книги из ГПНТБ / Конструкция летательных аппаратов учебник

жен при обратном выходе из пикирования или при действии го­ ризонтального порыва при отвесном пикировании. Этот случай по направлению действующих сил аналогичен случаю Д, а по распределению — случаю А'.

Эти случаи нагружения дают возможность рассмотреть весь диапазон предельных режимов полета самолета.

На фиг. 1.17 дана зависимость пэ =f(g) и поляра самолета, где отмечены все полетные случаи нагружения.

Перегрузка, возникающая при полете беспилотного летатель­ ного аппарата, в общем случае складывается из трех состав­ ляющих

^сум = ^пр "1 "I-

где п„р — программная перегрузка; Ляпр— превышение программной перегрузки, возникающее

беспилотных летательных аппаратов определяются по формулам:

нагрузкам, которые должны быть больше эксплуатационных. Отношение разрушающей нагрузки к эксплуатационной на­

зывается коэффициентом безопасности f

~ Р3 ~ я* '

Чем больше коэффициент безопасности, тем надежнее конст­ рукция, но и тем больше ее вес. Минимальное значение коэф­ фициента безопасности может быть определено из условия, что­ бы конструкция при действии эксплуатационных перегрузок не получала остаточных деформаций, т. е. чтобы напряжения конст­

-30

рукции были равны пределу пропорциональности материала кон­ струкции

_ J i . in —

Для большинства материалов, из которых изготавливаются эле­ менты конструкции летательного аппарата, это отношение равно 1,2 — 1,5. Для самолетов — аппаратов многоразового примене­ ния — в целях увеличения срока службы коэффициент безопас­ ности несколько повышают, принимая:

—для элементов конструкции, подверженных действию часто повторяющихся нагрузок, / = 2 при сравнительно длительном воз­ действии нагрузок;

—при кратковременном воздействии часто повторяющихся нагрузок /г= 1,&5 -г- 1,8;

—при кратковременном воздействии редко повторяющихся

нагрузок f= 1,5.

Повышенное значение коэффициента безопасности задается также в ряде случаев для увеличения жесткости отдельных ча­ стей конструкции, а также для учета неточности расчетов, раз­ броса характеристик материала, концентрации напряжений и т. д.

Для некоторых наиболее ответственных деталей, узловых со­ единений, элементов управления и других коэффициенты безо­ пасности дополнительно увеличиваются. Значение коэффициен­ та безопасности задается нормами прочности.

Для одноразовых беспилотных летательных аппаратов коэф­ фициент безопасности должен определяться из условия получе­ ния минимальных деформаций аппарата при действии эксплуа­ тационных нагрузок.

Деформации частей конструкции беспилотного аппарата не должны влиять па необходимую точность выполнения заданной траектории полета. Для беспилотных летательных аппаратов од­ норазового применения обычно принимается /= 1,2.

21.Нормы жесткости определяют допустимую степень дефор­

мации частей и элементов конструкции летательных аппа­ ратов. Летательный аппарат должен обладать, помимо прочно­ сти, достаточной жесткостью, чтобы возникающие в полете де­ формации частей и элементов конструкции не приводили к изме­ нению их форм и аэродинамических характеристик. При боль­ ших деформациях (в пределах упругих деформаций) могут изме­ ниться характеристики устойчивости и управляемости аппарата, значительно увеличиться сопротивление и возникнуть недопусти­ мые колебания.

Чтобы избежать этих явлений, нормы жесткости устанавлива­

ют:

— допустимые значения углов крутки и относительных про­ гибов частей конструкции аппарата (крыла, оперения, фюзе­ ляжа) ;

31

—величину перегрузки, до которой не должно быть потерн устойчивости и недопустимых местных деформаций обшивки, приводящих к нарушению аэродинамических форм частей ап­ парата;

—степень уменьшения эффективности рулевых поверхностей из-за деформации их конструкции;

—критические скорости различного вида автоколебаний ча­ стей летательного аппарата и некоторые другие параметры.

Жесткость многих частей и элементов конструкции летатель­

ных аппаратов не устанавливается нормами жесткости. Их жест­ кость должна назначаться, исходя из специфики их нагружения и условий работы на данном летательном аппарате. Например, же­ сткость тормозных щитков должна обеспечивать их незначитель­ ные деформации в выпущенном положении при воздействии мак­ симального скоростного напора и обеспечить их плотное приле­ гание к конструкции в убранном положении при действии отса­ сывающих нагрузок. Аналогичные требования с точки зрения же­ сткости могут быть предъявлены створкам бомболюков, створ­ кам шасси, посадочной аэродинамической механизации.

Крепление пушек к элементам конструкции должно иметь такую жесткость, чтобы при стрельбе не было значительного рас­ сеивания снарядов в очереди и т. п. Нормы жесткости появились сравнительно недавно. Они приобретают все большее значение для современных скоростных летательных аппаратов, имеющих тонкие профили несущих поверхностей и фюзеляжи больших уд­ линений.

§1.5 КОНСТРУКЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ

•22. Выбор материала конструкции летательного аппарата, подверженной воздействию больших и разнообразных нагрузок,

работающей в условиях аэродинамического нагрева и в различ­ ных атмосферных условиях, является важным этапом проектиро­ вания и конструирования аппарата. При выборе материала дол­ жны учитываться его стоимость, дефицитность, технологичность и т. д. Наибольшее внимание при выборе материала обычно уде­ ляется обеспечению прочности и жесткости при наименьшем весе конструкции аппарата. Основными критериями выгодности ма­ териала с этой точки зрения являются его удельная прочность и удельная жесткость.

Удельная прочность — это отношение временного сопротивле­ ния к удельному весу материала auft, а удельная жесткость — отношение модуля упругости к удельному весу Eft. Материалы авиационных конструкций должны иметь высокие значения этих критериев.

На фиг. 1.18 и 1.19 приведены зависимости V7 и Е'Ч от температуры для наиболее распространенных авиационных ма­ териалов. Из этих зависимостей видно, во-первых, что для раз­ ных материалов характер изменения оа у — /(/) и Eft —f ( t )

32

разный и, во-вторых, падение удельной прочности с ростом тем­ пературы происходит более резко, чем удельной жесткости.

Очевидно, с ростом температуры вес конструкции аппарата, выполненного из какого-либо материала, при сохранении задан­ ных прочности и жесткости будет возрастать. К изменению тем­ ператур более чувствительна удельная прочность, поэтому она в основном определяет области

Материал, выбранный по приведенным зависимостям, будет выгодным для элементов конструкции, работающих на растяже­ ние или в которых при сжатии рабочие напряжения ара, будут близки к ав. т. е. для массивных деталей, имеющих большую площадь сечения. Для тонкостенных и малоустойчивых элемен­ тов конструкции рабочие напряжения будут существенно меньше яв. Для определения выгодности материала таких элементов не­ обходимо ординаты кривых яв/у умножить на отношение зра6/ов.

Поэтому, хотя для температур до 470° К (200°С) по удельной прочности наиболее выгодными являются титановые сплавы, хромансилевые стали и алюминиевые сплавы В95Т (см. фиг. 1.18), в конструкции летательных аппаратов большинство эле­ ментов выполнено из алюминиевых сплавов типа Д-16АТ. Хро­ мансилевые стали применяются только для массивных деталей, например, поясов лонжеронов, узловых соединений и т. д.

Удельная прочность алюминиевых сплавов с повышением тем­ пературы существенно снижается, поэтому при температурах вы­ ше 470° К (~200°С) они вообще не находят приме)юния как конструкционные материалы.

В диапазоне температур порядка 470 — 670° К (200 —400° С) основное распространение получают стальные конструкции и конструкции, выполненные из титановых сплавов. При более вы­ соких температурах находят применение конструкции из жаро­ прочных сталей, хотя они при более низких температурах обла­ дают сравнительно малой удельной прочностью.3

23. К теплофизическим свойствам материалов относятся та­ кие свойства, как теплопроводность X, коэффициент линейного расширения я, теплоемкость с и коэффициент излучения е. Эти свойства должны учитываться при выборе материала для эле­ ментов конструкции, работающих при высоких температурах.

В таблице 1 приведены я, X, с и Е для некоторых авиацион­ ных материалов.

вых, дюралевых сплавов и сталей и их модули упругости Е, мо­ жно сделать вывод о том, что температурные напряжения в од­ ной и той же конструкции, выполненной из титана, будут меньше, чем из стали или тем более из дюраля.

24. Теплоизоляционные материалы должны обладать малы­ ми теплопроводностью, удельным весом, гигроскопичностью, а также быть пригодными для крепления к конструкции.

Такими материалами могут быть различные керамики, слои­ стые пластмассы, пористая изоляция.

В таблице 2 приведены характеристики некоторых теплоизо­ ляционных материалов.

34

§ 1.6. ОГРАНИЧЕНИЯ ЛЕТНЫХ ДАННЫХ ПО УСЛОВИЯМ ЭКСПЛУАТАЦИИ ИСПЫТАНИЯ КОНСТРУКЦИЙ

Возможные скорости полета крылатых летательных аппара­ тов, определенные для разных высот равенством располагаемых и потребных тяг (фиг. 1.20, кривая а), могут быть ограничены по ряду причин, основными из которых являются:

Н

а (бозможные Vmax)

/

Разрешенные \ / ^ г^^тах по * ^ скорости полета И

И В ( Vmax п° 9/пах)

Ж(Vmax при подбесу / L-' ках) '

e(Vmx с Выпу- /

щенной меха/ .

н и э а ц и е й ) ^ - - / ^ - (Vmax no nmax болт)

V / / / /

Фиг. 1.20

—ограничения по устойчивости, управляемости и баланси­ ровке на различных режимах полета;

—ограничения по прочности частей конструкции;

—ограничения при наличии различных вариантов подвесок топливных баков, оборудования и вооружения, по условиям

прочности подвешиваемых агрегатов и их креплений (фиг. 1.20, кривая ж);

— ограничения при полете с открытыми створками люков, с выпущенной механизацией (фиг. 1.20, кривая е), с выпущенными шасси и др.

27. Ограничения по прочности — это ограничения по услови ям полета в болтанку, по скоростному напору и по аэродинами­ ческому нагреву.

Максимально допустимые скорости из условия полета в бол­ танку ограничиваются у неманевренных, а иногда и у ограни­ ченно маневренных аппаратов, имеющих малые значения манев­ ренной перегрузки я^ах.

36

Ограничения по скоростному напору связаны с тем, что от ве­ личины скоростного напора зависят общие и местные нагрузки крыла, оперения, фюзеляжа, воздухоподводящих каналов, лю­ ков и т. д. Увеличение нагрузок ведет к увеличению веса конст­ рукции летательного аппарата. Поэтому при проектировании ле­ тательных аппаратов задаются значением предельного скорост­ ного напора. По мере совершенствования конструкции и приме­ нения высокопрочных материалов предельно допустимое значе­ ние скоростного напора увеличивается. Для современных скоро­ стных самолетов qmax = 10000 дан/м2 (кг/м2) и более. При задан­ ном значении qmm можно построить кривую скоростей полета по высотам (фиг. 1.20, кривая в), пользуясь зависимостью

V,ПР<7 max 2 qшах

р

Ограничения по аэродинамическому нагреву (по температуре) связаны с тем, что при нагреве механические свойства материала конструкции ухудшаются.

Свойства материалов, из которых выполнены конструкции ле­ тательного аппарата, до определенных температур существенно не меняются. Эти предельные значения температур соответству­ ют предельным значениям скоростей полета на разных высотах (см. фиг. 1.20, кривая г).

28.Испытания конструкций. Конструкции современных лета­ тельных аппаратов очень сложны, и в расчетах на прочность и жесткость рассматривается в ряде случаев довольно приближен­ ная картина их работы под нагрузкой. Расчеты также не могут учесть неточное соблюдение технологии и наличие допусков. Стремление получить легкую конструкцию, обладающую доста­ точной прочностью и жесткостью, привело к необходимости про­ ведения ее испытаний.

29.Основным средством контроля фактической прочности яв­ ляются лабораторные статические испытания конструкции ле­ тательного аппарата в целом и ее частей. При статических ис­ пытаниях конструкция подвергается воздействию нагрузок, близ­ ких к действительным условиям полета (взлета, посадки). Замер

37

напряжений в элементах конструкции осуществляется с помощью тензометрирования.

Статические испытания проводятся с целью:

—выявления соответствия расчетной разрушающей нагрузки

Рр и фактической разрушающей нагрузки РР,акт. Нужно, что­

— проверки отсутствия остаточных деформаций при нагруже­ нии конструкции эксплуатационными нагрузками;

—выявления жесткости конструкции путем замера деформа­ ций (прогибов, углов крутки) при различных нагрузках;

—изучения распределения напряжений в отдельных элемен­ тах конструкции.

Для выявления работоспособности конструкции и ее элемен­ тов при действии повторных нагрузок проводятся испытания при повторных статических нагрузках. При этом определяется число загружений, при котором происходит разрушение конструкции от разных уровней повторной статической нагрузки. Это число нагружений не должно быть меньше нормируемой величины. В специальных лабораториях проводятся также испытания конст­ рукции на усталостную прочность при повторном нагреве конст­ рукции.

30. В последнее время большое внимание уделяется динами­ ческим испытаниям для проверки прочности конструкции при ди­ намическом приложении нагрузки и для выявления опасных ре­ зонансных и самовозбуждающихся вибраций частей конструк­ ции летательного аппарата. Динамические испытания проводятся

вспециальных лабораториях. К ним относятся:

—копровые испытания шасси при эксплуатационных нагруз­

ках;

—отстрелы оружия для проверки прочности узлов его креп­

ления;

—определение форм и частот собственных колебаний отдель­ ных частей конструкции для устранения резонанса;

—определение критических скоростей самовозбуждающихся колебаний на динамически подобных моделях при испытаниях в аэродинамических трубах и другие виды динамических испыта­ ний.

Для проверки надежности действия основных механизмов и систем летательных аппаратов проводятся испытания на надеж­ ность. Эти испытания предусматривают многократные выпуск и уборку шасси, различных створок, катапультных установок и т. д. с целью выявления возможных отказов в их работе для последу­ ющей доработки.

Помимо вышеуказанных видов испытаний, проводятся лет­ ные испытания. Они служат для решения целого ряда задач.

38