CC BY
66
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Т о м XII 19 8 1
№ 5
УДК 629.735.33.015.073
ВЛИЯНИЕ НЕСТАЦИОНАРНОСТИ НА НАГРУЖЕНИЕ ПИЛОНОВ И ДВИГАТЕЛЕЙ САМОЛЕТА С КРЫЛОМ БОЛЬШОГО УДЛИНЕНИЯ
Г. И. Турканншов
Рассматриваются некоторые вопросы динамического нагружения подкрыльевых пилонов самолетов с крылом большого удлинения при полете в турбулентной атмосфере. Показана возможность значительного уточнения методики расчета нагрузок. Уточнение расчетных нагрузок на пилоны происходит в сторону снижения до уровня, приемлемого по условиям обеспечения статической прочности.
В настоящее время в связи с появлением новых отечественных пассажирских и транспортных самолетов с двигателями, закрепленными на пилонах значительных размеров, актуальной стала задача установления приемлемого уровня расчетных нагрузок, действующих на пилон, узлы его крепления и собственно двигатели. Нагружение указанных агрегатов практически полностью определяется вертикальными пу и боковыми пг перегрузками, нормируемыми в соответствии с требованиями Норм летной годности СССР (НЛГС).
Наиболее сложно обеспечить прочность под нагрузки, вызываемые боковой перегрузкой п2.
Перегрузки пг и Пу, задаваемые в статических случаях нагружения (случай „аварийной посадки" и др.), известны на начальной стадии проектирования. Но, как оказалось, они не могут служить надежным ориентиром при проектировании пилонов самолетов.
Гак, уже первые контрольные расчеты динамического нагружения в случае полета в турбулентной атмосфере, выполненные для тяжелого транспортного самолета в соответствии с требованиям^ НЛГС по ранее разработанной методике, показали уровень нагружения примерно в два раза более высокий, чем регламентируемый в статических случаях нагружения, и несколько больший того, который был обеспечен при проектировании.
Диапазон ограничений скорости, который следовал по условиям прочности из таких расчетов, оказался совершенно неприемлемым для эксплуатации этого типа самолета. Возникла острая необходимость критического пересмотра расчетных методов исследования динамического нагружения самолета с крылом большого удлинения при полете в турбулентной атмосфере.
В работе приводится усовершенствованный метод расчета, по которому были выполнены расчеты нагружения пилонов для сертификации данного типа самолетов. Проводится анализ физических факторов, влияющих на соотношение перегрузок, полученных по ранее известной и усовершенствованной методикам.
1. Общие положения. Наиболее серьезным допущением ранее выполненных расчетов является применение гипотезы квазистационарности для определения нестационарных аэродинамических сил, действующих на упруго деформируемый
самолет при полете в поле скосов гармонического порыва. В этом общепринятом варианте ее применения аэродинамические силы предполагаются постоянными по числу Струхаля (частоте).
Методика исследования динамического нагружения самолета, в которой учитывается нестационарность изменения аэродинамических сил, нзложева в работе [1]. Особенности ее применения к расчету нагружения пилонов на крыле большого удлинения будут изложены ниже (п. 2). Нагружение конструкции при полете в зонах непрерывной атмосферной турбулентности определяется в первую очередь динамическими приращениями нагрузок, дополнительными к тем, которые имеют место в горизонтальном полете. В случае действия только вертикального компонента турбулентности для перегрузок имеем
пг = ± пу = 1 ±
Значения приращений перегрузок Дпг и Дпу определяются через их сред-
неквадратические отклонения аДп , оДп и среднеквадратическое отклонение
г у
приращения перегрузки в центре тяжести самолета оДЛц ^ с точностью до неко-
торого коэффициента Дп, зависящего от высоты полета Н:
^пу, z
Д«у,г = Д п(Н)—*-. (1)
Дяц> х
Среднеквадратические отклонения перегрузок рассчитываются по формуле
/” оо /
°л,г = "|/ ‘И ф(>")|Тди {н р (2)
где Ф (й) — пространственная спектральная плотность порывов в турбулентной
атмосфере; £2 = ®/1/; V—скорость полета; « — круговая частота; Т^п(ш) — пере-
даточная функция от порыва к перегрузке, г = У — 1.
2. Постановка задачи. Для определения передаточных функций Т (г'ш) необходимо рассматривать установившееся действие на самолет порывов, интенсивность которых представляется в виде бесконечной пространственной синусоидальной волны. Через эту волну самолет проходит со скоростью V. Таким образом, в каждый момент времени скос потока, создаваемый порывом, различен в разных точках крыла самолета и в зависимости от круговой частоты колебаний «> вдоль характерной хорды укладывается то или иное число полуволн. Чтобы отразить это обстоятельство, аэродинамические силы, и в первую очередь вызванные скосом потока от порыва, следует определять с учетом влияния <лЬ
числа Струхаля р* = — , где Ь — характерный размер.
Уравнения движения упругого самолета при установившемся действии гармонического порыва могут быть представлены матричным уравнением
[_Ш2 с + (р*} + (о + в (р*))] „ = <2* (р*) + 1р* о* (р*), (3)
где и — столбец обобщенных координат; С, О, В, О —матрицы, соответственно, инерционная, жесткостная, аэродинамического демпфирования и аэродинамической жесткости.
В правой части уравнения (?Л (р*), Р* (Р*) — соответственно, вещественная и мнимая части столбца обобщенных аэродинамических сил, вызванных скосами потока от порыва.
Обобщенные аэродинамические силы получаются суммированием по всей несущей поверхности произведений отдельных сосредоточенных сил, связанных с дискретными аэродинамическими особенностями, на перемещения по данной форме колебаний точек приложения сил.
Метод [2] определения нестационарных аэродинамических сил, действующих на сложную несущую поверхность самолета в целом, при произвольных апериодических или гармонических упругих колебаниях его конструкции в дозвуковом сжимаемом потоке запрограммирован на алгоритмическом языке Фортран-4 Г. И. Турчанниковым, Г. А. Шайдуловой, С. Д. Шипиловым. Указанный метод расчета нестационарных аэродинамических сил наиболее эффективен в задачах исследования динамического нагружения, так как позволяет при небольших
затратах машинного времени получить матрицы В (р*) и В(р*), векторы фАС/?*)
и (р*) с малым шагом по числу Струхаля (частоте). Это важно для достаточно точного вычисления численным методом интеграла в выражении для среднеквадратического отклонения перегрузок (2).
Алгоритм расчета нагрузок для самолета с крылом малого удлинения [І] был реализован комплексом программ для ЭВЦМ БЭСМ-6. Для проведения расчетов нагружения пилонов самолета с крылом большого удлинения потребовалась разработка ряда дополнительных программ. Они позволили рассчитать матрицы
В, О и векторы <3А и <3Л для форм колебаний, получаемых при балочной схематизации упругомассовых характеристик самолета, определить перегрузки. Предварительно определялись перемещения и производные от перемещений в точках, связанных с дискретными особенностями, для форм, заданных в виде перемещений и углов закручивания по балкам крыла, фюзеляжа’ и оперения.
Применение гипотезы стационарности в ее традиционной форме приводит к существенным упрощениям в формулировке уравнения (3).
Так, вектор вынуждающих сил (Зд (р*) становится независимым от числа
Струхаля и определяется его значением при р* = 0, а вектор С(/>*) принимает нулевые значения. Ниже будет показано, что эти допущения весьма существенно влияют на результаты расчета передаточных функций и самих перегрузок.
Матрицы В (р*) и И (р*) также становятся независимыми от числа Струхаля и определяются своими значениями при числе Струхаля, равном нулю. В случае применения гипотезы квазистационарности матрица И рассчитывается при числе Струхаля, стремящемся к нулю.
3. Некоторые результаты расчета. Рассматриваемый тяжелый транспортный самолет имеет под крылом два двигателя на пилонах: внешний и внутренний. Расчеты динамического нагружения проводились на определяющем по условиям нагружения пилонов (двигателей) режиме полета Н = 6 км, М = 0,77 в варианте нормальной загрузки.
На рассматриваемом режиме полета частотам первых шести тонов в потоке соответствуют при характерном размере, равном корневой хорде, числа Струхаля
р* = 0,385; р\ = 0,66; р1 = 0,735;
. Р*4 — 0,986, р*6 — 1,14; р*6 = 1,45.
В расчетах нагружения при определении аАп принималось известное выражение для спектральной плотности порывов [см. формулу (2)], предложенное Драйденом
„ Ь 1 + ЗЙ2/,2 Ф (й) = о2-----———------- ,
1 Ш Я (1 + 22/.2)2 ’
где — среднеквадратическое значение интенсивности порывов, I — масштаб турбулентности, который принимался равным 300 м.
Для дальнейшего анализа используется полученное с помощью уравнения (1) выражение для отношения перегрузок, определенных в нестационарной постановке, к перегрузкам, определенным с использованием гипотезы стационарности на одном и том же режиме полета:
^'■'нест аьпу,2неСт [ аАпц. т. ст
^пу, г °Лл У• гст V АлЦ. т. нест
(4)
(здесь выражение в скобках близко к единице).
Отношение перегрузок между внешним и внутренним двигателями также пропорционально отношению их среднеквадратических отклонений. Все это позволяет, проводя анализ на уровне среднеквадратических отклонений перегрузок, делать вывод о характёре изменения самих перегрузок.
На рис. 1 приводятся среднеквадратические отклонения приращений перегрузок о„г в центре тяжести двигателей, полученные в приближенных расчетах (с применением гипотезы стационарности при определении нестационарных аэродинамических сил). ч
Боковые перегрузки пг по внешнему двигателю в четыре раза больше, чем по внутреннему, что следует из отношения их среднеквадратических отклонений. При этом значения яг, для внешнего двигателя практически полностью
определяются вторым тоном упругих колебаний, а для внутреннего-третьим тоном,
так как на частоты этих тонов («2= 14,37 1/с, <о3= 15,75 1/с) распределяется практически вся величина дисперсии перегрузки лг. Контрольные расчеты показали, что матрицы В я О для данного варианта мало меняются в интересующем нас диапазоне чисел Струхаля (р* = 0-ь 1,5).
Характер изменения по числу Струхаля С(р*) и р* (Р*) — элементов
векторов фд (р*) и р*0*(р*), соответствующих второму упругому тону, определяющему нагружение внешнего двигателя, показан на рис. 2.
Там же приводится значение передаточной функции для обобщенной силы от порыва по форме второго тона
Рл2о>*) = V [<?а. (р*)р+^*2 га!(/>*)12- (5)
Значения передаточной функции £?Д2(.Р*) монотонно падают по числам Струхаля И; при р* = 0,66, числе Струхаля, соответствующем резонансной частоте второго тона, составляют 80% от стационарного значения фд2(0). При практически неизменных левых частях уравнений движения и преобладании одного тона в' нагружении пилонов изменение перегрузки практически полностью объясняется
изменением передаточной функции обобщенной силы от порыва по форме данного тона. V
В данном случае для наиболее нагруженного внешнего пилона получается снижение перегрузки п2 примерно на 20% (рис. 4).
Совершенно иное положение имеет место для внутреннего двигателя. Здесь амплитудное значение обобщенной силы от порыва по форме колебаний третьего тона, определяющего перегрузку пг, не только не уменьшается, но весьма существенно растет в широком диапазоне чисел Струхаля и при р* = 0,735 составляет 185% от стационарного значения (рис. 3). Этот факт весьма показателен.
Следует указать, что, несмотря на рост боковых перегрузок по внутреннему двигателю на 75%, уменьшенные на 20% перегрузки по внешнему двигателю остались определяющими по условиям прочности (см. рис. 4). Для вертикальных перегрузок получено снижение их значений на 25—30%.
| ЛИТЕРАТУРА
1. Т у р ч а н н и к о в Г. И. Нагружение самолета при полете в турбулентной атмосфере на дозвуковых скоростях. Труды ЦАГИ, вып. 1561, 1974.
2. Ништ М. И., Турчанников Г. И., Шипилов С. Д. Расчет нестационарных аэродинамических характеристик летательного аппарата при дозвуковых скоростях. .Ученые записки ЦАГИ“, т. XI, № 4, 1980.
Рукопись поступила 2\1У 1980 г.
