Файл: Конструкция летательных аппаратов учебник..pdf

§ 1.6. ОГРАНИЧЕНИЯ ЛЕТНЫХ ДАННЫХ ПО УСЛОВИЯМ ЭКСПЛУАТАЦИИ ИСПЫТАНИЯ КОНСТРУКЦИЙ

Возможные скорости полета крылатых летательных аппара­ тов, определенные для разных высот равенством располагаемых и потребных тяг (фиг. 1.20, кривая а), могут быть ограничены по ряду причин, основными из которых являются:

Н

а (бозможные Vmax)

/

Разрешенные \ / ^ г^^тах по * ^ скорости полета И

И В ( Vmax п° 9/пах)

Ж(Vmax при подбесу / L-' ках) '

e(Vmx с Выпу- /

щенной меха/ .

н и э а ц и е й ) ^ - - / ^ - (Vmax no nmax болт)

V / / / /

Фиг. 1.20

—ограничения по устойчивости, управляемости и баланси­ ровке на различных режимах полета;

—ограничения по прочности частей конструкции;

—ограничения при наличии различных вариантов подвесок топливных баков, оборудования и вооружения, по условиям

прочности подвешиваемых агрегатов и их креплений (фиг. 1.20, кривая ж);

— ограничения при полете с открытыми створками люков, с выпущенной механизацией (фиг. 1.20, кривая е), с выпущенными шасси и др.

27. Ограничения по прочности — это ограничения по услови ям полета в болтанку, по скоростному напору и по аэродинами­ ческому нагреву.

Максимально допустимые скорости из условия полета в бол­ танку ограничиваются у неманевренных, а иногда и у ограни­ ченно маневренных аппаратов, имеющих малые значения манев­ ренной перегрузки я^ах.

36

Ограничения по скоростному напору связаны с тем, что от ве­ личины скоростного напора зависят общие и местные нагрузки крыла, оперения, фюзеляжа, воздухоподводящих каналов, лю­ ков и т. д. Увеличение нагрузок ведет к увеличению веса конст­ рукции летательного аппарата. Поэтому при проектировании ле­ тательных аппаратов задаются значением предельного скорост­ ного напора. По мере совершенствования конструкции и приме­ нения высокопрочных материалов предельно допустимое значе­ ние скоростного напора увеличивается. Для современных скоро­ стных самолетов qmax = 10000 дан/м2 (кг/м2) и более. При задан­ ном значении qmm можно построить кривую скоростей полета по высотам (фиг. 1.20, кривая в), пользуясь зависимостью

V,ПР<7 max 2 qшах

р

Ограничения по аэродинамическому нагреву (по температуре) связаны с тем, что при нагреве механические свойства материала конструкции ухудшаются.

Свойства материалов, из которых выполнены конструкции ле­ тательного аппарата, до определенных температур существенно не меняются. Эти предельные значения температур соответству­ ют предельным значениям скоростей полета на разных высотах (см. фиг. 1.20, кривая г).

28.Испытания конструкций. Конструкции современных лета­ тельных аппаратов очень сложны, и в расчетах на прочность и жесткость рассматривается в ряде случаев довольно приближен­ ная картина их работы под нагрузкой. Расчеты также не могут учесть неточное соблюдение технологии и наличие допусков. Стремление получить легкую конструкцию, обладающую доста­ точной прочностью и жесткостью, привело к необходимости про­ ведения ее испытаний.

29.Основным средством контроля фактической прочности яв­ ляются лабораторные статические испытания конструкции ле­ тательного аппарата в целом и ее частей. При статических ис­ пытаниях конструкция подвергается воздействию нагрузок, близ­ ких к действительным условиям полета (взлета, посадки). Замер

37

напряжений в элементах конструкции осуществляется с помощью тензометрирования.

Статические испытания проводятся с целью:

—выявления соответствия расчетной разрушающей нагрузки

Рр и фактической разрушающей нагрузки РР,акт. Нужно, что­

— проверки отсутствия остаточных деформаций при нагруже­ нии конструкции эксплуатационными нагрузками;

—выявления жесткости конструкции путем замера деформа­ ций (прогибов, углов крутки) при различных нагрузках;

—изучения распределения напряжений в отдельных элемен­ тах конструкции.

Для выявления работоспособности конструкции и ее элемен­ тов при действии повторных нагрузок проводятся испытания при повторных статических нагрузках. При этом определяется число загружений, при котором происходит разрушение конструкции от разных уровней повторной статической нагрузки. Это число нагружений не должно быть меньше нормируемой величины. В специальных лабораториях проводятся также испытания конст­ рукции на усталостную прочность при повторном нагреве конст­ рукции.

30. В последнее время большое внимание уделяется динами­ ческим испытаниям для проверки прочности конструкции при ди­ намическом приложении нагрузки и для выявления опасных ре­ зонансных и самовозбуждающихся вибраций частей конструк­ ции летательного аппарата. Динамические испытания проводятся

вспециальных лабораториях. К ним относятся:

—копровые испытания шасси при эксплуатационных нагруз­

ках;

—отстрелы оружия для проверки прочности узлов его креп­

ления;

—определение форм и частот собственных колебаний отдель­ ных частей конструкции для устранения резонанса;

—определение критических скоростей самовозбуждающихся колебаний на динамически подобных моделях при испытаниях в аэродинамических трубах и другие виды динамических испыта­ ний.

Для проверки надежности действия основных механизмов и систем летательных аппаратов проводятся испытания на надеж­ ность. Эти испытания предусматривают многократные выпуск и уборку шасси, различных створок, катапультных установок и т. д. с целью выявления возможных отказов в их работе для последу­ ющей доработки.

Помимо вышеуказанных видов испытаний, проводятся лет­ ные испытания. Они служат для решения целого ряда задач.

38

ризующие его внешние формы, не только определяют аэродина­ мические овойства крыла, но и существенно влияют на его весо­ вые и жесткостные характеристики при заданных площади кры­ ла S и подъемной силе Y.

тельные высоты сечений.

34. Рациональные внешние формы крыла зависят от назна­ чения летательного аппарата и тактико-технических требований, предъявляемых к нему. При выборе внешних форм в основном руководствуются соображениями аэродинамики и динамики по­ лета и необходимостью обеспечения достаточных прочности и же­ сткости крыла при минимальном весе.

На дозвуковых самолетах наибольшее распространение полу­ чили прямые крылья больших удлинений, набранные из толстых

вогнутых профилей (Х = 6ч-9; с = 0,12 -г- 0,16).

На околозвуковых самолетах широко применяются стрело­ видные крылья больших удлинений, набранные из М устойчивых

профилей небольшой относительной толщины (Х=4-^5; с= 0,06-^ -*-0,09).

На сверхзвуковых самолетах применяют крылья малых удли­ нений (X <3) различных форм в плане, набранные из тонких

профилей ('с= 0,03-ь Э,05). Наибольшее распространение полу­

41

чили крылья треугольной формы в плане, которые к тому же имеют весовые и жесткостные преимущества.

На некоторых современных самолетах находят применение крылья изменяемой в полете стреловидности (фиг. 2.2) [2].

§2.3. НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КРЫЛО,

ИСИЛОВЫЕ ФАКТОРЫ В ЕГО СЕЧЕНИЯХ

35.На крыло в полете действуют следующие основные виды нагрузок (фиг. 2.3): распределенные воздушные силы qB, рас­ пределенные массовые силы конструкции дкр и сосредоточен­

крепления крыла к фюзеляжу.

Реакции

фюзеляжа

Ф и г . 2.3

42

Для того, чтобы определить силовые факторы, действующие

всечениях крыла, необходимо знать:

—величины, направления и распределение по размаху и хор­ дам крыла воздушных и массовых сил конструкции крыла;

—величины, направления и точки приложения массовых сил от агрегатов, размещенных в крыле (на крыле).

36. Воздушная нагрузка крыла. Во всех полетных случаях на­ гружения нормы прочности задают эксплуатационную величину подъемной силы крыла: Y3= n 3G, где G — полетный расчетный вес самолета. Таким образом, задается не полная аэродинамиче­ ская сила крыла Р 3„, а только часть ее.

Полная аэродинамическая сила крыла будет равна (фиг. 2.4):

р в * f n 3G ^ r P G .

Погонная расчетная воздушная нагрузка qB вдоль размаха кры­ ла I определяется по формуле

43