Лекция 2. Стендовые испытания. Методика проведения. Определение и задание нагрузок при стендовых испытаниях.

Требования к статическим испытаниям.

Общие указания.

1. Статические испытания опытного и серийных самолетов следует проводить по специальным программам.

2. В программу испытаний должны быть включены случаи нагружения, предусмотренные нормами прочности и являющиеся расчетными для основных частей самолета, а также испытания всех частей и элементов конструкции самолета, для которых расчет на прочность не даст надежного решения.

3. В процессе статических испытаний при нагружении до 67% расчетных нагрузок должна проводиться тщательная тензометрия в объеме, достаточном для обследования напряженного состояния конструкции самолета.

4. Статические испытания частей самолета должны проводиться, как правило, до 100% расчетных нагрузок или до разрушения. Случаи нагружения, испытания на которые следует проводить до разрушения, выбираются на основе расчетов и опыта проектирования с учетом целесообразной очередности проведения статических испытаний различных частей самолета.

5. При необходимости проверки какой-либо части самолета при статических испытаниях на несколько расчетных случаев, в которых при 100% расчетной нагрузки напряжения в отдельных элементах близки к разрушающим, следует доводить нагрузку до 100% только в одном из расчетных случаев, а в остальных до 90—80% расчетной нагрузки. При этом, когда испытания проводятся до 80% расчетной нагрузки напряженное состояние должно обследоваться путем тензометрии при нагрузках, превышающих 67% расчетных.

6. Прочность тех панелей и элементов конструкции самолета, для которых расчет показывает существенное влияние повышенных температур (зона обдува реактивной струей двигателя), должна проверяться статическими испытаниями как с нагревом, так и без нагрева.

Условия проведения испытаний.

1. При проведении статических испытании необходимо нагружать распределенной нагрузкой, как несущую обшивку, так и все съемные элементы, как-то: крышки и створки люков, зализы и другие.

2. Перед началом испытаний должен быть произведен тщательный осмотр поверхности всех частей самолета и отмечены все имеющиеся производственные дефекты в виде вмятин, складок и неровностей.

3. Испытываемую конструкцию следует после предварительной обтяжки (до 40—50% расчетной нагрузки) нагрузить до 67% от расчетной (разрушающей) нагрузки, а затем разгрузить до первоначального состояния.

4. При этом после снятия нагрузки, равной 67% расчетной, в силовых элементах конструкции не должно быть видимых остаточных деформаций. Последующее нагружение конструкции следует производить до нагрузок, указанных в программе для данного случая. При нагружении по меньшей мере до 90% расчетной нагрузки в конструкции не должно быть местных разрушений, которые в полете при наличии воздушного потока могут привести к разрушению самолета. Примечание. Остаточные деформации, полученные при статических испытаниях, могут не приниматься во внимание при оценке прочности самолета, если будет доказано отсутствие каких-либо остаточных деформаций в конструкции данной части самолета при летных испытаниях с воспроизведением режимов, соответствующих случаю нагружения, при котором наблюдались остаточные деформации при статических испытаниях.

5. При эксплуатационной нагрузке для случая (случаев) нагружения, выбранного Изготовителем и отраженного в программе испытаний, производится проверка отсутствия заеданий в системах управления при их функционировании.

6. При испытаниях опытных самолетов и первых испытаниях серийных самолетов должен быть произведен подробный анализ всех разрушении, имевших место в процессе испытаний, и с учетом сравнения свойств материала в местах разрушений с кондиционными и геометрических размеров с указанными в чертежах сделан вывод о достаточной прочности конструкции или о необходимости или желательности изменений в конструкции или в технологии изготовления.

7. При контрольных испытаниях серийной продукции анализ причин разрушения при нагрузке, большей или равной 100% расчетной, разрешается не проводить.

Особенности проведения ресурсных испытаний.

1. Ресурсные испытания проводятся на совокупность переменных нагрузок, соответствующих нагрузкам, которым подвергается испытываемая конструкция в эксплуатации.

2. Ресурсным испытаниям подвергаются:

   1. Крыло, включая элероны, закрылки, предкрылки и другие элементы механизации.

   2. Оперение, включая стабилизатор, киль, рули высоты и направления.

   3. Шасси, включая колеса и тормоза.

   4. Система управления самолетом.

   5. Установки под двигатель.

   6. Другие элементы конструкции самолета, если их разрушение в полете или при движении по земле непосредственно угрожает безопасности полета.

3. К ресурсным испытаниям не допускается конструкция прошедшая статические испытания.

4. Программа испытаний на ресурс должна отражать все режимы нагружения, которые могут иметь место в процессе эксплуатации для которых сочетание переменных нагрузок и числа циклов нагружения может повлиять на ресурс.

Нагрузки действующие на летательный аппарат в полете.

Силы действующие на летательный аппарат делятся на два типа – поверхностные и массовые. В первым относятся аэродинамические нагрузки, тяга двигателей, нагрузки от органов управления, различные силы реакции (подвески, опоры шасси и так далее). Массовые силы – это сила тяжести и силы инерции действующие по всему объему аппарата.

Определение нагрузок на летательный аппарат является сложной и трудоемкой задачей. Различные регламентирующие документы, такие как «Нормы прочности военных самолетов», АП-23 или АП-25 существенно облегчают задачу определения нагрузок, так как включают в себя рекомендации и методики по определению и нормированию нагрузок действующих на летательный аппарат.

Вгоризонтальном прямолинейном полете на самолет действуют тяга двигателяP, подъемная сила Y, лобовое сопротивление X и вес летательного аппарата G.

Подъемная сила и лобовое сопротивление выражается через аэродинамические коэффициенты:

,

,

где

–коэффициент подъемной силы;

–коэффициент лобового сопротивления;

S – площадь крыла;

–скоростной напор, где в свою очередь

–плотность;

V – скорость полета.

При установившемся горизонтальном полете получим равенства:

,

.

Во всех прочих случаях движение будет либо криволинейным, либо неравномерным. При криволинейном движении в вертикальной плоскости получим:

, где

–угол наклона траектории летательного аппарата к горизонту;

m – масса летательного аппарата;

r – радиус кривизны траектории.

На практике используется понятие перегрузки – отношение равнодействующих всех поверхностных сил к весу:

.

Обычно используют компоненты перегрузки разложенные по осям летательного аппарата – , и .

Необходимо также учитывать угловые скорости и ускорения вращательного движения аппарата вокруг центра тяжести. Так например при маневре в вертикальной плоскости совершаемом с угловым ускорением перегрузка агрегата отстоящего от центра тяжести на расстоянии будет равна:

.

В горизонтальном прямолинейном полете перегрузка будет равна единице, а ее отклонение от единицы возможно по двум причинам – в результате маневрирования или при попадании в воздушные течения. Поэтому перегрузки делятся на маневренные перегрузки и перегрузки при полете в неспокойном воздухе.

Максимальные маневренные перегрузки достигаются при маневрах в вертикальной плоскости. Величина перегрузки определяется подъемной силой

Предельное значение перегрузки может быть определено как

, где

–максимально допустимое значение коэффициента подъемной силы, при котором возможна балансировка и исключается сваливание летательного аппарата;

–предельно допустимый скоростной напор.

При предельных скоростях полета на малых высотах значение вертикальной перегрузки теоретически может достигать значений 15 – 20 единиц. Однако создание самолета обеспечивающего прочность для таких перегрузок экономически невыгодно, тем более что такие перегрузки находятся за пределами выносливости летчика. Поэтому максимальные перегрузки нормируются нормами прочности в зависимости от класса самолета.

При полете в неспокойном воздухе появление дополнительных перегрузок объясняется изменением величины и направления скорости полета под воздействием порыва имеющего скорость . Основное влияние при этом оказывает изменение вектора скорости и, как следствие, угла атаки на величину .

При воздействии вертикального порыва изменяется скорость набегающего потока

и происходит приращение угла атаки , сопровождаемое изменением подъемной силы

, где

–тангенса угла наклона кривой .

Ввиду малости угла можно принять и . Тогда дополнительная перегрузка определится по формуле:

.

Данная формула предполагает, что порыв воздуха является резким и мгновенным, в действительности же порывы воздуха имеют свою структуру – скорость порыва постепенно возрастает, достигает максимума, затем постепенно уменьшается до нуля.

Все это приводит к тому, что прирост перегрузки не столь велик. Структура порыва учитывается введением коэффициента уменьшения перегрузки.

, где

–удельная нагрузка на крыло;

;

.

Чтобы воспользоваться данными формулами необходимо знать длину градиентного участка порыва, которая как правило неизвестна. Поэтому для вычисления перегрузок и скоростей порыва используются значения , вычисленные для условного стандартного градиентного участка .

Величина W вычисленная таким образом называется эффективной скоростью порыва

, где

–индикаторная скорость связанная с истинной скоростью соотношением ;

–относительная плотность на высоте H.

Статистические данные полученные на множестве самолетов показывают, что значения эффективной скорости порыва укладываются в диапазон ограниченный кривыми

, где

. – максимальная скорость полета.

В нормах прочности самолеты делятся на три класса: класс А – маневренные; класс Б – ограниченно маневренные; класс В – неманевренные. Для каждого класса, с учетом назначения, полетного веса и скорости полета задаются значения маневренных перегрузок. Учитываются различные варианты полетного веса, задаются несколько характерных скоростей.

В полете возможен достаточно широкий диапазон сочетания исходных параметров нагружения (перегрузка, скорость, вес). Все разнообразие нагрузок, действующих в полете, сводится к нескольким расчетным случаям, соответствующим наиболее тяжелым условиям нагружения.

При совершении самолетом маневров в воздухе его перегрузка может изменяться от до, а скоростной напор от до , где

,

авеличина соответствует предельно допустимой скорости пикирования.

Для крыла как наиболее нагруженного агрегата конструкции зона наиболее нагруженных сочетаний , и q разбивается на четыре области:

Область I

;

Область II

; .

Область III

; .

Область IV

; .

Наиболее характерные точки всех четырех областей заданы в нормах прочности в качестве расчетных случаев.

Каждый расчетный случай характеризуется помимо нагрузки формой распределения нагрузки вдоль крыла и вдоль хорды. Распределение нагрузки (давления) вдоль хорды зависит от скорости полета, угла атаки, формой профиля. Распределение давления вдоль крыла и вдоль хорды можно получить на основе методик норм прочности, но более точные данные получаются по результатам продувок геометрически подобных моделей в аэродинамических трубах.

Как видно, в случае нагруженияA более всего нагружается носок профиля, хвостовая часть профиля более всего нагружается в случае B, и средняя часть профиля наиболее нагружена в случае нагружения A’.

При переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям центр давления смещается от носка профиля к его хвосту и происходит выравнивание аэродинамической нагрузки по хорде.

В самолетостроении принят метод расчета по расчетным нагрузкам. Особенность метода состоит в том, что параметры конструкции (толщины, площади) выбираются таким образом, чтобы конструкция выдерживала без разрушения определенную нормами нагрузку. Эта нагрузка называется расчетной нагрузкой . Расчетная нагрузка равна эксплуатационной умноженной на коэффициент безопасности f:

.

Аналогично, через коэффициент безопасности можно выразить и перегрузку:

.

Коэффициент безопасности применяется во всех областях техники. От его величины зависит степень надежности конструкции и ее эффективность. В авиационной технике назначение коэффициента безопасности сводится к следующему:

• обеспечение невозможности появления расчетной перегрузки за все время эксплуатации всего парка самолетов данного типа;

• обеспечение эксплуатации без накопления остаточных деформаций.

На величину коэффициента безопасности в свою очередь влияют следующие факторы:

• неточность расчетов на фактическую прочность;

• разброс свойств конструкционных материалов;

• точность соблюдения технологии изготовления конструкции.

Эти факторы сводятся к минимуму, соответственно, проведением натурных статических испытаний опытного образца, применением высококачественных материалов и тщательный их контроль, проведением контрольных испытаний серийных летательных аппаратов. Вследствие этого коэффициент безопасности в авиации имеет наименьшее значение по сравнению с другими областями машиностроения и в большинстве расчетных случаев устанавливается равным .

Нагрузки при ресурсных испытаниях летательных аппаратов.

Во время ресурсных испытаний к конструкции испытываемого летательного аппарата прикладываются нагрузки имитирующие типовой полет самолета. Эксплуатационные нагрузки, последовательность которых эквивалентна одному типовому полету называется блоком или циклом нагружения. Последовательность нагрузок определяющих типовой полет определяется на основе предполагаемых условий эксплуатации и статистики нагружения аналогов. После начала эксплуатации летательного аппарата эксплуатационные нагрузки могут уточняться, следствием чего является либо изменение блока нагружения, либо введение эквивалента равного отношению повреждаемостей при испытаниях и эксплуатации

.