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

лабораторных испытаний образцов и конструкций, опыта эксплу­ атации и ремонта авиационной техники [7, 13, 22]. .

В качестве первого приближения технический ресурс плане­ ра современного самолета может быть определен в два этапа:

первый этап — определение начального срока службы; второй этап — определение предельного срока службы (тех­

нический ресурс).

В процессе выработки предельного срока службы на основа­ нии опыта эксплуатации и ремонта, результатов исследования и испытаний уточняется установленный предельный срок службы планера самолета.

Для обеспечения требуемого технического ресурса планера самолета и повышения статической выносливости элементов его конструкции необходимо провести ряд мероприятий, начиная от проектирования самолета, построения опытного образца и кон­ чая запуском самолета в серийное производство и массовой экс­ плуатацией. Своевременное и правильное выполнение этих тре­ бований обеспечит необходимую статическую выносливость элементов конструкции планера, а следовательно, надежность и безопасность эксплуатации. Повышение статической выносливо­ сти существенно зависит от своевременности и полноты работ на раннем этапе проектирования и постройки опытного образца самолета. На этом этапе создания самолета устанавливается на­ чальный срок службы. В определении начального срока службы важное место должен занимать сбор и анализ материалов по эксплуатации, ремонту, лабораторным испытаниям и исследова­ ниям однотипных самолетов. Необходимо иметь статистические данные повторяемости маневренных нагрузок и перегрузок от порывов ветра в центре тяжести самолета, величины и характер нагрузок основных силовых узлов при этих перегрузках. Эти материалы дают возможность представить примерное нагруже­ ние элементов конструкции планера.

Материалы испытаний на повторные нагрузки образцов и элементов конструкции, а также целых самолетов, однотипных с проектируемым, дают представление о статической выносли­ вости основных силовых узлов планера самолета, о наличии са­ мых слабых мест конструкции и способах повышения их стати­ ческой выносливости.

При постройке самолета нового образца основные силовые элементы конструкции планера подвергаются статическим испы­ таниям и испытаниям на повторные нагрузки. Если при этих ис­ пытаниях обнаруживается недостаточная статическая прочность

го образца производятся приблизительные расчеты статической выносливости основных силовых элементов конструкции. В ре­ зультате этих расчетов, испытаний на повторные нагрузки основ­ ных силовых элементов конструкции выбираются наилучшие ва­

199

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