CC BY
67
2005 НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА №84(2)
серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности ВС
УДК 629.7.017
РАЗРАБОТКА МЕТОДИКИ ОЦЕНКИ РЕСУРСА САМОЛЕТА НА СТАДИИ ВЫДВИЖЕНИЯ ТРЕБОВАНИЙ ЗАКАЗЧИКОМ
А.А. ПРОТОПОПОВ
Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.
В статье представлен возможный метод получения исходных данных для оценки ресурса самолета в условиях недостатка информации, характерных для этапа разработки требований к самолету. Для примера проведен расчет прогноза повторяемости перегрузок в центре тяжести гипотетического самолета.
На основе маркетинговых исследований, анализа сценариев предполагаемого применения разрабатывается типовой профиль полета в ожидаемых условиях эксплуатации. Типовой профиль полета содержит режимы: руление, разбег, набор высоты, крейсерский полет, снижение, пробег. Некоторые из этих режимов разбиты на более мелкие участки, где меняющиеся во времени характеристики приняты постоянными: mi, Vi, phi, gi, сД (см. табл. 1).
Таблица 1
Режим h (км) Gi (кг) V ист (км/ч) Vi (км/ч) Phi (кг/м3) gi (м/с2) L (км) с “■ сУ i t мин
Руление 0 36963 100 100 1,225 9,810 11,667 0,17 7
Разбег 0 36950 222 222 1,225 9,810 1,433 0,17 7,4
Набор высоты 0-0,3 36890 326 321 1,208 9,806 1,970 0,103 7,8
Набор высоты 0,3-0,5 36885 414 405,00 1,179 9,805 1,311 0,104 7,9
Набор высоты 0,5-1 36852,5 473 462,00 1,139 9,804 3,626 0,104 8,4
Набор высоты 1-1 36820 494 460,00 1,058 9,802 2,882 0,105 8,8
Набор высоты 1,5-3 36752,5 538 474,75 0,982 9,800 14,800 0,105 10,4
Набор высоты 3-5 36633 630 513,90 0,821 9,794 20,906 0,109 12,4
Набор высоты 5-7 36495 694 507,67 0,661 9,788 28,341 0,113 14,8
Набор высоты 7-9 36342 768 501,23 0,527 9,782 42,478 0,12 18,2
Набор высоты 9-12 36127,25 827 466,88 0,389 9,774 90,584 0,129 24,7
Кр. Полет 12 33919 829 421,30 0,317 9,770 2394,240 0,129 198,1
Снижение 12-9 31835,33 783 440,67 0,389 9,774 43,065 0,12 201,4
Снижение 9-7 31818 705 450,00 0,527 9,782 30,536 0,113 204,0
Снижение 7-5 31799 634 454,67 0,661 9,788 31,708 0,11 207,0
Снижение 5-3 31776 570 456,33 0,821 9,794 28,477 0,107 210,0
Снижение 3-1,5 31748,33 520 462,20 0,982 9,800 34,676 0,105 214,0
Снижение 1,5-1 31732 494 463,00 1,058 9,802 4,117 0,104 214,5
Снижение 1-0,5 31722 485 463,85 1,139 9,804 4,041 0,104 215,0
Снижение 0,5-0,3 31700 475 464,00 1,179 9,805 15,833 0,104 217,0
Снижение 0,3-0 31651,5 237 237,4 1,208 9,806 11,870 0,17 220,0
Пробег 0 31618 216 216 1,225 9,810 1,393 0,17 220,4
Руление 0 31593 100 100 1,225 9,810 11,667 0,17 227,4
На каждом из постоянных участков типового полета определяется повторяемость амплитуд перегрузок в зависимости от средней повторяемости на 1 км полета эффективных скоростей вертикальных воздушных порывов (№эф).
Рассматривается самолет, предназначенный для авиалиний малой и средней протяженности со следующими основными летно-техническими характеристиками:
Взлетная масса т0 = 37000 кг.
Крейсерская скорость: УКр = 830 км/ч на высоте: Н = 12000 м.
Дальность полета: Ь = 2800 км.
Приведенные ниже характеристики берутся по требованиям Федеральных авиационных правил-25:
Максимальная эксплуатационная перегрузка пуэтах = 2,50.
Минимальная эксплуатационная перегрузка пуэт;п = -1,0.
Максимальная эксплуатационная перегрузка во взлетно-посадочной конфигурации пуэтах =
2,0.
Минимальная эксплуатационная перегрузка во взлетно-посадочной конфигурации пуэт;п =
0,0.
Имеются характеристики, которые предоставляются проектировщиком, по согласованию с заказчиком. (Все расчетные скорости - земные индикаторные (БАБ).)
Удельная нагрузка на крыло: О/Б = 545 кг/м2.
Расчетная крейсерская скорость Ус/Мс = 570 км/ч/0,81.
Расчетная скорость полета во взлетной конфигурации У£ = 420 км/ч.
Расчетная скорость полета в посадочной конфигурации У£ = 370 км/ч.
В основу расчета повторяемости перегрузок в центре масс положены летно-технические характеристики самолета, рассматриваемый типовой профиль полета и модель турбулентности атмосферы [1]. Интегральная повторяемость '^Зф приведена в табл. 2. Для определения повторяемости амплитуд перегрузок в центре масс самолета использованы зависимости, приведенные ниже.
Таблица 2
Wэф (м/с) Б (1/км) (0 - 3) км Б (1/км) (3 - 5) км Б (1/км) (5 - 7) км Б (1/км) (7 - 9) км Б (1/км) (9 - 12) км
0 5,00Е-01 5,00Е-02 1,90Е-02 1,30Е-02 9,00Е-03
3 2,80Е-02 3,50Е-03 1,00Е-03 6,80Е-04 2,30Е-04
5 3,80Е-03 5,50Е-04 1,50Е-04 8,00Е-05 2,00Е-05
7 5,00Е-04 8,00Е-05 2,00Е-05 1,00Е-05 1,50Е-06
9 6,50Е-05 1,20Е-05 3,00Е-06 1,40Е-06 1,40Е-07
12 3,50Е-06 8,00Е-07 1,50Е-07 6,20Е-08 3,00Е-09
^ф 'Ьр°'Уі'Су VI = Уіві- ІРуТ , к = 0,8 — , 1= Су ё'рь
2ш^ V /ро 1 2'Ш^
где Лпу- приращение перегрузки в центре тяжести конструкции самолета; ш- масса конструкции самолета, g - ускорение свободного падения; р0- плотность воздуха на уровне моря; рИ- плотность воздуха на высоте И по [2];
с у “ - производная коэффициента подъемной силы по углу атаки а;
ЛЬ - градиентное расстояние порыва;
Vi - индикаторная скорость полета;
- эффективная скорость вертикальных воздушных порывов;
S - площадь крыла.
Суммарная интегральная повторяемость амплитуд перегрузок на режимах полета рассчитана по формуле:
F„i(Dn,,) = S F„(DnJ.
J
где n - режим полета (набор высоты. крейсерский полет. снижение). i - изменение амплитуды перегрузки. J - участки полета с постоянными параметрами.
Уравнения интегральной повторяемости амплитуд перегрузки на режимах эксплуатации приведены ниже:
- набор высоты: 1§(^наб.выс. ) = -5°9 • ЛПу +1.2 ;
- крейсерский полет: 1ё(Ркр пол ) = -5.27 • Лпу + 1.37;
- снижение: -^(Рсниж ) = -4.81 • + 1.61;
- суммарный за типовой полет 1§(Епол ) = -4.97 • Лпу + 1.89 .
Интегральная повторяемость амплитуд перегрузки за типовой полет приведена в табл. 3 и на рис. 1.
Таблица 3
Any Апуср -1 пол Нпол пуэкв Ппол (4)
0 0,1 75,89 67,95 0,469 3,2890
0,2 0,3 7,93 7,15 0,883 4,3486
0,4 0,5 0,79 0,70 1,225 1,5859
0,6 0,7 0,081 0,072 1,543 0,4088
0,8 0,9 8,54E-03 7,61E-03 1,849 0,0890
1 1,1 9,26E-04 8,24E-04 2,149 0,0176
1,2 1,3 1,03E-04 9,12E-05 2,445 3,26E-03
1,4 1,5 1,17E-05 1,03E-05 2,739 5,80E-04
1,6 1,7 1,35E-06 1,19E-06 3,030 1,00E-04
1,8 1,9 1,59E-07 9,74
Интегральная повторяемость перегрузок в центре тяжести при движении по аэродрому рассчитана на основании данных, приведенных в [3] и представлена на рис. 2 (уравнение: lg(^ ) = -8,83- Any + 3,3).
Следует сказать, что при дальнейших расчетах полученный прогноз повторяемости должен быть скорректирован с учетом возможного влияния динамичности конструкции самолета.
Определение повреждающей способности спектра перегрузок в центре масс
По полученной повторяемости амплитуд вертикальных перегрузок Any рассчитана их повреждающая способность по формуле:
П = Уn экв m -Н
^ У і 1
ГДЄ Пу экв.
отнулевое значение вертикальном перегрузки в центре масс, эквивалентное по повреждающей способности симметричному относительно пу = 1 спектру, рассчитанное по формуле Одинга:
Пуэкв = (2Дпу (Дпу+1))0-5;
Н; - дифференциальная повторяемость пу экв..
1,00Е+02|
1,00Е+01
1,00Е+00
1,00Е-01
1,00Е-02
1,00Е-03
1,00Е-04
0,2
0,4
0,6
0,8 1 Дш
Рис. 1. Интегральная повторяемость амплитуд перегрузок (Ж) в центре масс самолета за типовой полет
Д%
Рис. 2. Интегральная повторяемость амплитуд перегрузок в центре масс рассматриваемого самолета
за полет на наземных режимах эксплуатации
т В
На рис. 2 т - параметр (показатель степени) в формуле кривой выносливости о“в N. = 10
(т = 4) испытанного образца с отверстием из материала, предполагаемого для использования в конструкции планера.
0
На этапе определения повторяемости перегрузок в центре тяжести, для рассматриваемого выше самолета, целесообразно провести оценку полученных результатов. Сравнить прогноз повторяемости вновь создаваемого самолета со статистической информацией о повторяемости
перегрузок существующих типов самолетов этого класса - проверить достоверность осуществления используемых сценариев эксплуатации.
Для сравнения повторяемостей перегрузки в центре масс рассматриваемого самолета с различными типами самолетов гражданской авиации приведен график на рис. 3. В заштрихованной зоне приведены данные статистической обработки записей перегрузок в центре масс на самолетах, эксплуатирующихся на различных линиях гражданской авиации по материалам ЦАГИ [4]. Общий налет в часах составляет более 1351700 часов.
Л%
Рис. 3. Сравнительная оценка интегральной повторяемости амплитуд перегрузок в центре масс рассматриваемого самолета на 1 час полета (Ж) с различными типами самолетов гражданской авиации
Повреждающая способность цикла ЗВЗ (земля - воздух - земля) определена по формуле Пзвз = (п2утах - Путах • Путіп )т/2, где путах - максимальное значение перегрузки в центре тяжести, соответствующее вероятности встречи полетной нагрузки Р ~ 0,7, путіП - минимальное значение перегрузки в центре тяжести, соответствующее вероятности встречи наземной нагрузки Р ~ 0,7.
Результаты расчета повреждающей способности рассчитанного спектра перегрузок в центре масс за типовой полет без цикла ЗВЗ приведены в табл. 3.
Повреждающая способность спектра перегрузок в центре масс за полет с учетом ЗВЗ равна Пг =П + Пзвз ; Пг = 9,74 + 1,46 = 11,2.
Выводы
1. Представлены особенности типового профиля полета самолета и оценки повторяемости нагрузок.
2. Проведен расчет прогноза повторяемости перегрузок в центре масс самолета на стадии формирования заказчиком его облика.
3. Получено подтверждение проведенной оценки повторяемости перегрузок самолета результатами статистической обработки записей этих перегрузок самолетов, которые эксплуатируются на различных линиях ГА с общим налетом 1351700 часов.
4. Проведена оценка повреждающей характеристики спектра перегрузок за типовой полет.
ЛИТЕРАТУРА
1. ОСТ 1 02514-84. Модель турбулентной атмосферы. Характеристики.
2. ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. - М.: Издательство стандартов, 1981.
- 179 с.
3. Джеймс Тейлор. Нагрузки, действующие на самолет. - М.: Машиностроение, 1971.
4. Француз Т.А. Статистический анализ требований к прочности пассажирского самолета при полете его в турбулентной атмосфере // Труды ЦАГИ. - Вып. № 2257.
DEVELOPMENT OF A TECHNIQUE OF AN ESTIMATION OF A RESOURCE OF THE PLANE AT A STAGE
OF PROMOTION OF REQUIREMENTS THE CUSTOMER
Protopopov A.A.
In the article the possible method of obtaining of initial data for an estimation of safe life of an airplane in conditions of lack of the information, characteristic requirements for a development cycle to an airplane is submitted. For an example calculation of the forecast of repeatability of overloads in the centre of gravity of a hypothetical airplane is lead.
Сведения об авторе
Протопопов Александр Андреевич, 1978 г.р., окончил МГТУ ГА (2001), аспирант кафедры аэродинамики конструкции и прочности летательных аппаратов МГТУ ГА, автор 4 научных работ, область научных интересов - прочность, конструкция и эксплуатация ЛА.
