книги из ГПНТБ / Конструкция летательных аппаратов учебник

ним (до их касания грунта), ограничена величиной силы на­

чального обжатия амортизатора — Р°аы. Рассеивание энергии амортизатором способствует гашению возникших колебаний ко­ лес. Недостатком рассмотренной схемы является появление не­ равномерности нагружения колес при действии на них лобовой силы.

Для обеспечения равномерности нагружения при многостоеч­ ных опорах крепление стоек делается таким, чтобы вся их си­ стема представляла собой механизм с (я ст— 1) степенями сво­ боды. Так, например, система, показанная на фиг. 12.15, за­

креплена семью стержнями, т. е. имеет две степени свободы. Такая система в состоянии воспринимать нагрузку со стороны грунта лишь в тех случаях, когда все стойки касаются грунта.

При малом разносе стоек по длине самолета равномерность нагружения можно получить при жестко закрепленных стойках путем соединения газовых камер амортизаторов. Выравнивание

нагрузки в данном случае будет только при РСТОЙКИ > Р стойки и с точностью до величины ДРЖ. Для того, чтобы не происхо­ дило перелива жидкости из амортизатора одной стойки в амор­ тизатор другой стойки, газовые камеры амортизаторов должны

желым.

При торможении колес, установленных на тележке (фиг. 12.17), силы трения Т, приложенные к колесам со стороны грунта, создают момент относительно оси крепления тележки к стойке: М = 2Т . h. Это вызывает догружение передних и разгружение задних колес силами

290

При существующих соотношениях h и /х и значениях ртр ве­ личина ДРк достигает 0,5 Р к.ст, что приводит к значительно­ му снижению срока службы пневматиков передних колес и пе­ регреву их тормозов. Поэтому применяют различные конструк­ тивные мероприятия для ликвидации догружения колес при торможении. На фиг. 12.7 показана наиболее распространен­ ная конструкция механизма разгрузки при торможении.

Фиг. 12.16

Тормоз устанавливается свободно на оси колеса (или ось колеса может вращаться в балке тележки). При торможении колеса тормоз удерживается от вращения вместе с колесом тя­ гой А, шарнирно соединенной с тормозом и стойкой. При дей­

Г л а в а XIII

АЭРОУПРУГОСТЬ ПЛАНЕРА

§13.1. ДЕФОРМАЦИИ ЧАСТЕЙ ПЛАНЕРА

280.Конструкция летательного аппарата должна быть не только достаточно прочной, но и достаточно жесткой. Недо­ статочная жесткость может привести к ряду вредных послед­ ствий: большим статическим и динамическим деформациям, снижению усталостного ресурса от повторных напряжений, ухудшению условий работы экипажа и оборудования при коле­ баниях и др. Особенно опасны деформации конструкции, по­

рождающие дополнительные аэродинамические силы, которые в свою очередь вызывают дополнительные деформации, и т. д. Такое взаимодействие воздушного потока и упругой конструк­ ции может привести к ее разрушению и уж во всяком случае отрицательно сказывается на состоянии членов экипажа и на \ правлении летательным аппаратом.

Явления взаимодействия аэродинамических, упругих и инер­ ционных сил конструкции называют аэроупругостью.

Аэроупругость условно делят на статическую (дивергенция

ем аэродинамических и упругих сил, динамическая — взаимо­ действием тех же сил и инерционных. Взаимодействие этих сил сопровождается деформацией конструкции. Деформации могут быть найдены расчетным и экспериментальным путем.

281. Для расчетного определения деформаций конструкция представляется в виде силовой схемы. Крыло, оперение, фюзе­ ляж большого удлинения можно рассматривать как балки с не­ изменяемыми поперечными сечениями. Весь самолет в этом случае можно схематизировать системой балок (фиг. 13.1). Де­ формации каждой балки описываются двумя линейными (от изгиба) и одним угловым (от кручения) смещениями. Напри­ мер, смещение жесткого сечения крыла с координатой z харак­

293

малого удлинения предположение о неизменяемости попереч­ ных сечений может оказаться слишком грубым. В этом случае крыло (оперение) схематизируют тонкой пластиной или систе­ мой перекрестных балок и подкрепленной обшивкой. Весь са­ молет можно представить в виде совокупности упругих балок и пластин. При этом деформации крыла (оперения) характе­ ризуются функцией уже двух переменных y(z, х) (фиг. 13.2).

282. Статические деформации прямого крыла большого уд­ линения. Прогиб у (г) консольного крыла, заделанного в фю­ зеляж (фиг. 13.3), определяется интегрированием дифференци­

ального уравнения упругой линии (совмещенной с осью жест­ кости) :

новной; /ре, — момент инерции редуцированного сечения крыла

относительно нейтральной оси; ^о^ред — жесткость на изгиб.

Постоянные интегрирования определяются из граничных ус-

ловий: при z = 0 прогиб у = 0 и угол поворота d y = 0. Угол dz

294

кручения <р(z) находится интегрированием дифференциального уравнения относительного угла крутки

Постоянная интегрирования определяется из граничного ус­ ловия: При 2= 0 'f = 0.

Углы крутки и прогибы возрастают к концу крыла (см. фиг. 13.3). При расположении линии фокусов впереди оси жестко­ сти кручение крыла приводит к увеличению аэродинамических сил. Если момент от этих сил превысит момент от касательных усилий, крыло разрушится (см. §2).

Деформации крыла могут вызвать изменение устойчивости и управляемости самолета. Чем меньше жесткость крыла на изгиб и кручение, тем больше деформации. Снижение жестко­ сти конструкции в эксплуатации возможно при повреждениях

инагреве.

283.Деформации при нагреве зависят от нагрузок и време­

ни их действия, степени снижения модулей упругости Е и G и температурных напряжений. При длительном действии нагру­ зок проявляется явление ползучести.

Рассмотрим деформации при кручении. Пусть массивное крыло (фиг. 13.4,а) находится в условиях неустановившегося процесса нагрева. Средняя часть крыла более массивная, чем

передняя и задняя кромки, и поэтому температура Т там ниже. Более прогретые передняя и задняя кромки крыла стремятся расшириться в направлении оси z значительнее средней части, которая оказывает сдерживающее влияние. В результате в

295

кромках возникают сжимающие температурные напряжения

з1, а в средней части — растягивающие (фиг. 13.4,6). При действии на крыло внешнего крутящего момента Л4кр векторы

oy dF, стремящиеся дополнительно закрутить сечение относи­ тельно оси жесткости. Суммарный крутящий момент от тем­ пературных напряжений равен:

где р — расстояние от центра жесткости сечения до центра площади dF.

Но относительный угол крутки сам зависит от ДД4кр:

d y __ ( М „ р 4 - Д Л 4 кр)

dz G/KP

Заменяя ДЛ4кр, получим

dcp

'У Эффективная жесткость изменяется при нагреве за счет из­ менения G и появления температурных напряжений а\ . При сжатых кромках интеграл f oTz р2 dF положителен и жесткость

F

снижается, при растянутых он отрицателен и жесткость повы­ шается. Для увеличения жесткости на кручение кромки кры­ ла целесообразно выполнять из материала с меньшим коэф­ фициентом линейного расширения, чем у материала средней части. Например, кромки могут быть выполнены из титана, а

296

формируется так же, как и прямое крыло: ось жесткости ис­ кривляется, а сечения (а.\—а2), перпендикулярные этой оси, по­ ворачиваются. При этом изгиб крыла не изменяет углов атаки

285.Статические деформации однолонжеронного треуголь­ ного крыла со многими вспомогательными лонжеронами мож­ но найти, рассматривая деформации изгиба вспомогательных лонжеронов и основного. Прогибы лонжеронов определяются интегрированием уравнения упругой оси (13.1) с использова­ нием эпюр изгибающих моментов (п. 83, 85 гл. IV).

286.Динамические деформации конструкции возникают под действием переменных во времени сил: аэродинамических (уп­ равляемых самим крылом) при флаттере, периодических аэро­

динамических при бафтинге, ударных при атомном взрыве и др. Воздействие таких сил обычно приводит к возникновению несвободных колебаний крыла, оперения, фюзеляжа, обшивки Примерами несвободных колебаний служат: вынужденные ко­ лебания крыла, вызываемые турбулентной атмосферой, акусти­ ческие колебания обшивки, автоколебания крыла типа флатгер

и др.

Реакция упругой конструкции на возмущающие силы суще­ ственно зависит от динамической компоновки конструкции. Ди­

297

намическая компоновка характеризуется величинами и распре­ делением жесткостей, масс, внутреннего и конструктивного тре­ ния. Обобщенными характеристиками динамической компонов­ ки являются собственные частоты и основные формы колеба­ ний и коэффициенты внутреннего и конструктивного трения, т. е. характеристики собственных колебаний. Эти характери­ стики определяются экспериментально. Для проведения дина­ мических расчетов и объяснения физической картины колеба­ ний конструкция схематизируется системой балок и пластин (фиг. 13.1 и 13.2) с непрерывным распределением масс или системой невесомых упругих балок с конечным числом сосре­ доточенных масс (фиг. 13.6).

287.Собственные колебания крыла (киля, стабилизатора)

костей (ц.ж.) обычно не совпадают (фиг. 13.7,а). Возникно­ вение изгибных колебаний вызовет крутильные и наоборот. Пусть в начальный момент времени крыло неподвижного са­ молета по какой-либо причине прогнулось вверх так, что углы крутки <р, (г) — 0 (фиг. 13.7,6). После исчезновения этой при­ чины крыло под действием погонных сил упругости Руп начнет

перемещаться к положению равновесия с ускорениями у\(г). Возникнут погонные инерционные силы Яи„(z) = Р уп[г) (в ц.т.) и моменты упругих и инерционных сил Руп{г)<з{г), вызываю­ щие закрутку крыла.

Параметр о = хт— х ж, равный расстоянию между ц.т. и ц.ж. сечений крыла, характеризует инерционную связь изгиб­ ных и крутильных колебаний. При о(г) = 0 (т. е. при совпадени ц.т. и ц.ж) изгибно-крутильные колебания распадаются на независимые изгибные и крутильные. В этом случае появление свободных изгибных (крутильных) колебаний уже не вызовет крутильных (изгибных).

2Э8

Крыло, оперение, фюзеляж представляют собой системы с распределенными массами и жесткостями и поэтому характе­ ризуются бесконечным числом основных форм, частот и то­ нов собственных колебаний.

Прогибы и узлы крутки крыла, возникающие при собствен­ ных незатухающих колебаниях, могут быть представлены в ви­ де суммы основных тонов:

оо

Функции У)(г), Кг(2),... называют первой, второй и т. д. ос­ новной формой собственных изгибных колебаний, а произведе­ ния

Yj (г) A, sin (mult -f е,), Y2(z)A2s in (ч>и2 ^ -i-е2), . . .

— первым, вторым и т. д. тонами изгибных колебаний крыла (в порядке возрастания частот собственных изгибных колеба­

Первая, вторая и третья формы изгибных колебаний, пред­ ставляющих практический интерес, показаны на фиг. 13.8. Ча­

299