Перегрузка на посадке формула

Добавил пользователь Владимир З.
Обновлено: 19.09.2024

Частая ошибка

Пример

Соответственно, сила которая давит на частицы в пределах средневзвешенного радиуса будет равна: 0,74 Гс/мм 2 · 0,00024 = 0,00018 Гс/мм 2 или 0,18 мГс/мм 2 . Соответственно, на среднюю частицу с поперечным сечением в 0,01 мм 2 будет давить сила в 0,0018 мГс.
Эта сила придаст частице ускорение, равное ее отношению к массе средней частицы: 0,0018 мГс / 0,0014 мГ = 1,3 м/сек 2 .

По определению, вес тела есть сила, с которой тело давит на опору или подвес. Вес тела, покоящегося на опоре или подвесе (т. е. неподижного относительно Земли или иного небесного тела) равен

где $\mathbf$ — вес тела, $m$ — масса тела, $\mathbf$ — ускорение свободного падения в данной точке. На поверхности Земли ускорение свободного падения близко к нормальному ускорению (часто округляемому до 9,81 м/с 2 ). Тело массой 1 кг имеет вес $\approx$ 1 кг · 9,81 м/с 2 $\approx$ 1 кгс. На поверхности Луны ускорение свободного падения примерно в 6 раз меньше, чем у поверхности Земли (точнее, близко к 1,62 м/с 2 ). Таким образом, на Луне тела примерно в 6 раз легче, чем на Земле.

Частая ошибка

Путают вес тела и его массу. Масса тела не зависит от небесного тела, она постоянна (если пренебречь релятивистскими эффектами) и всегда равна одной и той же величине — и на Земле, и на Луне, и в невесомости

Пример

Частые ошибки

Иногда путают вес тела и его силу тяжести (силу, действующую на тело со стороны планеты). При этом приходят к абсурдному выводу о том, что корабль, движущийся в поле тяжести планеты с выключенным двигателем, все-таки испытывает перегрузку из-за действия на корабль гравитационной силы. Гравитационная сила сама по себе не может вызывать перегрузки. Ее вызывает лишь действие на тело опоры (подвеса). Для ракеты и космического корабля перегрузка обычно связана либо с действием тяги его двигателя, либо с тормозящим действием атмосферы (или суммой этих действий).

Другая распространенная ошибка — путают ускорение тела и перегрузку. Однако даже когда речь идет об ускорениях, связанных с работой двигателя (или торможением атмосферой), перегрузка должна рассчитываться в единицах нормального ускорения; таким образом, перегрузка в $\approx$ 9,81 раза меньше ускорения.

Пример

Однако, как уже было показано, в начале спуска астронавты испытывали перегрузку $\approx$ 0,66 g — то есть заметно меньше их нормального земного веса (и никакого рюкзака за спиной у них не было — они были непосредственно подключены к системе жизнеобеспечения корабля). Перед посадкой тяга двигателя почти уравновешивала вес корабля на Луне, поэтому связанное с ней ускорение составляет $\approx$ 1/6 g — таким образом, в течение всей посадки они испытывали меньшую нагрузку, чем при простом стоянии на земле. По сути, одна из задач описыванной тросовая системы как раз и была в том, чтобы помочь астронавтам удержаться на ногах в условиях пониженного веса.

Анализируя кривые видим , что теоретическое значение перегрузки может достигать 20 – 30 и более единиц . Такие перегрузки ни один самолет , ни один летчик выдержать не смогут .

Известно , что в нормальном положении сидя можно выдержать перегрузку n = 9 –10 , в положении лежа n = 12 – 15 . Отдельные тренированные люди переносят перегрузки несколько выше указанных .

На переносимость перегрузки существенное влияние оказывает фактор времени , т.е. кратковременно или длительно действует перегрузка .Так, перегрузки даже небольшой величины , действующие продолжительное время оказывают болезненное влияние на организм летчика . Может наступить временная потеря зрения , головокружение . Например , во время движения по спирали при n = 3 – 4 , при длительности действия перегрузки 15-20 сек. наступает головокружение и потеря зрения . При прекращении действия перегрузки зрение возвращается . И наоборот , при резком выходе из пикирования , при n = 8 – 9 , перегрузка действует менее 2 сек. Максимальная перегрузка удерживается доли секунды и состояние летчика не ухудшается .

Следовательно видим, что перегрузка для самолета должна выбираться из условия нормального физиологического состояния летного состава.

Исходя из этого , максимальная эксплуатационная перегрузка для любых типов самолетов не должна превышать n = 8 – 9 .

Теоретическая расчетная перегрузка , используемая в расчетах на прочность авиационных конструкций принимается при этом равной

Отметим также , что в реальных условиях полета нельзя получить c_ymax , т.к. при достижении a_max , от которого зависит c_ymax_, , начинается тряска , происходит местный срыв потока . Поэтому допустимое значение c_y_доп несколько ниже , чем c_ymax и , соответственно, a_доп меньше a_max .

Разбивка самолетов на классы .

Все самолеты условно делятся на три класса :

1 - маневренные самолеты ,

11 - самолеты ограниченной маневренности ,

111- неманевренные самолеты .

К 1 классу относятся все самолеты , которые предназначены для глубокого пикирования и совершения резких маневров ( выполнения всех фигур высшего пилотажа ). К ним относятся истребители , учебно- тренировочные и спортивные самолеты .

Ко 11 классу относятся все самолеты , имеющие ограниченную маневренность . Это - средние бомбардировщики , некоторые пассажирские машины .

К 111 классу относятся все остальные пассажирские самолеты и транспортная авиация , совершающие , в основном , горизонтальный полет .

11 класс n э определяется по 1 и 111 классу , из которых

выбирается максимальное значение ( n э _max₁ достигается

при выходе из пикирования , n э _max₁₁ – при полете в неспокойном воздухе ).

111 класс n _нв = 1 ± 1.2 ( W V ₀ r dc_y / d a )/ p

V_max _max - максимальная скорость отвесного пикирования ,

V_max _- максимальная скорость при горизонтальном прямолинейном полете ,

Величины эксплуатационных перегрузок для каждого типа самолетов определяются Авиационными правилами (АП) . Для упрощенного выбора эксплуатационных перегрузок можно предложить следующие таблицы :

Таблица максимальных эксплуатационных перегрузок

№	Тип самолета	n э _max
1	Легкий маневренный самолет	8 – 9
2	Легкий транспортный самолет	5 – 6
3	Средний транспортный самолет	4 – 5
4	Тяжелый транспортный самолет	2 – 3

Таблица значений перегрузок при выполнении фигур высшего пилотажа

Наименование фигур	n_max
Спираль	3 – 4
Бочка	4 – 5
Боевой разворот	3 – 4
Штопор	2 – 3
Вираж	3 – 4
Многократная бочка	5 – 7
Петля Нестерова	3 – 4

5. Коэффициент безопасности и его значение при оценке прочности самолета

Все нагрузки , действующие на самолет в полете Б при посадке и рулении по земле называются эксплуатационными . Напряжения в конструкции от этих нагрузок должны находиться в пределах упругости , т.е. эксплуатационные или действительные напряжения не должны превышать предела пропорциональности или предела текучести материала .

Коэффициент безопасности показывает , во сколько раз разрушающая нагрузка , действующая на самолет, больше максимальной эксплуатационной .

где f - коэффициент безопасности .

Как задается f ?

Поскольку в авиационной практике расчет конструкций принято производить по разрушающим , а не по эксплуатационным нагрузкам , то благодаря введению коэффициента безопасности все нагрузки переводятся в разрушающие или расчетные .

С точки зрения обеспечения максимальной безопасности полета коэффициент f следует выбирать максимальным , а с точки зрения получения наилучших летных характеристик f желателен наименьший .

Поэтому наиболее целесообразно оказалось задавать f таким , чтобы при эксплуатационных нагрузках все элементы конструкции работали в пределах пропорциональности или в пределах текучести . Исходя из этого . коэффициент безопасности для самолетов выбирается в пределах f = 1.5 – 2.0 .

Если f =1.5 , то эта величина соответствует как раз отношению

Напряжения в силовых элементах находятся в интервале (а – в).

Основные расчетные случаи нагружения самолета в полете и их связь с траекторией движения .

При определении действующих внешних нагрузок выбираются наиболее тяжелые случаи нагружения самолета или его агрегатов на различных режимах полета . Произведя расчет на прочность и статические испытания в лаборатории можно считать , что самолет достаточно прочен при правильной эксплуатации .

Пример n_y = 1 + V 2 / rg

Пусть r₁ > r₂ в 10 раз . При достаточно малом r₂ перегрузка сильно возрастает ( r₂ ® 0, то n_y ® ¥). То есть , даже правильно спроектированный самолет летчик может разрушить своими силами . Поэтому устанавливаются ограничения на величины r .

Требования к самолету , относящиеся к безопасности полета , изложены в Нормах летной годности .

Летная годность определяет способность самолета совершать безопасный полет во всем диапазоне установленных для него ожидаемых условий эксплуатации при условии , что остальные компоненты авиационной транспортной системы функционируют нормально . Соответствие типа самолета Нормам летной годности свидетельствует о том , что его конструкция и характеристики удовлетворяют государственным требованиям к безопасности .

Первые отечественные Нормы прочности самолетов были опубликованы ЦАГИ в 1926 г. В последующем периодически , с интервалом 2 – 4 года , эти Нормы переиздавались , при этом , на основе опыта эксплуатации и результатов научных и расчетно-экспериментальных исследований происходило расширение и углубление их требований . В последние годы существования СССР была издана последняя редакция Норм летной годности СССР (НЛГС-3), которые были введены в действие 15.04.1984г

В последнее время , в связи с расширением сотрудничества с другими странами , со стремлением российской авиационной промышленности выйти на зарубежный рынок , возникла задача кардинального сближения отечественных Норм летной годности с аналогичными Нормами США ( FAR) и Западной Европы (JAR) . В связи с этим , начиная с 1993 г. были разработаны отечественные Авиационные правила ( АП-23 – Нормы летной годности легких гражданских самолетов , АП-25 – Нормы летной годности пассажирских самолетов и т.д.), которые по своей структуре и по содержанию большинства требований соответствуют американским FAR и европейским JAR .

Сравнительный анализ НЛГС-3 , FAR и JAR показал , что устанавливаемые ими уровни безопасности практически эквивалентны .

Все наиболее опасные случаи нагружения самолета и его агрегатов на всех этапах его эксплуатации систематизированы в виде нормированных расчетных случаев . Указанные случаи нагружения были приведены в НЛГС-3 , а затем в АП в виде допустимой области полетов , иллюстрирующей сочетание значений маневренных перегрузок и скоростей полета . Нанесенные на диаграмму точки 1, 11,111,1V отражают дополнительные по отношению к FAR (JAR) требования АП ( см . рис.).

Нами будут использованы только основные полетные ( A , A ’ , B , C , D, D ’ ) и посадочные ( E_ш , G_ш , R_1ш , R_{2ш ,}T_ш ) расчетные случаи . Хотя в АП используются цифровые обозначения полетных расчетных случаев , сохраним здесь ранее принятые в отечественном самолетостроении буквенные обозначения .

Полетные расчетные случаи можно показать на типовой траектории полета , рассматривая маневр в вертикальной плоскости.

D - ввод машины в пикирование ,

D ’ - разгон до V_max _max ,

C - отвесное пикирование ,

B - начало входа в пикирование , A ’ - выход из пикирования на

малые углы атаки ,

A - криволинейный полет на

большие углы атаки .

Расчетный случай А .

Случай “А“ соответствует криволинейному полету при c_y = c_y _max .

Здесь задаются следующие данные :

По ним определяются :

Можно найти скоростной напор при выходе из пикирования :

Формула связывает n э , с _y и q и потому , если две величины заданы , то третью всегда можно определить . c_y _max снимается с поляры .

( Здесь следует учесть , что c_y _max самолетом практически не достигается , так как начинаются срывы потока , поэтому в расчете принимается величина c_y _доп приблизительно на 10% меньшая , чем с_у _max ) .

Все исходные данные определены . Известно также распределение Y по хорде крыла.

а) При небольших скоростях ( дозвуковых ) Y создается за счет , главным образом , разрежения на верхней и давления на нижней поверхности.

б) При больших скоростях ( сверхзвуковых ) Y создается за счет разности разрежений на обеих поверхностях.

Как видно из распределения подъемной силы по хорде сечений , в данном расчетном случае больше нагружен носок и передний лонжерон крыла . Задняя часть крыла нагружена значительно меньше. Подъемная сила воспринимается двумя лонжеронами в виде реакций .

Положение центра давления зависит от формы профиля и от скорости полета. Он лежит на расстоянии 20 – 28% хорды от передней кромки крыла .

По расчетному случаю “A” проверяется , таким образом , прочность носка и переднего лонжерона крыла , то есть полностью оценить прочность всего сечения крыла по случаю “A” нельзя . Необходимо этот случай дополнить другими .

© 2014-2022 — Студопедия.Нет — Информационный студенческий ресурс. Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав (0.014)

Маневренностью самолета называется его способность изменять вектор скорости полета по величине и направлению.

Маневренные свойства реализуются летчиком при боевом маневрировании, которое состоит из отдельных законченных или незаконченных фигур пилотажа, непрерывно следующих друг за другом.

Маневренность является одним из важнейших качеств боевого самолета любого рода авиации. Она позволяет успешно вести воздушный бой, преодолевать ПВО противника, атаковать наземные цели, строить, перестраивать и распускать боевой порядок (строй) самолетов, выводить на объект в заданное время и т. д.

ПОКАЗАТЕЛИ МАНЕВРЕННОСТИ

В самом общем случае маневренность самолета можно полностью охарактеризовать секундным векторным приращением скорости. Пусть в начальный момент времени величина и направление скорости самолета изображается вектором V1 (рис. 1), а через одну секунду - вектором V2; тогда V2=V1+ΔV, где ΔV - секундное векторное приращение скорости.

а - разгон по прямой,
б - разворот с разгоном,
в - установившийся разворот,
г - форсированный разворот с торможением.

д - энергичный разворот с торможением,
е - торможение по прямой.

При промежуточной тяге конец вектора ΔV может оказаться в любой точке между границами а-б-в-г и д-е. Отрезок г-д соответствует разворотам при Сyдоп с различной тягой.

Области возможных приращений ΔV (рис. 2 и 3) хорошо иллюстрируют физический смысл понятия маневренности, т. е. дают качественную картину явления, но не позволяют производить количественный анализ, для которого привлекаются различного рода частные и обобщенные показатели маневренности.

Секундное векторное приращение скорости ΔV связано с перегрузками следующей зависимостью:

Перегрузки nх и nу являются, таким образом, общими показателями маневренности.

rг - радиус разворота (виража) в горизонтальной плоскости;
время разворота на заданный угол;
wг - угловая скорость разворота в горизонтальной плоскости;
rв - радиус маневра в вертикальной плоскости;
время разворота на заданный угол;
wв - угловая скорость поворота траектории в вертикальной плоскости;
jx - ускорение в горизонтальном полете;
Vy - вертикальная скорость при установившемся подъеме;
Vyэ - скорость набора энергетической высоты и пр.

ПЕРЕГРУЗКИ

Нормальной перегрузкой ny называется отношение алгебраической суммы подъемной силы и вертикальной составляющей силы тяги (в поточной системе координат) к весу самолета:

Примечание 1. При движении по земле в создании нормальной перегрузки участвует и сила реакции земли.

Примечание 2. Самописцы САРПП регистрируют перегрузки в связанной системе координат, в которой

На самолетах обычной схемы величина Ру сравнительно мала и ею пренебрегают. Тогда нормальной перегрузкой будет отношение подъемной силы к весу самолета:

Располагаемой нормальной перегрузкой nyр называется наибольшая перегрузка, которую можно использовать в полете с соблюдением условий безопасности.

Если в последнюю формулу подставить располагаемый коэффициент подъемной силы Cyр, то полученная перегрузка и будет располагаемой.

В полете величина Cyр, как уже условились, может ограничиваться по сваливанию, тряске, подхвату (и тогда Cyр=Cyдоп) или по управляемости (и тогда Cyр=Cyf). Кроме того, величина nyр может ограничиваться по условиям прочности самолета, т. е. в любом случае nyр не может быть больше максимальной эксплуатационной перегрузки nyэ макс.

Используя формулу (2) и функцию Cyр(M) можно получить зависимость располагаемой перегрузки nyр от числа М и высоты полета, которая изображена графически на рис. 4 (пример). Заметим, что содержание рисунков 4,а и 4,6 совершенно одинаковое. Верхний график обычно используется для различных расчетов. Однако для летного состава удобнее график в координатах М—Н (нижний), на котором линии постоянных располагаемых перегрузок проведены прямо внутри диапазона высот и скоростей полета самолета. Проанализируем рис. 4,6.

Линия nyр=1, очевидно, является уже известной нам границей горизонтального полета. Линия nyр=7 является границей, правее и ниже которой может произойти превышение максимальной эксплуатационной перегрузки (в нашем примере nyэ макс=7).

Линии постоянных располагаемых перегрузок проходят таким образом, что nyp2/nyp1=p2/p1 т. е. между двумя любыми линиями разница в высоте такова, что отношение давлений равно отношению перегрузок.

Исходя из этого, располагаемую перегрузку можно найти, имея на диапазоне высот и скоростей только одну границу горизонтального полета.

Пусть, например, требуется определить nyр при М=1 и H=14 км (в точке А на рис. 4,6). Решение: находим высоту точки В (20 км) и давление на этой высоте (5760 Н/м2), а также давление на заданной высоте 14 км (14 750 Н/м2); искомая перегрузка в точке А будет nyр=14 750/5760 = 2,56.

Если известно, что график на рис. 4 построен для веса самолета G1 а нам требуется располагаемая перегрузка для веса G2, то пересчет производится по очевидной пропорции:

Вывод. Имея границу горизонтального полета (линию nyp1=1), построенную для веса G1, можно определить располагаемую перегрузку на любой высоте и скорости полета для любого веса G2, используя пропорцию

Но в любом случае используемая в полете перегрузка не должна быть больше максимальной эксплуатационной. Строго говоря, для самолета, подверженного в полете большим деформациям, формула (3) не всегда справедлива. Однако к самолетам-истребителям это замечание обычно не относится. По величине nyp при самых энергичных неустановившихся маневрах можно определить такие частные характеристики маневренности самолета, как текущие радиусы rг и rв, текущие угловые скорости wг и wв.

для заданной высоты и числа М находим тягу Рр (по высотно-скоростным характеристикам двигателя);
при nyпр имеем Pр=Q=Cx*S*q, откуда можно найти Сх;
из сетки поляр по известным М и Сx находим Су;
вычисляем подъемную силу Y=Су*S*q;
вычисляем перегрузку ny=Y/G, которая и будет предельной по тяге, так как при расчетах мы исходили из равенства Рр=Q.

находим тягу Рр;
запишем Рр = Cр*S*q, где Ср коэффициент тяги;
по условию имеем Рр = Ср*S*q=Q=Cх*Q*S*q+(A*G²n²yпр)/(S*q), откуда:

Индуктивное сопротивление пропорционально квадрату перегрузки, т. е. Qи=Qи¹*ny² (где Qи¹ - индуктивное сопротивление при nу=1). Поэтому, исходя из равенства Рр=Qo+Qи, можно записать выражение для предельной перегрузки и в таком виде:

Зависимость предельной перегрузки от числа М и высоты полета изображена графически на рис. 5.5 (пример взят из книги [11]).

Можно заметить, что линий nyпр=1 на рис. 5. является уже известной нам границей установившегося горизонтального полета.

В стратосфере температура воздуха постоянна и тяга пропорциональна атмосферному давлению, т. е. Рp2/Рp1=р2/p1 (здесь коэффициент тяги Ср=const), поэтому в соответствии с формулой (5.4) при заданном числе М в стратосфере имеет место пропорция:

Следовательно, предельную по тяге перегрузку на любой высоте более 11 км можно определить по давлению р1 на линии статических потолков, где nyпр1=1. Ниже 11 км пропорция (5.6) не соблюдается, так как тяга при уменьшении высоты полета растет медленнее, чем давление (вследствие увеличения температуры воздуха), и величина коэффициента тяги Ср падает. Поэтому для высот 0—11 км расчет предельных по тяге перегрузок приходится производить обычным порядком, т. е. с использованием высотно-скоростных характеристик двигателя.

По величине nyпр можно найти такие частные характеристики маневренности самолета, как радиус rг, угловую скорость wг, время tf установившегося виража, а также г, w и t любого маневра, выполняемого при постоянной энергии (прл Pр=Q).

Продольной перегрузкой nх называется отношение разности между силой тяги (считая Рх=Р) и лобовым сопротивлением к весу самолета

Примечание При движении по земле к сопротивлению следует добавить еще и силу трения колес.

Если в последнюю формулу подставить располагаемую тягу двигателей Рр, то получим так называемую располагаемую продольную перегрузку:

находим тягу Рр (по высотно-скоростным характеристикам двигателя);
при заданной нормальной перегрузке ny вычисляем лобовое сопротивление следующим путем:
ny->Y->Сy->Сx->Q;
по формуле (5.7) вычисляем nxр.

Если поляра - квадратичная парабола, то можно воспользоваться выражением Q=Q0+Qи¹*ny², в результате чего формула (5.7) примет вид

Вспомним, что при ny=nyпр ямеет место равенство

Подставив это выражение в предыдущее и разервув получим окончательную формулу

Если нас интересует величина располагаемой продольной перегрузки для горизонтального полета, т. е. для ny=1, то формула (5.8) приобретает вид

По величине nxр¹ можно определить такие частные характеристики маневренности самолета, как ускорение при горизонтальном разгоне jx, вертикальную скорость установившегося подъема Vy, скорость набора энергетической высоты Vyэ в неустановившемся прямолинейном подъеме (снижении) с изменением скорости.

8. Все рассмотренные характерные перегрузки (пУ9, пупр, Я*Р> ^лгр1) часто изображаются в виде графика, приведенного на рис. 5.7. Он называется графиком обобщенных характеристик маневренности самолета. По рис. 5.7 для заданной высоты Hi при любом числе М можно найти пур (на линии Сур или п^макс). %Пр (на горизонтальной оси, т. е. при пхр = 0), Лхр1 (при пу=) и пХ9 (при любой перегрузке пу). Обобщенные характеристики наиболее удобны для различного рода расчетов, так как с них можно непосредственно снять любую величину, но они не наглядны ввиду многочисленности этих графиков и кривых на них (для каждой высоты нужно иметь отдельный график, подобный изображенному на рис. 5.7). Рис 5 7 Обобщенные характеристики маневренности самолета на высоте Hi (пример) Чтобы составить полное и наглядное представление о маневренности самолета, достаточно иметь три графиками р (М, Н) —как на рис. 5.4,6; пупр (М, Н) —как на рис. 5.5,6; пх р1 (М, Н) — как на рис. 5 6,6.

В заключение рассмотрим вопрос о влиянии эксплуатационных факторов на располагаемую и предельную по тяге нормальные перегрузки и на располагаемую продольную перегрузку

Влияние веса

Как это видно из формул (5.2) и (5.4), располагаемая нормальная перегрузка пур и предельная по тяге нормальная перегрузка nyпр изменяются обратно пропорционально весу самолета (при постоянных М и Н).

Если задана перегрузка ny, то при увеличении веса самолета продольная располагаемая перегрузка nxр уменьшается в соответствии с формулой (5.7), но простой обратной пропорциональности здесь не наблюдается, так как при увеличении G возрастает и лобовое сопротивление Q.

Влияние внешних подвесок

На перечисленные перегрузки внешние подвески могут влиять, во-первых, через свой вес и, во-вторых, через дополнительное увеличение безындуктивной части лобового сопротивления самолета.

На располагаемую нормальную перегрузку nyр сопротивление подвесок не влияет, так как эта перегрузка зависит только от величины располагаемой подъемной силы крыла.

Предельная по тяге перегрузка nyпр, как это видно из формулы (5.4), уменьшается, если увеличивается Схо. Чем больше тяга и больше разность Ср — Схо, тем меньше влияние сопротивления подвесок на предельную перегрузку.

Располагаемая продольная перегрузка лхр при возрастании Схо также уменьшается. Влияние Схо на nxр становится относительно больше при увеличении на маневре перегрузки nу.

Влияние атмосферных условий.

при заданной воздушной скорости V располагаемая (по Сyр) нормальная перегрузка пур упадет примерно на 1%. Но при заданных индикаторной скорости Vи или числе М перегрузка nур при увеличении температуры не изменится;
предельная по тяге нормальная перегрузка nyпр при заданном числе М упадет, так как увеличение температуры на 1 % приводит к падению тяги Рр и коэффициента тяги Ср примерно на 2%;
располагаемая продольная перегрузка nхр при увеличении температуры воздуха также уменьшится в соответствии с падением тяги.

Включение форсажа (или его выключение)

Очень сильно влияет на предельную по тяге нормальную перегрузку nyпр, и располагаемую продольную перегрузку nхр. Даже на скоростях и высотах, где Рр >> Qг, увеличение тяги, например, в 2 раза приводит к увеличению nупр примерно в sqrt(2) раз и к увеличению nхр¹ (при nу = 1) примерно в 2 раза.

На скоростях и высотах, где разность Рр — Qг мала (например, вблизи статического потолка), изменение тяги приводит к еще более ощутимому изменению и nупр и nхр¹.

Что касается располагаемой (по Сyр) нормальной перегрузки nyр, то величина тяги на нее почти не влияет (считая Рy=0). Но следует учитывать, что при большей тяге самолет на маневре теряет энергию медленее и, следовательно, более длительное время может находиться на повышенных скоростях, на которых располагаемая перегрузка nyр имеет наибольшую величину.

В авиационной и космической медицине перегрузкой считается показатель величины ускорения, воздействующего на человека при его перемещении. Он представляет собой отношение равнодействующей перемещающих сил к массе тела человека.

Перегрузка измеряется в единицах, кратных весу тела в земных условиях. Для человека, находящегося на земной поверхности, перегрузка равна единице. К ней приспособлен человеческий организм, поэтому для людей она незаметна.

Если какому-либо телу внешняя сила сообщает ускорение 5 g, то перегрузка будет равна 5. Это значит, что вес тела в данных условиях увеличился в пять раз по сравнению с исходным.

При взлете обычного авиалайнера пассажиры в салоне испытывают перегрузку в 1,5 g. По международным нормам предельно допустимое значение перегрузок для гражданских самолетов составляет 2,5 g.

В момент раскрытия парашюта человек подвергается действию инерционных сил, вызывающих перегрузку, достигающую 4 g. При этом показатель перегрузки зависит от воздушной скорости. Для военных парашютистов он может составлять от 4,3 g при скорости 195 километров в час до 6,8 g при скорости 275 километров в час.

Реакция на перегрузки зависит от их величины, скорости нарастания и исходного состояния организма. Поэтому могут возникать как незначительные функциональные сдвиги (ощущение тяжести в теле, затруднение движений и т.п.), так и очень тяжелые состояния. К ним относятся полная потеря зрения, расстройство функций сердечно-сосудистой, дыхательной и нервной систем, а также потеря сознания и возникновение выраженных морфологических изменений в тканях.

С целью повышения устойчивости организма летчиков к ускорениям в полете применяют противоперегрузочные и высотно-компенсирующие костюмы, которые при перегрузках создают давление на область брюшной стенки и нижние конечности, что приводит к задержке оттока крови в нижнюю половину тела и улучшает кровоснабжение головного мозга.

Для повышения устойчивости к ускорениям проводятся тренировки на центрифуге, закаливание организма, дыхание кислородом под повышенным давлением.

При катапультировании, грубой посадке самолета или приземлении на парашюте возникают значительные по величине перегрузки, которые могут также вызвать органические изменения во внутренних органах и позвоночнике. Для повышения устойчивости к ним используются специальные кресла, имеющие углубленные заголовники, и фиксирующие тело ремнями, ограничителями смещения конечностей.

Перегрузкой также является проявление силы тяжести на борту космического судна. Если в земных условиях характеристикой силы тяжести является ускорение свободного падения тел, то на борту космического корабля в число характеристик перегрузки также входит ускорение свободного падения, равное по величине реактивному ускорению по противоположному ему направлению. Отношение этой величины к величине называется "коэффициентом перегрузки" или "перегрузкой".

На участке разгона ракеты-носителя перегрузка определяется равнодействующей негравитационных сил — силы тяги и силы аэродинамического сопротивления, которая состоит из силы лобового сопротивления, направленной противоположно скорости, и перпендикулярной к ней подъемной силы. Эта равнодействующая создает негравитационное ускорение, которое определяет перегрузку.

Ее коэффициент на участке разгона составляет несколько единиц.

Если космическая ракета в условиях Земли будет двигаться с ускорением под действием двигателей или испытывая сопротивление среды, то произойдет увеличение давления на опору из-за чего возникнет перегрузка. Если движение будет происходить с выключенными двигателями в пустоте, то давление на опору исчезнет и наступит состояние невесомости.

При старте космического корабля на космонавта действует ускорение, величина которого изменяется от 1 до 7 g. По статистике, космонавты редко испытывают перегрузки, превышающие 4 g.

Способность переносить перегрузки зависит от температуры окружающей среды, содержания кислорода во вдыхаемом воздухе, длительности пребывания космонавта в условиях невесомости до начала ускорения и т.д. Существуют и другие более сложные или менее уловимые факторы, влияние которых еще не до конца выяснено.

Под действием ускорения, превышающего 1 g, у космонавта могут появиться нарушения зрения. При ускорении 3 g в вертикальном направлении, которое длится более трех секунд, могут возникнуть серьезные нарушения периферического зрения. Поэтому в отсеках космического корабля необходимо увеличивать уровень освещенности.

При продольном ускорении у космонавта возникают зрительные иллюзии. Ему кажется, что предмет, на который он смотрит, смещается в направлении результирующего вектора ускорения и силы тяжести. При угловых ускорениях возникает кажущееся перемещение объекта зрения в плоскости вращения. Эта иллюзия называется окологиральной и является следствием воздействия перегрузок на органы внутреннего уха.

Многочисленные экспериментальные исследования, которые были начаты еще ученым Константином Циолковским, показали, что физиологическое воздействие перегрузки зависит не только от ее продолжительности, но и от положения тела. При вертикальном положении человека значительная часть крови смещается в нижнюю половину тела, что приводит к нарушению кровоснабжения головного мозга. Из-за увеличения своего веса внутренние органы смещаются вниз и вызывают сильное натяжение связок.

Чтобы ослабить действие высоких ускорений, космонавта помещают в космическом корабле таким образом, чтобы перегрузки были направлены по горизонтальной оси, от спины к груди. Такое положение обеспечивает эффективное кровоснабжение головного мозга космонавта при ускорениях до 10 g, а кратковременно даже до 25 g.

При возвращении космического корабля на Землю, когда он входит в плотные слои атмосферы, космонавт испытывает перегрузки торможения, то есть отрицательного ускорения. По интегральной величине торможение соответствует ускорению при старте.

Космический корабль, входящий в плотные слои атмосферы, ориентируют так, чтобы перегрузки торможения имели горизонтальное направление. Таким образом, их воздействие на космонавта сводится к минимуму, как и во время запуска корабля.

Читайте также: