Перейти к содержанию
АХТУБИНСК городской форум
Авторизация  
adm

ТЕМА 2.

Рекомендуемые сообщения

ТЕМА 2. ФАКТОРЫ, ВЛИЯЮЩИЕ НА ПРОЧНОСТЬ

2.1 . Нагрузки, действующие на самолет.

При расчете и оценке в испытаниях на прочность рассматриваются силы, действующие на ЛА на всех этапах эксплуатации в полете и на земле.

В полете на ЛА действуют следующие основные силы (рис. 2.1):

аэродинамические: Y- подъемная сила, Q – лобовое сопротивление, Z – боковая сила;

тяги двигателей Р;

тяжести самолета G= mg, где m- масса самолета;

инерции по осям, например, скоростной системы координат mjn, mj , mjz, где индексами обозначены нормальное, тангенциальное и боковое ускорения соответственно.

Рис.2.1. Основные силы, нагружающие конструкцию ЛА в полете (плоскость симметрии)

Самолёт будет находиться в равновесии, если, согласно принципу Даламбера, сумма всех сил будет равна нулю. Обычно эти силы делятся на две группы: поверхностные и массовые. Например, в плоскости симметрии:

поверхностные силы:

,

массовые силы:

,

или =G ,

где - общая перегрузка.

.

Аналогично можно записать равенство сил и для некоторого агрегата, установленного на борту самолета. При этом рассматриваются реакции в местах их крепления от всех сил и моментов (изгибающего и крутящего).

На земле на самолет действуют следующие основные силы (рис. 2.2):

при стоянке:

- аэродинамические силы на поверхности самолета (от ветра);

- сила тяжести самолета;

- силы реакции опор самолета.

Рис. 2.2. Схема сил, действующих на ЛА на стоянке (боковая проекция)

В вертикальной плоскости баланс сил можно записать

При движении самолета по земле к рассмотренным параметрам добавляют силу тяги двигателя P, силу трения качения колес или торможения Rторм и инерционные силы mj

mj+P+Rторм

В общем случае в полете и на земле также действуют боковые силы Z, силы реакции Rz, силы инерции mjz.

Рис. 2.3. Схема сил, действующих на ЛА на стоянке (фронтальная проекция)

Кроме перечисленных основных сил конструкция испытывает воздействия:

нагрева, что вызывает повышение напряжения, или изменения свойств материала;

повторяющихся нагрузок, что с течением времени изменяет прочность материала;

явлений аэроупругости, т.е. дополнительных нагрузок, обусловленных взаимодействием аэродинамических, инерционных и упругих сил элементов конструкции (флаттер, дивергенция, реверс).

При рассмотрении сил, действующих на определенные агрегаты (крыло, оперенье) рассматривают так же пары сил от моментов.

Все перечисленные силы создаются от следующих видов нагрузки:

сосредоточенных, т.е. приложенных в одной или нескольких отдельных точках

Рэ = R или Рэ = kR,

где k – доля приходящейся на данную точку нагрузки;

распределенных (по площади) или погонных (по длине) видов нагрузки, например:

,

где S – площадь поверхности;

b – хорда (ширина поверхности), текущая.

2.2. Расчетный скоростной напор

Самолет может управляться и уравновешиваться в воздушном потоке только при наличии скоростного напора определенной величины, например, для горизонтального полета

G = Y, а Y = cyqS.

С другой стороны все аэродинамические силы, действующие на самолет, возникают благодаря скоростному напору

Pa = cqS.

При расчетах все аэродинамические силы стремятся свести к трем типам:

подъемная сила

Y = cyqS. ,

лобовое сопротивление

Q = cxqS.,

местная нагрузка (при полном торможении потока)

q = 0.5(p – ph),

где p и ph - давления на поверхности и атмосферное давление,

p – ph – избыточное давление.

Из этих выражений следует, что величина аэродинамической силы прямо пропорциональна величине скоростного напора (рис. 2.4).

C изменением величины скоростного напора q и при действии рулевыми поверхностями во время управления ЛА меняются углы атаки и скольжения, что меняет картину распределения давления по хорде. При достижении сверхзвуковых скоростей резко меняется вся картина обтекания элементов конструкции. Все это приводит к перераспределению нагрузок, как по их хорде (рис. 2.5), так и по их размаху крыла.

Поэтому при превышении числа М 0.7 при продувках требуется получение закона распределения нагрузки больше рассмотренного на величину М = 0.05.

Рис. 2.5. Изменение распределения нагрузки по хорде крыла

По причине роста нагрузок с увеличением скоростного напора их ограничивают:

- подъемную силу - сверху, т.е. по максимальной нагрузке на крыло, что в полете ограничивается максимальной величиной нормальной перегрузки (летчик не должен превышать заданные в РЛЭ значения);

- местную нагрузку - справа , т.е. по предельному скоростному напору , что на самолете ограничивается приборной скоростью (по РЛЭ).

Для ряда расчетных случаев нагружения (для крыла обязательно) величины , , cy max определены нормативными документами (НТД, АП, ОТТ).

Влияние высоты полета на скоростной напор q легко проследить по формулам:

q = 0.5ρV2, q = 0.5ρ(aM)2, q = 0.7pM2,

где ρ и p – плотность и давление воздуха соответственно.

Нормами определено, что величину аэродинамической нагрузки и ее распределение по различным частям самолёта следует определить по материалам испытаний и моделей данного самолёта в аэродинамических трубах.

Эти испытания должны проводиться при различных углах атаки и скольжения , при отклонении рулей и механизации так, чтобы охватить весь диапазон изменений углов рассмотренных в данном случае нагружения. При отсутствии таких материалов разрешается определить величину аэродинамической нагрузки по материалам испытаний образцов, близких к рассматриваемым, или на основе соответствующих расчетов. При расчетных нагрузках, в частности для крыла, величины скоростного напора вычисляются, в зависимости от расчетного случая по формуле

,

где - отношение расчетных значений перегрузки и коэффициента подъемной силы (как правило, одно из них или оба предельные). Используется решение формул:

n G = Y, а Y = cyqS

для вывода из них зависимостей скоростного напора или коэффициента силы, или перегрузки от других предельных величин.

Предельные значения скоростного напора находятся через предельные скорости (числа Маха)

= .

Для удобства летчика предельно допустимые в эксплуатации скорости полета обычно устанавливаются по приборной скорости Vпр. Но в расчетах аэродинамических нагрузок берется только индикаторная скорость Vi.

Vi = Vпр+δVсж+δVаэр.

Различие между индикаторной и приборной скоростями за счет поправки на сжимаемость δVсж обычно идет в запас прочности, так как она меньше нуля.

Для оценки аэродинамических нагрузок используется термин динамический (скоростной) напор q, который связан со скоростью следующей зависимостью:

Н/м2,

где: - плотность воздуха на текущей высоте Н;

- плотность воздуха у земли;

Vi – скорость, в м/с.

Прочность агрегатов самолета рассчитывается для всех эксплуатационных высот и скоростей полета. При этом вводятся следующие максимальные скорости полета:

Vmax max- максимальная скорость полета, преднамеренное превышение которой в эксплуатации не допускается (для ЛА всех классов);

Vн.м- максимальная скорость полета на маршруте (в установившемся горизонтальном полете, при наборе высоты и при снижении; для самолетов первоначального обучения и для самолетов классов Б и В);

Vмакс.пил - максимальная скорость, на которой разрешен высший пилотаж (для пилотажных самолетов);

- максимальная разрешенная скорость полета ЛА при выпущенных закрылках (предкрылках) отклоненных на угол δ;

Vмакс.в.у.ш- максимальная скорость полета, при которой могут производиться уборка и выпуск шасси;

Vмакс.ш - максимальная скорость, при которой может производиться полет ЛА с выпущенными шасси;

Vмакс г.л - максимальная скорость полета, при которой может производиться полет ЛА с открытым грузовым люком.

Эти скорости устанавливаются главным конструктором ЛА, согласовываются с заказчиком и заносятся в инструкцию экипажу (летчику) ЛА.

Скорость Vмакс.макс выбирается с учетом условий боевого применения самолета. В частности, должны быть определены скорости, необходимые для выполнения маневров, предусмотренных тактическим назначением самолета, рассмотрены условия аварийного снижения самолета, встречи самолета со значительными атмосферными возмущениями - продольными и вертикальными порывами большой интенсивности, струйными течениями и т.п.

Предельные скорости, принимаемые для расчета ЛА на прочность, как правило, выше тех, что устанавливаются для массовой эксплуатации. В этом случае величину запасов по скорости определяют исходя из особенностей самолета.

Предельные значения скорости и числа Маха определены «Нормами» (табл. 2.1).

Таблица 2.1.

Предельные значения скорости и числа Маха

Предельные допустимые скорости ( )

Маневренные Ограничено маневренные

и неманевренные

начального обучения пилотажные

Vмакс.макс 1,6Vн.м

1,25 Vмакс.пил Vн.м +50 км/ч

Мн.м +0,05

- максимальные величины скоростного напора, скорости или числа , превышение которых в эксплуатации не допускается.

Эксплуатационные скорости ограничивается либо скоростью Vн.м, либо скоростью, на которой возможен высший пилотаж Vмакс.пил. Эксплуатационные скорости указываются в РЛЭ типа ЛА, где скорости везде индикаторные.

Кроме ограничений скорости из условий местной и общей прочности, при проектировании сверхзвуковых самолетов, основными параметрами являются допустимые температуры аэродинамического нагрева конструкции. В этом случае предельное число М устанавливается в зависимости от материала конструкции, условий теплопередачи и времени пребывания на предельном режиме.

2.3. Расчетные перегрузки

Перегрузка - отношение результирующей силы (сумма силы тяги и аэродинамической силы ) к произведению массы самолёта на ускорение свободного падения - весу самолета

.

Или иначе, под перегрузкой понимается отношение внешних (поверхностных) сил, действующих на летательный аппарат, к его весу. Внешние силы выражаются в виде аэродинамических и инерционных сил, а также в виде реакции земли для условий разбега, приземления и пробега. Перегрузка рассматривается по осям связанной (скоростной) системы координат:

- нормальная перегрузка (нормальная скоростная) ;

- продольная - nx (тангенциальная) ;

- поперечная (боковая) - , так, что

Перегрузки при расчете ЛА на прочность имеют большое значение, так как в первом приближении напряженное состояние конструкции ЛА пропорционально перегрузке. Для каждого класса самолетов, с учетом назначения, полетного веса и скорости полета задаются величины предельных эксплуатационных перегрузок.

Изменение перегрузки зависит от изменения подъемной силы самолета. Если оно произошло по воле летчика при его воздействии на органы управления, то такая перегрузка называется маневренной. Если изменение состоялось от воздействия на ЛА воздушных потоков атмосферы - перегрузкой при полете в неспокойном воздухе, т.е. от турбулентности атмосферы (вертикальные порывы), болтанка. При посадке, взлете и движении по аэродрому перегрузки вызываются вертикальной составляющей скорости и неровностью покрытия ВПП и при маневре.

При вертикальном маневре перегрузка ny равна отношению подъемной силы самолета Y к его весу G

.

В полетных случаях нагружения (полетная или маневренная конфигурация) устанавливаются следующие максимальные и минимальные нормальные перегрузки в центре тяжести ЛА:

-максимальная маневренная эксплуатационная перегрузка;

- минимальная маневренная эксплуатационная перегрузка;

-максимальная эксплуатационная перегрузка при полете в неспокойном воздухе;

- минимальная эксплуатационная перегрузка при полете в неспокойном воздухе.

В полетных случаях нагружения с выпущенной взлетно-посадочной механизацией устанавливаются максимальная и минимальная маневренные перегрузки в центре тяжести ЛА и

Указания по определению , , , , и приводятся в специальных требованиях «Норм прочности».

Максимальная эксплуатационная перегрузка указывается в РЛЭ - это наибольшее по прочности значение нормальной перегрузки в центре тяжести ЛА при маневре, определяемая в связной системе координат при рассматриваемой полетной массе и конфигурации самолёта.

Максимальная маневренная перегрузка задается заказчиком, или устанавливается "Нормами" (табл. 2.2). Перегрузка при полете в неспокойном воздухе (созданная "природой" – турбулентностью атмосферы) также определена «Нормами» (порядок расчета и значения вертикальных скоростей порывов воздуха).

"Нормы" устанавливают для них либо предельные значения перегрузок, либо порядок их определения (формулы, условия и константы).

Например, при полете в неспокойном воздухе перегрузка определяется следующим образом:

, где ;

;

;

;

где - длина участка нарастания порыва – принимается равной 30 м,

- эффективная индикаторная скорость вертикального порыва, задается "Нормами".

Таблица 2.2

Предельные перегрузки

Класс Маневренные Ограничено маневренные Неманевренные

m (тонны)

ny начального обучения пилотажные

m0 60 т

от 5 до 8 от 5 до nyТТЗ от 3.5 до 5

от 2.3. до следующих значений:

3.8

2.5 2.3

-2.5…

от – 2.5. до -6 -1.65 -1

При определении предельной перегрузки (рис. 2.6) проверяется ее значение по коэффициенту силы , т.е.

во всех расчетных условиях .

Если агрегат или человек находится в центре масс ЛА, то на них действует нагрузка, вызванная искривлением траектории полета, т.е. центробежными силами и ускорением силы тяжести

,

где - угол наклона траектории;

- радиус кривизны траектории;

- истинная скорость полета.

Если человек находится вне центра масс (рис.2.7), то в зависимости от направления ускорения вращения и расстояния от центра масс по длине ЛА перегрузка будет больше, или меньше на величину перегрузки

,

.

Это необходимо учитывать особенно при компоновке и выборе места кабин у пилотажных самолетов. Например, в вертикальной плоскости приращение перегрузки может составлять =1.5..2 ед.

Длительные высокие перегрузки трудно переносятся человеком (тяжесть, кровь, голова). Так, при времени действия нормальной перегрузки:

3с предельные значения составят - ny max = 8,

ny min = - 4;

10 c - ny max = 5…6 ед.

Высотно-компенсирующий костюм прибавляет летчику выносливости -20…30% по предельной перегрузке.

В 2 раза повышается выносливость летчика при действии перегрузки в направлении "спина - грудь", по сравнению с направлением "голова - ноги". Поэтому у маневренных самолетов спинку кресла наклоняют. Например, у самолета F-16 кресло сделано наклоненным под углом 300 к вертикали.

В невесомости, как частный случай, перегрузка отсутствует – ny=0 и сил не создает.

2.4. Эксплуатационные и расчетные массы

В качестве расчетных масс используют варианты взлетной m0, полетной m, и посадочной mпос масс, которые определяются в соответствии с требованиями «Норм». Применяется следующая терминология, изложенная в «Нормах», по отношению к эксплуатационным массам ЛА.

Максимальная взлетная масса - наибольшая взлетая масса ЛА, допускаемая в основных и дополнительных вариантах применения ЛА, с учетом ограничений, обусловленных прочностью, аэродинамикой, безопасностью взлета и последующего полета, при взлете в заданных для этой массы условиях базирования.

Предельная взлетная масса - наибольшая взлетная масса ЛА, допускаемая для ограниченного количества полетов, в том числе в особый период, с введением дополнительных ограничений на условия эксплуатации и режимы полета.

Полетная масса m - масса ЛА в полете (от момента начала движении при взлете до момента покидания ВПП при посадке).

Максимальная полетная масса - наибольшая полетная масса, допускаемая без ограничений на количество полетов в основных и дополнительных вариантах применения с учетом дозаправки или дозагрузки в полете и ограничений по прочности, аэродинамике и безопасности полета.

Предельная полетная масса - наибольшая полетная масса ЛА, допускаемая для ограниченного количества полетов, в том числе в особый период, с учетом дозаправки или дозагрузки в полете с введением дополнительных ограничений на условия эксплуатации и режимы полета.

Посадочная масса - полетная масса ЛА в момент касания ВПП при посадке.

Нормальная посадочная масса - наибольшая из посадочных масс ЛА, допустимых без ограничений на количество посадок во всех основных вариантах применения ЛА.

Предельная посадочная масса - наибольшая посадочная масса ЛА, допустимая в отдельных случаях; посадки с этой массой не должны превышать определенного количества посадок, устанавливаемого Нормами прочности. Эта масса не должна превышать предельную посадочную массу, принимаемую в расчетах конструкции ЛА на прочность.

Расчетная взлетная, расчетная полетная и расчетная посадочная массы ЛА для обеспечения и проверки его прочности определяются в соответствии с требованиями действующих «Норм прочности».

Расчетные массы. При определении максимальной подъемной силы, действующей на крыло ЛА, необходимо знать соответствующую величину расчетной полетной массы ЛА

.

Учитывая, что масса самолета в течении полета изменяется от взлетной до посадочной, максимальное значение силы Yкр, следовало бы определять как наибольшее значение в функции расчетной массы. Однако в «Нормах прочности» для упрощения расчетов вводится некоторый диапазон расчетных масс.

В табл. 2.3 указаны примеры для некоторых типов самолета диапазонов расчетных полетных масс, в соответствии с которыми производится проверка прочности в полетных случаях нагружения.

В таблице обозначено:

mвзл - расчетная взлетная масса самолета, устанавливаемая главным конструктором. (эта масса должна быть не меньше наибольшей массы самолета в начале разбега для основного варианта назначения заданного в ТТЗ);

m-20, m-40, m-95- расчетная взлетная масса самолета, за вычетом 20, 40, 95 процентов массы топлива соответственно.

Если имеется несколько основных вариантов применения ЛА, отличающихся соотношением между массами грузов (подвешиваемых объектов) и топлива или расположением грузов (подвешиваемых объектов), проверка прочности в полетных случаях нагружения производится для всех основных вариантов.

Таблица 2.3

Диапазон расчетных полетных масс

№ типа

Название типа ЛА

Класс

Группа

Расчетная полетная масса

1

Пилотажный самолет

А

I

mвзл

2

Истребитель

А

II

m-20

3

Штурмовик

А

III

m-20

4

Бомбардировщик

Б

В -

- От m-40 до m-95

mвзл

При установке на самолет грузов (подвешиваемых объектов), не предусмотренных основными вариантами применения или при изменении назначения ЛА, проверка прочности и полетных случаях нагружения проводится в соответствии с указанным в ТТЗ новым местом ЛА в классификации для данного варианта применения. Если в ТТЗ место ЛА не указано, то оно определяется главным конструктором и согласовывается с ЦАГИ и заказчиком.

Если перед ЛА какого-либо типа (см. таблицу) ставятся в ТТЗ задачи, отличающиеся от обычных, применяемых для данного типа ЛА, то в ТТЗ должны быть приведены класс и группа ЛА, а также даны указании относительно выбора расчетной полетной массы.

При наличии дозаправки топливом в полете, значение расчетной полетной массы согласовывается с ЦАГИ и заказчиком.

Проверка прочности самолета на наземных режимах эксплуатации (разбег, пробег, посадка, руление) производится при максимальной взлетной, расчетной посадочной и предельной посадочной массе, определяемых следующим образом.

Максимальная взлетная масса mвзл.макс устанавливается главным конструктором. Ее назначение должно быть равно наибольшей массе самолета (в начале разбега) при всех предусмотренных вариантах загрузки самолета топливом, грузами и т.д. Расчетная посадочная масса mпос устанавливается главным конструктором или в ТТЗ.

Предельная посадочная масса mпос.пред. (масса самолета, превышение которой при посадке не допускается) принимается не менее максимальной взлетной массы за вычетом массы подвесных баков и горючего в них, массы топлива во внутренних баках, расходуемого и сливаемого за один круг, и массы сбрасываемых грузов (подвешенных объектов), если аварийный слив топлива и сброс грузов предусмотрены в РЛЭ.

Кроме того, если в ТТЗ предусмотрена эксплуатации самолета с грунтовых аэродромов, то главным конструктором по согласованию с ЦАГИ и заказчиком устанавливается максимальная взлетная (mвзл.макс.гр), расчетная посадочная (mпос.гр) и предельная посадочная (mпос.пред.гр) массы.

В РЛЭ заносятся указанные массы (mвзл.макс, mпос, mпос.пред) и даются указания о правилах посадки (обычно посадки должны производиться с массой, не превышающей расчетной посадочной массы mпос).

Посадки с массой более mпос должны составлять не более 10%, а с массой гораздо более mпос (например, 1,5mпос) – не более 3% всего числа посадок. Посадки с массой, превышающей 1,5 mпос, вплоть до предельной mпос.пред, если

mпос.пред >1,5 mпос,

могут производиться только в исключительных случаях при повышенном внимании летчика.

Для самолетов - амфибий (гидросамолетов) в РЛЭ также указываются максимальная взлетная (mвзл.макс) и расчетная посадочная (mпос) массы для взлета и посадки на воду и условия, при которых разрешается ограниченное число посадок с массой, превышающей mпос. Эти условия и число таких посадок должно быть согласовано с ЦАГИ и заказчиком.

2.5. Учет нагрева

Собственно нагрев не создает нагрузок, он изменяет механические свойства материала:

- снижает придел прочности;

- вызывает дополнительные напряжения при неравномерном прогреве, или в условиях, стесняющих расширение материала.

Прочность конструкции при нагреве определяется двумя характеристиками: эксплуатационной нагрузкой и эксплуатационной температурой, а также продолжительностью совместного их воздействия, при котором происходит разрушение конструкции.

При кратковременном нагружении, условия прочности определяются следующим образом:

;

,

где и - коэффициенты безопасности по нагрузке и температуре (задаются «Нормами»);

и - разрушающая нагрузка при эксплуатационной температуре и разрушающая температура при эксплуатационной нагрузке. Определяются они по зависимостям Р=Р(Т) для кратковременного и для длительного нагружения.

Расчетное время действия нагрузок и температур оценивается:

,

здесь - коэффициент продолжительности полета с нагревом; для гражданских ЛА: = 0,7…0,9;

- срок службы ЛА.

Учет ползучести материала при нагреве определяется допустимой относительной деформацией, как и для «холодных» материалов

.

Температура восстановления (пограничного слоя) при полном торможении воздушного сверхзвукового потока может быть рассчитана по формуле

Тг = ТН(1+0,2rM2),

где r = 0.85 – для ламинарного пограничного слоя или 0.9 – для турбулентного.

2.6. Повторяемость нагрузок

При многократном нагружении прочность конструкции уменьшается. Выносливость конструкции от повторяющихся нагрузок определяется по результатам испытаний частей ЛА:

- крыло с механизацией;

- оперенье с рулевыми поверхностями;

- фюзеляж с гермокабиной и остеклением;

- шасси, в том числе колеса и тормоза;

- система управления самолетом;

- установка под двигатели;

По результатам испытаний назначается допустимая наработка:

,

где tсред - средний срок службы установленный расчетом, или испытаниями образца

коэффициент надежности, учитывающий согласно «Норм» следующие аспекты:

>1

- полноту программы испытаний (1..1,5);

- степень опасности разрушения (1…1,2);

- достоверность данных о повторяющихся нагрузках (1…2);

- разброс свойств выносливости конструкции (3…5).

Как видно из значений коэффициентов – чем меньше имеется априорной информации об исследуемых образцах, тем больше запас, а значит больше и их масса.

2.7. Флаттер, дивергенция, реверс, шимми

Флаттер - самовозбуждающиеся упругие колзабавния консолей под действием аэродинамических и массовых сил при одновременном:

1) изгибе и закручивании ( Y и ) - изгибно-крутильный флаттер (рис. 2.8);

2) изгибе и отклонении элеронов ( Y и ( )) - изгибно-элеронный флаттер;

3) изгибе фюзеляжа и отклонении либо руля высоты, либо руля направления ( , ) -изгибно-рулевой флаттер;

4) изгибе, закручивании фюзеляжа и отклонении рулей ( ) - изгибно-крутильно рулевой флаттер.

Изгибно-крутильный флаттер

Рис. 2.8. Схема сил при флаттере

При флаттере энергия, необходимая для колзабавний крыла берется из воздушного потока за счет изменения угла атаки вследствие малой жесткости на кручении и отрицательной величины - ( ).

Для борьбы с этим явлением (рис. 2.9) повышают жесткость конструкции и стремятся совместить линии фокусов и центров тяжести крыла (применение и размещение различных грузов в передней части сечения крыла).

Рис. 2.9. Меры борьбы с флаттером

Изгибно-элеронный флаттер

Картина развития этого вида флаттера аналогична изгибно-круильному (рис. 2.10). Приращение на законцовке крыла возникает за счет самопроизвольного отклонения элеронов, центр масс которых смещен назад относительно оси

навески элерона. При случайном движении конца крыла вверх элерон под действием сил инерции (тормозит) отклоняется вниз, увеличивает угол атаки и

поддерживает движение крыла, раскачивает его.

Для борьбы с элеронным и другими рулевыми флаттерами центр тяжести рулевых поверхностей смещают вперед (рис.2.11), а узел навески - назад, делают короткими и жесткими тяги между гидроприводом и элероном (устанавливают гидроусилители в непосредственной близости от рулевых поверхностей), устраняют люфты в этой части проводки.

В рулевых флаттерах (изгибно-рулевой флаттер, изгибно-крутильный рулевой флаттер) осуществляется изгиб фюзеляжа, а колзабавния поддерживаются за счет отклонения руля высоты аналогично элеронному флаттеру (рис. 2.12). При этом к колзабавниям рулевых поверхностей и поверхностей оперения добавляются колзабавния фюзеляжа, усугуКак я вас всех люблю! процесс развития флаттера.Дивергенция - это статическая неустойчивость конструкции за счет закручивания крыла аэродинамическими

и упругими Fж силами.

Если фокус находится впереди центра жесткости (рис. 2.13), то аэродинамические силы стремятся увеличить угол атаки, что приводит к увеличению аэродинамических сил. И так – до разрушения конструкции.

Основными мерами борьбы с дивергенцией являются повышение жесткости конструкции и сближение центра жесткости и фокуса крыла (оперения).

Рис. 2.13. Изменение угла атаки крыла парой сил

Реверс элеронов – обратное действие за счет закручивания крыла из-за его малой жесткости при отклонении элеронов (рис. 2.14).

Рис. 2.14. Изменение угла атаки крыла парой сил

Шимми – динамические нагрузки, которые возникают в результате взаимодействия упругих сил шины, носовой стойки и носовой части фюзеляжа и сил трения колеса о покрытие ВПП. Нагрузки особо опасны при совпадении частот вынужденных и собственных колзабавний указанных элементов.

Борьба с ними – установка демпферов колзабавний или применение гидроприводов для управления носовым колесом.

Характерно шимми только для схемы шасси с носовой стойкой и свободно ориентирующимися носовым колесом.

2.8. Требования к флаттеру, дивергенции, реверсу, шимми

От деформации конструкции в полете зависят величины и законы распределения нагрузок.

«Нормы» требуют - во всем диапазоне полетных масс и высот полета флаттер и дивергенция должны быть исключены с некоторым запасом.

Помимо этого для обеспечения безопасности самолета от флаттера, дивергенции, реверса, аэроупругих колзабавний системы "ЛА-САУ" проводятся специальные исследования и расчеты, на основании которых вводятся следующие меры безопасности.

Для критической скорости флаттера должно соблюдаться условие:

,

где k - коэффициент запаса по скорости полета (больше 1), величина которого устанавливается Нормами прочности, например, для самолетов первоначального обучения – 1,20. Безопасность от флаттера должна быть обеспечена во всем диапазоне полетных масс ЛА, скоростей и высот полета при всех допустимых его конфигурациях и возможных вариантах подвешиваемых объектов. Необходимо, чтобы критическая скорость флаттера превышала предельную скорость полета Vмакс.макс не только в исходном варианте конструкции, но и при некотором изменении ее параметров, поэтому наряду с запасом по скорости (величина коэффициента k) конструкция должна иметь запасы по параметрам.

Для критической скорости реверса органов управления Vкр.рев. должны соблюдаться условия:

,

,

где ΔV- минимальный запас по скорости.

Величина запаса по скорости должна быть такой, чтобы при V

Если при требование по запасу, указанное выше, не удовлетворяется, то возможность его уменьшения для данного ЛА должна быть обоснована специальными исследованиями, а уменьшенная величина запаса должна быть согласована с ЦАГИ и заказчиком.

Для критической скорости дивергенции Vкр.див должно соблюдаться условие

.

Критические значения скоростного напора (скорости) для рассмотренных выше случаев может быть предварительно вычислено

, где значения величин K и определяются:

Во всем диапазоне взлетных и посадочных условий должно быть обеспечено отсутствие шимми колес шасси, что проверяют в расчетах и испытаниях.

2.9. Расчетные случаи нагружения

Для расчета нагрузок в Нормах прочности выбирается ряд сочетаний условий эксплуатации (режимов полета) ЛА, обуславливающие наиболее тяжелые условия нагружения его основных частей (крыла, оперения, шасси и т.д.). Эти сочетания (режимы) в требованиях к прочности называются расчетными случаями нагружения. Каждый случай имеет свою формулировку и буквенное (численное) обозначение.

Для примера рассмотрим расчетные случаи нагружения крыла (табл. 2.4). Сочетание значений маневренных перегрузок и скоростей полета иллюстрируется на рис. 2.15.

В табл. 2.4. указаны некоторые случаи нагружения и соответствующие им значения нормальной перегрузки в центре тяжести ЛА, скоростного напора и коэффициента подъемной силы сy.

Для проверки прочности крыла на всех высотах полета рассматривается маневр с установившеюся нормальной нагрузкой. Кроме перегрузки , в каждом отдельном случае нагружения задается одна из двух величин: скоростной напор q или су при угле отклонения руля высоты или стабилизатора на балансировочный угол, обеспечивающий заданное значение подъемной силы, а вторая величина находится из условия

,

где S - площадь крыла,

G – расчетный вес самолета.

Таблица 2.4

Основные расчетные случаи для оценки прочности крыла

Случаи нагружения

q сy

A

сymax

A’

qmaxmax

D

сymax

D’

qmaxmax

B

qmaxmax

C 0 qmaxmax 0

Кроме того, для различных типов ЛА (маневренных, неманевренных) предусмотрены другие (специфические) расчетные случаи, которые приводятся к этим типам ЛА в «Нормах прочности».

Рис. 2.15. Расчетные перегрузи и скорости

На рис. 2.16 в качестве примера приведены положения маневренного самолета на траектории соответствующие расчетным случаям нагружения крыла (вариант). На неманевренные самолеты все указанные случаи распространяются, но в другой интерпретации траектории.

Случай А - выход на большие углы атаки, соответствующие сymax при достижении перегрузки

Случай А'- достижение перегрузки при предельно допустимой скорости полета

Случаи B - достижение средней перегрузки (0,6...0,7 ) при предельно допустимой скорости полета с отклонением элеронов (высший пилотаж и маневр с креном).

Случай С - отклонение элеронов на предельной скорости полета при су = 0.

Случаи Д и Д' - соответствуют вводу в пикирование, элементам фигур высшего пилотажа с отрицательной перегрузкой.

Если с крылом конструктивно связаны другие части ЛА (двигательные установки, шасси и др.), то крыло дополнительно проверяется на нагрузки от этих частей во всех случаях нормируемых для них.

Для ЛА с механизированными крыльями (предкрылки, закрылки, тормозные щитки и т.д.) дополнительно к указанным случаям рассматриваются случаи нагружения при всех возможных вариантах отклонения механизации.

В Нормах прочности предусмотрены расчетные случаи нагружения всех частей конструкции ЛА.

Рис. 2.16. Варианты достижения сочетаний расчетных условий

В частности, для шасси предусмотрены следующие случаи нагружения основных опор:

- случай ЕШ.ПОС. Посадка на три точки;

- случай ЕШ.ВЗЛ. Разбег;

- случай GШ. Передний удар в обе стойки;

- случаи EШ+GШ,. Посадка с одновременным ударом а обе стойки {для ЛА с хвостовым колесом);

- случай ЕШ. Посадка на основные стойки;

- случай ЕШ+G’Ш. Посадка с нераскрученными колесами;

-случай R1Ш. Посадка с боковым ударом в обе стойки;

- случай R2Ш.ПОС.Разворот при рулении при посадочной массе;

- случай R2Ш.ВЗЛ. Разворот при рулении при взлетной массе;

- случай ТШ. Торможение при посадке и старте;

- случай МШ. Кручение основной стойки;

- случай ТК. Резкое торможение колес после отрыва от земли при взлете.

Полетные случаи нагружения распространяются как на сухопутные ЛА, так и на самолеты-амфибии (гидросамолеты). В тех случаях, когда указывается, что для определения нагрузок на какую-либо часть ЛА требуется произвести расчет в некотором диапазоне скоростей или перегрузок, то он выполняется для достаточно большого числа значений скорости (перегрузки) из которых выбираются наиболее тяжелые случаи нагружения.

Вопросы по теме 2. Факторы, влияющие на прочность

1. Нагрузки, действующие на самолет.

2. Расчетный скоростной напор

3. Расчетные перегрузки

4. Эксплуатационные и расчетные массы

5. Учет нагрева

6. Повторяемость нагрузок

7. Флаттер, дивергенция, реверс, шимми

8. Требования к флаттеру, дивергенции, реверсу, шимми

9. Расчетные случаи нагружения

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на другие сайты
Авторизация  

×