Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Математическая модель пространственного управляемого движения автожира 28
1.1. Системы координати уравнения движения 29
1.2. Математическая модель автожира 32
1.3. Оценка сходимости результатов имитации 45
1.4. Исследовапие распределения характеристик авторотации по диску НВ и основных режимов полета 49
Выводы к Главе 1 58
Глава 2. Динамика неустановившихся режимов полета автожира 59
2.1. Аналитические исследования динамики возмущенного продольного движения автожира 60
2.2. Динамика маневрирования автожира 74
2.3. Срыв потока по диску НВ при нарастании перегрузки 82
2.4. Энергетическая оценка эффективности динамического набора высоты 89
2.5. Влияние характеристик НВ и автожира на располагаемую перегрузку 94
2.6. Прыжковый взлет 101
Выводы к Главе 2 105
Глава 3. Условия нагружении, прочность и ресурс автожира 106
3.1. Расчетные условия нагружепия автожира 107
3.2. Нагрузки и прочность карданной втулки НВ 114
3.3. Оценка ресурса втулки НВ 120
Выводы к Главе 3 128
Глава 4. Сравнение результатов моделирования с экспериментом 129
4:1. Опытный автожир А-002 с лопастями вертолета Ми-34 130
4.2. Опытный автожир А-002 с лопастями вертолета «Апсат» 136
Выводы к Главе 4 143
Заключение 144
Список литературы 146
Приложения 153
- Исследовапие распределения характеристик авторотации по диску НВ и основных режимов полета
- Энергетическая оценка эффективности динамического набора высоты
- Влияние характеристик НВ и автожира на располагаемую перегрузку
- Нагрузки и прочность карданной втулки НВ
Введение к работе
Актуальность проблемы. С начала 90-х гг. XX века возрождается интерес к автожирам. Современные автожиры, имея более низкую стоимость, приблизились к возможностям вертолета. Этот тип летательных аппаратов (ЛА) имеет экономически обоснованную область использования в условиях безаэродромного базирования и специального применения, там, где затруднено или невозможно применение самолетов, а применение вертолетов неоправданно дорого.
Теория автожира - изобретения испанского конструктора Хуано де Ла Си-ервы, была опубликована Глауэртом в 1926 г. и в 1927 г. дополнена Локком. В 20-40-х гг. XX века были получены значительные результаты теоретических и экспериментальных исследований авторотирующего несущего винта (НВ). Прочность автожира, как и любого ЛА, обуславливается действующими нагрузками, определяемыми его динамикой и условиями применения. В создание научных основ исследования динамики и прочности винтокрылых ЛА, в том числе автожиров, внесли важный вклад О.П. Бахов, А.Я. Бахур, Б.В. Богатырев, И. П. Братухин, Л. С. Вжьдгрубе, А. М. Изаксон, Н.И. Камов, В. А. Кузнецов, В.П. Лаписов, A.M. Макаревский, М.Л. Миль, А.Н. Михайлов, ВТ. Петрунин, А.П.Проскуряков, Н.К.Скржинский, В.Г.Табачников, А.М.Черемухин, В.И. Шай-даков, С.Н.Шишкин, Б.Н.Юрьев; F.J. Bailey, W.Jr. Castles, R.P.Coleman, A. Ges-sow, De Leeuw, J.B. Wheatley, G. Sissingh, C. Peck, G.C. Myers и другие ученые.
Теоретические и экспериментальные работы по автожирам практически прекратились после II Мировой войны - в то время вертолет оказался более эффективным ЛА. Таким образом, динамика движения автожира, особенности которой определяются непостоянством частоты вращения авторотирующего НВ (о и существенными нелинейностями, остается не вполне изученной, отсутствует и заметный опыт эксплуатации этих ЛА. Наименее исследованы такие режимы, определяющие прочность, как маневрирование, разбег, прыжковый взлет, комплексное исследование которых стало возможным с появлением быстродействующих ЭВМ. Вопросы нормирования нагрузок на автожир не являются детально изученными как в теоретическом, так в практическом аспектах. Прямое применение «вертолетных» норм по отношению к автожирам не всегда целесообразно. Из изложенного следует, что данная работа является актуальной и своевременной.
Цель работы. Разработка математических моделей и методов нормирования условий нагружения автожира на неустановившихся режимах полета.
Задачи работы: 1) построение математических моделей автожира, позволяющих моделировать его управляемое движение на неустановившихся режимах и определять внешние нагрузки; 2) проведение комплекса исследований и определение сочетаний полетных параметров, обуславливающих нагружение автожира, выявление особых и критических режимов, разработка расчетных случаев и эксплуатационных ограничений.
Методы исследования. При проведении исследований применялись мето-
РОС. НАЦИОНАЛЬНАЯ БИБЛИОТЕКА і
ды матричной алгебры, конечных элементов, статистической обработки данных, критерий устойчивости Раусса -Гурвица; широко использованы методы численного моделирования.
Достоверность и обоснованность. Обоснованность научных положений и достоверность полученных результатов достигается применением апробированных гипотез и математических методов и подтверждается сравнением результатов моделирования с аналитическими решениями и данными летных испытаний автожира А-002; методическими исследованиями имитационной модели. Полученные результаты не противоречат имеющемуся опыту эксплуатации автожиров и согласуются с опытом создания и совершенствования вертолетов.
Научная новизна. Научная новизна заключается:
-
в построении математической модели автожира, позволяющей моделировать управляемое неустановившееся движение и определять нагрузки;
-
в полученных результатах и выводах, а именно:
предложенной методике нормирования условий нагружения автожиров с помощью «диаграммы предельных сочетаний», связывающей изменение перегрузки, частоты вращения НВ и скорости полета;
выявленных характерных для автожира расчетных случаях, особенностях динамики и критических режимах полета, не описываемых однозначно в существующих нормах прочности винтокрылых ЛА;
результатах параметрических исследований влияния основных параметров НВ на располагаемую перегрузку автожира при маневрировании;
определении целесообразной перегрузки при маневре и максимального и целесообразного значения взлетной массы прыжкового взлета на основе исследования баланса энергии этих режимов.
Практическая ценность. Представленные в работе методы исследования и аналитические соотношения являются теоретической основой определения условий нагружения. Полученные результаты позволяют создавать математические модели автожира; повысить эффективность проектирования, доводки и испытаний этого типа ЛА; увеличить весовую отдачу. Автором совместно с А.П. Татпарниковым предложены и конструктивно проработаны новые технические решения, защищенные патентом на изобретение.
Реализация результатов работы. Полученные результаты реализованы в виде комплекса программ для ЭВМ и использованы при проектировании автожиров А-002 и А-002Мв ОКБ легкой авиации Корпорации «ИРКУТ»; при проведении испытаний автожира А-002 во ФГУП «СибНИА им. С.А. Чаплыгина»; внедрены в учебный процесс на кафедре аэродинамики и конструкции ЛА Иркутского высшего военного авиационного инженерного училища и кафедре самолетостроения и эксплуатации авиационной техники Иркутского Государственного технического университета. При непосредственном участии автора реализована имитационная модель автожира в виде компьютерного пилотажного стенда; выполнены расчеты; в теоретическом плане отработаны методики пило-
тирования, используемые при обучении летного состава СибНИА, Корпорации «ИРКУТ», при составлении эксплуатационной документации, программ летных испытаний; разработаны программы летно- прочностных испытаний.
Апробация работы. Основные результаты работы докладывались на научных семинарах ИДСТУ СО РАН (Иркутск, 2001-2003); на 12-й Байкальской международной конференции «Методы оптимизации и их приложения» (Иркутск, 2001); на X Всероссийском семинаре по управлению движением и навигации ЛА (Самара, 2002); на УШ Четаевской международной конференции «Аналитическая механика, устойчивость и управление движением» (Казань, 2002); на Юбилейной научно- технической конференции ФГУП СибНИА (Новосибирск, 2004). Диссертация в целом докладывалась и обсуждалась на заседании научного семинара ИДСТУ СО РАН (Иркутск, 2005); научно-техническом семинаре ОКБ ЛА «Корпорации «ИРКУТ» (2005), на расширенном заседании кафедры строительной механики летательных аппаратов КГТУ- КАИ (2003); на заседании кафедры аэродинамики и конструкции ЛА Иркутского высшего военного авиационного инженерного училища (2005); на заседании кафедры самолетостроения и эксплуатации авиационной техники Иркутского Государственного технического университета (2005).
Публикации. Основные результаты работы опубликованы в 16 печатных работах (14 в соавторстве). Личным вкладом диссертанта в совместные работы является математическое описание и анализ динамики движения автожира, разработка программного обеспечения, определение расчетных режимов, получение и анализ результатов эксперимента, их сравнение с расчетными данными.
Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из перечня принятых сокращений, введения, четырех глав, заключения, списка использованной литературы (147 наименований) и тринадцати приложений. Объем основного текста составляет 152 стр.
Исследовапие распределения характеристик авторотации по диску НВ и основных режимов полета
Аналогично крылу самолета, часть размаха которого может находиться в струе от работающих двигателей, струя от СУ «подпитывает» ротор энергией воздушного потока. Такой эффект наиболее заметен в начале разбега автожира, когда СУ работает на взлетном режиме, а ротор отклонен на максимальный угол назад. В начале движения, пока мала скорость, происходит уменьшение оборотов НВ. В случае обдува части НВ «просадка» частоты вращения после начала движения будет меньше. Таким образом, обдув улучшает ВПХ автожира, а уточнение динамики изменения частоты вращения НВ па разбеге позволяет более адекватно задавать расчетные условия «V- ы». При увеличении угла отклонения НВ в канале тангажа 8р=(5„+ срк)+ щ площадь обдувки F06d. увеличивается (рис. 1.18). Зависимость Fo6d=: F0sd. t SOM, от Ьр определена для компоновочных размеров автожира А-002 у = ycyIR- -0,315 и 1 = 0,222; аок= 2,0. Оценим влияние режима работы СУ и угла от- R= клонения ротора Ьр на характеристики авторотации " о,и на примере А-002 С Ро7 = 4)- Влияние режима работы СУ на обдув диска НВ определяется скоростью потока за винтом V2=V2 ЛоЯ и частотой вращения марше- вого винта (T5R ) ,= oicyRq,/ (tiR. Рассмотрим режимы 7 8 9 101112 13 5D, град. с наибольшим обдувом НВ, такие, как раскрутка НВ рИс. 1.18. Зависимость площади обдувки перед началом движения и разбег автожира. Примем от уГла отклонения НВ в канале тангажа 0 R/a = 0,46; $р = 0; отклонение НВ вбок (5К+ bi)= 0. Параметры движения получены на ИМ. Количественно влияние обдува будем оценивать по изменению аэродинамического крутящего момента НВ М , отнесенного к S.,Ui. Мощность от СПР к НВ не подводится. При направлении вращения маршевого винта против часовой стрелки при виде сзади и несущего - по часовой стрелке (при виде сверху), из-за закручивания струи маршевого винта, окружные скорости ЩуЯсу в которой могут превышать окружные скорости сечений лопасти сой, обдуваемая область находится в зоне обратного обтекания (рис. 1.19). Область углов с аг 12 и (хг 1 заштрихована. Закручивание струи вызывает увеличение углов атаки сечений лопасти в правой части диска и уменьшение - в левой (см. (1.32), (1.33), (1.34)). При таком направлении вращения винтов (назовем его попутном) соблюдается «правило шестеренок»: линейная скорость конца лопасти маршевого винта в верхней части пропеллера направлена в ту же сторону, что и линейная скорость сечения лопасти ротора.
В этом случае уменьшается потребный балансировочный диапазон хода РУ по крену, так как момент крена от завала конуса НВ влево частично компенсирует реактивный момент СУ. 12" W в) Взлетный режим правое вращение Рис. 1.19. Распределение местных углов атаки ссг (град) на осевом режиме НВ, 5Р = 15е На рис. 1.20, а приведен график изменения аэродинамического крутящего момента ротора (табл. 1.4.1 Приложения 1.4.) в зависимости от угла отклонения НВ (5„+ фк) с учетом обдувки НВ маршевым винтом (взлетный режим) и без учета обдувки (штриховая линия). Рассмотрены режимы: 1 - раскрутка НВ (осевой режим), 2 - разбег с V = 0,05; 3 - разбег с V = 0,10. В начале разбега, пока мала скорость, происходит заметное торможение НВ. Обдувка уменьшает тормозящий момент (рис. 1.20). Наибольший эффект достигается при обдуве НВ на взлетном режиме СУ. Вклад обдува не пропорционален режиму работы СУ: существуют такой режим работы, при котором из-за особенностей распределения аэродинамических коэффициентов сечений вклад обдувки будет минимален, а при меньших режимах влияние обдувки увеличивается. Зависимости крутящего момента ротора от режима работы СУ при максимальном угле др = 15 (наибольшая площадь обдува НВ) приведены на рис. 1.20, б. Таким образом, обдув части диска НВ винтом левого вращения приводит к заметному уменьшению тормозящего аэродинамического момента в начале разбега {рис. 1.20). Рассмотрим вращение маршевого винта по часовой стрелке (табл. 1.4.2 Приложения 1.4). В этом случае поток из-за закручивания струи пропеллера встречает лопасть НВ, а обдуваемая часть не полностью охвачена срывом (рис. 1,19, в). На рис. 1.21 приведены зависимости крутящего момента МЛ д от 6 ; на рис. 1.22 - зависимости М а от режима СУ. При обдуве НВ на полетных режимах СУ ((5/?) = 1,28...1,80 (рис. 1.21- 1.22), ротор, в отличие от случая левого вращения маршевого винта, тормозится. В частности, это связано с увеличением числа М сечений и пеоптимальности местных углов атаки, что приводит к отклонению равнодействующей аэродинамической силы сечения Сц назад (рис. 1.10, б).
Энергетическая оценка эффективности динамического набора высоты
Затраты энергии на раскрутку НВ при вводе в горку, доля которой изменяется в зависимости от интенсивности ввода, приводят к тому, что наибольшая эффективность горки как маневра динамического набора высоты обеспечивается в определенном диапазоне перегрузок п"т . Ограничение располагаемой перегрузки значением п"щ упрощает обеспечение прочности карданной втулки НВ автожира и позволяет увеличить весовую отдачу. Хотя на автожире достижимы достаточно большие перегрузки (см. 2.2 и 2.3), но они нецелесообразны для увеличения маневренности.
Возможность реализации больших значений динамической скороподъемности на автожире является важным свойством, полезным в эксплуатации (см. Введение). Потеря скорости в верхней точке горки не опасна для автожира, а за счет избытка оборотов возможны режимы кратковременного зависания и разворота с малым радиусом. Руль направления, находящийся в струе маршевого винта, сохраняет свою эффективность на околонулсвых скоростях полета, позволяя выполнять развороты с большими угловыми скоростями Ыу. Оценим эффективность использования энергии при выполнении маневра динамического набора высоты. Запишем баланс энергии автожира для верхней и начальной точек горки: где і Асу = \PVdt - полезная работа СУ на участке от момента ввода до верхней точки, кДж; fo AAh= moiVo—Vf)/ 2 - потеря кинетической энергии автожира, кДж; ААНв= 1р (ы -Шо) / 2- затраты энергии на раскрутку ротора, кДж; Ап = mog-AH— полезная работа автожира (потенциальная энергия), кДж; А„отеръ - потери энергии, включающие аэродинамические потери, затраты энергии на вращение автожира с угловой скоростью щ и пр. Уо, У} - скорость полета, м/с (индекс "О" относится к моменту времени перед вводом в горку, "1"- к моменту достижения верхней точки горки); (йо, ait - частота вращения НВ в исходном ГП и в верхней точке соответственно, рад/с. Параметры полета и результаты расчета баланса энергии автожира для ряда значений Д5в и темпа перекладки Тру управления ( V0 = 0,3) приведены в табл. 2.2.1
Приложения 2.2. Эффективность выполнения горки будем определять коэффициентом использования энергии r\=A„/ Az, показывающим, какая доля всей затраченной энергии А - ААК + ААиа +Асу пошла на увеличение потенциальной энергии автожира Ап, и средней динамической скороподъемностью на участке ввода V "" = АН/At, где At - время выполнения горки. Полученные результаты представлены в виде зависимостей показателей эффективности динамического набора высоты от достигаемой перегрузки на горке иа . На рис. 2.37 приведен график зависимости rifrcj). Наиболее полно энергия автожира используется при перегрузках ity 2,1,..2.2. Таким значениям достигаемой перегрузки соответствует частота вращения НВ в верхней точке горки Oil f ( о 1,0 (рис, 2.38 - 2.39). Интенсивная раскрутка НВ приводит к бы строй потери скорости уже на начальном этапе ввода и уменьшению возможностей автожира по набору высоты, но значительная потеря оборотов в верхней точке, по-видимому, также не является оптимальной по причине затягивания по времени участка последующего разгона и по соображениям безопасности.
Эффективность горки можно также охарактеризовать средней ди намической скороподъемностью (рис. 2.40). Величина «"" ""= 2,1...2,3, что соответствует пере кладке управления на Д5(!= 5...7, (рис. 2,13). При выходе набольшие значения пу при больших Лба автожир интенсивно тормозится, па участке ввода теряя запасенную кинетическую энергию в большей степени на раскрутку НВ, чем на набор высоты. Разброс данных связан с изменением высоты полета, атмосферных условий, различным режимом работы двигателя. Для сравнения рас- і четных данных моделирования с эксперимен- і том из общего массива данных (табл. 4.2.9 При- і ложения 4.2) отфильтрованы точки с У х (в ; этом случае уменьшается неопределенность, г связанная с режимом работы СУ, так как при Рис. 2.46. Сравнение с расчетом прироста высоты на горке в зависимости от пх на Утах Vjiwx режим работы СУ - взлетный), в диапазоне высот до 500 м и полетной массой автожира то= 870...900 кг. Результаты сравнения с ИМ приведены на рис. 2.46. На скорости Vmax фактические данные по приросту высоты на горке близки к расчетным (рис. 2.46). Наибольший темп потери скорости в летном эксперименте составляет величину пх = - 0,297; что соответствует перегрузке менее пу = 2 (рис. 2.22).
Влияние характеристик НВ и автожира на располагаемую перегрузку
На всех эксплуатационных режимах полета должен исключаться удар лопастей АНС о конструкцию автожира и лопасти маршевого винта; усилия на органах управления, потребные для ввода, выполнения режима и вывода из него, не должны превышать нормируемые АП-27 значения (пп. 27.395, 27.397, 27.399); органы управления не должны вставать на упоры.
При выполнении моделирования был выявлен ряд особенностей выполнения полета на автожире, подтвержденных впоследствии в летных испытаниях автожира А-002. Обобщая результаты моделирования и опыт эксплуатации А-002, можно отмстить следующие особенности. 1. Взлет. Автожир, оснащенный системой управления ОШ, может выполнять три типа взлета: I) взлет по- самолетному с разбегом; 2) взлет с подрывом общего шага; 3) прыжковый. Взлет автожира является наиболее сложным этапом полета.
Взлет автожира с разбегом должен рассматриваться как один из важных расчетных случаев. В отличие от самолета, автожиру для отрыва от ВПП необходимо набрать сочетание скорости и оборотов НВ [26, 32, 46]. Если в процессе разбега не удалось раскрутить ротор до нормальных оборотов взлета, то отрыв произойдет на большей скорости, с большим \1. Малое разгрузочное действие ЦБ-силы делают такой режим тяжелым для прочности. Низкие обороты НВ на большой скорости опасны увеличением махового движения, а дополнительное отклонение ротора назад для увеличения частоты вращения в еще большей степени приводит к уменьшению зазора между лопастями НВ и конструкцией и опасности схлестывания лопастей.
Требования РЛЭ должны оговаривать минимальное безопасное значение частоты вращения НВ, при котором можно начинать разбег; в расчетах необходимо учитывать «просадку» ш в начале движения автожира. В РЛЭ должны быть даны значения опасных сочетаний V п (большая скорость - малые обороты НВ) и указано ограничение на момент вывода СУ на взлетный режим, чтобы избежать разгона до большой скорости с нераскрученньш НВ.
При взлете в неблагоприятных условиях (при недостаточной тяговооружен пости) должна быть предусмотрена методика поэтапного (ступенчатого) увеличения ли V на разбеге ( 1.4).
Для исключения попадания автожира в область опасных сочетаний «Я- V», методики пилотирования должны позволять выполнить безопасную посадку в любой точке траектории взлета. В частности, после отрыва от ВПП должен быть предусмотрен горизонтальный участок выдерживания с разгоном до VHe, позволяющий осуществить быстрый набор высоты и безопасную, благодаря запасу скорости, посадку при отказе двигателя.
При взлете с подрывом шага и при прыжковом взлете должны быть предусмотрены меры для исключения потери оборотов НВ ниже опасного значения, а общий шаг должен быть своевременно уменьшен до полетного значения; при отказе двигателя в области опасных сочетаний «Я - V» НВ должен иметь достаточные обороты для выполнения посадки с подрывом шага. 2. Выполнение разворота, спирали. Поведение автожира различается при выполнении правых и левых разворотов. Запас управления должен быть достаточен для выполнения разворота в любую сторону во всем диапазоне центровок, высот и скоростей полета в пределах установленных ограничений с учетом аэродинамической несимметрии автожира и возможного затенения оперения. При максимальном угле крена и угловой скорости разворота не должно быть тенденции к неуправляемому кренеишо. Разворот должен эффективно выполняться при даче РУ по крену, без отклонения педалей. При вводе в крен во всем диапазоне разрешенных значений Н, V, щ, изменение частоты вращения НВ не должно приводить к выходу за ограничения. 3. Выполнение горки. При выполнении маневрирования с максимальной эксплуатационной перегрузкой в пределах установленных ограничений не должно происходить опасных явлений, рассмотренных в п.3.1.1., а также: должен сохраняться достаточный запас по флаттеру в момент ввода на Vro3X; в момент максимального значения перегрузки и в момент наибольшей раскрутки НВ; при даче РУ «от себя» на VmaX для ввода в пикирование и на выходе из горки с верхней точки, не должно происходить уменьшения частоты вращения НВ ниже опасного значения. 4. Снижение и посадка. Для обеспечения ухода на второй круг и безопасной посадки при отказе двигателя или при высоком выравнивании, в РЛЭ должна быть указана минимальная скорость захода на посадку по -самолетному, при которой обеспечивается эффективное умень шение Vr Снижение автожира целесообразно выполнять на повышенном режиме работы двига теля. При наличии системы управления ОШ может выполняться посадка «с подрывом». Конструктивными мерами должен обеспечиваться достаточный угол тангажа до касания ВПП хвостовой балкой при выравнивании. 1. Несущий винт. Конструкция НВ должна выдерживать без остаточных деформаций нагрузки: эксплуатационные нагрузки, имеющие место в обычных условиях эксплуатации, и критические полетные нагрузки при маневрировании и воздействии порывов (п,27.341). При расчете на прочность должен быть учтен переменный изгибающий момент в плоскости вращения, обусловленный аэродинамической несимметрией авторотирующего НВ. Должны быть рассмотрены следующие расчетные случаи для лопастей и втулки НВ: - нагрузки на разбеге и при взлете с недораскрученпьш ротором; - нагружепие при неблагоприятном сочетании пу - и: режимы «горка» (вывод из пикирования) с увеличением пу и раскруткой НВ; - нагруженис в условиях увеличения перегрузки и падения оборотов НВ (подрыв шага); - нагрузки при раскрутке НВ до максимальных оборотов на минимальном значении ОШ; - нагрузки от максимального крутящего момента, передаваемого при раскрутке НВ или его торможении; - нагрузки в момент достижения минимального значения частоты вращения при полете с повышенным шагом НВ после выполнения прыжкового взлета; - при вводе в пикирование на максимальной скорости; пу 1; - нагрузки в вираже с максимальной располагаемой перегрузкой (углом крена); - пикирование на непревышаемой скорости 1,2Утах - горизонтальный полет: 1) на максимальной скорости V ; 2) на крейсерской скорости; 3) на минимальной скорости при переходе с осевого режима на косое обтекание; - нагрузки на режиме осевого парашютирования; - при падении лопасти на ограничитель свеса; - при рулении по грунту с заторможенным ротором. При расчете на прочность должны быть выполнены следующие условия: - под действием критической нагрузки в конструкции втулки НВ не должно происходить остаточных деформаций; - при выполнении длительных режимов с перегрузкой до Пу = 1,5, в конструкцию втулки НВ не должна вноситься повреждаемость; - в наиболее сложных ОУЭ должна обеспечиваться вероятность разрушения втулки НВ в типовом полете, характеризуемая как крайне маловероятная; уровень рабочих напряжений должен обеспечивать заданный ресурс. При проектировании и выборе параметров НВ автожира необходимо учитывать раскрутку при маневре, то есть обеспечить необходимый запас между рабочими оборотами НВ и максимальными при маневре, исходя из ожидаемых условий эксплуатации.
Нагрузки и прочность карданной втулки НВ
Таким образом, необходимо ввести ограничение по нормальной перегрузке путах= 2,0. При этом максимальные напряжения возникают на режиме с пу = 2,0. Вероятность появления остаточных деформаций в качалке под действием максимальных напряжений в ресурсоопределяющих точках qcm = 0,000008877; вероятность безотказной работы РСт = 0,999991123 ур = 0,99999. Появление остаточных деформаций при эксплуатации автожира с ограничением нормальной перегрузки пу = 2,0 является маловероятным. Рассмотрим типовой полет tmn = 30 мин. Для предварительно назначенного ресурса качалки Т„„.р = 500 ч вероятность усталостного разрушения качалки qycm = 0,000000104945; вероятность безотказной работы Руст = 0,999999895 уР =0,99999. Таким образом, вероятность возникновения усталостной трещины в качалке втулки НВ в течении 500 ч. эксплуатации автожира является крайне маловероятным (в терминах АП-27). Вероятность отказа в течение ресурса Tv = 500 ч q = 0,000008982; вероятность безотказной работы Р = 0,999991 Yp = 0,99999. Наименьший ресурс качалки получается для спектра, составленного из типовых полетов продолжительностью /„.„ = 6 ч; Ту = 300 ч, 3.3.7. Коэффициенты запаса но числу циклов Долговечность определяется при ряде упрощений, которые заключаются в использовании линейной теории суммирования усталостных повреждений. Кроме того, вне зависимости от погрешности самого метода определения срока службы конструкции, имеется ряд обстоятельств, которые не могут быть определены в начале создания опытного автожира с достаточной точностью. Из них наиболее существенным являются исходные данные о повторяемости нагрузок и разброс характеристик выносливости. Поэтому полученная в результате расчета долговечность при определении безопасного ресурса уменьшается введением коэффициента надежности г\н. Величина коэффициента надежности X\N согласно [44] где r)i - коэффициент, учитывающий неточность использования расчетного метода для предварительной оценки ресурса. Если метод определения нагрузок полностью отражает по- следовательность нагружения и величину нагрузок, то значение Ti = 1. При сведении повторяющихся нагрузок к условным циклам с использованием для этого приближенных расчетных методов, Tji = 1,5. При использовании только предварительных оценок ресурса r)i = 2; Т2- коэффициент, учитывающий место разрушения и скорость распространения трещины. Если трещина началась в месте, доступном для наблюдения и развивается медленно, Т2 = 1. Во всех других случаях т2 = 1,5; Г3 - коэффициент, учитывающий достоверность данных о повторяемости нагрузок и их возможное отклонение от средних значений. Если используются данные по повторяемости, полученные на данном ЛА за длительное время эксплуатации, Гз= 1. В других случаях Гз = 1,5; Т4 - коэффициент, учитывающий разброс свойств выносливости идентичных образцов.
При определении ресурса нагрузка принималась в виде набора условных циклов нагружения, поэтому їі = 1,5. Выбранные ресурсоопределяющие точки качалки расположены в растянутой зоне, что ускоряет развитие трещины; Гз=1,5. Так как пока недостаточно данных по повторяемости нагрузки в эксплуатации, то Гз = 1,5. Величина коэффициента Т)4 устанавливается в зависимости от числа испытанных образцов и определяется разбросом характеристик выносливости материала. Разброс учтен принятием в качестве расчетного минимального значения предела выносливости. Таким образом, суммарный коэффициент надежности Расчетная продолжительность безопасного использования качалки (г,„„. = 6 ч.): Аналогично найдется Трес для tm.„ = 30 мин с учетом г\ц = 3,4: Тресзомин 150 ч. Для оценки влияния каждого режима на ресурс качалки определяется максимальная продолжительность каждого режима для одинаковой вероятности усталостного разрушения качалки и вероятность разрушения при одинаковой продолжительности. Принимая какой-либо режим за базовый, устанавливается эквивалентность каждого режима данному. На рис. 3.7 показано изменение вероятности разрушения при одинаковой продолжительности режимов {отнесены к вероятности усталостного разрушения в ГП). Как показывает гистограмма, вероятность разрушения качалки не пропорциональна продолжительности режима. Это связано с тем, что вероятности усталостного разрушения в различные промежутки времени не являются независимыми. В каждый последующий интервал времени вероятность усталостного разрушения качалки увеличивается: на каждом последующем интервале времени в материале накапливается повреждаемость и СЕШжается остаточная прочность. Таким образом, суммарная вероятность разрушения в течение нескольких периодов превышает значение вероятности разрушения при независимых отказах. Относительная продолжительность каждого режима определяется для нескольких значений продолжительности базового режима. В этом случае для различной вероятности усталостного разрушения качалки определяемые относительные продолжительности каждого режима различны. Окончательно принимается среднее значение относительной продолжительности. Соответствующая заданной вероятности усталостного разрушения продолжительность режима определяется в следующей последовательности: - для ряда значений продолжительности ГП (trn = 1000, 500, 300, 200, 150 ч) определяется вероятность усталостного разрушения качалки; - для каждого режима подбирается такая продолжительность, при которой вероятность усталостного разрушения будет соответствовать вероятности усталостного разрушения в ГП; - определяется относительная продолжительность режима в долях от продолжительности ГП, при которой обеспечивается такая же вероятность разрушения. В Приложении 3.3, рис. 3.3.14 - 3.3.15, приведены гистограммы эквивалентных продолжи-тельностей каждого режима по отношению к ГП и к режиму ввода в горку с пу = 2,0 для равных вероятностей усталостного разрушения качалки.
