9.2. Нормы прочности и жесткости 200912

Одними из важнейших условий безопасности полетов являются достаточные прочность и жесткость конструкции летательного аппарата, которые нормируются в «Нормах прочности» и других регламентирующих документах¹. Сделано это для того, чтобы установить единый подход к определению нагрузок, действующих на самолет, его части и агрегаты. Нормы прочности создавались коллективами ЦАГИ и КБ при участии таких ученых, как В. П. Ветчинкин, А. И. Макаревский, С. Н. Шишкин, В. Н. Беляев и др., на основе учета опыта проектирования, постройки и эксплуатации самолетов и специальных НИР.

Нормы прочности задают общий уровень (норму) прочности самолета, нагружение его основных частей и агрегатов и условия проверки их прочности при испытаниях.

Нормы прочности устанавливают следующее [1]:

1. Достаточную степень прочности для различных типов самолетов, которая обеспечивает приемлемо малую вероятность разрушения аппарата при заданных для него режимах полета, взлета, посадки. Эта степень прочности задается через предельные максимально допустимые в эксплуатации параметры нагружения: п^э_max, п^э_min = –0,5 п^э_max, q_mах, q_{mах max}.

2. Эксплуатационную, т. е. наибольшую допустимую в эксплуатации, нагрузку Р на основные части самолета.

3. Коэффициенты безопасности f, которые показывают отношение разрушающей нагрузки Р_разр к эксплуатационной Р_экспл для основных частей и агрегатов самолета.

С увеличением значений п^э_max и f растет масса конструкции, но при этом можно улучшить маневренные свойства самолета и снизить вероятность разрушения его в полете.

Нормы прочности по маневренным характеристикам делят все самолеты на три класса:

Класс А – маневренные самолеты (истребители, спортивные самолеты). К ним не предъявляются требования большой дальности и грузоподъемности. Значения п^э_max определяются требованиями маневренности и ограничиваются физиологическими возможностями летчика: п^э_mах = 8–9.

Класс Б – ограниченно маневренные самолеты, обладающие ограниченными маневренными свойствами и имеющие по сравнению с самолетами класса А повышенную дальность и грузоподъемность (фронтовые бомбардировщики, штурмовики, тактические разведчики). Здесь п^э_mах принимается большим из значений п^э_mах при маневре или в болтанку.

Класс В – неманевренные самолеты, самолеты большой дальности и грузоподъемности (дальние бомбардировщики, разведчики и пассажирские самолеты). Для этого класса самолетов определяющими прочность являются нагрузки в болтанку и п^э_mах = п^э_{mах (б)} = 2,5–3,5.

Максимальный скоростной напор q_mах и максимально допустимый скоростной напор q_{max max} определяют нагрузки на части и агрегаты самолета: крыло, оперение, капоты, воздухозаборники двигателей, крышки люков, рулевые поверхности, тормозные щитки и т. п., и используются при расчетах их прочности.

Для каждого самолета в зависимости от его массы, класса и величины q_mах задаются исходные данные для определения п^э_mах, п^э_min, п^э_{mах (б)}, п^э_{min (б)}. Зная п^э_mах, можно определить максимальные величины подъемной силы Y_max = п^э_mах G. Но этого недостаточно для расчета на прочность. Для того чтобы в процессе эксплуатации в конструкции не возникли остаточные деформации, препятствующие ее дальнейшей нормальной работе, конструкцию рассчитывают на разрушающие нагрузки, большие, чем эксплуатационные, в f раз:

где п^р – значение расчетной перегрузки.

Одним из важнейших критериев прочности самолета является его расчет на действие разрушающих нагрузок. Это позволяет обеспечить необходимую надежность конструкции. Однако в процессе эксплуатации на самолет и его части действуют различные по величине и повторяемости нагрузки, являющиеся причиной большого числа разрушений конструкции в эксплуатации.

При действии n^э и Р^э не должно быть заметных остаточных деформаций и потери устойчивости силовых элементов конструкции. Соответственно случаям нагружения определяется расчетная разрушающая перегрузка п^р или расчетная разрушающая нагрузка Р^р на части конструкции самолета до достижения величин п^р и Р^р конструкция не должна разрушаться [6]:

1. При действии Р^э максимальные напряжения (местные, в наиболее нагруженных точках конструкции) не должны вызывать остаточных деформаций _р ≥ 0,2 %. Максимальные напряжения возникают у концентраторов, поэтому деформация _р = 0,2 % является локальной; практически можно считать, что общие деформации конструкции до этого подчиняются закону Гука. Не должно быть потери устойчивости и таких деформаций конструкции, которые приводят к искажению аэродинамических форм или нарушению работы управления.

Условие прочности имеет вид:

Р^э < Р_доп или ^э < _доп,

где ^э – эксплуатационное напряжение (от действия нагрузки), по которому проверяется прочность; в отдельных случаях это может быть касательное ^э или приведенное (по третьей теории прочности) напряжение ^э_прив; Р_доп, _доп – допускаемые нагрузка и напряжение; это допускаемые характеристики прочности конструкции, определяемые указанными выше требованиями. Допускаемое напряжение берется равным пределу текучести _т = _0,2 (или _т), а для элементов, теряющих устойчивость, – критическому напряжению _к (или _к).

2. До достижения Р^р не должно происходить окончательного разрушения частей конструкции; они должны сохранять способность выдерживать повышение нагрузки. Условие прочности имеет вид:

Р^р  Р_разр или ^р  _разр,

где ^р (или ^р, ^р_прив) – расчетное напряжение (от действия Р^р); Р_разр, _разр – характеристики прочности при разрушении конструкции (разрушающие нагрузка и напряжение); разрушающее напряжение равно _в (или _в), а для элементов, теряющих устойчивость, это значение берется на основе испытаний в пределах от _к до _в (или от _к до _в).

Приведенные требования отражаются на значениях коэффициента безопасности, принятых в нормах прочности.

В детали, размеры которой подобраны по условию прочности _в, напряжение от Р^р будет ^р = _в; при Р^э оно будет равно ^э = .

Для выполнения условия ^э < _т необходимо, чтобы было < _т или f > . Для современных авиационных металлов  1,3. Этим обосновано наименьшее допустимое значение f = 1,3.

Обычно f = 1,5–2,0 (большее значение для наиболее ответственных элементов конструкции и для часто повторяющихся нагрузок, действующих продолжительное время). Такие значения коэффициента безопасности перекрывают возможные неточности в производстве, определении значений п^э_mах, выдерживании прочностных характеристик материалов и т. д. [6].

Прочность конструкции при повторных нагрузках определяет продолжительность работы конструкции до начала ее разрушения [4], ее усталостный ресурс. Поэтому еще одним из критериев прочности является обеспечение усталостного ресурса (чисел часов налета и посадок до разрушения).

Для расчета самолета надо знать не только величину, но и распределение нагрузок по различным его частям в различных положениях самолета в полете и при посадке. В связи с этим нормы прочности предусматривают ряд расчетных случаев, соответствующих положениям самолета, при которых возникают наиболее тяжелые случаи нагружения его основных частей и агрегатов в полете и при посадке.

В качестве примеров на рис. 9.6 показано распределение нагрузок по хорде крыла для случаев А, А', в и С, а на рис. 9.7 – положения самолета в полете, соответствующие расчетным случаям А, А', В, С, D, D'. Из сравнения распределения нагрузок, в случае А' крутящий момент крыла будет больше, чем в случае А, из-за более заднего расположения центра давления, а в случае В (при отклоненных элеронах) ЦД смещен еще больше назад; здесь большие крутящие и изгибающие моменты крыла. Случай А (п^э = п^э_mаx, c_y = c_{y max}) имеет место при выполнении горки, выходе из планирования, при действии вертикального порыва воздуха в горизонтальном полете; случай А' (п^э = п^э_mах; q = q_maх) возможен при выходе из пикирования; случай В (п^э = 0,5п^э_mах, q = q_maх) – при полете на малых углах атаки с отклоненными элеронами; случай С (с_уа = 0, п^э = 0) – при пикировании с отклоненными элеронами. Как видно, крыло в этом случае нагружено большим крутящим моментом (рис. 9.6). Для случаев D и D', характерных для входа самолета в пикирование и полета самолета на отрицательных углах атаки, п^э_min = –0,5n^э_mах.

Рис. 9.6. Распределение воздушной нагрузки

вдоль хорды крыла для различных случаев нагружения

Рис. 9.7. Основные расчетные случаи

нагружения крыла и соответствующие им

возможные траектории полета [1]

Нормы жесткости регламентируют допустимые деформации частей самолета: допустимые прогибы, углы крутки и т. д., а также величины критических скоростей аэроупругих явлений.

В полетных случаях нормы прочности задают перегрузку п^э, а также q или с_у для определения подъемной силы крыла (рис. 9.8).

Сводка величин, характеризующих основные полетные случаи нагружения норм прочности самолетов, приведена в табл. 9.3 [6].

Для нахождения нагрузок на крыло и определения незаданных параметров в полетных случаях нагружения используется зависимость:

Y^a = n^эG = c_уSq.

c_{y max}

(c_{y max})

(c_{y min})

c_{y min}

с(c_y = 0)

Рис. 9.8. Случаи нагружения норм прочности [6]

Таблица 9.3