Файл: Соломонов, П. А. Надежность планера самолета.pdf

В авиационной технике долгое время считалось, что если планер самолета удовлетворяет требованиям статической проч­ ности (прочность при однократной нагрузке) и выносливости не­ которых частей самолета (подмоторных рам поршневых самоле­ тов, маслобаков и бензобаков), подвергающихся воздействию вибрационных нагрузок, то он может при соответствующем и

•своевременном ремонте эксплуатироваться достаточное время, и при нагрузках, меньших максимальных эксплуатационных, не разрушится. При этом имеется в виду, что элементы конструк­ ции планера свободны от автоколебаний, что обеспечивается расчетом и испытаниями.

Однако уже на самолетах периода Великой Отечественной войны и особенно послевоенного периода начали появляться не­ исправности элементов конструкции планера, угрожающие бе­ зопасности полетов, хотя эти самолеты удовлетворяли требова­ ниям статической и вибрационной прочности.

Эти неисправности появляются в основном на самолетах со значительным налетом, большим количеством взлетов и посадок или при технологических и других отступлениях. Обнаружить их в большинстве случаев очень трудно. Для осмотра элементов конструкции планера самолета нередко требуется разборка са­ молета и применение сложной контрольно-проверочной аппара­ туры.

Появление перечисленных неисправностей предъявило новые требования к элементам конструкции планера—обеспечение прочности планера самолета при многократно повторяющихся эксплуатационных нагрузках — требования обеспечения стати­ ческой выносливости или прочности при повторных нагрузках. Это требование является дополнением к прежним требованиям обеспечения статической и вибрационной прочности.

Появление проблемы обеспечения статической выносливости элементов конструкции планера самолета можно объяснить сле­ дующими причинами:

а) увеличился общий срок службы самолета, исчисляемый количеством часов налета и количеством взлето-посадок. Так, современные транспортные самолеты имеют налет, измеряемый десятками тысяч часов. Увеличение палета самолетов привело к увеличению количества нагрузок, испытываемых элементами конструкции планера в процессе эксплуатации;

б) значительно повысились летные показатели современных самолетов. Увеличение скоростей полета самолета, скоростей взлета и посадки привело к повышению частоты нагружений (количество нагружений в единицу времени), количества и ве­ личины нагрузок;

в) повысилась прочность применяемых в самолетостроении сплавов (увеличилось временное сопротивление сгв). Повышение прочности сплавов при той же степени использования их стати­

188

ческой прочности вызвало снижение статической выносливости планера самолета;

г) в результате исследовательских работ были уточнены рас­ четные случаи элементов конструкции планера, что привело к значительному приближению действительных нагрузок к расчет­ ным и, следовательно, к снижению существовавшего «запаса» статической выносливости конструкции.

Кроме того, для современных скоростных самолетов при по­

статической выносливости, что может значительно снизить тех­ нический ресурс планера этих самолетов.

В связи с увеличением мощности двигателей пульсирующие акустические давления, создаваемые реактивной струей как ис­ точником сильного шума, могут также вызвать деформации обшивки и некоторых элементов конструкции планера. Весьма неблагоприятной характеристикой акустических давлений, соз­ даваемых реактивной струей, является их высокая частота, ис­ числяемая сотнями циклов в секунду. Поэтому, если вызываемые ими повторные напряжения превышают предел выносливости, то усталостное разрушение может наступить довольно быстро.

Требования статической прочности сводятся к обеспечению прочности планера самолета при однократной статической рас­

нагрузки при грубой посадке, при маневре с максимальной пе­ регрузкой, при порывах ветра) не вызывали в конструкции оста­ точных деформаций, а разрушающая нагрузка была равна рас­ четной. Идеальным случаем выполнения конструкции нужно признать такой случай, в котором максимальная эксплуатаци­ онная нагрузка соответствует напряженному состоянию при пределе упругости конструкции. Однако установить предел уп­ ругости при испытаниях очень трудно, и критерием статической прочности конструкции планера самолета считаются статиче­ ские испытания до разрушения. Поэтому разрушающая нагруз­ ка, например крыла, должна быть всегда больше эксплуатаци­ онной (Ураз > ^эксп) • Число, равное отношению разрушающей нагрузки к эксплуатационной, называется коэффициентом без­ опасности /с. Тогда

189

Расчет на статическую прочность ведется на разрушающие нагрузки, т. е. праз= пэкси = п.

Тогда

(5.2)

Яраз

Чем больше коэффициент безопасности (/с), тем надежнее конструкция, но это увеличение приводит к перетяжелению кон­ струкции, а следовательно, к снижению летных данных само­ лета.

Коэффициент безопасности (/с) можно представить в виде произведения нескольких сомножителей (fu f2, . .., fn), каждый из которых учитывает различные факторы. Основным сомножи­ телем является коэффициент /ь который обеспечивает исключе­ ние остаточных деформаций при максимальных эксплуатаци­ онных перегрузках, т. е.

пасности учитывают многократность приложения нагрузок, тех­ нологию изготовления узлов, материал конструкции, степень совершенства расчетов и другие факторы. Коэффициенты безо­ пасности для различных силовых элементов конструкции различ­ ны, они задаются нормами прочности и колеблются в пределах

1,5—2,0.

Как уже указывалось, появление неисправностей элементов конструкции планера самолета, вызванных многократно прило­ женными эксплуатационными нагрузками, не превышающими максимальных эксплуатационных нагрузок, предъявило требо­ вание к обеспечению статической выносливости элементов кон­ струкции планера. Прочность при многократно повторяющихся нагрузках названа статической потому, что маневренные нагруз­ ки и нагрузки от порывов ветра нарастают и убывают плавно по сравнению с вибрационными, их практически можно считать статическими. Это указывает на близкое родство этого вида прочности с известным видом динамической прочности — вибро­ прочностью или выносливостью. Однако этот вид прочности не тождествен выносливости. Требование обеспечения минималь­ ной массы самолетных конструкций приводит к значительному повышению допустимых напряжений в условиях эксплуатации и снижению их сроков службы, что существенно меняет метод подхода к обеспечению вибрационной прочности и стати­ ческой выносливости конструкции самолетов.

Вопрос о прочности при повторных нагрузках изучается ис­ следователями уже более 1С0 лет. В современной терминологии

190

этот вопрос известен, как выносливость (или усталость; мате­ риала конструкций. Под термином «выносливость» понимается свойство материала сопротивляться разрушению от многократ­ но повторяющихся нагрузок. До последнего времени подавляю­ щее большинство исследований усталости материалов проводи­ лось при частотах нагрузок v=1000—3000 цикл/мин. Эти данные в основном были получены для расчета деталей и конст­ руктивных элементов на выносливость, т. е. для расчета их на неограниченно длительную работу. Такой расчет оправдан для деталей и элементов конструкции общего машиностроения из-за большого срока их эксплуатации. Однако применить этот рас­ чет к планеру самолета нельзя. Продолжительность эксплуата­ ции самолета весьма ограничена из-за «морального» старения, а также быстрого развития и совершенствования новых конструк­ ций. Кроме того, для обеспечения высоких летно-технических ха­ рактеристиксамолета необходимо, чтобы масса его была как мож­ но меньше. Это приводит к тому, что в элементах конструкции планера необходимо допускать относительно высокие уровни напряжения. Следовательно, самолетные конструкции рассчиты­ ваются на ограниченный срок службы, т. е. в элементах их конст­ рукции допускаются напряжения от повторных эксплуатацион­ ных нагрузок, значительно превышающие предел выносливости.

Однако следует иметь в виду, что эффект действия на конст­ рукцию вибрационных нагрузок, вызывающих усталость метал­ ла, по ряду внешних признаков похож на эффект действия пов­ торных статических нагрузок. Достаточно полно разработанной теории усталостного процесса, протекающего в металле, в на­ стоящее время 'пока не существует, но некоторые положения, описывающие этот процесс, являются достаточно установивши­ мися и согласующимися с экспериментальными данными. Ос­ новной причиной усталостных разрушений в металлических кон­ струкциях, по современным воззрениям, считается появление в некоторых кристаллах, из которых состоит всякий конструкцион­ ный сплав, пластической деформации, в то время как в осталь­ ной массе металла (в остальных его зернах) деформации при данной нагрузке являются вполне упругими. Поэтому среднее напряжение в образце (или детали) при этом может и не превы­ шать предела упругой деформации металла. Но многократное повторение нагрузки может привести к увеличению деформации в зернах, в которых начались сдвиги, и вовлечению в нее сосед­ них зерен. В дальнейшем при достаточно высоком повторном напряжении с увеличением количества нагрузок эта пластиче­ ская деформация может нарастать, что может вызвать микрогрещину. Микротрещина вызывает дополнительную концентра­ цию напряжений, при увеличении количества нагрузок трещина будет расти, и это может привести к разрушению детали.

Статическая прочность и статическая выносливость различа­ ются между собой по влиянию на них различных факторов и по

191