Stanisław Danilecki - Konstruowanie samolotów.PDF - Konstruowanie - Projektowanie - quentos

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

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 ≤

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:

n =

(2.1)

gdzie: P z – siła nośna samolotu podczas lotu, – siła nośna samolotu podczas lotu

ustalonego poziomego prostoliniowego równa sile ciężkości samolotu Q .

Po podstawieniu

P z

otrzymujemy:

(2.2)

czyli:

P z

gdzie: m 0 – masa samolotu, g – przyspieszenie ziemskie.

Ponieważ

1 ρ

(2.3)

więc:

1 ρ

(2.4)

gdzie: ρ – gęstość powietrza, S – powierzchnia skrzydła, V – prędkość lotu, c z – współ-

czynnik siły nośnej (samolotu!).

Stanisław Danilecki - Konstruowanie samolotów.PDF

Plik z chomika:

Inne pliki z tego folderu:

Inne foldery tego chomika: