CC BY
61
УДК 629.7.01.533.6
А.В. Ордин, асп., 89168092532, 123land@mail.ru (Россия, Москва, МАИ),
А.В. Рипецкий, канд. техн. наук, зам. зав. каф., 89168092532, 123land@mail.ru (Россия, Москва, МАИ)
РАСЧЕТ РЕСУРСА ОБШИВКИ САМОЛЕТНОЙ КОНСТРУКЦИИ ПО УСЛОВИЯМ АКУСТИЧЕСКОЙ ПРОЧНОСТИ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ САПР
В настоящей работе даны материалы по расчету эксплуатационного ресурса обшивки панелей скоростного самолета с использованием разработанного авторами статьи программного комплекса автоматизированного расчета. Рекомендованы способы продления эксплуатационного ресурса обшивки панелей летательного аппарата.
Ключевые слова: эксплуатационный ресурс, САПР, аэроакустика.
Усталостные разрушения элементов конструкции планера от акустических нагрузок носят массовый характер как на военных так и гражданских самолетах. Задача продления эксплуатационного ресурса является одной из основных в самолетостроении.
Многочисленные исследования, проведенные в США, СССР, России и Китае показали, что изменение акустического давления в пограничном слое пропорционально скоростному давлению:
Р™ /q=0,006, (1)
где Ргтз - значение среднеквадратического звукового давления; q - скоростной напор q = pv2/2.
Формула (1) определяет значение акустического давления в пограничном слое при горизонтальном полете самолета.
Для маневренных самолетов с увеличением угла атаки возникает отрыв вихрей, что резко увеличивает уровень акустического давления.
При а=10 с передней кромки крыла происходит срыв потока с образованием вихревой пелены.
В диапазоне а = от 15 до 20 градусов вихревая пелена сворачивается в мощный вихревой жгут.
На рис.1 приведены графики изменения уровня акустического давления в диапазоне 20-2000 Гц с увеличением угла атаки крыла(а) с 0 до 20 градусов.
Расчет ресурса конструкции по условиям акустической прочности представлен на примере устранения акустического разрушения панели крыла маневренного самолета.
Анализ статистики эксплуатационных разрушений.
1. В процессе эксплуатации на данном типе самолета имели место многочисленные разрушения заклепочного шва обшивки в верхней части крыла.
2. Осмотр изделий в местах эксплуатации позволил собрать экспериментальные данные, на основании которых построен рисунок 2
1.,ДБ
120
110
/ \
л/ уг" ч
'А у ч\ \ ч
г / '/Л / V/ ч,
100 1000 10000 100000
^ Гц
-ю=0 -----а=5---а=10--«=15---а=20
Рис.1. График изменения уровня акустического давления с увеличением
угла атаки крыла
Рис.2. График Статистическая обработка данных
Методика АСАРТП ЛА разработана авторами статьи для расчета напряжений в авиационных конструкциях планера от воздействия акустических нагрузок.
В настоящей работе использованы разделы по расчету собственных частот и напряжений в панелях обшивки крыла, а также материалы по усталостным испытаниям типового заклепочного соединения из материала аналогичного Д16 и параметров, определяющих демпфирование конструкции.
Ниже приведены соответствующие расчеты по указанной методике для следующих вариантов:
1) Панели исходного варианта 0.2 на 0.2 метра, с радиусом кри-
визны 2 метра. Толщина панели t=0.0015 метра. Коэффициент демпфирования 5=0.017.
2) Панели с усиленной обшивкой, толщиной t=0.002 метра. Размеры 0.2 на 0.2 м. Радиус кривизны 2 метра. Коэффициент демпфирования 5=0.017.
3) Панели с уменьшенной площадью 0.2 на 0.1 метра. Толщина панели t=0.0015 метра. Радиус кривизны 2 метра. Коэффициент демпфирования 5=0.017.
4) Панели с наличием демпфирующего материала. Размеры 0.2 на 0.2 м. Радиус кривизны 2 метра. Толщина панели t=0.0015 метра. Коэффициент демпфирования 5=0.1.
Рис. 3. Интерфейс программы АСАРТП ЛА
В типичных авиационных конструкциях жесткости типа ребер: нервюры и стрингера, делят панель на отдельные панельки. Благодаря механическому соединению между панельками, нормальные формы получаются в результате совместных колебаний отдельных панелек. Теоретический анализ указывает, что набор панелек образует группы резонансных частот. Каждая группа имеет нижнюю границу частоты, где стрингеры изгибаются. Эти низшая и высшая частоты для одной панельки соответствуют формам колебаний с просо опертыми и защемленными кромками соответственно. Между этими двумя граничными частотами имеется число промежуточных форм, в которых стрингеры как скручиваются, так и изгибаются.
Процедура вычислений.
1. Процедура оценки Srms в общем случае следующая:
2. Оценка основной собственной частоты панели.
3. Определяют значения уровня акустического давления Lps(f) на
вычисленной частоте. Если уровень давлений известен, то можно определить спектр давления.
4. Начальный уровень звукового давления принимается равным
205 . ь „ .
5. По вычисленным параметрам д, —, и - находят значения 8П113 ;
6. Для значений д, отличающихся от 0.017, водится поправочный коэффициент Кд,
а. Значение д=0.017 является типичным для авиационных конструкций без специального демпфирования.
С целью снижения вибронагрузок в зарубежной практике широко используются различного типа вибропоглощающие материалы.
Отечественная промышленность тоже выпускает ряд вибропогло-щающих материалов, которые в основном используются в судостроении и автомобилестроении.
С целью экономии веса вибродемпфирующее покрытие наносится лишь в местах наибольших деформаций.
По результатам опытных работ в настоящем расчете принято повышение коэффициента демпфирования до 5=0.1.
Из трех рассматриваемых вариантов конструктивного повышения ресурса ремонт листом является наиболее простым, но учитывая его неэффективность, он не рассматривается.
1. Ремонт установкой дополнительной нервюры - наиболее эффективный способ повышения ресурса. Для указанного ремонта необходимо иметь готовую деталь, которую заказывают на заводе изготовителе. При наличии детали нервюры ремонт может быть произведен на ремонтном заводе.
Для установки дополнительной нервюры необходимо:
1) Вскрыть верхнюю обшивку;
2) Установить дополнительную нервюру;
3) Закрепить ее к нижней обшивке и переднему лонжерону с помощью винтов или заклепок;
4) Установить верхнюю обшивку с помощью односторонней клепки и винтов, для чего в верхней обшивке должны быть установлены соответствующие элементы.
2. Установка вибропоглощающих покрытий.
Вибропоглощающие покрытия наносятся на поверхность обшивки различным образом. Перед установкой вибропоглощающих покрытий поверхность обшивки должна быть очищена от грязи и обезжирена.
В настоящей работе на основании анализа различных вариантов усиления панели определено:
1. Установка утолщенной обшивки с толщиной t=2 мм, вместо 1.5
мм неэффективна, так как незначительно увеличивает ресурс.
2. Установка дополнительной нервюры увеличивает ресурс в 15
раз.
3. Использование вибропоглощающих покрытий может увеличить ресурс в 5 раз часов без изменения конструкции.
4. Данные полученные в программном комплексе АСАРТП ЛА верифицируется с экспериментальными.
Список литературы
1. Барахтин В.И., Дедов В.П Турбулентность в нижних слоях атмосферы. Ленинград, Гидрометиоиздат, 1989.
2. Сопротивление материалов. Ж. Гуле. М. Высшая школа. 1985.
3. Нормирование и снижение шума самолетов и вертолетов. Квитка В.Е. Киев «Высшая школа», 1980.
4. Авиационная акустика. Т.1,2. Москва, Машиностроение, 1986.
5. Тимошенко С.П., Колебания в инженерном деле. Главная редакция физико-математической литературы издательства «Наука», 1967, 444 стр. 531 Т 41.
6. Тимошенко С.П. Прочность и колебания элементов конструкций. М.: Наука. Главная редакция физико-математической литературы, 1975. 704 с.
7. В.Е. Гмурман. Теория вероятностей и математической статистики. М. Высшая школа, 1977.
8. Я.Г. Пановка. Основы прикладной теории упругих колебаний. М., Машгиз. 1957.
9. ГОСТ. РВ 20.57304-98, Требования стойкости к внешним воздействующим факторам.
10. ГОСТ РВ 20.57305-98, Методы испытаний на воздействие механических факторов.
11. Гевонден Г.А., Кисилев Л.Т., Приборы для измерения колебаний. М. Машгиз, 1962.
12. Узе Ф.С., Морзе, Хинкл Р.Т. Механические колебания, М. Ма-шинстроение, 1966.
13. Джонсон Н., Лион Ф. Статистика и планирование эксперимента в технике и науке. М. «Мир» 1980.
A. V. Ordin, A. V. Ripetskiy
CALS BASED ACOUSTIC LIFE PREDICTION TO AN AIRCRAFT SKIN
This article concentrates on the materials devoted to service life prediction to high-speed aircraft skin panels which is based on CAE system design by the authors. The authors recommend ways of service life extension for an aircraft skin panels.
Key words: service life, CALS, aeroacoustics.
Получено 24.08.12
