиации.

Вообще, деятельность человека с использованием ЛА делится на тривида: воздухоплавание, авиацию и космонавтику. При этом в основе любого по-лета лежит преодоление силы тяжести. Это осуществляется за счет созданияподъемной силы, которая может создаваться различными способами. В зави-симости от способа создания подъемной силы различают следующиеп р и н ц и п ы п о л е т а [8]:

– а э р о с т а т и ч е с к и й – подъемная сила определяется архимедовойсилой, равной силе тяжести воздуха, вытесненного корпусом ЛА;

– а э р о д и н а м и ч е с к и й – подъемная сила определяется воздействиемна ЛА набегающего потока воздуха, обтекающего ЛА при его движении;

– р а к е т о д и н а м и ч е с к и й ( р е а к т и в н ы й ) – подъемная силаопределяется реактивной силой, возникающей в результате отбрасывания частимассы ЛА;

– б а л л и с т и ч е с к и й – подъемная сила определяется центробежнойсилой инерции ЛА, летящего по криволинейной траектории в поле сил тяготе-ния за счет начального запаса скорости и/или высоты.

В соответствии с этим можно дать следующие определения видам дея-тельности человека с использованием ЛА:

– в о з д у х о п л а в а н и е – это выполнение полетов с помощью ЛА, ис-пользующих аэростатический принцип полета (ЛА легче воздуха);

– а в и а ц и я – это выполнение полетов с помощью ЛА, использующихаэродинамический принцип полета (ЛА тяжелее воздуха);

– к о с м о н а в т и к а – это выполнение полетов в космическом про-странстве с помощью ЛА, использующих ракетодинамический и баллистиче-ский принципы полета.

Существует соответствующая классификация ЛА, т.е. к л а с с и ф и к а -ц и я п о п р и н ц и п у п о л е т а :

6– а э р о с т а т и ч е с к и е Л А : аэростаты (свободные и привязные), ди-

рижабли;– а э р о д и н а м и ч е с к и е Л А : самолеты, планеры, вертолеты, автожи-

ры, махолеты (орнитоптеры);– р а к е т о д и н а м и ч е с к и е ( р е а к т и в н ы е ) Л А : ракеты-носите-

ли, ракеты авиационные, геофизические и метеорологические ракеты и др.;– б а л л и с т и ч е с к и е Л А : искусственные спутники Земли, космиче-

ские корабли, орбитальные станции, головные части боевых ракет и др.Отметим, что существуют ЛА, которые на разных этапах своего полета

используют разные принципы полета. Таковы, например, многоразовые воз-душно-космические аппараты «Спейс шаттл» и «Буран». В настоящее времяразрабатываются проекты транспортных и туристических ЛА, которые такжебудут осуществлять полеты как в атмосфере, так и в космическом пространстве.Их, в принципе, можно считать перспективными ЛА для гражданской авиации.

Стоит также упомянуть о проектах г и б р и д н ы х ЛА, которые для со-здания подъемной силы используют одновременно несколько принципов поле-та. Обычно используется сочетание аэродинамического и аэростатическогопринципов полета. У таких ЛА в качестве средств создания аэродинамическойподъемной силы используются воздушные винты, а также расположенные подуглом атаки корпус ЛА или крыло. Аэростатическая подъемная сила компенси-рует силу тяжести конструкции ЛА, а аэродинамическая сила – силу тяжестикоммерческой нагрузки. Кроме того, аэродинамическая подъемная сила исполь-зуется для управления полетом ЛА в вертикальной плоскости. Известно боль-шое число проектов гибридных летательных аппаратов – в е р т о с т а т о в,которые являются гибридом вертолета и дирижабля. Такие ЛА обладают по-вышенной грузоподъемностью по сравнению с вертолетами и улучшеннойуправляемостью по сравнению с дирижаблями. Однако до настоящего временитакие ЛА по разным причинам серийно не строились.

1.1.2. Гражданская авиация и ее задачи

В соответствии с Воздушным кодексом РФ авиация страны делится нагосударственную, гражданскую и экспериментальную.

Г о с у д а р с т в е н н а я а в и а ц и я – это авиация, используемая в целяхосуществления функций государства. Она в свою очередь подразделяется навоенную государственную авиацию и государственную авиацию специальногоназначения (например, авиацию Министерства по чрезвычайным ситуациям).

Э к с п е р и м е н т а л ь н а я а в и а ц и я – это авиация, используемая дляпроведения опытно-конструкторских, экспериментальных, научно-исследо-вательских работ, а также испытаний авиационной и другой техники.

7Г р а ж д а н с к а я а в и а ц и я (ГА) – это авиация, используемая в целях

обеспечения потребностей граждан и экономики. Она в свою очередь подразде-ляется на коммерческую ГА и авиацию общего назначения (АОН).

К о м м е р ч е с к а я г р а ж д а н с к а я а в и а ц и я – это ГА, исполь-зуемая для предоставления услуг (по осуществлению воздушных перевозокпассажиров, багажа, грузов, почты) и (или) выполнения авиационных работ.В о з д у ш н ы е п е р е в о з к и заключаются в выполнении транспортной опе-рации по перемещению коммерческой нагрузки (пассажиров, багажа, грузов,почты) из пункта отправления в пункт назначения. А в и а ц и о н н ы е р а -б о т ы – это работы, выполняемые с использованием полетов гражданских ВСв сельском хозяйстве, строительстве, для охраны и защиты окружающей при-родной среды, оказания медицинской помощи и других целей, перечень кото-рых устанавливается уполномоченным органом в области ГА.

А в и а ц и я о б щ е г о н а з н а ч е н и я – это ГА, не используемая дляосуществления коммерческих воздушных перевозок и выполнения авиацион-ных работ. Следует отметить, что несмотря на то, что определение АОН в Воз-душном кодексе РФ аналогично таковому в основополагающих документахМеждународной организации гражданской авиации ИКАО (International CivilAviation Organization, ICAO), в некоторых странах (США, некоторые страны Ев-ропы) под понятие АОН подпадают некоторые виды авиационных работ, рейсысамолетов бизнес-авиации, аэротакси и пр. Также следует понимать, что разде-ление на коммерческую ГА и АОН происходит именно исходя из цели полета(вида использования ВС) и не связано с типом ВС.

1.1.3. Классификация самолетов гражданской авиации

Поскольку настоящее учебное пособие ориентировано на изучениеконструкции самолетов, дадим вначале определение этому типу ЛА. С а м о л е т– это ЛА тяжелее воздуха для полетов в атмосфере с помощью силовойустановки, создающей тягу, и неподвижного относительно других частей ЛАкрыла, на котором при движении в воздушной среде образуется аэродинамиче-ская подъемная сила [1]. Основными частями самолета являются: планер (фюзе-ляж, крыло и оперение), шасси, силовая установка, система управления икомплекс бортового оборудования (рис. 1.1).

Многообразие типов самолетов определяет необходимость их классифи-кации. Любой исследователь может предложить свою классификацию. Однакосуществуют виды классификации, общепринятые в авиационном сообществе идаже закрепленные в нормативной документации. Рассмотрим некоторые видыклассификации самолетов.

8

Фюзеляж Крыло

Силовая установкаШасси

Вертикальноеоперение

Горизонтальноеоперение

Рис. 1.1. Самолет и его основные части

На рис. 1.2 представлена классификация самолетов ГА по назначению идальности полета L.

Все самолеты ГА по назначению можно разделить на транспортные, пред-назначенные для воздушных перевозок, и специального назначения.

Самолеты гражданской авиации

Магистральные

Пассажирские Для авиационныхработ

Грузовые Учебные

Транспортные(для воздушных перевозок)

Специального назначения

Сельскохозяйственные

Санитарные

ПатрульныеМестных

воздушныхлиний (МВЛ),

L<1000 км

Ближние (БМС),1000⩽L<2500 км

Средние (СМС),2500⩽L<6000 км

Дальние (ДМС), L⩾6000 км

и т.д.

Спортивные

Рис. 1.2. Классификация гражданских самолетов по назначению и дальностиполета

Транспортные самолеты перевозят пассажиров, почту и различные грузы.Они делятся на пассажирские и грузовые. Часто один и тот же тип самолета

9может быть как пассажирским, так и грузовым, которые различаются составомбортового оборудования, компоновкой и конструкцией фюзеляжа.

Самолеты специального назначения предназначены для выполнения раз-личных авиационных работ, обучения пилотированию, занятий авиационнымспортом.

Классификация самолетов по дальности полета, представленная нарис. 1.2, соответствует принятой в Наставлении по производству полетов в ГАСССР (НПП ГА–85), которое было введено в действие в 1985 г. В настоящеевремя этот документ считается утратившим силу в связи с введением в действиеФедеральных авиационных правил (ФАП) «Подготовка и выполнение полетов вГА РФ», однако там отсутствует такого рода классификация. Тем не менее, при-веденная в НПП ГА–85 классификация самолетов по дальности и по сей деньшироко распространена в авиационном сообществе. Необходимо обратитьвнимание, что здесь под дальностью полета L понимается дальность с мак-симальной коммерческой нагрузкой. Как видно из рис. 1.2, по дальности само-леты делятся на самолеты местных воздушных линий (МВЛ) и магистральныесамолеты, которые в свою очередь подразделяются на ближние (БМС), средние(СМС) и дальние (ДМС).

Для целей допуска определенного типа воздушного судна к эксплуатациина конкретном аэродроме используется классификация самолетов по категориямИКАО, представленная в табл. 1.1. Она основана на скорости, в 1,3 раза пре-вышающей скорость сваливания при максимально сертифицированной по-садочной массе.

Таблица 1.1Классификация самолетов по категориям ИКАО

КатегорияДиапазон классификации скоростей,

км/чA < 169B 169...223C 224...260D 261...306E 307...390

Основываясь на действующих в настоящее время в России Авиационныхправилах (АП-23 и АП-25), можно классифицировать самолеты по максималь-ной взлетной массе и количеству посадочных мест, исключая места пилотов.Данная классификация представлена в табл. 1.2. В соответствии с даннойклассификацией в зависимости от категории к самолету предъявляются различ-ные требования к летной годности.

10Таблица 1.2

Классификация самолетов в соответствии с Авиационными правилами

КатегорияМаксимальная

взлетная масса, кг

Количествопосадочных мест,исключая места

пилотов

легкий самолет ⩽5700* ⩽9*

переходная категория ⩽8600** ⩽19**

транспортный самолет >8600*** >19***

* – условия должны выполняться одновременно;** – условия должны выполняться одновременно;*** – должно выполняться хотя бы одно условие.

Существуют и другие виды классификации самолетов, например, покомпоновочным и конструктивным признакам: по количеству и расположениюкрыльев; по форме и расположению оперения; по типу, количеству и распо-ложению двигателей; по расположению и конструкции шасси и др. Но эти видыклассификации мы будем рассматривать в дальнейшем при необходимости помере изложения материала.

1.2. Комплекс требований, предъявляемых к ЛА ГА

Комплекс требований, предъявляемых к проектируемому ЛА, можноразделить на общие технические требования (ОТТ) и эксплуатационно-техниче-ские требования (ЭТТ).

1.2.1. Общие технические требования

ОТТ содержат минимальный набор требований, направленных на обеспе-чение безопасности полетов. Они вырабатываются на основе глубоких и обшир-ных теоретических и экспериментальных исследований, а также с учетом прак-тики проектирования и опыта эксплуатации ЛА. Каждый ЛА при поступлении вэксплуатацию должен соответствовать этим требованиям, т.е. должна бытьобеспечена его летная годность.

Л е т н а я г о д н о с т ь – это комплексная характеристика ЛА, определя-емая реализованными в его конструкции принципами и решениями, позво-ляющая совершать безопасные полеты в ожидаемых условиях и при установ-ленных методах эксплуатации [15].

Деятельность по подтверждению соответствия ЛА установленным требо-ваниям называется с е р т и ф и к а ц и е й . Сертификация АТ является частью

11системы обеспечения безопасности полетов в ГА и направлена на обеспечениедопуска в эксплуатацию гражданской АТ, соответствующей государственнымтребованиям к летной годности и охране окружающей среды. Соответствиеобъекта сертификации установленным требованиям удостоверяется докумен-том, выдаваемым специально уполномоченным органом, на который возложеныорганизация и проведение обязательной сертификации АТ гражданского назна-чения.

Требования к ЛА и процедуры проведения сертификации содержатся вАвиационных правилах (АП). А в и а ц и о н н ы е п р а в и л а – это свод требо-ваний, процедур и норм, выполнение которых является обязательным условиемобеспечения безопасности полетов и охраны окружающей среды.

К настоящему времени сформирована отечественная система АП, мак-симально гармонизированная с соответствующими АП США и объединеннойЕвропы. В нее входят:

– процедуры сертификации АТ и ее производства;– нормы летной годности АТ – воздушных судов, маршевых двигателей,

вспомогательных двигателей и воздушных винтов;– нормы эмиссии (выбросов в атмосферу) вредных веществ для авиацион-

ных двигателей; стандарты по шуму воздушных судов на местности;– другие авиационные правила, обеспечивающие проведение сертифика-

ции АТ и поддержание ее летной годности.В настоящем учебном пособии особое внимание уделяется Н о р м а м

л е т н о й г о д н о с т и (НЛГ) самолетов:– АП-23. Авиационные правила, часть 23. Нормы летной годности граж-

данских легких самолетов;– АП-25. Авиационные правила, часть 25. Нормы летной годности само-

летов транспортной категории. В них содержатся требования к конструкции, параметрам, характеристи-

кам и летным качествам самолетов, направленные на обеспечение безопасностиполетов.

1.2.2. Эксплуатационно-технические требования

Любой ЛА характеризуется набором свойств и параметров, среди которыхможно выделить функциональные свойства, эксплуатационные свойства,комфортабельность, производственную технологичность, конструктивные иэкономические параметры.

Ф у н к ц и о н а л ь н ы е с в о й с т в а – это совокупность свойств ЛА, ха-рактеризующих его назначение. К этой группе свойств можно отнести: даль-ность полета, крейсерскую скорость полета, пассажировместимость или массукоммерческой нагрузки, класс аэродрома базирования и др. Это так называемыелетно-технические характеристики (ЛТХ).

12Э к с п л у а т а ц и о н н ы е с в о й с т в а – это совокупность свойств ЛА,

которые проявляются в процессе эксплуатации. К ним относятся: надежность,живучесть, безопасность и эксплуатационная технологичность. Количествен-ные показатели этих свойств образуют комплекс эксплуатационно-техническиххарактеристик (ЭТХ).

К о м ф о р т а б е л ь н о с т ь – это свойство ЛА, характеризующее степеньего соответствия требованиям комфорта, т.е. удобства пользования им. Па-раметрами комфорта на борту ЛА могут быть: уровень шума и вибраций, объемпассажирского салона в расчете на одного пассажира, температура и давлениевоздуха в пассажирской кабине.

П р о и з в о д с т в е н н а я т е х н о л о г и ч н о с т ь – свойство ЛА, харак-теризующее его приспособленность к изготовлению с заданным качеством приминимальных затратах труда и времени.

К о н с т р у к т и в н ы е п а р а м е т р ы – это параметры, характеризу-ющие строение ЛА и его частей. К этой группе параметров относятся:компоновочная схема самолета, форма крыла в плане, взлетная масса, тягадвигателей, площадь крыла и т.п.

Э к о н о м и ч е с к и е п а р а м е т р ы – это параметры, характеризующиезатраты на проектирование, изготовление, испытания и эксплуатацию ЛА.

ЭТТ включают в себя ЛТХ и ЭТХ нового ЛА, экономические и другие па-раметры и свойства, задаваемые заказчиком.

ЭТТ можно разделить на следующие основные группы:– требования к ЛТХ, коммерческой нагрузке, оборудованию, составу

экипажа;– требования к комфортабельности, производственной и эксплуатацион-

ной технологичности;– специфические требования к конструкции, компоновке, силовой

установке, оборудованию, обусловленные особенностями применения проекти-руемого ЛА.

Эти группы требований часто противоречат одна другой. Например,требования к ЛТХ противоречат комфортабельности и технологичности.

Кроме того, противоречия возникают между требованиями к отдельнымсвойствам в каждой группе. Так, существуют противоречия между требовани-ями обеспечения высокой крейсерской скорости и малой посадочной скорости,между требованиями высокой производственной и высокой эксплуатационнойтехнологичности. Из-за этих противоречий, как правило, ни одно из требованийне может быть удовлетворено по максимуму. Поэтому при разработке ЭТТ не-обходимо оценивать возможность реализации требуемых свойств в одном ЛА.Это можно сделать с помощью так называемого уравнения существования ЛА,которое рассматривается ниже.

ЭТТ содержатся в Техническом задании (ТЗ) на проектирование ЛА.

131.3. Характерные массы летательного аппарата

При проектировании и эксплуатации ЛА, оценке его эффективности итехнического уровня используются определенные понятия и термины, ка-сающиеся массы ЛА. Прежде всего, необходимо отметить, что в практикепроектирования исторически сложилась терминология, основанная на исполь-зовании слова «вес» и прилагательных от этого слова: «весовой расчет», «весо-вая эффективность», «весовая отдача» и т.п. Разница понятий «вес», «сила тяже-сти» и «масса» известна из школьного курса физики, их нельзя отождествлять.Однако в некоторых учебных пособиях и даже нормативных документах встре-чается некорректное использование этих понятий, например, часто вместо поня-тия «сила тяжести» используется понятие «вес». На это следует обращатьвнимание. Но в силу традиций, например, фраза «в результате в е с о в о г орасчета определяется м а с с а ЛА» не содержит противоречий. Всем известнотакже, что м а с с у можно определить путем в з в е ш и в а н и я . В связи с этимв настоящем учебном пособии там, где это не вызывает противоречий и согла-суется со сложившейся терминологией, используются производные от слова«вес».

Дадим определения некоторым часто используемым характерным массамЛА [18] и покажем их взаимосвязь (рис. 1.3).

М а к с и м а л ь н а я в з л е т н а я м а с с а – наибольшая масса ЛА настарте, разрешенная в эксплуатации.

П о л е т н а я м а с с а – мгновенное значение изменяющейся массы ЛА вполете.

М а к с и м а л ь н а я п о с а д о ч н а я м а с с а – наибольшая масса ЛА,разрешенная в эксплуатации, при которой разрешается производить посадки(кроме вынужденных).

М а с с а к о м м е р ч е с к о й н а г р у з к и – масса пассажиров, багажа,почты, грузов.

П о т р е б н ы й з а п а с т о п л и в а – потребный на полет запас топлива,состоящий из основного и резервного запасов топлива.

О с н о в н о й з а п а с т о п л и в а – масса топлива, расходуемая при за-пуске и прогреве двигателя, рулении, взлете, полете по маршруту, заходе на по-садку и посадке, определяется при принятых прогнозируемых условиях (темпе-ратура наружного воздуха и скорость ветра по трассе), а также при выдержива-нии расчетных режимов и профиля полета.

Р е з е р в н ы й з а п а с т о п л и в а – запас топлива, состоящий изаэронавигационного и компенсационного запасов топлива.

А э р о н а в и г а ц и о н н ы й з а п а с т о п л и в а – масса топлива, необ-ходимая для ухода на второй круг и выполнения полета на запасной аэродром срасчетной точки полета по маршруту в прогнозируемых метеоусловиях, на ре-комендованной РЛЭ высоте со скоростью, соответствующей минимальному ки-

14лометровому расходу топлива; выполнения полета на режиме ожидания над за-пасным аэродромом в течение 30 мин; осуществления захода на посадку до вы-соты принятия решения.

Взлетная масса

Коммерческаянагрузка

Потребныйзапас топлива

СнаряжениеПолезная нагрузка Масса пустого

Полная нагрузка Масса снаряженного

Основнойзапас топлива

Резервныйзапас топлива

Компенсационныйзапас топлива

Аэронавигационныйзапас топлива

Рис. 1.3 – Взаимосвязь характерных масс летательного аппарата

К о м п е н с а ц и о н н ы й з а п а с т о п л и в а – масса топлива, необхо-димая для компенсации погрешностей, связанных с точностью самолетовожде-ния и топливоизмерительных систем, с разбросом индивидуальных характери-стик эксплуатируемых самолетов и двигателей, с возможными отклонениямиметеорологических условий от прогнозируемых, а также дополнительное коли-чество топлива, необходимое для компенсации методических погрешностейрасчета потребного на полет запаса топлива. Масса устанавливаемого компен-сационного запаса топлива должна быть не менее 3% от массы основного запа-са топлива.

С н а р я ж е н и е – съемное оборудование, без которого полет ЛАвозможен и состав которого может изменяться в зависимости от характера ли-ний и условий эксплуатации. К снаряжению, кроме того, относится экипаж,включая бортпроводников, масло для двигателей, невырабатываемый остатоктоплива и запас продуктов в буфете.

М а с с а п у с т о г о – масса ЛА без коммерческой нагрузки, топлива иснаряжения.

М а с с а с н а р я ж е н н о г о ( м а с с а п у с т о г о с н а р я ж е н н о г о )– сумма массы пустого ЛА и массы снаряжения.

М а к с и м а л ь н а я м а с с а б е з т о п л и в а – сумма массы пустогоЛА, массы снаряжения и максимальной массы коммерческой нагрузки.

15П о л е з н а я н а г р у з к а – сумма масс коммерческой нагрузки и

топлива.П о л н а я н а г р у з к а – сумма масс коммерческой нагрузки, топлива и

снаряжения (или сумма массы полезной нагрузки и снаряжения).

1.4. Уравнение существования летательного аппарата

Уравнение существования ЛА [2, 9, 13, 18] может использоваться при раз-работке ЭТТ, а также при оценке технического уровня. Основная идея, заложен-ная в это уравнение, состоит в том, что для получения какого-либо свойства ЛАнеобходимо затратить определенное количество материала, обладающегомассой. То есть каждое свойство ЛА обязательно связано с массой, опреде-ляющей условие существования этого свойства.

Рассмотрим для примера транспортный самолет. Чтобы такой самолетмог перевозить груз заданной массы на заданное расстояние при определенныхусловиях полета (скорость, высота и др.), т.е. обладал определенными функцио-нальными свойствами, он должен иметь фюзеляж для размещения этого груза,крыло для создания подъемной силы, органы управления, взлетно-посадочныеустройства, силовую установку, оборудование и систему управления, запастоплива, служебную нагрузку и снаряжение.

Таким образом, взлетная масса самолета складывается из масс вышепере-численных составляющих его частей:

m0=mк+mСУ+mоб. упр+mт+mсл+mком, (1.1)где mк – масса конструкции;

mСУ – масса силовой установки;mоб.упр – масса оборудования и системы управления;mт – масса топлива;mсл – масса служебной нагрузки и снаряжения;mком – масса коммерческой нагрузки.Это уравнение называется у р а в н е н и е м б а л а н с а м а с с (или

у р а в н е н и е м в е с о в о г о б а л а н с а ) в абсолютных величинах. Каждаясоставляющая взлетной массы самолета, представленная в правой части этогоуравнения, обеспечивает существование какого-либо свойства самолета, либогруппы свойств.

Если все члены правой части уравнения (1.1) выразить через соответству-ющие свойства самолета, на осуществление которых была затрачена даннаямасса, то получится уравнение, связывающее взлетную массу самолета с егосвойствами. При неизменной взлетной массе (m0=const) это уравнение будетпоказывать возможность получения комплекса свойств, заданных в ЭТТ дляданного самолета, т.е. оно будет отвечать на вопрос о возможности существова-ния на данном этапе развития науки и техники ЛА с заданными свойствами.

16Поэтому такое уравнение называется у р а в н е н и е м с у щ е с т в о в а н и яЛА.

Для получения уравнения существования самолета рассмотрим подроб-нее, от каких свойств и параметров зависят составляющие уравнения (1.1).

Масса конструкции самолета зависит от его взлетной массы, от условийэксплуатации (например, от величины эксплуатационной перегрузки), задан-ного ресурса конструкции, физических свойств материала конструкции, удель-ной нагрузки на крыло, геометрических параметров частей самолета,компоновочной схемы самолета и др. Поэтому массу конструкции можно пред-ставить в виде функции

mк= f 1(m0 ,T ,nэ , f ,ρк ,σ в , E , p0 ,λ , c̄ ,...), (1.2)где T – ресурс конструкции;

nэ – эксплуатационная перегрузка;f – коэффициент безопасности;ρк – плотность материала конструкции;σв – предел прочности;Е – модуль упругости;р0 – удельная нагрузка на крыло;λ – удлинение крыла;с̄ – относительная толщина профиля крыла.Массу силовой установки можно представить зависимостью

mСУ= f 2(m0 ,V крейс ,H крейс , Lразб , K , γдв , ...), (1.3)где Vкрейс – крейсерская скорость полета;

Hкрейс – крейсерская высота полета;Lразб – длина разбега;K – аэродинамическое качество;

γдв=mдв g

P 0

– удельный вес двигателей;

mдв – масса двигателей, [кг];Р0 – стартовая тяга двигателей, [Н].

Масса топлива описывается функциейmт= f 3(m0 , L ,V крейс, H крейс , K , cуд , ...) (1.4)

где L – дальность полета;cуд – удельный часовой расход топлива (количество топлива на единицу

тяги и час полета), [кг/(кгс ч)].Эта зависимость выражается известной формулой:

mт=m0 [1−exp(− L cуд

K V крейс)]. (1.5)

17Масса оборудования и управления описывается следующей функцией:

mоб.упр= f 4(m0 , L ,V крейс , H крейс ,nэк , nпас,Δ h ,Δ l , mоб.упр , ...), (1.6)где nэк – количество членов экипажа;

nпас – пассажировместимость;h – высота нижней кромки облачности;l – горизонтальная видимость;

mоб.упр=mоб.упр

m0

– относительная масса оборудования и системы управления.

Вид конкретных зависимостей (1.2), (1.3) и (1.6) весьма сложен. Тот факт,что зависимость (1.4) предстает в виде простой формулы (1.5) является счаст-ливым исключением.

Перепишем уравнение баланса масс (1.1) с учетом (1.2) … (1.6):m0= f 1+ f 2+ f 3+ f 4+mсл+mком. (1.7)

Анализ полученного уравнения говорит о том, что составляющие частимассы самолета можно разделить на две группы. К одной группе относятся ве-личины, которые можно считать независящими от уровня развития науки и тех-ники, а зависящими только от задаваемых ЭТТ. Это масса служебной нагрузки иснаряжения mсл и масса коммерческой нагрузки mком. Ко второй группе относят-ся величины, зависящие как от задаваемых ЭТТ, так и от уровня развития наукии техники. К параметрам, характеризующим уровень развития науки и техникиможно отнести, например, следующие: удельный вес двигателя γдв, аэродинами-ческое качество K, удельный часовой расход топлива суд, относительная массаоборудования и системы управления mоб.упр.

Таким образом, возможность реализации предъявляемых ЭТТ зависит отуровня развития науки и техники. Именно поэтому самолет мог быть впервыесоздан лишь на определенном этапе развития науки и техники, когда удалосьвыдержать баланс масс при соблюдении необходимого минимума летныхсвойств самолета.

Формула (1.7) иллюстрирует также тот факт, что на данном уровне разви-тия науки и техники при m0 = const улучшение одного из свойств самолета ведетк ухудшению других. Например, увеличение дальности полета (для этого нужноувеличить запас топлива mт) может быть достигнуто за счет уменьшения массыкоммерческой нагрузки mком.

Из формул (1.2) … (1.6) следует, что массы отдельных частей самолета(mк, mСУ, mт, mоб.упр) являются функциями взлетной массы m0, в то же время самавзлетная масса самолета зависит от массы составляющих его частей. Это гово-рит о том, что определение взлетной массы возможно только путем последо-вательных приближений. Сначала задаются каким-либо значением взлетноймассы в первом приближении (например, используя статистические данные),

18затем рассчитывают массы составляющих частей, а потом вычисляют взлетнуюмассу. Этот цикл расчетов может повторяться многократно.

Разделив все члены уравнения (1.1) на взлетную массу m0, получиму р а в н е н и е в е с о в о г о б а л а н с а в о т н о с и т е л ь н о й ф о р м е ,которое также называют у р а в н е н и е м с у щ е с т в о в а н и я :

1=mк+mСУ+mт+mоб.упр+mсл+mком

m0

, (1.8)

где mк=mк

m0

– относительная масса конструкции;

mСУ=mСУ

m0

– относительная масса силовой установки;

mт=mт

m0

– относительная масса топлива;

mоб.упр=mоб.упр

m0

– относительная масса оборудования и системы управле-

ния.Из формулы (1.8) следует:

m0=mсл+mком

1−(mк+mСУ+mт+mоб.упр). (1.9)

Анализ формулы (1.9) говорит о том, что создание самолета возможнотолько при таком сочетании свойств, заданных в ЭТТ, при котором:

mк+mСУ+mт+mоб.упр<1. (1.10)

Уравнение существования позволяет также анализировать целесообраз-ность того или иного совершенствования ЛА. Формула (1.9) показывает, чтопри заданных величинах mсл и mком масса ЛА будет тем меньше, чем меньшесумма (mк+mСУ+mт+mоб.упр). Следовательно, изменения конструктивных па-

раметров ЛА рациональны, если при сохранении его ЛТХ они приводят куменьшению упомянутой суммы.

Из всего вышесказанного следует, что на каждом этапе развития науки итехники возможно создание ЛА лишь с определенным качеством, которое опре-деляется набором свойств. Для того же, чтобы улучшение одних свойств проис-ходило не только за счет ухудшения других, необходим научно-техническийпрогресс. Применение достижений научно-технического прогресса позволяетдостичь высокого технического уровня ЛА, обеспечивая его высокую конкурен-тоспособность.

191.5. Оценка эффективности и технического уровня летательных аппаратов

гражданской авиации

Как производитель, так и эксплуатант АТ заинтересованы в ее высокомкачестве. В современных нормативных документах системы менеджмента каче-ства дается следующее определение качества продукции: к а ч е с т в о – этостепень соответствия совокупности присущих характеристик требованиям [6].При этом под х а р а к т е р и с т и к о й понимается отличительное свойство, апод т р е б о в а н и е м – потребность или ожидание, которое установлено, обыч-но предполагается или является обязательным. Таким образом, качествопродукции является ее комплексным свойством, объединяющим многие еесвойства, что позволяет сделать заключение о соответствии данного продуктатребованиям к нему. Если отдельные свойства продукта можно оценить количе-ственно с помощью соответствующих показателей и по определенным законамобъединить эти показатели в один комплексный показатель, то это позволяетколичественно оценить качество продукта в целом.

Из всего комплекса свойств высокотехнологичной продукции машино-строения, какой является ЛА, можно выделить две наиболее важные группы, ха-рактеризующие соответственно эффективность ЛА и его технический уровень.

1.5.1. Общие принципы построения показателей и критериев качества

Первым шагом на пути исследования качества любых объектов являетсяпостроение соответствующих показателей и критериев. Не следует путать поня-тия «показатель» и «критерий».

П о к а з а т е л е м качества продукции называется количественная харак-теристика одного или нескольких свойств продукции, определяющих ее каче-ство, рассматриваемая применительно к условиям ее создания и эксплуатацииили потребления.

К р и т е р и е м называется показатель, по которому производится оценка,или принцип обработки показателей для оценки, если показателей несколько.Показателей может быть много, а критерий всегда один [3].

Показатель качества продукции численно характеризует степень проявле-ния определенного свойства, входящего в состав качества. Его наименованиеопределяет характеризуемое свойство, например прочность, долговечность ит. п. Численные значения могут выражаться как в размерных, так и в безразмер-ных единицах.

Показатель качества продукции в зависимости от описываемого имсвойства можно отнести к одному из следующих классов:

1) показатели качества, которые можно измерить объективными сред-ствами (например, тяга двигателя, удельный часовой расход топлива и т. п.);

2) показатели качества, которые невозможно определить объективнымисредствами (например, внешний вид изделия, удобство управления ЛА и т. п.).

20В данном случае численные значения показателей определяются квалифициро-ванными экспертами и выражаются в условных единицах – баллах.

Выбор или построение показателей качества является важнейшей задачей,которую приходится решать при оценке эффективности и технического уровняизделий. При этом рекомендуется учитывать следующие основные требования кпоказателям качества:

– показатели должны обеспечивать оценку основных свойств изделия;– показатели должны быть чувствительными к изменению основных

свойств изделия, т. е. заметно изменяться при изменении свойств;– показатели должны быть простыми и наглядными, иметь ясный физиче-

ский смысл, чтобы быть убедительными для лица, принимающего решение.Показатели качества могут быть единичными и комплексными [5].Е д и н и ч н ы й п о к а з а т е л ь – количественная характеристика ка-

кого-либо одного свойства изделия.К о м п л е к с н ы й п о к а з а т е л ь – количественная характеристика не-

которой совокупности свойств изделия. Если комплексный показатель характе-ризует всю совокупность свойств изделия, по которым производится оценка ка-чества, то такой комплексный показатель называется о б о б щ е н н ы м .

Методы оценки качества продукции можно разделить на три группы:дифференциальные, интегральные и смешанные.

Д и ф ф е р е н ц и а л ь н ы й м е т о д оценки качества основан на сопо-ставлении единичных показателей. При использовании этого метода считается,что качество рассматриваемого изделия выше или соответствует базовому изде-лию, если все единичные показатели качества рассматриваемого изделия лучшесоответствующих базовых показателей или совпадают с ними. Здесь исполь-зуется слово «лучше», а не «больше» или «меньше», поскольку часто для по-вышения качества одни показатели должны быть увеличены (например, ско-рость полета ЛА), а другие уменьшены (например, удельный часовой расходтоплива).

Под б а з о в ы м з н а ч е н и е м п о к а з а т е л я к а ч е с т в а понимает-ся его значение, принятое за основу при сравнительной оценке качества.

За базовые значения в зависимости от задачи оценки могут приниматься:– значения показателей качества лучших образцов изделий;– значения показателей качества, достигнутые в некотором предыдущем

периоде времени или планируемые значения показателей качества перспектив-ных образцов, найденные экспериментальным или теоретическим методами;

– значения показателей качества, которые заданы в требованиях напродукцию.

В тех случаях, когда установлен базовый образец продукции, значения по-казателей качества этого образца могут являться базовыми значениями по-казателя качества продукции. Базовый образец следует выбирать из группы

21продукции, аналогичной по назначению, условиям изготовления, эксплуатацииили потребления.

На практике при использовании дифференциального метода часто возни-кает проблема, связанная с тем, что часть единичных показателей качества ока-зывается лучше, а часть хуже соответствующих базовых показателей. Один изспособов решения данной проблемы состоит в выделении г л а в н о г о п о -к а з а т е л я из всей совокупности единичных показателей, характеризующихрассматриваемое изделие. При этом оценка качества изделия производится поглавному показателю, а на остальные показатели накладываются ограничения.

И н т е г р а л ь н ы й м е т о д применяется тогда, когда требуетсякомплексная оценка качества изделия. Для этих целей дифференциальный ме-тод с большим числом показателей не подходит, здесь требуется обозримоепредставление об изделии как о единой системе. При таком подходе единичныепоказатели объединяют по определенным принципам и выражают в виде не-большого числа комплексных показателей или в виде одного обобщенного по-казателя.

С м е ш а н н ы й м е т о д основан на совместном применении единичныхи комплексных показателей. Его применяют в следующих случаях:

– когда совокупность единичных показателей является достаточно обшир-ной и оценка качества изделия дифференциальным методом не позволяет полу-чить обобщающих выводов;

– когда комплексный показатель функционального совершенства в ин-тегральном методе недостаточно полно учитывает все существенные свойстваизделия и не позволяет получить выводы относительно некоторых определен-ных свойств.

При использовании смешанного метода часть единичных показателейобъединяют в группы и для каждой группы определяют соответствующийкомплексный показатель. Отдельные, как правило, важные показатели допус-кается не объединять в группы, а применять их при дальнейшем анализе нарядус комплексными. Затем на основе полученной совокупности показателей можнооценить качество изделия дифференциальным методом.

Процесс объединения единичных показателей в комплексный, в том числев обобщенный, называется с в е р т к о й .

Возможно самый распространенный способ свертки состоит в построе-нии д р о б н о г о п о к а з а т е л я . При этом в числителе дроби располагаютпоказатели, характеризующие положительный эффект, а в знаменателе – по-казатели, характеризующие отрицательный эффект, или наоборот:

W=∏i=1

m

w i

∏i=m+1

n

wi

, (1.11)

22где wi – i-й единичный показатель;

m – число единичных показателей, характеризующих положительныйэффект;

n – общее число единичных показателей.Здесь необходимо дать некоторые пояснения, касающиеся положитель-

ного и отрицательного эффектов. Для транспортного средства, каким являетсяЛА, под п о л о ж и т е л ь н ы м э ф ф е к т о м обычно понимается выполняемаяработа или отдача за определенный период времени, которая может выражатьсяв натуральных или стоимостных единицах. О т р и ц а т е л ь н ы й э ф ф е к т –это затраты на создание положительного эффекта, которые также могут бытьвыражены как в натуральных, так и в стоимостных единицах.

Основным недостатком дробного показателя является то, что он можетдать одинаковую оценку изделиям с сильно различающимися положительнымиэффектами, т. е., например, изделие с большим положительным и большим от-рицательным эффектами будет иметь ту же оценку, что и изделие с недопустимомалым положительным эффектом, но дающее и малый отрицательный эффект.В связи с этим при использовании дробных показателей необходимо наклады-вать ограничения либо на числитель, либо на знаменатель. Кроме того, малаявеличина одного единичного показателя может быть компенсирована большойвеличиной другого. В этом случае необходимо накладывать ограничения на еди-ничные показатели.

Необходимо отметить, что встречающееся иногда желание достижениямаксимального положительного эффекта при минимальных затратах являетсяневыполнимым, т. к. положительный эффект прямопропорционален затратам наего достижение. Это значит, что уменьшение затрат ведет к уменьшению по-ложительного эффекта, а не к его увеличению. Поэтому минимальные затратыникогда не дадут максимального эффекта. Корректными можно считать задачимаксимизации эффекта при заданных затратах или задачи достижения задан-ного эффекта при минимизации затрат.

Следующий способ свертки состоит в вычислении с р е д н е г ов з в е ш е н н о г о а р и ф м е т и ч е с к о г о п о к а з а т е л я :

W=∑i=1

n

bi wi , (1.12)

где bi – ранг, коэффициент «весомости» (значимости) i-го единичного по-

казателя (обычно этот коэффициент нормируется: ∑i=1

n

bi=1 ).

Еще один способ свертки состоит в вычислении с р е д н е г ов з в е ш е н н о г о г е о м е т р и ч е с к о г о п о к а з а т е л я :

W=∏i=1

n

(w i)b

i . (1.13)

23Можно упомянуть также с р е д н и й в з в е ш е н н ы й к в а д р а т и ч е -

с к и й п о к а з а т е л ь :

W=√∑i=1

n

bi wi2 . (1.14)

Последние три комплексных показателя имеют те же недостатки, что идробный показатель. Кроме того, к недостаткам комплексных средних взвешен-ных показателей можно отнести то, что они часто не имеют физического смыс-ла. При этом коэффициенты «весомости» либо вычисляются методами матема-тической статистики, либо назначаются с помощью экспертных методов, что от-рицательно сказывается на убедительности показателей.

1.5.2. Эффективность летательных аппаратов гражданской авиации

Э ф ф е к т и в н о с т ь ю называется связь между достигнутым результа-том и использованными ресурсами [6], а ее мерой, следовательно, можетслужить соотношение положительного и отрицательного эффектов.

Существует несколько видов эффективности ЛА ГА. В работе [12]предлагается следующая классификация видов эффективности пассажирскихсамолетов:

– техническая;– производственная;– эксплуатационная;– экономическая.Т е х н и ч е с к а я э ф ф е к т и в н о с т ь определяется функциональными

свойствами ЛА, т.е. его основными летно-техническими характеристиками.Техническая эффективность в свою очередь подразделяется на:– топливную;– весовую;– целевую.При оценке т о п л и в н о й э ф ф е к т и в н о с т и в качестве положитель-

ного эффекта рассматривается транспортная работа, определяемая как произве-дение массы перевозимой коммерческой нагрузки или числа пассажиров надальность полета. За отрицательный эффект принимается масса расходуемого втечение полета топлива. Показатель топливной эффективности выглядит обыч-но следующим образом:

W=mт

mком Lили W=

mт

nпасс L, (1.15)

где mт – масса топлива;mком – максимальная масса коммерческой нагрузки;nпасс – максимальное число пассажиров;L – дальность полета при максимальной коммерческой нагрузке.

24В качестве показателя в е с о в о й э ф ф е к т и в н о с т и часто исполь-

зуется весовая отдача по коммерческой нагрузке:

W=mком

m0

=mком . (1.16)

Ц е л е в а я э ф ф е к т и в н о с т ь – это степень приспособленности ЛА квыполнению поставленной задачи (степень соответствия своему назначению).Если это транспортный ЛА, то под целевой эффективностью понимаютт р а н с п о р т н у ю э ф ф е к т и в н о с т ь . В этом случае в качестве единич-ных показателей часто используются те же показатели, что и при составлениикомплексных показателей топливной и весовой эффективности. Одним из по-казателей транспортной эффективности является показатель производительнойотдачи:

W=mком L

m0

=mком L , (1.17)

где m0 – максимальная взлетная масса.Однако данный показатель не учитывает времени, в течение которого

совершается работа, расходуемого топлива, амортизации материальной части.Иногда в качестве показателя транспортной эффективности используется

относительная величина часовой производительности, предложенная Рове:

W=mком V крейс

m0

=mком V крейс , (1.18)

где Vкрейс – крейсерская скорость полета.Однако сравнительная оценка транспортных ЛА с помощью этого по-

казателя также может привести к ошибочным результатам, т. к. здесь не учиты-вается дальность полета, которая для транспортного ЛА имеет большое значе-ние.

П р о и з в о д с т в е н н а я э ф ф е к т и в н о с т ь ЛА отражает его каче-ство как объекта промышленного производства. Она зависит от таких свойствконструкции, как технологичность, взаимозаменяемость, уровень унификации ит.п. В качестве показателей производственной эффективности используются: се-бестоимость производства, стоимость одного килограмма ЛА, отношение ценыЛА к числу пассажиров.

Э к с п л у а т а ц и о н н а я э ф ф е к т и в н о с т ь ЛА отражает его каче-ство как объекта эксплуатации и зависит от таких его свойств, как надежность,живучесть, безопасность, эксплуатационная технологичность.

Э к о н о м и ч е с к а я э ф ф е к т и в н о с т ь ЛА – наиболее общий видэффективности. Сущность ее сводится к сопоставлению отрицательного эффек-та, выраженного в стоимостных единицах, с положительным эффектом,выраженным либо в стоимостных единицах, либо в натуральных единицах. Оназависит от многих свойств ЛА, от его технической, производственной и эксплу-атационной эффективности.

25Экономическая эффективность дает наиболее общую оценку результатив-

ности использования коммерческих ЛА ГА. Однако она имеет существенныйнедостаток – зависимость от случайных, часто конъюнктурных факторов(например, колебания цен, особенности организации производства ЛА, его лет-ной эксплуатации и ТОиР).

Для оценки экономической эффективности обычно используются либодробные показатели (1.11), либо показатели вида (1.12).

В качестве примера дробного показателя можно привести себестоимостьтонно-километра (или себестоимость перевозок):

W=Cч

k ком mкомV рейс

, (1.19)

где Сч=Счп+Сч

к – расходы на эксплуатацию ЛА, приходящиеся на один часполета, [руб/ч];

Счп – прямые эксплуатационные расходы;

Счк – косвенные эксплуатационные расходы;

kком – коэффициент коммерческой нагрузки, учитывающий среднегодовуюнеполную загрузку ЛА из-за сезонности перевозок (kком

К п р я м ы м эксплуатационным расходам относятся расходы на:– амортизацию ЛА;– ТОиР;– горюче-смазочные материалы (ГСМ);– заработную плату и социальные отчисления для экипажа и об-

служивающего персонала.К к о с в е н н ы м (аэропортовым) эксплуатационным расходам относятся

расходы на содержание аэропортов и различных наземных служб.Похожий вид имеет показатель себестоимости эксплуатации [14]:

W= Ck ком mком L

, (1.20)

где C – все эксплуатационные расходы на выполнение одного рейса (рейсо-вые расходы);

L – дальность полета при данной коммерческой нагрузке.В качестве примера показателя вида (1.12) можно привести рейсовую

прибыль [14]:W=D−C , (1.21)

где D – рейсовые доходы.

1.5.3. Технический уровень летательных аппаратов гражданской авиации

Повышение эффективности АТ является важнейшим условием развитиявоздушного транспорта. Этим объясняется важность проблемы измеренияэффективности. Вместе с тем она не является исчерпывающей характеристикойтехнической системы особенно на стадии прогноза и заказа новой техники [3].

26Для разработчика АТ выбор рациональной и прогрессивной технической

политики – исключительно важная задача, т.к. достижение победы в конкурент-ной борьбе на рынке сбыта требует постоянных корректирующих действий,которые могут быть осуществлены только в результате проведения оценок пе-рспективности того или иного технического решения. Причем достаточно точнорассчитать экономический эффект в этом случае не представляется возможным.

Эксплуатанту новой АТ процесс ее заказа также не следует связыватьлишь с экономической эффективностью. Это объясняется тем, что новые техни-ческие средства на первых порах чаще всего бывают экономически невыгод-ными из-за дорогой и трудоемкой доводки, неизбежность которой обусловленасамой новизной. Кроме того, даже при стабильной экономике нельзя уберечьсяот случайностей и неопределенностей. Они проявляются в поставках и рас-ходах ресурсов, возможностях и результатах хозяйственной деятельностиавиапредприятий, внешних условиях авиапроизводства и т.д.

Отсюда вытекает потребность в проведении неэкономической оценки тех-нических систем. Выше были изложены методы оценки технической и эксплуа-тационной эффективности ЛА, т.е. именно неэкономические методы оценкиэффективности. Однако данные методы не позволяют определить техническоесовершенство ЛА. Между тем, знать это очень важно, т.к. только техническисовершенное на данный момент изделие способно достаточно долгое время мо-рально не стареть, обладать сравнительно высокой эффективностью продолжи-тельное время, иметь высокую конкурентоспособность на рынке АТ. Для экс-плуатантов АТ это тоже крайне важно, поскольку современная АТ отличаетсявысокой ценой и имеет длительные сроки эксплуатации. Неверно принятоерешение при покупке новой техники может привести к серьезным экономиче-ским потерям в будущем.

Таким образом, при оценке высокотехнологичной продукции, такой какавиационная техника, важно знать степень использования при ее создании по-следних достижений научно-технического прогресса. Для этого используетсяпонятие т е х н и ч е с к о г о у р о в н я – относительной характеристики каче-ства продукции, основанной на сопоставлении значений показателей качества,характеризующих техническое совершенство оцениваемой продукции, с соот-ветствующими базовыми значениями. При этом под т е х н и ч е с к и мс о в е р ш е н с т в о м понимается основная составляющая качества продукции,которая создается только за счет использования достижений науки и техники[4].

Технический уровень является обобщенным показателем, включающимсовокупность показателей технического совершенства. Техническоесовершенство отражается в показателях материалоемкости и энергоемкости, вэргономических показателях, в показателях безопасности и т.д. и достигается врезультате оригинальных конструктивных решений, применения новых высо-

27копрочных материалов малой плотности, внедрения прогрессивных технологи-ческих процессов, методов расчета, контроля, испытаний и т.д.

Показатели технического уровня могут использоваться при выдаче ТЗ напроектирование новой продукции, планировании научно-исследовательских иопытно-конструкторских работ, исследованиях рынка, при оценке конкуренто-способности продукции и пр.

Выше при рассмотрении уравнения существования самолета было отме-чено, что имеется тесная связь между свойствами изделия и его массой, т.к.масса является материальной формой этих свойств. Поэтому обычно улучшениесвойств изделия, т.е. повышение его качества, ведет к интенсивному увеличе-нию его массы. Бороться с этим явлением можно только с помощью широкогоиспользования результатов научно-технического прогресса – стремления кудовлетворению повышенных требований без увеличения массы материаловили сокращения массы материалов для создания изделий с заданными требова-ниями.

Сокращение массы изделий влечет за собой процессы сокращения массполуфабрикатов, масс материалов, массы полезных ископаемых, а также со-кращение потребных энергетических ресурсов на их производство и эксплуата-цию. Такое направление развития позволяет успешно решать не только технико-экономические проблемы, но и проблемы экологические.

В соответствии с этим т е х н и ч е с к о е с о в е р ш е н с т в о м о ж н от р а к т о в а т ь к а к о с н о в н у ю с о с т а в л я ю щ у ю к а ч е с т в а ,к о т о р а я с о з д а е т с я б е з у в е л и ч е н и я м а с с ы . Такой подходтребует вложения средств в научные исследования и отработку новых техниче-ских решений. Полученные результаты распространяются затем, по меньшеймере, на все ЛА одной серии, а иногда и на всю авиацию в целом. Это даетвозможность через некоторое время окупить вложенные в науку средства.

Чтобы сравнивать ЛА между собой в части технического совершенства,т.е. судить о техническом уровне, существуют методы количественной оценкитехнического уровня. Однако рассмотрение этих методов выходит за рамки на-стоящего учебного пособия.

Вопросы для самопроверки по разделу 11. Приведите классификацию ЛА по принципу полета.2. В чем принципиальное отличие коммерческой гражданской авиации от

авиации общего назначения?3. Приведите классификацию самолетов гражданской авиации.4. Перечислите основные функциональные и эксплуатационные свойства

самолета.5. В каких документах излагаются общие технические и эксплуатаци-

онно-технические требования к летательным аппаратам?

286. Приведите уравнение существования летательного аппарата. В чем его

основная идея?7. Перечислите характерные массы летательного аппарата и укажите их

взаимосвязи.8. Что такое эффективность? Перечислите виды эффективности летатель-

ных аппаратов гражданской авиации.9. Приведите примеры показателей эффективности летательных аппара-

тов гражданской авиации.10. Что такое технический уровень летательных аппаратов?

2. Нагрузки, действующие на самолет. Нормы прочности

2.1. Виды нагрузок и их классификация

В процессе эксплуатации ЛА и его агрегаты подвергаются воздействиюразличных нагрузок. При этом конструкция ЛА должна обладать достаточнойпрочностью и жесткостью. П р о ч н о с т ь ю называется способностьконструкции воспринимать внешние нагрузки без разрушения, а ж е с т к о -с т ь ю – способность конструкции воспринимать внешние нагрузки без суще-ственных деформаций [17].

При создании ЛА сначала определяют действующие на него нагрузки, азатем разрабатывают конструкцию ЛА и проверяют ее на прочность и жест-кость.

Нагрузки, действующие на ЛА, классифицируют по различным принци-пам [9].

П о х а р а к т е р у в о з д е й с т в и я нагрузки делятся на статические идинамические. С т а т и ч е с к и е н а г р у з к и – это такие нагрузки, измене-нием которых можно пренебречь. Д и н а м и ч е с к и е н а г р у з к и изменяют-ся сравнительно быстро и их изменением пренебрегать нельзя.

П о х а р а к т е р у р а с п р е д е л е н и я нагрузки делятся на сосредото-ченные и распределенные. С о с р е д о т о ч е н н ы е н а г р у з к и приложены водной точке. Р а с п р е д е л е н н ы е н а г р у з к и соответственно могут бытьраспределены по длине, поверхности и объему.

Кроме этого, все силы, действующие на ЛА, разделяются на массовые иповерхностные.

М а с с о в ы е с и л ы – это силы, пропорциональные массе. К ним отно-сятся силы тяжести и инерционные силы.

П о в е р х н о с т н ы е с и л ы – это силы, не связанные с массой. Они,как правило, приложены к поверхности ЛА (отсюда их название). К поверх-ностным силам относятся: аэродинамические силы, тяга двигателей, силыреакции земли (при посадке, разбеге, пробеге и рулении), силы взаимодействиямежду агрегатами ЛА. Кроме того, на отдельные агрегаты ЛА могут действо-вать следующие дополнительные нагрузки:

29– от сил избыточного давления в герметических отсеках;– акустические;– возникающие при нагреве конструкции.При рассмотрении сил, действующих на ЛА, используют п р и н ц и п

Д ’ А л а м б е р а , который гласит, что движущееся с ускорением тело можнорассматривать как находящееся в состоянии равновесия, если учесть силыинерции.

Рассмотрим криволинейный полет самолета в вертикальной плоскости(рис. 2.1).

Y⃗X

Y

R

G⃗ sin θ

X⃗G⃗

G⃗ cos θ

m j⃗ y

m j⃗ xV⃗P⃗

θ

траекторияполета

местная горизонтальнаяплоскость

Рис. 2.1. Силы, действующие на самолет при криволинейном полете ввертикальной плоскости

Пусть самолет движется с переменной линейной скоростью V⃗ по дугеокружности радиуса R. При этом равнодействующая массовых сил будет равна:

R⃗м=G⃗+m j⃗ x+m j⃗ y, (2.1)

где G⃗=m g⃗ – сила тяжести;

m j⃗ x, m j⃗ y

– силы инерции;

m – масса самолета;

j x=dVdt

– тангенциальное ускорение;

V – тангенциальная (поступательная) скорость самолета;

j y=V 2

R – центробежное ускорение.

30Равнодействующая поверхностных сил равна:

R⃗п= X⃗ +Y⃗ + P⃗ , (2.2)

где X⃗ – аэродинамическая продольная сила;

Y⃗ – аэродинамическая нормальная сила;

P⃗ – суммарная тяга двигателей.

В соответствии с принципом Д’Аламбера:R⃗п+ R⃗м=0. (2.3)

Отсюда:R⃗п=−R⃗м

. (2.4)

Или в скалярной форме:Rп=Rм

. (2.5)

Это справедливо для любого i-го агрегата самолета: Rп i=Rм i.

2.2. Перегрузки

2.2.1. Перегрузки в центре масс самолета

При оценке нагрузок, действующих на ЛА, удобно пользоваться без-размерной величиной – перегрузкой. П о л н о й п е р е г р у з к о й в ц е н т р ем а с с Л А называется отношение равнодействующей поверхностных сил R⃗п

к

величине силы тяжести G:

n⃗=R⃗п

G. (2.6)

Из этой формулы следует, что перегрузка – величина векторная и без-размерная. Направление вектора n⃗ совпадает с направлением вектора R⃗п

.

Абсолютное значение полной перегрузки можно вычислить как по значе-нию равнодействующей поверхностных сил, так и по значению равнодейству-ющей массовых сил:

n=Rп

G=

Rм

G. (2.7)

Вышеприведенные рассуждения о силах и перегрузке, действующих вцентре масс (ц.м.) ЛА, можно распространить на отдельные части ЛА и на гру-зы, размещенные в них. Так, например, полная перегрузка, действующая на грузмассой mi, будет равна:

n⃗=R⃗п i

mi g, (2.8)

где R⃗п i – равнодействующая поверхностных сил, действующих на груз

(реакций опор, если груз расположен внутри ЛА).

31На практике удобнее пользоваться не полной перегрузкой, а ее проекци-

ями на оси связанной OXYZ или скоростной OXaYaZa систем координат, извест-ных из дисциплины «Аэродинамика».

На оси связанной системы координат полная перегрузка дает следующиепроекции:

– nx=(Rп)x

G – продольная перегрузка;

– n y=(Rп)y

G – нормальная перегрузка;

– nz=(Rп)z

G – поперечная перегрузка.

В скоростной системе координат:

– nxa=(Rп)xa

G – тангенциальная перегрузка;

– n ya=(Rп)ya

G – нормальная скоростная перегрузка;

– nza=(Rп)za

G – боковая перегрузка.

Здесь (Rп)x, (Rп)y, (Rп)z, (Rп)xa, (Rп)ya, (Rп)za – проекции равнодействующейповерхностных сил на соответствующие оси координат.

Перегрузка в направлении координатной оси может быть положительной,отрицательной или равной нулю. Знак перегрузки определяется знакомпроекции равнодействующей поверхностных сил на эту ось.

Абсолютное значение полной перегрузки определяется по формулам:

n=√nx2+n y

2+nz2 (2.9)

или

n=√nxa2 +n ya

2 +n za2 . (2.10)

Из дисциплины «Аэродинамика» известно, что взаимное положение ско-ростной и связанной систем координат определяется углами атаки α и скольже-ния β. Чаще всего эти углы невелики. Поэтому при прочностных расчетах мож-но считать, что оси связанной и скоростной систем координат совпадают. Этозначит, что сила лобового сопротивления Xa мало отличается от продольнойсилы X, подъемная сила Ya – от нормальной Y, а боковая сила Za – от поперечнойZ. Следовательно, можно принять, что nx≈nxa, n y≈n ya и nz≈n za. При дальней-

шем изложении материала будут использоваться силы и перегрузки в связаннойсистеме координат.

322.2.2. Перегрузки вне центра масс самолета

Если самолет совершает вращательные движения вокруг своего ц.м., то вточках, не совпадающих с ц.м., перегрузки будут отличаться от перегрузок вц.м. [9].

Рассмотрим перегрузки вне ц.м. самолета, возникающие, например, привращении самолета вокруг поперечной оси OZ связанной системы координат сугловой скоростью ωz, которое может также происходить с угловым ускорениемd ωdt=ω̇z.

В точке M, лежащей на расстоянии xM от ц.м. (рис. 2.2), к перегрузкам nx иny, действующим в ц.м., добавятся приращения nx и ny, обусловленные воз-никшими ускорениями от вращательного движения:

Δ nx=mωz

2 xM

G=ωz

2 xM

g; Δ n y=

m ω̇z xM

G=ω̇z xM

g. (2.11)

ωz

ω̇z

M n⃗ yn⃗ y

Δ n⃗ y

n⃗ x

n⃗ x

Δ n⃗x

xM

n y

x

ny

Δn y

O

ц.м.

Рис. 2.2. Перегрузки вне центра масс самолета

Таким образом, суммарные перегрузки в точке M будут:

nx Σ=nx±ωz

2 xM

g; n y Σ=n y±

ω̇z xM

g. (2.12)

Здесь знак «+» берется, если приращение перегрузки совпадает понаправлению с перегрузкой в ц.м.. В противном случае берется знак «–».

2.2.3. Маневренные перегрузки при различных режимах полета

Установившийся прямолинейный полет в горизонтальной плоскости

Пусть самолет совершает установившийся (V=const) горизонтальный( H=const ), прямолинейный полет (рис. 2.3). Запишем уравнения движения

33самолета так, чтобы в левых частях этих уравнений стояли поверхностныесилы, а в правых – массовые:

P−X=0 ;Y=G ;Z=0.

(2.13)

Разделив эти уравнения на G, получим выражения для перегрузок в ц.м.самолета [9]:

nx=P−X

G=0 ;

n y=YG=1 ;

nz=0.

(2.14)

Y

X

Y⃗

G⃗

X⃗P⃗V⃗ O

ц.м.

Рис. 2.3. Силы, действующие на самолет в установившемся прямолинейномполете в горизонтальной плоскости

Криволинейный полет в вертикальной плоскости

Пусть самолет совершает криволинейный полет в вертикальной плоско-сти (рис. 2.1). Запишем уравнения движения самолета [9]:

P−X=G sin θ+mj x ;Y=G cosθ+mj y ;Z=0 ,

(2.15)

где θ – угол наклона траектории.Разделим эти уравнения на G и получим выражения для перегрузок:

nx=P−X

G=sinθ+

j x

g;

n y=YG=cosθ+

j y

g;

nz=0.

(2.16)

34Легко видеть, что максимального значения нормальная перегрузка будет

достигать в нижней точке траектории, когда θ=0:

n y max=1+j y

g=1+

V 2

gR. (2.17)

Криволинейный полет в горизонтальной плоскости (вираж)

Правильный вираж совершается с некоторым углом крена γ (рис. 2.4), нобез скольжения (β=0), без изменения высоты полета (H=const) и с постояннойскоростью (V=const). Уравнения движения в проекциях на оси связанной си-стемы координат будут иметь вид:

P−X=0 ;Y=G cosγ+mj zsin γ ;Z=G sin γ−mj z cos γ=0,

(2.18)

где γ – угол крена (определяется взаимным положением связанной OXYZ инормальной OXgYgZg систем координат);

jz – центробежное ускорение.

Y

Z

Yg

Zg

G⃗

Y⃗

Y⃗ sin γ

Y⃗ cos γ

m j⃗ zO

Rв

γ

γ

Рис. 2.4. Силы, действующие на самолет при правильном вираже

Как видно из этих уравнений, при правильном вираже перегрузкиnx=nz=0. Из этих же уравнений, а также непосредственно из рис. 2.4 видно,

чтоY cos γ=G ;Y sin γ=mj z .

(2.19)

Следовательно, при правильном вираже нормальная перегрузка будет рав-на [9]:

n y=YG=

1cosγ

. (2.20)

35Из этой формулы вытекает, что при отсутствии крена (γ=0) перегрузка

n y=1, а при γ→900 перегрузка n y→∞. Но возможности самолета по созданию

перегрузки и по прочности конструкции ограничены. Поэтому угол крена приправильном вираже также ограничен.

Из формул (2.19) получим выражение для радиуса виража Rв, учитывая,

что j z=V 2

Rв

:

Rв=V 2

g √n y2−1

. (2.21)

Из формулы (2.21) видно, что чем больше перегрузка ny, тем меньше будетрадиус виража Rв, т.е. выше маневренность самолета, но и нагрузки наконструкцию будут больше.

Рассмотрим влияние характеристик самолета и параметров полета на ве-личину нормальной перегрузки [9]. Нормальная перегрузка будет тем больше,чем больше аэродинамическая нормальная сила. Зная формулу для аэродинами-ческой нормальной силы, запишем:

n y=YG=c y

ρV 2

2

Sкр

G=c y

ρV 2

21p

, (2.22)

где p=GSкр

– удельная нагрузка на крыло.

Таким образом, нормальная перегрузка будет тем больше, чем большекоэффициент нормальной аэродинамической силы и скорость полета, и чемменьше высота полета (т. е. больше плотность воздуха) и удельная нагрузка накрыло.

2.2.4. Перегрузки при полете в неспокойном воздухе

Воздух в земной атмосфере практически никогда не бывает спокойным.При полете самолета в турбулентной атмосфере затрудняется пилотированиеиз-за возникновения разворотов самолета по крену, тангажу и рысканию, чтовызывает утомляемость экипажа и пассажиров. Это явление принято называтьб о л т а н к о й .

Размеры вихрей и скорости движения воздуха в них могут существенноразличаться и зависят от внешних воздействий. Двумя основными параметрамиатмосферной турбулентности являются масштаб и интенсивность [16].

М а с ш т а б о м а т м о с ф е р н о й т у р б у л е н т н о с т и называетсяхарактерный размер (диаметр) вихрей, содержащих основную долю кинетиче-ской энергии турбулентности. Масштаб атмосферной турбулентности примернопропорционален высоте вплоть до высоты 300 м, а на больших высотах его уве-

36личение происходит медленнее. Характер этой турбулентности определяетсясамой атмосферой и не зависит от самолета.

И н т е н с и в н о с т ь а т м о с ф е р н о й т у р б у л е н т н о с т и – это ки-нетическая энергия турбулентности, приходящаяся на единицу массы воздуха.

При встрече самолета с атмосферной турбулентностью происходит по-степенное нарастание скорости движения воздуха, т.е. имеет место быть гради-ент скорости. Если этот градиент достаточно велик, то такое воздушное течениеназывается п о р ы в о м (в том случае, если скорость движения воздуха возрас-тает до своего максимального значения за время, меньшее 2 с); если градиентмал, то воздушное течение называется п о т о к о м [7]. Изменение скоростидвижения воздуха приводит к изменению перегрузки, а значит, и нагрузок, дей-ствующих на самолет. Таким образом, атмосферная турбулентность вызываеткак значительные одиночные перегрузки, которые могут привести к остаточнымдеформациям и разрушению конструкции, так и сравнительно небольшие по ве-личине высокочастотные знакопеременные нагрузки, которые могут привести крезонансным явлениям и усталостному разрушению конструкции.

При оценке прочности самолета рассматривают одиночные порывы высо-кой интенсивности (однократная болтанка), которые вызваны турбулентностьюбольшого масштаба, а также часто повторяющиеся порывы (циклическая бол-танка или непрерывная атмосферная турбулентность), вызванные турбулентно-стью малого масштаба и невысокой интенсивности.

Перегрузки от воздействия одиночных порывов

Горизонтальный встречный порывПусть самолет совершает установившийся горизонтальный прямолиней-

ный полет со скоростью V и испытывает воздействие встречного порыва ветра,имеющего скорость U (рис. 2.5).

Y

X

Y⃗ Σ

G⃗

X⃗ ΣP⃗V⃗ OU⃗

Рис. 2.5. Воздействие горизонтального порыва на самолетПусть при этом скорость обтекания крыла увеличится мгновенно и будет

равна:V Σ=V +U . (2.23)

37Это приведет к увеличению подъемной силы. В результате возрастет

нормальная перегрузка, которая до встречи с порывом была n y=YG=1:

n y=Y ΣG=

Y ΣY=

c y

ρ(V +U )2

2S кр

c yρV 2

2Sкр

=(V +U )2

V 2, (2.24)

где cy – коэффициент нормальной аэродинамической силы крыла;ρ – плотность воздуха;Sкр – площадь крыла.Скорость горизонтального порыва ветра U, как правило, невелика по

сравнению со скоростью горизонтального полета самолета V. Поэтому гори-зонтальные порывы ветра чаще всего не опасны с точки зрения прочностисамолета. Исключение может составлять ураган или струйное течение в верх-них слоях тропосферы.

Вертикальный порывПусть, как и в предыдущем примере, самолет совершает установившийся

прямолинейный полет в горизонтальной плоскости со скоростью V и встречаетвертикальный восходящий порыв ветра, имеющий скорость U (рис. 2.6).

Так как скорость порыва значительно меньше скорости полета U≪V , томожно считать, что скорость обтекания крыла по величине не изменилась( V Σ≈V ), а изменилось лишь ее направление на угол:

Δ α≈tg Δα=UV

. (2.25)

Y

X

Y⃗ Σ

G⃗

X⃗ ΣP⃗

V⃗

OU⃗

V⃗ ΣΔα

Рис. 2.6. Воздействие вертикального порыва на самолет

Такое изменение угла атаки приведет к увеличению коэффициентанормальной аэродинамической силы cy на величину:

Δ c y=c yαΔα≈c y

αUV

, (2.26)

38где c y

α – частная производная коэффициента нормальной аэродинамической

силы крыла по углу атаки.По аналогии с формулой (2.24) запишем выражение для нормальной пе-

регрузки при встрече с вертикальным восходящим порывом ветра:

ny=Y ΣG=

Y ΣY=(c y+Δ c y)

ρV 2

2S кр

c yρV 2

2S кр

=c y+Δ c y

c y

=1+Δ c y

c y

=1+c yα

c y

UV

, (2.27)

Учитывая, что в установившемся горизонтальном прямолинейном полете

c y=2G

ρV 2 S кр

, можно записать:

ny=1±c yαρUVS кр

2 G. (2.28)

В этой формуле знак «+» берется для восходящего порыва, а знак «–» –для нисходящего. Нисходящие порывы также необходимо рассматривать, т. к.вызываемая ими отрицательная перегрузка тоже может выйти за допустимыепределы.

Формула (2.28) выводилась в предположении, что скорость порыва U вмомент встречи с ним самолета имеет максимальную величину. В реальном по-лете скорость порыва нарастает постепенно. Поэтому к моменту, когда скоростьпорыва достигнет максимума, самолет уже будет иметь некоторую вертикаль-ную скорость в направлении порыва. Это уменьшит воздействие порыва. Дляучета этого обстоятельства в формулу для расчета перегрузки вводитсяк о э ф ф и ц и е н т о с л а б л е н и я п о р ы в а k g<1 :

ny=1±k g c y

αρUVS кр

2 G. (2.29)

Перегрузки от воздействия непрерывной атмосферной турбулентности

Непрерывную атмосферную турбулентность необходимо описать матема-тически таким образом, чтобы можно было определить нагрузки, действующиена самолет, которые зависят от эффекта комбинации турбулентности и основ-ного воздушного течения.

Любая турбулентность возникает при некотором воздействии на основноетечение и во время ее возникновения происходит быстро изменяющееся взаи-модействие двух течений. Для упрощения математического описания непрерыв-ного воздействия неспокойного воздуха на самолет вводится допущение о том,что турбулентность представляет собой совокупность турбулентных зон, в пре-делах которых турбулентность можно считать однородной и изотропной. Турбу-лентность считается о д н о р о д н о й , если ее интенсивность во всех точках

39одинакова, и и з о т р о п н о й , если ее параметры одинаковы по любому направ-лению, проведенному из данной точки. Это может быть при условии, чторасстояния, требуемые для значительного изменения интенсивности турбулент-ности или скорости потока, велики по сравнению с масштабом турбулентности.

Для описания атмосферной турбулентности широко используется сто-хастический подход. В соответствии с этим подходом турбулентная скорость вданной точке с течением времени меняется случайным образом, причем ееизменения носят колебательный характер. При этом кинетическая энергия тур-булентности имеет различные компоненты на различных длинах волн.

Таким образом, в основу математической модели непрерывной атмосфер-ной турбулентности положены следующие предположения и допущения:

– атмосфера представляет собой совокупность спокойных участков и тур-булентных зон;

– атмосферная турбулентность в пределах одной зоны считается однород-ной и изотропной;

– в турбулентных зонах изменение по времени компонентов турбулентнойскорости является стационарным случайным процессом с дисперсией, случайноменяющейся от зоны к зоне.

Суммарная кинетическая энергия турбулентности, приходящаяся на еди-ницу массы воздуха:

E=12σ 2, (2.30)

где σ2 — дисперсия турбулентной скорости.Откуда:

σ2=2 E , (2.31)

Поскольку энергия турбулентности имеет различные компоненты на раз-личных частотах, для аналитического описания турбулентности используетсяспектральное разложение энергии по частотам с использованием аппарата спек-тральной теории случайных функций.

Прежде всего необходимо отметить, что изменение турбулентной скоро-сти в одной точке по времени является с т а ц и о н а р н ы м с л у ч а й н ы мп р о ц е с с о м , т.е. все вероятностные характеристики этого процесса (матема-тическое ожидание, дисперсия) не зависят от времени. Это допущение основанона гипотезе об однородности турбулентности в отдельной турбулентной зоне.

Спектр стационарной случайной функции описывает распределениедисперсий по различным частотам. Так как в нашем случае дисперсия равнаудвоенной кинетической энергии турбулентности (формула (2.31)), то спектрдисперсий будет соответствовать спектру удвоенных энергий турбулентности.

В качестве функции, описывающей распределение энергии по частотам,используется с п е к т р а л ь н а я п л о т н о с т ь S (Ω), где Ω=ω

V – про-

40странственная частота, [1/м]; ω – круговая частота порывов, [1/с]. ФункцияS (Ω) представляет собой удвоенную плотность энергии, приходящейся на еди-

ницу массы воздуха при данном значении Ω.Удвоенная суммарная энергия единицы массы воздуха равна дисперсии

турбулентной скорости:

σ2=∫

0

∞

S (Ω)dΩ. (2.32)

Турбулентность по своей природе является трехмерной, но при оценкепрочности обычно рассматривают вертикальный и боковой компоненты турбу-лентной скорости. Рассмотрим далее вертикальный компонент турбулентнойскорости U, т. к. при прочих равных условиях он обычно вызывает наибольшиеперегрузки. Дисперсия турбулентной скорости в направлении вертикали равна:

σU2=∫

0

∞

SU (Ω)dΩ, [м2/с2] (2.33)

где SU (Ω) – спектральная плотность вертикального компонента турбулентной

скорости.Для функции SU (Ω) имеется несколько эмпирических выражений. Чаще

всего используется модель Кармана:

SU (Ω)=LU σU

2

π ⋅1+

83(1,339 LUΩ)

2

[1+(1,339 LUΩ)2 ]

116

, [м3/с2] (2.34)

где LU – масштаб турбулентности, [м].Для описания атмосферной турбулентности по формуле (2.34) необхо-

димо знать дисперсию σU2 и масштаб LU, которые можно определить с помощью

стандартной модели турбулентности атмосферы [11]. Данный стандарт устанав-ливает характеристики непрерывной турбулентности атмосферы до высоты 25км.

В указанном стандарте масштаб турбулентности LU для разных диапа-зонов высот полета H принимается:

– при 10⩽H⩽760м LU = H;– при H >760м LU = 760 м.С учетом вышеизложенных предположений и допущений задача полного

представления турбулентности сводится к проблеме определения вероятност-ного распределения средней квадратической величины вертикальногокомпонента турбулентной скорости, что делается с помощью функции плотно-сти распределения f (σU ).

Функция f (σU ) существует при σU≥0 и является убывающей функцией,

так как зоны с более интенсивной турбулентностью встречаются реже, чем

41зоны с малой интенсивностью. В вышеупомянутой стандартной модели турбу-лентности атмосферы предлагается использовать следующую функцию плотно-сти распределения средних квадратических значений вертикального компонентатурбулентной скорости:

f (σU )=√π2

P1

b1

exp(− σU2

2 b12 )+√ π2

P 2

b2

exp (− σU2

2b22 ), [с/м] (2.35)

где P1 – вероятность полета в зоне умеренной турбулентности;P2 – вероятность полета в зоне интенсивной турбулентности;b1 – коэффициент, характеризующий умеренную турбулентность, [м/с];b2 – коэффициент, характеризующий интенсивную турбулентность, [м/с].Если обозначить вероятность полета в спокойной атмосфере P0, то:

P 0+P1+P 2=1. (2.36)

Значения P1, P2, b1, b2 приведены в стандарте в табличной и графическойформах в зависимости от высоты полета.

Перейдем от спектральной плотности порывов SU (Ω) к спектральной

плотности приращений перегрузок S n(Ω). Делается это с помощью следующего

выражения в предположении, что приращение перегрузки Δny на любой длиневолны вызвано турбулентностью с той же самой длиной волны [16]:

S n(Ω)=|T n(Ω)|2 SU (Ω), [м] (2.37)

где T n(Ω) – частотная характеристика приращения перегрузки при действии

синусоидального порыва постоянной амплитуды с пространственной частотойΩ.

Частотные характеристики определяются теоретическими или экс-периментальными методами. В первом приближении можно воспользоваться,например, следующим выражением [10]:

|T n(Ω)|2=

V 2

g 2

4Ω2

[4+Ω2( 2 mπρ S кр

+0,5 bСГХ)2

](1+πΩbСГХ)

, [с2/м2] (2.38)

где bСГХ – средняя геометрическая хорда крыла, [м].Суммарную реакцию самолета на непрерывную атмосферную турбулент-

ность можно охарактеризовать двумя параметрами:1) величиной реакции, измеряемой в единицах среднего квадратического

значения приращения перегрузки σn;2) количеством пересечений Nn заданного уровня приращения перегрузки

Δny в единицу времени (повторяемостью перегрузок).Величину реакции можно описать следующим образом:

σ n2=∫

0

∞

S n(Ω)dΩ, (2.39)

42где σn – среднее квадратическое значение приращения перегрузки.

Среднюю повторяемость перегрузок в соответствии с [11] можно опреде-лить по формуле:

N n=N 0[P1 exp(−Δ ny

An b1)+P 2 exp(−

Δn y

An b2)], [Гц] (2.40)

где N 0=V2π [ ∫Ωmin

Ωmax

Ω2 S n(Ω)dΩ

∫Ωmin

Ωmax

S n(Ω)dΩ ]12

, [Гц] – число превышений в единицу времени

нулевого уровня приращений перегрузки Δ n y=0;

An=σnσU=[∫Ωmin

Ωmax

Sn(Ω)dΩ

∫0

∞

SU (Ω)dΩ ]12

, [c/м] – передаточный коэффициент от порыва к

реакции (приращению перегрузки) самолета;Ωmin=10−4, [1/м];

Ωmax=2π f max

V, [1/м];

f max=3 Гц.

Величину N n можно использовать для оценки расходования ресурса

конструкции самолета и возможности возникновения резонансных явлений.

2.2.5. Перегрузки при движении по земле

При нахождении на земле самолет также испытывает нагрузки, которыекак и при полете в неспокойном воздухе можно разделить на одиночные,имеющие относительно большую величину, и часто повторяющиеся нагрузкималой величины. Одиночные нагрузки возникают при посадке самолета в мо-мент касания ВПП, при наезде на высокой скорости на большие неровности,при резком торможении, а также в процессе разворотов при рулении. Малые, ночасто повторяющиеся нагрузки возникают из-за движения самолета по неболь-шим неровностям ВПП, которая никогда не бывает идеально ровной.

Перегрузки от воздействия одиночных нагрузок при движении по земле

Рассмотрим несколько типичных случаев воздействия одиночных нагру-зок при нахождении самолета на земле.

43Горизонтальная посадкаПусть самолет имеет трехопорное шасси с носовой опорой, что является

наиболее распространенной схемой шасси у современных магистральных само-летов. Пусть также его снижение происходит равномерно с некоторой верти-кальной скоростью. Касание земли происходит всеми опорами одновременно.При касании земли на самолет будут действовать силы, показанные на рис. 2.7.

Очевидно, что при этом перегрузки nx=nz=0. Найдем перегрузку ny.

Нормальная аэродинамическая сила Y⃗ , а также силы реакции земли относовой опоры R⃗нос

и от двух основных опор 2 R⃗осн (поверхностные силы) в со-

ответствии с принципом Д'Аламбера должны быть уравновешены массовымисилами – силой тяжести G⃗ и силой инерции m j⃗ y

, приложенными в ц.м. самоле-

та. В соответствии с формулой (2.5) запишем:Y +Rнос+2 Rосн=G+mj y

. (2.41)

Y⃗2 R⃗осн

R⃗нос

G⃗

m j⃗ y

Рис. 2.7. Горизонтальная посадка самолета

Из определения перегрузки вытекает:

n y=Y +Rнос+2 Rосн

G=

G+mj y

G. (2.42)

Поскольку выше было принято, что снижение самолета происходит рав-номерно, нормальная аэродинамическая сила будет равна силе тяжести Y=G.Тогда:

n y=1+Rнос+2 Rосн

G=1+

j y

g. (2.43)

Величина реакций Rнос и Rосн, а значит и перегрузки ny при посадке, зави-сит от вертикальной скорости снижения самолета Vy и жесткости амортизации.Если не учитывать деформации планера самолета и грунта, то кинетическаяэнергия вертикального снижения самолета

T=m V y

2

2(2.44)

44переходит в работу сил, сжимающих амортизаторы стоек и пневматики колесшасси:

A=Rср H цм, (2.45)

где Rср – среднее значение силы, равной сумме реакций опор:Rср=(Rнос+2 Rосн)ср;

Hцм – вертикальное перемещение ц.м. самолета от момента касания землидо момента, соответствующего V y=0.

Из условия T=A получим:

Rср=mV y

2

2 H цм

, (2.46)

откуда видно, что чем больше Vy, тем больше Rср. Чем жестче амортизация, темменьше ход амортизатора и сжатие пневматиков, т.е. тем меньше Hцм, а значит,тем больше Rср.

Посадка с опущенным хвостомЭтот тип посадки чаще всего используется в летной эксплуатации самоле-

тов, имеющих трехопорную схему шасси с носовой опорой (рис. 2.8).Y⃗

2 R⃗осн

G⃗

m j⃗ y

Рис. 2.8. Посадка самолета с опущенным хвостом

При условии, что угол тангажа невелик, можно считать, что перегрузкиnx=nz=0. Найдем перегрузку ny. В рассматриваемом случае реакция от

носовой опоры отсутствует (Rнос=0). Тогда нормальную перегрузку можно

определить по следующей формуле:

n y=1+2 Rосн

G=1+

j y

g. (2.47)

Пробег с торможениемДля сокращения длины пробега в конструкции колес шасси используются

тормоза. Обычно тормозами оборудованы только колеса основных опор. Нарис. 2.9 показаны силы, действующие на самолет при торможении во времядвижения его по прямолинейной траектории.

45

2 R⃗осн. y

R⃗нос

G⃗

2 R⃗осн. x

m j⃗ x

Hш

Рис. 2.9. Пробег самолета с торможением

При этом принято, что нормальная аэродинамическая сила пренебрежимомала (Y⃗≈0) из-за малой поступательной скорости V. Торможение осуществля-

ется за счет силы трения колес основных опор R⃗осн. x. Эти силы трения в соот-

ветствии с принципом Д'Аламбера уравновешиваются силой инерции m j⃗ x, при-

ложенной в ц.м. самолета.Запишем уравнения движения:

2 Rосн. x=m j x ;Rнос+2 Rосн. y=G ;Z=0 .

(2.48)

Отметим, что сила Rнос будет увеличиваться, а силы Rосн. y – уменьшаться

относительно своих стояночных значений из-за действия момента m j x H ш, где

Hш – высота шасси (высота ц.м. самолета над поверхностью земли).Перегрузки в ц.м. самолета будут иметь вид:

nx=2 Rосн. x

G=

j x

g<0;

ny=Rнос+2 Rосн. y

G=1 ;

nz=0.

(2.49)

Разворот при руленииПри рулении по земле самолет совершает развороты. При этом он движет-

ся по криволинейной траектории в горизонтальной плоскости. Центростреми-тельная сила создается силами трения колес о землю R⃗нос. z

, R⃗осн. zлев и R⃗осн. z

прав , которые

будут уравновешены центробежной силой m j⃗ z (рис. 2.10), приложенной в ц.м.

самолета.

46

R⃗осн. yлевR⃗осн. y

прав

R⃗нос. y

G⃗

R⃗осн. zлевR⃗осн. z

правR⃗нос. z

Y

Z m j⃗ z

Hш

O

R

Рис. 2.10. Разворот самолета при рулении

Пусть самолет движется по дуге окружности радиуса R и движение эторавномерно, т.е. тангенциальная (поступательная) скорость постоянна( V=const ), а подъемная сила пренебрежимо мала из-за малой величины скоро-сти V, тогда уравнения движения будут иметь вид:

X=0;Rнос. y+Rосн. y

лев +Rосн. yправ =G ;

Rнос. z+Rосн. zлев +Rосн. z

прав=m j z .

(2.50)

Отметим, что сила Rосн. yправ будет увеличиваться, а сила Rосн. y

лев – уменьшаться

относительно своих стояночных значений из-за действия момента m j z H ш.

Перегрузки в ц.м. самолета будут равны:nx=0 ;

n y=Rнос. y+Rосн. y

лев +Rосн. yправ

G=1;

nz=Rнос. z+Rосн. z

лев+Rосн. z

прав

G=

j z

g=

V 2

gR.

(2.51)

Отсюда видно, что чем больше скорость V и чем меньше радиус разворотаR, тем больше поперечная перегрузка nz.

Часто повторяющиеся перегрузки при движении по земле

Часто повторяющиеся перегрузки при движении самолета по земле мож-но определить, используя подход, описанный выше при определении перегру-зок от воздействия непрерывной атмосферной турбулентности. Только в этомслучае вместо спектральной плотности вертикального компонента турбулент-ной скорости SU (Ω) необходимо использовать спектральную плотность неров-

ностей ВПП, а вместо частотной характеристики приращения перегрузки при

47действии порыва T n(Ω) использовать соответствующую частотную характери-

стику приращения перегрузки при наезде на неровности.

2.2.6. Измерение и регистрация перегрузок

Для измерения перегрузок в полете используются специальные приборы –а к с е л е р о м е т р ы . Акселерометр для измерения линейных перегрузок обыч-но состоит из корпуса, внутри которого может линейно перемещаться грузикопределенной массы, связанный с корпусом при помощи упругого тарирован-ного элемента (пружины). Внутренняя полость корпуса, в которой перемещает-ся грузик, заполнена жидкостью для обеспечения демпфирования колебанийгрузика.

При движении ЛА с ускорением, направленным вдоль оси возможного пе-ремещения грузика, появляется сила инерции, действующая на грузик. Под дей-ствием этой силы грузик перемещается внутри корпуса, деформируя упругийэлемент. Перемещение грузика относительно корпуса преобразуется в измене-ние электрического сопротивления, пропорциональное перегрузке. Это позволя-ет выдавать соответствующий электрический сигнал на указатель перегрузки напанели приборов в кабине пилота и производить запись перегрузок за время по-лета с помощью бортовых устройств регистрации параметров полета.

Измерение и регистрация перегрузок в полете позволяют контролироватьв полете значения перегрузок, не допуская превышения их допустимых значе-ний, уточнять нагрузки, действующие на ЛА в различных условиях полета, атакже вести историю нагружения конкретного ЛА в течение всего срока эксплу-атации.

2.3. Условие прочности конструкции. Коэффициент безопасности

Конструкция считается достаточно прочной, если действующие нагрузкине превышают своих допустимых значений. Таким образом, у с л о в и еп р о ч н о с т и в общем виде можно записать следующим образом:

P⩽P доп, (2.52)

где P – действующая нагрузка;Pдоп – допустимая нагрузка.В практике расчетов на прочность авиационных конструкций в качестве

допустимых нагрузок принято использовать нагрузки разрушающие. Но из кур-са «Сопротивление материалов» известно, что если напряжения в материале де-тали превышают предел упругости, то после снятия нагрузки деталь будетиметь остаточную деформацию. В авиационных конструкциях это недопустимо.Поэтому, казалось бы, следует в качестве допустимых нагрузок использовать неразрушающие нагрузки, вызывающие напряжения, равные пределу прочности,а меньшие нагрузки, вызывающие напряжения, равные пределу упругости мате-риала. Но для многих материалов, используемых в авиационных конструкциях,

48трудно достаточно надежно определить величину предела упругости. Выходможно найти, если искусственно завысить действующую нагрузку, умножив еена некоторый коэффициент f >1, и сравнивать ее с разрушающей нагрузкой.

Для многих конструкционных материалов справедливо следующее соот-ношение:

σ в

σ упр≈1,5, (2.53)

где σв – предел прочности;σупр – предел упругости.Поэтому, умножив действующую нагрузку на коэффициент f =1,5, можно

в качестве допустимой использовать разрушающую нагрузку Pразр и при этомобеспечить отсутствие остаточных деформаций, что подтверждается опытомэксплуатации ЛА. Данный коэффициент f называется к о э ф ф и ц и е н т о мб е з о п а с н о с т и , а действующая нагрузка, умноженная на него, называетсяр а с ч е т н о й :

Pр=P⋅ f , (2.54)

Тогда условие прочности будет выглядеть следующим образом:P р⩽P разр. (2.55)

Коэффициент безопасности может иметь и бόльшую величину (обычноон находится в пределах от 1,5 до 2,0), или могут использоваться дополнитель-ные коэффициенты безопасности с целью перекрытия возможных неточностейрасчета величин внешних нагрузок, разброса свойств материалов, отклоненийтехнологических процессов при изготовлении конструкции.

Однако для выдачи заключения о прочности необходимо знать не толькодействующие (расчетные) нагрузки, но и разрушающие.

Разрушающие нормальные напряжения σразр для растягиваемых и сжима-емых элементов определяются по-разному.

Разрушающие нормальные напряжения σразр для элементов, подвержен-ных в основном растяжению, определяются с учетом некоторых условий их ра-боты в составе конструкции.

Прежде всего, необходимо учесть уменьшение площади поперечных сече-ний силовых элементов за счет наличия отверстий под соединительные элемен-ты (заклепки, болты и т.п.). На практике при проектировочных расчетах это де-лается путем введения поправочного коэффициента k 1=0,9.

Необходимо также учесть влияние концентрации напряжений из-за нали-чия отверстий в силовых элементах. Сделать это можно путем введениякоэффициента k2. Его значение зависит от материала детали. Так, например, длястали k 2=0,95, для алюминиевых сплавов – 0,90, для магниевых сплавов – 0,80.

Кроме этого, необходимо принимать во внимание многократностьнагружения конструкции, чтобы учесть усталость материала детали. Для раз-личных материалов, используемых в авиастроении, имеются зависимости

49

коэффициента k 3=σ цσв

от числа циклов нагружения Nц (где σц – разрушающие

напряжения при данном числе циклов нагружения). Типовой вид зависимостиk 3= f (N ц) показан на рис. 2.11.

0 Nц

k3=σцσв

1

Рис. 2.11. Кривая усталости

Таким образом, разрушающее напряжение для силового элемента, ра-ботающего на растяжение, будет равно:

σразр=σв k 1 k 2 k 3. (2.56)Помимо всего вышеперечисленного учитывается также влияние аэроди-

намического нагрева конструкции на механические характеристики материалов(σв, τв, E, G).

Элементы крыла, подверженные в основном сжатию, если это длинные итонкие элементы (обшивка, стрингеры), могут потерять устойчивость раньше,чем напряжения достигнут предела прочности. Потеря же устойчивости вавиационных конструкциях обычно не допускается, т.к. это сопровождаетсябольшими деформациям и чаще всего приводит к последующему разрушению.Поэтому для тонких и длинных элементов за разрушающие напряжения при-нимаются критические напряжения общей σ кр

общ или местной σ крмест потери устой-

чивости (выбирается наименьшее из этих напряжений).При работе элементов на сдвиг, что характерно для обшивки и стенок, в

качестве разрушающих обычно принимаются критические касательные напря-жения потери устойчивости при сдвиге τкр.

2.4. Нормы прочности самолетов

Из материала, изложенного в 1-м разделе настоящего учебного пособия,вытекает, что для обеспечения высокой эффективности функционированиясамолета необходимо, чтобы его конструкция обладала минимально возможноймассой. Но задача создания такой конструкции должна решаться с учетом

50требований прочности и жесткости, предъявляемых к конструкциям самолетовс целью обеспечения безопасности полетов.

Недостаточная прочность конструкции может привести к ее разрушениюили появлению остаточных деформаций, а недостаточная жесткость приводит кискажению формы самолета, снижению аэродинамических характеристик,ухудшению устойчивости и управляемости, может стать причиной неза-тухающих аэроупругих колебаний конструкции, приводящих к ее разрушению.

Требования, предъявляемые к прочности и жесткости конструкций само-летов, от которых зависит безопасность полетов, изложены в ОТТ, т.е. в Нормахлетной годности (АП-23 и АП-25).

Содержащиеся в ОТТ требования по прочности и жесткости конструкциисамолета условно называются Н о р м а м и п р о ч н о с т и . В АП-23 и АП-25имеется соответствующий раздел: «Раздел С – ПРОЧНОСТЬ».

Нормы прочности регламентируют характер и значения нагрузок, которыедолжны учитываться при расчете конструкции самолета на прочность и жест-кость.

В Нормах прочности используется понятие э к с п л у а т а ц и о н н о йн а г р у з к и P э. Это максимальная по абсолютному значению нагрузка,возможная в эксплуатации. Таким образом, в качестве действующей нагрузкипринимается эксплуатационная нагрузка, а расчетная нагрузка получаетсяпутем умножения ее на коэффициент безопасности.

В Нормах прочности величины нагрузок, которые действуют на самолет вцелом и его отдельные агрегаты, определяются сочетанием нормальной пе-регрузки ny и индикаторной скорости полета Vi.

Напомним, что индикаторная скорость равна:

V i=V √ρH

ρ0, (2.57)

где V – истинная скорость полета относительно воздушной среды;ρН – плотность воздуха на высоте полета H;ρ0 – плотность воздуха у земли (Н = 0).При прочностных расчетах для краткости вместо словосочетания

«нормальная перегрузка» часто говорят просто «перегрузка», а индекс «y» в ееобозначении опускают.

Предельными значениями э к с п л у а т а ц и о н н о й п е р е г р у з к и яв-ляются ее максимальное nmax

э и минимальное nminэ значения.

Р а с ч е т н а я п е р е г р у з к а получаются путем умножения эксплуата-ционной перегрузки на коэффициент безопасности:

nр=nэ⋅ f . (2.58)Если нет других указаний, то f =1,5.В Нормах прочности указывается, что конструкция должна выдерживать

эксплуатационные нагрузки без появления опасных остаточных деформаций.

51При всех нагрузках, вплоть до эксплуатационных, деформации конструкции недолжны влиять на безопасность эксплуатации.

Соответствие требованиям к прочности и жесткости должно быть пока-зано для каждого критического случая нагружения. Подтверждение прочностиконструкции только расчетами допускается лишь в том случае, если даннаяконструкция соответствует тем конструкциям, для которых, как показал опыт,примененный метод расчета является надежным. В остальных случаях должныпроводиться подтверждающие статические или динамические испытания.

В Нормах прочности описаны методики расчета полетных нагрузок (привыполнении маневров и при полете в неспокойном воздухе), наземных нагру-зок, нагрузок при аварийной посадке, гидродинамических нагрузок для гид-росамолетов, нагрузок на поверхности и систему управления и др.

В Нормах прочности используется так называемая с и с т е м а р а с ч е т -н ы х с л у ч а е в н а г р у ж е н и я . Произведя расчет на прочность и соответ-ствующие испытания на эти случаи, можно считать, что самолет будет удовле-творять условиям прочности и жесткости во всех других возможных в эксплуа-тации случаях.

В АП-25 записано, что полетные нагрузки, определенные с учетом сжима-емости воздуха при всех скоростях, должны быть рассмотрены:

1) во всем диапазоне расчетных высот, определенных в ТЗ;2) при всех значениях полетной массы – от расчетной минимальной до

расчетной максимальной, соответствующих каждому отдельному полетномуслучаю нагружения;

3) при всех требуемых сочетаниях высоты и массы при любом практиче-ски возможном распределении коммерческой нагрузки самолета, масс топлива имасла в пределах эксплуатационных ограничений, предписанных в Руководствепо летной эксплуатации.

Должно быть рассмотрено достаточно большое количество точек, соот-ветствующих расчетным случаям, на и внутри огибающей условий полета(рис. 2.12) с тем, чтобы была уверенность, что получена максимальная эксплуа-тационная нагрузка на каждую часть конструкции самолета. Обязательныерасчетные случаи показаны точками 1...9.

На рис. 2.12:1) VC – расчетная крейсерская скорость, [м/с]:

V C⩾V B+1,32U ref, (2.59)

где Uref – эффективная индикаторная скорость порыва, задаваемая в АП-25 взависимости от скорости и высоты полета, [м/с];

2) VD – расчетная скорость пикирования, причем V C⩽0,8V D;

3) VA – расчетная маневренная скорость:

V A⩾V S 1√nmaxэ , (2.60)

52

где nmaxэ – максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка;

4) VS1 – скорость сваливания при убранной механизации;nэ

O Vi

1

2

3

– 1

VS1

VF

VA

VC

VD

1 2

34

5 6

7

8

9

cy max

(механизация убрана)

nmaxэ

nminэ

cy max

(механизациявыпущена)

cy min

(механизацияубрана)

Рис. 2.12. Огибающая условий полета при маневре 5) VB – расчетная скорость при максимальной интенсивности порыва,

[м/с]:

V B⩾V S1√1+k gc yαU refV C Sкр

16m, (2.61)

где k g=0,88μ g

5,3+μg

– коэффициент ослабления порыва;

μg=2 m

ρbСГХ c yα S кр

– массовый параметр самолета;

6) VF – расчетная скорость полета при выпущенной механизации, приэтом:

– V F⩾1,6V S 1 – при взлетном положении механизации и при максималь-

ной взлетной массе самолета;– V F⩾1,8V S 1

– при механизации, отклоненной для захода на посадку, и

при максимальной посадочной массе;– V F⩾1,8V S 0

– при механизации в посадочном положении и при мак-

симальной посадочной массе, где VS 0 – скорость сваливания при выпущенноймеханизации.

Перегрузки в Нормах прочности задаются следующим образом.

53Максимальная (положительная) эксплуатационная маневренная перегруз-

ка должна удовлетворять следующему неравенству, но при условии, что ее ве-личина будет лежать в пределах 2,5…3,8:

nmaxэ ⩾2,1+

10890m+4540

, (2.62)

где m – максимальная взлетная масса самолета, [кг].Минимальная (отрицательная) эксплуатационная маневренная перегрузка

должна быть по абсолютной величине не меньше, чем 1, т.е. nminэ ⩽−1,0.

Кривые 0-1 и 0-5 на рис. 2.12 строятся при максимальных значениях cy со-ответственно для убранной и выпущенной механизации. Кривая 0-4 на том жерисунке строится при минимальном значении cy для убранной механизации.

В АП-25 при расчете перегрузок при полете в неспокойном воздухепредполагается, что в горизонтальном полете самолет подвергается воздей-ствию симметричных вертикальных и боковых порывов. Нагрузки на каждуючасть конструкции должны быть получены из динамического расчета. Прирасчете следует принять во внимание нестационарные аэродинамические харак-теристики и все существенные степени свободы самолета, включая его движе-ние как твердого тела.

Форма порыва принимается в виде:

U ( s)=U ds

2 [1−cos (π sH )]для 0≤s≤2 H ;

U ( s)=0 для s>2 H ,

(2.63)

где s – расстояние, пройденное в порыве (глубина проникновения в порыв),[м];

H – длина участка нарастания порыва (расстояние от начала порыва до егомаксимального значения, измеренное вдоль траектории полета),H=9,2 ...106,8 м;

U ds=U ref F g ( H106,8 )

16 – индикаторная скорость порыва, [м/с];

Fg – коэффициент снижения порыва, задаваемый в АП-25 в зависимостиот профиля полета. Он изменяется от некоторого рассчитываемого значенияF g<1,0 на уровне моря до F g=1,0 на максимальной эксплуатационной высоте

полета.Графически форма порыва представлена на рис. 2.13.В АП-25 указывается, что должна быть принята во внимание динамиче-

ская реакция самолета на вертикальную и боковую непрерывную турбулент-ность. Спектральная плотность атмосферной турбулентности должна опреде-ляться по модели Кармана (2.34).

54

U

O s

Uds

H

Рис. 2.13. Форма порыва

В АП-23 перегрузки при полете в неспокойном воздухе при отсутствииболее точного метода расчета предлагается определять по следующей формуле,аналогичной (2.29):

nэ=1±

k g c yαU deV i Sкр

16m, (2.64)

где Ude – эффективная индикаторная скорость порыва, задаваемая в АП-23 взависимости от скорости и высоты полета, [м/с].

С помощью формулы (2.64) строится огибающая условий полета в неспо-койном воздухе (рис. 2.14).

nэ

O Vi

1 VF

VB V

CV

D

cy max

(механизация убрана)

cy max

(механизациявыпущена)

VD

VC

VB

VDV

CV

B

B'C'

D'

E'

F'G'

I'

J'

Рис. 2.14. Огибающая условий полета в неспокойном воздухе

В Нормах прочности рассматриваются также случаи нагружения самолетапри посадке и движении по поверхности аэродрома. Здесь тоже используется

55упомянутая выше система расчетных случаев. Рассматриваются следующиеслучаи нагружения:

– горизонтальная посадка;– посадка с опущенным хвостом;– посадка на одну опору;– боковая нагрузка при посадке на основные опоры;– отскок при посадке;– руление, взлет и пробег;– качение с торможением;– и др.

Вопросы для самопроверки по разделу 21. Перечислите виды нагрузок, действующих на самолет.2. Дайте определение полной перегрузки в центре масс самолета. Почему

перегрузки в центре масс и вне центра масс могут различаться?3. Приведите примеры определения маневренных перегрузок при различ-

ных режимах полета.4. Как определяются перегрузки при полете в неспокойном воздухе?5. Как определяются перегрузки при движении по земле?6. Как производится измерение и регистрация перегрузок?7. Приведите условие прочности конструкции. Что такое коэффициент

безопасности и какова его минимальная величина?8. Что такое «Нормы прочности», и в каком документе они излагаются?9. Что такое эксплуатационная нагрузка (перегрузка), и как она связана с

расчетной нагрузкой (перегрузкой)?10. В чем суть системы расчетных случаев в Нормах прочности?11. Как строятся огибающие условий полета при маневре и при полете в

неспокойном воздухе?

56

Литература

1. Авиация: Энциклопедия / Гл. ред. Г.П. Свищев. – М.: Большая Россий-ская энциклопедия, 1994.

2. Болховитинов В.Ф. Пути развития летательных аппаратов. – М.: Обо-ронгиз, 1962.

3. Голубев И.С. Эффективность воздушного транспорта. – М.: Транспорт,1982.

4. Голубев И.С., Протопопов В.И. Проектная конкурентоспособностьавиа- и автотранспортных средств: Основы теории и практические приложения:Учеб. пособие. – М.: Изд-во МАИ, 2000.

5. Голубев И.С., Самарин А.В. Проектирование конструкций летатель-ных аппаратов. – М.: Машиностроение, 1991.

6. ГОСТ Р ИСО 9000 – 2008. Системы менеджмента качества. Основныеположения и словарь.

7. Гудков А.И., Лешаков П.С., Райков Л.Г. Внешние нагрузки и проч-ность летательных аппаратов. – М.: Оборонгиз, 1963.

8. Егер С.М., Матвеенко А.М., Шаталов И.А. Основы авиационной тех-ники: учебник / под ред. И.А. Шаталова. – Изд. третье, исправл. и доп. – М.:Машиностроение, 2003.

9. Житомирский Г.И. Конструкция самолетов: учебник для студентовавиационных специальностей вузов. – М.: Машиностроение, 2005.

10. Кашин Г.М., Протопопов В.И., Соломатина Р.Д. Определение спек-тра вибраций, действующих на пилота и пассажира, при полете в самолетеобщего назначения. – Техника воздушного флота. – Том LXIX, №3-4 (614-615),1995. С. 80 – 83.

11. ОСТ 1 02514-84. Модель турбулентности атмосферы. Характеристики.12. Проектирование гражданских самолетов: Теории и методы. Под ред.

Г.В. Новожилова. – М.: Машиностроение, 1991.13. Протопопов В.И., Арепьев А.Н. Основы авиационной техники. – М.:

МИИГА, 1981.14. Скрипниченко С.Ю. Теоретические основы повышения экономично-

сти полета. – М.: Издание ГосНИИ ГА, 2005.15. Смирнов Н.Н., Чинючин Ю.М., Тарасов С.П. Сохранение летной

годности воздушных судов: учебное пособие. – М.: МГТУ ГА, 2005.16. Тейлор, Дж. Нагрузки, действующие на самолет. – М.: Машинострое-

ние, 1971.17. Феодосьев В.И. Сопротивление материалов: Учебник для втузов – 9-е

изд., переаб. – М.: Наука, 1986.18. Шейнин В.М., Козловский В.И. Весовое проектирование и эффек-

тивность пассажирских самолетов. Т. 1. Весовой расчет самолета и весовое пла-нирование. – М.: Машиностроение, 1977.