9 / 16
Проектирование системы снижения маневренных нагрузок…
Инженерный журнал: наука и инновации
# 12·2017 9
ствующего ЭГРП на другой консоли крыла. Таким образом, использо-
вание интерцепторов в связке с элеронами нецелесообразно вследствие
достаточно высокой вероятности снижения эффективности системы
снижения маневренных нагрузок, вызванной отказом интерцепторов.
Дальнейшее определение структуры системы снижения маневренных
нагрузок будет рассмотрено с учетом использования элеронов в каче-
стве исполнительных органов.
Расчет параметров системы снижения маневренных нагру-
зок
. Согласно требованиям АП-25 [9], для определения статической
прочности самолета необходимо выполнять расчет эксплуатацион-
ных нагрузок на конструкцию самолета при маневрах. При определе-
нии параметров системы снижения маневренных нагрузок ее эффек-
тивность оценивается по снижению изгибающих моментов крыла
при маневрах с выходом либо на максимальные значения угла атаки,
либо на максимальные нормальные перегрузки, поэтому расчет про-
водится с учетом особенностей работы системы управления полетом.
Система управления самолетом реализует функции ограничения пре-
дельных режимов (ОПР) полета по углу атаки (ОПР-α) и по нормаль-
ной перегрузке (ОПР-
n
y
) [7]. Таким образом, в качестве максималь-
ных значений изгибающих моментов крыла при маневрах следует
принимать их значения, которые соответствуют либо углу атаки
max
,
либо эксплуатационной нормальной перегрузке
э
max
y
n
= 2,5.
Расчет изгибающих моментов выполнен для наиболее критично-
го сочетания массы и продольной центровки самолета — это макси-
мальная взлетная масса и предельно-переднее положение центра тя-
жести. По результатам расчета построены огибающие максимальных
эксплуатационных моментов крыла для корневого сечения крыла
в зависимости от числа М и индикаторной скорости для самолета без
системы снижения маневренных нагрузок (рис. 4).
По данным на рис. 4, изгибающий момент возрастает с увеличе-
нием числа М полета и индикаторной скорости
V
инд
, что согласуется
с изменением производной коэффициента нормальной силы по углу
атаки в зависимости от числа М
M .
y
C
Наличие максимума (точки
излома) в характеристике
э
изг инд
( )
М V
при неизменном числе М мож-
но объяснить следующим образом. Расчет изгибающего момента ле-
вее точки излома осуществляется при постоянном угле атаки, кото-
рый соответствует максимальному эксплуатационному α
max
для
крейсерской конфигурации самолета. С повышением скорости полета
(при неизменном числе М) увеличивается нормальная сила:
2
,M 0,5 ,
y
Y C
V S
где
— массовая плотность воздуха;
S
— площадь крыла.