Если у вас возникли сложности с курсовой, контрольной, дипломной, рефератом, отчетом по практике, научно-исследовательской и любой другой работой - мы готовы помочь.
Предоплата всего
Подписываем
Національний аерокосмічний університет ім.М.Є.Жуковського
"Харківський авіаційний інститут"
УДК 629.735:539.43
МЕТОД РОЗРАХУНКУ ДОВГОВІЧНОСТІ РЕСОРИ ШАСІ ЛЕГКОГО ЛІТАКА З УРАХУВАННЯМ НЕРІВНОСТЕЙ АЕРОДРОМУ
Спеціальність 05.07.03 - міцність літальних апаратів
дисертації на здобуття наукового ступеня
кандидата технічних наук
Харків - 2003
Дисертацією є рукопис
Робота виконана в Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є. Жуковського "Харківський авіаційний інститут" Міністерства освіти і науки України, м. Харків.
Науковий керівник: доктор технічних наук,
професор Фомічов Петро Олександрович,
Національний аерокосмічний університет "ХАІ",
завідувач кафедри міцності літальних апаратів.
Офіційні опоненти: доктор технічних наук,
професор Морачковський Олег Костянтинович,
Національний технічний університет "ХПІ",
завідувач кафедри теоретичної механіки;
кандидат технічних наук,
доцент Гребеніков Олександр Григорович,
Національний аерокосмічний університет "ХАІ",
начальник учбового центру систем CAD/CAM/CAE.
Провідна установа: Авіаційний науково - технічний комплекс ім. О.К. Антонова, м. Київ.
Захист відбудеться "" червня 2003р. о 12 годині на засіданні спеціалізованої вченої ради Д 64.062.03 у Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є.Жуковського "ХАІ" за адресою: 61070, м. Харків-70, вул. Чкалова, 17.
З дисертацією можна ознайомитись у бібліотеці Національного аерокосмічного університету ім. М.Є.Жуковського "ХАІ" за адресою: м. Харків, вул. Чкалова, 17.
Автореферат розісланий 23 травня 2003р.
Вчений секретар спеціалізованої вченої ради Саприкін В.М
ЗАГАЛЬНА ХАРАКТЕРИСТИКА РОБОТИ
Актуальність теми. Забезпечення безпеки експлуатації є однією з основних вимог, що враховуються при проектуванні літаків. Аналіз статистичних даних свідчить про те, що великий відсоток льотних подій відповідає етапам зліту та посадки. Норми льотної придатності літаків регламентують розрахункові випадки, що визначають статичну міцність конструкції. На теперішній час добре розроблено методи розрахунку навантажень на шасі, що засновані на інтегруванні рівнянь руху літака при зльоті та посадці. Велика кількість робіт присвячена розрахунку амортизаційних систем і міцності шасі. У переважній більшості розглядаються шасі з рідинно - газовими амортизаторами. Однак, в експлуатації знаходиться велика кількість надлегких і легких літаків, у конструкціях яких застосовано амортизатори ресорного типу. Ці літаки здійснюють польоти з ґрунтових аеродромів, нерівності яких значно перевищують нерівності бетонованих злітно-посадочних смуг і рулійних доріжок. Методи розрахунку ресурсу таких амортизаторів в літературі відсутні. Ресурс ресор встановлюють емпірічним шляхом. З іншого боку, вимоги забезпечення міцності при експлуатаційних навантаженнях (максимальних з можливих в експлуатації) і ресурсу конструкції повинні бути враховані при встановленні гранично припустимих параметрів нерівностей аеродрому.
Ресора шасі працює в умовах циклічного згину. Відомо, що довговічність при згині залежить від геометрії переріза деталі. Сучасні довідкові дані про втомні та циклічні деформаційні властивості конструкційних матеріалів одержують в умовах однорідного напруженого стану. Тому необхідна методика розрахунку довговічності при циклічному згині, що грунтується на таких довідкових даних. Методика розрахунку довговічності в умовах згину повинна базуватися на експериментально підтвердженому і фізично обґрунтованому критерії втомного руйнування при неоднорідному напруженому стані.
Зв'язок роботи з науковими програмами, планами, темами. Дисертація виконувалась автором відповідно до фундаментальної науково-дослідної роботи "Дослідження методів підвищення ресурсу конструкцій літальних апаратів для формування сертифікаційних нормативів апаратів загального призначення", номер Державної реєстрації 0100U003452, яка проводилась у Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є. Жуковського "ХАІ".
Мета і задачі дослідження. Метою дисертації є розробка методу розрахунку довговічності ресори шасі легкого літака з урахуванням нерівностей злітно-посадочної смуги (ЗПС) і рулійних доріжок (РД) та його застосування до аналізу основних параметрів, що визначають втомне пошкодження, а саме, вертикальної швидкості приземлення, швидкості руління, характеристик нерівностей ЗПС і РД.
Для досягнення цієї мети в дисертації вирішені наступні задачі:
1. Розроблено методику розрахунку навантажень на шасі легкого літака при приземленні , зльоті, рулінні з урахуванням нерівностей ЗПС і РД.
. Розроблено методику розрахунку довговічності при згині на підставі втомних і циклічних деформаційних характеристик металу, які отримано в умовах розтяжіння-стиску.
. Виконано зіставлення отриманих залежностей для розрахунку довговічності при згині з відомими рішеннями та експериментальними даними.
. Розроблено методику розрахунку втомного пошкодження ресори шасі на різних етапах типового польоту з урахуванням нерівностей аеродрому.
. Виконано розрахунок ресурсу ресори шасі легкого літака "Джміль". Відзначені обмеження по гранично припустимих параметрах нерівностей ЗПС і РД.
Об'єкт дослідження - шасі ресорного типу надлегких і легких літаків.
Предмет дослідження –процес втомного пошкодження ресори шасі від умов зліту і посадки на нерівну смугу і руху по нерівній рулійній доріжці.
Методи досліджень. Дослідження навантажень на шасі проведено на основі математичного моделювання динамічного процесу навантаження конструкції літака. При аналізі залежності навантажень від вертикальної швидкості зниження літака застосовано імовірносно-статистичні методи. Визначення діаграми деформування ресори та втомного пошкодження виконано на основі методів механіки деформівного твердого тіла. Перевірка розроблених методик розрахунку діаграми деформування і довговічності ресори проведена з використанням експериментальних методів дослідження.
Наукова новизна одержаних результатів.
Запропоновано новий метод розрахунку довговічності ресори шасі легкого літака, що враховує нерівності аеродрому. Метод засновано на моделюванні руху літака у часі при посадці, зльоті, рулінні, схематизації процесу навантаження, застосуванні математичної моделі розрахунку довговічності ресори в умовах циклічного згину.
У результаті подальшого розвитку енергетичного підходу до аналізу процесів втоми, розроблено математичну модель і методику розрахунку довговічності при нерегулярному циклічному згині на підставі втомних і циклічних деформаційних характеристик матеріалу, що отримані в умовах розтяжіння - стиску. Методика заснована на енергетичному критерії втомного руйнування і моделі циклічного деформування матеріалу при нерегулярному навантаженні. Запропоновано та експериментально підтверджено залежність для розрахунку залишкової деформації в умовах згину, що чисельно дорівнює половині ширини петлі гістерезиса. У відміну від відомих, запропонована методика не вимагає застосування додаткової гіпотези підсумовування втомних пошкоджень, дозволяє врахувати вплив розмірів і форми переріза деталі на довговічність.
Встановлено, що основне пошкодження ресора шасі одержує при пробігу і рулінні, при цьому визначальною є амплітуда мікронерівностей. Мезонерівності злітно-посадочної смуги значною мірою впливають на максимальні напруги в ресорі і повинні враховуватися при аналізі статичної міцності і розрахунку пошкодження при пробігу.
Практичне значення одержаних результатів.
Застосування розробленого методу дозволило виконати розрахунки довговічності ресори шасі, ґрунтуючись на довідкових втомних і циклічних деформаційних властивостях металу, визначити раціональні швидкості руління літака, що забезпечують найменше втомне пошкодження конструкції.
Встановлено параметри мезо і мікронерівностей ЗПС і РД, що визначають статичну і втомну міцність конструкції. Ці параметри необхідно забезпечувати при підготовці аеродрому до льотної експлуатації надлегких і легких літаків із шасі ресорного типу.
Встановлено ресурс шасі літака "Джміль" з ресорою з титанового сплаву. Відзначено, що при виконанні експлуатаційних обмежень, ресора шасі, спроектована згідно вимог статичної міцності Норм льотної придатності надлегких літаків JAR-VLA, може забезпечити до 10 тисяч посадок.
Особистий внесок здобувача. Основні результати, які становлять суть дисертаційної роботи, отримані автором самостійно. Здобувачем виконано теоретичні дослідження, пов‘язані з розробкою методу розрахунку довговічності ресори шасі з урахуванням нерівностей аеродрому, зіставлення методики розрахунку довговічності при згині з експериментальними даними та моделювання втомного пошкодження ресори шасі літака "Джміль". Постановку задачі, аналіз та трактування результатів проведено спільно з науковим керівником.
Апробація роботи. Основні результати дисертації доповідалися на щорічних конференціях професорсько-викладацького складу в Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є. Жуковського "ХАІ" (1999-2002 р.р ), IV Міжнародному конгресі двигунобудівників (Рибаче, Крим, 1999 р.), X Міжнародній конференції "Нові технології в машинобудуванні" (Рибаче, Крим, 2001 р.).
Публікації. За матеріалами дисертації опубліковано чотири статті.
Структура та обсяг дисертації. Дисертація складається з вступу, чотирьох розділів, висновків по роботі, списку використаних джерел. Повний обсяг дисертації складає 164 сторінки машинописного тексту, у тому числі 128 сторінок основного тексту, 46 рисунків на 23 сторінках, 3 таблиці на 1 сторінці, список використаних джерел з 138 найменувань на 12 сторінках.
ОСНОВНИЙ ЗМІСТ РОБОТИ
У вступі обґрунтовано актуальність теми дисертації, її наукова новизна і практичне значення, наведено відомості про апробацію роботи, особистий внесок автора, публікації і структуру дисертації.
У першому розділі проведено аналіз проблеми забезпечення ресурсу ресори шасі легкого літака. Розглянуто методи визначення навантажень на шасі літака, відзначено, що рівняння руху літака при посадці і зльоті добре вивчені. Інтегрування системи диференціальних рівнянь руху з використанням методу Рунге-Кутта представлено в кандидатській дисертації В.А. Трофімова. Найбільша кількість робіт присвячена дослідженню шасі з рідинно-газовими амортизаторами. Опубліковані результати експериментальних досліджень перевантажень у центрі ваги і навантажень на шасі відносяться до важких літаків. Норми льотної придатності регламентують розрахункові випадки, що визначають максимальні навантаження, можливі в експлуатації, однак у них відсутні рекомендації з вибору навантажень, необхідних для розрахунку ресурсу конструкції.
Втомне пошкодження ресори шасі за типовий політ залежить від навантажень при посадковому ударі, пробігу і розбігу по ЗПС, рулінні по РД. Значний вплив на ці навантаження мають нерівності аеродрому. Приведено класифікацію нерівностей у виді макро-, мезо- і мікронерівностей.
Виконано аналіз методів розрахунку довговічності елементів конструкцій, заснованих на двох підходах до розрахунку –на підставі значень номінальних напружень або за аналізом локального напружено - деформівного стану. Другий підхід більш універсальний і перспективний, але вимагає заглибленого вивчення процесів циклічного деформування при регулярному і нерегулярному навантаженні. Значний внесок у розробку методів розрахунку довговічності елементів конструкцій зробили Серенсен С.В., Когаєв В.П., Трощенко В.Т., Махутов М.А., Біргер І.А., Нейбер Г., Даулінг Н.Е., Ветцел Р.М., Якобі Г. та інші дослідники. В теперішній час довідкову інформацію про втомні і циклічні деформаційні характеристики конструкційних матеріалів одержують експериментально в умовах розтяжіння - стиску. Відзначено доцільність розробки методики розрахунку довговічності при згині на основі зазначених характеристик.
У розділі приведений огляд методів розрахунку довговічності при нерегулярному навантаженні, гіпотез підсумовування втомних пошкоджень. Відзначено доцільність застосування в умовах циклічного згину енергетичного критерію втомного руйнування, що раніше був успішно застосований у роботах Фомічова П.О. для розрахунку довговічності елементів конструкцій з концентраторами напруг. Сформульовано мету і задачі дослідження.
У другому розділі запропоновано методику розрахунку навантажень на стояки шасі при русі літака по нерівній поверхні шляхом чисельного рішення диференційних рівнянь руху літака та розкручування коліс. Вплив нерівностей аеродрому враховано за схемою кінематичного збудження коливань.
Відома система рівнянь руху літака у вертикальній площині встановлює залежність других похідних лінійних і кутових переміщень за часом від діючих на літак навантажень. Ці навантаження включають вагу літака, аеродинамічні сили, вертикальні і горизонтальні навантаження на стояки шасі, тягу двигунів, моменти від цих сил і момент, що демпфірує, внаслідок обертального руху щодо центра ваги літака. Розглянуто дві фази посадки літака. Перша відповідає зниженню до моменту торкання смуги і визначає початкові значення параметрів рівнянь руху, друга - пов'язана з торканням пневматиками шасі ЗПС і рухом по смузі.
Вертикальні і горизонтальні навантаження на носовий та основні стояки шасі залежать від обтиснення амортизаційної системи, що включає амортизатори і пневматики. Крім початкових умов руху літака при посадці, зльоті, рулінні, це обтиснення залежить від нерівностей ЗПС і РД. Обтиснення представлене як сума переміщень, пов'язаних зі зміною просторового положення літака і додаткових переміщень точок торкання пневматиками поверхні внаслідок її нерівності. На підставі наведеної в літературі класифікації поверхонь аеродрому у вигляді макро-, мезо- і мікронерівностей, а також з урахуванням їх чисельних характеристик, профіль поверхні представлений у вигляді суми трьох гармонійних функцій.
Зміну навантажень у часі отримано в процесі чисельного рішення системи рівнянь руху за методом Рунге - Кутта четвертого порядку. Запропоновано методики розрахунку діаграми обтиснення шасі ресорного типу і горизонтальних (лобових) навантажень на стояки від часу розкручування коліс при посадці. Діаграму обтиснення ресори запропоновано знаходити в результаті чисельного рішення геометрично нелінійної задачі з покроковим підвищенням навантаження й обліком зміни контуру ресори. Внаслідок нелінійності залежності переміщення від навантаження як ресори, так і пневматика, час розкручування коліс варто знаходити в процесі інтегрування системи рівнянь руху літака при посадці.
Третій розділ дисертації присвячено розробці методики розрахунку довговічності при згині за втомними та циклічними деформаційними характеристиками матеріалу, що отримані в умовах розтяжіння-стиску. Як базовий прийнятий метод розрахунку довговічності при неоднорідному напружено-деформівнму стані, заснований на енергетичному критерії втомного руйнування.
З використанням лінійного закону розподілу деформацій у перетині балки встановлена залежність амплітуди номінального напруження від амплітуди повної пружнопластичної деформації на поверхні балки. У випадку прямокутного перетину ця залежність має вид
, (1)
а для круглого перетину
, (2)
де - амплітуда повної деформації на поверхні балки,
-відносна координата уздовж висоти балки.
Амплітуда повної деформації є сума амплітуд пружної ае і пластичної ар складових
, (3)
де , - модуль пружності матеріалу, а –амплітуда напруження.
У випадку регулярного навантаження
(4)
де , - параметри рівняння.
При нерегулярному навантаженні на і-тому рівні в блоці навантаження визначається як
(5)
де і - максимальні амплітуди напруження і відповідної йому пластичної деформації в блоці навантажень, - параметр рівняння.
Параметри , , знаходять за результатами втомних іспитів матеріалу в умовах розтяжіння-стиску з використанням методу петлі гістерезиса. Встановлено, що амплітуда залишкової деформації при циклічному згині складе
. (6)
Розсіяна за цикл навантаження енергія чисельно дорівнює площі петлі гістерезиса
, (7)
де - коефіцієнт форми петлі гістерезиса, при проведенні розрахунків прийняте значення = 3.
Оскільки в умовах неоднорідного напружено-деформівного стану кінетика амплітуди пластичної деформації ускладнена, відповідно до енергетичного критерію втомного руйнування В.Т. Трощенко та П.О. Фомічова рівняння кривої втоми прийме вид
(8)
або
, (9)
де - енергія, що розсіюється за цикл навантаження при напруженні, рівному межі витривалості матеріалу в умовах розтяжіння-стиску,
і - параметри рівнянь,
- кількість циклів навантаження до виникнення макротріщини.
Рівняння (8) доцільно застосовувати для матеріалів, що мають межу витривалості. Розсіяна енергія швидко зростає зі збільшенням амплітуди напруження, при великих значеннях амплітуд результати розрахунків по рівняннях (8) і (9) близькі.
У випадку нерегулярного блокового навантаження, залежності для розрахунку числа блоків до виникнення тріщини наступні
(10)
або
, (11)
де - кількість циклів навантаження на i-ому ступені в блоці навантажень.
У розділі також отримані залежності для розрахунку довговічності при завданні навантажень у вигляді щільності розподілу амплітуд напруження та межі витривалості при згині по циклічних деформаційних і втомних характеристиках матеріалу, отриманих в умовах розтяжіння - стиску. Виконано аналіз впливу градієнтів напруження та деформацій на довговічність.
Проведено зіставлення розробленого методу з експериментальними даними, отриманими в лабораторії "Міцність" ХАІ для сталі 30ХГСА і сплаву Д16АТ (результати показані на рисунках 1 і 2), даними В.Т. Трощенко і М.І. Жабко за результатами іспитів п'яти сталей при розтяжінні - стиску і згині, результатами іспитів при згині Дж. Фуллером зразків з алюмінієвого сплаву 2024, даними В.П. Когаєва, В.П. Вандишева, І.М. Петрової, отриманими при програмному навантаженні на згин, що відповідає п‘ятиступеневій апроксимації експонентного розподілу амплітуд напруженнь, зразків зі сталі 45. В експериментах В.Т. Трощенко і М.І. Жабко по методу петлі гістерезиса виконані виміри амплітуд залишкових деформацій при розтяжінні-стиску та згині зразків прямокутного переріза. Це дозволило провести зіставлення запропонованої методики розрахунку з експериментальними даними як по амплітуді залишкової деформації, так і по довговічності при згині. Як приклад, на рисунках 3 і 4 представлені дані для сталі ЭИ612. Розрахунок довговічності циліндричних зразків зі сталі 45 при регулярному і програмному навантаженні, відповідно до умов експериментів В.П. Когаєва, В.П. Вандишева і І.М. Петрової, виконаний для значень параметрів рівнянь, визначених по експериментальним даним В.Т. Трощенко і М.І. Жабко для цієї сталі при розтяжінні - стиску. Можна відзначити, що у випадку згину експериментальні криві втоми в згаданих експериментах відрізняються, проте, узгодження результатів розрахунків і іспитів в обох випадках добре. Причина цього полягає в обліку форми зразків при розрахунку напруженого стану відповідно до рівнянь (1) і (2). Результати розрахунків і іспитів показані на рисунку 5, цифра 1 відповідає регулярному навантаженню, цифра 2 - програмному,ан max - амплітуда максимального в блоці навантажень номінального напруження.
У сукупності зіставлення результатів розрахунків довговічності при регулярному і нерегулярному навантаженнях за запропонованою методикою з експериментальними даними встановлює їхнє задовільне узгодження.
У четвертому розділі дисертації наведено методику розрахунку довговічності стояка шасі ресорного типу. Послідовно виконаний аналіз втомного пошкодження, що накопичується на різних етапах типового польоту літака. Розрахунки проведено з використанням розробленого комплексу програм на мові PASCAL. Комплекс включає моделювання навантажень при посадці, зльоті і рулінні літака по нерівній поверхні, виділення циклів навантаження з отриманої реалізації навантажень у часі та циклу, що огинає земля-повітря-земля, а також розрахунок втомного пошкодження ресори відповідно до методики, запропонованої в розділі 3.
Виконано експериментальну перевірку запропонованої методики розрахунку діаграми обтиснення ресори. У процесі статичних випробувань літака "Джміль" зі злітною масою 450кг проведено тензометрію і вимір переміщень основного стояка шасі, виготовленого з титанового сплаву. На рисунках 6 і 7 показані результати розрахунків і іспитів у вигляді залежностей вертикальних переміщень кінця ресори і напруження у двох перетинах кореневої частини від вертикального навантаження, узгодження добре. За результатами іспитів і розрахунків встановлено необхідність посилення стояки, виконаний проектувальний розрахунок, отримано діаграму обтиснення ресори. Подальші розрахунки довговічності проведено для посиленої ресори, що відповідає вимогам Норм льотної придатності JAR-VLA.
Запропоновано методику розрахунку втомного пошкодження від навантажень посадкового удару. Результати чисельного моделювання дозволили встановити залежність навантажень на стояки шасі від вертикальної швидкості зниження. Відзначено, що незважаючи на близькість діаграми обтиснення основного стояка до лінійної, погрішність розрахунку лобової сили при розкручуванні колеса по формулі, що рекомендована в Додатку D до FAR.23 для лінійно деформівних амортизаційних систем, при експлуатаційній швидкості зниження складає 24% і зменшується зі зменшенням вертикальної швидкості. Значення максимальної лобової сили дорівнює 40% від вертикального експлуатаційного навантаження на основний стояк і може бути досягнуто в момент розкручування колеса.
Відповідно до експериментальних даних Дж.Тейлора по імовірності перевищення швидкості , віднесеної до однієї посадки, щільність імовірності прийнята у вигляді розподілу Рэлея. Втомне пошкодження від навантажень посадкового удару знайдено так
(12)
де - експлуатаційне значення вертикальної швидкості зниження, обумовлене відповідно до вимог Норм JAR-VLA.
Чисельні розрахунки показали, що підінтегральна функція в (12) для реальних значень параметра розподілу Релея загасає по швидкості досить швидко, у зв'язку з чим визначення верхньої межі інтегрування величиною не приводить до істотної погрішності. Розсіяна за цикл навантаження енергія знайдена відповідно до методики, запропонованої у розділі 3, для приведених до симетричного циклу еквівалентних напружень. Ці напруження знайдені відповідно до рекомендацій ЦІАМ для титанових сплавів. Установлено, що найбільш пошкоджуючими для ресори шасі є вертикальні швидкості посадки 0.6 - 0.8 м/сек.
Запропоновано методику розрахунку втомного пошкодження ресори шасі при русі по нерівній поверхні ЗПС і РД. Втомне пошкодження ресори за типовий політ представлено у вигляді суми пошкоджень при посадковому ударі, пробігу, рулінні і зльоті. Визначено кожне з відзначених складових у результаті статистичного моделювання навантажень на шасі при різних початкових умовах, обумовлених точками торкання смуги по профілю нерівності. Показано, що макронерівності незначно впливають на втомне пошкодження, оскільки їхня довжина порівнянна зі злітно-посадочною дистанцією легких літаків. Проведено аналіз залежності пошкодження, що накопичується, від амплітудних значень мезо- і мікронерівностей. Відзначено, що основне втомне пошкодження ресора шасі одержує при рулінні і пробігу. Амплітуда мікронерівності є визначальною для ресурсу шасі. Мезонерівності ЗПС значною мірою впливають на максимальні напруження в ресорі і повинні враховуватися при аналізі статичної міцності і розрахунку пошкодження на етапі пробігу літака. Виконано зіставлення втомного пошкодження ресори при посадці на дві та на три точки.
Втомне пошкодження ресори при пробігу літака запропоновано знаходити так
, (13)
де d і b - параметри залежності пошкодження при пробігу по нерівній смузі від вертикальної посадкової швидкості літака.
Чисельні значення цих параметрів можуть бути знайдені шляхом статистичного моделювання навантажень і розрахунку пошкодження при заданих амплітудах мезо- і мікронерівностей. На рисунку 8, як приклад, показані залежності пошкодження при пробігу від швидкості , пряма 1 відповідає амплітудам мікро- і мезонерівностей 0.01м і 0.075м, а пряма 2 - 0.01м і 0.05м. Розсіювання результатів моделювання пошкодження обумовлено різними початковими умовами торкання літаком профілю ЗПС.
Проведено аналіз залежності втомного пошкодження від швидкості руління літака по нерівній поверхні. Показано, що запропонований підхід дозволяє встановити доцільні швидкості руління, припустимі значення амплітуд мікро- і мезонерівностей ЗПС і РД з умов забезпечення статичної міцності і необхідного ресурсу шасі літака.
Стосовно до літака "Джміль" з посиленою ресорою, що відповідає вимогам статичної міцності відповідно до Норм JAR-VLA, установлені раціональні швидкості руління, показано, що при виконанні експлуатаційних обмежень, може бути забезпечений ресурс ресори шасі до 10 тисяч посадок.
ВИСНОВКИ
Відповідно до мети і задач роботи були отримані наступні результати
. Запропоновано метод розрахунку втомного пошкодження ресори шасі на різних етапах типового польоту. Метод дозволяє виконати аналіз для конкретного літака основних параметрів, що визначають втомне пошкодження, а саме, вертикальної і горизонтальної швидкостей посадки, моменту включення гальм, швидкості руління, характеристик нерівностей ЗПС і РД.
. Розроблено методику розрахунку навантажень на шасі легкого літака при посадці, зльоті, рулінні з урахуванням нерівностей злітно-посадочної смуги і рулійних доріжок. Реалізація навантажень у часі отримана у результаті інтегрування рівнянь руху літака і розкручування коліс. Показано збіжність результатів розрахунку зі зменшенням кроку інтегрування. Облік нерівностей аеродрому виконано за схемою кінематичного збудження коливань.
Відзначено, що незважаючи на близькість діаграми обтиснення ресорного стояка до лінійного, погрішність розрахунку лобової сили при розкрутці колеса по формулі, рекомендованій в Додатку D до Норм льотної придатності FAR-23 для лінійно деформівних амортизаційних систем, при експлуатаційній швидкості зниження складає 24%.
. Запропоновано методику розрахунку довговічності при згині за довідковими даними про втомні і циклічні деформаційні характеристики металів, що отримані при розтяжінні-стиску.
. Виконано аналіз впливу градієнтів напруження і форми переріза балки на довговічність. Запропоновано залежності для розрахунку довговічності в умовах неоднорідного розподілу напруження і блокового програмного навантаження.
. Проведено зіставлення запропонованої методики розрахунку довговічності і межі витривалості при згині з відомими рішеннями та експериментальними даними. Відзначено, що рішення на основі залежності Г. Нейбера може бути використане для розрахунку довговічності в умовах згину малопластичних матеріалів.
. Виконано зіставлення запропонованої методики розрахунку діаграми обтиснення ресори, як геометрично нелінійної балки, з результатами тензометрії і визначення переміщень у процесі стендових лабораторних іспитів літака "Джміль", відзначене добре їхнє узгодження.
. У результаті розрахунків втомного пошкодження ресори, посиленої відповідно до вимог Норм льотної придатності JAR-VLA до статичної міцності, встановлене наступне. Величина втомного пошкодження від навантажень посадкового удару і розбігу досить мала. Основне пошкодження ресора шасі одержує при пробігу і рулінні, при цьому визначальною є амплітуда мікронерівностей. Мезонерівності злітно-посадочної смуги значною мірою впливають на максимальні напруження в ресорі і повинні бути врахованими при аналізі статичної міцності і розрахунку пошкодження при пробігу. Втомне пошкодження циклу земля-повітря-земля може досягати 40% сумарного пошкодження за типовий політ. Найбільш пошкоджуючими для ресори шасі є вертикальні швидкості приземлення 0.6 –м/с.
. Відповідно до вимог Норм льотної придатності НЛГС-3 встановлено ресурс ресори шасі літака "Джміль", визначено раціональні швидкості руління і припустимі амплітуди мезо- і мікронерівностей злітно-посадочної смуги і рулійних доріжок.
1. Фомичев П.А., Абдулкадеер А.Я. Учет неровности взлетно-посадочной полосы в расчете долговечности шасси самолета. //Авиационно - космическая техника и технология. -Харьков: "ХАИ". -1998.- С. 10 - 13.
2. Фомичев П.А., Абдулкадеер А.Я. Методика расчета долговечности и предела выносливости тел при изгибе.//Авиационно - космическая техника и технология. - Харьков: "ХАИ". -1999. -Вып. 9.- С. 375 - 379.
3. Фомичев П.А., Абдулкадеер А.Я. Методика расчета лобовых сил при посадке самолета. //Авиационно-космическая техника и технология.-Харьков:"ХАИ".-2001.-Вып. 26.-С.126-129.
. Абдулкадеер А.Я. Усталостное повреждение рессоры шасси самолета от нагрузок посадочного удара. //Авиационно-космическая техника и технология. -Харьков: "ХАИ".-2001.-Вып.24.- С.382-386.
У роботах автору дисертації належать
[1] –формулювання методу моделювання в часі навантажень на шасі літака при русі по нерівній поверхні аеродрому і визначення втомного пошкодження ресори.
[2] –розробка математичної моделі і методики розрахунку розсіяної за цикл навантаження енергії в умовах згину.
[3] –алгоритм чисельної реалізації методики розрахунку лобових сил при посадці літака з урахуванням нелінійності діаграми обтиснення амортизаційної системи. Проведене зіставлення з залежністю, рекомендованою в Додатку D до FAR-23, та установлена погрішність цієї залежності.
АНОТАЦIЯ
Абдулкадір Я.А. Метод розрахунку довговічності ресори шасі легкого літака з урахуванням нерівностей аеродрому. - Рукопис.
Дисертація на здобуття вченого ступеня кандидата технічних наук за фахом 05.07.03 - міцність літальних апаратів. Національний аерокосмічний університет ім. М.Є.Жуковського "ХАІ", Харків, 2003 р.
У дисертації запропоновано метод розрахунку довговічності ресори шасі легкого літака з урахуванням нерівностей аеродрому. Реалізовано схему кінематичного збудження коливань. Метод заснований на моделюванні руху літака в часі при посадці, зльоті, рулінні, схематизації процесу навантаження, розробленій методиці розрахунку довговічності ресори в умовах циклічного згину. Методика зіставлена з відомими рішеннями й експериментальними даними.
Встановлено параметри мезо- і мікронерівностей, що визначають статичну та втомну міцність конструкції.
Виконано розрахунок ресурсу ресори шасі легкого літака "Джміль", встановлено раціональні швидкості руління, показано, що при виконанні експлуатаційних обмежень може бути забезпечений ресурс до 10 тисяч посадок.
Ключові слова: втомна міцність, ресурс, моделювання навантажень, нерівності аеродрому, ресора шасі.
АННОТАЦИЯ
Абдулкадир Я.А. Метод расчета долговечности рессоры шасси легкого самолета с учетом неровности аэродрома. - Рукопись.
Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук по специальности 05.07.03 - прочность летательных аппаратов. Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е.Жуковского "ХАИ", Харьков, 2003г.
В диссертации предложен метод расчета долговечности рессоры шасси легкого самолета с учетом неровностей взлетно-посадочной полосы и рулежных дорожек. Метод основан на моделировании движения самолета во времени при посадке, взлете, рулении, схематизации процесса нагружения, методике расчета долговечности рессоры в условиях циклического изгиба. Реализация нагрузок во времени получена в результате интегрирования системы дифференциальных уравнений движения самолета и раскрутки колес при посадке. Для интегрирования этой системы использован метод Рунге-Кутта четвертого порядка. Влияние неровностей аэродрома учтено по схеме кинематического возбуждения колебаний. Обжатие амортизационной системы представлено в виде суммы перемещений, связанных с изменением пространственного положения самолета и дополнительных перемещений точек касания пневматиками поверхности аэродрома вследствие ее неровности.
Отмечено, что несмотря на близость диаграммы обжатия стойки шасси рессорного типа к линейной, погрешность расчета лобовой силы при раскрутке колес по формуле, рекомендованной в Приложении D к Нормам летной годности FAR.23 для линейно деформируемых амортизационных систем, при эксплуатационной скорости снижения составляет 24%.
Предложена методика расчета долговечности при изгибе по справочным данным об усталостных и циклических деформационных характеристиках металлов, полученным в условиях растяжения - сжатия. В качестве базового принят метод расчета долговечности при неоднородном напряженно-деформированном состоянии, основанный на энергетическом критерии усталостного разрушения и модели циклического деформирования материала при нерегулярном нагружении. Предложены зависимости для расчета амплитуды остаточной деформации, долговечности до возникновения макротрещины при регулярном и блочном программном нагружениях, предела выносливости при циклическом упругопластическом изгибе.
Проведено сопоставление предложенной методики с известными решениями и экспериментальными данными как при регулярном, так и блочном программном нагружениях. Отмечено удовлетворительное согласование результатов расчетов и испытаний.
Разработана методика расчета усталостного повреждения рессоры шасси на различных этапах типового полета самолета. Расчеты проведены с использованием разработанного комплекса программ на языке PASCAL. Комплекс включает моделирование нагрузок при посадке, взлете и рулении самолета по неровной поверхности, выделение циклов нагружения из получаемой реализации нагрузок во времени и огибающего цикла земля-воздух-земля, расчет усталостного повреждения рессоры в условиях циклического изгиба.
Выполнена экспериментальная проверка методики расчета диаграммы обжатия рессоры по результатам статических стендовых испытаний самолета "Шмель", отмечено, что максимальная погрешность определения перемещений не превышает 6%. Предложена доработка рессоры с целью удовлетворения требованиям прочности Норм летной годности JAR-VLA.
Показано, что для легких самолетов определяющими величину повреждения при посадке и пробеге являются амплитуды мезо- и микронеровностей, а при рулении - микронеровностей. В соответствии с требованиями Норм летной годности НЛГС-3 установлен ресурс рессоры шасси самолета "Шмель", определены рациональные скорости руления. Отмечено, что при выполнении эксплуатационных ограничений рессора, спроектированная по требованиям статической прочности Норм JAR-VLA, может обеспечить до 10 тысяч посадок.
Ключевые слова: усталостная прочность, ресурс, моделирование нагрузок, неровности аэродрома, рессора шасси.
SUMMARY
Abdulkadeer Y. A. The method of fatigue life calculation of undercarriage spring fatigue life of light aeroplane.
The dissertation is a manuscript submitted to acquire the scientific degree of candidate of engineering science on speciality 05.07.03 (strength of aircrafts) National Aerospace University Kharkiv Aviation Institute, 2003.
The dissertation suggests method of fatigue life calculation of light aeroplane undercarriage spring considering runaway irregularity. Realized the excitation algorithm of cinematic oscillation.
The method is based upon modelling of aeroplane movement at time of landing, taking off, steering, schematization of load process, developed fatigue calculation method of undercarriage spring under cyclic bending. Method is compared with certain solutions and experimental data.
Calculated characteristics of mezzo and micro runaway irregularities determining static and fatigue strength of the structure.
Performed calculation of undercarriage spring fatigue life of light aeroplane "Shmel", determined rational steering speeds, shown that observation t of running regulations provides the service life up to 10 thousand of landings.
Keywords: fatigue strength, service life, load modelling, runaway irregularity, undercarriage spring.
а) сталь 30ХГСА б) сплав Д16АТ
а) сталь 30ХГСА б) сплав Д16АТ
Рис. 2. Залежність між амплітудами залишкової та повної дефомації при згині
|
Рис. 3. Залежність амплітуди залишкової деформації від номінального напруження 1-розтяжіння-стиск; 2, 3-згин; ,2-експеримент; 3-розрахунок. |
Рис. 4. Криві втоми сталі ЭИ612
2- згин (розрахунок); - експериментальні дані при згині. |
Рис. 5. Криві втоми при згині зразків із сталі 45 при
регулярному та блочному навантажені,
–експериментальні дані
|
Рис. 6. Залежність вертикального переміщення кінця ресори літака "Джміль" від навантаження, –експериментальні дані, 1–розрахунок |
Рис. 7. Залежність напружень у двох перетинах ресори літака "Джміль" від навантаження, х, –тензометрія, 1, 2 –розрахунки |
Рис. 8. Залежність втомного пошкодження при посадці від вертикальної швидкості та нерівностей ЗПС
Підписано до друку 12.05.2003. Формат видання 60Х90 1/16.
Умов. друк. арк. 1. Тираж 100 прим. Зам. №257
Надруковано в типографії ХАІ
Харків–, вул. Чкалова, 17