Файл: Конструкция летательных аппаратов учебник..pdf

Г л а в а X I V

КОЛЕБАНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

ИЕГО ЧАСТЕЙ ПРИ ВЗЛЕТЕ, РУЛЕНИИ И ПОСАДКЕ

§14.1. ВЫНУЖДЕННЫЕ КОЛЕБАНИЯ САМОЛЕТА И ЕГО ЧАСТЕЙ ПРИ ДВИЖЕНИИ ПО НЕРОВНОМУ АЭРОДРОМУ И ПОСАДКЕ

302.При посадке самолета и движении по неровной поверх­ ности аэродрома (разбег, пробег, руление) возбуждаются ко­ лебания конструкции. Колебания приводят к ряду вредных по­ следствий: увеличивается утомляемость экипажа, затрудняется фиксация показаний приборов и управление самолетом, ухуд­ шаются условия работы различных систем и оборудования, воз­ никают повышенные перегрузки и динамические напряжения конструкции, происходит быстрое накопление усталостных по­ вреждений и снижение ресурса, ускоряется износ поверхности аэродрома и увеличивается степень неровности поверхности.

Одним из важных параметров, характеризующих вредные последствия колебаний, является перегрузка в различных точ­ ках конструкции ЛА. Зная перегрузки, можно определить мас­ совые силы и напряжения в конструкции. При колебаниях пе­ регрузки могут достичь больших значений, особенно в конце­

вых сечениях упругого фюзеляжа и крыла (последние могут превышать перегрузку в ц.т. самолета в несколько раз).

Возникновение опасных колебаний зависит от упруго-массо­ вых характеристик конструкции и характера изменения воз­ мущающих сил, действующих на шасси.

Частоты собственных колебаний частей конструкции нема­ невренных тяжелых самолетов в 3—5 раз меньше, чем ма­ невренных. Частоты же собственных колебаний этих самолетов на шасси различаются незначительно. Поэтому упругие коле­ бания конструкции опасны прежде всего для тяжелых само­ летов. Однако при движении по неровному аэродрому возмож­ но возникновение опасных перегрузок и у маневренных само­ летов из-за совпадения частоты собственных колебаний само­ лета на шасси с частотой возмущающих сил от неровностей.

303. Для определения динамических нагрузок упругой кон­ струкции расчетным путем конструкция самолета, представля­ ется в виде различных расчетных схем—расчетных моделей.

В основу схематизации положена идея замены реальной упру­ гой конструкции с бесконечным числом степеней свободы неко­ торой упруго-массовой моделью с конечным числом степенен свободы.

Существует два класса моделей:

1) модели, в которых конструкция представляется в вид перекрестных балок (и пластин), с распределенными парамет­

ттж тш ж

Фиг. 14.1

рами (см. п. 281). Однако при определении динамических де­ формаций учитывается только несколько первых тонов колеба­ ний;

2) модели, в которых конструкция представляется в вид системы конечного числа сосредоточенных масс, соединенных между собой упругими невесомыми элементами (см. п. 286).

В моделях обоих классов при необходимости учитываются демпфирующие силы: амортизации шасси, аэродинамические силы колеблющегося крыла, силы внутреннего и конструктив­ ного трения крыла, фюзеляжа, оперения.

Так же, как и конструкция, схематизируются и неровности аэродромов (грунтовых и бетонированных). Форм неровностей рассматривается несколько, например, для грунтовых аэродро­ мов: одиночные — косинусоидальная (фиг. 14.1,а) или синусои­

332

указывается количество неровностей. В общем случае профиль ВПП, а также рулежных дорожек представляет собой непре­ рывную случайную совокупность неровностей различного очертания. В наиболее подробных и точных расчетах непре-

нениям упругих колебаний конструкции самолета может быть определена спектральная плотность нагрузок на конструкцию, их среднеквадратические значения и количество нагрузок раз­ личного уровня.

Особые затруднения вносят в расчет существенно нелиней­ ные характеристики амортизации шасси. В ряде случаев (в приближенных расчетах, при малых амплитудах неровностей и др.) нелинейные характеристики амортизации шасси заменя­ ются линейными.

С помощью простейших одномассовой и двухмассовой мо­ делей установим приближенную связь между параметрами са­ молета и динамическими нагрузками (перегрузками), возни­ кающими в конструкции на посадке и переезде, через неров­ ности ВПП.

304. Найдем сначала перегрузки, возникающие при верти­ кальных колебаниях в конструкции абсолютно жесткого само­ лета, при переезде через циклические неровности. В основу расчетной схемы положим следующие допущения. Не будем учитывать тангажные, поперечные колебания и колебания рыс­ канья самолета. Скорость поступательного движения самоле­

ние самолета по аэродрому с малым углом атаки). Демпфи­ рованием колебаний самолета крылом, как незначительным, пре­ небрегаем. Грунт считаем недеформируемым. Полагаем, что в процессе колебаний пневматик от грунта не отрывается, а де­ формации пневматика и амортизатора не превышают предель­ ных значений (покрышка не касается реборды колеса; шток не доходит до упора). Нелинейную характеристику амортиза­ ционного устройства заменяем линейной.

На рис. 14.3 показана диаграмма работы амортизационно го устройства (для определенности телескопической) стойки шасси. По вертикальной оси отложено усилие Рст, действую­ щее на стойку (колесо), по горизонтальной — суммарное об­

(И = 8 -г 5ам). Так как при стояночной нагрузке коэффициент предварительной затяжки амортизатора п°<Т, то стояночное об­ жатие амортизационного устройства Нст равно сумме стояноч­ ных обжатий пневматика и амортизатора: Н„ «■=8СТ+ ^мст-

324