книги из ГПНТБ / Соломонов, П. А. Надежность планера самолета

рианты, обеспечивающие также и необходимую статическую вы­ носливость.

Программа статических испытаний и нагрузки на опытный самолет устанавливаются в соответствии с фактической массой самолета и требованиями норм прочности. В программу испыта­ ний должны быть включены случаи, предусмотренные нормами прочности самолета, являющиеся расчетными для основных аг­ регатов данного самолета, а также испытания всех частей и элементов конструкции самолета, для которых расчет на проч­ ность не дает надежного решения.

Кроме того, в программу включается определение жесткости крыльев, фюзеляжа и оперения на изгиб и кручение, элеронов на кручение, проводки управления рулями, элеронами, тримме­ рами.

Агрегаты опытного самолета должны испытываться в усло­ виях естественного их закрепления на самолете. Если для неко­ торых агрегатов в программу испытаний включается несколько расчетных случаев, а при этом в отдельных элементах конструк­ ции данного агрегата расчетные нагрузки близки к разрушаю­ щим, разрешается нагрузку доводить в одном расчетном случае до 100% Ррасч, а в остальных до 90% ^расч- В отдельных слу­ чаях испытания основных агрегатов проводятся изолированно на стенде, при этом условия закрепления агрегата • на стенде должны по возможности соответствовать условиям закрепления на самолете. Винтомоторные установки, реактивные двигатели с их рамами, баки и различные агрегаты могут быть заменены макетами, если они не включены в силовую схему конструкции.

Для определения режима полета, при котором появляется флаттер, и установления безопасной скорости полета произво­ дится испытание динамически подобной модели самолета в аэродинамической трубе. Результаты испытаний в трубе и ре­ зультаты расчетов на флаттер должны быть откорректированы на основе частотных испытаний самолета со снятием форм коле­ баний.

Опытным путем должно быть проверено соответствие степе­ ни весовой балансировки (статической и динамической) элеро­ нов и рулей требованиям безопасности от флаттера.

Если на отдельных звеньях проводки управления наблюда­ ются резонансные колебания, необходимо экспериментально проверить при работе двигателя на земле в диапазоне летных эксплуатационных оборотов отсутствие вибраций в данном зве­ не.

Необходимо определить частоты собственных колебаний дви­ гательной установки. Шасси должно быть испытано на копре для проверки работоемкости и доводки амортизатора. Ориенти­ рующиеся или управляемые установки шасси должны быть про­ верены расчетом на отсутствие шимми до взлетных скоростей. Исходные данные, необходимые для расчета, должны быть по­

200

лучены экспериментально при снятии характеристик пневмати­ кой и жесткости шасси в системе самолета. Расчет может быть заменен испытанием шасси на копре с подвижной опорой при условии сохранения жесткости крепления шасси. Кроме расче­ та или испытаний на копре, отсутствие шимми должно быть проверено при летных испытаниях с помощью регистрирующих приборов в течение первых посадок.

При нагружении конструкции до 67% расчетной нагрузки не должно быть видимых остаточных деформаций. Остаточные де­ формации, полученные при статических испытаниях, могут не приниматься во внимание при оценке прочности самолета, если специальными летными испытаниями будет доказано, что какихлибо остаточных деформаций в конструкции самолета при дости­ жении в воздухе режимов, дающих максимальные эксплуатаци­ онные нагрузки на рассматриваемый агрегат самолета, нет. При нагружении не менее чем на 90% расчетной нагрузки в конст­ рукции не должно быть местных разрушений, которые в полете при наличии воздушного потока могут привести самолет к раз­ рушению. Жесткость конструкции не должна допускать при экс­ плуатационной нагрузке искажений аэродинамических форм, приводящих к изменениям принятых при ее расчете нагрузок. При нагружении планера самолета не должно быть заклинива­ ния органов управления. После постройки самолета опытного образца, кроме статических испытаний, проводятся испытания на повторные нагрузки. При испытаниях самолета на повторные нагрузки, как правило, измеряются напряжения в основных си­ ловых узлах планера. При этом выявляются слабейшие места конструкции, при необходимости производится их усиление или дополнительное проектирование, определение времени распрост­ ранения начальных повреждений, улучшение конструкции для возможности обнаружения в эксплуатации повреждений еще до того момента, когда повреждение достигнет катастрофического характера. Кроме того, на основании результатов статических испытаний и испытаний на повторные нагрузки всего самолета разрабатывается технология и периодичность контроля за состо­ янием планера для предупреждения разрушений от действия повторных нагрузок. При испытаниях необходимо также решить вопрос о возможности и целесообразности ремонта планера для восстановления статической выносливости.

Воспроизведение в лабораторных условиях полного спектра случайных нагрузок, действующих на конструкцию в реальном полете, связано с чрезвычайно большими трудностями. Поэтому испытания натурных конструкций легких самолетов до сих пор производились по одноступенчатой программе при нагрузке Я= 0,5 Ярасч (для расчетного случая А).

Между тем лабораторные испытания показывают, что резуль­ таты испытаний при постоянной амплитуде переменных нагру­ зок не всегда дают возможность определить критические

:oi

участки конструкции, которые могут возникать в условиях беспо­ рядочных ступенчатых нагрузок. Это особенно относится к кес­

ются в процессе их испытаний на повторные нагрузки. Это ука­ зывает на необходимость испытаний на повторные нагрузки по ступенчатой программе, наиболее полно отражающей нагруже­

бораторных условиях с практически приемлемой длительностью испытаний.

Весь спектр нагрузок разбивается на определенным образом чередующиеся группы одинаковых переменных нагрузок, харак­ теризующихся различными амплитудами и средними значениями (рис. 85 и 86). Количество и параметры таких циклов выбирают­ ся в соответствии с повторяемостью нагрузок. Для этого весь спектр нагрузок разбивается на достаточно большое количество интервалов.

Из-за сложности испытаний количество ступеней должно быть разумно ограничено исходя из возможности воспроизведе­ ния этой программы. При этом каждая ступень должна отра­ жать величину и количество тех ступеней нагрузок, которые мо­

наибольшую долю снижения в срок службы планера самолета из условий выносливости. Программа испытаний должна состав­ ляться для типового полета, наиболее близко отражающего осо-

202

бенности летной эксплуатации самолета. Помимо нагрузок, свя­ занных со случайным спектром, в программу вводятся также ос­ новные регулярные нагрузки: * цикл «земля—воздух—земля», переменное (1 раз в полете), избыточное давление в фюзеляже. Кроме того, в программу лабораторных испытаний включаются через определенные интервалы времени нагрузки от вертикаль­ ного порыва ветра с эффективной скоростью W3фф= ±15 м/сек.

Разрушение несущих поверхностей элементов конструкции планера самолета при испытаниях на повторные нагрузки про­ исходит, как правило, в местах наибольших изгибающих момен-

Рис. 86. График типовой программы испытаний па повторные нагрузки планера маневренного самолета

тов, причем эти элементы разрушаются в одном или двух местах. У систем управления самолетом разрушаются тяги, качалки, соединительные болты. Разрушения происходят в большинстве случаев в нескольких местах. Увеличение мест разрушения при испытаниях органов управления объясняется наличием в систе­ ме управления значительного количества мест с концентратора­ ми напряжений. Разрушения шасси при испытаниях на повтор­ ные нагрузки происходят из-за разрушений полувилок, полуосей, осей колес, траверс амортизационных стоек шасси и т. д.

Анализ результатов испытаний на повторные нагрузки эле­ ментов конструкции самолета выявляет большие разбросы вы­

носливости fP= - max- —4—6, где Атах и Nmin—максимальное и ми-

А m i n

нимальное количество циклов до разрушения. При этом величи­ ны разбросов выносливости у разных типов самолетов разные. Это можно объяснить несовершенством технологии производства элементов конструкции отдельных типов самолетов.

В процессе лабораторных испытаний выявляются слабые по выносливости места конструкции. Как правило, элементы конст­ рукции планера ремонтируются и испытания продолжаются.

203

Предельным сроком службы следует считать такой срок, когда либо появляется опасность скрытых, не обнаруживаемых обыч­ ными средствами, разрушений основных силовых элементов, ли­ бо дальнейший ремонт разрушившихся элементов конструкции становится нецелесообразным. Результаты лабораторных испытаний учитываются при доводке конструкции самолета, предназначенного для массовой эксплуатации. На основании результатов лабораторных испытаний с учетом особенностей экс­ плуатации самолета устанавливается начальный по условиям выносливости срок службы планера самолета. При установлении начального срока службы планера самолета учитывается разли­ чие внешних условий эксплуатации (повторяемость перегрузок) у самолетов различных экземпляров, а также возможное отличие программы лабораторных испытаний от реального нагружения самолета в эксплуатации. Кроме того, необходимо иметь в виду, что программа лабораторных испытаний может искаженно имитировать нагружение каких-либо важных агрегатов, не учи­ тывать весь комплекс действующих на них нагрузок. Следует учитывать наличие большого рассеивания свойств выносливости идентичных образцов при одинаковых условиях испытания.

В связи с этим для обеспечения требуемой безопасности экс­ плуатации при установлении начального срока службы исполь­ зуются коэффициенты безопасности. Начальный срок службы определяется делением на общий коэффициент г]в среднего ариф­ метического числа циклов, которое выдержали идентичные агре­ гаты при их испытаниях на выносливость. Общий коэффициент безопасности т]в равен произведению коэффициентов, учитываю­ щих указанные выше особенности, которые необходимо прини­ мать во внимание при установлении начального срока службы

При этом общий коэффициент безопасности целесообразно назначать с учетом количества самолетов, планируемых для се­ рийного производства.

Расчет начального срока службы планера самолета при нали­ чии результатов испытаний по одноступенчатой программе це­ лесообразно выполнять, используя теорию линейного суммиро­ вания повреждений (рис. 87) в следующем порядке:

2 0 4

Ni dk

зок за один час полета в зависимости от коэффициента нагруз­

ки

° р а з

Оповт — напряжение в элементах конструкции при повторных нагрузках;

Ораз — напряжение в элементах конструкции планера при их разрушении статической однократной нагрузкой;

цв — коэффициент безопасности.

Для перехода от характеристик выносливости образцов к ха­ рактеристикам выносливости конст­ рукции можно использовать получен­ ное экспериментальным путем значе­ ние

2Э5

срок службы, так как нагрузки не всегда являются пульсирую­ щими.

Для тяжелых самолетов можно считать, что крылья нагру­ жаются как положительными, .так и отрицательными нагрузка­ ми. При этом целесообразно брать в качестве исходной величи-

Ni

ны наименьшее значение суммы y - j j — . полученное при испыта­

ниях образцов и конструкций по симметричному циклу. В этом случае необходимо также учитывать, что кривые выносливости образцов имеются, как правило, при их испытаниях по пульси­ рующему циклу. Поэтому для тяжелых самолетов, у которых можно считать, что нагрузки симметричные, необходимо полу­ ченным расчетом ресурс Гр уменьшить в q раз

:где q — коэффициент перевода кривых выносливости от пульси­ рующего цикла к симметричному, который необходимо определить, используя экспериментальные данные.

В принципе во всякой конструкции может быть не один, а не­ сколько наиболее слабых ее элементов. В связи с этим необхо­ димо производить расчеты статической выносливости нескольких ■предполагаемых наиболее слабых элементов конструкций плане­ ра. При этом используются результаты повторяемости нагрузок на эти элементы конструкции и характеристики материалов, из

.которых они изготовлены.

Испытания на повторные нагрузки самолетов, как правило, проводятся уже после запуска их в серийное производство. Поэ­ тому при расчете статической выносливости для выбора наибо­ лее слабого с точки зрения статической выносливости элемента конструкции планера целесообразно использовать результаты измерения напряжений при статических испытаниях, а также тех элементов конструкции планера, которые разрушились при различных вариантах статических испытаний. При определении этих элементов конструкции планера необходимо учитывать ожи­ даемую повторяемость нагрузок на эти элементы конструкции с учетом опыта эксплуатации однотипных самолетов, а также предполагаемых особенностей использования вновь созданного самолета.

Большой объем работ для определения фактической прочно­ сти самолетов в настоящее время уделяется летно-прочностным исследованиям. При этом летно-прочностные исследования про­ водятся одновременно со статическими испытаниями и испыта­ ниями на повторные нагрузки и позволяют внести уточнения в производимые расчеты и программы лабораторных испытаний

(рис. 88).

20.6

Используя материалы о повторяемости перегрузок однотип­ ных самолетов, распределении напряжений в основных силовых элементах конструкции, результаты испытаний на повторные нагрузки образцов и элементов конструкции, а также расчеты статической выносливости основных силовых элементов конст­ рукции планера, работы при проектировании и постройке само-

Рис. 88. Структура летно-прочностных исследований

лета нового образца, а опыт эксплуатации и ремонта с учетом конструктивных особенностей самолета, его назначения и летно­ технических характеристик, устанавливают начальный срок службы планера самолета.

Большое значение в установлении начального срока службы планера самолета имеет опыт эксплуатации и ремонта однотип­ ных самолетов. На основании этих данных необходимо преду­ смотреть методы контроля основных силовых узлов, возмож­ ность ремонта или замены их в процессе эксплуатации.

5.3. Работы по определению и обеспечению предельного срока службы планера самолета

Для определения предельного срока службы планера само­ лета, сроков службы агрегатов и деталей оборудования и систем проводятся испытания эксплуатационной надежности самолета,, лидерные испытания, исследования технического состояния са­ молетов после окончания летных испытаний и испытания на пов­ торные нагрузки. Кроме того, производится сбор и анализ ста­ тистических данных по эксплуатации, ремонту и повторяемости перегрузок самолетов всего парка.

Идея лидерных испытаний заключается в том, что о генераль­ ных характеристиках самолетов парка судят по выборочным ха­ рактеристикам, определяемым по группе самолетов-лидеров,. эксплуатирующихся по специальной программе и опережающих по налету самолеты основного парка. По характеристикам ли­ дерной группы и результатам других исследований принимается решение о разработке необходимых мероприятий для обеспече­ ния надежной эксплуатации самолетов или о прекращении даль­ нейшей эксплуатации самолетов парка.

207

Режимы лидирования должны быть такими, чтобы все отка­ зы с опасными последствиями, в первую очередь, возникали на самолетах-лидерах, а не на самолетах основного парка. Только в этом случае самолет-лидер выполняет роль «индикатора пов­ реждений». Если же отказы возникают сначала на самолетах парка, а потом уже на самолетах-лидерах, то лидирование теря­

ет смысл.

Для получения опережающей информации об отказах само­ леты-лидеры должны опережать по полету самолеты парка и хо­ рошо представлять пропорции генеральной совокупности.

Поскольку каждый новый отказ на самолете происходит в ка­ ком-то диапазоне налета, а лидеры опережают самолеты парка по налету, то предъявляемое к лидерам требование о том, что­ бы любой новый отказ выявлялся на них раньше, чем на осталь­ ных самолетах, является вполне выполнимым при достаточно больших коэффициентах опережения по налету и количеству ли­ деров. В то же время, чтобы самолетам парка догнать лидеры по налету и подойти к опасной зоне налета, где произошел отказ на лидерах, необходимо определенное время. Это время должно быть достаточно большим, чтобы исследовать причину отказа и разработать профилактические мероприятия по устранению при­ чин отказа (усиление конструкции, замена материала, повыше­ ние эксплуатационной надежности агрегата, введение дополни­ тельных регламентных работ и т. д.).

Для составления программы лидерных испытаний необходи­ мо определить количество самолетов-лидеров (п) при заданном коэффициенте опережения по налету |3 по отношению к осталь­ ному парку самолетов АД или определить коэффициент опере­ жения по налету при заданном количестве самолетов-лидеров.

Рассмотрим следующие события:

Л— появление отказа на самолете-лидере;

П— появление отказа на самолете парка.

Противоположными событиями, заключающимися в отсутствии

отказов на самолете-лидере и самолетах парка будут Л и П. Эти события независимы, ибо появление отказа на лидере не за­ висит от того, появился отказ на самолетах парка или нет.

Рассмотрим группу самолетов одного типа, которая состоит из Nn самолетов парка и одного лидера, и применим формулу полной вероятности. При использовании этой формулы учитыва­ ются гипотезы Ни Н2, ..., Я, — не совместные, образующие пол­ ную группу события. (Hi— лидер отказал, все самолеты парка работают безотказно; Я2—лидер отказал, один из самолетов парка отказал, остальные самолеты парка (Nn-\) работают без­ отказно; # 3—лидер работает безотказно, хотя бы один из само­ летов парка отказал; Я4—лидер и все самолеты парка работают безотказно).

Тогда

я ( ; 1 п ) 1д я ( л п ) 1+ я ( л п ) 1+ я ( д п ) , = 1,

2 0 8

Вероятность гипотезы Нt—лидер отказал, все самолеты пар­

Вероятность гипотезы Я2—лидер и один из самолетов парка отказали, остальные самолеты (N—1) парка работают безот­ казно

Я (ЛП) — Я (л) П я , (п), i - 1

где, Я (Л )—вероятность отказа лидера, Я (Л )—вероятность без­ отказной работы лидера, Р*(П )— вероятность безотказной ра­ боты любого самолета парка, Я*(П)—вероятность отказа любого

самолета парка.

Полная вероятность для случая п лидеров и N самолетов парка

зал, хотя бы один самолет парка отказал и т. д. Вероятность появления отказа на самолете-лидере на участке

О

209