книги из ГПНТБ / Конструкция летательных аппаратов учеб. пособие для студентов инженер.-экон. фак
.pdfИз рис. 2.3,а и 0 видно, что |
|
|
|
Л С У = |
(I су . |
d cv |
W |
--i Да ss |
■у-=- |
V ‘ |
|
|
а а |
d o. |
|
Подставив выражение для Дсу |
в формулу пу и учитывая |
также, что порывы могут быть и нисходящими, получим
//„ = 1 + 0 , b ~ y-?W V ~ -
— do. О
В реальной атмосфере скорость порыва возрастает посте пенно па некотором участке h, что приводит к уменьшению эффективной скорости воздушного порыва и перегрузки пу.
Это обстоятельство можно учесть поправочным коэффициен том к <С 1. В общем случае формула перегрузки при полете в неспокойном воздухе принимает вид:
//„ = 1 + 0,5ft dp - о W V ~ ■ |
|
do. |
и |
Величина коэффициента к зависит от градиента нараста ния скорости порыва Wjh и от аэродинамических, инерцион ных, упругих характеристик самолета и высоты полета.
При заданной скорости и высоте полета самолета пере грузка при полете в неспокойном воздухе зависит от удельной нагрузки на крыло (p = G /'S ), аэродинамических (dcy‘da), инерционных и упругих характеристик самолета к и величины скорости порыва (W).
Для пассажирских самолетов максимальные перегрузки при полете в неспокойном воздухе достигают 2,5—3,5. Снижая скорость полета, летчик может уменьшить перегрузки при воздействии сильных порывов.
§ 3. НОРМЫ ПРОЧНОСТИ И ЖЕСТКОСТИ.
СЛУЧАИ НАГРУЖЕНИЯ
Одним из факторов, определяющих экономические показатели_самолета, является относительный вес пустого само
лета £?ПуСТ Gnycr/G.
32
Основную часть веса пустого самолета составляет вес кон струкции, поэтому важнейшей задачей конструирования и изготовления самолета является всемерное уменьшение веса конструкции.
Для обеспечения надежности эксплуатации самолета его конструкция должна быть достаточно прочной и жесткой при действии на нее нагрузок, встречающихся в эксплуатации.
Надежность эксплуатации в данном случае — это свойст во самолета выполнять заданные в ЭТТ функции, сохраняя свои эксплуатационные показатели (производительность, рен табельность и др.) в заданных пределах в течение требуемого срока службы. Надежность, в частности, обуславливается долговечностью конструкции самолета.
Прочность — способность конструкции воспринимать дей ствующие па нее силы без разрушения.
Жесткость — способность конструкции воспринимать силы при ограниченной деформации.
Учитывая, что вес конструкции существенно влияет на экономичность самолета, прочность и жесткость должны обес печиваться в течение всего срока службы конструкции само лета при минимальных затратах веса на ее создание.
Требования прочности и жесткости, с одной стороны, и ми нимума веса конструкции, с другой — являются противоречи выми.
1. Нормы прочности
Силы (нагрузки), приложенные к самолету и его частям в любой произвольный момент времени, называются действую щими силами (нагрузками).
На различных этапах полета действующие нагрузки могут, изменяться в широких пределах в зависимости от назначения и летных данных самолета, метеоусловий, действий летчика, вероятных технических неполадок (отказ двигателя и др.).
Из этого множества возможных нагрузок требуется выде лить те нагрузки, которые определяют прочность конструк ции самолета. Для этого служат нормы прочности. «Нормы прочности» представляют собой документ, содержащий свод обязательных требований к прочности, жесткости и долговеч ности конструкции, а также методику определения основных исходных величин для прочностных расчетов. Требования и указания «Норм прочности» необходимо соблюдать при рас чете и испытаниях летательного аппарата на прочность.
3. Зак. 942. |
зз |
Нормы прочности обобщают результаты теоретических и лабораторных исследовании, летных испытании, опыт эксплуа тации п, тем самым, отражают определенный уровень развития авиации. По мерс накоплении новых данных нормы прочности пересматриваются н обновляются.
По условиям эксплуатации самолеты всех типов п назначе ния нормами прочности разделяются па три класса:
класс .4 — маневренные:
класс В — ограниченно м-нневреппие; класс В — пеманевренпые.
Вес транспортные самолеты (пассажирские и грузовые) относятся к классу пеманеврепных.
2. Случаи нагружения
Для расчета самолета п его частей на прочность нормы прочности определяют положение самолета в воздухе п на земле, которые могут встретиться при его эксплуатации п создать наибольшие нагрузки па отдельные части конструкции самолета.
Эти. наиболее опасные положения (условия), называются расчетными случаями нагружения. Расчетные случаи нагру жения призваны обеспечить прочность самолета при воздейст вии комбинаций нагрузок, вероятных в эксплуатации и наи более опасных для прочности его частей.
Рассмотренный выше полет в неспокойном воздухе яв ляется одним пз расчетных случаев для транспортных само
летов ГЛ (при п |
птя./). |
3. |
Характеристики нагружения |
Для каждого расчетного случая нормы прочности указы вают способ) определения нагрузок (или перегрузок), дейст вующих па самолет п его части, а также их направление и распределение.
При этом используются следующие характеристики нагру жения.
Эксплуатационная перегрузка /В или эксплуатационная нагрузка Р3 —: это наибольшая вероятная в эксплуатации величина перегрузки млн нагрузки для данного случая нагру жения.
.34
при действии iP и Ра не должно быть заметных остаточных деформаций п потери устойчивости силовых элементов конст рукции.
Расчетная разрушающая перегрузка /г|! и расчетная раз рушающая нагрузка Рр — перегрузка и нагрузка, при дости жении которых конструкция не должна разрушаться. Именно на это значение перегрузки или нагрузки производится расчет на прочность.
Значения Рр н л>р связаны с Р'6 и >р зависимостями:
Я ’=//>=-; //> '= //Д
где / — коэффициент безопасности. Этот коэффициент задает ся нормами прочности в зависимости от случая нагружения
впределах от 1,5 до 2.
Взависимости от случая нагружения величина ni может принимать различные значения, среди которых имеются /гшахв
и(максимальная и минимальная эксплуатационные перегрузки)
^ п ш . Д Н ^ ^ win !
причем Hmins = — 0,5 //maxB.
Для транспортных самолетов значения пшаха и //min5 могут быть достигнуты при попадании самолета соответственно в восходящий и нисходящий воздушные потоки. Для самолетов ГА н,пахэ ~ 3—4, для истребителей нт;|Хв х 8 9.
Эксплуатационный скоростной напор q4. Скоростной напор также имеет предельные значения:
х - - расчетный максимальный скоростной напор;
Утахтпх — расчетный |
предельный |
(сверхмаксимальный) |
скоростной напор. |
|
|
Величины //,„ахэ, >imin, Утах, Утпх max |
называются предельны- |
|
мп .характеристиками |
нагружения. К ним относятся также |
предельная температура нагрева силовых элементов и расчет ное число М — УИ1Пах ,пах.
Превышение предельных характеристик недопустимо, так как это может привести к потере прочности конструкции или к потере устойчивости и управляемости самолета.
4. Условия прочности
Внешние нагрузка вызывают в элементах конструкции нормальные а и касательные г напряжения. Прочность (жесткость) силовых элементов не нарушится, если дейст
вующие напряжения будут в определенном соотношении с ха рактеристиками прочности материала (детали). Эти соотноше ния и называются условиями прочности.
Нормы прочности требуют, чтобы для каждого случая на гружения выполнялись следующие условия:
1. При действии эксплуатационной нагрузки Рэ напряже ния в наиболее нагруженных точках конструкции ие должны превышать допускаемые.
Условие прочности имеет вид:
, - Э |
, |
. |
,-Э ^ |
_ |
° |
’"'ДОП 1 |
- |
''ДО П ' |
|
где оа, т9 — действующие |
напряжения, |
зЛ0П, Тдоп — наибольшие напряжения в материале конструк ции, допускаемые по условию достижения в иен предельных деформацгiй.
Предельные деформации конструкции ограничиваются тре бованиями к ее жесткости.
2. При действии расчетной разрушающей нагрузки Р р максимальные напряжения не должны превышать разрушаю щих.
Условие |
прочности: |
|
|
|
|
|
с т Р С с разр' |
тР- |
разр> |
где |
ар, |
— действующие напряжения; |
||
стразр' |
"^раэр |
— характеристики |
прочности элементов конст |
|
|
|
рукции, при достижении которых происходит |
||
|
|
их разрушение. |
|
|
|
|
§ 4. ЛЕТНЫ Е ОГРАНИЧЕНИЯ |
||
Все предельные характеристики |
нагружения однозначно |
связаны со скоростью и высотой полета. Следовательно, для каждого типа самолета режимы полета (высоты и скорости) должны быть определены так, чтобы в эксплуатации предель ные характеристики не могли быть превышены.
Если режимы полета не ограничивать, то прочность само лета должна быть обеспечена до больших значении ^та).э, дтах, ^тахтах и т. п ., что приведет к утяжелению конструкции И- к ухудшению ее экономических характеристик.
Таким образом, целью летных ограничений является соз дание конструкции минимального веса при условии обеспе чения ЭТТ.
36
!. |
Ограничение |
скорости |
но |
перегрузке ну |
(рис. 2.4). |
||||
Для |
пассажирских самолетов /г , т.,хэ определяется обычно по |
||||||||
летом в неспокойном воздухе |
|
|
|
|
|
||||
|
|
« , . = 1 |
+ 1 |
|
/4 |
Д |
1* -!/§ |
|
|
при |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
и тогда |
r*S — |
max |
|
* |
^ п |
р е д п |
|
||
|
|
|
|
|
|
2 G;S |
|
||
|
V |
|
= 0 / |
|
|
>— п |
|
||
|
1пред и |
v f,y max |
|
1 ' |
|
|
/ Д - у ^ о
а V.
2 . Ограничение скорости по скоростному напору.
При определении внешних нагрузок для пассажирского са молета рассматриваются следующие скорости полета:
Птах — скорость, которую летчик не должен превышать ни в горизонтальном полете, ни при планирова нии; определяет максимальный скоростной на
пор ?тлх!
)'тлх шах — скорость, которую летчик не должен превышать даже на режиме экстренного снижения; опреде ляет предельный (сверхмаксимальный) скорост
ной напор |
? maxm;ix. |
|
Ограничение скорости |
по скоростному |
напору (рис. 2.4) |
■определяется зависимостями; |
|
|
VПРеЛУщцХ |
V,про л </ max max |
12</n |
О |
S. |
Ограничение скорости по числу М (рис. 2.4). |
|||
Ыа больших высотах скорость полета, как правило, ограни |
||||
чивается определенным |
числом М — М1пахтпх из условий со |
|||
хранения устойчивости |
и управляемости самолета: |
|||
|
|
^ п р е д A'l ® Н ^ muх max" |
|
|
4. |
Ограничение скорости по кинетическому нагреву. |
|||
При скоростях, |
соответствующих М > 2, |
наблюдается зна |
||
чительный нагрев |
конструкции. В связи |
с этим устанавли |
37
вается дополнительное ограничение скорости \'г„|,ед -/• из усло
вия допустимого кинетического нагрева конструкции — но до пустимой температуре нагрева конструкции Г„рсд.
Величина допустимой температуры нагрева конструкцион ного материала учитывает падение его прочностных характе ристик при повышенных температурах ТоЛш= 273° + ?npeRr
где Тпрел — предельная температура применения материала в градусах Цельсия.
На рис. 2.4 приведены летные ограничения но условиям прочности. Высота, выше которой пет ограничений максималь ной скорости полета, называется высотой ограничения и обо значается /70Гр.
§5. РЕСУРС КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА
I.Изменение состояния конструкции самолета
вусловиях эксплуатации
Состояние конструкции самолета, ее прочностные характе ристики изменяются с течением времени. Эти изменения, з основном, протекают во время летной эксплуатации, а также при стоянке и в период хранения.
Опыт эксплуатации самолетов показал, что обеспечение прочности конструкции с учетом действия только статических нагрузок Рр не гарантирует отсутствия разрушений в течение любого срока работы конструкции. Выдерживая однократное приложение нагрузки большой величины, элементы конструк ции разрушаются при многократном приложении нагрузок значительно меньшей величины.
38
Основным фактором, вызывающим изменение состояния
•конструкции, является многократное повторение действия на грузок — повторно-статических, вибрационных п акустиче ских.
Явление разрушения материалов и элементов конструкции под воздействием переменных нагрузок (повторно-статиче ских, динамических) получило название усталости, а само разрушение — усталостного разрушения.
Многократное повторное действие нагрузки приводит (по мимо усталостных повреждений) к износу подвижных соеди нении, ослаблению заклепочных и болтовых соединений и появлению люфтов.
Впервые с проблемой обеспечения прочности конструкции при многократном воздействии повторных нагрузок (уста лостная прочность) в авиации столкнулись в 1945 г. после ка тастрофы гражданского самолета «Стинсон» в Австралии, ко торая произошла из-за усталостного разрушения сварного соединения лонжерона отъемной части крыла.
Другими факторами, влияющими на состояние конструк ции а ускоряющими усталостное разрушение, являются фиш ко-химическое и термическое воздействие среды.
2 . Основные сведения об усталостной прочности конструкции
Стандартные испытания на усталость состоят в нагруже ния образцов периодически меняющейся во времени нагруз кой. При этом каждый цикл изменения напряжений в образце а (т) может быть охарактеризован парой параметров, напри мер,
или |
__ -*щ.-гv |
I |
-Ciin .. |
.__ J m;ix |
.) |
-*iniu |
in — |
i) |
" Ja |
‘ |
|
||
(рис. 2.5,п), где зтах и |
sinin — |
максимальное п мшшмалыюе- |
папряжения цикла,оП1 — среднее напряжение цикла, ста — амилигуда цикла.
Результаты испытаний представляют графически в виде кривых выносливости (рис. 2.5,6), где N — разрушающее чис ло циклов повторной нагрузки, — предел выносливости — наибольшее напряжение цикла, которое образец может вы держать при сколь угодно большом числе циклов (практиче
39
ски принимается, что это имеет место, если образец выдержи вает без разрушения ЛС> Ю7 циклов). Так как авиационные конструкции, в которых стремятся получить малый вес, рабо тают в области напряжении больших, чем предел выносливо сти, то срок их службы заведомо ограничен.
Выносливость конструкции, т. е. способность конструкции выдерживать многократное повторное воздействие нагрузки без разрушения, зависит от свойств материала конструкции, ее конструктивных особенностей и режима нагружения.
Рис. 2.5. Испытании . . выносливость: а) изменение напряжений в образце; б) кривые выносливости.
Даже при самых тщательных испытаниях числа Л/ имеют разброс, являющийся следствием вероятностной природы усталостного разрушения. Кривая выносливости соответствует осредненным точкам, полученным опытным путем. Кривая вы носливости показывает, сколько циклов N повторного нагру жения образец или конструкция может выдержать без разру шения (с вероятностью р = 0,5).
40
На рис. 2.5,6 построена кривая, соответствующая началу появления усталостных трещин (с вероятностью р = 0,5), и зона разброса экспериментальных точек.
Если конструкция в процессе нагружения испытывает на пряжение^, то на основании рис. 2,5,6 можно заключить:
а) средняя наработка образцов конструкций до разруше ния составит Л/р циклов, а до появления усталостной трещи ны -- /V,, циклов, при этом
б) наработка образцов конструкций до появления уста лостной трещины в наиболее слабом по выносливости образце
составит не более /V,, mjn циклов (ЛЛ„ min<I A^„);
в) наработка образцов конструкций до разрушения сла бого по выносливости образна нс превышает Npmjn (Л/„<С
min “CiVp) .
3. Основы обеспечения высокой долговечности авиационных конструкций
Долговечность* — это свойство изделия сохранить работо способность до предельного состояния с необходимыми пере рывами для технического обслуживания и ремонтов. «Пре дельное состояние» изделия оговаривается в технической до кументации.
Мерой долговечности могут служить, например, «ресурс», «срок службы». Ресурсом называется наработка изделия до предельного состояния, выраженная, например, в числе часов налета, числе полетов или посадок.
•Сроком службы называется календарная продолжитель ность эксплуатации изделия до момента возникновения пре дельного состояния или до списания. Ресурс и срок службы являются случайными величинами.
В практике эксплуатации авиационных предприятий боль шинство агрегатов и конструкций снимается с эксплуатации после определенной наработки (в часах или посадках) неза висимо от их фактического технического состояния. Такая на работка. при достижении которой прекращается эксплуатация изделия независимо от его состояния, называется «назиачен-
■ Надежность в технике. Термины. ГОСТ 13377-67. Падание официаль ное. Госкомитет стандартов СМ СССР, М„ 1971.
41