Статическое и динамическое нагружение частей летательных аппаратов

Оценить работу под нагрузкой реальных конструкций самолета с учетом всех конструктивных особенностей в условиях так называемого статического нагружения конструкции позволяют методы научной дисциплины "Строительная механика ЛА".
Статическими нагрузками принято условно считать такие, которые действуют достаточно продолжительное время и скорость изменения (нарастания или убывания) которых значительно меньше скорости распространения деформаций в конструкции.
Воздушную нагрузку на самолет в горизонтальном и криволинейном установившемся полете обычно рассматривают как статическую.
Деформация упругой конструкции ЛА в полете в свою очередь влияет на значения и распределение аэродинамических сил.
Рост скоростей полета современных ЛА, повышение напряженности их конструкции, сопровождающееся увеличением деформаций, привели к необходимости учитывать не только значения нагрузок и их распределение, но и зависимость значений и распределения нагрузок по времени, т. е. рассматривать динамический характер нагружения конструкции. Динамическими нагрузками принято считать такие, скорость изменения которых соизмерима со скоростью распространения деформации в конструкции. Динамическое нагружение конструкции самолета происходит, например, в момент касания ВПП при посадке, при движении самолета по слабоподготовленным (неровным) ВПП, при полете в турбулентной атмосфере. При динамическом приложении нагрузки вследствие больших ускорений, возникающих при деформации конструкции, появляются дополнительные инерционные силы, которые необходимо учитывать.
Оценить взаимодействие аэродинамических сил с силами упругости и инерционными силами, возникающими в процессе изгибных и крутильных деформаций конструкции, позволяют методы научной дисциплины "Аэроупругость".
Взаимодействие указанных сил порождает аэроупругие явления, которые условно делят на статические и динамические. Из статических аэроупругих явлений, характеризующихся взаимодействием только аэродинамических и упругих сил, отметим явления дивергенции несущих поверхностей и реверса рулевых поверхностей (элеронов, рулей высоты и направления).
Дивергенция (от позднелат. divergentia - расхождение) - это явление, когда под действием аэродинамических сил несущая поверхность (крыло, оперение) или пилон навески двигателя закручивается вплоть до разрушения.

Рис. 8.9. К объяснению явления дивергенции

Природа этого явления такова. Находящееся в воздушном потоке со скоростью V_¥ под углом атаки крыло (рис. 8.9) создает подъемную силу Y_a= , под действием которой крыло изгибается и закручивается. Если центр давления крыла находится перед центром жесткости, то создаваемый подъемной силой момент M_a = Y_aa закручивает крыло, увеличивая угол атаки на величину Δα, что в свою очередь приводит к появлению дополнительной подъемной силы Δ Y_a, увеличивающей момент M_a. Закручивание крыла будет происходить до тех пор, пока момент аэродинамических сил M_a не уравновесится моментом сил упругости М _упр конструкции крыла. С увеличением скорости полета и, соответственно, силы Y_a и момента M_a наступает такое состояние, когда приращение за счет Δα момента M_a внешних сил начинает превышать приращение препятствующего закручиванию момента упругих сил М _упр конструкции, в результате чего Δα непрерывно возрастает.
Скорость полета ЛА, при которой M_a = М _упр, называется критической скоростью дивергенции. При превышении этой скорости происходит разрушение крыла.
Здесь следует отметить, что проблема борьбы с дивергенцией особенно остро стоит для крыльев обратной стреловидности.
Реверс рулевой поверхности - это явление, когда происходит потеря эффективности рулевой поверхности под действием аэродинамических сил из-за закручивания несущей поверхности. Под эффективностью рулевой поверхности понимают реакцию самолета на ее отклонение. Количественно эффективность рулевой поверхности оценивается максимальной угловой скоростью вращения самолета относительно соответствующей оси при полном отклонении руля. Так, эффективность руля высоты будет оцениваться угловой скоростью ω _z или ее производной ω^δ _z по углу отклонения δ руля высоты; эффективность руля направления - величиной ω _y или ω^δ _y, где δ - угол отклонения руля направления; эффективность элеронов - величиной ω _x или ω^δ _x, где δ - угол отклонения элеронов.
Потребные значения максимальных угловых скоростей задаются ТЗ на проектирование и должны быть обеспечены в процессе проектирования.

Рис. 8.10. К объяснению явления реверса рулевых поверхностей

Рассмотрим явление реверса рулевой поверхности на примере элерона. Как мы уже отмечали (см. раздел 7.2.2, рис. 7.27), при отклонении элерона на угол Δδ_э на участках крыла, занятых элеронами, возникает дополнительная подъемная сила Δ Y _э. Если отклонить элерон 1 (рис. 8.10), то возникшая непосредственно на элероне потребная ("полезная") сила Δ Y _э будет изгибать крыло вверх и закручивать его относительно ц. ж. моментом М _э = Δ Y _э b. Закручивание крыла приведет к уменьшению на величину Δα угла атаки сечения, в котором расположен элерон, что вызовет уменьшение подъемной силы на величину Δ Y _Δα, которая также будет стремиться закручивать крыло моментом М _к = Δ Y _Δα а.
Приращение подъемной силы Δ Y _упр = Δ Y _э - Δ Y _Δα при отклонении элерона на упругом крыле, естественно, меньше, чем получилось бы при том же отклонении элерона на абсолютно жестком крыле.
Закручивание крыла моментом М _Σ = М _к + М _э будет происходить до тех пор, пока момент аэродинамических сил М _Σ не уравновесится моментом сил упругости М _упр конструкции крыла.
С увеличением скорости полета "потеря" подъемной силы Δ Y _Δα может сравняться с "приобретением" возникшей непосредственно на элероне силы Δ Y _э и суммарное приращение Y _упр, получаемое за счет отклонения элерона, исчезнет. Элероны при этом становятся полностью неэффективными.
Скорость полета ЛА, при которой происходит полная потеря эффективности рулевой поверхности, называется критической скоростью реверса (в рассмотренном примере - критической скоростью реверса элеронов).
При отклонении рулевых поверхностей на скоростях, больших критической скорости реверса, получим обратную (противоположную желаемой) реакцию ЛА на отклонение рулевой поверхности (реверс рулевой поверхности).
Естественно, что в процессе проектирования ЛА должна быть обеспечена такая жесткость конструкции несущих поверхностей, которая исключала бы явления дивергенции и реверса во всем диапазоне режимов полета, оговоренных ТЗ.
Из динамических аэроупругих явлений, характеризующихся взаимодействием аэродинамических, упругих и инерционных сил и проявляющихся в виде опасных колебаний и вибраций конструкции, отметим колебания частей самолета, вызванные порывами ветра в турбулентной атмосфере, имеющими зачастую циклический характер, а также явления, носящие название "бафтинг" и "флаттер".
Бафтинг (англ. buffeting - биение, соударение) - вибрация какой-либо части ЛА (чаще всего - хвостового оперения) под воздействием периодически изменяющихся аэродинамических сил, возникающих при обтекании этой части ЛА потоком, который завихряется срывами с находящегося впереди крыла, различных надстроек на фюзеляже, с выпущенных стоек шасси, открытых тормозных щитков и створок грузовых люков. Бафтинг оперения возникает из-за периодических ударов по нему спутной струи за крылом и проявляется в виде "раскачки", т. е. увеличения амплитуды колебания оперения. Если в процессе компоновки не удалось вынести оперение из спутной струи, то для обеспечения прочности ЛА при бафтинге приходится увеличивать изгибную жесткость фюзеляжа и оперения, что неизбежно связано с увеличением массы конструкции.
Колебания конструкции при воздействии циклических порывов турбулентной атмосферы и бафтинг возникают и поддерживаются за счет внешней периодически изменяющейся возбуждающей силы, т. е. являются вынужденными колебаниями.
Флаттер (англ. flutter - вибрация) - самовозбуждающиеся при определенной скорости полета (критической скорости флаттера) незатухающие колебания, для возникновения и развития которых не требуется воздействия на конструкцию периодических возбуждающих сил.

Рис. 8.11. Иллюстрация явления флаттера

Флаттер крыла (рис. 8.11) может возникнуть под воздействием какой-либо силы (отклонение элерона, порыв ветра), вызвавшей отклонение крыла за счет его изгиба из исходного (нейтрального) положения 1 (из плоскости 0XZ), например, вверх. Стремясь под действием сил упругости вернуться в исходное положение, крыло начнет двигаться вниз (2) не плоскопараллельно, но с закручиванием из-за несовпадения положений центра давления (в котором приложена подъемная сила) и центра масс (в котором приложены инерционные и массовые силы) с центром жесткости (относительно которого происходит закручивание крыла). Проскочив по инерции нейтральное положение, крыло отклонится вниз (3, 4), и картина повторится с изменением знаков всех сил и моментов.
Фазы этого движения и соответствующие им изгибно-крутильные (Δy - изгибные и Δφ - крутильные) деформации крыла за один цикл колебаний относительно исходного положения (плоскости 0XZ) проиллюстрированы рис. 8.11.
При скорости полета ЛА, соответствующей критической скорости флаттера, приток энергии, поддерживающей эти колебания и передаваемой подъемной силой от воздушного потока к конструкции крыла, начинает превышать рассеивание энергии в колеблющейся конструкции. В результате частота и амплитуда колебаний резко возрастают и происходит мгновенное взрывообразное разрушение конструкции.
Виды флаттера весьма разнообразны и связаны с деформациями и отклонениями практически всех несущих и управляющих поверхностей ЛА. В зависимости от сочетания возможных перемещений конструкции (степеней свободы) упругого ЛА различают изгибно-крутильный, изгибно-элеронный, крутильно-элеронный флаттер крыла; изгибно-рулевой флаттер горизонтального оперения, характеризующийся изгибом фюзеляжа и симметричным отклонением рулей высоты, и т.п. Рис. 8.11 иллюстрирует изгибно-крутильный флаттер крыла.
Явление, аналогичное флаттеру по физическому смыслу и характеру протекания, может возникнуть на стойках шасси при движении самолета по ВПП. Деформация стоек под нагрузкой, многочисленность подвижных соединений в стойке (и, соответственно, степеней свободы), упругость и малая жесткость пневматиков колес могут привести к возникновению самовозбуждающихся колебаний стойки шасси - так называемому шимми (англ. shimmy - быстрый танец).
При большой скорости движения самолета по ВПП начинаются колебания колеса в направлении, перпендикулярном направлению движения (н. д.) самолета. Колесо (рис. 8.12) при движении описывает синусоидальную кривую по поверхности ВПП (плоскость 0XZ).
При этом боковое (Δ z) отклонение контактной площади колеса от плоскости 0XY сопровождается поворотом плоскости колеса на углы Δγ и Δθ, т. е. изгибом и закручиванием как стойки, так и самого пневматика, что вызывает боковые (Δ z) и вертикальные (Dу) колебания всего самолета. Колебания типа шимми возбуждаются силами трения колес о поверхность ВПП и поддерживаются за счет кинетической энергии поступательного движения самолета.

Рис. 8.12. Иллюстрация явления шимми

При некоторой скорости движения, называемой критической скоростью шимми, амплитуда и частота этих колебаний резко нарастают, растет их энергия, передающаяся через стойку на конструкцию планера самолета, что может вызвать разрушение как пневматика и стойки, так и конструкции планера самолета.
Причиной вынужденных колебаний (вибраций) ЛА в целом и отдельных его частей (панелей обшивки, тяг управления, различных трубопроводов, приборного оборудования и т. п.) могут быть также движение ЛА по слабоподготовленным грунтовым ВПП, механические вибрации двигателей и воздушных винтов.
С возрастанием мощности двигателей и увеличением скорости полета растет уровень шума (знакопеременного звукового давления), источниками которого являются реактивная струя двигателя, воздушный винт, турбулентный пограничный слой.
Шум (акустические нагрузки) порождает вынужденные колебания (вибрации) обшивки различных частей ЛА в зонах наиболее интенсивных акустических воздействий.
Даже при сравнительно невысоких уровнях силового воздействия количество циклов знакопеременных нагрузок такого рода за время эксплуатации ЛА настолько велико, что может привести к усталостному разрушению конструкции.
Усталость характеризуется постепенным накоплением под воздействием циклических нагрузок необратимых изменений в структуре материала и возникновением микротрещин с последующим образованием магистральной макротрещины, приводящей к разрушению конструкции.
Существенное влияние на прочность оказывает и тепловое нагружение ЛА.

Внутренние источники тепла (двигатели, генераторы электроэнергии, тормоза и т. д.) определяют местный нагрев конструкции. Внешние источники (аэродинамический нагрев и солнечная радиация) определяют нагрев конструкции ЛА в целом.

Рис. 8.13. Температуры на поверхности СПС

На рис. 8.13 приведены расчетные установившиеся температуры поверхности (в градусах Цельсия) СПС при различных числах М полета в условиях МСА на высоте 21 000 м. Разница температур в отдельных точках конструкции, отсутствие для большинства элементов конструкции возможности свободно удлиняться и укорачиваться при повышении и понижении температуры приводят к возникновению температурных напряжений. Поэтому тепловое воздействие может существенно снизить прочность конструкции. Тепловые нагрузки иногда также следует рассматривать как динамические (изменяющиеся во времени), что связано и с режимами работы внутренних источников тепла, и с режимами полета самолета. Так, в процессе разгона и торможения СПС за счет теплового воздействия в конструкции могут возникнуть знакопеременные циклы напряжений большой амплитуды, что определяет термическую усталость конструкции, т. е. возможность ее разрушения в результате многократных периодических изменений температуры. Все возможные случаи нагружения ЛА в процессе эксплуатации, часть из которых мы рассмотрели, должны быть учтены и оценены при проектировании ЛА.