книги из ГПНТБ / Конструкция летательных аппаратов учебник

водности и удельные теплоемкость и вес материала.

Особенности конкретного процесса теплопроводности опреде­ ляются геометрическими формами конструкции и физическими величинами, влияющими на процесс, а также краевыми условия­ ми — временными (начальными) и граничными.

10. Вначале определим условия нагрева обшивки, которая не посредственно взаимодействует с окружающей средой. Для этого проинтегрируем (1.4) по координате у, направленной нормально к контуру срединной линии обшивки (фиг. 1.12 (координата х идет вдоль контура, a z — вдоль обшивки по размаху)

20

где <7k= °v(7'). — То5) — удельный тепловой поток от погранич­ ного слоя за счет конвективной теплоотдачи; %г — коэффициент теплоотдачи от воздушной среды к обшивке, зависящий от состояния пограничного слоя;

Т г = Т н (1 + 0,2гМ2) — абсолютная температура восстановления (°К) в пограничном слое около обшивки;

г — коэффициент восстановления температуры; Тн — температура окружающей среды;

qm = е о0 Т*6 — удельный тепловой поток излучения в окружаю­

щую среду; о0 и е — коэффициент излучения абсолютно черного тела и

степень черноты излучающей поверхности;

qc — рс Gc cos ф — удельный тепловой поток от солнечной радиа­ ции, зависящий от величины потока вдоль солнечных лучей Gc, коэффициента поглощения поверхности обшивки рс и угла ме­ жду направлением солнечных лучей и нормалью к поверхности

ду

У“ -

выполненная из материала с хорошей теплопроводностью, про­ гревается практически мгновенно, т. е. температура Т постоянна по толщине, имеем

аоб

2

_ _боб

т

Тогда (1.5) запишется так:

Величины ar и Tr, как правило, переменны. Толщина обшивки 80б также может меняться вдоль х и z. Это уравнение решается численным методом.

Уравнение (1.7) используется при выявлении температуры обшивки при неустановившемся режиме обтекания аппарата в полете, когда наблюдается нестационарный процесс теплообмена.

Если температура вдоль осей х или z меняется незначитель­ но, тепловыми потоками в соответствующих направлениях мож«

21

скоростью и на неизменной высоте наступает равновесное темпе­ ратурное состояние обшивки, когда в любой точке выполняется

ся в алгебраическое уравнение четвертой степени относительно 7*06. Это уравнение стационарного теплообмена решается гра­ фическим методом.

На фиг. 1.13 приведены найденные графическим методом ве­ личины равновесной температуры обшивки в функции числа М полета для высот Н = 0; 15; 30; 45 и 60 км при коэффициенте е =0,5 для турбулентного пограничного слоя. На этой же фигуре нанесены границы (горизонтальные прямые) предельно допусти­ мых из условий прочности температур для дюралюминия Д-16АТ, титанового сплава ВТ-5 и нержавеющей стали Я-1Т. Эти границы

~0. На высотах полета порядка 100 км и выше аэродинамиче­ ский нагрев практически отсутствует(^к==0)!тогДа из уравнения

(1.7) имеем

G c fie

Т'об—

е оо

22

12. Внутренние подкрепляющие элементы тонкостенной кон­ струкции не взаимодействуют непосредственно с окружающей аппарат средой, а получают или отдают тепло через обшивку. При неустановившемся режиме теплопроводности температура обшивки меняется во времени быстрее, чем температура под­ крепляющих элементов, и возникает неравномерное температур­ ное поле. При выявлении температурного поля путем решения уравнения (1.4) в качестве одного граничного условия для под­ крепляющих элементов может быть выбрано условие теплообме­

на на внешней поверхности обшивки (1.7). Второе граничное ус­ ловие устанавливается из физических представлений процесса теплообмена в конструкции. Например, в средней по высоте точ­ ке стенки лонжерона крыла (фиг. 1.14) при практически одинако­ вом нагреве верхней и нижней обшивки выполняется условие

дУ у - - н2

Уравнение (1.4) обычно решается методом численного инте­

та и характеристик конструкции. В частности, чем больше коэф­ фициент теплопроводности материала стенки X, тем быстрее и равномернее распределяется по ней тепло и тем меньше будет величина Д7'.

На фиг. 1.15 показан характер распределения температуры по поверхности вдоль профиля крыла при нестационарном нагреве.

23

Более сильный нагрев носка объясняется повышенной темпера­ турой воздуха вблизи области полного торможения потока и сравнительно небольшой теплоемкостью носка вследствие его малой толщины. Снижение температуры обшивки в местах ее подкрепления объясняется отводом части тепла в подкрепляю­ щие ее элементы (стрингеры, нервюры, лонжероны).

13. Неравномерность температуры приводит к появлению тем­ пературных напряжений. Так, в случае, показанном на фиг. 1.14, пояса лонжерона сжимаются, а стенка растягивается вдоль оси.

также отрицательно влияет на условия работы экипажа, обору­ дования, вооружения, топливной, гидравлической и других си­ стем. Все это требует применения специальных мероприятий по обеспечению нормальных условий работы и связано с увеличе­

для предотвращения или уменьшения температурных напряже­ ний н коробления применяют конструктивные связи между эле­ ментами, допускающие свободу температурных деформаций (см. п. 91). Кроме того, используют жаропрочные материалы с ма­ лым коэффициентом температурного расширения а, величина ко­ торого определяет уровень температурных напряжений, или со­ четание в конструкции материалов с рационально подобранными коэффициентами а (где температура выше, там надо ставить материал с меньшим коэффициентом а).

15. В тех случаях, когда указанных мероприятий оказывается недостаточно, можно ставить защитную теплоизоляцию, выпол­ ненную из материалов с малой теплопроводностью (см. п. 24). Она может быть наружной или внутренней (см. п. 89). С целью экономии веса теплоизоляционные слои стремятся включать в силовую схему конструкции.

Толщина слоя изоляции может быть подсчитана также по

24

уравнению (1.4) при одном граничном условии на поверхности соприкосновения с обшивкой и другом — на «свободной» по­ верхности теплоизоляции. При расчете должно быть учтено теп­ ловое сопротивление контакта между теплоизоляцией или под­ крепляющими элементами и обшивкой.

16. Наряду с теплоизоляцией применяется охлаждение кон­ струкции, которое может быть внутреннее конвективное (замкну­ того и испарительного типов), пористое и блокирующее (загра­ дительное) (см. п. 90).

Возможна также теплозащита с помощью покрытий из субли­ мирующих материалов.

В летательных аппаратах, у которых время полета сравни­ тельно невелико, для охлаждения обшивки и ее подкреплений можно использовать топливо, заливаемое в отсеки конструкции.

Этот способ не требует заметных дополнительных затрат веса на охлаждение, но возможен только в тех случаях, когда топливо прогревается максимум до температуры, допустимой из условий нормальной работы двигательной установки.

Тепловые потоки от двигателей, оборудования и других агре­ гатов имеют, как правило, местное значение и их стремятся лик­ видировать вблизи этих источников.

Для поддержания температуры, допустимой с точки зрения нормальной работы экипажа и систем (гидравлической, оборудо­ вания, боевых частей, двигателя и других), в соответствующих отсеках конструкции обеспечивают циркуляцию воздуха, охлаж­ даемого в холодильной установке (испарительной, турбохолодильной и др.).

Как правило, наилучший эффект с учетом весовых затрат и стоимости дает комплексное решение — охлаждение отсеков, ок­ руженных умеренным слоем теплоизоляции, включенной в си­ ловую схему конструкции.

§1.4. НОРМИРОВАНИЕ НАГРУЗОК. НОРМЫ ПРОЧНОСТИ

ИЖЕСТКОСТИ

Вцелях установления единого подхода к определению на­ грузок, действующих на летательный аппарат, его части и агре­

гаты, введены нормы прочности и нормы жесткости, обязатель­ ные для всех конструкторских бюро.

Нормы прочности и нормы жесткости составляются на осно­ вании учета опыта проектирования, постройки и эксплуатации летательных аппаратов, организованных в общегосударственном масштабе и на основании непрерывно ведущейся научно-иссле­ довательской работы. Нормы прочности создавались коллекти­ вами ЦАГИ н КБ при участии ученых Ветчинкина В. П., Мака­ ровского А. И., Шишкина С. Н., Беляева В. Н. и других.

17. Нормы прочности задают общий уровень (норму) прочно­ сти летательного аппарата, нагружение его основных частей и агрегатов и условия проверки их прочности при испытаниях.

25

Нормы прочности устанавливают:

а) достаточную степень прочности для летательных аппара­ тов различных типов, которая обеспечивает приемлемо малую вероятность разрушения аппарата при заданных для него режи­ мах полета, взлета, посадки. Эта степень прочности задается че­ рез предельные параметры нагружения:

гашах— максимально допустимую эксплуатационную перегруз­

ку; Пт\п— предельно допустимую отрицательную перегрузку;

<7шах— максимальный скоростной напор (соответствует макси­ мальной индикаторной скорости в горизонтальном по­ лете) ;

Ушах шах— максимально допустимый скоростной напор (соответ­ ствует предельной скорости, кратковременно достигае­ мой при совершении маневра

б) эксплуатационную, т. е. наибольшую допустимую в экс­ плуатации нагрузку на основные части аппарата;

в) коэффициенты безопасности, которые показывают отноше­ ние разрушающей нагрузки к эксплуатационной для основных частей аппарата.

18.Максимальные эксплуатационные перегрузки я^ах и я®]|п

для летательных аппаратов являются основными предельными параметрами нагружения. Они определяют величину эксплуата­ ционной нагрузки для большинства частей аппарата и поэтому в наибольшей степени влияют на вес его конструкции по сравне­ нию с другими предельными параметрами.

С увеличением я^ах и «^in растет вес конструкции аппарата,

хотя при этом улучшаются его маневренные свойства и..снижа­ ется вероятность разрушения в полете. Нормы прочности по сте­ пени потребной маневренности все самолеты разделяют на три класса:

Класс А — маневренные самолеты, к ним относятся само­ леты, к которым не предъявляются требования большой дально­ сти и грузоподъемности, но которые должны иметь высокие ма­ невренные качества (истребители).

Класс В — неманевренные самолеты — самолеты большой дальности и грузоподъемности (военно-транспортные самолеты, дальние ракетоносцы, пассажирские самолеты).

Класс Б — ограниченно маневренные самолеты, обладающие умеренными маневренными свойствами н имеющие по сравнению с самолетами класса А повышенную дальность и грузоподъем­

ной nbmj отрицательной эксплуатационных перегрузок выбира­ ются наибольшими из соответствующих двух значений:

26

гашах ■ максимальной маневренной перегрузки или гашахб — максимальной перегрузки при полете в неспокойном

воздухе; лшт — максимальной отрицательной маневренной перегрузки

или rt^in6 — максимальной отрицательной перегрузки при полете

в неспокойном воздухе. Нормы прочности задают величину мак­ симальной скорости порыва и и профиль полета [см. (1.3)]. Зна­ чения и^ах, я^ахб, п?тт. , пэт]п6 и <7шах устанавливаются специаль­

ными требованиями, которые даются для каждого типа самолета

втактико-технических требованиях, предъявляемых заказчиком

исогласованных с конструкторским бюро.

Максимальный скоростной напор qmt% и максимально допу­ стимый скоростной напор qmaxmix определяются соответствую­ щими индикаторными скоростями полета и определяют нагруз­ ки на части и агрегаты летательных аппаратов: крыло, оперение, капоты, воздухозаборники двигателей, крышки люков, рулевые поверхности, тормозные щитки и т. п. и используются при рас­ четах их местной и общей прочности.

19. Нормирование эксплуатационной нагрузки для отдельных частей самолета. Нагрузки, действующие на отдельные части са­ молета, разнообразны, поэтому прочность каждой части прове­ ряется на несколько характерных для нее наиболее тяжелых случаев нагружения.

Случаи нагружения, характеризующие для каждой части са­ молета величину, направление и распределение нагрузки, опре­ деляют эксплуатационную (предельно допустимую) нагрузку на эти части.

Случаи нагружения, задаваемые для каждой части самолета нормами прочности, как правило, соответствуют предельным ре­ жимам полета или посадки и обозначаются заглавными буквами латинского алфавита и делятся на полетные и посадочные. В расчетных полетных случаях задаются две из трех величин п, q и

(фиг. 1.16); основными посадочными случаями нагружения — Е, Е \ G, R и др. В каждом полетном случае задается нагружение крыла и в соответствии с этим выявляется нагружение других ча­ стей самолета: оперения, фюзеляжа, двигательной установки. В посадочных случаях задаются нагрузки на шасси и в соответствии с ними выявляется нагружение других частей самолета: фюзе­ ляжа, двигательной установки и крыла (в основном для конст­ рукций, у которых стойки шасси крепятся к крылу).

Кроме того, задаются особые расчетные случаи для оперения,

27

фюзеляжа и двигательной установки. Рассмотрим основные по­ летные случаи нагружения крыла (фиг. 1.16).

Случай А — криволинейный полет на угле атаки, соответст­

сравнения с другими случаями нагружения) прочность крыла, оперения, фюзеляжа, узлов крепления двигателя, агрегатов и грузов.

Случай А' — криволинейный полет, при котором Яд/=

q% = 9W max. Угол атаки крыла и сукр при этом невелики.

28

Этот случай соответствует началу выхода из пикирования или воздействию горизонтального порыва на отвесно пикирующий самолет. Он может быть расчетным для тех же частей самоле­

Принимается, что элероны отклонены. Их угол отклонений за­ дается нормами прочности. Случай В возможен на тех же ма­ неврах, что и случай А', и может быть расчетным для тех же ча­ стей самолета, что и случаи А и А'.

ется с отклоненными элеронами. Этот случай возможен при от­ весном пикировании, а также при пологом пикировании, когда на самолет действует нисходящий поток воздуха со скоростью и,

полета, как вход в пикирование или горизонтальный полет при воздействии на самолет нисходящего порыва. Он по сравнению со случаем А характерен обратным направлением действую­ щих сил.

Случай Д ' — криволинейный полет при малом отрицатель­ ном угле атаки, при q = qmtx max и пэв = п^|п. Случай Д ' возмо­

29