Stanisław Danilecki - Konstruowanie samolotów, Aviator, Konstruowanie - Projektowanie

[ Pobierz całość w formacie PDF ]
Spis treści
Wstęp ..................................................................................................................... 5
1. Opis obciążeń – określanie wielkości i wartości............................................. 6
2. Wyznaczanie współczynnika obciążeń samolotu w jego środku ciężkości .... 8
Przykłady liczbowe................................................................................... 16
3. Konstruowanie krzywych obciążeń samolotu podczas lotu ........................... 22
Przykłady liczbowe................................................................................... 23
4. Obciążenia zewnętrzne usterzeń ..................................................................... 33
Przykłady liczbowe................................................................................... 43
5. Obciążenia zewnętrzne w czasie ruchu na ziemi ............................................ 51
Przykłady liczbowe................................................................................... 55
6. Obciążenia kadłubów ...................................................................................... 63
Przykłady liczbowe................................................................................... 65
7. Rozkłady obciążeń aerodynamicznych powierzchni nośnych ........................ 75
Przykłady liczbowe................................................................................... 84
8. Obciążenia skrzydeł i węzłów przenoszących siły skupione .......................... 94
Przykłady liczbowe................................................................................... 94
9. Obciążenia dopuszczalne mechanizmów sterowania samolotem.................... 115
10. Obciążenia powierzchni ruchomych skrzydeł................................................. 117
11. Inne źródła obciążeń........................................................................................ 119
Literatura................................................................................................................ 121
Tablica jednostek ................................................................................................... 122
Wstęp
Podręcznik jest przeznaczony przede wszystkim dla studentów specjalności In-
żynieria Lotnicza Politechniki Wrocławskiej, Wydział Mechaniczno-Energetyczny.
Zawiera materiał z wykładów, które autor prowadził na Politechnice Warszawskiej
w latach 1981–2001.
Podany materiał nie wyczerpuje w całości problemów związanych z wyznacza-
niem obciążeń działających na współcześnie budowany samolot.
Proponowane metody obliczeń stanowią w większości przybliżone rozwiązania,
które są przydatne na etapie wstępnego konstruowania samolotu, a ściślej kształtowa-
nia jego struktury. Przyjęto założenie, że zrezygnuje się w wielu przypadkach z anali-
tycznych opisów zjawisk, podano ich fizykalny sens uzupełniony odpowiednio przy-
gotowanymi przykładami liczbowymi. Przykłady liczbowe są tak dobrane, że z jednej
strony są to warianty podstawowych metod wyznaczania obciążeń, z drugiej zaś stro-
ny na ogół wskazują wymiarujące przypadki obciążenia.
Przykłady liczbowe dotyczą odpowiednich rozdziałów.
Integralną częścią do przykładów liczbowych jest materiał w postaci sylwetek
i danych samolotu.
Niezbędną literaturą pomocniczą są aktualnie obowiązujące przepisy zdatności do
lotu sprzętu lotniczego.
1. Opis obciążeń – określanie wielkości i wartości
Do wyznaczenia obciążenia zewnętrznej konstrukcji samolotu niezbędna jest zna-
jomość sił aerodynamicznych oraz sił bezwładności i masy. Określenie sił aerodyna-
micznych wynika z rozkładu ciśnienia na opływanych powierzchniach, siła bezwład-
ności natomiast zależy od rozkładu masy konstrukcji i od wielkości pola
przyspieszenia wywołanego siłami aerodynamicznymi. Zarówno siły aerodynamiczne,
jak i siły bezwładności są w równowadze w stosunku do całego obiektu, jakim jest tu
samolot (aerodyna), nie są natomiast w równowadze w odniesieniu do poszczególnych
jego fragmentów.
Powoduje to powstanie obciążeń wewnętrznych. Siły wewnętrzne w konstrukcji
umożliwiają zachowanie równowagi tych fragmentów w strukturze. Struktura powin-
na być zatem tak ukształtowana, aby mogła przenieść powstałe siły wewnętrzne.
Dąży się do tego, aby dokładnie określić, jakim obciążeniom będzie podlegała
kształtowana struktura. Obecnie jest wymagana z jednej strony coraz większa nieza-
wodność, a z drugiej – możliwie jak najmniejsza masa, co daje wystarczające możli-
wie małe nadmiary wytrzymałości.
Należy dokonać analizy czynników wywołujących siły działające na samolot
w czasie np. zamierzonej zmiany toru lotu. Czynnikiem zmiennym jest kąt toru
lotu. Pilot decyduje o parametrach, takich jak: kąt toru lotu, siła ciągu i prędkość
lotu po torze.
Obciążenie wtedy może zależeć od takich „czynników”, jak: pilot, warunki atmos-
feryczne (otoczenie) i właściwości samolotu. Oczywiście, konstruktor ma wpływ na
właściwości samolotu i co ważne powinien określić te czynniki jednoznacznie,
a wartości dobrać w wymaganym i akceptowanym przedziale.
Dwa pierwsze „czynniki” traktujemy, że są niezależne od konstruktora, ale musi
on znać możliwe błędy popełnione przez pilota i mieć wiedzę o wielkości turbulen-
cji atmosfery. Siły i momenty działające podczas ruchu na samolot traktuje się jak
obciążenie.
Warunkiem koniecznym prawidłowego wyznaczenia sił wewnętrznych – a póź-
niej naprężeń w strukturze, jest określenie wszystkich źródeł obciążeń, jakie działa-
ją na samolot w analizowanej fazie ruchu.
1. Opis obciążeń – określanie wielkości i wartości
7
Do źródeł obciążeń zalicza się:

ciśnienie aerodynamiczne na powierzchniach opływanych przez powietrze,

reakcje podłoża podczas ruchu na ziemi lub na wodzie,

oddziaływanie zespołu napędowego,

pole przyspieszenia: ziemskie (masa) i przyspieszenie w ruchu samolotu za-
równo liniowe, jak i kątowe, powodujące powstawanie sił bezwładności,

inne źródła o znaczeniu lokalnym; np. zabudowane na samolocie instalacje si-
łowe (z pominięciem zespołu napędowego), obsługa naziemna, nadciśnienie
w pomieszczeniach uszczelnionych, gradient temperatury w strukturze (naprężenia
termiczne) itp.
Jak więc widać mamy tu do czynienia z pewnym obszarem obciążeń. Granice
tego obszaru, czyli ekstremalne wartości obciążeń są traktowane jako obciążenie
dopuszczalne.
Obciążenie dopuszczalne jest to pojęcie związane z pracą konstrukcji, z czynnika-
mi zewnętrznymi.
Naprężenia dopuszczalne to pojęcie związane z materiałem (zwykle jego doborem)
i procesami (technikami) wytwarzania konkretnej konstrukcji – tego pojęcia nie uży-
wa się w analizie konstrukcji samolotu. Stąd warunek:
konstruktor powinien tak ukształtować strukturę, aby pod działaniem obcią-
żeń dopuszczalnych we wszystkich warunkach i przypadkach przewidzianych
przepisami budowy i eksploatacji samolotów, spełniała ona swoje przezna-
czenie, tzn. aby nie wystąpiły odkształcenia trwałe w konstrukcji.
Oczywiście, obciążenia dopuszczalne nie mogą wywołać zniszczenia. Mogą je
wywołać obciążenia niszczące, które muszą być większe o pewną wartość od obcią-
żeń dopuszczalnych.
Stosunek obciążeń niszczących (
P
nisz
) do obciążeń dopuszczalnych (
P
dop
) określa
współczynnik bezpieczeństwa ν
P

ν
P
nisz
(1.1)
i jednocześnie:
P

plast
(1.2)
gdzie:
P
plast
– odpowiada obciążeniom wywołującym odkształcenie plastyczne,
ν – współczynnik bezpieczeństwa, zwykle 1,5.
dop
dop
P
2. Wyznaczanie współczynnika obciążeń samolotu
w jego środku ciężkości
Wielkość obciążeń zasadniczych samolotu w dowolnych warunkach jego ruchu wyra-
ża się zwykle w sposób bezwymiarowy, przez odniesienie do obciążeń uznanych za wyj-
ściowe. Dla obciążeń podczas lotu takim stanem jest lot poziomy prostoliniowy ustalony.
Współczynnikiem obciążenia nazywamy bezwymiarowy stosunek:
P
n
=
z
(2.1)
P
z
0
gdzie:
P
z
– siła nośna samolotu podczas lotu, – siła nośna samolotu podczas lotu
ustalonego poziomego prostoliniowego równa sile ciężkości samolotu
Q
.
P
Po podstawieniu
P
z
0
=
m
0
g
otrzymujemy:
n
=
P
z
(2.2)
m
g
0
czyli:
P
z
=
nm
0
g
gdzie:
m
0
– masa samolotu,
g
– przyspieszenie ziemskie.
Ponieważ
n
m
g
=
1
ρ
V
2
S
c
(2.3)
0
z
2
więc:
n
=
1
ρ
S
V
2
c
(2.4)
2
m
g
z
0
gdzie: ρ – gęstość powietrza,
S
– powierzchnia skrzydła,
V
– prędkość lotu,
c
z
– współ-
czynnik siły nośnej (samolotu!).
[ Pobierz całość w formacie PDF ]