Dozvoljena opterećenja aviona

Glavni uzrok ovakvim udesima leži u činjenici da povećanje brzina mlaznih aviona nije popraćeno odgovarajućim relativnim povećanjem čvrstoće konstrukcije aviona. Kad ovo tvrdimo onda imamo u vidu, da učinjena greška od strane pilota mlaznih aviona na određenim režimima leta, izaziva mnogo veća preopterećenja konstrukcije aviona nego što je to slučaj kod klasičnih sporih aviona. Iz ovog proizilazi da je koeficijent sigurnosti nedovoljan da u širem dijapazonu leta kod brzih aviona obezbedi isti stepen rizika, kao i kod sporih aviona i to za sva preopterećenja nastala namernim ili slučajnim manevrom aviona. Pogrešno bi bilo shvatiti da se mlazni avioni lome kod manjih opterećenja, pošto je poznata činjenica da kod mlaznih aviona nastaje lom konstrukcije kod dvostruko većeg opterećenja nego što je slučaj kod sporih aviona. Ovo se može objasniti da kod mlaznih aviona aerodinamičke osobine i pogonska grupa omogućuju takvu mehaniku leta kod koje je moguće izazvati velika preopterećenja, a samo letenje na velikim brzinama pogoduje da tehničke i pilotske greške mnogo jače dođu do izražaja, te na taj način lako dođemo sa opterećenjem u opasnu zonu s obzirom na bezbednost letenja. Ovaj problem mogao bi se rešiti samo povećanjem koeficijenta sigurnosti i time pomeranja granice loma izvan mogućeg rizika. Znači dobili bismo smanjenje rizika. Rešenje ovog problema traži pojačanje konstrukcije aviona, a to znači povećanje težine. Povećanje težine zmaja aviona bi u potpunosti ili delimično smanjilo koristan (borbeni) teret aviona, te bi time došla u pitanje i sama namena aviona. Drugim rečima, ovakav avion ne može da se konstruiše. Poboljšanje karakteristika konstruktivnog materijala i novi tehnološki procesi mogli su samo da ublaže, a ne i da reše ovaj problem.

Iz napred rečenog proizilazi, da ukoliko želimo ostati u realnim mogućnostima za konstruisanje mlaznih aviona, moramo zadržati koeficijent sigurnosti u granicama koje nam omogućuje konstruisanje upotrebljivog aviona, a u cilju smanjenja rizika morale su se preduzeti druge moguće mere. Pooštreni su i detaljnije obrađeni propisi o konstruisanju aviona, kao i uputstva o izvođenju i kontroli novih poboljšanih tehnoloških procesa. Posebno se pažljivije i detaljnije obrađuju uputstva o ograničenjima upotrebe aviona. Ograničenja za razne režime letenja normirana su mnogo preciznije i očekuje se mnogo striktnija kontrola znanja pilota, a već su u upotrebi automatski obeleživači opterećenja aviona u zavisnosti od raznih faza letenja. U toku su opsežni istraživački radovi sa zadatkom pronalaženja uzroka i karaktera pojave zamora materijala, vezano sa višekratnim ponavljanjem opterećenja i vibracijama.

U toku života i eksploatacije aviona, na konstrukciju istog deluju razni činioci koji izazivaju unutrašnja i površinska oštećenja. Možemo nabrojati samo neka od njih kao što su: opterećenje prouzrokovano manevrom u toku letenja ili udarima vetra u vazduhu i na zemlji, opterećenje prouzrokovano vibracijama, dejstvo atmosferskih padavina u toku letenja i na zemlji, temperaturna kolebanja, vlaga i slanost okružujuće atmosfere, dejstvo sunčane svetlosti itd. Usled dejstva ovih faktora u konstrukciji aviona nastaju fizičke promene i to: trošenje pojedinih elemenata, erozija i zamor materijala, kao i hemijske promene u vidu površinske i interkristalne korozije i promene unutrašnjih hemijskih osobina usled starenja izvesnih elemenata u zavisnosti karaktera konstruktivnog materijala (guma, plastični materijal). Najvažnije je od svega da će dejstvujuća stalna, udarna i vibraciona opterećenja izazvati pored vidljivih i kontroli pristupačnih oštećenja i nevidljiva unutrašnja razaranja pojedinih elemenata aviona, koja je veoma teško kontrolisati i pratiti.

Imajući u vidu najveću bezbednost letenja, vek trajanja jednog tipa aviona određuje se na osnovu čvrstih zahteva konstruktora i proizvođača u sledećim postupcima:

• pridržavanja dozvoljenih naprezanja,

• časova letenja i preopterećenja s obzirom na zamor materijala,

• efikasnog održavanja.

Ukoliko pretpostavimo da će unutar veka trajanja biti obezbeđeno normalno održavanje, dolazi do izražaja da posebno razmatramo samo probleme dozvoljenog opterećenja i zamora materijala.

Donedavno izdržljivost konstrukcije zmaja aviona određivala se kroz statičko ispitivanje istog i određivanje veličine opterećenja do loma. U novije vreme ova ispitivanja postaju mnogo kompleksnija, te se vrše razna kombinovana opterećenja pod uslovima višekratnih opterećenja i ispitivanje na zamor cele konstrukcije. Na osnovu ovakvih ispitivanja dolazimo do potvrde tačnosti proračunatih osnovnih parametara i to:

• veličina dozvoljenog (eksploatacionog) opterećenja u granicama elastičnosti,

• veličina opterećenja do loma,

• izdržljivost na zamor konstrukcije.

Na osnovu napred rečenog ovi činioci neposredno utiču na bezbednost letenja i vek trajanja (resurs) aviona, a na isto veoma neposredno utiče pilot.

U ovom članku nećemo govoriti o svim mogućim uzrocima lomova konstrukcije aviona, već ćemo se ograničiti na razjašnjavanje veličine opterećenja i pojma koeficijenta sigurnosti letenja, kao i posledice koje nastaju ukoliko se ne poštuju data ograničenja opterećenja.

U cilju boljeg sagledavanja osnovnog problema, daćemo objašnjenje izvesnih poznatih pojmova, ali koji moraju biti veoma jasni i razumljivi svakom letaču i tehničaru da bi mogli pravilno i bezbedno održavati avion i leteti na njemu.

Prilikom projektovanja određenog tipa aviona u zavisnosti od njegovih aerodinamičkih sposobnosti i taktičke namene vrši se proučavanje svih mogućih i potrebnih opterećenja pod raznim režimima leta i na taj način dobiju se maksimalne pozitivne i negativne brojčane vrednosti dozvoljenih opterećenja. Ovo opterećenje nazivamo dozvoljeno eksploataciono opterećenje i pošto se svede na opterećenje u samom težištu aviona, obično se predstavlja vrednošću izraženo brojem (koeficijentom) preopterećenja »n« u odnosu na dozvoljenu težinu aviona »G«. Prema osnovnom uslovu čvrstoće, sama konstrukcija aviona unutar dozvoljenog opterećenja ne sme da trpi nikakve stalne deformacije, tj. treba da se kreće u granicama elastičnosti sistema cele konstrukcije zmaja aviona.

U praksi postoje izvesne teškoće da se direktnim ispitivanjem ustanovi opterećenje do tačke elastičnosti, tj. do dozvoljenog eksploatacionog opterećenja, zbog čega se ova tačka određuje posrednim putem, tj. određivanjem tačke loma (razaranja) same konstrukcije aviona. Na osnovu postavljenog uslova bezbednosti konstrukcije, opterećenje na lom mora biti veće od dozvoljenog eksploatacionog opterećenja, te imamo:

R_{z loma} > R_{z ekspl}

Samo opterećenje do loma, zbog određenog stepena sigurnosti, u cilju smanjenja rizika loma pod eksploatacionim opterećenjem je utoliko veće, ukoliko se s obzirom na kategoriju aviona, postavljaju oštriji zahtevi bezbednosti letenja imajući u vidu kompromis sa težinom aviona. Odnos između opterećenja do loma i dozvoljenog eksploatacionog opterećenja zove se koeficijent sigurnosti »f«.

gde je:

R_{z loma} - dejstvujuća rezultanta sila opterećenja kod koje dolazi do loma,

R_{z ekspl} - dejstvujuća rezultanta sile dozvoljenog eksploatacionog opterećenja (najveće dozvoljeno opterećenje),

G - ukupna težina aviona,

n_loma - koeficijent opterećenja do loma, tj. broj koji daje odnos sile opterećenja do loma i težine aviona,

n_ekspl - koeficijent eksploatacionog opterećenja, tj. broj koji nam daje odnos sile eksploatacionog opterećenja i ukupne težine aviona.

U praksi se koeficijent »n« često izražava u jedinicama gravitacije »g« pošto je:

R_{z loma} = n_loma · G = n_loma · m · g 

ili

R_{z ekspl} = n_ekspl · G = n_ekspl · m · g

gde je »m« masa jednog aviona konstantna veličina za određeni režim težine aviona. Iz ovog proizilazi da nam broj »n« izražen u »g« daje odnos opterećenja u odnosu težine aviona (G = m · g).

Dozvoljeno eksploataciono opterećenje kod lovačkih aviona (koji nas ovde najviše interesuju) je n_ekspl = 7,3 do 8,6 g, tj. u eksploataciji aviona dozvoljava se opterećenje konstrukcije u granicama elastičnosti za 7,3 do 8,6 puta veće od ukupne težine aviona.

Koeficijent sigurnosti »f« za lovačke avione je obično oko 1,5.

Prema tome, lom konstrukcije kod lovačkih aviona nastaje kod:

n_loma = f · n_ekspl

n_loma = 1,5 · 7,3 do 8,6 = 10,95 do 12,9 g,

R_{z loma} = 1,5 · 7,3 do 8,6 G = 10,95 do 12,9 · težina aviona.

Proračunom se određuju i dozvoljena negativna opterećenja koja su oko 50% vrednosti dozvoljenih pozitivnih opterećenja ili u ovom slučaju imamo:

-n_ekspl = -3,6 do -4,3 g

 ili

-n_loma = -5,4 do -6,4 g.

Određivanje sile statičkog opterećenja do loma zmaja aviona je jedno od najvažnijih ispitivanja konstrukcije aviona, pošto na osnovu praćenja rada pojedinih elemenata i cele konstrukcije pri ispitivanju možemo utvrditi pravilnost proračuna i definitivno potvrditi koeficijente opterećenja »n« i koeficijent sigurnosti »f«.

Koeficijent sigurnosti »f« je proizvod niza sastavnih koeficijenata koji su funkcija raznih uticaja, tako da imamo:

f = f₁ · f₂ · f₃. . . f_n

Osnovni sastavni koeficijent je »f₁« koji predstavlja odnos izdržljivosti materijala između najvećeg opterećenja i opterećenja do granice elastičnosti (proporcionalnosti).

Ostali sastavni koeficijenti f₂, f₃,... f_n koeficijenta sigurnosti »f« predstavljaju uticaj kao što je višekratno opterećenje (zamor), tehnologija izrade, kvalitet konstruisanja, kvalitet materijala, stepen dobrote proračuna, predviđeni amortizacioni resurs itd.

Koeficijent sigurnosti za razne elemente konstrukcije jednog tipa aviona može biti različit (u zavisnosti od važnosti elemenata i sklopova), ali ne može biti manji od koeficijenta sigurnosti cele konstrukcije aviona.

Sve ovo do sada rečeno razmatrali smo s obzirom na jednokratno opterećenje, ali ceo se problem postavlja drugojačije ako razmatramo izdržljivost konstrukcije s obzirom na višekratno ponavljanje opterećenja. Tada je potrebno da posebno razmotrimo ponašanje koeficijenta preopterećenja »k« koji nam karakterizira stepen preopterećenja u toku ponovljenih opterećenja u odnosu sile jednokratnog preopterećenja do loma i tada imamo:

Kod višekratnih ponovljenih opterećenja dolazi do unutrašnjih promena odnosa kristala materijala, tj. dolazi do zamora materijala, što prouzrokuje da dođe do loma materijala kod manjeg opterećenja, nego što je opterećenje do loma kod jednokratnog opterećenja. Zamor materijala zavisi od veličine dejstvujuće sile (opterećenja), i od broja ponovljenih ciklusa, odnosno svakoj veličini sile opterećenja odgovara određeni broj ciklusa ponovljenih opterećenja kod kojeg dolazi do loma konstrukcije.

Slika 1. Dijagram promene koeficijenta preopterećenja »k« u zavisnosti broja ciklusa ponovljenih opterećenja

U osnovi možemo reći (slika 1) da je mogući broj ponovljenih opterećenja tim veći što je koeficijent »k« manji, tj. kad deluje što manja ponavljajuća sila i da je linija promene koeficijenta »k« skoro paralelna apscisi i tada je vrednost sile opterećenja između 20-25% ukupne vrednosti sile opterećenja loma. Ovo znači, da kad imamo n_ekspl=8 g, tada kod f=1,5 imamo da je n_loma=12 g, što znači da do granice n=2,4 do 3 g imamo najmanje zamora materijala i da je letenje u tim granicama. najbezbednije i omogućuje da avion izdrži najveći resurs. Broj mogućih ponovljenih opterećenja približava se jedinici kad je ponovljena sila ravna sili loma, što proizlazi iz logike samog problema, tj. kad se desi lom, nema više ponavljanja opterećenja. Iz dijagrama je takođe veoma jasno, da u gornjim granicama opterećenja imamo relativno mali broj dozvoljenih ponovljenih opterećenja, što znači da ukoliko nekontrolisano izazovemo ma i najmanje preopterećenje iznad dozvoljenog eksploatacionog opterećenja, tada smanjujemo rezervu mogućih ponavljanja opterećenja u tome dijapazonu, te time izazivajući zamor materijala stvaramo potencijalnu mogućnost da dođe do loma aviona. Ovaj momenat treba posebno potcrtati, pošto mnogi piloti greškom izazovu preopterećenja aviona i pošto se ništa nije desilo, ne shvataju zbog čega onda toliko ograničenja i zabrana, zaboravljajući na zamor materijala, kao i na činjenicu da se na avionu smanjila bezbednost i povećan rizik loma.

U praksi se često događa da se u toku intenzivne upotrebe aviona pri dozvoljenom eksploatacionom opterećenju, pojave deformacije pojedinih elemenata (skriveni zamor, slabi proračuni itd.). Ovo se normalno ispravlja putem pojačanja (modifikacija) sa ciljem da se takvi avioni osposobe za upotrebu u granicama normalno dozvoljenih opterećenja i propisanog koeficijenta sigurnosti. Ukoliko takve deformacije traže jače zahvate u konstrukciji, tada se obično donosi odluka da se zadrži propisani koeficijent sigurnosti, a da se smanji dozvoljeno eksploataciono opterećenje. Ovo smanjenje ne može ići niže od dozvoljenog opterećenja pri izvršenju borbenog zadatka pri upotrebi ubojnih sredstava. Ova ograničenja će ipak zahtevati izvesna ograničenja u brzinama, elementima manevra itd.

U ovakvim slučajevima je moguće da se kod lovačkih aviona smanji koeficijent dozvoljenog opterećenja, npr., od 8 g na 4-5 g, što je još uvek u granicama da i tada taj tip lovačkog aviona zadrži upotrebljive taktičke osobine, pošto ionako izvesni delikatni uređaji, kao što je radar-nišan sa ugrađenim žiro-elementima, imaju ograničenja oko 4 g, a i samo gađanje dirigovanim raketama (zbog deflekcije i žiro-uređaja) takođe se može izvršiti samo ispod napred date vrednosti.

Iz ove napomene vidimo da se kod modernih lovačkih aviona u momentu borbene primene traže relativno mala opterećenja i da je svako preopterećenje u ovoj fazi leta ne samo štetno, već i potpuno nepotrebno.

Jedno tipično ograničenje opterećenja kao funkcija brzine, manevra i visine prikazano je na slici 2.

Slika 2. Tipičan dijagram dozvoljenih opterećenja aviona u težini i konfiguracije osnovne namene

Iz dijagrama se vidi odnos pozitivnih i negativnih opterećenja prema brzinama aviona po brzinomeru, kao i opasne zone u kojima se pojavljuje vrtloženje ili nisu izvršena ispitivanja iz bojazni od vrtložnih udara i mogućnosti loma zbog zamora materijala. Posebno su istaknuta ograničenja s obzirom na visine.

Tipična tablica ograničenja opterećenja izgleda:

Iz ove tabele se vidi da se osnovno opterećenje od 8 g dozvoljava samo kod aviona čiste konfiguracije bez spoljnjeg tereta i to samo za simetrične manevre. Za nesimetrične manevre dozvoljeno opterećenje smanjuje se za preko 30%. Dalje se vidi da se sa povećanjem težine i sa spoljnjim teretom takođe drastično smanjuje dozvoljeno opterećenje, a da je dozvoljeno negativno opterećenje -2 do -3 g.

Tablica naglašava preciznost pridržavanja ograničenja, pošto pojedina ograničenja daje u stotinkama vrednosti »g«. 

Prema ranije postavljenoj definiciji o eksploatacionim opterećenjima u blizini granice elastičnosti materijala, kao i iz definicije koeficijenta preopterećenja (zamora materijala), vidimo da su vek trajanja i izdržljivost aviona u uskoj zavisnosti.

Koeficijent sigurnosti ograničava težinu aviona određene namene, a zamor materijala nam ograničava amortizacioni resurs aviona. Ovo možemo iskazati drugojačije i to da kod poznatog srednjeg godišnjeg naleta ograničavamo vek upotrebe aviona. Na primer, ako nam zamor materijala kod lovačkog aviona omogućuje amortizacioni resurs od oko 4.000 časova, uzmimo 25% smanjenja zbog rizika, tj. dobijamo resurs od 3.000 časova i kod prosečnog godišnjeg naleta od 300 časova, dobijamo da je vek aviona 10 godina.

Iz svega napred rečenog moglo se jasno uočiti da je ključ bezbednosti letenja, s obzirom na konstrukciju i vek trajanja aviona, u rukama pilota i da se sve svodi na pridržavanje propisanih ograničenja opterećenja. Polazeći od ove činjenice, a imajući u vidu da i sama upotreba oružja traži određena ograničenja koja su niža od ograničenja opterećenja konstrukcije, postaje jasno da se svako preopterećenje može izbeći. Prilikom svakog izvršenja zadatka pilot će na pripremi posebno obraditi potrebne manevre i prema određenim tablicama pronaći odgovarajuća opterećenja. Ukoliko mu pri analizi potrebnih manevara dolazi do visokih opterećenja, tada će izvršiti korekciju određenih parametara manevra i opterećenja i iste svesti na takvu vrednost koja će mu omogućiti da raspolaže izvesnom rezervom. U planiranju obuke i borbenog zadatka parametri za njihovo izvršenje moraju biti postavljeni tako da ne traže da pilot mora preduzeti takav manevar koji bi izazvao preopterećenje aviona. Povećana brzina cilja može izazvati izmenu metodike napada ili taktike prilaženja neprijatelju, ali nikad to rešavati manevrom koji bi doveo pilota i avion u područje loma ili naglog zamora materijala. Pogrešno je misliti da će u ratu biti ublažena ograničenja opterećenja, jer bi to izazvalo nepotrebne gubitke pilota zbog svojih vlastitih grešaka.

U zaključku moglo bi se još jednom istaći sledeće:

• mora se biti veoma oprezan sa opterećenjima u blizini gornje granice eksploatacionog opterećenja,

• da u višim domenima opterećenja imamo ograničen broj ponavljanja opterećenja i da svako preopterećenje ogromno povećava rizik loma aviona,

• zadatak se mora korigovati mogućem manevru aviona, a manevar dozvoljenom opterećenju,

• da su uputom precizirana ograničenja koja se kreću oko vrednosti 7,33 do 8 g ili -3 g, a da praktično nema potrebe da opterećenja budu veća od oko +4,5 g ili -2,5 g.