Тема: «Конструкция самолётов»

Ендогур
А.И.
Тема:
«Конструкция самолётов»
Курс лекций для выпускников ВУЗов и специалистов неавиационного
профиля ЗАО «Инженерный Центр ИКАР»
Часть 3
Ендогур Аскольд Иванович,
Профессор,
Доктор технических наук,
Действительный член Академии проблем качества
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 1
2009 год.
ЧЛЕНЕНИЕ КОНСТРУКЦИИ ПЛАНЕРА
САМОЛЕТА
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 2
Ендогур
А.И.
2009 год.
ОСНОВНЫЕ АГРЕГАТЫ И ЭЛЕМЕНТЫ
КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 3
Ендогур
А.И.
2009 год.
ВОЗНИКНОВЕНИЕ ВНЕШНИХ НАГРУЗОК
НА ФЮЗЕЛЯЖ
Ендогур
А.И.
nG
Сложение поступательных и
вращательных перегрузок по длине
фюзеляжа.
Распределение перегрузок по длине фюзеляжа.
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 4
2009 год.
Ендогур
А.И.
КРЫЛО
Назначение крыла – создание подъемной силы для обеспечения полета и
маневра. Принимает участие в обеспечении поперечной устойчивости и
управляемости. Используется для размещения топлива, двигателей, механизации
и других систем самолета
Главное требования: максимальное значение К=Y/X –аэродинамическое
качество.
Лонжероны–1;
панели (обшивка и
стрингеры) –2;
закрылки –3;
интерцепторы – 4;
элероны – 5;
лонжероны – 6;
предкрылки – 7;
пилоны подвески
двигателей –9.
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 5
2009 год.
ВНЕШНЕЕ НАГРУЖЕНИЕ КРЫЛА
Ендогур
А.И.
Воздушная нагрузка
Массовая нагрузка
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 6
2009 год.
Ендогур
А.И.
СИЛОВЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ КРЫЛА
Треугольное двухлонжеронное крыло с продольным набором, перпендикулярным
оси фюзеляжа.
1, 4 – продольные стенки; 2 – лонжероны; 3 – стыковые узлы лонжеронов;
5 - стыковые узлы продольных стенок.
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 7
2009 год.
ВНУТРЕННИЕ НАПРЯЖЕНИЯ, ВОЗНИКАЮЩИЕ
В ОСНОВНЫХ ЭЛЕМЕНТАХ КОНСТРУКЦИИ КРЫЛА
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 8
Ендогур
А.И.
2009 год.
СИЛОВЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ ФЮЗЕЛЯЖА
Ендогур
А.И.
Простейшая конструкция фюзеляжа (пример).
1, 3 – силовые шпангоуты; 2 – стрингеры; 4 – нормальные шпангоуты.
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 9
2009 год.
ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К
АВИАЦИОННЫМ КОНСТРУКЦИЯМ
Ендогур
А.И.
Минимальная масса конструкции
МИНИМАЛЬНАЯ МАССА – возможная наименьшая масса
конструкции при обеспечении заданной прочности и
жесткости.
Из уравнения существования самолета
Y= G= C y
ρ hV
2
2
S
X= P= C x
ρ hV 2
2
S
Y G Cy
= = = K
X P Cx
К - аэродинамическое качество самолета.
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 10
2009 год.
СЛЕДСТВИЕ УМЕНЬШЕНИЯ МАССЫ
КОНСТРУКЦИИ
Ендогур
А.И.
Если V=const, чем меньше m0g=G, тем меньше может быть плотность
воздуха ρ h , высота полета h выше, перегрузка nман (Y=nманmg), то чем
меньше m, то перегрузка nман =Y/mg больше, меньше потребная тяга Pпотр
(меньше расход топлива, меньше масса двигателя или больше дальность
полета самолета).
Минимальная масса конструкции обеспечивается:
- применением рациональной КСС, конструкции деталей;
- применением материалов с более высокой удельной прочностью;
- повышением допустимых напряжений;
- применением новых прогрессивных конструкций и
технологических процессов;
- уменьшением допусков и минимально возможных толщин, а
также другими мероприятиями.
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 11
2009 год.
Ендогур
А.И.
ПРОЧНОСТЬ КОНСТРУКЦИИ
ПРОЧНОСТЬ КОНСТРУКЦИИ – способность конструкции
выдерживать все виды действующих при длительной эксплуатации
нормированных суммарных нагрузок без ухудшения
аэродинамических и технических характеристик самолета,
заданных в тактико-технических требованиях (ТТТ) и лётнотехнических характеристиках (ЛТХ).
В том числе:
СТАТИЧЕСКАЯ ПРОЧНОСТЬ – способность выдерживать
одноразовое действие максимально допустимых нагрузок.
ДИНАМИЧЕСКАЯ ПРОЧНОСТЬ - способность детали или
конструкции выдерживать повторное циклическое (малая частота
большая амплитуда), вибрационное или акустическое нагружение.
ВИБРОАКУСТИЧЕСКАЯ ПРОЧНОСТЬ – прочность при
длительном воздействии нагрузок большой частоты и малой
амплитуды.
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 12
2009 год.
Ендогур
А.И.
КРИТЕРИЙ ПРОЧНОСТИ
Коэффициент ЗАПАСА ПРОЧНОСТИ « η » – отношение
предела прочности к наибольшему расчетному напряжению или
отношение допустимых нагрузок (допустимых напряжений [ σ ])
к расчетным действующим нагрузкам (действующих напряжений
σ д).
При η <1 – непрочно, при
η
>1 – излишняя прочность.
Прочность обеспечивается: применением проверенных
методов расчета и освоенных промышленностью материалов с
сертифицированными минимальными значениями предела
прочности, регламентированием расчетных случаев и величин
расчетных нагрузок с коэффициентом безопасности, проведением
всевозможных испытаний на прочность.
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 13
2009 год.
ЖЕСТКОСТЬ КОНСТРУКЦИИ
Ендогур
А.И.
ЖЕСТКОСТЬ – свойство конструкции, характеризуемое величиной
деформации при приложении нагрузки, или, другими словами, степень
деформации детали, силового элемента или узла при действии нагрузки
НЕОБХОДИМАЯ ЖЕСТКОСТЬ КОНСТРУКЦИИ - способность
конструкции иметь при максимальной эксплуатационной нагрузке
заданный допустимый уровень упругих деформаций (прогибы, крутки).
Критерий – допустимые значения деформации конструкции при
статическом и динамическом нагружении.
Необходимая жесткость конструкции обеспечивается:
- применением проверенных методов расчета;
- регламентированием деформаций и упругих характеристик
(собственных частот) агрегатов конструкции самолета и подтверждением
их проведением наземных, летных испытаний и другими мероприятиями.
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 14
2009 год.
РЕСУРС КОНСТРУКЦИИ
Ендогур
А.И.
РЕСУРС (суммарные часы полета, наработка) –
способность конструкции выдерживать заданное в
ТТТ общее время полетного нагружения без
нарушения прочности при условии регламентных
профилактических мероприятий, ремонта и
исправления случайных дефектов (повреждений).
Критерий ресурса: заданные часы наработки (время
полетов):
для пассажирских самолетов – 40000...100000 часов.
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 15
2009 год.
НАДЕЖНОСТЬ САМОЛЕТА
Ендогур
А.И.
НАДЕЖНОСТЬ – свойство конструкции самолета сохранять
работоспособность в течение заданного времени полета при воздействии
нормированных нагрузок и условий полета.
Критерий – вероятностью безотказной работы Р(Т) за время полета Т.
Надежность конструкции
обеспечивается:
• резервированием системснижением действующих
напряжений;
•увеличением коэффициента
безопасности;
•ужесточением технологических
режимов;
Зона возможного разрушения конструкции
(заштрихованная область)
•усилением методов контроля
материалов, улучшением
технологических режимов.
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 16
2009 год.
ЖИВУЧЕСТЬ САМОЛЕТА
Ендогур
А.И.
Под ЖИВУЧЕСТЬЮ понимается – способность конструкции
самолета функционировать при воздействии нерасчетных (не
заданных в ТЗ) условий работы, например, превышения
нормируемых нагрузок, попадания снаряда и др.
Живучесть конструкции обеспечивается:
- резервированием систем (распределением нагрузки по
нескольким силовым элементам, например, увеличением
количества лонжеронов);
- бронированием жизненно важных систем;
- защитой от пожара и взрыва топливных баков и др.
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 17
2009 год.
ПРОИЗВОДСТВЕННАЯ
ТЕХНОЛОГИЧНОСТЬ
Ендогур
А.И.
ПРОИЗВОДСТВЕННАЯ ТЕХНОЛОГИЧНОСТЬ – комплекс свойств
конструкции самолета, позволяющий применять при ее изготовлении
технологические процессы, обеспечивающие высокое качество при
минимальных затратах труда, а следовательно, и минимальной
стоимости.
Критерий технологичности: минимум трудоемкости производства изделия
– количество нормо-часов, затрачиваемых на изготовление одного изделия.
Требования производственной технологичности обеспечиваются
комплексом мероприятий, например:
- использованием стандартных элементов конструкции;
- унификацией элементов;
- преемственностью освоенных технологических процессов;
- расширением допусков и т.п.
При выполнении требований производственной технологичности следует
учитывать, что это, как правило, увеличивает массу конструкции и, следовательно,
ухудшает ЛТХ самолета.
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 18
2009 год.
РЕМОНТОПРИГОДНОСТЬ (ЭКСПЛУАТАЦИОННАЯ Ендогур
А.И.
ТЕХНОЛОГИЧНОСТЬ)
Под РЕМОНТОПРИГОДНОСТЬЮ или ЭКСПЛУАТАЦИОННОЙ
ТЕХНОЛОГИЧНОСТЬЮ подразумевается – свойство конструкции
самолета, обеспечивающее минимальные трудозатраты на
эксплуатационное обслуживание, исправление дефектов и ремонт.
Критерий: ОТНОСИТЕЛЬНАЯ ТРУДОЕМКОСТЬ – количество
«нормо-часов», затрачиваемых для обеспечения одного часа налета
самолета или КОЭФФИЦИЕНТ ГОТОВНОСТИ самолета – количество
работоспособных самолетов (готовых к полету) из общего числа,
предназначенных для эксплуатации в данный момент.
Ремонтопригодность обеспечивается удобством подхода к местам
конструкции, требующим поверки и осмотра, замены составных частей,
регулировки и смазки, а также проведения ремонта. Требует наличия
люков и разъемов в конструкции, датчиков, контролирующих состояние
конструкции, разъемов для подключения обслуживающей аппаратуры и
других организационных или конструкторских мероприятий, что в конечном
итоге также приводит к увеличению массы конструкции самолета.
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 19
2009 год.
МИНИМАЛЬНАЯ СТОИМОСТЬ
КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА
Ендогур
А.И.
МИНИМАЛЬНАЯ СТОИМОСТЬ КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА
достигается применением при его изготовлении:
• дешевых материалов;
• наиболее распространенных простых технологических процессов;
• дешевой рабочей силы и др.
Экономическую эффективность имеют самолеты, которые
имеют превышение доходов от их использования над расходами по их
созданию и эксплуатации.
Критерий - минимальные затраты для получения заданного
полезного целевого эффекта, который определяет заказчик или
проектировщик (например, цена операции, цена билета).
Одновременное максимальное
удовлетворение всех перечисленных
требований НЕВОЗМОЖНО.
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 20
2009 год.
ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ
ТРЕБОВАНИЯ К ПАССАЖИРСКИМ САМОЛЕТАМ
Ендогур
А.И.
Дополнительные эксплуатационные требования,
предъявляемые к пассажирским самолётам:
- удобство посадки и выхода;
- комфортная температура в салоне и давление воздуха р≥0,7 бар;
- комфортность пребывания в салоне во время полета;
- наличие туалетов и кухонного оборудования;
- достаточное количество дверей (не менее одной на 19
пассажиров) и оптимальное расположение до аварийной двери
(расстояние не более 9 м) для максимальной быстроты покидания
салона в аварийном случае – 90 сек ;
- наличие коллективных (кислородные маски, трапы) и
индивидуальных (надувные жилеты) средств спасения при посадке
на воду и др.
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 21
2009 год.
ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ
ТРЕБОВАНИЯ К ГРУЗОВЫМ САМОЛЕТАМ
Ендогур
А.И.
Дополнительные эксплуатационные требования,
предъявляемые к грузовым самолётам:
- максимальный объем грузового пространства (возможность
достижения максимальной плотности загружения);
- удобство погрузки и выгрузки (наличие больших и низко
расположенных от земли грузовых дверей);
- удобство прохода и подхода к грузам;
- наличие внутри самолета средств перемещения груза по объему
(рельсы, тельферы);
- надежные приспособления для крепления грузов в случае
аварийных перегрузок;
-герметичность (в случае необходимости).
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 22
2009 год.
АВАРИЙНО-СПАСАТЕЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 23
Ендогур
А.И.
2009 год.
Ендогур
А.И.
АВИАЦИОННЫЕ ПРАВИЛА
АП-25 – требования к конструкции (зарубежные аналоги - FAR-25, JAR-25),
АП-36 – требованиях к обязательной сертификации самолетов.
Общие требования.
Основные требованиями к конструкции самолета:
А. Минимальный коэффициент безопасности f = 1,5.
Дополнительные значения коэффициентов:
- отливки ответственных деталей 1,25...2;
- зоны больших вырезов фюзеляжей 2,5…3;
- отсеков, работающих под давлением 3…3,5;
- конструкций из КМ 1,25…1,5.
Б. Обязательные конструктивные меры для минимизации риска
повреждения салона обломками двигателя или систем при их разрушении.
a
В. Внешняя нагрузка и инерционные силы зависит от величины
±n =
перегрузки. Чем больше перегрузка, тем больше нагрузка на самолет.
g
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 24
2009 год.
РАСЧЕТНЫЕ СЛУЧАИ ДЛЯ КОНСТРУКЦИИ Ендогур
А.И.
ПЛАНЕРА
Для расчетных случаев конструкции планера берутся
огибающие нагрузок, возникающих от регламентированных
значений перегрузок при:
- VA – максимальная расчетная маневренная скорость;
- VB – расчетная скорость при максимальной интенсивности
порыва;
- VС – расчетная крейсерская скорость;
- VD – максимальная скорость пикирования;
- VF – скорость взлета и посадки;
- VG – скорость при максимальном взлетном весе;
- VS – скорость срыва (сваливания).
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 25
2009 год.
ПЕРЕГРУЗКИ ПРИ МАНЕВРЕ
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 26
Ендогур
А.И.
2009 год.
Ендогур
А.И.
ПОЛЕТ В НЕСПОКОЙНОМ ВОЗДУХЕ
Огибающая перегрузок при полете в неспокойном воздухе
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 27
2009 год.
АВАРИЙНЫЕ И МАКСИМАЛЬНЫЕ СЛУЧАИ
Ендогур
А.И.
Г. Конструкция самолета должна обеспечить
безопасность пассажиров и экипажа при перегрузках при
аварийной посадки на землю и на воду:
- вверх – 3,0g;- вниз – 6,0g;- вперед – 9,0g; назад – 1,5g;
- в сторону – 3,0g для планера, - 4,0g для кресел и - 12g
для крепления грузов.
Д. Для пассажирских самолетов значение
максимальных эксплуатационных перегрузок 2…2,5g, но не
более 3,8g. Минимальная величина не менее ±1,0g.
Е. Конструкция при статических испытаниях должна
выдерживать расчетную нагрузку без разрушения в течение
3-х секунд.
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 28
2009 год.
ЭКСПЛУАТАЦИОННАЯ И РАСЧЁТНАЯ
НАГРУЗКИ НА САМОЛЁТ
Ендогур
А.И.
Pрасч = Рэкспл ·f,
э
При максимальной эксплуатационной перегрузке n max
ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ напряжения в конструкции при эксплуатации не
должны превышать σ 0,2.
р
э
= nmax
⋅ f (РАСЧЕТНАЯ
При максимальной расчетной перегрузке n max
НАГРУЗКА) расчетные напряжения в конструкции силовых элементах
самолета не должны превышать σ в или [ σ ] = σ доп ≤ σ в .
σ 0.2
Для большинства авиационных материалов отношение σ ≥ 0.67,
в
поэтому для летательных аппаратов многократного действия
минимальное значение коэффициента безопасности f =1,5 обеспечивает
работу конструкции зоне пропорциональности материала.
Для одноразовых летательных аппаратов, где остаточные
деформации допустимы, величина f =1,2…1,5.
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 29
2009 год.
ДОПУСТИМАЯ НАГРУЗКА
Ендогур
А.И.
ДОПУСТИМАЯ НАГРУЗКА (ДОПУСТИМОЕ
НАПРЯЖЕНИЕ) [ σ ] – величина нагрузки (напряжения),
ограниченная требованиями рабочей температуры,
ресурса, флаттера, живучести, отсутствия потери
устойчивости, остаточной прочности после коррозии,
ползучести при длительном воздействии температуры и
нагрузки, отсутствия остаточных деформаций и др.
Как правило, в этих случаях допустимые
напряжения не превышают σ 0 , 2 .
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 30
2009 год.
Ендогур
А.И.
The content of that document is the property of ECAR.
It is confidentially provided and the industrial secret
related to its content must be protected. In any case, it
cannot be used to other purpose that the one it is
provided to and all information of its content cannot be
disseminated to non authorised people. It cannot be
partially or globally reused without the written approval
of ECAR.
Курс «Проектирование авиационных конструкций», Часть 3
Слайд 31
2009 год.