Глава 8 основы прочности и жесткости летательных аппаратов

   Под прочностью конструкции ЛА в целом и отдельных его агрегатов понимают их способность выдерживать действующие нагрузки без остаточных деформаций и разрушения, а поджесткостью - способность в заданных пределах изменять под нагрузкой исходную геометрическую форму.    Перед проектировщиками ЛА стоит задача создать безусловно прочную и достаточно жесткую конструкцию с минимально возможной массой, поскольку ни в одном сооружении или машине масса конструкции не играет такой большой роли, как в ЛА, где она существенным образом влияет на его ЛТХ и эффективность. В связи с этим комплекс задач, которые приходится решать для обеспечения прочности ЛА, и, соответственно, методы их решения резко отличаются от задач обеспечения прочности других машин.    Современная наука о прочности ЛА в значительной части опирается на работы отечественных ученых: механика-кораблестроителя А.Н. Крылова, механика-моторостроителяД.И. Журавского, механика-кораблестроителяИ.Г. Бубнова, военного инженераБ.Г. Галеркинаи наших современниковМ.В. Келдыша,А.И. Макаревского,А.М Черемухинаи других.    Для обеспечения заданных в ТЗ на проектирование надежности и ресурса ЛА наука о прочности ЛА разрабатывает теоретические и экспериментальные методы решения следующих основных задач:       - определение нагрузок, действующих на ЛА во всех условиях его эксплуатации; обоснование требований к прочности и жесткости конструкции ЛА; создание норм летной годности, которым должен отвечать каждый вновь разрабатываемый ЛА;       - определение напряженного и деформированного состояния и оценка реальной прочности и жесткости элементов конструкции и ЛА в целом под действием нагрузок.    Естественно, что ЛА, в зависимости от их назначения и условий эксплуатации, различаются не только аэродинамической компоновкой, но и характером действующих на них нагрузок. Так, на ракеты-носители действуют преимущественно продольные нагрузки (направленные вдоль оси0Xракеты-носителя силы тяжести, силы инерции и тяга двигателей), на самолеты действуют преимущественно поперечные нагрузки (направленные перпендикулярно плоскостиX0Zв связанной системе осей координат).

8.1. Нагружение агрегатов самолета и их деформация под нагрузкой

   В общем случае на конструкцию самолета действуют сложные, изменяющиеся во времени нагрузки.    Под действием воздушной нагрузки ΔY_i (разрежения над крылом и повышенного давления под крылом, создающих подъемную силу) крыло изгибается вверх (рис. 8.1). При этом верхняя поверхность крыла сжимается, а нижняя растягивается.

Рис. 8.1. Изгиб крыла	Рис. 8.2. Изгиб и кручение крыла

Начало формы Конец формы

В любом сечении прямого крыла, то есть крыла, продольная ось которого (ось, идущая вдоль размаха крыла), перпендикулярна продольной оси 0X самолета, можно найти точку, характеризующуюся тем, что сила, приложенная к крылу в этой точке, будет вызывать только изгиб крыла без его закручивания. Эта точка называется центром жесткости (ц. ж.) сечения крыла. Линия, соединяющая ц. ж. каждого сечения, называется линией центров жесткости. Следовательно, деформация крыла, показанная на рис. 8.1, будет иметь место только в случае, когда линия центров жесткости будет совпадать с линией центров давления (линией, соединяющей точки ц. д. в каждом сечении крыла).

Рис. 8.3. Деформация крыла под действием силы тяжести и тяги двигателя

Положение центра жесткости определяется только свойствами самой конструкции и не зависит от характера нагружения крыла. Нагрузка же может быть различной. Так, положение центра давления аэродинамической нагрузки зависит от режима полета. Кроме подъемной силы, на крыло действует также сила тяжести конструкции, приложенная в центрах масс сечений крыла.
В общем случае центр давления, центр жесткости и центр масс крыла не совпадают. В этом случае (рис. 8.2) крыло не только изгибается, но и закручивается.
Силы, вызывающие изгиб и кручение крыла, стремятся такжесдвинуть одно сечение крыла относительно другого ("перерезать" крыло).
Аналогичным образом нагружаются и деформируются под действием аэродинамических сил, сил тяжести и инерционных сил от вращения лопасти несущего винта вертолета.
Под действием силы тяжести двигателяG_дв, подвешенного на пилоне (от греч. pylon , буквально - ворота, вход) под крылом (рис. 8.3), крыло изгибается вниз (из плоскости крыла) и закручивается против часовой стрелки; под действием силы тяги P_дв крыло изгибается вперед (в плоскости крыла) по направлению полета и закручивается по ходу часовой стрелки.
Из рис. 8.2 и 8.3 видно, что, выбирая соответствующее положение ц. м. и ц. ж. агрегатов, конструктор может существенно уменьшить деформации конструкции под нагрузкой.

Рис. 8.4. Изгиб фюзеляжа	Рис. 8.5. Изгиб и кручение фюзеляжа

Аналогично деформируется и фюзеляж самолета. Сосредоточенная сила Y_дв (балансировочная сила горизонтального оперения в полете) и распределенная нагрузка ΔG_i (массовая сила конструкции фюзеляжа и грузов в нем) вызывают изгиб фюзеляжа в вертикальной плоскости (рис. 8.4).

Рис. 8.6. Упрощенная расчетная схема нагружения хвостовой части фюзеляжа

Изгиб моментом М_изг и кручение моментом М_кр фюзеляжа вокруг его продольной оси при отклонении руля направления (и, соответственно, при отклонении элеронов) проиллюстрированы рис. 8.5.
В самом первом приближении работу конструкции под нагрузкой можно рассматривать на упрощенных моделях предельно схематизированных конструкций, как это делает общемашиностроительная дисциплина "Сопротивление материалов".
Так, хвостовую часть фюзеляжа, нагруженную силойZ_в.о, можно схематично представить в виде Г-образной рамы (рис. 8.6,а), жестко закрепленной ("заделанной") на носовой части фюзеляжа; нагружение хвостовой части фюзеляжа силой Y_г.о - в виде Т-образной рамы (рис. 8.6,б).
Крыло, нагруженное в полете, можно представить в виде балки (рис. 8.7), заделанной в фюзеляже и находящейся в равновесии под действием равномерно распределенной по крылу воздушной нагрузкиq_возд, распределенной массовой нагрузки q_мас и силы тяжести двигателя G_дв.
Крыло самолета на стоянке можно представить в виде балки (рис. 8.8), нагруженной распределенной массовой нагрузкойq_мас и силой реакции шасси R_ш.

Рис. 8.7. Упрощенная расчетная схема нагружения крыла в полете	Рис. 8.8. Упрощенная расчетная схема нагружения крыла на стоянке

   Естественно, в приведенных примерах степень схематизации весьма высока. Так, воздушная нагрузка q_возд на реальном крыле распределена по размаху неравномерно (как мы уже отмечали, это зависит от формы крыла в плане, его аэродинамической и геометрической крутки); сила тяжести двигателя G_дв передается на крыло в нескольких точках (узлах навески пилона двигателя). Кроме того, жесткость крыла, т. е. его способность деформироваться под действием нагрузок, зависит от материала и конструкции крыла и, как правило, также переменна по размаху, что влияет на величины деформаций. Тем не менее даже такие простейшие модели (схемы) нагружения агрегатов самолета позволяют оценить форму деформаций агрегатов (изгибные, крутильные деформации, деформации сдвига, растяжения или сжатия) и направление этих деформаций и дают основания выдвинуть предложения о возможных конструктивных решениях агрегатов.