Алфавитный указатель

Аэродинамические нагрузки

аэродинамические нагрузки — поверхностные силовые воздействия на различные части летательного аппарата, обусловленные обтеканием его воздушным потоком при движении или при действии ветра на стоянке. А. н. относятся к внешним нагрузкам на летательный аппарат и учитываются наряду с другими нагрузками в расчётах прочности конструкции. Исходными данными для определения А. н. является распределение давлений по поверхности летательного аппарата р(х, z), которые находятся расчётным путём или в результате испытаний так называемых дренированных моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах. В оценке местной прочности элементов конструкции используется аэродинамическое давление, представляемое в форме эпюр — р для каждого расчётного случая: p = (p-p)/q, где р — давление в набегающем потоке, р—давление в рассматриваемой точке, q — скоростной капор. В методе конечных элементов (см. в статье Прочность) А. н. в узлах определяются суммированием давлений р по выделенному участку поверхности ∆S:

Pi = q∫∆SpcosidS

где i — угол между нормалью в любой точке поверхности и любым i-м направлением оси.

Для конструкций балочного типа определяются распределённая по длине аэродинамическая сила P и точка её приложения — центр давления хд: P = cnqb.

Для определения распределённых А. н. проводят испытания дренированной модели проектируемого летательного аппарата либо используют прикладные методы расчётов, основанные на линейной теории с введением поправок по результатам испытаний близких моделей.

Значения Г и xд зависят от формы крыла в плане, его геометрической и аэродинамической крутки, отклонения элементов механизации крыла, относительных размеров фюзеляжа, угла атаки и числа M (Маха числа). В расчётах прочности принимается, что распределённая сила сопротивления Рx = Py*cx/cy. А. н. на различные элементы механизации крыла в неотклонённом положении находят как для соответствующей части крыла на всех режимах полёта. При определении А. н. в отклонённом положении элементов механизации крыла и органов управления вводятся коэффициент нормальной и тангенциальной сил сn и ст, которые зависят от режима полёта и углов отклонения. А. н. на оперении самолёта вычисляется как сумма нагрузок при неотклонённых рулях и нагрузок от отклонения рулей. Первая распределяется по размаху и хорде, как для крыла; вторая зависит от угла отклонения руля и распределяется по размаху пропорционально размерам хорд руля, а вдоль хорды — по приближённой эпюре. А. н. на створках и щитках находятся для задаваемого значения сn; нагрузка распределяется равномерно по поверхности. А. н. на корпусах и фюзеляжах определяются для носовой, центральной и хвостовой частей в зависимости от угла атаки и числа М с учётом интерференции с крылом и оперением. В манёвренных случаях нагружения летательного аппарата (см. Нормы прочности) влияние нестационарности аэродинамических сил может не учитываться. А. н. от неспокойного воздуха в специальных расчётах вычисляются с учётом нестационарности нагружения.

Энциклопедия авиации