Transcript Загрузить

Развитие методов снижения
динамических нагрузок на
планер и опоры шасси,
повышения критических
скоростей движения
летательного аппарата.
Руководитель работы
к.т.н. Мазутский А.Ю.
Цель работы.
Расчётно-экспериментальным путём развить известные методы снижения динамических
нагрузок на планер и опоры шасси; исследовать влияние параметрического возбуждения (при
периодическом изменении во времени какого-либо параметра агрегата или всего самолёта:
момента инерции, демпфирования, жёсткости) и случайных параметрических воздействий на
устойчивость движения (флаттер и шимми опор шасси) упругого самолёта, разработать
рекомендации по улучшению аэроупругих характеристик летательного аппарата (ЛА) при
таких условиях колебаний, повысить информативность и достоверность результатов
расчёта динамики многоколёсных посадочных устройств тяжёлых самолётов в различных
условиях эксплуатации.
Задачи работы.
1. Идентифицировать параметры расчётных схем ЛА по результатам экспериментальных
исследований их аэроупругих характеристик при параметрическом воздействии и возбуждении
колебаний.
2. Определить особенности изменения критических скоростей флаттера и шимми при
параметрическом воздействии и возбуждении колебаний.
3. Разработать предложения по увеличению критических скоростей флаттера и шимми при
параметрическом возбуждении колебаний, снижению динамических нагрузок на планер и опоры
шасси.
4. Апробировать методы снижения динамических нагрузок на динамически подобной модели
(ДПМ) самолёта в аэродинамической трубе (АДТ) от порывов ветра и в эксперименте на копрах
при посадочном ударе для шасси реального самолёта.
5. Проанализировать, выбрать и усовершенствовать расчётные методы анализа
нагруженности многоколёсного многоопорного шасси и самолёта в различных условиях посадки
на взлётно-посадочную полосу (ВПП) при эксплуатации.
6. Систематизировать базу данных методов расчёта динамики посадочного удара и
оптимизации конструктивных параметров тяжёлых самолётов с многоопорным
2
многоколёсным шасси.
Копры с подвижной опорой К-80 (статическая нагрузка на опору шасси до
80 тс, диаметр вращающегося барабана 4,5 м) и К-32 (статическая
нагрузка на опору шасси до 32 тс, диаметр вращающегося барабана 3,0 м)
с окружной скоростью до 400 км/ч
К-80
К-32
3
Основная стойка шасси самолёта Ан-148
на копре К-80 (испытания на шимми, вид спереди)
Технологическая плита
жёсткого крепления
шасси к каретке копра
К-80
Барабан копра
4
Обоснование: Труды всероссийской научно-технической конференции,
посвящённой 60-летию отделений аэродинамики летательных аппаратов
и прочности авиационных конструкций. — СибНИА, Новосибирск, 2005. —
с. 283 — 287.
РАСЧЁТНО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ПО ОБЕСПЕЧЕНИЮ
БЕЗОПАСНОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ ОПОР ШАССИ ОТ ШИММИ С УЧЁТОМ
МАССОВО-ЖЁСТКОСТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ПЛАНЕРА САМОЛЁТА И
ТЕМПЕРАТУР ЭКСПЛУАТАЦИОННОГО ДИАПАЗОНА
Опыт исследований шимми опор шасси указывает на расхождение, с
одной стороны, расчётных и экспериментальных результатов,
полученных в лабораторных условиях в предположении, что самолёт
является абсолютно жёстким, и результатов натурных испытаний в
системе самолёта, с другой. Критические скорости шимми могут
отличаться на 50% и даже 100%.
А. А. Майлыбаев. Многопараметрические задачи теории устойчивости.
Автореферат дис. на соискание уч. ст. д.ф.-м.н. Санкт-Петербург. 2008. —
31 с.
Условие изменения критической скорости движения
 = 2fфл/m при целом m > 0.
5
б
а
Принципиальная
схема имитатора
жёсткости
фюзеляжа
в
6
Диаграмма границ зон устойчивости (коэффициента демпфирования h
от скорости движения V по ВПП) при постоянном значении ( __ ) и
параметрическом изменении параметра  бокового смещении центра
контакта шин с землёй ( ___ , _ _ ) на стыках плит самолёта типа Ту-334
2
h, кгм /с
h, кг*м2/с
450
400
350
Зона
устойчивости
300
0,99
0,9
1
250
200
Зона
неустойчивости
150
100
50
0
0
10
20
30
40
50
60
70
80
90
V, м/с
100 V, м/c
7
Предварительные результаты по
изменению скорости шимми
• При изменении параметра  стойки шасси с частотой,
кратной частоте шимми, граница зоны неустойчивости
увеличивается (за счёт периодического изменения
бокового смещении центра контакта шин с землёй при
параметрическом возбуждении шасси на стыках плит).
Увеличение области неустойчивости происходит при
параметрическом возбуждении шасси и за счёт
периодического изменения угла поворота
ориентирующейся части стойки шасси вокруг
вертикальной оси самолёта, момента инерции колеса,
других параметров шасси.
• Подобные явления могут происходить с частотой,
кратной частоте шимми, от собственных колебаний
планера, при других автоколебательных явлениях
(например, при флаттере).
8
Динамически подобная модель (ДПМ) самолёта Ту-204 в трубе Т-203 СибНИА.
Расчётом и в эксперименте получена критическая скорость флаттера Vфл  42 м/с
на частоте fфл  4,5 Гц. Создание возмущений на частоте, двукратной частоте
флаттера 9 Гц, осуществлялось с помощью отклоняемых поверхностей 1, 2,
установленных на срезе сопла Т-203.
1
2
9
Амплитуды A (условные единицы) гармоник
вертикального изгиба пилона двигателя,
полученных при быстром преобразовании Фурье, (форма потери устойчивости при
флаттере) для частот 2,44; 4,88; 7,32; 9,77; 12,21 Гц в зависимости от времени τ
при увеличении скорости потока от 0 до 35 м/с на 15 секунде (как в расчёте).
Частота флаттера fфл  4,5 Гц, частота воздействия порывов ветра f  9 Гц.
3000
A
2500
2000
Амплитуды, у.е.
1500
1000
2,44
4,88
7,32
500
9,77
12,21
0
0
50000
100000
150000
200000
250000
300000
350000
400000
450000
Время, с*10000
Рисунок 2.2.5 --- Пилон: амплитуды гармоник вертикального изгиба с шагом 2,44 Гц от времени
τ, с10000
10
Предварительные результаты по
изменению скорости флаттера
• В результате расчётов и экспериментов получено, что
упругие ДПМ полукрыла и самолёта теряют устойчивость
при параметрическом возбуждении (периодически
изменяются аэродинамические демпфирование и
жёсткость крыла) с частотой в области главного
параметрического резонанса
 = 2∙fфл и кратных ему частот на скорости потока,
значительно ниже критической скорости флаттера.
• Расчётом установлено, что потеря устойчивости модели
полукрыла и полной ДПМ происходит и при
комбинационных (из-за связанности колебаний и наличии
других форм потери устойчивости) параметрических
резонансах, на скоростях потока, меньших критической
11
скорости флаттера.
Упругая динамически подобная
модель тематического самолёта с крылом большого
удлинения в аэродинамической трубе Т-203
Несущие вязкоупругие подкосы
12
Конструкция и схема вязкоупругого подкоса
При вертикальном изгибе крыла задействованы пружина, работающая на
растяжение-сжатие и демпфер, соединённые параллельно.
При горизонтальном изгибе крыла нагрузки на подкос не передаются из-за шарнира.
При кручении крыла часть нагрузок воспринимает шлиц-шарнирное соединение.
Сменная пластина,
передающая
кручение крыла на
лонжерон подкоса
Ось шарнира,
соединяющего
шток демпфера
и лонжерон
подкоса
Шток демпфера, жёсткосоединённый с подкосом
при растяжении-сжатии
Демпфер
Шлиц-шарнирное
соединение
Лонжерон
подкоса без
отсеков
Пружина, моделирующая жёсткость растяжения-сжатия
подкоса и создающая предварительный натяг
13
Схемы
многоопорных
шасси
тяжёлых
самолетов
Конструктивные схемы стоек шасси
A-380
Ил-76
Ан-225
Boeing-777
Ил-96-300
14
1 ― с четырёхколёсной тележкой и
стабилизирующим амортизатором, φ0 = 85°;
2 ― с четырёхколёсной тележкой, имеющей
триммер и стабилизирующий амортизатор, φ0
=85° ;
3 ― с четырёхколёсной тележкой, имеющей
триммер и стабилизирующий амортизатор,
полученные после оптимизации
конструктивных параметров стойки по
критерию минимума максимального значения
вертикальной нагрузки на шасси, но
начальный угол установки тележки φ0 = 71°;
4 ― стойки шасси «шашлычного» типа с
такими же основными входными данными
расчёта, как и в вариантах 1―3.
Графики зависимостей вертикальной
нагрузки Py на стойку шасси,
Результаты
вертикальной нагрузки Pyk и
горизонтальной нагрузки Pxk на ось
тележки, нагрузки на планер Q
гидравлической силы Qg внутри
амортизатора стойки от начального угла
установки тележки φ0 для конструкции
стойки с триммером и стабилизирующим
амортизатором и графики зависимостей
вертикального перемещения y центра
масс самолёта, обжатия s амортизатора
стойки и перемещения δ оси подвески
тележки от лобового изгиба (упругий
прогиб стойки) от угла φ0 при посадочном
ударе с торможением.
расчётов
15
Предварительные результаты по
снижению динамических нагрузок
- Установлено, что возможно уменьшить перегрузки на фюзеляже ЛА с крылом
большого удлинения и вязкоупругими подкосами от симметричных
вертикальных порывов ветра на 25 % при сохранении величин напряжений в
конструкции крыла за счёт невосприятия части энергии ветра и отвода её
части в тепло через демпфер при малом уменьшении критической скорости
флаттера (5 %).
- Выполнены исследования по уточнению схемы стойки основного шасси при
одновременном
применении
стабилизирующего
амортизатора,
демпфирующего колебания тележки на первой стадии посадочного удара при
пробеге по ВПП (стойка работает как рычажная) и триммера, регулирующего
динамические нагрузки на стойку и планер на второй стадии посадочного
удара (стойка работает как телескопическая). На примере расчёта
нагруженности основного шасси тяжёлого самолёта по предлагаемой схеме
стойки показано, что применение угла установки тележки основного шасси φ0 в
диапазоне 70…75° позволяет снизить нагруженность шасси при посадочном
ударе на 9…18 % и планера самолёта на 10…16 %.
- Имеются и другие методы снижения динамических нагрузок на ЛА.
16
Основные этапы, сроки и потребные объёмы финансирования
работы. Предлагаемые объёмы и источники внебюджетного финансирования работы.
Этап 1. «Разработка концепции, анализ и систематизация существующих методов,
программных средств расчёта динамики посадочного удара тяжёлых самолётов с
многоопорным многоколёсным шасси в различных условиях посадки на ВПП».
01.01.2013–31.08.2013 гг..
Этап 2. «Исследование аэроупругой устойчивости ЛА при параметрическом
возбуждении колебаний и методов снижения динамических нагрузок на ДПМ самолёта
в АДТ».
01.01.2013–31.12.2013 гг..
Этап 3. «Усовершенствование методов расчёта динамики посадочного удара
тяжёлых самолётов с многоопорным многоколёсным шасси в различных условиях
посадки на ВПП».
01.01.2014–31.08.2014 гг..
Этап 4. «Исследование устойчивости движения упругого самолёта по ВПП (шимми)
при параметрическом возбуждении колебаний и методов снижения динамических
нагрузок на шасси».
01.01.2014–31.12.2014 гг..
Этап 5. «Разработка базы данных методов расчёта посадочного удара тяжёлых
самолётов в условиях посадки с учётом прогнозных изменений требований к
транспортным и другим тяжёлым самолётам».
01.01.2014–31.08.2015 гг..
Этап 6. «Исследования по имитации упругости самолёта при копровых испытаниях
на шимми».
17
01.01.2014–31.12.2015 гг..
Ожидаемые результаты по окончании работы в
целом и результаты, получаемые в первом (2013) году выполнения работы.
1. Уточнённые математические модели механических и аэроупругих систем
«упругий самолёт - шасси», алгоритмы расчёта параметров систем с учётом
параметрического воздействия и возбуждения колебаний и удобное для анализа
представление результатов расчётов (первый (2013) год выполнения работы).
2. Концепция расчёта динамики посадочного удара тяжёлых самолётов с
многоопорным многоколёсным шасси в различных условиях посадки на ВПП
(первый (2013) год выполнения работы).
3. Стенды и методы исследования флаттера и шимми упругого самолёта при
параметрическом возбуждении колебаний, в том числе для самолёта МС-21.
4. Апробированные методы снижения динамических нагрузок при посадке на
планер ЛА и опоры шасси до 15 % и нагрузок на крыло ЛА от порывов ветра в
полёте до 10 %.
5. Систематизированная база данных методов расчёта динамики посадочного
удара тяжёлых самолётов и нагруженности шасси при посадке на ВПП.
6. Рациональные конструктивные схемы многоопорных многоколёсных шасси
тяжёлых самолётов и усовершенствованные расчётные методы оптимизации
параметров стоек шасси различных конструктивных вариантов.
7. Рекомендации для ОКБ отрасли по выбору оптимальных конструктивных
параметров планера ЛА и опор шасси для обеспечения безопасности от шимми
и опасных аэроупругих явлений при снижении динамических нагрузок, статьи. 18
Вопросы.
Спасибо за внимание.
19
Бафтинговые испытания модели SSJ-100
На натурном самолёте при бафтинге с двукратной
частотой флаттера возникали колебания всего
планера на флаттерной частоте и с формой
потери устойчивости на скорости полёта,
значительно меньшей критической
Верхний гребень
Аэродинамические
гребени
Разъём по фюзеляжу
20
Амплитудно-частотные характеристики (АЧХ)
при бафтинге модели самолёта SSJ-100 (RRJ95) (рисунок слева) и
устранении его аэродинамическими гребнями (рисунок справа)
АЧХ модели RRJ95 со всеми
гребнями, угол атаки =5°,
угол скольжения =9°
АЧХ модели RRJ95 без
гребней, угол атаки =5°,
угол скольжения =9°
Относительные амплитуды S
Относительные амплитуды S
250000
250000
200000
200000
150000
150000
100000
100000
50000
50000
0
0
3
13
23
33
43
Частота, Гц
S[0] - изгиб
S[1] - кручение
3
13
23
33
43
Частота, Гц
S[0] - изгиб
S[1] - кручение
21
Вихрегенератор
Полукрыло ДПМ
22
Зависимости скорости потока V в трубе Т-201
при входе модели в резонанс от угла отклонения вихрегенератора w (в
градусах, при сохранении постоянной площади миделевого сечения)
относительно вертикального положения для случая его расположения
вдоль потока на расстоянии 1010 мм и 710 мм.
23