автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.03, диссертация на тему:Моделирование эксплуатационног нагружения самолета при проектировании и лабораторном эксперименте на усталость

Государственный комитет Российской Федерации /;.;>[ ¡".С^: по высшему образованию

КАЗАНСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ имени А.Н.Туполева

на правах рукописи Погребинский Евгений Львович

УДК 629.735.33.015.4:539.43

У

Моделирование эксплуатационного нагружения самолета при проектировании и лабораторном эксперименте на усталость

(специальность: 05.07.03. - прочность нательных аппаратов, 05.07.02. - проектирование и конструкция летательных аппаратов)

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

КАЗАНЬ 1993

Работа выполнена в АНПК "ОКБ Сухого"

Научный руководитель

доктор технических наук, профессор В.Г.Шатаев Офвдальные оппоненты:

доктор технических наук, ст. науч. сотр. А.Е.Ушаков

доктор технических наук, профессор А.М.Араслэнов

Ведущее предприятие - НИИ эксплуатации и ремонта авиационной

техники,

Защита диссертации состоится 1993г. в !_0 часов

на заседании специализированного совета К 063.43.04 в Казанском Государственном Техническом Университете им.А.Н.Туполева (420111, г.Казань, ул.Маркса, 10, зал заседаний).

Автореферат разослан 1993г.

Ученый секретарь специализированного совета кандидат технических наук, доцент

А.Михайлов

Общая характеристика работы Актуальность теш

Е&кнейшим этапом работ ло установлению ресурса ДА в настоящее время остаются натурные лабораторные испытания. В процессе таких испытаний безопасно, в отличие от летных ли-деркых, реализуется необходимая для установления ресурса наработка, выявляются критические по ресурсу зоны, периодичность и способы контроля их состояния, оценивается эффективность их усилений.

Дискретизация самолета и комплектуют агрегатов на критические зоны методически отработанный и директивно используемый инструмент при установлении ресурса в отечественном и зарубежном ( зоны "А" РАР-23. МП,-£5 ) самолетостроении.

Длительность рекомендуемых в настоящее время программ испытаний соизмерима с периодичностью существенной корректй ровкк условий эксплуатации, которая директивно вводится потребителем в связи со сменой доктрины применения. Программа морально стареет, значительно снижается ценность результатов испытаний.

Разработка эффективных, универсальных, инженерно реади зуеных критериев моделирования форсированных прогреми «с;;;> таннй, параметры которых не превышают эксплуатационных ;?/;. чепий, равнозтивалентных реальной погруженности для возмоа ко более полного перечня ресурсоогракичквакщйх зон и мест конструкции, способных выполнять функции индикаторов состоя ния этих зон, является актуальной задачей современного саж детостроения.

Комплексное решение задачи по разработке методики моде-. лировакия равпозквнвалентных программ испытаний на уста-

лость, параметры которых лекат г интервале реально действую ¡¿их нагрузок, и совершенствования технологии получения данных о погруженности шасси одна из важнейших задач обеспечения безопасности эксплуатации самолетов.

'Результаты достигнутые б вопросах проектирования с использованием композиционных материалов позволили в настоящее Бремя использовать их б силовых зонах планера.

Задача о моделировании программы усталостных испытаний указанных конструкций формулируется' следующим образом: на единичном объекте испытаний определить ресурсоограничивакицие зоны gKs обширного парса эксплуатируемых самолетов. Програм иное нагружеиие должно обеспечивать равнобезопасиое расходе ванне ресурса по примененным материалам. Разработка методики построения программ усталостнш испытаний конструкций, вы полненных кз композиционных и металлических материалов, ак туальная прикладная задача-Цель работы

Разработка методологии моделирования форсированных усталостных испытаний самолетов и шасси на ресурс с обеспече-кием эквивалентности реальному кагрузкению в отношении ресур-соограничиЕаюдшх зон конструкции, индикаторов их состояния без ограничений на перечень материалов, конструкторских и технологических решений.

Научная новизна На защиту выносятся следующие результаты, имеющие' научную новизну:

- Критерии построения модели реальных нагрузок, форсированной по циклам, параметры которой не превышают реальных значений, - обеспечивающие равноэквивалентное, инвариантное к конструкторскому решению, примененным материалам и технологическим процессам лабораторные проверки свойств сопротивления усталости. Результаты экспериментальных прове■

рок эффективности данных критериев ка аллвминиевых, титановых сплавах и сталях для типовых концентраторов напряжений и широкораспространненых на современных самолетах технологических процессов.

- Методология моделирования равноэквивалентных реальному нагрузкению прогршлм испытаний опор шасси по данным эксплуатационной нагруженности его элементов. Нормированная циклограмма нагрузяения основных стоек шасси, позволяющая проектировать шасси и зоны его навески ка планере иг условий заданного ресурса.

- Методика построения моделей кагружения для проведения испытаний на определение долговечности конструкции, выпол-некой из композиционных и металлических материалов, обеспечивающая директивные безопасности по ним для парка самолетов при лабораторных испытаниях отдельного объекта.

Прсосткческаз ценность и реализация в прОяЗяЗлежссти Разработанные критерии и основанные на них методики моделирования эксплуатационного спектра нагрузок практически реализованы и реализуются при лабораторных испытаниях самолетов А1ШК " ОКБ Сухого Испытаны планеры самолетов Су-17, Су-27, Су-25 и опоры шасси на самолетах Су-15, Су-17, Су-£4. Су-2-5, Су-27, Су- 27", Су-26, Су-29. Проводятся испытания планеров самолетов Су-17УМ, Су-25У, Су-27, Су-27У, С7-27К, Су-29 и шасси на них.

Обобщенные модели нагруженкя шасси использованы на этапе проектирования самолетов С-80, С-84, С-21 для установления величин допускаемых напряжений по условиям заданного "Техническим заданием" ресурса и количества взлетов посадок.

Публикации по чеыа диссертации 1. Блинова. И., Погребинский Е. Л. Моде лирование нагруженное-ти самолета из металла и композитов для лабораторных исследований на ресурс (на примере самолета Су-26). ТВФД990,Н2.

-42. Погребинский Е. JL Метод моделирования реального эксплуатационного спектра нагрузок в лабораторных условиях. Язв. вузов. Авиационная техника, 1987.N4.

3. Погребинский Е. Л К вопросу о составлении программ лабораторных испытаний шасси на выносливость. Материалы 3 Всесоюзной конференции по современным проблемам строительной механики и прочности летательных аппаратов. КАИ, 1988.

4. Погребинский Е. Л. Фролов С. В. Расчет полетной повреждаемости маневренных самолетов. Там же.

•5, Погребинский Е. JL , Меженков В. Н. Методические рекомендации по проведению исследований технического состояния силовой конструкции планера самолетов типа Су-27. ВВС, Выпуск

СЛСП 1001

июа, iadi,

и. uui исиипигигш й. jl. ЬкииД шидс^шриошиил агьъп.и^а1ШАУ1илли1 U

спектра нагрузок для конструкций из композиционных материалов. Межвузовский сборник прочность тонкостенных авиационных конструкций. .КАИ, 1989.

Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, четырех глав, выводов и заключения, списка литературы, содержит 109 страниц машинописного текста и 11 рисунков. Содержание работы Введение содержит обзор исследований по теме диссертации, обосновывается актуальность теш, формулируется цель работы. Во введении отражена научная новизна и дано краткое содержание работы по главам.

Современные подходы к установлению характеристик сопротивления усталости авиационных конструкций базируются на понятии критических ресурсоограничмващих зон. Разработка методических основ и подходов к решению задачи об установлении и обеспечении безопасности эксплуатации ЛА принадлежит Сели-хоеу А.Ф. Дальнейшее развитие до нормативных методик указан-

ные подходы получили в работах Райхера В. Л.

Методические основы моделирования нагрузок для испытаний самолетов непрерывно совершенствуются прежде всего специалистами ЦАГИ Картамышевым А. И., Цымбалюком В. И., Чижовым В. М., Свирским Ю. А.. Нестеренко Г. И., Ушаковым И. Е., Колосовым А. Г., Дмитриевым В. М. и СибШ Приказчиком Л. И.. Рябино-

DCíiil ¡1 й. И Др.

Современные способы моделирования нагрузок используют в качестве критерия подобия равенстве повреждаемостей от вертикальных перегрузок пу при величине показателя наклона кривой усталости r¡;-4. В случае построения блочной или квазислучайной программ, исходный типовой профиль "расслаивается" по высотам и скоростям для обеспечения более высокой степени подобия модели реальному нагружэнию. Стремление к увеличению числа ступеней нагружзния по базовому (пу) и вспомогательным (Н,М) параметра!«; моделирования, привлечение все большего числа распределений наталкивается на ряд трудностей"и огра кичений. Прззщз всего это необходимость размещения на агрегатах самолета большого количества рычажных систем, потери в качестве реализации нагрузок в связи с трудностями уравновешивания самолета на стенде при переходных режимах нагруже-кйя, трудности обеспечения v-чности управления и контроля за нагрузками.

Испытания проводятся распределениями случаев "Норм прочности". Совокупность реальных нагрукений существенно многообразнее. Возрастание требований к точности оценок ре-

v-jfpLa. i^réujci рсюраиилгл sicaчДид í±шгл ьисфшшпЫл pal.

четных случаев нагружекня по агрегатам планера самолета, адаптированных к задаче об установлении характеристик сопротивления усталости самолета,

Современному уровню методического обеспечения-моделирования эксплуатационной нагруйенкости шасси в полной мере

пресущи недостатки, указанные в анализе существующих подходов к построению программ испытаний планера самолета. При моделировании нагрузок на шасси используют сочетания и величины силовых факторов, пропорциональные их значениям для одного или нескольких случаев "Норм прочности" или основанные на обпщх представлениях о внешних нагрузках функционирования. Как показывает практика, подобное моделирование нагру-

N

зок не обеспечивает равнозквивалентность реальному нагруже-нию по элементам шасси, зонам их сопряжений и узлам навески.

Методически необеспеченным в настоящее время является вопрос построения программ испытаний самолетов, конструкция которых содержит композиционные и металлические материалы.

Первая глава посвящена разработке критериев моделирования нагрузок и экспериментальным исследованиям по проверке их эффективности.

Критерии моделирования должны обеспечивать:

1) подобие повреждающих свойств модели реальному нагру-жйнию в отношении примененных в конструкции материалов и конструктивно-технологических решений;

2} форсирование испытаний - уменьшение относительно исходного процесса суммарного количества циклов и количества ступеней нагружения при существовании параметров модели в интервале реальных величин нагрузки;

3] построение модели реального нагружзния в виде системы сосредоточенных нагрузок и (или) распределений, специаль-

■4

но адаптированных к задаче об установлении свойств сопротивления усталости натурной конструкции. • '•• При моделирование внешнего нагружения необходимо 'обеспечивать'фазировку силовых параметров, характерную для реагмого процесса (или его фрагмента), при этом связь мегкду внешними силовыми параметрами и напряжениями в критических зонах будет подобна реальной, а схематизация полными

циклами внешнего процесса нагрузкения адекватна схематизации процесса изменения напряжений в критической зоне. Если обеспечить так.же равенство числа циклов по каждому параметру, тогда локальные модели нагрузкения на агрегатах возможно синтезировать в модель кагружкля самолета в целом.

В качестве критериев моделирования программы испытаний самолета предлагаются:

1. Мйннкуи cyr.ro,; относительных разностей повреждаемое тей параметров вкезкего кагрунения самолета для модели и не ходкого процесса, определенный в диапазоне наклонов кривых усталости т, х&рактеонж для примененных е конструкции Материалов и конструктивно-технологических решений.

2. Равенство асимметрий модели и исходного процесса л ля упомянутого диапазона наклонов кривых усталости;

я. Существование параметров ыоделм внутри области су-авешзванкя параметров реального шгруагешш.

Практика показала, что первый критерий ив

ляетс.; основным, ту-: как при его обеспечении в достаточно пкреком диапазоне жжений каклена кривых усталости, Крите рии 2 и 3 выполняются с достаточной точностью зля решения поставленной залечи об установлении критически/ мест п их долговечности. Принято, параметру внешнего кагрг--нпй присваивать -;нак соответствующего направления вертикальной пе регрузки Пу. Шдэл-грозанко поэтому проводится и по указанным направлением (деформирования'.

Пусть нагрцяенность выбранного для моделирования сечения агрегата самолета определяется фактором внешнего нагругсения Р. Повреждаемости исходного процесса и модели определятся из выражений:

п

ш

£ <Я1) = у р . п . ;

МОД ¿^ ^КВ л ' /оч

] ¿ = *

I

где: п-число циклов-в процессе,1 р13ка эквивалентное по Один-гу значение з-го полного цикла, 1-число уровней нагружения. в модели, 1р*»кв -эквивалентный уровень параметра кзгружения на г ой ступени модели, п.-число циклов на 1-ой ступени модели.

Если моделирование проводится по двум направлениям для <1 выбранных параметров внешнего нагругания ?, тогда выражение, описывающее первый критерий имеет вид:

Р , т ф ф 0 &

6 2: г 2

: i i [[ а с/спри а !

1 Р = Р т= т 1 1 1

где: »у - • -тх ряд гначекай го, являющая интерполяционными узлами для обеспечения подобая при моделировании, из диапазона значений наклонов кривой, характерных для примененных в конструкции материалов и конструкционно- технологических решений.

Моделирование процесса нагрухение потребовало разработки параметра, оценивающего асимметрию процесса. Данный параметр. например, для исходного процесса, определен следующим выражением;.

я р.

I V экв

пр

р.

ЭКВ

Р1т1п / р1я,ах - асимметрии 1-го цикла реального

процесса.

Аналитическое выражение второго критерия запишется так:

с! г 2

£ £ [ Шт,пр- ВСт)мод ] = ^ (5)

Р = Р т=т 1 1

Выражения, отражавшие третий критерий, по всем с! факторам и направлениям имеют вид:

Р. щах

> Р..тах; Р^г, < Р.тъп", (5)

Совместное ( обычно численное ) сешение уравнений (3) и (5) позволяет установить значения параметров модели Ртах, р.г»1г,,п. _ с точностью метода наименьших квагратов удовлетворяю щие первому и второму критериям для (1 Факторов.

Третий критерий является дополнительным условием, позволявшим оценивать качество модели. В случае его невыполне-ния модель требует совершенствования, например, увеличением числа ступеней

Эффективность критериев моделирования проверялась экспериментально на образцах, достаточно полно отразивших современный уровень самолетостроения. Образцы выполнены из сталей, аллюминиевьк и титановых сплавов и содержат наиболее распространенные типы концентраторов и технологические решения.

Испытания в НАГИ сварных образцов стершей моторами самолета Су-25 из стали ВНС-2 проводились тремя визами нагру-яения: реальным (132 полета, 54.3 часа), блочным и условным. Здесь и далее блочные и условные нагружения моделировались с использованием разработанных критериев. Комментарии к испы-

такиям приведены на рис. 1 и в таблице.

urn "m^Jiu V- i сшДсцл nut; ийиД.

нагружения полетов N отклонение SlgN Креал.

реальное 1594 0.173

блочное 1516 0.113 0.95

условное 1592 0.207 1.00

Испытания на образцах иг ашминкевого сплава Д16АТЛ5 к

^т-р^ /^тт тт /"VP ^ тЦ т^Л ^-П^тттт^т^ тт .тл т-птттги гтг.г\ттг%.-.\«fu i Tin

Ihidn'-JD'JL ü ^u^ictijcl [J i uv> vjj.'j 4.nl;¡'j h .уьлиопЬм uyui ^cuviivicuu na

uvnjclouaA uu I*Joi ua i.? n lieh¡.ciW_v шпика ou ¡ci iL-r-. иву

miirinD "i ^¡-rrrTTíi. í i титтт^ тт гогч^мг» ti T"iOT* f ^ ттттт^ плплшлттт пл| тто --

iílltüb Ví идг.ш1 I .L 1U1IJ П IJJCW! Ь УЛД \ С.- mil.) ииштис -.ПСШШ ПС

заполненными отверстиями, ломментарип к испытаниям и их Pe-

riTT ТТТ m ( ТП^ТУГ, TT^jTIT т Tt ТГТТТТ*> YT IT'! )- .f тО

оиу,л1лсисЫ iii.'fibc.'jcna .о ¡си.мнцс h riel uHv.

Тип Тип Число Стандартное Ммод.

образна нагруз:;ения полетов N отклонение -jí^N Креал, ■

Т|1 СЛФ-пС

Д i vi i íi

реальное условное реальное условное

»ll'UI

33905 5495

и. ,L си* 0.061 0. 046

у о

0. 9Е

рссышпис

условное

28340 24547

0. 026. п пс п

О. uvivl

Образцы из аллюминиевых сплавов Д19чАТВ и В95пчТ1.

представляющие собой полосу с раскатанным отверстием и по стандартной технологии запресованным в нее стаканом, а также образцы сварной естык, ленты из сплава ВТ 20. Испытания проводились по реальному нагрузкению (30 полетов, 22 часа), по блочной и условной моделям. Комментарии к эксперименту и его результаты приведены в таблице и на рис. 3.

Тип -образца

ЕЭ5пчТ1

Фтжтт ТТттп тл Ртттчтттт.-.'^ттт^.-. М^глтт

иьш V1 ап ДС11Л пис пшиД.

нагруления

"пттгптиотцтпо >-.-.п»т 0™п>40 П ПОП ____

оанилпеппис рссишпис -.ч^го и.

л-ппл^ртчл Л Т^ТТТТПО 00-1 ПП П П^Р П СЮ

июс^хьс О^иЧпиС 1.Ч)1,-)3 и, и|и и. Ъи

»ЬЛи

Л -1 л

Д19ЧАТВ

оаиилп^ппис рсЛЬпис ои; о*± и. .ил

лтплппттгл Л тгот1тт^£г ЛПСЕП П ООО П ПС

01 ОС I ±чс и.иичгн.'«^ и. и, ГУ

реальное 188418 0.178 сварка блочное 190599 0.139 1.01

Результаты показали, что разработанные критерии моделирования нагрузок дают практически равные значения долговечности.

При проведении испытаний образцов кроме момента разоу-

шения образца проводился контроль развития усталостной трещины с помощью фольговых датчиков и фрактографического анализа изломов. Установлено, что при всех типах программ рост трещины составляет примерно половину полной долговечности образца. Результат показывает, что разработанные критерии моделирования аффективны для исследования двух этапов в накоплении повреждения: зтала зарождения трещины и этапа ее развития до полного разрушения образца. Таким образом результаты испытаний при использовании программ, построенных с помощью данных критериев, могут служить основой'для разработки мероприятий при переводе самолетов на эксплуатацию по состоянию.

Вторая глава посвящена приложению разработанной методологии моделирования для составления программ испытания на ресурс планера высокоманевренного самолета Су-27К.

Нагрузки на плане]) самолета за 1 час эксплуатации для режима дозвук моделируются: б. 3 цикла (пуОКВ=4.5'). для режима сверхзвук - 0.27 никла (пуЭКВ=з.З). Результаты проведенных расчетов по моделированию приведены в таблице.

дозвук 6.3 цикла за 1 чей эксплуатации

Сеч. фактор шх. min. Кэ (Т^од, / "f реал.) агр. нагрук. факт. факт. :п=-3 пг-4 чп-Б

крыло

2 Мизг.

2 Мкр.

5 Мизг.

5 Мкр,

6 Мизг. 6 Ыко.

29.70 2.52 1.19 1.05 ' 1.05

7.32 0.62 0.92 1.05 1.05

7.97 0.68 0.94 1.05 1.01

1.05 0.03 0.84 1.05 0.82

1.92 0.16 0.38 1.05 0.96

0.95 0.08 0.83 1.22 1.30

фюзеляж

14 iter. -20.31 -1.73 0.86 1.03 1.10

on Мизг. -47.66 -4. 06 0.94 1.05 1.04

34 Мизг. -47.67 -4.06 0.97 1.05 0.86

Горизонталькое оперение ГО Мхго. 1.49 0.13 0.95 1.05 0.92

сверхзвук 0.27 цикла за час эксплуатации

Т1>ТЧ 7 P.iJDWiV

п С* Xfll^T*, iYinOi . 9C со. 63 о по ас., 0.85 1.04 0.95

п \ft»m Аьггу. .. о ь.. <1 о 1U -0.25 0.79 1 JL. ПС OU 1.10

5 Нт^пп ,1ШС1 . О 05 0. 92 0.94 1. по ш 0.97

5 Нтмл 11Jny* _ n >',' - 11 -0. 24 0. G3 1. 05 0.82

а и 1 Ir/o-p iwhei » О О. О Л о4* 0. 27 С. SO 1.03 1.03

г* и Ufnp l^Vf-1. 44 ' -0.16 0.75 л JL. on 1.30

фюзеляж

14 Tl fjfr-, Г> ШС1 . -1 п X I . ,44 1. 49 0.8S ■ 1 X, П" ио 1.10

20 ГШСЧ . , 67 _ * ч. па си 0.83 4 А. 00 1.05

0 л 01 ivuloi . -63. .60 г. 1 . on n m U. ЛЬ. 1.01 п по и. DU

ГО

ГО Mxro. -4, .11 -о, 34 0.95 1, ,03 0.97

На рис. 4 приведены эпюры моментов, которые реализуются на стенде при разработанной модели нагрузок, и соответствующие эпюры случая А' при пуэкв=4.5 лля Mil и пуэкв=з.з для М>1, которые были бы применены при традиционном подходе к моделированию по вертикальным перегрузкам.

Полученные эпюры можно рассматривать в качестве расчетных для проведения оценок долговечности планера самолета Су-27К на полетный случай.

Третья глава работы отражает разработанные методические подходы к моделированию нагрузок на самолеты, силовая конструкция которых выполнена из композиционных (КМ) и металлических (Ж) материалов. Графическое представление особенностей указанной задачи представлено ка рис.5. Исследованиями подтвержден нормальный закон распределения логарифмов долговечности для КМ и Ж Разброс логарифма долговечности КМ мо-жет превышать разброс мч ММ на порядок. Данный факт в условиях проведения испытаний может проявить себя в разрушении критической зоны из ММ, опкако ресурс парка самолетов будут определять зоны из ЕМ,

}&)дель реальных нагрузок должна компенсировать разбросы выносливости для обеспечения нормативной безопасности, по отношению к использованным в конструкции материалам и технологическим регошт

Параметры юлела определяются в данном случае из условия равенства величин подтъеркдэнного испытаниями безопасного ресурса по примененным в конструкции материалам.

Безопасный ресурс Тбев, например в часах, подтвержденный лабораторными проверками конструкции, определяется отношением усталостного повреждении, внесенного в процессе испытаний. к величине поЕре^ечня. характерного для 1-го часа типовой эксплуатации, увеличенного на величину суммарного коэффициента надежности п ( пк для КМ, п„ для ММ ). Параметры лабораторной мопели в данной связи выбираются, например, из следующей совокупности условий:

Ф Ф 2

[ Тбео км ^пвр'Р,ср'Ш> " Т6еэ мм <^пер>Р0=Р'И^ ^ 5

& 6 2

С Тбеэ км <Р;пер'Р;ср'т) ~ Т6ез мм ^пер>Р,сР'т>] >

Ф е г

[ км <^пер-^ср'т) ~ Тбеэ мм <Р,пер■ Р,ср>] '

Приведенные условия при совместном их обеспечении устанавливают правила подбора характеристик модели, при которых в процессе испытаний расходование ресурса I'M и ММ оеуявств-ляется priEKoSesonacFO. что обеспечивает решение поставленной задачи.

Е диссертационной работе на основе разработанного подхода к моделированию нагрузок для самолетов, изготовленных из ЕМ и ММ, приведен пример йормиоевзкия программы испытаний на ресурс самолета Су-25. В результате получена условная (одноступенчатая) лабораторная модель нагружения-Рпер - 8.5. Рср - 1.95, Л - 22. где в дополнение к условию равнобевопас-ности обеспечивает par,неэквивалентность ( значения океивь-лентов приведены в таблице ) реальному еагруженкю в диапазоне значений га по Ш - 3,..,5, по КМ - 20,.,,40.

niih/irii Кз Кз m ;te !; Кэ к

4/20 5/20 4/20 5/40 3/20 6/20 3/40 6/40

0. 88 1

0. 88 1.33 0. 54 1.8S 0. 54 1.89

2. 03

QO

fu. и к,

2. 03 92

1.29

3. 94 1.29 3.94

1. 06 1.06 1.04

1.04

1.05 1.С6 '1.04 1.04

0. 93 0. 93 0. 49 0. 49 0.S3 0. 93 0. 49 0.49

Испытания самолета Су-26 показали высокую эффективность

модели. Сравнение прогноза -долговечностей по результатам испытаний и в реальной эксплуатации представлено на рис. 5.

Четвертая глава работы посвящена применению разработанных подходов к моделированию нагрузок на основные опоры шасси самолетов АНЛК "ОКБ Сухого".

Нагружзние шасси самолета является наиболее сложным

среди процессов, с которыми сталкиваются исследователи. »

Разработанные критерии моделирования нагрузок позволяют получать программу испытаний стойки шасси на ресурс, эквивалентную реальному процессу нагружения, избегая несовершенств, в основе которых лежи стремление обеспечения подобия процессов изменения нагрузок в колесе.

Решение задачи о моделировании основывается на выполнении слелукщх требований:

- Лабораторная модель повреждает конструкцию стсйки в узловых точках на элементах ( точка замеров кагруженности в эксплуатации ) равноэкЕиваяентно эксплуатационному спектру в вероятном диапазоне значений параметра кривой усталости гй равным количеством ступеней и циклов на этих элементах.

- Модель нагрукения реализуется значениями, ив интервала существования реально действующего силового фактора.

- Компаченты лабораторной модели Ру и Рх реализуются в ось колеса, Рг - в место контакта пневматика с ВПП и РД. - Схема нагружения детерменирована - фазная по Ру (вверх) и Рх (назад), синфазная по Рг (влево, вправо), что достигается реализацией половины циклов Рг в "фазе" с Ру и Рх и половины в "противофазе" (.экстремальных значений компаненты достигают одновременно).

- Обжатие стойки постоянно и соответствует средней эксплуатационной массе на выруливание'- режиму, вносящему максимальное повреждение в конструкцию шасси.

Технологпя проведения моделирования на основе данных критериев заключается в численном решении задачи о нахождении такой комбинации величин Ру, Рх, Рг и повторяемости данной комбинации, при которой для фиксированной геометрии стойки в соответствии с требованием по фазности реализуются подобия по повреждаемостям в выбранном диапазоне ¡п.

В процессе работ по проведению замеров нагрукенности стоек шасси 5-ти типов самолетов (Су-15, Су-17,' Су-24, Су-25. Су-27) для последующей разработки лабораторной модели, получек ряд результатов по сокращению объемов замеров.

Анализ процессов нагружения стоек на различных ВПП и РД, позволил сфор'шровать типовую структуру чзгруженкя опоп шеек. Типовое применение самолета включает 1.5 километра руления, Д правых и 4 левых поворота,разбег, отрыв со среднестатистический весом на старте, а такж 1,5 километра руления со средним послеполетным весом.

Типовая нагруязнвость на указанных режимах представляется повреждаемостями при л1-3,4,5. для снабженных контроль-но-запискваюлкм оборудованием элементов стойки.

Проведенный корреляционный и регрессионный анализы между компонентам" ка указанных типовых режмах подтверждает обоснованность выбора детермениоовакной схемы приложения нагрузок.

Работы по проведению моделирования нагрузок на стойки шасси 5-ти типов подтвердили высокую эффективность разработанной критериев.

Некоторые результаты моделирования нагрузок приведены з

таблице.

Тип зволюц. элемент Кэ. ( мод. / реал.) Кфорс. самолета (режим) стойки ш=3 ¡п-4 т-^5 Ипр/Ммод

Су 15 вырул. М полуЕ. 0.82 0.92 1.11 14 Су 15 ВПЯ+РД М полув. 0.72 0.95 1.07 19

Су 17 пр. нов. 5т. подт, 0.59 0.92 1.11 11 Су 17 БПШРД 5т. подт. 0,75 1.05 0.98 15

Су 24 взлет Ш балки 0.77 1.02 1.35 6

Су 24* взлет Зподкоса 0.65 0.96 1.29 13

Су 24 ВЕШ+РД {¿г балки 0.85 1. 03 1.29 10

Су 24* ЕПШРД Зпсдкоса 0. 77 С, 99 1.24 16

Су 25 рулен. рычага

Су 25* рулен. Мпсдкоса

Су 25 ИПМРД Мл рычага

Су 25* ВПЮТД N подкоса

0. 69 1.01 1. 29 12

0, 64 0.92 1. 26 15

0. 83 0. 97 1.0-4 18

0. 7? 0. 95 1.23 21

* реальная нагруженность на данных элементах не использовалась при'моделировании; эквиваленты для них расчитаны от модели, построенной с использованием данных о нагруженности на других элементах шасси.

По '5-ти построенным моделям проведено обобщение и нормирование (.осреднением по количеству циклов, средним значениям и повреждаемостям ) циклограмм нагружения по величинам веса на выруливание. Типовая осредненкая циклограмма приведена на рис.6.

Для решения задачи по дальнейшему упрощению циклограммы

определены величины отнулевых эквивалентных значений коша;

<

нент при значениях показателя кривой выносливости т=3,4,5. Полученные величины отношений Рузкв/Рует, Рхэкв/Руэкв, Ргззкз/Руэкв для урезанных т приведены в таблице.

рузкз/руст РхЗКЕ ¡-/Рузкв РлЗКЕ- /Р\'8КВ Р23кв-Ь-/Ру3кв

0.1?, 0.31

С. 13 0.31

0.13 0. 31

При упрощенно;*: моделировании принимается ргср~й

Настоящие результаты могут использоваться разработчиками шасси при отработке начального ресурса, а разработчиками планера при конструировании зон навески шасси по условиям заданного рзсурса.

Полученные данные позволяют существенно упростить и сократить сроки проведения работ по оценке нагруженности и лабораторных испытаний шасси при одновременном снижении требований к качеству оборудования.

В заключении кратко сформулированы результаты диссертационной работы.

1. Разработаны и доведены до практических методик эффективные критерии моделирования эксплуатационных нагрузок на самолет в целом, обеспечивающие сокращение числа циклов и количества ступеней нагсужения при одновременном подобии повреждающих свойств модели в отношении примененных в конструкции материалов к конструктивно технологических решений.

2. Предложена к доведена до практических приложений методология моделирования программ усталостных испытаний самолета, обеспечивающих на одном объекте исследований подтверждение безопасности эксплуатации парка самолетов при наличии з силовой схеме в критических пс ресурсу зонах кокст-

3 3.78 0.41

4 2.45 0.41

5 1.33 0.41

рукции композиционных и металлических материалов.

3. Получены практические рекомендации по упрощению технологии проведения оценок нагружзнности шасси по нагружен-ноети его элементов, сокращению объемов данных исследований применительно к задачи о моделировании.программ испытаний на оценку сопротивления усталости шасси и узлов его навески на самолете.

4. Разработаны мэтодшш моделирования программ усталостных испытаний шасси, проведено обобпрние построенных моделей и получена нормированная по стояночной нагрузке на выруливание циклограмма кагружния основных опор при эксплуатации на типовых бетонных БПП и РД, позволяющая проектировать шасси и зоны его навески на планере по условиям заданного " Техническим заданием " ресурса. -

5. Как показала практика моделирования нагрузок на самолет, с применением разработанных критериев, 10 - 15 кратное форсирование обеспечивает 20-25% точность- по величинам иовремаемостей длл интервала яЛ,.. 5, для шасси - 20 кратное форсирование при тсй точности.

о. Априори прикладной характер поставленных задач о моделирован;® нагрузок, без ограничений на параметры процессов нагрукения, перечень материалов и технологических процессов, примененных ь конструкции, позволяет использовать результаты проведенных исследований г отношении любых конструкций, функционирование которых определяется явлением усталости.

|—1 IS --------—/il III 111 |Ш1ЦшП|МИ№1Щ

1 .__yinч1 к muriгггпшч m иг

внс-г

блочная модель 2 6 ¡/ас)

-J Условной модель (/723ц/Час)

реальный процесс.

¿g t frac)

Tun /

Tun //

é 44

36.0g 2Ï.96

Í0.12 -7 04

£>~/iowa$ педель ¿ОС? /7 o/iem о ê

J/c/wfao/? /*ot9e>/>¿ 2oo коле maß

iiODD

iïûâO

960

1

36-96

Vu

Ци*?/!.

-2.5t

JM

Результаты испь/тс/ниь

- ¿/Точная

---услоёноя

J7/б Л Ту? S

туп _/

- Точная

---ус/гоёнар

д/6 /}T/rj>

/пап //

3.75"

->-

ye/iogt/afi Г*.

J

тип /

fyA/

ks-Plíc. 2

Тип /

оЕ

Фрагмент реального процессе!

сек.

Пи

<оо ¿00

^лочнчй модель

ЗЛ» 1

\22S~lJ

9ч

Условная л/одг^ь

-О-41

Тип Л

аррно и шо£ Результаты

испытаний

типЛ

ВЯ5~п<,Г1 тип Т

/7^ С<£) Усло&нар мо

\ Д&ГпьГГ

у тип £ Жцикл.

-О.И

Уловная нодель

\ ВТЗО

\/ тип Л Мцик/!.

Щ^) ВТ20_ т^пл

- реальный процесс.

\

---чная Модель

-----ус/7 о 6на я модель

Рис. 3

С even и fi fsia/>Q петры) для моделирования if его результаты

PpcÀ

Задаче? усталости xoHcrr>/>t/Kqo¿

Сраёыение. прогноза yc/najac/riu по

ucnbtmaffujfif с. денными эксп/ii/ атациц

Зона L---. HdßecKO мотор она HQ ёерхнем /toff<#epoH\

3ohq ÏÏ _навеске* моторамы на ни/гнен лонкероЩ

Рис.5"

Момент

nojyêu/iKU

i,0]ßf/Pt/6up.

S fapy/iuêOHUÎI

Усилие ê подкосе

Момент

шлиц-

шарнир

'S бирулибанчя

А/и

-0.3.

fy/Pyêup.

ff

I

iOO

200

Ш

щ*

Q2

loo

200

смена {Р016/

iLЮ Pur ft