Руководство пилота по аэронавтике » Глава 4. Аэродинамика полета » Коэффициенты перегрузки » Коэффициенты перегрузки при проектировании самолета

Коэффициенты перегрузки при проектировании самолета

Load Factors in Aircraft Design

Ответ на вопрос, «насколько прочным самолет должен быть?» определяется основным назначением самолета. Это сложная задача, потому что максимально возможные нагрузки очень высоки для проектирования эффективной конструкции корпуса. Действительно, каждый пилот может очень жестко посадить самолет или чрезвычайно резко выйти из пикирования, что приведет к чрезмерной перегрузке. Однако, такие чрезвычайные нагрузки должны быть нормой для самолета спроектированного для быстрого взлета, медленного приземления и перевозящие большие грузы.

Проблема вычисления коэффициентов перегрузки сводится к тому как определить нагрузки для которые являлись бы допустимыми для различных условий полета. Такой коэффициент перегрузки называется как «коэффициент максимальной эксплуатационной перегрузки». Не смотря на то, что Свод федеральных нормативных актов США (Code of Federal Regulations (CFR) ) требует, чтобы конструкция самолета была способна выдержать превышение в 1,5 раза максимальной эксплуатационной перегрузки, допускается что некоторые части самолета могут согнуться или искривиться под действием превышающей перегрузки и что может быть небольшое повреждение корпуса.

Такое превышение максимальной перегрузки в 1,5 раза называется «запасом прочности», и он позволяет самолету выдерживать перегрузки, превышающие запланированные при нормальном режиме эксплуатации самолета. Пилот не должен злоупотреблять этим резервом прочности, скорее это запас для возможных неожиданных ситуаций.

Вышесказанное относится ко всем условиям перегрузки, возникли ли они из-за порыва ветра, маневров или при приземлении. Требования коэффициента перегрузки при порыве ветра на сегодняшний день то же самое, что было установлено много лет назад. Сотни тысяч эксплуатационных часов доказали их адекватность для безопасности. Так как пилот не имеет особой возможности контролировать перегрузку, создаваемую порыва ветра (разве что снизить скорость самолета, когда попадает в турбулентность), то требования по перегрузке при порыве одинаковы для всех самолетов гражданской авиации независимо от их эксплуатационного использования. Вообще, коэффициенты перегрузки от порыва ветра оказывают основное влияние на корпус самолетов, которые предназначены строго для не акробатического использования.

Полностью иная ситуация с проектированием самолетов, при учете коэффициента перегрузки в маневрах. Необходимо обсудить этот вопрос отдельно для каждой категории: (1) самолет, спроектированный в рамках определенного типа (обычный, специальный и спортивно-пилотажный); и (2) более старые конструкции, созданные согласно требованиям, которые не предусматривали категории эксплуатации.

Самолеты, разработанные с учетом категорий, на приборной панели имеют табличку в которой указана категория(ии) для которой сертифицированные этот самолет. Максимальные безопасные коэффициенты перегрузки (предельные коэффициенты перегрузки) определены для различных типов самолетов:

Тип самолета: Предельные коэффициенты перегрузки

Обычный1: от 3.8 до −1.52

Специальный (умеренная акробатика, включая вращения): от 4.4 до −1.76

Акробатические: от 6.0 до −3.00

1 Для самолета с весом брутто больше чем 4,000 фунтов, пределы коэффициента перегрузки меньше. К указанным выше пределам перегрузки добавляется запас прочности 50 процентов.

Коэффициенты максимальной нагрузки возрастают со сложностью маневров. Разделение на категории позволяет эксплуатировать самолет максимально эффективно. Если самолет предназначен только для нормального использования, то для него требование по перегрузке (и, следовательно, к весу самолета) меньше, чем если бы самолет был предназначен для обучения или акробатических маневров, поскольку они приводят к более высоким перегрузки при маневрировании.

Самолеты, у которых нет таблички с указанием категории, были спроектированы с более ранними техническими требованиями, в которых не были указаны никакие эксплуатационные ограничения. Для таких самолетов (имеющих вес до 4,000 фунтов), требования к жесткости конструкции сравнимы с жесткостью, предъявляемой к самолетам типа «специальный» в настоящее время с теми же эксплуатационными ограничениями. Для самолетов с весом более 4,000 фунтов коэффициенты перегрузки уменьшаются с увеличением весом. Такие самолеты приравниваются к самолетам обычного типа, соответственно к ним предъявляются требования по перегрузке, как и к самолетам обычного типа и управляются они в полете соответственно своей категории.

The answer to the question “How strong should an aircraft be?” is determined largely by the use to which the aircraft is subjected. This is a difficult problem because the maximum possible loads are much too high for use in efficient design. It is true that any pilot can make a very hard landing or an extremely sharp pull up from a dive, which would result in abnormal loads. However, such extremely abnormal loads must be dismissed somewhat if aircraft are built that take off quickly, land slowly, and carry worthwhile payloads.

The problem of load factors in aircraft design becomes how to determine the highest load factors that can be expected in normal operation under various operational situations. These load factors are called “limit load factors.” For reasons of safety, it is required that the aircraft be designed to withstand these load factors without any structural damage. Although the Code of Federal Regulations (CFR) requires the aircraft structure be capable of supporting one and one-half times these limit load factors without failure, it is accepted that parts of the aircraft may bend or twist under these loads and that some structural damage may occur.

This 1.5 load limit factor is called the “factor of safety” and provides, to some extent, for loads higher than those expected under normal and reasonable operation. This strength reserve is not something which pilots should willfully abuse; rather, it is there for protection when encountering unexpected conditions.

The above considerations apply to all loading conditions, whether they be due to gusts, maneuvers, or landings. The gust load factor requirements now in effect are substantially the same as those that have been in existence for years. Hundreds of thousands of operational hours have proven them adequate for safety. Since the pilot has little control over gust load factors (except to reduce the aircraft’s speed when rough air is encountered), the gust loading requirements are substantially the same for most general aviation type aircraft regardless of their operational use. Generally, the gust load factors control the design of aircraft which are intended for strictly nonacrobatic usage.

An entirely different situation exists in aircraft design with maneuvering load factors. It is necessary to discuss this matter separately with respect to: (1) aircraft designed in accordance with the category system (i.e., normal, utility, acrobatic); and (2) older designs built according to requirements which did not provide for operational categories.

Aircraft designed under the category system are readily identified by a placard in the flight deck, which states the operational category (or categories) in which the aircraft is certificated. The maximum safe load factors (limit load factors) specified for aircraft in the various categories are:

CATEGORY LIMIT LOAD FACTOR

Normal1: 3.8 to −1.52

Utility (mild acrobatics, including spins): 4.4 to −1.76

Acrobatic: 6.0 to −3.00

For aircraft with gross weight of more than 4,000 pounds, the limit load factor is reduced. To the limit loads given above, a safety factor of 50 percent is added.

There is an upward graduation in load factor with the increasing severity of maneuvers. The category system provides for maximum utility of an aircraft. If normal operation alone is intended, the required load factor (and consequently the weight of the aircraft) is less than if the aircraft is to be employed in training or acrobatic maneuvers as they result in higher maneuvering loads.

Aircraft that do not have the category placard are designs that were constructed under earlier engineering requirements in which no operational restrictions were specifically given to the pilots. For aircraft of this type (up to weights of about 4,000 pounds), the required strength is comparable to present- day utility category aircraft, and the same types of operation are permissible. For aircraft of this type over 4,000 pounds, the load factors decrease with weight. These aircraft should be regarded as being comparable to the normal category aircraft designed under the category system, and they should be operated accordingly.


Система Orphus