Комаров Ю.Ю. Проектирование и изготовление аэрокосмических аппаратов

Подождите немного. Документ загружается.

канавки обоймы иллюминатора и боковой поверхностью светопрозрачно-

го элемента 1, и создает на боковой поверхности стеклоколпака сжима-

ющие напряжения, которые способствуют радиальному проскальзыванию

стеклоколпака по поверхности обоймы. В результате этого уменьшаются

радиальные касательные напряжения на торце, уменьшается изгиб стек-

локолпака вблизи торца, увеличиваются сжимающие окружные напряже-

ния и поэтому напряженное состояние вблизи торца становится ближе к

наиболее благоприятному состоянию равномерного всестороннего сжатия.

Герметичность соединения обеспечивается плотным прилеганием шайбы

к боковой поверхности стеклоколпака и конической поверхности обоймы

Вследствие определенного подбора геометрических размеров шайбы

и механических характеристик ее материала, высоты ограничивающего

кольца

(рис. 1) на боковую поверхность стеклоколпака передаются ради-

альные усилия, обеспечивающие напряженное состояние, близкое к безмо-

ментному. При сбросе гидростатичеcкого давления силы упругости, стре-

мящиеся вернуть шайбу в исходное положение, меньше сил трения, возни-

кающих между боковой поверхностью шайбы и стеклоэлементом с одной

стороны и обоймой—сдругой.Врезультатеэтогоосевоесмещение шай-

бы при заданном значении внешнего гидростатического давления

при

его сбросе меньше, чем при подъеме, что обеспечивает сжимающие на-

пряжения в контактной зоне, ограниченную подвижность и герметичность

соединения. Характер деформирования шайбы аналогичен деформирова-

нию конического акрилового иллюминатора [6], и величина ее осевого

смещения определяется в основном углом конусности внешней боковой

поверхности, отношением толщины к ее основанию, коэффициентом тре-

ния. Величина радиального обжатия определяется величиной осевого сме-

щения шайбы

. Можно отметить следующие качественные зависимости.

С увеличением угла конусности при фиксированном значении высоты и

большем диаметре шайбы и зазоре (натяге)

радиальные сжимающие

усилия в среднем уменьшаются. При фиксированных геометрических па-

раметрах обжимной шайбы с уменьшением коэффициента трения между

шайбой и обоймой с одной стороны и стеклоэлементом — с другой сжи-

мающие напряжения увеличиваются.

Следует обратить внимание на согласованность деформаций светопро-

зрачного элемента и обжимной шайбы как при подъеме давления, так и

при нулевом значении после сброса давления. Если осевое смещение об-

жимной шайбы незначительное, а радиальные деформации стеклоэлемента

велики, то возможна разгерметизация иллюминатора. В обратном случае на

боковой поверхности стеклоколпака по краю контакта с обжимной шайбой

образуется вмятина, которая в дальнейшем может привести к образованию

глубокой трещины и разрушению светопрозрачного элемента. После сбро-

са давления при нулевом значении рабочего давления характер смещения

этих двух сопрягаемых элементов с течением времени приблизительно

одинаков и имеет вид, показанный на рис. 2. Чтобы герметизация соедине-

ния не была нарушена, необходимо обеспечить плотное прилегание этих

элементов.

Таким образом, угол конусности наружной поверхности обжимной шай-

бы, ее высота

, глубина канавки и выступа обоймы , толщина стекло-

колпака

, механические свойства материала и коэффициент трения меж-

ду сопрягаемыми элементами являются взаимозависимыми величинами и

определяются на основе теоретико-экспериментальных исследований. При

определенном подборе данных параметров, которые назовем оптимальны-

ми, удается существенно увеличить разрушающее давление и ресурс стек-

лоэлемента.

Рис. 2. График зависимости при нулевом давлении

Экспериментальные исследования

В предлагаемой конструкции иллюминатора использовались светопро-

зрачные элементы. Целью исследований являлось подтверждение рабо-

тоспособности предлагаемой конструкции при длительном воздействии

гидростатического давления.

Стеклоэлементы изготавливались из блочного органического стекла

СО120, полученного методом приполимеризации.

Использовались стеклоэлементы в форме стеклоколпака двух видов.

Внутренняя поверхность всех элементов была полусферической.

Для элементов первого вида внешняя поверхность являлась сфериче-

ским сегментом с углом 150˚, переходящим по касательной в конический

сегмент, по которому происходит контакт с обжимной шайбой. Радиус

внутренней поверхности таких элементов составлял 36 мм и 44 мм, а от-

ношение

толщины вточке1 к — соответственно равным 0,23 и 0,16.

Обоймы испытательных приспособлений выполнялись из стали, обжим-

ные шайбы из полиэтилена низкого давления.

Использовалась экспериментальная установка, описанная в [6]. В про-

цессе нагружения выдержки под давлением и его сбросе проводились из-

мерения осевого смещения в точке 1 с помощью индикаторов часового

типа. Рабочее давление стеклоэлементов с

, равным 0,23, составляло 25

МПа, поддерживалось в течение четырех месяцев.

Отметим следующие основные результаты. Зависимость

осевого

смещения w от давления

близка к линейным в процессе подъема дав-

ления в интервале 0-25 МПа. При последующем длительном нагружении

этого образца осевое смещение с течением времени непрерывно возраста-

ет. Можно выделить интервал 0-1 (рис. 2) относительно быстрого возрас-

тания и участок медленного роста к асимптоте. В целом величина осевого

смещения увеличивается приблизительно на 60% от начальной величины

. Половина этой величины пришлось на первые сутки нагружения. При

последующем сбросе давления в течение 10 минут величина

при нуле-

вом значении избыточного давления в первоначальный момент составила

половину от конечного значения при длительном нагружении.

Чем больше время длительного приложения давления, тем больше вре-

мя восстановления формы после его сброса. Величина рабочего давления

должна находиться на линейном участке зависимости

при кратковре-

менном нагружении. Эти выводы подтвердили испытания иллюминатора с

полусферическим стеклоэлементом с , равным 0,16. Функция линей-

на на участке 0-30 МПа. При последовательном приложении давления до

величин 15МПа, 20МПа, 25МПа и одинаковом времени воздействия дав-

лением в течение пяти суток время восстановления формы увеличилось с

двух до пяти часов. После проведения испытаний на всех светопрозрачных

элементах трещин, сколов, вмятин на контактной поверхности замечено не

было.

В иллюминаторах со стеклоэлементом, близким к полусферическому

второго типа, радиальные усилия от обжимной шайбы передаются на ци-

линдрическую часть внешней поверхности. Высота цилиндрической ча-

сти внешней поверхности стеклоэлемента на 10-15% превышает высоту

обжимной шайбы. Величина

в таких образцах превышает 0,35, и незна-

чительное уменьшение толщины в зоне контакта с обоймой не оказывает

существенного влияния на несущую способность конструкции. Элемент

этого типа при подвергался испытательному давлению 70 МПа в течение

20 минут. Время подъема давления составило два часа. Визуально после

испытаний сколов и вмятин на контактной поверхности не было замечено.

Выводы

Геометрические параметры

и механические характеристики материа-

ла обжимной шайбы, определяющие ее осевое смещение, а также величина

радиальной деформации стеклоэлемента являются взаимозависимыми ве-

личинами и определяются на основании теоретико-экспериментальных ис-

следований. При оптимальном подборе данных параметров удается суще-

ственно увеличить ресурс стеклоэлемента. При отступлении от оптималь-

ных значений возможна либо разгерметизация иллюминатора, или разру-

шение светопрозрачного элемента по периметру его контакта с обжимной

шайбой со стороны воздействия гидростатического давления.

Библиографический список

1. Стечив. Сферические акриловые прочные корпуса для подводных исследова-

ний // Конструирование и технология машиностроения. – М.: Мир, 1971.

2. Стечив. Полусферические акриловые оболочки с фланцем для подводных аппара-

тов // Конструирование и технология машиностроения. – М.: Мир, 1975.

3. Стечив. Стекла иллюминаторов в форме сферических секторов с прямоугольны-

ми кромками для использования на погружаемых аппаратах // Конструирование и

технология машиностроения. – М.: Мир, 1977.

4. Стечив, Слеттен. Полусферические оболочки из акриловой пластмассы с фланцем

для подводных систем. Прочность при статическом и циклическом нагружении гид-

ростатичеcким давлением // Конструирование и технология машиностроения. – М.:

Мир, 1978.

5. Стечив. Сферические иллюминаторы для подводных аппаратов // Конструирование

и технология машиностроения. – М.: Мир, 1979.

6. Лянзберг В. П., Шалашилин В. И. Конические акриловые иллюминаторы при крат-

ковременном нагружении // АН УССР. Проблемы прочности. 1983.

7. Лянзберг В. П., Шалашилин В. И. Несущая способность конических стеклоэлемен-

тов иллюминаторов из акрила с учетом объемной потери устойчивости // Механика

твердого тела. РАН, 2002.

А. А. Загордан, С. Ю. Овчинников

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

РСК «МиГ»

АНАЛИТИЧЕСКИЙ МЕТОД РАСЧЁТА ПОСАДКИ

КОРАБЕЛЬНОГО ИСТРЕБИТЕЛЯ НА АВИАНОСЕЦ

В течение двух последних десятилетий разработаны первые отечествен-

ные палубные истребители. Работа по их совершенствованию не прекра-

щается. На первом месте среди исследований, связанных с их проектиро-

ванием, стоит изучение корабельных условий взлёта и посадки.

В данной работе исследуются условия работы шасси при посадке с

зацеплением за трос финишёра. В этом отношении наиболее интересна

передняя опора. Если потребная энергоёмкость главной опоры опреде-

ляется кинетической энергией поступательного вертикального движения

самолёта, то потребная энергоёмкость передней опоры палубного самолё-

та зависит от многих параметров. Главным из них, в отличие от обычной

посадки, является не вертикальная скорость на глиссаде, а импульс пикиру-

ющего момента от финишёра. Это показывают результаты математическо-

го моделирования. Недостатком численного решения дифференциальных

уравнений движения является то, что оно не выявляет закономерности, свя-

зывающие конечные параметры с исходными. С целью изучения влияния

начальных параметров посадки на условия посадочного удара передней

опоры был предпринят анализ системы уравнений движения. Для этого она

была приведена к разрешимому виду путём устранения нелинейностей. В

результате её решения получены уравнения координат движения самолё-

та как функции времени. Эти функции удобны для анализа, что очень

важно на этапе проектирования. Расчёт выполнен с исходными данными

реального корабельного истребителя в среде MathCad. Для оценки точно-

сти аналитического метода его результаты были сравнены с результатами

численного решения, полученными моделированием в АЯП FORTRAN и

программном комплексе EULER.

Постановка задачи и её аналитическое решение

1. Рассматривается трёхопорный самолёт с носовой стойкой (рис. 1).

Самолёт представлен как “жёсткий планер на упругодемпфирующем

шасси”, имеющий (в случае плоской задачи) две степени свободы -

по углу тангажа

и по вертикальному положению ц.м. .

2. Рассмотрен этап от касания главных колёс до касания передних. По-

садка осуществляется симметрично (без крена и рыскания). Зацеп-

ление за трос происходит одновременно с касанием главных колёс.

Тормозная сила принята постоянной, усреднённой по времени.

Уравнения движения самолёта имеют вид:

аф

тр дв

аф

тр тр

дв дв

Сила на главной опоре зависит от суммарной жесткости и демпфирова-

ния:

Г Г Г Г Г

Г0

Суммарное обжатие главной опоры находится из геометрии

Г Г

Здесь

- усреднённая суммарная жесткость главной стойки;

- усред-

нённый коэффициент линейного демпфирования;

Г0

– постоянная.

Используя геометрические преобразования, представляя аэродинамиче-

ский момент через составляющую, зависящую от угловой скорости,

линеаризуя тормозную силу на аэрофинишёре

аф

, тягу двигателей

дв

коэффициенты

, а также тригонометрические функции, придём к

системе ЛНДУ (5):

где , ( . . . ,5) – постоянные коэффициенты, зависящие от ис-

ходных данных. Сведя систему (5) двух ЛНДУ II-го порядка к системе

четырех ЛНДУ I-го порядка, введя новые неизвестные и уравнения связи,

задачу можно записать в векторном виде:

где

Её аналитическое решение имеет вид

одн

Рис. 1. Упрощенная расчетная схема

Здесь

одн

— общее решение однородной системы (ЛОДУ); — частное

решение неоднородной системы.

Линеаризация переменных величин

1) Сила на аэрофинишёре

усреднялась по времени от функции реаль-

ной тормозной силы

_ (рис. 2). График показывает изменение

среднего значения

по времени :

2) Изменение тяги двигателей

дв

при посадке – линейно, поэтому за её

постоянную величину принято среднее значение на интервале от момента

зацепления до момента удара передней стойки о палубу (не более 0,4 с).

3) Коэффициенты жесткости

и демпфирования

. Реальная шина

обладает линейной упругостью, а амортизатор стойки – нелинейными

упругостью и демпфированием. Эта система (“амортизатор + пневматик”)

заменяется единым линейным упругодемпфирующим элементом. Суммар-

ные коэффициенты

шасси определяются с использованием диа-

граммы обжатия амортизатора

(рис. 3). Она линеаризуется на интер-

вале

от 0 до

кон

. Наименьшее максимальное отклонение от исходной

кривой даст прямая, проведённая так, чтобы отклонение на концах интер-

вала было равно максимальному отклонению внутри интервала (прибли-

Рис. 2. Изменение среднего значения по времени

жение по Чебышеву).

Представляя опору в виде модели, изображённой на рис. 3 (справа), и

составив уравнения движения штока при посадочном ударе, можно найти

решение для хода штока как функцию времени (9):

где

Г Г

;

– коэффициент демпфирования ;

–

коэффициент жесткости;

– редуцированная масса; – предварительная

затяжка в камере амортизатора.

Используя начальные условия (обжатие в начальный момент времени

равно нулю, а скорость штока равна скорости ц.м. самолёта) и условие,

что в конце хода штока скорость равна нулю (10), находятся время хода и

коэффициент демпфирования:

Пример использования и некоторые результаты

В качестве примера произведен расчет посадки реального палубного ис-

требителя. Начальная вертикальная посадочная скорость взята 4 м/с (экс-

Рис. 3. Линеаризация статической диаграммы обжатия и модель главной стойки

плуатационная), а скорость по тангажу — 0 м/с. Решение имеет вид:

Re Im Re Im

Re Im

где - собственные значения (СЗ); – собственные векторы (СВ); кон-

станты

и определяются известными методами дифференциальных

уравнений.

По найденным СЗ и СВ решение удобно анализируется (рис. 4). Знак

действительных частей СЗ отрицателен, и присутствуют мнимые части,

следовательно, процессы колебательные и затухающие, что соответству-

ет реальному движению. СВ позволяют определить, какие частоты дают

больший вклад в то или иное движение.

Рис. 4. Графическое представление собственных значений

Выводы

Получены выражения для вертикального движения центра масс самолё-

та и движения по тангажу как функции от времени. С их помощью иссле-

довано влияние вертикальной скорости на глиссаде

на скорость удара

передней опоры

. Основными варьируемыми начальными параметра-

ми были: вертикальная скорость снижения

, угол тангажа , масса

и момент инерции самолёта, амортизационные характеристики главных

стоек. Ниже приведены результаты, представляющие наибольший интерес.

1. Обнаружено, что при посадке с зацеплением увеличение начальной

вертикальной скорости ведёт к снижению скорости удара передней

опоры (рис. 5, сплошная линия – график аналитического решения

по данной методике, пунктирная – график численного решения по-

дробной задачи). Рисунок подтверждает достоверность результатов

разработанного метода.

2. Жесткость системы “амортизатор+пневматик” главных стоек значи-

тельно влияет на удар передней опоры. С увеличением жесткости

сокращается время обжатия главных стоек, и момент удара передней

опоры о палубу приходится на фазу отскока главных опор, поэтому

скорость удара снижается.

3. Увеличение демпфирования амортизатора при эксплуатационных вер-

тикальных скоростях посадки снижает скорость удара передней опо-

ры. При малых V

рост демпфирования ведёт к росту скорости удара.

Рис. 5. Зависимость скорости удара передней опоры от начальной скорости посадки

Моделирование посадки в комплексе Euler позволило качественно ви-

зуализировать моделирование посадки истребителя на палубу (рис. 6).

Рис. 6. Вид посадки в окне комплекса Euler