Для вычисления данных перегрузок берем соотношение:
(2.8)
где – коэффициент ослабления порыва;
– индикаторная скорость самолета;
– максимальная скорость нормального порыва;
– взлетная масса самолета;
– производная коэффициента подъемной силы по углу атаки.
Для коэффициента используем формулы:
; (2.9)
где – средняя хорда крыла:
. (2.10)
Безразмерная величина называется массовым параметром самолета. Перегрузки прямо пропорциональны скоростям порывов.
В запас прочности рассмотрим полет при полностью заправленном топливном баке (т.е. =630 кг), при этом учтено, что топливный бак находится в фюзеляже. Высоту полёта, от которой зависит согласно (2.9) коэффициент релаксации ,примем равной 2 км (на меньших высотах этот коэффициент имеет меньшее значение).
Производную будем находить в предположении, что порыв действует только на крыло.
|
|
Найдем угол атаки при расчетном случае, который в отечественной литературе носит название A′. Сначала определяем коэффициент подъемной силы.
(2.11)
Угол атаки находим с помощью интерполяции значений при α=8° и α=10°.
Соответствующие значения равны 0,72 и 0,86. Вычисления дали α = 8,91˚.
Производную вычисляем с помощью конечных разностей:
(2.12)
Сжимаемость воздуха ввиду малых скоростей полёта не учитывается.
Перегрузки вычисляем для двух расчетных скоростей: , . Ввиду слабой искривленности кривой вдали от критического угла атаки, принимаем, что производная при обеих скоростях одинакова.
Рассчитываем среднюю хорду крыла:
(2.13)
Вычисляем коэффициент ослабления порыва:
;
Используем скорости порывов, приведенные в [1].
При скорости полета на высотах от уровня моря до 6096 м. индикаторная скорость восходящих и нисходящих порывов принимается равной 15,24 м/с.
При скорости полета на высотах от уровня моря до 6096 м. индикаторная скорость восходящих и нисходящих порывов принимается равной 7,62 м/с.
В итоге получаем:
(2.14)
(2.15)