Испытание и сертификация очень легкого самолета ХАЗ-30 - Дипломная работа

Испытания и сертификация являются неотъемлемой частью создания, изготовления, поддержания летной годности гражданских воздушных судов. При создании нового типа самолета, вертолета, авиадвигателя, воздушного винта, комплектующего изделия опытные экземпляры обязательно проходят различные виды испытаний - летные, стендовые, лабораторные, наземные. Аналогичным образом проверяется каждый отремонтированная машина или двигатель. Они носят название Сертификат типа, Новая редакция Сертификата типа, Сертификат летной годности, Свидетельство о годности, Одобрительное письмо и т.п. Цели и задачи исследований в предлагаемой выпускной работе состоят в следующем: - пронормировать нагрузки на крыло самолета для наиболее опасного для данного агрегата агрегаты расчетного случая, предусмотренного в Нормах летной годности JAR-VLA; - разработать испытательный стенд для статических испытаний очень легкого самолета ХАЗ-30; - получить спектры повторно-статических нагружений самолета. Особенностью этих спектров является то, что они соответствуют малым высотам крейсерских полетов, что практически не отражено в литературе; - разработать методику проектировочных расчетов для очень легких самолетов, имеющих мягкую обшивку в сжатой и растянутой частях крыла. Для этих расчетов описанные в литературе методики нуждаются в существенных модификациях; - учесть особенности очень легких самолетов при составлении программ летных испытаний. В выпускной работе требовалось разработать методики общей подготовки опытного самолета ХАЗ-30 к испытаниям и его подготовку к первому вылету. В литературе подобные методики описаны только для достаточно больших самолетов; - написать заявку в Государственную авиационную службу Украины на получение Сертификата типа самолета ХАЗ-30. Описание самолета, назначение, ресурс, тактико-технические данные Очень легкий самолет ХАЗ-30 представляет собой подкосный моноплан с верхним расположением крыла, неубирающимся шасси, тормозными колесами основных стоек и свободно-ориентированным передним колесом, и одним поршневым двигателем с толкающим винтом. Рисунок 1.1 - Самолет ХАЗ-30 Рисунок 1.2 - Три проекции эскизного проекта самолета ХАЗ-30 Исходные данные самолета-прототипа ХАЗ-30 представлены в таблице 1.1. Таблица 1.1 Геометрические, массовые и тактико-технические характеристики самолета Модификация ХАЗ-30 Размах крыла, м 9,526 Длина, м 6,408 Высота, м 2.36 Площадь крыла, м2 14,65 Максимальная взлетная масса, кг 630 Тип двигателя 1 ПД Rotax-582 Мощность, л.с. 1 х 64 Максимальная скорость, км/ч 200 Крейсерская скорость, км/ч 160 Продолжительность полета, ч обычная 3,3 варианта с 90 л топлива 7,5 Скороподъемность, м/с 25 Практический потолок, м 3500 Экипаж, чел 1 Возможное число пассажиров, чел 1 Максимальная масса топлива, кг 73 рАЗДЕЛ 2. Нормами лётной годности для этих самолетов являются JAR-VLA [1]. Так называются скорости, определяемые по формуле: (2.2) где - истинная скорость, -плотность воздуха на высоте полета; - плотность воздуха на уровне моря (при Н=0). Если взять крейсерскую высоту Нкрейс = 2 км, то поскольку кг/м3 , имеет место (2.4) Определяем скорость пикирования (2.5) Для нахождения скоростей и нужно знать профиль поперечного сечения крыла. =630 кг), при этом учтено, что топливный бак находится в фюзеляже. (2.16) Рисунок 2.1 - Огибающая полетных режимов для маневренных перегрузок Рисунок 2.2 - Огибающая полетных режимов для болтаночных перегрузок Сравнение огибающих приведенных на рис. 2.1 и 2.2 позволяют найти максимальную и минимальную перегрузки для расчета крыла на прочность. максимальная перегрузка ; минимальная перегрузка. 2.2 Нормирование нагрузок на самолет и его агрегаты. Анализ огибающих, приведенных на рисунках 2.1 и 2.2, показывает, что при проверочных и проектировочных расчетах крыла нашего самолета целесообразно учесть 5 расчетных случаев, которым соответствуют точки А и D на рис. 2.1 (перегрузка ny= nymax ), точке Е на рис. 2.1 (при этом имеют место максимальные крутящие моменты), точки a и d на рис. 2.2 (перегрузка в этой точке меньше -2). 2.3 Расчётная схема крыла Консоли крыла крепятся к кабине с помощью шарниров, расположенных на консолях, и подкосов. Подкос каждой консоли представляет 2 стержня, крепящихся к переднему и заднему лонжеронам и образующим букву V. Поэтому при построении эпюр по размаху крыла подкос каждой консоли считаем единым стержнем, прикрепленным к переднему лонжерону и расположенным в вертикальной плоскости, содержащей передний лонжерон. Чтобы компенсировать недостаточную сдвиговую жесткость, крыло снабжено горизонтально расположенными, непараллельными оси х стержнями, образующими совместно с нервюрами ферму. 2.4 Построение эпюр внутренних силовых факторов 2.4.1 Схема построения эпюр Упрощенная схема крепления консоли крыла к фюзеляжу изображена на рис. 2.3. Расчет подобного крыла осуществляем с помощью следующего алгоритма: 1) строим эпюру изгибающих моментов Mx распр и поперечных сил Qy распр как для неразрезного крыла, без учета подкоса и наличия шарнира на стыке с фю