CC BY
229
Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Технические науки
двигателя существует методика сравнения его с «идеальным» (собранным из АиКИ с максимально возможными ресурсами).
Методика сравнения процентного состояния двигателя с «идеальным» заключается в следующем:
1) определение рассматриваемого перечня агрегатов и комплектующих изделий (АиКИ), подлежащих анализу для определения «реального» состояния двигателя;
2) разделение АиКИ на две группы, ограниченные ресурсом по часам и по циклам;
3) выбор АиКИ с максимальным ресурсом;
4) комплектование «идеального» двигателя;
5) для каждого двигателя производится перерасчет ресурсов АиКИ отдельно по часовой и циклической составляющей в процентном отношении с «идеальным»;
6) сравнение двигателей отдельно по часовой и циклической составляющей в процентном отношении с «идеальным»;
7) анализ состояния парка двигателей.
Эта оценка удобна в эксплуатации, когда необхо-
димо сравнить между собой весь имеющийся парк двигателей, а также такую оценку необходимо производить при покупке, продаже, аренде, принятии двигателя с ремонта и др.
Данная методика предполагает быстрый анализ технического состояния двигателя, позволяет провести по агрегатную и по детальную оценку технического состояния, на основе полученной информации конкретный двигатель может быть сравнен с имеющимся парком двигателей, а также с «идеальным» (условная оценка для быстроты анализа), что позволяет при покупке или аренде отремонтированного двигателя выбрать наиболее оптимальный вариант из предложенных.
В процессе анализа можно выявить наиболее «слабые» места двигателя, что позволит заранее определить количество необходимых агрегатов и комплектующих изделий, которые в период эксплуатации выработают свой ресурс. На основе данной оценки создается тех. аптечка для наиболее проблемных мест по каждому двигателю.
© Силкин И. П., Толманов А. И., 2011
УДК 669.713.7
М. Д. Станкевич Научный руководитель - Л. А. Достовалова Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ОСНОВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КРЫЛА
Приведены расчеты эксплуатационных нагрузок основных элементов крыла ЛА.
В соответствии с различными случаями нагруже-ния определяются эксплуатационные нагрузки, то есть расчетные нагрузки, реально достигаемые в полете (Рэ). Расчетные нагрузки (Рр) вычисляются умножением эксплуатационных на коэффициент безопасности.
Рр = f Рэ.
Коэффициент безопасности f принимается равным 1,5, если нет специального указания об установлении иной величины.
Для расчета на прочность устанавливаются следующие величины максимальной скорости:
Утах пил - максимальная скорость пилотирования, достижение которой возможно в пикировании и при выполнении высшего пилотажа. Ее превышение в полете не допускается. Обычно максимальная скорость пилотирования равна
Ут
= 1 2У
т
где Утах - максимальная скорость горизонтального полета, получаемая из аэродинамического расчета самолета.
Ушах шах - максимально допустимая скорость, при достижении которой самолет не должен разрушаться.
V = 1 25У
тах тах тах
Нормальная эксплуатационная аэродинамическая нагрузка вычисляется по формуле
ээ х кр 11 у тах^взл?
где пэу тах - эксплуатационная перегрузка, Овзл - максимальный взлетный вес.
Нагрузка, вычисленная по формуле, распределяется по размаху крыла. При равномерном распределении нагрузки погрешности в определении изгибающих и крутящих моментов не превышают 5 %, поэтому возможно определить распределенную нагрузку по упрощенной формуле
Чкр ^ кр / 1кр,
где qкр - удельная нагрузка в сечениях крыла; 1кр -размах крыла.
Массовые инерционные силы крыла по отношению к аэродинамическим силам направлены в противоположную сторону и несколько разгружают крыло. Однако они сравнительно невелики и если их не учитывать, это приведет лишь к некоторому повышению запаса прочности.
Распределенные аэродинамические и массовые силы, возникающие на крыле, приводят к возникновению перерезывающей силы, изгибающего и крутящего моментов. Последний является следствием того, что равнодействующая аэродинамических сил не совпадает с продольной осью жесткости крыла и стремится закрутить крыло.
При расчете можно считать, что перерезывающая сила полностью воспринимается только стенками
Секция «Эксплуатацияи надежность авиационной техники»
лонжеронов, изгибающий момент - полками лонжеронов, крутящий момент - замкнутым контуром или несколькими контурами, образованными в поперечном сечении крыла жесткой обшивкой и продольными стенками. Нервюры в таких крыльях работают как балки на изгиб, воспринимая воздушные распределенные нагрузки и местные сосредоточенные силы, например от узлов навески элеронов.
Если крыло имеет два лонжерона, перерезывающую силу и изгибающий момент надо распределить между ними, считая, что на передний лонжерон приходится 60-65 % нагрузки, а на задний - 35-40 %.
Далее определяются усилия в полках лонжеронов по следующей формуле:
N = Мизг / н,
где Н - средняя высота Ложерона.
Затем по формулам 8раст = N Г / °раст и 8СЖ = N Г / ° сж определяются потребные сечения полок лонжеронов крыла. °раст и осж - нормальные напряжения возникающие в полках Лонжеронов.
Толщина стенки лонжерона рассчитывается по формуле
бст = (К/Т11,
где О - перерезывающая сила; f - коэффициент безопасности; 11 - высота стенки лонжерона, Т - касательные напряжения в стенке лонжерона.
Значения нормальных и касательных напряжений для различных материалов в таблице в конце страницы.
Если используется трубчатый лонжерон, то определить потребный диаметр и толщину стенки такого лонжерона можно исходя из следующих соотношений:
(Б2 бст) = 1,25МШГ / Отах и (Б бСТ) = 0,7(2 / Ттах, где Б - диаметр трубы; бст - толщина стенки трубы.
Зная значения крутящего момента, определяется поток касательных усилий в сечениях крыла по следующей формуле
Ч = МКр / 2Р,
где Р - площадь замкнутого контура, образованный обшивкой и стенками лонжерона, (см. рис. выше) который воспринимает крутящий момент крыла. При использовании многолонжеронного крыла, образующего несколько замкнутых контуров за Р можно принять площадь наибольшего из них.
По потоку касательных напряжений определяем потребную толщину обшивки в сечении крыла по следующей формуле
бобш = Ч I / Т.
Следует также учитывать следующие особенности:
Считается, что полки лонжеронов при работе на сжатие не теряют устойчивость. Для этого они не должны иметь больших свободных, не подкрепленных стойками и стенками участков. В противном случае критические напряжения сжатия в реальной конструкции значительно снижаются. То же касается и обшивок. Для предотвращения потери устойчивости, то есть складывания и волнообразования они должны подкрепляться изнутри стрингерами и нервюрами. При этом чем тоньше обшивка, тем мельче должна быть разбивающая ее «клетка» подкрепляющих элементов. На дюралевых обшивках толщиной 0,5 мм «клетка» примерно составляет 150*300 мм, для фанерной обшивки толщиной 2 мм - примерно 200*350 мм.
© Станкевич М. Д., Достовалова Л. А., 2011
УДК 669.7.017
О. А. Туровец Научный руководитель - Л. Г. Шаймарданов Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
РАЗРАБОТКА МЕТОДИКИ ПОВЫШЕНИЯ НАДЕЖНОСТИ СЛОЖНЫХ ТЕХНИЧЕСКИХ СИСТЕМ ПУТЕМ ИЗМЕНЕНИЯ СТРУКТУРНОЙ СХЕМЫ СИСТЕМЫ
Рассмотрено научное обоснование возможности значительного повышения надежности систем самолетов путем изменения систем резервирования. Системы характеризуются сложной структурой, что обеспечивается за счет использования как общего, так индивидуального резервирования.
Существует традиционный подход к расчету надежности сложных функциональных систем. Он может быть успешно применен при решении следующих задач:
- расчет надежности сложных систем только с общим резервированием;
- расчет надежности сложных систем при только параллельном и только последовательном соединении агрегатов.
У систем только с последовательным и только с параллельным соединением элементов (агрегатов)
существует только один сценарий появления и развития отказа. При только последовательном соединении достаточно отказать только одному агрегату и система теряет работоспособность. При параллельном соединении система становится неработоспособной в том случаи, если откажут все агрегаты системы. Именно поэтому для расчета надежности систем применяется теорема умножений вероятности.
Система общего резервирования сложнее, но и ее отказ происходит по одному сценарию. Каждая из параллельно соединенных подсистем с последова-
