CC BY
39
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Эксплуатация воздушного транспорта. Безопасность полетов
УДК 629.735.015:681.3
АНАЛИЗ ДЕФОРМИРОВАННОГО СОСТОЯНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ ШАССИ БАЛОЧНОГО ТИПА
В.М. НАТАЛЬИН
Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.
Приводится анализ деформированного состояния элементов конструкции шасси вертолета балочного типа с целью установления величины силы по измеренной величине прогиба балки.
Ключевые слова: анализ деформированного состояния, элементы конструкции.
Под действием внешних сил на выбранном элементе шасси возникает ряд изгибающих моментов:
- от горизонтальных продольных составляющих реакций на заторможенные колеса шасси;
- от боковых горизонтальных составляющих реакций, вызванных ветровой нагрузкой на вертолёт и наклоном стояночной площадки;
- изгибающие, связанные с изменением характера нагрузки опорного узла при деформациях, вызванных изменением точки приложения реакции и переменностью момента в заделке в процессе выбора зазоров. Таким образом, все возможные источники возмущений действуют на выбранный момент в форме изгибающих моментов, приложенных к опорам (М оп). При этом увеличивая или уменьшая нагрузку на равную величину, абсолютное значение опорного момента изменяется по разному. Из-за этого упругая линия элемента проходит также неопределенно. При возрастании и уменьшении нагрузки на одинаковую величину, в данный момент прогиб при нагружении и разрушении различен.
При замкнутом цикле нагружения наблюдается явление гистерезиса, возникающая при этом зависимость нагрузки Р от прогиба { имеет вид, приведённый на рис. 1.
В настоящее время известны бортовые устройства, фиксирующие величину прогиба для определения массы и координаты центра тяжести. Такие устройства созданы для коромысла тележки и верхней траверсы шасси ЛА. Однако возникающая при этих измерениях погрешность достаточно велика [1].
Для определения поперечной силы, действующей на элемент шасси, будем замерять прогиб в сечении «а-а» относительно прогиба в сечении «в-в» с помощью датчика перемещений. Расчетная схема представлена на рис. 2.
Рис. 2. Расчетная схема нагрузок, действующих на балку шасси
Возникающий при этом полный прогиб { а-в определяется как алгебраическая сумма трех слагаемых, из которых первое - представляет собой прогиб от действия изгибающего момента; второе - сдвиг от действия поперечной силы; третье - сдвиг от действия изгибающего момента, обусловленного переменностью сечения:
где Е - модуль упругости;
1(у) - осевой момент инерции сечения;
Б(х) - статический момент половины сечения;
О - модуль сдвига;
И - высота сечения;
М(х) = Qh + 0(1-х) ± Моп.
Здесь необходимо использовать плотность вероятности ее распределения, вид и параметры которой зависят от типа вертолета, его функционального назначения, и при определении которой необходимо использовать материалы эксплуатационных подразделений гражданской и военной авиации.
Под действием силы тяжести вертолета стойки шасси деформируются. Величина деформации зависит сложным образом как от массы (т), так и от сигналов (У1, У2... Уп). Внешние возмущения порождают методические погрешности, которые носят, как правило, случайный характер. Таким образом, величина упругих деформаций стоек шасси несет информацию не только о т, но и о внешних возмущениях. Этот факт необходимо учитывать при разработке алгоритмов функционирования системы контроля массы и центровки (СКМЦ), при расчете допустимых методических и инструментальных погрешностей функционирования СКМЦ, а также максимально допустимых значений т и Хт [2].
Общая схема функционирования СКМЦ приведена на рис. 3:
Рис. 3. Общая схема функционирования СКМЦ
Величина деформации стоек шасси измеряется датчиками деформации сдвига (ДДС), после чего обрабатывается в соответствии с законом функционирования измерительной системы (ИС). Сигналы т и Хт, сформированные на выходе ИС, поступают на вход вычислителя СКМЦ, где они сравниваются с максимально допустимыми значениями т и Хт. При превышении текущими значениями т и Хт максимально допустимых значений на выходе СКМЦ появляется представленный в том или ином виде сигнал У. Этот сигнал воспринимается оператором, который должен принять решение о прекращении загрузки вертолета или о перемещении грузов соответствующим образом. Сигнал подается до тех пор, пока т и Хт не окажутся в допустимых пределах.
При проектировании рассмотренной СКМЦ необходимо:
1. Разработать показатели контролепригодности объекта контроля и управления (вертолет и СКМЦ) для т и Хт .
2. На основе этих показателей предложить процедуры анализа и расчета СКМЦ на этапе принятия конструктивных решений.
3. Создать модель алгоритма обработки первичной информации (упругих деформаций сдвига колесных осей шасси и стойки шасси). При этом предполагается, что замер осуществляется датчиками тензометрического типа.
4. Разработать процедуры учета или компенсации ветровых нагрузок; углов наклона стояночной площадки и рычагов колес шасси, поворота переднего колеса, тангажа вертолета.
5. Разработать математическую модель измерения упругих деформаций. Эта модель необходима для моделирования вероятностных процессов при определении плотностей вероятностей, используемых для вычисления контролепригодности.
6. Создать программы расчета показателей контролепригодности, конструктивных параметров СКМЦ, анализа СКМЦ.
7. Разработать номограммы для экспресс- анализа параметров СКМЦ.
Введем некоторые общие определения.
При проектировании и эксплуатации вертолета на значения т и Хт накладываются ограничения, называемые критическими и эксплуатационными. Критические значения Хкр вектора Х = [х1, х2]т , где через х1 обозначена масса, а через х2 - положение центра масс, это такие его значения, выход за пределы которых не допустим ни при каких обстоятельствах, поскольку такой выход связан с аварией или катастрофой. Х = [х1, х2]т.
Таким образом, критически являются такие значения вектора Х = [х1, х2]т, начиная с которых происходит потеря устойчивости, управляемости, маневренности вертолета или невозможности совершить взлет или посадку (рис. 4, 5).
О Шн Ш ^доп П^доп тпр
Рис. 4. Взаимное расположение значений массы
(хТ)Нф (Хтдат) Н (хФтдш)11 0 (хТ)Н (хФТдоп)Б (хТдш)В (Хт)Нф
Рис. 5. Взаимное расположение положений центра масс
Эксплуатационные значения вектора Х - это такие его значения Хэ, которые допустимы в процессе эксплуатации вертолета. Эти значения характеризуют гарантийный запас Д = Хкр -Хэ для обеспечения безопасности полета при неблагоприятном сочетании эксплуатационных факторов.
Максимальные значения Х, принадлежащие эксплуатационной области, назовем допустимыми и обозначим Хдоп. При этом
(Х1доп)н = (Х1кр)н + 51 ; (Х1доп)в = (Х1кр)в - 5,,
где (Х1кр)н (Х1кр)в - соответственно нижние (минимальные) и верхние (максимальные) критические значения 1-й координаты вектора Хкр, (Х1доп)н , (Х1доп)в - соответственно нижние (минимальные) и верхние (максимальные) критические значения 1-й координаты вектора Хдоп;
5 = [ 51, 52]т; 51 - величина гарантийного запаса для 1-й координаты вектора Х, вводимое на случай непреднамеренного выхода Х за допустимые значения вследствие неблагоприятного сочетания эксплуатационных факторов.
Погрешности измерения 5Х при контроле компонента вектора Х обуславливают необходимость введения допустимых по прибору Х пр доп значений вектора Х, то есть
Х пр доп = (Хдоп, 0), где 0 = [0ь02]т; 0 = 5 + К,
где 0 - запас по ограниченному параметру;
N - запас, обусловленный погрешностями и шумами измерения, и подлежащий определению в процессе проектирования СКМЦ.
При этом введем множество допустимых по прибору значений вектора Х следующим образом:
(Х пр 1доп)н < Х1 < (Х пр 1доп)в , 1 = 1,2,
где (Х пр 1доп)н , (Х пр 1доп)в - соответственно нижние и верхние допустимых по прибору значения 1-й координаты вектора Х.
Введем модели, используемые при проектировании СКМЦ.
Под контролем будем понимать установление соответствия между состоянием объекта контроля (вертолета), описываемого с помощью некоторой модели и заданной границей:
ХО = [Х Т доп , Х Т кр , (Х пр доп)Т ] Т, определяющей качественно различные области его состояния.
Таким образом, задача, которую необходимо решать при проектировании СКМЦ, связана с установлением значений контролируемых величин, ограничивающих область допустимых состояний. Эти значения, как правило, устанавливаются на Земле, на этапе предполетной подготовки.
Для получения и выдачи результатов контроля (суждения о том, каково положение вектора относительно его границы Х доп) введем оценку эффективности систем, которая представляет собой степень приспособленности системы к решению поставленной задачи.
В качестве такой оценки будем рассматривать следующие показатели контролепригодности (ПК): вероятность ложной информации Рли и вероятность невыдачи информации - Рни . В соответствии с ГОСТ В 20570-88 эти показатели подлежат расчету и ограничению. До настоящего времени они определялись экспериментально.
Указанные вероятности представляют собой сложные функционалы вида:
Рли = ^(Х кр , Х доп , Х пр доп , 01,02 );
Рни = Сг(Х кр , Х доп , Х пр доп , 01,02 ).
Данные модели 1 и 2 описывают связь между Рли , Рни и областями возможных состояний
объекта Х кр , Х доп , Х пр доп , дисперсией изменяемого параметра (о1)2 , а также дисперсией (о2)2
погрешностей измерительной системы.
Учитывая специфику рассматриваемой системы, примем следующие обозначения показателей контролепригодности:
Рни = Рпр - вероятность пропуска опасной ситуации;
Рли = Рлс - вероятность ложного срабатывания.
Основными показателями контролепригодности, величины которых оговорены в руководящих документах лётной службы, является вероятность пропуска опасной ситуации Рпр и вероятность ложного срабатывания Рлс. Математические функции этих вероятностей на основании гипотез правильного и неправильного функционирования СКМЦ устанавливают зависимость между плотностями вероятностей и областью допустимых значений Хт и т.
где '^(ЛХ) = '^(Х - Хном) - плотность вероятности случайной величины ДХ;
Хном - усредненное значение Х;
Хпрдоп - допустимое по прибору значение;
ДХ = Х - Хном - разница между фактическим значением параметра и его усредненным значением (математическим ожиданием);
5Х - погрешность измерения параметра;
5Х
'^( ) - плотность вероятности погрешности измерения параметра.
После несложных преобразований подставим выражение для М(х) в выражение (1), получаем:
Относительная ошибка распределения силы Q:
В современных конструкциях шасси 5F получается не менее (5-10)%.
При использовании в качестве источника информации о силе P датчика деформации сдвига точное определение поперечной силы на основе замера деформации сдвига сечения «а-а» относительно сечения «в-в» возможно лишь для элементов шасси постоянного сечения, что не реально для современных конструкций.
В противном случае переменность сечения элемента шасси на участке «а-в» приводит к наличию составляющей F1, представляющий собой сдвиг от изгибающего момента Mon. Однако, возникшая при этом относительная ошибка определения силы Q, составляет не более (1-2)%.
ЛИТЕРАТУРА
1. Серьёзнов А.Н. Измерение при испытаниях авиационных конструкций на прочность. - М.: Машиностроение, 1976.
2. Кан С.Н., Свердлов И. А. Расчет самолёта на прочность. - М.: Оборонгиз, 1958.
THE ANALYSIS OF DEFORMATION OF THE CONDITION OF ELEMENTS OF A DESIGN
THE CHASSIS A BEAM OF TYPE
Natalin V.M.
The analysis of the deformed condition of elements of a design the chassis of the helicopter type with the purpose of an establishment of size of force on the measured size of a deflection of a beam is resulted.
Сведения об авторе
Натальин Владимир Михайлович, 1950 г.р., окончил Сасовское летное училище ГА (1971), ОЛА ГА (1988), кандидат технических наук, доцент, главный инспектор-летчик по безопасности полетов авиации ФТС России, автор более 30 научных работ, область научных интересов - летная эксплуатация воздушного транспорта, безопасность полетов летательных аппаратов.
