Wie kommt es, dass Flugzeuge mehr positive als negative g aushalten können? Dh wie kommt es, dass Vn-Diagramme nicht symmetrisch sind?

Die Linien beginnen bei einem Lastfaktor von Null, denn ohne Geschwindigkeit gibt es keinen Auftrieb. Wenn Sie sich weiter nach rechts bewegen, wird die obere Linie durch den maximalen Auftrieb bestimmt, während die untere Linie durch den minimalen Auftrieb bestimmt wird. Beide haben nur für symmetrische Tragflächen denselben Wert – normale Tragflächen sind für die Erzeugung von Auftrieb in nur einer Richtung optimiert.

Die obere und untere maximale Belastungsfaktorgrenze des vn-Diagramms werden meist durch maximale Böenlasten im Horizontalflug bestimmt und in diesem Zustand durch von +1 g ausgehende Linien dargestellt, so dass der Abstand von +1 g in Bezug auf positive und negative Lastfaktoren sollten gleich sein. Hinzu kommt, dass Ihre Flügel bis zum Erreichen ihres maximalen Auftriebs ca. 50 % mehr Kraft erzeugen als der minimale (= maximal negative) Auftrieb (die Details hängen natürlich vom Profil ab), und dann werden Ihre Belastungsfaktorgrenzen sein 1 + 1,5$\cdot$Böenlastfaktor in positiver und 1 - Böenlastfaktor in negativer Richtung.

Als Beispiel habe ich die Polare eines überkritischen Tragflügels hochgeladen, die ich vor Jahren mit Mark Drelas ISES berechnet habe. Es ist das Beste, was ich schnell finden konnte - die meisten Polaren zeigen nur den positiven maximalen Auftrieb, nicht die Grenze am gegenüberliegenden Ende.

Wie Sie sehen können, das Maximum$c_L$ist +1,3, während das Minimum$c_L$ist nur -0,8.

Schauen wir uns einen praktischen Fall an: Flugzeuge der Gebrauchskategorie müssen für +3,8 g und -1 g zugelassen sein. Im Horizontalflug kann eine positive vertikale Böe (Aufwind) +2,8 g hinzufügen. Die gleiche Böenstärke in negativer Richtung (Abwind) verursacht eine Laständerung von nur -1,9 g (weil der Flügel früher abreißt), was zu den regulären 1 g im Horizontalflug addiert zu einem Lastfaktor von -0,9 g führt . Nah genug, um den negativen Lastfaktor auf -1 g zu begrenzen.

Bei höherer Geschwindigkeit wird die Böe das Profil in keiner Richtung abwürgen, und jetzt können wir einfach annehmen, dass eine Böe eine positive Last von 1 + Böenlastfaktor und eine negative Last von 1 - Böenlastfaktor erzeugt. Lassen Sie den Böenlastfaktor 2,8 sein, und Ihre Grenzen liegen bei +3,8 g und -1,8 g, wie in Ihrem Beispiel bei 150 kn.

Bisher habe ich mich mit den Gründen für die Belastungsgrenzen für die Zertifizierung befasst. Aber auch in der Praxis gibt es einen Unterschied zwischen positiven und negativen Belastungsfaktoren: Der Flügelholm muss das Biegemoment aus dem Auftrieb abzüglich des Flügelgewichts tragen. Wenn es in beide Richtungen (nach oben und unten) die gleichen aerodynamischen Lasten tragen müsste, würde das Flügelgewicht die positive Gesamtlast verringern, aber die negative Gesamtlast erhöhen. Aus diesem Grund kann die Struktur nicht in beide Richtungen die gleichen Belastungsfaktoren aushalten: Sie müssen dem Flügel einen Spielraum geben, um zusätzlich zu den aerodynamischen Lasten sein eigenes Gewicht zu tragen.

Anders sieht es aus, wenn man das vn-Diagramm der Flugzeuge der Kunstflugkategorie betrachtet. Jetzt können Sie nicht ohne Weiteres davon ausgehen, dass das Flugzeug nur geradeaus fliegt, aber Sie müssen davon ausgehen, dass es von einer Böe getroffen wird, während es kopfüber fliegt. Hinzu kommt, dass das symmetrische Tragflächenprofil den gleichen Auftrieb in beide Richtungen erzeugt, bevor es zum Stillstand kommt, und Ihre Hüllkurve auf ±6 g begrenzt werden muss, um die Hüllkurve symmetrisch zu machen.

Einfach ausgedrückt liegt es daran, dass das Flugzeug in +G-Richtung stärker ausgelegt ist. Es ist nicht erforderlich, dass es in der -G-Richtung so stark ist (da es während des Betriebs keinen hohen negativen G-Lasten ausgesetzt ist), daher ist es nicht so ausgelegt. Dies würde viel unnötiges strukturelles Gewicht verursachen.

Es gibt viele technische Faktoren, die die g-Werte bestimmen. Die kumulativen Ermüdungsschäden aus dominanten Operationen bestimmen hauptsächlich die g-Werte. Bei der Landung trägt dies zu starken Ermüdungs-positiven g bei. Beim Fliegen tragen die natürlichen Kräfte der Schwerkraft und Turbulenzen (einschließlich böiger Winde) zu Ermüdungsschäden bei. Diese Belastungen sind in allen Steuersystemen zu spüren. Daher ist das Flugzeug so konstruiert, dass es in all seinen Überlegungen stärker ist, um die größeren Ermüdungsbedenken zu unterstützen und ihnen entgegenzuwirken.

http://adg.stanford.edu/aa241/structures/structuraldesign.html

Warum sind Vn-Diagramme nicht symmetrisch?

Vn-Diagramme neigen dazu, einige der dominanteren Ermüdungsüberlegungen visuell wiederzugeben. Aus ähnlichen Gründen spiegeln sich technische Überlegungen, die die g-Werte beeinflussen, auch in den Vn-Diagrammen wider. Beachten Sie die scharfen Formänderungen im folgenden Vn-Diagramm und seine Erklärungen:

http://adg.stanford.edu/aa241/structures/vn.html

Warum also nicht alles verstärken, um höhere g-Grenzen zu haben? Kosten und nützlicher Return on Investment. Es ist wenig praktikabel, ein Flugzeug auf +/- 100 g zu belasten, wenn es wenig Nutzlast hat, zu schwer zum Fliegen ist oder so viel kostet, dass sich nur wenige Kunden den Kauf und den Betrieb leisten können.

Gewicht, Kosten, Stärke ... sind während des gesamten Designs in ständigem Fluss, um ein insgesamt nützliches und erschwingliches Flugzeug bereitzustellen. Gleiche G-Einstufungen haben keine Priorität, jedoch ist die Einhaltung gesetzlicher Mindestanforderungen eine Priorität.

https://www.faa.gov/about/office_org/headquarters_offices/avs/offices/air/directorates_field/small_airplanes/media/CPS_Part_23.pdf

Es gibt normale und anormale Bedingungen, unter denen ein Flugzeug auf negative g belastet wird.

Zu den normalen negativen g gehören: Turbulenzen während des Fluges, Erholung von einer abgeprallten Landung, Fallwinde / Windscherung ... und andere technische Grenzen, die sich in negativen g-Werten widerspiegeln.

Abnorme negative G-Werte umfassen: Begehen oder anderweitiges Belasten der Oberseite eines Flügels, unbewerteter Kunstflug, übermäßige Schneelast beim Parken, übermäßige vom Piloten verursachte Steuermomente, die negative g-Werte verursachen, übermäßige Straßenunebenheiten während des Transports ...

Zu den Bedingungen, die gegen negative g-Konstruktionsüberlegungen verstoßen, gehören: unsachgemäß befestigte oder übermäßig abgenutzte Klappflügelbeschläge, abgenutzte oder verzogene Flügelzwickel oder zugehörige Befestigungsbeschläge, ermüdete oder schwache Schweißnähte, Korrosion ...

G-Ratings haben mit Damage Tolerance zu tun

Als Orientierungspunkt. Ermüdungsausfälle sind normalerweise beim Bruttogewicht signifikanter, und daher werden Gebrauchs- und Bruch -G-Bewertungen (vorschriftsmäßig) normalerweise beim Bruttogewicht angegeben.

Festigkeitslehre ist ein spezielles Gebiet der Wissenschaft und Technik, das Materialeigenschaften, einschließlich Ermüdung, charakterisiert. Computersimulationen können Tausende von Tests mit Variationen von Parametern durchführen, um Ermüdungsausfälle vorherzusehen, bevor sie tatsächlich in fliegenden Flugzeugen auftreten.

Ein Flugzeug kann so konstruiert werden, dass es größere negative g-Grenzwerte als positive g-Grenzwerte aufweist. Die Kosten für dieses nicht nützliche technische Merkmal wären jedoch für Kunden wahrscheinlich nicht akzeptabel. Niedrigeres Nutzgewicht, um beispielsweise die Stützstruktur mit höherem negativem g zu haben.

Wie kommt es, dass Flugzeuge mehr positive als negative g aushalten können?

Die FAA hat jedoch in langjähriger Erfahrung Standards für Mindest-G-Werte festgelegt, um die Folgen von Unfällen zu kontrollieren.

Als Beispiel siehe Teil 25 LUFTTÜCHTIGKEITSSTANDARDS: FLUGZEUGE DER TRANSPORTKATEGORIE Unterabschnitt C – Bewertung der Strukturermüdung Sec. 25.571 Schadenstoleranz und Ermüdungsbewertung von Strukturen.

http://lessonslearned.faa.gov/Comet1/25.571.pdf

und die Erkenntnisse eines A/P unter der folgenden Nachbesprechung:

https://www.faasafety.gov/files/gslac/library/documents/2011/Jul/55585/FLYING%20LESSONS%20110623.pdf

In Bezug auf die Konstruktion zur Erfüllung gesetzlicher Anforderungen ist die kumulative Wahrscheinlichkeit eines Ermüdungsversagens aufgrund negativer g kleiner als die kumulative Wahrscheinlichkeit eines Ermüdungsversagens aufgrund positiver g. Die Auslegungsgrenzen spiegeln diese Ausfälle durch Wahrscheinlichkeitsgleichungen wider, die sich auf die Wahrscheinlichkeit des Auftretens und das Ausmaß der Auswirkungen beziehen.

FAA-SYSTEMSICHERHEITSANALYSE UND -BEWERTUNG (akzeptable Methoden) http://www.faa.gov/documentLibrary/media/Advisory_Circular/AC%2023.1309-1E.pdf

Methoden zum Arbeiten mit Wahrscheinlichkeitsgleichungen: http://people.qatar.tamu.edu/shehab.ahmed/ecen_459/Lec34-37.pdf

Die in diesen Links bereitgestellten Informationen sollen zeigen, welcher Aufwand für Flugzeugkonstrukteure keine leichte Aufgabe ist. Viele tausend Ausfallarten häufen sich an, wenn alle Teile, Gelenke, menschlichen Fehler, Umwelteinflüsse und alle anderen Faktoren berücksichtigt werden, die möglicherweise Teil eines Ausfalls sind.

Wenn Sie also einen Konstrukteur fragen, wie sich die Auswirkung auf die G-Bewertung basierend auf einem bestimmten Ausfallmodus eines Teils auswirken würde, ist dies aufgrund der umfangreichen Wechselwirkungen mit dem zu berücksichtigenden Gesamtsystem keine vernünftige Frage.