Нагрузки, действующие на оперение самолёта и их нормирование. Действие на ГО манёвренной нагрузки.

Оперение самолёта обеспечивает ему устойчивость и управляемость. Будем рассматривать традиционное оперение самолёта нормальной аэродинамической схемы, включающее в себя горизонтальное (ГО) и вертикальное (ВО) оперение.

Следуя нашей схеме, расчёт оперения начнём с определения действующих на него нагрузок. Аэродинамическую нагрузку определим в соответствии с расчётными случаями, предусмотренными для него Нормами прочности. Массовые нагрузки в силу малости размеров оперения по сравнению с крылом, в расчёт принимать не будем.

    Для горизонтального оперенияНормами прочности предусмотрены четыре расчётных случая:

1. Действие на ГО уравновешивающей нагрузки;

2. Действие на ГО манёвренной нагрузки;

3. Нагрузка при полёте в неспокойномвоздухе;

4. Несимметричное нагружение ГО.

В случае действия на ГО только уравновешивающей нагрузки самолёт находится в статическом равновесии и не вращается относительно оси z. Чтобы совершить манёвр необходимо вывести самолёт из этого равновесия. Для этого на ГО следует приложить дополнительную силу (создать аэродинамический момент), называемую манёвренной нагрузкой . Достигается это отклонением руля высоты.

    В Нормах прочности манёвренная нагрузка рассматривается в двух случаях – первая и втораяманёвренная нагрузки.

 

Первая манёвренная нагрузка

В первом случае руль высоты отклоняется на угол чуть больший, чем требуется для обеспечения равенства моментов относительно цента масс. Нагрузка на ГО будет представлять собой сумму:

где

где  – коэффициент пропорциональности, задаваемый Нормами прочности (в диапазоне )в зависимости от полётного случая, скорости полёта, резкости и угла отклонения руля и др.;

р – удельная нагрузка на крыло.

    Перваяманёвренная нагрузка рассматривается для трёх полётных случаев – .В качестве расчётной нагрузки принимается наибольшая эксплуатационная с учётом соответствующего коэффициента безопасности:

    Заметим, что при этом манёвренная нагрузка хоть и сопоставима по величине с уравновешивающей, но всё же меньше неё (случай «плавного» манёвра):

    Распределение нагрузки между стабилизатором и рулём высоты производится пропорционально их площадям. Поскольку нагрузки стабилизатора  и руля  направлены в одну сторону, то распределение выглядит следующим образом:

.                             (8.2)

    По размаху руля и стабилизатора нагрузка распределяется пропорционально хордам по формулам (8.1); по хорде как в случае уравновешивающей (рис. 8.2).

 

Вторая манёвренная нагрузка

В случае второй манёвренной нагрузки руль высоты отклоняется резко и на больший угол, чем в случае первой манёвренной нагрузки («резкий» манёвр). В результате манёвренная составляющая  оказывается настолько больше уравновешивающей , что последней можно пренебречь и считать, что

.

В соответствии с Нормами прочности

где  – коэффициент пропорциональности, причём .

    Коэффициент безопасности в случае второй манёвренной нагрузки принимается равным .

Между стабилизатором и рулём нагрузка, как и ранее, распределяется по формулам (8.2), по размаху – пропорционально хордам (8.1).

    Распределение по хорде зависит от рассматриваемого этапа совершения манёвра. Условно можно выделить три этапа:

1. Начало манёвра – отклонение руля на требуемый угол и выдерживание его постоянным (рис. 8.3).

Рис. 8.3. – Распределение второй манёвренной нагрузки по хорде на начальном этапе выполнения манёвра

 

2. Выход на максимальные перегрузки и вращение самолёта с постоянной угловой скоростью. В этом случае на ГО действуют только уравновешивающая нагрузка.

3. Завершение манёвра – отдача руля в исходное положение. Распределение нагрузки по хорде на этом этапе приведено на рисунке 8.4.

Рис. 8.4. – Распределение второй манёвренной нагрузки по хорде на этапе завершения манёвра