VIII Международная студенческая научная конференция Студенческий научный форум - 2016

При прохождении производственной практики на базовых предприятиях. студенты «ТАВИАК» получают доступ к результатам испытаний изделий элементов авиационной техники, на основе которых рассматривают различные решения вопросов организации контроля качества процесса производства деталей и восстановления агрегатов самолетов при замене традиционных конструкционных материалов на полимерные композиционные материалы с целью повышения ресурса летной эксплуатации. Испытания изделий с повышенным ресурсом летной эксплуатации имеют свои особенности и, прежде всего, соответствие комплексных показателей надёжности и эффективности функционирования изделия (безотказность, долговечность, ремонтопригодность) нормативным требованиям. С целью оптимизации временных затрат специалистов предприятий на разработку технологических процессов и схем их контроля качества, студенты получают задания в рамках курсового и дипломного проектирования по исследованию результатов проведенных ранее испытаний изделий элементов авиационной техники и разработке отдельных процедур организации испытаний деталей после восстановления изделий авиационной техники.

Испытания являются одним из элементов сложного, многоуровневого и долговременного процесса создания авиационной техники. Специалисты определяют степень риска создания каждой конкретной системы (оборудования) как вероятность выполнения или невыполнения требований в отношении оптимального сочетания технических характеристик изделия, сроков проведения необходимых работ и нормы расходов ресурсов. Испытания авиационной техники (ИАТ), то есть комплекс работ, проводят в процессе создания, производства и эксплуатации летательного аппарата и его составных частей с целью проверки их работоспособности, выявления и устранения недостатков, проверки соответствия фактических характеристик расчетным данным и установленным требованиям и подтверждения заданного уровня надёжности.

Летательный аппарат представляет собой сложнейшую конструкцию, работающую в широком диапазоне нагрузок и тепловых режимов. Многие проблемы связаны с рассмотрением различных нелинейных явлений – лучистого теплообмена, пластичности и ползучести, которые рассчитываются приближенными методами, с использованием различных допущений и погрешностей, определяемых экспериментальным путем.

В процессе создания летательного аппарата проводятся экспериментальные исследования на образцах и элементах конструкций (узлах, панелях, соединениях) с целью получения исходных данных, необходимых для теоретических расчетов, проводятся эксперименты на моделях и опытных отсеках для выбора рациональных силовых схем конструкции, проверки методики расчета, исследования новых проблем и явлений. Затем проводятся контрольные испытания отдельных элементов, отсеков и агрегатов с целью подтверждения способности конструкции выдерживать без разрушения и появления недопустимых деформаций расчетные аэродинамические и инерционные нагрузки.

Все образцы авиационной техники (бортовые системы, оборудование, двигатели), входящие в комплектацию летательного аппарата, подвергаются обширным испытаниям (лабораторным, стендовым, на летающих лабораториях) с доводкой их до соответствия заданным требованиям по техническим характеристикам и надёжности. Для блоков, систем и комплексов бортового оборудования специфичны климатические испытания. В изучении вопросов самолётовождения, устойчивости, управляемости и манёвренности летательного аппарата видное место занимает моделирование динамики полёта, работы пилотажно-навигационного и др. оборудования и систем управления на моделирующих и пилотажных стендах. Испытания бортового оборудования и двигателей играют важную роль в их сертификации.

Проведение широкого круга автономных н комплексных ИАТ на всех стадиях жизненного цикла авиационной техники направлено на обеспечение высокого уровня надёжности летательного аппарата и безопасности полётов.

Процесс создания современного летательного аппарата включает в себя комплекс теоретических и экспериментальных исследований прочности конструкции. Распространены следующие виды испытаний надежности летательных аппаратов (ЛА):

• испытания в аэродинамической трубе;

• прочностные испытания;

• динамические испытания;

• ходовые испытания шасси;

• сертификационные испытания двигателя;

• испытания самолета на герметичность;

Аэродинамические испытания начинаются на ранних этапах проектирования нового летательного аппарата с целью выявления его рационального аэродинамического облика и включают исследования моделей различных аэродинамических схем и параметров в аэродинамических трубах.

Важность данных испытаний заключается в нахождении путей снижения турбулентного потока, так как это может отразиться на самолете летящим следом и, в крайнем случае, привести к его опрокидыванию. Для данных испытаний создавалась точная уменьшенная модель самолета и на основании компьютерного сканирования пелены дыма, сквозь которую пропускался самолет, определялся след турбулентности.

По мере разработки проекта число рассматриваемых аэродинамических компоновок сокращается, но исследуются они более детально: аэродинамические характеристики определяются в различных полётных и взлётно-посадочных конфигурациях и на особых режимах полёта, отрабатываются элементы силовой установки (воздухозаборники и реактивные сопла) и т. д. Размеры современных аэродинамических труб позволяют испытывать а них натурные конструкции (например, часть крыла с мотогондолой) и даже целиком летательные аппараты некоторых типов. Для летательных аппаратов, отличающихся новизной аэродинамических решений, объём испытаний в аэродинамических трубах весьма высок и суммарное время испытаний может превышать 20 тысяч ч. В дополнение к испытаниям в аэродинамических трубах в целях уточнения полученных результатов при разработке летательного аппарата могут проводиться лётные аэродинамические исследования на летающих моделях, на так называемых самолётах-аналогах и на специально построенных экспериментальных летательных аппаратах.

Большой объём прочностных испытаний выполняется в лабораторных условиях с использованием специально строящихся планеров летательных аппаратов, а также отдельных отсеков, агрегатов, элементов конструкции, динамически-подобных и других моделей. При этом для высокоскоростных летательных аппаратов, подвергающихся интенсивному аэродинамическому нагреванию, в конструкции воспроизводятся соответствующие температурные поля (теплопрочностные испытания).

Динамические испытания, в ходе которых исследуются различные явления, связанные с аэроупругостью конструкции, позволяют установить области полётных режимов, безопасные в отношении этих явлений. Результаты наземных исследований прочности уточняются и дополняются при лётных испытаниях опытных образцов летательного аппарата.

Целью ходовых испытаний шасси является определение максимально-действующих нагрузок на шасси и способность конструкции выдерживать нагрузки без механических повреждений. При проведении данного вида испытаний отдельно конструкция шасси подвешивалась внутри башни и имитировались условия возникающие в момент касания самолетом взлетно-посадочной полосы (ВПП).

Разнообразным испытаниям подвергается один из основных элементов летательного аппарата — его двигатель. В случае возникновении такой неисправности, как обрыв лопатки вентилятора, корпус двигателя должен быть достаточно прочным, чтобы не допустить вылета лопатки за его пределы, так как это может нанести серьезные повреждения самолету и, в конечном счете, привести к катастрофе.

Испытания на герметичностьпроводятся в ходе проверки высотного оборудования самолета, при замене агрегатов или элементов конструкции обеспечивающих герметичность пассажирской кабины. В ходе испытаний внутри фюзеляжа создается повышенное давление в 1,5 – 2 раза превышающее эксплуатационные значения. Испытания считаются пройденными если давление внутри фюзеляжа самолета остается неизменным или падает в пределах допуска установленного изготовителем в течении заданного времени, как правило 5 минут.

Окончательное суждение о прочности летательного аппарата составляется после проведения экспериментальных исследований натурной конструкции планера по широкой программе, предусматривающей проверку основных агрегатов при различных нагружениях и тепловых режимах.Контрольные испытания отдельных частей и агрегатов, а также экспериментальные исследования конструкции планера получили общее название статических испытаний летательного аппарата.

Статические испытания конструкций и их элементов проводят с целью получения данных о деформированном и напряженном состояниях и фактической прочности. Вместе с развитием авиации непрерывно совершенствуется методика и техника эксперимента, который представляюет собой сложный технологический процесс. Требования к прочности регламентируются различными нормативными документами – АП-23, АП-25, «Нормы прочности военных самолетов» и так далее. Все эти документы определяют статические испытания как основной метод подтверждения прочности конструкции.

По своим целям статические испытания летательных аппаратов разделяются на два основных этапа:

1. Выбор конструкционного материала. Получение необходимых данных о свойствах материалов, которые требуются для расчетов конструкции, является первой областью экспериментальных исследований, предшествующих началу работ над проектом летательного аппарата.

2. Опытные экспериментальные исследования прочности конструктивных образцов, панелей, узлов, опытных отсеков, исследования на масштабных моделях и тому подобные работы, целью которых является:

• выбор рациональных силовых схем и компоновок;

• проверка методики расчета;

• получение экспериментальных кривых и эмпирических зависимостей для приближенных расчетов;

• исследование новых явлений;

• оценка технологических процессов и методов контроля с точки зрения влияния их на прочность;

• отработка методики и техники экспериментальных исследований.

При статических испытаниях воспроизводятся величина и распределение нагрузки, действующей на летательный аппарат в полете, а также (при необходимости) полетные тепловые режимы. При этих условиях определяется напряженное и деформированное состояние конструкции путем подробной тензометрии и определения прогибов во многих точках, устанавливается отсутствие или наличие остаточных деформаций и, наконец, определяется фактический запас прочности путем испытания конструкции до разрушения.

Объем исследований по каждому из этапов может быть различным в зависимости от степени изученности применяемых материалов, конструктивных схем и технологии изготовления элементов силовой компоновки аппарата в целом. В случаях, когда летательный аппарат изготовляется из хорошо изученных материалов, применяются отработанные конструктивные схемы силовых элементов. Для каждого опытного самолета должны быть проведены статические испытания конструкции с целью получения данных для оценки фактической прочности в соответствии с нормативными и регламентирующими документами.

Помимо обычных статических испытаний существуют еще повторно-статические испытания, также называемые усталостными или ресурсными. Способность конструкции противостоять действующим в процессе эксплуатации летательного аппарата повторяющимся нагрузкам оценивается по результатам усталостных испытаний, повторно-статических испытаний, ресурсных испытаний.

Испытания самолета или отдельных его частей на повторно-статические нагрузки служат для выяснения возможного числа нагружений с малой частотой, при котором конструкция разрушается от нагрузки, близкой к эксплуатационной. Это число нагружений должно быть не меньше нормированного. При возрастании числа циклов нагружения N разрушающая нагрузка уменьшается и может быть значительно меньшей расчетного уровня нагрузок.

Особенности проведения ресурсных испытаний:

1. Ресурсные испытания проводятся на совокупность переменных нагрузок, соответствующих нагрузкам, которым подвергается испытываемая конструкция в эксплуатации.

2. Ресурсным испытаниям подвергаются:

3. Крыло, включая элероны, закрылки, предкрылки и другие элементы механизации.

4. Оперение, включая стабилизатор, киль, рули высоты и направления.

5. Шасси, включая колеса и тормоза.

6. Система управления самолетом.

7. Установки под двигатель.

8. Другие элементы конструкции самолета, если их разрушение в полете или при движении по земле непосредственно угрожает безопасности полета.

9. К ресурсным испытаниям не допускается конструкция прошедшая статические испытания.

10. Программа испытаний на ресурс должна отражать все режимы нагружения, которые могут иметь место в процессе эксплуатации для которых сочетание переменных нагрузок и числа циклов нагружения может повлиять на ресурс.

Рассмотрим нагрузки, действующие на летательный аппарат в полете.

Силы, действующие на летательный аппарат, делятся на два типа – поверхностные и массовые. К первым относятся аэродинамические нагрузки, тяга двигателей, нагрузки от органов управления, различные силы реакции (подвески, опоры шасси и так далее). Массовые силы – это сила тяжести и силы инерции действующие по всему объему аппарата.

Определение нагрузок на летательный аппарат является сложной и трудоемкой задачей. Различные регламентирующие документы, такие как «Нормы прочности военных самолетов», АП-23 или АП-25 существенно облегчают задачу определения нагрузок, так как включают в себя рекомендации и методики по определению и нормированию нагрузок действующих на летательный аппарат.

Существующие способы воспроизведения поверхностных сил основаны на замене распределенных сил системой элементарных сосредоточенных сил, которые передаются на обшивку посредством парусиновых лямок. При большом количестве таких сил хорошо воспроизводятся не только общие, но и местные нагрузки на конструкцию. Аэродинамические нагрузки передаются на конструкцию летательного аппарата в виде давления действующего на его поверхность. Разность давлений на нижней P₁ и верхней P₂ поверхностях создает подъемную силу. Общие нагрузки, действующие на самолет в полете (перерезывающая сила, изгибающий и крутящий момент) в каждом сечении определяются этой разностью и инерционными силами. Местные нагрузки зависят от разности давлений на поверхности конструкции и внутри нее.

При испытаниях конструкций подвергаемых нагреву число сосредоточенных сил, заменяющих распределенную аэродинамическую нагрузку ограничивается, поскольку любые устройства для приложения нагрузок существенно искажают температурные поля. Уменьшения числа сосредоточенных нагрузок приводит к возрастанию их величин. Приложение больших сил к обшивке и стрингерам с малой изгибной жесткостью может привести к местному разрушению конструкции. Поэтому сосредоточенные силы разносятся по наиболее мощным элементам каркаса – лонжеронам, нервюрам и шпангоутам. Местная прочность конструкции в таких испытаниях не проверяется. Эпюры изгибающих и крутящих моментов и перерезывающих сил при этом воспроизводятся достаточно точно, поскольку для этого не требуется большого количества сил. Например, эпюра изгибающих моментов крыла с точностью до 1% воспроизводится при помощи всего лишь 5 – 6 сосредоточенных сил.

Внутреннее давление должно имитироваться только в тех случаях, когда оно существенно влияет на местную прочность панелей. Поскольку конструкция крыла негерметична, то внутреннее давление воспроизводится путем суммирования с учетом знака с сосредоточенными силами воспроизводящими внешнюю нагрузку.

К поверхностным распределенным нагрузкам также относится внутреннее давление в герметических отсеках конструкции: кабинах, топливных баках и так далее. Это давление может достигать достаточно больших величин, поэтому его следует воспроизводить при статических испытаниях. Помимо того, что создаваемые внутренним давлением напряжения в конструкции соизмеримы с напряжением от других нагрузок, внутреннее давление оказывает существенное влияние на несущую способность оболочек работающих на осевое сжатие. Внутреннее давление растягивает оболочку, а кроме того, повышает критические напряжения.

Кроме аэродинамических нагрузок и внутреннего избыточного давления на конструкцию летательного аппарата могут действовать сосредоточенные силы, такие как нагрузки на шасси, тяга двигателя, усилия от тормозного парашюта и так далее. При статических испытаниях указанные силы прикладывают к макетам, заменяющим соответствующие агрегаты или к узлам крепления этих агрегатов.

Большая часть веса современного летательного аппарата приходится на долю различных грузов и оборудования, инерционные нагрузки от которого передаются в виде сосредоточенных сил на узлы крепления этих грузов к основным элементам каркаса. Инерционные силы от топлива в баках создают распределенную нагрузку на их стенки, которые очень часто являются одновременно и обшивкой летательных аппаратов.

Воспроизведение сосредоточенных сил не создает каких-либо трудностей. Вместо грузов устанавливаются макеты, имитирующие их жесткостные характеристики. К ним прикладываются равнодействующие инерционных сил

Выбор метода нагрева при воспроизведении в условиях лаборатории температурных полей зависит как от особенностей испытываемого изделия, так и от характерных для него тепловых условий полета. Общие требования к системе нагрева формулируются следующим образом:

1. Получение высоких температур и тепловых потоков с большой плотностью.

2. Плавное и быстрое изменение плотности теплового потока.

3. Возможность измерения плотности теплового потока.

4. Получение заданного закона распределения плотности теплового потока по нагреваемой поверхности.

5. Отсутствие ограничения для деформаций испытываемой конструкции.

6. Возможность приложения нагрузок к испытываемой конструкции и измерения ее перемещений, деформаций и температур.

7. Возможность наблюдения за конструкцией в процессе нагревания.

8. Применение простого, дешевого и надежного в эксплуатации оборудования.

В зависимости от используемого вида теплообмена различают три основных способа нагрева конструкций в лабораторных условиях:

1. Теплообмен теплопроводностью через контакт испытываемой конструкции с нагретым телом.

2. Лучистый теплообмен между нагретой до высокой температуры поверхностью и испытываемой конструкцией.

3. Конвективный теплообмен между испытываемой конструкцией и нагретым до более высокой температуры теплоносителем (газом или жидкостью).

Существует также и четвертый способ нагрева, основанный на выделении тепла самой испытываемой конструкцией при прохождении через нее электрического тока. Однако данный способ мало пригоден для испытания натурных конструкций.

Наибольшее распространение получил второй способ нагрева, основанный на лучистом теплообмене. Для .того используются инфракрасные нагреватели. Они просты по конструкции, удобны и надежны в эксплуатации, позволяют создавать лучистые потоки большой плотности и нагревать испытываемую конструкцию до высокой температуры.

Недостатком инфракрасных нагревателей является сложность воспроизведения переменных тепловых полей.

Заключение

Летательный аппарат представляет собой сложнейшую конструкцию, работающую в широком диапазоне нагрузок и тепловых режимов. К летательным аппаратам предъявляются очень жесткие требования по снижению веса до минимальных значений, обеспечивающих необходимую прочность и жесткость конструкции.

Тем не менее, во всех случаях, для каждого самолета должны быть проведены испытания конструкции с целью получения данных для оценки его показателей в соответствии с нормативными и регламентирующими документами.

Список литературы

1.  
   1.  

      1. Федеральные авиационные правила АП-23. Межгосударственный авиационный комитет. /отв. редактор Володарский В.А.- М.: ОАО "Авиаиздат", 2000.

      2. Авиационные правила, часть23. Нормы летной годности самолетов, раздел 4. Межгосударственный авиационный комитет. /отв. редактор Володарский В.А.- М.: ОАО "Авиаиздат", 2000.

      3. Акимов В.М. Основы надежности газотурбинных двигателей. – М.: Машиностроение, 1981.

      4. Воробьев А. З., Олькин Б. И., Стебенев В. Н. Сопротивление усталости элементов конструкций. - М., Машиностроение, 1990.

      5. Кулагина В.В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок..— М.: Машиностроение, 2005.

      6. Макаревский А. И. Теоретические и экспериментальные основы норм прочности самолетов. — М.: БНИ ЦАГИ, 1960.

      7. Павлов Ю.И., Шайн Ю.Я., Абрамов Б.И. Проектирование испытательных стендов для авиационных двигателей. – М.: Машиностроение, 1979.

      8. Солохин Э.Л. Испытание воздушно-реактивных двигателей. – М.: Машиностроение, 1975.

7

Код для цитирования: Скопировать