441.Величина нагрузок от порыва ветра зависит от ско
рости порывов и, скорости полета V, |
плотности воздуха р, па- |
G |
§ 2, гл. I). Чем больше |
раметров аппарата Су, Р ==~^~ (ом. |
скорость и, меньше высота полета, тем больше величина нагру зок. Число порывов при данной скорости полета зависит от пу ти, пролетаемого аппаратом, и высоты полета.
С увеличением высоты полета падает количество встречае мых турбулентных зон воздуха. Если на высотах до 5000 м от
носительное время полета в турбулентной атмосфере составля ет в среднем около 15°/о общей продолжительности полета, то в тропосфере оно составляет G°/o, а в стратосфере около 4%. Особенно сильно увеличивается повторяемость порывов при по летах на высотах 50—500 м.
442. Величина и повторяемость маневренных нагрузок зави сят от типа аппарата, его летно-тактических данных, характе ристик управляемости и устойчивости, а также характера вы полняемых заданий. В условиях тренировочных полетов истре бителей повторяемость маневренных перегрузок оказывается большей, чем в условиях боевых полетов. При атаке наземных целей повторяемость перегрузок увеличивается.
443. Величина и повторяемость нагрузок при посадке и взлете зависят от вертикальной скорости приземления Vy, по ступательной скорости движения V, характеристик шасси, уп ругости аппарата, вида и состояния ВПП, метеоусловий и др. Для некоторых типов самолета переход с бетонированного аэродрома на грунтовый вызывает увеличение повторяемости нагрузок в 10—20 раз. Уровень и повторяемость нагрузок воз растают в весенний и осенний периоды. Доля усталостного по
вреждения планера тяжелых самолетов при движении по зем ле велика и может составлять более 50% от общего числа.
444. Для получения информации о повторяемости и величи нах нагрузок при эксплуатации летательных аппаратов прово дятся измерения перегрузок (и в ряде 'случаев — напряжений) конструкции с помощью специальной измерительной аппарату-
Ф и г. 19.5
ры. Примерная запись нагрузки и один из вариантов ее обра ботки показаны на фиг. 19.4. Цифрами обозначены экстремумы нагрузки; Рср/ — средняя нагрузка; Р ПеРу — переменная нагрузка. Обозначим относительную среднюю нагрузку через
РсР1 |
(Р разр |
— |
разруш ающ ая |
нагрузка |
элемента), |
отно- |
'с р i ■ р |
|
|
|
|
|
|
|
|
1 разр |
|
|
|
|
|
Р |
|
, Л |
|
|
|
|
|
|
|
снтельную |
переменную |
нагрузку |
— |
/гср у = |
‘ пеР ч |
• |
-р— |
ин- |
|
|
|
|
|
|
' пазР |
нагрузке |
деке / показывает, что при одной и той же средней |
переменная может быть различной (на графике фиг. 19.4 |
сред |
ней нагрузке Яср] |
соответствуют |
две переменные: |
Япер11 и |
Р пер 12). |
Полная относительная нагрузка |
ku = kcp, + |
knep tJ |
(иногда эта нагрузка обозначается без индексов: |
ktj |
= k) |
С |
помощью графиков типа фиг. 19.4 подсчитывается среднее коли чество нагрузок уровня ktj за достаточно большой отрезок времени. Количество нагрузок затем относится к одному часу налета и обозначается mt . (фиг. 19.5).
§19.3. ВЫНОСЛИВОСТЬ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ ПЛАНЕРА
445.Выносливостью элемента конструкции принято назы вать способность его сопротивляться разрушению под действи ем многократно повторяющейся нагрузки. Наряду с терми ном «выносливость» применяется также термин «усталостная прочность».
Различают статическую и динамическую выносливость. Статической называют выносливость под действием повтор
ных нагрузок.
Под динамической выносливостью (или просто выносли востью) понимают выносливость под действием переменных нагрузок.
При оценке усталостного ресурса самолетов основное зна чение имеет статическая выносливость. Только для местной прочности отдельных элементов конструкции (обшивка, неко торые узлы и т. п.) определяющими являются динамические нагрузки. Для лопастей винта вертолета основное значение имеет динамическая выносливость. Выносливость элемента ха рактеризуется кривыми выносливости, получаемыми экспери ментально. Кривая выносливости показывает зависимость мак
симальной нагрузки в цикле Р тах (или ее относительной вели-
р
чины k =■=>—ma* , где Яразр — разрушающая статическая на-
Я р а з р
грузка) от числа циклов N, которое выдерживает элемент кон струкции. Коэффициент k называют коэффициентом напряжен
ности конструкции. Коэффициент |
напряженности |
зависит не |
только от числа циклов N, но и от типа цикла. Цикл характери |
зуется (фиг. 19.6) максимальной |
Р т а х , |
минимальной P m in , |
средней Рср = — (Ятах + P min ) и переменной Япер = |
-jr (Яшах — |
— P m in ) нагрузками, а также |
показателем |
асимметрии |
Р |
|
|
|
а = ———— ) где |Ящах|— модуль максимальной нагрузки. Показа-
Р т а * |
тель асимметрии |
а пропорционален среднему коэффициенту на- |
пряженностиб = |
Р |
— —• Для симметричного цикла (фиг. 19.6,а) |
гср |
|
гразр
РСр = 0, а = 0 и kcp= 0. Для положительного пульсирующе-
го цикла (фиг. 19.6,б) я— -4-0,5. Для положительного асиммет ричного цикла (фиг. 18.6,в) а > 0, для отрицательного а < 0. Экспериментально найденные нагрузки представляются в виде совокупности этих типовых циклов нагружения (см. фиг. 19.5). Наибольшую долю нагрузок от порывов ветра составляют на грузки с симметричным циклом, от маневров — с положитель
ным асимметричным. С точки зрения выносливости наиболее опасным является симметричный цикл. Так, для образца из спла ва В-95 разрушающее число циклов N при а =0,4 примерно в 170 раз больше N симметричного цикла (а= 0). Повторные на грузки с положительной асимметрией (а >0) более опасны, чем с отрицательной (а<Т)). Так как на конструкцию летатель ного аппарата действуют повторные нагрузки с различным уров нем средней нагрузки, то для определения усталостного ресурса элемента надо иметь так называемый полный график выносливо сти (фиг. 19.7). Полный график показывает зависимость полного
р + |
р п е |
коэффициента напряженности k = ---- ~------- |
— Лср+^пер от чис- |
' разр
ла разрушающих циклов N и среднего коэффициента напряжен ности кср. Построить графики выносливости для оценки повреж даемости каждого элемента конструкции нового аппарата весьма сложно и дорого, так как для получения одного такого графи ка необходимо испытать 200—300 подобных изделий. Поэтому при прогнозировании ресурса элементов конструкции широко используются имеющиеся кривые выносливости для типовых конструкций.
§19.4. СХЕМА ОЦЕНКИ И МЕРОПРИЯТИЯ ПО ПОВЫШЕНИЮ УСТАЛОСТНОГО РЕСУРСА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
446. Схема оценки гарантийного усталостного ресурса лета тельного аппарата на стадии создания опытных образцов вклю чает:
—выбор типовых графиков полета и определение повтор ных и переменных нагрузок, действующих на элементы конст рукции аппарата на различных этапах полета;
—выявление слабого по ресурсу элемента планера, посколь ку именно долговечностью планера определяется ресурс лета тельного аппарата;
—определение кривых выносливости «слабого» элемента
планера;
—расчет ресурса.
Повторные и переменные нагрузки, действующие на элемен ты конструкции, носят случайный характер и определяются ус ловиями, в которых эксплуатируется самолет (см. § 2). Вели чина нагрузок и их повторяемость для разных типов лета тельного аппарата будут различными. Спектр нагрузок для каждого данного типа летательного аппарата будет неодина ковым на различных этапах полета. Например,; нагрузки на самолет при разбеге, пробеге и рулении определяются неровно стями аэродромного покрытия; в горизонтальном полете они обусловливаются турбулентностью атмосферы. Кроме того, дли тельность этапов полета отличается от полета к полету. По этому нагрузки должны быть определены для типового (наи более характерного) графика полета данного летательного ап парата. График может включать следующие этапы (фиг. 19.8): руление и взлет, набор высоты 1—2, горизонтальный полет
2—3, 4—6\ 7—8, маневрирование 5, снижение 3—4, 8—9, полет по кругу, посадку и руление. Для подсчета нагрузок от поры
вов ветра этапы разбиваются на |
участки с дальностью полета |
Д L, на которых скорость полета |
У и нагрузка на квадратный |
метр крыла Р могут быть приняты постоянными.
Результаты экспериментального исследования нагрузок ап парата, наиболее близкого к проектируемому, представляются
в виде графиков повторяемости нагрузок различного уровня
(см. фиг. 19.5).
Повторяемость нагрузок при полете в турбулентной атмос фере и при движении по неровному аэродрому может быть оп ределена также с помощью статистических методов. Для этого надо знать вероятностные характеристики порывов воздуха и неровностей аэродрома.
«Слабым» элементом по ресурсу могут быть крыло, опере ние, фюзеляж. «Слабый» элемент выявляется обычно путем ограниченных испытаний элементов на выносливость на повтор ную пульсирующую нагрузку с относительным уровнем k = 0,5.
447. Кривые выносливости для «слабого» элемента планера определяются экспериментально или путем подбора наиболее подходящих из имеющихся кривых выносливости типовых кон струкций.
448. Составим формулы для приближенного определения
среднего и гарантийного ресурса. Будем считать, что графики
фиг. |
19.5 характеризуют |
относительный уровень и повторяе |
мость |
нагрузок «слабого» |
элемента планера (пусть им будет |
крыло). Из фиг. 19.5 следует, что за один час полета конструк ция подвергается воздействию повторных нагрузок с относи
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
тельным |
уровнем ktj = kzvi + |
knepj/tijj раз, где |
г = 1 , 2, |
. . . , ч; |
v — |
количество |
нагрузок |
различного |
среднего |
уровня; |
/ = 1,2,..., q; Ц — |
количество нагрузок |
различного переменно |
го уровня. За время Г0 конструкция подвергнется |
воздействию |
нагрузок |
с уровнем |
ки т ^Т 0 раз. |
Отложим |
количество по |
вторных нагрузок |
m,j Т0 с уровнем |
ktJ |
на полном графике вы |
носливости (см. фиг. |
19.7). В общем случае это количество на |
грузок |
меньше числа |
циклов |
Ny. |
которое |
может |
выдержать |
элемент |
до разрушения: |
Т~0< Nij, |
т. е. повреждаемость |
элемента |
mi:i Т0 |
|
Поэтому |
элемент |
.может |
воспри |
п0 = —^ — <1 . |
нять нагрузки и другого уровня, пока суммарная повреждае мость не достигнет единицы. В этом и состоит существо гипоте зы линейного суммирования повреждений элемента. Сформу лируем ее полнее: усталостные повреждения накапливаются в конструкции по мере приложения к ней группы повторных на грузок с постепенно возрастающим уровнем, и разрушение кон струкции происходит, когда сумма повреждений П становится равной единице:
пЛ % 2 £ 4 т . - а- и
Ку{кц )
1; = 1
Однако в действительности из-за влияния чередования нагру зок это равенство не выполняется. Эксперименты показывают, что сумма повреждений П, приводящая к разрушению, может
