Основные направления развития методов оптимального проектирования элементов авиационных конструкций

Размещено на http://www.allbest.ru/

Основные направления развития методов оптимального проектирования элементов авиационных конструкций

План

каркас крыло самолет гражданский

1. Основные тенденция развития гражданской авиации

2. Безопасно повреждаемая конструкция каркаса самолета с большим ресурсом

3. Проектирование конструкции крыла

4. Проектирование элементов конструкции крыла:

продольный набор;

поперечный стык;

крепление нервюр к обшивке и стрингерам;

конструкция вырезов;

законцовки панелей и стрингеров.

1. Основные тенденция развития гражданской авиации

В настоящее время накоплен большой опыт проектирования конструкций пассажирских и транспортных самолетов. Главные критерии оценки конструкции таких самолетов вытекают из основных тенденций развития отечественной и зарубежной гражданской авиации. Эти тенденции определяются главным образом быстрым ростом объема пассажирских и транспортных перевозок. Потребовалось увеличение размеров самолетов, совершенствование аэродинамики, конструкции всех систем с целью повышения летных данных, безопасности полетов и комфорта пассажиров. Резко возросла стоимость самолетов и стоимость эксплуатации. Поэтому в настоящее время главным, общепризнанным критерием оценки для гражданских самолетов является стоимость перевозок и обеспечение безопасности полетов.

Перед конструкторами, проектирующими каркас планера самолета, достижение высоких показателей сводится:

- к задаче снижения массы конструкции, как главного фактора, снижающего прямые эксплуатационные расходы путем увеличения платной нагрузки;

- к задаче увеличения срока службы конструкции и ресурса при обеспечении надежности и безопасности полетов как факторов, снижающих эксплуатационные расходы на амортизацию, обслуживание и ремонт.

Эти задачи нашли свое отражение и в современных нормах прочности по усталости и ресурсу. В основу этих норм заложен принцип безопасного повреждения конструкции, когда в процессе эксплуатации допускается появление усталостных повреждений, гарантируется возможность их обнаружения до достижения допустимых критических размеров (критериев живучести) и сохраняется при этом достаточная остаточная прочность конструкции. Следовательно, создание безопасно повреждаемой конструкции - это требование норм прочности, а проектирование на заданный ресурс при минимальной массе - требование экономики. Таким образом, можно сделать вывод, что главным критерием в основе современных методов оптимального проектирования каркасных конструкций гражданских самолетов является требование создания надежной, безопасно повреждаемой конструкции минимальной массы с заданным ресурсом.

Новые методы проектирования на основе поиска современных технических решений позволяют обеспечивать повышение безопасности и снижение массы конструкции каркаса самолета.

Статистические данные показывают, что каждое следующее поколение пассажирских самолетов за счет применения более совершенных методов проектирования, эксплуатации, а также применения новых материалов и конструктивных решений существенно повышает свои экономические характеристики.

2. Безопасно повреждаемая конструкция каркаса самолета с большим ресурсом

Силовая конструкция (обшивка, продольный и поперечный набор) является основной конструкцией, определяющей прочностные, весовые, технологические характеристики, а также характеристики надежности, безопасности, усталостной долговечности и ресурса. До недавнего времени при проектировании конструкции на заданный ресурс предпочтительным выглядело проектирование на безопасный срок службы, когда конструкция не должна иметь усталостных повреждений в течение всего заданного срока службы самолетов, так как появление трещин может привести к разрушению конструкции.

Проектирование безопасно повреждаемой конструкции - это требование норм прочности по обеспечению безопасности полетов (разумеется, со стороны конструкции).

Этап до возникновения (зарождения) трещины в силовых элементах определяется их долговечностью.

Этап, при котором возможны усталостные повреждения в силовых элементах при сохранении безопасности эксплуатации в течение назначенного ресурса, определяется эксплуатационной живучестью. Появление усталостной трещины у безопасно повреждаемой конструкции не приводит к опасному разрушению.

Безопасно повреждаемая конструкция - это такая конструкция, которая, с одной стороны, должна иметь достаточно большой безопасный срок службы без усталостных повреждений, с другой - обладать живучестью. Максимальные размеры повреждений, при которых конструкция сохраняет остаточную прочность, называются критическими. Допускаемые критические размеры повреждений зависят от типа конструкции и от возможности осмотра ее в эксплуатации - контролепригодности.

3. Проектирование конструкции крыла

Силовые конструкции крыльев современных самолетов имеют кессонную конструкцию, которая по признакам безопасного разрушения может быть многоэлементная или подкрепленная. В настоящее время сложились два основных типа кессонных конструкций крыльев: клепанные кессонные; монолитные кессонные.

Клепанные конструкции состоят из катаных листов обшивки и прикрепленных к ним стрингеров из профилированных полуфабрикатов. Обшивка и стрингеры требуют минимум механической обработки. Такие конструкции обладают хорошей живучестью и ремонтопригодностью. Однако их применение ограничивается относительно легкими, малоскоростными самолетами, на которых распределенная нагрузка в силовых панелях крыла по ширине кессона невелика, порядка 20000…30000 Н/см. Требуемая толщина обшивки не более 4…5 мм.

Современные тяжелые пассажирские самолеты с большими дозвуковыми скоростями полета с крыльями большого удлинения и малой относительной толщиной профиля обусловили очень высокие погонные нагрузки в силовых панелях кессона крыла порядка 60000…70000 Н/см. При таких нагрузках требуемая толщина полотна обшивки достигает 10…12 мм. Решать задачи обеспечения статической прочности сопротивления усталости такой конструкции в зонах местных усилений (поперечные стыки, вырезы, крепление двигателей, шасси и т.д.) путем крепления дополнительных усиливающих деталей практически невозможно. Такие задачи можно решать лишь в монолитных панелях за счет местных утолщений полотна путем механической обработки.

Монолитные конструкции бывают двух типов:

1. Монолитнооребренные конструкции - когда панели обшивки и монолитные с ними ребра жесткости (стрингеры) изготовляют из прессованных заготовок или толстых плит путем механической обработки.

Такая конструкция по признакам обеспечения безопасного повреждения относится к типу многоэлементных конструкций. По этому типу сделана, например, конструкция крыла Ан-124 (Руслан), у которого в корневом сечении консоли крыла от переднего до заднего лонжерона по хорде имеется 11 панелей.

2. Сборномонолитные конструкции - состоящие из панелей обшивки переменной по хорде и по размаху толщины, изготовленных путем механической обработки из катаных плит, и прикрепленных к ним стрингеров переменного по длине сечения, изготовленных путем механической обработки из прессованных заготовок. По признака обеспечения безопасного повреждения такая конструкция относится к типу подкрепленных конструкций. Сборномонолитная конструкция выглядит предпочтительнее монолитнооребренной. Из-за большей расчлененности она обладает большей живучестью, позволяет варьировать разными материалами обшивки и стрингеров и при той же массе позволяет рассчитывать на больший ресурс.

Процесс проектирования можно разбить на три основных этапа:

1. Выбор типа конструкции, силовой схемы и материалов.

2. Проектирование элементов конструкции (рабочее проектирование).

3. Доводка конструкции по результатам статических, ресурсных и эксплуатационных испытаний.

Выбор типа конструкции крыла - наиболее ответственный этап проектирования. Рассмотрим подробное решение задач выбора типа конструкции, материалов, силовой схемы на примере проектирования крыла дальнего магистрального самолета с большой пассажировместимостью и ресурсом порядка 15000 полетов. С целью повышения аэродинамического качества крыло имеет большое удлинение, малую относительную толщину профиля и вертикальные законцовки, что с учетом большой взлетной массы самолета создает высокую нагруженность крыла. Распределенные нагрузки на силовые панели кессона крыла при этом могут составить 60000…70000 Н/см.

Высокие распределенные нагрузки и большой заданный ресурс - 15000 полетов предопределяют выбор сборномонолитного типа конструкции крыла. Для выбранного типа конструкции на основании предварительных расчетов и испытаний образцов на усталостную долговечность и ресурс с учетом безопасного разрушения вырабатываются исходные положения по проектированию крыла, в которых определяются:

материалы заготовок плит и прессованных профилей для верхних и нижних панелей крыла;

максимально допустимые расчетные напряжения в верхних и нижних панелях по размаху крыла;

форма и шаги стрингеров для верхних и нижних панелей и оптимальные соотношения между площадями обшивки и стрингеров;

система крепеже по стрингерам, продольным стыкам панелей и поясам лонжеронов.

На основании исходных положений проводится конкретизация основной силовой схемы кессона крыла, а именно:

уточняется положение и количество лонжеронов;

определяется схема раскроя панелей обшивки и разбивка стрингеров;

производится разбивка нервюр.

Шаги нервюр, принятие за основу, определяются из расчетов по минимизации массы верхнего сжатого продольного набора в сумме с массой оптимум* (т.е. зависимость массы от шага нервюр). Для рассматриваемого самолета оптимальные шаги нервюр находятся в пределах 600…800 мм.

Совместно с прочнистами по предварительным расчетам определяются приведенная толщина панелей в нескольких базовых сечениях с целью предварительной оценки массы силового набора для сравнения его с массой по заданному лимиту.

4. Проектирование элементов конструкции крыла

Проектирование элементов конструкции крыла (рабочее проектирование) - основной этап создания конструкции.

Методология проектирования с учетом сопротивления усталости сводится к определению основных типовых критических зон конструкции, где наиболее вероятны усталостные повреждения. К таким зонам в первую очередь относятся поперечные стыки, всевозможные вырезы, законцовки стрингеров, место креплений различных агрегатов и узлов с наличием сильно напряженного крепежа, зоны местных усилений в виде окантовок и накладок и т.д.

При проведении конструктивных проработок необходимо стремиться к уменьшению количества критических зон конструкции и по возможности избежать их в наиболее нагруженных по усталостной повреждаемости зонах крыла.

Рассмотрим примеры проектирования отдельных элементов силовой конструкции крыла.

Продольный набор

Проектирование продольного набора начинается с уточнения схемы раскроя панелей обшивки и разбивки стрингеров. Число продольных стыков определяется из условия выполнения критерия живучести - обеспечения остаточной прочности крыла при полном разрушении одной панели. Из этих соображений на верхней поверхности крыла имеется 3 панели, на нижней - 4 панели. Для верхних панелей оптимальный шаг стрингеров z-образного сечения по расчету составляет 130 мм. Практически четыре стрингера имеют корытообразное сечение шириной 110 мм. Эти стрингеры одновременно используются как трубопроводы дренажной системы топливных баков.

Два стрингера, полками крепящиеся к обшивке, развернуты в разные стороны, и шаг между ними увеличен до 170 мм. Между этими стрингерами размещены датчики топливомеров и заливные горловины топливных баков. По нижнем панелям основной шаг стрингеров составляет 200 мм, но один пролет , где устанавливаются передние узлы крепления рельс закрылка, увеличен до 230 мм. Направление стрингеров по размаху выбрано вдоль оси жесткости крыла, а нервюры установлены перпендикулярно стрингерам. В этом случае нервюры работают без изгиба и упрощаются детали крепления нервюр со стрингерами. После уточнения схемы раскроя панелей и разбивки стрингеров определяются конкретные геометрические параметры продольного набора по размаху крыла, изменение толщин обшивки панелей и размеров стрингеров. Из расчета на прочность определяются требуемые площади сечения для верхнего и нижнего продольного набора в каждом поперечном сечении по размаху крыла.

Поперечный стык панелей. Поперечный стык ответственный по усталости элемент конструкции. В регулярной конструкции крыла усталостные повреждения могут появиться по кромкам отверстий крепления стрингеров, по кромкам отверстий продольных стыков панелей между собой и по поясам лонжеронов. Вероятность одновременного появления нескольких таких трещин в одном поперечном сечении крыла практически равна нулю. Возможность одновременного появления усталостных повреждений в элементах стыка недопустима, так как это привело бы к потере остаточной прочности конструкции и ее разрушению. Поэтому конструкция стыка должна выполняться по принципу безопасного срока службы с большим коэффициентом надежности. С этой целью расчетные напряжения должны быть снижены. На рис. 27.4 показано сечение поперечного стыка нижних панелей крыла. Основные критические сечения и элементы конструкции в них следующие:

стыковой профиль по первому ряду болтов от оси стыка;

панель обшивки по третьему от оси стыка ряду болтов;

стрингер по последним от оси стыка болтам крепления фитингов.

Для обеспечения требуемых запасов по долговечности расчетные напряжения в указанных элементах снижены в 2 …2,5 раза по сравнению с напряжениями в регулярном продольном наборе. Важно также следить за тем, чтобы изменение толщины обшивки и стрингеров и определение положения стыкового профиля и фитингов проводились таким образом, чтобы центры тяжести элементов, передающих нагрузку, в критических сечениях оставались на одной линии с центром тяжести подходящего регулярного сечения.

Крепление нервюр к обшивке и стрингерам

Полки стрингеров в местах крепления устанавливаются с натягом. Панели обшивки в местах крепления фестонов силовых нервюр также имеют утолщения, и крепеж по ним устанавливается с натягом. На нервюрах, служащих границей топливных баков, для герметизации межстрингерного пространства могут устанавливаться дополнительные детали, крепящиеся к ножкам стрингеров. Ножки стрингеров в этих местах также должны иметь местные утолщения, а крепеж устанавливаться с натягом. Как правило, рядом с герметичной нервюрой в ножках стрингеров в нижних панелей делаются отверстия для перетекания топлива. Усталостная долговечность таких незаполненных отверстий ниже, чем у отверстий, заполненных крепежом с натягом. Поэтому такие отверстия должны иметь высокое качество поверхности и эффективное упрочнение.

Конструкция вырезов

Наличие вырезов в панелях крыла неизбежно и связано с необходимостью размещения топливной арматуры: топливных насосов, сливных кранов, заправочных горловин, датчиков топливомеров и т.д. Кроме этого, в конструкции крыльев большинства современных самолетов имеются достаточно крупные вырезы - люки-лазы. Они необходимы для осуществления доступа внутрь кессона при сборке, при обслуживании в эксплуатации и для проведения осмотра и ремонта конструкции. На многих самолетах для этих же целей имеются технологические панели шириной 500…600 мм, расположенные на верхней поверхности крыла. Эксплуатационным недостатком съемных панелей являются трудности при их снятии. Требуется отвернуть большое число болтов. Крыло при этом необходимо с помощью специальных ложементов выставлять в нейтральное положение для снятия нагрузок на болты от его веса. Имеются трудности и с обеспечением герметизации съемных панелей. Крышки люков-лазов (рис.27.5) не имеет технологических и эксплуатационных недостатков съемных панелей. Крышки люков-лазов не имеют болтового соединения с силовой панелью, а лишь прижимаются к ней стяжным кольцом. Такое «плавающее» крепление обеспечивает усталостную долговечность панели в зоне отверстия под лаз и не требует разгрузки крыла для снятия крышки люка-лаза.

Законцовки панелей и стрингеров

Законцовки являются достаточно увязимыми по усталости элементами конструкции. Законцовка продольного стыка панелей по переднему лонжерону показана на рис. 27.7. Конструктивно здесь требуется обеспечить передачу сдвигающих усилий по продольному стыку панелей с пояса лонжерона на панель, а также обеспечить герметичность. Принципиально эти задачи решаются несложно - установкой накладки изнутри кессона. Накладка перекрывает пути возможной течи топлива и обеспечивает дополнительный канал для передачи сдвигающей нагрузки с пояса лонжерона на панель. Можно выделить три места, критических по усталости. Это пояс лонжерона, стыковой стрингер по началу включения стыковой накладки и панель по окончанию стыкового стрингера. Для уменьшения концентрации напряжений необходимо снижать напряжения смятия по крепежным точкам в критических сечениях. С этой целью толщина накладки и стыкового стрингера в критических сечениях должна быть по возможности небольшой, а толщина критических элементов - пояса лонжерона, стыкового стрингера и панели - наоборот, увеличенной.

Законцовка типового стрингера приведена на рис. 27.8. При выборе длины среза конца стрингера необходимо проследить, чтобы количество заклепок на длине среза было бы способно передать расчетное усилие по полному сечению стрингера.

Ключевые слова и выражения

Тенденция развития гражданской авиации, безопасно повреждаемая конструкция, продольный силовой набор, поперечный силовой набор,

Контрольные вопросы

1. Основные тенденции развития гражданской авиации.

2. Основные принципы создания безопасно повреждаемой конструкции.

3. На какие этапы делится процесс проектирования?

Литература

1. Войт Е.С., Ендогур А.И., Мелик-Саркисян З.А., Алявдин И.М. Проектирование конструкций самолетов. М.: Машиностроение, 1987. Стр. 161-165.

Размещено на Allbest.ru