N8, сентябрь, 1995.

ОБЕСПЕЧЕНИЕ ПРОЧНОСТИ ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
(Окончание. Начало в N7 "АОН")

Многообразие действующих на самолет в эксплуатации нагрузок в Нормах летной годности сведено к ограниченному числу расчетных случаев нагружения. Расчетные случаи подразделяются на нагружение самолета в полете, нагружение поверхностей и системы управления, наземные и водные нагрузки, а также случаи аварийной посадки.
Полетные случаи подразделяются на симметричные и несимметричные. При определении нагрузок на крыло для симметричных полетных условий необходимо учитывать уравновешивающую нагрузку на горизонтальное оперение. Эту нагрузку находят из условия равенства момента самолета без горизонтального оперения и момента, создаваемого горизонтальным оперением относительно центра тяжести. Точка приложения балансировочной нагрузки по хорде может быть найдена, исходя из заданного в Нормах вида распределения воздушной нагрузки. Дополнительные нагрузки на горизонтальные стабилизирующие поверхности, обусловленные маневрированием или порывами ветра должны уравновешиваться инерционными нагрузками во вращательном движении самолета. Каждый расчетный случай симметричных полетных условий характеризуется сочетанием скорости полета и перегрузки, обусловленной маневрированием или порывами ветра. Нормы JAR-VLA регламентируют расчетные крейсерскую скорость, скорости пикирования, маневрирования, сваливания, полета с полностью отклоненными закрылками, а также скорости положительного и отрицательного воздушных порывов, которые следует учитывать на различных скоростях полета.
Несимметричные полетные случаи заданы условиями вращения и скольжения самолета. Несбалансированные аэродинамические моменты относительно центра тяжести должны быть уравновешены инерционными силами для распределенных и сосредоточенных масс самолета. Угловые ускорение, скорость и демпфирующие силы возникают вследствие несимметричных нагрузок на консоли крыла при нормируемом отклонении элеронов на различных скоростях полета.
При выполнении маневров и при воздействии воздушных порывов на горизонтальном оперении наряду с балансировочными возникают дополнительные нагрузки, которые характеризуются своими распределениями по хорде.
Необходимо также рассмотреть несимметричные нагрузки на горизонтальное оперение и в случае полета со скольжением.
Для вертикального оперения должны быть определены нагрузки на скорости маневрирования в случаях:
а) резкого отклонения руля направления в установившемся полете без скольжения на максимальный угол;
б) достижения максимального угла скольжения при полете с отклоненным рулем направления;
в) полете при угле скольжения 15 градусов с нейтральным положением руля направления.
Нагрузки от действия боковых порывов следует определять на крейсерской скорости полета.
Должны быть рассмотрены смешанные нагрузки на горизонтальное и вертикальное оперение самолета, а также нагрузки на рули, элероны, закрылки, системы управления, раму крепления двигателя.
В качестве исходных данных при нормировании полетных нагрузок служат геометрические, массовые и аэродинамические параметры самолета. Последние могут быть получены но результатам продувок модели самолета, либо рассчитаны по утвержденным методикам.
В нормах JAR-VLA регламентированы основные расчетные случаи нагружения самолета при посадке. Каждый расчетный случай характеризуется своими начальными условиями по величине подъемной силы крыла, вертикальной скорости снижения, положению самолета в пространстве, соотношению между проекциями на оси связанной системы координат вектора нагрузки на колесо. Максимальные вертикальные нагрузки на основные стойки шасси соответствуют посадке на две точки, а на носовую стойку - на три точки. Величина нагрузки зависит от жесткости амортизационной системы: чем более жесткая система, тем больше нагрузка. Поэтому в Нормах регламентируется не величина перегрузки, а скорость вертикального снижения самолета. От этой скорости зависит кинетическая энергия, которую должна воспринять амортизационная система шасси. Нагрузки на стойки следует находить из условия восприятия амортизационной системой нормируемой эксплуатационной (или максимальной) работы. Эта работа есть сумма кинетической энергии вертикального перемещения самолета и потенциальной энергии, связанной со смещением центра масс самолета при обжатии амортизационной системы шасси. Для расчета нагрузок необходимо иметь диаграммы обжатия основных и носовой (хвостовой) стоек шасси. Эти диаграммы учитывают обжатие пневматика и амортизатора. Для легких самолетов широко используют стойки рессорного типа. Диаграмму обжатия рессоры можно получить экспериментально, либо путем решения геометрически нелинейной задачи изгиба балки переменного сечения. Лобовые силы, возникающие от раскрутки колес, зависят от посадочной скорости, массы и момента инерции колеса. Во всех расчетных случаях нагружения самолета при посадке внешние воздействия должны быть уравновешены инерционными силами, обусловленными возникающими линейными и угловыми ускорениями. При эксплуатационных воздействиях в конструкции не должны возникать пластические деформации, необходимо также доказать, что конструкция способна выдерживать расчетные нагрузки.
Для примера на рис. 1 показаны расчетная и экспериментальная диаграммы обжатия титановой рессоры основной стойки шасси самолета 01М, а на рис. 2 представлено сопоставление результатов расчетов напряжений в сечении рессоры и обработки данных тензоизмерений. Расчетные зависимости показаны сплошными линиями, а экспериментальные данные - в виде точек.
Наземные нагрузки на самолет следует определять для максимального веса, а расчет полетных нагрузок проводить для нескольких весов в заданном диапазоне центровок. Для самолета нового типа нельзя заранее указать, какие расчетные случаи нагружения будут определять прочность. Расчеты должны быть выполнены для всех случаев, оговоренных в Нормах.
Разработанный в ОНИЛ "Прочность" комплекс математического и программного обеспечения нормирования полетных и наземных нагрузок в соответствии с требованиями JAR-VLA прошел успешную проверку при проведении прочностных испытаний самолета 01М. Применение комплекса позволяет оперативно и всесторонне исследовать нагрузки на конструкцию во всех расчетных случаях, регламентированных JAR-VLA, BFU и в большинстве расчетных случаев, регламентированных АП-23 или FAR-23.
Следующим этапом после нормирования нагрузок в полетных случаях нагружения является определение эпюр распределения поперечных сил и изгибающих моментов по крылу, фюзеляжу и оперению самолета.
В качестве исходных данных для расчета распределения нагрузок по агрегатам помимо значений коэффициентов перегрузки в центре тяжести самолета, величин и координат точек приложения аэродинамической силы крыла, балансировочных и маневренных нагрузок на хвостовое оперение, определенных в процессе нормирования нагрузок используют геометрические и весовые характеристики, представленные в технической документации самолета.
Поскольку самолет рассматривается в состоянии равновесия, то к нему, кроме указанных сил, дополнительно необходимо прикладывать инерционные нагрузки в виде распределенных сил от масс конструкций агрегатов и сосредоточенных сил от отдельных грузов.
Расчеты поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов производятся в следующей последовательности:
- выполняется уравновешивание самолета в целом, предполагающее определение коэффициентов перегрузки в произвольных точках конструкции, инерционных сил;
- рассчитываются величины реакций в узлах навески агрегатов;
- определяют эпюры распределенных усилий, поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов.
Распределение погонной воздушной нагрузки по размаху крыла (вдоль оси z ) задают пропорционально относительной циркуляции, определенной на основании выполненных
аэродинамических расчетов и продувок.
Распределенные массовые нагрузки от веса конструкции крыла или оперения можно считать пропорциональными длинам хорд. Суммарная распределенная нагрузка в каждом сечении крыла равна сумме погонных воздушных и массовых (со своим знаком) усилий. Расчет распределенных усилий для стабилизатора и киля выполняют аналогично. При расчете распределения усилий по фюзеляжу массовую нагрузку для обычных схем имеет смысл распределять пропорционально периметрам сечений фюзеляжа, перпендикулярных оси х.
Величина поперечной силы в каждом сечении крыла и стабилизатора определяется значениями компонент поперечной силы от распределенных нагрузок, инерционными силами от сосредоточенных грузов и активными силами (маневренные нагрузки, реакции узлов навески, подкосов, земли).
Величину изгибающего момента в каждом сечении необходимо определять путем интегрирования эпюры поперечной силы по соответствующим координатам: Z - для крыла и стабилизатора, X - для фюзеляжа, Y - для киля.
Крутящий момент создают распределенные нагрузки, силы инерции сосредоточенных грузов и реакции подкосов относительно оси жесткости.
Таким образом, внешние нагрузки, действующие в каждом сечении крыла, стабилизатора и киля, могут быть заданы тремя величинами: поперечной силой Q, изгибающим моментом Мизг и крутящим моментом Мкр, который характеризует точку приложения поперечной силы в расчетном сечении.
В ОНИЛ "Прочность" разработано соответствующее программное обеспечение, позволяющее в указанной последовательности определять эпюры распределения нагрузок по агрегатам самолета. Программные комплексы прошли проверку при расчете агрегатов ряда самолетов.
Полученные после выполнения данного этапа результаты используются в качестве исходной информации для проведения расчетов напряженно-деформированного состояния (НДС) элементов конструкции на этапе проектирования и проведения доработок. Для определения НДС, решения геометрически нелинейных задач, проведения частотного анализа применяется программный комплекс конечно-элементного анализа COSMOS. Для примера на рис. 3 представлена схема конечноэлементной дискретизации крыла самолета 01М, использованная для расчетов НДС при анализе результатов статических испытаний. Для наглядности на схеме обшивка условно не показана.
Рис.3 Схема конечноэлементной дискретизации крыла самолета 01М

Продолжение

АВИАЦИЯ ОБЩЕГО НАЗНАЧЕНИЯ Информационный бюллетень

Содержание №11На предыдущую страницуНа следующую страницу