ОБЩАЯ ОЦЕНКА ЭКСПЛУАТАЦИОННОЙ ПРОЧНОСТИ САМОЛЕТА

Для безопасности полетов самолетов в процессе их проектирования, производства и эксплуатации необхо­димо обеспечить прочность элементов их конструкции в условиях воздействия всей совокупности эксплуатацион­ных нагрузок и дру­гих разрушающих факторов (темпера­тура, коррозия), т. е. обеспечить эксплуа­тационную прочность самолетов.

Рассмотрим, ка — • кие нагрузки дейст­вуют на элементы If в конструкции планера

" в процессе эксплуа-

Рис. 1.6. Схема сил, действующих на са- тации. Прежде все-

молет в горизонтальном полете го следует отметить

маневренные нагруз­ки, т. е. нагрузки, действующие при выполнении самоле­том маневров (преднамеренного изменения режима или профиля полета). Так, на самолет в установившемся го­ризонтальном полете (рис. 1.6) действуют вес самоле­та G, подъемная сила У, лобовое сопротивление Q и тя­га Р. Для удобства анализа действующих сил будем счи­тать* что вектор тяги Р проходит через центр тяжести са­молета перпендикулярно подъемной силе Уу вектор лобо­вого сопротивления Q также проходит через центр тяже­сти самолета. При установившемся горизонтальном поле­те эти силы находятся в следующем соотношении: У=С;

P—Q. При выполнении маневров (с изменением профиля полета) самолет совершает криволинейный полет. В лом случае в плоскости симметрии самолета действуют те же силы, что и в горизонтальном полете, т. е. У, Q, Р, (і, по они находятся не в равновесии, а дают в сумме некоторую неуравновешенную силу, приложенную к са­молету (рис. 1.7).

Рис. 1.7. Схема сил, действующих на са­молет при выполнении криволинейного маневра в вертикальной плоскости: Y — подъемная сила; Q — лобовое сопротив­ление; г—радиус кривизны; Nnt Лг^ —нор­мальная и тангенциальная силы; С — вес са­молета; I* — тяга силовых установок

В связи с тем что неуравновешенная сила Nt — Р — -—Q Н- G sin G, направленная по касательной к траектории, сравнительно мала, ускорение самолета по касательной к траектории полета учитывать не будем. Тогда при выполнении самолетом криволинейного полета в верти­кальной плоскости ом будет двигаться с ускорением /л, действующим в направлении неуравновешенной си-

.Пій ПСріїОИДНКулирио к траектории. Это ускорение

рппно

І — Ї2 ■

In— г ‘ ■

где V — скорость полета;

г — радиус кривизны траектории.

В данном случае к центру тяжести самолета будет приложена центробежная сила

.. mVa GHJ

N„=—— ==—— ,

г gr

где т — масса самолета;

g — ускорение силы тяжести.

Отношение, показывающее, во сколько раз подъем­ная сила в полете больше веса самолета, называется коэффициентом перегрузки (или перегрузкой) п.

После проектирования всех сил, действующих на са­молет, на нормаль к траектории полета и после преоб­разований максимальный коэффициент перегрузки при криволинейном полете в вертикальной плоскости пу можно выразить формулой

—+1.

gr

Аналогично можно вывести формулу для величины перегрузки при выполнении самолетом маневра в гори­зонтальной плоскости.

Кроме маневренных нагрузок, на элементы конст­рукции планера действуют нагрузки, вызванные порыва­ми ветра. В атмосфере всегда имеются воздушные пото­ки различных направлений, которые обусловливаются рельефом местности, облачностью, неравномерным на­гревом воздуха и другими’причинами. Перегрузки, выз­ванные порывами от восходящих и нисходящих потоков, могут достигать величины пу = + 5ч—3. С учетом этих перегрузок в основном и рассчитываются на прочность элементы конструкции планера тяжелых (неманеврен­ных) самолетов.

Предположим, что на самолет, находящийся в гори­зонтальном полете и движущийся со скоростью V, по­действовал вертикальный порыв ветра со скоростью и

32 Зак. 264

(рис. 1.8). В результате поддува скорость потока изме — иитея по величине и направлению и будет равна

▼ ■

COS Да

Следовательно, подъемная сила изменится в основ­ном вследствие дополнительно образовавшегося при­роста подъемной силы в результате увеличения угла ата-

ки Да, т. е. приращения на Acv коэффициента подъемной силы

У

Суммарная подъемная сила самолета будет равна

У’ = У + ДУ.

Известно, что перегрузка самолета представляет со­бой отношение подъемной силы к весу самолета, тогда

3 Зак. 264

Но в горизонтальном полете подъемная сила Y рав­на весу самолета, а ЛК=Дсу -^—5, так как V—V’.

2

В этом случае вертикальная перегрузка в центре тя­жести самолета, летящего со скоростью V, на который подействовал вертикальный порыв ветра и, будет равна

пу= 1 + Дсу -^г

Таким образом, приращение вертикальной перегруз­ки равно A/2v = ^~S и зависит от величины верти-

1 У у 2С кального порыва ветра, скорости и высоты полета, а также от веса самолета.

Аналогично можно было бы рассмотреть возникнове­ние дополнительных перегрузок от нисходящего, а также от горизонтального порыва ветра. Следует иметь в виду, что нагрузки элементов конструкции планера самолета во многом зависят от характера выполняемого полета.

Увеличение скоростей полета современных самолетов привело к увеличению нагрузок, вызванных нагревом конструкции. Источниками нагрева самолета могут быть двигательные установки, выхлопные газы, атмосферная и солнечная радиации и аэродинамический нагрев, обус­ловленный торможением воздушного потока о поверх­ность самолета во время его полета. Одновременно с нагревом происходит рассеивание тепла вследствие его излучения самолетом. Наиболее существенным является аэродинамический нагрев, так как он охватывает всю поверхность самолета и увеличивается с ростом скоро­сти полета. Остальные источники нагрева имеют обычно местное значение, а солнечной и атмосферной радиаци­ями в связи с их малыми значениями можно пренебречь до высоты 50 км.

Рассмотрим более подробно аэродинамический на­грев самолета. Известно, что абсолютная температура пограничного слоя Г в точке полного торможения воз­душного потока равна

Г = Г*( 1 + 0Д8М*),

где Тц— абсолютная температура воздуха на данной высоте Н

М= — (V — скорость полета; а — скорость звука). а

При полете у земли с числом М^3,0 температура Т и точке полного торможения приблизительно равна 400° С. Следовательно, в результате значительного на­грева элементов конструкции планера при полетах на больших числах М может произойти снижение их проч­ностных характеристик.

Помимо маневренных нагрузок и нагрузок, вызван­ных порывами ветра или нагревом конструкции, на эле­менты конструкции планера современных самолетов дей­ствуют еще значительные нагрузки, возникающие при взлете и посадке. Например, на шасси действуют силы реакции земли, которые возникают при взлете и посадке самолета, а также при его движении по аэродрому. Ве­личина сил и их направление зависят от скорости при­земления и качества посадки, направления и силы ветра, характера движения самолета по земле, степени неров­ности аэродрома и жесткости амортизации. Силы реак­ции земли распределяются на шасси по-разиому, в за­висимости от характера посадки и движения самолета по земле.

Для элементов конструкции планера современного самолета характерно увеличение количества и величины нагрузок, а также повышение уровня динамических на­грузок. Большие нагрузки, вызванные упругими колеба­ниями конструкции, испытывают крепления наружных подвесок. Так, при взлетах и посадках вертикальные перегрузки в местах подвесок иа крыле могут быть боль­ше вертикальных перегрузок в центре тяжести самолета в 5—10 раз и более.

Увеличение уровня динамических нагрузок при взле­те и посадке, маневренных нагрузок и нагрузок от поры­вов ветра объясняется снижением относительных жест­костей элементов конструкции современных самолетов, увеличением их веса и габаритов, изменением конструк­тивных форм (тонкое стреловидное крыло, длинный фюзеляж), увеличением скоростей полета, взлета и по­садки.

Следовательно, с ростом скоростей полета, а также в результате уменьшения собственной частоты колеба­ний при определенной скорости полета частота верти­кальных порывов (особенно циклических) может быть близкой к собственной частоте колебаний конструкции, что вызовет увеличение нагрузок, зависящих от порывов ветра.

Для элементов конструкции планера современных самолетов характерно также увеличение вибрационных нагрузок. Вибрации элементов конструкции планера происходят в широком диапазоне частот (v — I ч­—400 гц) с различными амплитудами, которые зависят от частот собственных колебаний частей самолета, а так­же от возбуждающей частоты. Максимальные колебания элементов конструкции планера самолета наблюдаются при работе двигателей на земле, при взлете и посадке, а также при срыве потока с обтекаемых поверхностей самолета на числах М, близких к предельным. При взлете и посадке в основном преобладают низкочастот­ные вибрации, а при полетах на больших скоростях — высокочастотные.

Вибрационные нагрузки вызываются:

— срывами потока с обтекаемых поверхностей, в ре­зультате которых возникают аэродинамические колеба­ния, имеющие частоты, равные или близкие к собствен­ным частотам колебаний самолета или его отдельных частей (v — 400—1000 колебаний в минуту);

— неуравновешенностью ротора двигателя и различ­ных агрегатов оборудования и систем самолета; колеба­ния элементов конструкции планера происходят при этом с частотами v — 50-j-200 гц амплитуды колеба­ний а невелики, однако величина вибрационных пере­грузок, определяемых при гармоническом характере ко­лебаний по формуле / = достигает больших значе­ний (5g—I0g); кроме того, значительные вибрации элементов конструкции планера, и особенно хвостового оперения, самолета могут быть вызваны воздействием отраженной от земли воздушной струи двигателей на оперение и хвостовую часть фюзеляжа; эти колебания наблюдаются при работе двигателя на земле, взлете и посадке;

— массовой и аэродинамической неуравновешенно­

стью винтов из-за неправильной весовой балансировки и ошибок в углах установки лопастей; • .

— динамическими нагрузками при стрельбе из бор­тового оружия;

автоколебаниями рулей и элеронов из-за влияния lid них систем управления (автопилоты, гидроусилители II Л|>.)-

Псе перечисленные вибрации приводят к значитель­ным нагрузкам па элементы конструкции планера и в сочетании с другими нагрузками вызывают снижение статической выносливости, а следовательно, техническо­го ресурса элементов конструкции планера и эксплуата­ционной надежности авиационной техники. В некоторых случаях вибрации элементов конструкции планера могут принести к трещинам и разрушениям элементов конст­рукции планера самолета, а также к отказам и дефек­там агрегатов оборудования и систем.

Необходимо также отметить, что на современных реактивных скоростных самолетах пульсирующие аку­стические давления, создаваемые реактивной струей турбореактивных двигателей, могут вызвать деформации обшивки и некоторых элементов конструкции планера. При этом если вдали от источника звука сила звука уменьшается примерно обратно пропорционально квад­рату расстояния, то вблизи источника ее изменение про­исходит по более сложной зависимости. Поэтому попыт­ки уменьшить общий уровень акустических давлений на поверхности конструкции путем удаления ее от границы струи не всегда являются достаточно эффективными.

Наиболее интенсивные акустические давления возни­кают у среза сопла или вблизи него. По мере удаления от среза сопла уменьшается общий уровень акустических давлений и одновременно уменьшается частота наибо­лее интенсивных колебаний. В связи с этим наибольшим акустическим нагрузкам подвергаются элементы конст­рукции, находящиеся в непосредственной близости от источника шума — потока газов, вытекающих из сопла двигателя. Отмечено также, что при работе двигателей иа земле угол границы струи увеличивается по сравне­нию с углом границы струи в полете и граничная по­верхность струи приближается к поверхности самолета, в частности к поверхности фюзеляжа, что приводит к увеличению уровня акустических нагрузок при работе двигателей на земле. Так как в данном случае скорость струи относительно воздуха максимальна, то при работе двигателей на земле, как правило, возникают значитель­ные акустические нагрузки. Наибольшие напряжения в

ІЛОМвН’ГііX конструкции планера от действия акустиче­ских пн грузок наблюдаются при работе двигателей па режиме максимальной тяги.

В будущем в связи с увеличением мощности двигате­лей можно ожидать дальнейшего увеличения уровня аку­стических нагрузок.

Акустические давления характеризуются весьма ши­роким спектром частот (v = 10-і-10 000 гц). Поэтому если вызываемые ими повторные напряжения превыша­ют предел выносливости или близки к нему, то усталост­ное разрушение может наступить довольно быстро. Если • даже повторные напряжения от акустических давлений оказываются ниже предела выносливости, они могут со­кратить допустимый срок службы.

Для достижения эксплуатационной прочности пла­нера самолетов необходимо обеспечить:

— статическую прочность элементов конструкции (при максимально допустимой эксплуатационной пере­грузке) ;

— прочность элементов конструкции планера при повторных нагрузках (при многократно повторяющихся эксплуатационных нагрузках);

— прочность элементов конструкции планера при воздействии вибрационных и акустических нагрузок;

— динамическую прочность конструкции.

Требования статической прочности сводятся к обес­печению прочности планера самолета при однократной статической расчетной нагрузке, т. е. к тому, чтобы экс­плуатационные нагрузки (например, нагрузки при гру­бой посадке, при маневре с максимальной перегрузкой, при сильной болтанке) не вызывали в конструкции оста­точных деформаций, а разрушающая нагрузка была бы равна расчетной.

Идеально выполненной можно считать такую конст­рукцию, у которой максимальная эксплуатационная на­грузка соответствует напряженному состоянию при пре деле упругости конструкции. Однако установить предел упругости при испытаниях очень трудно, и критерием статической прочности конструкции планера самолета считаются статические испытания до разрушения. Поэ­тому разрушающая нагрузка должна быть всегда боль­ше эксплуатационной (Кразр> УЭКС11Л), Число, равное от^

ношению разрушающей нагрузки к эксплуатационной, называется коэффициентом безопасности fc:

j: т Ураэр У раэр G ^раар

У8КОПЗІ Уексил: О ^экопл

I

где Ураар—подъемная сила, при которой про­

исходит разрушение конструкции;

Увйошг—подъемная сила при эксплуатаци­онной перегрузке;

G — вес самолета;

/г1>ап]» н «акспл — разрушающий и эксплуатационный

коэффициенты перегрузки.

Расчет статической прочности ведется на разрушаю щие нагрузки, т. е. /граэр = Ярасч = я* тогда

. Лэкоягг

Чем больше коэффициент безопасности fc, тем на­дежнее конструкция, но это увеличение приводит к пере- тяжелению конструкции» а следовательно, к снижению летных данных самолета.

Коэффициенты безопасности для различных силовых элементов конструкции различны, они задаются нормами прочности и колеблются обычно в пределах от 1,5 до 2,0.

Для обеспечения статической прочности элементов конструкции планера самолета при его проектировании производятся прочностные расчеты как всего планера самолета, так и его отдельных элементов конструкции. Расчеты производятся в соответствии с нормами прочно­сти, которые регламентируют величины и характер рас­пределения нагрузок для отдельных частей самолета при различных режимах полета и посадки, а также величи­ну коэффициента безопасности /с. Величина нагрузки нормируется коэффициентом максимально допустимой эксплуатационной перегрузки, устанавливаемым в за­висимости от назначения самолета, его веса и скорости полета, и является наибольшим из возможных. Для уче­та наиболее тяжелых загружений отдельных частей са­молета предусмотрен ряд расчетных случаев.

С целью проверки статической прочности планера са­молета проводятся статические испытания с применени­ем рычажной системы. Для этого самолет подвешивают, а отдельные его части крепят к специальным стендам

ІІЛІІ КОЛОННИМ, Йовдушнуїо нагрузку имитируют паруси — Ноны ми лимкіїми, мрикленнпемыми к поверхности само­лет Пород контрольным испытанием конструкцию Предварительно нагружают силой, равной* 30—40% рас­четной (обтягивают), после чего поэтапно загружают до наибольшей эксплуатационной нагрузки с последующей разгрузкой до первоначального состояния. При этом после снятия нагрузки проверяют видимые остаточные деформации. Затем конструкцию доводят до разруше­ния. Конструкция считается удовлетворяющей статиче­ской прочности, если разрушающая нагрузка больше расчетной, а разрушения элементов конструкции (мест­ные) начинаются при нагрузках выше эксплуатационных.

Появление неисправностей элементов конструкции планера самолета, вызванных многократно приложен­ными эксплуатационными нагрузками, не превышающи­ми максимальные, привело к необходимости обеспече­ния статической выносливости (прочности при повтор­ных нагрузках) элементов конструкции планера. Объяс­няется это следующим.

1. Увеличением общего срока службы самолета (на­лета и количества взлето-посадок). Так, современные пассажирские и транспортные самолеты имеют налет, из­меряемый десятками тысяч часов. Большой налет имеют также военные самолеты. Увеличение налета самолетов вызывает увеличение количества нагрузок, испытывае­мых элементами конструкции планера в течение эксплу­атации.

2. Ростом скоростей полета, взлета и посадки. Так, если в 1909 г. рекордные скорости полета самолетов со­ставляли 55—65 км! час, то в 1959 г. уже 2300— 2500 км/час. С увеличением скорости полета увеличились скорости взлета и посадки, что привело к повышению частоты нагружений (количество нагружений в единицу времени), количества и величины нагрузок.

3.. Повышением прочности применяемых в самолето­строении сплавов (увеличением временного сопротивле­ния о*), что вызвало снижение статической выносли­вости элементов конструкции планера (при той же степе­ни использования их статической прочности). Это проис­ходит потому, что при одних и тех же коэффициентах по­»/ ОГгтопт

вторных нагрузок, равных л„ =——— , чем выше ма-

<Jpaap

тсриала, тем ниже его статическая выносливость. Здесь Опоит — напряжение в элементах конструкции при пов­торных нагрузках, а огразр—напряжение в элементах конструкции, при котором они разрушаются.

4. Снижением существовавшего «запаса» статической выносливости конструкции. Проведенными исследова — • телъскими работами уточнены расчетные случаи, что привело к значительному приближению действительных нагрузок к расчетным. Кроме того, для современных скоростных самолетов при полетах с числом 2М и более кинетический нагрев конструкции становится существен­ным и вызывает ухудшение характеристик статической выносливости, что значительно может снизить техниче­ский ресурс планера самолетов.

Прочность при многократно повторяющихся нагруз­ках названа статической потому, что маневренные на­грузки и нагрузки от порывов ветра нарастают и убыва­ют плавно и сравнительно медленно по сравнению с виб­рационными и их практически можно считать статиче­скими. Этот термин указывает также па сходство данно­го вида прочности с известным видом динамической прочности — вибропрочпостыо, или выносливостью. Од­нако он не является тождественным выносливости.

Требование обеспечения минимального веса самолет­ных конструкций приводит к значительному повышению допустимых напряжений в условиях эксплуатации и сни­жению их сроков службы, что существенно меняет метод подхода к обеспечению вибрационной прочности и ста­тической выносливости элементов конструкции планера самолетов. Опыты показали, что основные элементы кон­струкции планера самолета, от которых в основном за­висит статическая прочность, вибрациопные нагрузки в подавляющем большинстве случаев переносят безболез­ненно. При этом предполагается отсутствие в процессе эксплуатации автоколебаний элементов конструкции планера самолета.

Вопрос о прочности при повторных нагрузках, т. е. о выносливости (или усталости) материала конструкций, изучается уже более 100 лет. Под выносливостью пони­мается свойство материала сопротивляться разрушению от многократно повторяющихся нагрузок. До последне­го времени подавляющее большинство исследований по усталости материалов проводилось при частотах нагру-

зок v = 1000-Ь3000 цикл! мин. Эти данные в основном получены для расчета деталей и конструктивных элемен­тов на выносливость, т. е. для расчета их на неограни­ченно длительную работу. Если такой расчет оправдан для деталей и элементов конструкции общего машино­строения ввиду их большого срока эксплуатации, то в применении к планёру самолета он не может быть оп­равдан.

Длительность жизни самолета весьма ограничена вследствие «морального» старения, вызванного быстрым развитием и совершенствованием новых конструкций. Кроме того, самолеты, у которых элементы конструкции планера были бы рассчитаны на неограниченно длитель­ную работу, вряд ли смогли бы подняться в воздух при двигателях, устанавливаемых на них в настоящее время. Следовательно, самолетные конструкции рассчитывают­ся на ограниченный срок службы, в связи с чем в их элементах допускаются напряжения от повторных экс­плуатационных нагрузок значительно выше предела вы­носливости. Однако нужно иметь в виду, что эффект действия на конструкцию вибрационных нагрузок, вызы­вающих усталость металла, по некоторым признакам похож на эффект действия подторных статических на­грузок.

Основной причиной усталостных разрушений в ме­таллических конструкциях, по современным взглядам, считается появление в некоторых кристаллах, из кото­рых состоит всякий конструкционный сплав, пластиче­ской деформации, в то время как в остальной массе ме­талла (в остальных его зернах) деформации при данной нагрузке являются вполне упругими. Поэтому средние напряжения в образце (детали) могут и не превосходить предела упругости металла, но многократное повторение нагрузки может привести в зернах, в которых начались сдвиги, к увеличению этой деформации и вовлечению в нее соседних зерен. В дальнейшем при достаточно вы­соком повторном напряжении с увеличением количества нагрузок пластическая деформация может нарастать, в связи с чем возникнет микротрещина, которая в свою очередь вызовет дополнительную концентрацию напря­жений. При увеличении количества нагрузок трещина будет расти и в конечном итоге приведет к разрушению детали.

Статическая прочность и статическая выносливость различаются между собой по влиянию на них различных факторов и по характеру разрушения. Прежде всего вероятность разрушения от однократной нагрузки прак­тически равна нулю, вероятность же разрушения от по­вторных нагрузок близка к единице. В процессе эксплу­атации самолет подвергается достаточно большому чис­лу малых и средних нагрузок, а из условий статической выносливости конструкция самолета может выдержать ограниченное число нагрузок. Из этого следует, что каждый самолет при достаточной продолжительности эксплуатации должен разрушиться, т. е. вероятность раз­рушения от повторных нагрузок практически равна еди­нице. ,.

Кроме того, с повышением прочности применяемых материалов (с увеличением временного сопротивления оь) статическая прочность практически сохраняется, а статическая выносливость при тех же коэффициентах повторной нагрузки Кп уменьшается.

Обычная концентрация напряжений, особенно образ­цов из высокопрочных материалов, незначительно (на 3—10%) уменьшает статическую прочность, а статиче­ская выносливость при этом снижается в несколько раз (в 3—7 раз).

Значительное влияние на статическую выносливость оказывает предварительное перенапряжение (нагрузкой, превышающей по абсолютной величине последующие на­грузки, но не вызывающей остаточных деформаций). В то же время на статическую прочность предварительное перенапряжение практически не влияет. Исследования­ми также установлено, что разрушения от однократной и повторных нагрузок очень часто происходят в разных местах (рис. 1.9). Кроме того, при разрушении образцов повторными нагрузками в месте появления трещин де­формаций практически не бывает, а при разрушении однократной нагрузкой они оказываются довольно зна­чительными. На рис. 1.10 слева показана эпюра дефор­маций при разрушении пластин растяжением однократ­ной, а справа — повторными нагрузками.

Следует отметить, что определенной зависимости между снижением статической прочности и статической выносливости не установлено. Нагрузка, приложенная к образцу или к конструкции много раз, вызывает сравни­
тельно малое снижение статической прочности. Поэтому проверку оставшегося технического ресурса конструк­ций, находившихся в эксплуатации, методом определения статической прочности нельзя считать надежной.

Для обеспечения прочности эле­ментов конструкции планера от воз­действия повторных нагрузок произ­водят расчеты и лабораторные ис­пытания на повторные нагрузки.

При расчетах используются стати­стические данные повторяемости пс-

0днократной нагрузкой Повторными нагрузками

Рис. 1.9. Места разрушения пластины одно­кратной нагрузкой и повторными нагруз­ками

регрузок в центре тяжести однотипных самолетов. Эти данные получают путем измерений перегрузок и стати­стической обработки их результатов. Статическая вы­носливость элементов конструкции планера рассчиты­вается по теории суммирования повреждений:

л Ni

I — ■=«.

1

Статическая выносливость в часах налета в этом слу­чае равна

TVeo —

Чїт

і = 1 "’Г

где т — коэффициент, зависящий от характера и че­редования нагрузок;

f

Ni — число циклоп нагружений (при соответству­ющих амплитуде и частоте), приложенных к конструкции за I нас полета;

Ni — число циклов нагружений (при данных амп­литуде и частоте), при котором происходит разрушение конструкции, когда ее нагружа­ют только одной ї-ой нагрузкой (Л^р>Л^-);

т|а — коэффициент безопасности от воздействия повторных нагрузок, который зависит от до­стоверности данных о повторяемости нагру­зок, скорости распространения начальных повреждений и других факторов.

Для проверки прочности элементов конструкции пла­нера под воздействием повторяющихся в эксплуатации нагрузок при постройке нового образца самолета основ­ные силовые элементы конструкции планера подвергают­ся испытаниям на повторные нагрузки. Если при таких испытаниях обнаруживается недостаточная статическая выносливость каких-либо узлов, то они перепроекти­руются. В результате расчетов и испытаний выбираются наилучшие варианты конструкции, обеспечивающие не­обходимые статические прочность и выносливость. После постройки опытного образца самолета, кроме статиче­ских испытаний, проводятся испытания на повторные нагрузки всего самолета (рис. 1.11).

При испытаниях самолета на повторные нагрузки, как правило, измеряются напряжения в основных сило­вых узлах планера. При этом выявляются слабые места конструкции (при необходимости их усиливают или пе­репроектируют), определяется время распространения начальных повреждений, улучшается конструкция с целью возможности обнаружения в эксплуатации по­вреждений еще до того момента, когда повреждение до­стигает катастрофического размера. Помимо этого, и а основании результатов статических испытаний и испы­таний на повторные нагрузки всего самолета разраба­тывается технология и периодичность контроля за состо­янием планера для предупреждения разрушений от дей­ствия повторных нагрузок. При испытаниях решается также вопрос о возможности и целесообразности ремон­та планера с целью восстановления статической вынос­ливости. Испытания на повторные нагрузки производят-

Аэродинамическая нагрузка прикладывается непосред­ственно к обшивне

Коллекторы ■

Насосная станция

Пульт включения контроль­ ных динамо­ метров

Автомат для повторных нагрузок u

Рис. 1.11. Схема установки дли испытания на повторные на- грузки планера самолета

ся по программам, наиболее соответствующим нагру­жениям элементов конструкции планера в процессе экс­плуатации.

Отдельные части и агрегаты самолета {сварные подмоторные рамы, сварные баки и др.) в процессе экс­плуатации подвергаются значительным вибрационным нагрузкам, а некоторые элементы конструкции самолета (обшивка фюзеляжа, крыла и оперения) — акустиче­ским нагрузкам от сильного источника шума — струи из реактивного сопла. Поэтому для оценки эксплуатацион­ной прочности элементов конструкции планера необхо­димо, кроме оценки статической прочности и прочности при повторных нагрузках, оценить также прочность от воздействия вибрационных и акустических нагрузок.

На определенных скоростях полета могут происхо­дить колебания крыла и оперения. Так, колебания хво­стового оперения (баффтинг) могут быть вызваны срыв — ным обтеканием впереди лежащих частей самолета. Пре­дотвратить их можно устранением причин срыва пото­ка или соответствующим расположением оперения отно­сительно крыла. Колебания крыла и оперения, вызван­ные воздушным потоком и деформациями, называются флаттером. В результате деформаций конструкции ме­няются углы атаки, а возникающие в данном случае до­полнительные аэродинамические силы поддерживают колебания.

Автоколебания элементов конструкции планера само­лета проверяются расчетом и лабораторными частотны­ми испытаниями. При этом определяются частоты собст­венных колебаний частей самолета и разрабатываются конструктивные мероприятия по устранению опасных вибраций.

Динамические испытания проводятся в аэродинами­ческих и динамических лабораториях или на копре (шасси).

Для определения перегрузок, нагрузок на элементы конструкции планера самолета, распределения воздуш­ной нагрузки, определения температур, исследования на­пряженного состояния отдельных частей конструкции и изучения возможности автоколебаний проводятся лет­ные испытания самолетов, в процессе которых измеря­ются перегрузки, напряжения, вибрации, температуры.

дшілепия, отклонение рулей, скорости и высоты полета и другие параметры.

Авиационные конструкции эксплуатируются в раз­личных климатических условиях, их элементы подверга­ются воздействию различных факторов, которые могут привести к разрушению антикоррозионного покрытия и к коррозии отдельных элементов. Коррозия может выз­вать значительное снижение статической прочности, и особенно выносливости. Поэтому в процессе эксплуата­ции необходимо строго следить за состоянием элементов конструкции планера, не допуская коррозии и других повреждений, снижающих прочностные характеристики конструкции.

В результате проведенных расчетов статической проч­ности и статической выносливости, а также статических и динамических испытаний, испытаний иа повторные на­грузки, исследований действующих на элементы конст­рукции планера самолета нагрузок и учета условий эксплуатации устанавливается достаточность статиче­ской прочности и жесткости конструкции планера само­лета и долговечность его элементов конструкции, разра­батываются мероприятия по повышению эксплуатацион­ной надежности последних как в серийном производст­ве, так и в процессе эксплуатации.