CC BY
48
Раздел II. Моделирование и анализ параметров
устройств
УДК 629.7.02 DOI 10.23683/2311-3103-2019-6-122-133
А.В. Стрекоз, В.В. Сидоренко, И.В. Ледовских
АНАЛИЗ НАПРЯЖЕННО-ДЕФОРМИРОВАННОГО СОСТОЯНИЯ (НДС) ЭЛЕРОНА ИЗ ПОЛИМЕРНЫХ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ (ПКМ) С ПРИМЕНЕНИЕМ МЕТОДА КОНЕЧНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ (МКЭ)
Применение композиционных материалов в современной авиации требует уже на ранних стадиях проектирования тесного сотрудничества конструкторов, расчетчиков-прочнистов и технологов. Это объясняется прежде всего анизотропностью (в общем случае) свойств композиционных материалов. Оптимизация по весу агрегатов и деталей из ПКМ - сложная многопараметрическая задача, включающая в себя: - выбор материала с заданными свойствами;
- формирование сэндвич-пакета с ориентацией монослоев, в соответствии с полями тензоров главных потоков; - обеспечение статической прочности и анализа потери устойчивости;
- выбор и разработка технологического процесса и т.д., и т.п. В представленной работе проведен анализ НДС одного из агрегатов летательного аппарата (ЛА)на этапе модификации действующей конструкции согласно принятому решению о замене металлических материалов на полимернокомпозиционные. Расчет НДС выполнен в системе программных продуктов MSC. Software на этапе выпуска рабочей конструкторской документации (РКД). Получены положительные избытки прочности с применением критериев разрушения для ПКМ по линейно статическому анализу, анализу с учетом геометрической нелинейности и анализу на потерю устойчивости. НДС получено для полетных случаев нагружения и стояночных случаев нагруже-ния (действие ветровой нагрузки). На основе проведенного анализа принято решение о разработке программы испытаний образцов для подтверждения физических свойств материалов и пакетов КМ (Композиционных материалов). Так же в дальнейшем для подтверждения ресурса конструкции будут проведены ресурсные испытания. В последующем работа будет заключаться в сопровождении анализом НДС по МКЭ на этапах испытания образцов, статических и ресурсных испытаний.
Анализ напряженно-деформированного состояния; полимерные композиционные материалы; метод конечных элементов; статическая прочность; линейная статика; геометрическая нелинейность; потеря устойчивости.
A.V. Strekoz, V.V. Sidorenko, I.V. Ledovskih
ANALYSIS OF THE STRESS-STRAIN STATE (SSS) OF AILERONS FROM POLYMER COMPOSITE MATERIALS (PCM) USING THE FINITE ELEMENT METHOD (FEM)
The use of composite materials in modern aviation requires, at the early stages of designing, close collaboration between designers, tough engineers and technologists. This is primarily due to the anisotropic (in the general case) properties of composite materials. Weight optimization of PCM assemblies and parts is a complex multi-parameter task, including: - selection of material with desired properties; - the formation of a sandwich package with the orientation of the monolayers, in accordance with the fields of the tensors of the main flows; - providing static strength and stability loss analysis;
- selection and development of a technological process, etc., etc. In the present work, the analysis of the SSS of one of the units of the aircraft at the stage of modifying the existing structure in accordance with the decision on the replacement of metallic materials with polymer composite materials is carried out.
The calculation of SSS was carried out in the MSC software system. Software at the stage of issuing working design documentation. Positive excesses of strength are obtained using fracture criteria for PCM by linearly static analysis, analysis taking into account geometric nonlinearity and analysis for buckling. SSS is received for flight cases of loading and parking cases of loading (action of wind load). Based on the analysis, it was decided to develop a test program of samples to confirm the physical properties of materials and packages composite materials. Also in the future, life tests will be carried out to confirm the design life. Subsequently, the work will be accompanied by an analysis of SSS on the FEM at the stages of sample testing, static and life tests.
Stress-strain state analysis; polymer composite materials; finite element method; static strength; linear statics; geometric non-linearity; loss of stability.
Цель работы. В данной работе проведен анализ напряженно деформированного состояния (НДС) элерона из полимерных композиционных материалов на этапе модификации действующей конструкции согласно принятому решению о замене металлических материалов на полимерно-композиционные.
Основная задача анализа НДС - по полученным силовым факторам проверить общую прочность агрегата [1]. Так же для данного агрегата требовалась оптимизация конструкции по весу и обеспечение положительных избытков прочности по элементам объектов расчета на этапе выпуска РКД для всего спектра нормируемых случаев нагружения.
Введение. Практически все элементы авиационных конструкций находятся под нагрузкой в состоянии многоосного нагружения [2]. Металлические материалы условно можно считать изопараметрическими, тогда как композиционные материалы обладают чаще всего резко выраженными ортотропными свойствами либо, в общем случае, анизотропными свойствами. [3] Поэтому применение композиционных материалов в современной авиации требует уже на ранних стадиях проектирования тесного сотрудничества конструкторов, расчетчиков-прочнистов и технологов.
В связи с большим разбросом физических свойств ПКМ при обеспечении прочности расчетными методами необходимо вводить дополнительный коэффициент безопасности [3] йоп = f1 *f2* 13, где f1 - коэффициент, учитывающий падение прочностных свойств пакета по сравнению со свойствами монослоя, уточняется по результатам испытания образцов; f2 - коэффициент, учитывающий влияние температуры и влагонасыщения; f3 - коэффициент деградации свойств КМ. Для данного расчёта £цоп=1,32 [4].
При анализе НДС больших сборок агрегатов и деталей как металлических, так и композиционных, рекомендуется учитывать этот дополнительный коэффициент при анализе максимального индекса разрушения посредством понижения допускаемых пределов прочности (растяжение, сжатие основы, утка, сдвиг в плоскости листа и т.д.) [5, 6].
В представленных расчетах принята следующая система измерения:
- длина мм;
2
- площадь мм ;
- сила Кг;
- напряжение Кг/мм2;
- погонная нагрузка Кг/мм;
- момент Кг-мм.
Глобальная система координат:
Горизонтальная ось Х направлена против полета, отсчет от ПД0. Вертикальная ось Y направлена вертикально вверх, отсчет от НСГ. Боковая ось Ъ направлена в сторону левой плоскости крыла, отсчет от оси симметрии самолета.
Правило знаков для результатов: знак "+" - растяжение; знак "-" - сжатие.
Описание металлической конструкции элерона и конструкции из ПКМ.
Конструктивно силовая схема элерона из ПКМ принципиально такая же, как и металлического элерона типовой конструкции планера.
Металлическая конструкция элерона состоит из верхней и нижней панелей, 21-ой нервюры, лонжерона, 4-х кронштейнов навески и 3-х бустерных кронштейнов.
Элерон из ПКМ состоит из лонжерона, 7-ми силовых и двух концевых нервюр, верхней и нижней панелей, задней стенки и задней силовой балки. В носке находятся диафрагмы. Кронштейны навески и привода бустеров выполнены из металла.
Рис. ¡.Фрагмент модели элерона из металла
Рис. 2. Фрагмент элерона из ПКМ
При модификации была исключена часть нервюр и диафрагм носовой части элерона. Порядковые номера и место расположение оставшихся нервюр остались те же, что и в металлической конструкции.
Существуют следующие виды конечно элементного анализа:
♦ линейно статический;
♦ статический с учетом геометрической нелинейности;
♦ статический с учетом физической нелинейности;
♦ анализ потери устойчивости;
♦ расчет форм и частот собственных колебаний;
♦ остаточная прочность при дискретных источниках разрушения;
♦ анализ НДС с учетом технологических отклонений;
Для проведения анализа требуются следующие исходные данные:
♦ физико-механические свойства ПКМ;
♦ укладка пакета из ПКМ;
♦ геометрические модели поверхности;
♦ конструктивно-силовые схемы;
♦ требования по РТХ, ресурсу и жесткости;
♦ спектр действующих нагрузок.
В результате анализа НДС по МКЭ получаются:
♦ общие и упругие деформации конструкции;
♦ силовые факторы по элементам конструкции (нормальные и касательные потоки, осевые силы, узловые реакции);
♦ поля тензоров главных потоков для анализа путей передачи сил;
♦ поля напряжений по каждому слою КМ по основе, утку, сдвигу в плоскости листа;
♦ поля индексов разрушения.
Конечно элементная модель элерона. Расчетная КЭМ включает в себя: лонжерон элерона и силовые нервюры, панели нижнюю и верхнюю, диафрагмы, кронштейны навески (металлические, модифицированные), заднюю стенку и заднюю балку.
Лонжерон, нервюры, диафрагмы и панели элерона смоделированы элементами CQUAD4 с свойствами PCOMP, кронштейны - элементами CQUAD4 с свойствами SHELL и болты - элементами CBAR с свойствами ВЕАМ [7].
Рис. 3. КЭМ элерона из ПКМ: полная модель элерона (а), вид без верхней панели
и с частью крыла (б)
Жесткостные характеристики ПКМ. Для анализа первичных (нарушение «сплошности» КМ) и вторичных (разрыв волокна) разрушений пакета ПКМ в данном расчете НДС по МКЭ используется критерий Хоффмана [8]. Предельно допускаемые напряжения растяжения, сжатия основы, утка, сдвига в плоскости листа и межслоевого сдвига при расчете индекса разрушения уменьшены на дополнительный коэффициент безопасности £цоп, итоговый £цоп=1,1-1,2-1=1,32 [4].
На рис. 4-6 представлены физические свойства ПКМ, применяемых в элементах конструкции элерона, и пределы прочности по критерию Хоффмана с учетом дополнительного коэффициента безопасности 1,32 [9].
Анализ напряженно деформированного состояния. Расчет элерона из ПКМ выполнен методом конечных элементов с использованием MSC.Patran/Nastran в системе планера (фюзеляж + кессонная часть крыла + хвостовая часть крыла). Таким образом, учтена упругость опорной конструкции в местах навески элерона.
Рис. 4. Характеристики КМКС 2м.120.Т10 и пределы прочности по критерию
Хоффмана
■J
Elastic Modulus 11 = I ¡11000.
Elastic Modulus 22 = —
Poisson Ratio 12 = I 0.26999999
Shear Modulus 12 = I 300.
Shear Modulus 23 = |T
Shear Modulus 13 = 11.
Density = 11.5000001Е-00В
Thermal Expan. Coeff 11 » 1
Thermal Expan. Coeff 22 = 1
Structural Damping Coeff = 1
Reference Temperature = 1
Current Constitutive Mi
Рис. 5. Характеристики КМКУ 2м.120.Э01. 45 и пределы прочности по критерию
Хоффмана
Constitutive Model: Failure Limits: Composite Failure Theory:
J
Property Name Value
Tension Stress Limit 11 = I ¡J.44999999
Tension Stress Limit 22 = n-!
Compress Stress Limit 11 = 10.18000001
Compress Stress Limit 22 = |1
Shear Stress Limit = [7
Bonding Shear Stress Limit - I6
Current Constitutive M
J
Рис. 6. Характеристики ПСП-1-2.5-64 и пределы прочности по критерию
Хоффмана
Основными силовыми элементами элерона являются лонжерон, силовые нервюры №3, №8, №10, №12, №14, №15 и №19.
При расчетах по МКЭ к верхней панели элерона прикладывались поля удельных распределенных аэродинамических нагрузок для режима В, разгрузка от инерции не учитывалась в запас прочности. В случае "Ветровой нагрузки" рассмотрены варианты нагружения каждого из трех бустеров [10, 11].
Конечно-элементная модель для расчета НДС элементов конструкции элерона разработана по КСС элерона для самолета - амфибии на этапе перехода от металлической конструкции элерона к конструкции из ПКМ.
Укладка пакетов из ПКМ в зонах регулярности по КСС корректировалась с учетом обеспечения положительных избытков прочности по критерию Хоффмана по линейно-статическому анализу от расчетных нагрузок и недопустимости потери устойчивости по BucklingAnalysis и расчету с учетом геометрической нелинейности так же от расчетных нагрузок. То есть, проведена консервативная оценка НДС: потеря устойчивости не допускается до расчетных нагрузок включительно [12, 13].
Качественная картина распределения силовых потоков является иллюстрацией внутреннего отклика конструкции на внешнее силовое воздействие. Интенсивность потоков возрастает в местах передачи нагрузок на крыло [14, 15].
ж
Рис. 7. Поля главных потоков, случай нагружения (В)
Максимальный индекс разрушения по критерию Хоффмана достигается для случая нагружения (В) в зоне стыка 10 нервюры и лонжерона на нижней панели и составляет 0.635 (рис. 8) [16].
Минимальный избыток прочности по критерию разрушения
1 1 г] = — - 1 = , - 1 = 0.25.
у/И л/0635
Рис. 8. Индекс разрушения по критерию Хофмана случай нагружения (В)
По случаям нагружения от ветровой нагрузки максимальный индекс достигается в зоне рабочего бустера и равен 0.141.
Минимальный избыток прочности по критерию разрушения
1 1 ri = -= - 1 = , - 1 = 1.66 4f1 Vöi4i
Максимальное эквивалентное напряжение достигается для случая нагружения (В) в зоне стыка 10 нервюры и лонжерона на нижней панели, бэкв=40.3 кг/мм2 (рис. 9).
Рис. 9. Поле эквивалентных напряжений по элерону, случай нагружения (В)
Рис. 10. Поле нормальных максимальных (растяжение) напряжений основы по элерону, случай нагружения (В)
Максимальное напряжение по растяжению основы достигается для случая нагружения (В) в зоне стыка диафрагмы у 8 нервюры и лонжерона на верхней панели 6=28,8 кг/мм2.
Минимальный избыток прочности по растяжению основы [6]
Рис. 11. Поле нормальных минимальных (сжатие) напряжений основы по элерону,
случай нагружения (В)
Максимальное напряжение по сжатию основы достигается для случая нагру-жения (В) в зоне стыка 10 нервюры и лонжерона на нижней панели
б"=39,6 кг/мм2.
Минимальный избыток прочности по сжатию основы
Рис. 12. Поле нормальных максимальных (растяжение) напряжений утка по элерону, случай нагружения (В)
Максимальное напряжение по растяжению утка достигается для случая на-гружения (В) в зоне стыка 15 нервюры и лонжерона на диафрагме
б+=5,4 кг/мм2.
Минимальный избыток прочности по растяжению утка
Рис. 13. Поле нормальных минимальных (сжатие) напряжений утка по элерону,
случай нагружения (В)
Максимальное напряжение по сжатию утка достигается для случая нагруже-ния (В) в зоне стыка 14 нервюры и лонжерона на нижней панели
б"=7,83 кг/мм2.
Минимальный избыток прочности по сжатию утка
Л = -И—1=^-1 = 3,1 6.
' 6 тах 7,83
Рис. 14. Поле максимальных касательных напряжений по элерону, случай
нагружения (В)
Максимальное напряжение по сдвигу достигается для случая нагружения (В) в зоне стыка 15 нервюры и лонжерона на диафрагме 6=3,28 кг/мм2 Минимальный избыток прочности по сдвигу утка
7=-И—1=1^-1 = 2,22 .
' 6 тах 3,28
Коэффициент безопасности 1.32
Проведен расчет НДС с учётом геометрической нелинейности (рис. 15). Результаты НДС получены на 100% расчетной нагрузки без дробления шага дискретизации нагрузки, потеря устойчивости не выявлена [17, 18].
Рис. 15. Деформация с учетом геометрической нелинейности
Заключение:
1) По расчетам НДС элерона из ПКМ с применением МКЭ в среде программных продуктов М8С8о:Р^аге обеспечена статическая прочность для расчетных случаев нагружения [19, 20].
2) По результатам анализа НДС внесены изменения в конструкцию элерона из ПКМ на этапе выпуска расчетной конструкторской документации.
3) экономия веса по сравнению с металлической конструкцией составила 15 %.
4) На основе проведенного анализа принято решение о разработке программы испытаний образцов для подтверждения физических свойств материалов и пакетов КМ. Так же в дальнейшем для обеспечения ресурса конструкции будут проведены испытания.
По расчету МКЭ получены положительные избытки прочности по линейной статике. Анализ потери устойчивости с учетом геометрической нелинейности показал, что на расчетные нагрузки потеря устойчивости не наступает.
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
1. Сироткин О.С., Гришин В.И., Литвинов В.Б. Проектирование, расчет и технология соединений авиационной техники. - М.: Машиностроение, 2006. - 336 с.
2. Зорин В.А. Расчетно-теоретические исследования проблем рационального проектирования корпусов соединительных отсеков из композиционных материалов для баллистических ракет подводных лодок (обзор) // Конструкции из композиционных материалов.
- 2011. - № 1. - С. 3-12.
3. Болтаев П.И., Зорин В.А. Методы расчета подкрепленных оболочек из композиционных материалов. // Конструкции из композиционных материалов. - 2011. - № 2. - С. 8-21.
4. Францев М.Э. Проектные рекомендации по определению наиболее нагруженных и уязвимых элементов корпуса судна из композиционных материалов // Конструкции из композиционных материалов. - 2011. - № 3. - С. 86-98.
5. Зорин В.А. Опыт применения композиционных материалов в изделиях авиационной и ракетно-космической техники (обзор) // Конструкции из композиционных материалов.
- 2011. - № 4. - С. 44-59.
6. Авиаконструкция из композиционных материалов (проект). Рекомендательный циркуляр РЦ ПКМ1-(107В). - М.: 2011. - 107 с.
7. Ricard H. MacNeal. Finite elements: their design and performance // Mechanical engineering.
- 1993. - Vol. 89. - 531 p.
8. Муйземнек А.Ю., Карташова Е.Д. Механика деформирования и разрушения полимерных слоистых композиционных материалов. - Пенза: Пензенский государственный университет, 2017. - 336 с.
9. Руководство по порядку и процедурам определения соответствия полимерных композиционных материалов, используемых в конструкции воздушного судна, требованиям п. 613 Авиационных правил (АП25, 25, 27, 29). Проект. - М., 2013. - 200 с.
10. ОдинковЮ.Г. Расчет самолета на прочность. - М.: Машиностроение, 1973. - 392 с.
11. Гудков А.И., Лешаков П.С. Внешние нагрузки и прочность летательных аппаратов. - М. : Машиностроение, 1968. - 470 с.
12. Расчетные условия прочности крыла и оперения из полимерных композиционных материалов самолета МС-21. ЦАГИ. - М., 2011. - 250 с.
13. Авиационные правила 25.303 Прочность и деформации. - С. 53.
14. Авдонин А.С., Фигуровский В.И. Расчет на прочность летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1985. - 440 с.
15. Сергерлинд Л. Применение метода конечных элементов. - М.: Мир, 1979. - 392 с.
16. Авиационные правила 25.307 Доказательство прочности. - С. 54.
17. Авиационные правила 25.651 Испытание на прочность. - С. 128.
18. Оценка допустимости повреждения и усталостной прочности конструкции (проект). Рекомендательный циркуляр РЦ-АП25.571-1А. - М., 2008. - 301 с.
19. Kevin Kiroy. MSC/NASTRAN quick reference guide version 70.5. - The MacNeal-Schwendler Corporation, 1998. - 938 p.
20. Селюгин С.В., Чехов В.В. Расчет рациональных параметров физически нелинейных конструкций // Тр. ЦАГИ. Проектирование и расчет на прочность авиационных конструкций. - М., 1998. - Вып. 2632. - С. 85-95.
REFERENCES
1. Sirotkin O.S., Grishin V.I., Litvinov V.B. Proektirovanie, raschet i tekhnologiya soedineniy aviatsionnoy tekhniki [Design, calculation and technology of aircraft connections]. Moscow: Mashinostroenie, 2006, 336 p.
2. Zorin V.A. Raschetno-teoreticheskie issledovaniya problem ratsional'nogo proektirovaniya korpusov soedinitel'nykh otsekov iz kompozitsionnykh materialov dlya ballisticheskikh raket podvodnykh lodok (obzor) [Computational and theoretical studies of the problems of rational design of the hulls of the connecting compartments of composite materials for ballistic missiles of submarines (review)], Konstruktsii iz kompozitsionnykh materialov [Designs from composite materials], 2011, No. 1, pp. 3-12.
3. Boltaev P.I., Zorin V.A. Metody rascheta podkreplennykh obolochek iz kompozitsionnykh materialov [Methods for calculating reinforced shells made of composite materials], Konstruktsii iz kompozitsionnykh materialov [Designs from composite materials], 2011, No. 2, pp. 8-21.
4. Frantsev M.E. Proektnye rekomendatsii po opredeleniyu naibolee nagruzhennykh i uyazvimykh elementov korpusa sudna iz kompozitsionnykh materialov [Design recommendations for determining the most loaded and vulnerable elements of the hull from composite materials], Konstruktsii iz kompozitsionnykh materialov [Designs from composite materials], 2011, No. 3, pp. 86-98.
5. Zorin V.A. Opyt primeneniya kompozitsionnykh materialov v izdeliyakh aviatsionnoy i raketno-kosmicheskoy tekhniki (obzor) [Experience in the use of composite materials in aircraft and rocket and space technology products (review)] Konstruktsii iz kompozitsionnykh materialov [Designs from composite materials], 2011, No. 4, pp. 44-59.
6. Aviakonstruktsiya iz kompozitsionnykh materialov (proekt). Rekomendatel'nyy tsirkulyar RTS PKM1-(107V) [Aircraft from composite materials (project). Recommended circular RC PCM1- (107B)]. Moscow: 2011, 107 p.
7. Ricard H. MacNeal. Finite elements: their design and performance, Mechanical engineering, 1993, Vol. 89, 531 p.
8. Muyzemnek A.Yu., Kartashova E.D. Mekhanika deformirovaniya i razrusheniya polimernykh sloistykh kompozitsionnykh materialov [The mechanics of deformation and fracture of polymer layered composite materials]. Penza: Penzenskiy gosudarstvennyy universitet, 2017, 336 p.
9. Rukovodstvo po poryadku i protseduram opredeleniya sootvetstviya polimernykh kompozitsionnykh materialov, ispol'zuemykh v konstruktsii vozdushnogo sudna, trebovaniyam p. 613 Aviatsionnykh pravil (AP25, 25, 27, 29). Proekt [Guidance on the procedure and procedures for determining the conformity of polymer composite materials used in the construction of an aircraft with the requirements of paragraph 613 of the Aviation Rules (AR25, 25, 27, 29). Draft]. Moscow, 2013, 200 p.
10. Odinkov Yu.G. Raschet samoleta na prochnost' [Strength calculation of an aircraft]. Moscow: Mashinostroenie, 1973, 392 p.
11. Gudkov A.I., Leshakov P.S. Vneshnie nagruzki i prochnost' letatel'nykh apparatov [External loads and the strength of aircraft]. Moscow: Mashinostroenie, 1968, 470 p.
12. Raschetnye usloviya prochnosti kryla i opereniya iz polimernykh kompozitsionnykh materialov samoleta MS-21. TSAGI [The design conditions of the strength of the wing and plumage of the polymer composite materials of the aircraft MS-21. TsAGI]. Moscow, 2011, 250 p.
13. Aviatsionnye pravila 25.303 Prochnost' i deformatsii [Aviation regulations 25.303 Strength and deformation], pp. 53.
14. Avdonin A.S., Figurovskiy V.I. Raschet na prochnost' letatel'nykh apparatov [Strength analysis of aircraft]. Moscow: Mashinostroenie, 1985, 440 p.
15. Sergerlind L. Primenenie metoda konechnykh elementov [Application of the finite element method]. Moscow: Mir, 1979, 392 p.
16. Aviatsionnye pravila 25.307 Dokazatel'stvo prochnosti [Aviation Rules 25.307 Proof of Strength], pp. 54.
17. Aviatsionnye pravila 25.651 Ispytanie na prochnost' [Aviation regulations 25.651 Strength test], pp. 128.
18. Otsenka dopustimosti povrezhdeniya i ustalostnoy prochnosti konstruktsii (proekt). Rekomendatel'nyy tsirkulyar RTS-AP25.571-1A [Assessment of the permissibility of damage and fatigue strength of the structure (project). Recommended circular RC-AR25.571-1A]. Moscow, 2008, 301 p.
19. Kevin Kiroy. MSC/NASTRAN quick reference guide version 70.5. The MacNeal-Schwendler Corporation, 1998, 938 p.
20. Selyugin S.V., Chekhov KV.Raschet ratsional'nykh parametrov fizicheski nelineynykh konstruktsiy [Calculation of rational parameters of physically nonlinear structures], Tr. TSAGI. Proektirovanie i raschet na prochnost' aviatsionnykh konstruktsiy [Proceedings of TsAGI. Design and strength analysis of aircraft structures]. Moscow, 1998, Issue 2632, pp. 85-95.
Статью рекомендовал к опубликованию к.т.н. С.С. Крееренко.
Ледовских Ирина Викторовна - Московский авиационный институт; e-mail: brg1705@beriev.com; 347939, г. Таганрог ул. Свободы, 1; тел.: +78634320702; старший преподаватель кафедры проектирование специальных авиационных комплексов.
Стрекоз Антон Валерьевич - e-mail: amiuskiy@gmail.com; студент 5-го курса кафедры проектирование специальных авиационных комплексов.
Сидоренко Виктор Викторович - ПАО "ТАНТК им. Г.М. Бериева"; e-mail: brg1705@beriev.com; 347939, г. Таганрог пл. Авиаторов 1; тел.: +78634390983; инженер-конструктор.
Ledovskikh Irina Viktorovna - Moscow Aviation Institute; e-mail: brg1705@beriev.com; 347939, Taganrog, Svobody street, 1; phone: +78634320702; senior lecturer of the department designing special aviation systems.
Strekoz Anton Valerevich - e-mail: amiuskiy@gmail.com; student of the 5th year of the department design of special aviation systems.
Sidorenko Victor Viktorovich - PJSC "TANTK them. G.M. Beriev"; e-mail: brg1705@beriev.com; 347939, Taganrog square Aviators, 1; phone: +78634390983, engineer-constructor.
УДК 533.6.011.5 БОТ 10.23683/2311-3103-2019-6-133-144
Е.Д. Пометун, Н.И. Болонов, В.В. Белоусов, В.Н. Лебедев, П.С. Гелашвили
ОЦЕНКА ПОГРЕШНОСТИ ИЗМЕРЕНИЯ СРЕДНЕЙ СКОРОСТИ С ПОМОЩЬЮ ТЕРМОАНЕМОМЕТРА В ТУРБУЛЕНТНЫХ ГАЗОВЫХ
ПОТОКАХ
Изучение основных процессов, протекающих в атмосфере, представляет значительный интерес для науки. Наблюдение за физическими процессами в большинстве случаев осуществляется с помощью инструментального способа, основанного на введении в исследуемую среду измерительного зонда, в качестве которого широко используются термо-анемометрические преобразователи. Целью данной работы являются определение и анализ источников погрешностей результатов измерений, полученных с помощью термоанемометра постоянной температуры в турбулентных газовых потоках и разработка рекомендаций по их минимизации. В статье рассмотрены источники погрешностей, возникающие при измерении термоанемометром постоянной температуры в турбулентных газовых потоках, а так же приведены предложения по их минимизации. Рассмотренные источники погрешностей условно разделены на два типа. Погрешности первого типа обусловлены использованием некорректных алгоритмов обработки выходного сигнала термоанемометр, а второго типа - особенностями работы датчика в системе обратной связи. Определено, что для устранения погрешности первого типа, необходимо исключить в схеме термоанемометра интегрирующие цепи, ослабляющие амплитуду турбулентных пульсаций. Погрешность второго типа возникает вследствие асимметричной реакции термоанемометра постоянной температуры на увеличение и уменьшения скорости потока, т.е. на нагрев и охлаждение чувствительного элемента (датчика). Погрешность второго типа зависит от скорости потока, интенсивности турбулентности и спектра пульсаций скорости. Как и погрешность первого типа, компенсация данной погрешности требует специальных технических решений при разработке электронной схемы термоанемометра
