Прочность самолета

В процессе эксплуатации на отдельные части и элементы конструкции самолета действуют разнообразные нагрузки. Величину и характер распределения этих нагрузок регламентируют нормы прочности самолетов, с помощью которых устанавливается классификация самолетов и расчетные случаи, определяющие наибольшие нагрузки основных частей самолета. Определение этих нагрузок производится с учетом назначения самолета, его полетного веса и максимальной скорости полета. Нагрузки подразделяются на поверхностные и объемные (массовые). Поверхностные нагрузки создаются: аэродинамическими силами, возникающими на поверхностях самолета, обтекаемых воздушным потоком; силой тяги двигателей (двигателя); силами реакции на колесах при движении по земле. К массовым нагрузкам относятся силы веса и инерции. Под действием перечисленных нагрузок элементы конструкции самолета могут деформироваться, т. е. изменять свои первоначальные размеры и форму. Деформации бывают упругими и остаточными. Упругими называются деформации, которые исчезают после прекращения действия на самолет внешних сил. Остаточные деформации остаются на элементах конструкции самолета после прекращения действия внешних сил.

Прочностью самолета называют способность самолета выдерживать действующие на него внешние нагрузки без разрушения и появления остаточных деформаций.

По существующим нормам прочности самолеты подразделяются на три класса: «А» - маневренные; «Б» - ограниченно маневренные; «В» - неманевренные самолеты, на которых не разрешается выполнять фигуры высшего пилотажа.

Согласно этой классификации определение нагрузок в полетных и посадочных случаях нагружения для самолета Як-18Т производилось как для самолетов третьей группы класса «А» - вариант первоначального обучения, так и для самолетов класса «В» - вариант учебно-тренировочный. Для удобства расчетов величины поверхностных или массовых сил выражаются через коэффициенты перегрузки.

Коэффициентом перегрузки n, или перегрузкой, называется отношение равнодействующей поверхностных сил R, действующих на самолет, к его весу G (рис. 4), т.е.

Разложив силу R на составляющие по осям координат, получим составляющие перегрузки n_X, n_Y, n_Z.

Для самолета Як-18Т наибольшей по величине поверхностной силой является подъемная сила, поэтому наибольшей перегрузкой в полете будет перегрузка.

В горизонтальном установившемся полете подъемная сила равна весу самолета, а коэффициент эксплуатационной перегрузки равен единице.

Величины максимальной (n_Эmax) положительной и минимальной (n_Эmin) отрицательной эксплуатационной перегрузок выбираются как наибольшие по абсолютной величине из двух значений:

· максимальной маневренной перегрузки, возникающей при выполнении фигур пилотажа;

· максимальной перегрузки при полете в неспокойном воздухе.

Перегрузка, на величину которой производится расчет предельной прочности конструкции, называется расчетной и обозначается n_P. Число, показывающее, во сколько раз расчетная перегрузка больше эксплуатационной, называется коэффициентом безопасности и обозначается буквой f. Наименьшее значение коэффициента безопасности выбирается из условия отсутствия в элементах конструкции остаточных деформаций при максимально допустимой эксплуатационной перегрузке.

 

 

Рис. 4. Схема сил, действующих на самолет в полете.

Y - Подъемная сила;

Q - Сила лобового сопротивления;

G - Вес самолета;

P - Сила тяги;

R - Равнодействующая поверхностных сил.

 

При расчете самолета на прочность и его статических испытаниях выбран ряд положений, обусловливающих наиболее тяжелые условия нагружения его основных деталей. Эти положения в требованиях к прочности называются случаями нагружения.

Каждый случай нагружения имеет свое буквенное обозначение. На рис. 5 показана траектория полета самолета с отмеченными на ней точками, соответствующими определенным расчетным случаям (табл. 3).

Как видно из рис. 5 и табл. 3, нормированные случаи полета дают возможность обследовать весь диапазон предельных режимов полета и охватывают весь диапазон летных углов атаки. Прочность агрегатов и узлов самолета проверяется при всех перечисленных и других, не вошедших в табл. 3, в основном посадочных случаях нагружения.

 

Рис. 5. Траектория полета самолета с отмеченными определенными расчетными случаями: А - соответствует выходу самолета из пикирования или входу в горку;   А' - соответствует началу выхода из пикирования с Vmax max, а также полету в болтанку на Vmax;   B - возможен при тех же маневрах. что и случай А';   С - соответствует вертикальному пикированию;   D - соответствует резкому входу в пикирование и полету в болтанку;   D' - возможен при отрицательном выходе из пикирования и при действии горизонтального порыва ветра при пикировании

 

Путем сравнения для каждого агрегата самолета выбирается наиболее тяжелый случай, который и будет являться расчетным случаем для определения прочности данного агрегата. Так, для крыла, фюзеляжа, оперения расчетными случаями могут быть случаи А, А¹, В. Случай С - полет самолета при

со скоростным напором и с отклоненными элеронами может оказаться расчетным по кручению для крыла, а для расчета на прочность кресла пилота и пассажирских кресел (дивана) расчетным чаще всего оказывается случай аварийной посадки. При расчете прочности самолета Як-18Т принята максимальная допустимая эксплуатационная перегрузка по прочности крыла, равная 5.

Таблица 3. Расчетные случаи предельных условий нагружения.

Случаи нагружения	Характеристики	Случаи нагружения	Характеристики
nЭ	q	f	nЭ	q	f
A	nЭ max	Nэmax G/S Cymax	1,5	C		g max max
A’	nЭ max	g max max	1,5	D	nЭ max	Nэmax G/S Cymax	1.5
B	0,5nЭ max			D’	nЭ min	g max max	1.5

 

Принимая во внимание данные табл. 3, для самолета Як-18Т максимальная расчетная перегрузка

n_p=n_эf=5´1,5=7,25

Для расчета на прочность шасси самолета в нормах прочности предусмотрено несколько расчетных случаев, обусловленных нагружением самолета при посадке, взлете и движении по земле. Для каждого расчетного случая устанавливается максимально допустимая эксплуатационная перегрузка в зависимости от посадочной скорости и полетной массы. Так, при расчете прочности главной стойки шасси самолета Як-18Т в случае посадки эта перегрузка равна 3,6; передней стойки - 3,36. Коэффициент безопасности f =1,3. Из условий нагрузок, величины которых определяются в зависимости от посадочной скорости и полетной массы самолета, подбирается и амортизация шасси.

Нормированная эксплуатационная работа, которую должна воспринять амортизация шасси (амортизаторы плюс пневматики), определяется по формуле.

A_Энорм=

где масса самолета;

V_у - вертикальная скорость самолета в момент его соприкосновения с землей.

 

Примечание

Максимальная полетная масса самолета при расчетах на прочность принималась равной 1650 кг.

 

Окончательно нагрузки на шасси и перегрузки, возникающие при поглощении амортизаторами и пневматиками шасси нормированной работы, определяются при копровых испытаниях стоек шасси. Амортизация главных опор шасси самолета Як-18Т поглощает работу A_Энорм = 702 кгс/м при перегрузке n_Э = 3,44; амортизация передней ноги шасси поглощает работу А_{Э норм} = 226 кгс/м при перегрузке n_Э = 3,27. На случай посадки более грубой, чем нормируемая, предусматривается расчет амортизации на поглощение работы: А_max= 1,5 А_{Э норм}

В этом случае при копровых испытаниях главной стойки была получена (при поглощении А_max= 526 кгс/м) перегрузка n_max=4,18, а для передней стойки при поглощении A_max=339 кгс/м n_max=4,15. Перегрузки, возникающие при поглощении амортизацией шасси нормированной и максимальной работы при ударе самолета, не должны превышать максимально допустимую эксплуатационную перегрузку для шасси.

Авиационные конструкции обычно являются статически неопределимыми системами. При работе таких систем за пределом пропорциональности и с учетом потери устойчивости отдельных элементов нарушается линейная зависимость между внешней нагрузкой и напряжениями в элементах конструкции. Во всех элементах конструкции должно выполняться следующее условие:

σ_р£ σ_разр

где σ_р - расчетное напряжение;

σ_разр - разрушающее напряжение, равное временному сопротивлению материала σ_в для растянутого и критическому напряжению δ_кр для сжатого элемента конструкции. Отсюда:

σ_р£ σ_вσ_кр

или

η σ_р=d_бσ_кр

где η - запас прочности элемента конструкции.

Для всех элементов конструкции самолета запас прочности должен быть больше или равным единице.

Минимальные запасы прочности основных агрегатов самолета Як-18Т, полученные в результате расчетов, следующие:

 

Агрегаты и узлы самолета	η
Фюзеляж	1,03
Крыло	1,03
Элерон	1,17
Горизонтальное оперение	1,05
Вертикальное оперение	1,09
Тормозной щиток	1,06
Фонарь кабины	1,30
Кресло пилота	1,20
Диван	1,50
Капот	1,07
Моторама	1,32
Главная стойка шасси	1,02
Передняя стойка шасси	1,02

 

Выше рассматривалась статическая прочность самолета, которая обеспечивается при максимально допустимой в эксплуатации перегрузке. При ее превышении в полете или на посадке возможны разрушения агрегатов самолета. Но разрушение конструкции может наступить и от нагрузок, которые вызывают в ее элементах рабочие напряжения, значительно меньшие по величине, чем напряжения, возникающие от максимально допустимых эксплуатационных нагрузок. Эти нагрузки многократно повторяются и носят переменный характер. К ним относятся нагрузки, возникающие в процессе пилотажа, движения самолета по земле, при взлете и посадке, а также нагрузки от порывов ветра.

Разрушения от длительного воздействия многократно повторяющихся нагрузок называют усталостными. Механизм такого разрушения элемента конструкции можно упрощенно представить следующим образом: возникающие при действии переменных напряжений микротрещины, источником которых являются конструктивные (выточки, отверстия), технологические (риски, дефекты самого материала) или эксплуатационные (царапины, надрезы, коррозия) концентраторы напряжений, при определенном уровне напряжений развиваются вглубь сечения элемента, уменьшая его. Концы каждой трещины, в свою очередь, являются источниками концентрации напряжений, так что число трещин увеличивается. Поэтому разрушение протекает вначале медленно, затем скорость развития трещин под действием переменных напряжений интенсивно нарастает и процесс разрушения происходит подобно разрушению хрупких материалов при их статическом нагружении.

Усталостная выносливость агрегатов и систем самолета зависит от многих факторов, таких как совокупность нагрузок, действующих на самолет, степень конструктивно-технологической отработки конструкции в целом и отработки ее элементов, устойчивость физико-химических характеристик деталей, применяемые материалы, качество поверхностного слоя этих материалов. Большое внимание отводится вопросам обеспечения выносливости агрегатов и систем самолета в эксплуатации, когда на конструкцию самолета, кроме уже перечисленных разрушающих факторов, действует еще и окружающая атмосфера с колебаниями ее температуры, влажностью, засоренностью различными активными веществами, солнечные лучи.

Под влиянием этих факторов элементы конструкции подвергаются коррозии, происходит износ трущихся поверхностей, появляются трещины или разрушения отдельных узлов и деталей, происходит накопление повреждений в результате взаимодействия всей совокупности нагрузок.

Выносливость и эксплуатационная надежность самолета во многом зависит от действия инженерно-технического и летного состава, эксплуатирующего его. Несвоевременное или некачественное выполнение регламентных работ, а также работ при подготовке самолета к полетам может привести к значительному снижению эксплуатационной надежности. Забоины и царапины на элементах конструкции планера и двигателя могут привести к снижению выносливости а, следовательно, и долговечности этих элементов конструкции.

В большинстве случаев усталостные разрушения можно предупредить, так как от появления признаков усталости до усталостного разрушения проходит определенное время, в течение которого деталь полностью выполняет свои функции. Задача инженерно-технического состава - своевременно заметить признаки усталостного разрушения и не допустить его распространения. В свою очередь, задача летного состава - грамотно эксплуатировать самолет в воздухе, не превышая предельных значений перегрузок и скоростей.