E1...DMR_Partea-I [SENT=No10]

7/26/2019 E1...DMR_Partea-I [SENT=No10]

http://slidepdf.com/reader/full/e1dmrpartea-i-sentno10 1/13

IP 08/04/2009 [09:15] C[P]SA...[TC+PR]_Text_D=NORME+DMR... D - 1

> C[P]SA – TC+PR - TXT <VERSIUNE: Martie-Aprilie 2009

D...Norme de Calcul Aero + DMR= FAR / JAR / MIL =

INTRODUCERE - SCOP - CUPRINS

Textul de faţă are drept obiect prezentarea sintetică a prescripţiilor de calculpentru categorii de avioane reprezentative. Pentru fixarea ideilor se prezintă untablou cu principalele norme aeronautice cunoscute. În continuare se daudezvoltări pentru categorii de avioane "de larg interes". Textul este material delucru pentru proiectul de C[P]SA.

CUPRINS

Cap. ... ... ObservaţiiD - 0 Norme de calcul aeronautice (privire sintetică) - Info!...

D - I Definiţii... - Sinteză!D - II Avioane în general FAR-23 / JAR-23 Info!...

D - III Avioane de transport FAR-25 / JAR-25 ...

D - IV Avioane militare (USAF / NAVY) MIL... ...

D - 0 ... Norme de Calcul Aeronautice - Privire Sintetică

[ Vezi Tabloul D-0 ]



IP 08/04/2009 [09:15] C[P]SA...[TC+PR]_Text_D=NORME+DMR...

Tabloul D-0 ... Norme de Calcul Aeronautice

Ţ ARA NORMELE ANUL APLICABILITATE G [daN]

CATEGORIIDE AVIO

RO NTAZ

1958 Avioane civile în general Clase de rezistenţă

Categorii de perforFAR–PART 23 [1964] Avioane civile în general G ≤ 5700 – Normal [ N ]

– Utilitar [ U ] – Acrobatic [ A ]

FAR–PART 25 [1964] Avioane de transport G > 5700

FAR–PART 27 … Elicoptere în general

USA

FAR–PART 29 … Elicoptere de transportFR AIR 2052

[2051]… Avioane pentru transport public

de pasageriG ≤ 5700[G > 5700]

GB BCAR … Avioane civile în general – Normal – Semi-aerobatic

– Aerobatic*** ICAO[OACI] [1976] Avioane de transport[ M < 1 ; H < 15200 m ]

G > 5700

AVIO ANE

CIVI

LE

*** JAR … Avioane de transport …

USA MIL ***MIL-A-8860[…1]AMIL-A-8860[…1]B

… Toate tipurileUSAFNAVY

…

FR AIR 2004 E … Toate tipurile …

AV

M IL

GB AvP 970 … Toate tipurile …LEGENDA: NTAZ

FARBCARICAOJARMIL

– Norme Tehnice de Admisibilitate la Zbor a Avioanelor Civile în Republica Popular ă Rom – Federal Aviation Regulations – British Civil Airworthiness Requirements – International Civil Aviation Organization [Organizaţia de Aviaţie Civilă Internaţională] – [European] Joint Airworthiness Requirements – Military Specifications…



3IP 08/04/2009 [09:15] C[P]SA...[TC+PR]_Text_D=NORME+DMR... D -

D - I ... Definiţii (Sinteză)

I.1 Avionul în resursă - Factor de sarcină Se consider ă avionul într-o evoluţie simetrică în plan vertical (resursă) - figura D1.Se presupune avionul raportat la un sistem central (şi principal!...).For ţele se introduc în modul uzual; pentru simplificare, tracţiunea s-a reprezentat pe direcţia

axei longitudinale a avionului, etc...

x

2 not!1

V G n

rg

⎛ ⎞

= ⋅

⎟

⎜ ⎟

⎝ ⎠

G

z

V

r

N z

nz ⋅G

M CG =0!

R

P

T

not!= '

G V n G

g ⋅

R

Figura D-1Avionul în resursă

FACTOR de SARCINĂ Definiţii: UZUAL / FAR

Ecuaţiile de mişcare se scriu (în modul uzual!) prin proiecţii pe direcţii legate de viteză...La acestea se adaugă ecuaţia de momente faţă de axa de tangaj. Conform cu normele (...),

evoluţia se presupune stabilizat ă, prin urmare aceasta din urmă se reduce la o condiţie de echilibru...2 not!

sin =G V

P T Σ F ⊥V G n G g r

α + = + ⋅ (D-1,a)

not!cos = '

G dV R T

g dt α n G− + = (D-1,b)⋅

0!CG M = (D-1,c)

Mai sus am introdus, în conformitate cu definiţiile uzuale!, factorul de sarcină ( propriu-zis) nrespectiv factorul de sarcină " secundar " (factor "de accelerare") n' .

Σ M y

Σ F ⎢⎢V

Cu aproximaţii uzuale (α mic...) ecuaţiile se reduc la cele cunoscutedef! def!= ; = ' P n G T R n G⋅ − ⋅ (D-2)

I.2 Definiţii FAR

Redăm textul din FAR-25§ 25.321 Generala) Flight load factors represent the ratio of the aerodynamic force component (acting normal tothe assumed longitudinal axis of the airplane) to the weight of the airplane. A positive loadfactor is one in which the aerodynamic force acts upward with respect to the airplane…




Aşadar, notăm (figura D-1)def! not!

2cos sin = =2 z N P R V SC n G

ρ α α = + N z ⋅ (D-3)

în care apare coeficientul for ţ ei aerodinamice normale C N ...

I.3 Comentarii. Convenţie...10 Definiţia din FAR este oarecum mai logică întrucât corespunde unei direcţii fixe spre

deosebire de cea "uzuală"...2

0 Definiţia "convenţională" este însă mai comodă pentru aplicaţii deoarece se raportează

simplu la coeficientul de portan ţă al avionului, parametru direct accesibil din polara acestuia...3

0 Cele două definiţii sunt - într-o primă aproximaţie - echivalente; astfel, pentru unghiuri de

incidenţă mici scriem imediat (vezi şi [Lomax]-pag. 8)cos sin z xC C C C z α α = + ≈ , etc... (D-4)

40 În cele ce urmează vom utiliza definiţia "clasică" (D2)...

Prin urmare scriem2

2 sau z

P P

n SV C n SV G G

ρ

= = = =2

2 LC ρ

(D-5)

Toate prescripţiile referitoare la factori de sarcină se vor înţelege în această accepţiune...

BIBLIOGRAFIE GENERAL Ă

Referinţe[Engmann] - Klaus Engmann (Hrsg.), Technologie des Flugzeuges, Leuchtturm-Verlag /

LTV Press, Alsbach/Bergstrasse, 1994.[Sechler] - Ernest E. Sechler & Louis G. Dunn, Airplane Structural Analysis and Design,Dover Publications, Inc., New York, (1942) - 1963.[Raymer] - Daniel P. Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA EducationSeries, AIAA, Inc., Washington DC, 1992.

New BOOKS...[Howe] – Denis Howe, Aircraft Loading and Structural Layout , AIAA Education Series,American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., Reston, Virginia, 2004.[Lomax] – Ted L. Lomax, Structural Loads Analysis for Commercial Transport Aircraft:Theory and Practice, AIAA Education Series, American Institute of Aeronautics andAstronautics, Inc., Reston, Virginia, 1996.[Hoblit] – Frederic M. Hoblit, Gust Loads on Aircraft: Concepts and Applications, AIAA

Education Series, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., Reston,Virginia, 1988.

Bibliografie (selecţie)ˆ

[1] [Bruhn] ...... Bruhn, E. F., Analysis and Design of Flight Vehicle Structures, Tri-State OffsetCompany, Cincinnati, Ohio, USA, 1965 (1992).

[2] [Niţă] ......... Niţă, M. M., ş.a., Avioane şi rachete - Concepte de proiectare, Editura Militar ă,Bucureşti, 1985.

[3] [Nicolai] ..... Nicolai, L., Fundamentals of Aircraft Design, University of Dayton, Dayton, Ohio, 1975.[4] [Niu-D] ....... Niu, Michael C. Y., Airframe Structural Design, Hong Kong Conmilit Press Ltd., 1988.[5] [Niu-S] ....... Niu, Michael C. Y., Airframe Stress Analysis and Sizing , Hong Kong Conmilit Press

Ltd., 1997.




D - II ... Avioane în general - FAR 23 / JAR-23

D-II.1 Diagrama de manevr ă şi rafală

10. Reprezentare...

Figura D-2 ... Diagrama de manevr ă şi rafală după FAR-23[/25]

C Lmax –

+7.5

-15-7.5

-20

+15

n

V [V E ]

D1 C 1 A1

V C

V SV B

V A

C LmaxF

+20nF

B "

C "

G F

V D E

D "

D '

S

B ' C

C '

Dn1

A

C Lmax +

n2

1

0

20. Prescripţii...




D - III ... Avioane de transport - FAR 25 / JAR-25

Notă. Normele JAR şi FAR sunt practic identice; se vor reda prescripţiile după FAR....

D-III.1 Diagrama de manevr ă şi rafală (DMR)...- Vezi mai sus -

D-III.2 Generalităţi. Definiţii...

FLIGHT LOADS § 25.321 Generala) Flight load factors represent the ratio of the aerodynamic force component (acting normal tothe assumed longitudinal axis of the airplane) to the weight of the airplane. A positive loadfactor is one in which the aerodynamic force acts upward with respect to the airplane.b) Considering compressibility effects at each speed, compliance with the flight loadrequirements of this subchapter must be shown:(1) At each critical altitude within the range of altitudes selected by the applicant…(2) At each weight from the design minimum weight to the maximum weight appropriate to

each particular flight load condition; and(3) For each required altitude and weight, for any practicable distribution of disposable loadwithin the operating limitations recorded in the Airplane Flight Manual.

Observaţie. Din cele de mai sus se reţine faptul că DMR pentru un avion dat se"construieşte" pentru orice combinaţie posibilă de altitudini, greut ăţ i şi centraje admisibile...

Pentru proiectul C[P]SA analiza se va limita la o configuraţie tipică - o vom zice nominal ă

O vom desemna prin tripletul (parametrii diagramei...)(D-6)G,H, Centraj…

D-III.3 Construcţie...

§ 25.335 Design airspeedsThe selected design airspeeds are equivalent airspeeds (EAS).

Reamintim definiţia:- Notăm V (V TAS ) - viteza adevărat ă a avionului (true airspeed ) la înălţimea H ( H ρ ρ = )

- Pentru o configuraţie de zbor dată, for ţele aerodinamice se scriu în modul cunoscut (în care

apare presiunea dinamică 2

2q V

ρ = ...)

2 ,2 z P V SC

ρ =

- Notăm 0 ρ densitatea la sol (nivelul mării - atmosfera standard...)- Prin definiţie, viteza echivalent ă V E (V EAS - equivalent airspeed ) este o viteză convenţională,

fictivă, care "asigur ă" aceeaşi presiune dinamică evaluată însă cu densitatea de la soldef!

2 20

def! def!0

0

=2 2

= respectiv =

z E z

E E

P V SC V SC

V V V V

ρ ρ

ρ ρ

ρ ρ

=

→

(D-6)

- Prin această noţiune, toate situaţiile posibile ale avionului sunt "reduse" în modconvenţional la condiţiile de la sol... Trebuie atenţionat că evoluţiile avionului se studiază sistematic

cu parametrii de la altitudinea "nominală" - prin noţiunea de viteză echivalentă se realizează doar oschimbare de scar ă a diagramei de manevr ă şi se "unifică" informaţiile utile pilotului...




10. Viteze de calcul

– Prescripţiile FAR referitoare la vitezele de calcul din DMR sunt destul de complicate...

FAR Part I - Definitions and abbreviations§ 1.2 Abbreviation and symbolsV S means the stalling speed or the minimum steady flight speed at which the airplane iscontrollable…V H means maximum speed in level flight with maximum continuous powerV A means design maneuvering speed V C means design cruising speedV D means design diving speedV F means design flap speed

– Pentru proiectul C[P]SA vom reţine următoarele:a) V S , V A (viteze adevărate)

max

1;

2

S A

z

GS V V n

SC ρ

= =V (D-7)

b) V C , V D (viteze adevărate)Pentru avioanele moderne (de transport), vitezele de calcul V C şi V D (respectiv numerele

Mach M C şi M D) se limitează din considerente de compresibilitate...

§ 25.335 Design airspeeds(a) Design cruising speed(3) V C need not exceed the maximum speed in level flight at maximum continuous power forthe corresponding altitude…(b) Design dive speedWith V C set, a V D shall be selected so that the margin between V C /M C and V D /M D is the greater of the following values:(1) From an initial condition of stabilized flight at V C /M C thr airplane is upset, flown for 20

seconds along a flight path 7.50

below the initial path, and then pulled up at a load factor of 1.5(0.5 acceleration increment). The speed thus attained is taken as V D!Note. During this maneuver, the power as specified in § 25.175-(a)-(iv) is assumed until thepull-up is initiated - that is 75 % of maximum continuous power for reciprocating engines orthe maximum power or thrust selected by the applicant for turbine engines… - at which timepower reduction and the use of pilot controlled drag devices may be assumed.

The speed increase occurring in this maneuver may be calculated if reliable or conservativeaerodynamic data is used…

Not ă. Condiţia de mai sus este reprezentată schematic în figura D-3. (2) The margin between M D and M C may not be less than 0.05

T = T max - continuu…

Zbororizontal

Zbororizontal

Coborâre

γ

= 7.50

t = 20 s

Redresaren = 1.5

Angajare

V D(M D)

V C (M C )

Figura D-3 - Definiţia vitezei limită de picaj V D(M D) conform FAR - 25




Procedur ă practică: – Se adoptă pentru V C ( M C ) valoarea vitezei maxime corespunzătoare altitudinii "nominale" de

calcul, la regimul de funcţionare maxim-continuu pentru motoare cu turbină… – Se adoptă pentru V D( M D) valorile (respectiv ) D C D C V V V M M M = + ∆ = + ∆ unde

reprezintă creşterea de viteză în evoluţia descrisă în figura D-3; diferenţa

nu va fi însă inferioar ă valorii

(respectiv )V ∆ M ∆

)(V M ∆ ∆

0.05 M ∆ = …

20. Factori de sarcină

– Factorii de sarcină limit ă de calcul sunt specificaţi in paragraful...

§ 25.337 Limit maneuvering load factors…

– Prescripţiile sunt:Notă: Simbolurile folosite mai jos se "citesc" astfel (atenţie la nuanţe!...):

n ≥ ... "n" nu va fi inferior valorii specificate...

n ≤ ... "n" nu e nevoie să depăşească valoarea specificat ă ...

11 1

1

2 "minim"2

2.5110002.1 dar

3.8[daN] 4500

1

[Intre si liniar spre 0]C D

nn n

nG

nn

V V

≥⎧≥ + ⎨

≤+ ⎩

= − ( D-8)




D - IV... Avioane militare - MIL 8860A/8861A (USAF )

D-IV.1 Diagrama de manevr ă şi rafală (DMR)...Construcţia se dă în figura D-4, şi TABLE-I cu notaţiile din MIL; spre claritate se dau mai jos

simbolurile şi definiţiile.Notă. Pentru avioanele NAVY prescripţiile se dau în normele respective...

0

n

V [V E ]

n1

n2

n3

C

V L

G

B A

J H

DE

max

20

2 / E

N

V n k C

W S

ρ =

min

20

2 / E

N

V n C

W S

ρ =

KV H

Figura 5 ... Diagrama de manevr ă conform MIL

TABLE I. [MIL-8861A] … SYMMETRICAL FLIGHT PARAMETERS

Symmetrical Flight Limit Load FactorBasic Flight

Design WeightAll

WeightsMax Design

Weight

MaxOrdnance

WeightBasic MissionSymbol Max

[n1]

Minat VH

[n2]

Minat VL

[n3]

Max

[n1]

Minat VH

[n2]Max

Minat VH

[n2]

Time forabruptcockpit

longitudinalcontrol

displacementt1 [seconds]

1 2 3 4 5 6 7 8 9 A, F, TF (Subsonic) 8.00 - 3.00 - 1.00 4.00 - 2.00 5.50 - 2.00 0.2 A, F, TF (Supersonic) 6.50 - 3.00 - 1.00 4.00 - 2.00 5.50 - 2.00 0.2

O, T 6.00 - 3.00 - 1.00 3.00 - 1.00 0.2U 4.00 - 2.00 0 2.50 - 1.00 0.3BI 4.00 - 2.00 0 2.50 - 1.00 0.3

BII 3.00 - 1.00 0 2.00 0 0.3C Assault 3.00 - 1.00 0 2.00 0 0.3CTransport 2.50 - 1.00 0 2.00 0 0.4Symbols [MIL-8861A/B]:A – AttackF – Fighter | TF - Tactical ~O – ObservationT – TrainerBI – Tactical bomberBII – Strategic bomber




D-IV.2 Generalităţi - Definiţii...

10. Prescripţii MIL…

MIL-A-8860A (USAF)...

6.2.1 – Design weights (...)

6.2.1.1 Minimum flying weight (W MIN ) is composed of the weight-empty (...) plus the followingitems and does not include disposable armament, ammunition or any other disposable usefulload item:a. Five percent of total usable and unusable internal fuel capacity or reserve fuel…b. Oil consistent with item ac. Minimum crew.

6.2.1.2 Maximum design weight (W MAX ). The maximum design weight is the weight of theairplane with the maximum internal and maximum external loads as defined herein with noreduction permitted for fuel used during taxi, warm-up or climb-out. This weight applies to:a. Taxiing and ground handling loads for all airplanes

b. Take-off loadsc. In-flight refueling conditionsd. Flight loadse. Wheel jacking…f. Flutter and divergence prevention and vibrationg. Aerial delivery loads

6.2.1.2.1 Maximum internal load. The maximum internal load will include the followingitems for which provision is required:a. Full internal fuelb. Maximum store (or combination of stores) weight to be carried internallyc. Racks to accommodate item bd. Maximum internal useful load…6.2.1.2.1 Maximum external load. The maximum internal load will include the following

items for which provision is required:a. Maximum store (or combination of stores) weight to be carried externallyb. Pylons to accommodate item ac. Racks to accommodate item a

6.2.1.3 Basic flight design weight (W BF ). The basic flight design weight applies to 6.2.1.2 itemsa through g, as follows:a. For A, F and TF airplanes this weight is the greater of the following:(1) Maximum design weight minus the weight of 50 percent of the maximum internal andmaximum external store loading… with either full internal fuel or 80 percent of the total fuel(internal or external) whichever is greater…(2) The take-off weight with the primary useful load, including either full internal fuel or 80percent of the total fuel (internal or external) whichever is greater…

b. For B, C, O, T and U airplanes, this weight is the weight at engine start with the primarymission useful load.

6.2.1.4 Maximum ordnance*) weight (W MO ). For A, F and TF airplanes, the maximum ordnanceweight will include the fuel weight as defined in the basic flight design weight (6.2.1.3, a) plusthe weight of the maximum ordnance for which provisions are made.

6.2.1.5 Landplane landing design weight (W LL)6.2.1.5.1 For O, T and U types, the landplane landing design weight is the maximumdesign weight specified in 6.2.1.2 minus the following:a. The weight of all droppable itemsb. The weight of all external fuelc. The weight of 25 percent internal usable fuel.

6.2.1.5.2 For C types the W LL is - see above! - minus the following:a. The weight of all external fuelb. The weight of 50 percent internal fuel.

*) ordnance (abm…): s. artilerie (grea); arsenal




6.2.1.5.3 For A, F, TF and B types the W LL is - see above! - minus the following:a. The weight of all external fuel…b. The weight of 60 percent internal fuel.

6.2.1.6 Maximum landing design weight (W ML)… is - see above 6.1.1.2! - less the weight of thefollowing:a. Assist take-off fuelb. Droppable fuel tanks

c. Items expended during or immediately after take-off as routine take-off procedured. Fuel dumped during one go-round or 3.0 minutes, whichever results in the minimum amountof fuel…

6.2.2 – Speeds. Speeds will be in knots based upon the international nautical mile

6.2.2.1 Indicated airspeed (IAS). The IAS is the reading of the airspeed indicator uncorrectedfor instrument, installation and compressibility errors.6.2.2.2 Calibrated airspeed (CAS). The CAS is the IAS corrected for instrument andinstallation errors.6.2.2.3 True airspeed (TAS). The TAS is the speed at which the airplane moves through the airsurrounding it.6.2.2.4 Equivalent airspeed (EAS). The EAS is the true airspeed multiplied by the square root

of the air density ratio at the altitude concerned.

EAS TAS0

H V V ρ

ρ =

6.2.2.5 Engaging speed (V E ). The engaging speed is the airplane speed relative to the landingsurface.6.2.2.6 Level-flight maximum speed (V H ). This speed will be as specified in the contractdocuments and will be the maximum continuous level-flight speed for the basic configurationat the basic-flight-design gross weight commensurate with the specified operational use of theairplane.6.2.2.7 Limit speed (V L). The limit speed for the basic and high-drag configuration is themaximum attainable speed commensurate with the operational use of the airplane consideringshallow and steep dive angles, thrust, operation and nonoperation of speed brakes and

inadvertent upsets from gusts, or as specified in the contract document.

MIL-A-8860B(AS)…Navy6.3.3.6 Level-flight maximum speed (V H ). The maximum speed attainable at the basicflight design gross weight in the basic configuration in level flight with maximumavailable thrust, including use of afterburners (and rocket thrust augmentation ifapplicable).6.3.3.7 Limit speed (V L ). For the basic and high drag configurations, the maximumattainable speed commensurate with the operational use of the airplane consideringshallow and steep dive angles, thrust, operation and nonoperation of speed brakes andinadvertent upsets from gusts.

…

6.2.2.11 Stalling speed (V SL). The stalling speed is the minimum speed for level flight in thelanding configuration with zero thrust

20. Discuţie…

Greut ăţ i de calcul

În cele ce urmează, pentru uniformitate…, revenim la notaţiile standard ("româneşti")… – Maximum design weight Gmax-des reprezintă greutatea maximă de calcul a avionului echipatîn configuraţie de zbor. Gmax-des include sarcina maximă internă Gmax-int şi externă Gmax-ext .

– Basic flight design weight Gbas reprezintă greutatea de calcul pentru configuraţia de zbor"nominală" a avionului, respectiv (recomandări simplificate!)a) Pentru avioanele A, F, TF... Gbas este valoarea (cea mai mare dintre...):

(1) Gmax-des minus 50 % din ( Gmax-int + Gmax-ext )...(2) ... b) Pentru avioanele B, C, O, T şi U..., Gbas este greutatea avionului la start, complet echipat pentru misiunea de bază.




Viteze de calcul *) – Pentru avioanele militare, condiţiile de calcul şi vitezele V H (level-flight maximum"continuous" speed) respectiv V L (limit speed) corespund regimurilor de zbor şi vitezelor V Crespectiv V D din normele FAR...

– Cu V H "selectată", V L se adoptă în consecinţă, ca valoare "acoperitoare"...

D-IV.3 DMR - Construcţie...

10. Prescripţii MIL…

MIL-A-8861A (USAF)...…3.3 Weight. The design for the flight loads and loading conditions specified herein shallinclude weights from the minimum flying weight to the maximum design weight that result incritical loads. For maneuvering conditions that are defined by a relationship to he maximumsymmetrical flight limit load factor, the following apply:a. For weights up to the basic flight design weight, strength shall be provided for valuesspecified for the basic flight design weight.

b. At higher weights, strength shall be provided for maintaining a constant "nW " product,except that the load factor, n, shall not be less than that specified in table I for the maximumdesign weight.

3.4 Center of gravity positions…

3.5 Aerodynamic configuration……3.8 Altitudes. The altitudes for determining flight loading conditions shall be as follows:a. Sea level for landing approach and take-offb. The altitude at which the Mach number is a maximumc. The altitude at which the limit speed in EAS is a maximumd. Sea level

e. All intermediate altitudes that result in critical loadsf. Sea level to 20,000 feet aerial delivery

20. Discuţie…

Factori de sarcină de calcul…

"Filosofia" prescripţiilor din paragraful 3.3 este următoarea: – Un avion militar (adesea multirol!) se calculează - din punct de vedere structural - pentru

configuraţia "nominală", adică, în termenii MIL, pentru varianta de încărcare "basic-flight-mission"respectiv Gbas. Pentru aceasta, factorii de sarcină de calcul extremi sunt specificaţi în tabela I - îi vomnota nbas... După definiţie, scriem pentru portanţă

bas bas bas P n G= ⋅

Condiţiile de calcul respective se înţeleg "în câmpul operaţional", adică după ce avionul aconsumat o parte din combustibil şi a lansat o parte din sarcinile exterioare... P bas reprezintă, după definiţie, sarcina maximă pe care o are de suportat structura avionului dat.

– Avionul trebuie însă calculat şi pentru condiţia "de start" atunci când el este completechipat, respectiv pentru Gmax-des. Deoarece structura avionului este una şi aceeaşi, sarcina de calculse limitează - în sens logic! - la valoarea "nominală" P bas de mai sus, ceea ce impune limitareacorespunzătoare a factorilor de sarcină de calcul la valori consistente cu greutatea de calcul, adică

const!max-des max-des bas bas bas

basmax-des bas

max-des

n G P n G

Gn n

G

⋅ = = = ⋅

→ =

De aici se scoate nmax-des. Valorile acestuia nu vor fi inferioare celor specificate în tabela I... – Similar, pentru varianta de echipare "max-ordnance-weight" (armament maxim la bord...)

valorile factorilor de sarcină de calcul nu vor fi inferioare celor specificate în tabela I...

*) NATO/OTAN RTO-AG-300-V14… H.Walgemoed (Fokker Aircraft B.V.): Chapter 12 - Flight Envelope…




BIBLIOGRAFIE GENERAL Ă Referinţe[Engmann] - Klaus Engmann (Hrsg.), Technologie des Flugzeuges, Leuchtturm-Verlag /LTV Press, Alsbach/Bergstrasse, 1994.[Sechler] - Ernest E. Sechler & Louis G. Dunn, Airplane Structural Analysis and Design,

Dover Publications, Inc., New York, (1942) - 1963.[Raymer] - Daniel P. Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA EducationSeries, AIAA, Inc., Washington DC, 1992.

New BOOKS...[Howe] – Denis Howe, Aircraft Loading and Structural Layout , AIAA Education Series,American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., Reston, Virginia, 2004.[Lomax] – Ted L. Lomax, Structural Loads Analysis for Commercial Transport Aircraft:Theory and Practice, AIAA Education Series, American Institute of Aeronautics andAstronautics, Inc., Reston, Virginia, 1996.[Hoblit] – Frederic M. Hoblit, Gust Loads on Aircraft: Concepts and Applications, AIAAEducation Series, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., Reston,Virginia, 1988.

Bibliografie (selecţie)ˆ

[1] [Bruhn] ...... Bruhn, E. F., Analysis and Design of Flight Vehicle Structures, Tri-State OffsetCompany, Cincinnati, Ohio, USA, 1965 (1992).

[2] [Niţă] ......... Niţă, M. M., ş.a., Avioane şi rachete - Concepte de proiectare, Editura Militar ă,Bucureşti, 1985.

[3] [Nicolai] ..... Nicolai, L., Fundamentals of Aircraft Design, University of Dayton, Dayton, Ohio, 1975.[4] [Niu-D] ....... Niu, Michael C. Y., Airframe Structural Design, Hong Kong Conmilit Press Ltd., 1988.[5] [Niu-S] ....... Niu, Michael C. Y., Airframe Stress Analysis and Sizing , Hong Kong Conmilit Press

Ltd., 1997.

E1...DMR_Partea-I [SENT=No10]

Documents

Transcript of E1...DMR_Partea-I [SENT=No10]