CC BY
57
УДК: 629.7.018.
ПОВЫШЕНИЕ ЭКВИВАЛЕНТНОСТИ РЕАЛИЗАЦИИ ПРОГРАММЫ НАТУРНЫХ ИСПЫТАНИЙ САМОЛЕТА С УЧЕТОМ ВЛИЯНИЯ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ СИСТЕМЫ НАГРУЖЕНИЯ
© 2012 Е. Н. Куликов Сибирский Научно-исследовательский Институт им. С.А. Чаплыгина, г. Новосибирск
Выделены основные параметры современных систем нагружения при ресурсных испытаниях натурных конструкций самолетов, определяющие погрешности реализации программ нагружения. Проведено моделирование работы системы нагружения стенда при испытаниях. Показана возможность подбора геометрических параметров нагружающих систем с целью компенсации погрешности, вносимой различными факторами при воспроизведении нагрузок спектра нагружения. Впервые такое моделирование и осознанный подход к подбору углов установки нагружающих устройств был применен на стенде ресурсных сертификационных испытаний самолета SuperJet-100 при создании системы нагружения крыла.
Ресурсные испытания, усталостная прочность, натурные конструкции, система нагружения, эквивалент.
Качество проведения усталостных испытаний натурных конструкций самолетов определяется точностью воспроизведения и интерпретации программы нагружения и точностью представления результатов измерений, проведенных при испытаниях.
На точность воспроизведения силовых факторов в конструкции самолета при прочностных испытаниях влияют:
- отклонение линии действия силы от нормали п к нейтральной плоскости крыла;
- смещение точки приложения силы от нейтрального слоя крыла;
- трение в шарнирных и болтовых соединениях рычажной системы.
Заранее смоделировав работу стенда при испытаниях, можно так подобрать геометрические параметры нагружающих систем, чтобы компенсировать погрешность, вносимую другими факторами при воспроизведении нагрузок в спектре нагружения. Такое моделирование и осознанный подход к подбору углов установки нагружающих устройств был применен на стенде ресурсных сертификационных испытаний самолета БирегГеЫОО при создании системы нагружения крыла (рис. 1). Надо сказать, что такую концепцию удалось реализовать лишь благодаря созданию современной системы одностороннего сервогидравлического
нагружения с «независимым» цифровым управлением и использованием
разработанной в СибНИА системы автоматической обработки
экспериментальных данных в режиме реального времени.
1. Влияние геометрии приложения сил на точность нагружения
Система нагружения крыла самолета SuperJet-100 включает силовозбудители двустороннего действия, расположенные между силовым полом и нижней поверхностью крыла.
При отклонении линии действия силы силовозбудителя от нормали n к нейтральной плоскости крыла, нагрузка на крыло, соответствующая полетной, определяется по формуле:
Рп = Рд х cos f, (1)
где Рд □ нагрузка передаваемая на крыло гидроцилиндром;
f = (b - a) □ угол отклонения (рис. 2).
Рис. 1. Система нагружения крыла самолета SuperJet-100
▲ У
п
V!
V1
1 1
1 1 1 1 I
I » -►
Рис. 2. Отклонение вектора силы от нормали к поверхности крыла
Угол
отклонения
силы
Рд
Кан ал На крыле На силовом полу
У 7 У 7
от от
СГ СГ
Ф Ф
от
вертикали определяется через координаты точки крепления (20,у0) к силовому полу и точки крепления уха штока гидроцилиндра к нижнему рычагу рычажной системы (2^):
a = агС£ 2° 2 .
У" Уо
Угол нормали к плоскости крыла определяется через функцию прогиба крыла
Ь = агС£ — + Ь0,
где Ь0 □ угол начального подъема крыла, равный 5°.
Текущие значения координат 21, у1 также определяются через функцию прогиба (перемещения точки приложения силы к крылу):
21 = 21(0) + Дт(Р),
У1 = У1(0) + Ау(Р),
где 21(0), у1(0) □ координаты точки в ненагруженном состоянии;
Аг(Р), Ау(Р) □ приращения координат при нагружении крыла нагрузкой Р.
В случае крыла SuperJet-100 имеется 9 каналов нагружения. Координаты точек крепления силовозбудителей на силовом полу и крыле приведены в таблице 1.
Таблица 1 - Координаты точек крепления силовозбудителей на ненагруженном крыле
1 - 90 127 - - 134
190 15 193 37 33
30 43 00
2 - - 105 - - 111
177 19 22 179 37 54
16 0 91 00
3 - - 109 - - 115
185 12 07 188 37 39
54 5 29 00
4 - - 819 - - 869
165 47 0 167 37 1
25 0 44 00
5 - - 846 - - 897
176 39 9 178 37 0
52 5 70 00
6 - - 585 - - 626
153 71 5 155 37 3
33 0 11 00
7 - - 603 - - 643
167 68 1 169 37 9
49 0 27 00
8 - - 318 - - 352
137 10 1 139 37 7
54 45 04 00
9 - - 315 - - 350
156 11 7 158 37 3
85 50 36 00
Таким образом, для определения текущего значения координат используются величины Аг(Р), Ау(Р) для данного сегмента нагружения. Значения удлинений штоков всех девяти каналов для сегмента, соответствующего крейсерскому режиму при перегрузке равной 1, приведены в таблице 2. По этим данным определялись прогибы (приращения координат
приложения сил) Аг(1), Ау(1), Ах(1), также приведенные в таблице 2.
Таблица 2 - Приращения координат (мм) для крейсерского режима при пу = 1
Канал Удл. штока Ау(1) Ах(1) А2(1)
1 545 540,0 10,4 -79,0
2 332 330,0 3,4 -45,9
3 381,5 378,0 5,0 -53,7
4 164 163,0 -0,7 -21,9
5 198 196,0 0,4 -28,3
6 57,5 57,0 -0,3 -8,3
7 77 77,0 -0,1 -11,5
8 4,5 4,0 0,4 -0,8
9 11 11,0 0,0 0,0
Из таблицы видно, что смещения по оси х незначительны, и их влиянием на изменение направления сил можно пренебречь. На рисунке 3 представлены кривые прогибов Ду(1) крейсерского режима.
Здесь к первому лонжерону относятся каналы 2, 4, 6, 8, ко второму относятся каналы 3, 5, 7, 9.
Функция прогиба Ду(1)
аппроксимировалась полиномом 3-ей степени. Соответственно производные, необходимые для вычисления угла Ь, имели следующий вид для канала 1:
У(1)= -0,01892 + 8,7 х 10-3г + 8,355 х
1Л-5 2
10 г .
Для каналов по первому лонжерону: У(1)= -0,01533 + 6,424 х 10-3г + 3,069
X 10"4г2.
Для каналов по второму лонжерону: У(1)= -0,008126 + 5,304 х 10-3г + 3,36 X 10"4г2.
учитывалась постоянная добавка к у от воздействия нагрузки стойки шасси Рш: у' = у' + 1,77 х 10-7Рш . В таблице 3 приведены углы отклонения /, полученные для отдельных режимов.
1500 3500 5500 7500 9500 11500 1350С
Таблица 3 - Углы отклонения f линии действия сил от нормали к поверхности крыла
Рис. 3. Прогибы крыла в точках приложения сил Для вычисления прогибов и смещений координат для других сегментов нагружения (режимов полета) было принято, что их величины линейно зависимы от изгибающего момента. Таким образом: Az(P) = км х Az(1), Ay(P) = км х Az(1), y'(P) = км х y (1),
где км = M(P)/M(1) □ отношение величины изгибающего момента текущего сегмента к величине изгибающего момента
крейсерского режима при единичной перегрузке. Изгибающий момент
определяется не по бортовой нервюре, а в сечении на расстоянии 1,2 м от борта, чтобы исключить вклад в момент от шасси на наземных режимах. На наземных режимах
Пе Номера каналов наг ружения
Реж ре 1 2 3 4 5 6 7 8 9
им гру зка
Сни 2,1 6, 5, 5 3 3 1 1 - -
же 9 1 1 1 ? 1 1
ние 7 5 5 5 5 ? 3
Кре 1
йсер 0, 1 0 1 0 1 1 2 2
ский 5 5 6 5 7 ? 2 ? 1
Сни -0,1 - - - - - - - - -
же 7, 6, 6 4 4 3 3 2 2
ние 1 3 1 5 1 5 ? 5 ?
2 5 4 2 1 5 9
Наб 0,5
°р 9 3. 2 3, 2 2 1 2 5 2 1 2 1 ? 2 5 2 5
9 5 2 9 2 4
Наб 1,4 2, 1, 2 0 1 - 0 - -
ор 1 7 6 5 1 5 7 5 1 0 ? 3 1 5 8 1 ? 8
Назе 1
м 7, 6, 6 4 4 3 3 2 2
ный 3 5 1 5 1 5 ? 5 5
3 6 4 1 1 4 7
Назе 1,2
м 9 7, 6, 6 4 4 3 3 2 2
ный 4 5 1 5 1 5 ? 5 5
4 6 4 1 1 3 7
Вторым геометрическим фактором, влияющим на точность нагружения, является смещение h точки приложения силы от нейтрального слоя крыла (рис. 4).
Ошибка по Мизг для ny=1 (Крейсер.)
_2_4_6_8_
-сумм.ошибка ошибка от cos
Рис. 4. К влиянию смещения И на величину изгибающего момента
В таблице 4 приведены значения И для каналов крыла.
Таблица 4 - Смещения точки приложения силы от нейтрального слоя крыла
Рис. 7. Ошибка по Мизг для крейсерского режима, ny -
1
Ошибка по Мизг для ny=1.29 (Назем.)
Кан 1 2 3 4 5 6 7 8 9
ал
h, 27 34 34 38 37 41 41 5 53
мм 5 8 3 2 8 5 3 3 2
Рис. 8. Ошибка по Мизг для наземного режима, ny = 1,29
Ошибка по Мизг для ny=1.41 (Набор)
Смещение h приводит к увеличению либо уменьшению (в зависимости от угла f) плеча силы на величину Az = h х sin f. Данный фактор оказался определяющим для системы нагружения крыла.
На рисунках 5-9 приведены графики распределения ошибок воспроизведения изгибающего момента по размаху крыла для различных режимов. На этих графиках кривые, обозначенные как «ошибка от cos», показывают вклад от угла отклонения, а кривые, обозначенные как «сумм. ошибка», -суммарный вклад от угла отклонения и смещения h.
Ошибка по Мизг для ny=2.1 (Снижение)
Рис. 9. Ошибка по Мизг для режима «Набор высоты», пу = 1,41
Как видно из графиков, наибольшая погрешность имеет место на концевой части крыла. Но и сами значения Мизг здесь невелики. Значения Мизг приведены в таблице 5.
Таблица 5 - Значения Мизг (тс х м) для отдельных
5 4
s 3
I 2
s5 1 0 -1
Рис. 5. Ошибка по Мизг для режима «Снижение», ny -
2,1
Ошибка по Мизг для ny=-0.1 (Снижение)
Рис. 6 Ошибка по Мизг для режима «Снижение», ny -0,1
режимов
z, м Сниже ние Пу = 2,1 Сниже ние Пу = -0.1 Кре йс. Пу = 1 Назе м. Пу = 1,29 Набо р Пу = 1,41
0 165, 228 8,511 70,6 41 10,3 68 110,7 46
1 144, 03 13,454 59,1 64 4,44 6 95,06 5
2 124, 853 15,281 49,6 78 14,9 27 81,12 2
3 98,9 22 13,543 38,7 64 11,1 93 65,86 4
4 76,0 - 29 - 50,13
ось z, м
ось z. м
ось z. м
43 11,298 7,56 3 5
5 55,9 13 8,596 20,9 52 4,96 36,52
6 38,4 7 5,877 14,3 48 3,05 9 24,94 9
7 25,5 53 4,526 9,32 4 1,78 4 16,37 2
8 16,6 7 4,409 5,59 4 1,00 1 10,33
9 10,1 84 4,052 2,87 7 0,51 9 5,87
10 4,96 3 2,313 1,21 8 0,20 9 2,687
10 ,5 2,61 6 1,238 0,62 8 0,10 6 1,402
2. Влияние трения в шарнирных и болтовых соединениях рычажной системы на точность нагружения крыла SuperJet-100
Для рычажной системы типа «линейка», которая используется для всех каналов кроме первого, схема сил имеет вид, изображенный на рисунке 10.
Р1 1. /12
Мтр
Р2
РЗ Р4 Ж Мтр А Мтр М -
Рд
'34
Рис. 10 Моменты сил трения в рычажной системе «линейка»
Здесь /12, 134 и L □ длины рычагов, Рд □ нагрузка по динамометру.
Вопросы интерпретации влияния трения в шарнирных и болтовых соединениях рычажной системы
рассмотрены в [1].
Направление моментов от сил трения определяется направлением угла поворота фрагмента крыла, или знаком угловой скорости signю вращения крыла при выходе на программный экстремум нагружения. Применительно к стенду signю равен 1 при подъеме крыла (выходе на верхний
экстремум) и -1 при выходе на нижний экстремум.
Нагрузки Р, непосредственно воздействующие на крыло через опорные пяты, определяются по следующим формулам:
р,2 = Р-(1 + ^)(1 ± ^) ,
Р34 = Рд Г1 _ 1
2Ь )
1 ± 8щпю
2/3,4
где п ^ коэффициент трения шарового соединения;
¿0, ¿1 □ диаметры шарового соединения в рычагах 1-го и 2-го уровней.
Для рычажной системы типа «площадка», которая применена для первого канала, схема сил имеет вид, изображенный на рисунке 11. Определяющими силовую схему здесь являются одно шаровое соединение (в центре) и два болтовых соединения. Для шарового соединения коэффициент трения был принят равным 0,08, для болтового соединения 0,2.
2-й лонжерон
Рис. 11. Моменты сил трения в рычажной системе «площадка»
Нагрузки Р, воздействующие на крыло через опорные пяты, определяются по следующим(3ф ормулам:
Р12=р. и+±
Р3,4 = Рд |1" *8ПШ^|1 ±
уР
Пб ¿б 2/12
Пб^б 2/34
р5Л = Рд (1+^ ¡1 ± ^
Р7,8 = ^ |1 - К1 ±
8щпю -
Пб ^б
8 ^ 2Ь Д 2/78
где пб ^ коэффициент трения болтового соединения, Р, □ диаметры шарового и болтовых соединений.
На рисунке 12 приведены погрешности по Мизг для 5 режимов.
4
Ошибка по Мизг от сил трения
-снижение, п=2.1 —снижение, п=-0.1 крейсер., п=1 назем., п=1.29 —набор выс., п=1.41
—2-4-6
Рис. 12. Распределение ошибки по М1вг, обусловленной силами трения для отдельных режимов полета
При моделировании учитывалось то, что в отличие от статических испытаний при испытаниях ресурсных происходит компенсация ошибки с точки зрения вносимой повреждаемости, из-за того, что знак ошибки различен в верхнем и нижнем экстремуме цикла.
Геометрические параметры
выбирались таким образом, чтобы снизить влияние трения в шарнирах на точность воспроизведения нагрузки в сегментах нагружения, которые вносят наибольшую повреждаемость в конструкцию при испытаниях.
На рисунке 13 приведены погрешности по Мизг для 5 режимов от совместного действия обоих факторов, то есть геометрии приложения сил и трения в соединениях рычажной системы,
воплощенные в стенде ресурсных испытаний самолета SuperJet-100.
■, п=2.1 п=-0.1 крейсер., п=1
4-°" "рей" , п=1 29
2.0 - -ж— набор выс., п=1.41
Рис. 13. Суммарные погрешности по Мизг
При проведении ресурсных испытаний для оценки их качества по имеющимся записям реализованных нагрузок рассчитывается эквивалент по повреждаемости, представляющий собой отношение повреждаемости, фактически внесенной в конструкцию, к
повреждаемости, которая была бы внесена при отсутствии ошибок, вызванных отклонением сил и наличием трения в рычажной системе. Расчет эквивалентов осуществлялся на основе теории линейного
суммирования усталостных повреждений, методом полных циклов [2]. Согласно гипотезе, суммарное повреждение определяется в виде:
П = ^ Щ (" )т / А ,
I
где п1 □ число циклов нагрузки "1 1-го уровня, т и А □ константы кривой усталости, аппроксимируемой степенной функцией:
N = А" , N □ число циклов до разрушения.
Здесь под "1 понимается напряжение в конструкции, определяющее ее усталостные характеристики, либо интегральный силовой фактор.
Значение эквивалентного отнулевого цикла определяется по формулам Одинга [3]:
"р =
л/2(0,б"п
тах ("тах ,»х - 0,4"
"т тт ),
где "тах и "т;п □ экстремальные значения асимметричных циклов циклограммы нагружения, 5т □ среднее значение цикла.
В рассматриваемом случае параметр " - это изгибающий момент в предположении, что зависимость между моментом и напряжением линейна.
При реализации полета типа D значения эквивалента по размаху крыла представлены в таблице б. На рисунке 14 приведена циклограмма изгибающего момента полета D в сечении г = 2 м от борта.
55 61 67 73 79 85 91 97 103
Рис. 14 Циклограмма изгибающего момента полета D в сечении г=2м На рисунке 15 приведены разности между изгибающими моментами,
вычисленными с учетом и без учета трения, и отклонения в геометрии приложения сил.
"т * 0
"т < 0, "тах > 0
0
"тах - 0
8.0
-20
-40
llififl
1 8 15 22 29 36 43 50 57 64 71 78 85 92 99 106
mmm fWWwMM
Рис. 15 Разности Мизг для полета Р в сечении 2 = 2 м Таблица 6 - Эквиваленты в сечениях крыла
Координата z от борта, м Эквивалент
0,000 1,0003
1,000 0,9994
2,000 0,9994
3,000 0,9996
4,000 1,0006
5,000 1,0021
6,000 1,0041
7,000 1,0056
8,000 1,0098
9,000 1,0139
10,000 1,0179
10,500 1,0225
Как видно из таблицы 6, при вышеописанном подходе к моделированию нагружения в стенде, несмотря на отклонения сил от нормали и трение в шарнирах рычажной системы, эквивалент в сечениях крыла близок к 1. Это достигается компенсирующим влиянием второго фактора — наличием смещения h (рис. 4), приводящего к увеличению момента при соответствующем знаке угла отклонения f.
При ресурсных испытаниях по сравнению со статическими возрастает влияние геометрических параметров и трения в шарнирах на воспроизведение условий испытаний в процессе реализации сложных спектров нагружения вследствие их
возрастающей сложности и большого объема одного повторяющегося блока испытаний.
Это влияние проявляется при расчете эквивалентов по внесенной повреждаемости реализованного спектра к заданному программой испытаний.
Учет взаимовлияния геометрических факторов системы нагружения и возникающих в процессе нагружения моментов от сил трения в шарнирах позволяет уже на этапе проектирования рычажных систем, заранее смоделировав работу стенда при испытаниях, так подобрать геометрические параметры нагружающих систем, чтобы
компенсировать погрешность, вносимую другими факторами при воспроизведении нагрузок в спектре нагружения.
Такое моделирование и осознанный подход к подбору углов установки нагружающих устройств был применен на стенде ресурсных сертификационных испытаний самолета 8ирег!еМ00 при создании системы нагружения крыла. Это позволило, несмотря на отклонения сил от нормали и трение в шарнирах рычажной системы, получить эквивалент в сечениях крыла, близкий к 1.
Библиографический список
1. Баранов, А.Н. Статические и теплопрочностные испытания летательных аппаратов [Текст] / А.Н. Баранов -Жуковский, Московской обл.: ЦАГИ, 2009.
2. Райхер, В.Л. Усталостная повреждаемость [Текст] / В.Л. Райхер - М.: учеб. пособие - МАТИ, 2006.
3. Стрижиус, В.Е. К расчету эквивалентов программ усталостных испытаний крыльев транспортных самолетов [Текст] / В.Е. Стрижиус - Жуковский, Московской обл.: Ученые записки ЦАГИ, 2000.
INCREASING THE EQUIVALENCE OF REALIZE FULL SCALE TESTS WITH THE INFLUENCE OF GEOMETRICS PARAMETERS OF THE LOAD SYSTEM
© 2012 E. N. Kulikov
Siberian Aeronautical Research Institute after S.A. Chaplygin
The main characteristics of modern loading systems for fatigue tests of full-scale aircraft, determining the error of programs loading, were shown. The simulation of the loading system of the stand at tests was conducted. The possibility of selecting the geometric parameters of load the system to compensate for errors introduced by various factors when playing loads spectrum loading was found. Such a simulation and an informed approach to the selection of setting angles loading devices were used on a stand of fatigue certification test SuperJet-100 in establishing a system of loading of the wing.
Fatigue test; fatigue strength; full-scale; loading system; equivalent.
Информация об авторе Куликов Евгений Николаевич, главный специалист по статической и усталостной прочности ФГУП «СибНИА им. С.А. Чаплыгина». E-mail: kent@sibmail.ru. Область научных интересов: методы испытаний материалов, образцов и элементов конструкций, натурные испытания конструкций самолетов.
Kulikov Evgeny Nikolaevich, Head specialist of Static & Fatigue Strength Research, Siberian Aeronautical Research Institute. E-mail: kent@sibmail.ru. Area of research: methods of tests of materials, specimens, units of constructions. Full scale tests of aircraft constructions.
