Использование программного обеспечения MSC.Software для сопровождающего моделирования испытаний на усталость и живучесть вертолетных конструкций Александрин Ю.
Download ReportTranscript Использование программного обеспечения MSC.Software для сопровождающего моделирования испытаний на усталость и живучесть вертолетных конструкций Александрин Ю.
Slide 1
Использование программного
обеспечения MSC.Software для
сопровождающего моделирования
испытаний на усталость и живучесть
вертолетных конструкций
Александрин Ю. С., Кудряшов А. Б., Уськов В.М., Чедрик В.В.
ЦАГИ им. проф. Н.Е.Жуковского
МВЗ им. М.Л.Миля
Slide 2
Вертолет Ми-26
Рис.1
Slide 3
Конечно-элементная модель вертолета Ми-26
Шпангоут 24
“Муляжная” часть
конструкции
Хвостовая часть
конструкции
Сосредоточенные массы
Тяги, удерживающие конструкцию
Имитаторы шасси
Модель для испытаний на усталость и живучесть
Рис.2
Slide 4
Формы собственных колебаний свободной КЭмодели вертолета Ми-26
а) Вертикальный изгиб хвостовой
балки. (f=2.75 Гц)
б) Горизонтальный изгиб хвостовой балки.
(f=2.96 Гц)
в) Комбинация горизонтального
изгиба и кручения х.б. (f=6.77 Гц)
г) Комбинация горизонтального
изгиба и кручения х.б. (f=7.33 Гц)
№
тона
Полетная
частота
(Гц)
Частота
свободной
модели
Частота
“наземной”
модели
Погрешность
(%)
1
2.6
2.75
2.81
8.1 (5.7)
Вертикальный изгиб х.б.
2
3.0
2.96
2.97
1.0 (1.3)
Горизонтальный изгиб х.б.
3
6.8
6.77
6.77
3.4 (3.4)
Кручение + Горизонтальный изгиб х.б.
4
7.2
7.33
7.33
1.8 (1.8)
Кручение + Горизонтальный изгиб х.б.
Описание тона
Рис.3
Slide 5
Экспериментальные осциллограммы
σ, кГ/мм2
0
напряжение
0
2
4
6
t, сек
8
6
-4000
крутящий момент в сечении I
4
-8000
2
-12000
0
2
0.1
4
6
8 t, сек
-16000
Мх, кГ·м
σ, кГ/мм2
0.09
f = 0.7 Гц
0.08
f = 2.2 Гц
0.07
Коэффициенты ряда Фурье в разложении
осциллограммы напряжений
f = 2.7 Гц
0.06
f = 3.2 Гц
f = 6.7 Гц
f = 7.3 Гц
0.05
0.04
0.03
0.02
Ряд1
f = 17.6 Гц
f = 46.0 Гц
f = 9.2 Гц
0.01
f, Гц
0
0
10
20
30
40
50
60
Рис.4
Slide 6
Схема исследуемых мест на хвостовой балке
вертолета МИ-26
Сечение 3
Сечение 2
Сечение 1
расположение контрольных элементов
на хвостовой балке
Рис.5
Slide 7
Исследование откликов в месте стыка хвостовой и
килевой балок
F=(0,1,0)
Приложение возбуждающей силы:
F=(0,0,1)
- на несущем винте
- на рулевом винте
- на стабилизаторе
Рис.6
Slide 8
Картина циклических напряжений в месте стыка
хвостовой и килевой балок
Вертикальная сила F=(0,1,0) при частоте возбуждения f=17.6 Гц
Возбуждение на рулевом винте
Возбуждение на стабилизаторе
Рис.7
Slide 9
Анализ повреждаемостей конструкции хвостовой
балки вертолета Ми-26 на основе результатов
летных испытаний
Цель работы: провести анализ повреждаемостей от отдельных режимов
эксплуатации и сопоставить их с ожидаемыми повреждаемостями при усталостных
испытаниях для коррекции нагрузок в программе испытаний
Режимы полета вертолета для анализа повреждаемости
Режимы
Три рассматриваемых
сечения хвостовой балки
Три силовых фактора в виде
рассчитаннных моментов Mx,
My, Mz
Время,
сек
Испытательные полетные
режимы
Висение
60
8.1*
Развороты на висении
30
8.23, 8.24
Полет на малой скорости 6080 км/час
120
5.12
Разгон – набор высоты
90
8.2
Горизонтальный полет
1200
5.16, 8.6
Виражи скольжения
90
5.24, 5.26, 5.30, 5.32, 8.8, 8.10
Моторное планирование
120
8.14
Торможение
90
7.32
Сумма
1800
15 полетных режимов
* 8.1 обозначает данные в 1-ом режиме 8-го испытательного полета
Рис.8
Slide 10
Гистограмма циклов нагружения после обработки
алгоритмом падающего дождя
Hysteresis Gate = 0
Range Axis Bins= 64
Mean Axis Bins = 64
Кол-во циклов = 299
Схема выделения полных
циклов методом
падающего дождя
Рис.9
Slide 11
Повреждаемости конструкции хвостовой балки
вертолета Ми-26 в местах установки тензодатчиков
Повреждаемости от полетных нагрузок
m – показатель кривой Веллера
Повреждаемости от полетных нагрузок
35000
s28
30000
Повреждаемость
25000
Датчик
m=4
m=5
m=6
s28
2.8138E+05
8.7211E+05
3.0284E+06
s29
8.6412E+04
2.3869E+05
8.1592E+05
s30
6.2561E+04
1.3900E+05
3.3745E+05
s33
4.0281E+04
9.7655E+04
2.9246E+05
s38
9.6321E+04
2.2551E+05
5.9830E+05
20000
15000
10000
5000
0
0
1
2
3
4
5
Напряжение, кг/мм2
Напряжение,
кг/мм2
6
7
8
Повреждаемости от полетных нагрузок
Повреждаемости от полетных нагрузок
s38
14000
12000
Зависимость повреждаемости от величины
эквивалентноых напряжений является весьма
неоднозначной
Повреждаемость
10000
8000
6000
Она зависит не только от величины момента,
но и количества циклов соответствующих
моменту
4000
2000
0
0
1
2
3
4
5
Напряжение, кг/мм2
6
7
8
Напряжение, кг/мм2
Рис.10
Slide 12
Сравнение повреждаемостей от полетных нагрузок и
нагрузок усталостных испытаний
Момент MX
Полет
Сечение
Расчет
Полет/расчет
Повреждаемость
1
1.478E+17
5.622E+16
2.63
2
3.012E+16
2.301E+16
1.31
3
1.641E+15
1.059E+15
1.55
Внутренние силовые факторы от
нагрузок усталостных испытаний
были рассчитаны с помощью
системы MSC.Nastran (Расчет)
Момент MY
Полет
Сечение
Расчет
Повреждаемость
1
1.561E+18
2.144E+18
0.73
2
1.327E+17
6.284E+16
2.11
3
2.691E+16
1.531E+16
1.76
Момент MZ
Полет
Сечение
Расчет
Повреждаемость
1
1.323E+17
5.697E+17
0.23
2
7.299E+15
6.956E+15
1.05
3
1.288E+15
1.087E+16
0.12
Среднее
значение
0.71
1. Все рассчитанные
повреждаемости по моментам MX
и MY хорошо согласуются между
собой при действии полетных
нагрузок и нагрузок усталостных
испытаний
2. Результаты расчетов
повреждаемостей по отдельным
режимам полета могут быть
использованы для корректировки
нагрузок будущих усталостных
испытаний
Рис.11
Slide 13
Программа анализа полных циклов и
повреждаемости с использованием критерия Одинга
Рис.12
Slide 14
Схема решения задачи
Функциональная схема программы
1. Ввод общих данных о решаемой задаче
Метод наименьших квадратов
f(x,t) – заданная на промежутке [0, T] функция
n
2. Ввод *.bdf – файла
3. Ввод *.f06-файлов со статическими
откликами
4. Ввод *.f06-файлов с динамическими
откликами
fˆ ( x, t ) ai i ( x, t )
i 1
В случае решения через напряжения
i ( x, t ) i ( x) cos i t ,
В случае решения через моменты
i ( x, t ) M xi ( x) cos i t
M yi ( x) cos i t
5. Ввод файлов с описанием действующих в
тензодатчиках напряжений и моментов
6. Построение системы уравнений.
Решение обратной задачи, нахождение
оптимального возбуждения
M zi ( x) cos i t ,
M xi , M yi , M zi линейные функции от i ( x),
i ( x)
– строятся на основе откликов.
2
f (t ) fˆ (t ) dt
T
Минимизируется функционал
0
7. Построение осциллограмм расчетных
напряжений и моментов
8. Расчет повреждаемостей для экспериментальных
и расчетных напряжений
Рис.13
Slide 15
Напряжения в тензодатчиках
Тензодатчик 2
Тензодатчик 4
Тензодатчик 12
Тензодатчик 22
Тензодатчик 17
Тензодатчик 18
Рис.14
Slide 16
Моменты в контрольных сечениях.
Сечение 1
Mx, кГ·м
My, кГ·м
Mz, кГ·м
Сечение 2
Mx, кГ·м
My, кГ·м
Mz, кГ·м
My, кГ·м
Mz, кГ·м
Сечение 3
Mx, кГ·м
Летный эксперимент
Расчет по программе
Квазистационарный
Рис.15
Slide 17
Напряжения в тензодатчиках
σ, кГ/мм2
σ, кГ/мм2
Тензодатчик 18
σ, кГ/мм2
Тензодатчик 21
Тензодатчик 19
t, сек
t, сек
σ, кГ/мм2
σ, кГ/мм2
Тензодатчик 29
t, сек
σ, кГ/мм2
Тензодатчик 38
Тензодатчик 30
t, сек
t, сек
- Эксперимент
- Расчет
t, сек
Рис.16
Slide 18
Исследование циклических напряжений во
внутренних поясах шпангоутов хвостовой балки
Шпангоут 10хб
Шпангоут 9хб
Шпангоут 8хб
Тензодатчик 19
Схема исследуемых
напряжений
σ, кГ/мм2
σ, кГ/мм2
- шпангоут 10хб
- шпангоут 9хб
- шпангоут 8хб
t, сек
Напряжения в поясах шпангоутов хвостовой балки
- летный эксперимент
- расчет
t, сек
Напряжения в тензодатчике 19
Рис.17
Slide 19
1. MSC.Nastran, MSC.Patran и MSC.Fatigue являются мощными средствами анализа
конструкций, интегрированными в среде продуктов компании MSC.Software
2. Модульный принцип в их организации создает возможность учета
особенностей расчета напряженно-деформированного состояния,
динамических характеристик и ресурса в отечественной практике
проектирования конструкций вертолетов
3. С использованием модулей программного обеспечения MSC.Software и
разработанных авторами программ создана методика сопровождения
наземных усталостных испытаний вертолета с учетом особенностей,
принятых в ОКБ им. М.Л.Миля.
4. Расчеты повреждаемостей по различным силовым факторам показывают
приемлемое согласование результатов для полетных нагрузок и нагрузок
усталостных испытаний и будут использованы для планирования
усталостных испытаний
Рис.18
Использование программного
обеспечения MSC.Software для
сопровождающего моделирования
испытаний на усталость и живучесть
вертолетных конструкций
Александрин Ю. С., Кудряшов А. Б., Уськов В.М., Чедрик В.В.
ЦАГИ им. проф. Н.Е.Жуковского
МВЗ им. М.Л.Миля
Slide 2
Вертолет Ми-26
Рис.1
Slide 3
Конечно-элементная модель вертолета Ми-26
Шпангоут 24
“Муляжная” часть
конструкции
Хвостовая часть
конструкции
Сосредоточенные массы
Тяги, удерживающие конструкцию
Имитаторы шасси
Модель для испытаний на усталость и живучесть
Рис.2
Slide 4
Формы собственных колебаний свободной КЭмодели вертолета Ми-26
а) Вертикальный изгиб хвостовой
балки. (f=2.75 Гц)
б) Горизонтальный изгиб хвостовой балки.
(f=2.96 Гц)
в) Комбинация горизонтального
изгиба и кручения х.б. (f=6.77 Гц)
г) Комбинация горизонтального
изгиба и кручения х.б. (f=7.33 Гц)
№
тона
Полетная
частота
(Гц)
Частота
свободной
модели
Частота
“наземной”
модели
Погрешность
(%)
1
2.6
2.75
2.81
8.1 (5.7)
Вертикальный изгиб х.б.
2
3.0
2.96
2.97
1.0 (1.3)
Горизонтальный изгиб х.б.
3
6.8
6.77
6.77
3.4 (3.4)
Кручение + Горизонтальный изгиб х.б.
4
7.2
7.33
7.33
1.8 (1.8)
Кручение + Горизонтальный изгиб х.б.
Описание тона
Рис.3
Slide 5
Экспериментальные осциллограммы
σ, кГ/мм2
0
напряжение
0
2
4
6
t, сек
8
6
-4000
крутящий момент в сечении I
4
-8000
2
-12000
0
2
0.1
4
6
8 t, сек
-16000
Мх, кГ·м
σ, кГ/мм2
0.09
f = 0.7 Гц
0.08
f = 2.2 Гц
0.07
Коэффициенты ряда Фурье в разложении
осциллограммы напряжений
f = 2.7 Гц
0.06
f = 3.2 Гц
f = 6.7 Гц
f = 7.3 Гц
0.05
0.04
0.03
0.02
Ряд1
f = 17.6 Гц
f = 46.0 Гц
f = 9.2 Гц
0.01
f, Гц
0
0
10
20
30
40
50
60
Рис.4
Slide 6
Схема исследуемых мест на хвостовой балке
вертолета МИ-26
Сечение 3
Сечение 2
Сечение 1
расположение контрольных элементов
на хвостовой балке
Рис.5
Slide 7
Исследование откликов в месте стыка хвостовой и
килевой балок
F=(0,1,0)
Приложение возбуждающей силы:
F=(0,0,1)
- на несущем винте
- на рулевом винте
- на стабилизаторе
Рис.6
Slide 8
Картина циклических напряжений в месте стыка
хвостовой и килевой балок
Вертикальная сила F=(0,1,0) при частоте возбуждения f=17.6 Гц
Возбуждение на рулевом винте
Возбуждение на стабилизаторе
Рис.7
Slide 9
Анализ повреждаемостей конструкции хвостовой
балки вертолета Ми-26 на основе результатов
летных испытаний
Цель работы: провести анализ повреждаемостей от отдельных режимов
эксплуатации и сопоставить их с ожидаемыми повреждаемостями при усталостных
испытаниях для коррекции нагрузок в программе испытаний
Режимы полета вертолета для анализа повреждаемости
Режимы
Три рассматриваемых
сечения хвостовой балки
Три силовых фактора в виде
рассчитаннных моментов Mx,
My, Mz
Время,
сек
Испытательные полетные
режимы
Висение
60
8.1*
Развороты на висении
30
8.23, 8.24
Полет на малой скорости 6080 км/час
120
5.12
Разгон – набор высоты
90
8.2
Горизонтальный полет
1200
5.16, 8.6
Виражи скольжения
90
5.24, 5.26, 5.30, 5.32, 8.8, 8.10
Моторное планирование
120
8.14
Торможение
90
7.32
Сумма
1800
15 полетных режимов
* 8.1 обозначает данные в 1-ом режиме 8-го испытательного полета
Рис.8
Slide 10
Гистограмма циклов нагружения после обработки
алгоритмом падающего дождя
Hysteresis Gate = 0
Range Axis Bins= 64
Mean Axis Bins = 64
Кол-во циклов = 299
Схема выделения полных
циклов методом
падающего дождя
Рис.9
Slide 11
Повреждаемости конструкции хвостовой балки
вертолета Ми-26 в местах установки тензодатчиков
Повреждаемости от полетных нагрузок
m – показатель кривой Веллера
Повреждаемости от полетных нагрузок
35000
s28
30000
Повреждаемость
25000
Датчик
m=4
m=5
m=6
s28
2.8138E+05
8.7211E+05
3.0284E+06
s29
8.6412E+04
2.3869E+05
8.1592E+05
s30
6.2561E+04
1.3900E+05
3.3745E+05
s33
4.0281E+04
9.7655E+04
2.9246E+05
s38
9.6321E+04
2.2551E+05
5.9830E+05
20000
15000
10000
5000
0
0
1
2
3
4
5
Напряжение, кг/мм2
Напряжение,
кг/мм2
6
7
8
Повреждаемости от полетных нагрузок
Повреждаемости от полетных нагрузок
s38
14000
12000
Зависимость повреждаемости от величины
эквивалентноых напряжений является весьма
неоднозначной
Повреждаемость
10000
8000
6000
Она зависит не только от величины момента,
но и количества циклов соответствующих
моменту
4000
2000
0
0
1
2
3
4
5
Напряжение, кг/мм2
6
7
8
Напряжение, кг/мм2
Рис.10
Slide 12
Сравнение повреждаемостей от полетных нагрузок и
нагрузок усталостных испытаний
Момент MX
Полет
Сечение
Расчет
Полет/расчет
Повреждаемость
1
1.478E+17
5.622E+16
2.63
2
3.012E+16
2.301E+16
1.31
3
1.641E+15
1.059E+15
1.55
Внутренние силовые факторы от
нагрузок усталостных испытаний
были рассчитаны с помощью
системы MSC.Nastran (Расчет)
Момент MY
Полет
Сечение
Расчет
Повреждаемость
1
1.561E+18
2.144E+18
0.73
2
1.327E+17
6.284E+16
2.11
3
2.691E+16
1.531E+16
1.76
Момент MZ
Полет
Сечение
Расчет
Повреждаемость
1
1.323E+17
5.697E+17
0.23
2
7.299E+15
6.956E+15
1.05
3
1.288E+15
1.087E+16
0.12
Среднее
значение
0.71
1. Все рассчитанные
повреждаемости по моментам MX
и MY хорошо согласуются между
собой при действии полетных
нагрузок и нагрузок усталостных
испытаний
2. Результаты расчетов
повреждаемостей по отдельным
режимам полета могут быть
использованы для корректировки
нагрузок будущих усталостных
испытаний
Рис.11
Slide 13
Программа анализа полных циклов и
повреждаемости с использованием критерия Одинга
Рис.12
Slide 14
Схема решения задачи
Функциональная схема программы
1. Ввод общих данных о решаемой задаче
Метод наименьших квадратов
f(x,t) – заданная на промежутке [0, T] функция
n
2. Ввод *.bdf – файла
3. Ввод *.f06-файлов со статическими
откликами
4. Ввод *.f06-файлов с динамическими
откликами
fˆ ( x, t ) ai i ( x, t )
i 1
В случае решения через напряжения
i ( x, t ) i ( x) cos i t ,
В случае решения через моменты
i ( x, t ) M xi ( x) cos i t
M yi ( x) cos i t
5. Ввод файлов с описанием действующих в
тензодатчиках напряжений и моментов
6. Построение системы уравнений.
Решение обратной задачи, нахождение
оптимального возбуждения
M zi ( x) cos i t ,
M xi , M yi , M zi линейные функции от i ( x),
i ( x)
– строятся на основе откликов.
2
f (t ) fˆ (t ) dt
T
Минимизируется функционал
0
7. Построение осциллограмм расчетных
напряжений и моментов
8. Расчет повреждаемостей для экспериментальных
и расчетных напряжений
Рис.13
Slide 15
Напряжения в тензодатчиках
Тензодатчик 2
Тензодатчик 4
Тензодатчик 12
Тензодатчик 22
Тензодатчик 17
Тензодатчик 18
Рис.14
Slide 16
Моменты в контрольных сечениях.
Сечение 1
Mx, кГ·м
My, кГ·м
Mz, кГ·м
Сечение 2
Mx, кГ·м
My, кГ·м
Mz, кГ·м
My, кГ·м
Mz, кГ·м
Сечение 3
Mx, кГ·м
Летный эксперимент
Расчет по программе
Квазистационарный
Рис.15
Slide 17
Напряжения в тензодатчиках
σ, кГ/мм2
σ, кГ/мм2
Тензодатчик 18
σ, кГ/мм2
Тензодатчик 21
Тензодатчик 19
t, сек
t, сек
σ, кГ/мм2
σ, кГ/мм2
Тензодатчик 29
t, сек
σ, кГ/мм2
Тензодатчик 38
Тензодатчик 30
t, сек
t, сек
- Эксперимент
- Расчет
t, сек
Рис.16
Slide 18
Исследование циклических напряжений во
внутренних поясах шпангоутов хвостовой балки
Шпангоут 10хб
Шпангоут 9хб
Шпангоут 8хб
Тензодатчик 19
Схема исследуемых
напряжений
σ, кГ/мм2
σ, кГ/мм2
- шпангоут 10хб
- шпангоут 9хб
- шпангоут 8хб
t, сек
Напряжения в поясах шпангоутов хвостовой балки
- летный эксперимент
- расчет
t, сек
Напряжения в тензодатчике 19
Рис.17
Slide 19
1. MSC.Nastran, MSC.Patran и MSC.Fatigue являются мощными средствами анализа
конструкций, интегрированными в среде продуктов компании MSC.Software
2. Модульный принцип в их организации создает возможность учета
особенностей расчета напряженно-деформированного состояния,
динамических характеристик и ресурса в отечественной практике
проектирования конструкций вертолетов
3. С использованием модулей программного обеспечения MSC.Software и
разработанных авторами программ создана методика сопровождения
наземных усталостных испытаний вертолета с учетом особенностей,
принятых в ОКБ им. М.Л.Миля.
4. Расчеты повреждаемостей по различным силовым факторам показывают
приемлемое согласование результатов для полетных нагрузок и нагрузок
усталостных испытаний и будут использованы для планирования
усталостных испытаний
Рис.18