CC BY
53
УДК 629.7.01.533.6
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЙ МЕТОД ОПТИМИЗАЦИИ ПАНЕЛИ КИЛЯ МАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА В ЗАДАЧЕ ПРОДЛЕНИЯ РЕСУРСА
А.В. Ордин, А.В. Рипецкий, И.Н. Сказко
Авторами статьи проведена серия испытаний на обнаружение скрытых дефектов киля манёвренного самолета, разработан метод геометрической оптимизации панели, позволяющий определять оптимальные параметры силового набора тонкостенной панели самолета на этапе концептуального проектирования.
Ключевые слова: акустическое воздействие, летательный аппарат, геометрическая оптимизация.
Проблема обеспечения акустической усталостной прочности конструкции планера самолета возникла в 1955-1960 [1, 3] годах и с тех пор острота ее практически не спадает до настоящего времени. В последние годы отмечены многочисленные случаи усталостных разрушений элементов обшивки и подкрепляющего набора на разных типах изделий. Хотя в большинстве случаев разрушения обнаруживаются раньше, чем происходит серьезное снижение прочности самолета, часто приходится проводить большой объем ремонтных работ и существенно повышать требования к текущим осмотрам.
Выбор оптимальных параметров тонкостенных панелей летательных аппаратов, подверженных статическим и динамическим нагрузкам в сочетании с нагружением в акустическом диапазоне частот и требованиям по ресурсу, одна из основных проблем в проектировании коммерческих самолетов, ракетоносителей и другой авиационной техники [2]. После экспериментального моделирования акустических вибраций на натурных образцах, что является очень сложным и трудоемким процессом, компьютерное моделирование является наиболее приемлемым методом анализа акустического воздействия на тонкостенные панели летательного аппарата [6,
7].
В настоящей статье на основании анализа условий эксплуатации самолета, действующих величин нагрузок на киль и стендовых испытаний киля рассмотрены условия возникновения непроклея и его влияние на назначения ресурс
Ниже приведена оценка ресурса и метод оптимизации киля при условии воздействия механических и виброакустических нагрузок. Модель киля испытуемого самолета приведена на рис. 1.
Рис.1. ЗБмодель киля самолета в СайаУ5.
Статические нагрузки
Установлено, что максимальные нагрузки, действующие на киль, зафиксированы на режиме: М=0, 85 п(у)=0, 7п(у)мах и составляют: М(2)=2700кгм, М(3)=3300кгм, М(4)=1990кгм.
Вибрационные нагрузки
В процессе эксплуатации киль от воздействия переменных во времени аэродинамических сил совершает колебания на собственных частотах изгиба и кручения. Интенсивность колебательныхпроцессов резко возрастает сувеличением угла атаки.
Замеры виброперегрузок на киле производились в низкочастотном (0-60Гц) и высокочастотном (5-2000Гц) диапазонах.
По результатам испытаний определен спектр с наличием изгиба (19Гц) и кручения (60 Гц).
Испытания киля
После прохождения ресурсных усталостных испытаний на киле были произведены виброиспытания.
На обшивку кессона киля были наклеены тензодатчики и установлен вибродатчик по месту установки его в натурных испытаниях с замером вибронагрузок. Схема испытаний киля приведена на рис.2.
Анализ нагружения киля на частотах изгиба - 18 Гц и кручения - 50 Гц указывают, что частота кручения 50 Гц вызывает резонансные оберто-
ны на частотах 100, 150 Гц как это имеет место на самолете.
Рис. 2. Схема испытаний киля
Предварительные исследования киля в диапазоне частот 5-2000Гц определили наличие максимальных напряжений на частотах 29Гц (изгиб киля первого тона) и 50Гц (кручение киля первого тона). Различие в значениях частот изгиба первого тона (на самолете 18Гц) объясняется повышенной жесткостью крепления киля к силовому полу. Киль устанавливался в вертикальном положении и жестко крепился к силовому полу. Нагружения киля производилось одновременно двумя сигналами на частотах 29 Гц (изгиб) и 50 Гц (кручение) с суммарной перегрузкой 4,5 ед. Продолжительность нагружения составило 16 часов. Периодически производился визуальный контроль внешней поверхности киля и контроль непроклея с помощью прибора АД-50У.
В процессе виброиспытаний периодически производился контроль непроклея с помощью прибора АД-50У в местах приклейки стрингеров к обшивке нервюрам. Прибор АД-50У указывал величину непроклея в мм.
После виброиспытаний в течение 16 часов производился контроль непроклея механическим способом.
Механический способ позволил определить наличие непроклея и его размеры. Для реализации механического метода выпущено извещение к чертежу. В упомянутом извещении представлен чертеж киля с зонами непроклея, выявленных акустическим спектральным дефектоскопом АД-50У. В указанных зонах были просверлены отверстия диаметром 5мм на глубину обшивки. Через эти отверстия с помощью щупа толщиной 0,1мм определяли наличие непроклея.
Оценку ресурса производим по формуле:
где Т- ресурс эксплуатации в часах; п- коэффициент запаса п=4-10;
П(исп.)- повреждаемость при испытаниях(несущая способность киля); П(1 час)- повреждаемость за 1 час эксплуатации.
Расчет производим для различных сочетаний нагружения, указанных в таблице:
Сравнение ресурса для различных сочетаний виброакустического
нагружения киля
Вариант Худший Лучший
п 10 4
П(исп) 92*106 281*106
П(1 час) 6 0 * оп 4*106
Т, час 1000 70000
Г еометрическая оптимизация металлической прямоугольной панели на стрингере.
Критерий F= атахпК^^т) должен быть минимизирован для баланса ресурса и веса металлической прямоугольной панели на стрингере, где атах - это максимальное значение безразмерного квадратного корня из напряжения в панели, К0от = wdoш (рИа4 / Э)1/2 безразмерная доминирующая вибрационная частота (wdom -несущая частота, р- плотность материала, а -длина панели, Ь-толщина. панели, Э = ЕИ3/12(1 -у2)жесткость на изгиб панели не подкрепленной стрингером, Е - модуль упругости, у - коэффициент Пуассона, т - масса, f (т) -возрастающая функция, п = 4 для алюминиевых сплавов).
Нижеследующее дифференциальное уравнение описывает поведение подкрепленной панели (в безразмерных величинах):
п ( д 4Ж ^
□ 2Ж + Ж + £ 5-- + иЖ И8(Х - Хч) = Р ,
д=1 ^ )
где Ж(X,У) = и(x,у) - безразмерное перемещение пластины; Х=х/а, У=у/а, х И
и у - соответствующие координаты; N - количество стрингеров; 8(....) - функция затухания колебаний; Р = р(х,у,т)а4 /ЭИ - безразмерное давление; 5 = Е1 /ЭИ, и = F/И2, Е1 характеристики стрингера; F - площадь поперечного сечения стрингера; т = г(Э / рИа4)12 - безразмерное время.
Нагружение как для металлических так и для композиционных панелей должно описываться полем случайных нагрузок описываем спектральной плотностью виброакустического нагружения с определением частоты на которой происходит основное нагружение.
Оптимизационный критерий определяется как функция от S и и для фиксированных значений Ь/а, Ь/а (Ь - ширина панели). Выражение
Fh2 /1 назовем как лучшее достижимое значение à . Меньшее à - лучшее техническое решение по условиям виброакустической прочности.
Удобно выражать все параметры панели через сведенные значения à , C = I / h4, фиксируем значения b/a и h/a и полагаем критерием как функции со следующими параметрами:
S = 12(1 -v2), U = ÀC , m = b / a (h / a + NÀC /(h / a)2 ), F = F ( N, C; b / a, h / a).
Для получения оптимальных параметров следуем следующими шагами:
1) Выбираем допустимый оптимизационный коридор значений для N и C ( à , b/a, h/a должны быть фиксированными);
2) Определяем максимальное среднеквадратическое напряжение на доминирующей частоте вибраций в программе АСАРТП ЛА;
3) Строим оптимизационные диаграммы F = F(N, C; b / a, h / a) ;
4) Используя диаграммы выбираем оптимальные значения для N и
С$
5) Используя оптимальные значения N и С, и фиксированные значения à , b/a, h/a, рассчитываем все необходимые габариты пары стрингер - панель.
Параметры пары стрингер-панель следующие: a=b=500 мм;
E=7000 кг/мм2; р= 2, 78х10"6 кг/мм3; h=1 мм; v= 0,34; F=67 мм2; 1=2290 мм4.
Значение s4maxKj используем как оптимизационный критерий. Среднеквадратическое напряжение считаем в АСАРТП ЛА. Строим оптимизационную диаграмму (рис. 3).
N
Рис. 3. Оптимизационная диаграмма.
Оптимальные безразмерные параметры следующие
N=5, С=1027х1012.
Таким образом, оптимальные значения 1=1145 мм4 и F=35,5 мм4. Выводы:
1. Показания прибора АД-50У не позволяют однозначно определить наличие непроклея.
2. Проверка непроклея механическим способом показала, что отслоение носит локальный характер, незначительный размер, близкий к технологическому дефекту, и не может повлиять на безопасность эксплуатации.
3. В настоящих испытаниях киль нагружался статической подгруз-кой от изгибных колебаний по основной форме. Величина этих колебаний по месту расположения вибродатчика составляла 1-2 мм.
4. Разработан метод оптимизации прямоугольной панели летательного аппарата.
5. Метод оптимизации панелей может быть использован на этапе предпроектного проектирования летательных аппаратов.
Список литературы
1. Авиационная акустика. Под ред. канд. техн. наук А.Г. Мунина и канд. техн. наук В. Е, Квитки. М., «Машиностроеие», 1973, 448 с.
2.Handbook of Computer Aided Geometric Design Edited by Gerald Farm Josef HoschekfMyung-Soo Kim. ELSEVIER SCIENCE B.V. Sara Burgerhartstraat 25 P.O. Box 211, 1000 AE Amsterdam, The Netherlands ® 2002 Elsevier Science B.V.
3. Аэроакустика. ГолдстейнМэрвин Е. Пер. с англ./Пер. Р.К. Кара-васова и Г.П. Караушева; Под ред. А.Г. Мунина. - М.: Машиностроение, 1981.-294 с., ил.
4. Franken, P.A. Methods of flight vehicle noise prediction/ WADC TR 58-34, 1958.
5. Unpublished work by Rolls-Royce Ltd and Bristol Siddeley Engines
Ltd.
6. Plumblee H.E. Near field analyses of aircraft propulsion systems with emphasis on prediction techniques for jets.AFFDL-TR-67-43, 1967.
7. Riley, M.P. Near field jet noise prediction techniques. British Aircraft Corporation Ltd, Acoustics Laboratory Report A.R. 324, 1971.
Ордин А.В., аспирант, I23landa niail.ni, Россия, Москва, Московский авиационный институт,
Рипецкий А.В., канд. техн. наук, зам. зав. кафедрой, I23landa.mail.ru, Россия, Москва, Московский авиационный институт,
Сказко И.Н., ведущий конструктор, 123land@mail.ru, Россия, Москва, КБ ИЦ ОАО «РСК «МиГ»
GEOMETRIC METHOD OF OPTIMIZATION OF А MANEUVERING AIRCRAFT FIN PANEL IN THE TASK OF SERVICE LIFE EXTENSION
A.V. Ordin, A.V. Ripetskiy, I.N.Skasko
The authors have conducted a series of tests to detect invisible defects of a fin of a maneuvering aircraft, there has been developed a method for geometrical optimization of the panel which allows to determine the optimal parameters of the thin-walled aircraft panel structure at the stage of conceptual design.
Key words: acoustic impact, aircraft, geometric optimization.
Ordin A.V., postgraduate, I23landajvail.ru. Russia, Mascow, Moscow Aviation
Institute,
Ripetskiy A.V., candidate of technical scienses, the head of chair, I23landa,mail.ru. Russia, Mascow, Moscow Aviation Institute,
Skasko I.N., the leading constructor, I23landa,mail.ru. Russia, Mascow, CB IC Ltd “RSC "MIG"
УДК 681.2 : 536.083
ВЛИЯНИЕ ТЕПЛОВЫХ СОПРОТИВЛЕНИЙ ПРИ ИЗМЕРЕНИИ ТЕПЛОПРОВОДНОСТИ В ДИАПАЗОНЕ 1=(10-400) Вт/(м- К) МЕТОДОМ КВАЗИСТАЦИОНАРНОЙ ТОЧКИ
Ю.И. Азима
Рассмотрен метод квазистационарной точки измерения теплопроводности, основанный на интегральной форме уравнения теплопроводности, и не использующий решение краевой задачи. Приводятся результаты расчетов, имитационного моделирования и экспериментальных исследований влияния контактных тепловых сопротивлений на погрешность измерения теплопроводности.
Ключевые слова: метод измерения, тепловое сопротивление, температура, погрешность измерения, градуировочная характеристика, измерительная ячейка.
Один из основных источников погрешности измерения теплопроводности высокотеплопроводных материалов при контактном методе измерения температуры являются тепловые сопротивления в зоне контакта термочувствительного элемента с образцом. При измерении данной величины на образцах толщиной от 0,2 до 2 мм, имеющих форму прямоугольной пластины, используется метод квазистационарной точки [1]. Теоретической основой данного метода является интегральной формы уравнения теплопроводности (ИФУТ) [2], которая в общем виде для многомерного
