Изучение классификации самолётов. Классификация самолётов по назначению, аэродинамической схеме и конструктивным признакам

Изучение нагрузок действующих на самолет в полете. Изучение перегрузки и норм прочности.


Внешние нагрузки, действующие на самолёт.
Силы, действующие на самолет, состоят из аэродинамических сил приложенных к внешним поверхностям самолета, силы веса и сил от двигательной установки. Движение самолета под действием совокупности этих сил приходят в соответствии с законами Ньютона.
При проектировании и расчете на прочность самолетных конструкций необходимо знать все внешние нагрузки, действующие на самолет при различных режимах полета и посадке.
Внешние нагрузки, действующие на самолет, можно разбить на две группы: на нагрузки, действующие в полете, и на нагрузки действующие при посадке и движении по земле.


Режим горизонтального полета самолета.
Пусть самолет совершает прямолинейный горизонтальный полет с постоянной скоростью V в невозмущенной атмосфере.
В этом случае на самолет действуют подъемная сила J, сила лобового сопротивления х, тяга двигателей Р и сила веса самолета G

.Допускаем, что указанные внешние силы приложены центре массы самолета.
Из условия равновесия всех сил на вертикальную и горизонтальную оси

При горизонтальном установившемся полете ( V = const ) имеет место равенство подъемной силы самолета его весу, а лобового сопротивления самолета – тяге двигателей. Такой режим полета обычно называют нормальным.
В случае горизонтального неустановившегося полета (V ≠ const )

Такой режим полета называется режимом разгона или режимом торможения.
Подъемная сила самолета нормальной схемы, т.е. с оперением, расположенным позади крыла, может быть записана в виде суммы подъемных сил, создаваемых крылом, фюзеляжем и горизонтальным оперением:

Ввиду малости подъемных сил фюзеляжа и оперения по сравнению с подъемной силой крыла , приближенно принимаем

Выражая подъемную силу и силу лобового сопротивления через аэродинамические коэффициенты, получаем

или

где и -аэродинамические коэффициенты, зависящие от угла атаки α;
- площадь крыла, м²;
ρ — плотность воздуха, кг сек²/м⁴ ;
V — скорость горизонтального полета самолета, м/ сек;
q= --скоростной напор, кг/м².