Файл: Райков Л.Г. Нагрев летательных аппаратов в полете.pdf

Уменьшение крутильной жесткости будет отмечаться и в конструкции крыла, поскольку его носовая и хвостовая части нагреты сильнее средней части. Тем самым крутиль­ ные деформации крыла возрастут.

Если © — погонный угол закручивания вдоль коорди­ наты размаха z, а b — хорда крыла и с — толщина профи­ ля, то результирующие температурные напряжения, на­ пример, для ромбовидного сплошного профиля будут да­ вать следующий момент:

Если деформация кручения крыла от действия внешней нагрузки и температурных напряжений мала, то отноше­ ние эффективной жесткости, на кручение сплошного сим­ метричного ромбовидного крыла (G/)Эф к номинальному значению жесткости на кручение при обычных температу­ рах имеет вид

Рис. 14. Изменение крутильной жесткости крыла при мгновенном старте с М = 4

Изменение крутильной жесткости такого крыла с отно­

сительной толщиной с = 4% в полете с мгновенным уско­ рением показано на рис. 14. Как видно из рисунка, вели­ чина крутильной жесткости (С /)эф снижается приблизи­

55

тельно до 20% исходного значения. У крыла е относитель­ ной толщиной 5% эффективная жесткость снижается до 30% исходного 'положения. Снижение жесткости наступает вскоре после выхода летательного аппарата на расчетное число М = 4.

Аналогично можно получить выражение и для опреде­ ления снижения жесткости крыла на изгиб под действием как повышенной температуры, так и сжимающих темпера­ турных напряжений.

Если у — вертикальное перемещение в рассматривае­ мой точке сечения того же крыла, то величина дополни­ тельного изгибающего момента от температурных напря­ жений

Ш,Г ----- V

из г ----

Величина вертикального перемещения изменяется и вдоль хорды, поскольку изгиб вдоль размаха в общем случае всегда сопровождается изгибом в направлении хор­ ды. Тем самым температурные напряжения приводят к увеличению кривизны крыла в плоскости хорд, а возника­ ющая результирующая сила, действующая в вертикальном направлении, изгибает крыло в ту же сторону, что и мо­ мент от внешней нагрузки.

Выражение для отношения эффективной жесткости на изгиб ( £ / ) Эф того же ромбовидного крыла при повышенной температуре к значению изгибной жесткости (EI)0 при комнатной температуре имеет вид

где v — коэффициент Пуассона, а mz= £ИотаДхДх.

При тех же условиях полета, которые взяты для ана­ лиза крутильной жесткости, изгибная жесткость сильнее всего снижается у крыла с относительной толщиной 3%. При этом относительное снижение изгибной жесткости оказывается меньше, чем относительное снижение жестко­ сти на кручение.

Устойчивость конструкций при повышенных температурах

Появление температурных напряжений особенно опасно в условиях, когда элемент конструкции работает на сжа­

56

тие. В этом, случае, если температурные напряжения так­ же действуют в направлении сжатия, конструкция может потерять устойчивость.

Местная потеря устойчивости в результате действия температурных напряжений может возникать как при установившихся, так и при неустановившихся температу­ рах. Например, резкий перепад температур по сечению толстой пластины (обшивки) или по высоте балки (лонже­ рона) может привести к потере устойчивости названными элементами конструкции.

В случае нагрева при неустановившемся режиме в сое­ динении обшивка — стрингер может произойти местная по­ теря устойчивости более нагретой обшивки, по­ скольку менее нагретые стрингеры ограничивают деформацию обшивки.

Помимо местной поте­ ри устойчивости, при тем­ пературных напряжениях может появиться и общая потеря устойчивости. На рис. 15 показана потеря устойчивости (остаточ­ ная деформация) носка крыла в результате более интенсивного нагрева нижней поверхности кры­

ла при полете на угле атаки, отличном от нуля.

Потеря устойчивости может наступить из-за больших температурных градиентов и в местах конструкции, слу­ жащих емкостями для топлива.

Вызванные аэродинамическим нагревом деформации в свою очередь могут влиять на интенсивность нагревания. Так, увеличение угла атаки крыла под действием темпе­ ратурных деформаций (рис. 15) приводит к возрастанию нагрева нижней поверхности. В этих случаях говорят о на­ личии аэротер'модинамической связи между указанными факторами.

Это явление учитывают в расчетах критической скоро­ сти флаттера. На рис. 16 показано изменение критическо­ го числа Мкр полета, при котором возникает флаттер ром­ бовидного сплошного крыла, в условиях мгновенного стар­ та, т. е. при действии температурных напряжений.

57

Потеря устойчивости элементов конструкции крыла вследствие возникновения температурных напряжений при­ водит к явлению дивергенции, т. е. к изменению распреде­ ления воздушной нагрузки из-за изменения геометрии крыла.

На очень больших скоростях полета с появлением чрез­ мерного нагрева могут возникать интенсивные самовоз-

Рис. 16. Изменение критического числа М крыла вследствие падения крутильной жесткости при мгновенном старте с М = 4

буждающие колебания обшивки (так называемый флаттер обшивки), которые могут привести к разрушению кон­ струкции. Вероятность возникновения флаттера обшивки особенно возрастает после потери устойчивости панелей обшивки.

Остаточные деформации в конструкциях

Учет перечисленных выше особенностей, характеризу­ ющих прочность конструкции сверхзвуковых летательных аппаратов, позволяет с достаточной точностью определить сроки их службы.

Очевидно, если действие высоких температур будет кратковременным и расчет на прбчность летательного ап­ парата останется прежним, то определение срока службы летательного аппарата многоразового действия будет за­ висеть от усталости материала конструкции и будет про­ водиться обычным методом.

58

Срок службы сверхзвуковых летательных аппаратов многоразового действия, подверженных длительному воз­ действию высоких температур, будет, вероятно, ограничи­ ваться предельными деформациями. Такие деформации возникают при длительном действии нагрузок и повышен­ ной температуры в результате появления ползучести. В этом случае для установления срока службы конструк­ ции необходимо знать в первую очередь продолжитель­ ность действия температур, соответствующих определен­ ным внешним нагрузкам, а также допустимую остаточную деформацию, ползучести. Предельная допустимая относи­ тельная деформация в среднем равна 0,2%.

Поскольку деформация становится определяющим фак­ тором пригодности конструкции для дальнейшей эксплуа­ тации из условий. аэродинамики и прочности, то это при­ водит к принципу конструирования по деформациям, а не по напряжениям. Этим достигается значительное умень­ шение температурных напряжений конструкций в эксплу­ атации. Однако если конструкции, в которых допускаются напряжения в пластической области, подвергаются ряду повторных температурных циклов, то возможно развитие тепловой усталости. Правда, оно встречается редко, так как относительный предел выносливости конструкций при повторных нагружениях в условиях повышенных темпера­ тур почти не изменяется. Поэтому срок службы конструк­ ции, подверженной действию высокой температуры, будет рассчитываться из условия наступления предельно допу­ стим,ой деформации ползучести. В каждцм конкретном слу­

эксплуатации летательного аппарата: температура и на­ грузка на протяжении всего срока службы, то можно най­ ти величину срока службы. В основе такого расчета лежит обычный закон суммирования деформаций.

При проектировании новой конструкции расчет произ­ водят на основании данных ползучести, полученных лабо­ раторными методами, а также на основе предполагаемого распределения времени нахождения летательного аппарата в названных условиях.

Так, если тг — время достижения допустимой деформа­ ции при определенной температуре и нагрузке, a %i— от­ носительное время нахождения летательного аппарата в

59

этих условиях, то срок службы сверхзвукового самолета будет

В процессе эксплуатации нужно периодически путем нивелирования определять величину деформации, чтобы не допустить появления критических значений.

Особенности прочности гиперзвуковых летательных аппаратов

Конструкция гиперзвуковых летательных аппаратов подвержена воздействию особенно высоких температур, что создает дополнительные трудности в обеспечении не­ обходимой прочности гиперзвукового самолета или сна­

ряда.

Даже обязательное применение в этих конструкциях различных видов защиты или охлаждения не дает полного решения проблемы прочности. Например, использование плавления и испарения материала конструкции в качестве охлаждения наиболее нагреваемых участков конструкции (в частности, носков несущих поверхностей) оказывает влияние на флаттер. Это связано в первую очередь с уменьшением массы во время плавления при нагревании конструктивных элементов, с ее перераспределением. Так, если носок тяжелый, то его оплавление может изменить характеристики флаттера. Причиной тому будет сдвиг цен­ тра тяжести сечения и увеличение частоты крутильных ко­ лебаний.

Характерной особенностью гиперзвуковых летательных аппаратов одноразового применения является оплавление значительной части несущей обшивки.

При гиперзвуковых скоростях полета летательных ап­ паратов энергия молекул набегающего воздуха может пре­ высить энергию связи молекулярной решетки материала конструкции и из металла начнут «выбиваться» ионы. Это явление может привести к эрозии, в частности к эрозии носовых частей летательных аппаратов. Не исключена воз­ можность и того, что ионы металла, перемещаясь по пото­ ку и взаимодействуя с кислородом, будут выделять очень большое количество тепла. А так как это явление будет

60