Оценка прочности стержневых элементов крыла дельталета расчетными методами

2007 НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА № 122

серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов

УДК 629.735.015

ОЦЕНКА ПРОЧНОСТИ СТЕРЖНЕВЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КРЫЛА ДЕЛЬТАЛЕТА РАСЧЕТНЫМИ МЕТОДАМИ

И.В. НИКИТИН

Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.

В статье приведены методики расчета на прочность основных стержневых элементов конструкции крыла дельталета.

Одной из задач, решаемых при сертификации единичных экземпляров дельталетов, является задача оценки прочности конструкции. Для оценки прочности при сертификации типа дельталета применяется, как правило, экспериментальный метод статического нагружения крыла и функционального модуля (мототележки), на котором размещены: шасси, оборудование, рабочие места экипажа и силовая установка до их разрушения. Однако при проведении оценки соответствия единичного экземпляра (ЕЭ) ВС АОН установленным требованиям прочности применение этого метода затруднительно из-за большого объема работ, а также невозможности нагружения конструкции до ее разрушения, так как это грозит потерей того самого экземпляра, на котором выполняются полеты. Практикуется также метод статического нагружения до максимальных эксплуатационных нагрузок, однако этот метод также трудоемок, кроме этого имеется риск получения местных остаточных деформаций обшивки и элементов конструкции из-за возможной местной концентрации прилагаемой нагрузки.

В настоящее время накоплен достаточно большой опыт в области оценки прочности дельталетов и элементов их конструкции. Этот опыт показывает, что оценка прочности дельталетов в большинстве случаев может быть проведена с минимальными затратами при использовании расчетных методов.

Применительно требования к прочности и расчетные случаи нагружения можно свести к следующим:

1. Для крыла устанавливается:

• максимальная допустимая положительная эксплуатационная перегрузка 4

• максимальная допустимая отрицательная эксплуатационная перегрузка 2 §;

• разрушающая положительная перегрузка 6 §;

• разрушающая отрицательная перегрузка 3 §.

Общий коэффициент безопасности устанавливается равным 1.5. В качестве основы для расчета допустимых эксплуатационных нагрузок и разрушающих нагрузок для крыла берется максимально допустимая нагрузка. Максимально допустимая эксплуатационная нагрузка рассчитывается из максимально допустимой взлетной массы за вычетом массы крыла.

2. Для мототележки (функционального модуля):

• для узла подвески устанавливается разрушающая перегрузка 6 §, а максимально допустимая эксплуатационная нагрузка рассчитывается из максимально допустимого взлетного веса за вычетом веса крыла;

• шасси должно выдерживать одновременно вертикальную нагрузку при посадке со скоростью снижения 2,0 м/сек без повреждений или статическую нагрузку, соответствующую перегрузке 4 g без выхода из строя, горизонтальную нагрузку при посадке в направлении полета, составляющую 40% от вертикальной и боковую нагрузку, составляющую 30% от вертикальной;

• при аварийной посадке кресла экипажа, крепление двигателя, крепление полезной нагрузки, силовые элементы и узлы соединения конструкции сверхлегкого летательного аппарата должны быть такими, чтобы экипаж с большой вероятностью избежал тяжелых травм, если правильно используются предусмотренные ремни безопасности при следующих разрушающих перегрузках:

вверх - 3g; вперед - 9g; в бок - 1^; вниз - 6g.

Точки приложения нагрузок выбираются в соответствии с их расположением на снаряженном дельталете.

Крыло

Воздушная нагрузка, распределенная по поверхности обшивки крыла, передается на силовые элементы каркаса крыла — боковые и килевую балку, - а от них — на поперечную балку, тросовую систему, трапецию и мачту.

Величина суммарной воздушной нагрузки определяется по формуле

Для расчета на прочность силовых элементов крыла решающее значение имеет характер распределения воздушной нагрузки по поверхности крыла и его исходная геометрия.

В теоретической постановке задача расчета воздушной нагрузки для крыла дельталета представляет собой большую сложность в связи с его значительной аэродинамической упругостью. Так как нагрузка зависит от геометрии крыла, а геометрия гибкого крыла, в свою очередь, в значительной степени определяется нагрузкой, расчет последней представляет собой сложную итерационную задачу.

В связи с этим распределение воздушной нагрузки на крыле дельталета, как правило, осуществляется экспериментальным путем. С этой целью дренированное крыло продувают в аэродинамической трубе или производят соответствующие летные испытания.

На рис. 1а представлена качественная картина эпюр избыточного давления «Р» по контрольным сечениям крыла для расчетного случая нагружения крыла максимально допустимой эксплуатационной перегрузкой.

Просуммировав нагрузку в сечениях, можно получить эпюру распределенной нагрузки «^» в обшивке. Распределенная нагрузка передается на килевую и боковые балки (рис. 1в).

Следует иметь в виду, что эпюры нагрузки «д» приложены в плоскостях, касательных к балкам каркаса, под углами схода обшивки фк и ф6. Для обычной геометрии крыла дельталета экспериментально установлено, что величина углов схода обшивки соответствует ориентировочно <рк гг 18—20°; фв я^25—30°. [ 1 ]. Суммарная нагрузка распределяется между килевой и боковой балками примерно поровну. Это значит, что 50% нагрузки приходится на килевую балку и по 25% — на боковые балки.

При этом килевая балка вследствие ее симметрии нагружена распределенной нагрузкой, лежащей в вертикальной плоскости, а нагрузка на боковые балки, как уже отмечено, лежит в наклонной плоскости под углом фб к плоскости каркаса крыла.

Из схемы сил на рис. 1в следует, что суммарные составляющие нагрузок дк и дб можно определить из соотношений

чк-- ,, . т ЧО-- .

¿зкг фк зт фа

где и - вертикальные составляющие нагрузок, уравновешивающие расчетную нагрузку

<2, = 0,5Рр; Уь = 0,25Рр,

V РЦ-п'у тд

Рис. 1. Схема нагружения крыла дельталета

Рассмотрим схемы нагружения основных силовых элементов каркаса крыла дельталета.

Боковая балка (рис. 2) в простейшем случае представляет собой цилиндрическую трубу, усиленную внутренней вставкой из аналогичных труб меньшего диаметра, опирающейся на две опоры в носовом (А) и боковом (В) узлах.

К балке приложены следующие нагрузки: распределенная нагрузка д6, сосредоточенная сила от обшивки Робщ, приложенная на конце балки, действующая по касательной к линии натяжения обшивки и сосредоточенная сила Рв (реакция опоры), приложенная в боковом узле.

Под действием этих сил балка воспринимает изгибающий момент Миз и сжимающую нагрузку

р

1 сж

ЛІИЗ = Мц + Л1р,

где Мя - изгибающий момент от распределенной нагрузки дб.

Рис. 2. Расчетная схема боковой балки

Для оценочных расчетов эпюру д6 можно представить в упрощенном виде, состоящую из прямоугольной и треугольной нагрузки.

Выражение для изгибающего момента на участке ВС для этого случая запишется Изгибающий момент от силы натяжения обшивки

Мр ^ Р' 3171 “ф * /конС"

Максимум изгибающего момента будет на опоре «В».

Проверка действующих напряжений в наиболее нагруженном сечении (место стыка балки с боковым узлом) производится по формуле:

где W — момент сопротивления изгибу W= — • Б2 • 6 , см3, Б — площадь поперечного сечения балки.

На эпюре «а» видно действие усиления боковой балки, уменьшающего пиковые напряжения в расчетном сечении и таким образом увеличивающего прочность балки.

Килевая балка (рис. 3.) нагружена вертикально распределенной нагрузкой QK, передаваемой килевым карманом обшивки, вертикальной силой Рн, передаваемой боковыми балками и передней частью обшивки, сжимающей нагрузкой от обшивки Робщ и реакциями нижних тросов и Яс, приложенными под углом а А и а с.

С к

Рис. 3. Схема нагружения килевой балки

Для типового крыла дельталета распределение нагрузки Qк можно принять равномерным (прямоугольная эпюра нагрузки). С учетом того, что передняя и задняя части килевой трубы близки по своей длине (а ~Ь), из условия равенства моментов от сил Р н и Qк на опоре В следует соотношение этих нагрузок

Расчет килевой трубы производится по уравнению трех моментов

2М1 = 6^?, ь

где: М — неизвестный изгибающий момент в килевой балке в точке В;

F — грузовая площадь эпюры изгибающих моментов для пролета ВС, рассматриваемого как свободно опертая балка, от действующей нагрузки QK, х F— расстояние от опоры В до центра тяжести эпюры моментов.

Эпюра изгибающих моментов строится по формуле

где х — изменяется от 0 до b.

Площадь F определяется графически по вычерченной эпюре Ми,,

Реакция Rc определяется из условия равенства моментов относительно опоры В:

/?г — М. н.-.м Ь • sin ас

По реакции Rc находим усилия в нижних тросах.

Действующие напряжения в килевой балке, как и в предыдущем случае, определяются по формуле

Поперечная балка (рис. 1г) разделена на две симметричные, одинаково нагруженные половины. Каждая из них нагружена в боковом узле равнодействующей эпюры дб и сжимающей реакцией нижних боковых тросов Ятр, которые замыкаются в центральном узле реакцией шаровых опор ^сж-

Усилия в тросе и в поперечной трубе определяются из треугольника сил по формулам си-

нусов

откуда

# Чв-ЙИ*; Ясж = <7б

р,р

5ШУ

5/ЛфГр

Особенностью нагружения поперечной балки является так называемый продольный изгиб, при котором длинные стержни (трубы, балки) сохраняют несущую способность до некоторой критической нагрузки Ркр. При дальнейшем увеличении нагрузки стержень теряет форму — выпучивается - происходит потеря устойчивости, прогрессирующая деформация и, наконец, разрушение.

Критическая сжимающая нагрузка определяется по формуле

где I— длина стержня, см;

Е—модуль упругости материала стержня, кг/см2; ц — коэффициент заделки (для шарнирных опор ц=1); I— момент инерции сечения.

Для труб диаметром Б и толщиной стенки 5

Другие элементы конструкции крыла: трапеция, мачта, тросовая система, узлы и т. д. рассчи-

тываются по действующим нагрузкам для указанных случаев нагружения, аналогично приведенным выше схемам.

Необходимо отметить, что в силу ряда допущений и связанной с этим погрешностью определения сил, действующих в элементах конструкции, при проведении поверочного расчета на прочность наиболее нагруженных и ответственных элементов нужно учитывать следующие ко-

эффициенты безопасности:

детали литые.........................3;

сварные детали.......................2;

опорные поверхности соединений,

работающих на смятие.................3;

обшивка крыла........................5;

узел подвески крыла..................5;

окантовка отверстий и кромок.........3;

троса................................2;

элементы управления..................3.

Коэффициент безопасности принимается равным 3, если существует неясное представление о действительном нагружении силовых элементов или считают, что при нормальном обращении в эксплуатации происходит уменьшение прочности.

Все шарниры, за исключением шарниров с шариковыми и роликовыми подшипниками, должны иметь коэффициент безопасности не менее 6,67 относительно предела прочности на смятие самого мягкого материала, используемого в опоре [2,3].

ЛИТЕРАТУРА

1. Клименко А.П., Никитин И.В. Мотодельтапланы: Проектирование и теория полета. - М.: Патриот, 1992.

2. Забава В.И., Никитин И.В. Временные технические требования к моторным дельтапланам (ВТТ МДП-97). - М: ДОСААФ, 1987.

3. Требования к летной годности единичных экземпляров гражданских воздушных судов авиации общего назначения. (За исключением единичных экземпляров аэростатических воздушных судов авиации общего назначения). Утверждены распоряжением Министерства транспорта Российской федерации от 15 мая 2003 года № НА-119р.

ESTIMATION OF DURABILITY OF ROD ELEMENTS OF WING TRICKE SETTLEMENT

METHODS

Nikitin I.V.

In article design procedures on durability of the basic rod elements of a design of a wing tricke are resulted.

Сведения об авторе

Никитин Игорь Валентинович, 1953 г.р., окончил МИИГА (1979), кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник, научный руководитель СКБ МГТУ ГА, пилот-эксперт-испытатель СЛА, автор 10 изобретений, 86 научных работ, область научных интересов - сверхлегкая авиация, проектирование и конструкция, область и эффективность применения сверхлегких воздушных судов, аэродинамика и динамика полета, методы испытаний.