Лекции испытания авиационной техники новые. Лекция Стендовые испытания. Виды стендовых испытаний. Цели стендовых испытаний
 Скачать 1.19 Mb.
|
|
Примечание. При использовании способа оценки повторяемости нагрузок, приводящего к заведомо завышенным ее значениям, величина коэффициента может быть снижена вплоть до величины  .
При этом:
то число испытываемых конструкций должно быть увеличено. При невозможности увеличения числа конструкции, а также при необходимости увеличения их числа сверх шести, установление коэффициента  проводится по результатам специального анализа.
К стендовым испытаниям летательных аппаратов также относятся: Динамические испытания самолета бывают двух видов. К первому виду относятся испытания, проводимые для проверки прочности конструкции при динамическом приложении нагрузки, а также испытания, выявляющие область опасных резонансных и самовозбуждающихся вибраций. К этому виду испытаний можно отнести многократные копровые испытания шасси при эксплуатационных нагрузках (при этом конструкция шасси должна без разрушений выдержать нормированное число сбросов) и отстрелы оружия для проверки прочности узлов его крепления. Ко второму виду испытаний относится определение форм и частот как собственных, так и вынужденных колебаний частей самолета для последующего уточнения расчетов критических скоростей автоколебаний и устранения возможных резонансов, испытания в аэродинамических трубах динамически подобных моделей для уточнения критических скоростей. Динамические испытания проводятся обычно в специальных лабораториях. Показания при динамических испытаниях измеряются осциллографами с применением электротензодатчиков различного типа. Испытания на эксплуатационную надежность проводятся для проверки действия всех механизмов и систем самолета. Для этого, например, производится многократный подъем и выпуск шасси, открытие и закрытие щитков для закрылков крыла, тормозных щитков, створок различных отсеков, открытие, закрытие и аварийный сброс фонарей, катапультирование сидений, сбросы подвесных баков и др. Испытания проводятся вначале на специальных стендах, а затем на самолете. В процессе этих испытаний соответствующие механизмы могут дорабатываться. Лекция 2. Стендовые испытания. Методика проведения. Определение и задание нагрузок при стендовых испытаниях. Требования к статическим испытаниям. Общие указания.
Условия проведения испытаний.
Особенности проведения ресурсных испытаний.
Нагрузки действующие на летательный аппарат в полете. Силы действующие на летательный аппарат делятся на два типа – поверхностные и массовые. В первым относятся аэродинамические нагрузки, тяга двигателей, нагрузки от органов управления, различные силы реакции (подвески, опоры шасси и так далее). Массовые силы – это сила тяжести и силы инерции действующие по всему объему аппарата. Определение нагрузок на летательный аппарат является сложной и трудоемкой задачей. Различные регламентирующие документы, такие как «Нормы прочности военных самолетов», АП-23 или АП-25 существенно облегчают задачу определения нагрузок, так как включают в себя рекомендации и методики по определению и нормированию нагрузок действующих на летательный аппарат. В  горизонтальном прямолинейном полете на самолет действуют тяга двигателя P, подъемная сила Y, лобовое сопротивление X и вес летательного аппарата G.Подъемная сила и лобовое сопротивление выражается через аэродинамические коэффициенты:  , ,где  – коэффициент подъемной силы; – коэффициент лобового сопротивления;S – площадь крыла;  – скоростной напор, где в свою очередь – плотность;V – скорость полета. При установившемся горизонтальном полете получим равенства:  , .В  о всех прочих случаях движение будет либо криволинейным, либо неравномерным. При криволинейном движении в вертикальной плоскости получим: , где – угол наклона траектории летательного аппарата к горизонту;m – масса летательного аппарата; r – радиус кривизны траектории. На практике используется понятие перегрузки – отношение равнодействующих всех поверхностных сил к весу:  .Обычно используют компоненты перегрузки разложенные по осям летательного аппарата –  ,  и  .Необходимо также учитывать угловые скорости и ускорения вращательного движения аппарата вокруг центра тяжести. Так например при маневре в вертикальной плоскости совершаемом с угловым ускорением  перегрузка агрегата отстоящего от центра тяжести на расстоянии  будет равна: .В горизонтальном прямолинейном полете перегрузка будет равна единице, а ее отклонение от единицы возможно по двум причинам – в результате маневрирования или при попадании в воздушные течения. Поэтому перегрузки делятся на маневренные перегрузки и перегрузки при полете в неспокойном воздухе. Максимальные маневренные перегрузки достигаются при маневрах в вертикальной плоскости. Величина перегрузки определяется подъемной силой  Предельное значение перегрузки может быть определено как  , где – максимально допустимое значение коэффициента подъемной силы, при котором возможна балансировка и исключается сваливание летательного аппарата; – предельно допустимый скоростной напор.При предельных скоростях полета на малых высотах значение вертикальной перегрузки теоретически может достигать значений 15 – 20 единиц. Однако создание самолета обеспечивающего прочность для таких перегрузок экономически невыгодно, тем более что такие перегрузки находятся за пределами выносливости летчика. Поэтому максимальные перегрузки  нормируются нормами прочности в зависимости от класса самолета.При полете в неспокойном воздухе появление дополнительных перегрузок объясняется изменением величины и направления скорости полета  под воздействием порыва имеющего скорость  . Основное влияние при этом оказывает изменение вектора скорости и, как следствие, угла атаки  на величину  .П  ри воздействии вертикального порыва изменяется скорость набегающего потока и происходит приращение угла атаки  , сопровождаемое изменением подъемной силы , где – тангенса угла наклона кривой  .Ввиду малости угла можно принять  и  . Тогда дополнительная перегрузка определится по формуле: .Данная формула предполагает, что порыв воздуха является резким и мгновенным, в действительности же порывы воздуха имеют свою структуру – скорость порыва постепенно возрастает, достигает максимума, затем постепенно уменьшается до нуля. В  се это приводит к тому, что прирост перегрузки не столь велик. Структура порыва учитывается введением коэффициента уменьшения перегрузки. , где – удельная нагрузка на крыло; ; .Чтобы воспользоваться данными формулами необходимо знать длину  градиентного участка порыва, которая как правило неизвестна. Поэтому для вычисления перегрузок и скоростей порыва используются значения  , вычисленные для условного стандартного градиентного участка  .Величина W вычисленная таким образом называется эффективной скоростью порыва  , где – индикаторная скорость связанная с истинной скоростью  соотношением  ; – относительная плотность на высоте H.Статистические данные полученные на множестве самолетов показывают, что значения эффективной скорости порыва укладываются в диапазон ограниченный кривыми  , где.  – максимальная скорость полета.В нормах прочности самолеты делятся на три класса: класс А – маневренные; класс Б – ограниченно маневренные; класс В – неманевренные. Для каждого класса, с учетом назначения, полетного веса и скорости полета задаются значения маневренных перегрузок. Учитываются различные варианты полетного веса, задаются несколько характерных скоростей. В полете возможен достаточно широкий диапазон сочетания исходных параметров нагружения (перегрузка, скорость, вес). Все разнообразие нагрузок, действующих в полете, сводится к нескольким расчетным случаям, соответствующим наиболее тяжелым условиям нагружения. При совершении самолетом маневров в воздухе его перегрузка может изменяться от  до , а скоростной напор от  до , где ,а  величина соответствует предельно допустимой скорости пикирования.Для крыла как наиболее нагруженного агрегата конструкции зона наиболее нагруженных сочетаний ,  и q разбивается на четыре области:Область I  ;  Область II  ;  .Область III ;  .Область IV  ;  .Наиболее характерные точки всех четырех областей заданы в нормах прочности в качестве расчетных случаев. К  аждый расчетный случай характеризуется помимо нагрузки формой распределения нагрузки вдоль крыла и вдоль хорды. Распределение нагрузки (давления) вдоль хорды зависит от скорости полета, угла атаки, формой профиля. Распределение давления вдоль крыла и вдоль хорды можно получить на основе методик норм прочности, но более точные данные получаются по результатам продувок геометрически подобных моделей в аэродинамических трубах.К  ак видно, в случае нагружения A более всего нагружается носок профиля, хвостовая часть профиля более всего нагружается в случае B, и средняя часть профиля наиболее нагружена в случае нагружения A’.П  ри переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям центр давления смещается от носка профиля к его хвосту и происходит выравнивание аэродинамической нагрузки по хорде.В самолетостроении принят метод расчета по расчетным нагрузкам. Особенность метода состоит в том, что параметры конструкции (толщины, площади) выбираются таким образом, чтобы конструкция выдерживала без разрушения определенную нормами нагрузку. Эта нагрузка называется расчетной нагрузкой  . Расчетная нагрузка равна эксплуатационной умноженной на коэффициент безопасности f: .Аналогично, через коэффициент безопасности можно выразить и перегрузку:  .Коэффициент безопасности применяется во всех областях техники. От его величины зависит степень надежности конструкции и ее эффективность. В авиационной технике назначение коэффициента безопасности сводится к следующему:
На величину коэффициента безопасности в свою очередь влияют следующие факторы:
Эти факторы сводятся к минимуму, соответственно, проведением натурных статических испытаний опытного образца, применением высококачественных материалов и тщательный их контроль, проведением контрольных испытаний серийных летательных аппаратов. Вследствие этого коэффициент безопасности в авиации имеет наименьшее значение по сравнению с другими областями машиностроения и в большинстве расчетных случаев устанавливается равным  . |
.к минимальному 
при достижении одинакового состояния (до образования усталостного повреждения, до возникновения повреждения определенной величины, до полного или частичного разрушения отдельных конструктивных элементов) превышает значения, приведенные в таблице
за все время эксплуатации всего парка самолетов данного типа;