книги из ГПНТБ / Соломонов, П. А. Надежность планера самолета
.pdfность. Величины перегрузок, возникающих от порывов ветра не велики, но они встречаются довольно часто, а для транспортных самолетов и самолетов-бомбардировщиков они могут достигать максимальных эксплуатационных величин. Нагрузки, возника ющие от порывов ветра, зависят :не только от расчетных, но и от эксплуатационных параметров. Так, изменение траектории по лета по высоте определяет характер действия порывов ветра по времени, а скорость полета оказывает влияние на величину перегрузки.
Рис. 4. Осциллограмма с записью скорости V и высоты |
полета |
Н, вертикальной пу и продольной пх перегрузок в центре |
тяже |
сти самолета |
|
Для элементов конструкции планера современного самолета характерно возрастание величины и количества нагрузок, а так же "повышение уровня динамических нагрузок [7, 22]. При дина мическом возмущении возникают упругие колебания, которые существенно изменяют картину нагружения элементов. Динами ческая реакция упругой конструкции с одной степенью свободы зависит от формы возмущающей силы, соотношения времени ее нарастания и периода собственных колебаний конструкции. На величину динамического заброса существенное влияние также оказывают демпфирующие силы, учитываемые коэффициентом демпфирования. Напряжение в любой точке конструкции при динамическом нагружении
« . = 2 v » |
(I-D |
/=1
где величина Л ' соответствует напряжению в точке к при еди ничном перемещении i-й формы колебаний. (Для тонов, соот ветствующих движениям жесткого тела, Лгк=0.) Можно пока зать, что изгибающий момент и перерезывающая сила в задан
10
ном сечении являются линейными функциями перемещений, соответствующих формам собственных колебаний.
При анализе динамического воздействия на самолет порыва ветра с учетом упругости конструкции следует рассматривать три фактора, которые приводят к существенному изменению ха-
Рис. 5. Интегральная повторяемость Ht вертикальных пере грузок пу в центре тяжести легкого самолета
рактеристик воздействия порыва на летательный аппарат. Вопервых, деформация конструкции приводит к изменению углов атаки несущих поверхностей, что вызывает появление добавоч ных аэродинамических сил. Для стреловидного крыла это приводит к снижению нагрузок на концевые части крыла и к некоторому снижению общей аэродинамической нагрузки. Разгружающее влияние деформации заметно увеличивается с ростом скорости полета. Во-вторых, при динамических дефор
11
мациях возникают инерционные силы, пропорциональные второй производной от деформации по времени и вызывающие колебания конструкции; в-третьих, при колебаниях крыла возни кают аэродинамические силы, пропорциональные первой произ водной перемещений конструкции по времени, которые являются демпфирующими силами. Они возрастают пропорционально.
Ht
Рис. 6. Интегральная повторяемость H t продольных пере грузок пх в центре тяжести легкого самолета
квадрату скорости полета. На величину динамического нагру жения крыла существенное влияние оказывает скорость полета и градиент нарастания порыва ветра. Динамическое воздействиепорыва ветра приводит- к значительному повышению перегрузок на концевых частях летательного аппарата (на концевых частях крыла до 10—20 раз и в хвостовой части фюзеляжа до 5—10> раз).
12
Элементы конструкции планера современного самолета испы тывают значительные нагрузки при взлете, посадке и рулении (рис. 7). При этом особенно велик уровень динамических нагру зок. Величина и повторяемость перегрузок при посадке в центре тяжести самолета, а следовательно, и динамических нагрузок
Н
Рис. 7. Осциллограмма с записью нагрузок на стойки шасси при взлете:
р |
хлев» |
Р |
„ —нагрузки |
по оси х |
соответственно |
левой и правой |
стойки шасси; |
|
|
|
х прав |
r J |
у правой |
стойки шасси; |
г |
перегрузка; V— |
|
Ру прав — загрузка по оси |
пх — продольная |
|||||||
скорость |
полета; |
Я—высота |
полета; |
Т—температура |
в хвостовой части фюзеляжа |
на элементы конструкции планера у самолетов с реактивными двигателями значительно больше, чем у самолета с поршневыми двигателями. Это объясняется увеличением посадочных скоро стей и массы реактивных самолетов (рис. 8). Во время полета самолета, при взлете и посадке из-за ударов о неровную поверх ность различные элементы конструкции самолета подвергаются вибрациям (рис. 9). Амплитуды этих вибраций зависят от вели чин амплитуд и частот собственных колебаний частей самолета, а также от величин возбуждающих амплитуд и частот. Источни
ка
ками значительных вибраций на самолетах являются также дви гатели и воздушные винты. Вопросы вибраций и динамической прочности самих двигателей и воздушных винтов являются весьма важными для решения задачи обеспечения их надежной работы и повышения ресурса. Лопатки компрессора и турбины испытывают колебания в результате воздействия на них перио
дически |
меняющихся сил |
давления |
газов, |
вызванных неравно |
||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
мерностью |
|
|
распределения |
||||||
|
|
|
|
|
|
|
потока |
воздуха |
по |
окружно |
||||||
|
|
|
|
|
|
|
сти |
проточной |
части |
двигателя. |
||||||
|
|
|
|
|
|
|
В случаях, когда собственная ча |
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
стота колебаний лопаток являет |
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
ся целым кратным числом скоро |
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
сти их вращения, появляются ре |
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
зонансные колебания, представ |
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
ляющие собой наибольшую опас |
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
ность. |
|
Величина |
вибрации |
кор |
|||||
|
|
|
|
|
|
|
пуса |
|
двигателей |
в большинстве |
||||||
|
|
|
|
|
|
|
случаев |
зависит |
от |
величины |
||||||
|
|
|
|
|
|
|
дисбаланса |
вращающихся |
дета |
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
лей, их несоосности, перекосов и |
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
зазоров в сочленениях. Кроме |
|||||||||
от |
|
|
|
|
|
|
того, вибрации корпуса возни |
|||||||||
|
|
|
|
|
|
кают из-за пульсаций давлений, |
||||||||||
0.2 |
0,0- |
0,5 |
0,8 |
1,0 |
пу |
создаваемых, |
|
в |
частности, |
вра |
||||||
|
|
|
|
|
|
|
щением лопаток. Ускорения при |
|||||||||
Рис. 8. График изменения вероят- |
длительных вибрациях достигают |
|||||||||||||||
ности достижения различных уров- |
3 0—4,0 щ от |
двигателя |
возни- |
|||||||||||||
регрузок |
пу при |
посадке |
легких |
кают вибрации двух типов — ме- |
||||||||||||
самолетов двух типов (с поршне- |
ханические, |
|
передающиеся |
по |
||||||||||||
выми и |
реактивными |
|
двигате- |
конструкции, |
и звуковые |
колеба- |
||||||||||
|
|
лями): |
|
|
|
ния (шумы от выхлопных струй |
||||||||||
/—самолет |
с |
поршневым |
двигателем; |
раЗОВ, |
П е р е д а ю щ и е с я |
Ч е р е з |
ВОЗ- |
|||||||||
?—самолет |
с |
реактивным |
двигателем |
|
’ |
|
г |
|
|
|
г |
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
душную среду). Аналогично это |
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
му |
воздушный |
винт |
вызывает |
механические колебания, являющиеся следствием его несбалан сированности или различием в углах установки лопастей, и зву ковые колебания. Частоты моторных (винтовых) вибраций кратны оборотам турбины двигателя или оборотам винта.
Колебания элементов конструкции планера могут вызывать ся также аэродинамическими силами. Аэродинамическими коле баниями условно, называют колебания, вызванные неравномер ностью обтекания внешних поверхностей самолета или его от дельных частей. Поток воздуха, обтекающий самолет, всегда является турбулентным, т. е. в нем всегда имеются местные или общие флуктуации давлений и скоростей. Следствием этого является возникновение «аэродинамических» колебаний конст рукции самолета. Опыт многочисленных измерений вибраций
14
самолетов свидетельствует о том, что аэродинамические вибра ции всегда имеют место в полете. Характерной особенностью этих колебаний является то, что они происходят с частотами, близкими к собственным частотам упругих колебаний конструк ции. Спектр частот этих вибраций может меняться в зависимости от режима полета (скорости V и высоты Н полета, углов атаки а несущих поверхностей самолета и других факторов), но пре-
Рис. 9. Осциллограмма с записью вибраций элементов конст рукции планера самолета в полете. Частота вибрации в Гц обозначена через f
обладающими частотами аэродинамических колебаний являют ся низкие частоты, соответствующие низшим тонам собственных колебаний конструкции самолета. Физическое значение этих частот соответствует диапазону 2—15 Гц, реже 25—30 Гц. Амп литуды аэродинамических колебаний зависят от степени турбу лентности потока воздуха. На крейсерских режимах полета при отсутствии болтанки и плавном обтекании амплитуды колебаний являются минимальными. На скоростях полета, близких :к ско,- рости звука (число М = 0,9—1,05), наблюдается резкое возраста ние аэродинамических вибраций, что связано с нарушением об текания поверхностей самолета потоком воздуха.
15
Колебание агрегатов планера самолета происходит также при рулении, взлетах и посадках. При рулении самолета, взле тах и посадках возникают силы реакции земли, которые вызы вают упругие колебания конструкции. Силы, передающиеся от шасси к конструкции, имеют различные законы, изменяющиеся по времени. Приземление на посадке может происходить на од ну, две или три стойки шасси с различной вертикальной и боковой скоростью полета самолета. Величина сил, действую щих при этом на элементы конструкции планера самолета, за висит от многих факторов, в частности, от величины и характера неровностей, прочностных свойств взлетно-посадочной полосы, режима торможения на пробеге и др. Комбинации этих сил и их величины носят случайный характер. Соответственно этому и реакция систем самолета на действия этих сил — колебание конструкции — тоже будет случайной. При этом колебания кон струкции происходят с частотами, соответствующими более низким тонам ее собственных колебаний. В процессе руления, разбега или пробега самолета частота колебаний агрегатов пла нера самолета меняется незначительно.
Колебания элементов конструкции при движении самолета по земле, в особенности на посадке, являются нестационарными. На различных участках пробега динамические нагрузки и коле бания конструкции могут существенно меняться. Частота виб раций меняется от 1—3 до 20—30 Гц. Частоты вибраций от дельных элементов конструкции планера могут достигать 200, 300 Гц и более. Величины амплитуд колебаний зависят от ско рости руления, состояния рулевых дорожек и действий тормоза ми. При рулении вследствие возбуждаемых упругих колебаний конструкции ускорения на концах крыла в 2—3, а в хвостовой части фюзеляжа примерно в 2 раза больше, чем в центре тяже сти самолета. Взлетно-посадочная полоса обычно бывает более ровной, чем рулевая дорожка. Однако скорость при взлете больше, чем при рулении. Поэтому уровни вибраций при взлете и при рулении по неровной поверхности остаются примерно оди наковыми.
При первых ударах на посадке возникают неустановившиеся колебания конструкции.
Приращение перегрузки в центре тяжести самолета и других местах конструкции может быть значительным и зависит глав ным образом от скорости снижения перед посадкой. Послепосадочный пробег самолета не вносит существенной разницы в ко лебания конструкции по сравнению с колебаниями, возникаю щими при разбеге самолета перед взлетом. Колебания частей самолета на грунтовой взлетно-посадочной полосе значительно больше, чем «а бетонированной.
На современных самолетах элементы конструкции планера подвергаются воздействию акустических нагрузок. Основным ис точником шума на летательных аппаратах являются их двига-
16
тели. С ростом мощностей двигателей возрастают и шумы. Шум возникает при перемешивании частиц струи горячего газа с окружающим воздухом. Интенсивность шума в точках, достаточ но удаленных от границ струи (в дальнем звуковом поле1), примерно пропорциональна восьмой степени относительной ско рости истечения струи и площади ее сечения на срезе сопла. Амплитуда звукового давления возрастает пропорционально чет вертой степени относительно скорости истечения. Для прочности
конструкции |
наибольшее |
зна |
д В |
|
|
|
|
|
|
||||
чение имеют акустические дав |
|
|
|
|
|
|
|||||||
ления |
в |
ближнем |
звуковом |
|
|
|
|
|
|
|
|||
поле. Спектры звуковых давле |
|
|
|
|
|
|
|
||||||
ний |
от |
реактивной |
струи |
|
|
|
|
|
|
|
|||
сплошные, с малым измене |
|
|
|
|
|
|
|
||||||
нием их уровней в широком |
|
|
|
|
|
|
|
||||||
диапазоне |
частот |
от / = 2СН-30 |
|
|
|
|
|
|
|
||||
до 10 000—12 000 Гц. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
Наиболее интенсивные аку |
|
|
|
|
|
|
|
||||||
стические |
давления |
возникают |
|
|
|
|
|
|
|
||||
у среза сопла или вблизи него. |
Рис. 10. График изменения общих |
||||||||||||
По мере |
удаления |
от |
среза |
уравнений звукового |
давления вдоль |
||||||||
сопла |
уровень |
акустических |
выхлопной струи |
газов |
реактивного |
||||||||
двигателя на пассажирском самолете: |
|||||||||||||
давлений уменьшается и одно |
/—на расстоянии ~ 2 ,5 |
мм от |
обшивки |
||||||||||
временно уменьшается частота |
фюзеляжа при |
работе |
двигателя |
на обо |
|||||||||
наиболее |
интенсивных колеба |
ротах «=4700 об/мин; 2, 3, 4—вблизи струи |
|||||||||||
ний (рис. 10). Непосредст |
на |
противоположной |
от |
фюзеляжа сторо |
|||||||||
не |
при работе |
двигателя |
соответственно |
||||||||||
венно у среза сопла пульсации |
на |
оборотах «=4700, |
4400 |
и 4200 об/мин |
|||||||||
давления |
имеют |
частоты /= |
|
|
|
|
|
|
|
||||
= 5000-^8000 |
Гц, а на расстоя |
|
|
|
|
|
|
|
нии 3—4 м от среза сопла /=100-^500 Гц.
В связи с этим наибольшим акустическим нагрузкам подвер гаются элементы конструкции, находящиеся в непосредственной близости от источника шума — потока газов, вытекающих из сопла двигателя. Отмечено также, что при работе двигателей на земле угол границы струи увеличивается по сравнению с углом границы струи в полете и граничная поверхность струи прибли жается к поверхности самолета, в частности к поверхности фю зеляжа, что приводит к увеличению уровня акустических нагру зок при работе двигателей на земле. Так как при этом скорость струи относительно воздуха максимальна, то режим работы двигателей на земле, как правило, оказывается наиболее небла гоприятным фактором для прочности [7].
Вблизи обшивки звуковое давление больше, чем вблизи выхлопной струи при отсутствии препятствия. Для плоских по-
1 Дальнее звуковое поле характеризуется расстоянием от источника зву ка (от границ реактивной струи), равным или меньшим длццы пппнп__для
исследуемой частоты звуковых колебаний; если это расстоянт г меньше дтЛныкн. я
волны звуковых колебаний, звуковое поле называется ближн м.нау Hv>'r л' нич ч ц
в I '( п.о она О Г: С
0 .;ЗЕМГГД?Р
ЧИТГ Лч. " Г О OAJ
верхностей, размеры которых больше длины волны звуковых колебаний, величина давления примерно удваивается по сравне нию с давлением в свободном пространстве. Для криволинейных поверхностей эта величина возрастает примерно на 50 %• Звуко вые давления внутри самолета вблизи обшивки имеют макси мум в определенных полосах частот, соответствующих собствен ным частотам колебаний ее панелей. Общий уровень звукового давления на внешней поверхности реактивного истребителя до стигает 160—170 дБ. У пассажирских реактивных самолетов общий уровень звуковых давлений внутри самолета на 20—25 дБ ниже, чем снаружи обшивки.
Для самолетов с турбовинтовыми двигателями существенны ми источниками являются воздушные винты. Уровень шума от реактивной струи двигателей у этих самолетов меньше, чем у реактивных самолетов. Интенсивность шума от воздушных вин тов зависит главным образом от окружной скорости вращения концов лопастей. Спектр шума — почти дискретный с преобла данием составляющих, соответствующих гармоникам угловых скоростей вращения винта.
Величина звукового давления при увеличении расстояния от винта уменьшается примерно по гиперболическому закону. Вследствие этого максимальные давления наблюдаются в точ ках фюзеляжа, наиболее близких к концам лопастей винта, в плоскости его вращения. Общий уровень звукового давления снаружи обшивки у пассажирских самолетов с турбовинтовыми двигателями составляет 140—150 дБ на участке фюзеляжа 1,5—2,0 м по обе стороны от плоскости вращения винтов внут ренних двигателей многомоторных самолетов. Влияние внешних силовых установок на величину звукового давления на поверх ности фюзеляжа незначительно (порядка 10—20% от суммы давлений). С ростом оборотов винта величина давления растет примерно по параболическому закону. При постоянных оборотах давление пропорционально углу установки лопасти (в диапазоне 10—20°). На установившемся режиме работы двигателя пульса ции давления довольно стабильны.
При несинхронной работе правого и левого внутренних двига
телей суммарные максимальные пульсации давления |
происхо |
|||||||
дят с биениями, при этом максимальные |
давления |
могут быть |
||||||
чрезмерно большими. С ростом скоростного |
напора q шум |
|||||||
пограничного слоя возрастает |
примерно в соответствии с зави |
|||||||
симостями: |
P » 0,006<7 — для |
дозвуковой |
скорости |
полета и |
||||
Р»0,003<7 |
для сверхзвуковой |
скорости полета. |
Спектр |
шума |
||||
пограничного слоя — сплошной с широким диапазоном |
частот |
|||||||
вплоть до частоты порядка 50 000 Гц. С увеличением |
толщины |
|||||||
пограничного слоя (по длине фюзеляжа или хорде |
крыла) час |
|||||||
тота максимальных уровней звуковых |
давлений |
уменьшается. |
||||||
Максимум |
давлений соответствует |
диапазону |
частот |
300— |
||||
2400 Гц. |
|
|
|
|
|
|
|
|
18
Шум самолетов вызывает нагружение его элементов и прежде всего обшивки акустическими нагрузками. Под действи ем переменных звуковых давлений возникают акустические виб рации.
С изменением режима работы двигателей и полета изменя ются спектры давлений и напряжений в элементах конструкции. При этом изменяются в основном амплитуды колебаний (напря жений), частоты колебаний претерпевают малые изменения. Звуковые давления и, следовательно, акустические вибрации и переменные напряжения в элементах конструкции возрастают с увеличением мощности (тяги) двигателей. Увеличение скорости и высоты полета также ведет к увеличению акустических нагру зок.
Наибольшие уровни шума самолетов имеют место при работе двигателей на повышенных режимах. У дозвуковых реактивных самолетов при полете на крейсерском режиме уровень шума от реактивной струи двигателя составляет около 10% от уровня шума при взлете. Поэтому повышенные звуковые давления дей ствуют в течение 1—2% времени полета.
У сверхзвуковых самолетов время действия повышенных зву ковых давлений значительно больше. У турбовинтовых самоле тов уровень звукового давления также меняется с изменением режима работы двигателей. Однако обороты винтов остаются при этом практически постоянными и относительно высокий уро вень акустических напряжений фюзеляжа в зоне вращения вин тов сохраняется в течение всего времени полета. Значительные вибрации с частотами, соответствующими винтовым гармони кам, возникают также на хвостовом оперении, поскольку у не которых самолетов оно находится в струе от винтов или вблизи нее.
Амплитуда и частота акустических давлений от струи реак тивного двигателя на одном и том же режиме работы двигателя и, следовательно, шум представляют собой случайный процесс.
В будущем в связи с увеличением мощности двигателей мож но ожидать дальнейшего увеличения уровня акустических нагру зок. Как уже указывалось, акустические давления характеризу ются весьма широким спектром частот (/=10-^-20 000 Гц). Поэтому, если вызываемые ими повторные напряжения превы шают или близки к пределу выносливости, то усталостное раз рушение может наступить довольно быстро. Если даже повтор ные напряжения от акустических давлений оказываются ниже предела выносливости, они могут сократить допустимый срок службы, если кроме них, на конструкцию действуют значитель ные повторные напряжения, вызванные другими нагрузками.
Увеличение скоростей полета привело к увеличению нагру зок, вызванных нагревом конструкции. В полете при обтекании элементов конструкции планера частицами воздуха, примыкаю
19