Файл: Конструкция летательных аппаратов учебник..pdf

жен при обратном выходе из пикирования или при действии го­ ризонтального порыва при отвесном пикировании. Этот случай по направлению действующих сил аналогичен случаю Д, а по распределению — случаю А'.

Эти случаи нагружения дают возможность рассмотреть весь диапазон предельных режимов полета самолета.

На фиг. 1.17 дана зависимость пэ =f(g) и поляра самолета, где отмечены все полетные случаи нагружения.

Перегрузка, возникающая при полете беспилотного летатель­ ного аппарата, в общем случае складывается из трех состав­ ляющих

^сум = ^пр "1 "I-

где п„р — программная перегрузка; Ляпр— превышение программной перегрузки, возникающее

беспилотных летательных аппаратов определяются по формулам:

нагрузкам, которые должны быть больше эксплуатационных. Отношение разрушающей нагрузки к эксплуатационной на­

зывается коэффициентом безопасности f

~ Р3 ~ я* '

Чем больше коэффициент безопасности, тем надежнее конст­ рукция, но и тем больше ее вес. Минимальное значение коэф­ фициента безопасности может быть определено из условия, что­ бы конструкция при действии эксплуатационных перегрузок не получала остаточных деформаций, т. е. чтобы напряжения конст­

-30

рукции были равны пределу пропорциональности материала кон­ струкции

_ J i . in —

Для большинства материалов, из которых изготавливаются эле­ менты конструкции летательного аппарата, это отношение равно 1,2 — 1,5. Для самолетов — аппаратов многоразового примене­ ния — в целях увеличения срока службы коэффициент безопас­ ности несколько повышают, принимая:

—для элементов конструкции, подверженных действию часто повторяющихся нагрузок, / = 2 при сравнительно длительном воз­ действии нагрузок;

—при кратковременном воздействии часто повторяющихся нагрузок /г= 1,&5 -г- 1,8;

—при кратковременном воздействии редко повторяющихся

нагрузок f= 1,5.

Повышенное значение коэффициента безопасности задается также в ряде случаев для увеличения жесткости отдельных ча­ стей конструкции, а также для учета неточности расчетов, раз­ броса характеристик материала, концентрации напряжений и т. д.

Для некоторых наиболее ответственных деталей, узловых со­ единений, элементов управления и других коэффициенты безо­ пасности дополнительно увеличиваются. Значение коэффициен­ та безопасности задается нормами прочности.

Для одноразовых беспилотных летательных аппаратов коэф­ фициент безопасности должен определяться из условия получе­ ния минимальных деформаций аппарата при действии эксплуа­ тационных нагрузок.

Деформации частей конструкции беспилотного аппарата не должны влиять па необходимую точность выполнения заданной траектории полета. Для беспилотных летательных аппаратов од­ норазового применения обычно принимается /= 1,2.

21.Нормы жесткости определяют допустимую степень дефор­

мации частей и элементов конструкции летательных аппа­ ратов. Летательный аппарат должен обладать, помимо прочно­ сти, достаточной жесткостью, чтобы возникающие в полете де­ формации частей и элементов конструкции не приводили к изме­ нению их форм и аэродинамических характеристик. При боль­ ших деформациях (в пределах упругих деформаций) могут изме­ ниться характеристики устойчивости и управляемости аппарата, значительно увеличиться сопротивление и возникнуть недопусти­ мые колебания.

Чтобы избежать этих явлений, нормы жесткости устанавлива­

ют:

— допустимые значения углов крутки и относительных про­ гибов частей конструкции аппарата (крыла, оперения, фюзе­ ляжа) ;

31

—величину перегрузки, до которой не должно быть потерн устойчивости и недопустимых местных деформаций обшивки, приводящих к нарушению аэродинамических форм частей ап­ парата;

—степень уменьшения эффективности рулевых поверхностей из-за деформации их конструкции;

—критические скорости различного вида автоколебаний ча­ стей летательного аппарата и некоторые другие параметры.

Жесткость многих частей и элементов конструкции летатель­

ных аппаратов не устанавливается нормами жесткости. Их жест­ кость должна назначаться, исходя из специфики их нагружения и условий работы на данном летательном аппарате. Например, же­ сткость тормозных щитков должна обеспечивать их незначитель­ ные деформации в выпущенном положении при воздействии мак­ симального скоростного напора и обеспечить их плотное приле­ гание к конструкции в убранном положении при действии отса­ сывающих нагрузок. Аналогичные требования с точки зрения же­ сткости могут быть предъявлены створкам бомболюков, створ­ кам шасси, посадочной аэродинамической механизации.

Крепление пушек к элементам конструкции должно иметь такую жесткость, чтобы при стрельбе не было значительного рас­ сеивания снарядов в очереди и т. п. Нормы жесткости появились сравнительно недавно. Они приобретают все большее значение для современных скоростных летательных аппаратов, имеющих тонкие профили несущих поверхностей и фюзеляжи больших уд­ линений.

§1.5 КОНСТРУКЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ

•22. Выбор материала конструкции летательного аппарата, подверженной воздействию больших и разнообразных нагрузок,

работающей в условиях аэродинамического нагрева и в различ­ ных атмосферных условиях, является важным этапом проектиро­ вания и конструирования аппарата. При выборе материала дол­ жны учитываться его стоимость, дефицитность, технологичность и т. д. Наибольшее внимание при выборе материала обычно уде­ ляется обеспечению прочности и жесткости при наименьшем весе конструкции аппарата. Основными критериями выгодности ма­ териала с этой точки зрения являются его удельная прочность и удельная жесткость.

Удельная прочность — это отношение временного сопротивле­ ния к удельному весу материала auft, а удельная жесткость — отношение модуля упругости к удельному весу Eft. Материалы авиационных конструкций должны иметь высокие значения этих критериев.

На фиг. 1.18 и 1.19 приведены зависимости V7 и Е'Ч от температуры для наиболее распространенных авиационных ма­ териалов. Из этих зависимостей видно, во-первых, что для раз­ ных материалов характер изменения оа у — /(/) и Eft —f ( t )

32

разный и, во-вторых, падение удельной прочности с ростом тем­ пературы происходит более резко, чем удельной жесткости.

Очевидно, с ростом температуры вес конструкции аппарата, выполненного из какого-либо материала, при сохранении задан­ ных прочности и жесткости будет возрастать. К изменению тем­ ператур более чувствительна удельная прочность, поэтому она в основном определяет области

Материал, выбранный по приведенным зависимостям, будет выгодным для элементов конструкции, работающих на растяже­ ние или в которых при сжатии рабочие напряжения ара, будут близки к ав. т. е. для массивных деталей, имеющих большую площадь сечения. Для тонкостенных и малоустойчивых элемен­ тов конструкции рабочие напряжения будут существенно меньше яв. Для определения выгодности материала таких элементов не­ обходимо ординаты кривых яв/у умножить на отношение зра6/ов.

Поэтому, хотя для температур до 470° К (200°С) по удельной прочности наиболее выгодными являются титановые сплавы, хромансилевые стали и алюминиевые сплавы В95Т (см. фиг. 1.18), в конструкции летательных аппаратов большинство эле­ ментов выполнено из алюминиевых сплавов типа Д-16АТ. Хро­ мансилевые стали применяются только для массивных деталей, например, поясов лонжеронов, узловых соединений и т. д.

Удельная прочность алюминиевых сплавов с повышением тем­ пературы существенно снижается, поэтому при температурах вы­ ше 470° К (~200°С) они вообще не находят приме)юния как конструкционные материалы.

В диапазоне температур порядка 470 — 670° К (200 —400° С) основное распространение получают стальные конструкции и конструкции, выполненные из титановых сплавов. При более вы­ соких температурах находят применение конструкции из жаро­ прочных сталей, хотя они при более низких температурах обла­ дают сравнительно малой удельной прочностью.3

23. К теплофизическим свойствам материалов относятся та­ кие свойства, как теплопроводность X, коэффициент линейного расширения я, теплоемкость с и коэффициент излучения е. Эти свойства должны учитываться при выборе материала для эле­ ментов конструкции, работающих при высоких температурах.

В таблице 1 приведены я, X, с и Е для некоторых авиацион­ ных материалов.

вых, дюралевых сплавов и сталей и их модули упругости Е, мо­ жно сделать вывод о том, что температурные напряжения в од­ ной и той же конструкции, выполненной из титана, будут меньше, чем из стали или тем более из дюраля.

24. Теплоизоляционные материалы должны обладать малы­ ми теплопроводностью, удельным весом, гигроскопичностью, а также быть пригодными для крепления к конструкции.

Такими материалами могут быть различные керамики, слои­ стые пластмассы, пористая изоляция.

В таблице 2 приведены характеристики некоторых теплоизо­ ляционных материалов.

34