Динамика авиационных изделий, закрепленных под крылом, при действии посадочных ударов Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Эксплуатация воздушного транспорта

УДК 534.1: 629.73.

ДИНАМИКА АВИАЦИОННЫХ ИЗДЕЛИЙ, ЗАКРЕПЛЕННЫХ ПОД КРЫЛОМ, ПРИ ДЕЙСТВИИ ПОСАДОЧНЫХ УДАРОВ

А.С. СИДОРЕНКО Статья подготовлена по заказу редакции

Представлены результаты разработки численной модели и данные расчетной оценки характеристик динамического состояния изделий авиационной техники при нестационарных воздействиях в условиях аварийной посадки носителя. Получены зависимости параметров динамического состояния от времени для изделий, размещенных на неманевренном носителе со стреловидным крылом большого удлинения. Сопоставлены уровни динамического нагружения изделий для различных точек закрепления.

Введение

Уровень динамического нагружения изделий авиационной техники, транспортируемых на внешних подвесках, является одним из основных факторов, влияющих на надежность и безопасность эксплуатации, как самих изделий, так и комплекса носитель - изделие.

Величина нагрузок, действующих на элементы конструкции самолета при посадке, зависит от многих факторов: условий приземления, величин и характера неровностей поверхности взлетно-посадочной полосы (ВПП), особенностей конструкции самолета и т.д. Максимальные значения посадочных перегрузок обычно наблюдаются в концевых сечениях крыла.

В условия приземления входят степень загрузки самолета, составляющие линейных и угловых скоростей самолета по осям и положение самолета относительно поверхности полосы в момент касания ВПП, метеоусловия, степень жесткости ВПП и состояние ее поверхности (влажность, снег, лед и т. д.). Уровень перегрузок при посадке определяется в основном величинами вертикальной скорости приземления, посадочной скорости, угла и угловой скорости крена. Например, при посадке самолет может приземляться с заметным креном. Величины угла крена у и его производной (скорости крена) зависят от скорости бокового ветра, устойчивости самолета к крену, качества пилотирования. Заметное влияние на величину перегрузки оказывают также угол и угловая скорость тангажа.

Особенности конструкции самолета - это конструктивно-силовая схема, распределение массы и жесткости, демпфирующие свойства конструкции самолета. На величину динамических нагрузок при посадке существенно влияют тип шасси (трехстоечное, велосипедное и т.д.), вид стоек (колесные, поплавковые, лыжные или смешанные) и характеристики сопротивления шасси (упругого и неупругого). Наиболее распространенным типом шасси является трехстоечное, колесное с двумя основными и носовой стойкой. Узлы крепления основных стоек могут располагаться в зоне корневых сечений крыла или на крыле.

Со стороны шасси на конструкцию самолета действуют кратковременные силы, которые являются нестационарными виброударными процессами и в общем случае имеют три составляющие: вертикальную, лобовую и боковую. Эти три составляющие можно представить в виде последовательности синусоидальных импульсов с наложением высокочастотных составляющих от колебаний конструкции. Характерная продолжительность импульсов 0,1 -1,0 с. Набольшее значение имеют вертикальные составляющие сил.

Лобовая сила возникает от раскрутки колес и сопротивления движению по поверхности ВПП. Ее действие вызывает дополнительные нагрузки на внешние подвески и двигатели.

Динамические нагрузки при посадке возбуждают колебания конструкции преимущественно по первым тонам. Наибольшие суммарные нагрузки на внешние подвески и двигатели при по-

садке могут быть не при первом посадочном ударе, а при торможении на начальном участке пробега (при скорости, равной 0,6...0,9 посадочной скорости). Это обусловлено уменьшением подъемной силы крыла и, следовательно, увеличением средних и переменных нагрузок на шасси. Кроме того, при торможении из-за изменения скорости самолета частота возбуждения изменяется, и при появлении частот нагружения, близких к собственным частотам конструкции, уровни колебаний могут значительно возрастать.

Определение характеристик динамического состояния конструкции носителя совместно с изделием (грузом) на режимах посадки имеет практическое значение, так как уровни колебаний конструкции при посадке могут быть существенно выше, чем уровни колебаний в полете. Посадочные нагрузки действуют относительно короткое время, но вызывают высокий уровень напряжений в конструкции и могут дать существенный вклад в накопление усталостных повреждений. В некоторых случаях они являются определяющими при оценке прочности и надежности конструкции носителя и груза. Подобная задача возникает также при оценке возможности транспортирования изделия на других носителях или при более жестких режимах полета. При отсутствии экспериментальных данных необходимые характеристики динамического состояния изделия могут быть получены расчетным путем. Эффективность использования расчетных методов для исследования реальных конструкций во многом определяется качеством расчетных моделей, т. е. степенью их адекватности реальным конструкциям и условиям эксплуатации, а также возможностью получения достоверных исходных данных.

Расчетные исследования колебаний крыла самолета при взлете и посадке проводились многими авторами. В то же время нестационарные колебания крыла совместно с изделиями исследованы недостаточно. Обычно рассматривалось движение изделия на изолированной подвеске, к которой приложены внешние динамические воздействия в узлах соединения с носителем. Движение изделия определялось как поперечные колебания балки с переменными параметрами в вертикальной плоскости. При этом предполагалось, что имеется достоверная информация о динамических нагрузках в узлах подвески для различных самолетов и конструкций узлов подвески.

Целью настоящей работы является разработка методики математического моделирования движения нескольких изделий совместно с конструкцией крыла, для которой не требуются дополнительные данные о нагрузках в узлах подвески. Кроме того, данная модель должна описывать движения изделий не только в вертикальной плоскости, но и пространственное движение. Для этого формируется также модель крыла, описывающая не только изгибные колебания крыла в вертикальной плоскости, но и его совместные изгибно-крутильные колебания. Модель колебаний крыла с изделиями может быть использована для оценки динамического состояния изделий и прочности узлов подвески при аварийных ситуациях на этапах взлета и посадки и должна учитывать увеличение уровня динамического нагружения изделий из-за сложения составляющих от изгибных и крутильных колебаний крыла.

Аналитическая модель колебаний крыла

Для проведения динамического расчета или разработки физической модели конструкции, исходя из общих представлений и опытных данных, в конструкции выделяют части с распределенной жесткостью и части, жесткость которых принимается сосредоточенной. Для агрегатов и частей конструкции, имеющих достаточно большое удлинение, обычно используется балочная схематизация. Эти агрегаты представляются как балки, упругая ось которых совпадает с осью жесткости агрегата или его части. Задаются распределения жесткости на изгиб в двух плоскостях и кручение относительно продольной оси балки. Для деформируемых частей конструкции задаются распределение массы либо вдоль линии центров масс сечений, либо по площади поверхности. Для частей, схематизируемых абсолютно жесткими телами, задают массы, массовые моменты и положения центров масс.

Здесь рассматривается стреловидное крыло большого удлинения, которое является характерным для современных ограниченно маневренных и неманевренных самолетов, имеющих околозвуковые и большие дозвуковые скорости полета. Типичная конструкция такого крыла включает силовой набор (лонжероны, стрингеры и нервюры), несущую обшивку и управляющие поверхности. В крыле размещены топливные баки, оборудование и механизмы управления. На крыле закреплены двигатели, гондолы шасси и подвесные грузы (подвесные баки, контейнеры, пусковые установки и т.д.).

Расчетная схема крыла большого удлинения учитывает три степени свободы: вертикальные прогибы по оси жесткости; прогибы в горизонтальной плоскости и углы закручивания относительно оси жесткости. Здесь и далее используются следующие характеристики крыла:

- Е1х(21), Е1у(ц) - жесткости на изгиб в двух плоскостях в сечении, перпендикулярном оси жесткости;

- 01к(г}) - жесткость на кручение;

- т(11) - погонная масса крыла;

- J(zl)- погонный массовый момент инерции относительно оси жесткости;

- а(2}) - расстояние от оси жесткости до линии центров масс крыла.

Для двигателей и изделий, упруго прикрепленных к крылу, задаются жесткости на изгиб и кручение стержней, моделирующих силовые элементы узлов крепления; массы и массовые моменты инерции двигателя и грузов. При этом учитываются четыре степени свободы: в — угол отклонения по тангажу; в — угол отклонения по рысканию; у — вертикальное перемещение; 2 — боковое перемещение.

Наиболее распространенной расчетной схемой стреловидного крыла большого удлинения является симметричная система балок с переменными по размаху жесткостными и массовыми характеристиками, расположенная под углом стреловидности с к фюзеляжу. В силу симметрии ЛА обычно рассматривается одна плоскость крыла, которая считается жестко закрепленной в корневом сечении.

Такая расчетная схема обычно используется при следующих предположениях:

- консоль крыла имеет прямолинейную ось жесткости и незакрученное поперечное сечение;

- нервюры поставлены нормально к продольной оси жесткости;

- плоскость жестко закреплена в сечении, перпендикулярном оси жесткости и расположенном в зоне корневой нервюры;

- деформации изгиба в плоскости крыла не учитываются.

Итак, рассматривается стреловидное крыло большого удлинения, в котором нервюры поставлены нормально к оси жесткости. Задано распределение массы и жесткости конструкции крыла, двигателей, подвесных грузов и устройств подвески грузов. Массовые характеристики конструкции крыла заданы с учетом массы топлива и оборудования, расположенных в крыле. Колебания крыла вызываются действием посадочных ударов, которые моделируются как нестационарное ускорение корневой части крыла и как динамическая сила, передаваемая от стойки шасси.

Требуется определить характеристики динамического состояния (компоненты перемещения и ускорения) в различных точках грузов, подвешенных под крылом в двух разных сечениях крыла.

Для описания движения плоскости крыла вводится прямоугольная система координат, связанная с недеформированной плоскостью. Начало координат расположено в заделке, ось 0г направлена по оси жесткости, ось 0у - вертикально вверх.

В реальных конструкциях крыло при действии поперечной нагрузки совершает одновременно изгибные и крутильные колебания. Деформация изгиба сопровождается деформацией

кручения и наоборот. В зависимости от частотного состава нагрузки могут преобладать либо изгибные, либо крутильные формы колебаний.

Далее предполагается, что влияние изгибных колебаний в плоскости наибольшей изгибной жесткости х0і является относительно малым, а поэтому рассматривается изгиб только в вертикальной плоскости у0і. Тогда изгибно-крутильные колебания консоли крыла можно описать системой уравнений относительно неизвестных функций: т(і, і) - прогиба в направлении у (нормальном к оси жесткости) и в(і, і) - угла закручивания крыла относительно оси жесткости.

Уравнения колебаний могут быть получены из вариационного принципа Гамильтона -Остроградского, которому соответствуют дифференциальные уравнения движения (уравнения Лагранжа).

Для изгибно-крутильных колебаний крыла, рассматриваемого как консольная балка с переменными характеристиками и длиной I, кинетическая энергия, потенциальная энергия деформации и потенциал внешних сил определяются по формулам:

Г дw Эв 2 Г Э# 2 г Э2 Т 2

2Т= | ц(^)[—+Ф) ~э^ ] 1 ~э^ )іі+1 р(і)/*(і)( э^эт"

г Э2т 2 г Э0 2 г г

2и= [ ЕІ (——) іі + Г 0І. (—) іі; 2П= - Г т(^)0іі - \ #у(і,0 т іі.

о Э о Э о о

(1)

После подстановки (1) в уравнение вариационного принципа и проведения преобразований получается система дифференциальных уравнений, описывающих изгибно-крутильные колебания крыла:

Э

Э1

ЕІ

±Г\гЭт ЭТч ,, , -,,Эв ЭвЛ1, +Ц(і) (^7Г+ат — ) - ^(і) °(і) (^Т+ав — )] +

Эt Эt Эt Эt

0

+ (рЛ^) = Ъ(2’*); (2)

0 ( дв"\ 02г тг 2в ^ двл ( л

I 01ё^Г~ I- №) ( +аг —)+ Р^ОО (ТГТ +йв — ) = т(2,().

02 \ -2 ) Эt 0t — —

Решение этой системы должно удовлетворять граничным и начальным условиям. Граничные условия, соответствующие жесткому закреплению корня крыла (при г = 0) и свободному концу консоли (при г = I), имеют вид:

Эw 0 2w 0 ( 0 2w ^

w=0, — = 0 при 2= 0; —т = 0, —— Е1Х—^ = 0 при г = I; (За)

в = 0, — = 0 при г = 0; ОЕ= 0 при г = I. (Зб)

Начальные условия, определяющие линейные w и угловые в перемещения и скорости точек крыла при t = 0, записываются в виде:

г(2,0) = А*); (г,0) = £(г); в(г,0)= Ф(г); ^Г(г,0)= у(г). (3в)

Эt 0г

В соотношениях (1, 2, За, б, в) приняты следующие обозначения:

I - длина оси жесткости консоли крыла, м;

Е1Х- жесткость на изгиб в сечении, перпендикулярном оси жесткости, Н м2;

ОЕ - жесткость на кручение относительно оси 0г, Н м2;

ц(г) - переменная погонная масса, кг/м; р(г) - плотность материала в сечении г, кг/м3;

1а(2) = 1о(г) + о2(г) F(z) - полярный момент инерции поперечного сечения относительно центра изгиба (оси жесткости), м4;

10(г) - полярный момент инерции поперечного сечения относительно центра тяжести, м4; а(г) - расстояние от оси жесткости до линии центров масс, м.

Произведение р^ (кг м) представляет собой погонный массовый момент инерции крыла относительно центральной оси, параллельной оси х. Положительное направление величины г -по оси у (вверх). Положительное значение угла в - на кабрирование. Величина о(г) считается положительной, если упругая ось расположена ближе к носку профиля крыла, чем линия центров масс.

, . 02 02г

В первом уравнении системы (2) слагаемое -------[р1Х -----] учитывает инерцию поворота

ЭzЭt ЭzЭt

сечений крыла при изгибе. Внешнее демпфирование по различным направлениям здесь задается путем формального добавления в уравнения слагаемых, пропорциональных скоростям ли-

„ 06

нейного и углового перемещений— и —.

Эt Эt

Наличие на крыле сосредоточенных грузов (двигателей, подвесок, шасси и т.д.) может быть учтено путем использования ступенчатых функций для зависимостей ц(г) или введением в уравнения движения сосредоточенных инерционных сил и моментов для сечений соответствующих координатам центров масс сосредоточенных грузов М,. Например, первое из уравнений

(2) дополняется слагаемыми М,б(г - г,), Зх1^^^ б(г - г,) и М,06 я б(г - г,). Здесь Зх, - мо-

Эt2 ' ЭzЭt2 Эt2

менты инерции массы М, относительно центральной оси 0х, кг/м2; - расстояние от массы М, до

оси жесткости, м; б^-г,) - дельта - функция. Знак величины я принимается в зависимости от направления момента, создаваемого массой.

Погонная сила цу(г, 1) и погонный момент т(г, 1) включают в себя составляющие от действия распределенных аэродинамических сил и от кинематического воздействия со стороны фюзеляжа.

Разработка численной модели колебаний крыла

Уравнения колебаний крыла (2) в общем случае не имеют точного решения. Решение этих уравнений может быть получено с помощью приближенных или численных методов.

Решение с помощью приближенных методов (методов Ритца, Галеркина и т.д.) требует определения форм колебаний крыла, которые должны удовлетворять условиям закрепления, граничным условиям на свободных концах и условиям ортогональности. Формы колебаний отыскиваются в классе заранее заданных функций, которые выбираются на основе опыта, интуитивно или на основе решения более простых задач. При расчете реальных конструкций со сложными зависимостями для распределения массы и жесткости применение приближенных методов связано с введением существенных упрощающих предположений. Например, могут быть использованы формы колебаний упрощенной модели крыла. Для определения низших форм колебаний часто используется метод последовательных приближений. После определения форм колебаний система дифференциальных уравнений в частных производных приводится к системе обыкновенных дифференциальных уравнений. Решение системы дифференциальных уравнений проводится с использованием стандартных алгоритмов и программ численного интегрирования.

Реализация приближенных методов при учете относительно большого числа форм колебаний является весьма трудоемкой. В настоящее время наиболее рациональным путем решения задач о колебаниях сложных конструкций является использование метода конечных элементов (МКЭ), который реализован в виде компьютерных интерактивных систем для персональных ЭВМ. Для решения задачи о динамическом состоянии изделия, закрепленного под крылом носителя, выбрана универсальная система конечно-элементного расчета конструкций COSMOS/M. Конечно-элементная модель (КЭМ) конструкции в системе COSMOS/M строится либо в режиме диалога с использованием меню, либо путем написания командного файла с последующим экспортом в систему.

В настоящей работе расчетные исследования проводятся для изделий, находящихся на внешней подвеске под крылом неманевренного самолета. На консоли крыла размещены два двигателя и две подвесные установки с изделиями. Кроме того, в крыле находятся топливные баки и оборудование. Исходными данными для расчетной модели конструкции крыла с изделиями являются таблицы центровки самолета, эпюры изгибной и крутильной жесткостей и эпюры площадей сечений продольного набора крыла.

Для проведения моделирования конструкция крыла разбивается на отсеки. Далее определяются геометрические и массовые характеристики отсеков с учетом наличия в них оборудования и топлива и устанавливаются характерные сечения (границы отсеков и сечения, в которых закреплены двигатели и грузы). Осевые моменты инерции определяются относительно нейтральных осей поперечных сечений £, и п. Ось £, повернута относительно самолетной координатной оси X на величину угла стреловидности х; ось п - относительно оси у на угол поперечного V. В качестве глобальной системы координат используется прямоугольная система координат, связанная с самолетом. Начало координат принимается в точке пересечения средней аэродинамической хорды крыла и продольной оси фюзеляжа; ось X совпадает с продольной осью фюзеляжа и направлена по полету; ось у направлена вверх. В модели учитывается стреловидность крыла и отклонение плоскости крыла от горизонтали фюзеляжа. Угол стреловидности х по средней аэродинамической хорде составляет 35°. Масса топлива в отсеках соответствуют 50% -ой выработке топлива с учетом сохранения центровки самолета.

Моделирование конструкции производится с использованием конечных элементов BEAM3D (пространственная балка) и MASS (масса конечного размера). Одноосный трехузловой элемент BEAM3D с расширенными возможностями используется в трехмерных структурных и тепловых моделях для расчетов на растяжение-сжатие, изгиб, кручение и сдвиг с учетом главных напряжений. Этот элемент допускает наличие несимметричного поперечного сечения при несовпадении центра сдвига с центром тяжести, а также несовпадение первых двух узлов и оси центров тяжести балки. Здесь используется элемент с переменными по длине характеристиками сечения.

Используемый для моделирования массивных частей конструкции обобщенный одноузловой элемент MASS описывает массу, сконцентрированную в узлах моделей и допускает до шести степеней свободы на узел (три перемещения и три угла поворота), определяемых в глобальной системе координат. Для каждого элемента задаются приведенные характеристики (компоненты массы по осям и соответствующие массовые моменты инерции). При моделировании обеспечивается соответствие между КЭМ и реальной конструкцией не только по общей массе, но и по положению центра масс и величине момента массы относительно оси z.

Для моделирования одностороннего вязкоупругого сопротивления стоек шасси используются специальные нелинейные КЭ “зазор-трение” (GAP) и “сосредоточенный демпфер” (CDEMP), соединяемые параллельно и находящиеся между двумя узлами КЭМ. Сочетание наборов элементов CDEMP и GAP, воспринимающих растяжение или сжатие, позволяет моделировать широкий класс реальных нелинейностей: одно- и двусторонние зазоры с различными

геометрическими, упругими и диссипативными характеристиками во взаимно противоположных направлениях.

КЭМ крыла с нумерацией узлов показана на рис. 1. Г еометрические и жесткостные характеристики устройств подвески грузов моделируются с помощью балочных элементов, исходящих из узлов 10, 18. Масса оборудования, 50% топлива в крыльевых баках и часть массы двигателей и устройств подвески сосредоточены в узлах 2- 18 правой консоли крыла в виде элементов MASS. Гондолы с двигателями и грузы (изделия) также моделируются с помощью комбинации элементов BEAM и MASS, которые соединены с консолью в узлах 6, 14 и 10, 18. Центры масс изделий закреплены в узлах 22, 26 (внутренняя подвеска) и 32, 36 (внешняя подвеска).

Рис. 1

В силу симметрии конструкции полностью моделируется одна плоскость крыла (правая). Фюзеляж и вторая (левая) плоскость с грузами заменяются обобщенной массой с приведенными значениями компонентов массы и массовых моментов инерции, которая помещается в узле КЭМ, соответствующем корню консоли. Такая замена делается в предположении, что распределение массы и жесткости фюзеляжа и второй плоскости колебания грузов мало влияет на колебания грузов, закрепленных под рассматриваемой плоскостью. Для левой консоли воспроизводятся компоненты массы, массовые моменты инерции и положение центра масс, а также геометрические и жесткостные характеристики до центра масс.

При моделировании наиболее подробно воспроизводятся жесткостные и массовые характеристики тех частей конструкции, через которые передаются динамические нагрузки на узлы подвески грузов и которые оказывают основное влияние на динамическое состояние грузов. Концевая часть консоли, расположенная за гондолой внешнего двигателя, моделируется относительно менее подробно, так как она не оказывает заметного влияния на динамическое состояние грузов. При моделировании обеспечивается соответствие между КЭМ и реальной конструкцией по общей массе, положению центра масс и по величине момента массы относительно осей Х и г самолета.

Первым этапом расчета являются определение собственных форм и частот колебаний конструкции, а также перемещений от сил собственного веса (гравитационной нагрузки). Низшая частота, которой соответствует изгибная форма колебаний крыла, составляет 1,29 Гц. Примеры собственных форм колебаний конструкции и соответствующие частоты показаны на рис. 2-5.

Форма 1, частота 1,290 Гц Рис. 2

Форма 2, частота 2,892 Гц Рис. 3

Форма 4, частота 3,90 Гц Рис. 4

Форма 4, частота 5,736 Гц Рис. 5

Видно, что колебания консоли сочетают изгибные и крутильные формы. Некоторые формы являются либо преимущественно изгибными (рис. 2), либо преимущественно крутильными (рис. 5).

Изменение статического прогиба Ы и угла закручивания U от действия собственного веса по длине консоли крыла представлены соответственно на рис. 6, 7.

Прогиб от собственного веса

0,025 и,рад Р 0,02

0,015

0,01

0,005

0

Угол поворота относительно оси Z от собственного веса

H'T

5 10 15 20 25

Рис. 6

Результаты численного анализа

Рис. 7

Динамический расчет конструкции крыла выполняется с применением алгоритмов модального анализа для переходных процессов (Modal Transient). В этом типе анализа используется разложение вектора узловых перемещений в ряд по собственным формам и последующее решение системы. При анализе задается количество учитываемых собственных форм и параметры

0

пошагового динамического анализа - шаг интегрирования, количество шагов, начальное время, метод интегрирования. Расчеты выполнены для случая нагружения, соответствующего грубой посадке (с повышенной вертикальной скоростью и креном), когда на начальном отрезке времени самолет опирается на одну основную стойку шасси. Задаются составляющие скорости приземления в системе координат, связанной с самолетом в начальный момент времени. Результаты вычислений параметров динамического состояния представлены на рис. 8 - 13.

На рис. 8 и 9 представлены зависимости от времени ? ускорений по направлению оси у (ау) и абсолютных значений результирующих ускорений аг (рис. 9) в узлах модели, соответствующих корню консоли (узел 1), внутренней (узел 18) и внешней (узел 10) точкам подвески. На рис. 10, 11 показаны зависимости от времени ускорений по направлению оси у и результирующих ускорений в узлах модели 22, 32, 38. Узлы соответствуют центрам масс (22, 36) и головной части (38) изделий на внутренней (рис. 10) и внешней (рис. 11) подвесках. Результирующее ускорение определяется как абсолютное значение алгебраической суммы составляющих ускорения при поступательном движении по трем осям и повороте вокруг этих осей.

0 0.5 1.® 1.5 2.0 * С 2.5

Рис. 8 Рис> 9

Видно, что изделия на внешних подвесках имеют более высокий уровень ускорений. Наибольшие значения ускорения имеют головные части изделий на внешних подвесках. При заданных условиях посадки максимальные ускорения изделий составляют 70...75 м/с2. Зависимости для перемещений ы(() (рис. 12) и скоростей у(?) (рис. 13) по направлению оси у для трех различных сечений крыла, которым соответствуют узлы 1, 18, 14, 10 КЭМ иллюстрируют характер пространственного движения конструкции при посадке.

Приведенные результаты расчетов показывают, что разработанная математическая модель позволяет описывать совместные пространственные колебания крыла и закрепленных на нем изделий при заданных условиях посадки, в том числе для нештатных случаев, при повышенных вертикальных скоростях и наличии крена. При этом рассматриваются изгибно-крутильные колебания как самого крыла, так и изделий на подвеске и учитывается инерция поворота сечений крыла при изгибе, что является особенно существенным для стреловидного крыла большого

удлинения. Адекватность модели и работоспособность программ подтверждены физической корректностью результатов динамических расчетов, сходимостью значений собственных частот и статических перемещений при дроблении разбивки, соответствием этих значений реальным величинам.

ЛИТЕРАТУРА

1. Гудков А.И., Лешаков П.С. Внешние нагрузки и прочность летательных аппаратов. Изд. 2-е. - М.: Машиностроение, 1968.

2. Стригунов В.М. Расчет самолета на прочность. - М.: Машиностроение, 1984.

3. Вибрации в технике. Справочник в 6 т. - М.: Машиностроение. Т. 1. - Колебания линейных систем/ Под ред. В.В. Болотина, 1978. Т. 3. - Колебания машин, конструкций и их элементов / Под ред. Ф.М. Диментберга и К.С. Колесникова, 1980.

4. Сидоренко А.С., Родионов Г.Л. Динамическое состояние летательного аппарата при аварии на этапе взлета. Электронный журнал “Труды МАИ” (рубрика «Механика»), сервер http://www.mai.ru, 2006, вып. № 26.

DYNAMICS OF AVIATION PRODUCTS THAT FIXED UNDER THE WING AT LANDIN HITS

INFLUENCE

Sidorenko A.S.

Outcomes of development of a numerical model and data of a computational estimation of an aeronautical engineering’s dynamic state at non-stationary loading at an emergency landing of the carrier are submitted. Time dependences of a dynamic state’s parameters for the aircraft aggregates located on the non-aerobatic carrier with a swept highly-aspect wing are obtained. Levels of dynamic loading of the aircraft aggregates for different points of suspension are compared.

Сведения об авторе

Сидоренко Александр Сергеевич, 1944 г.р., окончил МЭИ (1968), доктор технических наук, профессор кафедры «Машиноведение и детали машин» МАИ им. С. Орджоникидзе, автор свыше 80 научных работ, область научных интересов - расчетные и экспериментальные методы оценки динамического состояния и несущей способности силовых конструкций объектов техники при нестационарных нагрузках с учетом дефектов и повреждений, применение данных методов к расчету летательных аппаратов, объектов вооружения, транспортных средств, а также конструкций из композиционных материалов.