WIESŁAW STAFIEJ OBLICZENIA STOSOWANE PRZY PROJEKTOWANIU SZYBOWCÓW Perwsze wydane monograf autora - opracowane przez zespół dyplomantów Wydz. MEL w składze: P. Borkowsk,. ejduk, M. Latuszek, J.Roszak, P. Wymysłowsk pod kerunkem M. Rodzewcza Poltechnka Warszawska 000
S P I S T R E Ś C I 1. WPROWADZENIE 1.1. O SZTUCE PROJEKTOWANIA 1.. ROLA I ZAKRES OBLCZEŃ 1.3. PODZIAŁ SZYBOWCOW. ANALIZA MAS.1. UKŁAD ODNIESIENIA.. ROZKŁAD MAS I POŁOŻENIE ŚRODKA CIĘŻKOŚCI SZYBOWCA PUSTEGO.3. STANY ZAŁADOWANIA I POŁOŻENIE ŚRODKA CIĘŻKOSCI SZYBOWCA W LOCIE.4. MOMENTY BEZWŁADNOŚCI 3. OBLICZENIOWE PARAMETRY GEOMETRYCZNE PŁATOWCA 3.1. SKRZYDŁO 3.1.1. Płat nośny 3.1.. Lotka 3.1.3. Klapa 3.1.4. amulec aerodynamczny 3.. USTERZENIA 3..1. Usterzene wysokośc 3... Usterzene kerunku 3..3. Wyważene rogowe 3.3. KLAPKA WSPOMAGAJĄCA 4. CARAKTERYSTYKI AERODYNAMICZNE 4.1. SKRZYDŁO 4.1.1. Dobór proflu skrzydła 4.1.. Charakterystyk tunelowe 4.1.3. Meszana charakterystyka proflowa 4.1.4. Charakterystyka skrzydła o zadanym wydłużenu 4.. LOTKA 4.3. KLAPA 4.4. AMULEC AERODYNAMICZNY 4.5. USTERZENIE WYSOKOŚCI 4.6. USTERZENIE KIERUNKU 4.7. CZĘŚCIOWA POWIERZCNIA STEROWA 4.8. KLAPKA WSPOMAGAJĄCA
5. ROZKŁADY OBCIĄŻEŃ AERODYNAMICZNYC 5.1. ROZKŁADY CIŚNIEŃ WZDŁUŻ CIĘCIWY 5.1.1. Profl ne załamany 5.1.. Profl jednokrotne załamany 5.1.3. Profl dwukrotne załamany 5.1.4. Wynkowy rozkład cśneń 5.. ROZKŁADY WSPÓŁCZYNNIKA SIŁY NOŚNEJ WZDŁUŻ ROZPIĘTOSCI SKRZYDŁA 5..1.Rozkład normalny 5... Rozkład zerowy pochodzący od zwchrzena skrzydła 5..3. Rozkład zerowy pochodzący od wychylena klap 5..4. Rozkład pochodzący od wychylena lotek 5..5. Rozkład pochodzący od obrotu ustalonego względem os podłużnej 5..6. Rozkład normalny przy wysunętym hamulcu aerodynamcznym 5..7. Rozkład zerowy wywołany wysunęcem hamulca aerodynamcznego 5..8. Rozkład zerowy wywołany obecnoścą kadłuba 6. WŁASNOSCI LOTNE 6.1. CARAKTERYSTYKA AERODYNAMICZNA PŁATOWCA 6.1.1. Opór szkodlwy 6.1.. Charakterystyka oporowa szybowca 6.1.3. Współczynnk sły normalnej stycznej 6.. BIEGUNOWA PREDKOŚCI I OSIĄGI SZYBOWCA 6.3. BIEGUNOWA KRAŻENIA I CARAKTERYSTYKA SZYBOWCA W KOMINIE TERMICZNYM 6.3.1. Begunowa krążena 6.3.. Charakterystyka szybowca w komne termcznym 6.4. SKUTECZNOŚĆ AMULCA AERODYNAMICZNEGO 6.4.1. Podejśce do lądowana 6.4.. Ogranczene maksymalnej prędkośc lotu nurkowego 7. RÓWNOWAGA PODŁUŻNA 7.1. WSPÓŁCZYNNIK MOMENTU POCYLAJĄCEGO KADŁUB 7.. WSPÓŁCZYNNIK MOMENTU POCYLAJĄCEGO SZYBOWIEC BEZ SIŁY NA USTERZENIU WYSOKOŚCI 7.3. KĄT ODCYLENIA STRUG 7.4. WYCYZENIA STERU WYSOKOSCI W STANAC ROWNOWAGI 8. STATECZNOŚĆ 8.1. PODŁUŻNA STATECZNOŚĆ STATYCZNA 8.1.1. Zapas podłużnej statecznośc statycznej z drążkem trzymanym 8.1.. Zapas podłużnej statecznośc statycznej z drążkem puszczonym 8.. PODŁUŻNA STATECZNOŚĆ DYNAMICZNA 8.3. STATECZNOŚĆ BOCZNA
9. WŁASNOSCI KORKOCIĄGOWE 10. OBCIĄŻENIA SZYBOWCA 10.1 STANY OBCIĄŻENIA W LOCIE SWOBODNYM 10.1.1. Lot ne ustalony 10.1.. Lot ustalony 10.1.3. Obwedna obcążeń sterowanych 10.1.4. Obwedna obcążeń od podmuchów 10.1.5. Obwedna obcążeń dla szybowców z klapą prędkoścową 10.. OBCIAŹENIA W LOTAC WLECZONYC 10..1. Lot holowany za samolotem 10... Wzlot przy pomocy wycągark 10.3. OBCIĄŻENIA NA ZIEMI 10.4. POZIOMY OBCIĄŻEŃ 11. OBCIĄŻENIA SKRZYDŁA 11.1. OBLICZENIA WSTĘPNE 11.. RODZAJE OBCIĄŻEŃ SKRZYDŁA 11.3. ZESPÓŁ OBCIĄŻEŃ SKRZYDŁA 11.3.1. Obcążena normalne 11.3.. Obcążena styczne 11.3.3. Obcążena skręcające 11.3.4. Uwzględnane podatnośc skrętnej skrzydła 11.3.5 Uwzględnane załamana proflu 11.4. SYMETRYCZNE OBCIĄŻENIA W LOCIE 11.4.1. Obcążena sterowane 11.4.. Obcążena od podmuchów 11.5. NIESYMETRYCZNE OBCIŻENIA W LOCIE 11.5.1. Brutalne sterowane lotkam 11.5.. Obrót ustalony względem os podłużnej 11.6. OBCIĄŻENIA W KONFIGURACJAC SZCZEGÓLNYC 11.6.1. Konfguracja z wysunętym hamulcem aerodynamcznym 11.6.. Konfguracja z wychyloną klapą wysklepającą 11.7. OBCIĄŻENIA NA ZIEMI 11.7.1. Brutalna obsługa 11.7.. Zahaczene skrzydłem o zemę 11.7.3. Lądowane z uderzenem o przeszkodę 11.8. ZESTAWIENIE OBCIĄŻEŃ SKRZYDŁA 1. OBCIĄZENIA CZĘŚCI RUCOMYC SKRZYDŁA 1.1. OBCIĄŻENIA LOTKI 1.. OBCIĄŻENIA KLAPY 1.3. OBCIĄŻENIA AMULCA AERODYNAMICZNEGO
13. OBCIĄŻENIA USTERZENIA WYSOKOŚCI 13.1. WYRWANIA 13.. BRUTALNE STEROWANIA 13.3. PODMUCY 13.4. ZESTAWIENIE OBCIĄŻEŃ 14. OBCIĄŻENIA USTEŻENIA KIERUNKU 14.1. BRUTALNE STEROWANIIA 14.. PODMUCY 14.3. ZESTAWIENIE WYNIKÓW 15. OBCIĄŻENIA ZŁOŻONE ZESPOŁU USTERZEŃ 15.1. OBCIĄŻENIA ZŁOŻONE 15.. NIESYMETRIA NA USTERZENIU WYSOKOŚCI 15.3. BRUTALNE STEROWANIA POŁĄCZONE ZE ŚLIGIEM 15.4. PODMUC POZIOMY Z WYINDUKOWANYM PRZECYLANIEM 15.5. ZESTAWIENIE WYNIKOW 16. OBCIĄŻENIA KADŁUBA 16.1. KOMASACJA MAS 16.. UKŁAD SIŁ OBCIĄŻAJĄCYC 16.3. WYZNACZANIE OBCIĄŻEŃ 16.3.1. Zgnane ponowe 16.3.. Zgnane pozome 16.3.3. Skręcane 16.4. PRZYPADKI OBCIĄŻEŃ NIE ZŁOŻONYC 16.4.1. Wyrwana 16.4.. Podmuchy ponowe 16.4.3. Brutalne sterowane sterem wysokośc 16.4.4. Loty neswobodne, obcążena ponowe 16.4.5. Obcążena od podłoża 16.4.6. Podmuch pozomy 16.4.7. Brutalne sterowane sterem kerunku 16.4.8. Loty neswobodne, szarpnęce lną w bok 16.4.9 Składowa boczna reakcj podłoża 16.5. PRZYPADKI OBCIĄŻEŃ ZŁOŻONYC 16.5.1. Obcążena w płaszczyźne pozomej 16.5.. Wyrwane z brutalnym sterowanem sterem kerunku 16.5.3. Jednoczesne brutalne sterowane 16.5.4. Brutalne sterowane sterem kerunku wraz ze ślzgem 16.5.5. Podmuch pozomy z wyndukowanym przechylanem 16.5.6. Nesymetra obcążena na usterzenu wysokośc 16.6. ZESTAWIEŃE WYNIKÓW
17. OBCIĄŻENIA PODWOZIA 17.1. WARUNKI LĄDOWANIA 17.. CARAKTERYSTYKA UKŁADU AMORTYZUJĄCEGO 17.3. PRZYPADKI OBCIĄŻEŃ PODWOZIA GŁÓWNEGO 17.3.1. Lądowane ze składową ponową 17.3.. Lądowane ze składową wzdłużną 17.3.3. Lądowane ze składową boczną 17.3.4. Lądowane na jedno koło 17.4. OBCIAŻENIA KÓŁKA PRZEDNIEGO 17.4.1. Lądowane ze składową wzdłużną 17.4.. Lądowane ze składową boczną 17.5. LĄDOWNANIE NA KÓLKO TYLNE (PŁOZĘ) 17.5.1.Ponowe przyzemene kółkem tylnym (płozą) 17.5.. Obcążene boczne kółka tylnego (płozy) 17.5.3. Uderzene po obroce 17.6. ZESTAWIENIE WYNIKOW 18. OBCIĄŻENIA UKŁADÓW STEROWANIA 18.1.ŁAŃCUC KINEMATYCZNY UKŁADU STEROWANIA 18.. UKŁADY STEROWYANIA POWIERZCNIAMI STEROWYMI 18..1. Układ sterowana sterem wysokośc 18.:. Układ sterowana lotkam 18..3. Układ sterowana sterem kerunku 18.3. UKLADY STEROWANIA URUCAMIAJĄCE URZ4DZENIA 18 4. PODWÓJNY UKŁAD STEROWANIA 19. SZCZEGÓLNE PRZYPADKI OBCIĄŻEŃ 19.1. SPECJALNE WYMAGANIA KONSTRUKCYJNE 19.1.1. Obsługa nazemna 19.1.. Uwzględnene szarpnęć lny holownczej 19.1.3. 0bcążena rozpraszaczy wrów (wnglet'ów) 19.. OBCIĄŻENIA AWARYJNE 19..1. Uderzene o przeszkodę 19... Obcążena mas ruchomych 19..3. Lądowane z przytarcem o podłoże 19..4.Lądowane ze schowanym podwozem 19..5. Zamocowane uprzęży plota 0. OBLICZENIA WYTRZYMAŁOŚCIOWE 0.1. ROLA I CARAKTER OBLICZEŃ WYTRZYMAŁOŚCIOWYC 0.. WSPOŁCZYNNIKI BEZPIECZEŃSTWA 0.3. CARAKTERYSTYKA WYTRZYMAŁOŚCIOWA TWORZYW KONSTRUKCYJNYC
0.3.1. Metale 0.3.. Drewno 0.3.3. Kompozyt 0.4. CARAKTERYSTYKA KOMPOZYTÓW 0.4.1. Kompozyt rowngowy 0.4.. Kompozyt tkannowy 0.4.3. Docsk skleny w kompozyce 0.5. USTALANIE MASY TWORZYWA W ELEMENCIE KONSTRUKCYJNYM 1. WYTRZYMAŁOŚĆ SKRZYDŁA 1.1.RODZAJE STRUKTUR SKRZYDŁA 1..DREWNIANA STRUKTURA DŹWIGAROWA SKRZYDŁA 1..1. Wytrzymałość dźwgara drewnanego 1... Wytrzymałość kesonu 1.3. DREWNIANA STRUKTURA SKORUPOWA SKRZYDŁA 1.4. WPŁYW ZBIEŻNOŚCI 1.5. KOMPOZYTOWA STRUKTURA SKRZYDŁA Z DŹWIGAREM 1.5.1.Wytrzymałość dźwgara kompozytowego 1.5.. Wytrzymałość kesonu 1.6. KOMPOZYTOWA STRUKTURA SKRZYDŁA SKORUPOWEGO 1.7. ŻEBRO ZAMYKAJĄCE 1.7.1. Obcążena żebra zamykającego 1.7.. Żebro zamykające drewnane 1.7.3. Żebro zamykające kompozytowe 1.8. OKUCIA SKRZYDŁA 1.8.1. Obcążena okuć 1.8.. Wytrzymałość okuć. WYTRZYMAŁOŚĆ URZĄDZEŃ MECANIZACJI PŁATA.1. WYTRZMAŁOŚĆ POWERZCNI STEROWEJ.. WYTRZYMAŁOŚĆ AMULCA AERODYNATMICZNEGO.3. ZAWIASY POWIERZCNI STEROWYC 3. WYTRZYMAŁOŚĆ USTERZEŃ 3.1. USTERZENIE WYSOKOŚCI 3.1.1. Podzał sł pomędzy statecznk ster 3.1.. Obcążena steru wysokośc 3.1.3. Wytrzymałość, steru wysokośc 3.1.4. Obcążena statecznka wysokośc 3.1.5. Wytrzymałość statecznka wysokośc 3.1.6. Okuca statecznka wysokośc 3.. USTERZENIE KIERUNKU 3..1. Ster kerunku 3... Statecznk kerunku
4. WYTRZYMAŁOŚĆ SKORUPY KADŁUBA 4.1. PRZEKRÓJ ZAMKNIĘTY 4.1.1. Geometra przekroju 4.1.. Zgnane przekroju zamknętego 4.1.3. Ścnane przekroju zamknętego 4.1.4. Naprężena w skorupe 4.1.5. Struktura drewnana 4.1.6. Tok oblczeń przekroju zamknętego 4.. PRZEKRÓJ OTWARTY 4..1. Geometra przekroju 4... Zgnane przekroju otwartego 4..3. Ścnane przekroju otwartego 4..4. Skręcane przekroju otwartego 4..5. Struktura drewnana 4..6. Tok oblczeń przekroju otwartego 5. ZESPOŁY KONSTRUKCYJNE KADŁUBA 5.1. WRĘGI 5.1.1. Obcążene wręg 5.1.. Wytrzymałość wręg 5.. ZAMOCOWANIE ZACZEPU OLOWNICZEGO 5..1. Obcążena zaczepu 5... Zabudowa zaczepu 5.3. PARTIA CENTRALNA 5.3.1. Kratownca part centralnej 5.3.. Węzeł kratowncy 5.4. RÓŻNE WAŁY I OKUCIA 6. WYTRZYMAŁOŚĆ PODWOZIA 6.1. K0ŁA NIE COWANE W LOCIE 6.1.1. Neruchome stałe koła pomocncze lub koło główne 6.1.. Koło główne ne chowane z amortyzatorem 6.. KOŁA COWANE W LOCIE 7. WYTRZYMAŁOŚĆ UKŁADÓW STEROWANIA 7.1. RODZAJE UKŁADÓW 7.. ELEMENTY UKŁADÓW STEROWANIA 7..1. Sterownca 7... Popychacze 7..3. Lnk cęgła 7..4. Dźwgne segmenty 7..5. Łożyska
7..6. Pedał 7..7. Konsole zaweszenowe 8. PRÓBY WYTRZYMAŁOŚCIOWE 8.1. PODZIAŁ PRÓB WYTRZYMAŁOŚCIOWYC 8.1.1. Próby dowodowe 8.1.. Próby dośwadczalne 8.1.3. Próby materałowe technologczne 8.. PROGRAMOWANIE PRÓB WYTRZYMAŁOŚCIOWYC GŁÓWNYC ZESPOŁÓW 8..1. Programowane prób skrzydła 8... Programowane prób statecznka wysokośc 8..3. Programowane prób statecznka kerunku 8..4. Programowane prób powerzchn sterowych 8..5. Programowane prób kadłuba 8..6. Programowane prób podwoza 8.3. PROGRAMOWANIE PRÓB WYTRZYMAŁOŚCIOWYC UKŁADÓW STEROWANIA 8.3.1. Układ sterowana sterem wysokośc 8.3.. Układ sterowana lotkam 8.3.3. Układ sterowana sterem kerunku 8.3.4. Dźwgne sterowana pozostałym układam 8.3.5. Układ wyzwalana zaczepu holownczego 8.4. DANE REALIZACYJNE 8.4.1. Kompletacja zespołów do prób 8.4.. Warunk przebeg próby 8.4.3. Układy obcążeń pośrednch 8.5. POSTAĆ PROGRAMU 8.5.1. Przypadk wymarujące 8.5.. Karty programu prób 9. PRÓBY SZTWNOŚCIOWE 9.1. CEL PRÓB SZTYWNOŚCIOWYC 9.. PRÓBY SZTYWNOŚCI SKRZYDŁA 9..1. Sztywność gętna 9... Sztywność skrętna 9.3. PRÓBY SZTYWNOŚCI POWIERZCNI STEROWYC 9.4. PRÓBY SZTYWNOŚCI KADŁUBA 9.4.1. Sztywność gętna w płaszczyźne ponowej 9.4.. Sztywność gętna w płaszczyźne pozomej sztywność skrętna 9.5. PRÓBY SZTYWNOŚCI UKŁADÓW STEROWANIA 30. ZJAWISKA AEROELASTYCZNE 30.1. ZJAWISKA TYPU STATYCZNEGO 30.1.1. Rozbeżność 30.1.. Odwrotność dzałana sterów 30.. ZJAWISKA TYPU DYNAMICZNEGO 30..1. Drgana samowzbudne (flutter)
30... Trzepotane (buffetng) 30.3. DEGRADACJA WŁASNOŚCI LOTNYC 30.3.1. Efekt gętny 30.3.. Efekt skrętny 31. TRWAŁOŚĆ SZYBOWCA 31.1. POJĘCIE ŻYWOTNOŚCI 31.1.1. Żywotność eksploatacyjna 31.1.. Żywotność modelowa 31.. WIDMO OBCIĄŻEŃ EKSPLOATACYJNYC 31..1.Elementy wdma 31... Struktura wdma obcążeń 31..3. Wdma dla stanów eksploatacj 31.3. MODEL EKSPLOATACJI 31.3.1. Welkośc określające model eksploatacj 31.3.. Środowsko eksploatacyjne 31.3.3. Ustalene stanów eksploatacj 31.4. ELEMENTY PROGRAMU PRÓBY ZMĘCZENIOWEJ 31.4.1. Reprezentatywny zespół struktury 31.4.. Krotność programu 31.4.3. Budowa programu 31.4.4. Udzały czasowe stanów eksploatacj 31.4.5. Ustalane danych wejścowych programu 31.4.6. Obcążena znamonowe 31.5. BLOKI OBCIĄŻEŃ O STAŁYM OBCIĄŻENIU PODSTAWOWYM 31.5.1. Blok zema - powetrze - zema w loce holowanym za samolotem 31.5.. Blok zema - powetrze - zema podczas wzlotu przy pomocy wycągark 31.5.3. Blok podmuchów podczas przeskoku mędzykomnowego 31.5.4. Blok podmuchów podczas lotu szybkego 31.5.5. Blok podmuchów podczas krążena w komne termcznym 31.5.6. Blok podmuchów podczas lotu holowanego 31.5.7. Blok kołowana na lotnsku 31.5.8. Blok akrobacj podstawowej 31.6. BLOKI OBCIAŻEŃ O ZMIENNYM OBCIĄŻENIU PODSTAWOWYM 31.6.1. Blok rozbegu 31.6.. Blok dobegu 31.6.3. Blok podmuchów podczas wzlotu przy pomocy wycągark 31.7. BLOKI OBCIĄŻEŃ SPECJALNYC 31.8. PROGRAM PRÓBY ZMĘCZENIOWEJ 31.8.1. Program podstawowy 31.8.. Program realzacyjny
1. WPROWADZENIE 1.1 O SZTUCE PROJEKTOWANIA Projektowane jest sztuką, ale w sense techncznym a ne artystycznym. Artyzm łączy sę z talentem, a węc uzdolnenem wrodzonym, natomast sztuk projektowana można nauczyć sę. Każde urządzene technczne służy zaspokajanu jakejś potrzeby człoweka projektowane jest odpowedzą na zastnałą potrzebę, która pojawa sę gdy: - brak jest urządzena techncznego zaspokajającego zapotrzebowane, - stnejące urządzene zaspokaja potrzebę w sposób nepełny, oraz - stnejące urządzene ne zaspokaja potrzeby. Nepełne zaspokajane potrzeby przez stnejące urządzene wynka albo z jego już. przestarzałego rozwązana konstrukcyjnego, albo z unowocześnena sę samej potrzeby. Prace projektowe podejmowane są węc w celu doprowadzena do powstana urządzena nowego, lepszego, sprawnejszego co najważnejsze atrakcyjnego dla potencjalnego nabywcy. Dzałalność twórcza w technce od momentu podjęca tematu do chwl powstana nowego wyrobu dzel sę na dwa podstawowe etapy: - projektowane, - konstruowane. Projektowane (po łacne "pro actare" znaczy "rzucać przed sebe" ) jest rzucanem pomysłów, a ścślej dogłębnym analzowanem pomysłów, jake rodzą sę w oparcu o bardzo dobrze rozeznaną potrzebę w różnych jej aspektach..każdy pomysł rozwązana techncznego posada zalety, a jednocześne obarczony jest także wadam. Analza mus odpowedzeć na pytane co przeważa: zalety, czy wady. Najczęścej rozwązane mus być kompromsem oby tych charakterystyk, a rola projektanta polega na doborze kompromsu optymalnego w stosunku do przyjętych kryterów oceny w określonych warunkach narzuconych, jako węzy swobody projektowej. Projektowane jest węc analtycznym etapem pracy nżynera. Konstruowane ( po łacne "cum struere" znaczy "składać razem" ) polega na zestawenu różnych pomysłów zrodzonych w faze projektowana w jedną, spójną całość. Wymaga to welu kompromsów aby decyzje konstruktora doprowadzły do rozwązana możlwe najlepszego, które w dalszej kolejnośc będze realzowane w produkcj seryjnej. Konstruowane jest węc syntetycznym etapem pracy nżynera. Podzał na te dwa etapy jest teoretyczny, albowem w praktyce projektowane konstruowane wzajemne przenkają sę. Projektowane konstruowane w technce wymagają bardzo slnego a wsparca oblczenowego. Bogata wedza teoretyczne w dzedzne dyscypln spełnających rolę służebną przy projektowanu szybowców a manowce w aerodynamce, mechance lotu, materałoznawstwe, wytrzymałośc materałów tp. pozwala już w momence wstępnego ustalena parametrów geometrycznych aerodynamcznych szybowca na określene jego własnośc lotnych osągów. Oblczena dotyczące szybowca, podobne jak każdego nnego tworu techncznego oparte są na przyjmowanych modelach oblczenowych. Wele bowem zjawsk w technce da sę opsać prawam fzyk przy wykorzystanu aparatu matematycznego przy pomocy tworzena model odpowadających badanej funkcj lub zachowanu sę fragmentu lub całośc konstrukcj. Oczywśce każdy model symuluje rzeczywstość w sposób bardzej lub mnej werny, nemnej jednak zawsze jakoś skażony. Należy węc dążyć do stworzena modelu jak najwernejszego w zadanych warunkach. Rozwązane technczne będze tym korzystnejsze, m węcej warantów będze poddanych analze, dla wybrana z nch przypadku optymalnego. W tym celu nezbędne jest wykonane welu oblczeń, dzsaj znaczne ułatwonych dzęk oprogramowanu komputerowemu. Tematem nnejszej ksążk jest przedstawene dróg postępowana przy oblczenowym wsparcu pracy konstruktora szybowców. Omówono tutaj algorytmy oblczeń, bez ucekana sę do programowana, gdyż zmena sę ono żywołowo wraz z pojawenem sę coraz to nowszych generacj komputerów.
1.. ROLA I ZAKRES OBLICZEŃ Podstawową rolą oblczeń jest stworzene dla konstruktora bazy dla podejmowana decyzj techncznych. Trudno wyobrazć sobe możlwość ustalena jakegokolwek parametru szybowca, bez znajomośc skutków jake on wywoła, a te można oszacować na drodze oblczenowej. Szacunek będze tym blższy prawdy, m wernejsze będą przyjmowane modele oblczenowe zjawsk ch ops językem matematyk. Zakres oblczeń w projektowanu konstruowanu szybowców jest bardzo szerok, oparty na różnych gałęzach wedzy teoretycznej wspartej dośwadczenem praktycznym. Typowe wsparce oblczenowe :pownno zawerać analzę zagadneń dotyczących: - analzy welkośc mas poszczególnych zespołów szybowca oraz masę całkowtą położena środków cężkośc płatowca dla różnych stanów załadowana, - charakterystyk aerodynamczne skrzydła, usterzeń całego płatowca, - elementy równowag statku powetrznego w loce, - osąg w typowych stanach użytkowana, - obcążena głównych zespołów szybowca, - oblczena wytrzymałoścowe umożlwające zwymarowane struktury płatowca, - programowane prób nazemnych prób w loce,
- oblczena dotyczące zjawsk aeroelastycznych, - oblczena. zwązane z pracam dośwadczalnym. Każda z powyższych dzedzn opsana jest odpowednm algorytmam oblczenowym, a wynk oblczeń stanową dla konstruktora "przewodnk postępowana". Należy meć na uwadze fakt, że tak skomplkowane twory technk, jake :występują. w lotnctwe, pommo wsparca oblczenowego, zawsze pozostawają wele znaków zapytana. Dla welu bowem zjawsk znalezene właścwego modelu oblczenowego jest albo bardzo trudne, czasam wręcz nemożlwe. Stąd rola. oblczeń, chocaż w procese projektowana ogromna, jest jednak ogranczona. Dzsaj każde poważnejsze opracowane technczne ne wychodz już z pod rąk "genalnego konstruktora", ale jest owocem współpracy welu specjalstów z różnych dzedzn wedzy. Najstotnejszym jest obecne komputerowe wspomagane projektowana. Zrodzło sę węc nowe pojęce nżynera - oblczenowca. Mus to być nżyner dobrze zorentowany w procese projektowana a jednocześne posadający wedzę z zakresu nformatyk. W nnejszej ksążce podano sposoby prowadzena oblczeń, a węc wzory tablce, pozwalające na ustalene algorytmów postępowana. Ne podano tutaj programów komputerowych, albowem te są wynkem zakodowana poszczególnych operacj w języku komputera. 1.3. PODZIAŁ SZYBOWCÓW Szybowce można dzelć w różnorak sposób w zależnośc od przyjętego kryterum tego podzału. Z uwag na przeznaczene szybowce dzelą sę na: - szkolne, - trenngowe, - wyczynowe, - akrobacyjne, - specjalne. Szybowce szkolne służą do nauk plotażu podstawowego oraz do szkolena zaawansowanego ( akrobacja, loty bez wdocznośc zem, loty chmurowe tp. ). Szybowce trenngowe wykorzystywane są do doskonalene umejętnośc plotażowych, szczególne w początkowej faze zaawansowana umejętnośc wyszukwana wznoszeń termcznych. Na tym type sprzętu można także uzyskwać warunk do odznak szybowcowych, co już stanow wstęp do zaawansowanego wyczynu sportowego. Najlcznejszą grupę tworzą szybowce wyczynowe. Służą główne do wykonywana przelotów po trasach bądź w ramach trenngu, bądź w trakce zawodów mprez sportowych. Regulamn sportowy Mędzynarodowej Federacj Lotnczej (FAI) wprowadzł podzał szybowców zawodnczych na klasy: - otwartą, - standard, - klapową o rozpętośc do 15 m, - klub. Perwsze trzy klasy przewdzano do udzału w mprezach rang mstrzostw śwata lub mstrzostw krajowych. Klasa klub w zasadze ma służyć zawodom o randze lokalnej, aeroklubowej. Klasa ta jednak ne zyskała popularnośc. Do grupy szybowców akrobacyjnych należą konstrukcje, których przeznaczene określa sama nazw. Wykorzystywane są do trenngu w akrobacj udzału w zawodach. Cechą charakterystyczną grupy są zwększone wymagana wytrzymałoścowe w stosunku do szybowców z nnych grup. Wszystke nne szybowce należą do grupy specjalnych. Meszczą sę węc tutaj bezogonowce, kaczk, transportowce dla wojska, konstrukcje eksperymentalne tp. Innym, nż przeznaczene, kryteram podzału mogą być: - lość osób załog ( szybowce jedno, dwu welo mejscowe), - tworzywo konstrukcyjne ( szybowce drewnane, metalowe, kompozytowe meszane), - pozom obcążeń ( kategora użytkowa "U", akrobacyjna "A"), - konfguracja usterzeń ( klasyczne, układ "T" motylkowe tp.), - nne krytera zwązane z cecham konstrukcyjnym
Każdy rodzaj szybowca służy określonemu celow fakt ten znajduje odbce w sposobe projektowana, a tym samym w stosowanych oblczenach analze ch wynków.. ANALIZA MAS Celem analzy mas jest określene: -welkośc masy położena środka cężkośc poszczególnych elementów struktury płatowca ładunku (plot, wyposażene, bagaż), -masy szybowca pustego położene jego środka cężkośc, -ustalene welkośc lokalzacj ładunku czyl tzw. "stanu załadowana", -oblczene masy położeń środków cężkośc szybowca w loce, dla różnych stanów załadowana ustalene welkośc grancznych ( masa maksymalna mnmalna, skrajne przedne tylne położene środka cężkośc), -oblczene momentów bezwładnośc szybowca..1. UKŁAD ODNIESIENIA Należy narysować sylwetkę szybowca w skal (najwygodnej 1 : 10 ), a następne narysować układ współrzędnych,w postac dwóch prostopadłych do sebe os: ponowej "z" pozomej "x", usytuowanych tak, aby oś ponowa była, styczną do noska kadłuba, a oś pozoma była równoległa do średnej cęcwy odnesena (SCO) skrzydła, określonej w rozdzale 3.1.1. Tak układ ułatwa wyznaczene położena. środka cężkośc szybowca wyrażonego w procentach SCO (Rys..1)
Rys..1 Układ odnesena dla analzy mas szybowca.. ROZKŁAD MAS I POŁOŻENIE ŚRODKA CIĘŻKOŚCI SZYBOWCA PUSTEGO Przy wyznaczanu welkośc poszczególnych mas składowych struktury szybowca najlepej jest skorzystać ze statystyk zebranej na podstawe podobnych stnejących już konstrukcj. Zapewna to lepsze zblżene sę do rzeczywstośc nż próba oceny na podstawe objętośc cężaru właścwego materału. Wyjątkowo ta droga może być korzystna w przypadku oceny balastu wodnego ( przy znanej pojemnośc zbornka wodnego łatwo oszacować masę wody ) Poszczególne masy, a właścwe położena ch środków cężkośc należy zlokalzować na rysunku rzutu bocznego szybowca odmerzyć odległośc tych środków od os "z" (odległość "x ") od os "x" ( odległość "z "), a także odnotować wartośc tych mas "m ". Zaps należy przeprowadzć tabelaryczne (Tab..1) Arkusz Mcrosoft Excel L.p. Oznaczen e Element m [kg] x [m.] z [m.] m*x m*z 1 m1 zaczep przedn m Pedały... n mn ster kerunku Tab..1 oblczane położena środka cężkośc Σ Σ Σ Aby znaleźć położene środka cężkośc szybowca pustego, należy określć położene wypadkowej wektorów cężaru poszczególnych mas. Cężar masy wynos: Q = m g (.1) gdze: "g" jest przyśpeszenem zemskm. Odległośc wypadkowych od obu os układu współrzędnych (Rys..) określają zależnośc: X Z n = 1 n m g x n = 1 = 1 op = = n n = 1 m g m g z = 1 n = 1 = 1 op = = n n m g = 1 m x m m m z (.) (.3)
Welkość "g" jako stał może być wyjęta przed znak sumy ulega uproszczenu, w rezultace w lcznku pozostają loczyny mas odległośc. To uproszczene przez "g" skłana nektórych autorów do używana określena "środek masy" zamast "środek cężkośc", chocaż masy są skalarem ne da sę mówć o położenu ch wypadkowej. Pozostańmy węc przy prawdłowym określenu "środek cężkośc". Prowadząc lnę ponową w odległośc "x op " od os "z" lnę pozomą w odległośc "z" od os "y", znajdzemy na ch przecęcu położene środka. cężkośc szybowca pustego (rys..). Rys.. Wyznaczane położena środka cężkośc szybowca pustego 0kreślene położena środka cężkośc szybowca pustego jest nezmerne ważne dla kontrol powtarzalnośc masowej szybowca w produkcj seryjnej oraz dla ustalena prawdłowośc masowej po dokonanych remontach czy modyfkacjach.3. STANY ZAŁADOWANIA I POŁOŻENIE ŚRODKA CIĘŻKOŚCI SZYBOWCA W LOCIE Załadowane szybowca określane jest masam: - załog, - spadochronów, - wyposażena dodatkowego, - balastów. Wymagana dotyczące zdatnośc lotnej szybowców ( powszechne stosowane są mędzynarodowe wymagana JAR- ) określają przedzał masy cała plota od 45 do 100 kg, cężar spadochronu do 10 kg. Należy węc wząć pod uwagę mnmalny cężar 45 kg ( bez spadochronu ) maksymalny 110 kg ( ze spadochronem ). W skład wyposażena dodatkowego wchodzą różne przyrządy ułatwające nawgacje taktykę rozgrywana lotu zawodnczego, barografy, specjalne warometry, komputery pokładowe, radostacje, aparat fotografczny tp. Elementy ne stanowące standardowego wyposażena szybowca. Balasty mogą występować bądź jako cężark sprowadzające położene środka cężkośc do dozwolonych granc ( najczęścej dotyczą one plotów lekkch ), bądź jako balast wodny ( z reguły w skrzydłach ) zwększający obcążene powerzchn nośnej lub balast ogonowy sprowadzający środek cężkośc szybowca do tyłu z uwag na wpływ wywerany na welkość osągów. Rachunek najlepej ująć tabelaryczne ( Tab.. ). Arkusz Mcrosoft Excel L.p oznaczen Element m [kg] x [m.] z [m.] m*x m*z. e 1 m1* Szybowec pusty m* plot ze spadochr. 3 m3* balast wodny w skrzydle
n mn* balast wodny w ogone Σ Σ Σ Tab.. wyznaczane położena środka cężkośc szybowca w loce Odległość środka cężkośc od os "x" "z" wyznacza sę wg zależnośc (.) (.3) z tym, ż oznacza sę je teraz bez ndeksu "p" a węc "x o ' oraz "z o ". Położene środka cężkośc szybowca wzdłuż kerunku średnej cęcwy odnesena (SCO) merzone od jej krawędz natarca, wynos: X l o = X X (.4) o SCO Jeżel długość SCO zostane oznaczona jako "l o " wówczas procentowe położene środka cężkośc wynos: X lo X l = 100 [%SCO] (.5) o l o Sytuację tę przedstawa rysunek.3 dla jednego z możlwych stanów załadowana. Rachunek podany w tablcy. należy powtórzyć dla każdego z przewdywanych stanów załadowana, wyznaczając odpowedną wartość "x lo ". Wszystke wyznaczone welkośc "x lo " należy naneść na wykres zależnośc: l = f / m /, rysunek.4. X o Rys..3 Położene środka cężkośc szybowca w loce Rys..4. Granczne masy położena środka cężkośc szybowca w loce
Lne ponowe na rys.4 oznaczają granczne welkośc masy szybowca w loce, lne pozome ogranczają skrajne położena środka cężkośc szybowca w loce. Obszar możlwych stanów załadowana zamyka sę prostokątem ABCD ( Rys..4). Przy wykonywanu oblczeń warto pamętać o następujących faktach: - zwększene masy elementów w przednej częśc kadłuba pocąga środek cężkośc szybowca do przodu, natomast wzrost mas w tyle pocąga ów środek do tyłu, - plot cężk wywołuje bardzej przedne położene środka cężkośc nż plot lekk, - balast wodny w skrzydle najczęścej powoduje przesunęce środka cężkośc do przodu (chocaż przy pewnym usytuowanu zbornków ne mus to być regułą), - elementy wyposażena zmenają środek cężkośc w zależnośc od ch usytuowana w szybowcu, umeszczone w okolcy środka cężkośc mają wpływ neutralny. Balast wodny we współczesnych szybowcach zawodnczych masą swą nemal dorównuje mase szybowca pustego, stąd jego duży wpływ na masę środek cężkośc szybowca w loce Na rysunku.5 pokazano stan załadowana dla szybowca w loce bez balastu (A 1,B 1,C 1,D 1 ) oraz z balastem wodnym ( A,B,C,D ). Rys..5 Granczne masy położena środka cężkośc szybowca w loce z balastem wodnym bez balastu Skrajnym przypadkam są stany określone przez: - punkt "C " ( maksymalna masa w loce przedne skrajne położene środka cężkośc), - punkt "A 1 " ( mnmalna masa w loce skrajne tylne ;położene środka cężkośc ). Jednakże dla nektórych zespołów konstrukcyjnych wymarującym mogą być stany "C 1 " ( np. dla zgnana skrzydła )lub nne zwązane z obcążenam usterzena wysokośc Oblczenowe stany załadowana uznane za wymarujące dla struktury płatowca należy ująć tabelaryczne (Tab..3). L.p Położene środka cężkośc m.. [kg] 1 Przedne skrajne z balastem wodnym Przedne skrajne bez balastu wodnego 3 Tylne skrajne bez balastu wodnego 4 Szybowec pusty x0 [m.] z0 [m.] xl0 [%SCO].4. MOMENTY BEZWŁADNOŚCI
Przy oblczanu obcążeń typu dynamcznego koneczna jest znajomość momentów bezwładnośc szybowca względem trzech prostopadłych os przechodzących przez środek cężkośc szybowca (Rys..6). 0znaczono je lteram dużym "X", "Y", "Z". Rys.6 Układ os przechodzących przez środek cężkośc szybowca Nowy układ os X,Y,Z, przechodzących przez środek cężkośc szybowca, przesunęty jest względem układu odnesena x, y, z, wprowadzonego na rys.1. o welkość "x o " wzdłuż os "x" o welkość "z o " wzdłuż os "z" (Rys..7). Rys..7 Relacja układów X,Y,Z oraz x,y,z. Stąd odległość masy "m " od nowych os układu wynos: x - wzdłuż os "x", oraz x o z z o - wzdłuż os "z" Poneważ środek cężkośc szybowca leży w płaszczyźne symetr ne ma przesunęca wzdłuż os "y", czyl y o =0. W nowym układze odnesena odległośc ( promene) poszczególnych mas od os układu, wyrażone przy pomocy współrzędnych masy "m " (Rys..8) wynoszą: r r x y z = y + ( z z0 ) odległość od os "x" = ( x x z odległość od os "y" 0 ) + ( z 0 ) r = + odległość od os "z" (.6) ( x x0 ) y
Momenty bezwładnośc szybowca względem os X, Y, Z wynoszą: J J J x y z = = = n = 1 n = 1 n = 1 ( m r x ( m r y + J + J 0x 0 y ) ) ( m r + J ) (.7) z 0z Sumowane rozcąga sę na wszystke masy składowe szybowca, czyl =1,,...n. Rys..8. Współrzędne masy "m " Welkośc J Ox, J Oy, J Oz, są własnym momentam bezwładnośc poszczególnych mas względem ch środka cężkośc. Momenty te należy wyznaczyć dla głównych zespołów szybowca, przyblżając ch kształt do brył regularnych (typowych). Na przykład tylną część kadłuba można przyblżyć powerzchną stożka ścętego, natomast cało plota walcem o promenu R = 0, m długośc Z = 1 m, ustawonym stosowne do pozycj plota w kabne (rys..9). Środkową część kadłuba można przyblżyć powerzchną walce, zaś nos kadłuba powerzchną stożka. Skrzydło można zastąpć weloścanem zblżonym do kształtu skrzydła tp. Pozycja leżąca α=0 Pozycja sedząca α<>0, zgodne z usytuowanem plota w kabne. Ose X*, Z*, równoległe do os X, Z przechodzą przez środek cężkośc plota (zastąponego walcem) Rys..9 Masowy model cała plota Wzory określające momenty bezwładnośc brył regularnych o mase rozłożonej na ch powerzchn lub ltych oblczane względem ch środka cężkośc można znaleźć w poradnkach mechanka względne w różnych tablcach nżynerskch. Oblczene momentów bezwładnośc prowadz sę tabelaryczne (Tab..4). Rachunek należy powtórzyć dla każdego oblczenowego stanu. załadowana. Wynk należy zestawć tabelaryczne (Tab..5). Arkusz Mcrosoft Excel
Lp. oznacze ne 1 m [kg] x [m.] 3 y [m.] 4 z [m.] 5 x-xo ()-yo 6 z-zo (4)-zo 7 (x-xo)^ (5)^ 8 (z-xo)^ (6)^ 9 y^ (3)^ 10 r^x (9)+(8) [m.^] 11 r^y (7)+(8) [m.^] 1 r^z (7)+(8) [m.^] 13 m*r^x (1)*(10) 14 m*r^y (1)*(11) 15 m*r^z (1)*(1) 16 J0X oblczone wg 17 J0Y wzorów 18 J0Z z poradnkó w 19 m*r^+jo X 0 m*r^y+j oy 1 m*r^z+j oz Operacja m1 m......... (13)+(16) (14)+(17) (15)+(18) JX suma (19) 3 JY suma (0) 4 JZ suma (1) Tab..4 Oblczane momentów bezwładnośc Mn Lp Środek cężkośc m. /kg/ JX /kgm^/ 1 Przedn skrajny z balastem wodnym Przedn skrajny bez balastu wodnego 3 Tylny skrajny bez balastu wodnego Tab..5. Zestawene momentów bezwładnośc JY /kgm^/ JZ /kgm^/
3. OBLICZENIOWE PARAMETRY GEOMETRYCZNE PŁATOWCA 3.1 SKRZYDŁO 3.1.1. Płat nośny Parametry geometryczne płata nośnego są funkcją założonego obrysu. Płat złożony z lewego prawego skrzydła jest symetryczny względem płaszczyzny ponowej przechodzącej przez oś podłużną szybowca ( płaszczyzna symetr szybowca ).Geometra płata (Rys.3.1) scharakteryzowana jest przez: "b" - rozpętość płata "1" - cęcwę, będącą funkcją rozpętośc l y = f (y) "S" - powerzchnę, określoną zależnoścą: b / S = l y dy (3.1) 0 "λ" - wydłużene, które wynos : b λ = (3.) S "1 0 " - średną cęcwę odnesena /SCO/: / b l 0 = l y dy (3.3) S 0 "y l0 " odległość średnej cęcwy odnesena od płaszczyzny symetr szybowca (Rys.3.): b / y l = l 0 y y dy (3.4) S 0 Rys. 3.1 Geometra płata
Rys 3. Położene średnej cęcwy odnesena W szybowcach najczęścej stosowany jest obrys trapezowy lub welotrapezowy, przy czym prostokąt jest szczególnym przypadkem trapezu w którym l 1 =l (Rys.3.3) Rys.3.3 obrys trapezowy Charakterystycznym parametrem obrysu trapezowego jest stosunek cęcw: l ψ = (3.) l1 określający wraz z rozpętoścą zbeżność trapezu. Powerzchna skrzydła trapezowego ( połówk płata ): b S = l1 (1 + ψ ) (3.6) 4 Średna cęcwa odnesena: ψ l 0 = l1 (1 + ψ ) (3.7) 3 1+ ψ jej odległość od płaszczyzny symetr szybowca: b ψ ψ y l = 3 (3.8) 0 6 1 ψ 1 ψ Krawędź natarca skrzydła oddalona jest od prostej prostopadłej do płaszczyzny symetr szybowca przechodzącej przez krawędź natarca cęcwy "1 1 ", o welkość: "X kn " (Rys.3.4),określoną przez zależność:
X kn d = y (3.9) b Rys 3.4 Geometra krawędz natarca Wznos skrzydła określony jest przez kąt "θ" zawarty pomędzy płaszczyzną cęcw skrzydła, a płaszczyzną pozomą (Rys.3.5) którego welkość wynka z zależnośc: Θ = ar ctg (3.10) b Rys. 3.5 Wznos skrzydła Zwchrzene geometryczne skrzydła wynka z różncy kątowego położena cęcw wzdłuż rozpętośc (Rys.3.6) Zwchrzene może być dokonane na całej półrozpętośc lub na jej częśc. Może ono być stale lub zmenne. Na rys.3.6.pokazano zwchrzena stałe na całej połowe rozpętośc płata, gdze jako kerunek 1 podano kerunek cęcwy w płaszczyźne symetr, a jako kerunek podano kerunek cęcwy końcówk skrzydła. Rys. 3.6 Zwchrzene geometryczne skrzydła. Aby wyznaczyć położene SCO na rzuce bocznym sylwetk szybowca należy znaleźć przesunęce SCO względem cęcwy przykadłubowej CPK (Rys.3.7)
d x = ( xkn) SCO ( xkn) CPK = ( yl0 ycpk ) (3.11) b Rys. 3.7 Usytuowane SCO CPK Usytuowane ponowe obu cęcw pokazano na rys. 3.8. Wzajemna odległość SCO CPK w pone wynos: h = ( y l y ) 0 CPK (3.1) b Rys 3.8 Ponowe usytuowane SCO CPK Gdy skrzydło ne jest zwchrzone geometryczne wówczas SCO CPK są równolegle (Rys.3.9). Natomast w przypadku zwchrzena (Rys.3.10) odległość ponową wyznacza sę dla punktu leżącego w 5% długośc cęcwy Rys.3.9 SCO CPK na ne zwchrzonym skrzydle
Rys.3.10 SCO CPK na skrzydle zwchrzonym geometryczne 3.1.. Lotka Podstawowym parametram lotk są welkośc dentyczne jak dla skrzydła o obryse trapezowym ( lotk są z reguły trapezam), ponadto stotnym jest określene współrzędnych początku lotk "y Lp " końca "y Lk " (Rys.3.1.1). Gabaryty lotk wyznaczają: l L1 - cęcwa u nasady (czoła) lotk l L - cęcwa na końcu lotk b Ly = y Lk - y Lp - rozpętość lotk Rys. 3.11 Usytuowane lotk na skrzydle Cęcwa lotk (Rys 3.1) ogranczona jest osą obrotu krawędzą spływu. Stosunek cęcwy lotk do cęcwy całego proflu nazwano "głębokoścą" lotk:
l L τ L = (3.13) l Rys. 3.1 Głębokość cęcwa lotk Wychylena lotk (Rys. 3.13) są zazwyczaj różncowe, tzn. lotka wychyla sę do góry na wększy kąt nż lotka na przecwnym skrzydle wychylana do dołu. Rys. 3.13 wychylena lotk Wszystke parametry geometryczne lotk, dla odróżnena oznacza sę dodatkowym ndeksem "L", np.: "l L ", "b L ", "S L ", td. Wykorzystane lotk jako klapy ( klapolotka) omówono przy podawanu geometr klapy ( rozdzał:3.1.3 ). 3.1.3 Klapa Klapa klasyczna ( w przykadłubowej part skrzydła ) posada charakterystykę dentyczną jak lotka dotyczą jej wszystke welkośc podane dla lotk, z tym, że dla odróżnena opatrywane są ndeksem "K" np.: "l K ", "b K ", "S K " td. Usytuowane klapy na skrzydle pokazano na Rys. 3.14. Rys. 3.14 Usytuowane klapy na skrzydle
W przypadku gdy lotka wykorzystywana jest jako klapa mamy do czynena z tzw. "klapolotką" (Rys.3.15). Wówczas klapolotka wychylana jest jako klapa o kąt "β K " względem tego położena wychyla.sę jako lotka o kąty "+β L " do dołu "-β L " do góry Rys.(3.16). Rys. 3.15. Klapa klapolotka Rys. 3.16 Wychylena klapolotk 3.1.4. amulec aerodynamczny W szybownctwe stosowany jest hamulec aerodynamczny typu płytowego, przy czym płyty wysuwane są bądź na powerzchn górnej skrzydła, bądź na górnej dolnej(rys.3.17). Rys. 3.17 amulec aerodynamczny - płytowy Usytuowane hamulca na skrzydle pokazano na rys.3.18.
Rys. 3.18 Usytuowane hamulca aerodynamcznego na skrzydle Welkoścam charakterystycznym skrzydła na part hamulca są: Cęcwy: l 1h początku hamulca l h na końcu, rozpętość hamulca b h oraz współrzędne: początku y ph końca y kh hamulca. Powerzchna skrzydła na part hamulca: bh S = l + l ) (3.14) h ( 1h h Płyta hamulca (Rys.3.19) scharakteryzowana jest przez: - wysokość płyty " p ", - szczelnę pomędzy powerzchną skrzydła a spodem płyty "s", - powerzchnę płyty: S p = b (3.15) p h - powerzchnę odnesena płyty: S = b ( s) (3.16) h h p + Rys. 3.19 Geometra płyty hamulca górnopłytowego W przypadku hamulca klasycznego (wysuwanego na górnej dolnej powerzchn skrzydła), (Rys.3.0) parametry płyt górnej dolnej mogą być zróżncowane. Wówczas powerzchna odnesena płyt wynos: S = b + S ) + b ( + S ) (3.17) h hg ( pg g hd pd d Rys. 3.0 Geometra hamulca klasycznego
Istotnym parametrem hamulca jest jego położene wzdłuż cęcwy (Rys.3.1) określone stosunkem x/l. Rys. 3.1 Położene wzdłuż cęcwy - hamulec górnopłytowy W przypadku układu klasycznego (płyta górna dolna) gdy położene płyt wzdłuż cęcw jest wzajemne przesunęte (Rys.3.) welkość "x" wyznaczona jest lną środkową mędzy obu płytam. "Procentowoścą" hamulca nazwano stosunek: x p h = (3.18.) l Rys. 3. Położene wzdłuż cęcw - hamulec klasyczny 3.. USTERZENIA 3..1. Usterzene wysokośc. Obrysy usterzena wysokośc szybowców są albo trapezam, albo formam zblżonym, dającym sę opsać trapezem zastępczym. Parametry geometryczne usterzena wysokośc są węc dentyczne jak w przypadku skrzydła trapezowego, różncę stanow jedyne fakt podzału pomędzy ster statecznk określony ''głębokoścą" steru lsteru τ = (3.19) l gdze: l steru - cęcwa steru /od os obrotu do krawędz spływu/ l - cęcwa całego usterzena Głębokość określa sę w przekroju średnej cęcwy odnesena usterzena wysokośc. Welkośc geometryczne charakteryzujące usterzene wysokośc wyróżna sę ndeksem "" np.: l, S, λ, td. Poneważ usterzene wysokośc składa sę ze steru ze statecznka, odpowedne welkośc geometryczne steru oznacza sę wyróżnkem "ster" np.: b ster, S ster td., natomast welkośc odnoszące do statecznka wyróżnkem "stat" np.: S stat, b stat td.
Ster wysokośc może obejmować całą rozpętość usterzena "b " lub może składać sę z dwóch połówek. W drugm przypadku w sterze często wykonuje sę wykrój, dla umożlwena wychyleń steru kerunku (Rys.3.3). Rys. 3.3 wykrój w sterze wysokośc Należy wówczas określć powerzchnę wykroju: 1 S w = ( C1 + C ) C3 (3.0) Ramenem usterzena wysokośc nazwano odległość pomędzy punktem leżącym w 5% średnej cęcwy odnesena usterzena wysokośc (a.c.), a środkem cężkośc szybowca (Rys.3.4). Rys. 3.4 Ramę usterzena wysokośc 3... Usterzene kerunku Rzeczywsty obrys usterzena kerunku zastępuje sę trapezem dobranym do kształtu usterzena (Rys.3.5), tak, ż dolna krawędź trapezu opera sę na przedłużenu os kadłuba a, górna przebega, przez średną ln werzchołka usterzena. Rys.3.5 Obrys usterzena kerunku Charakterystyka geometryczna usterzena jest dentyczna jak dla skrzydła trapezowego z tą tylko różncą, ż welkość "b/" zastąpona jest przez wysokość usterzena kerunku "" (Rys.3.5),
natomast oś pozoma kadłuba zastępuje lnę płaszczyzny symetr szybowca w przypadku skrzydła. Welkośc odnoszące sę do usterzena kerunku oznacza sę ndeksem "v" np.: S v, l v, td. Welkośc odnesone do steru zaopatruje sę ndeksem "ster", a do statecznka ndeksem "stat" np.: S v ster, l v stat. td. Przez głębokość steru kerunku rozume sę stosunek cęcwy steru do cęcwy usterzena w przekroju średnej cęcwy odnesena usterzena kerunku: lvsteru τ v = (3.1) lv Ramenem usterzena kerunku nazwano odległość pomędzy punktem leżącym w 5% średnej cęcwy odnesena usterzena kerunku (a.c) v, a środkem cężkośc szybowca (Rys.3.6). Rys. 3.6 Ramę usterzena kerunku 3..3. Wyważena rogowe Dla obnżena welkośc momentu zawasowego steru wysokośc lub kerunku stosuje sę wyważena rogowe (Rys.3.7). Rys. 3.7 Wyważena rogowe steru Powerzchna wyważena rogowego: 1 S w = ( d1 + d ) d 3 (3.) W przypadku steru wysokośc wyważene rogowe jest symetryczne na lewej prawej połówce steru czyl: S = S = ( d + d d (3.3) w w 1 ) 3 3.3 KLAPKA WSPOMAGAJACA
Klapk wspomagające, a węc docążające zwększające moment zawasowy powerzchn sterowej, lub odcążające zmnejszające tenże moment mogą być stosowane na lotkach usterzenach. Najczęścej klapkę odcążającą stosuje sę na usterzenu wysokośc. Zastosowane klapk wprowadza podwójne załamane proflu (rys.3.8) wówczas powerzchna nośna o cęcwe "l" posada powerzchnę sterową o cęcwe "l R " oraz klapkę o cęcwe "l RR " Indeks "R" wprowadzono jako ogólny w przypadku usterzena wysokośc zmena sę on w ndeks "", usterzena kerunku w ndeks "V" czy lotk w ndeks "L" Rys. 3.8 Powerzchna nośna z powerzchną sterową klapką w przekroju poprzecznym Głębokość klapk określona jest zależnoścą: l RR τ = RR l (3.4) Na rys.3.9 zdefnowano welkośc: l 1 RR, l RR, b RR, oraz l * 1 RR, l * RR. Powerzchna klapk wynos: brr S RR = ( l1rr + lrr ) (3.5.) Rys 3.9 Usytuowane klapk Powerzchna nośna objęta klapką: brr S RR = ( l1rr + lrr ) (3.6) Najczęścej stosuje sę klapkę nesymetryczną, tzn. umeszczoną tylko na jednej połówce usterzena wysokośc, czy na jednej lotce, chocaż pojawają sę równeż układy symetryczne.
Kąt wychylena klapk "β RR " merzony jest względem cęcwy powerzchn sterowej. W przypadku ogólnym gdy wychylona jest powerzchna sterowa klapka (na rysunku docążająca ) oznaczene kątów wychyleń podano na rys.3.30. Rys. 3.30 Kąty wychyleń powerzchn sterowej klapk Jeżel powerzchnę nośną na której zastosowano powerzchnę sterową z klapką oznaczymy ogólne jako "S 0 ", to współczynnk wpływu klapk wynese: S RR f = (3.7) RR S 0 0 tym czy klapka wspomagająca pełn rolę klapk docążającej, czy odcążającej /trymera/ decyduje wzajemna relacja kątów wychyleń "β R " "β RR ", przy czym jako plus oznaczono kąt wychylena do dołu, a jako mnus do góry. (Tab.3.1). Kwalfkacja klapk βρ Docążająca + + - - Odcążająca / + - trymer/ - + Tab.3.1 Kwalfkacja klapk βrr 4. CARAKTERYSTYKI AERODYNAMICZNE 4.1. SKRZYDŁO 4.1.1. Dobór proflu skrzydła Profl skrzydła decyduje o osągach własnoścach lotnych szybowca. Dobór proflu dokonywany jest wg kryterów uzależnonych od rodzaju szybowca, różnorodnych odpowadających celow jak stawa sobe konstruktor. Najczęścej występującym kryteram są: - welkość współczynnka sły nośnej dla krytycznego kąta natarca, - welkość współczynnka oporu w nteresujących konstruktora zakresach kątów natarca, - łagodny przebeg przecągnęca, - strome pochylene charakterystyk wyporowej skrzydła, - charakterystyka proflowa przy zmennej, geometr proflu uzyskwanej dzęk, klape wysklepająco - prędkoścowej, - symetra lub prawe symetra charakterystyk proflu dla dodatnch ujemnych kątów natarca. Zwązek wymenonych kryterów z rodzajem szybowca przedstawono w tablcy 4.1. Kryterum\Szybowec szkolny trenngowy wyczynowy akrobacyjny specjalny Wysok współczynnk sły nośnej X X X dla krytycznego kąta natarca Nsk WIESŁAW współczynnk STAFIEJ oporu w - zadanych Oblczena stosowane przy projektowanu X szybowców przedzałach prędkosc lotu
Tab. 4.1 Krytera doboru proflu skrzydła w zależnośc od rodzaju szybowca Skrzydło może posadać jednolty profl wzdłuż rozpętośc albo zmenny to w różny sposób. Najczęścej występujące sposoby meszana profl pokazano na Rys.4.1 Rys. 4.1 Sposoby meszana profl 4.1.. Charakterystyk tunelowe Własnośc aerodynamczne proflu lotnczego określa sę na podstawe dmuchań w tunelu aerodynamcznym. Wynk podawane są w katalogach profl w postac wykresów współczynnków aerodynamcznych w funkcj kąta natarca przy stałej lczbe Reynolds'a: v l Re = (4.1) ν gdze: v - prędkość przepływu, l - długość cęcwy proflu, ν - knematyczny współczynnk lepkośc powetrza ν=14,53*10-6 [m /s] Przebeg zależnośc współczynnków aerodynamcznych w funkcj kąta natarca dotyczą: -współczynnka sły nośnej. "Cz" (Rys.4.), -współczynnka sły oporu "Cx" (Rys.4.3),
-współczynnka momentu "Cm" (Rys.4.4). W nektórych katalogach podawana jest zależność Cz = f (Cx). Rys.4. Cz=f(α) Rys.4.3 Cx=f(α) Rys.4.4 Cz=f(α) Uwaga: w nektórych katalogach proflowych moment pochylający jest podawany jako dodatn a zadzerający jako ujemny 4.1.3. Meszana charakterystyka proflowa W przypadku gdy na skrzydle występuje profl meszany, przy lnowym przejścu proflu "A" w profl "B" (Rys.4.5) należy wyznaczyć meszaną charakterystykę proflową skrzydła zakładając jego wydłużene: λ = Rys.4.5 Parametry meszana profl Perwszym krokem oblczenowym jest wyznaczene lczb Reynolds'a dla proflu "A" "B" w rozpatrywanym zakrese kątów natarca, borąc pod uwagę konkretny szybowec o założonej mase "m" powerzchn nośnej "S". Dla każdego z rozpatrywanych kątów natarca należy określć prędkość lotu z zależnośc:
m g V = (4.) ρ S Cz A oraz lczbę Reynolds'a wg zależnośc (4.1), która poprzez prędkość zwązana jest ze współczynnkem "Cz A ". Ten z kole jest funkcją lczb Reymolds'a, rachunek należy węc prowadzć drogą kolejnych przyblżeń. Ustalwszy lczbę Reynolds'a dla proflu "A", należy wyznaczyć ją także dla proflu "B": lb Re B = Re A (4.3) l A Algorytm oblczena podano w tablcy 4. gdze przez stałą "F" oznaczono welkość: m g l F = A (4.4) ρ S ν Lp. Oznacze operacj 1 3... n Lp. oznaczen operacja 1 3... n ne a.. e 1 α 1 ReAn CzA1 ReB lb/la*(1) 3 ()^1/ 4 ReA1 F/(3) 5 CzA f(rea) 6 (5)^1/ 7 ReA F/(6) 8 td. 1) Dla proflu "A" ) Dla proflu "B" Arkusz Mcrosoft Excel Dla wyznaczonych lczb "Re 1 " oraz "Re " należy odczytać z charakterystyk tunelowych wartośc "Cz A " "Cz B " dla kolejnych kątów natarca "α" a następne dokonać zmeszana tychże współczynnków korzystając ze współczynnków meszana: 1 l A + lb k A = (4.5) 3 l + l A B k B = 1 k A (4.6) uzyskując jako wynk: Cz = k A Cz A + k B Cz B (4.7) czyl współczynnk "meszany" sły nośnej dla skrzydła o wydłużenu neskończonym. Postępując dentyczne z pozostałym współczynnkam uzyskuje sę współczynnk "meszany" oporu proflowego skrzydła o wydłużenu neskończonym Cx = k A Cx A + k B CxB (4.8) współczynnk "meszany" momentu względem punktu w 5% cęcwy: Cm = k A Cm A + k B CmB (4.9) Algorytm oblczeń zestawono w tablcy 4.3. Jeżel pomędzy przekrojam A-A B-B stneje zwchrzene geometryczne wówczas kąt natarca wynos: α B α A α y = y + α A = α A + Ey (4.10) L gdze: y* - współrzędna wzdłuż rozpętośc merzona od proflu "A" α A α E = B (4.11) L
Arkusz Mcrosoft Excel Lp. Oznacze ne operacj a 1... n 1 y* E*(1) 3 αy αa+() 4 la 5 lb 6 *(4) 7 (6)+(5) 8 (4)+(5) 9 (7)/(8) 10 ka (9)/3 11 kb 1-(10) 1 ReA tab. 4. 13 CzA 14 (10)*(13 ) 15 CzB 16 (11)*(15 ) 17 Cz00 (14)+(16 ) 18 CxA 19 (10)*(18 ) 0 CxB 1 (11)*(0 ) Cx00 (19)+(1 ) 3 CmA 4 (10)*(3 ) 5 CmB 6 (11)*(5 ) 7 Cm00 (4)+(6 ) Tab. 4.3. Algorytm wyznaczana charakterystyk "meszanej" skrzydła o wydłużenu neskończonym Jeżel mamy do czynena ze skrzydłem o stałym proflu, ale o obryse trapezowym, równeż należy dokonać meszana charakterystyk, poneważ zróżncowane współczynnków aerodynamcznych następuje w skutek różnych lczb Reynolds'a w przekrojach końcowych trapezu "A" "B".
Rys. 4.6 Skrzydło o obryse złożonym złożonej kombnacj profl Rozpatrując dla przykładu skrzydło pokazane na rysunku 4.6, posadające na part "I" profl stały, ale charakterystykę meszaną z racj obrysu trapezowego, oraz na part "II" też charakterystykę meszaną z racj zróżncowana profl obrysu trapezowego, należy znaleźć charakterystykę wypadkową wg zależnośc: Cz = k I Cz I + k II Cz II (4.1) gdze: k S1 = I S oraz S S = II S S (4.13) 1 1 natomast Cz I jest współczynnkem "meszanym" na part "I" oraz Cz II jest współczynnkem meszanym na part "II", a welkośc S 1 oraz S są powerzchnam part "I" part "II". Analogczne jak ze współczynnkem sły nośnej "Cz" należy postąpć ze współczynnkem oporu: Cx = k I CxI + k II CxII (4.14) oraz ze współczynnkem momentu: Cm = k I CmI + k II CmII (4.15) Algorytm oblczeń zestawono na tablcy 4.4 Arkusz Mcrosoft Excel Lp oznaczene operacja 1 αy CzI 3 ki*czi ki*() 4 CzII 5 kii*czii kii*(4) 6 CxI 7 ki*cxi ki*(6) 8 CxII 9 kii*cxii kii*(8) 10 CmI 11 ki*cmi ki*(10) 1 CmII 13 kii*cmii kii*(10) 14 Cznesk (3)+(5) 15 Cxnesk (7)+(9) 16 Cmnesk (11)+(13 ) Tab.4.4 Algorytm oblczena złożonej charakterystyk meszanej skrzydła Wypadkową charakterystykę meszaną dla całego skrzydła, przy założenu neskończonego wydłużena należy przedstawć w postac wykreślnej (Rys. 4.7).
Rys.4.7. Wynkowa charakterystyka meszana dla skrzydła o wydłużenu neskończonym Dla ułatwena oblczeń wygodne jest równeż wykonać wykresy zależnośc Cx=f(Re) przy Cz = const. (Rys. 4.8) Rys.4.8 Charakterystyk Cx oo =f(re) Gdy szybowec wyposażony jest w klapę wysklepająco - prędkoścową (klapa wychylana do dołu do góry) wówczas każde położena klapy jak gdyby stwarza nowy profl o odmennej charakterystyce. Dla każdej rozpatrywanej lczny Reynolds'a podawany jest pęk charakterystyk dla zadanych wychyleń klapy. Charakterystykę meszaną skrzydła należy wówczas wyznaczyć dla każdego z przyjętych do oblczeń charakterystycznych wychyleń klapy. Do wychyleń charakterystycznych należeć będą co najmnej: - maksymalne dodatne wychylene klapy (do dołu), - maksymalne ujemne wychylena klapy (do góry), oraz - konfguracja gładka (klapa w położenu neutralnym). Pragnąc, dla celów zawodnczych, dokładnej wyznaczyć osąg szybowca "klapowego" należy także sporządzć charakterystyk dla wychyleń klapy pośrednch. Oczywśce dane uzyskane w tunelu aerodynamcznym ogranczają sę zazwyczaj do klku tylko wychyleń klap klku lczb Reynolds'a. Zakresy nteresujące nas pod względem oblczenowym muszą węc być wyznaczone drogą nterpolacj danych wyznaczonych przez podane w katalogach charakterystyk aerodynamczne.
4.1.4. Charakterystyka skrzydła o zadanym wydłużenu Skończona wartość wydłużena skrzydła "λ " wpływa na wartość welkośc aerodynamcznych w sposób następujący: - kąt natarca ulega wzrostow o welkość ndukowaną, - ulega zmane welkość pochylena charakterystyk wyporowej, - współczynnk oporu ulega wzrostow o welkość oporu ndukowanego. Indukowany kat natarca jest równy: Cz α = ( 1+ δ α ) (4.16) Πλ gdze δα - jest współczynnkem korekcyjnym uwzględnającym obrys skrzydła. Przebeg zależnośc δ α = f ( λ, ψ ) podano wykreślne na rysunku 4.9 dla skrzydła o obryse trapezowym. Rys.4.9 Współczynnk korekcyjny kąta ndukowanego Zmana kąta natarca o welkość ndukowaną: α skrz = α + α (4.17) powoduje spadek pochylena charakterystyk wyporowej (Rys. 4.10). Rys.4.10 Zmana pochylena charakterystyk wyporowej Zmanę pochylena wywołaną skończonym wydłużenem skrzydła określa zależność:
dcz dcz dα = (4.18) dα dcz dα + 1 ( 1+ χ ) Π λ gdze: χ - jest współczynnkem korekcyjnym uwzględnającym obrys skrzydła. Przebeg zależnośc: χ = f (ψ ) dla skrzydła o obryse trapezowym podano wykreślne na rysunku 4.11. Rys.4.11. Współczynnk korekcyjny pochylena charakterystyk wyporowej Współczynnk oporu ndukowanego zwązanego ze skończonym wydłużenem skrzydła wynos: Cz Cx = ( 1+ δ c ) (4.19) Π λ gdze: δ c - jest współczynnkem korekcyjnym uwzględnającym obrys skrzydła. Przebeg zależnośc δ c = f ( λ, ψ ) dla skrzydła o obryse trapezowym podano wykreślne na rysunku 4.1. Rys.4.1. Współczynnk korekcyjny oporu ndukowanego Dla uproszczena zapsu stosuje sę określene "wydłużena efektywnego", tak: λ λe α = (4.0) 1+ δ α 1 λec = (4.1) 1 + δ c Jeżel mamy wątplwośc co do gładkośc skrzydła, jake będze wychodzć z produkcj seryjnej, lub jake będze po klkuletnej eksploatacj, można dołożyć dodatkowy opór wynkający ze stanu techncznego skrzydła, zazwyczaj przyjmowany jako 10% mnmalnego oporu proflowego :
Cx = 0,1 ( Cx ) mn (4.) wówczas całkowty współczynnk oporu skrzydła wynese: Cxskrz = Cx + Cx + Cx (4.3) Algorytm oblczana charakterystyk skrzydła o skończonym wydłużenu podano w tab.4.5. Lp Oznaczen e operacja Arkusz Mcrosoft Excel 1 αoo Czoo 3 Cxoo 4 Czoo^ ()^ 5 Πλeα = const 6 α ()/(5) 7 αskrz (1)+(6) 8 Πλec = const 9 Cx (4)/(8) 10 (3)+(9) 11 Cx 0,1Cxoo mn =const 1 Cxskrz (10)+(11) Tab.4.5. algorytm oblczana skrzydła o zadanym wydłużenu 4.. LOTKA Lotka stanow ruchomą część proflu płata nośnego. Wychylene lotk wprowadza zmanę: - kąta zerowej sły nośnej: α 0, - kąta natarca na skrzydle na part z wychyloną lotką: α L, Zmana kąta zerowej sły nośnej /Rys.4.13/ jest funkcją głębokośc lotk " τ L " kąta wychylena lotk " β ". Przebeg tej zależnośc w postac wykreślnej podano na rys.4.14. L Rys. 4.13 zmana zerowej nośnośc po wychylenu lotk wynku wychylena lotk. Rys.4.14. Zmana zerowej nośnośc w Zmana kąta natarca na skrzydle wywołana wychylenem lotk kąt " β L " wynos: dα α L = Kβ β L (4.4) dβ L gdze:
dα - zmana kąta natarca wywołana wychylenem lotk podana na rys. 4.15 w funkcj głębokośc dβ L lotk K - współczynnk korekcyjny wychylena podany na rys. 4.16 w funkcj kąta wychylena lotk. β Przyrosty współczynnka oporu wywołane wychylenem lotk podano na wykrese (Rys.4.17). Rys.4.15. Zmana kąta natarca wywołana wychylenem lotk Rys.4.16. Współczynnk korekcyjny wychylena
Rys.4.17 Przyrost współczynnka oporu w skutek wychylena lotk 4.3. KLAPA Jak już wspomnano przy omawanu charakterystyk skrzydła rola klapy w szybownctwe polega na: - zmane geometr proflu poprzez wychylena do góry do dołu, - powodowanu zwększena wysklepena proflu dla zmany charakterystyk główne przy małej prędkośc lotu. Rolę klapy wysklepająco -prędkoścowej omówono przy opse charakterystyk aerodynamcznej skrzydła, natomast nnejszy rozdzał pośwęcony jest typowej klape wysklepającej, podnoszącej współczynnk sły nośnej. Przyrost welkośc współczynnka sły nośnej " Cz " uzyskwany jest przez wychylene klapy jednoczesne przesunęce charakterystyk wyporowej proflu (Rys.4.18). Rys.4.18. Przyrost współczynnka sły nośnej w wynku wychylena klapy przy krytycznym kace natarca
Welkość przyrostu w funkcj kąta wychylena klapy " β K " dla typowej klapy o głębokośc od 0 do 40 % podano na rysunku 4.19.,d1a maksymalnej wartośc współczynnka sły nośnej przy krytycznym kące natarca " α ". kr Rys.4.19. welkość przyrostu współczynnka Czmax w funkcj kąta wychylena klapy Zmany kąta natarca na skrzydle spowodowane wychylenem klapy są dentyczne do omówonych dla lotk. Przyrosty oporu, wyrażone współczynnkem "Cx", dla różnych głębokośc klapy, przy stałej wartośc współczynnka sły nośnej przedstawono na rysunku 4.0. Rys.4.0. Przyrosty współczynnka oporu wywołane wychylenem klapy Współczynnk aerodynamczne, przedstawone na rysunku 4.19 4.0 dotyczą częśc skrzydła objętej klapą. W odnesenu do całego skrzydła (Rys.4.1) wymagają redukcj przez przemnożene ch przez stosunek powerzchn skrzydła na part klapy "S*" do całej powerzchn płata nośnego "S". I tak np.: S ( Czmax ) = Cz skrz max (4.5) K S
Rys. 4.1. Powerzchna skrzydła na part klapy. 4.4 AMULEC AERODYNAMICZNY Zadanem hamulca aerodynamcznego jest zaburzene opływu spowodowane przez to wzrostu oporu. W hamulcu klasycznym, posadającym płyty wysuwane na górnej dolnej powerzchn skrzydła (patrz rys.3.) zasadnczą rolę spełna płyta górna (około 80 % efektywnośc hamulca) z uwag na znaczne ntensywnejszy wpływ zaburzena na powerzchn górnej. Welkość współczynnka oporu hamulca w odnesenu do powerzchn obu płyt (górnej dolnej) przedstawono na rysunku 4. w zależnośc od położena hamulca wzdłuż cęcwy od welkośc współczynnka sły nośnej na skrzydle. Rys.4.. Współczynnk oporu hamulca aerodynamcznego W przypadku hamulca górnopłytowego (patrz Rys.3.1) współczynnk oporu hamulca należy zmnejszyć o 0 % odneść go do powerzchn tejże płyty. W odnesenu do szybowca współczynnk oporu hamulca: S p Cxh = Cxham (4: 6) S gdze "S p " jest powerzchną obu płyt w przypadku hamulca klasycznego (suma na obu skrzydłach) jednej w przypadku hamulca górnopłytowego. Wpływ hamulca na przesunęce kąta zerowej nośnośc skrzydła oraz na welkość pochylena charakterystyk wyporowej omówono w rozdzale 5, natomast sposoby określena skutecznośc aerodynamcznej hamulca podano w rozdzale 6. 4.5. USTERZENIE WYSOKOŚCI
Zazwyczaj usterzene posada obrys trapezowy lub dający sę przyblżyć trapezem. Usterzene kerunku względem usterzena wysokośc jest umeszczane centralne, w płaszczyźne symetr szybowca. Podwójne usterzene kerunku może pojawć sę jedyne w przypadku szybowca specjalnego wówczas wysłużene efektywne określa zależność: λ = kλ λ (4.7) e gdze współczynnk korekcyjny " k λ " jest określony poprzez wykres na rysunku 4.3, a welkość " λ " jest geometrycznym wydłużenem usterzena wysokośc. Rys. 4.3. Współczynnk wydłużena efektywnego usterzena wysokośc. Znając, wg danych katalogowych pochylene charakterystyk wyporowej usterzena, dla wydłużena dcz neskończonego, można wyznaczyć pochylene dla zadanego kształtu usterzena na dα podstawe nomogramu (Rys.4.4),uzyskując welkość dla zadanego wydłużena " λ ": a dcz = d α λ (4.8)
Rys. 4.4. Pochylene charakterystyk wyporowej usterzena wysokośc Wykrój w sterze wysokośc (Rys 4.5) wpływa na welkość pochylena charakterystyk poprzez współczynnk "k w " równy: S w k w = 1 1, (4.9) S
Rys.4.5. Wykrój w sterze wysokośc natomast wpływ kadłuba ujmuje współczynnk "k K ", równy: k K = 0,9 0,95 (4.30) Ostateczne węc wynkowe pochylene charakterystyk wyporowej usterzena wysokośc wynos: dcz dcz a k w k K dα dα = = (4.31) λ Wychylene steru wysokośc o kąt " β " powoduje, analogczne jak lotka, na skrzydle, zmanę kąta natarca na usterzenu: dα α = kβ β dβ (4.3) gdze: dα - należy odczytać z wykresu podanego przy charakterystyce lotk (rys4.15) dβ β k - współczynnk podany na rys.4.16. 4.6. USTERZENIE KIERUNKU Podobne jak w przypadku usterzena pozomego, wzajemne usytuowane usterzeń wpływa na welkość wydłużena efektywnego. Jakkolwek usterzene kerunku z reguły ustawone jest centralne w płaszczyźne symetr), to jednak w szybowcach specjalnych może wystąpć usterzene kerunku podwójne. Wpływ usytuowana wzajemnego usterzeń obejmuje współczynnk "k p " (Rys 4.6) wówczas: λev = k p λv (4.33)
Rys.4.6. Współczynnk wydłużena efektywnego usterzena kerunku Znając pochylene charakterystyk proflowej dla proflu zastosowanego na usterzenu kerunku dczv, wartość uzależnoną od obrysu usterzena należy określć wg nomogramu (Rys.4.4) dα v uzyskując: dczv av = dα (4.34) v λ v Wpływ obecnośc kadłuba na pochylene charakterystyk usterzena kerunku ujmuje współczynnk "k VK " (Rys.4.7) Rys.4.7 Wpływ kadłuba na pochylene charakterystyk wyporowej usterzena kerunku Ostateczne pochylene charakterystyk wyporowej usterzena kerunku wynos: dcz v dczv av k p kvk dαv dα = = (4.35) v λv Podobne jak w przypadku usterzena wysokośc wychylene steru o kąt " β v " powoduje zmanę kąta natarca na usterzenu kerunku: dαv αv = kβ βv (4.36) dβ v
gdze: d dβ αv - należy odczytać z wykresu (rys. 4.15) β v k - współczynnk podany na rys. 4.16 4.7. CZĘŚCIOWA POWIERZCNIA STEROWA Gdy mamy do czynena z powerzchną sterową ne obejmującą całej rozpętośc usterzena wówczas zmana kąta natarca usterzena (wysokośc lub kerunku) " α R " pod wpływem wychylena powerzchn sterowej o kąt " β R " ulega zmnejszenu poprzez współczynnk redukcyjny "k f ": α f = k f α (4 37) gdze welkość współczynnka "k f " podana jest na wykrese (Rys.4.8). Rys. 4.8 Wpływ częścowej powerzchn sterowej 4.8. KLAPKA WSPOMAGAJĄCA Wychylene klapk wspomagającej o kąt " β RR " (Rys.3.30) powoduje przyrost kąta natarca powerzchn nośnej na part objętej rozpętoścą klapk "b RR ": dα α RR = dβ RR kβ β RR (4.38) gdze: dα dβ - wg rys. 4.15 β RR k - wg rys. 4.16 Uśrednony przyrost kąta natarca odnesony do całej powerzchn nośnej wynos: α RR = α RR f RR (4.39) gdze "f RR " wg zależnośc (3.7).
Wpływ klapk wspomagającej na welkość momentu zawasowego powerzchn sterowej przedstawono na rys.4.9. Rys. 4.9. Moment zawasowy powerzchn sterowej względem jej os obrotu dla układu z klapką. Jeżel oznaczymy przez "P R " słę na powerzchn sterowej wywołaną wychylenem tejże po werzchn o kąt " β R ", a przez "P RR " słę wywołaną wychylenem klapk, a ramę sły "P R " przez "r R " ramę sły "P RR " przez "r RR ", to moment zawasowy względem os obrotu powerzchn sterowej wynese: M R = P r + P r (4.40) zaw R R RR RR W przypadku klapk docążającej drug wyraz zależnośc (4.40) ma znak dodatn. Dla klapk odcążającej (wychylonej przecwne do wychylena powerzchn sterowej) drug wyraz ma znak ujemny. W stanach całkowtego odcążena drążka sterowego moment zawasowy powerzchn sterowej jest równy zeru: P R rr + PRR rrr = 0 a stąd: rr PRR = PR (4.41) rrr Zależność (4:41) jest wskazówką dla projektującego jak dokonać doboru welkośc klapk dla zaprojektowanej powerzchn sterowej. Klapkę odcążającą (trymer) można dobrać tak, ż będze ona dawała pełne odcążene w pewnym zakrese prędkośc lotu, zaś poza nm odcążene częścowe, pamętając o ogranczonej możlwośc wykorzystana wychyleń klapk. Klapkę docążającą stosować będze sę tam, gdze moment zawasowy powerzchn sterowej jest zbyt mały, aby zapewnć dostateczny, wymagany przepsam gradent sł na drążku sterowym,jako funkcję prędkośc lotu.
5. ROZKŁADY OBCIĄŻEŃ AERODYNAMICZNYC 5.1 ROZKŁADY CIŚNIEŃ WZDŁUŻ CIĘCIWY Welkoścam pozwalającym na wyznaczene rozkładów cśneń wzdłuż cęcwy są: - współczynnk aerodynamczne powerzchn nośnej, - prędkość lotu zwązana,z kątem natarca, wywołująca cśnene dynamczne: 1 q = ρ V (5.1) - głębokość powerzchn sterowej (rys.5.1): wyważająca na sterze) l R τ = R dla proflu załamanego jednokrotne l τ = RR l RR l dla proflu z załamanem częśc wychylanej ( np. klapka Rys.5.1 Głębokość powerzchn sterowej 5.1.1. Profl ne załamany.
Rozkład cśneń na proflu ne załamanym (Rys.5.) znajdującym sę na zadanym kące natarca "α ",charakterystyczne cśnena wynoszą: 1 p0 = (11 Cn 60 Cm) q (5.) 8 1 h0 = (5 Cn + 300 Cm) q (5.3) 8 gdze: "Cn Cz" jest współczynnkem sły normalnej do powerzchn nośnej, "Cm" jest współczynnkem momentu względem punktu leżącego w 5% cęcwy proflu. "q" jest cśnenem dynamcznym wynkającym z prędkośc lotu szybowca "V". Wszystke powyższe welkośc uzależnone są od kąta natarca "α ". Rys. 5. Rozkład cśneń na proflu ne załamanym 5.1.. Profl jednokrotne załamany Rozkład przyrostu cśneń wywołanych wychylenem częśc ruchomej proflu o kąt " β R " (Rys.5.3) scharakteryzowany jest welkoścam: 1 pr = [( τ R 0,5) CnR 6 CmR] q (5.4) τ R h ( Cn Cm 1 R = 0,5 R + 6 R ) (5.5) τ 1 τ R ( ) q R Rys. 5.3 Rozkład cśneń na proflu jednokrotne załamanym W zależnoścach (5.4) (5.5) przyrosty współczynnków aerodynamcznych wynoszą:
dcz CnR = α Cz R (5.6) dα CmR CmR Cm R = α α (5.7) CnR Cz R gdze: dcz - pochylene charakterystyk wyporowej powerzchn nośnej dα α - przyrost kąta natarca wywołany wychylenem powerzchn sterowej (wg wzorów 4.4, 4.3 lub 4.36) CmR - zmana przyrostu momentu wg zależnośc podanej wykreślne na Cz R rys5.4 Rys.5.4. Zmana przyrostu współczynnka momentu ze zmaną współczynnka sły nośnej dla wychylonej powerzchn sterowej 5.1.3. Profl dwukrotne załamany Profl dwukrotne załamany posada dwe częśc ruchome. Perwsza o cęcwe "l R " druga o cęcwe "l RR " (wg rys.5.1). Gdy wychylona jest część ruchoma o cęcwe "l RR " welkośc charakterystyczne przyrostów (Rys 5 5) wynoszą: 1 p RR = [( τ RR 0,5) CnRR 6 CmRR] q (5.8) τ RR h ( Cn Cm 1 ) ( ) q RR = 0,5 RR + 6 RR (5.9) τ RR 1 τ RR Welkośc występujące w powyższych zależnoścach są analogczne do welkośc dla proflu jednokrotne załamanego.
Rys. 5.5. Rozkład cśneń na proflu dwukrotne załamanym pochadzący od drugego załamana 5.1.4. Wynkowy rozkład cśneń W przypadku gdy powerzchna nośna w loce z prędkoścą "V" przy odpowadającym jej cśnenu dynamcznym "q" znajduje sę na kące natarca "α " posada wychyloną powerzchnę sterową perwszą o kąt " β R " drugą o kąt " β RR "to wynkowy rozkład cśneń (Rys.5.6.) określają zależnośc: p p p p 1 3 4 = p0 + h0 = 0,8 = = + h ( p + p + p ) ( p + p + p ) 0 0 R RR RR ( p0 + p R + p RR ) τ RR R R + p τ RR R + h RR 0,8 τ + 1 τ τ R τ + 1 τ R RR RR R h h R RR 0,8 τ + 1 τ RR RR h RR (5.10) Rys.5.6 Wynkowy rozkład cśneń 5.. ROZKŁADY WSPÓŁCZYNNIKA SIŁY NOŚNEJ WZDŁUŻ ROZPIĘTOŚCI SKRZYDŁA Istneją różne analtyczne metody oblczana rozkładu współczynnka, sły nośnej wzdłuż rozpętośc skrzydła w przypadku posadana oprogramowana komputerowego oblczane to ne przedstawa trudnośc, o le tylko komputer jest w danym momence do dyspozycj. Jednakże dla szybkej nformacj wstępnej, potrzebnej konstruktorow dobrze jest ucec sę do emporycznej metody Schrenk'a dającej w stosunku do metod analtycznych błąd na tyle mały, ż w zastosowanach techncznych ne jest stotny. Z tego węc względu omówono tutaj algorytmy tejże metody. 5..1. Rozkład normalny
Rozkład normalny oblczany jest dla skrzydla: - o proflu stałym wzdłuż rozpętośc, - o proflu zmennym wzdłuż rozpętośc. Jeżel profl na skrzydle jest stały to pochylene charakterystyk wyporowej dcz = const dα, pochylene dla dα Znając pochylene charakterystyk dla wydłużena neskończonego dcz zadanego wydłużena należy wyznaczyć wg zależnośc (4.18). Dla rozpatrywanego kąta natarca skrzydła "α "welkość współczynnka sły nośnej w przekroju "" skrzydła wynos: 1 dcz 4S y Cz = + 1 α 1 (5.11) dα Πbl b Aby oblczene przeprowadzć tabelaryczne należy skrzydło podzelć na "n" segmentów oblczenowych ( = 1,...n), Każdy segment (Rys.5.7) scharakteryzowany jest przez cęcwę na środku segmentu "l " szerokość segmentu " y ". Rys. 5.7. Oblczenowy podzał skrzydła na segmenty Należy równeż wyznaczyć wartość stałych: = 1 dcz A d α α 1 (5.1) S A = 4 (5.13) Πb Arkusz Mcrosoft Excel Algorytm oblczeń podano w tab.5.1 Lp Oznaczen Operacja\segm. e ent 1 y /b*y /b*(1) 3 y 4 l 1.... n
5 ()^ 6 1-(5) 7 (6)^0.5 8 A /l A /(4) 9 (7)*(8) 10 1+(9) 11 Cz A 1 *(10) Tab.5.1 oblczane rozkładu normalnego dla skrzydłą o stwłym proflu W przypadku proflu zmennego wzdłuż rozpętośc należy wyznaczyć średną wartość pochylena charakterystyk wyporowej według zależnośc: n dcz dcz = l y (5.14) dα śr S = 1 dα Welkość współczynnka sły nośnej określa wówczas zależność: dcz 1 dcz dα 4S y Cz + = α 1 (5.15) dα dcz śr Πbl b dα śr Należy wyznaczyć wartość stałej: 1 dcz A3 = α (5.16) dα śr Algorytm oblczeń podano w tab. 5.. Arkusz Mcrosoft Excel L.p Oznaczen. e operacja\segm ent 1... n 1 y /b*y /b*(1) 3 y 4 l 5 (dcz/dα) 6 (3)*(4) 7 (5)*(6) 8 suma (7) 9 (dcz/dα) śr /S*(8) 10 ()^ 11 1-(10) 1 (11)^.5 13 A /l A /(4) 14 (5)/(9) 15 (1)*(13) 16 (14)+(15) 17 Cz A 3 *(16) Tab. 5.. Oblczane rozkładu normalnego dla skrzydła o proflu zmennym wzdłuż rozpętośc 5... rozkład zerowy pochodzący od zwchrzena skrzydła Współczynnk zerowego rozkładu pochodzącego od zwchrzena skrzydła wynos:
0 s dα ( α α ) 1 dcz Cz = 0 (5.17) gdze: dcz - pochylene charakterystyk wyporowej dla neskończonego dα wydłużena skrzydła α - kąt zwchrzena skrzydła, czyl kąt zawarty mędzy kerunkem cęcwy s podstawowej ( w płaszczyźne symetr szybowca) a kerunkem cęcwy w przekroju "" α - kerunek zerowej nośnośc skrzydła zwchrzonego. 0 Dla ułatwena oblczeń wygodne jest wykonać wykres kąta zwchrzena α f (y), rysunek 5.8 s = Rys. 5.8 przebeg zwchrzena wzdłuż rozpętośc skrzydła Kerunek zerowej nośnośc skrzydła zwchrzonego określa zależność: n dcz s l y d α = 1 α α 0 = (5.18) n dcz l y d = 1 α Po wprowadzenu welkośc średnego pochylena charakterystyk wyporowej dla wydłużena neskończonego: n dcz dcz = l y (5.19) dα S śr n= 1 dα kerunek zerowej nośnośc: dcz n dα α 0 = α s l y (5.0) S = 1 dcz dα śr Algorytm oblczeń podano w tab.5.3. L.p Oznacze. ne 1 y l Operacja/Segm ent 1.... Arkusz Mcrosoft Excel n
3 y 4 (dcz/dα 00 ) 5 ()*(3) 6 (4)*(5) 7 Suma (6) 8 (dcz/dα 00 ) śr /S*(7) 9 (4)/(8) 10 α s 11 (9)*(10) 1 (5)*(11) 13 Suma(1) 14 α 0 /S*(13) 15 α s -α 0 (10)-(14) 16 Cz 0 0.5*(4)*(15) Tab. 5.3. oblczane rozkładu zerowgo od zwchrzena skrzydła 5.:3. Rozkład zerowy pochodzący od wychylena klap Jeżel na szybowcu zastosowano klasyczną klapę wysklepającą (Rys.3.14), to mamy do czynena ze skrzydłem zwchrzonym aerodynamczne na part klapy. Przebeg zwchrzena podano wykreślne na rys.5.9. Rys. 5.9. Przebeg zwchrzena skrzydła wywołany wychylenem klapy Dokonując podzału skrzydła na segmenty oblczenowe należy ch szerokość dobrać tak, aby początek konec klapy pokrywały sę z początkem lub końcem segmentu (szerokośc segmentów " y " ne muszą. być jednakowe). Oblczene rozkładu zerowego od wychylena klapy przebega według zależnośc (5.17) (5.0), pamętając ż welkość: α = α występuje tylko na segmentach zawartych na rozpętośc klapy, s k natomast na pozostałych jest równa zeru. Zwchrzene spowodowane wychylenem klapy jest zwchrzenem aerodynamcznym wynkającym z przesunęca kąta wyporu zerowego na charakterystyce wyporowej proflu: dα α k = kβ β k (5.1) dβ k gdze " β k " jest kątem wychylena klapy, a pozostałe czynnk należy określć wg rys. 4.15 4.16. Algorytm oblczena jest tak sam jak podany w tablcy 5.3.
Oblczony rozkład zerowy spowodowany wychylenem klapy przedstawono na wykrese (Rys.5.10). Rys. 5.10 Rozkład zerowy spowodowany wychylenem klapy Skokowa zmana welkośc współczynnka sły nośnej na początku na końcu klapy ulega złagodzenu, jak pokazano lną kreskowaną, wynkowy rozkład podaje pole zacenone. Sposób określena poprawk brzegowej wyznaczają welkośc: C 1, C, C 3 C 4, oraz C 5. Jako welkość zasęgu poprawk wzdłuż rozpętośc przyjmuje sę wartość C = 1 5 b 4, gdze "b k k" jest rozpętoścą klapy. Dla wyznaczena przebegu ln kreskowanej koneczne jest określene welkośc C 1,C,C 3 C 4. W tym celu należy wykreślć przebeg loczynu rzędnej rozkładu zerowego cęcwy: Cz k = f ( 0 l y ) Na wykrese tym (Rys.5.10 po prawej)/ welkośc pól muszą spełnać warunek: F 1 =F oraz F 3 =F 4, co uzyskać można przez odpowedn dobór welkośc C 1, C, C 3 C 4. 5..4. Rozkład pochodzący od wychylena lotek. Lotk w szybowcu wychylają sę różncowo ( dla lkwdacj odwrotnego momentu kerunkowego, powodowanego słą oporu, zróżncowaną różnym w zakręce prędkoścam opływu skrzydła lewego prawego) dlatego należy rozpatrywać płat (lewe prawe skrzydło) w całośc. Podobne jak w przypadku klapy, rozkład sprowadza sę do wyznaczena rozkładu, zerowego według zależnośc (5.17), gdze welkość kąta " α " jest zwchrzenem wywołanym wychylenem lotk, natomast kerunek zerowej nośnośc " α 0 " określony jest przez zależność: s dcz n 1 dα α 0 = ( α L + α L ) l y (5.) 1 S = 1 dcz dα śr gdze: dcz d - jest określone przez zależność (5.19), α śr α, L α 1 L - kąty natarca wywołane przez wychylena lotek " β L " " β 1 L " wyznaczone wg zależnośc (4.4). Indeksem "1" oznaczono tutaj wartośc odnoszące sę do lotk wychylonej do dołu, a ndeksem"" do lotk wychylonej do góry. Uwaga odnośne doboru podzału na segmenty oblczenowe skrzydła podana przy klape, dotyczy także lotk, tzn. początek konec lotk muszą wypaść na brzegach segmentów. Zwchrzene aerodynamczne skrzydła wywołane przez wychylene lotk najlepej podać wykreślne (Rys.5.11)
Rys.5.11. Przebeg zwchrzena aerodynamcznego wywołanego wychylenem lotk Należy przy tym pamętać ż lotka wychylona do dołu daje przyrost " α L 1 wychylona do góry " α L " przyrost ujemny. Algorytm oblczeń podano w tablcy 5.4 " dodatn, zaś lotka Parta skrzydła L.p Oznaczen Oper.\Segm. e ent 1 y l 3 y 4 ()*(3) 5 (dcz/dα 00 ) 6 (4)*(5) 7 suma (6) 8 (dcz/dα 00 ) /S*(7) śr 9 (5)/(9) 10 α 1 + α 11 (10)*(4) 1 (9)*(11) 13 suma (1) 14 α 0 1/S*(13) Arkusz Mcrosoft Excel ne objęta objęta lotką lotką 1 3 4... n
15 0.5*(5) 16 α 1 α 0 α 1 (14) (1) 17 Cz 0L (16)*(5) ----- ----- ----- 18 α α 0 α (14) () 19 Cz 0L -(18)*(5) ----- ----- ----- (0) 0 Cz 0L -(14)*(5) ---- - ---- - Tab. 5.4 Oblczane rozkładu zerowego od wychylena różncowego lotek ---- - Wyznaczony rozkład spowodowany wychylenem lotek podano na rysunku 5.1. Rys.5.1 Rozkład zerowy spowodowany wychylenem lotek Poprawkę brzegową u nasady lotk (lna kreskowana) określa sę w sposób tak sam jak pokazany na rys.5.10. Wykorzystane zależnośc (5.17) dla oblczena welkośc współczynnka rozkładu zerowego "Cz 0L " prowadz do zależnośc: - na part lotk wychylonej do dołu: (1) 1 dcz Cz0 = ( α1 α 0 ) α L (5.3) d - na part lotk wychylonej do góry (przecwległe skrzydło): () 1 dcz Cz0 = ( α α 0 ) α L (5.4) d gdze znak mnus oznacza wypór skerowany do dołu - na part skrzydeł ne objętych lotką: (0) 1 dcz Cz0L α 0 dα = (5.5) gdze znak mnus zwązany jest z ujemną wartoścą wynkowego kąta zwchrzena skrzydła w skutek wychylena lotek. 5..5. Rozkład pochodzący od obrotu ustalonego względem os podłużnej Rozkład wywoływany przez obrót ustalony sprowadza sę do wyznaczena rozkładu zerowego (zależność 5.17) dla zwchrzena aerodynamcznego spowodowanego obrotem. Obrót z ustaloną prędkoścą kątową "ω " powoduje ż w dowolnym przekroju "" skrzydła pojawa sę ponowa prędkość przepływu "w " (Rys.5.13) równa:
W = ω y (5.6) Rys. 5.13 Wpływ obrotu na ponową składową opływu skrzydła Gdy lot odbywa sę przy prędkośc "V" wówczas obrót ustalony powoduje lnowy przyrost kąta natarca wzdłuż rozpętośc skrzydła, który dla przekroju "" wynos: W ω α ω = ar ctg y (5.7) V V Przebeg zwchrzena aerodynamcznego α = f (y) pokazano na rysunku 5.14. ω Rys. 5.14 Rozkład zwchrzena aerodynamcznego wywołany obrotem dookoła os podłużnej Poneważ zwchrzene na skrzydle przecwległym ma znak przecwny (odwrotny jest kerunek prędkośc ponowej "w ") kąt zerowej nośnośc: α 0 = 0 Wobec powyższego zależność (5.17) przybera postać: 1 dcz ω Czω y dα 0 = (5.8) V
Poneważ wyrażene: 1ω V = dcz const rozkład jest funkcją loczynu d α y a gdy profl jest stały dcz wzdłuż rozpętośc, albo układ profl posada taką samą wartość wyrażena = const d α wówczas wykres współczynnka sły nośnej od obrotu jest funkcją lnową rozpętośc (Rys. 5.15) Rys.5.15. Rozkład wywołany obrotem wokół os podłużnej Poprawkę brzegową, (lna przerywana) można wprowadzć przez przemnożene rzędnych rozkładu przez rzędne wykresu rozkładu normalnego na part 0,05b od końca skrzydła, wyznaczonego dla dcz welkośc: α = 1. dα 5..6. Rozkład normalny przy wysunętym hamulcu aerodynamcznym Zgodne z geometrą hamulca (Rys.3.18) hamulec wprowadza zaburzene opływu skrzydła na part od "y ph " do "y kh ", czyl na rozpętośc "b h ". W wynku zaburzena dochodz do spadku pochylena charakterystyk wyporowej, który w sposób ścsły pownen być wyznaczony na podstawe badań tunelowych proflu z wysunętym hamulcem aerodynamcznym. Jednakże najczęścej dmuchanam takm konstruktor ne dysponuje wówczas należy dokonać korekty rozkładu normalnego przy pomocy współczynnka korekcyjnego "k ham ". Badana w loce szybowców pozwalają na przyjęce około 0% spadku nośnośc skrzydła na part hamulca, wobec czego współczynnk redukcyjny wynese: k ham = 0,8 Rzędne rozkładu normalnego, wyznaczone wg zależnośc (5.15) należy na rozpętośc hamulca skorygować wg zależnośc: ( Cz ) = k ham ham Cz (5.9) Schematyczne przebeg rozkładu normalnego z wysunętym hamulcem pokazano na rys.5.16.
Rys.5.16. Rozkład normalny z wysunętym hamulcem aerodynamcznym 1 Poprawkę brzegową (lna przerywana) należy wprowadzć na odcnkach a = bh. 4 W rezultace otrzymuje sę rozkład normalny wynkowy: Cz = h f (y) zacenowany na rys. 5.16. Po wysunęcu hamulca dochodz do spadku nośnośc skrzydła ( co wynka z neck rozkładu normalnego na rys.5.16). Jeżel ma być zachowana nośność, ne zmenona należy rzędne wykresu: Czh = f (y) skorygować poprzez współczynnk: k kor = n = 1 n Cz = 1 h h l Cz l gdze: Cz rzędna wykresu wg rys.5.16 przy obnżonej nośnośc (5.30) Cz - rzędna wykresu rozkładu normalnego z hamulcem aerodynamcznym schowanym (skrzydło gładke). Wówczas skorygowany rozkład normalny z hamulcem wysunętym określa zależność: 1 Czh = Czh (5.31) k kor 5..7. Rozkład zerowy wywołany wysunęcem hamulca aerodynamcznego Wysunęce hamulca aerodynamcznego powoduje przesunęce kąta zerowego współczynnka sły nośnej o wartość " α 0 h " Przesunęce to zależy od położena hamulca względem cęcwy skrzydła (Rys.5.17) Rys. 5.17 Wpływ położena hamulca na welkość przesunęca kąta zerowej sły nośnej na part hamulca aerodynamcznego
Skrzydło na part hamulca jest zwchrzone aerodynamczne (Rys.5.18). Rys. 5.18. Zwchrzene aerodynamczne skrzydła wywołane wysunęcem hamulca aerodynamcznego Rozkład zerowy od tego zwchrzena wyznacza sę wg zależnośc (5.17) (5.0). Schematyczne przebeg rozkładu zerowego spowodowanego wysunęcem hamulca pokazano na rysunku 5.19.Poprawka brzegowa jest dentyczna jak dla rozkładu normalnego (lna kreskowana). Wynkowy układ rozkładu zerowego zacenono na rys.5.19. Rys.5.19 Zerowy rozkład spowodowany wysunęcem hamulca aerodynamcznego 5..8. Rozkład zerowy wywołany obecnoścą kadłuba Kadłub względem skrzydła zaklnowany jest o kąt " α z ", ujemny. Przy zerowej nośnośc skrzydła kadłub będze węc dawał wypór ujemny. Prawe zawsze konstruktor ne dysponuje dmuchanam kadłuba w połączenu ze skrzydłem, podającym welkość współczynnka sły nośnej. Dlatego rachunek należy przeprowadzć w sposób przyblżony. Fakt zaklnowana kadłuba stwarza pozorne zwchrzene skrzydła na rozpętośc od zera do 1/ b k, gdze "b k " jest szerokoścą kadłuba na 5% cęcwy przykadłubowej skrzydła, co pokazano na rys.5.0.
Rys.5.0 Zwchrzene wywołane obecnoścą kadłuba Przyjmuje sę w przyblżenu ż nośność kadłuba jest nższa nż skrzydła w przyblżenu: dcz = η( Π) (5.3) dα kadl Przeto: Cz = η Π α (5.33) dcz W odnesenu do dα skrz Cz kadl kadl z mamy do czynena z pozornym zmnejszenem kąta zaklnowana: = z Π η = α z (5.34) dcz dα dα skrz α dα skrz dcz dcz gdze: Πη α z = α z (5.35) dcz dα skrz jest efektywnym kątem zaklnowana kadłuba względem skrzydła. W oblczenach przyjmuje sę, ż η = 0,8 wówczas: 5,03α z α z (5.36) dcz dα skrz Dalszy tok oblczeń przebega wg zależnośc (5.17) (5.0). Poprawkę brzegową można przyjąć 1/8 b k (rys.5.1) Rys.5.1. Rozkład zerowy wywołany obecnoścą kadłuba 6. WŁASNOŚCI LOTNE 6.1. CARAKTERYSTYKA AERODYNAMICZNA PŁATOWCA 6.1.1. Opór szkodlwy Opór stawany przez wszystke elementy szybowca z wyjątkem skrzydła nazwano oporem szkodlwym. Współczynnk oporu szkodlwego szybowca odnesony jest do powerzchn nośnej "S", natomast współczynnk oporu poszczególnych elementów szybowca, podawane w katalogach wynków pomarów tunelowych, odnesone są do charakterystycznych powerzchn tych elementów "S char ".
Na przykład dla usterzena powerzchną charakterystyczną jest powerzchna usterzena (np. "S " dla usterzena wysokośc), dla kadłuba charakterystyczną jest powerzchna przekroju poprzecznego tp. Współczynnk oporu szkodlwego szybowca wyrażony węc będze zależnoścą: n Cxel Schar = Cxszk = 1 (6.1) S gdze: Cx el - jest współczynnkem oporu elementu odnesonym do jego powerzchn charakterystycznej, - sumowane dotyczy wszystkch elementów oprócz skrzydła (= 1,,3... n). W katalogach wynków badań tunelowych opór poszczególnych elementów szybowca podawany jest jako wartość stała, podczas gdy badana w loce lub pomary tunelowe model wskazują, że opór szkodlwy szybowca zmena sę wraz ze zmaną kąta natarca. Wartość współczynnka oporu jest nska w okolcy małych kątów natarca wzrasta przy dodatnm lub ujemnym wzrośce tegoż kąta " α KA " (Rys.6.1), którym jest kąt zawarty pomędzy kerunkem strug a umowną osą kadłuba (cęcwą) do jakej odnesono wynk pomarów. tunelowych lub prób w loce. Rys. 6.1 Zmana współczynnka oporu szkodlwego z kątem natarca kadłuba Zając welkość kąta zaklnowana skrzydła można odneść współczynnk oporu szkodlwego do kąta natarca skrzydła "α " (Rys.6.) α = α KA + α Z (6.) Rys. 6.. Kąty natarca kadłuba skrzydła. Ocena welkośc współczynnka oporu szkodlwego szybowca oparta na sumowanu oporów poszczególnych elementów szybowca obarczona jest błędem popełnanym przy każdym wyrażenu składowym sumy. Dlatego najkorzystnej jest posadać wynk pomarów tunelowych na modelu projektowanego szybowca, co jednak z kole jest bardzo droge. Korzystnym wyjścem z sytuacj jest przyjęce przebegu oporu szkodlwego wraz z kątem natarca na podstawe prób w loce nnych szybowców o podobnym układze sylwetk.
Jednym z podstawowych punktów programu próby szybowca w loce jest pomar begunowej prędkośc, na podstawe której można wyznaczyć współczynnk aerodynamczne szybowca "Cz" "Cx" (patrz rozdzał 6.),wążąc je z kątem natarca "α ". Mając polczone teoretyczne welkośc współczynnka oporu skrzydła dla poszczególnych kątów natarca, można wyznaczyć opór szkodlwy z zależnośc: Cx = Cx Cx (6.3) szk szyb skrz Mając do dyspozycj wynk prób w loce klku szybowców, można wyznaczyć dla nch przebeg współczynnka oporu szkodlwego na ch podstawe oszacować charakter przebegu dla szybowca projektowanego. 6.1..Charakterystyka oporowa szybowca Charakterystykę oporową szybowca (begunową Llenthala) przedstawa sę w postac zależnośc: Cz = f ( Cxszyb ) (6.4) Poneważ elementem wytwarzającym slę nośną jest zasadnczo płat nośny (wypór na kadłube jest pomjalny) przeto Cz szyb =Cz. Współczynnk oporu szybowca jest sumą oporu skrzydła oporu szkodlwego: Cx = Cx + Cx (6.5) szyb skrz szk Przebeg tej zależnośc pokazano na rys.6.3. Rys.6.3. Charakterystyka oporowa szybowca Algorytm oblczeń ujęto w tab.6.l. Arkusz Mcrosoft Excel L.p. Oznaczen e Operacj a 1 α KA Cx szk 3 α (1)+α Ζ 4 Cz 5 Cx skrz 6 Cx szyb ()+(5) Tab. 6.1 Wyznaczane charakterystyk oporowej szybowca 6.1.3. Współczynnk sły normalnej stycznej Zgodne z zasadam aerodynamk słą nośną "Pz" nazwano składową sły aerodynamcznej dzałającą prostopadle do kerunku strug powetrza, zaś słą oporu nazwano składową równoległą do tejże strug (Rys.6.4).
Rys.6.4. Współzależność współczynnków aerodynamcznych W przypadku analzy wytrzymałoścowej lub przy rozpatrywanu statecznośc statycznej podłużnej nteresują nas składowe sły aerodynamcznej skerowane: - prostopadle do cęcwy (średnej cęcwy odnesena), czyl sła normalna "Pn", - styczne do cęcwy, czyl sła styczna "Pt". Sły te, podobne jak sły Pz Px określone są ch współczynnkam aerodynamcznym Cn Ct. Zgodne z rys. 6.4. zależnośc wążące ze sobą współczynnk aerodynamczne kąt natarca przedstawają sę następująco: Cn = Cz cosα + Cx snα (6.6) Ct = Cx cosα Cz snα (6.7) Przebeg zależnośc Cn = f (α ) oraz Ct = f (α ) podano na rysunku 6.5. Rys. 6.5. Przebeg współczynnków Cn Ct w funkcj kąta natarca 6.. BIEGUNOWA PRDKOSCI I OSIĄGI SZYBOWCA Begunową prędkośc nazwano zależność prędkośc opadana szybowca od prędkośc po torze w loce ślzgowym. Doskonałość szybowca jest stosunkem współczynnka sły nośnej do współczynnka oporu: Cz d = (6.8) Cx szyb jest ona funkcją kąta natarca (Rys.6.6). Rys. 6.6 Doskonałość w funkcj kąta natarca
Maksymalna wartość doskonałośc pojawa sę przy kące natarca " α ", określonym w układze Cz = f (Cx) przez styczną do charakterystyk oporowej szybowca wykreśloną z początku układu współrzędnych (Rys.6.7). opt Rys.6.7 Sposób wyznaczana kąta "α opt " Prędkość lotu po torze: mg V = (6.9) ρscz gdze: g przyspeszene zemske m - masa szybowca w loce ρ gęstość powetrza Prędkość opadana: V W = (6.10) d Podstawając do zależnośc (6.10) welkośc (6.8) (6.9) uzyskuje sę: mgcxszyb W = (6.11) σscz Begunową prędkośc szybowca wyznacza sę dla lotu na pozome morza (=0m), zatem należy przyjąć σ = σ 0 wg danych atmosfery standard. Kształt begunowej prędkośc szybowca przedstawono na rys.6.8. Rys. 6.8. Begunowa prędkośc szybowca Begunowa prędkośc pozwala na określene osągów szybowca. Punkt "1" (początek krzywej) oznacza wartość mnmalnej prędkośc lotu (przecągnęce). Punkt "" (punkt stycznośc ln równoległej do os "V" z begunową) określa mnmalną wartość
opadana szybowca. Punkt "3" (punkt stycznośc ln wychodzącej z początku układu współrzędnych z begunową) określa prędkośc odpowadające maksymalnej doskonałośc Punkt "4" podaje maksymalną prędkość lotu (konec krzywej). Welkośc podawane jako osąg scharakteryzowano w postac tabelarycznej (Tab.6..) OSIĄGI V [km/h ] w [m./s] Prędkość mnmalna / Mnmalne opadane Maksymalna doskonałość d= przy Prędkość maksymalna / Tab. 6. Osąg szybowca Algorytm oblczana begunowej prędkośc podano w tab.6.3, gdze przez "B" określano stałą: mg B = (6.1) σs Arkusz Mcrosoft Excel L.p Oznaczen Operacj. e a 1 α Cz 3 Cx szyb 4 ()^0.5 5 V [m./s] B/4 6 d ()/(3) 7 W [m./s] (5)/(7) Tab. 6.3. Oblczane begunowej prędkośc Szybowce zawodncze z reguły wyposaża sę w balast wodny, zwększający obcążene powerzchn nośnej. Begunowe dla szybowca z wodą bez wody różną sę poneważ wartość stałej "B" jest wększa dla lotu z balastem. Układ begunowych prędkośc dla lotu z balastem wodnym bez balastu podano na rys.6.9. Rys. 6.9. Wpływ balastu wodnego na przebeg begunowej prędkośc Otwarce hamulca aerodynamcznego, powodujące znaczny przyrost oporu wywołuje w konsekwencj spadek doskonałośc, a zatem przyrost prędkośc opadana, przy danej prędkośc lotu.
Układ begunowych prędkośc dla lotu bez hamulca z wysunętym hamulcem aerodynamcznym podano na rys.6.10 gdze dla rozpatrywanej prędkośc lotu "V " prędkość opadana "w " doznaje, w wynku wysunęca hamulca, przyrostu o welkość " w ". Rys. 6.10. Wpływ wysunętego hamulca aerodynamcznego na przebeg begunowej prędkośc 6.3. BIEGUNOWA KRĄŹENIA I CARAKTERYSTYKA SZYBOWCA W KOMINIE TERMICZNYM 6.3.1. Begunowa krążena Szybowec krąży z przechylenem o kąt "δ " zapewnającym warunek równowag (Rys.6.11): Pz = F (6.13) V gdze sła F jest wypadkową sły cężkośc Q = m g oraz sły odśrodkowej P o = m R Rys. 6.11 Szybowec w krążenu Z warunku równowag sł w kerunku os ponowej wynka: Pz cos δ = Q (6.14) gdze: 1 Pz = ρvδ S (6.15) Q = mg (6.16) Indeks "δ " przy prędkośc zastosowano dla zwrócena uwag, ż jest to prędkość podczas krążena. Wstawene (6.15) (6.16) do (6.14) prowadz do zależnośc:
1 ρv δ SCz cosδ = mg (6.17) Łatwo zauważyć ż cężar szybowca równoważony jest przez słę aerodynamczną o współczynnku sły nośnej pomnejszonym o cosnus kąta przechylena, a zatem współczynnk sły "nosącej" cężar szybowca w krążenu: Cz δ = Cz cosδ (6.18) Z zależnośc (6.17) wynka wartość prędkośc lotu w krążenu: mg V δ = (6.19) ρscz cosδ Porównane zależnośc (6.19) z zależnoścą (6.9) prowadz do zależnośc: V V δ = (6.0) cosδ gdze "V" jest prędkoścą lotu prostolnowego (bez przechylena). Opór szybowca ne zależy od przechylena, wobec czego: Cx δ = Cx (6.1) Korzystając z zapsów (6.19) (6.1) można określć doskonałość szybowca w krążenu: Czδ Cz cosδ d δ = = = d cosδ (6.) Cxδ Cx gdze "d" jest doskonałoścą szybowca w loce bez krążena. Prędkość opadana w krążenu: Vδ V W W δ = = = (6.3) d 3 δ cosδ d cosδ cos δ Z rysunku 6.11 wynka ż: Vδ m P0 R Vδ tgδ = = = (6.4) Q mg gr gdze "R" jest promenem krążena. Begunową krążena nazwano zależność prędkośc opadana szybowca w krążenu " w δ " od promena krążena "R", przy stale zmenającym sę kące przechylena (wraz z promenem). Podstawą wyznaczena begunowej krążena jest begunowa prędkośc szybowca w loce ślzgowym. Algorytm oblczeń przedstawa sę następująco: Dla założonego kąta przechylena (δ =const) dla rozpatrywanego promena "R" z zależnośc (6.4) należy wyznaczyć welkość " V δ ". Następne z zależnośc (6.0) należy określć "V". Dla tego "V" należy odczytać z begunowej prędkośc opadane szybowca w loce ślzgowym "w" wstawć je do zależnośc (6.3) aby otrzymać welkość " w δ ". Całość operacj należy powtórzyć dla nnych wartośc promena krążena "R". W wynku uzyska sę krzywą: w δ = f (R) dla ustalonego kąta przechylena "δ ". Następne należy założyć nny kąt przechylena dla nego powtórzyć operację wyznaczając drugą dalsze krzywe w δ = f (R). Operację należy przeprowadzć dla kątów δ = δ 1, δ... δ n celem uzyskana pęku krzywych. Obwedna tego pęku jest begunową krążena szybowca. Na tej obwedn oczywśce dla każdego promena "R" występuje nna wartość kąta przechylena "δ ". Schematyczne begunową krążena
przedstawono na rys.6.1. Rys.6.1. Begunowa krążena Tabelaryczny układ algorytmu oblczenowego dla jednej krzywej z pęku ( dla = const) przedstawono w tab.6.4. Arkusz Mcrosoft Excel L.p Oznaczen Operacj 1... n. e a 1 δ 1 R 3 tg δ 1 4 tg δ 1 *g (3)*9.81 5 ()*(4) 6 V δ (5)^0,5 7 cosδ 1 8 (cosδ 1 )^0,5 (7)^0,5 9 V (6)*(8) 10 W z begunowej prędkośc 11 cos 3 δ 1 (7)^3 1 (cos 3 δ 1 )^0, (11)^0,5 5 13 W δ (10)*(1) Tab. 6.4 Algorytm wyznaczana begunowej krążena 6.3.. Charakterystyka szybowca w komne termcznym 0 zdolnośc, szybowca do wznoszena sę w komne termcznym decydują: - begunowa krążena, - charakterystyka komna termcznego. Nałożene na sebe begunowej krążena charakterystyk komna pozwala wnoskować o zachowanu sę szybowca w komne. Komnem termcznym nazwano obszar wznoszącego sę powetrza. Zakłada sę ż jest on walcem o promenu "R" w którym powetrze wznos sę z prędkoścą określoną przez jej profl wzdłuż promena komna. Kształt komna termcznego (profl prędkośc wznoszena sę powetrza w komne) ne jest jeszcze dzsaj dokładne znany. Dotychczasowe badana wskazują na duże zróżncowane tychże profl. Jednakże dla celów techncznych, gdze chodz nam, o porównane własnośc kolejnych rozpatrywanych warantów projektowanego szybowca przyjęce jednego ustalonego, wzorcowego proflu rozkładu "noszeń" w komne, prowadz do założonego celu. Najczęścej przyjmuje sę rozkład: U R = 1 (6.5) U c R kom gdze: U c - prędkość prądu ponowego w komne w centrum (R=0) Przebeg zależnośc (6.5) podano wykreślne (Rys.6.13)
Rys.6.13 Przebeg funkcj prędkośc wznoszena sę powetrzaw komne termcznym Zakładając różne ntensywnośc komna ( wartośc wznoszena sę powetrza w centrum ) uzyskuje sę profle prędkośc dla danej ntensywnośc komna o promenu "R kom ", czyl zależność: U = f (R) pokazaną na rys.6.14. Rys.6.14 Profl wznoszena sę powetrza w komne o ntensywnośc U c
Nałożene na sebe zależnośc: U = f ( R) orazwδ = f ( R) pokazane na rys.6.15, pozwala na znalezene welkośc wznoszena sę szybowca w komne w zależnośc od promena krążena. Rys. 6.15. Charakterystyka szybowca w krążenu Przez odjęce rzędnych begunowej krążena od rzędnych proflu prędkośc wznoszena sę powetrza w komne dla zadanego promena "R" wykonane tej operacj dla kolejnych promen prowadz do krzywej: = U (6.6) U szyb w δ która określa wznoszene sę szybowca w komne termcznym o zadanej ntensywnośc w centrum komna "U C ". Jak wdać z rys. 6.15, maksymalna wartość wznoszena sę szybowca w komne pojawa sę dla optymalnego promena krążena "R opt ". Jeżel profl prędkośc w komne zostane standaryzowany, oczywstym jest, że zdolność szybowca do wznoszena sę zależy jedyne od begunowej krążena, a na jej kształt ma wpływ konstruktor przez odpowedn dobór parametrów szybowca. Jeżel krzywe U = f ( R) orazwδ = f ( R) zostaną wyrażone analtyczne, wyznaczene krzywej U szyb = f (R) można zaprogramować na komputer. Wynk oblczeń w postac krzywej ( ) f ( U ) U = czyl maksymalnego wznoszena sę szyb max szybowca w komne w funkcj jego ntensywnośc pokazano schematyczne na rys.6.16. C
Rys. 6.16 Maksymalne wznoszene sę szybowca w komne w zależnośc od ntensywnośc komna Dla komnów o nskej ntensywnośc krzywa U szyb = f (R) może zejść ponżej pozomu os "R" wówczas ( U może meć wartość ujemną. Ne ma wówczas wznoszena w komne, lecz ) max szyb opadane komna szybowec ne potraf wykorzystać. 6.4. SKUTECZNOŚC AMULCA AERODYNAMICZNEGO 6.4.1.Podejśce do lądowana Zadanem hamulca aerodynamcznego jest ułatwene podejśca do lądowana przez odpowedne ustalene kąta toru schodzena. Wymaga sę aby doskonałość szybowca przy prędkośc podejśca V = 1. 3, (gdze "V" jest prędkoścą przecągnęca szybowca) zredukowana dzałanem pod V S hamulca aerodynamcznego ne była wększa nż d ham = 7. Przy maksymalnej mase szybowca w loce "m" wartość współczynnka sły nośnej wynos: mg Cz = (6.7) ρ SV pod odpowada mu welkość współczynnka: oporu szybowca (Rys.6.7): Cx. Wysunęty hamulec aerodynamczny stwarza dodatkowy opór wyrażony współczynnkem: Cx h ( wg zależnośc 4.6), powodując, że całkowty współczynnk oporu szybowca z wysunętym hamulcem aerodynamcznym wynos: Cx = Cx + Cx (6.8) ( szyb ) szyb h h Doskonałość szybowca w loce z wysunętym hamulcem aerodynamcznym wynos: Cz d ham = (6.9) Cx ( szyb ) h Jeżel d jest wyższa nż 7,wówczas zachodz koneczność powększena powerzchn płyty hamulca zgodne z zależnoścą (4.6), aby, uzyskać wzrost wartośc Cx h. szyb 6.4..Ogranczene maksymalnej prędkośc lotu nurkowego Drugm zadanem hamulca aerodynamcznego jest ogranczene maksymalnej wartośc prędkośc lotu nurkowego do welkośc V NE ( gdze "V NE " jest maksymalną dopuszczalną prędkoścą lotu szybowca, przy torze nachylonym pod kątem "γ " (Rys.6.17). Welkość kąta nachylena toru lotu nurkowego wynos: γ = 45 0 dla szybowców dopuszczonych do lotów chmurowych oraz wykonywana akrobacj,
γ = 30 0 w nnych przypadkach. Z warunku równowag sł wzdłuż toru lotu wynka: Qsn γ = Px = Cx Cx q (6.30) ( ) ( ) S szyb h szyb + h NE 1 a poneważ Q = mg oraz qne = ρv NE,wymagana wartość współczynnka oporu hamulca wynos: ρ mg snγ Cxszyb VNE S Cxh = (6.31) ρ VNE S należy ją dobrać wg zależnośc (4.6). Rys. 6.17 Lot nurkowy 7. RÓWNOWAGA PODŁUŻNA 7.1 WSPÓŁCZYNNIK MOMENTU POCYLAJĄCEGO KADŁUB Współczynnk momentu pochylającego kadłub względem punktu leżącego w 5 % średnej cęcwy odnesena skrzydła wynos: Cm K = Cm ok + Cz x K 1 l o (7.1) gdze Cm ok jest współczynnkem momentu pochylającego kadłub dla współczynnka sły nośnej skrzydła Cz = 0,a x K jest przesunęcem punktu przyłożena sły nośnej na skrzydle względem punktu 5 % średnej cęcwy odnesena wywołanym obecnoścą kadłuba. Współczynnk Cm zależy od kąta zaklnowana skrzydła α z względem ln zerowej nośnośc kadłuba. Jeżel ne dysponuje sę wynkam badań tunelowych modelu szybowca projektowanego, należy przyjąć że: lna zerowej nośnośc kadłuba jest prostą łączącą czubek nosa kadłuba, z punktem leżącym w połowe wysokośc kadłuba na końcu (Rys. 7.1 welkość ½ h), współczynnk Cm ok określony jest przyblżoną zależnoścą: CmoK = 0, 108 α z (7.) gdze α z należy wstawć w radanach.
Rys. 7.1 Dane geometryczne kadłuba Przesunęce x K wyznacza sę przy pomocy współczynnka k K podanego wykreślne na rys. 7., korzystając z zależnośc x K = k gdze: b K oraz l K l N określono na rys. 7.3. Przez welkość l CPK oznaczono długość cęcwy przykadłubowej skrzydła. Jako szerokość kadłuba b K przyjmuje sę wymar szerokośc bryły regularnej kadłuba (bez uwzględnena przejśca skrzydło kadłub) w przekroju leżącym w 5 % cęcwy przykadłubowej (rys.7.3). K b K l S CPK (7.3) Rys. 7.. Określene współczynnka k K
Rys. 7.3 Dane geometryczne dla określena współczynnka k K 7.. WSPÓŁCZYNNIK MOMENTU POCYLAJĄCEGO SZYBOWIEC BEZ SIŁY NA USTERZENIU WYSOKOŚCI Dla wyznaczena momentu pochylającego szybowec bez sły na usterzenu wysokośc wygodne jest najperw znaleźć wartość położene wypadkowej sły stycznej szybowca. Zakładając, że sła styczna skrzydła P tskrz jest zaczepona na średnej cęcwe odnesena skrzydła, sła styczna kadłuba, P t kadł = P x kadł zaczepona jest w środku cężkośc bryły kadłuba, oraz sła styczna usterzena wysokośc P t = P x jest zaczepona na cęcwe usterzena (Rys. 7.4) można wyznaczyć położene sły wypadkowej względem dowolnego punktu O, po wyznaczenu ramon poszczególnych sł: r skrz, r kadł, r, korzystając z zależnośc: r t = P tskrz rskrz + Ptkadl P + P tskrz rkadl + P + P tkadl t t r (7.4) P t = P t skrz + P t kadł + P t Rys. 7.4 Położene wypadkowej sły stycznej szybowca Wypadkowa sła styczna szybowca: P = P + P + P t tskrz tkadl t (7.5) a jej współczynnk wynos C t. Układ sł momentów dzałających na szybowec przedstawono na rysunku 7.5.
Rys. 7.5 Układ sł momentów Moment pochylający dzałający na szybowec względem środka cężkośc szybowca wynos: M = M + M + P t + P n (7.6) bu k gdze M o jest momentem pochylającym skrzydła względem punktu leżącego w 5 % średnej cęcwy odnesena skrzydła. W zależnośc (7.6) ne wzęto pod uwagę sły normalnej na usterzenu wysokośc P, dlatego moment ten nazwano momentem bez sły na usterzenu wysokośc. Warto pamętać ż przy układanu równana (7.6) przyjęto, ż jako moment dodatn uważa sę moment zadzerający, jako ujemny traktuje sę moment pochylający. Dzeląc obustronne zależność (7.6) przez 0.5 ρv Sl o uzyskuje sę współczynnk momentu pochylającego szybowec bez sły na usterzenu wysokośc: o n sc t sc Cm bu = Cmk + Cm0 t + Cn l sc o n + Ct l sc o (7.7) gdze zgodne z zależnoścą (7.1); przy założenu że Cz = Cn zależność (7.7) można zapsać jako: Cm Wprowadzając oznaczena: bu = Cm ok + Cm o t + Cn l sc o x + l o K n + Ct l sc o (7.8) tsc nsc xk = t, = n, = t l l l o o równane (7.8) przybera postać: o n Cm bu = CmoK + Cmo + Cn ( t + t) + Ct l Jak wdać z rysunku 7.5. współczynnk Cm bu wyznaczany jest dla momentu oblczanego względem środka cężkośc szybowca, który w loce przybera różne położena w zależnośc od stanu załadowana. Dlatego welkość Cm bu należy wyznaczyć dla oblczenowych położeń środka cężkośc szybowca w loce (patrz tablca.3). Algorytm wyznaczana współczynnka Cm bu podano w tablcy 7.1. Oblczene należy powtórzyć dla wszystkch oblczenowych położeń środka cężkośc szybowca w loce. W tym celu wygodne jest przygotować uprzedno zestawene danych (Tab.7.). Charakter przebegu krzywych Cm bu = f (α) dla różnych położeń środka cężkośc szybowca w loce podano na wykrese (Rys.7.6). Dla celów oblczenowych wygodnejszą może być forma wykreślena zależnośc Cm bu = f (Cz),przy wykorzystanu zależnośc Cz = f (α) (7.9) sc o
Tab. 7.1 Algorytm oblczana współczynnka Cm bu L.p. Oznaczene Operacja 1. α. Cn 3. Ct 4. t sc 5. n sc 6. x K 7. Cm 0 8. Cm 0K 9. t 4. / l 0 10. t 6. / l 0 11. n 5. / l 0 1. t+ t 9. + 10. 13.. * 1. 14..3. * 11. 15. 7. + 8. 16. Cm bu 13. + 14. + 15. Tab. 7. Zestawene danych do oblczeń współczynnka Cm bu Welkość Położene środka cężkośc t sc n sc t = t sc / l o n = n sc / l o x K t = x K / l o t + t Cm o Cm ok
Rys. 7.6 Zależność Cm bu = f (α) KĄT ODCYLENIA STRUG Struga spływająca ze skrzydła atakująca usterzene wysokośc ulega odchylenu względem kerunku napływu na skrzydło (Rys. 7.7). Rys. 7.7 Kąt odchylena strug za skrzydłem Kąt odchylena zmena sę wraz z kątem natarca (welkość współczynnka sły nośnej Cz) wraz z odległoścą od usterzena (Rys. 7.8). Rys. 7.8 Parametry kąta odchylena strug za skrzydłem w okolcy usterzena wysokośc Welkość kąta odchylena strug w radanach określona jest zależnoścą:
ε Cz = kε1 kε (7.10) Π λ Współczynnk k ε1 ujmuje wpływ kształtu skrzydła dla obrysu trapezowego jego wartość podano na rys. 7.9. Rys. 7.9 Wartość współczynnka k ε1. Zależność analtyczna k ε l 1 l1 1 = 0,0557576 + 0,371697 + 0,516757 l l Współczynnk k ε ujmuje odległość usterzena wysokośc od skrzydła jego wartość podano na rys. 7.10 w uzależnenu od parametrów: x z kε = f, b b gdze w wyżej podanych zależnoścach: b rozpętość płata nośnego λ wydłużene płata nośnego. x = L cosα snα z = cosα + L snα (7.11) w postac zależnośc:
Rys. 7.10 Wartość współczynnka k ε Algorytm oblczana kąta odchylena strug za skrzydłem w okolcy usterzena wysokośc podano w tablcy (Tab. 7.3) Charakter przebegu zależnośc ε = f (α) przedstawono na rys. 7.11 Rys. 7.11 Charakter przebegu ε = f (α) Podobne jak w przypadku współczynnka momentu pochylającego szybowec bez sły na usterzenu wysokośc, dla celów oblczenowych wygodnejszym może być sporządzene wykresu ε = f (Cz). Tab. 7.3 Wyznaczane kąta odchylena strug Lp. Oznaczene 1. α Operacja
. sn α 3. cos α 4. L* sn α L*. 5. L* cos α L* 3. 6. * sn α *. 7. * cos α * 3. 8. x* 5. 6. 9. z* 7. + 4. 10. x*/b / b * 8. 11. z*/b / b * 9. 1. k ε 13. l 1 /l 14. k 1ε 15. k 1ε *k ε 14. * 1. 16. Cz 17. (/Πλ)*Cz / Πλ 16. 18. ε [rad] 15. * 17. WYCYLENIA STERU WYSOKOŚCI W STANAC RÓWNOWAGI W stanach równowag podłużnej moment pochylający szybowec bez sły na usterzenu wysokośc jest kompensowany momentem pochodzącym od sły na usterzenu wysokośc dzałającą na ramenu L względem środka cężkośc szybowca: M bu = P L (7.1) Zależność (7.1) po rozpsanu elementów składowych wyrażeń na moment słę przybera postać: Cm bu S q l o = dcz dα α S q L (7.13) W szybowcu, gdze brak jest strumena zaśmgłowego q = q wówczas z równana (7.13) wynka: α = Cm dcz dα bu S l S o L (7.14) Wprowadzając oznaczene: χ = S L S L (7.15) uzyskuje sę wyrażene (7.14) w postac: Cmbu α = dcz (7.16) χ dα Welkość χ nazwano współczynnkem objętoścowym usterzena wysokośc" jest ona poprzez welkość L zależna od położena środka cężkośc szybowca w loce. Równeż welkość Cm bu zależy od położena środka cężkośc w loce.
Zatem welkość kąta natarca na usterzenu α dla uzyskana stanu równowag podłużnej szybowca jest funkcją położena środka cężkośc. Z drugej strony wadomo, że kąt na usterzenu wysokośc jest sumą kąta natarca skrzydła kąta odchylena strug za skrzydłem. Ponadto usterzene wysokośc z reguły jest zaklnowane względem skrzydła o kąt zaklnowana δ (Rys.7.1). Wychylene steru wysokośc o kąt β wywołuje przyrost kąta natarca na usterzenu o welkość α (zależność 4.3). Wynkowy kąt natarca na usterzenu wysokośc: α = α ε + δ + α (7.17) Rys. 7.1 Kąt zaklnowana usterzena wysokośc względem skrzydła Po uwzględnenu zależnośc (4.3) (7.16) równane (7.17) przyberze postać: Cmbu dα = α ε + δ + kβ β dcz (7.18) χ dβ dα Z zależnośc (7.18) wynka welkość kąta wychylena steru wysokośc zapewnającego stan równowag podłużnej. Oznaczając to wychylene przez β r uzyskuje sę: β r 1 Cmbu = α + ε δ dα dcz kβ χ dβ dα (7.19) W zależnośc (7.19) występuje welkość Cm bu oraz χ Η. Obe są zależne od położena środka cężkośc.. 0blczena kąta β r należy przeprowadzć dla każdego z oblczenowych położeń środka cężkośc w loce. Ponadto wartość współczynnka k β zależy od kąta β, zatem rachunek wymaga kolejnych przyblżeń, dla każdego kąta wychylena steru wysokośc. Algorytm oblczeń dla jednego z zadanych położeń środka cężkośc szybowca w loce podano w tab.7.4. Kształt przebegu zależnośc: β r = f (α) podano na rysunku 7.13. Tab. 7.4 Oblczane kąta wychylena steru wysokośc w stanach równowag podłużnej Lp. Oznaczene Operacja
* I przyblżene 1. α. ε 3. δ 4.. 1. - 3. 5. Cmbu 6. (dcz /dα Η ) χ Η 7. 5. / 6. 8. 7. + 4. 9. (dα/dβ )* k β 10. β r 8. / 9. * II przyblżene 11. k β = f (β ) wg rys.4.16 1. (dα /dβ )*k β (dα /dβ )*11. 13. β r 8. / 1. * ewentualne dalsze przyblżena Rys. 7.13 Przebeg zależnośc kąta wychylena steru wysokośc w stane równowag od kąta natarca na skrzydle 8. STATECZNOŚĆ Stateczność jest to zdolność układu do przywracana stanu równowag z którego układ został wytrącony. Stateczność statyczna mów o tym czy układ posada tendencję do przywracana stanu równowag, natomast stateczność dynamczna określa sposób w jak układ powraca do równowag w czase. 8.1 PODŁUŻNA STATECZNOŚĆ STATYCZNA Stan równowag podłużnej określony jest sumą momentów względem os poprzecznej szybowca równą zeru, czyl: M M (8.1) + P L = 0 = bu
Przez podzelene (8.1) przez S*q*l uzyskuje sę współczynnkową postać równana równowag: Cm = Cm bu Cz + S q q S l o L (8.) Uwzględnając (7.15) pamętając, że dla szybowca q = q, zależność (8.) przybera postać: Cm = Cm bu + Cz χ = Cm bu dcz + dα χ (8.3) Skrzydło szybowca podczas lotu ulega odkształcenu skrętnemu ϕ które przemeszczając kątowo cęcwy skrzydła wpływa na zmanę kąta natarca na skrzydle: α skrz = α + ϕ. Poneważ w loce, szczególne z dużą prędkoścą odkształcene skrętne ne może być pomnęte, w analze statecznośc uwzględnono je. Kąt natarca na usterzenu wysokośc z uwzględnenem podatnośc skrzydła wynos: α = α + ϕ ε + δ + α (8.4) Po wstawenu (8.4) do (8.3): Po wstawenu (4.3) do (8.5): dcz Cm = Cmbu + χ ( α + ϕ ε + δ + α ) (8.5) dα dcz dα Cm = Cm + bu χ α + ϕ ε + kβ β dα dβ Zapasem podłużnej statecznośc statycznej nazwano wyrażene: (8.6) ZS dcm dcm bu dcz d dα = = + χ α + ϕ ε + δ + kβ β dcz dcz dα dcz dβ (8.7) Poneważ kąt zaklnowana usterzena wysokośc jest stały (δ = const) wec jego pochodna: dδ /dcz = 0, przeto: dcmbu dcz dα dϕ dε dα ZS = + χ + + kβ β dcz dα dcz dcz dcz dβ Przy przyjęcu ż moment zadzerający traktowany jest jako dodatn, układ jest stateczny statyczne gdy ZS < 0. (8.8) 8.1.1 Zapas podłużnej statecznośc statycznej z drążkem trzymanym Gdy drążek jest trzymany to kąt wychylena steru wysokośc β jest stały, a jego pochodna względem Cz jest równa zeru. Zapas statecznośc z drążkem trzymanym wynese wec: ( ZS) DT dcm = dcz bu dcz + dα χ dα dϕ dε + dcz dcz dcz (8.9)
Dla ułatwena oblczeń wygodne jest wykonać wykresy pochodnych: Cm bu = Cz f ( Cz) dα dcz dϕ dcz dε dcz ; = f ( Cz) ; = f ( Cz) ; = f ( Cz) (8.10) według ogólnego schematu podanego na rys 8.1 dla funkcj F = f (Cz) korzystając z zależnośc: df dcz F = Cz + 1 + 1 F 1 Cz 1 Algorytm wyznaczana zapasu podłużnej statecznośc statycznej z drążkem trzymanym przedstawono w tablcy 8.1. 8.1. Zapas podłużnej statecznośc statycznej z drążkem puszczonym Gdy drążek jest puszczony, kąt wychylena steru wysokośc β ustala sę tak, aby moment zawasowy steru był równy zeru. Moment zawasowy steru wysokośc: Mzaw = Cm zaw S steru l steru q (8.10) posada współczynnk momentu zależny od kąta natarca na usterzenu ze sterem newychylonym od kąta wychylena steru: Cm zaw = b b β 1 α o + (8.11) aby moment Mzaw był równy zeru, jego współczynnk mus być równy zeru, a zatem: stąd: b b 1 α o + β = 0 (8.1) b β 1 = α o b (8.13) Pochodna kąta wychylena steru względem współczynnka Cz wynos: dβ dcz b = b 1 dα dcz o b = b 1 dα dϕ dε + dcz dcz dcz (8.14) Po wstawenu (8.14) do (8.8): ( ZS) DP dcmbu dcz = + b 1 dα dα dϕ dε χ k 1 β + dcz dα b d dcz dcz dcz β (8.15) Z porównana (8.9) (8.15) wynka, że: b b dcz dα dα dβ dα dcz dϕ dcz dε dcz 1 ( ZS ) = ( ZS ) χ k + DP DT B (8.16)
Poneważ: k β = f (β) wg rys. 4.16, w oblczenach zapasu statecznośc z drążkem puszczonym przyjmuje sę średno k β = 0,75 = const. Aby wyznaczyć współczynnk b 1 oraz b należy wyznaczyć moment zawasowy na podstawe rozkładu cśneń wzdłuż cęcwy (Rys.8.). Mzaw = 1 1 3 p3 S steru lsteru = 3 p 6 S steru l steru (8.17) Rys. 8.1 Wyznaczane pochodnej funkcj F = f (Cz) Rys. 8.. Wyznaczane momentu zawasowego steru wysokośc Dla proflu jednokrotne załamanego wg (5.10): p 3 = ( p o + p R ) τ R (8.18) W przypadku usterzena wysokośc τ R = τ Η Wg (5.): p o ( 11 Cz 60 Cmo ) 8 q (8.19) Na usterzenu wysokośc prawe zawsze stosowany jest profl symetryczny posadający Cm o = 0. Wówczas: 11 dcz po = q α o 8 dα
Wg (5.4): (8.0) dcz dα Cm pr = ( τ 0.5) 6 dcz kβ β kβ β (8.1) dα dβ Cz dα τ Po wstawenu (8.0) (8.1) do (8.18): q p 3 11 dcz dcz dα Cm dcz dα = τ α o + β 6 β β 8 dα dα dβ Cz dα dβ ( τ 0,5) k β k q (8.) Po wstawenu (8.) do (8.17): Mzaw 11 dcz Cm dcz dα ( τ 0,5) 6 kβ q S steru lsteru = τ α + β 48 dα 6 Cz dα dβ (8.3) 1 Z drugej strony z zależnośc: (8.10) (8.11): Mzaw ( b o + b ) q S steru lsteru = 1α β (8.4) Porównując w zależnoścach (8.3) (8.4) wyrażena przy welkoścach α o oraz β uzyskuje sę welkośc stałych b 1 oraz b w postac: b b 1 = 11 dcz 48 dα τ = τ 0,5 Cm 6 Cz dcm dα dα dβ k β (8.6) (8.5) Algorytm wyznaczana zapasu podłużnej statecznośc statycznej z drążkem puszczonym przedstawono w tablcy 8.., gdze przez K m oznaczono stałą: K m = dcz dα dα dβ k β χ Łatwo zauważyć, że wyrażena określające podłużną stateczność statyczną z drążkem trzymanym drążkem puszczonym zależą od położena środka cężkośc szybowca w loce. Dlatego zapasy statecznośc należy wyznaczyć dla wszystkch oblczenowych położeń środka cężkośc, powtarzając dla każdego z nch algorytmy określone w tablcach 8.1 8.. Tab. 8.1 Oblczane zapasu podłużnej statecznośc statycznej z drążkem trzymanym Lp. Oznaczene Operacja
1. Cz. dcm bu /dcz 3. dα/dcz 4. dϕ/dcz 5. dε/dcz 6. 3. + 4. + 5. 7. (dcz/dα ) * χ 8. 6. * 7. 9. (ZS) DT. + 8. Tab. 8. Oblczane zapasu podłużnej statecznośc statycznej z drążkem puszczonym Lp. Oznaczene Operacja 1. Cz. dcm bu /dcz 3. dα/dcz 4. dϕ/dcz 5. dε/dcz 6. 3. + 4. + 5. 7. (b 1 /b )*K m 8. 6. * 7. 9. (ZS) DP. + 8. 8.. PODŁUŻNA STATECZNOŚĆ DYNAMICZNA Szybowec jest stateczny dynamczne, gdy jest zdolny do wytłumena w czase oscylacj wywołanych wytrącenem go ze stanu równowag. Zagadnene sprowadza sły do rozwązana "równana charakterystycznego" układu równań ruchu szybowca: A r 4 + B r 3 + C r + D r + E = 0 (8.7) gdze: "r" jest perwastkem równana charakterystycznego, a welkośc: A, B, C, D E są funkcjam aerodynamcznych konstrukcyjnych parametrów szybowca lub stałym tak: A = 1 dcz B = Cx + + mq dα dcz C = mq + µ mw dα dcz D = mq + 1,5 µ m dα E = µ m w Cz w Cx + m q 0,5 K dcz Cz dα (8.8)
Welkoścam występującym w zależnoścach /8.8/ są: m y q Q = m g µ = m = I y g = Q L w t t = l χ m g g ρ S l = SC o y y l o L l o L 1 + δ c K = Π λ o χ dcz dα m = ρ S l dcz dα o ε d 1 dα dcz t dα (8.9) gdze: t SC wg rys. 7.5, a δ c wg rys. 4.1. Szybowec jest dynamczne stateczny, czyl wykazuje tendencję do zamerana oscylacj w czase, wówczas gdy perwastk równana charakterystycznego mają znak ujemny o le są rzeczywste, lub o le są zespolone to ch częśc rzeczywste są ujemne. Stan tak pojawa sę wówczas gdy wyrażena A, B, C, D E są wększe od zera, a wyróżnk Routh'a urwtz'a: R = BCD AD B E > 0 (8.30) Zazwyczaj równane charakterystyczne ma dwe pary perwastków zespolonych. Wówczas równane czwartego stopna po wprowadzenu założeń upraszczających daje sę zastąpć loczynem dwóch równań drugego stopna: D BE E ( r + B r + C) r + r + = 0 C C C (8.31) Perwsze równane loczynu daje parę perwastków zespolonych r 1 r które określają szybke, slne tłumone oscylacje szybowca. Druge równane loczynu daje parę perwastków zespolonych określających oscylacje powolne słabej tłumone. Dla projektującego nteresującym jest czas t 1/, w którym ampltuda spada o połowę a także okres wahań T. Określając perwastk równań w postac zespolonej: r = ξ + η (8.3) czas malena ampltudy do połowy określa zależność: t 1 ln = τ ( ξ ) T (8.33)
gdze: τ T = µ V l o (8.34) Okres wahań określa wzór: Π T = τ T (8.35) η Oblczena zależnośc (8.33) (8.35) należy przeprowadzć dla oscylacj szybkch wolnych. Podobne jak w przypadku statecznośc statycznej, stateczność dynamczna wymaga rozpatrzena wszystkch oblczenowych położeń środków cężkośc szybowca w loce, gdyż wyrażena tworzące współczynnk równana charakterystycznego są zależne od położena środka cężkośc. 8.3 STATECZNOŚĆ BOCZNA Stan równowag szybowca wokół os poprzecznej (równowaga podłużna) występuje w forme zolowanej, natomast stan równowag wokół os ponowej (równowaga kerunkowa) os podłużnej (równowaga przechylana) są ze sobą powązane ne występują oddzelne. Dlatego ten złożony stan równowag nazwano równowagą boczną. Dlatego przy rozpatrywanu statecznośc mówmy także o statecznośc statycznej dynamcznej bocznej. Zagadnene statecznośc bocznej wymaga analzy tylko dla układów szybowców nekonwencjonalnych. W przypadku szybowców konwencjonalnych fakt symetr płatowca względem płaszczyzny ponowej przechodzącej przez jego oś podłużną stwarza automatyczne warunk dogodne dla poprawnej statecznośc bocznej. Z tego względu oblczeń tej statecznośc na ogół ne przeprowadza sę. Sprawdzene prawdłowośc charakterystyk bocznej szybowca dokonywane jest podczas prób w loce dopero gdy wykażą one ewentualne neprawdłowośc, konstruktor mus przedsębrać środk zaradcze, różne, dla różnych ndywdualnych przypadków nestatecznośc bocznej szybowca. 9. WŁASNOŚCI KORKOCIĄGOWE Z uwag na skomplkowany charakter zjawsk zwązanych z korkocągem szybowca, ścsła analza tego stanu lotu jest złożona. Dlatego w praktyce stasuje sę analzę uproszczoną, opartą na równanu korkocągu o postac: gdze: 1) w lewej strone równana korkocągu: α Κ kąt pomędzy kerunkem głównej podłużnej os bezwładnośc szybowca a kerunkem napływającej strug powetrza. α K sn α ( α α ) r (9.1) dα α r = β - kąt natarca na skrzydle, jak osąga szybowec w loce prostolnowym po dβ wychylenu steru wysokośc o kąt β tak jak ustala sę w korkocągu, α z kąt zaklnowana kadłuba względem skrzydła. z ( A + A + B snα K D C tgα K ) + K = ) w prawej strone równana korkocągu stałe A, B, C, D E wynoszą: E D
A = a B = b C = c D = b E = mg S mg S V β b L mg L S υ I Z I dcm dα V X V V opt 1 ρ S l o (9.) gdze: υ = 1+ 3Ψ 4 1 ( + Ψ) W zależnoścach (9.) występują uprzedno już wprowadzone oznaczena, natomast stałe, ustalone empryczne wynoszą: a * = 0.9 b * = 0.0097 c * = 0.667 Na rysunku 9.1. podano satkę krzywych lewej strony równana korkocągu. Każda z nch dotyczy wartośc: α r - α z = const. Po wyznaczenu stałych A,B,C,D E należy oblczyć wartość prawej strony równana korkocągu welkość tej wartośc dla poszczególnych wartośc α K pozwol na wykreślene krzywej korkocągu" (Rys.8.). Punkt przecęca sę "krzywej korkocągu" z tą lną satk która odpowada wartośc: α r - α z = α kr skrzydła określa kąt korkocągu α K, mówący o tym jak charakter będze mał korkocąg (stromy czy płask). Parametry równana korkocągu zależą od położena środka cężkośc szybowca w loce, dlatego rachunek należy powtórzyć dla wszystkch oblczenowych położeń środka cężkośc. Algorytm oblczeń podano w tablcy 9.1. Rys. 9.1 Satka krzywych lewej strony równana korkocągu
Rys. 9. Krzywa korkocągu Tab. 9.1 Oblczane własnośc korkocągowych Lp. Oznaczene Operacja 1. α k 0 30 40 50 60 65. sn α k 0,34 0,50 0,643 0,756 0,866 0,906 tg α k 3. A + B snα k D C tgα k 4. A + B snα D C tgα 5.. k k 1 + B α k D C tgα. k A + 4 A + A sn 0,364 0,577 0,839 1,191 1,73,144 6. ( ) A + A + B snα k D C tgα k ( 5.) 7. ( A + A + B sn k D C tgα k ) + D 8. ( A + A + B snα k D C tgα k ) + α 6./ D E D 7./ E 10. OBCIĄŻENIA SZYBOWCA 10.1 STANY OBCIĄŻEŃ W LOCIE SWOBODNYM 10.1.1 Lot neustalony Przeprowadzając analzę masową aerodynamczną szybowca stosowano pojęce masy szybowca. W przypadku obcążeń, gdze mamy do czynena z słam wygodnej jest operować cężarem szybowca Q, zwązanym lnowo z masą poprzez zależność: Q m = g (10.1)
W ne ustalonym stane lotu, szybowec porusza sę po torze zakrzywonym (Rys.10.1). Stan chwlowej równowag zachodz pomędzy slą nośną Pz a wypadkową slą masową W: Pz = W (10.) a poneważ sła odśrodkowa: V Po = m R Q V = g R to na podstawe (10.1) (10.3/) można zapsać, ż sła wypadkowa: (10.3) W = n Q (10.4) W powyższych zależnoścach R jest promenem krzywzny toru lotu, natomast n jest pewną welokrotnoścą cężaru szybowca w loce. Z (10.) (10.4) wynka: Pz n = Q (10.5) Powyższą welokrotność cężaru n nazwano współczynnkem obcążena. Rozwjając wyrażene (10.5) uzyskuje sę: 1 n = ρ S Q Cz V = A V (10.6) gdze czynnk: A 1 = ρ S Q Cz (10.7) zależy od współczynnka sły nośnej Cz od wysokośc lotu poprzez gęstość powetrza ρ. Welkoścą charakterystyczną współczynnka A jest także stosunek S/Q będący odwrotnoścą obcążena powerzchn nośnej: Q p S = S (10.8) Jest to podstawowy parametr obcążeń szybowca określony przez stan załadowana (główne przez plota balast wodny). Zależność (10.6) nazwano funkcją obcążeń w loce, natomast jej współrzędne: n = f (V) dobrano tak z uwag na fakt, ż prędkość jest najważnejszym parametrem lotu kontrolowanym przez plota. Opsane powyżej zależnośc charakteryzują lot neustalony symetryczny. Nesymetryczne stany lotu neustalonego omówone zostaną przy rozpatrywanu obcążeń poszczególnych zespołów szybowca (np. obcążena wywoływane wychylenem lotek, steru kerunku). W zależnośc (10.) jest mowa o sle nośnej Pz. Określene to dotyczy całkowtej nośnośc szybowca, omówonej blżej w rozdzale 10.1.. 10.1.. Lot ustalony Lot ustalony jest szczególnym przypadkem lotu neustalonego dla którego tor lotu posada promeń krzywzny równy neskończonośc (tor prostolnowy). W takm przypadku sła nośna równoważy cężar szybowca wobec tego n =1 (10.9)
Prostolnowość toru lotu zapewna równowaga momentów względem os poprzecznej szybowca: M bu = P L (10.10) Stąd sła na usterzenu zapewnająca równowagę wynos: P = M L bu (10.11) Cężar szybowca równoważony jest slą nośną skrzydła slą na usterzenu wysokośc (Rys.10.) Q = Pz + P skrz = Pz (10.1) Współczynnk sły nośnej szybowca: Z (10.11) (10.13) wynka: Cz szyb = Pzskrz + P 1 ρ V S (10.13) bu Cz szyb = Czskrz + = skrz + 1 ρ V S L M (10.14) Z zależnośc (10.14) wynka, ż welkość Cz szyb jest także funkcją położena środka cężkośc szybowca w loce. Każda wartość Cz szyb odpowada określonemu kątow natarca, a temu z kole określona wartość współczynnka oporu szybowca. Zależność Cz szyb = f (Cx szyb ) nazwano begunową równowag, zależną od położena środka cężkośc szybowca w loce. Przebeg begunowej równowag dla określonego środka cężkośc pokazano schematyczne na rys. 10.3 W loce ustalonym ne może dochodzć do zman prędkośc lotu V, co z kole prowadzłoby do zakrzywena toru lotu przejśca w stan neustalony. Cz Cm L bu l o Rys. 10.1 Ruch szybowca po torze zakrzywonym
Rys. 10. Lot po torze prostolnowym, ustalony Rys. 10.3 Begunowa równowag 10.1.3 Obwedna obcążeń sterowanych Lnę ogranczającą obszar możlwych obcążeń szybowca w loce wywołanych przez sterowane nazywano obwedną obcążeń sterowanych. Obwedne tę wyznaczają charakterystyczne punkty: P, A, D, E, G P. Ich położene na wykrese n = f (V) zależy od kategor obcążenowej szybowca. Przepsy budowy szybowców wyróżnają dwe kategore: kat. U (użytkową) szybowców obcążonych normalne, oraz kat. A (akrobacyjną) szybowców wysoko obcążonych. Wartośc współczynnków obcążena dla poszczególnych punktów obwedn obcążeń sterowanych odpowadające m prędkośc lotu zestawono w tabl. 10.1. Przebeg n = f (V) dla szybowców kat. A kat. U przedstawono schematyczne na rys. 10.4 rys. 10.5.
Rys. 10.4 Obwedna obcążeń sterowanych szybowca kategor użytkowej U Rys. 10.5 Obwedna obcążeń sterowanych szybowca kategor akrobacyjnej A Tab. 10.1 Charakterystyka punktów obwedn obcążeń sterowanych Punkt P A D E G P Welkość Kat. Współcz. 1,0 5,3 4,0-1,5 -,65-1,0 U obcąż. Kat. n 1,0 7,0 7,0-5,0-5,0-1,0 A prędkość V S V A V D V D V G V S Obwednę obcążeń sterowanych należy wyznaczać dla maksymalnego cężaru szybowca w loce (maksymalny załadunek maksymalny balast wodny).
Obcążene powerzchn nośnej: p S Q = S max (10.16) Charakterystyczne prędkośc obwedn wynoszą: Prędkość przecągnęca: V S = 1,77 p Cz S max (10.17) gdze współczynnk 1,77 dotyczy wysokośc = 0 m wartośc prędkośc w metrach na sekundę, jeżel obcążene powerzchn nośnej wyrażone jest w Newtonach na metr kwadratowy. Prędkość brutalnego sterowana: Prędkość lotu nurkowego: dla kategor obcążenowej U: V = V A S n A (10.18) V 5 p S D = 3 (10.19) ( Cxszyb ) mn gdze (Cx szyb ) mn jest mnmalną wartoścą współczynnka oporu szybowca wg rys. 10.3. UWAGA: p S do wzoru 10.19 wstawać w [dan/m ]. dla kategor obcążenowej A Prędkość lotu w punkce G obwedn: V D 0,97 p + 55,6 = S (10.0) V G = V ' S n G (10.1) Prędkość przecągnęca w loce odwróconym: V ' S = 1,77 (10.) gdze Cz mn jest bezwzględną wartoścą współczynnka sły nośnej przy ujemnym krytycznym kące natarca (lot odwrócony). Aby podane wyżej prędkośc wyrazć w klometrach na godznę należy ch wartość przemnożyć przez 3,6. Zabeg ten jest koneczny, albowem wykres obwedn obcążeń wykonuje sę dla prędkośc w klometrach na godznę, gdyż prędkoścomerze pokładowe w szybowcach wyskalowane są w takch jednostkach. Lna P-A jest zborem punktów, w których szybowec osąga maksymalny współczynnk sły nośnej. Dlatego określa sę ją jako lnę przecągnęca. Jest ona parabolą o równanu: Cz p S mn n = V V S (10.3) Analogczne dla lotu odwróconego lna P'-G jest zborem punktów, w których szybowec osąga mnmalny współczynnk sły nośnej (przecągnęce w loce odwróconym). Jej równane ma postać: V n = WIESŁAW STAFIEJ - Oblczena stosowane V ' S przy projektowanu szybowców
(10.4) Algorytm oblczana ln przecągnęca podano w tablcy 10.. Tab. 10. Oblczane krzywych przecągnęca Lp. Oznaczene Operacja Lot normalny 1. V V S..... V A. V / V S 1. / V S 3. n (.) 4. 1,5*n 1,5 * 3. Lot odwrócony 5. V V S............. V G 6. V / V S ' 5. / V S 7. n - (6.) 8. 1,5*n 1,5 * 7. Prędkość maksymalna lotu nurkowego V D wg zależnośc (10.19) lub (10.0) jest welkoścą teoretyczną, stosowaną w oblczenach. W praktyce podaje sę prędkość neprzekraczalną V NE, która z prędkoścą V D złączona jest relacją: V = 0, 9 NE V DF (10.5) gdze prędkość V DF jest prędkoścą lotu nurkowego zademonstrowanego podczas prób w loce mus ona spełnać warunek: 0,9 V D V DF V D (10.6) W tablcy 10.. oblczono równeż wartość 1,5 n, która jest wykorzystywana przy oblczanu obcążeń od podmuchów. Obwedna obcążeń od podmuchów W przypadku rozpatrywana obcążeń symetrycznych od podmuchów, możemy meć do czynena z podmuchem równoległym do płaszczyzny symetr szybowca skerowanym dowolne. Zawsze jednak podmuch tak można rozłożyć na składową pozomą (równoległą do prędkośc lotu) ponową (prostopadłą do kerunku prędkośc lotu), (Rys.10.6). Składowa pozoma powoduje wzrost prędkośc lotu o welkość U wówczas prędkość po podmuchu wynese: V U = V + U. Tym samym cśnene dynamczne po podmuchu wynese: ( V ) 1 q = ρ + U U (10.7)
Na ogół podmuchy w atmosferze termcznej posadają małe składowe pozome wpływ ch na cśnene dynamczne jest skompensowany przyjęcem równoważnych ntensywnośc podmuchów (prędkośc prądu powetrza). Składowa ponowa podmuchu U wywołuje przyrost kąta natarca: U U α = arctg V V (10.8) a tym samym przyrost współczynnka sły nośnej: dcz Cz = k α dα dcz U = k dα V (10.9) gdze "k" jest współczynnkem złagodzena podmuchu wyrażonym zależnoścą: 0,88 µ k = 5,3 + µ (10.30) a parametr masowy µ wynos: µ = m S dcz ρ dα l o (10.31) Przyrostow sły nośnej wywołanej podmuchem: P Z = k dcz d U k 1 ρ S V = ρ S α V dcz dα U V (10.3) towarzyszy przyrost sły masowej: k n = ρ S Q dcz dα U V (10.33) ponowym U b) pozomym U Rys. 10.6 Przyrost kąta natarca wywołany podmuchem
Dla lotu na zadanej wysokośc w przypadku dzałana podmuchu o stałej ntensywnośc (U = const) natomast przy zmenającej sę prędkośc lotu, współczynnk obcążena n,jest lnową funkcją prędkośc lotu: gdze: n = B V k B = ρ S Q (10.34) dcz U dα (10.35) Przed podmuchem szybowec znajduje sę w ustalonym loce ślzgowym dla którego: n o = 1. Po zadzałanu podmuchu współczynnk obcążena wynos: n = n o + n = 1 + n (Rys.10.7). Rys. 10.7 Współczynnk obcążena po zadzałanu podmuchu Na podstawe weloletnch dośwadczeń ustalono, ż atmosferę wzorcową można pod względem jej burzlwośc podzelć na: spokojną, w której ponowe podmuchy sęgają do U = ± 7,5 m/s burzlwą, w której ~ponowe podmuchy sęgają do U = ± 15 m/s W atmosferze spokojnej szybowec mus być wymarowany obcążenam od podmuchów przy prędkośc V D ; natomast w atmosferze burzlwej prędkość lotu może być ogranczona do wartośc V RA, przy zachowanu warunku: V RA V A. Jako dodatne określono podmuchy dzałające z dołu do góry, natomast ujemnym są podmuchy dzałające przecwne. Budując obwednę obcążeń od podmuchów należy oblczyć charakterystyczne jej punkty: A*, D*, E* G*, wg wskazań określonych w tablcy 10.3. Tab. 10.3 Punkty obwedn obcążeń od podmuchów Punkt Prędkość Podmuch U [m/s] A* V RA + 15 D* V D + 7,5 E* V D - 7,5 G* V RA -15 Przyjmuje sę ż w przypadku podmuchu współczynnk Cz max może chwlowo wzrosnąć do wartośc Cz max = 1,5 Cz max, a lne przecągnęca są określone odpowedno przez zależnośc: V n = 1,5 oraz V S V n = 1,5 ' (10.36) V S Przebeg zależnośc n = f (V) od podmuchów pokazano na rys. 10.8.
Rys. 10.8 Obwedna obcążeń od podmuchów Lne przecągnęca (zwększone o 5 %) ogranczają w sposób naturalny możlwą welkość współczynnka obcążena w zakrese do prędkośc neco ponżej V RA. Obwednę dla prędkośc wyższych wyznaczają proste podmuchów, oraz lne ~łączące punkty: A* D* na gałęz dodatnej oraz punkty E* G* na gałęz ujemnej. Obwednę obcążeń od podmuchów należy wyznaczyć dla maksymalnego cężaru w loce tak samo jak obwednę obcążeń sterowanych. Jest to krzywa podstawowa, określająca welkość V RA V D. Ponadto koneczne należy wyznaczyć drug warant obwedn obcążeń od podmuchów dla mnmalnego cężaru szybowca loce. Parametr masowy (zależność 10.31) jest funkcją cężaru decyduje o wartośc współczynnka złagodzena podmuchów k, a tym samym, o welkośc przyrostu współczynnka obcążena od podmuchu. W przypadku stosowana balastu wodnego, gdze różnca cężaru maksymalnego mnmalnego w loce jest duża, konfguracja bezbalastowa z mnmalnym załadowanem może dać wyższe współczynnk obcążeń nż konfguracja z maksymalnym cężarem szybowca w loce. 10.1.5 Obwedne obcążeń dla szybowców z klapą prędkoścową Klapa prędkoścowa (wychylana do dołu do góry) powoduje zmanę geometr proflu, co pocąga za sobą zmanę parametrów aerodynamcznych szybowca. Dla zbudowana obwedn obcążeń należy wyznaczyć te parametry dla grancznych konfguracj klapy: maksymalne wychylonej do dołu (+) maksymalne wychylonej do góry (-) w położenu ne wychylonym (neutralnej) - (0). Najwygodnej jest zebrać poszczególne welkośc tabelaryczne (Tab. 10.4). Tab. 10.4 Aerodynamczne parametry szybowca z klapą prędkoścową Wychylene maks. do dołu neutrum maks. do góry
klapy + 0 - Parametr dcz/dα Cz max Cz mn (Cx szyb ) mn Rzut oka na tę tablcę pozwala zorentować sę, ż należy oblczyć trzy wartośc prędkośc przecągnęca brutalnego sterowana, a także trzy wartośc prędkośc lotu nurkowego w kategor U, a jedną wartość w kategor A. Fakt stnena trzech prędkośc przecągnęca pocąga za sobą stnene trzech ln przecągnęca W zwązku z komplkacją układu wprowadzono następujące ustalena: Wyznacza sę trzy prędkośc przecągnęca trzy krzywe przecągnęca, dla każdej z charakterystycznych konfguracj klapy opsanej w tablcy 10.5. Oblcza sę prędkość lotu nurkowego dla klapy w neutrum maksymalne wychylonej do góry. Jako V D wybera sę wartość wększą. Dla klapy wychylonej do dołu oblcza sę prędkość nurkowana zwaną V F, która wynka z warunków: 1.4 VS VF (10.37).0 VS+ gdze: V S - prędkość przecągnęca dla klapy w neutrum V S+ - prędkość przecągnęca dla klapy maksymalne wychylonej do dołu. Należy przyjąć wększą z pośród wartośc wynkających z (10.37) Prędkość brutalnego sterowana należy wyznaczyć dla konfguracj z klapą w neutrum. Obwednę obcążeń sterowanych uzyskaną przy zastosowanu powyższych ustaleń przedstawono na rys. 10.9. Dotyczy ona szybowca kategor obcążenowej U. Dla kategor A krzywa wygląda analogczne, z tym że lne A-D E-G przebegają pozomo. W przypadku dzałana podmuchu przyrost współczynnka obcążena zależy od pochodne dcz/dα (formuła 10.33), a jest ona zmenna dla poszczególnych konfguracj klapy. Stąd dla ustalonej wartośc podmuchu ponowego U = const stneją trzy proste podmuchu (Rys.10.10). Punkt obwedn A wyznacza najwyższa wartość współczynnka obcążena (zazwyczaj dla klapy wychylonej do góry). Podobna sytuacja zachodz dla wszystkch pozostałych podmuchów. W rezultace obwedna obcążeń ma postać pokazaną na rys. 10.11. Obwednę obcążeń od podmuchów należy wyznaczyć dla maksymalnej mnmalnej masy w loce, analogczne jak dla szybowca bezklapowego. Welkość prędkośc V RA ustala sę równeż z warunku: V RA V A.
Rys. 10.9 Obwedna obcążeń sterowanych dla szybowca z klapą prędkoścową Rys. 10.10 Obcążenowy efekt podmuchu w przypadku szybowca z klapą prędkoścową
Rys. 10.11 Obwedna obcążeń od podmuchów szybowca z klapą prędkoścową. 10. OBCIĄŻENIA W LOTAC WLECZONYC 10..1 Lot holowany za samolotem Prędkość lotu holowanego za samolotem V T ustalana jest przez konstruktora jako maksymalna dopuszczalna prędkość w tym stane lotu. Warunkem ogranczającym jej welkość jest z jednej strony welkość współczynnka obcążena, z drugej zaś możlwość brutalnego sterowana w loce holowanym. Z powyższych względów należy respektować warunek ż: V T -V A. Najczęścej spotykaną wartoścą jest: V 0, 8 V T S n A (10.38) W warunku równowag szybowca wokół os poprzecznej (Rys.10.1) pojawa sę człon pochodzący od sły w lne. Napęce w lne w ustalonym loce holowanym równoważy słę oporu szybowca: P l = Px szyb (10.39) Sła w lne P l względem środka cężkośc szybowca dzała na ramenu r l dając moment: M l = P r l l (10.40) Stan równowag podłużnej opsuje węc równane: M bu + P r l l = P L (10.41)
a stąd sła na usterzenu dająca równowagę w ustalonym loce holowanym wynos: P = 1 L ( M + Px r ) bu szyb l (10.4) Sła ta wraz z slą nośną na skrzydle Pz skrz, daje wypadkową nośność szybowca: Pz skrz + P = Q n o (10.43) a stąd współczynnk obcążena w ustalonym loce holowanym wynos: n o = Pz + P Q skrz (10.44) Źródłem przyrostu obcążena w loce holowanym może być: - szarpnęce lną spowodowane odchylenem szybowca od ln lotu, po zbyt późnej reakcj plota na to odchylene, podmuch ponowy lub pozomy. Granczne zmany położena szybowca względem os samolotu (Rys.10.13) określono w tablcy 10.5. Zmany położena do góry do dołu dają przyrosty obcążena symetrycznego. Odchylene w bok jest źródłem obcążena nesymetrycznego. Sła w lne pojawająca sę podczas szarpnęca wynos: P l szarp = 1, P nom (10.45) Nomnalna sła w lne: P nom = 1,3 Q max gdze Q jest maksymalnym cężarem w loce z pełnym balastem wodnym pełnym załadowanem. Ponadto mus być spełnony warunek ż: P nom 5000 N. 0 le w lne stosowany jest bezpecznk zrywowy, wówczas sła P nom jest równa sle zrywającej bezpecznk. Sła szarpnęca wywołuje moment (Rys.10.14) zadzerający lub pochylający, zależne od kerunku szarpnęca, dzałając względem środka cężkośc na ramenu r szarp. Moment ten mus zrównoważyć sła na usterzenu, pojawająca sę w wynku reakcj plota na szarpnęce poprzez odpowedne wychylene steru: P l szarp r szarp = P L (10.46) skąd sła na usterzenu (przyrost wywołany reakcją plota): P = P l szarp L r szarp (10.47) Współczynnk obcążena powstający w konsekwencj reakcj plota wynos: n = P skrz + P Q (10.48)
Rys. 10.1 Ustalony lot holowany Rys. 10.13 Odchylene toru lotu od os samolotu holującego Tab. 10.5 Granczne odchylena toru lotu szybowa od os samolotu Odchylene Kąt odchylena γ [ ] Do góry + 0 Do dołu - 40 Na bok ± 30 Wynkowy współczynnk obcążena podczas szarpnęca: n = no + n (10.49) Poneważ prędkość maksymalna lotu holowanego jest nższa od prędkośc V A, welkośc współczynnka obcążena w loce holowanym ne są dla szybowca wymarujące, gdyż ch ewentualny nadmerny przyrost jest skuteczne blokowany lnam przecągnęca. Podmuch pozomy daje efekt opsany formułą (10.7) tutaj ważne są uwag podane w rozdzale 10.4.1. Podmuch ponowy powoduje wzrost współczynnka obcążena wg formuły (10.33). Wypadkowy współczynnk obcążena podczas podmuchu jest tak sam jak podano w formule (10.49). Ze względów opsanych powyżej przy formule (10.49) podmuchy w loce holowanym ne są na ogół wymarującym dla struktury szybowca. 10... Wzlot przy pomocy wycągark Maksymalną dopuszczalną prędkość wzlotu przy pomocy wycągark należy ustalać, borąc pod uwagę współczynnk obcążena sterowanego n A korzystając z zależnośc: V W QS = VS n A A Q ( n 1) (10.50)
gdze: Q S jest cężarem płata nośnego. Jeżel stosowany jest bezpecznk zrywowy lny wycągarkowej wówczas można ustalć prędkość V T borąc pod uwagę nośność w bezpecznka P bezp wg zależnośc: P VW = VS 1+ Q (10.51) Tor lotu podczas cągu jest lną złożoną z odcnków krzywolnowych ustalonej fazy prostolnowej (Rys.10.15). Poneważ wzlot przy pomocy wycągark ne jest lotem swobodnym nawet w ustalonej faze cągu (stała prędkość wzlotu, tor prosty) współczynnk obcążena wyjścowego ne jest równy 1.0, ale znaczne wyższy. Sła nośna mus bowem równoważyć ne tylko składową cężaru prostopadłą do toru lotu, ale równeż podobną składową sły w lne: Pz = Q + P * (10.5) * lny gdze: Q* - składowa cężaru prostopadła do toru lotu P lny *- składowa sły w lne prostopadła do toru lotu. Współczynnk obcążena podstawowego (bez dzałana podmuchów) zmena sę w znacznym zakrese. W momence kedy szybowec rusza z mejsca, współczynnk obcążena jest ujemny równy: ( QS ) no = (10.53) Q gdze Q S jest cężarem skrzydła dzałającym oczywśce do dołu. W marę rozpędzana sę szybowca rośne prędkość a wraz z jej kwadratem sła nośna. Współczynnk obcążena poprzez zero osąga wartość dodatną, w ustalonej faze wzlotu sęga welkośc n o =,3 do,5. Schematyczne zmanę współczynnka obcążena pokazano na rys. 10.16. W oblczenach obcążeń wartość n o przyjmuje sę jako stalą. Podmuchy pozome powodują wzrost współczynnka obcążena wg formuły (10.7)(zmana cśnena dynamcznego), co jest wpływem stosunkowo newelkm. Podmuch ponowy daje przyrost współczynnka obcążena wg formuły (10.33), który składa sę ze współczynnkem obcążena podstawowego o dosyć wysokm pozome. Zastnałą sytuację pokazano na rys.10.17. O le dodatna wartość współczynnka obcążena jest wyraźne ogranczona lną przecągnęca n ne może osągać dużej wartośc, to wartość ujemna może być znaczna. Sytuacja może być dla struktury szybowca krytyczna o le konstruktor przyjął wysoką wartość prędkośc dopuszczalnej przy wzloce za wycągarką, kerując sę przyjęcem wysokej wartośc obcążena nszczącego bezpecznk zrywowy lny wycągarkowej. bezp 10.3 OBCIĄŻENIA NA ZIEMI Obcążena szybowca na zem dotyczą stanów: rozbegu podczas startu za samolotem lub wycągarką, w tym ostatnm przypadku bardzo krótkego, dobegu przy lądowanu, kołowana po lotnsku przy pomocy traktora, samochodu lub przetaczana ręcznego.
Rys. 10.14 Szarpnęce lną holownczą Rys. 10.15 Wzlot przy pomocy wycągark
Rys. 10.16 Współczynnk obcążena podstawowego podczas wzlotu przy pomocy wycągark Rys. 10.17 Dzałane podmuchu podczas wzlotu przy pomocy wycągark Welkoścą obcążającą szybowec jest wartość reakcj podłoża oddzaływującego na toczące sę koło podwoza. Współczynnk obcążena na zem wyraz sę zatem zależnoścą: R n = Q (10.54) gdze: R reakcja podłoża dzałająca na koło, względne płozę podwoza szybowca. Szczegółowe omówene obcążeń szybowca na zem zostane przedstawone w rozdzale pośwęconym obcążenom podwoza. 10.4 POZIOMY OBCIĄŹEŃ Rozróżna sę dwa podstawowe pozomy obcążeń: obcążene nszczące, obcążene dopuszczalne. Obcążenem nszczącym nazywa sę obcążene, które powoduje znszczene. struktury. Przy obcążenu tym w którymś z elementów struktury szybowca pojaw sę naprężene równe wytrzymałośc tworzywa. Obcążene dopuszczalne jest obcążenem, jake może pojawć sę w trakce użytkowana szybowca w stosunku do obcążena nszczącego posada wartość obnżoną przez wprowadzene współczynnka bezpeczeństwa, który można zdefnować jako: Współczynnk bezpeczeństwa = obcążene nszczące / obcążene dopuszczalne Obcążene nszczące jest nezależne od konstruktora, a wynka. z charakterystyk wytrzymałoścowej tworzywa. Natomast obcążene dopuszczalne wynka z wartośc przyjętego współczynnka bezpeczeństwa. W dokumentacj obcążeń szybowca welkość obcążena oblczana jest dla pozomu dopuszczalnego. W przypadkach szczególnych, gdze obcążene dotyczy pozomu nszczącego, fakt ten jest wyraźne zaznaczony przy omawanu sposobu wyznaczana danego obcążena. 11. OBCIAŻENIA SKRZYDŁA 11.1 OBLICZENIA WSTĘPNE
Celem oblczeń wstępnych jest przygotowane danych nezbędnych dla wyznaczena obcążeń. Aby móc oblczyć moment skręcający trzeba znać położene środka sł poprzecznych w przekroju skrzydła (Rys.l1.1).Zależy ono od rodzaju zastosowanego kesonu skrzydła. W praktyce najczęścej stosowane są kesony: jednoobwodowy dwuobwodowy (Rys.ll.). Rys. 11.1 Położene środka sł poprzecznych w kesone jednoobwodowym Rys. 11. Położene środka sł poprzecznych w kesone dwuobwodowym W przypadku kesonu jednoobwodowego środek sł poprzecznych położony jest w połowe wysokośc proflu w odległośc r od ścank ponowej kesonu (merzonej do przodu): gdze: L φ L = ; δ L φ = ; δ red F r = φ δ =δ red L φ + φ G G L (11.1) (11.) G - moduł sprężystośc postacowej ścank kesonu G L - moduł sprężystośc postacowej pokryca kesonu Grubość ścank δ zredukowano w stosunku modułów sprężystośc, przyjmując materał pokryca kesonu jako podstawowy, do którego odnoszone będą oblczena.
Położene środka sł poprzecznych (w skróce SSP) wynos: X SSP = a r (11.3) natomast wyrażone w częśc cęcwy: e SSP = X l (11.4) Dla ułatwena dalszych oblczeń warto wykonać wykres położena SSP wzdłuż rozpętośc: e SSP = f (y) pokazany na rys. 11.3. SSP Rys. 11.3 Położene środka sł poprzecznych wzdłuż rozpętośc skrzydła Dla kesonu dwuobwodowego odległość r wynos: przy czym: L1 φ1 = ; δ 1 L L4 φ = + ; δ δ red r = F1 L3 φ1φ 4red ( Fφ + F φ ) 3red + φ φ φ1 + φ φ (11.5) L3 φ 3 = ; F = F 1 + F δ G G3 G4 δ red =δ ; δ 3red =δ 3 ; δ 4red =δ 4 G1 G1 G1 gdze: G 1 - moduł sprężystośc postacowej materału pokryca przednego obwodu kesonu, przyjętego jako podstawowy G - tak sam moduł dla pokryca obwodu drugego G 3 - dla ścank środkowej G4 - dla ścank tylnej. 3 Analogczne jak dla kesonu przednego obowązują tutaj formuły (11.3) (11.4) oraz należy równeż sporządzć wykres zależnośc e SSP = f (y). Algorytm wyznaczana położena SSP podano w tablcy 11.1 dla kesonu jednoobwodowego w tablcy 11. dla kesonu dwuobwodowego. Dla uwzględnena w oblczenach obcążeń podatnośc skrętnej skrzydła należy wyznaczyć sztywność skrętną kesonu GJ 0 gdze: G - moduł sprężystośc postacowej materału do którego odnoszona jest sztywność wynkowa J 0 - welkość charakteryzująca keson (jedno- lub dwuobwodowy). W oblczenach sztywnośc skrętnej najczęścej, jako podstawowy przyjmuje sę materał obwodu przednego (moduł G 1 ), natomast w pozostałych obwodach dokonuje sę redukcj grubośc pokryć ścanek, jak pokazano przy omawanu oblczana położena SSP. 1 3 1 3
Tab. 11.1 Algorytm wyznaczana położena SSP w kesone jednoobwodowym Lp. Oznaczene Operacja 1. y. F 3. 4. L 5. δ 6. δ L 7. δ red G /G L * 5. 8. ϕ 3. / 7. 9. ϕ L 4. / 6. 10. F/ (. / 3.) 11. ϕ /ϕ L 8. / 9. 1. r 10. * 11. 13. a 14. x SSP 13. 1. 15. l 16. e SSP 14. / 15. Tab. 11. Algorytm wyznaczana położena SSP w kesone dwuobwodowym Lp. Oznaczene Operacja 1. y. F 1 3. F 4. F. + 3. 5. L 1 6. L 7. L 3 8. L 4 9. δ 1 10. δ 11. δ 3 1. δ 4 13. δ red G/G1 * 10. 14. δ 3red G3/G1 * 11. 15. δ 4red G4/G1 * 1. 16. ϕ 1 5. / 9. 17. 6. / 13. 18. 8. / 15.
19. ϕ 17. + 18. 0. ϕ 3 7. / 14. 1. F*ϕ 3 4. * 0.. F 1 *ϕ. * 19. 3. 1. +. 4. 3. * 16. 5. ϕ 1 *ϕ 16. * 19. 6. ϕ *ϕ 3 19. * 0. 7. ϕ 1 *ϕ 3 16. * 0. 8. 5. + 6. + 7. 9. 4. / 8. 30.. 9. 31. /L 3 / 7. 3. r 30. * 31. 33. a 34. x SSP 33. 3. 35. l 36. e SSP 34. / 35. Tab. 11.3 Algorytm wyznaczana sztywnośc skrętnej kesonu jednoobwodowego Lp. Oznaczene Operacja 1. y. F 3. F. 4. 4*F 4* 3. 5. L 6. δ L 7. ϕ L 5. / 6. 8. 9. δ 10. δ red G /G L * 9. 11. ϕ 8. / 10. 1. ϕ L +ϕ Η 7. + 11. 13. J 0 4. / 1. 14. GJ 0 G L * 13. Dla kesonu jednoobwodowego: Dla kesonu dwuobwodowego: J 0 4F = φ + φ L (11.6) J 0 = 4 F1 φ φ φ 1 + F φ + φ φ 3 1 + F φ + φ φ 1 3 3 (11.7)
Oznaczena welkośc dentyczne jak w przypadku oblczana SSP. Algorytmy oblczana sztywnośc skrętnej kesonu jednoobwodowego dwuobwodowego podano odpowedno w tablcach 11.13 11.14. Dalszym krokem oblczeń wstępnych jest zestawene danych geometrycznych. Dzeląc skrzydło na segmenty oblczenowe (Rys 5.7) należy tabelaryczne zestawć welkośc: y - szerokość segmentu, L - cęcwa na środku segmentu, S - powerzchna segmentu. Następne należy zebrać welkośc dotyczące rozkładu współczynnka sły nośnej, a węc: (Cz N=1 ) - współczynnk rozkładu normalnego dla wartośc (dcz/dα)α = 1.0 (Cz 0 ) - współczynnk rozkładu zerowego (od zwchrzena, od klapy wzgl. spowodowany obecnoścą kadłuba) ( Cz 10 ) - współczynnk spowodowane wychylenem lotk o kąt β L = 10. Przyjmując, że rozkład masy skrzydła wzdłuż rozpętośc jest proporcjonalny do powerzchn, cężar segmentu uzyskuje sę z zależnośc: Qs Qs = S S (11.8) Założene powyższe uwzględna równeż fakt, ż żebro zamykające okuca główne skrzydła wprowadzają lokalny wzrost masy, który skompensowany jest przyjęcem, ż skrzydło sęga do płaszczyzny symetr szybowca (obszar perwszego segmentu) co w rzeczywstośc ne ma mejsca. Zestawene danych skrzydła pokazano w tablcy 11.5. Tab. 11.4 Algorytm wyznaczana sztywnośc skrętnej kesonu dwuobwodowego. Lp. Oznaczene Operacja 1. y. F 1 3. F 4. F. + 3. 5. L 1 6. L 7. L 3 8. L 4 9. δ 1 10. δ 11. δ 3 1. δ 4 13. δ red (G /G 1 ) * 10. 14. δ 3red (G 3 /G 1 ) * 11. 15. δ 4red (G 4 /G 1 ) * 1. 16. ϕ 1 5. / 9. 17. 6. / 13. 18. 8. / 15. 19. ϕ 17. + 18. 0. ϕ 3 7. / 14. 1. F 1.. F 3. 3. F 4.
4. F 1 *ϕ 1. * 19. 5. F *ϕ 1. * 16. 6. F *ϕ 3 3. * 0. 7. 5. + 6. 8. 4 * 7. 9. ϕ 1 *ϕ 16. * 19. 30. ϕ *ϕ 3 19. * 0. 31. ϕ 1 *ϕ 3 16. * 0. 3. 9. + 30. + 31. 33. J 0 8. / 3. 34. GJ 0 G 1 * 33. Tab. 11.5 Zestawene danych dla skrzydła. Lp. Oznaczene Operacja 1. y. y 3. l 4. S 5. (Cz N=1 ) 6. (Cz 0 ) 7. ( Cz 10 ) 8. Q S (QS/Q)* 4. 9. e SSP 10. (GJ 0 ) W przypadku szybowca z klapą prędkoścową, lub w przypadku oblczeń konfguracj z wysunętym hamulcem aerodynamcznym tablca 11.5 ulega odpowedno rozszerzenu o koneczne pozycje danych. W analze charakterystyk aerodynamcznych szybowca poszczególne welkośc podawano w funkcj kąta natarca skrzydła α. W przypadku wyznaczana obcążeń parametrem wygodnejszym jest współczynnk sły nośnej skrzydła Cz, dlatego też wygodne jest wykonać wykres zależnośc Cz = f (α) w całym zakrese kątów natarca dodatnch ujemnych (Rys.11.4) korzystając z danych tablcy 4.5.
Rys. 11.4 Zależność współczynnka sły nośnej na skrzydle od kąta natarca 11. RODZAJE OBCIĄŻEŃ SKRZYDŁA Obcążena, z uwag na ruch szybowca pod ch wpływem, dzelą sę na: symetryczne nesymetryczne. Obcążena symetryczne dają wypadkową leżącą w płaszczyźne symetr szybowca, a ch skutkem jest przesunęce obrót wokół os poprzecznej. Obcążena nesymetryczne dają wypadkową leżącą poza płaszczyzną symetr szybowca, a ch skutkem jest przesunęce obrót wokół os podłużnej ponowej. Z uwag na mejsce powstawana, obcążena dzelą sę na: obcążena w loce obcążena na zem. Skutek jak obcążena wywołują pozwala na dalszy ch podzał na eksploatacyjne awaryjne. Obcążena eksploatacyjne ne mogą naruszać struktury szybowca z narzuconym margnesem bezpeczeństwa,natomast obcążena awaryjne mogą sęgać nawet wytrzymałośc grancznej struktury lub wykazywać pewen margnes bezpeczeństwa określony wymaganam zależnym od konkretnego przypadku obcążena. 11.3 ZESPÓŁ OBCIĄŹEŃ SKRZYDŁA Na zespół obcążeń skrzydła składają sę: obcążena normalne (sła poprzeczna moment gnący), obcążena styczne (sła poprzeczna moment gnący) obcążena skręcające (moment skręcający). Aby wyznaczyć zespół obcążeń skrzydła należy je podzelć na segmenty oblczenowe (wg rys.5.7) 11.3.1 Obcążena normalne Składowa sły aerodynamcznej prostopadła (normalna) do płaszczyzny cęcw powstająca na segmence wynos: gdze przyjmuje sę ż w przyblżenu: Pn = Cn q S (11.9) Cn Cz ( Cz N = + Cz 0 1) (11.10) gdze: Cz - współczynnk sły nośnej całego szybowca w rozpatrywanym przypadku obcążena (Cz N=1 ) - współczynnk sły nośnej na rozpatrywanym segmence wzdłuż rozpętośc dla (dcz/dα)α = 1.0 Cz 0 - współczynnk sły nośnej rozkładu ~zerowego (pochodzącego od geometrycznego zwchrzena skrzydła wpływu kadłuba q - cśnene dynamczne.
Sła masowa powstająca na segmence : Pm QS = n S S (11.11) gdze: n - współczynnk obcążena na segmence w rozpatrywanym stane lotu. Dla obcążeń symetrycznych wartość n = const. dla całej rozpętośc skrzydła. Dla obcążeń nesymetrycznych wartość ta jest zmenna Q S - cężar skrzydła. Sła poprzeczna normalna na segmence skrzydła: Tn = Pn Pm (11.1) Sła poprzeczna normalna w przekroju dowolnego segmentu j: = j = n T j = Tn (11.13) Sumowane przebega tutaj od końca skrzydła ku kadłubow: ( = n, n-1,...,, 1). Przyrost momentu gnącego na segmence wynos: Mn = Tn( + 1) y g (11.14) gdze: y g odległość pomędzy środkam cężkośc segmentów oraz +1 (Rys. l1.5) Moment gnący normalny w przekroju dowolnego segmentu j: = j = n Mn j = Mn (11.15) Algorytm oblczeń zgnana normalnego podano w tablcy 11.6. Rys. 11.5 Odległość mędzy sąsednm segmentam skrzydła
Tab. 11.6 Algorytm oblczana zgnana normalnego Lp. Oznaczene Operacja 1. y. S 3. q* S 4. (Cz N=1 ) 5. Cz * 4. 6. Cz 0 7. Cn 5. + 6. 8. Pn 3. 7. 9. ( Q S /S)* S ( Q S /S) *. 10. Pm n * 9. 11. Tn 8. 9. 1. Tn j Σ 11. 13. y gj 14. 1. * 13. 15. Mn j Σ 14. 11.3. Obcążena styczne Przy oblczanu obcążeń stycznych czyn sę następujące założena upraszczające: rozkład obcążena stycznego wzdłuż rozpętośc jest proporcjonalny do rozkładu normalnego, współczynnk obcążena wywołują sły masowe dzałające prostopadle do płaszczyzny cęcw skrzydła, wypadkowa obcążena stycznego leży w płaszczyźne cęcw skrzydła. Przy powyższych założenach sła styczna na segmence skrzydła wynos: Tt Ct = Cn Pn (11.16) gdze: Pn - wg rozkładu obcążeń normalnych (z tab.11.6) Cn, Ct odczytane z wykresu (rys. 6.5) dla współczynnka sły nośnej szybowca w rozpatrywanym stane lotu, sporządzonego dla samego skrzydła (za pośrednctwem wykresu rys. 11.4). Sła poprzeczna styczna w przekroju dowolnego segmentu j wynos: Tt = j j = Tt = n (11.17) Przyrost momentu gnącego na segmence wynos: Mt = Tt( + 1) y g (11.18) Moment gnący styczny w przekroju dowolnego segmentu j: Mt = j j = Mt = n (11.19)
Algorytm oblczeń zgnana statycznego podano w tablcy 11.7. Tab. 11.7 Algorytm oblczana zgnana stycznego Lp. Oznaczene Operacja 1 y Pn Z tab. 11.6. 3 Tt (Ct/Cn) *. 4 Tt j Σ 3. 5 y g 6 4. * 5. 7 Mt j Σ 6. 11.3.3 Obcążena skręcające Moment skręcający odnesony jest do środka sł poprzecznych przekroju skrzydła. Lna SSP może meć zróżncowany przebeg wzdłuż rozpętośc, dlatego moment skręcający należy wyznaczyć za pośrednctwem momentu względem ln prostopadłej do płaszczyzny symetr szybowca (prosta M- M), który w dalszej kolejnośc przelcza sę na moment skręcający względem SSP. Zazwyczaj jako lnę M-M przyjmuje sę prostą przechodzącą przez teoretyczny punkt natarca proflu w płaszczyźne symetr szybowca (Rys.11.6). Rys. 11.6 Prosta M-M dla wyznaczena momentu skręcającego Dla każdego segmentu "" należy wyznaczyć odległość krawędz natarca skrzydła od prostej M- M ( x KN ) oraz podać ją w postac bezwymarowej: (11.0) Przyrost momentu skręcającego względem prostej M-M wywołany obcążenem na segmence "" (Rys. 11.7) wynos: M (11.1) M = Cm M q S l oraz: Cm M = Cm0 Cn ( eac + e ) = Cm0 [ Cz ( Cz N = 1 ) + Cz0 ]( eac + e ) (11.) x e x = ( x ) l KN x
gdze: Cm 0 - współczynnk momentu względem środka aerodynamcznego e ac - bezwymarowe położene środka aerodynamcznego (dla współczesnych profl 5 % cęcwy). Rys. 11.7 Układ obcążena skręcającego w przekroju skrzydła Moment skręcający względem prostej M-M w przekroju dowolnego segmentu j wynos: (11.3) Moment skręcający skrzydło względem środka sł poprzecznych w przekroju dowolnego segmentu j wynos: = j = n M M = M j M M S j = M M j + Tn j ( e X + e SSP ) l j j (11.4) gdze: Tn j - sła poprzeczna normalna w przekroju segmentu j e SSPj - bezwymarowe położene środka sł poprzecznych w przekroju dowolnego segmentu j (Rys. 11.8). Algorytm oblczeń momentu skręcającego podano w tablcy 11.8. Rys. 11.8 Odnesene momentu skręcającego do SSP. Tab. 11.8 Algorytm wyznaczana skręcena. Lp. Oznaczene 1 y Operacja
S 3 l 4. * 3. 5 q * 4. 6 Cm 0 7 Cz N=1 8 Cz * 7. 9 Cz 0 10 8. + 9. 11 e x 1 e ac + 11. 13 10. * 1. 14 Cm M 6. 13. 15 M M 5. * 14. 16 M Mj Σ 15. 17 e SSP 18 11. + 17. 19 18. * 3. 0 Tn j z tab. 11.6. 1 19. * 0. M Sj 16. + 1. 11.3.4 Uwzględnene podatnośc skrętnej skrzydła Sztywność skrętna skrzydła decyduje o welkośc kąta skręcena dla danego momentu skręcającego, czyl o podatnośc skrętnej struktury. Welkość kąta o jak doznaje skręcena segment wynos: S ϕ = ( GJ 0 ) segmentu M S - moment skręcający na środku segmentu. y Kąt skręcena skrzydła w przekroju dowolnego segmentu j: M (11.5) gdze: (GJ 0 ) - sztywność skrętna średna dla ϕ j = = j = 1 ϕ (11.6) Schematyczne przebeg zależnośc ϕ j = f (y) podano na rys. 11.9.
Rys. 11.9 Kąt skręcena skrzydła w funkcj rozpętośc. Algorytm oblczena kąta skręcena skrzydła podano w tab.11.9. Tab. 11.9 Algorytm oblczana kąta skręcena skrzydła Lp. Oznaczene Operacja 1. y. M S 3. (GJ 0 ) 4. y 5.. / 3. 6. ϕ 4. * 5. 7. ϕ j Σ 6. Kąt skręcena skrzydła staje sę jego zwchrzenem geometrycznym, jest przeto źródłem dodatkowego zerowego rozkładu współczynnka sły nośnej wzdłuż rozpętośc. Oblczane tego rozkładu podano w rozdzale 5... W wynku oblczena tego rozkładu uzyskuje sę dla każdego segmentu oblczenowego wartość Cz 0 którą dla odróżnena od nnych rozkładów zerowych oznaczono jako Cz 0ϕ. W wynku pojawena sę rozkładu zerowego ulega modyfkacj zależność (11.10) stając sę: Cn ( Cz N 1 ) + Cz Cz 0 + 0ϕ Cz = (11.7) Podobne modyfkacj ulega zależność (11.) przyjmując postać: Cm M [ Cz( Cz N 1) + Cz0 + Cz0 ] ( e ac + e ) l = Cm0 = ϕ X (11.8) Poneważ zwchrzene skrzydła spowodowane skręcanem modyfkuje wartość momentu skręcającego, a zatem kąta skręcena, rachunek wymaga drog kolejnych przyblżeń. 11.3.5 Uwzględnene załamana proflu W przypadku wychylena klapy lub lotk profl skrzydła zostaje załamany, co uzewnętrzna sę w powstanu przyrostu współczynnka sły nośnej Cz β współczynnka momentu proflu Cm β określonych zależnoścam:
oraz: Cz Cm β dcz = α dα Cm β = R Cz β CzR (11.9) (11.30) W powyższych zależnoścach welkość α jest przyrostem kąta natarca na skrzydle wywołanym wychylenem ruchomej częśc proflu (lotk, klapy) wylcza sę go wg zależnośc (4.4) korzystając z wykresu 4.15. Zmanę współczynnka momentu proflowego wywołaną wychylenem częśc ruchomej proflu Cm R / Cz R należy wyznaczyć wg rys. 5.4. Dla proflu załamanego (z uwzględnenem także podatnośc skrętnej skrzydła) zależność (11.7) ulega dalszej modyfkacj: Cn ( Cz 1 ) + Cz 0 + Cz ϕ + Cz β Cz = 0 N (11.31) Natomast zależność (11.8) przybera postać: Cm M [ Cz( Cz N 1 ) + Cz0 + Cz + Cz ]( eac + e ) l = Cm + Cmβ = 0ϕ β 0 (11.3) X 11.4 SYMETRYCZNE OBCIĄŻENIA W LOCIE Obcążena symetryczne pojawające sę w loce odpowadają różnym punktom obwedn obcążeń sterowanych od podmuchów, przy czym konstruktor mus wyznaczyć te obcążena dla przypadków wymarujących strukturę. Welkość współczynnka sły nośnej na skrzydle wynka z warunku równowag sł w kerunku normalnym: Pz + P n Q (11.33) = po rozpsanu wzoru na słę nośną Pz otrzymuje sę: 1 ρ S V Cz + P = n Q stąd: (11.34) prędkośc lotu V. Cz = nq P 1 ρ S V nq P = q S (11.35) gdze: q = ½ ρv jest cśnenem dynamcznym odpowadającym Sła na usterzenu wysokośc potrzebna do równowag: Z zależnośc (11.35) (11.36) wynka: P = Cm bu q S l 0 1 L (11.36) = nq qs Cm L bu 0 Cz l (11.37)
Poneważ współczynnk sły nośnej jest funkcją współczynnka momentu Cm bu, a ten z kole zależy od Cz, poprzez zależność rys.11.4., rachunek wymaga drog kolejnych przyblżeń. 11.4.1 Obcążena sterowane Obcążena sterowane scharakteryzowane są przez welkość współczynnka obcążena n oraz prędkość lotu V, które można odczytać z obwedn obcążeń sterowanych dla wyznaczanego punktu obwedn, wymarującego dla struktury skrzydła. W perwszym przyblżenu należy założyć ż P = 0 wówczas: nq Cz = qs (11.38) Dla oblczonej welkośc Cz należy z rys. 7.6, za pośrednctwem rys. 11.4, wyznaczyć welkość Cm bu a stamtąd słę P, która w drugm przyblżenu będze już neco nna z racj wyznaczena Cz za pośrednctwem zależnośc (11.37). Tę samą drogę wykorzystuje sę w dalszych przyblżenach, z tym że rachunek jest szybko zbeżny. Znając Cz n dalsze oblczena należy przeprowadzć wg rozdzału 11.3. 11.4. Obcążena od podmuchów Obcążene wywołane podmuchem nakłada sę na obcążene jake dzała na skrzydło w ustalonym loce ślzgowym (n = 1). Welkość współczynnka sły nośnej na skrzydle w loce ustalonym należy wyznaczyć z zależnośc (11.37) pamętając ż n = 1. Rachunek wymaga drog kolejnych przyblżeń dentyczne jak dla przypadku obcążeń sterowanych. Do uzyskanego w ten sposób współczynnka sły nośnej w ustalonym stane wyjścowym Cz r należy dodać przyrost współczynnka sły nośnej wywołany podmuchem o ntensywnośc U, dla jakej określony jest oblczany punkt obwedn obcążeń od podmuchów (albo U = ± 15 m/s przy prędkośc V RA, albo U = ± 7,5 m/s przy prędkośc V D ). Przyrost ten wynos: Cz U = dcz dα k U V (11.39) gdze współczynnk k określono w równanu (10.30). Cz U (11.40) = Cz r + Cz U Całkowta wartość współczynnka sły nośnej na skrzydle po zastnenu podmuchu wynos: dla tej welkośc należy przeprowadzć oblczena wg rozdzału 11.3. jako Cz traktując welkość Cz U.
11.5 NIESYMETRYCZNE OBCIĄŻENIA W LOCIE Nesymetryczne obcążena w loce wywoływane są: sterowanem lotkam wprowadzającym neustalony stan lotu, obrotem wokół os podłużnej w ustalonym stane lotu. Brutalne sterowane lotkam (stan neustalony) charakteryzuje sę narastającą prędkoścą kątową obrotu wokół os podłużnej szybowca. Obrót ustalony odbywa sę przy stałej prędkośc kątowej (brak przyśpeszeń kątowych). 11.5.1 Brutalne sterowane lotkam Analza obcążeń skrzydła wywołanych brutalnym sterowanem lotkam wymaga rozpatrzena przypadków: pełnego wychylena lotek przy prędkośc V A przy współczynnku obcążena n = /3 n A, oraz wychylena lotek o welkość 1/3 pełnego wychylena przy prędkośc V D współczynnku obcążena n = /3 n D, przy czym welkośc n A oraz n D są różne dla kategor obcążenowych U A, zgodne z tab.10.1. Wartość współczynnka sły nośnej Cz należy określć zgodne z zależnoścam (11.36) (11.37) drogą kolejnych przyblżeń dla współczynnka obcążena n dla rozpatrywanego przypadku brutalnego sterowana lotkam. Zakładając; dla ułatwena rachunku, ż w perwszym przyblżenu skrzydło będze traktowane jako dealne sztywne, wartość współczynnka Cn dla segmentu skrzydła wynos: Cn [ Cz( Cz ) + Cz + ( Cz )] = N = 1 0 L (11.41) gdze ( Cz 0L ) jest rzędną rozkładu zerowego współczynnka sły nośnej na skrzydle, pochodzącego od wychylena lotek (Rys.5.1). Rachunek wymaga jednoczesnego prowadzena oblczeń dla lewego prawego skrzydła, dlatego przyrost współczynnka sły nośnej na skrzydle z wychyloną lotką do dołu zostane oznaczony jako ( Cz 0L ) = Cz 1, a z lotką wychyloną do góry jako ( Cz 0L ) = Cz. Zakładając ponadto, że zgodne z rys.11.10 lotka wychylona jest do dołu na skrzydle prawym, a do góry na lewym, welkość współczynnka sły normalnej będze wynosć: dla segmentu na skrzydle prawym: ( Cn ) [ Cz( Cz ) + Cz + ] = 1 N = 1 0 Cz 1 (11.4) a na skrzydle lewym: ( Cn ) [ Cz( Cz ) + Cz + ] = N = 1 0 Cz (11.43)
Rys. 11.10 Układ obcążena po wychylenu lotek Odpowedno wartośc sł aerodynamcznych na płace wynosą: na skrzydle prawym ( Pz ) = ( Cn ) q S 1 1 (11.44) a na skrzydle lewym: ( Pz ) = ( Cn ) q S (11.45) Rzut oka pozwala zorentować sę, ż wynkowe obcążena na skrzydle lewym prawym ne są sobe równe, co stwarza nesymetrę względem płaszczyzny symetr szybowca jest źródłem momentu przechylającego: M X = = n = n ( Pz ) y ( Pz ) 1 = 1 = 1 y (11.46) Moment ten wywołuje przyspeszene kątowe: (11.47) gdze J X jest momentem bezwładnośc szybowca względem os podłużnej. Sła masowa na segmence wynos: ε X M = J X X P mas QS = Q S n X (11.48) gdze: Q S jest cężarem skrzydła y n X = n ± ε X (11.49) g Rozkład współczynnka obcążena wywołanego obrotem szybowca ε X przedstawono g na rys. 11.11., z którego wynka ż na skrzydle prawym będze on dodawał sę z wartoścą współczynnka obcążena symetrycznego n, na lewym zaś odejmował. y
Rys. 11.11 Rozkład współczynnka obcążena wywołanego przyspeszenem kątowym Algorytm oblczena momentu przechylającego M X podano w tablcy 11.10. Tab. 11.10 Algorytm oblczana momentu przechylającego Lp. Oznaczene Operacja 1. y. S 3. (Cz N=1 ) 4. Cz 0 5. q* S Q *. 6. Cz*(Cz N=1 ) Cz * 3. 7. 6. + 4. SKRZYDŁO PRAWE 8. Cz 1 9. (Cn ) 1 7. + 8. 10. ( Pz ) 1 5. * 9. 11. 10. * 1. 1. Mx praw Σ 11. SKRZYDŁO LEWE 13. Cz 14. (Cn ) 7. + 13. 15. ( Pz ) 5. * 14. 16. 15. * 1. 17. Mx lew Σ 16. MOMENT PRZECYLAJĄCY 18. 1. + 17. Sła poprzeczna normalna na segmence wynos : na skrzydle prawym: Tn = Q S ( Pz ) S n + ε 1 Q X y g (11.50) na skrzydle lewym QS y Tn = ( Pz ) S n ε X WIESŁAW STAFIEJ - Oblczena stosowane Q przy gprojektowanu szybowców
(11.51) Dalszy rachunek zgnan normalnego przebega wg algorytmu wskazanego w tablcy 11.6, pozycje: 1 do 16. Algorytm oblczana zgnana normalnego podano w tablcy 11.11. Tab. 11.11 Algorytm oblczana zgnana normalnego w przypadku brutalnego sterowana lotkam. Lp. Oznaczene Operacja 1 y (ε x /q)*y ε x /q * 1. 3 S 4 (Q S /Q)* S Q S /Q * 3. SKRZYDŁO PRAWE 5 ( Pz ) 1 Wg tab. 11.10 poz. 10 6 n +. 7 4. * 6. 8 Tn 5. 7. 9 Tn j Σ 8. 10 y gj 11 9. + 10. 1 Mn j Σ 11. SKRZYDŁO LEWE 13 ( Pz ) Wg tab. 11.10 poz. 15 14 n. 15 4. * 14. 16 Tn 13. 15. 17 Tn j Σ 16. 18 y gj 19 17. + 18. 0 Mn j Σ 19. Dla wyznaczena zgnana stycznego należy wyznaczyć współczynnk Ct wg zależnośc: Ct Ct Cz [ Cz( Cz N 1 ) + Cz ] + Ct L = = 0 (11.5) gdze: Ct - współczynnk sły stycznej wyznaczony wg wykr.6.5 ale sporządzonego tylko dla skrzydła, Ct L - przyrost współczynnka sły stycznej tylko na part lotk (rys.11.1) wyznaczony jako Ct L Cx wg wykresu 4.0. Przyrost sły poprzecznej stycznej na segmence, wynos: Tt = Ct q S (11.53)
Dalszy rachunek wg tab. 11.7 poz. 3 do 7. Algorytm oblczana zgnana stycznego podano w tab.11.1. Rys. 11.1 Parta rozpętośc objęta lotką. Lp. Oznaczene Operacja 1. y....... parta lotk lotkam. Tab. 11.1 Algorytm oblczana zgnana stycznego w przypadku brutalnego sterowana Lp. Oznaczene Operacja 1. y. S 3. q* S q *. 4. poz. 7. z tab.11.10 5. (Ct/Cz) * 4. SKRZYDŁO PRAWE 6. Ct L 7. Ct 5. + 6. 8. T t 3. * 7. 9. Tt j Σ 8. 10. y g 11. 9. * 10. 1. Mt j Σ 11. SKRZYDŁO LEWE 13. Ct L 14. Ct 5. + 13. 15. Tt 3. * 14. 16. Tt j Σ 15. 17. y g 18. 16. * 17. 19. Mt j Σ 18. Oblczene skręcana wymaga wyznaczena współczynnka momentu względem prostej M-M (Rys.1l.6) podanego przez zależność (11.8) bez członu uwzględnającego skręcene skrzydła (w perwszym przyblżenu założono bowem skrzydło sztywne) natomast z członam wywołanym wychylenem lotk: Cm L oraz, Cz 1 albo Cz (ogólne Cz L ) Cm M Cm [ Cz( Cz N ) + Cz + Cz L] + ( eac + e ) l + Cm L = 0 = 1 0 X (11.54)
gdze wyrażene Cm L należy wyznaczyć wg rys.5.4 pamętając ż wynka ono z zależnośc Cm L = f ( Cz L ) dla wychylena lotk do dołu ma, znak ujemny (pochylane) a dla wychylena do góry znak dodatn (zadzerane). Przyrost momentu skręcającego na segmence wynos: M M = Cm M q S l (11.55) Dalszy tok oblczeń wg tab. 1l.8 poz. 15 do. Algorytm oblczeń podano w tablcy 11.13. W dalszych przyblżenach należy skrzydło traktować jako elastyczne. Po oblczenu welkośc kąta skręcena wg algorytmu podanego w tablcy 11.9, należy wyznaczyć rozkład współczynnka sły nośnej zerowy wywołany skręcenem wg rozdzału 5... (welkość Cz 0 ) We wszystkch zależnoścach dotyczących zgnana normalnego, stycznego skręcana w mejsce wyrazu Cz 0 należy wstaw sumę Cz 0 + Cz 0ϕ. Dalszy przebeg oblczeń jest dentyczny jak dla skrzydła sztywnego. 11.5. Obrót ustalony względem os podłużnej Obrót ustalony jest stanem lotu w którym szybowec obraca sę wokół os podłużnej ze stałą prędkoścą kątową ω x, a węc bez przyspeszena kątowego, a zatem ε x = 0. Obcążena pochodzące od obrotu ustalonego należy wyznaczyć, podobne jak w przypadku brutalnego sterowana, dla stanów: pełnego wychylena lotek przy prędkośc V A przy współczynnku obcążena n = / 3 n A, oraz wychylena lotek o welkość 1 / 3 pełnego wychylena przy prędkośc V D współczynnku obcążena n = / 3 n D. Stała prędkość kątowa obrotu powstaje wówczas gdy moment obracający szybowec Mx, wyznaczony wg algorytmu podanego w tablcy 11.10, będze w równowadze z momentem tłumącym. W wynku obrotu na skrzydle powstaje rozkład współczynnka sły normalnej Cz 0ω (w zależnośc 5.8), przy czym na skrzydle z wychyloną lotką do dołu (prawym)posada on wartość ujemną, na przecwnym zaś dodatną. Lewe prawe skrzydło wytwarzają moment tłumący dzałający w tym samym kerunku, a przecwny do momentu wywołanego wychylenem lotek (rys. 11.13). Jego welkość wynos: M TŁ = = n Cz 0ω = 1 S q y (11.56) Tab. 11.13 Algorytm oblczana momentu skręcającego w przypadku brutalnego sterowana lotkam. Lp. Oznaczene Operacja 1. y. S 3. S *q. * q 4. l 5. S *l *q 3. * 4. 6. Wg tab. 11.10. poz. 7. 7. e ac
8. e x 9. 7. + 8. 10. (e ac +e x )*l 4. * 9. 11. Cm 0 SKRZYDŁO PRAWE 1. Cz 1 13. Cm 1 14. 6. + 1. 15. 10. * 14. 16. 11. + 13. 17. Cm M 16. 15. 18. M M 5. * 17. 19. M Mj Σ 18. 0. e SSP 1. 8. + 0.. 1. * 4. 3. Tn j Z tablcy 11.6 4.. * 3. 5. M Sj 19. + 4. SKRZYDŁO LEWE 6. Cz 7. Cm 8. 6. + 6. 9. 10. * 8. 30. 11. + 7. 31. Cm M 30. 9. 3. M M 5. * 31. 33. M Mj Σ 3. 34. e SSP 35. 8. + 34. 36. 35. * 4. 37. Tn j Z tablcy 11.6 38. 36. * 37. 39. M Sj 33. + 38. Rys. 11.13 Moment aerodynamczny tłumący. Wstawając do (11.56) zależność (5.8) uzyskuje sę: M TŁ = = n 1 dcz d = 1 α ω V X y S q y ω = V X q = n dcz dα = 1 S y (11.57) Z warunku
równośc M X = M TŁ wynka: M X = ω X q V = n = 1 dcz S y dα (11.59) Prędkość kątowa jak ustal sę w stane równowag momentów wynos: M X V ω X = = n dcz q S y (11.60) = 1 dα Algorytm wyznaczana prędkośc kątowej obrotu ω X podano w tablcy 11.14. Tab. 11.14 Algorytm wyznaczana prędkośc kątowej obrotu. Lp. Oznaczene Operacja 1. y. S 3. (dcz/dα ) 4. y 1. 5. S *y. * 4. 6. 3. * 5. 7. Σ 6. 8. Q * 7. 9. Mx Wg tab. 11.10 poz. 18. 10. Mx*V 9. * V 11. ωx 10. / 8. Współczynnk sły aerodynamcznej normalnej, na dowolnym segmence wynos: na skrzydle prawym: ( Cn ) [ Cz( Cz ) + Cz Cz + ] = 1 N = 1 0 0 Cz ω 1 (11.61) na skrzydle lewym: ( Cn ) [ Cz( Cz ) + Cz Cz + ] = N = 1 0 0 Cz ω (11.6) gdze: 1 dcz ω X Czω y dα 0 = V ω X - wyznaczone z zależnośc (11.59) Cz - współczynnk sły nośnej wyznaczony wg zależnośc (11.36) (11.37) drogą kolejnych przyblżeń. Welkość sły aerodynamcznej na segmence : na skrzydle lewym: ( Pz ) = ( Cn ) q S 1 1 (11.63) - na skrzydle prawym: ( Pz ) = ( Cn ) q S (11.64) Sła masowa na segmence :
P mas QS = n Q S (11.65) Sła poprzeczna normalna na segmence : na skrzydle prawym: ( Pz ) Pmas Tn = 1 (11.65) na skrzydle lewym: ( Pz ) Pmas Tn = (11.65) Dalszy rachunek zgnana normalnego przebega wg algorytmu podanego w tab.1l.6 poz. 1 do 16. Algorytm oblczeń zgnana normalnego w przypadku obrotu ustalonego podano w tab.11.15. Tab. 11.15 Algorytm wyznaczana zgnana normalnego w przypadku obrotu ustalonego Lp. Oznaczene Operacja 1 y S 3 (dcz/dα ) 4 (Cz N=1 ) 5 Cz 0 6 (ω x /V)*y (ω x /V)* 1. 7 Cz 0ω 0,5* 3. * 6. 8 Cz*(Cz N=1 ) Cz* 4. 9 8. + 5. SKRZYDŁO PRAWE 10 Cz 1 11 (Cn ) 1 9. + 10. 7. 1 ( Pz ) 1 q *. * 11. 13 P mas (Q S /Q)*n *. 14 Tn 1. 13. 15 Tn j Σ 14. 16 y gj 17 15. * 16. 18 Mn j Σ 17. SKRZYDŁO LEWE 19 Cz 0 (Cn ) 9. + 19. + 7. 1 ( Pz ) q *. * 0. Tn 1. 13. 3 Tn j Σ. 4 y gj 5 3. * 4. 6 Mn j Σ 5.
Aby wyznaczyć zgnane styczne należy oblczyć współczynnk Ct wg zależnośc: Ct Ct Cz [ Cz( Cz N 1) + Cz 0 + Cz 0 ] + Ct L = = ω (11.66) gdze welkośc składowe powyższego wyrażena omówono przy formule (11.5) (11.61). Przyrost sły poprzecznej stycznej na segmence wyznacza zależność (11.53).Dalszy rachunek wg tab.11.7 poz. 3 do 7. Algorytm oblczana.zgnana stycznego jest tak sam jak dla przypadku brutalnego sterowana lotkam, przy czym wyrażene na współczynnk sły stycznej Ct wzbogacone jest o człon pochodzący od obrotu ustalonego. Przebeg oblczena podano w tablcy 11.16. Aby oblczyć moment skręcający należy wyznaczyć współczynnk momentu względem prostej M - M (Rys.11.6). Podobne jak w przypadku brutalnego sterowana lotkam należy w perwszym przyblżenu założyć skrzydło sztywne. Postać współczynnka momentu podaje zależność (11.8) wzbogacona o człony wynkające z wychylena lotek oraz z tłumena aerodynamcznego wywołanego obrotem ustalonym, w zwązku z czym współczynnk ten będze różny na obu skrzydłach. Tab. 11.16 Algorytm wyznaczana zgnana stycznego w przypadku obrotu ustalonego Lp. Oznaczene Operacja 1. y. S 3. q* S q *. 4. Poz.9. z tab. 11.15. 5. (Ct/Cz) * 4. SKRZYDŁO PRAWE 6. Ct L 7. Ct 5. + 6. 8. Tt 3. * 7. 9. Tt j Σ 8. 10. y g 11. 9. * 10. 1. Mt j Σ 11. SKRZYDŁO LEWE 13. Ct L 14. Ct 5. + 13. 15. Tt 3. * 14. 16. Tt j Σ 15 17. y g 18. 16. * 17. 19. Mt j Σ 18. Na skrzydle prawym (lotka wychylona do dołu): ( CmM ) = Cm0 [ Cz( Cz N = 1 ) + Cz0 Cz0 + Cz1]( eac + e ) l + CmL 1 ω X (11.67) gdze: Cm L ma wartość ujemną (pochylane), na skrzydle lewym (lotka wychylona do góry):
( Cm M ) = Cm 0 [ Cz( Cz N = 1) + Cz 0 + Cz 0 + Cz ]( eac + e ) l + Cm L ω X (11.68) gdze: Cm L ma wartość dodatną (zadzerane). Przyrost momentu skręcającego na segmence wynos: M M = ( Cm ) q S l M (11.69) Tab. 11.17 Algorytm wyznaczana momentu skręcającego w przypadku obrotu ustalonego Lp. Oznaczene Operacja 1. y. S 3. S * q q *. 4. l 5. S *l *q 3. * 4. 6. Poz. 9. z tab. 11.15 7. e ac 8. e x 9. 7. + 8. 10. 9. * 4. 11. Cm 0 1. Cz 0ω Poz. 7. z tab. 11.15 SKRZYDŁO PRAWE 13. Cz 1 14. 13. 1. 15. 6. + 14. 16. 10. * 15. 17. Cm 1 18. 11. + 17. 19. (Cm M ) 1 18. 16. 0. ( M M ) 1 5. * 19. 1. M Mj Σ 0.. e SSP 3. 8. +. 4. 3. * 4. 5. Tn j 6. 4. * 5. 7. M Sj 1. + 6. SKRZYDŁO LEWE 8. Cz 9. 8. + 1. 30. 6. + 9. 31. 10. * 30 3. Cm 33. 11. + 3. 34. (Cm M ) 33. 31. 35. ( M M ) 5. * 34. 36. M Mj Σ 35. 37. e SSP
38. 8. + 37. 39. 38. * 4. 40. Tn j 41. 39. * 40. 4. M Sj 36. + 41. gdze: (Cm M ) = (Cm M ) 1 - dla skrzydła prawego, oraz: (Cm M ) = (Cm M ) dla skrzydła lewego. Dalszy tok oblczeń wg tab.1l.8. poz. 15 do. Algorytm oblczeń momentu skręcającego podano w tablcy 11.17. W dalszych przyblżenach należy traktować skrzydło jako elastyczne. Po oblczenu welkośc kąta skręcena wg, algorytmu podanego w tab.11.9., należy wyznaczyć rozkład współczynnka sły nośnej zerowy, wywołany skręcenem wg wskazówek rozdzału 5... (welkość Cz 0ϕ ). We wszystkch zależnoścach dotyczących zgnana normalnego stycznego oraz skręcana, w mejsce wyrazu Cz0 należy wstawć sumę Cz 0 + Cz 0ϕ. Dalszy przebeg oblczeń jest dentyczny jak dla skrzydła sztywnego. 11.6 OBCIĄŻENIA W KONFIGURACJAC SZCZEGÓLNYC Pod pojęcem konfguracj szczególnej skrzydła rozume sę lot z wysunętym hamulcem aerodynamcznym lub z wychyloną klapą wysklepającą obejmującą część rozpętośc skrzydła, stosowaną do lądowana lub krążena w komne termcznym. Układ skrzydła z klapą prędkoścową (wychylaną do dołu do góry) ne stanow konfguracj szczególnej, albowem dzałane klapy wprowadza tutaj jakby zmanę proflu na nny (o nnym wysklepenu nnych charakterystykach aerodynamcznych) każde wychylene takej klapy należy traktować jak przypadek szybowca o nnym proflu skrzydła. Konfguracja z wysunętym hamulcem aerodynamcznym Obcążena skrzydła z wysunętym hamulcem aerodynamcznym należy oblczać dla lotu przy prędkośc V D oraz przy współczynnku obcążena równym: n = 0 oraz n = 3,5. Współczynnk sły normalnej na segmence wynos: Cn = Cz Cz + Cz Cz 0 h 0 + h (11.70) gdze: Cz - współczynnk sły nośnej dla rozpatrywanego przypadku zależny od welkośc n wyznaczony wg zależnośc (11.36) (11.37) drogą kolejnych przyblżeń Cz h - współczynnk rozkładu jednostkowego z wysunętym hamulcem aerodynamcznym (Rys.5.16) Cz 0h - współczynnk rozkładu zerowego wywołanego wysunęcem hamulca aerodynamcznego (Rys.5.19) Cz 0 - jak w poprzednch przypadkach jest to suma rozkładu zerowego od zwchrzena geometrycznego skrzydła od wpływu kadłuba.
Sła aerodynamczna normalna na segmence wynos: Pn = Cn S q (11.71) Dalszy tok oblczeń wg.tab.l1.6. poz. 9 do 15. Algorytm oblczana zgnana normalnego podano w tab.11.18. Tab. 11.18 Algorytm oblczana zgnan normalnego w przypadku lotu z wysunętym hamulcem aerodynamcznym. Lp. Oznaczene Operacja 1. y. S 3. Cz h 4. Cz * 3. 5. Cz 0 6. Cz 0h 7. Cn 4. + 5. + 6. 8. S * q. * q 9. Pn 7. * 8. 10. ( Q S /S)* S ( Q S /S) *. 11. Pm n * 10. 1. Tn 9. 11. 13. Tn j Σ 1. 14. y gj 15. 13. * 14. 16. Mn j Σ 15. Współczynnk sły stycznej w przypadku lotu z hamulcem aerodynamcznym wysunętym wynos: ( ) Ct Ct Ct = Cn = Cz Cz + Cz Cz h 0 + 0 Cz Cz Wartość sły stycznej na segmence wynos: h (11.7) Pt = Ct S q (11.73) Dalszy tok oblczeń wg tabo1l.7,poz. 4 do 7. Algorytm oblczena zgnana stycznego podano w tab.11.19 przy czym należy go uzupełnć wartoścą sły stycznej na płyce hamulca wywołanym ną momentem gnącym stycznym. Tab. 11.19 Algorytm oblczana zgnana stycznego w przypadku lotu z wysunętym hamulcem aerodynamcznym. Lp. Oznaczene Operacja 1. y. S
3. S * q 4. Cn Z tab. 11.8. poz. 7. 5. (Ct/Cn) * 4. 6. Pt 3. * 5. 7. Tt j Σ 6. 8. y g 9. 7. * 8. 10. Mt j Σ 9. Ponadto obcążene uzupełnające wg rys. 11.14. Sła na płyce hamulca wynos: Pt ham = Cxham S P q gdze: Cx ham - współczynnk oporu płyty hamulca (Rys.4.) S P powerzchna płyty (lub płyt w hamulcu welopłytowym) (11.74) Sła ta względem płaszczyzny symetr szybowca (Rys.11.14) daje moment styczny: Mt ham = Pt ham y ham (11.75) Wynkowy przebeg sły poprzecznej momentu gnącego stycznego pokazano na rys. 11.14.. Obcążena skręcające należy wyznaczyć wg algorytmu podanego w tablcy 11.8, gdze w pozycj 10 należy wstawć wartość Cn wyznaczoną wg zależnośc (11.70). Po wyznaczenu kąta skręcena można potraktować skrzydło jako elastyczne w sposób omówony w poprzednch przypadkach obcążeń.
Rys. 11.14 Sytuacja zgnana stycznego w przypadku lotu z wysunętym hamulcem aerodynamcznym. Konfguracja z wychyloną klapą wysklepającą Obcążena skrzydła z wychyloną klapą wysklepającą należy oblczać dla lotu przy prędkośc V F (wg.10.37) oraz dla współczynnków obcążena: sterowanego n = 4 wywołanego podmuchem o ntensywnośc U = 7.5 m/s (podmuch ponowy). Współczynnk sły normalnej na segmence wynos: ( Cz N 1 ) + Cz 0 + Cz K Cn = Cz = 0 (11.76) gdze: Cz współczynnk sły nośnej dla rozpatrywanego przypadku zależny od welkośc n (obcążena sterowanego lub obcążena od podmuchów) wyznaczony wg zależnośc (11.36) (11.37) drogą kolejnych przyblżeń, Cz 0K rozkład zerowy wywołany wychylenem klapy (Rys.5.10)
Sła aerodynamczna normalna na segmence wynos: Pn = Cn S q (11.77) Dalszy tok oblczeń wg algorytmu w tab.1l.6. poz. 9 do 15.Algorytm oblczana zgnana normalnego podano w tab.11.0. Tab. 11.0 Algorytm oblczana zgnana normalnego w przypadku lotu z wychyloną klapą wysklepającą Lp. Oznaczene Operacja 1. y. S 3. S * q. * q 4. (Cz N=1 ) 5. Cz * 4. 6. Cz 0 7. Cz 0K 8. Cn 5. + 6. + 7. 9. Pn 3. * 8. 10. ( Q S /S)* S ( Q S /S) *. 11. Pm n * 10. 1. Tn 9. 11. 13. Tn j Σ 1. 14. y gj 15. 13. * 14. 16. Mn j Σ 15. Współczynnk sły stycznej wynos: Ct Ct = Cn + Ct K Cn (11.78) gdze: Ct współczynnk wyznaczony z rys.6.5, lecz wyznaczonego dla samego skrzydła Ct K przyrost współczynnka sły stycznej wyznaczony wg wykresu 4.0, tylko na part klapy (Rys.11.15), przyjmując że: Ct K Cx K. Rys. 11.15 Parta rozpętośc objęta klapą Lp. Oznaczene Operacja 1. y.... par ta klapy Sła poprzeczna styczna na segmence wynos:
Tt = Ct S q (11.79) Dalszy rachunek wg tab.11.7 poz. 4 do 7. Algorytm oblczana zgnana stycznego podano w tab. 11.1. Tab. 11.1 Algorytm oblczana zgnana stycznego w przypadku lotu z wychyloną klapą wysklepającą Lp. Oznaczene Operacja 1. y. Cn Poz. 8. z tab.11.0. 3. (Ct/Cn) *. 4. Ct K 5. Ct 3. + 4. 6. S 7. 6. * q 8. Pt 5. * 7. 9. Tt j Σ 8. 10. y g 11. 9. * 10. 1. Mt j Σ 11. Współczynnk momentu skręcającego względem prostej M-M wynos: [ ( ) ]( ) K Cm M = Cm 0 Cz Cz N = 1 + Cz 0 + Cz 0 eac + e K X l1 + Cm (11.80) gdze: Cm K przyrost momentu wywołany wychylenem klapy (wyznaczony wg rys. 5.4, pamętając ż: Cm K = f ( Cz K ) Przyrost momentu skręcającego na segmence wynos: M M = Cm M q S l (11.81) Dalszy tok oblczeń wg tab. 11.8 poz. 15 do. Algorytm oblczeń podano w tab. 11.1. Po wyznaczenu kąta skręcena można potraktować skrzydło jako elastyczne w sposób omówony w poprzednch przypadkach obcążeń. Tab. 11. Algorytm oblczana momentu skręcającego w przypadku lotu z wychyloną klapą wysklepającą Lp. Oznaczene Operacja 1. y. S 3. l 4. S *l *q. * 3. * q 5. Cm 0
6. Cn Poz. 8. z tab. 11.0 7. (e ac +e x ) 8. 3. * 7. 9. C mk 10. 5. + 9. 11. 6. * 8. 1. Cm M 10. 11. 13. M M 4. * 1. 14. M Mj Σ 13. 15. e SSP 16. 7. + 15. 17. 16. * 3. 18. Tn j z tab. 11.6. 19. 17. * 18. 0. M Sj 14. + 19. 11.7 OBCIĄŻENIA NA ZIEMI Brutalna obsługa Skrzydło podczas montażu lub demontażu może być narażone na dzałane sł zwązanych z czynnoścam montażowym. Zakłada sę ż na końcówkę skrzydła dzała sła, skerowana prostopadle do płaszczyzny cęcw, o wartośc równej podwójnej reakcj statycznej przy podparcu obu skrzydeł połączonych razem (o le narzuca to typ konstrukcj) na końcówkach. P = R stat (11.8) Sła P obcążająca skrzydło zrównoważona jest reakcją momentem u nasady skrzydła (Rys. 11.16). Rys. 11.16 Obcążena od brutalnej obsług w płaszczyźne ponowej Obcążene od brutalnej obsług w płaszczyźne równoległej do płaszczyzny cęcw jest dentyczna jak w przypadku zahaczana skrzydłem o zemę (Rozdzał 11.7.). Zahaczene skrzydłem o zemę Zahaczene końcówką skrzydła o zemę podczas rozbegu lub dobegu powoduje powstane sły stycznej, leżącej w płaszczyźne cęcw o wartośc
T = 400 N Sła ta zrównoważona jest reakcjam na kole głównym tylnym (względne na płozach) lub na kole głównym przednm (wzg1ędne na płozach), zgodne z rys. 11.17. Rys. 11.17 Zahaczene końcówką skrzydła o zemę Lądowane z uderzenem o przeszkodę Poneważ lądowane take jest przypadkem awaryjnym podane obcążene jest nszczącym. Skrzydło poddane jest dzałanu przyśpeszena dającego sły masowe skerowane do przodu w pozome wywołane współczynnkem obcążena: n awar = 9 Na segmence skrzydła dzała sła: Tt Dalszy tok oblczeń wg algorytmu podanego w tab. 11.7 poz. 4 do 7. ZESTAWIENIE OBCIĄŻEŃ SKRZYDŁA Q = S S n (11.83) Przypadk obcążeń skrzydła omówone w rozdzałach 11.4 do 11.7 w zasadze są wymarujące dla konfguracj maksymalnej masy szybowca w loce (z balastem wodnym). Jednakże nektóre przypadk mogą dawać wyższe obcążena w loce bez balastu, np. podmuchy. Dlatego przypadk podmuchów należy rozpatrzyć także dla konfguracj bezbalastowej. Zestawene rozpatrywanych przypadków obcążeń przedstawa sę w postac zborczych wykresów : momentów gnących normalnych, sł poprzecznych normalnych, momentów gnących stycznych, sł poprzecznych stycznych, momentów skręcających, oraz ewentualne awar S
momentów skręcających względem prostej M-M, przydatnych przy programowanu prób wytrzymałoścowych. Wszystke powyższe wyrazy są funkcją rozpętośc y. 1. OBCIĄŻENIA CZĘŚCI RUCOMYC SKRZYDŁA OBCIĄŻENIA LOTKI Obcążena lotk należy wyznaczyć dla następujących stanów lotu: prędkość V A współczynnk obcążena n = / 3 n A, oraz pełne wychylene lotk do góry do dołu, prędkość V D współczynnk obcążena n = / 3 n D, oraz 1 / 3 pełnego wychylena lotk do góry do dołu. Welkość sły na lotce: (1.1) gdze: S L powerzchna lotk, p L średne cśnene na lotce P L = p L S L Wartość średnego cśnena na lotce (Rys. 1.1) wynos: p L = 1 p 3 (1.) gdze p 3 należy określć w oparcu o formułę (5.10). Rys. 1.1 Średne cśnene na lotce. Uzyskane wynk należy zestawć tabelaryczne (tab. 1.1). OBCIĄŻENIA KLAPY Obcążena klapy należy wyznaczyć dla pełnego wychylena klapy do lądowana (lub krążena w komne) przy prędkośc V F oraz: dla wyrwana do współczynnka n = 4,0 dla podmuchu U = 7,5 m/s. Welkość sły na klape: P K = p K S K (1.3) gdze: S K powerzchna klapy
p K średne cśnene na klape, wyznaczone w sposób dentyczny jak dla lotk. Uzyskane wynk obcążeń klapy należy przedstawć tabelaryczne (tab. 1.) Tab. 1.1 Zestawene obcążeń lotk Lp. Przypadek obcążena n V p L P L 1 do góry pełne wychylene do dołu / 3 n A V A 3 do góry / 4 3 pełnego wychylena do dołu / 3 n D V D Tab. 1. Zestawene obcążeń klapy Lp. Przypadek obcążena p K P K 1. Wyrwane do n = 4,0. Podmuch U = 7,5 m/s 1.3. OBCIĄŻENIA AMULCA AERODYNAMICZNEGO Maksymalne obcążene płyty hamulca aerodynamcznego pojawa sę w loce z prędkoścą V D gdy hamulce aerodynamczne wykorzystywane są jako urządzene do ogranczena maksymalnej prędkośc lotu. Welkość sły na płyce podana jest przez zależność (11.74). Sła ta dzała na środku płyty hamulca aerodynamcznego. O le hamulec jest wysuwany na górnej dolnej powerzchn skrzydła welkość sły na każdej z płyt, zgodne ż zależnoścą (11.74) jest proporcjonalna do powerzchn płyty. Zakłada sę ż sła na płyce hamulca P t ham rozłożona jest równomerne wzdłuż rozpętośc płyty dając obcążene cągle, równe: P P pyty = S t ham p (1.4) jak pokazano na rys.l.. Rys. 1.. Obcążene płyty hamulca aerodynamcznego. 13. OBCIĄŻENIA USTERZENIA WYSOKOŚCI
Z uwag na wpływ położena środka cężkośc szybowca w loce na welkość współczynnka C mbu oraz ramena sły na usterzenu wysokośc L, obcążena należy wyznaczyć co najmnej dla lotu ze skrajnym przednm położenem środka cężkośc przy mase maksymalnej skrajnym tylnym położenem przy mase mnmalnej. Obcążena usterzena wysokośc wyznacza sę dla przypadków: wyrwań do charakterystycznych punktów obwedn obcążeń sterowanych brutalnych sterowań, podmuchów ponowych. WYRWANIA Obcążena od wyrwań należy wyznaczyć dla charakterystycznych punktów obwedn obcążeń sterowanych tj. punktów: A, D, E G. Słę aerodynamczną P a należy wyznaczyć wg zależnośc (11.36) (11.37), przy czym welkoścam wyjścowym do oblczeń są: współczynnk obcążena dla rozpatrywanego punktu obwedn odnośna prędkość lotu. Rachunek wymaga dokonana klku przyblżeń. Sła masowa wynos: P mas = m g n (13.1) gdze: m - masa usterzena wysokośc n współczynnk obcążena w rozpatrywanym punkce obwedn obcążeń sterowanych. Wypadkowa sła na. usterzenu: P = P a P mas (13.) BRUTALNE STEROWANIA Stan początkowy to lot ustalony, w którym równowaga jest zapewnona obecnoścą na usterzenu sły statycznej równoważącej moment pochylający. Sła ta zwana P stat wyznaczana jest z zależnośc (11.36) (11.37 drogą kolejnych przyblżeń dla współczynnka obcążena n = 1, przy odpowednej dla danego przypadku prędkośc lotu. Sle statycznej odpowada wychylene steru wysokośc zapewnające równowagę β r (Rys.7.13). Brutalne sterowane sterem wysokośc obejmuje przypadk: lot przy V A pełne możlwe wychylena steru do dołu do góry, lot przy V D 1/3 pełnych możlwych wychyleń do dołu do góry. W obu przypadkach pełne możlwe wychylena do dołu do góry, (Rys.13.1) lczone są od wychylena w stane równowag β r oczywśce nnego przy V A nnego przy V D.
Rys. 13.1. Kąty wychyleń usterzena wysokośc. W przypadku brutalnego sterowana przy prędkośc V A pełne możlwe wychylena wynoszą: do dołu: β = β β (13.3) do góry: β = β + β (13.4) g konstr g r d konstr d r Dla brutalnego sterowana przy prędkośc V D możlwe wychylena wynoszą odpowedno: 1 / 3 β d 1 / 3 β g. Aby wyznaczyć przyrost sły na usterzenu wysokośc wywołany wychylenem steru wygodne jest sporządzć wykres zależnośc: Cz = f (β ). Welkość współczynnka sły na usterzenu wysokośc: gdze: Cz Cz - współczynnk sły na usterzenu wysokośc; a - wg zależnośc (4.31), α - wg zależnośc (4.3). = a α (13.5) Gdy na usterzenu wysokośc zastosowano profl symetryczny powyższa charakterystyka przechodz przez środek układu współrzędnych, dla proflu symetrycznego ne (Rys.13.).
Rys. 13. Zależność Cz = f (β ) Znając wartość przyrostu wychylena, np. β d łatwo jest wyznaczyć przyrost współczynnka sły Cz (Rys.13.3). Rys. 13.3 Określene przyrostu Cz Przyrost sły na usterzenu wywołany wychylenem steru: P = Cz S q (13.4) zaburza równowagę podłużną na ramenu L względem środka cężkośc szybowca tworzy moment: M (13.5) = P L Moment jest źródłem przyspeszena kątowego: ε y = M J y (13.6)
gdze w powyższych zależnoścach: Cz - wynka.z wykresu (rys.l3.3), S - powerzchna usterzena wysokośc, J y - moment bezwładnośc szybowca względem os y. Sła masowa na usterzenu wynos: P mas = m ε y L (13.7) Wypadkowa sła obcążająca usterzene wysokośc: P = P stat + P P mas (13.8) Dla szybowca kategor obcążenowej A (akrobacyjnego) należy wyznaczyć dodatkowo słę statyczną P stat oraz kąt wychylena steru wysokośc w stane równowag β r dla lotu ustalonego odwróconego (plecowego).przyrosty wychyleń steru wysokośc: β d β g należy określć w stosunku do wychylena w stane równowag w loce odwróconym. Dalszy przebeg rachunku wg algorytmu określonego zależnoścam (13.5) do (13.8). Przyrost sły P wywołany wychylenem steru wysokośc powoduje zmanę parametrów lotu prowadząc do wyrwana. Jednakże welkość wynkowego współczynnka obcążena szybowca ogranczona jest obwedną obcążeń sterowanych, z tego węc względu wymagana JAR- dopuszczają wyznaczane welkośc przyrostu sły P odpowadającego ogranczenom narzuconym przez obwednę obcążeń sterowanych. Przyrost ten wówczas wynos: dcz S x = SC dα dε ρ 0 dcz P m g n 1 S L (13.9) L dcz dα m dα S dα gdze: n - przyrost współczynnka obcążena, x SC - odległość środka cężkośc szybowca od punktu leżącego w 5 % średnej cęcwy odnesena skrzydła, pozostałe oznaczena jak w rozdzałach poprzednch. Przyrosty współczynnka obcążena n w przypadku kategor. obcążenowych U A należy oblczyć wg schematu pokazanego na rys.13.4 wartośc ujętych w tab.13.1.
Rys. 13.4 Przyrosty współczynnka obcążena n dla kategor obcążenowej U A, w loce normalnym Tab. 13.1 Wartośc przyrostów n dla kategor obcążenowej U A, w loce normalnym Prędkość Stan początkowy Stan końcowy Przyrost n A n A 1 N 1 A N 1 1 n A V A N 1 G n G 1 G N N 1 D 1 n G n D 1 D N 1 n D V D N E n E 1 E N 1 - n E Dodatkowo, dla szybowców kategor obcążenowej A należy rozpatrzyć przypadek lotu odwróconego, oblczając przyrost współczynnka obcążena wg schematu pokazanego na.rys.l3.5 wartośc ujętych w tab.l3.. Oczywśce słę P w loce plecowym należy kojarzyć ze slą P stat równeż oblczoną dla lotu plecowego. Dalszy tok oblczeń obcążena usterzena wysokośc przebega wg zależnośc (13.5) do (13.8).
Rys. 13.5 Przyrosty współczynnka obcążena n dla kategor obcążenowej A, w loce odwróconym Tab. 13. Wartośc przyrostów n dla kategor obcążenowej A, w loce odwróconym. Prędkość Stan początkowy Stan końcowy Przyrost n A n A + 1 N 3 A N 3-1 n A V A N 3 G n G + 1 G N 4 N 3 D -1 n G n D + 1 D N 3-1 n D V D N 4 E n E + 1 E N 3-1 - n E PODMUCY Obcążena usterzena wysokośc od podmuchów należy wyznaczyć dla przypadków: podmuchów U = ± 15 m/s przy prędkośc V RA, podmuchów U = ± 7,5 m/s przy prędkośc V D. Sła statyczna wyznaczana jest analogczne jak w przypadku brutalnego sterowana, w loce normalnym dla szybowców kategor obcążenowej U A oraz w loce odwróconym dla kategor A. Przyrost sły na usterzenu wywołany podmuchem wynos: P k dcz dα gdze: k - współczynnk złagodzena podmuchu wg (10.30) = ρ 0 S d ε 1 U V dα (13.10)
dε - pochodna kąta odchylena strug za skrzydłem względem kąta natarca skrzydła dα pozostałe oznaczena jak w rozdzałach poprzednch. Dalszy tok oblczeń wg zależnośc (13.5) do (13.8). 13.4 ZESTAWIENIE WYNIKÓW Wynk uzyskane w toku oblczeń obcążeń usterzena wysokośc należy zestawć tabelaryczne (tab.13.3). Tab. 13.3 Zestawene obcążeń usterzena wysokośc Przypadek 1. Wyrwane do punktu. Brutalne sterowane metoda wychyleń metoda przyrostów 3. Podmuchy V A V D V A V D V RA V D A D E G do dołu do góry do dołu do góry obc. dodatne obc. ujemne obc. dodatne obc. ujemne U = + 15 m/s U = - 15 m/s U = + 7,5 m/s U = - 7,5 m/s P [N] 14. OBCIĄŻENIA USTERZENIA KIERUNKU Obcążena usterzena kerunku należy wyznaczyć dla maksymalnej masy w loce przednego położena środka cężkośc szybowca. Obcążena wyznacza sę dla przypadków: brutalnych sterowań podmuchów pozomych. BRUTALNE STEROWANIA Przyrost sły na usterzenu ponowym wywołany wychylenem steru kerunku należy wyznaczyć dla przypadków: pełnego wychylena sterów przy prędkośc V A, oraz 1 / 3 pełnego wychylena sterów przy prędkośc V D. Welkość przyrostu sły na usterzenu ponowym określa zależność: dcz PV = dα gdze: V V α V S V q (14.1)
- dcz dα V V - wg zależnośc (4.35) α V wg zależnośc (4.36), dla pełnego wychylena steru kerunku w przypadku lotu z prędkoścą V A lub dla 1/3 pełnego wychylena w przypadku lotu z prędkoścą V D. Przyrost ten zaburza równowagę wokół os ponowej dając moment: M V = P V L V (14.) Moment ten jest źródłem przyspeszena kątowego: gdze J z jest momentem bezwładnośc szybowca względem os ponowej. ε z M = J V z (14.3) Sła masowa na usterzenu kerunku: gdze m V jest masą usterzena kerunku. P mas V = m ε V z L V (14.4) Wypadkowa sła obcążająca usterzene kerunku: P V = P V P masv (14.5) PODMUCY Obcążena usterzena kerunku od podmuchów należy wyznaczać dla przypadków: podmuchu pozomego U poz = 15 m/s przy prędkośc V RA, oraz podmuchu pozomego U poz = 7,5 m/s przy prędkośc V D. Przyrost sły na usterzenu ponowym wywołany podmuchem wynos: P V dcz = dα V V k V ρ 0 S V U poz V (14.6) gdze: k V - współczynnk złagodzena podmuchu (należy przyjmować wartość k = 1,). Dalszy tok oblczeń przebega zgodne z zależnoścam (14.) do (14.5). Przy oblczanu wartośc P V należy sprawdzć czy: dcz dα V V k V U V poz < Cz maxv (14.7) gdze Cz maxv jest maksymalnym możlwym współczynnkem sły na usterzenu kerunku. Jeżel warunek (14.7) ne jest spełnony wówczas do oblczeń należy przyjmować wartość Cz maxv.
14.3 ZESTAWIENIE WYNIKÓW Wynk uzyskane w toku oblczeń obcążeń usterzena kerunku należy zestawć tabelaryczne (Tab.14.1). Poneważ wychylena steru kerunku są symetryczne, kerunek wychylena (w lewo czy w prawo) ne gra rol. Gdyby jednak pojawł sę układ o wychylenach nesymetrycznych wówczas należałoby wyznaczyć obcążena dla obu kerunków wychyleń. Tab. 14.1 Zestawene obcążeń usterzena kerunku Przypadek obcążena 1. Brutalne sterowane. Podmuch pozomy przy V A przy V D U = 15 m/s przy V RA U = 7,5 m/s przy V D P V [N] OBCIĄŻENIA ZŁOŻONE ZESPOŁU USTERZEŃ Jeżel w szybowcu zastosowano specjalne rozwązane układu usterzeń (np. układ T, motylek.t.p.) należy uwzględnć wzajemne oddzaływane usterzeń wpływ obcążeń złożonych (na usterzenu wysokośc kerunku) na zgnane skręcane tylnej częśc kadłuba. Do tej grupy obcążeń należą także przypadk nesymetr dzałana sl na usterzenu wysokośc. 15.1 OBCIĄŻENIA ZŁOŻONE Należy przyjąć ż na usterzene wysokośc kerunku dzałają jednocześne następujące obcążena: na usterzenu wysokośc sła ponowa odpowadająca przypadkow wyrwana do punktu A obwedn obcążeń sterowanych, natomast na usterzenu kerunku sła pozoma odpowadająca przypadkow brutalnego sterowana (pełne wychylena steru kerunku) przy prędkośc V A, oraz na usterzenu wysokośc sła ponowa odpowadająca przypadkow wyrwana do punktu D obwedn obcążeń sterowanych, natomast na usterzenu kerunku sła pozoma odpowadająca przypadkow brutalnego sterowana (1/3 pełnego wychylena steru kerunku) obcążena od brutalnego sterowana na usterzenach wysokośc kerunku przy prędkośc V A (pełne wychylena sterów) równe: 75 % maksymalnych sł dzałających jednocześne w przypadku kategor obcążenowej U, oraz 100 % maksymalnych sł dzałających jednocześne w przypadku kategor obcążenowej A obcążena od brutalnego sterowana na usterzenach wysokośc kerunku przy prędkośc V D (1/3 pełnych wychyleń sterów), równe: 75 % maksymalnych sł dzałających jednocześne w przypadku kategor obcążenowej U, oraz 100 % maksymalnych sł dzałających jednocześne w przypadku kategor obcążenowej A. W przypadku gdy sły na usterzenu wysokośc wyznaczono metodą przyrostu współczynnka n (rozdzał 13.), do obcążeń złożonych należy wząć maksymalną wartość sły oblczonej tą metodą. 15. NIESYMETRIA NA USTERZENIU WYSOKOŚCI Obcążene nesymetryczne usterzena wysokośc należy wyznaczyć dla przypadków: wyrwana do punktu A, oraz wyrwana do punktu D obwedn obcążeń sterowanych.
Nesymetryczne rozłożone obcążene na usterzenu wysokośc należy złożyć z obcążenem na usterzenu kerunku odpowedno od brutalnego sterowana przy prędkośc V A, oraz od brutalnego sterowana przy prędkośc V D. Kerunek dzałana obcążena na usterzenu ponowym mus być tak aby dawał moment skręcający kadłub tak sam jak nesymetra obcążena na usterzenu wysokośc (Rys.15.1). Rys. 15.1 Kerunek obcążeń na usterzenach wysokośc kerunku. Nesymetra rozkładu sły na usterzenu wysokośc dotyczy obcążena aerodynamcznego. Na jednej połówce usterzena wysokośc powstaje sła równa: a na drugej połówce: P 1 P = P aer 1+ 1 aer aer 1 = P 1 aer ( k ) n ( k ) n (15.1) (15.) Sły masowe (wyznaczone wg (13.1)) są dentyczne na obu połówkach wynoszą po 1/ P mas. Wypadkowe sły na usterzenu wysokośc wynoszą: na jednej połówce: 1 P = P P 1 aer 1 mas (15.3) a na drugej polówce: = P 1 aer 1 mas Wartośc współczynnka nesymetr k n podano w tab.15.1. P 1 P (15.4) Tab. 15.1. Wartość współczynnka nesymetr k n kn Przypadek obcążena Kategora obcążenowa U A Wyrwane do punktu A obwedn obcążeń 0,34 0,50 Wyrwane do punktu D obwedn obcążeń 0,15 0,15 15.3 BRUTALNE STEROWANIA POŁĄCZONE ZE ŚLIZGIEM
W przypadku usterzena w układze T obcążenom podanym w rozdzale l5.l. mus towarzyszyć moment przechylający wywołany ślzgem bocznym o kerunku zwększającym skręcane wywoływane przez słę na usterzenu ponowym, obcążające kadłub. Moment przechylający należy wyznaczyć dla lotu z prędkoścą V A oraz V D dla złożena z odpowednm obcążenam na usterzenach. Welkość momentu przechylającego określa zależność: gdze: γ - kąt ślzgu (rad) b - rozpętość usterzena wysokośc pozostałe wyrazy jak w poprzednch rozdzałach. M prz ρ0 = 0,γ S (15.5) Wymagana JAR- ne przewdują konkretnej wartośc kąta ślzgu. Należy przyjąć wartość przewdywaną przez konstruktora jako realną w eksploatacj. b V PODMUC POZIOMY Z WYINDUKOWANYM PRZECYLANIEM Obcążene na usterzenu w układze T wywołane podmuchem pozomym (obcążającym usterzene ponowe) należy skojarzyć z momentem przechylającym wyndukowanym na usterzenu pozomym. Oblczena należy przeprowadzć dla podmuchów pozomych przy: prędkośc V RA dla podmuchu 15 m/s, prędkośc V D dla podmuchu 7,5 m/s. Welkość momentu przechylającego: ρ 0 M prz = 0, k U S gdze: k wg zależnośc (10.30) U odpowedno 15 lub 7,5 m/s pozostałe oznaczena jak w poprzednch zależnoścach. b V (15.6) ZESTAWIENIE WYNIKÓW W zestawenu wynków należy podać sły na usterzenu pozomym, usterzenu ponowym moment przechylający. Kerunek momentu przechylającego jest zawsze tak, ż powększa efekt skręcana kadłuba wywołanego słą na usterzenu ponowym. Zestawene podaje sę tabelaryczne (tab.15.). Tab. 15. Zestawene obcążeń złożonych na zespole usterzeń Przypadek obcążena P P V M prz Wyrwane do p. A Wyrwane do p. D Jednoczesne brutalne sterowane przy V A przy V D
Nesymetra na usterzenu wysokośc Brutalne sterowane ze ślzgem Podmuch pozomy z wyndukowanym przechylenem p. A p. D przy V A przy V D przy V RA przy V D 16. OBCIĄŻENIA KADŁUBA 1 6.1. KOMASACJA MAS Przy analze rozkładu mas położena środka cężkośc szybowca (rozdz..) berze sę pod uwagę szczegółową lstę mas, nawet drobnych składających sę na całość struktury szybowca. Nejednokrotne masy te leżą bardzo blsko sebe, dlatego celowym jest zastąpene ch jedną masą reprezentatywną. Korzystając z danych zawartych w tab..1 należy dokonać komasacj (scalena) mas w sposób następujący: zakładając ż masy m 1, m, m 3, m 4 leżą blsko sebe, można scalć je tworząc jedną masę zastępczą: m A = m + (16.1) 1 + m + m3 m4 Z punktu wdzena obcążeń kadłuba welkoścą stotną jest położene masy "A wzdłuż os "x" (podłużnej) szybowca. Korzystając z wartośc współrzędnych " x " w tab..l., w oparcu o rysunek.1, współrzędną masy skomasowanej wyznacza zależność : x A m1 x1 + m x + m3x3 + m4 x4 = (16.) m A Postępując podobne z pozostałym masam w mejsce układu mas : m 1, m... współrzędnych x 1, x...... x n uzyskuje sę układ skomasowany: znaczne nższej lośc mas składowych. 16.. UKŁAD SIŁ OBCIĄŻAJĄCYC m A, m... m o współrzędnych B N m n o x A, x B... Poprzez wprowadzene skomasowanego układu mas uproszczono rozkład szczegółowy podany w tablcy.1. Jednakże tam cągły rozkład masy już zastąpono układem dyskretnym tyle tylko, że bardzej zagęszczonym. Kadłub będze zatem obcążony słam masowym skuponym wywołanym przez masy m A, m na które dzała zadane przyśpeszene. Drugm źródłem obcążeń są także punktowo... N przyłożone sły zewnętrzne (np. na haku zaczepu holownczego, na kole podwoza w punkce styku koła z podłożem, w punkce dzałana wypadkowej sły na usterzenu tp.). Schemat układu sł podano na rys.16.1., natomast zestawene danych oblczenowych ujęto w tab.16.1. Poneważ kadłub w oblczenach traktuje sę jak belkę zgnaną podpartą w okucach skrzydło/kadłub, reakcje w tychże okucach traktowane są równeż jako sły wewnętrzne zapewnające stan równowag. Poneważ najczęścej okuca zaprojektowane bywają tak, ż połączene skrzydło/kadłub posada dwa węzły (okuce przedne tylne) w zestawenu (tab.l6.1) reakcje okuć oznaczono symbolam: x o N m B
R p - reakcja w okucu przednm, R t - reakcja w okucu tylnym. Dla nnych sł skuponych zewnętrznych użyto symbol: P - sła w zaczepe od lny holownczej, P zacz k kp - sła będąca reakcją podłoża na toczące sę koło (płozę) podwoza głównego, P - dotyczy koła przednego, P kt - dotyczy kółka tylnego (płozy), P - wypadkowa sła na usterzenu wysokośc P h V - wypadkowa sła na usterzenu kerunku oraz w przypadku rozwązań nekonwencjonalnych mogą wystąpć nne punkty przyłożena sł odpowedne oznaczena tychże sł (np. sła pochodząca od spadochronka hamującego o le tak zastosowano tp.). Rys.16.1. Schemat układu sł Tab.16.1. Zestawene danych oblczenowych Lp. Sła m P x 1. Pzacz ------- Pzacz xzacz. A ma ------ xa 3. B mb ------ xb.............. Rp ------ Rp xp...... Rt ------ Rt xt.................. n N mn ---- xn 16.3. WYZNIACZANIE OBCIAŻEŃ Zespół obcążeń kadłuba składa sę ze: -zgnana ponowego, -zgnana pozomego -skręcana 16.3.1. Zgnane ponowe
Ponowe sły masowe wywoływane obecnoścą mas A, B...N zależą od przyśpeszena lnowego dzałającego na te masy. Szybowec m loce narażony jest na dzałane współczynnka obcążena n = 1 w loce ustalonym lub n 1 w loce neustalonym. Współczynnk obcążena wywołuje przyśpeszene lnowe: a n = n g (16.3) które jest stałe wzdłuż długośc kadłuba. Obcążene zewnętrzne (np. sła na kółku przednm) dzała względem środka cężkośc szybowca na ramenu r (rys.16.) wywołując moment:. M = P r (16.4) Rys.16.. Dzałane sły zewnętrznej Przyśpeszene lnowe wywołane obcążenem zewnętrznym: a P = P (16.5) m gdze : P- obcążene zewnętrzne m- masa szybowca w loce Przyśpeszene to jest równeż stałe wzdłuż długośc kadłuba, Moment M jest źródłem przyśpeszena kątowego: M ε y = (16.6) I y wywołującego przyśpeszene lnowe zmenne wzdłuż długośc kadłuba: a =ε ( x x ) ε y sc (16.7) gdze: x - współrzędna środka cężkośc szybowca sc x - współrzędna rozpatrywanej masy, która doznaje przyśpeszena Powstały układ przyśpeszeń podano na rys.16.3. Wypadkowe przyśpeszene dzałające na masę wynos:
a n p y ( x x ) = a + a + ε (16.8) sc Rys.16.3. Układ przyśpeszeń wzdłuż długośc kadłuba Wówczas sła masowa masy równa jest: P m = m a (16.9) Sły zewnętrzne P sły masowe P m tworzą wspólny układ =1,...n sł obcążających kadłub. Schemat belk kadłuba podpartej w okucach skrzydło/kadłub przedstawono na rys.16.4. Rys.16.4. Model oblczenowy (belka) kadłuba
Welkość reakcj należy wyznaczyć z warunków równowag belk: = n = 1 = n = 1 P x P+ R + R p p x t Rp + R =0 + R t x Rt = 0 (16.10) Po wyznaczenu reakcj należy oblczyć słę poprzeczną, która w dowolnym przekroju "j " wynos : j = = T j P (16.11) = 1 gdze pod oznaczenem P rozume sę zarówno sły zewnętrzne masowe jak reakcje (po kole wszystke sły na belce). Rys.16.5. Przyrost momentu gnącego na belce kadłuba Oznaczając przyrost odległośc na belce pomędzy dwema kolejnym słam jako rys.16.5 wartość momentu gnącego, wywoływanego przez słę "P " wynos: M = T 1 x (16.1) x, zgodne z moment gnący w dowolnym przekroju j belk wynos: = j = 1 M j = M (16.13) Przebeg momentu gnącego sły poprzecznej schematyczne pokazano na rys.16.6 W praktyce najczęścej sły poprzeczne skerowane do góry oznacza sę jako dodatne, zaś skerowane do dołu jako ujemne. Sły dodatne wywołują moment dodatn, zaś ujemne ujemny. Na rys.16.6 przedstawono zgnane ponowe ujemne.
Rys.16.6. Schematyczny przebeg momentu gnącego sły poprzecznej Algorytm oblczeń podano w tab.16.. Tab.16.. Algorytm wyznaczana zgnana ponowego kadłuba Tab.16..xls Lp. Oznaczene / Operacja 1 3 4 1 x P 3 Tj = ΣP 0 0 0 0 4 ΣP 5 P*x 6 ΣPx 7 P 8 Tj 9 x 10 Tj* x 11 Mj 16.3.. Zgnane pozome W przypadku zgnana pozomego współczynnk obcążena w kerunku pozomym n bocz = 0 Sła zewnętrzna boczna (np. obcążene od lny holownczej przy wzloce przy pomocy wycągark) wywołuje moment (rys.16.7): M poz = P r (16.14) poz
Rys.16.7. Dzałane obcążena bocznego Przyśpeszene lnowe w kerunku pozomym: Ppoz abp = (16.15) m jest sta e wzdłuż długośc kadłuba. Moment M jest źródłem przyśpeszena kątowego: M poz ε z = (16.16) I z gdze I z jest momentem bezwładnośc szybowca względem os ponowej. Wynkowe przyśpeszene lnowe dzałające na masę (analogczne jak w wyrażenu 16.8) wynos: a b bp z ( x x ) = a + ε (16.17) sc Sła masowa pozoma wynos: P mb = a m (16.18) b Dalszy tok oblczeń przebega wg zależnośc (16.10) do (16.13). Algorytm oblczeń jest dentyczny jak w tab.16.. 16.3.3. Skręcane Skręcane kadłuba wywoływane jest bocznym obcążenem zewnętrznym (np. sła na usterzenu kerunku skręcająca tylną część kadłuba lub sła na zaczepe przy bocznym dzałanu lny, skręcająca przedną część kadłuba). Moment obcążający kadłub (rys.16.8) wynos: M s = P h (16.19) poz gdze h jest odległoścą punktu przyłożena sły pozomej P od os skręceń kadłuba. Moment skręcający odberany jest przez okuca skrzydło/kadłub.
W przypadku sły na usterzenu ponowym skręcane obcąża węc tylną część kadłuba, w przypadku sły bocznej na zaczepe holownczym obcążona jest część przedna kadłuba. Rys.16.8. Skręcene kadłuba od sły bocznej Źródłem skręcana kadłuba może być równeż nesymetra obcążena na usterzenu wysokośc (rys.l6.9): M s ( P P ) a = 1 (16.0) gdze: P 1 P sły na połówkach statecznka wysokośc a położene tych sł na statecznku. Rys.16.9. Skręcane kadłuba od nesymetr obcążena na usterzenu pozomym
16.4. PRZYPADKI OBCIĄŻEŃ NIEZŁOŻONYC 16.4.1. Wyrwana Obcążena kadłuba należy wyznaczyć dla wyrwań do punktów: A, D, E G obwedn obcążeń sterowanych (rys.10.4 10.5) Obcążenem zewnętrznym jest sła na usterzenu wysokośc, którą należy wyznaczyć wg zależnośc (11.36) (11.37). Sła ta równoważy moment szybowca bez sły na usterzenu wysokośc, a węc ne ma tutaj obrotu szybowca dokoła os y. Przyśpeszene masy wynos węc: a P = n g (16.1) m + gdze n jest zależne od rozpatrywanego punktu obwedn obcążeń sterowanych. Dalszy rachunek przebega wg algorytmu określonego zależnoścam (16.9) do (16.13). 16.4.. Podmuchy ponowe W przypadku podmuchów ponowych na usterzene wysokośc dzałają sły: - statyczna, wyznaczona z zależnośc (11.36) (11.37) przy wartośc n = 1, (sła P stat ) - dynamczna wyznaczona wg zależnośc (13.10), (sła P ). Sła P wywołuje moment zwązane z nm przyśpeszene kątowe ε z. Przyśpeszene lnowe, pamętając ż w stane wyjścowym n = 1 wynos: a P m ( x x ) = g + + ε y sc (16.) sła masowa wówczas wynos: P m = m a (16.3) Sły masowe wraz z obcążenem zewnętrznym, przyłożonym na usterzenu wysokośc:. P = P + P (16.4) stat tworzą układ sl na belce kadłuba. Dalszy tok oblczeń wg algorytmu określonego zależnoścam (16.10) do (16.13) przedstawonego w tablcy 16.. Oblczena należy przeprowadzć dla podmuchów: U = ±15 m/s prędkośc V RA oraz U = ± 7,5 m/s przy prędkośc V D. 16.4.3. Brutalne sterowana sterem wysokośc
Oblczane obcążeń kadłuba przebega dentyczne jak w przypadku podmuchów, tyle tylko, że sła P wyznaczana jest przy pomocy zależnośc (13.4) lub (13.9), zależne od przyjętej metody wyznaczana obcążeń usterzena wysokośc w przypadku brutalnego sterowana. Oblczena należy wykonać dla wymarującej wartośc dodatnej ujemnej sły na usterzenu pochodzącej od brutalnego sterowana przy prędkośc V A lub V D w zależnośc od tego, który z przypadków daje wyższe obcążene. 16.4.4. Loty neswobodne, obcążene ponowe W lotach neswobodnych (lot holowany za samolotem lub wzlot przy pomocy wycągark) nagłe zmany sły w lne (szarpnęca) wprowadzają dynamczne obcążene zewnętrzne o wartośc: P = 1, (16.5) P nom Welkość nomnalnego obcążena: P nom = 1, 3 m g (16.6) gdze m jest maksymalną masą szybowca w loce. Moment względem środka cężkośc szybowca powodujący obrót (rys.16.10) wynos: M lny = P L (16.7) lny gdze L jest odległoścą sły P od środka cężkośc szybowca. Rys.16.10. Dzałane lny holownczej Przyśpeszene kątowe wynos: M lny ε y = (16.8) I y Dalszy tok oblczeń wg zależnośc (16.) dalej wg zależnośc (16.9) do (16.13) oraz wg tablcy 16.. Wpływ składowej S na obcążene rozcągające kadłuba jest pomjalny. Należy rozpatrzyć przypadk:
Lot holowany z prędkoścą V T szarpnęca lną: Do dołu pod kątem 40 w stosunku do pozomu Do góry pod kątem 0 w stosunku do pozomu Wzlot przy pomocy wycągark szarpnęce lną pod kątem 75 w stosunku do pozomu w kerunku do dołu. 16.4.5. Obcążene od podłoża Reakcja podłoża na koło (płozę) lądującego lub startującego względne przetaczanego szybowca oblczana jest wg wskazówek rozdzału 17. Sposób wyznaczana obcążeń jest dentyczny jak dla przypadku szarpnęć lną holownczą, gdze mejsce sły P zajmuje reakcja podłoża R dzałająca na element podwoza (koło główne, kółko przedne, płoza tylna tp. zależne od rozwązań konstrukcyjnych ), (rys.16.11) Rys.16.11. Reakcja podłoża Należy rozpatrzyć przypadk: reakcj ponowej, w przypadku koła głównego tylnego (płozy), reakcj odchylonej do tyłu na kole głównym, reakcj odchylonej do tyłu do przodu (w przypadku kółka przednego). 16.4.6. Podmuch pozomy Sła na usterzenu ponowym PV wyznaczona wg zależnośc (14.6) wywołuje moment zwązane z nm przyśpeszene kątowe względem os ponowej ε Z. W konsekwencj powstaje przyśpeszene lnowe o wartośc określonej przez (16.17) słę masową wg zależnośc (16.18). Przebeg oblczeń określony, jest zależnoścam (16.10) do (16.13) ujęty w tablcy 16. lecz w płaszczyźne pozomej.
16.4.7. Brutalne sterowane sterem kerunku. Sła na usterzenu ponowym wyznaczana jest wg zależnośc (14.1). Tok oblczeń jest dentyczny jak dla przypadku podmuchu pozomego. Obcążene to dzała w płaszczyźne pozomej. 16.4.8. Loty neswobodne, szarpnęce lną w bok Tok oblczeń równeż, podobny jest do przypadku podmuchu pozomego przy czym rolę sły przejmuje boczna składowa sły w lne holownczej P b lny. Należy rozpatrzyć przypadk: lot holowany za samolotem, szarpnęce lną do przodu z odchylenem w bok pod kątem 30 stosunku do płaszczyzny symetr szybowca. Prędkość lotu równa V T wzlot przy pomocy wycągark, szarpnęce lną w bok pod kątem 90 w stosunku do płaszczyzny symetr szybowca w momence ruszana z mejsca. Welkość sły dzałającej w bok równa jest maksymalnemu cężarow szybowca w konfguracj dopuszczonej do wzlotu przy pomocy wycągark. 16.4.9. Składowa boczna reakcj podłoża Sposób wyznaczana obcążeń jak wyżej, z tym, te należy rozpatrzyć sły dzałające na: kole przednm, kółku tylnym (płoze) o welkoścach podanych w rozdzale 17. 16.5. PRZYPADKI OBCIĄŻEN ZŁOŻONYC 16.5.1. Obcążena w płaszczyźne pozomej Obcążena w płaszczyźne pozomej ne występują w postac zolowanej. Każdemu z przypadków opsanych w rozdzałach 16.4.6 do 16.4.9 towarzyszy zgnane ponowe wywołane cężarem własnym mas szybowca (stan przy n=1). Ponadto obcążene zewnętrzne, boczne wywołuje skręcane kadłuba (zależność 16.19.). Zatem obcążena w płaszczyźne bocznej muszą być rozpatrywane łączne z przynależnym zgnanem ponowym skręcanem. 16.5.. Wyrwane z brutalnym sterowanem sterem kerunku Należy rozpatrzyć przypadek jednoczesnego wystąpena: wyrwana do punktu A brutalnego sterowana sterem kerunku przy V A (oblczena wg rozdzałów 16.4.1 16.4.7.), lub wyrwana do punktu D brutalnego sterowana sterem kerunku przy V D (oblczena wg rozdzałów jak wyżej). W powyższych przypadkach występuje równeż skręcene kadłuba wywoływane obcążenem pozomym. 16.5.3. Jednoczesne brutalne sterowane Należy złożyć ze sobą obcążene ponowe pozome w przypadkach jednoczesnego brutalnego starowana sterem wysokośc (rozdz.l6.4.3) sterem kerunku (rozdz.16.4.7), borąc po 75 % obcążeń ponowego pozomego w przypadku szybowca kategor obcążenowej A po 100 % dla kategor obcążenowej A. Ponadto kadłub obcążony jest skręcanem wywoływanym slą na usterzenu ponowym. PV
16.5.4. Brutalne sterowane sterem kerunku wraz ze ślzgem Obcążene wyznaczone wg rozdzału 16.4.7 należy złożyć ze skręcanem wywołanym słą pozomą oraz dodatkowo ze skręcanem podanym zależnoścą (15.5). 16.5.5. Podmuch pozomy z wyndukowanym przechylanem Obcążene wyznaczone wg rozdzału 16.4.6 należy złożyć ze skręcanem wywołanym slą pozomą oraz dodatkowo ze skręcanem podanym zależnoścą (15.6). 16.5.6. Nesymetra obcążena na usterzenu wysokośc Obcążene ponowe dla punktu A D krzywej obcążeń sterowanych wyznaczone wg rozdzału 16.4.1 należy złożyć z obcążenem pozomym odpowedno przy prędkośc V A lub V D wg rozdzału 16.4.7 oraz ze skręcanem wywołanym słą na usterzenu ponowym oraz nesymetrą na usterzenu pozomym określoną w rozdz.15.. 16.6. ZESTAWIENIE WYNIKÓW Wynk oblczeń obcążeń kadłuba podaje sę w postac wykresów: momentu gnącego sły poprzecznej, ponowych, momentu gnącego sły poprzecznej, pozomych w funkcj długośc kadłuba x, oraz wartośc momentu skręcającego. 17. OBCIĄŻENIA PODWOZIA 17.1. WARUNKI LĄDOWANIA Podwoze szybowca obcążone jest słą, wynkającą z przejęca energ lądowana: gdze: E L wl = mred (17.1) m red - redukowana masa szybowca w - prędkość opadana szybowca podczas lądowana przyjmowana jako 1,5 m/s. L Masę redukowaną szybowca określa zależność:
m red 1 = m (17.) L p 1+ y gdze: L p - jest odległoścą punktu przyłożena sły do koła lądującego szybowca od środka cężkośc (rys.17.1) - jest promenem bezwładnośc szybowca względem os poprzecznej y określonym y zależnoścą: I y y = (17.3) m gdze I y jest momentem bezwładnośc szybowca względem os y. Energa lądowana E L mus być przejęta przez układ amortyzujący którego charakterystyka decyduje o welkośc reakcj podłoża obcążającej płatowec. Rys.17.1. Mmośrodowość reakcj podłoża 17.. CARAKTERYSTYKA UKŁADU AMORTYZUJĄCEGO Układem amortyzującym szybowca może być albo sam pneumatyk koła, albo zespół pneumatyka amortyzatora. Aby wyznaczyć charakterystykę amortyzacj należy znać charakterystyk pneumatyka amortyzatora. Charakterystyk pneumatyka w postac wykresu sły dzałającej na pneumatyk w funkcj ugęca opony koła przedstawono dla najczęścej stosowanych rozmarów ogumena: na koła podwoza głównego: 400 x 140 - rysunek 17. 350 x 135 - rysunek 17.3 300 x 15 - rysunek 17.4, oraz na kółko przedne: 55 x 110 - rysunek 17.5.
Rys.17.. Charakterystyka pneumatyka 400 x 140 Cśnene w pneumatyku: A 0,35 MPa, B 0,5 MPa, C 0,15 MPa,
Rys.17.3. Charakterystyka pneumatyka 350 x 135 Cśnene w pneumatyku: A 0,30 MPa, B 0,5 MPa, C 0,0 MPa Rys.17.4. Charakterystyka pneumatyka 300 x 15 Cśnene w pneumatyku: A 0,30 MPa, B 0,5 MPa, C 0,0 MPa Rys.17.5. Charakterystyka pneumatyka 55 x 110 Cśnene w pneumatyku: A 0,30 MPa, B 0,5 MPa, C 0,0 MPa Charakterystyka amortyzatora zależy od jego typu jest cechą ndywdualną danego rozwązana konstrukcyjnego. Na rys.l7.6 przedstawono charakterystykę amortyzatora z krążków gumowych (rys.17.7) często w szybowcach stosowanego. Przebeg charakterystyk takego amortyzatora zależy
mędzy nnym od wymarów krążka materału, lośc zastosowanych krążków oraz długośc skoku roboczego. Jeżel podwoze amortyzowane jest tylko samym pneumatykem, charakterystykę amortyzacj należy sporządzć w oparcu o wykres P = f (h) dla zastosowanego pneumatyka. Dla każdego obcążena P powodującego ugęce opony h należy wyznaczyć energę przejmowaną przez pneumatyk E, której wartość odpowada polu zakreskowanemu na P rys.17.8. Zakładając kolejne wartośc sły P planmetrując odpowadające m powerzchne pod wykresem uzyskuje sę kolejne wartośc energ przejętej przez pneumatyk E. Wówczas można sporządzć wykres: E P = f /P/, czyl energ przejmowanej przez pneumatyk w funkcj sły P (rys.17.9). Wykres tak sporządza sę oczywśce dla wybranej przez konstruktora wartośc cśnena w pneumatyku. Porównując energę, lądowana (wyrażene 17.1) z energą przejmowaną przez ugęty pneumatyk: E P = E L, można odczytać z wykresu rys.l7.9 welkość reakcj podłoża R, obcążającego koło lądującego szybowca. Znajomość welkośc reakcj podłoża R pozwala na określene współczynnka obcążena podczas uderzena przy lądowanu: P n L R = (17.4) m g Rys.17.6. Charakterystyka amortyzatora z krążków gumowych
Rys.17.7. Amortyzator z krążków gumowych Rys.17.8. Określene energ przejmowanej przez pneumatyk Ep
Rys.17.9. Energa E w funkcj sły P p Gdy układ amortyzujący składa sę z pneumatyka amortyzatora (rys.17.10) określonej wartośc reakcj podłoża R odpowada ugęce pneumatyka h P oraz przesunęce amortyzatora L a pod wpływem składowej reakcj podłoża w kerunku os amortyzatora P a. Rys.17.10. Układ z amortyzatorem Aby sporządzć charakterystykę amortyzacj układu złożonego należy dla sły R określć ugęce pneumatyka h p. Następne należy oblczyć składową reakcj podłoża dzałającą wzdłuż os
amortyzatora: Pa = R cosγ. Dla sły P a należy określć przesunęce trzonu amortyzatora L a oblczyć jego składową ponową h a Całkowte ponowe przesunęce szybowca pod wpływem reakcj podłoża R wynese węc: h = h + h (17.5) p a Wyrażene (17.5) jest węc skokem amortyzacj dla reakcj podłoża R. Powtarzając wyżej omówone operacje dla różnych wartośc reakcj podłoża R można znaleźć zależność: R = f (h) (17.6) czyl charakterystykę amortyzacj. Postępując dalej podobne jak w przypadku samego pneumatyka, należy oblczyć energę przejmowaną przez układ amortyzujący jako pole pod wykresem R = f (h) dla określonej wartośc reakcj podłoża R. Powtarzając operacje dla różnych wartośc R, uzyskuje sę charakterystykę E = f R ) schematyczne pokazaną na rys.17.11. am ( Rys.17.11. Energa przejmowana przez układ amortyzujący Porównując energę lądowana z energą amortyzacj charakterystyka R = f (h) wskazuje wartość reakcj podłoża odpowadającej oblczonej energ lądowana. Należy zwrócć uwagę ż oblczane charakterystyk amortyzacj wymaga uwzględnena układu knematycznego podwoza, gdyż dla każdej wartośc reakcj R uzyskuje sę nną wartość kąta γ czyl także zmenną wartość ha = L cosγ. Algorytm oblczeń podano w tab.1.7.1. Tab.17.1. Algorytm wyznaczana charakterystyk amortyzacj pneumatyk + amortyzator Tab.17.1.xls Lp. 1 R hp 3 γ Oznaczene / Operacja 1 3... n
4 cosγ 5 Pa = R*cosγ 6 La 7 ha = La*cosγ 8 h = hp + ha W przypadku, gdy skok amortyzatora L a ulegne wyczerpanu, wówczas pręt tłoczyska oprze sę o zderzak (rys.17.7) przy dalszym wzrośce sły R pracuje już tylko sam pneumatyk. Odbje sę to na przebegu charakterystyk amortyzacj w postac załamana charakteru jej przebegu. 17.3. PRZYPADKI OBCIĄŻEŃ PODWOZIA GŁÓWNEGO Na ogół w szybowcach stosowane podwoze jest jednokołowe. O le zastosowano układ dwukołowy (koło lewe prawe) wówczas welkość reakcj R obcąża oba koła równomerne. Lądowane na jedno z kół omówono oddzelne. 17.3.1. Lądowane ze składową ponową W przypadku lądowana ze składową ponową jej wartość: V = R (17.7) A skok amortyzacj wynos h(r) lub w przypadku samego tylko pneumatyka h P (R). (rys.17.1) Rys.17.1. Lądowane ze składową ponową 17.3.. Lądowane ze składową wzdłużną Składowa ponowa wynos: V = R (17.8) Składowa wzdłużna skerowana jest do tyłu (rys.17.13) wynos: = R tg30 (17.9) Ugęca amortyzacj są dentyczne jak w przypadku 17.3.1.
Sły V przyłożone są na środku powerzchn styku opony z podłożem. Wypadkowa sła obcążająca podwoze: W + = V (17.10) Rys.17.13. Lądowane ze składową wzdłużną, koło główne 17.3.3. Lądowane ze składową boczną Składowa ponowa wynos: V = 0, 5 R (17.11) Składowa boczna (skerowana w prawo lub lewo) wynos: S = 0, 3 R (17.1) Ugęce amortyzacj odpowada wartośc sły V. Wypadkowa sła obcążająca podwoze: W + = V S (17.13) Sytuację przedstawa rys.17.14. Punkt przyłożena sł V S jak w przypadku 17.3.. Rys.17.14. Lądowane ze składową boczną, koło główne
17.3.4. Lądowane na jedno koło Gdy szybowec posada podwoze główne dwukołowe, może podchodzć do lądowana z drobnym zwsem. Wówczas uderza o podłoże jednym (prawym lub lewym ) kołem. Energę lądowana E L należy wówczas określć wg zależnośc (17.1) oblczając masę redukowaną jako: 1 mred = m (17.14) Lb 1+ x gdze: L - jest połową odległośc mędzy kołam (rys.17.15) b x - jest promenem bezwładnośc względem os x określonym zależnoścą: gdze I x jest momentem bezwładnośc szybowca względem os x. Ix x =, m Dalszy rachunek przebega jak dla podwoza jednokołowego. Rys.17.15. Podwoze dwukołowe OBCIĄŻENIA KÓŁKA PRZEDNIEGO Obcążena na kółku przednm są funkcją statycznego obcążena szybowca o maksymalnej mase m (rys.17.16). Reakcje statyczne na kole przednm głównym wynoszą: na kole przednm: R L 1 = m g (17.15) L1 + L
na kole tylnym: R = m g (17.16) R 1 Rys.17.16. Reakcje statyczne 17.4.1. Lądowane ze składową wzdłużną Składowa ponowa wynos: V P =,5 R (17.17) 1 natomast składowa pozoma, zwrócona do przodu: P = 0,4 R (17.18) 1 gdze ndeks p wskazuje ż sły odnoszą sę do kółka przednego. Punktem zaczepena obu sl (rys.17.17) jest oś kółka przednego. Poneważ koło przedne amortyzowane jest z reguły tylko pneumatykem, dalszy rachunek przebega tak jak w przypadku koła głównego bez amortyzatora.
Rys.17.17. Lądowane ze składową wzdłużną, kółko przedne 17.4.. Lądowane ze składową boczną Składowa ponowa wynos: V P =,5 R (17.19) 1 natomast składowa boczna: S P = 0,7 R (17.0) 1 Punktem zaczepena obu sl (rys.17.18) jest punkt na środku powerzchn styku pneumatyka z zemą. Składowa boczna skerowana jest pozomo w lewo lub w prawo. Rys.17.18. Lądowane ze składową boczną, kółko przedne 17.5. LĄDOWANIE NA KÓŁKO TYLNE (PŁOZĘ) 17.5.1. Ponowe przyzemene kółkem tylnym (płozą) Ponowa reakcja podłoża dzałająca na kółko lub płozę tylną wynos:
V t 1 = 4 m g (17.1) L 1+ t y gdze L t (rys.17.19) jest odległoścą punktu przyłożena sły na kółku tylnym od środka cężkośc szybowca. Rys.17.19. Sła na kółku tylnym (płoze) Szybowec znajduje sę w położenu takm, ż koła podwoza głównego ne stykają sę z podłożem. Indeks t oznacza, ż sły odnoszą sę do koła tylnego (płozy). 17.5.. Obcążene boczne kółka tylnego (płozy) Wartość sły skerowane w bok (rys.17.0) wynos: S t b = 400 (17.) L R Składowej bocznej towarzyszy jednocześne sła ponowa o wartośc określonej formułą (17.1). Obe sły zaczepone są na środku powerzchn styku kółka (płozy) z podłożem. Przez L R oznaczono odległość mędzy kołam głównym tylnym.
Rys.17.0. Sła boczna na kółku tylnym (płoze) 17.5.3. Uderzene po obroce Jeżel środek cężkośc szybowca pustego leży za punktem przyłożena reakcj podłoża do koła głównego, wówczas należy wyznaczyć obcążene kółka tylnego (płozy) jake powstane, gdy szybowec z położena o ogone wznesonym najwyżej jak to możlwe (rys.17.1) swobodne opadne na kółko tylne (płozę). Punktem obrotu szybowca jest punkt styku koła głównego z podłożem. Sytuacja taka powstane, jeżel środek cężkośc szybowca z załogą leży przed punktem styku koła głównego z podłożem, a po opuszczenu szybowca przez załogę może dojść do obrotu szybowca wokół punktu styku koła głównego z podłożem. Jeżel środek cężkośc szybowca pustego załadowanego leży za punktem styku koła głównego z podłożem, nnejsze obcążene ne występuje.
Rys.17.1. Uderzene po obroce 17.6. ZESTAWIENIE WYNIKÓW Wynk oblczeń poszczególnych przypadków obcążeń podwoza szybowca należy zestawć tabelaryczne (tab.17.) Tab.17.. Zestawene obcążeń podwoza Przypadek obcążena Podwoze główne Lądowane ze składową ponową Lądowane ze składową wzdłużną Lądowane ze składową boczną Lądowane na jedno koło V S [N] -------------- --------------- --------------- -------------- Kółko przedne Lądowane ze składową wzdłużną Lądowane ze składową boczną -------------- Kółko tylne (płoza) Ponowe przyzemene kółkem tylnym (płozą) Obcążene boczne kółka tylnego (płozy) Uderzene po obroce --------------- -------------- --------------- -------------- -------------- ---------------
18. OBCIĄŻENIA UKŁADÓW STEROWANIA Zadanem układów sterowana jest przekazywane sł wyweranych przez plota na urządzenach sterownczych w kabne (drążek sterowy, pedały,dźwgne) do mejsca ch odboru w postac momentu zawasowego powerzchn sterowej lub momentu uruchamającego urządzene. W zwązku z powyższym układy sterowana można podzelć na dwe grupy: układy wychylające powerzchne sterowe (ster wysokośc, lotk ster kerunku)oraz układy uruchamające urządzena (klapy, hamulec aerodynamczny, podwoze tp.) 18.1. ŁAŃCUC KINEMATYCZNY UKŁADÓW STEROWANIA Łańcuch knematyczny układu sterowana (rys.18.1) składa sę z urządzena sterownczego w kabne plota, popychaczy lub lnek węzłów przełożenowych.
Rys.18.1. Łańcuch knematyczny układu sterowana Przełożene, realzowane w węźle łańcucha (rys.18.) określa zależność: ( ) a e P = (18.1) b Rys.18.. Węzeł przełożenowy
Przełożene to realzuje zmanę sły: P = P 1) ( e P ) ( (18.) Jeżel łańcuch składa sę z węzłów: A, B, C,...N, wówczas sły w poszczególnych odcnkach układu wynoszą: P = P ( ) A A e P P P P B C N = P A = P B = P( N 1) ( e P ) B ( e P ) C ( e P ) N (18.3) Moment zawasowy realzowany przez układ (dotyczy układu sterowana powerzchną sterową) w węźle X (rys.18.3) wynos: M zaw = P (18.4) N r 0 Oblczene powyższe wykorzystuje drogę łańcucha od sły plota do momentu zawasowego powerzchn sterowej. Algorytm oblczena podano w tablcy 18.l., gdze przez kąt γ (rys.18.3) oznaczono wychylene powerzchn sterowej. Welkośc sł w poszczególnych węzłach A, B, C...N należy wyznaczyć co najmnej dla klku położeń powerzchn sterowej γ. Rys.18.3. Moment zawasowy Układ sterowana należy równeż oblczyć wyznaczając sły pochodzące od znanego momentu zawasowego. Rachunek wówczas przebega od powerzchn sterowej do sły wyweranej przez plota dla pokonana tego momentu zawasowego, a zatem: M zaw P = (18.5) N r 0 a dalsze sły w układze:
P ( N 1) = 1 ( e ) P N P N 1 P P (18.6) ( N ) = N P ( N 1) ( 1) ( e ) P = 1 B ( e ) P A P Algorytm oblczena przebega ja w tab.18.1 lecz od jej końca do początku. Tab.18.1. Oblczane sł w układze sterowana Tab.18.1.xls Lp. 1 γ P Oznaczene / Operacja 1 3... n 3 aa 4 ba 5 (ep)a = aa / ba 6 PA = P*(ep)A 7 ab 8 bb 9 (ep)b = ab / bb 10 PB = PA*(ep)B 11 an 1 bn 13 (ep)n = an / bn 14 PN = PN-1 * (ep)n 15 ro 16 Mzaw = PN*ro WĘZEŁ A WĘZEŁ B WĘZEŁ N WĘZEŁ X
18.. UKŁADY STEROWANIA POWIERZCNIAMI STEROWYMI Sły w układze sterowana powerzchną sterową należy wyznaczyć dla przypadku: sły wyweranej przez plota na organa sterowana w kabne P, której wartość ustalona jest dla każdego ze sterów, momentu zawasowego powerzchn sterowej, powększonego w stosunku do wartośc rzeczywstej o 5%; M zaw oblcz = 1,5 M zaw rzecz. Jeżel moment zawasowy oblczenowy daje sły w układze nższe nż ustalona wymaganam sła plota, wówczas układ można wymarować względem tych nższych sł, jednakże sły te ne mogą być mnejsze nż wywoływane slą 0,6 P (60 % wysłków plota). 18..1. Układ sterowana sterem wysokośc Moment zawasowy steru wysokośc, oblczenowy (rys.18.4) przy założenu, ż rozkład cśneń, wzdłuż cęcwy usterzena daje na sterze przebeg trójkątny, wynos: 1 M zaw oblcz = Psteru lsteru 1,5 (18.7) 3 gdze: P - sła na sterze wyznaczony na podstawe rozkładu cśneń wzdłuż cęcwy usterzena steru l - średna cęcwa steru wysokośc steru Rys.18.4. Obcążene powerzchn sterowej momentem zawasowym Obcążene układu sterowana sterem wysokośc przez plota należy wyznaczyć dla sły: skerowanej do przodu lub do tyłu: P = 350 N (18.8) W przypadku gdy szybowec sto na zem może być narażony na podmuch wówczas należy układ sprawdzć na sły wynkające z momentu zawasowego o wartośc:
M zaw. podm = k S steru lsteru q (18.9) gdze: k = ± 0,75 jest współczynnkem momentu, S - jest powerzchną steru (za osą obrotu), steru l steru - jest cęcwą steru (za osą obrotu), q cśnene dynamczne odpowadające prędkośc lotu 100 km/h 18... Układ sterowana lotkam Oblczenowy moment zawasowy lotek, pochodz od obu lotek, jednej wychylonej do dołu, drugej do góry. Przyjmując rozkład cśneń tak sam jak dla steru wysokośc (rys 18.4) moment zawasowy oblczenowy wynos: ( P P ) L 1, 5 1 M zaw. oblcz = L lew L praw L 3 (18.10) gdze: P - sła na lotce lewej (np. wychylonej do dołu) L L L L lew P - sła na lotce prawej wychylonej przecwne (tzn. do góry) posada znak ujemny, praw - cęcwa lotk za osą obrotu (średna). Obcążena układu sterowana. lotkam przez plota należy wyznaczyć dla sły skerowanej w lewo lub prawo: P = 00 N (18.11) Moment zawasowy wywołany podmuchem na zem, podobne jak dla steru wysokośc wynos: M zaw. podm = k S L ll q (18.1) z tą różncą, ż wartość współczynnka momentu wynos: k = ± 0,75 - dla lotk zablokowane w położenu newychylonym k = ± 0,50 - dla lotk mającej pełną swobodę ruchów. Moment ten powstaje na lewej na prawej lotce, zatem sła na drążku sterowym wynka z dzałana podmuchu na obe lotk jednocześne. 18..3. Układ sterowana sterem kerunku W układze sterowana sterem kerunku najczęścej stosuje sę system lnkowy. Łańcuch knematyczny wówczas znaczne upraszcza sę (rys.18.5)
Rys.18.5. Układ sterowana sterem kerunku Sła w lnce pochodząca od nacsku plota na pedał P wynos: P lnk a = P (18.13) b wywołuje moment zawasowy: M zaw = P (18.14) lnk r 0 Oblczenowy moment zawasowy steru kerunku, wg założeń dentycznych jak w przypadku steru wysokośc lotek, wynos: 1 M zaw. obl. = PVsteru LVsteru 1,5 (18.15) 3 gdze: P - sła na sterze kerunku Vsteru l - cęcwa steru kerunku za osą obrotu (średna). Vsteru Obcążena układu sterowana sterem kerunku pochodzące od nacsku plota na pedał należy wyznaczyć d1a sły: P = 900 N (18.16) dzałającej prostopadle do stopk pedału. Podmuch na zem wywołuje moment zawasowy: M zaw = k S l q (18.17) Vsteru Vsteru dla warunków dentycznych jak w przypadku steru wysokośc lotek, z tym, że:
l Vsteru - jest cęcwą steru kerunku za osą obrotu, k = 0,75 jest współczynnkem momentu. Ponadto należy uwzględnć możlwość zaparca sę plota o pedały dwoma nogam wówczas na stopk obu pedałów jednocześne należy przyłożyć sły: P = 1000 N (18.18) 18.3. UKŁADY STEROWANIA URUCAMIAJĄCE URZĄDZENIA Układy sterowana uruchamające urządzena obcążane są słam wyweranym przez plota na organa sterowana w kabne. Wartość sły P obcążającej poszczególne układy podana została tabelaryczne (tab.l8.). W tablcy podano równeż wartośc sł, na które należy lczyć układy wytrzymałoścowo, wynkające ze sposobu przyłożena obcążena do różnego rodzaju urządzeń sterownczych w kabne plota. 18.4. PODWÓJNY UKŁAD STEROWANIA W przypadku szybowca dwumejscowego wyposażonego w podwójny układ sterowana, zakłada sę ż wszystke sły wywerane przez plota ulegają redukcj w stosunku: P podw = 0, 75 P (18.19) przy czym sła P podw może być przyłożona przez obu plotów jednocześne w kerunku: zgodnym przecwnym. Przy wyznaczanu obcążeń elementów układów sterowana należy brać pod uwagę obydwe możlwośc dzałań plotów. Tab.18.. Sły wywerane przez plota na organa sterowana uruchamające urządzena URZĄDZENIE P [N] amulec aerodynamczny 350 Klapy 350 Zwalnane haka zaczepu holownczego 350 Chowane wypuszczane podwoza 350 Pokrętła uruchamane palcam 150 Sła wywerana przez rękę podpartą 600 Sła wywerana przez rękę ne podpartą 350 Sła wywerana palcam stopy (np. hamulce kół sterowane nogą) 750 19. SZCZEGÓLNE PRZYPADKI OBCIĄŹEŃ
Do obcążeń w grupe przypadków szczególnych należą take, które wynkają z : specjalnych wymagań konstrukcyjnych lub netypowych rozwązań, zapewnena bezpeczeństwa załog w przypadkach awaryjnych. 19.1. SPECJALNE WYMAGANIA KONSTRUKCYJNE 19.1.1. Obsługa nazemna Obsługa nazemna może grozć, uszkodzenem szybowca, gdy jest wykonywana przez osoby przypadkowe, a to może zdarzyć sę w przypadku lądowana w terene przygodnym. Dlatego wymaga sę, aby pewne elementy konstrukcj były zdolne do przenesena sł obsług. Skrzydło mus przenosć obcążene słą ponową skerowaną do góry do dołu, przyłożoną na końcówce skrzydła, posadającą wartość określoną przez formułę (11.8). Skrzydło mus także przenosć słę pozomą, skerowaną do przodu do tylu, przyłożoną do końcówk skrzydła, posadającą wartość P = 400 N. Usterzene wysokośc mus przeneść obcążene równe: P = 0, 03 m g (19.1) przy czym ne może ono być nższe nż 150 N. Sła "P" skerowana jest do góry do dołu oraz do przodu do tyłu przyłożona jest do końcówk statecznka wysokośc. 19.1. Uwzględnene szarpnęć lny holownczej Zamocowane zaczepów holownczych mus być zdolne do przenesena obcążena przykładanego przez lnę holownczą, o wartośc: P = 1, 5 (19.) P nom gdze: P nom - jest określone wzorem (16.6) Sła P przykładana jest do zaczepu stosowanego do holowana za samolotem w następujących kerunkach: pozomo do przodu, do przodu do dołu pod kątem 40 do pozomu, do przodu do góry pod kątem 0 do pozomu do przodu w bok pod kątem 30 do płaszczyzny symetr szybowca. W przypadku zaczepu do wzlotu przy pomocy wycągark sła P przykładana jest w kerunku: pozomo do przodu, do przodu do dołu. pod kątem 75 do pozomu. Ponadto do zaczepu stosowanego do wzlotu przy pomocy wycągark należy przyłożyć obcążene skerowane pozomo w bok (prostopadle do płaszczyzny symetr szybowca równe: S = m g (19.3) gdze m jest maksymalną masą szybowca w loce. 19.3. Obcążena rozpraszaczy wrów (wngletów) Obcążene rozpraszaczy wrów powstaje w wynku dzałana: ślzgu podmuchu pozomego.
W wynku ślzgu na rozpraszaczu wrów powstaje sła aerodynamczna o wartośc: ρ 0 PWśślz = 1,5 CZ maxw VA SW (19.4) gdze: C max - maksymalny współczynnk sły nośnej proflu zastosowanego na rozpraszaczu wrów, S Z W W - powerzchna nośna rozpraszacza wrów. Podmuch pozomy wywołuje na rozpraszaczu wrów obcążene słą : P Wpodm ρ = k 0 S W dc dα Zw w U V (19.5) gdze: k - współczynnk złagodzena podmuchu wg (10.30) dczw - pochodna sły na rozpraszaczu względem kąta natarca. dα w Słę P Wpodm należy wyznaczyć dla warunków: U = ± 15 m/s przy prędkośc V A, oraz U = ± 7,5 m/s przy prędkośc V D. Rozpraszacze wrów muszą być równeż zdolne do przejęca sły P = 150 N dzałającej w kerunku: pozomo od do kadłuba, pozomo do przodu do tyłu. 19.. OBCIĄŻENIA AWARYJNE 19..1. Uderzene o przeszkodę Nezależne od przypadku obcążena skrzydła wg (11.83) obcążene nszczące kadłuba wywołane współczynnkem obcążena dzałającym pozomo do przodu: n awar = 9, mus powodować take ewentualne znszczene konstrukcj, aby stwarzać plotom realne szanse unknęca poważnych obrażeń cała. 19... Obcążena mas ruchomych. Wszystke masy ruchome w szybowcu muszą być zamocowane do elementów struktury tak, aby były zdolne bez oderwana sę, przenosć obcążene nszczące określone współczynnkem obcążena. n równym: do góry:4,5 do przodu : 9,0 do dołu: 4,5 w bok: 3,0
19..3. Lądowane z przytarcem o podłoże Na najbardzej z przodu położony punkt struktury kadłuba, zdolny do przyjęca takego obcążena dzała sła o welkośc: P P = 6 m g (19.6) skerowana do tyłu do góry pod kątem 45 do pozomu. Obcążene powyższe jest obcążenem nszczącym (rys.19.1) Rys.19.1. Lądowane z przytarcem 19..4. Lądowane ze schowanym podwozem Szybowec wyposażony w chowane podwoze mus być zdolny przenosć obcążene, przyłożone w okolcy schowanego podwoza, do spodu kadłuba będące wypadkową: sły bezwładnośc wywołanej ponowym przyśpeszenem równym n = 3, oraz sły tarca o podłoże wywołanej współczynnkem tarca o wartośc µ = 0, 5. Obcążene to jest obcążenem nszczącym. Zgodne z oznaczenam na rys.19. sły wynoszą: F = 3 m g (19.7) = µ F = 0,5 3 m g = 1, 5 m g (19.8) W = F + = 3, 354 m g Kąt dzałana wypadkowej w stosunku do pozomu wynos 60 (19.9)
Rys.19.. Lądowane ze schowanym podwozem 19..5. Zamocowane uprzęży plota Węzły mocowana uprzęży plota w strukturze płatowca muszą być zdolne, do przenesena obcążeń nszczących równych 133 % obcążeń podanych w rozdzale 19... dzałających na cało plota sedzącego w kabne przypętego pasam bezpeczeństwa. 0. OBLICZENIA WYTRZYMAŁOŚCIOWE 0.1. ROLA I CARAKTER OBLICZEŃ WYTRZYMAŁOŚCIOWYC Oblczena wytrzymałoścowe prowadzone są w oparcu o welkość, obcążeń dzałających na poszczególne zespoły szybowca, wyznaczonych wg wskazówek poprzednch rozdzałów. Celem tych oblczeń jest zwymarowane struktury szybowca przy uwzględnenu węzów swobody konstrukcyjnej w postac: konecznośc uzyskana wymaganego pozomu bezpeczeństwa konstrukcj, dążena do jak najnższej masy szybowca. Poneważ powyższe wymagana są wzajemne sprzeczne, konstruktor mus przyjmować rozwązana kompromsowe o zawężonym polu manewru. Oblczena wytrzymałoścowe struktury płatowca, jak w każdej dzedzne technk, muszą operać sę na zakładanych modelach oblczenowych, które symuluj rzeczywste warunk pracy konstrukcj w sposób bardzej lub mnej werny oraz na danych wytrzymałoścowych sztywnoścowych wybranego tworzywa konstrukcyjnego. Modele oblczenowe zwązane są z konkretnym rozwązanam konstrukcyjnym, dlatego trudno je ująć podręcznkowo w sposób wyczerpujący. Podane tutaj przykłady będą węc dotyczyć
rozwązań typowych, najczęścej w szybownctwe spotykanych. W przypadkach szczególnych projektant mus sam tworzyć modele oblczenowe, często będące mocno uproszczonym obrazem rzeczywstośc. Rachunek wówczas należy traktować jako orentacyjny, natomast dowodem wytrzymałoścowym mus być próba statyczna. Dane wytrzymałoścowe sztywnoścowe tworzyw od dawna stosowanych w technce, jak np. drewno czy metal, są dobrze rozpoznane zbadane, stneją węc dla nch ustalone wartośc wytrzymałośc charakterystyk sztywnoścowych, podawane w welu podręcznkach, normach lub sprawozdanach. Welkośc te pozwalają na uzyskwane dość warygodnych wynków oblczeń wytrzymałoścowych. Inaczej sprawa przedstawa sę w przypadku powszechne dzsaj stosowanych w szybownctwe kompozytów (włókna szklane, węglowe czy aramdowe przesycane żywcam syntetycznym), które powstają w wytwórn szybowców w trakce formowana elementów struktury płatowca. O le własnośc materałów wyjścowych (włókna, żywce) są znane na ogół znormalzowane, to wytrzymałość czy sztywność wynkowa kompozytu zależy od welu czynnków jak np. układ struktury (lość warstw rodzaj tkanny, zastosowany rovng, rodzaj użyte żywcy przysysającej, technka formowana swobodnego lub pod cśnenem tp.) warunk otoczena podczas formowana, wprawa formerzy tp. Koneczne jest tutaj dośwadczene praktyczne danego ośrodka konstrukcyjnego, albowem na podstawe własnych prób badań można statystyczne ustalć uzyskwane w danych warunkach własnośc kompozytu wynkowego 0.. WSPÓŁCZYNNIKI BEZPIECZEŃSTWA Mnmalny współczynnk bezpeczeństwa (patrz rozdz.10.4) stosowany w lotnctwe wynos: ν = 1,5 (0.1) Wartość tę należy udowadnać w próbach wytrzymałoścowych stosować w oblczenach, które oparte są na względne wernym modelu oblczenowym. O le model jest wątplwy należy przyjmować neco wyższe wartośc współczynnka bezpeczeństwa, tym wyższe m nższa jest warygodność modelu. Dla szczególnych przypadków konstrukcyjnych, z góry wymagających zwększonego margnesu bezpeczeństwa wymagana zdatnośc lotnej szybowców przewdują zwększone wartośc współczynnka bezpeczeństwa konstrukcj: ν = ξ ν gdze: ξ - mnożnk współczynnka bezpeczeństwa ν - podwyższony współczynnk bezpeczeństwa (0.) Przypadk, w których należy stosować mnożnk podano tabelaryczne (tab.0.1) Tab.0.1. Mnożnk współczynnka bezpeczeństwa ELEMENT STRUKTURY Mnożnk ξ Elementy metalowe odlewane, ne kontrolowane,00 Elementy metalowe odlewane, kontrolowane ndywdualne 1,5 Łożyska ślzgowe,00 Zawasy ślzgowe powerzchn sterowych 4,45 Połączena ślzgowe układów sterowana, Okuca o skomplkowanym modelu oblczenowym 1,15 Dwupunktowe zaweszena powerzchn sterowych (ster na 1,5 zawasach)
Uprząż bezpeczeństwa plota (w odnesenu do obcążena nszczącego) 1,33 0.3. CARAKTERYSTYKA WYTRZYMAŁOŚCIOWA TWORZYW KONSTRUKCYJNYC Chocaż domnującym dzsaj tworzywem stosowanym w budowe szybowców są różnego rodzaju kompozyty, to jednak wele konstrukcj dawnejszych, drewnanych jest nadal eksploatowanych, ulega awarom mus być remontowana. Koneczną jest wówczas dokumentacja wytrzymałoścowa remontu oparta na znajomośc charakterystyk drewna. Istneją pewne układy w szybowcu kompozytowym stosujące z reguły metal. Należą tutaj: zaczepy holowncze, układy sterowana, podwoze tp. W zwązku z tym koneczna jest znajomość charakterystyk metal stosowanych w szybownctwe. Najważnejszą jednak grupę charakterystyk tworzą własnośc kompozytów, w zwązku z czym ch charakterystyka podana zostane w odnesenu do najczęścej stosowanych kompozytów nośnych żywc epoksydowych włókna wzmacnającego (szkło, węgel). 0.3.1. Metale Do budowy szybowców stosuje sę stale węglowe stopowe. Gatunk własnośc mechanczne stal stosowanych w Polsce podano, w tab.0..,gdze: stale węglowe oznaczone są symbolam: 10, 0 45, stale stopowe. 5 M 30 GS. Stopy alumnum dla zastosowań lotnczych ch charakterystykę zebrano w tablcy 0.3 (stopy do obróbk plastycznej) w tablcy 0.4 (stopy odlewncze). W elementach wykonujących wzajemny ruch (łożyska ślzgowe, zawasy) stosowany jest mosądz. Charakterystykę wytrzymałoścową mosądzów podano w tablcy 0.5. Przytoczone charakterystyk dotyczą metal produkowanych przez hutnctwo krajowe. Na rynku dostępne są dzsaj także materały produkcj zagrancznej, nemnej jednak posadają one zblżone własnośc do wyrobów rodzmych, względne wymagają doboru takch gatunków, które byłyby zamennkam w stosunku do metal krajowych. Tab.0.. Własnośc mechanczne stal Materał Znak stal Stan kwalfkacyjny Własnośc mechanczne* Rr Qr a 5 C [%] U [danm/ cm ] [dan/ mm ] [dan/ mm ] [%] 10 normalzowany 34 45 1 31 55-0 normalzowany 4 5 5 5 55-45 normalzowany 61 73 36 16 40 5 mnmum 5M ulepszony** 75 60 15 55 10 30GS ulepszony** 110 95 10 45 5 *) Welkośc orentacyjne. Szczegółowe dane odnośne poszczególnych wyrobów (blachy, pręty, rury,) podają normy przedmotowe PN **) Własnośc mechanczne stal, zależne od grubośc wyrobu ulepszonego ceplne wg PN- 60/-84030, podaje tablca ponżej
Zależność własnośc mechancznych stal stopowych od średncy pręta Znak stal Rr [dan/ mm ] Qr [dan/ mm ] a 5 [%] C [%] mnmum Dla średncy do 16 mm 5M 90 105 65 1 50 10 30GS 105 10 90 10 45 5 Dla średncy powyżej 16 mm do 40 mm 5M 75 90 60 15 50 10 30GS 95 110 75 10 45 5 Dla średncy powyżej 40 mm do 100 mm 5M 70 85 50 15 55 9 30GS 85 100 60 11 45 5 U [danm/ cm ] Tab.0.3. Własnośc mechanczne stopów alumnum Gatunek Znak Cecha Nazwa Stan kwalfkacyjny Własnośc mechanczne* Rr Qr Rt [dan/ mm ] [%] AlMn1 PA1 Aluman wyżarzony 9 - - 15 (mękk) AlMgSMn PA4 Antcorodal dyspersyjne utwardzony (przesycony naturalne starzony) >0 - - >10 AlCu4Mg1Mn PA7 Dural wyżarzony >0 >10 - >10 (mękk) AlCu4Mg1Mn PA7 Dural dyspersyjne utwardzony (przesycony naturalne starzony) >40 >6 - >10 AlMg5Mn PA0 ydronalum wyżarzony 7-16 3 AlCuMg PA4 Dural dyspersyjne utwardzony (przesycony naturalne starzony) 30-19 4 AlCu4MnMg PA5 Dural AlS5 PA6 Stop spawalnczy Nty dyspersyjne utwardzony (przesycony naturalne starzony) utwardzony zgnotem lub wyżarzony a 10 40-5 0 - - - - *) Welkośc orentacyjne. Szczegółowe dane dotyczące poszczególnych wyrobów (blachy, pręty, rury) stanów podają normy przedmotowe PN.
Tab.0.4. Odlewncze stopy lekke Gatunek Własnośc mechanczne Znak Cecha Sposób Oznaczene Rr a B 5 lana sposobu [dan/ mm ] [%] [dan/ mm ] lana mnmum Odlewncze stopy alumnum wg PN-61/-8807 AlS11 AK11 w pasku w kokl LP LK 15 16 4 4 50 50 AlS9 AK9 w pasku w kokl LP LK 15 15 50 50 AlS7Mg AK7 w pasku w kokl LP LK 16 16 50 50 AlS5Cu AK5 w pasku w kokl LP LK 16 16-0,5 65 65 AlS5Cu AK51 w pasku w kokl LP LK 16 16 - - 65 65 Odlewncze stopy magnezu wg PN-55/-88050 MgAl8Zn Mn (Elektron) ML5 nezależne od sposobu lana -,0 65 Tab.0.5. Własnośc mechanczne mosądzu Stan Własnośc mechanczne Wyrób postać Znak Cecha kwalfkacyjny Rr a 10 [dan/ mm ] [%] Pręt wycskany CuZn40Pb M58-37 18 Pręt cągnony CuZn40Pb M58 mękk półtwardy twardy 35 40 45 5 1 5 Pręt wycskany CuZn37 M63-8 35 Pręt cągnony CuZn37 M63 mękk półtwardy twardy 30 38 40 35 15 10 Blachy zmnowalc. gorącowalc. zmnowalc. zmnowalc. CuZn37 M63 mękk mękk półtwardy twardy Rury cągnone CuZn37 M63 wyżarzony półtwardy twardy 0.3.. Drewno 30 30 35 4 mnmum 30 34 41 40 30 0 10 mnmum Drewno stosowane w produkcj lotnczej występuje w postac tarccy lub sklejk. Tarcca sosnowa lub śwerkowa stosowana jest na pasy podłużnce. Na płozy stosowany jest jeson. Charakterystykę wytrzymałoścową tarccy lotnczej przedstawono w tablcy 0.6. Sklejka brzozowa lub bukowa służy do wykonywana ścanek oraz pokryć. Włókna sklejk mogą być zorentowane równolegle prostopadle (na zmanę w poszczególnych fornrach) do os 38 30 15
elementu konstrukcyjnego lub dagonalne Orentacja ta wynka z charakteru pracy elementu odpowednego doboru własnośc, wytrzymałoścowych sklejk zależnych od orentacj włóken. Charakterystykę wytrzymałoścową sklejk podano w tablcy 0.7. 0.3.3. Kompozyt Współczesne szybowce wykonywane są z rożnych kompozytów. Kompozyt jest tworzywem sztucznym powstającym w procese formowana struktury nośnej szybowca, poprzez przesycane włóken szklanych, węglowych lub aramdowych żywcam syntetycznym w postac kompozycj lamnującej z utwardzaczam. Kompozyt powstaje w wynku układana warstw tkann (lamnowana) przesycana ch kompozycją lamnującą (żywca z utwardzaczem) lub sznurów rovngu równeż przesyconych w odpowednch formach. Reakcja chemczna kompozycj lamnującej powoduje jej utwardzene, a włókna tkann lub rovngu tworzą wzmocnene nośne kompozytu. Kompozyt mękk w stane mokrym, po stwardnęcu (zżelowanu) kompozycj staje sę materałem sztywnym, przyjmującym kształt foremnka w którym został przesycony utwardzony. Układane kompozytu na mokro w stane mękkm pozwala na formowane różnych kształtów w tym nerozwjalnych, co stanow jedną z najważnejszych cech tego tworzywa. Materały take jak metal czy drewno, posadają ustalone własnośc wytrzymałoścowe już w postac surowca poberanego z magazynu, co najwyżej metale mogą być poddane obróbce ceplnej podwyższającej wytrzymałość lub uplastycznającej dla dalszej przeróbk. W przypadku kompozytu własnośc wytrzymałoścowe surowców poberanych z magazynu tj. tkann, rovngu, żywc utwardzacza ne są stotne, ważnym natomast jest końcowy efekt wytrzymałoścowy jak daje utwardzony kompozyt. Wadą kompozytu jest fakt,ż jego własnośc wytrzymałoścowe ulegają zmanom wraz z temperaturą. Zarówno wytrzymałość, jak sztywność kompozytu spadają w marę wzrostu temperatury, stąd koneczność prowadzena badań nad własnoścam kompozytu prowadzena prób wytrzymałoścowych struktur kompozytowych w temperaturze podwyższonej. W przypadku prób ntegralnych szybowca wymaga to budowana komór ceplnych, w których mus być zanstalowane stosko badawcze. Inne własnośc posada kompozyt rovngowy, a nne tkannowy, nne też jest wykorzystane obu typów kompozytu w strukturze płatowca. Skomplkowany obraz charakterystyk wytrzymałoścowej kompozytów wymaga omówena ch w oddzelnym podrozdzale. Tab.0.6. Własnośc wytrzymałoścowe tarccy lotnczej 700 Rodzaj drewna Sosna Śwerk Jeson S 1 1 1 Kategora selekc. [dan/cm ] Wytrzymałość na rozcągane R r 800 600 650 550 1100 1000 Moduł E r /1000 130 ± 30 10 ± 100 ± 10 ± 110 ± 10 ± 100 ± sprężystosc 0 0 40 30 0 0 Wytrzymałość na rozcągane Moduł sprężystosc R r E r /1000 35 5,0 30 4,0 5 3,0 5 4,0 0 3,0 60 6,0 50 5,0
Wytrzymałość na ścskane Moduł sprężystosc Wytrzymałość na ścskane Moduł sprężystosc Wytrzymałość na zgnane Moduł sprężystosc Wytrzymałość na zgnane Moduł sprężystosc Wytrzymałość na skręcane Moduł sprężystosc postacowej R c E c /1000 R c E c /1000 R g E g /1000 R g E g /1000 R s G 0 /1000 480 400 130 ± 30 10 ± 0 45 5,0 40 4,0 800 10 ± 0 700 10 ± 0 750 650 10 ± 0 10 ± 0 130 9 110 8 350 100 ± 0 35 3,0 650 110 ± 0 600 110 ± 0 70 7 400 10 ± 40 5 4,0 750 10 ± 35 700 10 ± 35 110 8 350 110 ± 30 0 3,0 650 100 ± 0 600 100 ± 0 75 7 450 10 ± 0 70 6,0 950 10 ± 30 900 10 ± 30 150 1 400 100 ± 0 60 5,0 850 110 ± 0 800 110 ± 0 10 10 Wytrzymałość na ścnane R t 60 50 40 50 40 110 90 Wytrzymałość na ścnane R t 60 50 40 50 40 110 90 Tab.0.7. Własnośc wytrzymałoścowe sklejk lotnczej Własnośc wytrzymałoścowe sklejk lotnczej brzozowej bukowej (wartośc przyjmowane do oblczeń wytrzymałoścowych) Grubość warstwy 0,3 mm 0,5 mm [dan/cm ] Wytrzymałość na rozcągane Moduł sprężystośc R r + 750 E + 85000 750 100000 Wytrzymałość na R r x 550 450
rozcągane Moduł sprężystośc E x 35000 35000 Wytrzymałość na ścskane Moduł sprężystosc R c + E + 650 85000 550 90000 Wytrzymałość na ścskane Moduł sprężystosc R c x E x 600 35000 500 35000 Wytrzymałość na ścnane Moduł sprężystosc R t + G + 180 10000 180 10000 Wytrzymałość na ścnane Moduł sprężystosc R t x G x 360 40000 360 40000 Wytrzymałość na zgnane Moduł sprężystosc R g + E + 950 75000 800 80000 Wytrzymałość na skręcane Moduł sprężystosc R s + 100 G + 6000 100 6000 Nszczący docsk sworzn p nszcz. a b 750 550 700 500 0.4. CARAKTERYSTYKA KOMPOZYTÓW Z uwag na zastosowane, zwązane z charakterem pracy tworzywa kompozyty najogólnej należy podzelć na: rovngowe tkannowe w zależnośc od formy włókna zastosowanego do wytworzena kompozytu. 0.4.1. Kompozyt rovngowy
Kompozyt rovngowy stosowany jest na tzw. elementy wzdłużne struktur płatowca (pasy dźwgara, podłużnce, podłużne wzmocnena lokalne np. burt, obrzeży osłony kabny węzły wprowadzające sły skupone w konstrukcję skorupową tp.) Powstaje on przez przesycane sznura rovngowego, stanowącego formę cągłą, odwjanego ze szpul po przesycenu układanego w foremnku pod napęcem zapewnającym prostolnowość poszczególnych sznurów rovngu wzdłuż elementu konstrukcyjnego. Charakter struktury kompozytu rovngowego przypomna strukturę drewna sosnowego lub śwerkowego, gdze rolę włóken w drewne, w kompozyce spełna rovng. Oblczena kompozytu rovngowego będą węc wązać sę z wytrzymałoścą na rozcągane na ścskane. Pas z kompozytu rovngowego (rys.0.1) przy założonej szerokośc B posada, wynkową grubość δ zależną od lośc sznurów rovngu znajdujących sę w pase. Jeżel lość ta wynos j, a przekrój poprzeczny jednego przesyconego sznura wynos f 0 to grubość pasa wynos : j f 0 δ = (0.3) B Rys.0.1. Pas rovngowy Wytrzymałość rovngu podawana jest albo w jednostkach naprężena (najczęścej w MPa), albo w postac sły nszczącej jeden sznur rovngu (N/sznur). Ten drug sposób jest wygodnejszy, albowem znając słę jaka ma być przenesona z określonym współczynnkem bezpeczeństwa, znajomość sły przenoszonej przez jeden sznur rovngu pozwala wyznaczyć lość rovngów nezbędną w pase dla zapewnena bezpeczeństwa struktury. Zagadnene to zostane blżej omówone w rozdzale pośwęconym oblczenom wytrzymałoścowym dźwgara. Wytrzymałość pasa rovngowego na rozcągane ne zależy od jego grubośc δ, natomast na ścskane tak. Wszystke włókna wewnątrz pasa są dobrze podparte przez swoch sąsadów, natomast włókna zewnętrzne ne łatwej ulegają mkrowyboczenu nejako wyłączają sę z przejmowana obcążena. Im pas ceńszy, tym wększy udzał włóken zewnętrznych charakteryzuje przekrój pasa, tym węc wytrzymałość na ścskane nższa. Wynk prób statycznych pozwolły ustalć, ż zmenność ta zamyka sę w grancach grubośc od 4 do 1 mm. Ponżej 4 mm powyżej 1 mm wpływ grubośc zanka. Drugm ważnym czynnkem wpływającym na wartość wytrzymałośc kompozytu jest temperatura. Stwerdzono dośwadczalne, ż w warunkach tropkalnych szybowec może maksymalne rozgrzać sę do temperatury +54 C. Do takego nagrzana może dojść w wózku transportowym, z którego wyjęty szybowec szybko zmontowany zdąży przestygnąć jedyne powerzchnowo. Przed zbytnm nagrzanem sę szybowca podczas postoju na słońcu częścowo chron bały kolor powerzchn zewnętrznych płatowca kompozytowego wymagany warunkam certyfkacyjnym. W lotnctwe stosowany jest obecne rovng szklany węglowy. Dla rovngu szklanego wytrzymałość wyrażoną przy pomocy sły nszczącej jeden sznur rovngu podano dla temperatury 0 C 54 C w postac wykresu zależnośc (rys.0.) ( δ ) σ = f gdze: σ - wytrzymałość wyrażona w [N/sznur] (0.4)
Rys.0.. Wytrzymałość na ścskane kompozytu rovngowego szklanego Poneważ w przypadku szkła przekrój poprzeczny jednego sznura rovngu wynos f 0 = mm, wytrzymałość wyrażoną w MPa uzyskuje sę z zależnośc (rys.0.3): σ σ = f0 (0.5) Rys.0.3 Nośność jednego sznura przesyconego rovngu szklanego
Oba wykresy dotyczą wytrzymałośc na ścskane. Na rozcągane wytrzymałość nszcząca pasa rovngowego jest stała wynos: około 450 MPa w temperaturze 0 C, oraz około 50 MPa w temperaturze 54 C. Dane powyższe dotyczą kompozytu przy użycu kompozycj lamnującej złożonej z żywcy epoksydowej utwardzacza amnowego. Wagowy udzał szkła w kompozyce wynos 50 %. Moduł sprężystośc podłużnej kompozytu rovngowego szklanego: E = 350 000 MPa w temperaturze 0 C W przypadku kompozytu węglowego, który znaczne późnej w porównanu ze szkłem zyskał mejsce w budowe szybowców, stneje o wele uboższy materał statystyczny dotyczący wynków prób wytrzymałoścowych. Dlatego też dane są neco uboższe. Brak dotychczas badań ustalających regresję wytrzymałośc na ścskane wraz ze spadkem grubośc pasa (o le takowa stneje). Rovng węglowy jest ceńszy powerzchna przekroju poprzecznego jednego sznura przesyconego wynos : f 0 = 1,0mm 1mm. Wagowy udzał węgla w kompozyce wynos podobne jak w przypadku szkła około 50 %. Charakterystyka wytrzymałoścowa kompozytu węglowego zależy od zastosowanego rodzaju włókna węglowego, różnego w zależnośc od wytwórcy, nemnej jednak można do oblczeń przyjmować welkośc przecętne, podane ponżej. Wytrzymałość kompozytu węglowego, przy zastosowanu kompozycj lamnującej epdanowej, wynos: dla rozcągana: około 1300 MPa w temperaturze 0 C, oraz około 1000 MPa w temperaturze 54 C. Natomast w przypadku ścskana wytrzymałość wynos: około 850 MPa w temperaturze 0 C, oraz około 650 MPA w temperaturze 54 C. Moduł sprężystośc podłużnej kompozytu rovngowego węglowego wynos : E=1040000 MPa w temperaturze 0 C Moduł sprężystośc podłużnej kompozytu spada wraz z temperaturą zarówno dla kompozytu węglowego jak szklanego. Procentową regresję modułu w funkcj temperatury przedstawono na rys.0.4.
Rys.0.4. Procentowa regresja modułów sprężystośc kompozytów w funkcj temperatury 0.4.. Kompozyt tkannowy Kompozyt tkannowy stosowany jest na ścank pokryca. Zależne od rol jaką pokryce czy ścanka spełnają włókna tkann pownny przebegać albo równolegle do głównych os elementu albo dagonalne (rys.0.5). Rys.0.5. Układy włóken w kompozyce tkannowym tkanny o jednakowej lośc włóken w wątku osnowe tkanny o różnej lośc włóken w wątku osnowe
Powszechne stosowane są tkanny nemeckej wytwórn włóken INTERGLASGEWEBE. Do najpopularnejszych w szybownctwe należą tkanny oznaczone symbolam: 90070, 91110, 9110, 915 9140 posadających jednakową lość ntek w wątku osnowe. Różną sę one gramaturą rodzajem splotu. Tkanna 9145 różn sę od pozostałych tym, ż posada ukerunkowane własnośc, tzn. w jednym kerunku posada układ rovngów, zaś w kerunku prostopadłym newelką, tylko wążącą w całość lość ntek. Kompozyt z takej tkanny posada wyraźne ukerunkowane własnośc wytrzymałoścowe podobne jak kompozyt rovngowy. Tkanny INTERGLASGEWEBE są tkannam szklanym. Dla scharakteryzowana kompozytu tkannowego, oprócz własnośc wytrzy-małoścowych podaje sę także nformacyjne grubośc kompozytu w przypadku 1 warstwy tkanny przesyconej: δ tk. Wytrzymałość kompozytu tkannowego na rozcągane na ścskane dotyczy kerunku wzdłuż włóken, natomast moduły sprężystośc podłużnej (E) oraz postacowej (G) podawane są dla układu włóken równoległego dagonalnego. Zestawene wartośc podano w tab.0.8. Tab.0.8. Własnośc wytrzymałoścowe kompozytu tkannowego szklanego TKANINA δ A δ Rr Rc E+ Ex G+ Gx B [MPa] [mm] 90070 0,07 0,10 350 350 3000 13000 4500 9500 91110 0,10 0,17 30 300 3000 1500 4400 9100 9110 0,15 0,0 350 350 3000 1500 4300 9000 915 0,6 0,35 350 80 3000 1500 4300 8900 9140 0,36 0,50 350 350 3000 1500 4400 9100 9145 0,19 0,8 740 740 34000-4500 9100 Uwaga: δ A - grubość kompozytu formowanego pod cśnenem δ - grubość kompozytu formowanego ręczne B Podobne jak w przypadku kompozytów rovngowych wygodnym sposobem było podawane nośnośc jednego sznura, dla kompozytu tkannowego podaje sę także nośność paska kompozytu o szerokośc 1 cm zawerającego 1 warstwę danej tkanny: Rr, Rc, E, G. Welkośc te zebrano w tab.0.9. Tab.0.9. Nośność moduły jednostkowe kompozytu tkannowego szklanego R r R C E + Tkanna [N/cm] 90070 40 40 16000 900 300 6650 E x G + G x
91110 9110 915 9140 30 50 910 160 300 50 730 160 3000 34500 60000 83000 1600 18500 3000 45000 4400 6400 1100 15800 9145 1400 1400 64500-8600 - 9100 13400 3000 33000 Kompozyty tkannowe węglowe wykonywane są z tkann węglowych produkowanych równeż przez wytwórnę INTERGLASGEWEBE oznaczonych : 98110, 98130, 98131, 98140, 98141, 98150, 98151, 98166 98355. Tkanny japońske frmy TORAYCA noszą oznaczene: 6341, 634, 6343 6141. Charakterystykę wytrzymałoścową kompozytu tkannowego węglowego podano w tablcy 0.10 dla tkann INTERGLASGEWEBE w tab.0.11 dla tkann TORAYCA. Dla przesycana tkann szklanych węglowych stosowana jest taka sama żywca jak dla kompozytów rovngowych. Na rynku pojawają sę także tkanny hybrydowe posadające włókna meszane, tj. nne wzdłuż wątku nne wzdłuż osnowy. Są one kombnacją węgla ze szkłem węgla z aramdem. Charakterystykę kompozytów hybrydowych, przy zastosowanu takej samej kompozycj lamnującej jak w przypadku rovngu tkann jednorodnych pod względem rodzaju włóken, podano w tab.0.1. Tkanny te oznaczono symbolam producenta INTERGLASGEWEBE, a manowce: 98310, 9830, 98330, 98340. W tablcy podano równeż materał włóken w wątku osnowe tkanny hybrydowej. Charakterystykę wytrzymałoścową kompozytów z włóken aramdowych o nazwe KEVLAR podano w tablcy 0.13. Tab.0.10. Charakterystyka wytrzymałoścowa kompozytu tkannowego węglowego z tkann INTERGLASGEWEBE Tkanna 98110 98130 98131 98140 98141 98150 98151 98166 98355 Rr Rc E+ [MPa] 565 490 540 485 540 40 540 550 40 445 450 500 45 500 50 500 540 0 47000 45000 47000 47000 47000 44000 47000 49000 40000 Tab.0.11. Charakterystyka wytrzymałoścowa kompozytu tkannowego węglowego z tkann TORAYCA Tkanna 6341 634 6343 6141 Rr E+ [MPa] 570 890 430 670 58000 96000 48000 65000 Tab.0.1. Charakterystyka wytrzymałoścowa kompozytu tkannowego hybrydowego
Tkanna 98310 9830 98330 98340 Rr Rc E+ Materał [MPa] wątek osnowa 800 800 80000 A W 800 800 85000 A W 900 660 75000 S W 900 660 75000 S W Uwaga: Oznaczene materału: włókno aramdowe włókno szklane W- włókno węglowe Tab.0.13. Własnośc wytrzymałoścowe kompozytu aramdowego (KEVLAR) Tkanna 98655 98660 R r [N/cm] 300 3800 0.4.3. Skleny docsk w kompozyce Żywca z utwardzaczem tworząca kompozycję lamnującą jest jednocześne lepszczem kompozytu. Poszczególne warstwy tkanny czy rovngu ulegają spojenu podczas procesu utwardzana. Nejednokrotne względy konstrukcyjne wymagają połączena ze sobą dwóch elementów kompozytowych poprzez ch sklejene (rys.0.6). Rys.0.6. Sklena w kompozyce F powerzchna skleny P τ = - naprężene ścnające w spone F Klejene to może odbywać sę w trakce lamnowana, kedy ne doszło jeszcze do zżelowana kompozycj lamnującej. Wówczas mów sę o klejenu na mokro.
Jeżel mamy natomast połączyć ze sobą elementy kompozytowe wykonane wcześnej utwardzone, stosuje sę do tego równeż kompozycję lamnującą, a proces klejena nazywa sę potoczne klejenem na sucho. W przypadku klejena na mokro proces spojena elementów klejonych jest znaczne korzystnejszy, co daje wyższą wytrzymałość spony. W przypadku żywc epoksydowych wytrzymałość nszcząca sklen wynos N / cm dla klejena na mokro: 700 [ ] dla klejena na sucho: 500 [ N / cm ] Pewne rozwązana konstrukcyjne wymagają zamocowana elementu metalowego do kompozytu. Wówczas w mejscu połączena wykonuje sę lokalne zgrubene, poprzez mejscowe, nałożene welu warstw tkanny aby uzyskać grubość kompozytu co najmnej 5 mm. W przypadku kompozytu ceńszego zamocowane sworznowe ne jest w stane prawdłowo pracować. Nszczący docsk sworzna metalowego w kompozyce: p nszcz = k k 100 [MPa] - w kompozyce szklanym (0.6) 1 1 p nszcz = k k 150 [MPa] - w kompozyce węglowym (0.7) gdze: k 1 współczynnk zależny od kerunku włóken wg rys.0.7. k =1 gdy do otworu w lamnace wklejona jest tulejka do nej wsadzany jest sworzeń, k =0,8 gdy sworzeń jest wsadzany bezpośredno do kompozytu. Rys.0.7. Docsk sworzna w kompozyce 0.5. USTALANIE MASY TWORZYWA W ELEMENCIE KONSTRUKCYJNYM Dokonując analzy cężarowej szybowca w faze projektowana, musmy dokonać oceny masy elementów konstrukcyjnych. Jeżel brak danych statystycznych, masę trzeba oblczyć na podstawe charakterystyk tworzywa, której jednym z elementów jest masa właścwa. W przypadku tworzyw takch jak metal czy drewno masę elementu wyznacza sę z zależnośc:
m = γ (0.8) e V el gdze: m e -oblczana masa elementu konstrukcyjnego -masa właścwa tworzywa V -objętość tworzywa w elemence. el Do tego celu koneczna jest, znajomość masy właścwej tworzyw. Dla drewna metalu masę właścwą podano w tablcy 0.14. Tab.0.14. Masy właścwe metal drewna Materał Rodzaj Masa właścwa 3 g / cm Metale Stale Stopy lekke [ ] 7,85 7,88,70,80 Drewno Tarcca sosnowa Tarcca śwerkowa Tarcca jesonowa Sklejka brzozowa Sklejka bukowa 0,4 0,46 0,35 0,40 0,55 0,6 0,70 0,80 W przypadku, kompozytów rovngowych masę elementu oblczamy przy pomocy texu rovngu, tj. masy sznura rovngowego długośc 1 m. Tex podawany jest węc w g/m. Różne rovng mają różny tex, lecz rovng stosowany w lotnctwe ma najczęścej tex: rovng szklany:,4 g/m rovng węglowy: 0,8 do 0, g/m (zależne od lośc włóken) Dla kompozytów tkannowych podaje sę tzw. gramaturę czyl masę 1 m tkanny (tab.0.15). Poneważ udzał cężarowy zbrojena (rovng, tkanna) w kompozyce wynos 50 % przeto masę elementu kompozytowego uzyskuje sę mnożąc objętość materału przez tex lub gramaturę następne mnożąc przez dwa. Tab.0.15. Gramatury różnych tkann Rodzaj tkanny Symbol Gramatura [ g / m ] Szklana 90070 91110 9110 915 9140 9145 80 110 161 80 395 15
Węglowa 98110 98130 98131 98140 98141 98150 98151 98166 98355 6341 634 6343 6141 ybrydowa 98310 9830 98330 Aramdowa (KEVLAR) 98340 98655 98660 93 163 163 00 00 45 45 365 00 400 300 00 15 11 13 150 170 85 470 1. WYTRZYMAŁOŚĆ SKRZYDŁA 1.1. RODZAJE STRUKTUR SKRZYDŁA Przekrój skrzydła (rys.1.1) przenos obcążena przyłożone doń w postac: momentu gnącego normalnego M, momentu gnącego stycznego M, momentu skręcającego M, sły poprzecznej normalnej T N, oraz sły poprzecznej stycznej T t S t N
Rys.1.1. Obcążene przekroju skrzydła Poneważ głównym tworzywem szybowcowym jest newątplwe kompozyt, a w przypadku starych konstrukcj drewno, oblczena wytrzymałoścowe omówono w odnesenu do tych tworzyw. Wprawdze budowane są równeż. szybowce metalowe, to jednak w odnesenu do oblczeń struktur metalowych stneje wele podręcznków omawających problematykę bardzo szczegółowo, natomast kompozyt drewno posadają lteraturę raczej ubogą. Poneważ poprzez stosowane zróżncowanych co do kerunku sposobów orentacj włóken (równolegle lub dagonalne) można wpływać na charakter pracy w przenoszenu obcążeń poszczególnych elementów struktury skrzydła, można z dużym przyblżenem wprowadzć rozdzał funkcj tych elementów w stosunku do obcążeń, tak aby np. pasy dźwgara, przenosły moment gnący normalny, pokryce kesonu ścanka dźwgara ścnane skręcane td. W przypadku konstrukcj bezdźwgarowej odpowednm warstwom skorupy skrzydła można przypsać przynależne m funkcje w przenoszenu obcążeń. W zwązku z powyższym należy wyróżnć dwe główne grupy struktur nośnych skrzydła : dźwgarową skorupową. Można sobe wprawdze wyobrazć kompozytową strukturę półskorupową, ale jak dotąd ne znalazła ona mejsca wśród latających szybowców. Półskorupowy układ był natomast stosowany w drewne czego przykładem jest welopodłużncowe skrzydło szybowca SZD-4-4 FOKA-4. 1.. DREWNIANA STRUKTURA DŹWIGAROWA SKRZYDŁA Wele szybowców użytkowanych do dzsaj zostało zbudowanych w czase, gdy drewno było podstawowym tworzywem konstrukcyjnym. Ulegając neunknonym uszkodzenom w eksploatacj muszą być remontowane, w welu wypadkach muszą być odtwarzane całe zespoły skrzydła, dlatego zachodz koneczność dokonana ch oblczeń wytrzymałoścowych.
Wele konstrukcj amatorskch, szczególne w dzedzne bardzo lekkch samolotów czy motoszybowców wykorzystuje dźwgarowy układ drewnany, jako najłatwejszy technologczne a bardzo przejrzysty w rachunku wytrzymałoścowym. Elementam nośnym struktury są (rys.1.) dźwgar, keson, lstwa natarca. Rys.1.. Struktura skrzydła drewnanego z kesonem jednoobwodowym Jest to najprostszy układ z kesonem jednoobwodowym. Część spływowa skrzydła jest tutaj pokryta płótnem, nenośnym z wytrzymałoścowego punktu wdzena. W przypadku kesonu dwuobwodowego część spływowa jest równeż kryta sklejką co tworzy dwa obwody kesonu (rys.1.3). Wówczas elementam nośnym struktury są: dźwgar, oba obwody kesonu, lstwa natarca, dźwgarek tylny, zamykający drug obwód kesonu. Najczęścej spotykanym postacam dźwgara są układy: ceowy, stosowany zazwyczaj w konstrukcj z kesonem jednoobwodowym, teowy w strukturze dwuobwodowej, skrzynkowy stosowany w obu układach kesonów.
Rys.1.3. Struktura skrzydła drewnanego z kesonem dwuobwodowym Pasy dźwgara łączone są ze ścanką lub ścankam (rys.1.4) przy pomocy klejena. Poszczególne elementy struktury z racj ukerunkowana włóken (pasy mają włókna równoległe do os dźwgara, ścank sklejkowe kładzone są tak, aby włókna begły dagonalne względem os) spełnają określoną rolę w przenoszenu obcążeń. Rys.1.4. Postace dźwgarów drewnanych W przypadku kesonu jednoobwodowego moment gnący normalny przejmowany jest przez pasy dźwgara, natomast moment gnący styczny przez lstwę natarca pasy dźwgara. Moment skręcający przejmuje pokryce kesonu wraz ze ścanką dźwgara, sła poprzeczna normalna obcąża ścankę dźwgara; a sła poprzeczna styczna pokryca kesonu. Gdy w konstrukcj skrzydła zastosowano keson dwuobwodowy, wówczas moment gnący normalny przejmowany jest przez pasy dźwgara, natomast moment gnący styczny przez lstwę natarca dźwgarek tylny. Sła poprzeczna normalna przejmowana jest przez ścankę dźwgara, sła poprzeczna styczna przez pokryca kesonu, natomast moment skręcający przejmują pokryca kesonu wraz ze ścanką tylną. 1..1. Wytrzymałość dźwgara drewnanego
W przypadku dźwgara w kesone jednoobwodowym przejmuje on moment gnący normalny współpracuje z lstwą natarca w przejęcu momentu gnącego stycznego, co wywołuje naprężena w pasach. Sły w pasach dźwgara (rys.l.5) wynoszą: w pase górnym: P g = P 1 + P (1.1) przy czym obe ścskają pas górny, w pase dolnym: P d = P 1 P (1.) przy czym sła P 1 pas rozcąga, a sła P ścska Odległość pomędzy środkam przekrojów poprzecznych pasów wynos: δ g +δ d h = (1.3) zgodne z oznaczenam na rys. 1.5. Sła w pase wywoływana przez moment gnący normalny: M N P1 = (1.4) h a przez moment gnący styczny: M t P = (1.5) a o le pas dźwgara górny dolny mają tak sam przekrój. Najczęścej jednak grubość pasa górnego dolnego są różne (pas dolny jest ceńszy, gdyż drewno na rozcągane posada wyższą wytrzymałość nż na ścskane) wówczas słę w pase wywołaną zgnanem stycznym należy określć wg zależnośc: w pase górnym: δ g P g = P (1.6) δ + δ g d w pase dolnym: P d P δ d = (1.7) δ g + δ d
Rys.1.5. Sły w pasach dźwgara Naprężene w pase górnym (ścskające, przy dodatnm momence gnącym M N ) wynos: gdze: F g Pg σ C = (1.8) F g g = B δ jest przekrojem poprzecznym pasa górnego. Współczynnk bezpeczeństwa pasa górnego: R C ν g = (1.9) σ C gdze: R C - wytrzymałość pasa na ścskane (wg tab.0.6) Podobne naprężene w pase dolnym (rozcągające przy dodatnm momence gnącym wynos: M N ) gdze: F d P d σ r = (1.10) Fd = B δ jest przekrojem poprzecznym pasa dolnego. d Współczynnk bezpeczeństwa pasa dolnego: R ν d = σ r r
gdze: R r - wytrzymałość pasa na rozcągane (wg tab.0.6). Ścanka dźwgara przejmuje słę poprzeczną normalną (rys.1.6), która wywołuje w sklejce wydatek naprężeń stycznych: T q = N (1.11) Rys.1.6. Obcążene ścank dźwgara Naprężene ścnające w ścance wynos: q τ = (1.1) δ oznaczena wg rys. 1.6. Współczynnk bezpeczeństwa ścank (wstępny bez uwzględnena skręcana): R t ν = (1.13) τ gdze: R - wytrzymałość sklejk na ścnane (wg tab.0.7) t Algorytm oblczeń dźwgara drewnanego podano w tab.1.1. Tab.1.1. Algorytm oblczana wytrzymałoścowego dźwgara drewnanego Tab.1.1.xls Lp. Oznaczene / Operacja 1 3... n 1 y 3 δg 4 δd
5 B 6 0,5*(δg + δd) 7 h = - 0,5*(δg + δd) 8 MN 9 P1 = MN / h 10 Mt 11 a 1 P = Mt / (*a) 13 Pg = P1 + P 14 Fg = δg*b 15 σc = Pg / Fg 16 νg = Rc / σc 17 Pd = P1 - P 18 Fd = δd*b 19 σr = Pd / Fd 0 νd = Rr / σr 1 TN q = TN / 3 τ = q / δ 4 ν = Rt / τ 5 Rc 6 Rr 7 δ 8 Rt Dla skrzydła o kesone dwuobwodowym oblczene dźwgara upraszcza sę, albowem dźwgar główny przejmuje tylko zgnane normalne. Moment gnący styczny przejmowany jest przez lstwę natarca dźwgarek tylny (rys.1.7). Rys.1.7. Przejmowane momentu gnącego stycznego w skrzydle z kesonem dwuobwodowym Jeżel dźwgar posada budowę skrzynkową, a węc dwe (lub węcej) ścank wówczas w oblczenach jako welkość δ należy przyjąć łączną grubość wszystkch ścanek dźwgara.
Sła poprzeczna normalna w kesone dwuobwodowym przenesona jest przez ścankę dźwgara głównego ścankę tylną w proporcj ch sztywnośc na ścnane: T G δ N. prz = TN w ścance dźwgara głównego (1.14) G δ + GT T δ T = w ścance tylnej (1.15) T N. tyl TN TN. prz gdze: G - moduł odkształcena postacowego Oznaczena wg rys.1.8. Rys.1.8. Rozdzał sły normalnej Jeżel naprężene ścnające w ścance dźwgara osągne wartość τ = (1.16) τ kr wówczas ulega ona pofalowanu obraz pracy konstrukcj ulega zmane. Docążane są pasy, maleje sztywność układu skrzydła. Ne można węc dopuścć, aby w zakrese obcążeń dopuszczalnych pofalowane pojawło sę. Jeżel wytrzymałość skrzydła drewnanego udowadnana jest tylko oblczenowo, wówczas aż do pozomu obcążena nszczącego ne należy dopuścć pofalowana. W przypadku próby statycznej jako dowodu wytrzymałoścowego można dopuścć pofalowane neco wcześnejsze, jednakże struktura mus być zdolna do przenoszena obcążena aż do pozomu nszczącego. Przyjmując oznaczena wg rys.1.9 naprężene krytyczne wynos: dla jednostronnego klejena do podłużncy (rys 1.9 A) : 0,7 δ a τ kr 107500 [ / cm ] b b dla klejena z obu stron ścank (rys 1.9 B) 0,7 δ a τ kr 15000 [ / cm ] b b N (1.17) N (1.18)
Rys.1.9. Dane dla naprężena krytycznego w ścance Powyższe zależnośc odnoszą sę do sklejk o dagonalnym przebegu włóken, stosowanym z reguły na ścank dźwgara. Grubość pasa (szczególne w dźwgarku tylnym) może być lmtowana wytrzymałoścą skleny pasa ze ścanka (rys.1.10.). Rys.1.10. Sklena pasa ze ścanką Naprężene w sklene : q τ skl = (1.19) δ pasa gdze jako δ należy brać oczywśce pas węższy (zazwyczaj dolny). pasa Współczynnk bezpeczeństwa skleny:
τ kl ν skl = (1.0) τ skl gdze τ kl 400 N / cm (decyduje ścnane drewna na lcu pasa). 1.. Wytrzymałość kesonu Pokryca kesonu wraz ze ścanką, w przypadku układu jednoobwodowego, przejmują moment skręcający, który wywołuje wydatek naprężeń stycznych, zgodne z oznaczenam na rys.1.11: q S M S = (1.1) F Wydatek ten jest równomerny wzdłuż obwodu kesonu. Rys.1.11. Obcążene kesonu jednoobwodowego Sła poprzeczna styczna wywołuje ścnane pokryca górnego dolnego kesonu wydatkem: Tt qt = (1.) a w ścance ponowej powstaje wydatek q wyznaczony wg (1.1).
Rys.1.1. Dane dla naprężena krytycznego w pokrycu kesonu W zależnośc od znaku momentu skręcającego wydatek wynkowy w kesone jest sumą: q = q + q (1.3) K S t w pokrycu górnym albo w dolnym. W ścance dźwgara wystąp różnca lub suma wydatków, także zależne od znaku momentu skręcającego sły poprzecznej normalnej: q = q + q (1.4) K S co stanow skorygowaną wartość w stosunku do (1.1) algorytmu w tablcy 1.1. Naprężene tnące w pokrycu kesonu wynos: q K τ K = (1.5) δ K a w ścance dźwgara: q K τ K = (1.6) δ Welkość współczynnka bezpeczeństwa należy wyznaczyć analogczne jak w (1.13). Naprężene krytyczne w sklejce kesonu, stanowącej powerzchnę zakrzywoną (rys.1.1), przy przyjęcu oznaczeń wg tegoż rysunku, wynos: 350000 τ kr [ N / cm ] (1.7) 1, R a δ R W stosunku do naprężena krytycznego jego welkośc należy stosować take same założena jak dla ścank. Wytrzymałość sklen pokryć kesonu z pasam dźwgara z lstwą natarca należy wyznaczyć analogczne do wskazań formuły (1.19).
Algorytm oblczeń wytrzymałoścowych kesonu jednoobwodowego podano w tablcy 1.. Tab.1.. Algorytm oblczana wytrzymałoścowego kesonu jednoobwodowego Tab.1..xls Lp. Oznaczene / Operacja 1 3.. n 1 y Ms 3 F 4 qs = Ms / (*F) 5 Tt 6 a 7 qt = Tt / (*a) 8 qk = qs + Tt 9 δκ 10 τκ = qk / δk 11 q (wg tablcy 1.1) 1 qk = qs + q 13 δ 14 τk = qk / δ 15 νk = Rt / τk 16 νk = Rt / τk 17 Rt W kesone dwuobwodowym wydatk są różne w przednm tylnym obwodze, zależne od geometr struktury kesonu (rys.1.13). Rys.1.13. Geometra kesonu dwuobwodowego
Wprowadzając, zgodne z oznaczenam na wyżej wymenonym rysunku, welkośc: F = F 1 + F Φ Φ 1 = δ L 1 + 1 L = δ 3 3 L δ L + δ 4 4 + T δ T (1.8) Φ 3 = δ oraz oznaczając: A = S ( F Φ + F Φ + F ) Φ 1 M 1 3 (1.9) gdze M S jest momentem skręcającym rozpatrywany przekrój skrzydła, welkośc wydatków naprężeń stycznych wynoszą (rys.1.14): ( F Φ + ) q S = A F (1.30) 1 1 Φ 3 ( F Φ + ) q S = A F (1.31) 1 Φ 3 Rys.1.14. Wydatk naprężeń w kesone dwuobwodowym Zazwyczaj przekroje poprzeczne: kesonu przednego F 1 tylnego F są zblżone do sebe, wobec czego zblżone są też wydatk naprężeń q 1 oraz q. Ścanka dźwgara obcążona ch różncą, praktyczne blską zeru, w kesone dwuobwodowym skręcena ne przejmuje. W wększośc przypadków rozwązana konstrukcyjne stwarzają uproszczena, albowem najczęścej δ 1 = δ = δ T, L1 L, L3 L4. Naprężena w poszczególnych odcnkach kesonu wynoszą:
τ 1 = q + S1 q t δ 1 τ = q t q S 1 δ τ τ 3 4 q + = δ S q t 3 qt q = S δ 4 (1.3) τ = q + ( q q ) δ S1 S τ T = q S δ + q T T Współczynnk bezpeczeństwa należy wyznaczyć podobne jak w przypadku formuły (1.13). Algorytm oblczeń kesonu dwuobwodowego podano w tablcy 1.3. Tab.1.3. Algorytm oblczana wytrzymałoścowego kesonu dwuobwodowego Tab.1.3.xls Lp. Oznaczene / Operacja 1 3.. n 1 y Ms 3 F1 4 F 5 F = F1 + F 6 L1 7 L 8 L3 9 L4 10 11 T 1 δ1 13 δ 14 δ3 15 δ4 16 δ 17 δt 18 L1 / δ1 19 L / δ 0 L3 / δ3 1 L4 / δ4 T / δt 3 φ1 = (L1/δ1) + (L/δ) 4 φ = (L3/δ3) + (L4/δ4) + (T/δT)
5 φ3 = / δ 6 F1^ 7 F^ 8 F^ 9 (F1^)*φ 30 (F^)*φ1 31 (F^)*φ3 3 (F1^)*φ + (F^)*φ1 +(F^)*φ3 A = 0,5*Ms / [(F1^)*φ + (F^)*φ1 33 +(F^)*φ3 34 F1*φ 35 F*φ1 36 F*φ3 37 F1*φ + F*φ3 38 qs1 = A*(F1*φ + F*φ3) 39 F*φ1 + F*φ3 40 qs = A*(F*φ1 + F*φ3) 41 Tt 4 a 43 qt = 0,5*Tt / a 44 q (z tablcy 1.1) 45 qs1 + qt 46 qt - qs1 47 qs +qt 48 qt - qs 49 q + qs1 - qs 50 τ1 = (qs1 + qt) / δ1 51 τ = (qt - qs1) / δ 5 τ3 = (qs + qt) / δ3 53 τ4 = (qt - qs) / δ4 54 τ = (q + qs1 - qs) / δ 55 τt = (qs + qt) / δt 56 ν1 = Rt / τ1 57 ν = Rt / τ 58 ν3 = Rt / τ3 59 ν4 = Rt / τ4 60 ν = Rt / τ 61 νt = Rt / τt 6 Rt 1.3. DREWNIANA STRUKTURA SKORUPOWA SKRZYDŁA W przypadku drewnanej struktury skorupowej ne występuje dźwgar a skorupa mus przenosć wszystke rodzaje obcążeń. Aby to było możlwe w samej skorupe muszą być warstwy zdolne do przejmowana sł wzdłużnych sł ścnających.
W drewne uzyskuje sę ten efekt przez zastosowane układu meszanego sklejek o włóknach zorentowanych równolegle do os skrzydła (przejęce sł wzdłużnych) dagonalne (przejęce sł ścnających). Skorupa posada węc budowę złożoną (rys.1.15). Rys.1.15. Skorupa drewnana złożona Poneważ udzał warstw dagonalnych w przenoszenu sł wzdłużnych jest mały, a udzał warstw wzdłużnych w przenoszenu ścnana też jest mały, można oblczenowo wydzelć warstwy równoległe potraktować, je jako przenoszące moment gnący normalny styczny, a warstwom dagonalnym przypsać przenoszene ścnana skręcana. Geometrę warstw równoległych podano na rys.1.16. Położene środka cężkośc układu warstw wyznaczają zależnośc: = n l = 1 0 = = n x oraz: = 1 δ l δ x (1.33) z 0 = n l = 1 = = n = 1 l δ δ z (1.34) w odnesenu do dowolne wybranych os prostopadłych x z.
Rys.1.16. Geometra warstw równoległych Najwygodnej jest oś x usytuować jako równoległą do cęcwy przekroju skrzydła. Przez środek cężkośc przekroju należy przeprowadzć proste X-X Z-Z określające przebeg warstw neutralnych dla zgnana normalnego stycznego (rys.l.17). Rys.1.17. Zgnane warstw równoległych Naprężene normalne od zgnana normalnego w segmence przekroju -tym wynos: gdze: M N σ N. = z (1.35) I X
I X = = n = 1 l = n 3 δ δ z + l (1.36) 1 = 1 Naprężene normalne od zgnana stycznego w segmence -tym wynos: gdze: M t σ = x (1.37) I z I Z = 3δ δ l (1.38) 1 = n = n l x + = 1 = 1 Wynk będze tym blższy rzeczywstośc m na wększą lość segmentów podzelona jest skorupa złożona z warstw równoległych. Współczynnk bezpeczeństwa należy określć w stosunku do naprężena wypadkowego (rys.1.18), które osąga maksmum w narożu, w którym sumują sę naprężena od zgnana normalnego stycznego. σ = + (1.39) W. σ N. σ t. l Rys.1.18. Naprężene wypadkowe O le jest to rozcągane, wówczas współczynnk bezpeczeństwa wynos: R r ν = (1.40) σ W. a w przypadku ścskana należy współczynnk odneść do R C, przy czym obe welkośc podane są w tab.0.7. Warstwy równoległe tworzą jak gdyby pas dźwgara rozmazany na znacznej długośc cęcwy. Na końcach tego pasa zazwyczaj wklejone są ścank, których zadanem jest przenesene sły poprzecznej normalnej (rys.1.19). Naprężene tnące w ścankach wynos: TN τ (1.41) δ = = n = 1
Współczynnk bezpeczeństwa ścanek: R t ν = (1.4) τ gdze wartość R podano w tablcy 0.7. t Algorytm oblczana zgnana normalnego stycznego oraz ścnana normalnego podano w tab. 1.4. Tab.1.4. Algorytm oblczana zgnana normalnego stycznego oraz ścnana normalnego w drewnanej strukturze skorupowej Tab.1.4.xls Lp. Oznaczene / Operacja 1 3... n 1 δ 3 l 4 δ* l 5 x* 6 z* 7 Σ(δl* l) 8 (δl* l)*(x*) 9 Σ((δl* l)*(x*)) 10 xo* = Σ((δl* l)*(x*)) / Σ(δl* l) 11 (δ* l)*(z*) 1 zo* = (δ* l)*(z*) / Σ(δl* l) 13 x = (x*) - (xo*) 14 z = (z*) - (zo*) 15 x^ 16 z^ 17 (δ* l)*(x^) 18 (δ* l)*(z^) 19 Σ((δ* l)*(z^)) 0 δ^3 1 δ^3 / 1 l*(δ^3 / 1) 3 Σ( l*(δ^3 / 1)) Ix = [Σ((δ* l)*(z^))] + [Σ( l*(δ^3 / 4 1))] 5 Σ((δ* l)*(x^)) 6 l^3 7 l^3 / 1 8 δ*( l^3 / 1) 9 Σ(δ*( l^3 / 1)) Iz = [Σ((δ* l)*(x^))] + [Σ(δ*( l^3 / 30 1))] 31 MN / Ix 3 σn = (MN / Ix)*z
33 Mt / Iz 34 σt = (Mt / Iż)*x 35 σw = σn +σt (w narożu krytycznym) 36 ν = Rr / σw 37 MN 38 Mt 39 Rr Ścank ponowe: Lp. Oznaczene / Operacja 1 3... n 1 Ścanka 3 δ 4 * δ 5 Σ(*δ) 6 TN 7 τ = TN / Σ(*δ) 8 ν = Rt / τ 9 Rt Rys.1.19. Ścank ponowe Moment skręcający sła poprzeczna styczna przejmowane są przez warstwy dagonalne skorupy, które wraz ze ścanką tylną (o grubośc zblżonej do grubośc warstw dagonalnych skorupy, z uwag na fakt, ż ścanka ta przenos obcążena od zawasów, klap lotek) tworzą keson. Zanedbując ścank ponowe, można przyjąć ż skorupa tworzy keson jednoobwodowy (rys.1.0) przejmujący skręcane ścnane styczne, przy czym welkośc wydatków naprężeń stycznych q S oraz q t określają zależnośc (1.1) (1.). Założene to stawa rachunek po strone bezpecznej. Sposób oblczeń algorytm podane są w rozdzale 1...
Rys.1.0. Keson z warstw dagonalnych 1.4. WPŁYW ZBIEŻNOŚCI Jeżel obrys skrzydła ne jest prostokątny, a np. trapezowy wówczas wysokość poszczególnych profl, a węc dźwgara lub skorupy jest zbeżna wraz z rozpętoścą (rys.1.1). Sła rozcągająca pas lub skorupę z warstw równoległych, względne po drugej strone warstwy neutralnej sła ścskająca jest sumą geometryczną sły P wywoływanej momentem gnącym składowej ponowej Q,która odcąża slę poprzeczną normalną T N. Wówczas do oblczeń należy przyjmować ulżoną słę poprzeczną normalną: T = T Q N N (1.43) gdze zgodne z oznaczenam na rys.1.1.: Q M = h N γ tg (1.44) Rys.1.1. Wpływ zbeżnośc
1.5. KOMPOZYTOWA STRUKTURA SKRZYDŁA Z DŹWIGAREM Struktura kompozytowa, podobne jak drewno posada ukerunkowane własnośc wytrzymałoścowe. Do przenoszena naprężeń normalnych służyć będą pasy rovngowe lub tkanny położone równolegle względne tkanny z uprzywlejowanym kerunkem wzdłużnym (slna osnowa bardzo słaby wątek). Naprężana styczne przejmowane są przez tkanny ułożone dagonalne (pod kątem 45 do os skrzydła). Tablca 4.8. wskazuje na zróżncowane własnośc poszczególnych tkann. Tkanny dagonalne, przenoszące ścnane zazwyczaj powstają przez połączene klku różnych tkann w jedną skorupę (rys.1.). Poszczególne tkanny przenoszą ścnane proporcjonalne do swej sztywnośc na ścnane, określonej modułem G. Złożoną skorupę można potraktować oblczenowo jako jednorodną dokonując redukcj grubośc wg zależnośc: G G Gn δ G = δ + δ + δ + + δ n (1.45) G 3 1 3... G1 G1 1 gdze jako podstawową przyjęto tkannę o grubośc δ 1. Rys.1.. Warstwy dagonalne skorupy Dla przykładu na rys.1.. grubość zastępcza skorupy wynos: δ G = δ + δ 915 3 90070 G G 90070 915 W przypadku tkann równoległych przenoszących naprężena normalne redukcja dokonywana jest w odnesenu do modułu E : E E En δ E = δ + δ + δ + + δ n (1.46) E 3 1 3... E1 E1 1
Dla przykładu na rys.1.3 grubość zastępcza skorupy wynos: E 9110 δ E = 3 δ 9145 + δ 9110 (1.47) E9145 W powyższy sposób dokonuje sę nejako ujednolcena materału skorupy. Rys.1.3. Warstwy równoległe skorupy 1.5.1. Wytrzymałość dźwgara kompozytowego Dźwgar kompozytowy (rys.1.4) składa sę z pasów oraz ścank, która powstaje przez ownęce pasów tkannam w procese formowana dźwgara (przykład A ) lub sklejene jego dwóch połówek w płaszczyźne podzału na środku ścank (przykład B ).
Rys.1.4. Dźwgar kompozytowy Pas dźwgara kompozytowego zbudowany jest albo z rovngu (rys.1.5) albo z taśm tkanny o ukerunkowanym układze włóken tj. slnej osnowe często ze sznurów rovngu słabym wątku poprzecznym do kerunku głównego. Pas powstaje przez układane kolejnych taśm tkanny ukerunkowanej (rys.1.6). Rys.1.5. Oblczene pasów dźwgara kompozytowego Rys.1.6. Pas tkannowy dźwgara kompozytowego W przypadku pasa rovngowego, poszczególne sznury rovngu układa sę we wązkach. Jedna wązka wg stosowanych obecne technolog układana rovngów, zawera po 0 lub 10 sznurów rovngu. Najczęścej stosowane są wązk 0-to rovngowe. Oblczene pasa w przekroju y wzdłuż rozpętośc skrzydła przebega następująco : Z rysunku konstrukcyjnego należy odczytać lość wązek M w danym przekroju dźwgara. Ilość sznurów rovngu wynos w przypadku wązek 0-to sznurowych: j = 0 M (1.47) Grubość pasa: przy szerokośc B (rys.1.5) j f 0 δ = (1.48) B Szerokość dźwgara jest stała, zatem dentyczny wzór określa grubość pasa dolnego, przy lośc wązek odczytanych z rysunku dla pasa dolnego.
Po ustalenu grubośc pasów δ δ d należy wyznaczyć słę pasową: g M N P = (1.49) h gdze: M - moment gnący normalny w przekroju y skrzydła. N δ g + δ d h = (1.50) Sła przypadająca na jeden sznur rovngu: P P 1 = (1.51) j Współczynnk bezpeczeństwa: ν = σ (1.5) P 1 gdze: σ - jest nośnoścą jednego sznura wg rysunku 0.3 (wykres nośnośc w funkcj grubośc pasa dla t = 54 C) Jeżel współczynnk bezpeczeństwa ne osągne wymaganej wartośc należy zwększyć lość rovngu w pase rachunek powtórzyć dla nowej geometr pasa (wzrost grubośc δ ). Poszczególne wązk rovngu układane są w skrzydle w sposób narastający od końcówk do czoła skrzydła (rys.1.7) w sposób przypomnający resor. Narastane lośc wązek wynka z przebegu momentu gnącego normalnego geometr (wysokośc szerokośc) dźwgara. Rys.1.7. Układane wązek wzdłuż dźwgara Dla ułatwena oblczeń wygodne jest sporządzć wykres lośc wązek rovngu w funkcj rozpętośc dźwgara (rys.1.8) w oparcu o rysunek konstrukcyjny dźwgara. W przypadku pasa z taśm tkanny rovngowej czyl o ukerunkowanych własnoścach rachunek przebega dentyczne z tym, że zamast lośc wązek M, należy odczytać z rysunku konstrukcyjnego lość taśm N, a następne wyznaczyć słę przypadającą na jedną taśmę: P P1 TA = (1.53) N
gdze wartość sły P ustala sę znając grubość pasa równą: gdze: δ - grubość tkanny taśmy TA b TA - szerokość taśmy. N δ TA bta δ = (1.54) B Rys.1.8. Wykres układu wązek w pase Współczynnk bezpeczeństwa: gdze: TA ν = σ (1.55) TA = TA σ 1 P 1 TA σ TA b (1.56) σ 1 - nośność 1 cm szerokośc tkanny. Ścanka dźwgara kompozytowego obcążona jest złożonym układem wydatków naprężeń stycznych normalnych. Wydatek naprężeń stycznych pochodz od ścnana ścank słą poprzeczną normalną T N o welkośc: TN q1 = (1.57) oraz wydatek wywołany zbeżnoścą dźwgara wynos:
M N tgγ q = (1.58) h gdze welkośc h wg rys.1.5 zależnośc (1.50), a welkość γ wg rys.1.1. Wydatek naprężeń normalnych zostaje wprowadzony w ścankę poprzez sklenę z pasem, a wywoływany jest wydłużenem pasa ε p. q 3 = m tk E tk. x ε p gdze: m tk - lość warstw tkanny w ścance E - moduł sprężystośc podłużnej na 1 cm tkanny tk M N ε p = (1.59) h δ sr B E p δ sr δ g + δ d = średna grubość pasów dźwgara B - szerokość pasa dźwgara E - moduł sprężystośc podłużnej materału pasa. p Ponadto ścskane mędzypasowe ścank jest powodem powstana wydatku naprężeń normalnych: q 4 M N = h ε p (1.60) Sposób dzałana poszczególnych wydatków przedstawono na rysunku 1.9. Naprężene dzałające wzdłuż włóken: q α = q4 sn α + q3 cos α + ( q1 + q ) sn α (1.61) Poneważ włókna w ścance przebegają dagonalne, węc α=45, stąd sn α = 1, wobec tego: sn α = 0,5 = cosα, ( q3 + q4 ) + q1 q α = 0,5 + q (1.6)
Rys.1.9. Układ wydatków naprężeń w ścance dźwgara Współczynnk bezpeczeństwa: ν R r = lub q α R c q α (1.63) zależne od znaku (rozcągane, ścskane) wydatku q α. Na rysunku 1.9 przedstawono sytuację w okolcy pasa górnego, który jest ścskany (stąd q 3 jest ujemne). Ścskane mędzypasowe z natury tworzy wydatek q 4 ujemny. Wynkowy wydatek wzdłuż włóken, zależne od znaków wydatków składowych kerunku przekątnej może być ujemny lub dodatn, stąd przy współczynnku bezpeczeństwa należy odneść sę do R r lub R c. Algorytm oblczeń w tab.l.5. Tab.1.5. Algorytm oblczana dźwgara kompozytowego z rovngu tkann Tab.1.5.xls Lp. Oznaczene / Operacja 1 3... n 1 y 3 δg 4 δd 5 δsr = 0,5*(δg + δd) 6 h = - δsr
7 MN 8 P = MN / h 9 j 10 P1 = P / j σ* (wg wykresu z 11 rys.0.3) 1 ν = σ* / P1 13 TN 14 q1 = TN / 15 *MN / h 16 tgγ / 17 q = *MN / h * (tgγ / ) 18 δsr*h 19 B 0 B*Ep 1 (δsr*h)*(b*ep) p = MN / ((δsr*h)*(b*ep)) 3 mtk 4 Etk x *mtk 5 q3 = p*(etk x*mtk) 6 h^ 7 *MN / (h^) 8 q4 = p*(*mn / h^) 9 0,5*(q1+q) 30 q3 + q4 qα = (0,5*(q1+q)) + (q3 + 31 q4) 3 ν = Rc(r) / qα 33 Ep 34 35 γ 36 Etk x 37 Rc(r) Ważną welkoścą, która może zadecydować o wytrzymałośc dźwgara jest ścnane mędzywarstwowe, powodujące rozszczepene sę poszczególnych sznurów rovngu lub ścęce ścanek. Zagadnene ścsłego modelu znszczena jest złożone dokładny rachunek jest skomplkowany (B.Jancelewcz: Uproszczona analza wytrzymałoścowa struktur kompozytowych w złożonym stane obcążeń przy użycu zastępczych model zotropowych, Technka Lotncza Astronautyczna Nr 3, 6 7/1985). Poneważ jednak oblczena noszą charakter nżynersk służą do zwymarowana konstrukcj, a dowodem wytrzymałoścowym jest próba statyczna, można do zagadnena podejść w sposób przyblżony szacując welkość ścnana mędzypasowego w oparcu o formułę określającą wydatek tego ścnana jako: q mp = A B (1.64)
Rys.1.30. Oblczane ścnana mędzywarstwowego Zgodne z oznaczenam na rys.1.30: gdze: A S x = TN (1.65) I x T N - sła poprzeczna normalna I - moment bezwładnośc całego przekroju dźwgara S x x = F z + δ + δ p L1 z1 L z Natomast wyrażene B wynos: dla pasa rovngowego: B p = F p G p F p + δ G p ( L1 + L ) GS (1.66) dla ścank: B S = F p δ G p ( L1 + L ) GS + δ ( L1 + L ) GS (1.67) gdze G G są modułam odkształcena postacowego odpowedno pasa ścank. p S Powyższe wzory dotyczą punktu 0, w którym należy sę spodzewać krytycznej wartośc ścnana. Naprężene tnące w pase: w ścance: A B p τ p = (1.68) B
τ S A BS = (1.69) δ Współczynnk bezpeczeństwa w pase na ścnane mędzywarstwowe wynos: ν R t. kl p = (1.70) τ p gdze: R t. kl 700 N / cm jest wytrzymałoścą skleny pomędzy sznuram rovngu, dokonanej przez kompozycję lamnującą. W ścance dźwgara naprężene styczne od ścnana mędzywarstwowego wywoła wydatek: q 5 = τ S δ (1.71) który jest dalszym składnkem w sume wydatków (1.6). Współczynnk bezpeczeństwa określa nadal formuła (1.63). 1.5.. Wytrzymałość kesonu Wytrzymałość kesonu kompozytowego wymaga oblczeń dentycznych jak w przypadku sklejk, z tym że grubość skorupy kesonu należy określć w oparcu o zależność (1.45). Przebeg oblczeń podano w rozdzale 1. dla kesonu jedno- dwuobwodowego, przy dźwgarowym type konstrukcj skrzydła. Kompozyt, jako tworzywo względne młode, ne został jeszcze przebadany tak kompletne jak drewno czy metal. Dlatego brak dotąd wzorów emprycznych, podobnych do (1.17), )(1.18) czy (1.7), określających welkość naprężeń krytycznych w ścance lub pokrycu kesonu. Rachunek teoretyczny jest równeż bardzo skomplkowany praktyczne nedostępny w praktyce nżynerskej. Z powyższych względów, dla zabezpeczena sę przed przedwczesną utratą statecznośc ścanek powłok stosuje sę z reguły struktury przekładkowe z rdzenam pankowym z poluretanu lub polwnylu (rys.1.31). Jakkolwek struktury przekładkowe są bardzo korzystne z punktu wdzena sztywnośc skorupy na wyboczene, to jednak czynnkem nekorzystnym jest fakt znaczne trudnejszego remontu uszkodzeń w strukturze przekładkowej w stosunku do ltej skorupy kompozytowej. Rys.1.31. Przekładkowa budowa ścank dźwgara 1.6. KOMPOZYTOWA STRUKTURA SKRZYDŁA SKORUPOWEGO
Oblczena kompozytowej struktury są take same jak w przypadku skorupy sklejkowej (rozdzał 1.3) z tą różncą ż należy dokonać oblczena zastępczych grubośc skorupy, a węc zgodne z formułą (1.46) dla warstw o włóknach równoległych przejmujących zgnane, oraz wg formuły (1.45) dla warstw dagonalnych tworzących keson ścank. W przypadku skorup przekładkowych, rdzeń pankowy oblczenowo traktuje sę jako nenośny. Sprawdzena jednak wymaga wartość ścnana pomędzy okładzną a rdzenem, przy czym decyduje tutaj wytrzymałość pank na ścnane, której wartość zależy od rodzaju zastosowanego tworzywa pank. 1.7. ŻEBRO ZAMYKAJĄCE 1.7.1. Obcążena żebra zamykającego Żebro zamykające przejmuje ze skrzydła słę poprzeczną normalną wprowadzoną weń za pośrednctwem ścank dźwgara oraz moment skręcający wprowadzany wydatkem naprężeń wzdłuż obwodu żebra. Obcążena zewnętrzne (rys.1.3) odberane są przez reakcje zamocowana skrzydła do kadłuba za pośrednctwem żebra, do którego przymocowane są okuca mocujące. Rys.1.3. Obcążene żebra zamykającego Wartość reakcj w okucach wynos: R p L M S = TN + (1.7) L1 + L L1 + L R t L M 1 S = TN (1.73) L1 + L L1 + L Z wytrzymałoścowego punktu wdzena żebro stanow belkę obcążoną słą poprzeczną T, momentem skręcającym wprowadzonym za pośrednctwem wydatków q 1 oraz q N
reakcjam R R (rys.1.33). Dla uproszczena oblczeń można przyjąć ż na ogół struktura kesonu jest taka, ż p t 1 =. q q = q Moment gnący w przekroju x wynos: M gx ( x a) + T ( x L a) = q Fx R p N 1 (1.74) oraz towarzysząca mu sła poprzeczna: T = q R + T (1.75) x x p N Słę poprzeczną na końcu belk zamyka reakcja R t. Algorytm oblczana momentu gnącego sły poprzecznej na żebrze podano w tab.1.6. Tab.1.6. Oblczane momentu gnącego sły poprzecznej na żebrze zamykającym skrzydła Tab.1.6.xls Lp. Oznaczene / Operacja 1 3... n 1 x Fx 3 *q*fx 4 x-a 5 Rp* (x-a) 6 L1-a 7 x - (L1-a) 8 TN * (x - (L1-a)) Mgx = *q*fx + Rp* (x-a) + TN * (x - (L1-a)) 9 10 x 11 q*x 1 q*x - Rp 13 Tx = q*x - Rp + Tn 14 q 15 Rp 16 TN 17 a 18 L1 Żebro zamykające w skrzydle drewnanym wykonywane jest z drewna, natomast w konstrukcjach kompozytowych z kompozytu lub kombnacj kompozytu z drewnem lub metalem.
Rys.1.33. Moment gnący sła poprzeczna na żebrze 1.7.. Żebro zamykające drewnane Przykład rozwązana konstrukcyjnego żebra drewnanego pokazano na rys.1.34. Żebro posada pasy sosnowe lub śwerkowe ścankę sklejkową. Przy nezbyt wysokm obcążenu żebra w ścance mogą być wycęte otwory ulżenowe. Przyjmując oznaczena wg rys.1.34, naprężene w pase żebra wynos: σ = P B δ (1.76) p gdze sła pasowa: M gx P = (1.77) δ p Współczynnk bezpeczeństwa: ν R C = (1.78) σ gdze R jest wytrzymałoścą drewna pasa żebra na ścskane (decyduje pas ścskany). C
Rys.1.34. Żebro zamykające drewnane Naprężena tnące w ścance: T τ = X (1.79) δ Współczynnk bezpeczeństwa: ν R t. x = (1.80) τ Jeżel w ścance wykonano otwór ulżenowy, wówczas naprężene ścnające w ścance, przy średncy otworu d wynos: T β τ = X (1.81) ( d) δ gdze β jest współczynnkem koncentracj naprężeń przy otworze. Przyjęce β=1,5 stawa rachunek po strone zblżonej do warunków rzeczywstych. Z kole należy sprawdzć wytrzymałość sklen łączących żebro ze ścanką dźwgara z pokrycem (rys.1.35). Naprężene w sklene żebra ze ścanką (za pośrednctwem ponowego klocka): T X τ 1kl = (1.8) b 1 w sklene żebra z pokrycem: q τ kl = (1.83) b Przy wymaganym współczynnku bezpeczeństwa ν oraz wytrzymałośc skleny R = 400 N / cm można wyznaczyć koneczną szerokość żebra: kl
q b = ν (1.84) R kl szerokość klocka: b T = ν X 1 (1.85) Rkl Algorytm oblczeń podano w tab.1.7. Tab.1.7. Algorytm oblczeń żebra drewnanego Tab.1.7.xls Oznaczene / Lp. Operacja 1 3... n 1 x Mgx 3 B 4 δp 5 B*δp 6 7 - δp 8 P = Mgx / ( - δp) 9 σ = P / B 10 νpasa = Rc / σ 11 Tx 1 *δ 13 τ = Tx / (*δ) 14 νscank = Rt x / τ 15 Rc 16 Rt x 17 δ
Rys.1.35. Połączene klejowe żebra ze ścanką dźwgara pokrycem 1.7.3. Żebro zamykające kompozytowe Żebro zamykające kompozytowe posada budowę podobną do dźwgara. Przekrój poprzeczny takego żebra pokazano na rys.1.36. Z uwag na koneczność zapewnena dostatecznej sztywnośc stosuje sę tutaj z reguły strukturę przekładkową. Rys.1.36. Przekrój żebra kompozytowego Rdzeń stanow element nenośny, zatem struktura żebra jest dentyczna jak dźwgara, zatem oblczena wytrzymałoścowe należy prowadzć wg zależnośc podanych w rozdzale 1.5.1. Często jednak z racj slnego obcążena żebra wymaganej sztywnośc żebro buduje sę nakładając otulnę kompozytową na rdzeń z grubej blachy duralowej (6 do 8 mm), którą traktuje sę jako nenośną, natomast całe obcążena przejmuje rdzeń (rys.1.37).
Rys.1.37. Żebro z rdzenem duralowym Naprężene wywołane momentem gnącym, zgodne z oznaczenam na rys.1.37: 6 M gx σ = (1.86) δ r r a współczynnk bezpeczeństwa wynos: ν R. = r duralu (1.87) σ Naprężene od ścnana: τ = TX δ r r β (1.88) gdze: β - współczynnk kształtu przekroju, dla prostokąta równy 1,5 Wydatek naprężena ścnającego: q = τ δ r (1.89) wywołuje w sklene żebra z pokrycem naprężene: q τ skl = (1.90) B dając współczynnk bezpeczeństwa:
R t. kl ν = (1.91) τ skl gdze R tkl =700N/cm. Może okazać sę, ż współczynnk ten będze newystarczający, wówczas żebro może wymagać kształtu ceowego (rys.1.38) uzyskując w przekroju poprzecznym zwększene szerokośc klejena B. Oblczene jest proste ne wymaga tabelarycznego podawana algorytmu. Rys.1.38. Ceowe żebro zamykające. 1.8. OKUCIA SKRZYDŁA Okuca służą do połączena skrzydeł mędzy sobą z kadłubem. W zależnośc od rozwązana konstrukcyjnego rozróżna sę dwa podstawowe typy połączena: skrzydła lewe prawe połączone ze sobą, a kadłub podweszony do nch. Okuca skrzydło-kadłub przejmują tylko obcążena słą poprzeczną momentem skręcającym. Zgnane zamyka sę w układze skrzydeł, skrzydła łączone są z mostem centralnym w kadłube, który uczestnczy w przenoszenu zgnana skrzydeł, przejmuje słę poprzeczną moment skręcający, przy czym układ posada okuca główne tylne o bardzej skomplkowanych funkcjach. Układ perwszy jest dzsaj stosowany najczęścej oferuje bowem rozwązana prostsze lżejsze. Ne zawsze jednak może on być stosowany, z uwag na ogranczena narzucane typem przyjętego rozwązana konstrukcyjnego węzła skrzydło-kadłub. Rozwązana konstrukcyjne okuć mogą być bardzo różne, z uwag na koneczność dostosowana ch do konkretnej struktury skrzydła, nemnej jednak posadają pewne wspólne elementy, których oblczena wytrzymałoścowe operają sę na podstawowych modelach ch pracy. Typowe rozwązana okuć w układze perwszym t.j. skrzydeł przenoszących zgnane normalne z podweszonym kadłubem pokazano na rys.1.39. W układze A kkut dźwgara zakończony trzpenem (1) wchodz w gnazdo () przecwległego skrzydła na odwrót, kadłub zaś jest podweszony na trzpenach wchodzących w gnazdo przedne (3) tylne (4). W układze B wdłowy kkut dźwgara jednego ze skrzydeł nasuwany jest na pojedynczy kkut drugego skrzydła. Oba kkuty spnane są dwoma sworznam o os pozomej (1) () równoległej do os podłużnej kadłuba. Podweszane jest dentyczne jak w przypadku A, a węc w gnazdach (3) (4).
Rys.1.39. Okuca skrzydło-kadłub w układze kadłuba podweszanego. Układ drug pokazano na rys.1.40. Wszystke obcążena ze skrzydeł przejmowane są przez most w centralnej part kadłuba. Okuca zwązane z dźwgarem w postac uszu połączonych z pasam dźwgara górnym dolnym wchodzą w przecwokuca wdlaste kadłuba spęte są sworznem o os ponowej. Okuce tylne wchodz równeż w wdlaste okuce kadłuba połączone jest sworznem o os pozomej równoległej do cęcwy skrzydła. Moment gnący normalny przekazywany jest na most w kadłube przez węzły (1) (), sła poprzeczna moment skręcający przejmowany jest przez węzły (1), () (3). Rys.1.40. Okuca skrzydło-kadłub z mostem w part centralnej kadłuba. 1.8.1. Obcążena okuć Układ sł obcążających węzły okuć o schemace wg rys.1.39 pokazano na rys.1.41, z którego oznaczena wykorzystano w zależnoścach ponżej.
Rys.1.41. Obcążena węzłów okuć w układze z kadłubem podweszonym. Sły w węźle (1): 3 1 1 1 0 0 L M P P P N z y x = = = (1.91) Sły w węźle(): 3 0 0 L M P P P N z y x = = = (1.9) Sły w węźle(3): 1 1 1 0 1 3 3 3 L L M L L L T P P T P S N z y t x + + + = = = (1.93) Sły w węźle(4): 1 1 1 1 0 1 3 3 3 L L M L L L T P P T P S N z y t x + + = = = (1.94)
Moment gnący styczny M t przejmowany jest przez zgnane wysęgnka (kkuta) dźwgara względem os neutralnej, przebegającej wzdłuż os symetr wysęgnka (Rys. 1.4.). Rys.1.4. Zgnane momentem stycznym. Przyjmując oznaczena jak na rysunku 1.4 naprężene w pasach dźwgara: 6M t σ M = t B (1.95) δ + δ ( ) g d sumuje sę z naprężenam od zgnana normalnego, powodując docążene kkuta. Układ sł obcążających węzły okuć o schemace wg rys.1.40, pokazano na rys.1.43. Rys.1.43. Obcążene węzłów okuć w układze z mostem w kadłube. Przyjmując oznaczena wg tego rysunku oraz dodatne kerunk sł wg rys.1.41., sły w poszczególnych węzłach okuć wynoszą: Sły w węźle (1): 1 Px = T 1 t 4 M N M t Py = (1.96) 1 h L 0 1 1 M Pz = TN + 1 Lt Sły w węźle (): t S
Sły w węźle (3): 1 P = T P x y 3 3 M = L t t t P P P x y z 1 = Tt 4 M = h 1 = T N 0 N + M t L 1 M L t t S (1.98) (1.97) M s Pz = 3 Lt Sposób przejmowana powyższych sł w węzłach zależy od konstrukcyjnego rozwązana okuć. Metoda oblczeń będze węc wymagać podejśca ndywdualnego, natomast podane zostaną pewne ogólne zależnośc welkośc ułatwające zaprojektowane okuć. 1.8.. Wytrzymałość okuć Typowe okuce przejmujące obcążene z pasa dźwgara przedstawono na rys. 1.44. Rys.1.44. Okuce pasa dźwgara. Okuce może meć ucho pojedyńcze (układ A ) lub wdłowe (układ B ). Geometrę okuca podano na rys.1.45. Rys.1.45. Geometra okuca pasa dźwgara.
Naprężene w okucu odnesone jest do przekroju poprzecznego przez środek otworu prostopadłego do os podłużnej okuca: σ P = K δ ( b d ) (1.99) gdze poszczególne oznaczena podano na rys.1.45. Usytuowane otworu określa zależność: y c = (1.100) x od nej zależy welkość współczynnka K, którego welkość w forme zależnośc: K = f ( c, b, d ) (1.101) podano na rys.1.46. K 1,0 0,9 c =1,6 c =1,4 c =1, 0,8 c =1,0 0,7,0 3,0 4,0 b d Dla stal węglowej normalzowanej K 1,0 c =1,6 0,9 c =1,4 0,8 c =1, 0,7 c =1,0 0,6,0 3,0 4,0 b d Dla stal stopowej K 1,0 0,9 0,8 0,7 0,6 c =1,6 c =1,4 c =1,5 c =1, c =1,0 c =1,4 c =1, c =1,0 0,5,0 3,0 4,0 b d Dla duralu Rys.1.46. Współczynnk K dla okuć dźwgara. UWAGA: lna cągła dla ucha pojedyńczego, kreskowana dla wdłowego. Współczynnk bezpeczeństwa okuca:
RZm ν = (1.10) σ gdze welkość R Zm dotyczy wytrzymałośc zmęczenowej materału okuca. Warto zwrócć uwagę ż grubość okuca (rys.1.45) w marę przekazywana sły z pasa na metal okuca wzrasta, celem zwększena płynnośc zman sztywnośc układu pas-okuce. W przypadku gdy łączna grubość obu uszu w układze wdlastym ne jest równa grubośc przecwokuca z uchem pojedyńczym, wówczas fakt ten należy uwzględnć w wyrażenu (1.99). Połączene metalu z kompozytem pasa wymaga powleczena powerzchn okuca warstwą pośrednczącą (zazwyczaj klej BWF-1) dla zapewnena właścwej adhezj metalu do kompozytu, jeżel do klejena zastosowano kompozycję lamnującą epdanową. Naprężene w sklene (Rys.1.47) wynos: P τ skl = (1.103) Fskl gdze F skl jest powerzchną skleny po jednej strone blachy. Rys.1.47. Sklena okuca. Współczynnk bezpeczeństwa klejena: R tkl ν = (1.104) τ skl gdze przy zastosowanu kompozycj lamnującej epdanowej wartość R tkl =700 N/cm. W oblczenu tym założono równomerny rozkład naprężena ścnającego wzdłuż skleny, co ma mejsce na pozome nszczącym. Na pozome dopuszczalnym naprężene koncentruje sę na początku na końcu skleny (Rys.1.48). Łagodzący wpływ na przebeg naprężena gnącego wywera zbeżność blachy okuca na part skleny, co stopnowo zmena stosunek sztywnośc blachy kompozytu w marę przekazywana obcążena z pasa na okuce. Rys.1.48. Przebeg ścnana wzdłuż skleny. Typowe połączene trzpenowe dźwgarów pokazano na rys.1.49.
Rys.1.49. Okuce trzpenowe. Trzpeń wystający z czoła dźwgara wprowadzany jest w gnazdo na żebrze przecwległego skrzydła. Trzpeń osadzony jest w kostce duralowej, ta z kole wklejona jest pomędzy pasy ścank kkuta dźwgara. Sła P z powoduje zgnane ścnane sworzna. Rys.1.50. Obcążene sworzna. Zgodne z oznaczenam na rysunku 1.50. maksymalny moment gnący wysęgnka trzpena wynos * M g = Pz ( a b) (1.105) max wywołując naprężene: * M g max σ 1 = 3 (1.106) 3 Πd1 Ścnane trzpenowe wywołuje naprężene: P z d 1 τ = β 4 (1.107) Π gdze β=1,33 jest współczynnkem kształtu (dla przekroju kołowego). Na part trzpena osadzonego w kostce maksymalny moment gnący wynos: L M g max = Pz a + (1.108) 6 wywołuje naprężena od zgnana: M g max σ = 3 (1.109) 3 Πd Ścnane powodowane na tej part trzpena reakcję R wynos: R τ = β 4 (1.110) Πd
gdze: L a + a L R 6 6 + = Pz = Pz (1.111) L L 5L 6 Współczynnk bezpeczeństwa należy odneść do R r R t stal zastosowanej na trzpeń. Docsk w kostce duralowej zgodne z rys.1.51. wynos: 1 6c p = p + = + 1 p Pz (1.11) Ld L d Współczynnk bezpeczeństwa: R cdur ν = (1.113) p gdze R cdur jest wytrzymałoścą duralu na ścskane. Rys.1.51. Docsk trzpena do kostk. Kostka wklejona jest w kkut dźwgara poprzez powerzchne boczne kostk F s po obu stronach. (Rys.1.5). Rys.1.5. Sklena kostk ze ścankam kkuta dźwgara. Przyjmując oznaczena tego rysunku welkość naprężena stycznego (Rys.1.53) na bokach kostk wynos: L e + 1 τ = τ + = P + 1 τ z 3 (1.114) Fs Fs L Współczynnk bezpeczeństwa skleny wg zależnośc (1.104).
Rys.1.53. Naprężena tnące w sklene kostk. Okuce dźwgarka tylnego w przypadku układu okuć z mostem w kadłube, wygląda podobne jak okuce pasa dźwgara, z tym, że ustawone jest ponowo (Rys.1.54) wklejone do dźwgarka tylnego za pośrednctwem klocka z rowngu lub tkann rowngowych. Rys.1.54. Okuce dźwgarka tylnego. Oblczene okuca dźwgarka tylnego przebega tak samo jak oblczene okuca pasa dźwgara. Okuce trzpenowe wsuwane jest w gnazdo zamocowane na żebrze przecwległego skrzydła, poprzez wklejene perścena z łożyskem (najczęścej kulowym) lub tuleją (Rys.1.55). Rys.1.55. Gnazdo w zebrze dla trzpena. Powerzchna klejena perścena: zgodne z oznaczenam wyżej podanego rysunku: Π F kl = ( D d ) (1.115) 4
Naprężene tnące w sklene (po obu stronach perścena): Pz τ = (1.116) Fkl Współczynnk bezpeczeństwa wg zależnośc (1.104). Docsk trzpena do tule: Pz p = (1.117) bd 1 Współczynnk bezpeczeństwa: R cw ν = (1.118) p gdze R cw jest wytrzymałoścą na docsk tule perścena lub wkładk tulejowej wprasowanej w perśceń np. mosężnej. Połączene pasa dźwgara drewnanego z okucem dokonywane jest za pośrednctwem szwu ntowego przy zastosowanu ntów rurowych (Rys.1.56). Elementem nośnym połączena jest tulejka mocowana przez nt. Pomędzy czołam nta a sklejkowym okładznam pasa założona jest podkładka, dla zabezpeczena sklejk przy rozklepywanu nta. Rys.1.56. Połączene ntem rurowym. Szew ntowy (Rys.1.57) obcążony jest słą rozcągającą (lub ścskającą) P y, która z pasa dźwgara mus zostać przekazana na okuce. Rozkład tej sły pomędzy poszczególne rzędy ntów: I, II..N dokonywany jest przy założenu, ż szew ntowy wymusza jednakowe wydłużena względne drewna metalu, które są proporcjonalne do sztywnośc przekrojów poprzecznych pasa F D okuca F m przy modułach sztywnośc podłużnej E D E m.
Rys.1.57. Szew ntowy. Sła przenoszona przez N-ty rząd ntów w szwe wynos: N N N D D m m m m y N F E F E F E P P + = (1.119) z kole rząd N-1 obcążony jest sła: ( ) 1 1 1 + = N N N D D m m m m N y N F E F E F E P P P (1.10) albowem sła w pase drewnanym jest nższa o welkość P N. Na dowolnym rzędze ntów j sła wynos: j j j D D m m m m N j y j F E F E F E P P P + = + = 1 (1.11) Perwszy rząd ntów przenos słę: = = N y I P P P (1.1) Rozkład ten ne jest równomerny, lecz krzywolnowy, jak pokazano na rys.1.58. Złagodzene nerównomernośc zależy od stosunku przekrojów metalu drewna, który należy starać sę dobrać optymalne. Rys.1.58. Rozkład kolejnych sł przepływających z drewna na okuce.
W dowolnym przekroju j obcążene w metalu okuc wynos P j zgodne z zależnoścą (1.11), natomast w drewne obcążene spada po przekazanu sły na metal przez kolejne rzędy szwu w przekroju j wynos: P = P P (1.13) Dj y j W każdym węc przekroju należy wyznaczyć naprężena w drewne w metalu sprawdzć współczynnk bezpeczeństwa w obu elementach tj w pase okucu. Sła przypadająca na jeden nt w rzędze j szwu: Pj P nt = (1.14) mn gdze przez m n oznaczono lość ntów w rzędze. Połączene okuca tylnego z dźwgarkem tylnym przedstawono na rys.1.59. Okuce mocowane jest w dźwgarku pomędzy pasam przy pomocy klocka z drewna lub sklejk przy użycu ntów rurowych analogczne jak okuce pasa dźwgara. Rys.1.59. Okuce tylne. Układ sł obcążających nt układu (Rys.1.60) wywołuje wypadkowe obcążene nta równe: P = T + T + T (1.15) nt y z M będące sumą wektorową składowych: Py T y = (1.16) m P t z T z = (1.17) mt T M = P z r L0 r (1.18) r = 1 gdze przez m t oznaczono lość ntów rurowych w okucu tylnym.
Rys.1.60. Rozkład sł na ntach w okucu tylnym. Pracę nta w okucu pasa dźwgara lub w okucu tylnym lustruje rys.1.61. Rys.1.61. Praca nta rurowego (tulejk nośnej połączena). Tulejka nośna połączena ntowego (zakłada sę, ż sam nt ne pracuje, a służy tylko zaklepanu tulejk nośnej) jest ścnana (przekrój dwucęty). Naprężene tnące wynos: P τ = nt 4 β (1.19) Π D d gdze oznaczena podano na rys.1.61. Współczynnk przekroju rurowego β podano na rys.1.61.
Rys.1.6. Współczynnk przekroju b przy ścnanu przekroju rurowego o średncach: D zewnętrznej d wewnętrznej Ponadto tulejka nta rurowego jest zgnana momentem: 1 M g = P h max nt 0 (1.130) gdze: 1 h0 = ( δ m + δ D ) (1.131) Moment gnący wywołuje naprężena normalne w tulejce: g D DM d 3 max σ = (1.13) 4 4 Π Jakkolwek maksymalna wartość ścnana naprężena od zgnana tulejk ne pojawają sę w tym samym punkce przekroju poprzecznego to przyjęce, ż sumują sę stawa rachunek po strone bezpecznej wówczas naprężene zastępcze w tulejce wynos: σ + Współczynnk bezpeczeństwa: z = σ 3τ (1.133) R zm ν = (1.134) σ z gdze R zm jest wytrzymałoścą zmęczenową materału tulejk nta rurowego. Docsk tulejk do okuca: Pnt pm = (1.135) D δ m Współczynnk bezpeczeństwa:
R c ν = (1.136) p gdze R c jest wytrzymałoścą na docsk materału słabszego (albo tulejk, albo okuca). Docsk tulejk do drewna w przypadku klocka sklejkowego: Pnt pd = (1.137) Dδ D gdze oznaczena podano na rys.1.61, a przebeg docsku ma rozkład trójkątny. Współczynnk bezpeczeństwa: Rc skl ν = (1.138) pd gdze wytrzymałość sklejk na docsk R c wg tablcy 0.7. Jeżel tulejka osadzona jest w drewne wówczas nszczącą słę docsku określają wykresy na rysunku 1.63 dla kerunku sły obcążającej nt równoległego do włóken na rysunku 1.64 dla kerunku sły prostopadłego do włóken. Na tym ostatnm rysunku podano także zależność pozwalającą określć słę dzałającą pod kątem γ do kerunku włóken. Rys.1.63. Sła nszcząca drewno przez docsk tulejk (kerunek sły równoległy do włóken).
Rys.1.64. Sła nszcząca drewno przez docsk tulejk (kerunek sły prostopadły do włóken). Łączene okuć z przecwokucam dokonywane jest za pośrednctwem sworzn cylndrycznych lub stożkowych (Rys.1.65). Rys.1.65. Sworzne spnające okuca. Sworzeń cylndryczny przechodz przez górny dolny zespół uszu okuć, natomast sworzeń stożkowy rozperany jest od wewnątrz układu uszu przy pomocy rzymskej śruby. Sworzeń jest ścnany słą P y tworząc układ dwucęty. Ponadto jest zgnany momentem: M = P a (1.139) gmax y gdze a pokazano na rys.1.65.
Sposób oblczana sworzna określają zależnośc (1.19), (1.13), (1.133), (1.134), (1.135) (1.136).. WYTRZYMAŁOŚĆ URZĄDZEŃ MECANIZACJI PŁATA. Urządzenam mechanzacj płata są: klapa, lotka hamulec aerodynamczny. Klapa lotka pod względem wytrzymałoścowym posadają strukturę podobną do skrzydła. Mają węc, w przypadku struktury drewnanej, dźwgar keson, jednoobwodowy w przypadku kryca part spływowej płótnem dwuobwodowy przy krycu spływów sklejką. Oblczane wytrzymałoścowe struktury drewnanej ne wymaga węc specjalnych objaśneń. Neco naczej przedstawa sę problem wytrzymałoścowy w przypadku klapy lub lotk z kompozytu. Często bowem, jako element nośny służy rura kesonowa z kompozytu (Rys..1) do której doklejane są delkatne żeberka, a parta spływowa kryta jest płótnem. Rys..1. Klapa lub lotka kompozytowa. Rura kesonowa wykonana jest z dwóch połówek skorupy dagonalnej z uwag na uzuskane dużej sztywnośc skrętnej kesonu klapy czy lotk, zwanych dalej ogólne powerzchną sterową. Powerzchna sterowa podparta jest na klku zawasach wzdłuż rozpętośc, tworzy węc belkę welopodporową obcążoną w sposób cągły słam p. (Rys..).
Rys... Przebeg obcążeń powerzchn sterowej. Reakcje w zawasach, oraz przebeg momentów gnących sł poprzecznych należy wyznaczyć, wykorzystując metody rozwązywana belek statyczne newyznaczalnych (np. metoda trzech momentów, energetyczna tp.)..1 WYTRZYMAŁOŚĆ POWIERZCNI STEROWEJ. Keson pokazany na rys..1. przenos moment skręcający powerzchnę sterową, oblczony względem środka sł poprzecznych kesonu, którym jest środek okręgu skorupy poprzez wydatek naprężeń stycznych: M s qs = (.1) δ Π R Sła poprzeczna wywołuje wydatek: T q T = (.) β δ Π R gdze oznaczena pokazano na rys..1, natomast współczynnk β określa rys.1.6. Naprężene normalne od zgnana: M g 3 σ = 4 4 (.3) D d Π gdze: D = R, d = R δ Wydatek naprężena normalnego: q N = σ δ (.4) Wydatek dzałający wzdłuż kerunku włóken; zgodne z (1.61): qα = qs + qt + 0, 5qN (.5) Współczynnk bezpeczeństwa określa zależność (1.63)... WYTRZYMAŁOŚĆ AMULCA AERODYNAMICZNEGO.
amulec aerodynamczny jest płytą (metalową lub kompozytową o strukturze przekładkowej) wysuwanej ze skrzydła na powerzchn górnej dolnej, lub tylko górnej. Płyta zamocowana jest do ramon hamulca (dwóch lub węcej) (Rys..3). Każde z ramon obcążone jest reakcją podporową R płyty hamulca (Rys..4). Rys..3. Ramę hamulca. Rys..4. Obcążene płyty hamulca. Płyta hamulca wykonana jest albo z blachy duralowej, albo jako struktura kompozytowa. Rys..5. Przekrój poprzeczny płyty duralowej hamulca. W przypadku płyty metalowej oblczena wymaga znalezena położena os neutralnej przekroju poprzecznego. Przyjmując oznaczena rys..5. położene to określa zależność: L δ + h δ h0 = (.6) δ ( L + h) maksymalne naprężena normalne w skrajnym włókne płyty: M g ( h h0 ) σ = (.7) 3 δ h δh Lδ h0 + hδ h0 + 1 Średne naprężene tnące:
τ T = δ ( L + h) (.8) Naprężene zastępcze w rozpatrywanym przekroju płyty: σ + Współczynnk bezpeczeństwa należy odneść do wytrzymałośc duralu którego wykonano płytę. Jeżel płyta hamulca wykonana jest z kompozytu w postac struktury przekładkowej (Rys..6) wówczas jako pracujące zakłada sę okładzny kompozytowe, po obu stronach pankowego rdzena. z = σ 3τ (.9) Rys..6. Przekrój poprzeczny kompozytowej płyty przekładkowej hamulca. Sła wzdłużna ścskająca jedną, a rozcągająca drugą okładznę: M g Pok = (.10) h δ wywołuje wydatek naprężeń normalnych: P q = ok n L (.11) Sła poprzeczna T wywołuje wydatek naprężeń stycznych: T q T = (.1) L Jak wdać z powyższych zależnośc płyta mus posadać okładzny posadające tkanny równoległe, dla przenesena wydatku q n dagonalne dla przenesena wydatku q t. Odpowedne współczynnk bezpeczeństwa należy odneść do wytrzymałośc poszczególnych warstw, równoległej dagonalnej. (Rys..7). Rys..7. Wydatk naprężeń w kompozytowej okładzne płyty. Płyta hamulca zamocowana jest do ramena w sposób umożlwający obrót, w zawązku z knematyką hamulca, chowanego w skrzydle w skrzynce hamulcowej. Ramę hamulca,obcążone reakcją R poddane jest zgnanu momentem: = R r (.13) M g R h Najczęścej ramę hamulca, z uwag na casnotę w skrzynce hamulcowej skrzydła wykonywane jest z rurk spłaszczonej (Rys..8).
Rys..8. Geometra rurk spłaszczonej. Welkośc charakterystyczne przekroju rurek spłaszczonych podano w tablcy.1. Przekrój perwotny Przekrój spłaszczony Dxδ a b F [cm ] J x [cm 4 ] J y [cm 4 ] 1x1 6 15,5 0,3456 0,0735 0,01716 14x1 8 17,5 0,4084 0,103 0,03716 14x1,5 8 17,5 0,5891 0,164 0,04775 16x1 8 0,5 0,471 0,044 0,04450 16x1,5 8 0,5 0,6833 0,803 0,05745 18x1 10,3 0,5311 0,900 0,07900 18x1,5 10,3 0,7775 0,3985 0,10460 0x1 10 5,7 0,5969 0,4485 0,0990 0x 10 5,7 1,1310 0,7197 0,14550 x1 10 9 0,6597 0,5764 0,10630 x1 1 7,7 0,6597 0,56 0,14800 x1,5 11 8,3 0,9660 0,7933 0,16990 x1,5 1 7,7 0,9660 0,7894 0,000 x 1 7,7 1,570 0,9837 0,4080 5x1 1 3,5 0,7540 0,8493 0,17710 5x1 14 31,3 0,7540 0,843 0,3330 5x1,5 1 3,5 1,1074 1,03 0,4030 5x 1 3,5 1,4451 1,5090 0,8940 8x1 14 36 0,8483 1,013 0,7310 8x1,5 14 36 1,488 1,7110 0,37580 30x1 16 38 0,9111 1,4796 0,38000 35x1 18 44,7 1,0681,3907 0,5990 35x 18 44,7,0740 4,391 1,01380 40x1 0 50 1,50 3,3551 0,8110 40x1,5 0 50 1,8140 4,8505 1,1470 40x1 59, 1,380 5,443 1,18540 Tab..1. Momenty bezwładnośc rurek spłaszczonych z przekroju kołowego. Zgodne z oznaczenam w tab..1. rys..8, naprężene normalne w przekroju ramena u nasady (okolca spawu przy os ramena) wynos: M a σ = gr (.14) J y Średne naprężene ścnające: R τ = (.15) F
wraz z naprężenem normalnym tworzą naprężene zastępcze: σ + Współczynnk bezpeczeństwa: Rr ν = ksp (.17) σ z gdze k sp jest współczynnkem osłabena materału rurk ramena hamulca w okolcy spony spowodowane przegrzanem. Najczęścej przyjmuje sę ż k sp =0,8. z = σ 3τ (.16).3. ZAWIASY POWIERZCNI STEROWYC. Powerzchne sterowe (klapa, lotka) zaweszone są na skrzydle przy pomocy zawasów. Najczęścej jest to układ zawasu na powerzchn sterowej przecwzawasu na skrzydle (Rys..9.). Rys..9. Zaweszene powerzchn sterowej. Zawas przecwzawas są z reguły mocno przewymarowane ze względów sztywnoścowych. Natomast oblczena wytrzymałoścowego wymaga łożysko zawasu. O le jest to łożysko kulkowe, mus być dobrane tak, aby współczynnk bezpeczeństwa: P nom ν = 1,0 (.18) R gdze P nom jest dopuszczalnym obcążenem zastosowanego łożyska. W przypadku łożyska ślzgowego konecznym jest sprawdzene docsku mędzy łożyskem, a sworznem (Rys..10). Beżną łożyska jest tulejka ślzgowa, ślzgająca sę po tule dystansowej. Rys..10. Połączene zawasu z przecwzawasem łożyskem ślzgowym. Wg oznaczeń na rys..10 docsk wynos: R p = (.19) b d t t
Współczynnk bezpeczeństwa: R cd ν = (.0) p gdze R cd jest docskem nszczącym w materale słabszym (tule dystansowej albo tulejk ślzgowej). Sworzeń łączący okuce z przecwokucem jest dwucęty naprężene ścnające wynos: R τ = (.1) Πd s gdze współczynnk β=1,33. Współczynnk bezpeczeństwa należy odneść do wytrzymałośc na ścnane materału sworzna łączącego. Zamocowane zawasu przecwzawasu do dźwgarka tylnego skrzydła dźwgarka powerzchn sterowej dokonywane jest przy pomocy śrub. Rozkład obcążeń pomędzy poszczególne śruby podano na rys..11. Rys..11. Rozkład sł na poszczególne śruby zamocowana. Zgodne z oznaczenam na nm, obcążene -tej śruby wynos: a Pn = R (.) h 1 P t = R (.3) 4 Sła P t ścna sworzeń, dając naprężene wg zależnośc (.1) ścnające przekrój poprzeczny śruby oraz powoduje docsk do drewna, którego wartość nszczącą podają rysunk 1.63 1.64. Dla oblczena współczynnka bezpeczeństwa należy brać tylko połowę wartośc sł podanych na rys. 1.63 1.64, poneważ zawas obcąża śrubę jednostronne, dając nerównomerny rozkład docsku do drewna. Obnżene sły do połowy wynka z założena, ż docsk do drewna będze posadał trójkątny rozkład wzdłuż szerokośc dźwgarka B (Rys..11). Sła P n rozcąga śrubę wywołując naprężene normalne: Pn σ = (.4) Frdz gdze: F rdz - powerzchna przekroju poprzecznego rdzena śruby. Ponadto sła P n powoduje czołowy docsk podkładk do drewna do powerzchn lcowej sklejk: 4P p = n Π( D d ) (.5) Współczynnk bezpeczeństwa:
p nszcz ν = (.6) p gdze nszczący docsk do lca sklejk wynos: p nszcz =500N/cm, D jest średncą podkładk, a d średncą otworu w podkładce. Jeżel powerzchna podkładk do drewna okaże sę newystarczająca dla zachowana wymaganego współczynnka bezpeczeństwa, wówczas należy zaprojektować wększą podkładkę specjalną. Mocowane zawasu przecwzawasu w przypadku konstrukcj kompozytowej dokonywane jest przez wlamnowane okuca do klocka w dźwgarku co daje slny sztywny węzeł. Trudno ustalć tutaj model pracy takego połączena, jednakże próby statyczne wykazują, że dla występujących welkośc sł R w zawase zamocowane to jest raczej przewymarowane. Gdy konsola do struktury kompozytowej mocowana jest przy pomocy śrub, tak jak w drewne, docsk do klocka kompozytowego należy oblczyć borąc pod uwagę nośność kompozytu podaną zależnoścam (0.6) (0.7) oraz rys.0.7. 3. WYTRZYMAŁOŚĆ USTERZEŃ. 3.1..USTERZENIE WYSOKŚCI. Najczęścej spotykanym układem jest usterzene wysokośc dzelone składające sę ze statecznka steru. W nektórych konstrukcjach stosowane jest usterzene typu płytowego (ne dzelone), gdze cała powerzchna wychylana jest wraz z ruchem sterowncy. Sła P wyznaczona w rozdzale 13, stanow bezpośredne obcążene dla usterzena płytowego, natomast w przypadku usterzena dzelonego należy wyznaczyć część sły P przypadającej na statecznk wysokośc część obcążającą ster. 3.11. Podzał sł pomędzy statecznk ster. Sła P składa sę z obcążena aerodynamcznego P a oraz masowego P mas zgodne z wyrażenem (13.). Rozkład obcążena aerodynamcznego na usterzenu wysokośc pomędzy statecznk ster jest proporcjonalny do rozkładu cśneń wzdłuż cęcwy (Rys.3.1). Rys.3.1. Analtyczny podzał rozkładu cśneń wzdłuż cęcwy usterzena wysokośc. Wynkowy rozkład cśneń, określony zależnoścam (5.10) podany na rys.5.6, określa ogólny przypadek proflu dwukrotne załamanego.
Przykład wyznaczana podzału mędzy ster statecznk ogranczono na rys. 3.1, do proflu jednokrotne załamanego, jako występującego najczęścej (w szybownctwe coraz powszechnej rezygnuje sę z klapk wyważającej na rzecz trymera sprężynowego). Dla celów analtycznych należy podzelć rozkład cśneń na fgury regularne (prostokąty trójkąty). Część powerzchn wykresu na rys.3.1. odpowadająca statecznkow wynos: 1 F1 = p1 l1 + p l1 + p3 l + ( p1 p3 ) l (3.1) odpowadająca sterow: 1 F = p3 l3 (3.) Sła aerodynamczna obcążająca statecznk wynos: F1 Pastat = Pa F1 + F (3.3) oraz ster: F Paster = Pa F1 + F (3.4) Sła aerodynamczna na sterze leży w odległośc: 1 asteru = l 3 3 (3.5) co wynka z trójkątnego rozkładu na rys.3.1, na part steru. Położene sły aerodynamcznej na statecznku określa zależność: 1 l 1 l1 l 1 l a stat = p1 + p + p3l l1 + + ( p1 p3 ) l1 + F1 6 3 (3.6) Słę masową P mas należy rozdzelć proporcjonalne do masy, a węc: mstat Pmasstat = Pmas mstat + msteru (3.7) obcąża statecznk, natomast na ster dzała: Pmasster = Pmas Pmasstat (3.8) Układ powyższych sł pokazano na rys.3.., gdze przez c oznaczono położene środka cężkośc odpowedno steru statecznka. Rys.3.. Układ sł na usterzenu wysokośc. Wynkowa sła na statecznku: Pstat = Pastat Pmasstat (3.9) leży w odległośc: Pastat astat Pmasstat cstat x0 stat = P P astat masstat
od krawędz natarca proflu na średnej cęcwe odnesena usterzena. Wynkowa sła na sterze: Pster = Paster Pmasster (3.10) leży w odległośc: Paster aster Pmasster cster x0 ster = (3.11) Paster Pmasster od os obrotu steru. Położena sł w odnesenu do cęcwy statecznka steru wynoszą: x0stat e0 stat = lstat (3.1) x0ster e0 ster = l (3.13) ster 3.1.. Obcążena steru wysokośc. Ster wysokośc jest powerzchną sterową, a węc jego obcążene gętne odpowada przebegow przedstawonemu na rys.., z tym, ż konkretny przebeg zależy od lośc podpór (zawasów) steru. Zgnane ne wymaga węc dalszych komentarzy. Omówena natomast wymaga skręcane steru. Położene środka sł poprzecznych (SSP) należy wyznaczyć zgodne z uwagam w rozdzale 11.1., oblczając welkość e SSP ". Powerzchnę steru wysokośc należy podzelć na segmenty oblczenowe o powerzchn S analogczne jak w przypadku skrzydła, przyjmując n' segmentów ( = 1,,3...n). Średne cśnene na sterze, zgodne z oznaczenam na rys.3.3. wynos: Pster qśr = (3.14) l + l b ( 1 ster ster ) Rys.3.3. Podzał steru na segmenty. Moment skręcający od obcążena na sterze w przekroju wg rys.3.4. wynos: = j = n ( ) = q ( e e ) M 0 l S (3.15) Sa j śr ster SSP Rys.3.4. Skręcane steru wysokośc.
Moment skręcający od reakcj w przekroju j wynos: R j ( ) = R e M l (3.16) Sa j R n SSP gdze sumowane dotyczy kolejnych loczynów reakcj jej ramena względem SSP dla poszczególnych reakcj: R n, R n-1...r j. Wypadkowy moment skręcający, przy zachowanu konwencj znaków momentu, wynos: M = M M (3.17) Sj ( Sa ) j ( SR ) j Przebeg tych momentów podano na rys.3.5, przy założenu ż ster podparty jest na trzech zawasach, po jednej strone płaszczyzny symetr szybowca oraz, że dźwgna układu napędowego steru odberająca moment zawasowy umeszczona jest na czole steru (welkość M so ). Rys.3.5. Przebeg momentu skręcającego ster wysokośc. W przypadku odboru w odległośc Y od płaszczyzny symetr przebeg ulega modyfkacj (Rys.3.6).
Rys.3.6. Odbór momentu poza płaszczyzną symetr. Algorytm wyznaczana momentu skręcającego ster wysokośc podano w tablcy 3.1. L.p. Oznaczene Operacja 1. y. l 3. y 4. S ( ) ( 3) 5. e 0ster 6. e SSP 7. (5)-(6) 8. S l ( ) ( 4) q 7 9. ( ) 10. (8):(9) 11. (M Sa ) j j ( 10 ) 1. R śr = = n 13. ( ) ( 6) 14. ( ) ( 13) 15. (M SR ) j j ( 14 ) = = n 16. M S -(11)-(15) Tab.3.1. Algorytm oblczana skręcającego ster wysokośc. Oblczena wg tab.3.1. 3.1.3. Wytrzymałość steru wysokośc. Ster wysokośc posada strukturę powerzchn sterowej, wytrzymałoścowo podobnej do struktury klapy lub lotk. Oblczena wytrzymałoścowe takej struktury podano w rozdzale.1. 3.1.4. Obcążena statecznka wysokośc. Statecznk wysokośc stanow belkę utwerdzoną w płaszczyźne symetr szybowca, obcążoną obcążenem cągłym aerodynamcznym masowym oraz skuponym pochodzącym od reakcj steru w zawasach podweszających ster do statecznka. Schemat obcążena podano na rys.3.7. Utwerdzene w płaszczyźne symetr jest założenem teoretycznym gdyż w rzeczywstośc sposób
zamocowana określa typ okuć statecznka wysokośc mocujących go do kadłuba (lub usterzena kerunku w przypadku układu T ), jednak na ogół na małej baze, co zblża zamocowane do modelu utwerdzena. Rys.3.7. Obcążene statecznka wysokośc. Obcążene cągłe na belce statecznka wynos: Pstat l1stat p1 = (3.18) b l1stat + lstat w płaszczyźne symetr szybowca, oraz: Pstat lstat p1 = (3.19) b l1stat + lstat na końcówce statecznka, przy czym l 1 stat jest cęcwą statecznka w płaszczyźne symetr szybowca, a l stat na końcówce. Dla wyznaczena przebegu obcążeń należy statecznk, podobne jak ster, podzelć na segmenty oblczenowe o powerzchn S szerokośc y (Rys.3.8) oraz zlokalzować położene zawasów, a węc tym samym reakcj od steru: R 1, R...R n. Rys.3.8. Podzał na segmenty statecznka wysokośc. Średne obcążene cągłe na segmence wynos: ( p1 p ) b b p = p + y = p + E y (3.0) b Sła poprzeczna od obcążena statecznka (bez reakcj steru) wynos dla dowolnego przekroju j : = j = n T * = p y (3.1) j Moment gnący w przekroju j, zgodne z oznaczenam na rys.3.9 od obcążena na statecznku (bez reakcj steru) wynos: * M M + T y (3.) gj = g + ( j+ 1) ( j 1) g Sła poprzeczna od reakcj steru w przekroju j : R j T Rj = R (3.3) R n Moment gnący od reakcj steru w przekroju j :
R j M g = Rj Rr (3.4) Rn gdze ramę r jest odległoścą poszczególnej reakcj od przekroju j. Rys.3.9. Welkośc dla wyznaczena momentu gnącego. Wynkowa sła poprzeczna w przekroju j : T = T * + T (3.5) j j Rj oraz wynkowy moment gnący w tym samym przekroju: * M = M + M (3.6) g j g j g Rj Przebeg sły poprzecznej wzdłuż rozpętośc podano na rysunku 3.10, a momentu gnącego na rys.3.11. Rys.3.10. Przebeg sły poprzecznej na statecznku (połówka steru zaweszona na 3 podporach). Rys.3.11. Przebeg momentu gnącego dla warunków jak na rys.3.10. Algorytm oblczana zgnana statecznka podano w tablcy 3..
L.p. Oznaczene Operacja 1. y. b y b E 3. ( ) 4. p p +(3) 5. y 4 5 ( 1) 6. ( ) ( ) 7. Tj * j ( 6 ) 8. y g = = n 9. ( 7) ( 8) 10. (8):(9) * 11. M = j 1 g j ( 9 ) 1. R + = n 13. T R Rj ( 11 ) 14. r j Rn 15. M R grj ( 14 ) 16. T j (7)+(1) 17. M gj (10)+(15) Tab.3.. Algorytm oblczana zgnana statecznka wysokośc. j Rn Oblczena wg tab.3.. tab.3.3. Moment skręcający statecznka wywoływany jest równeż obcążenem na statecznku reakcjam steru. Położene środka. sł poprzecznych (SSP) na statecznku należy wyznaczyć wg rozdzału 11.1 oblczając welkość e SSP. Układ sł na statecznku w odnesenu do SSP podano na rysunku 3.1. Rys.3.1. Usytuowane sł na statecznku wysokośc w przekroju. Moment skręcający od sł na statecznku w przekroju j wynos: = j * M Sj = p y SSP 0stat = n oraz od reakcj steru: R j ( e x ) ( e ) l (3.7) M = R 1 l (3.8) SRj Rn SSP Wynkowy moment skręcający po uwzględnenu konwencj znaku momentu:
M Sj = M * Sj M SRj (3.9) Przebeg momentów skręcających (przy założenu połówk steru na 3 podporach) podano na rys.3.13. Rys.3.13. Przebeg momentu skręcającego na statecznku wysokośc. Algorytm oblczana skręcana podano w tablcy 3.3. L.p. Oznaczene Operacja 1. y. p y Z tab.3.. 3. l 4. e SSP 5. (4)-x 0stat 3 5 6. ( ) ( ) 7. ( ) ( 6) 8. M Sj * = j = n ( 7 ) 9. R 10. 1-e SSP 1-(4) 11. ( 3) ( 10) 1. R (9):(10) 13. M j SRj ( 1 ) 14. M Sj -(8)-(13) Tab.3.3. Algorytm oblczana skręcana statecznka wysokośc. = = n 3.1.5. Wytrzymałość statecznka wysokośc.
Statecznk wysokośc może meć strukturę drewnaną lub kompozytową o budowe takej samej jak skrzydło. Wszystke rozważana zawarte w rozdzałach 1. do 1.6 są aktualne równeż dla statecznka wysokośc. 3.1.6. Okuca statecznka wysokośc. Różne przykłady rozwązana okuć statecznka wysokośc podano na rys.3.14. Są to oczywśce najbardzej typowe układy, jednakże może stneć szereg nnych rozwązań. Rys.3.14. Rodzaje okuć statecznka wysokośc. W układze gnazdowo-sworznowym w kadłube znajdują sę gnazda, w które wchodzą sworzne (czopy) względne uszy przez które przetykany jest sworzeń (Układ A ). W układze gnazdowo-rurowym do kadłuba przymocowana jest rura z czopam, na którą nasuwane są gnazda w żebrach statecznka, lub sworzeń też na stałe mocowany w kadłube z nasuwanym gnazdem w żebrze statecznka (Układ B ). W układze teowym okuce tylne w kształce ltery T wlamnowane jest w statecznk nałożone na usterzene kerunku. Zamocowane stanow sworzeń przechodzący przez gnazda lub uszy okuca (Układ C ). Każdy z przytoczonych układów mus być zdolny przenosć słę poprzeczną, moment skręcający moment gnący od nesymetr obcążeń na obu połówkach usterzena lub od symetrycznego obcążena w przypadku układu gnazdowo-rurowego. Obcążena węzłów okuć układu A, przy wykorzystanu oznaczeń na rys. 3.15. wynoszą: Pstat ( e f b) Pster b R1 = (3.30) a b 1 R = P + P R R (3.31) ( stat ster 1 ) = 3 gdze: a, b, c - wymary położena węzłów okuć na statecznku, d=e f e=(1-τ )l 0 długość częśc średnej cęcwy usterzena wysokośc na statecznku, τ - głębokość steru wysokośc wg zależnośc (3.19), l 0 - średna cęcwa odnesena usterzena wysokośc, f e 0stat e, e 0stat - wg zależnośc (3.1).
Rys.3.15. Obcążena okuć gnazdowo-sworznowych (Układ A ). Jeżel sła na statecznku dzała nesymetryczne (na jednej połówce usterzena sła jest wększa nż na drugej), wówczas moment nesymetr względem płaszczyzny symetr szybowca M nesym wywołuje reakcje: M nesym S = S3 = (3.3) c reakcje R oraz R 3 ulegają modyfkacj na: * R = R ± S (3.33) oraz: * R 3 = R3 ± S3 (3.34) przy czym o znaku przy sle S decyduje kerunek nesymetr. Dla układu B welkość reakcj na kołku przednm R 1 określa zależność: [ Pstat ( e f b) Pster b] k0 R1 = (3.35) a b gdze współczynnk k 0 określa stopeń nesymetr obcążena, a dla przypadku symetrycznego k 0 = 0,5. Reakcja na okucu tylnym R wynos: R = R + R (3.36) gdze: R = ( Pstat + Pster ) k0 R1 (3.37) oraz: u ( P P ) t R = k0 (3.38) stat + ster Reakcja R 3 wynos: R3 = k0 ( Pstat + Pster ) R (3.39) Rura okuć zamocowana jest w kadłube. Przyjmując oznaczena na rys.3.17, reakcje w zamocowanu rury wynoszą: R L ( v + w) + R3L ( t + v + w) RPv R3P ( t + v) A = (3.40) w oraz: B = R L + R3L + RP + R3P A (3.41) Schemat przebegu momentu gnącego sły poprzecznej dla przypadku nesymetr obcążena podano na rys.3.17.
Rys.3.17. Obcążena rury okuć. W układze teowym C reakcja na okucu przednm określona jest wzorem (3.30), natomast reakcja tylna (na rys.3.14. oznaczona przez symbol ) równa jest podwójnej wartośc określonej wzorem (3.31). Obe te reakcje skerowane są ponowo. Moment nesymetr M nesym przejmowany jest przez okuce 3 w postac pary sł na baze h. Układ obcążeń okuć pokazano na rys.3.18, gdze parę sł od nesymetr określa zależność: M nesym B = ± (3.4) h Rys.3.18. Obcążena okuć w układze C (teowym). Obcążene dzałające w płaszczyźne cęcw (główne sła oporu usterzena) jest na ogół bardzo małe w praktycznych oblczenach może być pomnęte. Wyjątek stanow jedyne przypadek brutalnej obsług, w którym dzała sła równa 3% maksymalnego cężaru szybowca w loce, lecz ne mnej nż 150 N, przyłożona pozomo do przodu lub do tyłu do końcówk usterzena (Rys.3.19): F = 0,03m g 150N (3.43)
Rys.3.19. Obcążena od brutalnej obsług w płaszczyźne stycznej. Obcążena okuć w przypadku brutalnej obsług w płaszczyźne pozomej dla układu A wynoszą: b B1 = B = B3 = F (3.44) ( a b) oraz: 1 = 3 = F (3.45) co pokazano schematyczne na rys. 3.0. Rys.3.0. Obcążene od brutalnej obsług dla układu A. Dla układu B reakcje spowodowane dzałanem sły F na końcówce usterzena (Rys.3.1) wynoszą: b t v w = F (3.46) t oraz: 3 = + F (3.47) Rys.3.1. Obcążena od brutalnej obsług dla układu B. Okuce przedne zazwyczaj posada luz poosowy wobec czego ne berze udzału w przenoszenu obcążeń. Reakcje od brutalnej obsług dla układu C (Rys.3.) wynoszą: b B1 = F (3.48) ( a b) oraz:
1 B = B 3 = B 1 (3.49) Rys.3.. Obcążena od brutalnej obsług dla układu C. Dla przenesena sły wzdłuż os kadłuba najczęścej zaprojektowane bywa okuce tylne górne ( ) wówczas: = F (3.50) Oblczena wytrzymałoścowe okuć przebegają, podobne jak w przypadku okuć skrzydła, co omówono w rozdzale 1.8.. Okuca skrzydłowe są jednak znaczne slnej obcążone, stąd ch wymary są wększe nż okuć statecznka. Szczególne w przypadku okuć wykonanych w postac uszu grubość blachy ucha jest mnejsza nż w przypadku skrzydła sprawdzene wytrzymałośc ucha wg zależnośc (1.99) do (1.10) wymagać może uzupełnena a oblczene wycnana materału ucha (Rys.3.3) wg zależnośc Morse'a: P τ = (3.51) F wyc Powerzchnę wycnana materału F wyc określa zależność: Fwyc = k wyc L δ (3.5) gdze: k wyc - 1,75 (zmnejszena powerzchn czynnej wycnana) welkośc w zależnoścach podano na rys.3.3.
Rys.3.3. Wycnane ucha okuca wg Morse a. Powerzchna wycnana F wyc " została tutaj określona dla sły P" dzałającej wzdłuż os okuca (Układ I). Jeżel obcążena ucha dzała prostopadle (Układ II) wówczas odcnek L jest mnejszy nż odcnek L*, jednakże dla zachowana rachunku po strone bezpecznej, do oblczeń przyjmuje sę welkość powerzchn wycnana wg zależnośc (3.5). 3.. USTERZENIE KIERUNKU. Podzał sły na usterzenu kerunku pomędzy ster statecznk należy przeprowadzć wg rozdzału 3.1.1. 3..1. Ster kerunku. Ster kerunku posada strukturę taką samą jak nne powerzchne sterowe, a węc oblczena wytrzymałoścowe ne odbegają od omówonych w rozdzale.1.3. Różncę stanow jedyne fakt, ż najczęścej ster kerunku bywa zaweszony na zawasach, co wymaga zastosowana współczynnka bezpeczeństwa wg tablcy 0.1. 3... Statecznk kerunku. Oblczena wytrzymałoścowe statecznka kerunku przebegają tak samo jak statecznka wysokośc (rozdzał 3.1.4). Należy przy tym pamętać, ż w przypadku usterzena typu T, zgnane może ulec podwyższenu w skutek dzałana nesymetr obcążena na usterzenu wysokośc.
Rys.3.4. Obcążena gnące statecznka kerunku dla układu T. Moment zgnający statecznk kerunku: * M = M + M gv gv nes (3.53) gdze: M gv * - moment gnący od obcążena na statecznku kerunku, M nes - moment gnący wprowadzony przez nesymetryczne obcążene na usterzenu wysokośc, stały wzdłuż wysokośc statecznka kerunku. 4. WYTRZYMAŁOŚĆ SKORUPY KADŁUBA. Kadłuby szybowców kompozytowych są strukturam skorupowym. Kadłuby drewnane były z reguły układam półskorupowym z podłużncam przyjmującym zgnane, współpracującym z ewentualną warstwą sklejk o kerunku włóken równoległym do os podłużnej kadłuba, oraz ze sklejk ułożonej dagonalne przejmującej ścnane skręcane. Z punktu wdzena wytrzymałośc kadłub stanow ustrój o przekroju poprzecznym zamknętym lub otwartym. Przekrój zamknęty występuje w tylnej częśc kadłuba częścowo w part centralnej. Przekrój otwarty pojawa sę w przednej częśc kadłuba, gdze prawe całą jej długość zajmuje wykrój na kabnę plota. Ponadto przekrój otwarty występuje w part centralnej (mejsce wprowadzena czoła dźwgara, drzw luku podwozowego pokrywa bagażnka tp.) 4.1. PRZEKRÓJ ZAMKNIĘTY. 4.1.1. Geometra przekroju. Przekroje tylnej częśc kadłuba są najczęścej rurą o przekroju kołowym lub elptycznym. Pod względem geometr struktury kadłub w częśc tylnej o przekroju zamknętym jest symetryczny względem os ponowej ( z ) pozomej ( y ). Z racj tej symetr położene środka sł poprzecznych (SSP) pokrywa sę z położenem środka symetr przekroju (środek koła czy środek elpsy). Sposób wyznaczana parametrów geometrycznych podano dla układu skorupy kompozytowej, natomast wskazane zostaną różnce w przypadku układu drewnanego. Skorupa składa sę z różnych tkann, z których część kładzona jest równolegle (osnowa równoległa do os kadłuba, wątek prostopadły), a część dagonalne (wątek osnowa wzajemne prostopadłe do sebe leżą pod kątem 45 w stosunku do os kadłuba). Przyjmując jedną z warstw jako podstawową (Rys.4.1), grubość nnych warstw należy zredukować do warstwy podstawowej.
Rys.4.1. Różne warstwy skorupy. Sposób redukcj zależy od wyznaczanego naprężena. Dla. Określena naprężeń normalnych koneczna jest redukcja, oparta na welkośc modułów sprężystośc podłużnej E. Grubość redukowana: przy zastosowanu m tkann: = = m E δ E δ (4.1) = 1 E podst gdze: δ grubość poszczególnej tkanny, E moduł sprężystośc danej warstwy (albo E 0-90 albo E 45-45 zależne od kerunku włóken), E podst - moduł tkanny przyjętej za podstawową, oczywśce z racj rozpatrywana naprężeń normalnych, będze to tkanna o włóknach równoległych do os kadłuba. Wyznaczona grubość δ E będze stałą o le na całym obwodze przekroju położono jednakową lość tkann. O le wystąp układ tkann pokazany na rys.4.. wówczas δ E będze zmenną wzdłuż obwodu. Na odcnku a skorupa będze grubszą o jedną warstwę. Rys.4.. Nerównomerna grubość skorupy. Welkoścą charakterystyczną dla geometr przekroju kadłuba jest moment bezwładnośc. Przyjmując oznaczena rys.4.3. wynos on: J ye = = n = 1 ( l ) δ z (4.) E względem os y dla wyznaczana zgnana ponowego, oraz: J ze = = n = 1 ( l ) δ y (4.3) E
względem os z dla wyznaczana zgnana pozomego. W powyższych zależnoścach człon l δ E jest polem przekroju poprzecznego skorupy na długośc elementarnego segmentu na jake podzelono cały obwód skorupy (=1,...n). Dla określena naprężeń stycznych koneczna jest redukcja oparta na welkośc modułów sprężystośc postacowej G. Grubość podstawowa przy zastosowanu m tkann wynos: = = m G δ G δ (4.4) = 1 G podst gdze: G - moduł sprężystośc postacowej danej warstwy (albo G 0-90, albo G 45-45, zależne od kerunku włóken), G podst - moduł tkanny przyjętej za podstawową, w tym przypadku o włóknach dagonalnych. Momenty bezwładnośc, zgodne z oznaczenam na rys.4.3, przy zamane δ E na δ G wynoszą odpowedno: J yg oraz: J zg = = = n = 1 = n = 1 ( l ) δ z (4.5) G ( l ) G δ y (4.6)
Rys.4.3. Geometra przekroju kadłuba. Należy tutaj zaznaczyć, ż podzał na segmenty o długośc l pownen być tak, aby welkość δ E lub δ G były stałe na tejże długośc segmentu. 4.1.. Zgnane przekroju zamknętego. Moment gnący dzałający w płaszczyźne ponowej M wywołuje w dowolnym segmence przekroju naprężene: M σ = z (4.7) J ye gdze dla segmentów leżących nad osą y wartość z jest dodatną, natomast moment gnący do góry jest dodatn (M >0), stąd naprężene jest ujemne (ścskane). Dla segmentów pod osą y zachodz rozcągane (z <0). Moment gnący w płaszczyźne pozomej M V (zgnane boczne) wywołuje naprężene: M v σ v = y (4.8) J ze przy czym odpowedno do położena segmentu może być to ścskane lub rozcągane, analogczne jak dla zgnana ponowego. W przypadku jednoczesnego zgnana ponowego pozomego naprężene wypadkowe wynos: σ = σ + σ (4.9) v 4.1.3. Ścnane przekroju zamknętego. Wydatek naprężeń stycznych w segmence j, wywołany dzałanem sły poprzecznej ponowej T (Rys.4.4), przy przyjęcu oznaczeń wg rys.4.3 wynos: T q = S j (4.10) J gdze: S j = yg = j = 1 ( l ) δ z (4.11) G Przebeg wydatku wzdłuż połówk obwodu pokazano na rys.4.4. Druga połówka obcążona jest, symetryczne. Maksymalna wartość wydatku pojawa sę w os pozomej przekroju. Rys.4.4. Przebeg wydatku od ścnana ponowego. Dzałane sły pozomej T V (rys.4.5) wywołuje wydatek naprężeń stycznych: T q v = J zg Svj (4.1) gdze: S vj = = j = 1 ( l ) δ y (4.13) G Przebeg wydatku na połówce obwodu pokazano na rys.4.5. Maksymalna wartość wydatku pojawa sę w os ponowej.
Rys.4.5. Przebeg wydatku od ścnana pozomego. Zależnośc (4.1) (4.13) są ważne po dokonanu renumeracj segmentów przesunętej o ćwerć obwodu. Moment skręcający towarzyszący zgnanu bocznemu wywołuje wydatek naprężeń stały wzdłuż obwodu, (Rys.4.6) równy: M s qs = (4.14) F 0 Rys.4.6. Przebeg wydatku od skręcana. W przypadku dzałana sły bocznej, której towarzyszy skręcane pojaw sę węc suma (lub różnca, zależne od ćwartk obwodu) wydatków: q b = qs ± qv (4.15) W przypadku jednoczesnego występowana zgnana ponowego pozomego, połączonego ze skręcanem, wynkowy wydatek naprężena stycznego w ćwartce, w której znak wszystkch wydatków są zgodne, wynos: q = qs + qv + q (4.16) a jego przebeg w najbardzej obcążonej ćwartce przekroju pokazano w rozwnęcu na rys.4.7. Rys.4.7. Przebeg wydatku w ścnanu ponowym pozomym połączonym ze skręcanem. Naprężene tnące w skorupe: q τ = (4.17) δ G
4.1.4.Naprężena w skorupe. Naprężena wyznaczone przez zależnośc (4.7), (4.8) (4.17) odnoszą sę do warstwy podstawowej. Natomast naprężena wywołane przez zgnane w poszczególnej warstwe należy wyznaczyć z zależnośc: E σ = σ podst (4.18) E podst gdze warstwa jest jedną z = 1,...m warstw. Podobne należy wyznaczyć naprężene tnące we warstwe : G τ = τ podst (4.19) G podst Współczynnk bezpeczeństwa należy odneść do nośnośc poszczególnych warstw. 4.1.5. Struktura drewnana. Oblczene struktury drewnanej przebega analogczne jak kompozytowej, z tą tylko różncą, ż podzał na segmenty narzuca układ konstrukcj półskorupowej (Rys.4.8). Rys.4.8. Zasada podzału na segmenty struktury półskorupowej drewnanej. Jeżel pokryce kładzone jest tylko z warstw sklejk dagonalnej można rachunek uproścć przyjmując, ż zgnane przenoszą tylko podłużnce, a ścnane tylko pokryce, co wynka z różnc modułów E G dla podłużnc dla sklejk pokryca. 4.1.6. Tok oblczeń przekroju zamknętego. Algorytm oblczeń zgnana ponowego pozomego przedstawono w tablcy 4.1. L.p. Oznaczene Operacja 1. 1... n. l 3. δ Ε 4. ( ) ( 3) 5. z 6. y 7. z (5) 8. y (6) 9. ( 4) ( 7) 10. J ye ( 7 ) 11. ( 4) ( 8) 1. J ze ( ) 11 13. (5):(10)
14. σ M ( 13) 15. (6):(1) M 15 16. σ V ( ) Dla poszczególnych warstw 1,...m 17. (14):E podst 17 E 18. σ 1 ( ) 1 19. σ ( 17) E V... 0. σ m ( 17 ) Em 1. (16):E podst 1 E. σ V1 ( ) 1 3. σ V ( 1) E... 4. σ Vm ( 1 ) Em Tab.4.1. Algorytm wyznaczana zgnana przekroju zamknętego. Algorytm oblczeń ścnana dla przypadku obcążena złożonego (ścnane ponowe pozome połączone ze skręcanem) podano w tablcy 4.. Oblczene dotyczy jednoltego oznaczena segmentów bez renumeracj dla przypadku zgnana bocznego pamętając, ż dla zgnana bocznego początkem sumowana jest segment leżący przy os pozomej przekroju. L.p. Oznaczene Operacja 1. 1... n. l 3. δ G 4. ( ) ( 3) 5. z 6. y 7. z (5) 8. y (6) 9. ( 4) ( 7) 10. J yg ( 9 ) 11. ( 4) ( 8) 1. J zg ( 11 ) 13. ( 4) ( 5) 14. = j = 1 ( 13 ) 15. q ( 14) T / J yg 16. ( 4) ( 6) 17. = j = renum ( 16 ) 18. q V ( 14) T V / J zg 19. q S M S /F 0 0. q (15)+(18)+(19) 0. τ (0):(3) Dla poszczególnych warstw 1,...m Oblczena wg tab.4.1
. (1):G podst G 3. τ 1 ( ) 1 4. τ ( ) G... 5. τ m ( ) Gm Tab.4.. Algorytm wyznaczana ścnana przekroju zamknętego. Współczynnk bezpeczeństwa należy wyznaczyć dla poszczególnych warstw = 1,.:...m układu tkann dla segmentu przekroju, w którym naprężena osągają maksymalne wartośc. Welkość współczynnka bezpeczeństwa: N nszcz ν = (4.0) N oblcz gdze: N nszcz - nszcząca nośność rozpatrywanej tkanny w kerunku w jakm dzała naprężene względem kerunku włóken wg tablc 0.8 do 0.1, N oblcz - oblczona wartość naprężena w rozpatrywanej warstwe na segmence o maksymalnym naprężenu. Pod pojęcem N rozume sę tutaj naprężene zarówno normalne jak styczne. 4.. PRZEKRÓJ OTWARTY. 4..1 Geometra przekroju. Oblczena wg tab.4. Zredukowane grubośc skorupy przekroju otwartego należy wyznaczyć wg zależnośc (4.1) oraz (4.) określając δ E δ G poszczególnych segmentów =1,...n, na jake podzelono cały obwód przekroju otwartego (Rys.4.9). Współrzędne segmentu względem os przechodzących przez środek cężkośc przekroju wynoszą y oraz z. Rys.4.9. Geometra przekroju otwartego. Środek cężkośc przekroju (Rys.4.10) leży w odległośc h 0 od prostej J-J :
h = n = 1 0 = = n ( l δ ) ( l δ ) = 1 h (4.1) gdze welkość δ oznacza albo δ E albo δ G zależne od redukcj (dla naprężeń normalnych lub stycznych). Rys.4.10. Określene położena środka cężkośc przekroju. Sumowane rozcąga sę na pół przekroju poprzecznego, poneważ skorupa kadłuba jest symetryczna względem płaszczyzny symetr szybowca. Środek cężkośc z racj tejże symetr leży na os ponowej wyznaczonej płaszczyzną symetr. Momenty bezwładnośc przekroju otwartego określają zależnośc (4.) (4.3) w przypadku wyznaczana naprężeń normalnych oraz zależnośc (4.5) (4.6) dla naprężeń stycznych. Położene środka sł poprzecznych (SSP) przekroju otwartego określa, zgodne z oznaczenam rys.4.11, zależność: z n = S j = SSP = 1 J zg przy czym: S j = = j = 1 F A ( l ) G (4.) δ y (4.3) oraz: F = ρ (4.4) A l A Rys.4.11. Położene SSP przekroju otwartego.
Algorytm wyznaczana położena SSP podano w tablcy 4.3. L.p. Oznaczene Operacja 1. 1... n. l 3. δ G 4. ( ) ( 3) 5. y 4 5 6. ( ) ( ) 7. S j j ( 6 ) 8. ρ A = = 1 9. l ρ ( ) ( 8) 10. S j FA ( 7) ( 9) 11. n ( 10 ) 1. Z SSP (11):J zg Tab.4.3. Algorytm oblczana położena SSP przekroju otwartego. = = 1 Oblczena wg tab.4.3. 4... Zgnane przekroju otwartego. Wartość naprężeń normalnych wywołanych zgnanem ponowym pozomym określona jest przez zależnośc (4.8) (4.9), a dla stanu złożonego obcążeń przez zależność (4.9). 4..3. Ścnane przekroju otwartego. Ścnane wywołane dzałanem sły poprzecznej ponowej (Rys.4.1) stwarza wydatek naprężeń określony zależnoścą (4.10). Rys.4.1. Przebeg wydatku od ścnana ponowego. Wydatek naprężeń tnących wywoływany słą poprzeczną pozomą (Rys.4.13) określa zależność (4.1), przy czym ne zachodz tutaj potrzeba dokonywana renumeracj segmentów, wydatek bowem narasta od segmentu 1 aż do płaszczyzny symetr szybowca, potem maleje do zera na segmence n-tym.
Rys.4.13. Przebeg wydatku od ścnana pozomego. Ścnanu słą pozomą towarzyszy skręcane wywołane dzałanem sły poprzecznej bocznej na ramenu r s względem SSP przekroju (Rys.4.14) dającej moment skręcający: M s = Tv rs (4.5) Z uwag na skomplkowany sposób przenoszena skręcana przez przekrój otwarty, dzałane momentu skręcającego omówono w oddzelnym rozdzale. Rys.4.14. Skręcane przekroju otwartego. 4..4. Skręcane przekroju otwartego. Moment skręcający w rozpatrywanym przekroju kadłuba powoduje powstane naprężeń normalnych stycznych. Naprężene normalne w -tym segmence przekroju wynos: d ϕ σ s = F s E (4.6) dx gdze, zgodne z oznaczenam na rys.4.15: n 1 Fs = = F0 ( l δ G ) F0 j (4.7) f p = 1 f = n p = l G = 1 F0 l 0 δ (4.8) = ρ (4.9) j = = F0 j F0 (4.30) = 1 E jest modułem sprężystośc podłużnej warstwy, którą przy wyznaczanu naprężeń normalnych przyjęto jako podstawową dla redukcj grubośc skorupy.
Rys.4.15. Oznaczena welkośc dla wyznaczena skręcana przekroju otwartego. Trzeca pochodna kąta skręcena względem długośc x, w rozpatrywanym przekroju odległym od początku kadłuba o x 0 (Rys.4.16), wynos: d 3 ϕ M s = (4.31) 3 dx Cs gdze: C s = E = n = 1 ( F ) ( l ) δ (4.3) s E Rys.4.16. Położene rozpatrywanego przekroju. Druga pochodna kąta skręcena: x0 3 dϕ dϕ = dx 3 dx dx x w (4.33) Całka obejmuje zakres od x w (początek wykroju) do rozpatrywanego przekroju leżącego w odległośc x 0. Dla jej oblczena należy sporządzć wykres zależnośc: M s = f (x) (4.34) Cs przedstawony na rysunku 4.17, uprzedno wyznaczywszy wartośc M s oraz C s dla klku przekrojów wzdłuż os X, aby uzyskać dane do sporządzena tego wykresu. Całkę stanow pole pod wykresem, zacenowane na rys.4.17.
Rys.4.17. Zależność M s /C s =f(x) Naprężene styczne w -tym segmence przekroju wynos: M s qs = E Fs l δ E (4.35) C s Naprężene normalne σ s sumuje sę z naprężenem wywołanym przez moment gnący w płaszczyźne pozomej, natomast wydatek naprężena tnącego q s sumuje sę z wydatkem od ścnana słą poprzeczna pozomą. Dalszy przebeg oblczeń wyznaczana współczynnków bezpeczeństwa przebega jak dla przekroju zamknętego. 4..5. Struktura drewnana. Wszystke uwag podane w rozdzale 4.1.5. dla przekroju zamknętego dotyczą także, przekroju otwartego. 4..6. Tok oblczeń przekroju otwartego. Dla ułatwena rachunku wygodne jest oddzelne wyznaczyć welkośc pomocncze: f p, F 0, F 0j, F s, oraz C s Algorytm oblczana welkośc pomocnczych podano w tab.4.4. L.p. Oznaczene Operacja 1. 1... n. l 3. δ G 3 4. ( ) ( ) 5. f p n ( 4 ) 6. ρ 0 = = 1 7. F 0 ( ) ( 6) 8. F 0j j ( 7 ) = = 1 9. ( 4) ( 7) 10. n ( 9 ) = = 1 11. (10):(5) 1. F S (11)-(8) 13. (1) 14. δ E
15. ( ) ( 14) 16. ( 13) ( 15) 17. n ( 16 ) = = 1 18. C S E ( 17) Tab.4.4. Algorytm wyznaczana welkośc pomocnczych. Oblczena wg tab.4.4.,4.5 4.6. Dla naprężeń normalnych od skręcana przekroju otwartego podano algorytm w tablcy 4.5. L.p. Oznaczene Operacja 1. 1... n. F S z tab.4.4. 3. d φ/dx z rys.4.17. 3 4. ( ) ( ) 5. σ S E ( 4) Tab.4.5. Algorytm oblczana naprężeń normalnych od skręcana przekroju otwartego. Wydatek naprężeń stycznych od skręcana przekroju otwartego podaje tab.4.6. L.p. Oznaczene Operacja 1. 1... n. l 3. δ E 4. ( ) ( 3) 5. F S z tab.4.4. 4 5 6. ( ) ( ) 7. j ( 6 ) = = 1 8. M S /C S z rys.4.17. E 8 9. ( ) 10. q S ( 7) ( 9) Tab.4.6. Algorytm oblczana wydatku naprężeń stycznych od skręcana przekroju otwartego. Określane segmentów o najwyższym naprężenu, oblczane naprężeń w poszczególnych warstwach skorupy wyznaczene współczynnków bezpeczeństwa przebega analogczne jak dla przekroju zamknętego. 5. ZESPOŁY KONSTRUKCYJNE KADŁUBA. 5.1. WRĘGI. 5.1.1. Obcążene wręg.
Wręg kadłuba są na ogół znaczne przewymarowane wytrzymałoścowo ne budzą zastrzeżeń, z wyjątkem wręg do których wprowadzane są znaczne obcążena skupone. Do takch wręg należą: wręg, do których mocowane są okuca skrzydło-kadłub, wręg, na których zaweszone jest podwoze, usterzene wysokośc, płozy, ewentualne zaczepy holowncze (o le są mocowane do wręg). Obcążene wręg zależy od rozwązana konstrukcyjnego, stąd stneje duże zróżncowane sposobu obcążena rozwązana projektowego geometr wręg. Dla zobrazowana sposobu przeprowadzena oblczeń wytrzymałoścowych, przedstawono wręgę, do której zamocowano węzły podwoza, jak pokazano na rys.5.1. Rys.5.1. Wręga z węzłam podwoza. Obcążenem wręg są dwe sły P dzałające symetryczne względem płaszczyzny symetr szybowca. Wręga, jako struktura o zamknętym perścenu jest statyczne newyznaczalna, albowem newadomym są sły wewnętrzne (Rys.5.), a manowce: normalna N, styczna T moment M 0, pojawające sę w hpotetycznym przekroju na górze wręg. Rys.5.. Statyczne newyznaczalne welkośc obcążeń wręg. Z uwag na symetrę względem os ponowej wartość sły stycznej T=0, pozostaje węc układ welkośc statyczne newyznaczalnych: sła N moment M 0. Należy je wyznaczyć jedną z metod oblczeń układów statyczne newyznaczalnych (np. metodą energetyczną). Na wręgę dzała, jako reakcja skorupy kadłuba, wydatek naprężeń stycznych, wyznaczony zgodne z zależnoścą (4.10), jako wynk obcążena słą poprzeczną T =P. Wręga. obcążona jest w zasadze momentem gnącym, który decyduje o jej wytrzymałośc. Przyjmując oznaczena wg rys.5.3, moment gnący w przekroju j wynos: M gj = j = 1 = M 0 + N hn q l r (5.1)
Rys.5.3. Moment gnący na wrędze. 5.1.. Wytrzymałość wręg. Wręg nośne slne obcążone najczęścej posadają strukturę typu dźwgarowego, najkorzystnej przejmującego zgnane (Rys.5.4). Pasy kompozytowe (najczęścej z rovngu) w przypadku struktury z tworzyw sztucznych, lub z drewna, poddane są dzałanu naprężena normalnego o wartośc: M gj σ = (5.) h B g gdze welkośc: h, B, g podano na rys.5.4. Rys.5.4. Przekrój poprzeczny wręg. Współczynnk bezpeczeństwa należy odneść do charakterystyk wytrzymałoścowej zastosowanego materału. Ścanka wręg, jakkolwek posada określony kerunek włóken względem os przekroju, to jednak wzdłuż obwodu wręg mamy cągłą zmanę kąta mędzy łukem wręg a włóknam. Dlatego udzał ścank wspomagający nośność pasów będze zmenny od pełnej współpracy do neznacznej tam gdze kerunek włóken staje sę dagonalny. Aby unknąć nespodzanek spowodowanych ewentualnym wyboczenem ścank od ścskana, wnętrze przekroju wręg wypełna sę panką podperającą ścank. W strukturze kompozytowej stosuje sę rdzene z panek poluretanowych lub polwnylowych. W strukturze drewnanej rdzeń wykonywany jest albo z balsy, albo z panek polwnylowych.
5.. ZAMOCOWANIE ZACZEPU OLOWNICZEGO. 5..1. Obcążena zaczepu. Nomnalna wartość sły w lne holownczej określona jest przez zależność (16.6) jako: P nom = 1, 3 m g Przepsy budowy szybowców wymagają, aby zamocowane zaczepu zostało zaprojektowane dla obcążena: Pzacz = 1, 5 P nom (5.3) dla zwększena bezpeczeństwa lotów wleczonych. Obcążene boczne dla przypadku wzlotu przy pomocy wycągark dzałające pozomo, prostopadle do płaszczyzny symetr szybowca jest równe cężarow szybowca: P zacz. bocz. = m g (5.4) Kerunk dzałana obcążeń przyłożonych do zaczepu poprzez lnę holownczą określono w tablcy 5.1. Lot Lot holowany za samolotem Wzlot przy pomocy wycągark Wartość sły 1,5P nom Płaszczyzna dzałana w pone w pozome Kerunek dzałana sły obcążającej zaczep do przodu, pozomo do przodu do góry pod kątem 0 O do pozomu do przodu do dołu pod kątem 40 O do pozomu do przodu w bok pod kątem 30 O w lewo prawo 1,5P nom w pone do przodu, pozomo do przodu do dołu pod kątem 75 O do pozomu mg w pozome pozomo, prostopadle do płaszczyzny symetr szybowca Tab.5.1. Kerunk dzałana sł obcążających zamocowane zaczepu holownczego. 5... Zabudowa zaczepu. Zaczep mocowany jest do obudowy w forme puszk kompozytowej lub mędzy dwe ścank równoległe do płaszczyzny symetr szybowca. W korpuse zaczepu (Rys.5.5) znajdują sę 4 otwory, z których do zamocowana zaczepu najczęścej wykorzystuje sę trzy (na rys.5.5 oznaczone przez 1, 3). Odpowedne usytuowane tych otworów pozwala na ustawene zaczepu pod różnym kątem w stosunku do os podłużnej kadłuba, w zależnośc od sytuacj geometrycznej dolnej częśc kadłuba w part przednej.
Rys.5.5. Zaczep szybowcowy. Schemat rozkładu obcążeń poszczególnych śrub mocujących dla sły w lne dzałającej pod jednym z kątów określonych położenam grancznym w tablcy 5.1, pokazano na rys.5.6. Rys.5.6. Obcążene śrub mocujących zaczep. Zaczep poddany dzałanu sły P obcążony jest momentem: M = 0 P zacz r (5.4) 0 gdze: r 0 jest ramenem sły P zacz względem środka cężkośc układu śrub 1, 3 wykorzystanych do zamocowana zaczepu. Obcążene poszczególnych śrub jest sumą wektorową: P = S + T (5.5) gdze: r S = M 0 (5.6) n r = = 1 oraz: Pzacz T = (5.7) n przy wykorzystanu śrub 1,...n do zamocowana zaczepu. Sła P powoduje ścnane przekroju, oraz docsk do ścank obudowy zaczepu. Naprężene tnące w śrube mocującej (dwucętej): P τ = β (5.8) f gdze: s
β = 1,33 (kołowy przekrój śruby), f s - pole przekroju poprzecznego śruby. Docsk śruby (Rys.5.7) do metalu zaczepu do ścank obudowy wynos: w metalu zaczepu: P pm = (5.9) δ m d w kompozyce obudowy: P pk = (5.10) δ d k Rys.5.7. Docsk śruby mocującej. Współczynnk bezpeczeństwa w metalu należy odneść do materału śruby, albo ścank zaczepu, zależne od tego który z materałów jest słabszy. Natomast współczynnk bezpeczeństwa w kompozyce należy wyznaczyć korzystając z nośnośc sworzn w kompozyce określonej zależnoścam (0.6) (0.7). 5.3. PARTIA CENTRALNA. Parta centralna kadłuba stanow najbardzej narażoną część kadłuba jest bowem obcążona słam połączena skrzydło-kadłub oraz słam w węzłach mocowana podwoza. Często parta centralna posada wzmocnene skorupy nośnej w postac przylamnowanej kratowncy przestrzennej (Rys.5.8.), przejmującej w węzłach sły skupone obcążające skorupę lokalne. Węzły A przejmują sły ze skrzydła, węzły B z podwoza.
Rys.5.8. Kratownca part centralnej. 5.3.1. Kratownca part centralnej. Obcążene węzłów kratowncy zależy od rozpatrywanego przypadku obcążeń w loce lub na zem. Wyznaczene sł w poszczególnych prętach kratowncy należy przeprowadzć stosując metody podane w podręcznkach statyk. Poneważ pręty w kratowncy part centralnej są na ogół smukłe koneczne jest sprawdzene welkośc sły wybaczającej pręt. Zakładając, ż węzeł kratowncy stanow zamocowane przegubowe (Rys.5.9) sła krytyczna dla pręta o długośc l wynos: Π EJ P kr = c (5.11) l gdze: J - moment bezwładnośc przekroju pręta kratowncy, c=1 - dla podparca przegubowego, E - moduł sprężystośc podłużnej materału pręta. Rys.5.9. Węzeł kratowncy. Poneważ wyboczene pręta prowadz do utraty zdolnośc kratowncy do przejmowana obcążeń współczynnk bezpeczeństwa należy określć jako:
P kr ν = (5.1) S pr gdze S pr jest słą obcążającą pręt kratowncy. 5.3.. Węzeł kratowncy. Węzeł kratowncy (np. węzeł połączena skrzydło-kadłub, w którym czop kadłubowy wchodz w gnazdo na żebrze skrzydła) w postac czopa (Rys.5.9) jest wspawany w rurę kratowncy. Wytrzymałość węzła, przy przyjęcu oznaczeń wg rys.5.10, wymaga wyznaczena naprężeń od zgnana czopu docsków w zamocowanu czopa do rury kratowncy. Rys.5.10. Obcążene węzła. Moment gnący czop: = P a (5.13) M g wywołuje naprężene od zgnana czopa: 3M g σ = (5.14) 3 Πd Docsk p w zamocowanu czopa w rurze kratowncy: b p = 4P (5.15) L D Współczynnk bezpeczeństwa w czope należy odneść do materału czopa, zaś współczynnk bezpeczeństwa na docsk do materału rury lub czopa, zależne który z nch jest słabszy. Ścnane czopa w przekroju A-A: 4P τ = β (5.16) Πd gdze β=1,33 (przekrój kołowy). Współczynnk bezpeczeństwa należy odneść do wytrzymałośc materału czopa na ścnane. 5.4. RÓŻNE WĘZŁY I OKUCIA. W skorupę nośną kadłuba wlamnowane są różne okuca węzły mocowana elementów. W przypadku konstrukcj drewnanej okuca te są łączone śrubam, sworznam lub ntam rurowym. Elementam takm są: konsole mocowana elementów układów sterowana, okuca uprzęży plota, węzły mocowana sodełka oparca, zamocowane płóz, zamocowane tablcy przyrządów tp. Poneważ węzły take posadają bardzo różnorodna budowę, ne da sę podać jakchś ogólnych reguł, czy metod oblczenowych w zakrese ch wytrzymałośc. Każde okuce, czy węzeł wymagają podejśca ndywdualnego przyjęca modelu oblczenowego najlepej symulującego rzeczywsty sposób pracy okuca, oraz wyznaczena obcążeń tego węzła równeż możlwe werne odtwarzającego rzeczywstość.
6. WYTRZYMAŁOŚĆ PODWOZIA. Podwoze szybowcowe składa sę z koła głównego, pełnącego zasadnczą rolę w przejmowanu obcążeń wywołanych reakcją podłoża na lądujący szybowec, oraz z kół pomocnczych przednego lub tylnego, względne z płóz przednej lub tylnej pełnących rolę podobną jak koła pomocncze. Koła pomocncze są z reguły układam stałym, neruchomym. Koła główne mają układ bardzo zróżncowany. Mogą występować w postac konstrukcj chowanej w loce lub stałej. Mogą być amortyzowane tylko pneumatykem lub posadać dodatkowo amortyzator. Z uwag na dużą różnorodność konstrukcyjną tutaj mogą być omówone tylko układy najbardzej typowe. 6.1. KOŁA NIE COWANE W LOCIE (STAŁE). 6.1.1. Neruchome stałe koła pomocncze lub koło główne. Koło pomocncze może być wyposażone w pneumatyk (opona z dętką lub bezdętkowa) lub w ogumene lte. Perwsze stosowane jest na koło przedne, druge na tylne, chocaż ne jest to regułą, gdyż spotyka sę tylne kółka z pneumatykem, lub przedne z gumy ltej. Podstawowym elementem nośnym koła stałego jest oś (Rys.6.1), której obcążena dla przypadku symetrycznego dzałana wypadkowej sły W (reakcj podłoża) pokazano na wykresach momentu gnącego sły poprzecznej. Rys.6.1. Schemat obcążena os koła (przypadek symetryczny). Gdy obcążene dzała nesymetryczne, składowej W towarzyszy składowa boczna S (Rys.6.) dzałająca w punkce styku ugętego pneumatyka z podłożem leżącym w odległośc r od os koła. Wartość momentu gnącego sły poprzecznej pokazują wykresy.
Rys.6.. Schemat obcążena os koła (przypadek nesymetryczny). W przypadku obcążena symetrycznego na oś dzałają symetryczne sły po W/. Dają one reakcje w zamocowanach os równeż po W/. Maksymalny moment gnący wnos: 1 = W b (6.1) M g sła poprzeczna: 1 T = W (6.) Natomast dla przypadku nesymetrycznego sły dzałające na oś koła wynoszą: 1 r F1 = W S (6.3) a oraz: 1 r F = W + S (6.4) a Wartość reakcj ponowych: 1 r R1 = W S (6.5) a + b oraz: 1 r R = W + S (6.6) a + b Reakcja boczna: B=S (6.7) jest przejmowana przez powerzchne oporową boczną pasty węzła mocującego struktury. Maksymalny moment gnący wynos: 1 r M g = W + S b (6.8) a + b
a maksymalna sła poprzeczna: 1 r T = W + S a + b (6.9) Oblczena wytrzymałoścowe os polegają na sprawdzenu współczynnka bezpeczeństwa na zgnane ścnane. Oś najczęścej jest rurą o średncach: zewnętrznej D wewnętrznej d. Naprężene od zgnana: 3M g D σ = 4 4 Π( D d ) (6.10) oraz od ścnana: τ 4T Π D d (6.11) ( ) β gdze β wg Rys.1.6. Współczynnk bezpeczeństwa, należy odneść do danych wytrzymałoścowych materału os. Pasty kół ne są obektem projektowana przez konstruktora szybowca. Należą albo do częśc typowych, albo do wyrobów rynkowych produkowanych przez wyspecjalzowanych wytwórców osprzętu lotnczego. Dla dowodu wytrzymałoścowego koneczna jest tylko znajomość nośnośc pasty podawana w specyfkacj tego zespołu podwoza. Konstruktor natomast mus zaprojektować węzeł mocowana os koła w kompozyce struktury kadłuba (Rys.6.3). Rys.6.3. Węzeł mocowana os w kompozyce struktury kadłuba. Obejma os, dwuczęścowa, z wkładką w postac panewk ślzgowej służy do zamocowana os koła. Część górna wlamnowana jest do struktury, natomast dolna, mocowana przy pomocy śrub pozwala na montaż os. Wlamnowane częśc górnej ułatwa jej grzebeń o powerzchn F klejonej do kompozytu. Docsk os do panewk ślzgowej wynos: R p1 = (6.1) D l gdze przez R oznaczono maksymalną wartość reakcj w węźle mocowana os koła. Docsk panewk do obejmy os: R p = (6.13) D1 l Współczynnk bezpeczeństwa należy odneść do wytrzymałośc na docsk materału poszczególnych elementów zespołu os łożyska. Docsk do kompozytu: R p3 = (6.14) D l
należy skonfrontować z nośnoścą kompozytu na docsk określoną zależnoścam (0.6) lub (0.7) zależne od zastosowanego tworzywa. 6.1.. Koło główne ne chowane z amortyzatorem. Schemat układu koła głównego ne chowanego, wyposażonego w amortyzator, zaweszonego na wahaczu podano na rys.6.4. Rys.6.4. Schemat koła głównego ne chowanego z amortyzatorem, zaweszonego na wahaczu. Dowolne skerowana wypadkowa W wprowadza w wahacz składowe W 1 zgnająca wahacz W ścskająca go (Rys.6.5). Podobne sła w amortyzatorze A rozkłada sę na składowe A 1 A także ścskające gnące wahacz. Sła w wahaczu: r1 A = W (6.15) r gdze r 1 r wg rysunku 6.5. Rys.6.5. Obcążena wahacza.
Składowe obcążające wahacz: W 1 = W cosγ 1 (6.16) W = W snγ 1 (6.17) oraz: A 1 = A cosγ (6.18) A = A snγ (6.19) gdze kąty γ 1 γ pokazano na rys.6.5. Dla wyznaczena wymarujących sytuacj dla wahacza amortyzatora koneczna jest znajomość knematyk ruchu wahacza amortyzatora, gdyż w trakce pracy koła podwoza welkośc r 1, r, γ 1 γ zmenają sę w zależnośc od reakcj podłoża na koło. Sły obcążające węzły mocowana wahacza amortyzatora R I oraz R II należy znaleźć wykreślne (Rys.6.6) rozkładając słę W na kerunek os amortyzatora kerunek zamykający trójkąt sł. Rys.6.6. Reakcje w węzłach mocowana wahacza amortyzatora. Typowy przykład prostego wahacza przedstawono na rys.6.7. Wszystke wyznaczone sły rozłożą sę po połowe na lewe prawe ramę wahacza. Natomast amortyzator obcąży poprzeczkę łączącą oba ramona, a węc F 1 =F =W/ oraz R I1 =R I. W przypadku obcążena nesymetrycznego F 1 F oraz R I1 R I, a wyznaczene sł przebega wg zależnośc (6.3) do (6.6). Rys.6.7. Wahacz ramowy. Oblczene wytrzymałoścowe przebega jak dla typowej ramy z zadanym układem obcążeń słam w węzłach. Schemat nnego układu wahacza podano na rys.6.8.
Rys.6.8. Wahacz wdłowy. Użyce wahacza kątowego (Rys.6.9) pozwala na wykorzystane sznura gumowego jako amortyzatora. Rys.6.9 Schemat wahacza kątowego. Każdy z przedstawonych układów reprezentuje pewne rozwązane konstrukcyjne. Z uwag na ch różnorodność oblczene wytrzymałoścowe wymaga podejśca ndywdualnego przyjęce modelu oblczenowego odpowadającego przyjętej koncepcj konstrukcyjnej. 6.. KOŁA COWANE W LOCIE. Podwoza kół chowanych w loce posadają wahacz lub goleń zamocowane obrotowo, dla umożlwena wcągana koła do komory podwozowej. Jedno z rozwązań takego zaweszena podano na rys.6.10.
Rys.6.10. Zaweszene koła chowanego w loce. Sła wprowadzająca obrót wahacza P nap wynka z wysłku plota na dźwgn w kabne, doprowadzona poprzez przełożena układu knematycznego do dźwgn uruchamającej obrót rury skrętnej zaweszena. Moment obracający: M = P r (6.0) obr nap d wywołuje skręcane rury zaweszena, dając w nej naprężene styczne: M 16 obr D τ = (6.1) 4 4 Π( D d ) Rura zaweszena jest równeż.zgnana od reakcj zaweszena, ale zgnane to ne występuje w momence chowana (obcążena skrętnego rury), gdyż dzeje sę to w loce (brak reakcj podłoża). Współczynnk bezpeczeństwa na skręcane należy odneść do wytrzymałośc rury na skręcane obnżonej przez współczynnk k=0,8 z racj osłabena materału przez spawane. Ramę napędzające zgna dźwgnę w krytycznym przekroju A-A moment gnący wynos: M = P r (6.) g nap wywołując naprężene: g M g σ = 6 (6.3) b δ Sposób uruchamana chowana koła pokazany na rys.6.10 wymaga zastosowana elementu rozprzęgającego układ napędowy w momence gdy podwoze zostane wypuszczone zablokowane, aby ruch wahacza pod wpływem reakcj podłoża ne przenosł sę na układ napędowy. Rozwązana konstrukcyjne mechanzmu chowana podwoza mogą być różne, oblczena wytrzymałoścowe zależą zatem od konkretnego rozwązana konstrukcyjnego. Elementy składowe podwoza chowanego są podobne do elementów podwoz stałych. Rachunek wytrzymałoścowy jest węc także podobny ne wymaga oddzelnych rozważań. 7. WYTRZYMAŁOŚĆ UKŁADÓW STEROWANIA. 7.1. RODZAJE UKŁADÓW. Ogólne układy sterowana dzel sę na perwszorzędowe, od których zależy bezpeczeństwo lotu w sposób zasadnczy, oraz drugorzędowe, mnej odpowedzalne, usterka których ne stwarza sytuacj groźnej. Do układów perwszorzędowych należą: - układ sterowana sterem wysokośc, - układ sterowana lotkam,
- układ sterowana sterem kerunku. Układy drugorzędowe stanową: - układ sterowana hamulcem aerodynamcznym, - układ operowana klapam, - układ operowana podwozem, - układ wyzwalana zaczepu holownczego, - układ sterowana klapką wyważającą, - układy sterowana różnym drobnym urządzenam oraz spustem wody balastowej, hamulcem koła tp. Z uwag na zastosowane elementów konstrukcyjnych układy można podzelć na: - sztywne (napędzane popychaczam), - mękke (napędzane lnkam lub cęgłam), - meszane (popychaczowo-lnkowe). 7.. ELEMENTY UKŁADÓW STEROWANIA. Każdy układ sterowana składa sę z: - dźwgn sterowana w kabne (uchwyt ręczny lub pedał), - elementów przekazujących (popychacze, lnk, cęgła), - dźwgn pośrednch lub segmentów, - konsol zaweszenowych dźwgn. Z uwag na casnotę panującą wewnątrz kabny plota szczególne w szybowcu wysokowyczynowym-zawodnczym, gdze walka toczy sę jak najmnejszy przekrój poprzeczny kadłuba, zagadnena rozwązana układów napędowych jest zadanem konstrukcyjnym bardzo trudnym. Układy stają sę złożone, często o wymyślnych kształtach, daleke od standaryzacj, z wyjątkem może pedałów oraz elementów typowych (końcówk popychaczy, popychacze, lnk, ścągacze, łożyska sworzne łączące). 7..1. Sterownca. Schematy układu sterownc przykładowo podano na Rys.7.1. Drążek sterowy, obcążony słą P wyweraną przez plota na uchwyt (Rys.7.) jest zgnany w przekroju krytycznym (A-A) momentem: = P h (7.1) M g Przekrój krytyczny osłabony jest wykrojem na tulejkę os drążka wskaźnk przekroju na zgnane wynos, zgodne z oznaczenam na rys.7.: D Π 4 4 4 W g ( D1 D ) δ D3 3 4 (7.) dając naprężene normalne w skrajnym włókne rury drążka: M g σ = (7.3) W g
Rys.7.1. Schematy układu sterownc. Rys.7.. Obcążene drążka sterowego. Korpus sterowncy (Rys.7.3) obcążony jest gętne skrętne, gdy dzała obcążene w kerunku sterowana lotkam. Zgodne z oznaczenam na rysunku maksymalny moment gnący wynos: M g max = P b (7.4) natomast moment skręcający: = P a (7.5) M s
Rys.7.3. Obcążene korpusu sterowncy. Przy oznaczenu średnc rury korpusu przez D zewnętrznej przez d wewnętrznej naprężena wynoszą: - od zgnana P b D σ = 3 (7.6) 4 4 Π( D d ) -od skręcana: P a D τ = 16 (7.7) 4 4 Π( D d ) Naprężene zastępcze: σ + pozwala na wyznaczene współczynnka bezpeczeństwa: z = σ 3τ (7.8) R r ν = (7.9) σ z gdze R r jest wytrzymałoścą materału korpusu. Inne rozwązana konstrukcyjne sterownc wymagają nnych model oblczenowych, które należy każdorazowo doberać do formy zaproponowanej przez konstruktora. 7... Popychacze. Zadanem popychaczy jest przenoszene sł rozcągających ścskających. W przypadku rozcągana, naprężene w popychaczu mus być na tyle nske, aby dawało wymagany współczynnk bezpeczeństwa, natomast w przypadku ścskana popychacze krępe wymarowane są ścskanem, natomast smukłe wyboczenem.
W konstrukcj szybowców stosuje sę popychacze znormalzowane lub specjalne. Popychacze znormalzowane należy stosować wszędze, gdze jest to możlwe, natomast popychacze specjalne, podrażające produkcję, należy stosować tylko wyjątkowo, tam gdze welkość sły lub gabaryty szybowca do tego zmuszają. Popychacze znormalzowane posadają końcówk wdełkowe lub oczkowe (Rys.7.4.), czyl zamocowane są przegubowo. Rys.7.4. Końcówk popychaczy. Znormalzowane popychacze stalowe duralowe posadają wymary 0 18, 16 14 15 13. Wartośc sł krytycznych dla popychaczy normalnych podano na rys.7.5. Naprężene w popychaczu wynos: 4P σ = (7.10) Π( D d ) Dla popychaczy specjalnych słę krytyczną należy wyznaczyć z zależnośc: EJ P kr = Π (7.11) l gdze: E jest modułem Younga, J momentem bezwładnośc przekroju popychacza, a l długoścą wyboczena. Zależność (7.11) jest aktualna dla popychaczy smukłych. Dla popychaczy krępych (o małej długośc) wzór Eulera na słę krytyczną trac swą aktualność na rzecz wytrzymałośc doraźnej lub lokalnego wyboczena ścank popychacza. Jak wdać na rys 7.5. krępe popychacze duralowe mają przewagę nad stalowym. Współczynnk bezpeczeństwa popychacza należy odnosć do sły krytycznej wyboczena, albowem popychacz wyboczony przestaje pracować co jest równoznaczne ze znszczenem układu sterowana: P kr ν = (7.1) P gdze, podobne jak w zależnośc (7.10) sła P jest obcążenem dopuszczalnym popychacza. Welkośc sły krytycznej dla popychaczy normalnych P kr zostały wyznaczone dośwadczalne, przy zastosowanu typu końcówek, sposobu łączna rur popychaczy z korkam mocującym końcówk, takch jake są zalecane przez normy.
Rys.7.5. Sły krytyczne wyboczena dla popychaczy normalnych. 7..3. Lnk cęgła. W układach sterowana stosowane są różne typy lnek stalowych z rdzenem konopnym lub bezrdzenowe. Stosowane typy lnek podano w tablcy 7.1, gdze określono równeż słę zrywającą lnkę. Oblczene wytrzymałoścowe lnk wymaga określena współczynnka bezpeczeństwa w postac: P zryw ν = (7.13) P gdze: P zryw sła zrywająca lnkę, wg tab.7.1, P - dopuszczalna sła w lnce.
Cęgła wykonywane są z drutu stalowego oblczena wytrzymałoścowe polegają na wyznaczenu naprężena w druce porównanu go z nośnoścą materału dla wyznaczena współczynnka bezpeczeństwa. Lnk jak cęgła mogą oczywśce przenosć tylko sły rozcągające. 7..4. Dźwgne segmenty Oblczena dzwgn Zadanem dźwgn segmentów jest: - przekazane ruchu bez zman (dźwgna podperająca, rys. 7.7), - równoległe przesunęce ruchu (dźwgna prosta, rys. 7.6), - kątowa zmana ruchu (dźwgna kątowa, rys. 7.6 ), a ponadto dokonane przełożena sł: r1 p = (7.14) r Podobną rolę spełnają segmenty połączone z dźwgną (Rys.7.8) Dźwgna pracuje na zgnane oraz rozcągane lub ścskane (Rys.7.9). Słę P należy rozłożyć na składową P ' zgnającą ścnającą przekrój dzwgn oraz P " ścskającą lub rozcągającą. Krytycznym przekrojem dźwgn jest przekrój A-A, gdze materał osłabony jest otworem ulżenowym o średncy D. Zgodne z oznaczenam na rys. 7.9 naprężene od zgnana: P l D σ g = (7.15) 6 δ D 3 3 ( ) oraz od ścskana: P σ s = (7.16) δ ( D) Ponadto przekrój A-A jest ścnany: τ δ P ( D) (7.17} Naprężene zastępcze w skrajnym włókne ścskanym ścnanym: ( σ + σ ) 3τ σ z = g s + (7.18) Współczynnk bezpeczeństwa: R R c ν = (7.19) z gdze R c jest wytrzymałoścą na ścskane materału dźwgn. Jeżel składowa P jest rozcągającą należy sprawdzć ucho końcówk dźwgn ( przy sle P drugą przy sle P 1 ) na wycnane wg zależnośc (3.51) (3.5). Gdy konstruktor zaprojektował dźwgnę kątową ntowaną (Rys.7.10) wówczas należy sprawdzć wytrzymałość połączena ntowego. Zgodne z danym rysunku 7.10 połączene dokonano = 4 ntam. Sła obcążająca jeden nt:
S r = P1 (7.0) 0 r n Naprężene ścnające w nce: gdze: d n - średnca nta β = 1,33 (przekrój kołowy) τ 4S = π d n β (7.1) Współczynnk bezpeczeństwa: ν R tn = (7.) τ gdze R tn jest wytrzymałoścą materału ntu na ścnane. Tab. 7.1. Lnk stosowane w układach sterowana szybowcem. Oznaczene lnk Średnca [mm] Sła zrywająca [N] LINKI BEZRDZENIOWE 1 x 19 7 x 7 1,5 3,0 3,5 4,5 1880 6860 9680 15450 LINKI Z RDZENIEM 6 x 9 + R 6 x 7 + R 3,0,0,6 3, 6100 815 4550 670
Rys. 7.6. Rodzaje dźwgn dwuramennych Rys. 7.7. Dźwgne weloramenne podperające
Rys. 7.8. Segment na rurze skrętnej. Rys. 7.9. Praca dźwgn
Rys. 7.10. Dźwgna kątowa ntowana 7..5. Łożyska Oblczena lozysk Poszczególne popychacze łączone są z dźwgnam przy pomocy łożysk, najczęścej kulkowych lub przegubowych (kulowych), rzadzej ślzgowych. Łożyska są wprasowywane albo w końcówk dźwgn, albo w oczkowe końcówk popychaczy. Praca łożysk polega na wykonywanu newelkch ruchów obrotowych rzadkch ( w porównanu z maszynam o częścach wrujących). Dlatego w oblczenach wytrzymałoścowych łożyska w układach sterowana traktuje sę jako obcążone spoczynkowo. Łożyska stosowane w układach sterowana szybowców przedstawono w tablcy 7.. Oblczena wytrzymałoścowe łożyska polegają na doborze takego rodzaju łożyska, aby ne została przekroczona nośność spoczynkowa, czyl współczynnk bezpeczeństwa: S ν = 1,0 (7.3) P W przypadku stosowana łożysk ślzgowych (Rys.7.11) należy sprawdzć docsk sworzna do otworu w łożysku z wprasowaną tulejką ślzgową ( najczęścej mosężną). Sworzeń posada tulejkę dystansową dla zapewnena luzu poosowego dającego swobodny obrót. W takm przypadku należy sprawdzć docsk pomędzy tulejką dystansową a tulejką ślzgową : P p = (7.4) d δ gdze oznaczena podano na rys.7.11, a sła P jest słą w popychaczu lub reakcją w os dźwgn. Jeżel połączene jest slne obcążone, stosuje sę układ zblokowanych dwóch łożysk obok sebe. O le ma to mejsce przy końcówce dźwgna mus być odpowedno gruba, natomast gdy dotyczy to zaweszena dźwgn stosuje sę układ pokazany na rys.7.10 (dźwgna ntowana z elementów).
Sworzne łączące dźwgnę z popychaczem lub zaweszene dźwgn z konsolą zaweszenową należy sprawdzć na ścnane ( sworzeń dwucęty) na docsk do wdełek popychacza lub do otworu w łożysku. W przypadku zastosowana łożysk kulkowych zwykłych kerunek popychacza mus pokrywać sę z płaszczyzną dźwgn z odchyłką ne wększą nż 3, w przecwnym przypadku muszą być stosowane łożyska wahlwe. Łożyska przegubowe, zwane także kulowym stosowane są w przypadku wysokch obcążeń ( patrz wartośc nośnośc łożysk w tablcy 7.), oraz pozwalają na przemeszczena kątowe płaszczyzny sły względem płaszczyzny dźwgn, podobne jak łożyska wahlwe. Rys. 7.11. Łożysko ślzgowe Tab. 7.. Łożyska stosowane w układach sterowana szybowców. Rodzaj łożyska Oznaczene Średnca otworu [mm] Średnca zewnętrzna [mm] Nośność spoczynkowa S [ N ] Kulkowe Zwykłe 64 Z 65 Z 66 Z 4 5 6 13 16 19 400 700 980
608 Z 8 1300 Kulkowe wahlwe 135 16 5 6 19 19 540 560 Przegubowe (kulowe) 1/E 5 1/E 5 5 6 14 14 10000 10000 7..6. Pedały Oblczena pedalow Najpowszechnej stosowane układy pedałów podano na rys.7.1. Z punktu wdzena wytrzymałośc pedał jest dźwgną, przenoszącą ruch obcążene od wysłku plota w sposób uzależnony od zastosowanego rozwązana konstrukcyjnego. W przypadku pedałów orczykowych górnozawasowych pęta plota spoczywa na podłodze cały wysłek P przejmowany jest przez stopkę pedału, natomast w układze dolnozawasowym sła P rozkłada sę na stopkę podpórkę pęty w proporcj odpowedno 40 % 60 % sły nacsku stopy plota. Krytycznym elementem struktury pedału jest ramę, które jest obcążone gętne ( układ C ) lub gętno-skrętne ( układ B ),zależne od sposobu zamocowana lnk begnącej do steru kerunku. Przykład pedału z ramenem obcążonym gętno-skrętne podano na rys.7.13. Sła w lnce P L równa jest: b P L = P (7.5) h W krytycznym przekroju ramena pedału (mejsce osłabone przez przegrzane w okolcy spony, w przekroju A-A ) moment gnący wynos: towarzyszy mu moment skręcający: d d M g = PL h P b (7.6) M s = P a (7.7) L oraz sła poprzeczna: T = P P (7.8) L W zaweszenu os pedału powstają reakcje: oraz: PL P a R1 = + PL (7.9) c PL P a R = PL (7.30) c
Rys. 7.1. Układy pedałów Rys. 7.13. Pedał z ramenem zgnanym skręcanym.
Oblczene wytrzymałoścowe przekroju A-A wymaga wyznaczena naprężena normalnego od zgnana oraz stycznego od skręcana ścnana przekroju rurowego, w sposób już podawany. Współczynnk bezpeczeństwa należy określć dla naprężena zastępczego. Reakcje R 1 R w zaweszenach os pedału wymagają sprawdzena docsków os do tulejek ślzgowych, tworzących łożysko ślzgowe mędzy osą a tulejką. Oś pedału jest obcążona w sposób pokazany na rys.7.14, przy czym jest ona wspólna dla dwóch pedałów, lewego prawego. Reakcje w zaweszenach os: oraz: A R1 R B (7.31) = B = R1 e R ( c + e) ( c + e + f ) (7.3) poszczególne welkośc podaje rys. 7.14., na którym podano równeż przebeg momentu gnącego oś. W czase normalnej pracy pedału nacsk wywerany jest tylko na jeden pedał. Oba pedały obcążone są jedyne przy zaparcu sę plota obunóż o pedały, zależność (18.18). Rys. 7.14. Oś pedałów 7..7. Konsole zaweszenowe Oblczena konsol Konsole zaweszenowe najczęścej stosowane pokazano na rysunku 7.15. Sposób oblczana charakterystyk wytrzymałoścowej konsol kątowych podają zależnośc (.) do (.6). Głównym obcążenem konsol wysęgnkowej jest zgnane ścnane w krytycznym przekroju ( przekrój A-.A na rys.7.16.). Moment gnący wynos: M g = R l (7.33) który wraz z słą ścnającą R powoduje powstane naprężena normalnego stycznego. Współczynnk bezpeczeństwa należy określć w odnesenu do wytrzymałośc materału konsol wysęgnkowej.
Rys.7.15. Konsole zaweszenowe Rys.7.16. Konsola wysęgnkowa 8. PRÓBY WYTRZYMAŁOŚCIOWE 8.1. PODZIAŁ PRÓB WYTRZYMAŁOŚCIOWYC Próby wytrzymałoścowe dzelą sę na : - próby dowodowe, - próby dośwadczalne, - próby materałowe technologczne. 8.1.1.Próby dowodowe Zadanem prób dowodowych jest dośwadczalne stwerdzene, ż struktura posada wymagany przepsam pozom bezpeczeństwa względem obcążeń dopuszczalnych znszczene badanej konstrukcj następuje przy zachowanu przewdzanego współczynnka bezpeczeństwa (generalne 1,5). Ponadto próba pozwala na obserwację zachowana sę konstrukcj w warunkach symulacj rzeczywstych obcążeń na stosku badawczym. Próby dowodowe przeprowadza sę na całym szybowcu (próby ntegralne) lub na wydzelonym zespole szybowca (próby częścowe) stanowącym wydzeloną całość. W próbach dowodowych symuluje sę obcążena dla poszczególnych przypadków krytycznych lub dla obwedn klku różnych przypadków, przy zachowanu w marę wernego odtworzena rozkładu sł momentów obcążających. Próby dowodowe są ważnym elementem procesu certyfkacj typu szybowca, jako podstawy dopuszczena go do powszechnego użytkowana. 8.1..Próby dośwadczalne
Próby dośwadczalne prowadz sę celem: - zbadana właścwośc nowego, neznanego jeszcze powszechne tworzywa konstrukcyjnego, - weryfkacj przyjętego modelu oblczenowego pracy struktury o rozwązanu dotąd ne stosowanym, - sprawdzenu współpracy zespołów lub dzałana układów stosowanych w sposób dotąd ne projektowany. O le próby dowodowe dotyczą gotowego wyrobu lub gotowego zespołu konstrukcyjnego w postac zaprojektowanej przez konstruktora zrealzowanej na warsztace, o tyle próby dośwadczalne służą konstruktorow jako jedno z bardzo ważnych jego narzędz pracy. Pozwalają na podejmowane decyzj konstrukcyjnych w oparcu ne tylko o rozumowane, lecz także o wynk badań zmnejszających lość wątplwośc, jake zawsze towarzyszą rozwązanom nowatorskm. 8.1.3.Próby materałowe technologczne Celem prób materałowych technologcznych jest beżąca obsługa produkcj. Szereg materałów wydawanych na warsztat z magazynu wymaga sprawdzena ch własnośc mechancznych, chemcznych wytrzymałoścowych zanm uzyskają zezwolene na zastosowane w produkcj lotnczej. Wymagany zakres badań wymagana w odnesenu do wynków ujęte są normam nstrukcjam. W przypadku struktur kompozytowych próby materałowe dotyczą surowców wyjścowych, z których powstaje wy-. nkowe tworzywo w trakce procesu technologcznego. Badanem własnośc wynkowego tworzywa rezultatów procesu wytwarzana zajmują sę próby technologczne. W trakce procesu produkcyjnego wykonywane są próbk z materałów wyjścowych tych samych z jakch wykonano elementy struktury szybowca (próbk-śwadk), które następne poddaje sę badanu jako reprezentantów tworzywa struktury rzeczywstej. Do prób technologcznych należy także cała grupa nenszczącego badana struktury, spon klejowych, połączeń spawalnczych, odlewów t.p. 8.. PROGRAMOWANIE PRÓB WYTRZYMAŁOŚCIOWYC GŁÓWNYC ZESPOŁÓW Programowane prób wytrzymałoścowych, dowodowych, dośwadczalnych czy materałowo-technologcznych polega na: - wyznaczenu welkośc obcążeń, - rozłożenu obcążeń symulującym stan rzeczywsty - określenu parametrów rejestrowanych podczas próby. Welkość obcążeń wynka z rozważań ujętych w rozdzałach 11 do 19, przy czym dla prób ntegralnych należy złożyć ze sobą obcążena tych zespołów, które uczestnczą w próbe ntegralnej (n. p. obcążena skrzydła, kadłuba usterzeń dla przypadków obcążeń w loce lub skrzydeł kadłuba podwoza dla przypadków lądowań t. p. ). Rozkład obcążeń symulujących stan rzeczywsty obejmuje welkośc sł lub momentów obcążających, oraz sposób zamocowana badanego zespołu na stosku, odtwarzający zamocowane w konstrukcj rzeczywstej. Do parametrów rejestrowanych w czase próby należą: - welkość obcążena (w procentach obcążena dopuszczalnego), które w programe prób nazywa sę obcążenem nomnalnym dla poszczególnych stopn obcążena realzowanych skokowo n. p.: 0%, 40%, 100 %, 110 %, 10 %...150% dalej, jeżel próba ma doprowadzć do znszczena struktury (próba nszcząca). Jeżel próba ma być tylko dowodem dostatecznej wytrzymałośc, po realzacj 150 % obcążena
nomnalnego zespół wykorzystuje sę do następnej próby nnego przypadku obcążena. - odkształcena struktury w zadanych punktach, ustalonych przez konstruktora - obserwacje zachowana sę struktury w marę narastana obcążena. - ops struktury po próbe ( ewentualne odkształcena lub uszkodzena ) W dalszych rozdzałach omówone zostaną sposoby programowana głównych zespołów konstrukcyjnych szybowca. 8..1. Programowane prób skrzydła Proba skrzydla Zespół obcążeń skrzydła podany jest w postac: - momentów gnących normalnych, - momentów gnących stycznych, - momentów skręcających, - sł poprzecznych normalnych - sł poprzecznych stycznych, w funkcj rozpętośc skrzydła. Zadanem programującego próbę jest jak najwernejsza symulacja obcążeń rzeczywstych sztucznym układem sł realzowanych na stosku badawczym w czase próby. Występują tutaj jednak bardzo slne węzy swobody symulacj powodowane: konecznoścą przykładana sł w mejscach, w których struktura jest w stane je przeneść. Na skrzydle jest to najczęścej krawędź natarca oraz lna os dźwgara lub przegrody wzdłużnej (ścank środkowej) w strukturze skorupowej. Ilość punktów przyłożena sł wzdłuż rozpętośc skrzydła lmtowana jest równeż względam konstrukcyjnym (układ żeber lub wzmocneń wzdłuż cęcwy). - możlwoścam realzacyjnym stoska, a przede wszystkm przyjętym sposobem przykładana obcążeń (przylepce, obejmy, uchwyty t. p.).. Sposoby przykładana obcążeń pokazano na rys.8.1. Uchwytam symuluje sę pojedyncze sły skupone przykładane, punktowo do skrzydła, (n. p. obcążene wywoływane zastrzałem). Obcążene cągłe (aerodynamczne masowe) zastępuje sę układem sł ( układ dyskretny.) przykładanych na dwóch lnach n. p. na krawędz natarca w os dźwgara dla uzyskana symulacj skręcana zgnana. Jak łatwo zorentować sę wyżej przedstawone węzy ne pozawalają na symulację werną, należy jednak w ramach stnejących możlwośc jak najbardzej sę do nej zblżyć. Zadane jest o tyle trudne, ż jednocześne musmy zasymulować pęć welkośc: zgnane ścnane normalne styczne oraz skręcane. Jedną z welkośc należy przyjąć jako podstawową, nne kolejno przyblżać przez welokrotne dopasowywane układu do rzeczywstośc. Procedura. symulacj jest następująca: Wedząc ż na skrzydle zaprojektowano n przekrojów odtwarzana obcążena należy dokonać wstępnej symulacj sły poprzecznej normalnej (Rys.8.). Odległośc y są narzucone konstrukcją skrzydła możlwoścam stoska badawczego. Welkośc poszczególnych przyrostów sły poprzecznej T N narzuca przebeg wykresu T N = f (y ), zatem welkośc tych przyrostów będą zróżncowane wzdłuż rozpętośc skrzydła. Wadomo, ż przylepce lub uchwyty, klejone do pokryca skrzydła są zdolne do przenesena określonej sły lmtowanej wytrzymałoścą klejena przylepca. Po wstępnej przymarce welkośc przyrostów sł T N, może okazać sę koneczne zwększene lośc punktów przyłożena sł do skrzydła. Dalszym krokem jest kontrola momentu gnącego normalnego, realzowanego symulowaną słą poprzeczną normalną. W dowolnym przekroju moment gnący wynos: M M + T y (8.1) N = N + 1 N + 1 + 1
Jakość tej symulacj należy skontrolować na wykrese momentu gnącego normalnego M N = f (y), rys.8.3. Krzywolnowy przebeg momentu zastąpony zostaje odcnkam prostym, które pownny leżeć na zewnątrz ln krzywej. Po dobranu odpowednej symulacj zgnana normalnego (sła poprzeczna moment gnący ) należy zrealzować symulację skręcana. Przyrost sły poprzecznej T N należy zrealzować przez parę sł spełnającą warunek (Rys.8.4) : oraz : Y T A + T = T (8.) B N ( T x + T x ) M = (8.3) A A B B gdze: M Y - przyrost momentu względem prostej M-M (patrz rys.11.6) T A, T B, x A, x B - pokazano na rys.8.4. Tak wyznaczone sły T A oraz T B symulują przyrost sły poprzecznej przyrost momentu skręcającego pochodzącego od przekroju. Aby zrealzować obcążene styczne należy dokonać pochylena płaszczyzny dzałana obcążena w stosunku do kerunku normalnego (Rys.8.5) o kąt: gdze : Tt TN śr T T t γ = ar ctg (8.4) średn stosunek sły poprzecznej stycznej do sły poprzecznej normalnej w odnesenu do całej rozpętośc skrzydła. N śr Wartość pochylonych sł obcążających : oraz : TA P A = (8.5) cosγ TB P B = (8.6) cosγ Wynkowy układ sł podano na rys. 8.6. Dwójk sł obcążających: P A 1, P B 1, P A, P B,..., P A n, P B n symulują względne werne moment gnący normalny, słę poprzeczną normalną moment skręcający, natomast moment gnący styczny sła poprzeczna styczna symulowane są w sposób przyblżony, przy założenu ch proporcjonalnośc do obcążeń normalnych, opartej na stosunku średnej sły poprzecznej stycznej do normalnej. Do takego uproszczena zmuszają technczne możlwośc realzacj próby bez nadmernej komplkacj stoska ( stotne znaczene kosztów realzacj próby). Obcążena styczne w porównanu z normalnym są małe, a zaproponowany sposób ch odtworzena daje w wynku welkośc wyższe od rzeczywstych dzałających w kerunku stycznym, co pod względem bezpeczeństwa stawa program próby po strone warygodnej. Przedstawony sposób symulacj obcążena skrzydła dotyczy oczywśce lewego prawego skrzydła dla obcążeń symetrycznych. Jeżel programowane jest obcążene nesymetryczne koneczne jest przeprowadzene oblczeń symulacj dla obu skrzydeł oddzelne, albowem są one różne.
Dla prostych przypadków obcążena skrzydła n. p. od brutalnej obsług obcążene przykładane jest w postac sły skuponej na końcówce skrzydła (Rys.8.7.). Obcążene take jest oczywśce nesymetryczne przykładane jest do jednego tylko skrzydła, tak jak ma to mejsce w trakce eksploatacj. Słę należy przykładać w czterech pokazanych na rysunku kerunkach, kolejno w górę, w dół, do przodu do tyłu. Algorytm operacj programowana próby wytrzymałoścowej skrzydeł podano w tablcy 8.1. Tab. 8.1.Algorytm programowana próby wytrzymałoścowej skrzydła Lp. Oznaczene. Przekroje 1 3.... n. Operacja\ 1. y. y y -y - 1 (y 1 ) 3. T N 4. T N T N -T N + 1 (T Nn ) 5. x A 6. x B 7. M. Y 8. M Y 9. T A 10. T B Rozwązane układu równań (8.)(8.3) 11. T t 1. T t /T N 11. / 3. 13. n (T t / T N ) 1. - - - - - - - - 14. (T t / T N ) Śr 13. / n lub max(1.) - - - - - - - - 15. γ arccos (14.) - - - - - - - - 16. P A 9. / 15. 17. P B 10. / 15. 18. T N y 3.. 19. M. N (18.+19.) z kolumny + 1 ; gdze n lczba przekrojów (0)
Rys.8.1. Sposoby przykładana obcążeń na skrzydle Rys.8.. Symulacja sły poprzecznej normalnej
Rys. 8.3. Symulacja momentu gnącego normalnego Rys. 8.4. Symulacja skręcana Rys. 8.5. Uwzględnene sły stycznej
Rys. 8.6. Wynkowy układ sł Rys. 8.7. Obcążene od brutalnej obsług 8... Programowane prób statecznka wysokośc Proba statecznka wysokosc Oblczane rozkładu sł obcążających statecznk wysokośc podczas próby wytrzymałoścowej przebega tak samo jak dla skrzydła, z tą różncą, ż dodatkowo przykładane są obcążena w zawasach pochodzące od steru wysokośc.zatem zgodne z rys.8.8 zależnośc (8.) (8.3) ulegają modyfkacj: M = T x + T x R x (8.7) s A A B B R oraz: gdze: T A + T + R = T (8.8) B M s - przyrost momentu względem SSP dla przekroju, R - suma reakcj w zawasach od końcówk statecznka do rozpatrywanego przekroju, T - przyrost sły poprzecznej dla przekroju.
Podobne jak dla skrzydła w przypadkach symetrycznych obe połówk statecznka obcążone są symetryczne. Dla przypadków nesymetrycznych należy wyznaczyć przebeg obcążeń dla każdej połówk oddzelne. 8..3. Programowane prób statecznka kerunku Proba statecznka kerunku Oblczane sł obcążających statecznk kerunku przebega tak samo jak dla statecznka wysokośc. Gdy mamy do czynena z usterzenem typu T, gdze statecznk wysokośc jest zaweszony na statecznku kerunku, w programe próby należy podać także wartość reakcj przednej tylnej zaweszena steru wysokośc (wartośc R p R T na rys. 8.9 ). O le na usterzenu wysokośc pojawa sę obcążene nesymetryczne należy dodatkowo podać wartość momentu nesymetr M nes. Jeżel statecznk wysokośc posada tylko dwa zawasy mocujące ster kerunku wówczas należy zaprogramować próbę samych zawasów, obcążając je reakcjam steru z wymaganem zrealzowana 5 % obcążena nomnalnego zawasów przyległej struktury. Rys. 8.8. Symulacja obcążeń na statecznku wysokośc
Rys. 8.9. Symulacja obcążeń na statecznku kerunku w przypadku układu usterzeń typu T. 8..4. Programowane prób powerzchn sterowych Polozene sl na sterze Powerzchne sterowe ( lotk, klapy, ster wysokośc, ster kerunku ) obcążone są słam aerodynamcznym masowym. Sły aerodynamczne przyłożone są w 1/3 cęcwy. Zakłada sę, że sły masowe przyłożone są równeż w tym mejscu co aerodynamczne. W rezultace sła obcążająca powerzchnę sterową leży w 1/3 cęcwy lczonej od os obrotu do krawędz spływu. Dla zaprogramowana obcążena symulującego należy powerzchnę sterową podzelć na segmenty przypsane każdej z sł obcążających. Każdy segment (Rys.8.10) posada powerzchnę S. Sła obcążająca powerzchnę sterową w poszczególnych punktach przyłożena wynos: P Pps = S (8.9) S ps gdze: P ps - sła obcążająca powerzchnę sterową S ps - welkość powerzchn sterowej Powerzchnę sterową do próby wytrzymałoścowej należy zawesć na zawasach, zatem reakcje w zaweszenu powstaną samoczynne.
Rys. 8.10. Sły obcążające powerzchnę sterową 8..5. Programowane prób kadłuba Proba kadluba Kadłub obcążony jest układem sł masowych, oraz punktowo przyłożonym słam zewnętrznym. Mejsce przyłożena sł zewnętrznych jest jednoznaczne określone(zaczep holownczy, punkt styku koła z podłożem lub płozy z podłożem, punkty mocowana skrzydło-kadłub, punkty mocowana usterzeń). Sły masowe należy symulować układem sł dyskretnych przyłożonych w punktach struktury zdolnych do przenesena obcążeń skuponych. Wprowadzene sł zewnętrznych jest proste, gdyż wykorzystuje sę tutaj określone elementy (n. p. hak zaczepu, ucho okuca t. p.). Sły masowe wprowadza sę przy wykorzystanu przylepców naklejonych w wytypowanych mejscach struktury kadłuba, najczęścej symetryczne po obu bokach (Rys 8. 11). Wszystke punkty przyłożena sł należy kolejno ponumerować: 1,,..., n. Kadłub do prób zawesza sę na stosku za okuca skrzydło-kadłub. Zaweszene take powoduje reakcje odpowadające przyłożonemu obcążenu. Dobór welkośc sł punktów ch przyłożena dokonywany jest tak, aby uzyskać jak najwernejszą symulację momentu gnącego kadłub dla programowanego przypadku obcążena (Rys.8.1), natomast sły poprzeczne będą symulowane w sposób przyblżony tak, aby uzyskać poprawność symulacj momentu gnącego. Na przykładze podanym na rys. 8.1. wdać ż symulacja pokrywa zgnane w całym zakrese długośc kadłuba z wyjątkem samego nosa, ale tutaj wartość momentu gnącego jest neznacząca. W podobny sposób dokonuje sę symulacj w płaszczyźne pozomej, z tym, że najczęścej próbę zgnana w bok wykonuje sę ntegralne z obcążenem na statecznku kerunku. Rys. 8.11. Punkty przyłożena sł na kadłube.
Rys. 8.1. Przykład symulacj obcążena kadłuba dla zadanego przypadku obcążena. 8..6. Programowane prób podwoza Dla realzacj prób podwoza kadłub należy zawesć na stosku za okuca skrzydło-kadłub. Reakcję podłoża dzałającą na koło podwoza należy symulować słą przyłożoną w punkce odpowadającym danemu przypadkow obcążena. Dla lądowana ponowego słę należy przyłożyć w os koła (Rys.8.13) Dla nnych przypadków sła mus być przyłożona w punkce styku opony z podłożem. N tym przypadku należy skonstruować element pośrednczący (Rys.8.14) pozwalający na przyłożene sły w zadanej odległośc od os koła, celem symulacj momentu obcążającego oś. Słę do elementu można przyłożyć w płaszczyźne symetr jak też prostopadle do nej. Odległość punktu przyłożena sły '' P '' od os koła: D = K h (8.10)
gdze: D K - średnca zewnętrzna opony, h - ugęce pneumatyka dla rozpatrywanego przypadku obcążena. Rys. 8.13. Symulacja obcążena dla lądowana ponowego.
Rys. 8.14. Zastosowane elementu pośrednczącego. 8.3. PROGRAMOWANIE PRÓB WYTRZYMAŁOŚCIOWYC UKŁADÓW STEROWANIA Próby wytrzymałoścowe układów sterowana polegają na : zablokowanu powerzchn sterowych w położenu neutralnym przyłożenu do organów sterowana w kabne obcążena wyznaczonego w dokumentacj obcążeń jako dopuszczalne, a tutaj nazywanego nomnalnym. Sposób przyłożena obcążena do organu sterowana w kabne (sterowncy za pośrednctwem drążka sterowego lub wolantu, pedałów względne dźwgn sterujących) należy podać dla każdego przypadku obcążena ndywdualne. 8.3.1. Układ sterowana sterem wysokośc. Do środka uchwytu drążka sterowego należy przyłożyć słę nomnalną P dzałającą prostopadle do os uchwytu skerowaną : a) do tyłu, b) do przodu, leżącą w płaszczyźne symetr szybowca. Dla szybowca dwumejscowego wyżej podane obcążene zrealzować oddzelne dla perwszego dla drugego sedzena w kabne dwumejscowej. Ponadto w szybowcu dwumejscowym należy przyłożyć jednocześne po 0, 75 P z obu mejsc w kerunku zgodnym, oraz pełne sły P w kerunku przecw sobe. 8.3.. Układ sterowana lotkam Do środka uchwytu drążka sterowego należy przyłożyć słę nomnalną P dzałającą prostopadle do os drążka w płaszczyźne prostopadłej do płaszczyzny symetr szybowca skerowaną:
a) w prawo, b) w lewo, Dla szybowca dwumejscowego zastosować kombnacje przyłożena sł take same jak dla sterowana na wysokość. 8.3.3. Układ sterowana sterem kerunku Do środka stopk pedału przyłożyć słę nomnalną P prostopadle do powerzchn stopk w kerunku nacskana, kolejno na: a) pedał prawy, b) pedał lewy. Dla szybowca dwumejscowego zastosować kombnacje przyłożena sł take same jak dla sterowana na wysokość. Ponadto do pedałów lewego prawego jednocześne przyłożyć obcążene nomnalne P dla przypadku zaparca sę o pedały. W szybowcu dwumejscowym zrealzować jednoczesne zaparce sę plotów słą po 0,75 P. W przypadku gdy konstrukcja pedału przewduje stopkę podpętek, obcążena nomnalne P należy rozłożyć w stosunku: - 0,4 P - nacsk palców stopy, - 0,6 P - nacsk pęty. 8.3.4.Dźwgne sterowana pozostałym układam Dla pozostałych układów sterowana (hamulec aerodynamczny, klapy, podwoze) obcążene nomnalne P przykładać do środka uchwytu dźwgn w kerunku: - wysuwana urządzena, - chowana urządzena przy zablokowanu tych urządzeń odpowedno w położenu: schowanym, wypuszczonym, Dla szybowca dwumejscowego zastosować kombnacje przyłożeń jak dla sterowana na wysokość. 8.3.5. Układ wyzwalana zaczepu holownczego Przy zablokowanu haka zaczepu w położenu zamknętym, przyłożyć słę nomnalną P w kerunku cągnącym, do rączk wyczepu w kabne. W szybowcu dwumejscowym przyłożyć jednocześne sły po 0,75 P z obu mejsc. 8.4. DANE REALIZACYJNE Program prób wytrzymałoścowych mus podawać nformacje dotyczące realzacj prób, a manowce: - kompletację zespołów do prób - warunk przebeg próby - układy obcążeń pośrednch 8.4.1. Kompletacja zespołów do prób Kompletacja zespołów do prób zależy od rodzaju przeprowadzanej próby charakterystyk szybowca (jednomejscowy, dwumejscowy). Realzacja próby wytrzymałoścowej skrzydła wymaga wykonana: - właścwego skrzydła, przecwskrzydła fragmentu kadłuba (Rys.8.15) - ewentualnego układu obcążeń na przecwskrzydle.
Połączene skrzydła badanego z fragmentem kadłuba jest dla próby skrzydła bardzo stotne gdyż pozwala na odtworzene podatnośc sprężystej kadłuba, łagodzące welkość reakcj skrzydło-kadłub w porównanu z zamocowanem sztywnym fałszującym rzeczywste warunk pracy czoła skrzydła. Skrzydło może być bez powerzchn sterowych. Kadłub do prób wytrzymałoścowych jego skorupy mus posadać całą strukturę nośną z okucam, natomast nekoneczne jest wyposażene go w wewnętrzne elementy kabny układy sterowana. Próby usterzena wysokośc wymagają kompletacj z kadłubem, albowem usterzene pownno być podparte w okucach usterzene-kadłub doznawać wpływu podatnośc tylnej part kadłuba. Ze statecznkem kerunku kadłub skompletowany jest w sposób naturalny. Dla prób układów sterowana koneczne są różne stany kompletacj. Próba sterowana na wysokość wymaga kompletacj kadłuba usterzena wysokośc z pełnym łańcuchem knematycznym układu sterowana. W przypadku próby układu sterowana lotkam koneczna jest kompletacja kadłuba ze skrzydłam lotkam oraz pełnym układem sterowana. Usterzena są tutaj nestotne. Sterowane sterem kerunku wymaga kadłuba ze sterem kerunku pełnym układem sterowana. Skrzydła usterzene wysokośc są zbędne. Próby podwoza wymagają skorupy kadłuba z pełnym zestawem podwoza oraz z elementem pośrednczącym symulującym pneumatyk. Z przedstawonych rozważań wdać, że kompletacja szybowca zależy od rodzaju próby mus być ndywdualne dobrana tak, aby uzyskać zadane w programe wynk. Rys. 8.15. Kompletacja skrzydła do próby wytrzymałoścowej 8.4.. Warunk przebeg próby Dla każdej próby należy podać warunk w jakch ma być realzowana. Dla kompozytów stotny jest wpływ temperatury stąd powstaje wymagane prowadzena próby najperw na zmno ( w temperaturze otoczena około +0 C ) na gorąco ( w temperaturze +54 C ). Program mus przewdywać równeż przebeg próby: - kolejne stopne zwększana obcążeń, - maksymalny realzowany procent obcążena nomnalnego (najczęścej 150%, o le próba ne jest przewdzane jako nszcząca), - parametry rejestrowane podczas próby (welkość odkształceń punkty w których odkształcene ma być merzone ). 8.4.3. Układy obcążeń pośrednch Dzwgna "chonk" W zależnośc od profesjonalnego przygotowana zespołu wykonującego próby układy obcążeń pośrednch mogą być wykonywane przez realzatorów próby, ale mogą być także wymagane jako składowa część programu. Wówczas do zadana twórcy programu należeć będze wyznaczene takego układu obcążeń (Rys.8.16), przykładowo podanego dla układu n = 10 dwójek sł obcążających. Układ dźwgn pośrednch ( popularne zwany chonką ) doprowadza obcążene do jednej sły zborczej F o kontrolowanej dynamometrem. Każdy ze szczebl chonk oblczany jest wg schematu:
oraz: P P A B b = PC (8.11) b + a = P P (8.1) C A co pozwala na podane wartośc dla całego układu obcążeń F 1, F,..., F 18 określene sły zborczej F o. Rys. 8.16. Układ obcążeń pośrednch
8.5. POSTAĆ PROGRAMU Program dla każdej z prób pownen być podany na oddzelnej karce. Ilość kart (poszczególnych prób) zależy od lośc przypadków obcążeń, które mogą być krytyczne dla struktury szybowca. 8.5.1. Przypadk wymarujące Najczęstszym przypadkam wymarującym dla poszczególnych zespołów szybowca są welkośc ekstremalne dla jakegoś szczegółu konstrukcj, ale wymagające odtworzena całośc obcążeń zespołu, lub welkośc obwedne w zestawenu obcążeń. Dla skrzydła najczęścej wymarować będą: - zgnane normalne: wyrwane dodatne lub ujemne albo podmuchy dodatne ujemne przy prędkośc V RA - skręcane: lot nurkowy, punkt E krzywej obcążeń sterowanych lub podmuch ujemny przy prędkośc V D względne obcążene zwązane z wychylenam lotek (brutalne sterowane, beczka) - zgnane styczne: lot nurkowy przy otwartych hamulcach aerodynamcznych, brutalna obsługa na zem. Kadłub zazwyczaj najslnej jest obcążony: - w zgnanu ponowym: wzlot przy pomocy wycągark, brutalne sterowane sterem wysokośc, podmuchy przy prędkośc V RA lub V D. - w zgnanu pozomym: szarpnęce lną wycągarkową w bok, podmuch pozomy przy prędkośc V RA. - maksymalne skręcane: towarzyszy podmuchow pozomemu przy V RA lub przypadkom nesymetrycznego obcążena na usterzenu wysokośc. Usterzene wysokośc wymarowane jest brutalnym sterowanem przy prędkośc V D lub podmuchem przy prędkośc V D. Dla skręcana wymarującym może być przypadek sły podczas wyrwana do p. E krzywej obcążeń sterowanych. Usterzene kerunku najczęścej wymarowane jest przez przypadek podmuchu pozomego przy V RA lub przez brutalne sterowane przy V D. Dla podwoza układów sterowana realzowane są obcążena ustalone wymaganam przepsów budowy szybowców. Powerzchne sterowe wymarowane są maksymalnym słam powstającym na nch. Jak wynka z przedstawonego przeglądu, przypadk wymarujące można przewdywać dla konstrukcj standardowych. Dla przypadków rozwązań netypowych wymagane jest tutaj podejśce ndywdualne. 8.5.. Karty programu prób Każdy realzowany przypadek obcążena pownen być opsany na oddzelnej karce zawerającej nformację nezbędną dla: - dentyfkacj próby, - przeprowadzena próby, - opracowana sprawozdana z próby. Przykład karty podano w tab. 8.. Zespół kart stanow całość zwaną Programem Prób Wytrzymałoścowych.
Tab. 8. Karta programu prób PROGRAM PRÓBY WYTRZYMAŁOŚCIOWEJ Karta Nr... Szybowec... Próba Nr... Badany obekt... Przypadek obcążena...... Szkc układu obcążeń: Kompletacja... Temperatura próby... C Realzować...% obcążena nomnalnego W trakce próby dokonywać pomaru:...... Obcążene zwększać skokam co...% obcążena nomnalnego. W sprawozdanu z przebegu próby podać: - wartość zrealzowanego obcążena w % obcążena nomnalnego - wynk zleconych pomarów, - sposób pracy konstrukcj pod obcążenem, - wynk oględzn po próbe.
9. PRÓBY SZTYWNOŚCIOWE 9.1. CEL PRÓB SZTYWNOŚCIOWYC Próby sztywnoścowe zespołów szybowca przeprowadzane są w celu: uzyskana nformacj o odkształcenach zespołów konstrukcyjnych pod wpływem przyłożonych obcążeń, - ustalena danych wejścowych, dotyczących sztywnośc zespołów do oblczeń zjawsk aeroelastycznych. Zakres prób sztywnoścowych mus obejmować welkośc wymagane do ustalena przez przepsy budowy oraz welkośc koneczne do oblczeń, których zakres ustalony jest w porozumenu z organem nadzoru państwowego lub który wynka z programu badań ustalonego przez konstruktora. W każdym z wymenonych wyżej przypadków koneczne jest opracowane programu poszczególnych prób podającego welkość przyłożonego obcążena, merzone welkośc odkształceń względne przemeszczeń. 9.. PRÓBY SZTYWNOŚCI SKRZYDŁA 9..1. Sztywność gętna Wyznaczrne sztywnosc getnej Skrzydło należy obcążyć układem sł, pozwalającym na określene momentu gnącego w funkcj rozpętośc (Rys.9.1). Wykres momentu gnącego (Rys.9.) umożlwa odczytane wartośc tego momentu dla dowolnego przekroju wzdłuż rozpętośc skrzydła. W programe próby sztywnośc skrzydła należy określć punkty pomarowe, w których merzone będą przemeszczena ponowe skrzydła (Rys.9.3). Punkty te ( = 1,,..., m ) mogą być usytuowane nezależne od punktów przyłożena sł, albowem służą one do wykreślena przebegu strzałk ugęca skrzydła w funkcj rozpętośc (Rys.9.4). Wychodząc z zależnośc: M N EJ d f = dy (9.1) należy określć perwszą pochodną strzałk ugęca korzystając (Rys. 9.5) z zależnośc: F df dy 1 = (9.) należy wykonać wykres F 1 = f (y), oblczając dla dowolnego punktu welkość : ( + 1) ( 1) f ( + 1) f ( 1) F 1 = (9.3) y y Z wykresu F 1 = f (y) należy z kole w dentyczny sposób określć funkcję:
F df1 d f = = (9.4) dy dy poprzez operację: Z zależnośc (9.1) oraz (9.4) wynka : F1 ( + 1) F1 ( 1) F = (9.5) y f ( + 1) ( 1) ( EJ ) M = F N (9.6) ;gdze EJ jest poszukwaną sztywnoścą gętną skrzydła w przekroju wyznaczoną na podstawe pomaru strzałk ugęca. Pragnąc meć jak najdokładnejszy wynk należy punkty (+1) oraz (-1) oberać jak najblżej sebe. Znając moduł sztywnośc E materału skrzydła, można określć wartość J (moment bezwładnośc geometryczny przekroju skrzydła). Wyznaczone welkośc sztywnośc dla kolejnych przekrojów umożlwają wykreślene przebegu sztywnośc skrzydła wzdłuż rozpętośc (Rys. 9.6) EJ = f (y). Rys. 9.1. Układ sł do pomaru sztywnośc gętnej
Rys. 9.. Moment gnący wywołany przyłożonym obcążenem Rys. 9.3. Punkty pomarowe na skrzydle
Rys. 9.4. Przebeg ugęć skrzydła Rys. 9.5. Określene funkcj F 1
Rys. 9.6. Przebeg sztywnośc gętnej skrzydła wzdłuż rozpętośc 9... Sztywność skrętna Sztywnosc skretna skrzydla Skrzydło należy obcążyć układem sł pozwalającym na określene momentu skręcającego w funkcj rozpętośc (Rys.9.7).Wykres momentu skręcającego (Rys.9.8) pozwala na odczytane wartośc tego momentu dla dowolnego przekroju wzdłuż rozpętośc skrzydła. Należy wyznaczyć punkty pomarowe wzdłuż rozpętośc skrzydła (Rys.9.9) najlepej na krawędz natarca krawędz spływu. Przekrój pod wpływem momentu skręcającego obróc sę o kąt (Rys.9.10) : h1 + h ϕ = ar ctg (9.7) l Należy wyznaczyć przebeg zależnośc ϕ = f (y ) (Rys.9.11). Przyrost kąta skręcena na skrzydle w okolcy punktu, zgodne z oznaczenam na rys. 9.11 wynos: M s ϕ = y (9.8) ( GJ 0 ) a stąd sztywność skrętna przekroju : y ( GJ0 ) = M s (9.9) ϕ Znając moduł sztywnośc poprzecznej G materału skrzydła można wyznaczyć moment oporowy przekroju na skręcane J 0. Wyznaczając sztywność dla kolejnych przekrojów można sporządzć wykres przebegu tejże sztywnośc wzdłuż rozpętośc skrzydła GJ 0 = f (y) (Rys.9.1).
Rys. 9.7. Układ sł do pomaru sztywnośc skrętnej Rys.9.8. Moment skręcający wywołany przyłożonym obcążenem
Rys.9.9. Punkty pomarowe dla wyznaczena kąta skręcena Rys.9.10. Określene kąta skręcena przekroju Rys.9.11. Kąt skręcena na skrzydle Rys.9.1. Przebeg sztywnośc skrętnej skrzydła wzdłuż rozpętośc 9.3. PRÓBY SZTYWNOŚCI POWIERZCNI STEROWYC Powerzchne sterowe badane są pod względem sztywnośc skrętnej. Najczęścej przykłada sę stały moment skręcający (Rys. 9.13) w postac pary sł P dających moment na ramenu r równy:
M s = P r = const (9.10) wprowadzany do struktury powerzchn sterowej przy pomocy obejmy, Druga obejma oddalona od perwszej o L stwarza reakcje zamocowana. Sam sposób pomaru wyznaczana sztywnośc skrętnej powerzchn sterowej jest tak sam jak dla skrzydła, z tym ż rozcąga sę na rozpętość y = L. Wynk pomaru jest podawany równeż w postac wykresu sztywnośc wzdłuż rozpętośc powerzchn sterowej. Rys.9.13. Obcążene skrętne powerzchn sterowej 9.4. PRÓBY SZTYWNOŚCI KADŁUBA 9.4.1. Sztywność gętna w płaszczyźne ponowej. Wyznaczrne sztywnosc getnej Zgodne z wymaganam sztywnoścowym w próbe wyznacza sę sztywność gętną tylnej częśc kadłuba, od okuć skrzydło-kadłub do końcówk (dźwgarka statecznka kerunku). Do kadłuba przykłada sę słę ponową skuponą, zaczeponą do ścank dźwgarka statecznka kerunku (Rys.9.15) uzyskując względem okuć skrzydło-kadłub lnowy przebeg momentu gnącego. W wyznaczonych punktach należy dokonać pomaru strzałk ugęca: f 1, f,..., f m wykonując wykres f x = f (x*), gdze x* jest współrzędną wzdłuż długośc kadłuba merzoną począwszy od okuca tylnego. Wyznaczene sztywnośc przebega wg zależnośc podanych dla skrzydła (9. 1) do (9. 6). Wynk pomaru oblczeń podaje sę w postac zależnośc: ( EJ ) = f ( x*) (9.10) 9.4.. Sztywność gętna w płaszczyźne pozomej sztywność skrętna Wyznaczrne sztywnosc getnej skretnej Obe sztywnośc wyznaczane są w jednej próbe. Kadłub obcąża sę skuponą słą pozomą przyłożoną do ścank dźwgarka statecznka kerunku w odległośc r od os skręceń kadłuba (Rys.9.14). Uzyskuje sę lnowy przebeg momentu gnącego, jak na rys. 9.15. stałą wartość momentu skręcającego M s = P. r.
Sztywność gętną wyznacza sę dentyczne jak w przypadku płaszczyzny ponowej. Kąt skręcena (Rys.9.16) wynka z zależnośc : c1 c γ = ar ctg (9.11) d Po wykreślenu przebegu zależnośc ϕ = f ( x* ) dalszy tok operacj przebega wg zależnośc (9.7) do (9.9). Końcowy wynk pomaru podaje sę w postac wykresów zależnośc sztywnośc gętnej w płaszczyźne pozomej: (EJ) V = f (x*) oraz sztywnośc skrętnej : (GJ 0 ) V = f (x*). Rys.9.14. Pomar sztywnośc gętno-skrętnej kadłuba
Rys.9.15.Wyznaczane sztywnośc gętnej kadłuba w płaszczyźne ponowej
Rys.9.16. Określene kąta skręcena kadłuba 9.5. PRÓBY SZTYWNOŚCI UKŁADÓW STEROWANIA Do środka uchwytu drążka sterowego, dźwgn sterującej lub do środka stopk pedału należy przyłożyć obcążene P dzałające prostopadle do os uchwytu lub stopk. Odpowedne urządzene sterowe (ster, lotka, klapa) lub urządzene uruchamane przez plota (hamulec aerodynamczny, podwoze, zaczep holownczy) mus być zablokowane. Powerzchne sterowe w położenu neutralnym, urządzena w położenach skrajnych (otwartym lub zamknętym). Należy pomerzyć przemeszczena urządzena sterowego w kabne pod wpływem obcążena P (Rys.9.17.) które wynos a. Następne należy pomerzyć przemeszczene urządzena sterowego przy sterze swobodnym lub urządzenu ne zablokowanym, od położena neutrum do ograncznka ruchu. Przemeszczene to oznacza sę przez A. Marą sztywnośc skrętnej układu sterowana jest warunek: a K = (9.1) A Aby sztywność układu sterowana można uznać za dostateczną warunek K 0, 5 mus być spełnony. Welkośc przykładanych sł do poszczególnych urządzeń sterowych sposób ch dzałana podano tabelaryczne. Dla szybowca jednomejscowego w tablcy 9.1., a dla dwumejscowego w tablcy 9.. Wartośc sł w tablcach dotyczą mnmalnej welkośc sły. O le momenty zawasowe powerzchn sterowych dają wększe wartośc sł na urządzenach sterownczych w kabne, należy przyjąć te wększe wartośc do pomarów sztywnośc układów sterowana.
Rys.9.17. Badane sztywnośc układu sterowana Tab.9.1. Warunk pomaru sztywnośc układów sterowana dla szybowca jednomejscowego STEROWANIE P (N) SPOSÓB PRZYŁOŻENIA OBCIĄŻENIA Sterem wysokośc 350 ster zablokowany, sła przyłożona do przodu, a następne do tyłu Lotkam 00 przy zablokowanych lotkach sła w lewo, a następne w prawo Sterem kerunku 900 przy sterze zablokowanym sła nacsku na lewą stopkę pedału, a następne na prawą Klapą 350 przy klape schowanej sła w kerunku wysuwana, przy wysunętej w kerunku chowana Zaczepem 350 przy zaczepe zamknętym sła cągnąca holownczym Podwozem 350 przy podwozu schowanym sła w kerunku wysuwana, przy wysunętym sła w kerunku chowana. Tab.9.. Warunk pomaru sztywnośc układów sterowana dla szybowca dwumejscowego Przeprowadzć wszystke pomary sztywnośc układów sterowana podane w tablcy 9.1. w następującej kombnacj: STEROWANIE KOMBINACJA Oddzelne Wszystke próby wg tab.9.1. przeprowadzć oddzelne na urządzenach sterownczych I II plota Jednoczesne Wszystke próby wg tab.9.1. przeprowadzć przy następującej proporcj sł: po 75 % sł I II plota 100 % sły I plota 50 % sły II plota 50 % sły I plota 100 % sły II plota 30. ZJAWISKA AEROELASTYCZNE O wystąpenu zjawsk aeroelastycznych decydują: - aerodynamka płatowca zwązane z ną obcążena, - charakterystyka sprężysta (elastyczna) płatowca,
Do zjawsk aeroelastycznych należą: - rozbeżność (dywergencja) odwrotność dzałana sterów (rewers), które dadzą sę analzować w sposób statyczny, drgana samowzbudne (flatter) należące do zjawsk typu dynamcznego, degradacja własnośc lotnych, 30.1. ZJAWISKA TYPU STATYCZNEGO 30.1.1. Rozbeżność Rozbeznosc skretna Najczęścej spotykanym typem rozbeżnośc jest rozbeżność skrętna skrzydła lub usterzena. W zależnośc od charakterystyk sztywnoścowej skrzydło pod wpływem momentu skręcającego doznaje odkształcena skrętnego, określonego zależnoścam (11.3) do (11.6). Algorytm oblczena podano w tab.11.9. Odkształcene skrętne (Rys.11.9) jest powodem zmany współczynnka sły nośnej wzdłuż rozpętośc skrzydła: gdze: dcz ( Czϕ ) = ϕ (30.1) dα dcz dα - jest lokalną wartoścą nachylena krzywej współczynnka sły nośnej skrzydła względem kąta natarca, w przekroju, ϕ - jest lokalnym kątem skręcena w przekroju. Przyrost współczynnka momentu skręcającego (Rys.30.1) wywołany odkształcenem skrzydła wynos: ( Cmϕ ) = ( Czϕ ) ( e e ) (30.) Przyrost momentu na segmence wynos: ssp ( Ms ) = ( Cm ) S l q ac ϕ ϕ (30.3) gdze: q - cśnene dynamczne l - cęcwa segmentu Moment skręcający, wywołany przyrostem odkształcena skrętnego w dowolnym przekroju j wynos : gdze: =1,,..., j,..., n. n ( Ms ) ( Ms ) = = ϕ j ϕ (30.4) = j Wypadkowy moment skręcający na skrzydle odkształconym, w dowolnym przekroju j, uzyskany w I przyblżenu oblczeń wynos: gdze: Ms ji ( Ms ) + ( Ms ) j ϕ j = 0 (30.5) (Ms 0 ) j - jest momentem skręcającym oblczonym dla skrzydła sztywnego. Odkształcene skrętne skrzydła dla momentu wyznaczonego z uwzględnenem odkształcena w kroku poprzednm będze teraz wększe:
ϕ > ϕ (30.6) I j 0 j gdze: ϕ 0 j - odkształcene skrętne skrzydła w dowolnym przekroju oblczone dla obcążena skrzydła sztywnego, ϕ I j - take samo odkształcene ale oblczone dla obcążena skrzydła elastycznego. Dokonując kolejnych przyblżeń: p = I, II,..., K,..., N można wnoskować o stnenu rozbeżnośc skrętnej skrzydła lub jej braku, a manowce: Jeżel: ϕ ϕ < ϕ ϕ (30.7) ( k + 1 ) j ( k ) j ( k ) j ( k 1 ) j przebeg odkształcena skrętnego w kolejnych przyblżenach maleje (Rys. 30.) zachodz zjawsko zbeżnośc. W przypadku przecwnym: ( k + 1 ) j ( ϕ k ) j > ( ϕ k ) j ( ϕ k 1 ) j ϕ (30.8) przyrost odkształcena skrętnego w kolejnych przyblżenach rośne (Rys. 30.3) pojawa sę rozbeżność skrętna, prowadząca do ukręcena skrzydła. Algorytm oblczeń przedstawono w tab. 30.1. Przebeg badana rozbeżnośc lub jej braku dla usterzeń przebega dentyczne jak dla skrzydła. Rys. 30.1. Odkształcene skrętne skrzydła przyrost skręcana Rys. 30.. Układ zbeżny
Rys. 30.3. Układ rozbeżny Tab. 30.1. Algorytm określana rozbeżnośc skrętnej skrzydła l.p. Oznaczene Operacja \ Przekrój 1.. j. n-1 n 1. Ms. ϕ 0 3. (dcz/dα) 4. ( Cz ϕ ) 5. (e ssp ) 6. (e ac ) 7. (e ssp ) -(e ac ) 5. - 6. 8. ( Cm ϕ ) =( Cz ϕ ) [(e ssp ) -(e ac ) ] 4. 7. 9. l 10. S 11. S l 9. 10. 1. S l q 11. q 13. ( Ms ϕ ) = ( Cm ϕ ) S l q 8. 1. 14. (Msj) I = = n ( Ms ϕ ) + Ms = n = j = j 13. + 1. 15. (GJ 0 )
16. y 17. (Msj) I / (GJ 0 ) 14. / 15. 18. ϕ I = ((Msj) I / (GJ 0 ) ) y 16. 17. 19. ϕ I = = j ϕ I = j 18. = 1 = 1 II przyblżene powtórka dzałań. do 19. Kolejne przyblżena metodą przedstawoną powyżej, n lczba przekrojów 30.1.. Odwrotność dzałana sterów Moment pochylający szybowec bez sły na usterzenu wysokośc najczęścej posada wartość ujemną (pochyla nos do dołu), dlatego aby usterzene wysokośc równoważyło ten moment z zasady klnowane jest względem skrzydła ujemne (Rys 30.4). Sła na usterzenu skerowana jest do dołu. Pragnąc spowodować pochylene szybowca, plot wychyla ster wysokośc do dołu o kąt β przecwstawając efekt przyrostu sły na usterzenu wywołany wychylenom częśc ruchomej proflu do dołu, efektow ujemnego zaklnowana, δ. Jednakże wychylene steru do dołu zwększa wysklepene proflu, co pocąga za sobą wzrost momentu skręcającego statecznk wysokośc do dołu. W efekce dochodz do wzrostu ujemnego kąta natarca o welkość skręcena ϕ (Rys. 30.5). Przy newystarczającej sztywnośc skrętnej statecznka wpływ skręcena może przeważyć nad wpływem wychylena steru w efekce wypadkowa sła na usterzenu będze przecwna do kerunku jakego oczekuje plot. Zachodz wówczas zjawsko odwrotnego dzałana sterów, a ścślej mówąc odwrotnego nż spodzewany efektu wychylena powerzchn ruchomej usterzena. Przeprowadzene analzy oblczenowej zjawska odwrotnośc dzałana sterów wymaga skorzystana z podanych już toków oblczeń: momentu skręcającego dla układu z załamanym proflem (Rozdz.11.3.5) skręcena metodą kolejnych przyblżeń (Tab. 30. 1). Poneważ moment skręcający jest funkcją prędkośc lotu rośne wraz z prędkoścą, przeto skuteczność sterowana (sterem wysokośc, kerunku, czy lotkam lub klapą) będze maleć wraz ze wzrostem prędkośc lotu (Rys. 30.6). Zadanem konstruktora jest take dobrane parametrów sztywnoścowych struktury, aby przy dopuszczalnej maksymalnej prędkośc lotu stnała jeszcze dostateczna sterowność, a prędkość odwrotnego dzałana sterów (rewersu) leżała daleko poza prędkoścą dopuszczalną. Rys. 30.4. Wpływ ujemnego kąta zaklnowana usterzena wysokośc Rys. 30.5. Wpływ wychylena steru wysokośc
Rys. 30.6. Spadek skutecznośc sterowana 30.. ZJAWISKA TYPU DYNAMICZNEGO 30..1. Drgana samowzbudne (flatter) Drgana samowzbudne płatowca pojawają sę przy określonej prędkośc lotu, kedy dojdze do sprzężena co najmnej dwóch postac drgań własnych konstrukcj, przy zewnętrznym pobudzenu przez sły momenty aerodynamczne. Samo zjawsko jest złożonym układem dynamcznym uwarunkowanym aerodynamczną, sztywnoścową masową charakterystyką płatowca. Z uwag na złożony charakter obcążena oraz na trudnośc doboru masowego sztywnoścowego modelu konstrukcj, a także określena wpływu charakterystyk aerodynamcznej, oblczena w dzedzne drgań samowzbudnych powerza sę do wykonana wyspecjalzowanym zespołom oblczenowców. Rola konstruktora sprowadza sę tutaj do: określena rozkładu mas wzdłuż głównych elementów struktury (skrzydła, kadłuba, usterzeń, układów sterowana), podana rozkładu sztywnośc konstrukcj na podstawe oblczeń pomarów, zlecenu wykonana nazemnych prób rezonansowych dla ustalena możlwych postac drgań struktury, jako materału wejścowego do oblczeń. Jakkolwek ostatecznym dowodem bezpecznych pod względem drgań własnośc szybowca są próby w loce, to jednak znajomość obszarów prędkośc, w których można spodzewać sę zagrożena, pozwala na ostrożne bezpeczne prowadzena prób w loce. Drgana samowzbudne (flatter) charakteryzują narastająca w czase energa, prowadząca do wzrostu ampltudy drgań, aż do osągnęca pozomu nszczącego. W przypadku flatteru pojawającego sę przy wysokch częstotlwoścach drgań, znszczene płatowca może występować w sposób błyskawczny. 30.. Trzepotane (buffetng) Trzepotane pojawa sę wówczas, kedy któraś z postac drgań własnych struktury płatowca zostaje pobudzona przez źródło zewnętrzne. Najczęścej źródłem takm może być mpuls wywołany
wejścem szybowca w strug zaśmgłowe lub wlotem w obszar turbulencj o regularnym charakterze oscylacyjnym. Reakcją płatowca będą drgana któregoś z elementów struktury nekoneczne nośnej (np. wotkch owewków, osłon tp.) W przypadku drgań typu buffetng ne ma zjawska przyrostu ampltudy drgana te, chocaż w loce neprzyjemne, ne grożą znszczenem szybowca w loce. 30.3. DEGRADACJA WŁASNOŚCI LOTNYC 30.3.1. Efekt gętny Proba skrzydla wotk. Skrzydło szybowca, szczególne w przypadku dużych rozpętośc, doznaje w loce dosyć znacznego ugęca (Rys.30.7). Równowaga w loce zapewnona jest tylko wówczas gdy: = n = 1 = n m g = V = Pz = 1 cosγ (30.9) Składowa V równoważy cężar szybowca, a poneważ jest mnejszą od P z przeto w przypadku ugęca skrzydło mus pracować na wększym kące natarca dla uzyskana takch samych warunków równowag jak w przypadku skrzydła sztywnego. Prowadz to do spadku doskonałośc na skrzydle odkształconym. Ponadto korekty wymaga oblczene momentu gnącego, który na skrzydle odkształconym mus uwzględnać także składową pozomą obcążena aerodynamcznego. Moment gnący w przekroju A-A skrzydła wywołany słą P z wynese: ( Mg) = Pz ( r γ + r snγ ) Moment gnący w płaszczyźne symetr wynese: A A 1 cos (30.10) Mg n = = = 1 Pz ( r cosγ + r snγ ) x z (30.11) gdze: r x - odległość pozoma sły P z od płaszczyzny symetr szybowca r z - odległość ponowa W przypadku skrzydeł wotkch w oblczanu momentu gnącego koneczne jest uwzględnane ugęca.
Rys. 30.7. Wpływ ugęca skrzydła 30.3.. Efekt skrętny W wększośc stanów lotu ustalonego moment skręcający jest ujemny skrzydło elastyczne doznaje skręcena ujemnego (nosek proflu wędruje do dołu). Ujemny kąt natarca spowodowany skręcenem powoduje pojawene sę nośnośc ujemnej odejmującej sę od nośnośc, jaka pojawłaby sę na skrzydle sztywnym (Rys. 30.8). Dla zachowana warunków równowag lotu ze skrzydłem elastycznym należy nadrobć stratę (obszar zacenony na rys. 30.8) przez zwększene kąta natarca, Prowadz to do spadku doskonałośc skrzydła. Powyższy wpływ należy równeż uwzględnć w oblczenach zarówno osągów jak welkośc momentu skręcającego. Rys. 30.8. Wpływ skręcena skrzydła 31. TRWAŁOŚĆ SZYBOWCA
31.1. POJĘCIE ŻYWOTNOŚCI 31.1.1. Żywotność eksploatacyjna W marę upływu czasu, wyrażonego loścą godzn lotu, struktura szybowca ulega starzenu sę do głosu dochodz zjawsko zmęczena tworzywa, co ograncza okres eksploatacj statku powetrznego. Przed producentem sprzętu lotnczego staje zadane określena dopuszczalnej lośc godzn lotu (resursu) w ramach której sprzęt może być bezpeczne użytkowany. Przekroczene jej groz uszkodzenem struktury płatowca może prowadzć do sytuacj nebezpecznych. Należy zatem określć żywotność szybowca, czyl lość godzn lotu, w ramach której, przy technczne uzasadnonym pozome pewnośc, sprzęt może być bezpeczne użytkowany. Ne wszystke elementy szybowca zużywają sę jednakowo szybko. Jedne starzeją sę szybcej, nne wolnej. Zawsze stneje jednak możlwość wymany pewnych elementów struktury lub zespołów dokonywane podczas tzw. napraw głównych, co pozwala na przedłużene eksploatacj szybowca na ustaloną lość dalszych godzn lotu. Mędzyremontowe lośc godzn lotu popularne nazywa sę resursem szybowca Resurs przewdzany do perwszej naprawy głównej, oraz resursy ustalane dalszym kolejnym naprawam głównym tworzą w całośc żywotność szybowca czyl sumę wszystkch resursów aż do momentu kasacj sprzętu. Dla nabywcy sprzętu stotna jest żywotność, a węc całkowta lość godzn lotu oraz resursy przewdywane mędzy kolejnym naprawam głównym. W praktyce stosuje sę dwa sposoby ustalana żywotnośc szybowca. Perwszy sposób opera sę o dośwadczena eksploatacyjne zdobyte podczas użytkowana szybowców podobnego typu. Jest to sposób przyblżony, stąd mnej pewny. Sposób drug opera ustalene żywotnośc na podstawe nazemnej próby zmęczenowej, która w sposób przyśpeszony odtwarza wszystke obcążena przewdywane dla szybowca podczas jego życa, przy założenu przecętnych warunków użytkowana. Żywotnośc szybowca w zależnośc od charakterystyk konstrukcyjnej eksploatacyjnej bywają rożne. Dzsaj sęgają one od 1000 do nawet 9000 węcej godzn lotu. Eksploatacja szybowca, trwająca w przypadku struktur kompozytowych co najmnej klkanaśce lat, polega na pewnym powtarzanu różnych zadań wykonywanych przez plota, co wąże sę z powtarzanem obcążeń towarzyszących, tak ż w ramach żywotnośc całkowtej pewen obraz męczena struktury powtarza sę. 31.1.. Żywotność modelowa Stwerdzwszy, ż obcążena szybowca w trakce eksploatacj powtarzają sę, dla przeprowadzena próby należy zaprogramować je dla pewnego odcnka odnesena (czasu czy drog), który obejme wszystke możlwe stany obcążeń będze sę powtarzał w czase. Żywotność taką, czyl lość godzn lotu, w których zamkne sę całkowty wzorzec obcążeń struktury szybowca nazwano żywotnoścą modelową. Dla nej opracowuje sę program prób, a krotność realzacj tego programu pozwala na ustalene żywotnośc całkowtej. Poneważ resurs szybowca ustalany jest w tysącach lub setkach godzn, jako żywotność modelową najwygodnej jest przyjąć 1000 godzn lotu szybowca. 31.. WIDMO OBCIĄŻEŃ EKSPLOATACYJNYC 31..1. Elementy wdma Obcążena dzałające na szybowec podczas lotu pojawają sę w sposób przypadkowy, neuporządkowany, a zatem posadają różną wartość występują w czase także w sposób zmenny (Rys.31.1). Przyjmując jako kryterum uporządkowana wdma welkość współczynnka obcążena
charakteryzującą werzchołk górne wdma po strone dodatnej wartośc n werzchołk dolne po strone ujemnej uzyskano by wdmo uporządkowane wg tegoż kryterum (Rys. 31.), na os pozomej w mejsce czasu t pojawłby sę jakś blżej neokreślony parametr *, mający znkome znaczene praktyczne. Aby wdmo nadawało sę do wykorzystana przy budowe programu próby zmęczenowej należy je uporządkować równeż wg wartośc obcążena n, ale jako drugą współrzędną należy przyjąć lość przekroczeń danego obcążena na danym pozome Na rys. 31.3. pokazano przebeg wdma w czase, ale nanesony na satce ustalonych pozomów obcążena n = I, II,..., N. Z punktu wdzena zmęczena ważnym jest, le razy dany pozom naprężena (wywołany pozomem obcążena n ) pojaw sę w strukturze płatowca. Zatem uporządkowane polegać będze na zlczanu lośc przekroczeń danego pozomu w całym odcnku pomarowym wdma zarówno dla pozomów dodatnch (dodatna gałąź wdma) jak ujemnych (gałąź ujemna). Ilość przekroczeń pozomu na rys. 31.3 zaznaczono kropkam na przebegu wdma. Zlczane dla gałęz dodatnej należy rozpocząć od pozomu najwyższego. Do tej lośc należy dodać lość przekroczeń pozomu nższego, dalej lość przekroczeń dla pozomu jeszcze nższego. W marę spadku pozomu uzyskuje sę coraz wększą lość łączną przekroczeń dla danego pozomu wyższych od nego. Jest to tzw. kumulatywna lość przekroczeń pozomu obcążena będąca drugm parametrem wdma. W analogczny sposób należy dokonać zlczeń przekroczeń pozomów obcążeń ujemnych (pod osą czasu t ) dla uzyskana gałęz ujemnej. Uporządkowane w ten sposób wdmo obcążeń pokazano na rys.31.4. Rys. 31.1. Wdmo obcążeń w loce
Rys. 31.. Wdmo uporządkowane Rys. 31.3. Satka pozomów obcążeń wdma
Rys. 31.4. Uporządkowane wdmo obcążeń eksploatacyjnych 31... Struktura wdma obcążeń Obcążena w loce oscylują względem pewnego pozomu, ustalonego względne ne ustalonego (zmennego w czase), zależne od rozpatrywanego przypadku eksploatacj, zwanego pozomem podstawowym. Pozom podstawowy ustalony występuje np. podczas lotu swobodnego, krążena w komne termcznym, akrobacj podstawowej tp. Zmenny w czase pozom ustalony pojawa sę np. podczas rozbegu dobegu, wzlotu przy pomocy wycągark tp. Parametry wdma obcążeń dla przypadku lotu o ustalonym pozome podstawowym przedstawono na rys. 31.5. Wokół pozomu podstawowego n p oscylują przyrosty współczynnka obcążena: + n (przyrost dodatn) oraz - n (przyrost ujemny). O le przyrosty + n - n są jednakowe, wówczas wdmo jest symetryczne względem pozomu podstawowego. Najczęścej jednak występuje wdmo nesymetryczne o wartoścach + n wyższych nż - n. Dla przypadku eksploatacj o neustalonym pozome podstawowym wdmo przybera nną postać (Rys. 31.6). Dla uproszczena programu prób, szczególne jeżel brak do dyspozycj stoska sterowanego numeryczne, stosuje sę wdmo stopnowane, zastępując przebeg cągły skokowym (Rys.31.7). Wdmo skokowe tym bardzej zblża sę do cągłego (które zastępuje) m wększa lość stopn obcążeń.
Rys. 31.5. Parametry wdma obcążeń o ustalonym pozome podstawowym Rys. 31.6. Parametry wdma obcążeń o neustalonym pozome podstawowym
Rys. 31.6. Skokowy przebeg wdma obcążeń 31..3. Wdma dla stanów eksploatacj Wdma obcążeń zależą od zadań wykonywanych przez szybowec, a węc zwązanych z tym stanów eksploatacj. Poneważ próba zmęczenowa programowana jest dla konkretnego szybowca, np.: zawodnczego, szkolnego, trenngowego, akrobacyjnego t. d., z góry wadomo jake stany eksploatacj należy brać pod uwagę dla określonego typu szybowca. Stany eksploatacj, jake mogą wystąpć dla wszystkch typów szybowców (wszystke lub część z nch) to: obcążene zema-powetrze-zema przy starce na holu za samolotem, jak wyżej, ale przy wykorzystanu wycągark, podmuchy podczas lotu holowanego, podmuchy podczas wzlotu przy użycu wycągark, podmuch podczas przeskoków mędzykomnowych, podmuchy podczas lotów szybkch (dolot nad taśmę), akrobacja podstawowa lub wyższa, loty szkolne, rozbeg podczas startu, dobeg podczas lądowana, kołowane po lotnsku, podmuchy podczas krążena w komne termcznym. Wdma obcążeń dla poszczególnych stanów eksploatacj będą różnć sę welkoścą współczynnka obcążena N loścą powtórzeń obcążeń, a ponadto charakterem obcążena podstawowego(stałe lub zmenne). W przypadku stanów w loce przeważa czynnk aerodynamczny, natomast na zem (rozbeg, dobeg, kołowane) dochodz do głosu czynnk masowy obcążena. W loce swobodnym stan podstawowy określony jest przez nośność skrzydła jako równoważącą cężar słą skerowaną na skrzydle do góry, natomast podczas toczena sę po zem skrzydło obcąża jego masa własna, a sła dzała do dołu (Rys. 31.8)
Rys. 31.8. Eksploatacyjne obcążena skrzydła 31.3. MODEL EKSPLOATACJI Model eksploatacj Pod pojęcem modelu eksploatacj należy rozumeć sposób w jak szybowec jest użytkowany. Model ten zależny jest od rodzaju szybowca oraz ntensywnośc wykorzysty-wana go w cągu roku, a także od zadań sportowych realzowanych przy jego pomocy. 31.3.1. Welkośc określające model eksploatacj Szybowce wykorzystywane są różne w różnych rejonach geografcznych. W Europe sezon lotny w zasadze ne obejmuje mesęcy późnojesennych zmowych, natomast w Austral sezon praktyczne trwa cały rok. W welu krajach szybownctwo traktowane jest główne jako element rekreacj (weekendy), natomast nne kraje traktują je jako jedną z dzedzn sportu, uprawaną dość ntensywne. Fakt ten powoduje ż ustalene jednej z podstawowych cech eksploatacj, to jest lośc godzn wylatywanych przez szybowec w cągu roku, jest bardzo trudne w odnesenu do przecętnej śwatowej. Podobne przedstawa sę sytuacja, gdy trzeba ustalć średn stosunek startów, wykonywanych na holu za samolotem do startów przy pomocy wycągark. Są kraje, w których przeważa start za samolotem, natomast w nnych z reguły stosuje sę wycągark. Już te dwa przykłady pozwalają, zorentować sę jak trudną sprawą jest ustalene przecętnych warunków pracy szybowca w momence, kedy należy zaprogramować próbę zmęczenową, ne wedząc do jakego klenta traf produkowany sprzęt. Dlatego nawet najbardzej wnklwe przygotowany program prób będze zawsze kontrowersyjny mus być traktowany jako pewne przyblżene rzeczywstośc ekstrapolowanej na przyszłość na podstawe obserwacj dośwadczeń zdobytych w przeszłośc. Welkośc określające model eksploatacj zebrano w tablcy 31.1. Tab. 31.1. Welkośc określające model eksploatacj szybowca 1. Ilość godzn wylatywanych przez szybowec w cągu roku I h. Ilość startów szybowca (łączna) w cągu roku: I s przy starce na holu za samolotem I ss przy starce przy pomocy wycągark I sw 3. Ilość startów szybowca wykonywanych w cągu jednego roku: z balastem wodnym I zb bez balastu I bb 4. Ilość lądowań wykonywanych w cągu jednego roku: