Розрахункове навантаження

М7=39, 89 кгс·м

S7-8=±369 кгс

Провушина 7: fДОП=1, 25

Руйнуючі навантаження

Р_р=0, 9·3600·0, 7·0, 9·2·2=8616 кгс;

Р_зр=0, 4·360·0, 7· кгс;

Переріз 1-1

F=5, 04 W_y=3, 024 ;

Розрахункові навантаження:

P_P=0, 9·3600·0, 7·0, 9·2·2=8618 кгс;

Р_ЗР=0, 4·3600·0, 7· ·2=5565 кгс;

Переріз 2-2

F=5, 04 ; W_Y=3, 024

Розрахункові навантаження

P_X’=369·cos(12°-8, 8°)=368 кгс

P_Z’=369·sin3, 2°=21 кгс

кгс/

F=4, 84 ; W_Y=8, 148 ;

кгс/ ;

D´ d´ =34´ 24 мм; F=4, 555 ; W=2, 901 ;

кгс/ ;

Реакції опор А и В:

кгс

R_B=369-486=-117 кгс

Реакції опор С и D:

кгс.

Матеріал: 30ХГСА (s_В=11000 кгс/ )

Розрахункові навантаження:

P_CZ=P_DZ=676 кгс;

d=9 мм; F=0, 636 см²; W_И=0, 072 см³;

кгс/ ;

2.9.3. Розрахунок тяг керування на міцність

Розрахунок тяг керування на міцність виконується в слідуючій послідовності:

1) розрахунок на поздовжній згин;

2) розрахунок на резонанс;

3) розрахунок деталей тяг.

Вихідні дані:

Довжина тяги l, мм 1080

Зовнішній діаметр труби D, мм 30

Внутрішній діаметр труби d, мм 25

Матеріал Д16

Границя міцності σ _в, кг/мм² 44

Модуль пружностіЕ, кг/см² 7.2·10⁵

Збурююча частота n, кол/хв. 7000

1. Розрахунок тяги на поздовжній згин

При розрахунку на поздовжній згин тяга розглядається як стержень постійного перерізу з шарнірним закріпленням кінців.

Переріз стержня приймається рівним необтисненому перерізу труби.

Довжина стержня приймається рівною відстані між найбільш віддаленими шарнірами.

Для тяг, що опираються на роликові напрямні, вплив роликових опор не враховується.

Для попередніх розрахунків прямолінійних стержнів критичні напруження а_кр визначаються по графіку або по таблицях, що знаходяться в бригаді міцності керування.

Запас міцності на поздовжній згин приймають:

де Р_кр= σ _кр F – критична сила; F – площа поперечного перерізу труби.

Визначимо числові значення:

Таким чином, тяга задовольняє умові міцності на поздовжній згин.

2. Розрахунок на резонанс

Тяги керування необхідно перевіряти на резонансні коливання, які мо­жуть бути викликані роботою двигуна.

При розрахунку тяг на резонанс тяга розглядається як стержень постійного перерізу з жорстко закріпленими шарнірними опорами.

Особиста частота тяги повинна задовольняти нерівності:

ν < < n ± 300,

де ν – власна частота коливань за хвилину; n – збурююча частота коливань за хвилину.

Потрібно пам'ятати, що зусилля стискування тяги декілька зменшують частоту , а зусилля розтягування – підвищують. Податливість опор також змінює (зменшує) особисту частоту коливань тяги.

Результати розрахунку тяг на резонанс необхідно піддати експеримен­тальній перевірці на літаку.

Особиста частота коливань тяги при шарнірно опертих кінцях визна­чається за формулою:

де: – відстань між внутрішніми шарнірами тяги; Е – модуль пружності; –момент інерції перерізу труби; M = q / g –погонна маса труби; q – погонна вага труби.

Величини К₁ і К₂ визначаємо відповідно графікам K ₁= f (l) і К₂= f (σ, D).

Товщина стінки тяги мм.

По графіках визначаємо К ₁=9.5·10³, К ₂=490·10³.

ν = К ₁· К ₂ =9, 5·10³·490·10³ = 4655·10⁶ кол / мин.

Так як ν < < n, тотяга задовольняє умові відсутності резонансних коливань.

3. Розрахунок деталей тяг

Розрахунок провушини.
Геометричні розміри провушини:
δ, мм 20

b _min, мм 7.5

а, мм 20

d, мм 20
t, мм 20

Провушини розраховуються на розрив, зріз, зім’яття. Руйнуючі наван­таження визначаються по наступних формулах:

а) розрив:

Р_роз = 0, 9∙ σ _в∙ δ ∙ b _min∙ 2 = 0.9∙ 44∙ 20∙ 7.5∙ 2 = 11860 кг

б) зріз:

Р_зр = 0, 4∙ σ _в∙ δ ∙ с _min∙ 2,

де при t < d; c _min= a при t ≥ d.

Так як t = d, то беремо c _min = a = 20 мм.

Р_зр = 0, 4∙ σ _в∙ δ ∙ с _min∙ 2 =0.4∙ 44∙ 20∙ 20∙ 2=14060 кг.

в) зім’яття:

P _зім= k ∙ σ _в∙ d ∙ δ ₁

де k =0.2,

δ ₁=18 мм – товщина вушка (вилки) за вирахуванням фасок.

P _зім= k ∙ σ _в∙ d ∙ δ ₁=0.2∙ 44∙ 25∙ 18=3940 кг.

Так як розрахункові навантаження набагато менше руйнуючих, міцність провушини достатня.

Розділ 2

СПЕЦІАЛЬНА ЧАСТИНА

2.1. Актуальність використання автоматів-штовхачів системи штурвального керування літака місцевих повітряних ліній

Питання про використання автоматів-штовхачів є суперечливим. Тому потрібно проаналізувати всі аспекти проблеми.

Літаки повинні мати автомати-штовхачі тільки в випадку, якщо не вдається задовольнити вимогам до зривних характеристик за допомогою звичних аеродинамічних засобів.

Відомо декілька випадків застосування пристроїв, штучно відтворюючих яку-небудь природну властивість, відсутню у початкової конструкції. В якості прикладів можна привести демпфери рискання, покращуючи характеристики " голландського кроку", пристрої балансування за числом Маха М, усуваючи поздовжню нестійкість літака за швидкістю, а також вібратори штурвальної колонки, попереджуючі пілота про наближення літака до зриву.

Тому в ідеї використання автомата-штовхача (для того щоб штучно отримати потрібні характеристики літака) нема ніякого внутрішнього недоліку. Це тільки логічний розвиток загальноприйнятих принципів. До того ж автомат-штовхач повинен спрацьовувати тільки в тому випадку, коли крило виходить на кути атаки зриву, а це в нормальній експлуатації відбувається не так часто, як це трапляється з іншими автоматичними пристроями. Інші пристрої можуть спрацьовувати в кожному польоті, а в деяких випадках – безперервно працювати на протязі всього польоту. Наприклад, деякі літаки здійснюють крейсерський політ на режимах, на яких діє пристрій балансування за числом М, інші з безперервно діючим демпфером рискання. Необхідність в них продиктована притаманними реактивним літакам властивостями, і було б явною перешкодою на шляху на шляху швидкісних та

висотних реактивних літаків вимагання забезпечити потрібну якість пілотажних характеристик цих літаків тільки засобами аеродинаміки. Виконати це, звісно, неможливо, і, для сприяння прогресу авіації, ми повинні користуватись такими пристроями.

1. Неспрацьовування системи у випадках, коли вона повинна спрацювати. Частота виходів літака на режими звалювання – 1 на 10000 польотів, помножена на інтенсивність відмов системи – 1 на 100 польотів, дає одне неспрацьовування на 10 мільйонів польотів, тобто таку ж частоту, яка прийнята для систем автоматичної посадки.

2. Спрацювання системи в випадках, коли вона не повинна спрацювати (хибне спрацювання). Для відмов цього типу, помірних за наслідками, частота їх появи повинна бути не більше 1 на 10000 польотів, а для відмов з важкими наслідками – не більше 1 на 10 мільйонів польотів (помірною по наслідках вважається відмова, викликаючи перевантаження літака не менше нуля; важкою по наслідках вважається відмова, що призводить до значних по величині від'ємних перевантажень, але не більше гранично допустимих значень).

- чітко та безпомилково реагував на зрив швидким та однозначним відхиленням штурвальної колонки від себе;

- забезпечував необхідну величину керуючого моменту на пікірування.

Різке відхилення штурвальної колонки від себе необхідно для того, щоб реакція літака на виникнення зриву була практично миттєвою і щоб пілот не зміг заглибити літак в область зриву. Величина та тривалість штовхаючої дії на штурвальну колонку підбирається таким чином, щоб забезпечити впевнений вихід літака зі звалювання. Досить часто закінчення штовхаючої дії на штурвальну колонку співпадає з закінченням роботи вібратора, сигналізуючи тим самим про благополучне завершення процесу виходу літака зі звалювання.

Досконало відомо, що конструктори були вимушені піти на застосування автоматів-штовхачів або тому, що впевнились в незадовільних природних характеристиках зриву вихідного літака, або тому, що не були готові до проведення льотних випробувань літака на значеннях С _у, суттєво перевищуючих максимальне, або прийшли до висновку, що яка-небудь частина конструкції планера літака може не витримати вібрацій із-за сильного бафтингу безпосередньо перед опусканням носа літака.

Із всіх цих міркувань випливає, що автомат-штовхач повинен завжди запобігати настанню природного зриву, яке може мати місце при експлуатації літаків. У зв'язку з тим, що для реактивних літаків другого покоління крива зміни підйомної сили по кутах атаки, як правило, не має відчутного спаду по С _у після досягнення С _у.mах. Можна наладити автомат-штовхач на спрацювання при С _у, декілька більшому ніж С _у.mах (рис. 2.1).

Рис. 2.1

Така наладка автомата-штовхача дозволяє літаку виходити на С _у.mах у всіх випадках і навіть при самому неблагоприємному допуску на спрацювання автомата. Тому при повільному виході на зривні режими автомат-штовхач ніколи не спрацьовує раніше, ніж на крилі розів'ється максимальна підйомна сила. Для того, щоб врахувати зміну конфігурації літака, в конструкції автомата-штовхача передбачено пристрій корекції, який автоматично спрацьовує при уборі - випуску закрилків і передкрилків.

Захист від швидких виходів літака на режими звалювання здійснюється підсистемою випередження спрацювання, що примушує автомат-штовхач спрацювати раніше – на проміжок часу, пропорційний швидкості зміни вимірюючого параметру. Таким чином, момент тангажу ніколи не зможе вивести літак далеко за межі максимального α. Автомат-штовхач завжди спрацьовує своєчасно і не дозволяє літаку перевищити в перехідному процесі безпечне значення кута атаки. Однак, це випередження спрацювання не повинно погіршувати маневрові можливості літака. Прирости перевантаження, які, як показують результати обробки осцилограм, необхідні для нормальної експлуатації, повинні бути збережені; наприклад, на швидкості V, в польоті повинна бути продемонстрована можливість отримання приросту перевантаження 0, 4. В перших системах використовувався сигнал кутової швидкості тангажу. Більш довершені системи автомата-штовхача використовують сигнал швидкості зміни кута атаки. Такі системи надійно спрацьовують у всіх випадках.

Штовхаюче зусилля автомата звично має величину біля 350 Н (40 кгс). Ця величина досить велика, щоб при спрацюванні автомат міг пересилити нормальне керуюче зусилля пілота, і разом з тим не настільки, щоб автомат-штовхач взагалі не можна було пересилити при хибних спрацюваннях. На випадок відмови або хибного спрацювання автомата-штовхача передбачена можливість стравлювання тиску з робочих порожнин циліндру штовхача. Система штовхача має засоби сигналізації на приладній дошці, а також засоби передпольотного контролю.

Кути атаки, при яких спрацьовує автомат-штовхач, визначають швидкості, які використовуються для встановлення діапазону льотних характеристик, а та обставина, що швидкість звалювання з врахуванням роботи автомата-штовхача відповідає дійсній швидкості звалювання літака, дозволяє з успіхом реалізувати принципи, закладені в основу встановлення швидкості V _зв.

При оцінці якого-небудь пристрою такого типу у пілота виникає природне бажання впевнитись в його абсолютній надійності; ось чому на літаках з автоматами-штовхачами вимоги до характеристик зриву перевірялись набагато строгіше, ніж коли-небудь раніше. Динамічний вихід на зрив здійснювався на дуже великих кутових швидкостях зміни кута атаки, що відповідає приросту перевантаження до 0, 8 і при темпі зменшення швидкості польоту, який досягає для деякої конфігурації літака 15 км/год за секунду. Такі умови випробувань літаків набагато важчі від тих, які проводились раніше на літаках без автоматів-штовхачів.

Розглянемо питання хибного спрацювання автомата – найбільш важливого аспекту з точки зору тих пілотів, які і в думках не допускають можливість застосування на літаках автоматів-штовхачів.

Випадки хибного спрацювання автомата в льотних випробуваннях вже перевірялись і виявились набагато м’якішими за наслідками, ніж попередньо очікувались. Імітація хибного спрацювання штовхача зразу після зльоту приводила тільки до зменшення швидкопідйомності, наприклад, зі швидкості набору висоти по прибору з 15 до 10 м/с при двосекундній затримці втручання пілота в керування, таке порушення траєкторії польоту літака досить незначне.

Аналогічні наслідки хибного спрацювання автомата-штовхача і при заході на посадку. Літак тільки " пірнає" під глісаду метрів на тридцять та легко повертається до нормальної траєкторії.

Хибне спрацювання штовхача при польоті по " коробочці" на швидкості біля 370 км/год також приводить до втрати висоти біля 30 м при затримці втручання пілота в керування на дві секунди.

Захист від хибних спрацювань автомата-штовхача на великих швидкостях польоту для різних типів штовхачів різний. Наприклад, в одній з конструкцій штовхача використовується обмеження ходу виконавчого пристрою; штовхаюче зусилля передбачається досить енергійним, щоб забезпечити правильну роботу автомата при попаданні літака в зрив, однак не дуже великим, щоб приводити до наслідків, які можна було б класифікувати як надмірно важкі. Дякуючи обмеженому ходу хибне спрацювання штовхача на любому етапі зльоту і посадки не створює надзвичайно небезпечної ситуації.

Автомат-штовхач іншого типу має систему блокування, налагоджену на швидкість польоту біля 465 км/год. При попаданні літака в зрив на швидкостях польоту, менших цієї швидкості, автомат-штовхач спрацьовує. На більших швидкостях польоту автомат не працює. Це зроблено так тому, що для виходу літака на зрив на цих режимах необхідно створити перевантаження, що перевищують експлуатаційні, або зустрітись з поривом вітру, що перевищуює прийняте в розрахунках на міцність максимальне значення 20 м/с.

Ще один варіант штовхача не має ніякого захисту від хибних спрацювань на великих швидкостях, дякуючи відповідному вибору параметрів завантажувального пристрою та максимальних зусиль виконавчого механізму штовхача, що запобігає великим відхиленням руля висоти. Необхідно пам'ятати, що автомат-штовхач може створити тільки зусилля, а не відхилення руля висоти на визначений кут.

Залишається тільки констатувати, що хибні спрацювання штовхача, хоча вони і виникають раптово, не призводять до надзвичайно небезпечних ситуацій. По характеру вони нагадують відмови автопілотів старої конструкції, які ніколи не змушували пілотів відмовлятись від їх застосування. Однак у відношенні хибного спрацювання автомата-штовхача потрібно підкреслити одну обставину. Для автоматів-штовхачів, виконавчий привод яких здатний відхилити руль висоти на повний кут, хибне спрацювання штовхача при заході на посадку на малих висотах надзвичайно небезпечне. На висотах більше 36 м і менше 3 м навряд чи при цьому виникає особлива небезпека. В першому випадку хибне спрацювання автомата-штовхача призведе до порушення траєкторії польоту, а в другому – до грубої посадки. Захист від небезпечної ситуації при хибних спрацюваннях автомата-штовхача може здійснюватись в двох напрямках:

1. Потрібно вважати, що на висотах від 36 до 3 м пілот гранично уважний і тримає руки на штурвалі. Відповідно, він може зреагувати на хибне спрацювання менше чим за дві секунди, що дозволяє суттєво звузити діапазон критичних висот польоту.

2. В іншому діапазоні критичних висот потрібно покладатись на дуже малу ймовірність хибного спрацювання автомата в цей критичний момент. Як відмічалось, відмова, що призводить до помірно небезпечних наслідків, станеться не частіше одного разу на 10000 польотів; крім того, ця небезпека для літака триває тільки декілька секунд. Тому, щоб оцінити реальний ступінь ризику, зв'язаного з хибним спрацюванням автомата-штовхача, необхідно частоту, що відповідає одному випадку на 10000 польотів, помножити на кількість секунд, за які літак пролетить небезпечний діапазон висот, і поділити на середню тривалість польоту. Оскільки автомати-штовхачі встановлюються як на трансконтинентальних, так і на коротко рейсових літаках, приймемо 1 год. як середню тривалість одного польоту і 10 с як час існування ризику хибного спрацювання автомата-штовхача, тоді отримаємо: 1 катастрофа на 36 мільйонів випадків.

Так, проблема хибного спрацювання являє собою набагато меншу небезпеку, ніж допустима сьогодні при любій іншій одиничній причині.

Автомати-штовхачі працюють бездоганно і забезпечують зривні характеристики літака. Вони являють собою ще один гарний приклад того, як штучні засоби можуть успішно відтворити природну властивість літака.

2.2. Технічне завдання на проектування системи обмеження граничних режимів польоту по куту атаки (штовхач штурвалу)

2.2.1. Призначення системи

Система призначена для підвищення безпеки експлуатації при проведенні льотних випробувань літака місцевих повітряних ліній на великих кутах атаки.

2.2.2. Функції системи

Система працює за сигналом кута атаки. При досягненні літаком заданого кута атаки, незалежно від швидкості польоту, положення штурвальної колонки та зусиль на ній, на штурвалі створюється додаткове зусилля в напрямку відхилення штурвальної колонки " від себе", що спричиняє швидке зменшення кута атаки літака.

2.2.3. Технічні вимоги до системи

2.2.3.1. Система повинна вмикатись екіпажем в польоті безпосередньо перед виконанням режиму виходу на великі кути атаки. Вмикання системи повинно бути сигналізовано.

2.2.3.2. Після закінчення виконання режиму (режимів) виходу літака на великі кути атаки система відключається екіпажем.

2.2.3.3. Система повинна дозволяти на землі встановлювати значення заданого кута атаки (α _зад=10˚, 12°, 13°, 14°, 15°, 16°, 17°, 18°) при якому спрацьовує штовхач.

При досягненні заданого кута атаки " штовхаюче зусилля" на штурвалі повинно наростати плавно від 0 до 40 кг за близько 0, 2 с. Ця вимога повинна виконуватись незалежно від швидкості польоту, положення штурвалу та зусиль від аеродинамічних сил на штурвалі від руля висоти.

2.2.3.4. Після спрацювання штовхача і зменшення кута атаки до α _зад-2> α додаткове зусилля від штовхача повинно обнулятися плавно за 0, 5...0, 6 с. При цьому система повинна залишатись працездатною.

2.2.3.5. Система повинна забезпечувати багаторазовість спрацювання штовхача при виконанні в одному польоті декількох (не менше 5...6) виходів на великі кути атаки.

2.2.3.6. Екіпаж повинен мати можливість включати та виключати систему на любому етапі польоту.

2.2.3.7. Момент спрацювання штовхача повинен фіксуватись на бортових регістраторах параметрів.

2.2.3.8. Максимальна інструментальна похибка у визначенні кута атаки при спрацюваннях штовхача повинна бути не більше +0, 5 град.

2.2.4. Вимоги до надійності системи

2.2.4.1. Система повинна перевірятись на землі перед польотом на великі кути атаки.

2.2.4.2. Ненавмисне спрацювання штовхача допускається не частіше 10^-3...10^-4 на годину польоту. При цьому повинна бути забезпечена можливість пересилювання додаткових зусиль штовхача.

2.2.4.3. Відмова системи що призводить до неспрацювання штовхача, допускається з ймовірністю не частіше 10^-3... 10^-4 на годину польоту.

2.2.5. Основні вимоги до автоматів-штовхачів та їх пристроїв

2.2.5.1. Штовхаюче зусилля автомата знімається зі штурвальної колонки при куті атаки, який гарантує впевнений вихід літака із зриву. Цей кут атаки співпадає з кутом атаки, на якому перестає працювати вібратор штурвальної колонки, так що після завершення виходу літака зі зривних режимів і автомат-штовхач, і вібратор перестають діяти одночасно.

2.2.5.2. В системі штовхача передбачені звичні засоби індикації нормальної дії і відказів системи.

2.2.5.3. В конструкції штовхача є пристрій скидання тиску, який повністю нейтралізує роботу штовхача, при цьому важіль скидання тиску в спрацьованому положенні весь час знаходиться в полі зору пілота. Після використання важеля скидання тиску в польоті повернути його в вихідне положення, як правило, можливо тільки на землі.