автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.03, диссертация на тему:Методика расчёта динамической прочности крупномасштабной стендовой модели гиперзвукового летательного аппарата

На правах рукописи Мензульский Сергей Юрьевич

МЕТОДИКА РАСЧЁТА ДИНАМИЧЕСКОЙ ПРОЧНОСТИ КРУПНОМАСШТАБНОЙ СТЕНДОВОЙ МОДЕЛИ ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Специальность: 05.07.03 - прочность и тепловые режимы летательных аппаратов

Автореферат

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

и Москва-2011

2 2 ДЕК 2011

005005979

Работа выполнена на кафедре «Аэрокосмические системы» МГТУ им. Н.Э. Баумана

Научный руководитель: доктор технических наук,

доцент Аринчев Сергей Васильевич Официальные оппоненты: доктор технических наук,

Буньков Владимир Георгиевич

Ведущая организация:

заслуженный деятель науки РФ, доктор технических наук, профессор Шклярчук Федор Николаевич ОАО «ВПК «НПО машиностроения»

Защита состоится 22 декабря 2011г. в 14:30 часов на заседании диссертационного совета ДС.212.008.02 в Московском государственном техническом университете имени Н.Э. Баумана по адресу: 105005, г. Москва, 2-ая Бауманская ул., д. 5.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке МГТУ им. Н.Э. Баумана

Отзыв в одном экземпляре, заверенный гербовой печатью, просим направлять по адресу: 105005, г. Москва, 2-ая Бауманская ул., д. 5, МГТУ им. Н.Э. Баумана, диссертационный совет ДС.212.008.02.

Автореферат разослан «/У» ноября 2011г. Ученый секретарь диссертационного совет"

Доктор технических наук, профессор

Смердов А.А.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы

В настоящее время в мире быстро нарастает интерес к освоению активных гиперзвуковых полётов в атмосфере. Главная проблема в решении этой задачи -создание двигателей, имеющих в несколько раз лучшую экономичность, чем ЖРД. Согласно оценкам, высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель для гиперзвуковых скоростей полета (число Маха М>5), представляется как наиболее экономичный для силовых установок перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА) различных классов.

Впервые в мире летные испытания водородного осесимметричного высокоскоростного прямоточного ВРД-демонстратора были проведены в России в 1991 году с помощью гиперзвуковой летающей лаборатории «Холод», созданной на базе зенитной ракеты С-200.

К настоящему времени в США проведены летные испытания демонстраторов высокоскоростных воздушно-реактивных двигателей в интеграции с экспериментальными гиперзвуковыми летательными аппаратами: Х-43А, HyFly, FFV (уменьшенная в 2 раза модель HyFly), Х-51А.

Аналогичные проекты интегрированных гиперзвуковых демонстраторов для проведения автономных летных испытаний высокоскоростных прямоточных ВРД прорабатываются в России (ГЛЛ «ИГЛА», ГЛЛ-АП), Франции (LEA), Индии (HSTDV), Китае и других странах, но пока не доведены до летных испытаний.

Перед проведением лётных испытаний гиперзвуковой летающей лаборатории проводится отработка принятых научно-технических решений при продувках стендовых моделей ГЛА в аэродинамических трубах. В 2010 году в ЦИАМ им. П.И.Баранова группой молодых специалистов была создана крупномасштабная интегрированная модель «гиперзвуковой летающий аппарат + двигатель» (Рис. 1). Длинна модели - 3,45 метра, масса - 600 килограмм. Целями её создания являлись:

1. Исследование тягово-экономических характеристик экспериментального высокоскоростного ПВРД.

2. Исследование полноты сгорания в экспериментальном ПВРД при различных параметрах потока.

3. Исследование динамических аэроупругих характеристик конструкции в гиперзвуковом потоке газа.

4. Отработка конструкторских решений при создании лётного образца гиперзвуковой летающей лаборатории.

Огневые испытания крупномасштабной интегрированной модели «гиперзвуковой летательный аппарат + двигатель» проводятся в научно-исследовательском центре ЦИАМ на гиперзвуковом стенде Ц-16ВК. В рабочей части стенда обеспечиваются условия, имитирующие гиперзвуковой поток воздуха при скорости М=6 на высоте Н»30000м.

Рис. 1. Крупномасштабная интегрированная модель (КИМ) «гиперзвуковой летательный аппарат + двигатель» в рабочей части стенда Ц-16ВК

Важнейшим условием проведения испытаний КИМ в аэродинамической трубе является обеспечение динамической прочности модели. Повышенные требования к прочности КИМ объясняются тем, что разрушение конструкции изделия во время огневых испытаний означает не только срыв одного испытания, но разрушение экспериментального объекта и весьма дорогостоящих, элементов уникального гиперзвукового стенда Ц-16ВК. В настоящей диссертации в качестве критерия динамической прочности рассматривается отсутствие флаттера изделия. Таким образом, основной проблемой при расчёте прочностных характеристик КИМ стало определение критической скорости флаттера конструкции.

Расчёт критической скорости флаттера - неотъемлемый этап разработки летательного аппарата или сложной стендовой модели. Важные результаты в области аэроупругости летательных аппаратов получены Буньковым В. Г., Минаевым А.Ф., Поповским В.Н., Ватрухиным Ю.М., Шклярчуком Ф.Н., Аринчевым C.B. и другими. Однако, при выполнении обзора литературы не было найдено описания методик расчёта критической скорости флаттера для конструкции, обтекаемой гиперзвуковым потоком воздуха. Одновременно в доступных источниках не обнаружены и описания экспериментов на флаттер в гиперзвуковом потоке воздуха. Таким образом, актуальной является задача создания расчётной методики, позволяющей определить критическую скорость флаттера гиперзвукового летательного аппарата с целью анализа динамической прочности изделия. Также актуальной и малоизученной является задача экспериментальных исследований прочностных характеристик конструкции, обтекаемой гиперзвуковым потоком воздуха.

Цель настоящей работы - обеспечение неразрушения и нормального функционирования силовых элементов крупномасштабной интегрированной модели «гиперзвуковой летательный аппарат + двигатель» при динамических нагрузках, характерных для наземных огневых испытаний. Решены следующие задачи:

1. Разработка методики расчёта динамической прочности гиперзвукового летательного аппарата, использующей полностью трёхмерные упруго-массовые и аэродинамические модели. Критерием динамической прочности изделия является отсутствие флаттера.

2. Разработка программы расчёта динамической прочности конструкции в гиперзвуковом потоке газа, основанной на использовании коммерческих программных пакетов.

3. Проведение расчётных и экспериментальных исследований динамики конструкции крупномасштабной интегрированной модели «гиперзвуковой летательный аппарат + двигатель».

4. Исследование взаимодействий изгибных и продольных форм колебаний стендовой модели и возникновения продольно-поперечного флаттера.

5. Проведение анализа влияния следящей силы тяги высокоскоростного ПВРД на динамическую прочность конструкции КИМ во время огневых испытаний.

Научная новизна:

1. Разработана трехмерная расчетная модель для анализа динамической прочности крупномасштабной интегрированной модели «гиперзвуковой летательный аппарат + двигатель» в гиперзвуковом потоке с учетом стендовой оснастки. Параметры модели идентифицированы по результатам частотных испытаний.

2. Разработана методика анализа динамической прочности гиперзвукового летательного аппарата с учётом влияния следящей силы тяги двигателя. Критерием динамической прочности является отсутствие флаттера.

3. Показана возможность возникновения продольно-поперечного флаттера гиперзвукового летательного аппарата, что связано с характерными особенностями конструкции ГЛА.

4. Показано, что следящая сила тяги двигателя оказывает существенное влияние на критическую скорость флаттера гиперзвукового летательного аппарата.

Практическая ценность полученных результатов:

1. Безаварийное проведение огневых испытаний крупномасштабной интегрированной модели «гиперзвуковой летательный аппарат + двигатель» на стенде Ц-16ВК в ЦИАМ им. П.И. Баранова.

2. Разработан программный комплекс для анализа динамической прочности гиперзвуковых летательных аппаратов. Данный комплекс используется в отделе 012 ЦИАМ им. П.И. Баранова.

Результаты диссертации внедрены во ФГУП «ЦИАМ им. П.И.Баранова» при выполнении НИР «Гиперзвук-НТБ», что подтверждается актом о внедрении.

Достоверность полученных результатов определяется корректностью используемого математического аппарата, основанного на применении методов конечного элемента, методов формирования аэродинамической нагрузки в задаче аэроупругости, методов решения алгебраической задачи на собственные значения для действительной несимметричной матрицы, методов проведения динамических испытаний упругих моделей, методов проведения огневых испытаний изделий на стенде ЦИАМ им. П.И. Баранова.

Для подтверждения разработанной в диссертации методики проведены экспериментальные исследования параметров аэроупругих колебаний и динамической прочности конструкции крупномасштабной интегрированной модели гиперзвукового летательного аппарата с высокоскоростным прямоточным воздушно-реактивным двигателем. Согласованность экспериментальных результатов и результатов расчетов позволяет сделать вывод о правильности разработанных автором алгоритмов и программ, а также полученных с их помощью результатов.

Публикации. Основные результаты диссертационного исследования отражены в семи научных работах, три из которых опубликованы в изданиях, включённых в «Перечень российских рецензируемых научных журналов, в которых должны быть опубликованы основные научные результаты диссертаций на соискание учёной степени кандидата наук».

Апробация результатов работы и новых технических, проектных и научных подходов автора была проведена на ряде научных конференций и международных симпозиумов: XXXI, XXXII, XXXIV академических чтениях по космонавтике (2007, 2008, 2010гг.), первой и второй всероссийских научно-технических конференциях «Аэрокосмические технологии» (2007, 2010гг.), всероссийской научно-технической конференции молодых учёных и специалистов «Новые решения и технологии в газотурбостроении» (2010г.). Структура и объём работы

Диссертация состоит из введения, трёх глав и выводов. Работа изложена на 129 страницах, 104 рисунках, 9 таблицах, списка литературы из 65 наименований. Основные положения, выносимые на защиту:

1. Для анализа динамической прочности гиперзвукового летательного аппарата необходимо использование трёхмерных упруго-массовых и аэродинамических моделей.

2. Методика расчёта динамической прочности гиперзвукового летательного аппарата.

3. Программная реализация методики расчёта динамической прочности гиперзвукового летательного аппарата.

4. Результаты численного моделирования динамики конструкции КИМ на динамометрической платформе стенда Ц-16ВК.

5. Результаты испытаний КИМ на гиперзвуковом стенде Ц-16ВК, подтверждающие корректность разработанной методики и её программной реализации.

6. Сила тяги высокоскоростного прямоточного воздушно-реактивного двигателя может существенно снизить критическую скорость флаттера гиперзвукового летательного аппарата и привести к значительному уменьшению запаса динамической прочности ГЛА.

7. Флаттер гиперзвукового летательного аппарата может иметь продольно-поперечный характер.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ Во введении проведён обзор состояния работ в области создания гиперзвуковых летательных аппаратов и в области расчётного определения критической скорости флаттера, аргументировано использование флаттера как критерия динамической прочности ГЛА, обоснована актуальность диссертации, сформулированы цель и

задачи исследования, отмечены научная новизна и практическая значимость диссертации.

Первая глава посвящена изучению эффектов динамической аэроупругости на простейшей задаче. В качестве простейшей рассмотрена модель, состоящая из двух балок, разбитая на два участка каждая (Рис.2).

Задача решается методом сосредоточенных параметров. Простота двухбалочной задачи допускает аналитическую формулировку матриц массы [М], демпфирования [Б] и жёсткости [С]. Вектор фазовых координат задачи:

X1 ={уе,,И'г,-И'з,'Н'4,И'5,И'6,1У,1,И',2,М''з,Н''4,«''5,Н''6,М1,Иг,Из>И4,И5,И6} ,п

Результирующее уравнение динамики:

[М] {X} + [О] {Л'} + [С(И,, К2, Л)]{ X] = {0} (2)

В результате подстановки в него решения:

Х(0 = Хе» (3)

где Л=с±/ш характеристический показатель, е - коэффициент демпфирования, со - собственная частота демпфированных колебаний, получаем алгебраическую квадратичную задачу на собственные значения с действительной несимметричной матрицей:

{Х2М + Ю + С)Х = 0

Если все корни уравнения (4) находятся в левой части комплексной плоскости -потери динамической прочности не происходит, если же хотя бы один корень переходит в правую часть - возникает флаттер, что приводит к разрушению конструкции.

и, иг и, -1->

Рис.2. Двухбалочная упруго-массовая модель

Рис.3. Пластинчатая упруго-массовая модель

После построения математической модели колебаний системы в программе МАТЬАВ определяется критическая скорость флаттера, в зависимости от величины следящей силы тяги двигателя 7?, и формы колебаний системы в потоке. Задача идентификации параметров тестовой двухбалочной модели не рассматривается.

По результатам исследования двухбалочной модели можно сделать следующие выводы:

- В конструкции гиперзвукового летательного аппарата под воздействием высокоскоростного потока возникает взаимодействие продольного и поперечного тонов колебаний, наступает «продольно-поперечный» флаттер. Условиями, определяющими данный вид флаттера, являются упруго-массовые характеристики ГЛА и условия гиперзвукового обтекания.

- Увеличение следящей силы тяги высокоскоростного ПВРД приводит к существенному уменьшению критической скорости флаттера и запаса динамической прочности.

В качестве промежуточного звена между задачей о флаттере двух модельных балок и задачей о расчёте динамической прочности реальной конструкции крупномасштабной интегрированной модели «гиперзвуковой летательный аппарат + двигатель» была рассмотрена задача о колебаниях двух связанных пластин в потоке газа под действием следящей силы (Рис. 3). Целью решения тестовой задачи является подтверждение эффектов динамической аэроупругоста, выявленных при решении задачи о флаттере модельных балок, освоение методики импорта матриц масс и жёсткостей из системы конечно-элементного моделирования МЗС.Ыазйап 2007, а также модификации данных матриц в пакете МАТЬАВ.

Методически задача решается следующим образом: в системе конечно-элемнтного моделирования М8С.№зйап/Ра1гап 2007 построены две пластины, промоделированные 32-мя конечными элементами первого порядка С(^иАБ4 каждая. Матрицы масс и жёсткостей системы изымаются из среды МЗС.Ыаз^ап/РаШт, переформатируются и считываются пакетом МАТЬАВ. В пакете МАТЬАВ в матрицу жёсткостей вносятся элементы, моделирующие пружины, влияние аэроупругих и следящих сил, а также формируется матрица демпфирования системы. Этот подход апробируется здесь на пластинчатой модели. Затем он используется при полномасштабном моделировании КИМ. Передние узлы нижней пластины заделаны по всем шести степеням свободы, все остальные узлы -по координате X и углам вращения вокруг координатных осей Яу и Яг. Для каждой пластины поток направлен вдоль поверхности, перпендикулярно оси X. Задача идентификации параметров тестовой пластинчатой модели не рассматривается.

Алгоритм определения критической скорости флаттера для пластинчатой и балочной моделей одинаков. В тоже время, вектор фазовых координат пластинчатой модели имеет вид:

ХТ - {Х1>Х2-"Х5*0'У1>У2"-УЫ<1'21>22—25М>Х\ < Х'2-"Х'НО ' У I 'У 2—У 540 >2 1 2—2 540 } (5)

По результатам исследования пластинчатой модели можно сделать следующие выводы:

- В пластинчатой модели, аналогично двухбалочной, может возникнуть продольно-поперечный флаттер.

- Наличие следящей силы существенно снижает критическую скорость флаттера пластинчатой модели. При изменении узлов приложения следящей силы к колебательной системе скорость флаттера также изменяется, но в любом случае остаётся меньше чем при /г=0.

Вторая глава посвящена разработке методики расчёта динамической прочности гиперзвукового летательного аппарата и её программной реализации.

Для анализа динамической прочности летательного аппарата в сверхзвуковом потоке воздуха уравнение колебаний представляется в виде:

[Щ{д] + \рА ]«} + ([С+ [С,. ] + [С, ,.,]){,} = {0} (6)

Здесь:

[М] - матрица масс;

[0А] - матрица аэродинамического демпфирования; [Ск] - матрица конструкционной жёсткости; [Сд] - матрица аэродинамической жёсткости; [Сел] - матрица коэффициентов следящих сил; - вектор фазовых координат.

Матрицы [Од] и [Сл] описывают воздействие внешнего потока газа на упругую конструкцию летательного аппарата. Для описания воздействия сверхзвукового потока воздуха в задачах динамической аэроупругости широко используется «поршневая» теория. Согласно этой теории аэроупругие силы в точке описываются выражением:

е/ дх С')

2 рУ

у1М2~ 1

Здесь: * ~"

р - плотность воздуха; М- число Маха;

V-скорость набегающего потока;

х - координата, измеряемая вдоль вектора скорости набегающего потока; у - координата, измеряемая поперёк вектора скорости набегающего потока; бу(х,0

—--местный угол атаки.

дх

Член к обозначает аэродинамическое демпфирование и входит в матрицу

8Г

д\'(х 1)

[Бд], а член кУ ' - аэродинамическую жёсткость и входит в матрицу [Сд]

дх

уравнения (6).

Известно, что «поршневая» теория в задачах аэроупругости даёт корректные результаты при величинах числа Маха 2<М<3. При М>3 формула (7) останется без изменений, однако коэффициент к потребует коррекции. В данной диссертации было принято решение использовать для определения коэффициента к формулу:

к{х,у,2) = (р(х,у,2)-р„)1{У-а) где величина давления р(х,у,г) определяется по результатам стационарного аэродинамического расчёта ГЛА в среде А^УБ/Пиет, а составляющая местного угла атаки а - формой летательного аппарата.

Для задач анализа колебаний конструкции летательного аппарата хорошо себя зарекомендовал пакет конечно-элементного моделирования МВС.'Ыазйгап. Благодаря стандартным алгоритмам препроцессора М8С.Ра1гап, распределение коэффициентов давления по поверхности преобразовывается в значения в соответствующих узлах конечно-элементной сетки. Следящую силу тяги высокоскоростного ПВРД также удобно представить как совокупность нагрузок в узлах конечно-элементной сетки. Однако, интерфейс системы М8С.Ыа51гап не позволяет использовать эти данные для

составления матриц [СЛ], |РА] и [ССл]- Поэтому, во входной файл системы МЗСЛ^аБйап вручную прописываются команды на внутреннем языке программирования ЭМАР. В результате после окончания расчёта вместе с сопутствующими файлами система экспортирует матрицы масс и жёсткостей, столбец следящих сил, а также столбец значений коэффициента записанные в файлы формата *.Ш.

Программным пакетом, позволяющим провести интеграцию расчётной модели, является язык математических вычислений МАТЬАВ. В нём, после импортирования составленных системой МЗС.Ыаз^ап матриц массы и жёсткости производится формирование матриц [СА], |РА], [ССл] и уравнения (6). Вслед за этим производится решение задачи на собственные значения, определение критической скорости флаттера и делается вывод о динамической прочности конструкции летательного аппарата в гиперзвуковом потоке газа.

Расчётное определение распределения давления р по поверхности аппарата

Расчётное определение распределения коэффициента давления к

О

k(x,y,z) =

p{x,y,Z) - poo

t>

Построение конечноэлементнои модели конструкции

Формулировка матриц [М] и [С«]

Формулировка столбца значений коэффициента к в узлах конечноэлементнои сетки

Формулировка столбца значений следящей силы в узлах конечноэлементной

Формулировка матриц [Da], [Са] и [Сел] , Jyfx.t) _

t>

„ J

■([Си]. (С {}

на собств ской скор

MW+MqJ+HPO* [Са]. [См j){q>=0

Решение задачи на собственные значения Расчёт критической скорости флаттера

Анализ динамической прочности конструкции Визуализация результатов

А№¥5/Ниеп1: ;..............№С.№&ап :

Рис.4. Алгоритм программной реализации методики по анализу динамической прочности гиперзвукового летательного аппарата

Для верификации разработанной методики было проведёно сравнение экспериментальных и расчётных критических скоростей флаттера пластин в сверхзвуковом потоке газа. Экспериментальные данные были получены Г.Н.Микишевым. При продувке пластины доводились до разрушения.

В доступной литературе не удалось обнаружить результатов экспериментальных исследований динамической прочности конструкции при числах М>3. В то же время, предложенная методика применима при скоростях 1,3<М<3. Поэтому экспериментальные данные, полученные Г.Н.Микишевым, были использованы для верификации предлагаемой расчётной методики.

В диссертации был проведён расчёт критической скорости флаттера дюралюминиевых пластин размером 300x300мм, толщиной 1.1, 1.18, 1.3мм. Граничные условия - жёсткое защемление по контуру. Давление, плотность и температура невозмущённого потока соответствуют параметрам на уровне моря. В системе MSC.Nastran были построены упруго-массовые модели конструкции пластин, в пакете ANSYS/Fluent проведено определение стационарных

аэродинамических характеристик, в пакете МАТЬАВ формирование уравнения (6), решение задачи по определению критической скорости флаттера и вывод о динамической прочности пластин в гиперзвуковом потоке газа.

На Рис. 5, точками обозначены экспериментальные значения критической скорости флаттера, полученные Г.Н.Микишевым, а звёздочками - точки, полученные по результатам расчёта (здесь: И - толщина пластины, а - длина ребра, М - число Маха потока). Как видно из приведённого сравнения, значения, полученные расчётным путём, хорошо согласуются с экспериментальными данными, что подтверждает достоверность разработанной расчётной методики.

й.юз

а

3.75

2.50

ш 4

н

'1.0 2.0 3.0

Рис.5. Сравнение экспериментальных и расчётных значений критической скорости флаттера пластины

Третья глава посвящена расчётно-экспериментальному определению параметров динамической прочности крупномасштабной интегрированной модели «гиперзвуковой летательный аппарат + двигатель» при огневых испытаниях на стенде Ц-16ВК.

Аэродинамический стенд Ц-16ВК предназначен для моделирования условий гиперзвукового полёта на скорости М=6 и высоте Н«30000м. Для воспроизведения полной температуры воздуха или полной удельной энтальпии используется огневой подогреватель (ОП) воздуха высокого давления (ВВД). Общая схема проточного тракта стенда с линией эксгаустерной системы обеспечения высотных условий в рабочей части стенда и отсоса продуктов сгорания во время испытания показана на Рис. 6. На данный момент стенд Ц-16ВК и стенд в НИЦ им. Ленгли (США) являются единственными в мире, на которых функционирует современная технология высотных испытаний гиперзвуковых летательных аппаратов с высокоскоростными ПВРД.

ВВД Восппамопиголи Вставка Кормозои диффузор Компенсатор Холодильник

Рис. 6. Общий вид проточного тракта стенда Ц-16ВК

Крупномасштабная интегрированная модель «гиперзвуковой летательный аппарат + двигатель» устанавливается на стенде Ц-16ВК на специальной динамометрической платформе (ДМП), которая в свою очередь крепится к барокамере стенда на гибких лентах (Рис. 7). Поэтому для корректного моделирования динамики конструкции КИМ необходимо учитывать влияние стендовой оснастки. Перед построением конечно-элементной модели динамометрической платформы в системе МЗС.ЫавТхап были проведены экспериментальные исследования по определению свободных частот колебаний ДМП. Для этого использовался широко распространённый в практических приложениях метод ударного воздействия. Выбор такого способа испытаний рекомендован для сложных динамических механических систем, испытания которых необходимо провести в течение короткого отрезка времени в условиях приближенных к реальным условиям эксплуатации объекта. Удар вызывает свободные затухающие колебания, по результатам анализа которых можно определять частоты свободных колебаний и получить представление о демпфирующих свойствах системы.

Рис. 7.Схема установки КИМ на динамометрической платформе стенда Ц-16ВК

При проведении испытаний динамометрической платформы удары наносились в параллельном и перпендикулярном направлениях относительно продольной оси ДМП. Виброускорения регистрировались двумя однокомпонентными датчиками ABC 134-06, размещёнными на переднем левом крае динамометрической платформы в направлениях параллельном и перпендикулярном её общей продольной оси. Сигналы с датчиков ABC 134-06 поступали на усилитель NEXUS модель 2692-0S4 фирмы «Brüel & Kjasr», а затем на каналы регистратора-анализатора MIC-300M НПП «Мера».

После проведения ударных испытаний, в системе MSC.Nastran была построена конечно-элементная модель динамометрической платформы стенда Ц-16ВК. Расхождение частот колебаний, определённых расчётным и экспериментальным методом, по первым трём тонам не превысило 4%.

Затем в системе МЗСШаБ^ап была построена конечно-элементная модель КИМ, установленной на динамометрической платформе стенда Ц-16ВК (Рис. 8).

После проведения расчётов частот и форм колебаний КИМ в системе МБС.Казйап, были проведены экспериментальные исследования по определению частот свободных колебаний КИМ на динамометрической платформе стенда Ц-16ВК. Общий порядок экспериментов описан выше, но по одному кадру (совокупности мест установки датчиков вибрации АВС134-06 и приложения ударного возбуждения) невозможно судить об общем частотном отклике конструкции. Поэтому для верификации частоты свободных колебаний по какому либо тону использовался кадр, в котором ударное возбуждение и установка датчиков максимально соответствовали данной форме колебаний. На Рис. 9 и 10 приведены реализация отклика на ударное воздействие и частоты свободных затухающих колебаний, полученные в программе \VinPos.

Рис. 8. Результирующая конечно-элементная модель КИМ на динамометрической платформе стенда Ц-16ВК

Рис.9. Кадр 24, датчик №4. Реализация отклика на ударное воздействие

на ударное воздействие

При анализе результатов эксперимента были выявлены частоты колебаний конструкции, отсутствующие в конечно-элементной модели КИМ. Дополнительные ударные испытания конструкции стенда Ц-16ВК показывают, что частота 6,8Гц является частотой собственных колебаний барокамеры. Конечно-элементное моделирование топливной магистрали КИМ позволяет предположить, что частоты 24,93Гц и 29,5Гц соответствует собственным колебаниям пакета дренажных трубок с дросселем и топливоподводом. Отсутствие в экспериментальных данных частоты 41,8Гц объясняется несовершенством методики ударных испытаний. В процессе огневых испытаний барокамера стенда Ц-16ВК и топливная магистраль экспериментального двигателя не обдуваются гиперзвуковым потоком воздуха. Поэтому принято допущение, что колебания данных элементов конструкции не оказывают влияния на критическую скорость флаттера КИМ.

Таблица 1.

Сравнение экспериментально определённых и расчётных частот собственных колебаний КИМ

Экспериментальная величина, Гц Расчётная величина, Гц Расхождение, %

1 6,8 - -

2 10,3 10,6 2,8

3 16,27 16,3 0,2

4 22,87 21,4 6,4

5 24,93 - -

6 29,5 - -

7 33,54 33,9 1,1

8 37,70 40,1 6

9 - 41,8 -

10 42,43 42,1 0,8

В целом, как видно из таблицы 1, построенная в диссертации конечно-элементная модель корректно моделирует динамику конструкции КИМ и может быть использована для анализа динамической прочности изделия и расчёта критической скорости флаттера.

После построения упруго-массовой модели КИМ в системе МБС.КаэЦ'ап по разработанной в данной диссертации методике (см. Рис. 4) был проведён расчёт динамических аэроупругих характеристик конструкции крупномасштабной интегрированной модели «гиперзвуковой летательный аппарат + двигатель» при огневых испытаниях на стенде Ц-16ВК. В качестве исходных данных было принято: скорость потока М=6, скоростной напор q=17кПa, сила тяги экспериментального двигателя Я=4000Н. Результаты расчёта представлены на Рис. 11.

Как видно из Рис. 11 все корни характеристического уравнения находятся в левой половине комплексной плоскости, следовательно при огневых испытаниях КИМ на стенде Ц-16ВК флаттер не возникнет. Критерий динамической прочности выполнен.

Рис. 11. Собственные значения характеристического показателя первых десяти тонов аэроупругих колебаний КИМ на комплексной плоскости

Для дополнительного исследования динамической прочности конструкции КИМ в гиперзвуковом потоке газа при приложении следящей силы расчётная модель была несколько изменена. Скоростной напор был увеличен до я=110кПа. Величина коэффициента давления, приложенная к стабилизаторам модели, была увеличена в пять раз. Сила тяги экспериментального двигателя варьировалась от Я=0Н до К=30000Н.

Таблица 2.

Расчётная зависимость критической скорости флаттера от тяги экспериментального высокоскоростного ПВРД при q=l ЮкПа

II 0 1250 2500 3750 5000 7500 10000 15000 20000 25000 30000

Укр 2-3 1872 1868 1865 1864 1864 1870 1876 1893 1910 1927 1945

6-7 1995 1988 1980 1973 1965 1948 1929 1885 1830 1756 1657

Как видно из представленных данных, наличие следящей силы тяги двигателя не только влияет на критическую скорость, но и может поменять характер флаттера. При малых значениях Л критическая скорость изгибно-крутильного флаттера по второму и третьему тону сначала убывает, а потом начинает возрастать. Одновременно, критическая скорость флаттера по шестому и седьмому тонам монотонно убывает при всех расчётных значениях тяги экспериментального двигателя и при Я^ЗОООН изгибно-крутильный флаттер КИМ на стендовом пилоне заменяется связанным продольно-поперечным флаттером КИМ и динамометрической платформы.

Это связано с тем, что номера парно взаимодействующих степеней свободы, и соответственно, характер флаттера, зависят от места и величины приложения нагрузки. Аэроупругие силы и сила тяги двигателя распределены по КИМ таким образом, что при малых величинах Я наблюдается изгибно-крутильный флаттер конструкции на стендовом пилоне, а при больших - продольно-поперечный флаттер КИМ на динамометрической платформе.

В мае-июне 2011 года в НИЦ ЦИАМ им. П.И.Баранова на аэродинамическом стенде Ц-16ВК были проведены огневые испытания крупномасштабной интегрированной модели «гиперзвуковой летательный аппарат + двигатель» (Рис. 12). В процессе огневых испытаний конструкция КИМ подвергается воздействию широкополосного шума струи воздуха из сопла стенда и пульсаций давления в тракте высокоскоростного ВРД, что вызывает механические колебания конструкции КИМ. Анализ частот колебаний конструкции во время стендовых испытаний позволяет судить о динамических аэроупругих характеристиках КИМ.

Рис.12. Огневые испытания КИМ на стенде Ц-16ВК

Перед испытаниями на КИМ был установлен трёхкомпонентный датчик вибрации 356А25 фирмы РвВ Р^егойошсэ (США) со встроенными усилителями напряжения. Рабочий диапазоном частот датчика 0.5+6500Гц. Сигналы с датчика поступали на регистратор-анализатор М1С-300М НПП «Мера», на котором в темпе эксперимента осуществлялись измерения и экспресс-анализ замеров. После испытаний обработка зарегистрированных экспериментальных данных осуществлялась пакетом \VinnOC разработки НПП «Мера».

Спектральный анализ сигнала проводился с разрешением по частоте 0,82Гц. Это связано с тем, что параллельно с анализом динамических аэроупругих характеристик КИМ проводился корреляционный анализ пульсаций давления в камере сгорания высокоскоростного ПВРД и колебаний конструкции КИМ.

Анализ Рис. 11 и Рис. 13 показывает, что определённые с помощью расчёта по разработанной в данной диссертации методике частоты колебаний КИМ в гиперзвуковом потоке с учётом погрешности обработки экспериментальных данных хорошо совпадают с экспериментально определёнными частотами колебаний КИМ при огневых испытаниях на стенде Ц-16ВК.

на

/\

и \ --

'I 1 ~ гг

Рис. 13. Частоты колебаний КИМ в процессе огневых испытаний

Исключение составляет первая форма колебаний КИМ - при расчёте динамических аэроупругих характеристик её частота была определена как 10,5±0,1Гц, а при огневых продувках ей соответствует частота 9,06+0,41 Гц. Однако, снижение первой частоты колебаний крупномасштабной интегрированной модели «гиперзвуковой летательный аппарат + двигатель» вызвано не действием аэроупругих сил, а нагревом конструкции динамометрической платформы стенда Ц-16ВК. Также следует отметить, что в процессе огневых испытаний крупномасштабной интегрированной модели «гиперзвуковой летательный аппарат + двигатель» на стенде Ц-16ВК потери динамической прочности КИМ не произошло.

Исходя из вышеперечисленного, можно сделать вывод, что результаты полученные с помощью разработанной в диссертации методики расчёта динамической прочности гиперзвукового летательного аппарата и её программной реализации показывают хорошую сходимость с экспериментальными данными, что позволяет использовать данную методику при создании перспективных ГЛА.

ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ И РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТЫ:

1. Разработана методика расчёта динамической прочности гиперзвуковых летательных аппаратов и конструкций обтекаемых гиперзвуковым потоком воздуха. В качестве критерия динамической прочности выбрано отсутствие флаттера. Методика использует трёхмерные аэродинамические и упруго-массовые модели, что позволяет учесть особенности конструкции ГЛА.

2. Разработана программная реализация методики расчёта динамической прочности ГЛА.

3. Проведены экспериментальные исследования динамических аэроупругих характеристик конструкции в гиперзвуковом потоке газа - огневые испытания крупномасштабной интегрированной модели «гиперзвуковой летательный аппарат + двигатель» на стенде Ц-16ВК. Параметры гиперзвукового потока:

скорость Маха М=6, скоростной напор 17кПа. Показано хорошее совпадение расчётных и экспериментальных значений динамических аэроупругих характеристик конструкции. Потери динамической прочности изделия в процессе огневых испытаний не наблюдалось.

4. Следящая сила тяги высокоскоростного ПВРД существенно влияет на критическую скорость и характер флаттера гиперзвукового летательного аппарата. Таким образом, следящие силы необходимо учитывать при анализе динамической прочности ГЛА.

5. В конструкции гиперзвукового летательного аппарата может возникнуть продольно-поперечный флаттер. Это предопределяет использование трёхмерных аэродинамических и упруго-массовых моделей при расчёте критической скорости флаттера ГЛА.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ ДИССЕРТАЦИИ ОПУБЛИКОВАНЫ В РАБОТАХ

1. Аринчев C.B., Мензульский С.Ю. Колебания гиперзвукового летательного аппарата внутри области динамической устойчивости // Вестник МГТУ им. Н.Э.Баумана. Сер. Машиностроение, 2010. №2. С.47-58.

2. Ватрухин Ю.М., Мензульский С.Ю., Никопоренко A.B., Определение аэроупругих характеристик гиперзвукового летательного аппарата с точки зрения безопасности авиаперевозок // Специальная техника, 2010. №4. С.41-46.

3. Мензульский С.Ю. Методика расчёта динамических аэроупругих характеристик конструкции, обтекаемой гиперзвуковым потоком воздуха // Известия высших учебных заведений. Сер. Машиностроение, 2011. №2. С. 16-22.

4. Определение вибрационно-пульсационных характеристик крупномасштабной интегрированной модели «двигатель-фюзеляж» при испытаниях на стенде Ц-16ВК НИЦ ЦИАМ / В.Ю.Александров [и др.] // Основные результаты научно-технической деятельности ЦИАМ (2009-2010гг.). М., 2010. С. 130-131.

5. Семёнов В.Л., Мензульский С.Ю. Бортовая система измерения силы тяги от блока камеры сгорания экспериментального высокоскоростного ВРД // Актуальные проблемы российской космонавтики: Материалы XXXI академических чтений по космонавтике. Москва. 2007. С. 372.

6. Разработка устройства для измерения усилия, создаваемого высокоскоростным прямоточным ВРД-демонстратором при стендовых и лётных испытаниях / В.Л. Семёнов [и др.] // Актуальные проблемы российской космонавтики: Материалы XXXII академических чтений по космонавтике. Москва. 2008. С. 399.

7. Мензульский С.Ю. Динамика конструкции стендовой интегрированной модели «двигатель - летательный аппарат» в условиях гиперзвукового обтекания // Актуальные проблемы российской космонавтики: Материалы XXXIV академических чтений по космонавтике. Москва. 2010. С. 51-52.

Подписано к печати 10.11.11. Заказ №>766 Объем 1,0 печ.л. Тираж 100 экз. Типография МГТУ им. Н.Э. Баумана 105005, Москва, 2-я Бауманская ул., д.5 (499) 263-62-01

Список сокращений

Введение

Глава 1. Балочная и пластинчатая модели гиперзвукового 25 летательного аппарата для анализа влияния следящей силы тяги двигателя на динамическую прочность конструкции

1.1. Балочная модель

1.1.1. Построение балочной упругой динамической модели

1.1.2. Продольно-поперечный характер флаттера балочной 34 модели

1.1.3.Влияние следящей силы на динамическую прочность 36 балочной модели

1.2.Пластинчатая модель

1.2.1. Построение пластинчатой упругой динамической модели

1.2.2. Продольно-поперечный характер флаттера пластинчатой 46 модели

1.2.3. Влияние следящей силы тяги двигателя на динамическую 48 прочность пластинчатой модели

Глава 2. Методика расчёта динамической прочности конструкции, 51 обтекаемой гиперзвуковым потоком воздуха

2.1. Описание методики

2.2.Программная реализация методики расчёта динамической 58 прочности гиперзвукового летательного аппарата

2.3.Верификация расчётных и экспериментальных критериев 64 динамической прочности конструкции

Глава 3. Расчётно-экспериментальные исследования динамики 70 конструкции крупномасштабной интегрированной модели «гиперзвуковой летательный аппарат + двигатель»

3.1.Крупномасштабная интегрированная модель «гиперзвуковой 70 летательный аппарат + двигатель»

3.2.Гиперзвуковой аэродинамический стенд Ц-16ВК

3.3.Построение конечноэлементной модели КИМ

3.3.1. Расчётно-экспериментальные исследования динамики 80 конструкции оснастки

3.3.2. Особенности конечно-элементного моделирования 90 высокоскоростного ПВРД в среде М8С.Ыа5ггап

3.3.3. Построение и верификация упруго-массовой модели КИМ

3.4.Расчётно-экспериментальные исследования динамических 104 аэроупругих характеристик КИМ

3.4.1. Расчёт критической скорости флаттера КИМ

3.4.2. Влияние тяги двигателя на динамическую прочность КИМ

3.4.3. Экспериментальные исследования динамических 117 аэроупругих характеристик КИМ

Выводы

В настоящее время в мире быстро нарастает интерес к освоению активных гиперзвуковых полётов в атмосфере. Главная проблема в решении этой задачи - создание двигателей, имеющих в несколько раз лучшую экономичность, чем ракетные двигатели. Согласно оценкам, высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель для гиперзвуковых скоростей полета (число Маха М>5), представляется как наиболее экономичный для силовых установок перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов различных классов [1].

Исследования в данной области проводятся параллельно в России, США, Франции, Германии, Японии, Китае, Индии и др., начиная с момента изобретения в 1957 году в СССР [2] профессором Е.С. Щетинковым гиперзвукового прямоточного ВРД. Независимо от Е.С. Щетинкова, А.Ферри в США также выдвинул идею гиперзвукового ПВРД с горением в сверхзвуковом потоке [3]. Первые публикации о ГПВРД в США и Франции датируются 1958г. [4,5].

В США первый ГПВРД для летных испытаний с целью демонстрации тягово-экономических характеристик в реальных условиях гиперзвукового полета был создан по программе Hypersonic Research Engine, открытой в 1964г [6]. Этот двигатель имел осесимметричную конфигурацию -воздухозаборник с профилированным центральным телом, кольцевую камеру сгорания, осесимметричное сопло. В качестве топлива рассматривался жидкий водород. Летные испытания этого двигателя планировалось проводить на ракетном самолете Х-15 при числах Маха полета М«6. Из-за отказа системы подачи жидкого водорода в камеру сгорания HRE в первом полете и аварии самолета Х-15 во втором полете, программа летных испытаний была закрыта. Тем не менее, модели двигателя Hypersonic учеными [12] для изучения рабочего процесса в модельных камерах сгорания высокоскоростных прямоточных ВРД при гиперзвуковых скоростях полета. К настоящему времени в США проведены летные испытания демонстраторов гиперзвуковых воздушно-реактивных двигателей в интеграции с экспериментальными гиперзвуковыми летательными аппаратами: Х-43А [13], HyFly [14], FFV - уменьшенная в 2 раза модель HyFly, Х-51А [15].

Аналогичные проекты интегрированных гиперзвуковых демонстраторов для проведения автономных летных испытаний высокоскоростных прямоточных ВРД прорабатываются в России (ГЛЛ «ИГЛА», ГЛЛ-АП) [16,17], Франции (LEA) [18], Индии (HSTDV) [19], Китае [20] и других странах, но пока не доведены до летных испытаний.

Перед проведением лётных испытаний гиперзвуковой летающей лаборатории сперва проводится отработка принятых научно-технических решений при продувках стендовых моделей ГЛА в аэродинамических трубах. При выполнении ряда научно-исследовательских работ группой институтов во главе с Центральным институтом авиационного моторостроения проводится комплекс исследований по разработке интегрированных силовых установок для гиперзвуковых транспортных систем [21]. В основе НИР лежат фундаментальные численные и экспериментальные исследования физико-химических процессов, реализующихся в проточном тракте высокоскоростного прямоточного ВРД, а также технологии, обеспечивающие создание высокоскоростных прямоточных ВРД. Изучаются различные конфигурации проточного тракта демонстрационных высокоскоростных прямоточных ВРД, интегрированных с экспериментальными гиперзвуковыми летательными аппаратами. Разработанные стендовые интегрированные модели «гиперзвуковой летательный аппарат + двигатель» неоднократно экспонировалась на международных выставках (Рис.2).

Последнее требование объясняется тем, что при недостаточной прочности конструкции КИМ во время продувки может произойти не только срыв одного испытания, но и разрушение экспериментального объекта, а также весьма дорогостоящих элементов гиперзвукового стенда Ц-16ВК. В то же время, расчёт статической прочности и вибропрочности конструкции крупномасштабной интегрированной модели «гиперзвуковой летающий аппарат + двигатель» облегчается отсутствием требований к высокому массовому совершенству изделия. Поэтому для этих целей был использован распространённый пакет конечно-элементного моделирования М8С.№з1:гап. Основной проблемой при расчёте прочностных характеристик КИМ стало определение параметров динамической прочности под действием аэроупругих сил. В данном случае оптимальным критерием динамической прочности является отсутствие флаттера.

Расчёт критической скорости флаттера - неотъемлемый этап разработки летательного аппарата или сложной стендовой модели. Существует множество работ, посвящённых определению динамических аэроупругих характеристик всех типов летательных аппаратов: планеров [22,23], легкомоторной авиации [24,25], крылатых ракет [26], вертолётов [27], истребителей [28,29], бомбардировщиков [30], транспортных и пассажирских самолётов [31], ракет-носителей [32], экранопланов [33]. Проводились испытания пилотируемых [34] и беспилотных [35] летательных аппаратов, специально созданных для исследования флаттера. Это связано с тем, что возникновение флаттера чаще всего приводит к полному разрушению конструкции летательного аппарата (см. Рис.3 и Рис.4). Одновременно в большинстве работ отсутствие флаттера является критерием динамической прочности конструкции.

Рис.3. Разрушение экспериментального сверхзвукового БПЛА в результате флаттера крыла [35]

Рис.4. Катастрофа Р-117 в результате флаттера [35]

Однако, при проведении обзора литературы не было найдено описания методики расчёта критической скорости флаттера для конструкции, обтекаемой гиперзвуковым потоком воздуха. Также в доступных источниках не обнаружено и описания экспериментов на флаттер в гиперзвуковом потоке воздуха. Таким образом целью данной диссертации являются разработка методики расчёта динамической прочности ГЛА, использующей флаттер в качестве критерия динамической прочности, и расчётно-экспериментальные исследования динамических аэроупругих характеристик крупномасштабной интегрированной модели «гиперзвуковой летательный аппарат + двигатель».

При разработке методики расчёта динамической прочности необходимо учитывать такие отличительные черты ГЛА как сравнительно малое удлинение конструкции, обтекание гиперзвуковым потоком воздуха, высокая степень интеграции высокоскоростного ВРД с фюзеляжем летательного аппарата, низкая жесткость крепления двигателя к фюзеляжу, высокий скоростной напор, достигающий 120кПа.

Традиционно при решении задачи расчёта критической скорости флаттера принимается гипотеза «базовой плоскости» [36,37]. При этом вся упругая динамическая модель аппарата, как правило, сводится в одну расчетную плоскость. Аэродинамические нагрузки перпендикулярны базовой плоскости. При этом учитываются лишь поперечные колебания, перпендикулярные продольной оси аппарата. Для ГЛА этот подход неприменим: его элементы могут быть произвольно ориентированы в пространстве (см. Рис.5). Различные элементы конструкции могут совершать малые колебания в различных направлениях. Кроме поперечных колебаний возникают и продольные колебания соизмеримой амплитуды. Возникает проблема анализа связанных продольно-поперечных форм колебаний аппарата в потоке. Поэтому при расчёте аэроупругих колебаний гиперзвуковых летательных аппаратов необходимо использование трёхмерных упруго-массовых и аэродинамических моделей. х-зз

Twn Vert cal Tails

Port M»i/taw

X-34 ic

-4065—J -7.239

-9.093--hi

-10.235

-11.S464

-12695

BodyRap-,

Strate Fuselage TranaSon

I—3048-j

JÎ227 Г frnL

Рис. 5. Общие виды американских ГЛА Х-ЗЗ и Х-34

Сравнительный анализ используемых моделей аэродинамического нагружения в задачах сверх- и гиперзвуковой аэроупругости дан в обзоре [38]. Это известная «поршневая» модель, модель Ван-Дайка 2-го порядка, модель Ньютона, модели, учитывающие трение и скачки уплотнения в потоке и другие. В обзоре показано, что для малых колебаний обтекаемой сверхзвуковым потоком панели аэродинамическое давление в точке в задаче аэроупругости можно считать пропорциональным местному эффективному углу атаки. Например, согласно «поршневой» теории давление в точке описывается выражением:

Ap(x,t) = к dy(x,t) vdy(x,t)л dt дх О

Здесь: * = ^ (2) р - плотность воздуха; М - число Маха;

V - скорость набегающего потока; х - координата, измеряемая вдоль вектора скорости набегающего потока; у — координата, измеряемая поперёк вектора скорости набегающего потока;

- составляющая местного угла атаки, обусловленная поворотом дх расчётного сечения.

При этом расчёты аэроупругих характеристик конструкции по «поршневой» теории проводятся с применением гипотезы квазистационарности [39,40], суть которой заключается в допущении, что коэффициент к не зависит от малых деформаций конструкции. Однако, использование «поршневой» теории для определения критической скорости флаттера даёт корректные результаты лишь при величинах числа Маха 2<М<3.

В работе [41] в качестве аэродинамического оператора была предложена модифицированная поршневая теория для расчётов аэроупругих характеристик летательного аппарата при 1,2<М<2. Суть данного метода заключалась в том, что в уравнении (1) коэффициент к определялся исходя из результатов продувок стендовых моделей изделия по формуле: к = Ар(х)/ V ду(х)

V дх у

3)

Модифицированная поршневая теория показала свою адекватность и хорошее совпадение расчётных аэроупругих характеристик с экспериментальными. В диссертации предложен способ адаптации данного подхода для гиперзвуковых скоростей потока. В отличие от имеющихся работ распределение давления по аппарату определяется расчётным методом до продувки КИМ. Также проведены расчёты показывающие корректность гипотезы квазистационарности и линейность зависимости аэроупругой силы в точке от местного угла атаки для гиперзвуковых скоростей полёта.

Высокоскоростной ПВРД обладает размерами, соизмеримыми с габаритами летательного аппарата и по сути является частью конструкции ГЛА [42]. Давление (и, соответственно, динамические аэроупругие силы) в сопле и камере сгорания высокоскоростного ПВРД в сотни раз превышает давление на внешней поверхности летательного аппарата [43,44]. Расчёт критической скорости флаттера конструкции, обтекаемой трансзвуковым потоком воздуха является крайне сложной задачей [45,46]. Одновременно расчёт аэроупругого поведения собственно двигателя имеет малую практическую ценность, так как благодаря высокой жёсткости камеры сгорания возникновение флаттера маловероятно. Однако аэроупругие колебания высокоскоростного ПВРД необходимо учитывать для аэроупругого анализа конструкции всего гиперзвукового летательного аппарата. В этой ситуации удобным является представление тяги ПВРД как следящей силы, приложенной к камере сгорания и соплу. В настоящее время устойчивость конструкции под влиянием следящих сил изучена достаточно подробно. Детально эта задача рассмотрена в [47] и [48]. Следует отметить, что хотя и динамические аэроупругие нагрузки и следящие силы могут привести к разрушению конструкции, в доступной литературе не было обнаружено работ, посвящённых влиянию следящей силы тяги двигателя на скорость флаттера летательного аппарата. В тоже время этот вопрос требует исследования во избежание разрушения КИМ и оснастки при продольно-поперечных колебаниях во время огневых испытаниях на стенде Ц-16ВК.

Современная расчётная методика требует соответствующей программной реализации. При составлении данной реализации доступно два пути: адаптация существующей расчётной программы или создание специальной реализации с максимальным использованием возможностей коммерческих пакетов.

Был проведён анализ комплекса программ по расчёту критической скорости флаттера летательных аппаратов, разработанных Центральным Аэрогидродинамическим Институтом им. Н.Е.Жуковского совместно с предприятием ОАО «НПО Машиностроения» [49, 50] (г. Реутов Московской Области), а также коммерческих пакетов фирм MSC.Sofware, ANSYS и ESI.

В основу программ, разработанных ФГУП «ЦАГИ» и ОАО «НПО Машиностроения» был заложен следующий алгоритм. Летательный аппарат представляется как система, состоящая из конечного числа взаимно-связанных упругих элементов: несущих поверхностей, корпуса, органов управления, оперения, подвесок топливных баков и т.п. Крупные элементы конструкции, которые могут иметь достаточно сложную упруго-массовую структуру, соединяются между собой с помощью сосредоточенных упругих связей, передающих как усилия, так и моменты. В этом случае могут определяться динамические характеристики ЛА сложной схемы, но при условии, что все составные части лежат в одной плоскости, или могут быть сведены к одной плоскости без существенных потерь в представлении их динамических характеристик. В случае, если составные части конструкции не представляется возможным свести к одной плоскости, предлагается, с одной стороны, использовать метод объединения отдельных крупных элементов конструкции при помощи сосредоточенных связей, и, с другой стороны, применять известный в строительной механике способ жёсткого соединения общих степеней свободы упругих тел (Рис.6). Таким образом, упругая конструкция сводится не к одной, а к нескольким базовым плоскостям и может рассматриваться как плоско-пространственная.

M] {q} + [DA]{q} + [CA] {q} + [С K ] {q} = {0} (4)

Здесь:

M] - матрица масс;

Da] - матрица аэродинамического демпфирования; [Ск] - матрица конструкционной жёсткости; [СА] - матрица аэродинамической жёсткости. {q} - столбец обобщённых координат.

За прошедшее время данный комплекс программ хорошо зарекомендовал себя при решении задач динамической прочности дозвуковых и сверхзвуковых летательных аппаратов. Однако, базовые допущения, заложенные в этот комплекс, не позволяют применять его для расчёта критической скорости флаттера гиперзвукового летательного аппарата. Несмотря на то, что в приведённом алгоритме допускается коррекция матриц [Da] и [Са] по результатам продувок, для расчёта аэроупругих колебаний ГЛА необходимо использование трёхмерных упруго-массовых моделей, что показано в данной диссертации.

Известная программа MSC.FlightLoads, разработанная фирмой MSC.Software, предназначена для решения следующих задач [51]:

1. Проблема исследования статического аэроупругого отклика летательного аппарата.

2. Проблема исследований аэроупругой динамической устойчивости и обеспечение безопасности от флаттера.

3. Проблема исследования отклика упругого летательного аппарата в потоке, а также обеспечение устойчивости колебаний летательного аппарата совместно с его системой управления. Для анализа отклика конструкции на внешнее воздействие используется приведение задачи к обобщенным координатам, определяемым в процессе вибрационного анализа.

Для решения задачи динамической устойчивости летательного аппарата пакет MSC.FlightLoads может использовать как решение задачи на собственные значения (аналогично комплексу программ ОАО «НПО Машиностроения»), так и решать связанную задачу колебаний упругой конструкции в потоке газа, благодаря простоте используемых моделей аэродинамического воздействия.

Связанное уравнение динамики имеет вид:

M] {q} + [D] {q} + [С] {q} = {A(t)} + {p(t)} (5)

Здесь:

M] - матрица масс системы;

D] - матрица демпфирования системы;

С] - матрица жёсткости системы;

A(t)} - столбец аэродинамических нагрузок; p(t)} - столбец внешних нагрузок; q} - столбец обобщённых координат.

В пакете MSC.FlightLoads используются следующие стандартные методы описания аэродинамического воздействия:

- Метод дипольных решеток для дозвуковых задач.

- Метод гармонического градиента (Zona51) для сверхзвуковых задач. Метод Zona51 может быть использован для расчета аэроупругости несущих поверхностей в сверхзвуковом потоке. Основные допущения метода:

- Используется линейная аэродинамическая теория.

- Каждая несущая поверхность делится на малые трапецеидальные элементы (панели).

- Панели располагаются в форме ленты, параллельной направлению скорости свободного потока.

- Линии перегиба и шарнирные линии необходимо располагать на границе панелей.

- Опция симметрии необходима для уменьшения размерности задачи.

Таким образом, метод Zona51 применим для скоростей потока 1,2<М<3, для задач, допускающих моделирование потока двухмерными аэродинамическими методиками и для конструкций, сводимых к одной базовой плоскости. Следует отметить, что специализированная версия пакета MSC.FlightLoads для фирмы Boeing включает в себя трёхмерную линейную аэродинамическую модель. Однако имеющаяся информация [52] позволяет сделать вывод, что данная модель ограничена максимальной скоростью потока М=4^5. В результате пакет MSC.FlightLoads также не удовлетворяет требованиям, предъявляемым к задаче определения критической скорости флаттера летательных аппаратов и стендовых моделей в гиперзвуковом потоке.

Программные пакеты фирм ESI и ANSYS не предназначены для решения задач аэроупругости в квазистационарной постановке [53,54].

В результате анализа вышеуказанных коммерческих пакетов программ в диссертации принято, что оптимальным подходом является создание собственной реализации методики расчёта динамической прочности ГЛА с максимальным использованием возможностей коммерческих пакетов. Исходя из вышеперечисленного, методика должна быть основана на решении задачи определения критической скорости флаттера в трёхмерной квазистационарной постановке. Для построения и верификации упруго-массовой модели конструкции была выбрана широко распространённая и хорошо зарекомендовавшая себя система конечно-элементного моделирования MSC.Nastran. Численное моделирование параметров гиперзвукового потока удобно проводить в среде ANSYS/Fluent. Этот пакет представляет собой программную реализацию процедуры численного интегрирования уравнений газовой динамики методом конечных объемов.

В главе 2 описана методика расчёта динамической прочности гиперзвуковых летательных аппаратов. Выполнена верификация данной методики путём сравнения с результатами экспериментальных исследований флаттера пластин.

В главе 3 представлены расчётные и экспериментальные исследования динамики конструкции крупномасштабной интегрированной модели «гиперзвуковой летательный аппарат + двигатель». Проведены расчёты по определению критической скорости флаттера КИМ и влиянию следящей силы тяги на динамическую прочность конструкции, а также экспериментальные исследования динамических аэроупругих характеристик и параметров динамической прочности КИМ при огневых испытаниях на гиперзвуковом стенде Ц-16ВК. Решены следующие задачи:

1. Разработка методики расчёта динамической прочности гиперзвукового летательного аппарата, использующей полностью трёхмерные упруго-массовые и аэродинамические модели. Критерием динамической прочности изделия является отсутствие флаттера.

2. Разработка программы расчёта динамической прочности конструкции в гиперзвуковом потоке газа, основанной на использовании коммерческих программных пакетов.

3. Проведение расчётных и экспериментальных исследований динамики конструкции крупномасштабной интегрированной модели «гиперзвуковой летательный аппарат + двигатель».

4. Исследование взаимодействий изгибных и продольных форм колебаний стендовой модели и возникновения продольно-поперечного флаттера.

5. Проведение анализа влияния следящей силы тяги высокоскоростного ПВРД на динамическую прочность конструкции КИМ во время огневых испытаний.

Научная новизна:

1. Разработана трехмерная расчетная модель для анализа динамической прочности крупномасштабной интегрированной модели «гиперзвуковой летательный аппарат + двигатель» в гиперзвуковом потоке с учетом стендовой оснастки. Параметры модели идентифицированы по результатам частотных испытаний.

2. Разработана методика анализа динамической прочности гиперзвукового летательного аппарата с учётом влияния следящей силы тяги двигателя. Критерием динамической прочности является отсутствие флаттера.

3. Показана возможность возникновения продольно-поперечного флаттера гиперзвукового летательного аппарата, что связано с характерными особенностями конструкции ГЛА.

4. Показано, что следящая сила тяги двигателя оказывает существенное влияние на критическую скорость флаттера гиперзвукового летательного аппарата.

Достоверность полученных результатов определяется корректностью используемого математического аппарата, основанного на применении методов конечного элемента, методов формирования аэродинамической нагрузки в задаче аэроупругости, методов решения алгебраической задачи на собственные значения для действительной несимметричной матрицы, методов проведения динамических испытаний упругих моделей, методов проведения огневых испытаний изделий на стенде ЦИАМ им. П.И. Баранова.

Для подтверждения разработанной в диссертации методики проведены экспериментальные исследования параметров аэроупругих колебаний и динамической прочности конструкции крупномасштабной интегрированной модели гиперзвукового летательного аппарата с высокоскоростным прямоточным воздушно-реактивным двигателем. Согласованность экспериментальных результатов и результатов расчетов позволяет сделать вывод о правильности разработанных автором алгоритмов и программ, а также полученных с их помощью результатов. Практическая ценность полученных результатов:

1. Безаварийное проведение огневых испытаний крупномасштабной интегрированной модели «гиперзвуковой летательный аппарат + двигатель» на стенде Ц-16ВК в ЦИАМ им. П.И. Баранова.

2. Разработан программный комплекс для анализа динамической прочности гиперзвуковых летательных аппаратов. Данный комплекс используется в отделе 012 ЦИАМ им. П.И. Баранова.

Результаты диссертации внедрены во ФГУП «ЦИАМ им. П.И.Баранова» при выполнении НИР «Гиперзвук-НТБ», что подтверждается актом о внедрении. Копия акта о внедрении прилагается.

Апробация результатов работы и новых технических, проектных и научных подходов автора была проведена на ряде научных конференций и международных симпозиумов: XXXI, XXXII, XXXIV академических чтениях по космонавтике (2007, 2008, 2010гг.), первой и второй всероссийских научно-технических конференциях «Аэрокосмические технологии» (2007, 2010гг.), всероссийской научно-технической конференции молодых учёных и специалистов «Новые решения и технологии в газотурбостроении» (2010г.).

В изданиях, включённых в «Перечень российских рецензируемых научных журналов, в которых должны быть опубликованы основные научные результаты диссертаций на соискание учёной степени кандидата наук», были напечатаны следующие статьи:

- Аринчев C.B., Мензульский С.Ю. Колебания гиперзвукового летательного аппарата внутри области динамической устойчивости // Вестник МГТУ им. Н.Э.Баумана. Сер. Машиностроение, 2010. №2. С.47-58.

- Ватрухин Ю.М., Мензульский С.Ю., Никопоренко A.B., Определение аэроупругих характеристик гиперзвукового летательного аппарата с точки зрения безопасности авиаперевозок // Специальная техника, 2010. №4. С.41-46.

- Мензульский С.Ю. Методика расчёта динамических аэроупругих характеристик конструкции, обтекаемой гиперзвуковым потоком воздуха // Известия высших учебных заведений. Сер. Машиностроение, 2011. №2. С. 16-22. Структура и объём работы

Диссертация состоит из введения, трёх глав и выводов. Работа изложена

ВЫВОДЫ

1. Разработана методика расчёта динамической прочности гиперзвуковых летательных аппаратов и конструкций обтекаемых гиперзвуковым потоком воздуха. В качестве критерия динамической прочности выбрано отсутствие флаттера. Методика использует трёхмерные аэродинамические и упруго-массовые модели, что позволяет учесть особенности конструкции ГЛА.

2. Разработана программная реализация методики расчёта динамической прочности ГЛА.

3. Проведены экспериментальные исследования динамических аэроупругих характеристик конструкции в гиперзвуковом потоке газа - огневые испытания крупномасштабной интегрированной модели «гиперзвуковой летательный аппарат + двигатель» на стенде Ц-16ВК. Параметры гиперзвукового потока: скорость Маха М=6, скоростной напор 17кПа. Показано хорошее совпадение расчётных и экспериментальных значений динамических аэроупругих характеристик конструкции. Потери динамической прочности изделия в процессе огневых испытаний не наблюдалось.

4. Следящая сила тяги высокоскоростного ПВРД существенно влияет на критическую скорость и характер флаттера гиперзвукового летательного аппарата. Таким образом, следящие силы необходимо учитывать при анализе динамической прочности ГЛА.

5. В конструкции гиперзвукового летательного аппарата может возникнуть продольно-поперечный флаттер. Это предопределяет использование трёхмерных аэродинамических и упруго-массовых моделей при расчёте критической скорости флаттера ГЛА.

34.Галлай M.J1. Через невидимые барьеры. Испытано в небе (записки лётчика испытателя). М.: Молодая гвардия, 1969. 512 с.

35.Mukhopadhyay V. Historical perspective on analysis and control of aeroelastic responses // Journal of guidance, control, and dynamics. 2003. V.26, №5. P. 673-684.

36.Введение в аэроавтоупругость / C.M. Белоцерковский [и др.] М.: Наука, 1983. 336 с.

37.Аринчев С.В. Теория колебаний неконсервативных систем. М.: Издательство МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2002. 462 с.

38.McNamara J.J., Friedman P.P. Aeroelastic and Aerothermoelastic Analysis of Hypersonic Vehicles: Current Status and Future Trends . USA, Honolulu, 2007. 55 p.

39.Фершинг Г. Основы аэроупругости: Пер. с нем. М.: Машиностроение, 1984. 600 с.

40.Ватрухин Ю.М., Кулик С.В., Никитенко В.И. Гипотеза квазистационарности в задаче о флаттере крыла малого удлинения // Труды МГТУ им. Н.Э.Баумана. 1990. №545. С. 37-50.

41.Ватрухин Ю.И., Никитенко В.И., Кулик С.В. Методика определения аэродинамических нагрузок на летательный аппарат в динамических задачах аэроупругости // Авиационные технологии 2000: Тез. докл. Международная конференция. ЦАГИ. 1997. С. 2-22.

42.Отчёт о научно-исследовательской работе «Разработка и изготовление крупномасштабной экспериментальной модели входного устройства воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с фюзеляжем гиперзвукового летательного аппарата» / ОАО «Электромеханика». Руководитель темы Л.М. Филатова. Исполнители Константинов А.В., Дьяков В.В., Мензульский С.Ю. № Э09-Ц012/3. Ржев, 2009. 32 с.

43.Шляхтенко С.М. Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1987. 568 с.

44.ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. М., 2004. 180 с.

45.Бисплингхофф P.JL, Эшли X., Халфмэн P.J1. Аэроупругость: Пер. с англ. М.: Издательство иностранной литературы, 1958. 800 с.

46.Bendiksen О.О., Davis G.A. Nonlinear traveling wave flutter of panels in transonic flow // AIAA Paper 95-1486. 1995. 17 p.

47.Болотин B.B. Неконсервативные задачи теории упругой устойчивости. М.: Государственное издательство физико-математической литературы, 1961. 340 с.

48.Феодосьев В.И. Избранные задачи и вопросы по сопротивлению материалов. М.: Наука, 1996. 368 с.

49.Научно-технический отчёт по теме «Методика построения математической модели упругого летательного аппарата пространственной схемы в задачах аэроупругости» / ЦКБМ, ЦАГИ. Руководитель темы А.В. Хромушкин. Исполнители Ватрухин Ю.М., Рыбаков А.А., Набиуллин Э.Н. Инв. №5011. М., 1982. 28 с.

50.Отчёт «Сборник стандартных программ для БЭСМ-6 (расчёт на флаттер)» / ЦАГИ. Руководитель темы А.Ф. Селихов. Исполнители Буньков В.Г., Набиуллин Э.Н. Инв. №596. Жуковский, 1970. 82 с.

51 .MSC.Nastran Version 68 Aeroelastic Analysis User's Guide. USA, Santa Ana: MSC.Software Corporation, 2004. 864 c.

52.Integrated Hypersonic Aerothermoelastic Methodology for TAV/TPS Structural Design and optimization // Официальный сайт ZONA Technology. URL.http://zonatech.com/F3361502C3213 .htm#F3361502C3 213 (дата обращения 03.10.2011)

53.Описание программных продуктов ANSYS // Официальный сайт компании CADFEM. URL.http://www.ansys.msk.ru/?id:=22 (дата обращения 03.10.2011)

54.ESI Group software products // ESI customer portal. URL.http://www.esi-cfd.com/content/view/656/209 (дата обращения 03.10.2011)

55.Kurbatskii К.A., Montanari F. Application of pressure-based coupled solver to the problem of hypersonic missiles with aerospikes. USA, Reno, 2007. 10p. (AIAA 2007-462).

56.Микишев Г.Н. Экспериментальное исследование автоколебаний квадратной пластины в потоке // Известия АН СССР. ОТН. Механика и машиностроение. М., 1959. № 1. С. 154-157.

57.Ускжин В.И. Строительная механика конструкций космической техники. М.: Машиностроение, 1988. 388 с.

58.Вибрации в технике / Под ред. В.В. Болотина. М.: Машиностроение, 1978. Том 1.352 с.

59.Колесников К.С., Сухов В.Н. Упругий летательный аппарат как объект автоматического управления. М.: Машиностроение, 1974. 268 с.

60.Аржаников Н.С., Мальцев В.Н. Аэродинамика. М.: Оборонгиз, 1952. 480 с.

61.Лаврухин Г.Н. Аэрогазодинамика реактивных сопел. Внутренние характеристики сопел. М.: Физматлит, 2003. Том 1. 376 с.

62.Технология высотных испытаний высокоскоростных ВРД в составе крупномасштабных моделей ГЛА на стенде Ц-16ВК / А.Н. Прохоров [и др.] // Основные результаты научно-технической деятельности ЦИАМ (2009-2010гг.). М, 2010. С. 125-129.

63.Вибрации в технике / Под ред. М.Д. Генкина. М.: Машиностроение, 1981. Том 5. 496 с.

64. Расчётные исследования запуска модели воздухозаборника для больших сверхзвуковых скоростей полёта / Д.И.Бабушенко [и др.] // Основные результаты научно-технической деятельности ЦИАМ (2009-2010гг.). М., 2010. С. 135-138.

65.Расчётная оценка интегральных характеристик модели «летательный аппарат - высокоскоростной ВРД» / Д.И.Бабушенко [и др.] // Основные результаты научно-технической деятельности ЦИАМ (2009-2010гг.). М., 2010. С. 121-124.