Лекции испытания авиационной техники новые. Лекция Стендовые испытания. Виды стендовых испытаний. Цели стендовых испытаний
 Скачать 1.19 Mb.
|
|
Лекция 1. Стендовые испытания. Виды стендовых испытаний. Цели стендовых испытаний. Процесс создания современного летательного аппарата включает в себя комплекс теоретических и экспериментальных исследований прочности конструкции. Одновременно с проектированием летательного аппарата ведутся теоретические исследования и расчеты его теплового, напряженного и деформированного состояния по существующим методикам, а также разрабатываются новые уточненные инженерные методы поверочных и проектировочных расчетов применительно к конкретным конструкциям. Летательный аппарат представляет собой сложнейшую конструкцию, работающую в широком диапазоне нагрузок и тепловых режимов. Многие проблемы статической прочности, особенно для сверхзвуковых летательных аппаратов, связаны с рассмотрением различных нелинейных явлений – лучистого теплообмена, пластичности и ползучести. Все это очень затрудняет точный расчет летательного аппарата, поэтому приходится обращаться к приближенным методам расчета, вводя различные допущения, погрешность которых может быть определена только экспериментальным путем. К летательным аппаратам предъявляются очень жесткие требования по снижению веса до минимальных значений, обеспечивающих необходимую прочность и жесткость конструкции. Это приводит к тому, что планер имеет минимальные запасы прочности, значительно меньшие чем другие виды конструкций. Поскольку на основании только расчетов нельзя получить надежную оценку прочности летательного аппарата, то необходимо проводить обширные экспериментальные исследования авиационных конструкций. В процессе создания летательного аппарата проводятся экспериментальные исследования на образцах и элементах конструкций (узлах, панелях, соединениях) с целью получения исходных данных, необходимых для теоретических расчетов, проводятся эксперименты на моделях и опытных отсеках для выбора рациональных силовых схем конструкции, проверки методики расчета, исследования новых проблем и явлений. Затем проводятся контрольные испытания отдельных элементов, отсеков и агрегатов с целью подтверждения способности конструкции выдерживать без разрушения и появления недопустимых деформаций расчетные аэродинамические и инерционные нагрузки. Окончательное суждение о прочности летательного аппарата составляется после проведения экспериментальных исследований натурной конструкции планера по широкой программе, предусматривающей проверку основных агрегатов при различных нагружениях и тепловых режимах. Контрольные испытания отдельных частей и агрегатов, а также экспериментальные исследования конструкции планера получили общее название статических испытаний летательного аппарата. Статические испытания конструкций и их элементов, проводимые с целью получения данных о деформированном и напряженном состояниях и фактической прочности, являются необходимым звеном в комплексе работ по созданию летательного аппарата. Поэтому вместе с развитием авиации непрерывно совершенствуется методика и техника эксперимента и к настоящему времени статические испытания представляют собой сложный технологический процесс. Требования к прочности регламентируются различными нормативными документами – АП-23, АП-25, Нормы прочности военных самолетов и так далее. Все эти документы определяют статические испытания как основной метод подтверждения прочности конструкции. По своим целям статические испытания летательных аппаратов разделяются на три основных этапа:
Объем исследований по каждому из указанных этапов может быть различным в зависимости от степени изученности применяемых материалов, конструктивных схем и технологии изготовления элементов силовой компоновки аппарата в целом и так далее. В случаях, когда летательный аппарат изготовляется из хорошо изученных материалов, применяются отработанные конструктивные схемы силовых элементов, используются традиционные технологии изготовления первые два этапа могут быть сведены к минимуму или отсутствовать. Тем не менее во всех случаях, для каждого опытного самолета должны быть проведены статические испытания конструкции с целью получения данных для оценки фактической прочности в соответствии с нормативными и регламентирующими документами. Первые статические испытания агрегатов самолетов начали проводится в начале 20-х годов прошлого столетия. При испытании конструкция нагружалась сосредоточенными силами или применялся балластный способ нагружения, когда загрузка производилась распределенным по поверхности грузом – мешками с песком или дробью. В 30-х годах балластный способ был заменен нагружением при помощи рычажной системы. При этом способе распределенная нагрузка действующая на конструкцию заменяется малыми сосредоточенными силами, которые посредством системы рычагов и тяг сводятся к одной или нескольким равнодействующим. Нагрузка создается специальными силовозбудителями, число которых равно числу равнодействующих. Данная методика значительно повысила точность нагружения. Конструкция стала более открытой для визуального наблюдения и установки измерительных приборов на поверхности изделия. Появилась возможность мгновенного прекращения нагрузки и быстрого ее снятия при обнаружении начала нагружения. К началу 40-х годов статические испытания приобрели решающее значение при оценке прочности авиационных конструкций. Основным результатом в этот период являлось определение фактической прочности конструкции путем нагружения ее до расчетной или даже до разрушающей нагрузки. Все более начинают распространяться измерения деформаций с последующим определением деформированного и напряженного состояния конструкции. В конце 40-х годов при статических испытаниях стали применяться проволочные тензорезисторы, что позволило организовать массовую тензометрию основных агрегатов самолета и значительно расширить возможности изучения и анализа фактического напряженного состояния конструкции. В настоящее время нагружение конструкций производится при помощи уже упоминавшихся рычажных систем, деформации и напряжения определяются при помощи тензорезисторов, но процессы нагружения и тензометрирования максимально автоматизированы, что приводит к более точному приложению нагрузки и значительно увеличивает возможности обработки тензометрии. Итак, цели статических испытаний самолета и его отдельных частей и агрегатов следующие:
Помимо обычных статических испытаний существуют еще и так называемые повторно-статические испытания, также называемые усталостными или ресурсными. Испытания самолета или отдельных его частей на повторно-статические нагрузки служат для выяснения возможного числа нагружений с малой частотой, при котором конструкция разрушается от нагрузки, близкой к эксплуатационной. Это число нагружений должно быть не меньше нормированного. При возрастании числа циклов нагружения N разрушающая нагрузка  уменьшается и может быть значительно меньшей расчетного уровня нагрузок. Параметры цикла нагружений характеризуются двумя величинами: максимальным  и минимальным  напряжениями цикла либо комбинацией алгебраических полусуммы  и полуразности  этих величин. Причем полусумма называется средним значением цикла, а полуразность – амплитудой цикла. Вместо амплитуды можно использовать также ее удвоенное значение  , называемое размахом цикла.Цикл, у которого минимальные и максимальные напряжения одинаковы по модулю, но противоположны по знаку называется симметричным. Все остальные циклы являются асимметричными. Степень асимметрии определяется коэффициентом асимметрии цикла напряжений  .Симметричному циклу соответствует значение  , а отнулевому  .Ресурс или же циклическая прочность может характеризоваться как числом циклов нагружения, так и числом блоков нагружения. Первая характеристика применяется к материалам, а вторая к деталям и конструкции в целом. Причем здесь в качестве N может использоваться, например, число полетов или часов налета. Сопротивление усталости характеризуется кривой усталости, имеющей следующий вид. З  ависимость – N строится в логарифмических координатах, поскольку в линейном масштабе сложно представить диапазон значений долговечности от нескольких тысяч до миллионов циклов.Кривая – N имеет три ярко выраженных участка. Первый участок от нескольких циклов до нескольких тысяч циклов представляет работу материала в условиях упругопластического деформирования. Этот участок характеризует малоцикловую усталость. Данный участок характеризуется жестким нагружением и практически линейной зависимостью убывания допустимых напряжений от числа циклов. Второй участок зависимости – N от нескольких тысяч до миллионов циклов является наиболее интересным для анализа долговечности, так как сопротивление усталости именно на этом участке характеризует ресурс планера самолета. И, наконец, третий участок соответствует долговечностям более одного двух миллионов циклов. Обычно для характеристики этого участка используется величина называемая переделом выносливости, которая определяется как напряжение цикла при действии которого не происходит усталостного разрушения. Однако для широкого ряда материалов физического предела выносливости не существует, поэтому для них применяется величина непревышение которой обеспечивает достаточно большую усталостную долговечность, например 107 – 108 циклов. Это число циклов называется базой определения предела устойчивости. Как правило, для сталей используется величина 107, а для алюминиевых сплавов 108 циклов. Для описания второго участка кривой – N при постоянной асимметрии (R=const) можно использовать формулу  ,где C и m – постоянные зависящие от свойств материала и конструктивно-технологических особенностей конструкции. Ресурсные испытания проводятся аналогично статическим испытаниям, но вместо однократного приложения нагрузки производится многократное нагружение конструкции блоками по специальным программам. Каждый блок нагружения, как правило, имитирует один полет самолета. Испытания проводятся непрерывно до разрушения. Автоматически учитывается число приложенных к конструкции блоков нагружения N. При выполнении ресурсных испытаний используется так называемый коэффициент надежности  , который является отношением числа блоков нагружения, которое выдержала конструкция при ресурсных испытаниях к допустимой наработке в эксплуатации в полетах и эквивалент Э являющийся отношением повреждаемости конструкции при ресурсных испытаниях к повреждаемости конструкции в эксплуатации. Можно записать следующую формулу для определения допустимого числа полетов в эксплуатации: , где ; ; ; .В свою очередь, коэффициент надежности определяется как произведение четырех частных коэффициентов: .Коэффициенты определяются следующим образом:
 , если программа испытаний, достаточно полно отражает совокупность повторяющихся в эксплуатации нагрузок как по величине, так и по последовательности их действия; , если вся совокупность повторяющихся в эксплуатации нагрузок сведена в программе испытаний к последовательности условных циклов с постоянной амплитудой нагрузки с использованием при этом соответствующих расчетных методов.Примечание. Если цикл с постоянной амплитудой нагрузки отражает наиболее характерное нагружение конструкции, определяющее ее усталостную повреждаемость, величина коэффициента  может быть при соответствующем обосновании принята в диапазоне  .
 , если испытаниями и (или) расчетом показано, что усталостное повреждение в начале своего развития может быть надежно обнаружено при послеполетных осмотрах и (или) при проведении регламентов технического обслуживания наименьшей периодичности; во всех остальных случаях.
 , если используются надежные экспериментальные материалы о повторяемости нагрузок, полученные на данном типе самолета (или для характеристик атмосферной турбулентности на самолетах с параметрами, близкими к рассматриваемому) за сравнительно большой период эксплуатации, и учтены возможные различия в нагружении, связанные с особенностями эксплуатации, географическими условиями, протяженностью трасс и т. п.; , если используются осредненные экспериментальные материалы о повторяемости нагрузок без анализа возможных различии в нагружении отдельных групп или экземпляров самолетов.Примечание. В зависимости от степени учета возможных различий в нагруженности величина  по результатам специального анализа может быть принята в диапазоне  . , если используются материалы о повторяемости нагрузок, полученные на основе приемлемого расчетного метода. |
и разрушающей 
.
эксплуатационная нагрузка равна 67% расчетной.