Расчет прочности основных элементов оперения, фюзеляжа и агрегатов самолета

Оперение

Методика расчета прочности оперения идентична методике расчета прочности крыла при этом удельные нагрузки на горизонтальное и вертикальное оперение можно определить по следующему графику:



Распределение нагрузок по размаху и хорде можно принять постоянным.

Для горизонтального оперения необходимо рассмотреть случай несимметричного нагружения, что возможно при полете со скольжением. ПРи этом к одной половине стабилизатора прикладывается 100% нагрузки, к другой - 50%. Несимметричность этой нагрузки плюс нагрузки от киля создадут крутящий момент, который следует иметь ввиду при расчете фюзеляжа на кручение.

Если на рулях и элеронах используются роговые компенсаторы, выступающие за размах крыла, киля или стабилизатора, удельная нагрузка на эти элементы обычно принимается равной уторенной нагрузке на соответствующую рулевую поверхность и распределяется равномерно по всей поверхности компенсатора.

Коэффициент безопасности для корневых частей лонжеронов, узлов навески оперения и рулей, качалок привода рулей - 3.

Силовая установка

Расчетные случаи нагружения силовой установки должны учитывать угловые ускорения, полет со скольжением, инерционные моменты и т д. Обычно в расчетах учитываются силы, одновременно действующие в разных плоскостях и направлениях и это приводит к сложным расчетным схемам. Поэтому для упрощения стоит разделить действие сил и расчитать мотораму отдельно на вертикальные, боковые и продольные нагрузки, которые можно определить следующим образом:

P_y = n^э_{y max} f G_{с. у.}

-P^p_y = n^э_{y min} f G_{с. у.}

где P_y и P^p_y - расчетные нагрузки, действующие в вертикальной плоскости вверх и вниз соответственно. G_{с. у.} - масса двигателя и всех прочих систем и агрегатов, расположенных на мотораме.

Боковые нагрузки, действующие влево и вправо равняются:

P^p_z = 0,5P^p_y

Осевые нагрузки, действующие в направлении вектора тяги воздушного винта или вектора лобового сопротивления при остановленном двигателе равны:

P^p_x = P_{в. ст.} f

где P_{в. ст.} - максимальная статическая тяга винта. Все силы прикладываются в центре тяжести силовой установки. Коэффициент безопасности для моторамы - 3.

Капот двигателя

Аэродинамические нагрузки, действующие на капот легкого нескоростного самолета обычно невелики. Как показывает опыт эксплуатации любительских летательных аппаратов, если при проектировании капота обеспечена достаточная его жесткость и стойкость к вибрациям, он вполне справится и с аэродинамическими нагрузками. Для оценки их величины можно считать, что на капот мотора воздушного охлаждения изнутри действует равномерно распределенное по всей поверхности давление равное 0,0125 v²_{max max} (кг/м ²)

Несколько выше нагрузки, действующие на лобовую часть капота звездообразного или подобного ему двигателя воздушного охлаждения. Считается, что эти нагрузки распределяются неравномерно по поверхности лобовой части и в каждой точке направлены по нормали к поверхности капота. Поскольку такие распределения сложно учесть в расчетах и при проведении статических испытаний, приблизительно можно считать, что на лобовую часть действует нагрузка, направленная вверх и равная:

P^p_v = 0,1 v²_{max max} D²_k

И кроме того, нагрузка направленная влево или вправо равна половине вертикальной. В наших формулах D_k - максимальный диаметр капота, м, v²_{max max} - максимально допустимая скорость. м/с

Фюзеляж

При расчете общей прочности фюзеляжа к нему достаточно приложить сосредоточенные нагрузки от оперения, силовой установки, инерционные нагрузки от больших масс, в том числе пилота, бензобака и т д. В расчете можно условно принять, что уравновешивание фюзеляжа осуществляется приложением сосредоточенных сил реакции к узлам навески крыла. Примерная схема нагружения фюзеляжа показана на следующей схеме:



На ней показаны эпюры перерезывающих сил, изгибающих и крутящих моментов. При этом методика расчета прочности фюзеляжа такая же, как для крыла. Для лонжеронов фюзеляжа в наиболее нагруженных местах узлов навески крыла, оперения, двигателя и т д коэффициент безопасности равен 3.

Фонарь

Для остекления фонаря рекомендуется использовать органическое стекло толщиной не менее 3 мм. Прочности этого материала будет вполне достаточно для восприятия всех полетных нагрузок. Для определения прочности узлов крепления фонаря условно считают, что изнутри на всю поверхность действует давление, равное 0,02 v²_{max max}. Коэффициент безопасности для узлов крепления фонаря - 3.

Тормозные щитки

Если на самолете они установлены, нагрузка принимается равной:

P^э_{т. щ} = 0,06 S_{т. щ} v²_{max max}

и распределяется равномерно по всей поверхности щитка. Здесь P^э_{т. щ} - эксплуатационная нагрузка на щиток, кг, S_{т. щ} - площадь щитка, м², v - скорость, м/с, коэффициент безопасности - 3.

Управление

При расчете прочности элементов механической проводки управления обычно принимается коэффициент безопасности 2 или 3. При этом за эксплуатационные можно принимать следующие нагрузки прикладываемые к ручке управления и педалям: по тангажу - 65 кг, по крену - 30 кг, по курсу - 90 кг (на каждую педаль). Щитки, закрылки и т п - 30 кг, Рукоятка управления газом двигателя и другие рукоятки - 15 кг, на штурвал по крену - 65 кг, на тормозные педали - 50 кг.

При расчете следует также учитывать симметричные нагрузки от элеронов, когда усилия на рукоятке управления отсутствуют, но проводка управления нагружается. При этом нагрузки на элерон обычно считают также, как на часть крыла. То же самое касается несимметричной нагрузки на рули высоты, если они разрезные и соединяются между собой через проводку управления.

Расчетными для установки ручки управления видимо будет случай одновременного приложения усилий по тангажу и крену. При совместном действии величину нагрузок можно ограничить 75% от указанных выше.

То же касается и двухместных самолетов. Проводку управления в этом случае следует считать на одновременное приложение усилий двумя пилотами как в одну, так и в противоположные стороны. Усилия в этом случае ограничиваются 75% от максимальных для каждого пилота.

Ход всех органов управления ограничивается упорами. По американским нормам летной годности упоры положено устанавливать непосредственно на рулевые поверхности. По российским нормам - на ручке управления и педалях. Если упор устанавливается на руле - вся проводка расчитывается на усилия, прикладываемые к ручке управления. Если упор установлен на ручке управления, проводка от ручки до руля может расчитываться на аэродинамические нагрузки - шарнирные моменты, приходящие с рулей (обычно они бывают меньше). Однако на спортивно-пилотажном самолете при выполнении фигур с обратным обтеканием аэродинамические нагрузки на рули обычно значительно превышают усилия летчика. Поэтому упоры часто устанавливают непосредственно на рулевых поверхностях и расчитывают с коэффициентом безопасности 4 - 5.

Особые случаи нагружения

Для крепления прочности крепления приборов, оборудования, баков и прочего обычно исходят из условий, возникающих при аварийной посадке. В таком случае следует считать, что в центре тяжести груза действуют следующие перегрузки: продольная - 9 вперед и 1,5 назад, нормальная - 4,5 вниз и 2 вверх, боковая - 2,5.

Разумеется все это касается грузов, которые могут нанести повреждения пилоту в случае аварийной посадки. Особое внимание следует уделить двигателям, установленным сзади и выше пилота.

Прочность кронштейнов навески рулей и элеронов надо проверить на действие инерционной силы, направленной вдоль оси вращения и определяемой исходя из следующих перегрузок: 24 - для вертикально расположенных органов управления, 12 - для горизонтально расположенных органов управления.

по материалам:
Кондратьев В. П. Яснопольский Л. Ф. "Самолет своими руками" М.: Патриот 1993