CC BY
3Труды МАИ. Выпуск № 91
УДК 533.695
www.mai.ru/science/trudy/
Расчет напряженно-деформированного состояния крыла сверхзвукового самолета с подкрыльевым средством поражения
Макаров И.К.
Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил «Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» ул. Старых Большевиков, 54 А, Воронеж, 394064,Россия e-mail: mak-11@yandex.ru
Аннотация
Представлены результаты оценки достоверности расчета в программе ANSYS параметров напряженно-деформированного состояния упругой консоли крыла самолета с подкрыльевым авиационным средством поражения с учетом интерференции между ними при сверхзвуковых скоростях полета. Оценка выполнена путем сопоставления результатов расчета с данными летного эксперимента.
Ключевые слова: сверхзвуковой полет, аэродинамическая интерференция, напряженно-деформированное состояние, упругое крыло, расчетный комплекс ANSYS, достоверность.
Введение
Для современных боевых самолетов характерно существенное усложнение и расширение круга решаемых задач. Вместе с тем усложняются условия их
эксплуатации: полеты совершаются в широком диапазоне высот и скоростей, с разнообразными вариантами загрузки на внешних, в том числе и на подкрыльевых, узлах подвески. Перечисленные особенности требуют углубленного изучения и оценки напряженно-деформированного состояния (НДС) элементов конструкции самолета в целом и консолей крыла в частности.
Исследования НДС самолета на основе традиционных подходов, в значительной мере базирующихся на наземных и летных экспериментах, становится все более дорогостоящим, трудоемким и продолжительным, а, в ряде случаев, и невозможным по условиям безопасности. Численные методы, использующие моделирование конструкции самолета в виде балочной и балочно-пластинчатой схем [1], имеют ограничения при расчете НДС. В настоящее время все большую роль играют новые подходы, основанные на широком применении современных численных методов и компьютерных технологий [2,3].
В известной литературе [4,5] при расчете НДС крыла с подкрыльевыми авиационными средствами поражения (АСП) не учитывается интерференция между ними. Тем не менее, между крылом самолета и подкрыльевым АСП возникает значительное интерференционное взаимодействие, характеризующееся наличием горизонтальных х , вертикальных у и боковых z интерференционных сил
Г инт~ ± инт инт г л: г ^
[6,7,8]. Значительные по величине интерференционные силы приводят к появлению в крыле дополнительных изгибающих и крутящих моментов, что существенно изменяет его НДС. Таким образом, разработка и применение методик, позволяющих учитывать влияние интерференционного взаимодействия между крылом и АСП на НДС крыла, является актуальной задачей.
В настоящей работе представлены результаты оценки достоверности расчета в программе АКБУБ параметров НДС консоли крыла самолета при сверхзвуковых скоростях без авиационных пусковых установок (АПУ) и с ними, выполненные путем сопоставления экспериментальных и расчетных значений. Кроме того, представлены результаты исследования влияния интерференции на НДС консоли крыла при различных положениях АСП под крылом.
На рисунке 1 представлены сечения, в которых размещались тензометрические датчики для определения значений нормальных напряжений в районе расположения продольных силовых элементов крыла при проведении лётного эксперимента. Окружностями выделены сечения, для которых выполнялись расчеты в АШУБ.
Рисунок 1 - Расчетные сечения правой консоли крыла
Постановка задачи
Ставится задача по оценке достоверности расчета НДС консоли крыла самолета с подкрыльевым АСП с учетом интерференционного взаимодействия между ними, выполненного с использованием расчетного комплекса ANSYS (CFX, Static Structural).
Расчеты выполнены по методике, схематично представленной на рисунке 1.
\ \\
л
/I ' I / / /
Рисунок 2 - Алгоритм расчета НДС консоли крыла в расчетном комплексе ANSYS
Методика заключается в последовательном расчете аэродинамических характеристик (АХ) консоли крыла с подкрыльевым АСП с учетом их интерференционного взаимодействия и без учета деформации крыла, затем пересчета их АХ с учетом деформации крыла. Расчет проводится методом
последовательных приближений, который заключается в пересчете АХ крыла с АСП
до тех пор, пока разница между значениями максимальных деформаций консоли крыла, рассчитанных в 2-х крайних итерациях, становится менее 5%.
Результаты исследований
Расчеты, выполнены для Н=8,5 км, М=1,86, а=5 град, пу =5,5, что объясняется
условиями проведения летного эксперимента.
На рисунке 3 представлено расположение расчетных точек на поверхности консоли крыла с АПУ для сечения 1, в которых определялись значения нормальных напряжений.
Рисунок 3 - Расположение расчетных точек на поверхности консоли крыла с АПУ
По данным, полученным в АКБУБ, рассчитаны средние значения нормальных напряжений для расчетных сечений:
а
ср
а +д2 +... + ап
п
где ст1+ст2 + ...+а„ - сумма значений нормальных напряжений, возникающих в обшивке консоли в районе продольных силовых элементов в соответствующем расчетном сечении; п - количество продольных силовых элементов консоли, в районе которых проводился расчет значений а.
На рисунке 4 представлены результаты сопоставления экспериментальных и расчетных значений аср, в расчетных сечениях 1, 3, 7 консоли без АПУ и с ними.
Рисунок 4 - Результаты сопоставления экспериментальных и расчетных значений а , в
расчетных сечениях 1, 3, 7 консоли без АПУ и с ними
Из материалов, представленных на рисунке 4 видно, что среднее значение нормальных напряжений сср в расчетных сечениях уменьшается в случае установки
АПУ. Расхождения между экспериментальными и расчетными значениями, во всех случаях не превышают 8%.
На основе разработанной методики, проведено исследование по оценке влияния интерференции между упругим крылом сверхзвукового самолета и ракетой типа «воздух-поверхность» на НДС консоли крыла. Исследование проводилось при расположении ракеты на различных точках подвески (рисунок 5 а) в следующих вариантах:
1. С учетом только веса ракеты.
2. С учетом веса ракеты и аэродинамических сил, влияющих на консоль крыла и ракету без учета интерференции между ними.
3. С учетом веса ракеты и аэродинамических сил, влияющих на консоль крыла и ракету с учетом интерференции между ними.
4. С учетом веса ракеты и аэродинамических сил, влияющих на консоль крыла и ракету с учетом интерференции между ними, а так же с учетом упругих деформаций консоли крыла.
На рисунке 5 б представлены результаты проведенного исследования в виде значений прогиба у и кручения а консоли крыла самолета с ракетой, расположенной на различных подкрыльевых точках подвески.
Ракета на внутренней точке подвески (1)
| 1 ^ — — 1 .- и т |
а)
б)
Рисунок 5 - а) варианты размещения ракеты под крылом;
б) расчетные значения прогиба и кручения консоли крыла самолета с ракетой, расположенной на различных подкрыльевых точках подвески
Анализ полученных результатов показывает, что в расчетах с учетом всех факторов, влияющих на НДС консоли с внутренним расположением ракеты, значения прогибов консоли уменьшаются на 8,9 %, а кручения - на 8,5 % по сравнению с расчетами, учитывающими только вес ракеты.
Для консоли с внешним расположением ракеты, значения прогибов консоли в тех же расчетных условиях уменьшаются на 19 %, а кручения - на 19,8 %
Перемещение ракеты с внутренней на внешнюю АПУ характеризуется уменьшением значений прогиба консоли на 5,3%, в расчетах с учетом всех факторов, влияющих на её НДС, а величина кручения консоли уменьшается на 3,6%. Выводы
Использование расчетного комплекса ANSYS для расчета НДС крыла сверхзвукового самолета позволяет получать удовлетворительные результаты, отличающиеся на рассмотренном режиме полета от экспериментальных не более чем на 8 %.
Сравнительный анализ результатов расчета НДС консоли крыла с АСП, выполненных с учетом и без учета их интерференционного взаимодействия, позволяет утверждать, что на рассмотренном режиме полета они могут отличаться на величину от 8 до 19 процентов, что подчеркивает необходимость учета интерференции при анализе НДС упругого крыла.
Библиографический список
1. Морозов В.И., Овчинников В.В. Основы аэроупругости элементов боевых летательных аппаратов. - М.: ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 2007. - 128с.
2. Рыбаулин А.Г., Сидоренко А.С. Исследование локального напряженного состояния и оценка долговечности конструкции авиационного изделия // Труды МАИ, 2015, №79: http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=55786
3. Полоник Е.Н., Суренский Е.А., Федотов А.А. Автоматизация расчетов усталостной долговечности элементов авиаконструкций с геометрическими
концентраторами напряжений // Труды МАИ, 2016, №86: http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=67799
4. Стригунов В.М. Расчет самолета на прочность: Учебник для авиационных вузов. - М.: Машиностроение, 1984. - 376 с.
5. Дмитриев В.Г., Чижов В.М. Основы прочности и проектирование силовой конструкции летательных аппаратов. - М.: ЦАГИ, 2005. - 416 с.
6. Аэродинамическая интерференция самолетов-носителей и подвесных грузов. Обзор ОНТИ ЦАГИ №652. - М: ЦАГИ, 1985. - 129 с.
7. Скирда И.А., Штоколов Л.А. Расчет аэродинамических характеристик летательного аппарата пространственной компоновки с внешними подвесками при М>1. / Научно-методические материалы по аэродинамике летательных аппаратов. -М.: ВВИА имени Н.Е. Жуковского, 1982. С. 58-68.
8. Попыталов С.А., Салтыков С.Н. Расчет полей возмущенных летательным аппаратом при числах М>1. / Научно-методические материалы по аэродинамике летательных аппаратов. - М.: ВВИА имени Н.Е. Жуковского, 1985. С. 201-204.
