Нормы прочности и нагрузки на конструкцию самолёта

Содержание

Слайд 2

Basic Forces

Lift

Drag

Trim

Thrust

Weight

Basic Forces Lift Drag Trim Thrust Weight

Слайд 3

Из чего состоит «вес»?

Вес пустого самолёта

{

пассажиры и грузы

Топливо

Продукты, снаряжение
Навигация, управление, жизнеобеспечение
Генерация

Из чего состоит «вес»? Вес пустого самолёта { пассажиры и грузы Топливо
тяги для движения самолёта
Поддержка самолёта на земле
Объёмы для размещения нагрузки
Создание подъёмной силы

Payload

Fuel

Operating items
Systems
Propulsion
Landing gear
Body
Wings and tail

Reserves

Слайд 4

Как создаётся подъёмная сила?

Местное давление, определяемое скоростью потока воздуха в данной точке

Превращается

Как создаётся подъёмная сила? Местное давление, определяемое скоростью потока воздуха в данной
в подъёмную силу(давление X площадь)

Аэродинамическое сопротивление

Подъёмная сила

Слайд 5

Как создаётся подъёмная сила?

Бернулли:
“Чем выше скорость потока воздуха у поверхности, тем меньше

Как создаётся подъёмная сила? Бернулли: “Чем выше скорость потока воздуха у поверхности,
его давление на эту поверхность.”

Слайд 6

Propellers (“compressors”)

Propellers (“turbines”)

Высокоскоростной поток воздуха
и сгорание смеси

Fuel

Thrust

How Does a Jet Engine

Propellers (“compressors”) Propellers (“turbines”) Высокоскоростной поток воздуха и сгорание смеси Fuel Thrust
Produce Thrust?

Слайд 7

Цели политики обеспечения безопасности

1965

1975

1985

1995

2005

2015

Year

50

45

40

35

30

25

20

15

10

5

0

Случаи катастроф
самолётов в год

Доля катастроф с потерей самолётов

Самолеты на

Цели политики обеспечения безопасности 1965 1975 1985 1995 2005 2015 Year 50
линии 25,598

13,986

1998

2016

Миллионы вылетов

Нормальная эксплуатация

Наша цель

Boeing 10,551

Слайд 8

конструкция = 4%

Все остальные причины

техника = 14%
конструкция
системы
двигатели

Структура лётных происшествий

конструкция = 4% Все остальные причины техника = 14% конструкция системы двигатели Структура лётных происшествий

Слайд 9

нормы
Обслуживание флота

обслуживание
инспекции
ремонт
информирование

проектировшик
изготовитель
Поддержка в
эксплуатации

Структура безопасности

Авиационные власти

Производитель самолета

Эксплуатирующая
компания

Структура системы обеспечения безопасности

нормы Обслуживание флота обслуживание инспекции ремонт информирование проектировшик изготовитель Поддержка в эксплуатации

Слайд 10

На первых шагах авиации новые самолеты создавались на основе подражания предшественникам.
Не было

На первых шагах авиации новые самолеты создавались на основе подражания предшественникам. Не
проверенных методов расчета и испытаний, не было достаточно информации о внешних
нагрузках на самолет. Всё это делало полеты крайне опасными. Так в 1910г. Во Франции 50% всех
катастроф произошло из-за поломок силовых конструкций самолётов.
Поэтому начиная с 1911года делается попытка создать требования к прочности самолёта. В этом году состоялся Международный конгресс в Турине, на котором был поднят вопрос о необходимости испытаний на прочность. Во Франции в 1911 году была установлена расчетная перегрузка 3, а на следующий год она была увеличена до 3,5. В 1914 году она выросла до 4,5. В Германии также усиленно занимались исследованиями по прочности самолётов, что привело в 1918г. к созданию Норм прочности.
В России в 1916г. комиссия под руководством Н.Е.Жуковского определили условия, которые необходимо было учитывать при определении прочности самолётов.

В 1936-37 годах была проведена коренная перестройка норм. Было введено понятие эксплуатационной нагрузки и коэффициента безопасности.
Методы строительной механики позволяют более или менее правильно определить распределение
внутренних усилий в конструкции самолёта. Задача Норм прочности определить требования к прочности самолёта, определить нагрузки на самолёт, условия и ограничения по эксплуатации самолёта. В виде особых расчетных случаев рассматриваются такие явления, как воздействие на самолёт неспокойного воздуха, маневров с отклонением рулей и элеронов, полет с отклоненной механизацией крыла, посадка на воду и многие другие случаи, которые охватывают все возможные воздействия на конструкцию самолета. Это с точки зрения прочности. Но в Нормах регламентируются и другие характеристики, относящиеся к безопасности пассажиров и экипажа такие, как шаг и ширина кресел, их прочность, размеры люков и дверей, система кондиционирования воздуха и многое,многое другое.

Слайд 11

Современные нормы прочности превратились из совокупности ряда положений и правил, опирающихся
в основном

Современные нормы прочности превратились из совокупности ряда положений и правил, опирающихся в
только на опытные данные в инженерную дисциплину, опирающуюся на теоретические и
экспериментальные методы механики вообще и её новых разделов аэродинамики и динамики полета
самолета в частности.
Еще не так давно в Нормах прочности давались формулы для определения нагрузок на некоторые
агрегаты и давались законы распределения аэродинамических нагрузок. Однако уже в 1973 году
произошло революционное изменение Норм. Во-первых они превратились из норм прочности в Нормы
Летной годности и нормы прочности на сегодняшний день являются одним из разделов авиационных
правил. Во-вторых для определения величины нагрузок и их распределения в нынешних нормах
рекомендуется использовать результаты продувок аэродинамических моделей. Существенную
информацию содержат в себе так называемые МОСы – методы определения соответствия. Их объем
намного превышает сам исходный документ – Нормы. В них дается обширная конкретная информация,
которая позволяет определить то или иное качество самолета и подтвердить соответствие
предъявляемым в Нормах требованиям.

Слайд 14

Нормы лётной годности АП25

НЛГС-это система и методы определения расчетных условий и критериев

Нормы лётной годности АП25 НЛГС-это система и методы определения расчетных условий и
прочности ЛА. В 1990году было признано целесообразным гармонизировать
российские Нормы лётной годности с общемировыми требованиями по
обеспечению прочности авиаконструкций. Тогда и были созданы АП25 -авиационные правила. Их номер соответствует названию американских Норм FAR25 и европейских JAR25. Числом 25 отмечены нормы для больших и средних самолетов. Для малой авиации имеются Нормы АП23. Структура российских Норм полностью соответствует американским. Существо Норм очень мало отличается от американских и европейских Поэтому сертификация самолета Ту-204СЕ по европейским Нормам прошла без больших затруднений.

Слайд 15

Certification and Continuing Airworthiness Is a Global Activity

Transport Canada, Canada

JCAB, Japan

CASA, Australia

JAA,

Certification and Continuing Airworthiness Is a Global Activity Transport Canada, Canada JCAB,
Europe
(33 countries)

FAA, USA

Aviation Register,
Russia/CIS

ASE Module A7.4

CTA, Brazil

Слайд 16

Federal Aviation Regulations (FAR) Contain Standards for the Design, Manufacture and Operation

Federal Aviation Regulations (FAR) Contain Standards for the Design, Manufacture and Operation
of Aviation Products

Procedures
FAR 21, Certification Procedures for Products and Parts
FAR 183, Representatives of FAA (DER, DMIR, etc.)
FAR 39, Airworthiness Directives
Design Standards
FAR 25, Airworthiness Standards: Transport Category Airplanes
FAR 33, Airworthiness Standards:Aircraft Engines
FAR 34, Emissions
FAR 35, Airworthiness Standards: Propellers
FAR 36, Noise
Operating Standards
FAR 91, General Operating and Flight Rules
FAR 121, Certification and Operations: Air Carriers and Commercial Operators of Large Aircraft

ASE Module A7.8

Слайд 17

Раздел В - ПОЛЕТ ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ 25.21 Доказательство соответствия

(a) Следует обеспечить соответствие каждому требованию

Раздел В - ПОЛЕТ ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ 25.21 Доказательство соответствия (a) Следует обеспечить
данного раздела при всех возможных комбинациях веса и центровки самолета в пределах вариантов загрузки самолета, для которых запрашивается сертификат типа. Соответствие требованиям должно устанавливаться:
(1)Посредством испытаний, проводимых на самолете, на который требуется получить сертификат типа, или по расчетам, основанным на результатах испытаний и равным им по точности.
(2)Посредством исследования каждой возможной комбинации веса и центровки, если это соответствие не может быть логически выведено из обследованных комбинаций.
(с)Управляемость, устойчивость, балансировка и характеристики сваливания самолета должны быть показаны для всего диапазона высот вплоть до максимальной высоты, возможной в условиях эксплуатации.
(d)Параметры, критические для проводимых испытаний, такие как вес, загрузка, центровка и моменты инерции, воздушная скорость, тяга двигателей и ветер, должны в летных испытаниях выдерживаться в пределах приемлемых допусков
(е)Если соответствие требованиям к летным характеристикам самолета зависит от системы улучшения устойчивости самолета или от любого другого автоматического устройства или устройства с силовым приводом, то должно быть доказано соответствие параграфам 25.671 и 25.672.

Слайд 18

25.303. Коэффициент безопасности
Для самолетов, оборудованных системами, которые непосредственно или в результате отказа

25.303. Коэффициент безопасности Для самолетов, оборудованных системами, которые непосредственно или в результате
или неисправности влияют на характеристики прочности, должно быть принято во внимание влияние этих систем и их отказов при доказательстве соответствия с требованиями разделов C и D. Допускается снижение коэффициента безопасности и запаса по скорости при низкой вероятности отказа и малой продолжительности нахождения в отказном состоянии.
25.303. Коэффициент безопасности
Если нет других указаний, коэффициент безопасности принимается равным 1,5. На него умножаются заданные эксплуатационные нагрузки, которые рассматриваются как внешние нагрузки на конструкцию. Если условия нагружения определены через расчетные нагрузки, умножать на коэффициент безопасности не следует, если не указано иное.

Слайд 19

Максимальные эксплуатационные нагрузки

Эти нагрузки встречаются редко, но всё же в таких количествах,

Максимальные эксплуатационные нагрузки Эти нагрузки встречаются редко, но всё же в таких
которое заставляет
обеспечивать отсутствие остаточных деформаций должным коэффициентом безопасности.
Количественно они зависят от множества факторов, которые определяются как
характеристиками самолёта, так и внешними условиями в их случайном сочетании с практикой
эксплуатации в данной стране, регионе, в данных условиях с данным бортовым оборудованием.
Задача определения предельных эксплуатационных нагрузок решается на основе
статистической обработки всего опыта эксплуатации всех самолетов мира за всё время
существования авиации.
Для пассажирских самолётов выполняется вероятностный подход - вероятность появления
максимальной эксплуатационной нагрузки принимается одна миллиардная от времени налета
в часах. Эта величина является экономической категорией, т.к. если мы будем проектировать
на более редкие случаи с увеличенной нагрузкой, то вес самолёта возрастёт и затраты на
эксплуатацию тоже возрастут. В качестве критерия в поиске компромисса выступает стоимость
Человеческой жизни.

С точки зрения общего ресурса конструкции самолёта, определяемого выносливостью решающее значение имеют нагрузки малых флуктуаций с большой частотой повторения. В этом отношении использование статистически накопленных результатов позволяет получить достаточно обоснованный результат.

Слайд 20

25.305. Прочность и деформация

(а) Конструкция должна выдерживать эксплуатационные нагрузки без появления опасных

25.305. Прочность и деформация (а) Конструкция должна выдерживать эксплуатационные нагрузки без появления
остаточных деформаций. При всех нагрузках, вплоть до эксплуатационных, деформации конструкции не должны влиять на безопасность эксплуатации.
(b) Конструкция должна выдерживать расчетные нагрузки без разрушения в течение не менее трех секунд.
Статические испытания, проводимые до расчетной нагрузки, должны включать в себя перемещения и деформации от действия этой нагрузки.

Слайд 21

25.307. Доказательства прочности

(а) Соответствие требованиям к прочности и деформациям, приведенным в настоящем

25.307. Доказательства прочности (а) Соответствие требованиям к прочности и деформациям, приведенным в
разделе, должно быть показано для каждого критического случая нагружения.
Подтверждение прочности конструкции только расчетами допускается лишь в том случае, если данная конструкция соответствует тем конструкциям, для которых, как показал опыт, примененный метод расчета является надежным.
В остальных случаях должны проводиться подтверждающие статические испытания. Эти испытания должны проводиться до расчетных значений нагрузок, если с Компетентным органом не будет согласовано, что в каждом конкретном случае можно испытаниями до меньших нагрузок получить эквивалентное подтверждение достаточной прочности.

Слайд 22

25.365. Нагружение герметических кабин
Для самолетов с одним или более герметических отсеков, следует

25.365. Нагружение герметических кабин Для самолетов с одним или более герметических отсеков,
иметь в виду:
(а) Конструкция самолета должна быть достаточно прочной, чтобы выдерживать полетные нагрузки в сочетании с нагрузками от перепада давлений от нуля до максимальной величины, допускаемой установкой редукционного клапана.
(b) Следует учитывать распределение наружного давления в полете, концентрации напряжений и влияние усталости.
(c) Если разрешается производить посадку при наличии наддува в кабинах, нагрузки при посадке должны рассматриваться в сочетании с нагрузками от перепада давлений от нуля до максимальной величины, допускаемой при посадке.

(d) Конструкция самолета должна быть достаточно прочной, чтобы выдержать нагрузки от максимального перепада давлений, допускаемого установкой редукционного клапана, умноженного на коэффициент 1,33 для самолетов, предназначенных для эксплуатации до высот 13700 м, и на 1,67 для самолетов, предназначенных для эксплуатации на высотах более 13700 м, при этом остальные нагрузки не учитываются.
(e) Каждая конструкция, а также ее составные компоненты или части, находящиеся внутри или снаружи герметического отсека, повреждение которых может повлиять на продолжение безопасного полета или посадку, должны быть рассчитаны так, чтобы на любой высоте полета выдерживать воздействие внезапного сброса давления через отверстие в любом отсеке вследствие любого из следующих условий:

Слайд 23

25.393. Нагрузки, параллельные оси шарниров
(a) Поверхности управления и кронштейны крепления шарниров должны

25.393. Нагрузки, параллельные оси шарниров (a) Поверхности управления и кронштейны крепления шарниров
быть рассчитаны на инерционные нагрузки, действующие параллельно оси шарниров.
(b) При отсутствии более точных данных инерционные нагрузки можно принять
равными K·G , где
(1) K=24 - для вертикальных поверхностей;
(2) K=12 - для горизонтальных поверхностей; и
(3) G - вес отклоняющейся поверхности.

25.397. Нагрузки на систему управления
(a) Общие требования. Предполагается, что эксплуатационные усилия, которые приведены в пункте (c) данного параграфа, прикладываются пилотом к соответствующим ручкам управления или педалям так, как это бывает в нормальной эксплуатации, и уравновешиваются в узле крепления системы управления к кабанчику поверхности управления.
(b) Нагрузки от усилий пилота. Аэродинамические нагрузки на отклоняющиеся поверхности управления и соответствующие им углы отклонения этих поверхностей не должны превышать нагрузок и углов, которые возникают в полете в результате приложения пилотом усилий, указанных в пункте (c) данного параграфа.
(c) Эксплуатационные усилия и моменты, прикладываемые пилотом. Эксплуатационные усилия и моменты,

Слайд 24

25.405. Вспомогательная система управления
Вспомогательные системы управления такие, как управление тормозами колес,
интерцепторами,

25.405. Вспомогательная система управления Вспомогательные системы управления такие, как управление тормозами колес,
триммерами, двигателями должны быть рассчитаны на вероятные
максимальные усилия, которые пилот может приложить к органам управления этих
систем. Можно использовать следующие данные:
Эксплуатационные усилия от пилота

*Относится к системам управления механизацией крыла, триммерами, стабилизатором, интерцепторами и шасси.
Для проверки прочности элементов систем управления двигателем, кранами и другими агрегатами,
управляемыми малыми рукоятками, эксплуатационное усилие от руки для этих рукояток берется не меньше 20 кгс.

Слайд 25

25.415. Условия нагружения от действия ветра на земле
(a) Необходимо обеспечить прочность системы

25.415. Условия нагружения от действия ветра на земле (a) Необходимо обеспечить прочность
управления на нагрузки, возникающие на поверхностях управления от действия ветра при стоянке и рулении с попутным ветром:
(1) Часть проводки управления, расположенная между упорами у поверхностей управления и органами в кабине, должна быть рассчитана на нагрузки, соответствующие эксплуатационным шарнирным моментам МШ пункта (a)(2) данного параграфа. Не требуется , чтобы эти нагрузки превышали:
(i) нагрузок, которые определяются эксплуатационными усилиями пилота, указанными в 25.397(c) для каждого пилота в отдельности, или
(ii) 0,75 этих эксплуатационных нагрузок для каждого пилота при действии обоих пилотов в одном направлении.
(2) Упоры системы управления вблизи поверхностей управления, стопоры системы управления, а также кабанчики поверхностей управления и части системы (если они имеются) между этими упорами, стопорами и кабанчиками должны быть рассчитаны на эксплуатационные шарнирные моменты МШ, определяемые по формуле:
МШ = 0,0625К V2 b·S·, где
Mш - шарнирный момент, кгс·м;
V - скорость ветра, 40 м/с;
К - эксплуатационное значение коэффициента шарнирного момента от действия ветра на земле, приведенное в пункте (b) данного параграфа.
b - средняя хорда поверхности управления за осью вращения, м;
S - площадь поверхности управления за осью вращения, м2;
(b) Эксплуатационное значение коэффициента шарнирного момента К от действия ветра на земле определяется так:

Положительное значение К указывает на момент, стремящийся опустить поверхность

Слайд 26

УСЛОВИЯ АВАРИЙНОЙ ПОСАДКИ
25.561.Общие положения
(а) Конструкция самолета должна быть такой, чтобы даже при

УСЛОВИЯ АВАРИЙНОЙ ПОСАДКИ 25.561.Общие положения (а) Конструкция самолета должна быть такой, чтобы
повреждении
самолета в приведенных ниже условиях аварийной посадки на землю или на
воду обеспечить безопасность всех пассажиров и членов экипажа.
(b) Конструкция самолета должна быть такой, чтобы у пассажиров и членов
экипажа имелась реальная возможность избежать серьезных ранений при
аварийной посадке с незначительными разрушениями, когда:
(1) Правильно используются кресла, привязные ремни и другие средства
обеспечения безопасности;
(2) Шасси убрано (когда это возможно) и
(3) На пассажиров и членов экипажа действуют раздельно относительно
окружающей конструкции расчетные инерционные силы, соответствующие ускорениям:
(i) Вверх 3,0g;
(ii) Вперед 9,0g;
(iii) В сторону 3,0g для планера и 4,0g для кресел и их креплений;
(iv) Вниз 6,0g;
(v) Назад 1,5g.

Слайд 27

(с) Для оборудования, грузов в пассажирской кабине и любых других больших
масс

(с) Для оборудования, грузов в пассажирской кабине и любых других больших масс
принимается следующее: (1) эти массы должны располагаться так, чтобы они при их отрыве: (i) не причиняли непосредственное ранение пассажирам и членам экипажа; (ii) не пробивали топливные баки или трубопроводы или приводили к пожару
или взрыву из-за разрушения близко расположенных систем; (iii) не блокировали какие-либо спасательные средства, предназначенные
для использования при аварийной посадке. (2) Если такое размещение невозможно (например, двигатель и ВСУ
расположены в фюзеляже), каждая такая масса и узлы ее крепления должны
выдерживать нагрузки вплоть до приведённых в (b)(3) данного параграфа.
Местная прочность узлов крепления этих масс должна быть также обеспечена
на нагрузки в 1,33 раза большие, если они подвержены значительному износу
при частых перестановках (например, быстро сменяемые предметы интерьера). (d) Кресла и отдельные массы (и их опорная конструкция) под действием
нагрузок вплоть до указанных в (b)(3) данного параграфа не должны
деформироваться, чтобы это создавало помехи последующей быстрой
эвакуации пассажиров и экипажа.

Слайд 28

АП25-571. Оценка допустимости повреждений и усталостной прочности (а) Общие положения .Оценка прочности,

АП25-571. Оценка допустимости повреждений и усталостной прочности (а) Общие положения .Оценка прочности,
уровня проектирования и качества производства должна показать, что аварийной или катастрофической ситуации из-за усталости, коррозии, дефектов производства или случайного повреждения можно избежать в течении всего времени эксплуатации самолета. МОС к АП25.571

Слайд 29

Design Approach Fail-safe(безопасное разрушение) Damage tolerant(безопасное повреждение)

Многопутная передача нагрузки
Способность воспринимать заданную

Design Approach Fail-safe(безопасное разрушение) Damage tolerant(безопасное повреждение) Многопутная передача нагрузки Способность воспринимать
Нормами нагрузку при частичном или полном разрушении элементов при наличии трещин в соседних элементах или присоединенных деталях
Программы инспекции, позволяющие найти и выполнить ремонт повреждения прежде, чем прочность конструкции станет меньше требуемой нормами; определяется расчётом или испытаниями.

crack

crack

Слайд 30

25.625 Коэффициенты безопасности для стыковочных узлов (фитингов)
Для всех стыковочных узлов (детали, используемые

25.625 Коэффициенты безопасности для стыковочных узлов (фитингов) Для всех стыковочных узлов (детали,
для соединения одного
элемента конструкции с другим) должны соблюдаться следующие условия:
(а) Для всех стыковочных узлов (фитингов), прочность которых не доказана
испытаниями на эксплуатационную и расчетную нагрузки, при которых
фактические напряжения воспроизводятся в стыковочном узле и окружающей
конструкции, коэффициент безопасности не менее 1,15, должен относиться:
(1) Ко всем частям стыкового узла;
(2) К деталям крепления; и
(3) К местам соединения частей узла.
(b) Можно не применять коэффициент безопасности для стыкового узла:
(1) Для соединений, осуществленных по утвержденной методике и основанных
на данных всесторонних испытаний (например, сплошные соединения
металлической обшивки, сварные соединения и соединения деревянных частей
в замок) или
(2) В отношении опорной поверхности, для которой используется бóльший
специальный коэффициент.
(c) Для всех стыковых узлов, выполненных заодно с деталью, фитингом
(стыковым узлом), считается часть всего узла до того места, где его сечение
становится типичным для данного элемента конструкции.
(d) Для всех кресел, спальных мест и привязных ремней применяются
коэффициенты безопасности стыковых узлов, приведенные в 25.785(f)(3).

Слайд 31

Виды нагрузок

Аэродинамические нагрузки
Нагрузки от тяги и вибраций двигателя
Наземные нагрузки
Акустические нагрузки
Нагрузки при приводнении
Случайные

Виды нагрузок Аэродинамические нагрузки Нагрузки от тяги и вибраций двигателя Наземные нагрузки
нагрузки от людей
Ветровые нагрузки на стоянке

Слайд 32

Эксплуатационная нагрузка

Расчетная нагрузка

Эксплуатационная нагрузка при повреждениях

Нагрузки типового полета

По величине

Эксплуатационная нагрузка Расчетная нагрузка Эксплуатационная нагрузка при повреждениях Нагрузки типового полета По величине

Слайд 33

Airplane Forces Must Balance

T

W

D

BTL

V∞
Freestream
Velocity

Flight Path
Axis

L

Airplane Forces Must Balance T W D BTL V∞ Freestream Velocity Flight Path Axis L

Слайд 34

Максимальные эксплуатационные нагрузки

Эти нагрузки встречаются редко, но всё же в таких количествах,

Максимальные эксплуатационные нагрузки Эти нагрузки встречаются редко, но всё же в таких
которое заставляет
обеспечивать отсутствие остаточных деформаций должным коэффициентом безопасности.
Количественно они зависят от множества факторов, которые определяются как
характеристиками самолёта, так и внешними условиями в их случайном сочетании с практикой
эксплуатации в данной стране, регионе, в данных условиях с данным бортовым оборудованием.
Задача определения предельных эксплуатационных нагрузок решается на основе
статистической обработки всего опыта эксплуатации всех самолетов мира за всё время
существования авиации.
Для пассажирских самолётов выполняется вероятностный подход - вероятность появления
максимальной эксплуатационной нагрузки принимается одна миллиардная от времени налета
в часах. Эта величина является экономической категорией, т.к. если мы будем проектировать
на более редкие случаи с увеличенной нагрузкой, то вес самолёта возрастёт и затраты на
эксплуатацию тоже возрастут. В качестве критерия в поиске компромисса выступает стоимость
Человеческой жизни.

С точки зрения общего ресурса конструкции самолёта, определяемого выносливостью решающее значение имеют нагрузки малых флуктуаций с большой частотой повторения. В этом отношении использование статистически накопленных результатов позволяет получить достаточно обоснованный результат.

Слайд 38

Static Maneuvers Defined Within a V-n Diagram

3
2
1
0
-1

CL max
flaps down

VS

VF

Airspeed

VC

VD

E

D

n = 2.5

CL max flaps

Static Maneuvers Defined Within a V-n Diagram 3 2 1 0 -1
up

A

F

n = -1.0

H

n = 2.0

Limit load
factor, n

Слайд 44

Вертикальное движение воздуха может быть обусловлено различными причинами.
Воздушные массы при горизонтальном перемещении

Вертикальное движение воздуха может быть обусловлено различными причинами. Воздушные массы при горизонтальном
и встрече препятствий в виде
гор отклоняются от своего первоначального движения и начинают подниматься
вверх по склонам гор, а затем, преодолев их, опускаться вниз. Непосредственно
у склонов гор воздух завихрён. Заметные вертикальные потоки ощущаются иногда
уже на расстоянии 15км от вершин гор и значительно усиливаются непосредственно
вблизи склонов. Вертикальное движение воздушных масс затихает на высоте
Порядка 500-600м от вершины. Скорость таких порывов может достигать очень
больших величин. Например, при полётах через Кавказский Хребет на относительно
Малой высоте над вершинами гор были зафиксированы скорости до 20м/с.

Слайд 45

Ground Handling

nW

Braked Roll

Three
Point

VN

VM

DM

.5VM2

.5VN

.5VM1

VM2

VN

VM1

.5W

W

T

Ground Handling nW Braked Roll Three Point VN VM DM .5VM2 .5VN

Слайд 47

Литература, рекомендуемая для расчетов на прочность

Астахов М.Ф., Каравальцев А.В., Макаров С.Я., 1954

Литература, рекомендуемая для расчетов на прочность Астахов М.Ф., Каравальцев А.В., Макаров С.Я.,
- Справочная книга по расчету самолета на прочность
Зайцев В.Н., Рудаков В.Л., 1978 - Конструкция и прочность самолетов
Лизин В.Т., Пяткин В.А., 1994 - Проектирование тонкостенных конструкций.

Слайд 48

Кроме аэродинамических и массовых нагрузок при проектировании следует
учитывать случайные воздействия человека

Кроме аэродинамических и массовых нагрузок при проектировании следует учитывать случайные воздействия человека
на конструкцию.
Такие воздействия возможны как в ходе производственного процесса
на заводе, так и в ходе эксплуатации. В этом случае рекомендуется прини-
мать нагрузку от руки около 50кг, а нагрузку от ноги – как массу человека,
умноженную на 4 – т.е. около 300кг. Здесь учитывается динамический
эффект – от прыжка.

Слайд 49

Abuse Load Definition for Boeing Airplane Interiors

Distance
from floor
(inches)

Load (pounds)

50

100 150 200 250

Abuse Load Definition for Boeing Airplane Interiors Distance from floor (inches) Load
300 350 400 450 500

80
70
60
50
40
30
20
10
0

84.7

38.0

4

1

2

3

6

5

1

2

3

4

5

6

Horizontal push / pull, two hands
and downloads
Up loads
Horizontal one-hand pull
Sitting load
Free span curtain track downward
Curtain download

Слайд 50

Тонкостенные конструкции

Все конструктивные элементы на самолете можно разделить на несколько
типов:
1.Толстостенные и объемные

Тонкостенные конструкции Все конструктивные элементы на самолете можно разделить на несколько типов:
детали, у которых, как правило,
толщины фрагментов соизмеримы с габаритами детали. Их расчет
превращается в расчет отдельных фрагментов(проушин, подошвы
и т.д.) Расчет отдельных деталей в целом в настоящее время проводят
по МКЭ с применением объемных конечных элементов.
2. Тонкостенные детали, у которых толщины стенок в десятки и сотни раз меньше их габаритов.
3. Смешанный тип. Отдельные части такой детали рассматривают, как тонкостенные, а другие части , как толстостенные.

Слайд 51

Особенности работы тонкостенных конструкций.

Большинство элементов конструкции современных самолетов можно считать тонкостенными –

Особенности работы тонкостенных конструкций. Большинство элементов конструкции современных самолетов можно считать тонкостенными
это панели крыла, оперения и фюзеляжа, стенки лонжеронов, нервюр и шпангоутов, внутренние подкрепляющие элементы фюзеляжа, включая балочки окантовки вырезов и вспомогательные детали для крепления элементов оборудования и проводок.
Элементами тонкостенных конструкций являются пластины и подкрепляющие их стержни. Сосредоточенные нагрузки, как продольные, так и поперечные, в таких конструкциях воспринимаются только стержнями и распределяются вдоль их длины на пластины. Сами пластины не могут воспринять сосредоточенные силы. Пластины работают от распределенных нагрузок, приложенных в их плоскости на сжатие, растяжение и сдвиг. Пластины обшивки воспринимают также и распределенные нагрузки, перпендикулярные их плоскости – это нагрузки от аэродинамического давления и давления топлива. Эти нагрузки сдаются на элементы подкреплений и вызывают в пластинах изгибные напряжения, которые как правило довольно незначительны. Исключение составляют нагрузки от наддува внутри фюзеляжа. Напряжения растяжения от них в обшивке фюзеляжа составляют 14-16кг/кв.мм при расчетном давлении наддува, а вот изгибные напряжения в обшивках фюзеляжа, как правило, отсутствуют.
Стержни или ребра, или стрингера не могут быть брошены на свободной поверхности пластины. В их окончании должны быть обязательно другие стержни, способные взять поперечную нагрузку, возникающую на конце брошенного стержня и вызванную эксцентриситетом стержня относительно плоскости пластины. Если стержень должен быть брошен, следует по возможности сводить его сечение на конце к минимуму, т.е.обеспечить клиновую обработку. В окончании стержней всегда возникают концентрации напряжений, поэтому желательно обеспечить наиболее мягкое закрепление конца стержня.

Слайд 52

Особенности работы тонкостенных конструкций.

В настоящее время расчет большинства агрегатов конструкции самолета выполняется

Особенности работы тонкостенных конструкций. В настоящее время расчет большинства агрегатов конструкции самолета
с помощью МКЭ. В результате расчета выдаются силовые потоки в пластинах qx, qy, qxy. Поток - это сила, приходящаяся на единицу длины(кг/см или кг/мм или фунт/дюйм). - В большинстве случаев qx – это нормальный поток усилий в пластине в направлении, параллельном оси стержней-стрингеров, поясов лонжеронов и т.д. Положительный поток растягивает пластину, а отрицательный – сжимает. - Поток qy действует в перпендикулярном направлении. Во многих случаях этот поток вызывает потерю устойчивости пластины при сжатии и излишняя нагрузка перераспределяется на подкрепляющие элементы. Если этот поток растягивает пластину(как обшивка фюзеляжа при наддуве) то она работает эффективно на всей своей ширине. - Поток касательных усилий qxy также, как касательные напряжения, обладает свойством парности, т.е. потоки на продольных кромках равны по величине и противоположны по направлению, а потоки на поперечных кромках имеют ту же величину, что на продольных кромках, но создают противоположный момент. Усилия в стержнях по результатам расчет по МКЭ выдаются в середине стержня. Если Вы хотите получить усилия на концах стержня, то разность касательных потоков в прилегающих пластинах, умноженная на половину длины стержня дает прирост усилия, который мы должны прибавить или вычесть из усилия в середине стержня.
Имя файла: Нормы-прочности-и-нагрузки-на-конструкцию-самолёта.pptx
Количество просмотров: 574
Количество скачиваний: 2