Партнерский проект с компанией Руспроектэксперт

Тел.: 8-495-771-14-07

Проектирование


ОБЩАЯ ОЦЕНКА ЭКСПЛУАТАЦИОННОЙ ПРОЧНОСТИ САМОЛЕТА

Для безопасности полетов самолетов в процессе их проектирования, производства и эксплуатации необходимо обеспечить прочность элементов их конструкции в условиях воздействия всей совокупности эксплуатационных нагрузок и других разрушающих факторов (температура, коррозия), т. е. обеспечить эксплуатационную прочность самолетов.





Аналогично можно вывести формулу для величины перегрузки при выполнении самолетом маневра в горизонтальной плоскости.

Кроме маневренных нагрузок, на элементы конструкции планера действуют нагрузки, вызванные порывами ветра. В атмосфере всегда имеются воздушные потоки различных направлений, которые Обусловливаются рельефом местности, облачностью, неравномерным нагревом воздуха и другими причинами. Перегрузки, вызванные порывами от восходящих и нисходящих потоков, могут достигать величины пу = + 5ч—3. С учетом этих перегрузок в основном и рассчитываются на прочность элементы конструкции планера тяжелых (не маневренных) самолетов.

Предположим, что на самолет, находящийся в горизонтальном полете и движущийся со скоростью V, подействовал вертикальный порыв ветра со скоростью и (рис. 1.8). В результате поддува скорость потока изменитея по величине и направлению и будет равна


Следовательно, подъемная сила изменится в основном вследствие дополнительно образовавшегося прироста подъемной силы в результате увеличения угла




Аналогично можно было бы рассмотреть возникновение дополнительных перегрузок от нисходящего, а также от горизонтального порыва ветра. Следует иметь в виду, что нагрузки элементов конструкции планера самолета во многом зависят от характера выполняемого полета.

Увеличение скоростей полета современных самолетов привело к увеличению нагрузок, вызванных нагревом конструкции. Источниками нагрева самолета могут быть двигательные установки, выхлопные газы, атмосферная и солнечная радиации и аэродинамический нагрев, обусловленный торможением воздушного потока о поверхность самолета во время его полета. Одновременно с нагревом происходит рассеивание тепла вследствие его излучения самолетом. Наиболее существенным является аэродинамический нагрев, так как он охватывает всю поверхность самолета и увеличивается с ростом скорости полета. Остальные источники нагрева имеют обычно местное значение, а солнечной и атмосферной радиациями в связи с их малыми значениями можно пренебречь до высоты 50 км.

Рассмотрим более подробно аэродинамический нагрев самолета. Известно, что абсолютная температура пограничного слоя Г в точке полного торможения воздушного потока равна


При полете у земли с числом М~3,0 температура Т и точке полного торможения приблизительно равна 400° С. Следовательно, в результате значительного нагрева элементов конструкции планера при полетах на больших числах М может произойти снижение их проч- постных характеристик.

Помимо маневренных нагрузок и нагрузок, вызванных порывами ветра или нагревом конструкции, на элементы конструкции планера современных самолетов действуют еще значительные нагрузки, возникающие при взлете и посадке. Например, на шасси действуют силы реакции земли, которые возникают при взлете и посадке самолета, а также при его движении по аэродрому. Величина сил и их направление зависят от скорости приземления и качества посадки, направления и силы ветра, характера движения самолета по земле, степени неровности аэродрома и жесткости амортизации. Силы реакции земли распределяются на шасси по-разному, в зависимости от характера посадки и движения самолета по земле.

Для элементов конструкции планера современного самолета характерно увеличение количества и величины нагрузок, а также повышение уровня динамических нагрузок. Большие нагрузки, вызванные упругими колебаниями конструкции, испытывают крепления наружных подвесок. Так, при взлетах и посадках вертикальные перегрузки в местах подвесок иа крыле могут быть больше вертикальных перегрузок в центре тяжести самолета в 5—10 раз и более.

Увеличение уровня динамических нагрузок при взлете и посадке, маневренных нагрузок и нагрузок от порывов ветра объясняется снижением относительных жесткостей элементов конструкции современных самолетов, увеличением их веса и габаритов, изменением конструктивных форм (тонкое стреловидное крыло, длинный фюзеляж), увеличением скоростей полета, взлета и посадки.

Следовательно, с ростом скоростей полета, а также в результате уменьшения собственной частоты колебаний при определенной скорости полета частота вертикальных порывов (особенно циклических) может быть близкой к собственной частоте колебаний конструкции, что вызовет увеличение нагрузок, зависящих от порывов ветра.

Для элементов конструкции планера современных самолетов характерно также увеличение вибрационных нагрузок. Вибрации элементов конструкции планера происходят в широком диапазоне частот (v = I ч—400 гц) с различными амплитудами, которые зависят от частот собственных колебаний частей самолета, а также от возбуждающей частоты. Максимальные колебания элементов конструкции планера самолета наблюдаются при работе двигателей на земле, при взлете и посадке, а также при срыве потока с обтекаемых поверхностей самолета на числах М, близких к предельным. При взлете и посадке в основном преобладают низкочастотные вибрации, а при полетах на больших скоростях — высокочастотные.

Вибрационные нагрузки вызываются:

— срывами потока с обтекаемых поверхностей, в результате которых возникают аэродинамические колебания, имеющие частоты, равные или близкие к собственным частотам колебаний самолета или его отдельных частей (v — 400—1000 колебаний в минуту);

— неуравновешенностью ротора двигателя и различных агрегатов оборудования и систем самолета; колебания элементов конструкции планера происходят при этом с частотами v — 50-200 гц; амплитуды колебаний а невелики, однако величина вибрационных перегрузок, определяемых при гармоническом характере колебаний по формуле / = достигает больших значений (5g—I0g); кроме того, значительные вибрации элементов конструкции планера, и особенно хвостового оперения, самолета могут быть вызваны воздействием отраженной от земли воздушной струи двигателей на оперение и хвостовую часть фюзеляжа; эти колебания наблюдаются при работе двигателя на земле, взлете и посадке;

— массовой и аэродинамической неуравновешенностью винтов из-за неправильной весовой балансировки и ошибок в углах установки лопастей;

— динамическими нагрузками при стрельбе из бортового оружия;

автоколебаниями рулей и элеронов из-за влияния lid них систем управления (автопилоты, гидроусилители и др.).

Все перечисленные вибрации приводят к значительным нагрузкам па элементы конструкции планера и в сочетании с другими нагрузками вызывают снижение статической выносливости, а следовательно, технического ресурса элементов конструкции планера и эксплуатационной надежности авиационной техники. В некоторых случаях вибрации элементов конструкции планера могут принести к трещинам и разрушениям элементов конструкции планера самолета, а также к отказам и дефектам агрегатов оборудования и систем.

Необходимо также отметить, что на современных реактивных скоростных самолетах пульсирующие акустические давления, создаваемые реактивной струей турбореактивных двигателей, могут вызвать деформации обшивки и некоторых элементов конструкции планера. При этом если вдали от источника звука сила звука уменьшается примерно обратно пропорционально квадрату расстояния, то вблизи источника ее изменение происходит по более сложной зависимости. Поэтому попытки уменьшить общий уровень акустических давлений на поверхности конструкции путем удаления ее от границы струи не всегда являются достаточно эффективными.

В будущем в связи с увеличением мощности двигателей можно ожидать дальнейшего увеличения уровня акустических нагрузок.

Акустические давления характеризуются весьма широким спектром частот (v = 10-f-10 ООО гц). Поэтому если вызываемые ими повторные напряжения превышают предел выносливости или близки к нему, то усталостное разрушение может наступить довольно быстро. Если даже повторные напряжения от акустических давлений оказываются ниже предела выносливости, они могут сократить допустимый срок службы.

Для достижения эксплуатационной прочности планера самолетов необходимо обеспечить:

— статическую прочность элементов конструкции (при максимально допустимой эксплуатационной перегрузке) ;

— прочность элементов конструкции планера при повторных нагрузках (при многократно повторяющихся эксплуатационных нагрузках);

— прочность элементов конструкции планера при воздействии вибрационных и акустических нагрузок;

— динамическую прочность конструкции.

Требования статической прочности сводятся к обеспечению прочности планера самолета при однократной статической расчетной нагрузке, т. е. к тому, чтобы эксплуатационные нагрузки (например, нагрузки при грубой посадке, при маневре с максимальной перегрузкой, при сильной болтанке) не вызывали в конструкции остаточных деформаций, а разрушающая нагрузка была бы равна расчетной.

Идеально выполненной можно считать такую конструкцию, у которой максимальная эксплуатационная нагрузка соответствует напряженному состоянию при пределе упругости конструкции. Однако установить предел упругости при испытаниях очень трудно, и критерием статической прочности конструкции планера самолета считаются статические испытания до разрушения. Поэтому разрушающая нагрузка должна быть всегда боль ше эксплуатационной (YVAav>YWCIin). Число, равное отношению разрушающей нагрузки к эксплуатационной, называется коэффициентом безопасности с:


Чем больше коэффициент безопасности fc, тем надежнее конструкция, но это увеличение приводит к перетяжелению конструкции» а следовательно, к снижению летных данных самолета.

Коэффициенты безопасности для различных силовых элементов конструкции различны, они задаются нормами прочности и колеблются обычно в пределах от 1,5 до 2,0.

Для обеспечения статической прочности элементов конструкции планера самолета при его проектировании производятся прочностные расчеты как всего планера самолета, так и его отдельных элементов конструкции. Расчеты производятся в соответствии с нормами прочности, которые регламентируют величины и характер распределения нагрузок для отдельных частей самолета при различных режимах полета и посадки, а также величину коэффициента безопасности /с. Величина нагрузки нормируется коэффициентом максимально допустимой эксплуатационной перегрузки, устанавливаемым в зависимости от назначения самолета, его веса и скорости полета, и является наибольшим из возможных. Для учета наиболее тяжелых загружений отдельных частей самолета предусмотрен ряд расчетных случаев.

С целью проверки статической прочности планера самолета проводятся статические испытания с применением рычажной системы. Для этого самолет подвешивают, а отдельные его части крепят к специальным стендам или к поверхности самолет. Перед контрольным испытанием конструкцию предварительно нагружают силой, равной 30—40% расчетной (обтягивают), после чего поэтапно загружают до наибольшей эксплуатационной нагрузки с последующей разгрузкой до первоначального состояния. При этом после снятия нагрузки проверяют видимые остаточные деформации. Затем конструкцию доводят до разрушения. Конструкция считается удовлетворяющей статической прочности, если разрушающая нагрузка больше расчетной, а разрушения элементов конструкции (местные) начинаются при нагрузках выше эксплуатационных.

Появление неисправностей элементов конструкции планера самолета, вызванных многократно приложенными эксплуатационными нагрузками, не превышающими максимальные, привело к необходимости обеспечения статической выносливости (прочности при повторных нагрузках) элементов конструкции планера. Объясняется это следующим.

1. Увеличением общего срока службы самолета (налета и количества взлето-посадок). Так, современные пассажирские и транспортные самолеты имеют налет, измеряемый десятками тысяч часов. Большой налет имеют также военные самолеты. Увеличение налета самолетов вызывает увеличение количества нагрузок, испытываемых элементами конструкции планера п течение эксплуатации.

2. Ростом скоростей полета, взлета и посадки. Так, если в 1909 г. рекордные скорости полета самолетов составляли 55—65 км!час, то в 1959 г. уже 2300— 2500 км/час. С увеличением скорости полета увеличились скорости взлета и посадки, что привело к повышению частоты нагружений (количество нагружений в единицу времени), количества и величины нагрузок.

3. Повышением прочности применяемых в самолетостроении сплавов (увеличением временного сопротивления.

4. Снижением существовавшего «запаса» статической выносливости конструкции. Проведенными исследовательскими работами уточнены расчетные случаи, что привело к значительному приближению действительных нагрузок к расчетным. Кроме того, для современных скоростных самолетов при полетах с числом 2М и более кинетический нагрев конструкции становится существенным и вызывает ухудшение характеристик статической выносливости, что значительно может снизить технический ресурс планера самолетов.

Прочность при многократно повторяющихся нагрузках названа статической потому, что маневренные нагрузки и нагрузки от порывов ветра нарастают и убывают плавно и сравнительно медленно по сравнению с вибрационными и их практически можно считать статическими. Этот термин указывает также па сходство данного вида прочности с известным видом динамической прочности — вибропрочностью, или выносливостью. Однако он не является тождественным выносливости.

Требование обеспечения минимального веса самолетных конструкций приводит к значительному повышению допустимых напряжений в условиях эксплуатации и снижению их сроков службы, что существенно меняет метод подхода к обеспечению вибрационной прочности и статической выносливости элементов конструкции планера самолетов. Опыты показали, что основные элементы конструкции планера самолета, от которых в основном зависит статическая прочность, вибрационные нагрузки в подавляющем большинстве случаев переносят безболезненно. При этом предполагается отсутствие в процессе эксплуатации автоколебаний элементов конструкции планера самолета.

Длительность жизни самолета весьма ограничена вследствие «морального» старения, вызванного быстрым развитием и совершенствованием новых конструкций. Кроме того, самолеты, у которых элементы конструкции планера были бы рассчитаны на неограниченно длительную работу, вряд ли смогли бы подняться в воздух при двигателях, устанавливаемых на них в настоящее время. Следовательно, самолетные конструкции рассчитываются на ограниченный срок службы, в связи с чем в их элементах допускаются напряжения от повторных эксплуатационных нагрузок значительно выше предела выносливости. Однако нужно иметь в виду, что эффект действия на конструкцию вибрационных нагрузок, вызывающих усталость металла, по некоторым признакам похож на эффект действия повторных статических нагрузок.

Основной причиной усталостных разрушений в металлических конструкциях, по современным взглядам, считается появление в некоторых кристаллах, из которых состоит всякий конструкционный сплав, пластической деформации, в то время как в остальной массе металла (в остальных его зернах) деформации при данной нагрузке являются вполне упругими. Поэтому средние напряжения в образце (детали) могут и не превосходить предела упругости металла, но многократное повторение нагрузки может привести в зернах, в которых начались сдвиги, к увеличению этой деформации и вовлечению в нее соседних зерен. В дальнейшем при достаточно высоком повторном напряжении с увеличением количества нагрузок пластическая деформация может нарастать, в связи с чем возникнет микротрещина, которая в свою очередь вызовет дополнительную концентрацию напряжений. При увеличении количества нагрузок трещина будет расти и в конечном итоге приведет к разрушению детали.

Статическая прочность и статическая выносливость различаются между собой по влиянию на них различных факторов и по характеру разрушения. Прежде всего вероятность разрушения от однократной нагрузки практически равна нулю, вероятность же разрушения от повторных нагрузок близка к единице. В процессе эксплуатации самолет подвергается достаточно большому числу малых и средних нагрузок, а из условий статической выносливости конструкция самолета может выдержать ограниченное число нагрузок. Из этого следует, что каждый самолет при достаточной продолжительности эксплуатации должен разрушиться, т. е. вероятность разрушения от повторных нагрузок практически равна единице.

Кроме того, с повышением прочности применяемых материалов (с увеличением временного сопротивления аь) статическая прочность практически сохраняется, а статическая выносливость при тех же коэффициентах повторной нагрузки Кп уменьшается.

Обычная концентрация напряжений, особенно образцов из высокопрочных материалов, незначительно (на 3—10%) уменьшает статическую прочность, а статическая выносливость при этом снижается в несколько раз (в 3—7 раз).

Значительное влияние на статическую выносливость оказывает предварительное перенапряжение (нагрузкой, превышающей по абсолютной величине последующие нагрузки, но не вызывающей остаточных деформаций). В то же время на статическую прочность предварительное перенапряжение практически не влияет. Исследованиями также установлено, что разрушения от однократной и повторных нагрузок очень часто происходят в разных местах (рис. 1.9). Кроме того, при разрушении образцов повторными нагрузками в месте появления трещин деформаций практически не бывает, а при разрушении однократной нагрузкой они оказываются довольно значительными. На рис. 1.10 слева показана эпюра деформаций при разрушении пластин растяжением однократной, а справа — повторными нагрузками.

Следует отметить, что определенной зависимости между снижением статической прочности и статической выносливости не установлено. Нагрузка, приложенная к образцу или к конструкции много раз, вызывает сравнительно малое снижение статической прочности. Поэтому проверку оставшегося технического ресурса конструкций, находившихся в эксплуатации, методом определения статической прочности нельзя считать надежной.

Для обеспечения прочности элементов конструкции планера от воздействия повторных нагрузок производят расчеты и лабораторные испытания на повторные нагрузки.

При расчетах используются статистические данные повторяемости перегрузок в центре тяжести однотипных самолетов. Эти данные получают путем измерений перегрузок и статистической обработки их результатов. Статическая выносливость элементов конструкции планера рассчитывается по теории суммирования повреждений:



Для проверки прочности элементов конструкции планера под воздействием повторяющихся в эксплуатации нагрузок при постройке нового образца самолета основные силовые элементы конструкции планера подвергаются испытаниям на повторные нагрузки. Если при таких испытаниях обнаруживается недостаточная статическая выносливость каких-либо узлов, то они перепроектируются. В результате расчетов и испытаний выбираются наилучшие варианты конструкции, обеспечивающие необходимые статические прочность и выносливость. После постройки опытного образца самолета, кроме статических испытаний, проводятся испытания на повторные нагрузки всего самолета (рис. 1.11).

При испытаниях самолета на повторные нагрузки, как правило, измеряются напряжения в основных силовых узлах планера. При этом выявляются слабые места конструкции (при необходимости их усиливают или перепроектируют), определяется время распространения начальных повреждений, улучшается конструкция с целью возможности обнаружения в эксплуатации повреждений еще до того момента, когда повреждение достигает катастрофического размера. Помимо этого, на основании результатов статических испытаний и испытаний на повторные нагрузки всего самолета разрабатывается технология и периодичность контроля за состоянием планера для предупреждения разрушений от действия повторных нагрузок. При испытаниях решается также вопрос о возможности и целесообразности ремонта планера с целью восстановления статической выносливости. Испытания на повторные нагрузки производятся по программам, наиболее соответствующим нагружениям элементов конструкции планера в процессе эксплуатации.


Отдельные части и агрегаты самолета {сварные подмоторные рамы, сварные баки и др.) в процессе эксплуатации подвергаются значительным вибрационным нагрузкам, а некоторые элементы конструкции самолета (обшивка фюзеляжа, крыла и оперения) — акустическим нагрузкам от сильного источника шума — струи из реактивного сопла. Поэтому для оценки эксплуатационной прочности элементов конструкции планера необходимо, кроме оценки статической прочности и прочности при повторных нагрузках, оценить также прочность от воздействия вибрационных и акустических нагрузок.

На определенных скоростях полета могут происходить колебания крыла и оперения. Так, колебания хвостового оперения (баффтинг) могут быть вызваны срывным обтеканием впереди лежащих частей самолета. Предотвратить их можно устранением причин срыва потока или соответствующим расположением оперения относительно крыла. Колебания крыла и оперения, вызванные воздушным потоком и деформациями, называются флаттером. В результате деформаций конструкции меняются углы атаки, а возникающие в данном случае дополнительные аэродинамические силы поддерживают колебания.

Автоколебания элементов конструкции планера самолета проверяются расчетом и лабораторными частотными испытаниями. При этом определяются частоты собственных колебаний частей самолета и разрабатываются конструктивные мероприятия по устранению опасных вибраций.

Динамические испытания проводятся в аэродинамических и динамических лабораториях или на копре (шасси).

Авиационные конструкции эксплуатируются в различных климатических условиях, их элементы подвергаются воздействию различных факторов, которые могут привести к разрушению антикоррозионного покрытия и к коррозии отдельных элементов. Коррозия может вызвать значительное снижение статической прочности, и особенно выносливости. Поэтому в процессе эксплуатации необходимо строго следить за состоянием элементов конструкции планера, не допуская коррозии и других повреждений, снижающих прочностные характеристики конструкции.

В результате проведенных расчетов статической прочности и статической выносливости, а также статических и динамических испытаний, испытаний на повторные нагрузки, исследований действующих на элементы конструкции планера самолета нагрузок и учета условий эксплуатации устанавливается достаточность статической прочности и жесткости конструкции планера самолета и долговечность его элементов конструкции, разрабатываются мероприятия по повышению эксплуатационной надежности последних как в серийном производстве, так и в процессе эксплуатации.

Техническая эксплуатация авиационной техники. М., Военное издательство, 1967.

Экспертиза

на главную