Como os aviões podem suportar mais g positivos do que negativos? Ou seja, como é que os diagramas Vn não são simétricos?

As linhas começam no fator de carga zero, porque sem velocidade não há elevação. Se você se mover mais para a direita, a linha superior é determinada pelo levantamento máximo, enquanto a linha inferior é determinada pelo levantamento mínimo. Ambos têm o mesmo valor apenas para perfis aerodinâmicos simétricos - perfis aerodinâmicos regulares são otimizados para criar elevação em apenas uma direção.

Os limites máximo e máximo de fator de carga máxima do diagrama vn são determinados principalmente por cargas máximas de rajada em vôo nivelado e, nessa condição, são representados por linhas que emanam de + 1 g, de modo que a distância de + 1 g em termos de fatores de carga positivos e negativos devem ser os mesmos. Acrescente a isso que suas asas criarão aproximadamente 50% mais força até atingirem a sustentação máxima em comparação com a sustentação mínima (= máxima negativa) (os detalhes dependem do perfil aerodinâmico, é claro) e, em seguida, os limites do fator de carga serão 1 + 1.5 fator de carga de rajada $ \ cdot $ em positivo e 1 - fator de carga de rajada na direção negativa.

Por exemplo, carreguei a polar de um aerofólio supercrítico que calculei anos atrás com o ISES de Mark Drela. É o melhor que pude encontrar rapidamente - a maioria dos polares mostra apenas a elevação máxima positiva, não o limite na extremidade oposta.

Como você pode ver, o máximo de $ c_L $ é + 1.3, enquanto o mínimo de $ c_L $ é apenas -0.8.

Vejamos um caso prático: os aviões da categoria de utilidade pública devem ser certificados para + 3.8 gs e -1 g. No vôo nivelado, uma rajada vertical positiva (atualização) pode adicionar + 2.8 g. A mesma força de rajada na direção negativa (downdraft) causará uma mudança de carga de apenas -1.9 g (porque a asa travará mais cedo), que, quando adicionada ao 1 g normal em vôo nivelado, se traduzirá em um fator de carga -0.9 g . Perto o suficiente para limitar o fator de carga negativo em -1 g.

Em velocidade mais alta, a rajada não irá parar o aerofólio em nenhuma direção, e agora podemos simplesmente assumir que uma rajada produzirá uma carga positiva do fator de carga de rajada 1 + e uma carga negativa de fator de carga de rajada 1. Deixe o fator de carga da rajada ser 2.8 e seus limites serão + 3.8g e -1.8g, como no seu exemplo em 150 kts.

Até agora, examinei a lógica por trás dos limites de carga para certificação. Mas também na vida real há uma diferença entre fatores de carga positivos e negativos: a longarina da asa precisa suportar o momento de flexão devido ao levantamento menos o peso da asa. Se fosse necessário carregar as mesmas cargas aerodinâmicas nas duas direções (para cima e para baixo), o peso da asa reduziria a carga positiva total, mas aumentaria a carga negativa total. É por isso que a estrutura não pode suportar os mesmos fatores de carga em ambas as direções: Você precisa dar à asa alguma margem para suportar seu próprio peso, além das cargas aerodinâmicas.

As coisas parecem diferentes se você usar o diagrama vn dos aviões da categoria acrobática. Agora você não pode assumir prontamente que o avião só voará reto, mas você deve assumir que será atingido por uma rajada de vento enquanto voa de cabeça para baixo. Adicione a isso que o aerofólio simétrico criará a mesma elevação em ambas as direções antes de parar e seu envelope precisará ser limitado a ± 6 g, tornando o envelope simétrico.

Simplificando, é porque a aeronave está projetado para ser mais forte na direção + G. Não é necessário ser tão forte na direção -G (já que ele não experimentará altas cargas negativas de G durante as operações), portanto não foi projetado dessa maneira. Fazer isso causaria muito peso estrutural desnecessário.

Existem muitos fatores de engenharia que determinam as classificações g. O dano acumulado por fadiga de operações dominantes determina principalmente as classificações g. Ao aterrissar, isso contribui com g positivos positivos para fadiga pesada. Ao voar, as forças naturais de gravidade e turbulência (para incluir ventos fortes) contribuem para danos à fadiga. Essas tensões são sentidas em todos os sistemas de controle. Portanto, o avião foi projetado para ser mais forte em todas as suas considerações para apoiar e combater as maiores preocupações com fadiga.

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

Como os diagramas Vn não são simétricos?

Os diagramas tendem a refletir visualmente algumas das considerações de fadiga mais dominantes. As considerações de engenharia que influenciam as classificações g também são refletidas nos diagramas Vn por motivos semelhantes. Observe as mudanças bruscas de forma no diagrama Vn a seguir e suas explicações:

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

Então, por que não fortalecer tudo para ter limites g mais altos? Custo e retorno útil do investimento. Há pouca praticidade em ter uma aeronave estressada para +/- 100 g, se ela tiver pouca carga útil, for muito pesada para voar ou custar muito poucos clientes puderem comprá-la e pagar por sua operação.

Balanças em peso, custo, força ... estão em constante fluxo em todo o projeto para fornecer uma aeronave útil e acessível em geral. Classificações g iguais não são uma prioridade; no entanto, atender aos mínimos regulatórios é uma prioridade.

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

Existem condições normais e anormais nas quais um avião é estressado por g's negativos.

G's negativos normais incluem: turbulência em voo, recuperação de uma aterrissagem quilhada, calados baixos / cisalhamento do vento ... e outros limites de engenharia que são refletidos nas classificações g negativas.

G's anormais negativos incluem: caminhar ou carregar a parte superior de uma asa, acrobacias sem classificação, carga excessiva de neve estacionada, momentos de controle excessivos causados ​​por pilotos causando gs negativos, solavancos excessivos na estrada durante o transporte ...

As condições que violam as considerações negativas do projeto g incluem: ferragem de asa dobrável de fixação inadequada ou excessivamente desgastada, reforço de asa desgastado ou deformado ou ferragens de fixação relacionadas, soldagens fatigadas ou fracas, corrosão ...

As classificações G têm a ver com tolerância a danos

Como ponto de referência. As falhas de fadiga são geralmente mais significativas no peso bruto e, portanto, utilidade e final As classificações g (regulatórias) geralmente são dadas com o peso bruto.

A resistência dos materiais é uma área específica da ciência e engenharia que caracteriza as propriedades dos materiais, incluindo a fadiga. As simulações em computador podem executar milhares de testes usando variações de parâmetros para antecipar falhas de fadiga antes que elas ocorram em aeronaves voadoras.

Uma aeronave pode ser projetada para ter maiores limites g negativos do que limites positivos g; no entanto, o custo desse recurso de engenharia não útil provavelmente seria inaceitável para os clientes. Menor peso útil para ter a maior estrutura de suporte g negativa como exemplo.

Como os aviões podem suportar mais g positivos do que negativos?

No entanto, a FAA, com muitos anos de experiência, estabeleceu padrões para classificações g mínimas para ajudar a controlar os resultados de acidentes.

Como exemplo, consulte a Parte NORMAS DE AERONAVEGABILIDADE 25: AVIÕES DA CATEGORIA DE TRANSPORTE Subparte C - Avaliação de fadiga da estrutura, segundo. 25.571 Avaliação de tolerância a danos e fadiga da estrutura.

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

e os insights de uma A / P sob o seguinte relatório:

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

Em termos de engenharia para atender aos requisitos regulatórios, a probabilidade cumulativa de falha por fadiga resultante de g's negativos é menor do que as probabilidades cumulativas de falha por fadiga de gs positivos. Os limites do projeto refletem essas falhas através de equações de probabilidade que relacionam a probabilidade de ocorrência e o nível de impacto.

ANÁLISE E AVALIAÇÃO DE SEGURANÇA DO SISTEMA FAA (métodos aceitáveis) http://www.faa.gov/documentLibrary/media/Advisory_Circular/AC%2023.1309-1E.pdf

Métodos de trabalho de equações de probabilidade: http://people.qatar.tamu.edu/shehab.ahmed/ecen_459/Lec34-37.pdf

As informações fornecidas nesses links devem mostrar que o esforço envolvido não é uma tarefa pequena para os projetistas de aeronaves. Muitos milhares de modos de falha se acumulam quando todas as partes, juntas, erros humanos, ambientais e todos os outros fatores potencialmente parte de uma falha são consideradas.

Portanto, ao perguntar a um projetista qual seria o efeito na classificação g com base no modo de falha específico de uma peça, não é uma pergunta razoável a ser feita devido às extensas interações com o sistema total a ser considerado.