ствует частотам 200—600 Гц. Давление увеличивается с ро стом мощности двигателей. Для реактивных истребителей сила звука на внешней обшивке может достигать 160—170 дБ.
Усталостное Статическое |
________ I разрушение | разрушение |
Отрывжраничн.слоя1_______ ! |
Волновой срыв I |
|
~~1 | |
Пряноточные и 'ракетные двигшп\ |
Турбореактивные двигатели | |
Воздушные виАты |
|
11 |
Звуковой уддр(1-100н)\ |
| |
Пушки и пулеметы |
|
jI |
2 210 |
2Юг 2Ю} 2Ю*аван/см* |
120 т |
160 |
180 200 i j s |
Фиг. |
13.20 |
Спектр шума, вызываемого пограничным слоем, широкий — 10—50000 Гц. Максимальное давление соответствует диапазо ну 300—2400 Гц. Звуковое давление увеличивается с ростом
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
скоростного |
напора: |
для дозвуковых |
скоростей |
полета |
р = |
= 0^006 q, для |
сверхзвуковых /7 = 0,003 |
q. |
Нагрузки |
от |
пульса |
ций давления |
в пограничном слое при |
сверхзвуковых |
скоро |
стях полета (М = 2,5 |
-е 3) достигают |
140 дБ |
и распространя |
ются на значительную поверхность ЛА. |
|
|
давления |
в |
зоне |
Основная |
частота |
изменения звукового |
вращения винтов пропорциональна числу лопастей и оборотов винта. Максимальное давление наблюдается на участках кон струкции самолета, наиболее близких к винту, и может дости гать 140—150 дБ.
Частоты собственных колебаний подкрепленной обшивки ле жат примерно в диапазоне 300—1800 Гц. Поэтому при дейст вии шумового давления возможно возникновение резонансных колебаний и значительных усталостных напряжений. Наилуч шей панелью является двухслойная с сотовым или сплошным заполнителем (при условии надежной склейки элементов па нели) .
В эксплуатации необходимо тщательно осматривать участ ки обшивки, заклепочные и другие соединения, шпангоуты, нер вюры, воздухозаборники, лопасти вертолета и т. д., подвергаю щиеся воздействию шума.
Г л а в а X I V
КОЛЕБАНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
ИЕГО ЧАСТЕЙ ПРИ ВЗЛЕТЕ, РУЛЕНИИ И ПОСАДКЕ
§14.1. ВЫНУЖДЕННЫЕ КОЛЕБАНИЯ САМОЛЕТА И ЕГО ЧАСТЕЙ ПРИ ДВИЖЕНИИ ПО НЕРОВНОМУ АЭРОДРОМУ И ПОСАДКЕ
302.При посадке самолета и движении по неровной поверх ности аэродрома (разбег, пробег, руление) возбуждаются ко лебания конструкции. Колебания приводят к ряду вредных по следствий: увеличивается утомляемость экипажа, затрудняется фиксация показаний приборов и управление самолетом, ухуд шаются условия работы различных систем и оборудования, воз никают повышенные перегрузки и динамические напряжения конструкции, происходит быстрое накопление усталостных по вреждений и снижение ресурса, ускоряется износ поверхности аэродрома и увеличивается степень неровности поверхности.
Одним из важных параметров, характеризующих вредные последствия колебаний, является перегрузка в различных точ ках конструкции ЛА. Зная перегрузки, можно определить мас совые силы и напряжения в конструкции. При колебаниях пе регрузки могут достичь больших значений, особенно в конце
вых сечениях упругого фюзеляжа и крыла (последние могут превышать перегрузку в ц.т. самолета в несколько раз).
Возникновение опасных колебаний зависит от упруго-массо вых характеристик конструкции и характера изменения воз мущающих сил, действующих на шасси.
Частоты собственных колебаний частей конструкции нема невренных тяжелых самолетов в 3—5 раз меньше, чем ма невренных. Частоты же собственных колебаний этих самолетов на шасси различаются незначительно. Поэтому упругие коле бания конструкции опасны прежде всего для тяжелых само летов. Однако при движении по неровному аэродрому возмож но возникновение опасных перегрузок и у маневренных само летов из-за совпадения частоты собственных колебаний само лета на шасси с частотой возмущающих сил от неровностей.
303. Для определения динамических нагрузок упругой кон струкции расчетным путем конструкция самолета, представля ется в виде различных расчетных схем—расчетных моделей.
В основу схематизации положена идея замены реальной упру гой конструкции с бесконечным числом степеней свободы неко торой упруго-массовой моделью с конечным числом степенен свободы.
Существует два класса моделей:
1) модели, в которых конструкция представляется в вид перекрестных балок (и пластин), с распределенными парамет
ттж тш ж
Фиг. 14.1
рами (см. п. 281). Однако при определении динамических де формаций учитывается только несколько первых тонов колеба ний;
2) модели, в которых конструкция представляется в вид системы конечного числа сосредоточенных масс, соединенных между собой упругими невесомыми элементами (см. п. 286).
В моделях обоих классов при необходимости учитываются демпфирующие силы: амортизации шасси, аэродинамические силы колеблющегося крыла, силы внутреннего и конструктив ного трения крыла, фюзеляжа, оперения.
Так же, как и конструкция, схематизируются и неровности аэродромов (грунтовых и бетонированных). Форм неровностей рассматривается несколько, например, для грунтовых аэродро мов: одиночные — косинусоидальная (фиг. 14.1,а) или синусои
дальная (фиг. 14.1,6) неровность, ступенчатая |
(рис. 14.1,в) и |
др., и циклические — синусоидальные (фиг. 14.1,г). |
Параметрами |
неровностей являются их протяженность ZHep |
и высота янер. |
Для циклических неровностей |
дополнительно |
указывается количество неровностей. В общем случае профиль ВПП, а также рулежных дорожек представляет собой непре рывную случайную совокупность неровностей различного очертания. В наиболее подробных и точных расчетах непре-
|
0,1 |
1fi |
|
|
Ю |
Q^pod/n |
|
|
|
Фиг. |
14.2 |
|
|
|
|
|
рывные случайные неровности |
аэродромов |
характеризуются |
спектральной плоскостью |
<S„(fi„). |
На |
фиг. |
14.2 |
показан |
при |
мер зависимости |
спектральной плотности |
неровностей |
от |
пространственной |
частоты |
|
|
*2tz |
, |
где |
2£нер — длина |
0Н=»----- |
волны. По спектральной |
|
2^-нер |
|
|
|
S„ и |
урав |
плотности |
неровностей |
нениям упругих колебаний конструкции самолета может быть определена спектральная плотность нагрузок на конструкцию, их среднеквадратические значения и количество нагрузок раз личного уровня.
Особые затруднения вносят в расчет существенно нелиней ные характеристики амортизации шасси. В ряде случаев (в приближенных расчетах, при малых амплитудах неровностей и др.) нелинейные характеристики амортизации шасси заменя ются линейными.
С помощью простейших одномассовой и двухмассовой мо делей установим приближенную связь между параметрами са молета и динамическими нагрузками (перегрузками), возни кающими в конструкции на посадке и переезде, через неров ности ВПП.
304. Найдем сначала перегрузки, возникающие при верти кальных колебаниях в конструкции абсолютно жесткого само лета, при переезде через циклические неровности. В основу расчетной схемы положим следующие допущения. Не будем учитывать тангажные, поперечные колебания и колебания рыс канья самолета. Скорость поступательного движения самоле
та |
V при переезде через |
неровности считаем постоянной. Мас |
сой |
колеса |
и подвижных |
частей стойки |
шасси пренебрегаем. |
Подъемную |
силу крыла |
не учитываем |
(рассматриваем движе |
ние самолета по аэродрому с малым углом атаки). Демпфи рованием колебаний самолета крылом, как незначительным, пре небрегаем. Грунт считаем недеформируемым. Полагаем, что в процессе колебаний пневматик от грунта не отрывается, а де формации пневматика и амортизатора не превышают предель ных значений (покрышка не касается реборды колеса; шток не доходит до упора). Нелинейную характеристику амортиза ционного устройства заменяем линейной.
На рис. 14.3 показана диаграмма работы амортизационно го устройства (для определенности телескопической) стойки шасси. По вертикальной оси отложено усилие Рст, действую щее на стойку (колесо), по горизонтальной — суммарное об
жатие пневматика и амортизатора |
Я = 8 + 5 ам. |
При усили |
ях |
РС1, меньших усилия предварительной затяжки амортиза |
тора |
Дст0 : ЯСт0> |
Р„, обжимается |
только пневматик {Н = 8); |
при |
Рст > Рст„ |
обжимается и |
пневматик, и |
амортизатор |
(И = 8 -г 5ам). Так как при стояночной нагрузке коэффициент предварительной затяжки амортизатора п°<Т, то стояночное об жатие амортизационного устройства Нст равно сумме стояноч ных обжатий пневматика и амортизатора: Н„ «■=8СТ+ ^мст-
|
|
|
|
|
|
|
|
Будем условно считать, что рассеивание энергии |
происходит |
во |
всем |
диапазоне обжатий |
амортизационного |
устройства: |
О < |
/ / < |
/ / э . |
Тогда усилие, |
действующее на стойку, |
можно |
представить в виде суммы двух сил — упругой |
Р упр |
(от |
пнев |
матика и амортизатора) и демпфирующей Яд : |
Яст — Р упр + Рд. |
Приближенно полагаем, что демпфирующая сила изменяет ся пропорционально скорости обжатия — распрямления в пер
вой степени: |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Р д |
|
с лн, |
|
|
|
|
|
где |
Сд — эквивалентный коэффициент |
демпфирования |
амор |
тизации. Примем, что рассеянная энергия амортизацией |
Л гист |
пропорциональна скорости обжатия — распрямления |
Н в пер |
вой степени: |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
г ? |
• |
|
■ |
|
|
|
(14.1) |
|
|
Л Г11СТ |
С ц |
H d H + |
) HdH |
|
|
|
|
|
|
- о |
|
н3 |
|
|
|
|
|
где |
Н 9 — эксплуатационное |
обжатие |
амортизационного уст |
ройства при начальной скорости обжатия, равной |
эксплуата |
ционной Vy9 (см. п. 257). |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Рассеянная энергия составляет долю от воспринятой амор |
тизацией энергии [см. п. 257 и 251] |
|
|
|
|
|
|
|
|
Я |
Я а |
|
р д Р ) . |
|
|
|
|
|
|
■^гист = |
Т)гист /^ ам |
= "^гист------ --------- |
|
|
|
Считая скорость обжатия — распрямления |
Я |
изменяющейся |
линейно по деформации Я, из (14.1) найдем |
|
|
|
|
|
Q |
__ |
2 Л ГИСТ |
|
__ 'Пгист ■т |
ред |
|
|
|
|
|
|
л ~ ( У / + У у)Н 9==^ |
+ У^ н э |
’ |
|
|
где |
Иу1= |
И/(1 -т|гиСТ) — |
вертикальная |
скорость самоле |
|
|
|
|
|
та в конце обратного хода. |
|
Из формулы видно, что с увеличением коэффициента гисте |
резиса т]гист коэффициент демпфирования Сд возрастает. |
|
|
Так Как |
Лгист 1=5 ^гист*Л®м |
^рист'^см'^ш *РамО» |
ТО форму |
лу |
для коэффициента |
демпфирования Сж можно записать еще |
в таком виде: |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
^IrHCT т1ам <»щ |
Р » и „ |
|
|
|
|
|
|
|
|
1^ /( 1- |
/ г - |
W |
) ’ |
|
|
|
|
Разделим и левую, и правую части полученного |
соотношения |
на массу самолета, приходящуюся на стойку: Л1= |
Р |
|
РСТ |
|
ст-— = ——; |
|
|
|
g |
gn° |
Сд |
2т)гисттЦдц t p п g |
|
|
(14.2) |
М |
V ; ( \ + V l — г|гист) |
|
|
|
|
|
Коэффициент 2 h называется коэффициентом затухания коле баний самолета на шасси. Он может быть определен экспери ментально при копровых испытаниях шасси по декременту за
тухания 5 гг; тс— (ш — частота собственных колебаний само- U)
лета на шасси).
Упругая сила амортизации Рупр(Н) характеризуется кривой о—а—b (фиг. 14.3). Аппроксимируем ее прямой о—Ь. Уравне ние прямой
Рупр = СН,
где С — коэффициент жесткости амортизации.
Получим приближенную формулу для вычисления коэффи циента жесткости.
|
Из графика фиг. 14.3 следует |
|
|
с |
Р1т |
ПШ>Р„„ |
|
|
8Э+ SL ~ |
8з + SL ’ |
где |
Р*т — эксплуатационная нагрузка на стойку; |
Рс т с т — стояночная нагрузка;
S3 и £ 3М— эксплуатационные обжатия пневматика и амортизатора.
Но 5 3м=
поэтому
(14.3)
где ра — начальное давление зарядки амортизатора.
Зная жесткость С, можно определить приближенное значение круговой частоты собственных вертикальных колебаний самоле та на шасси без учета затухания
Разделим числитель и знаменатель подкоренного выраже ния на пш9 g и учтем, что эксплуатационное обжатие 8Эпнев матика связано со стояночным 8^.соотношением
|
5* = |
пш9о := 0,07лшэ —22. D, |
|
|
|
Рзлр |
где D |
— диаметр колеса; |
р°ар — нормальное давление за |
рядки |
пневматика; |
рзар — |
действительное давление зарядки: |
Тогда получим |
|
|
Чем больше диаметр колеса D, объем газовой камеры амор
тизатора Vo и чем |
меньше давление зарядки амортизатора ро |
и пневматика рззр, |
тем меньше частота собственных колеба |
ний самолета на шасси. Повышение давления зарядки пневма тика (/Чар>.Рзар) и амортизатора в эксплуатации приводит
к увеличению частоты колебаний. |
равна: |
С учетом затухания частота собственных колебаний |
* |
(14.4") |
Ш |
При малых скоростях обжатия амортизации (что может быть при движении самолета по достаточно ровному аэродрому)' жесткость стойки равна статической (см. п. 264) и частота соб ственных колебаний самолета на шасси
|
|
ш |
g c z r |
с™ |
|
(14.4"') |
|
|
я стст(С^ат + |
с пн) |
|
|
|
|
|
При |
малых обжатиях |
амортизации |
|
рстаг ^ С |
и частота |
_ = |
^ |
4п° п F* |
— наименьшая. С |
увеличением |
веса само |
лета |
увеличивается |
начальное обжатие |
амортизации |
и |
возрастает жесткость амортизатора (см. п. 264) |
|
|
|
/ ^ с т а т |
р°.»п р г |
|
|
|
1 _ Р_Г с® |
|
|
|
|
а м |
|
|
|
|
|
1 |
Оам |
|
V„
|
Л'стат. /° |
С ТО Й К И Сст = [Г |
°ам |
°пн |
стат . |
,, , . Поэтому частота собственных К О - |
|
ам 'T |
пн) |
лебаний самолета также возрастает. Она достигает наиболь шего значения при взлете, когда вес самолета наибольший.
Введенные допущения позволяют представить самолет в ви де колебательной системы с одной степенью свободы с затуха нием (фиг. 14.4). Положение массы М самолета, приходящей ся, на одну стойку с жесткостью С при движении по аэродро
му, будем характеризовать вертикальной |
координатой y(t) и |
горизонтальной x (t)= v t (где t — время). |
Начало координат |
хОу помещено в точку О, с которой совпадает ц.т. массы М при статическом обжатии шасси до наезда на неровность.
Расстояние точки О (т. е. центра колебания) от положения ц.т. массы М (а следовательно, и ц.т. самолета) при необжатой амортизации (см. фиг. 14.3) может быть найдено из при
ближенной зависимости Р ст = Р„ ст = СНст, где |
|
Нст— об |
жатие амортизации под действием силы тяжести |
M g = Р стст. |
При |
дополнительной деформации амортизации |
на |
величину |
± Ду |
возникает дополнительная упругая сила ДРупр = |
+ СД_у. |
Составим дифференциальное уравнение движения самолета по вертикали при переезде неровностей, описываемых в общем случае уравнением
У* = УАх)= Ун№ ); Му + Сл(у —у„) + С ( у - у и) = 0.
В уравнении первый член характеризует инерционную силу Рин = Му, второй — демпфирующую Р д = Слку = Сд (у —ун)
и третий — упругую |
АРупр = С&у = С ( у —у и). |
Преобра- |
зуем |
полученное уравнение к виду |
|
|
|
y + 2hy + ш-у = |
2 hy„(Vt) + <»2y„(vt), |
( 1 4 . 5 ) |
где |
2 Л = — |
— коэффициент затухания колебаний самолета |
|
М |
|
|
|
|
[см. |
формулу |
(14.2)]; |
ш = |
частота собственных коле- |
|
|
|
V |
М |
|
баний самолета на шасси без затухания [см. формулу (14.4)]. Задаваясь конкретным видом уравнения неровностей ун = y„ (jc) и начальными условиями, можно получить решение уравнения (14.5) и затем перегрузку самолета
|
„ _ £ + * = |
1 + JL. |
1 + Д/г, |
|
е |
s |
|
где Д/г = — |
приращение перегрузки. |
|
|
|
|
g |
|
|
|
|
|
|
305. Перегрузка самолета при движении по грунту с профи |
лем, |
характеризуемым уравнением |
у„ = |
Л„ер sin |
(см. фиг. |
14.1 |
и |
14.4). |
Заменим |
координату х |
на x= V t |
"нер |
и подставим |
Ун = Л„ер Sin —— t |
в уравнение (14.5): |
|
|
|
|
|
|
-нер |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
V + |
2/г |
+ ш2у — A sin (Ш Р ) . |
|
|
|
|
|
|
dt |
|
|
|
|
где |
А = Анер ' |
У ! + ■ |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
г г ; |
|
|
|
|
|
|
^нер ~ |
высота неровностей; |
|
|
|
о = |
|
тсУ |
частота вынужденных колебаний; |
|
|
|
|
-н ер |
|
|
|
|
|
|
|
1 = |
2 Л |
|
|
|
|
|
|
|
—---- относительный коэффициент затухания; |
|
q |
= |
_Q |
|
|
частоты |
вынужденных |
колебаний к |
|
------ отношение |
|
|
|
Ш |
частоте собственных колебаний; |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
угол р — arc tg 2h Q = |
arc tg |
— сдвиг фаз. |
До наезда на синусоидальные неровности считаем грунт ровным. Поэтому в начальный момент времени t —О вертикаль
ное перемещение у = 0 и скорость у = 0. При этих начальных
