Файл: Конструкция летательных аппаратов учеб. пособие для студентов инженер.-экон. фак.pdf
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 21.10.2024
Просмотров: 73
Скачиваний: 0
Повторяемость максимумов перегрузок в центре тяжести самолета строится на основании многочисленных экспери ментальных данных по записи перегрузок для однотипных самолетов.
На рис. 2.6,а представлен образец записи случайного про цесса изменения перегрузки в полете за некоторый промежу ток времени т. По этой записи определяется число превышении
Рис. 2.Ь. К определению повторяемости нагрузок: а^ случайный процесс изменения перегрузки в полете; 6) таблица повторяемости чисел Л/, и Л'.';
.в) диаграмма повторяемости максимумов напряжений за одни типовой полег
перегрузки |
и число повторений максимумов перегрузки Л// |
|
определенного уровня i |
(рис. 2 .6,6 ) за время типового полета |
|
^пол- |
* |
в конструкции линейно зависят от |
Так как напряжения |
||
перегрузки, то каждому максимуму перегрузки можно сопо ставить максимум напряжения. Исходя из этого, строится.диа
44
грамма повторяемости максимумов напряжении за время ти пового полета (рис. 2 .6,е).
Под типовым полетом понимается совокупность всех эта пов реального полета с расчетными (наиболее вероятными) значениями скорости, высоты, дальности, веса самолета и др. В типовом полете отражены условия нагружения самолета на земле и в воздухе.
Расчет показателен долговечности конструкции проводит ся на основе линейной теории суммирования усталостных по вреждении. Согласно этой теории, повреждение, вызываемое некоторым циклом нагружения, не зависит от предшествую щего нагружения (истории нагружения)-
Доля усталостного повреждения конструкции некоторым г-м циклом повторного нагружения оценивается величиной /Vf'/yV,-,, (AYCA/ij, где А// — число'циклов нагружения за время типового полета, N iu— число циклов нагружения до на чала разрушения конструкции.
Если известна повторяемость нагрузок за типовой полет, то, согласно линейной теории суммирования усталостных по вреждении, ресурс по условию начала разрушения находится
из условия |
|
|
|
т |
_ .. или 2 |
*рес АЧ |
|
^рес |
= 1, |
||
i—\ “ л ^ Г |
1=1 |
'пол A/jn |
|
где тпол — время типового полета; т — число уровней нагружения;
^рес>("рес) — ресурс конструкции по началу разрушения, из
меряемый в числе полетов |
(времени налета). |
||
Так как £ре<., хРес> ^пол пе зависят от/, |
то |
||
kpec — ~^--- ------- (число полетов); |
|||
1 = 1 |
|
|
'■ |
Рес~ т |
пол |
(часов налета) |
|
|
|||
|
|
|
|
/= 1
45'
Назначенный ресурс тн рес, (&„ рес) определяется по ресурсу хрес, (ftpec) с учетом коэффициента надежности т(рес = 3-4-5.
Коэффициент надежности г1рес учитывает:
—погрешность линейной теории суммирования усталост ных повреждений:
—возможность появления па конструкции нагрузок, не
охваченных статистикой;
— погрешность определения кривой выносливости - -огра ниченное число испытанных образцов н вероятностный харак тер разрушения образцов при испытаниях.
Назначенный ресурс конструкции равен
ь
2Р_ес (число полетов) V
~рес (часов налета\, *)рос
где Арес, трес — .математическое ожидание ресурса.
В технической документации на авиационную технику ука зывается «ресурс» конструкции, под которым следует пони мать «назначенный ресурс». В последующем изложении для простоты изложения мы будем также, вместо «назначенного ресурса», употреблять термин «ресурс».
§ 6. ПРИНЦИПЫ ВЫБОРА И РАСПРЕДЕЛЕНИЯ МАТЕРИАЛА В АВИАКОНСТРУКЦИЯХ
Вопрос о выборе материала решается из стремления полу чить требуемую прочность, жесткость и долговечность при минимальном весе. При этом следует учитывать стоимость и дефицитность материала.
К авиационным материалам предъявляются следующие требования:
— высокие физико-механические характеристики при ми нимальном весе как в условиях обычных температур, так п з условиях аэродинамического нагрева конструкции;
— высокие технологические свойства, пригодность для об работки применяемыми на самолетостроителышх заводах тех нологическими процессами:
46
~~ возможно более простои способ |
защиты |
поверхности |
материала от коррозии. |
|
|
Для оценки пригодности того или иного материала поль |
||
зуются удельными характеристиками |
прочности, жесткости |
|
я др. |
|
отношение |
Удельной прочностью материала называется |
||
предела прочности к его удельному весу ап/у. Это выражение можно получить из рассмотрения стержня (или панели), ра ботающего на растяжение:
-потребная площадь поперечного сечения стержня
вес стержни
где Р — нагрузка; ;в —- предел прочности материала стержня;
/— длина стержня, определяемая геометрией ясен конструкции;
7 — удельный вес материала.
Из этой формулы видно, что для получения минимума ве са стержня, работающего па растяжение, необходимо выбрать материал с большей удельной прочностью.
Удельной жесткостью материала называется отношение модуля упругости к его удельному весу £7-,-. При работе стержни на сжатие (до потери устойчивости) для получения минимума веса необходимо выбрать материал с большей удельной жесткостью.
Все удельные характеристики материала меняются с из менением температуры. Поэтому для самолетов, конструкция которых подвергается аэродинамическому нагреву, выбор материалов необходимо делать с учетом влияния высоких тем ператур (рис. 2.7,а).
Материал для конструкции, работающей в условии повтор но-статических нагрузок, следует выбирать с учетом его вы носливости (при наличии концентраторов напряжения) и ско рости распространения трещин.
Обычно высокопрочные материалы имеют меньшую вынос ливость и большую скорость распространения трещин. Поэто му такие материалы следует применять в сжатых элементах.
В-растянутых элементах в этом случае лучше применять ме нее прочные, но более выносливые материалы (рис. 2.7,6).
В реальных конструкциях один и те же элементы работают па разные виды нагрузок, поэтому выбор материала делается так, чтобы получить минимальный вес при воздействий ком бинации нагрузок.
'30 350 50О |
ГС |
/V |
|
Рис. 2.7. К выбору |
материала: а) при повышенных температурах. |
||
|
Г.) е \четом выносливости |
|
|
Распределение |
материала в авпаконструкцня.х |
основано |
|
на максимальном |
использовании его прочностных |
характе |
|
ристик. Это означает, что силовой элемент должен быть вы полнен таким образом, при котором обеспечивается равномер ное распределение напряжений.
Рассмотрим изгиб балки сплошного прямоугольного сече ния. Напряжения в балке (рис. 2.8,а) изменяются линейно по высоте и равны
М.н_зг_ P l z
W — /
6z
Рис. 2.8. 11згнб балки.
48
где M„3r — действующий в сечении z |
изгибающий момент; |
Р — нагрузка; |
|
W ,f — момент сопротивления и момент инерции сече |
|
ния балки. |
(но высоте) будут зна |
Напряжения в средней части балки |
|
чительно меньше, чем по краям, и поэтому прочностные свой ства материала используются нерационально. Если часть ма териала перенести из центра балки к периферии, т. е. выпол нить балку в виде двухпоясной (рис. 2 .8,6 ), то за счет большей равномерности напряжений в основной массе материала мож но уменьшить вес балки в 1,5—3 раза.
Г Л А В А 3
КР Ы Л О
§1. НАЗНАЧЕНИЕ КРЫЛА
ИОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ К НЕМУ
Крыло является важнейшей частью самолета, предназна ченной для создания подъемной силы. Кроме того, крыло участвует в обеспечении поперечной устойчивости и управляе мости самолета, а также может использоваться для размеще ния и крепления различных агрегатов и грузов (двигателей, шасси, топлива и др.).
Для дозвуковых самолетов
~(0,07 - 0,16) ^ 1 = (0,35- - 0,45).
Значительная доля силы лобового сопротивления самолета создается крылом. Для современных самолетов на крейсер ском режиме
= (0,3 + 0,5),
где ехк и ск — коэффициенты лобового сопротивления крыла и самолета соответственно.
Можно показать, |
как сильно отражаются эти две важней |
шие характеристики крыла на свойствах самолета. |
|
Пусть в горизонтальном полете самолет проходит расстоя |
|
ние Lrn со скоростью |
Vи имеет полетный вес О. Эти парамет- |
4. Зак. 942. |
49 |
ры булем считать фиксированными. Рассмотрим влияние веса крыла GK и коэффициента схк па себестоимость перевозок. Известно, что потребная тяга
/J11 = 0^ * = p . |
|
(ЗЛ) |
|
(у |
Л |
|
|
где К - - аэродинамическое качество. |
|
|
|
С увеличением значения сх |
увеличивается |
величина Рп, |
|
а, значит, часовой г,, и километровый |
ск, расходы топлива |
||
также возрастают |
|
|
|
L1| -- *\’Л^11 > ( I — СУ л |
^ > |
(3.2) |
|
где <\.д — удельнын расход топлива.
Из формул (3.1) и (3.2) следует, что при постоянных зна чениях Г. Н, с и су значения си и ск оказываются пропор
циональными t\. Это означает, что для обеспечения дальности £гп необходимо увеличить запас топлива 0\ .
Кроме того, увеличение потребной тяги влечет необходи мость постановки па самолет двигателей, обеспечивающих большую тягу. Ясно, что вес двигателей (7ЛУ будет в этом
случае больше.
При фиксированном взлетном весе увеличение веса топлива С?т, веса двигателей GЛУ, связанных с увеличением <’хк, и уве
личение веса конструкции крыла (7К приводит к уменьшению коммерческой нагрузки самолета
Таким образом, прямым следствием увеличения схь. и GK является уменьшение производительности самолета. С другой стороны, увеличиваются также прямые расходы на эксплуа тацию самолета в течение одного летного часа из-за увеличе ния амортизационных отчислений по планеру н двигателям, а также из-за роста расходов на топливо (см. гл. 1 ).
Проведенный анализ показывает, что характеристики кры ла могут оказать решающее влияние па летно-техпические и экономические показатели самолета.
Лучшие показатели могут быть достигнуты только при наиболее рациональном удовлетворении основных техниче ских требований, предъявляемых к крылу.
50
Рассмотрим основные технические требования к крылу. Аэродинамические требования отражают стремление по
лучить такие геометрические формы крыла, которые обеспе чили бы потребные летные свойства самолета (скорость, вы соту, дальность и пр.), определяемые назначением самолета.
1.Малое значение силы лобового сопротивления на основ ных режимах полета.
2.Большое максимальное значение коэффициента подъем
ной силы крыла Сушах на взлетно-посадочных режимах.
3. Большая величина максимального значения аэродина мического качества крыла
4. Необходимая устойчивость и управляемость самолета на всех допустимых режимах полета.
5. Высокое значение Мкр„т критического числа М ■— для дозвуковых самолетов.
6. Возможно меньший аэродинамический нагрев конструк ции крыла при полете па сверхзвуковых скоростях.
Компоновочные требования определяются удобствами со членения крыла с другими агрегатами конструкции самолета, а также возможностью наиболее полного использования кры ла для крепления и размещения в нем грузов и агрегатов (шасси, двигателей, топливных баков и пр.).
Требования к прочности и жесткости крыла
Крыло при возможно меньшем весе должно удовлетворять требованиям норм прочности и жесткости.
Конструкция крыла должна быть такой, чтобы показатели ее долговечности и живучести обеспечивали необходимый ре сурс с высокой надежностью.
Эксплуатационные требования
1 . Крыло должно обладать эксплуатационной технологич ностью. характеризующейся возможностью доступа к узлам и агрегатам в крыле при проведении дефектации, регламент ных работ или замены.
51