Навчально-науковий інститут аерокосмічних технологій (НН ІАТ)
Постійне посилання на фонд
Переглянути
Перегляд Навчально-науковий інститут аерокосмічних технологій (НН ІАТ) за Автор "Бондар, Юрій Іванович"
Зараз показуємо 1 - 2 з 2
Результатів на сторінці
Налаштування сортування
Документ Відкритий доступ Катапультне крісло пілота літака(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020-12) Загідько, Сергій Валерійович; Бондар, Юрій ІвановичДокумент Відкритий доступ Модель зовнішніх навантажень на пружне крило літака транспортної категорії при польоті в неспокійному повітрі(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2023) Гевко, Богдан Андрійович; Бондар, Юрій ІвановичГевко Б.А. Модель зовнішніх навантажень на пружне крило літака транспортної категорії при польоті в неспокійному повітрі. – Кваліфікаційна наукова праця на правах рукопису. Дисертація на здобуття наукового ступеня доктора філософії за спеціальністю 134 – Авіаційна та ракетно-космічна техніка. – Навчальнонауковий інститут аерокосмічних технологій, Національний технічний університет України «Київський політехнічний інститут імені Ігоря Сікорського» Міністерства освіти і науки України, Київ, 2023. Дисертація присвячена питанню розробки моделі зовнішніх навантажень, що діють на крило великого подовження (λ≥8) літака транспортної категорії при польоті в неспокійному повітрі з урахуванням аеропружності на основі розрахункових та експериментальних досліджень. Вимоги до аналізу динамічного навантаження від поривів повітря та безперервної турбулентності регламентуються нормами льотної придатності. Навантаження на крило є вихідними даними для проведення аналізу напружено-деформованого стану конструкції та повинні відповідати навантаженням, що діють у реальних умовах польоту. Від ступеня цієї відповідності залежить міцність, закладена в конструкцію крила, його вагова ефективність й параметри втомної міцності. Відомо, що ресурс конструкції залежить від напружень в 4-ому степені. Таким чином, помилка в розрахунках навантажень на ±5% веде до втрат або збільшення ресурсу на 20%. Як наслідок, високі напруження в конструкції крила ведуть до появи втомних дефектів (тріщин), а занижені напруження призводять до втрати вагової ефективності й підвищенню експлуатаційних витрат. Отримання такої моделі навантажень, яка з високою точністю співпаде з даними експериментальних досліджень та дозволить провести необхідні розрахунки на ранніх етапах проектування літального апарату є актуальною науковою та практичною задачею. Метою дослідження є отримання математичної моделі зовнішніх навантажень літака при польоті в неспокійному повітрі, що забезпечить відповідність результатів чисельного рішення з урахуванням ефектів нестаціонарної аеродинаміки результатам експерименту. У вступі обґрунтовано вибір теми досліджень, сформульовані мета і завдання дослідження. Висвітлено зв'язок з науково-дослідними програмами та роботами, а також наукову новизну та практичне значення отриманих результатів. Наведено відомості про апробацію результатів дисертаційної роботи та особистий внесок автора. В першому розділі наведено огляд літератури за темою дисертаційної роботи. Першочергово розглянуто види поривів повітря, що використовуються при моделюванні навантаження конструкції літака: статичний вертикальний порив вітру, однократний порив (у формі 1-cos) та безперервна турбулентність (спектральна густина потужності (PSD) турбулентності у формі фон Кармана). Розглянуто методи визначення навантажень на крило літака при польоті в неспокійному повітрі. Сформульовано порядок розрахунку навантажень: побудова пружно-масової моделі літака; виконання модального аналізу конструкції; побудова аеродинамічної моделі та обчислення аеродинамічних коефіцієнтів, сил та моментів для досліджуваних умов польоту; обчислення приростів навантажень від поривів повітря та сумування з навантаженнями горизонтального польоту для отримання інтегральних сил і моментів. Описано експериментальні методи дослідження пружних та аеропружних характеристик конструкції: випробування динамічно подібних моделей в аеродинамічних трубах, наземні частотні випробування (НЧВ). Розглянуто методику обробки навантажень виміряних під час льотних випробувань. На основі проведеного аналізу зроблені висновки та сформульовано задачі, що потребують розв’язання для теоретичних і практичних цілей. В другому розділі проводиться опис запропонованої моделі зовнішніх навантажень на конструкцію крила літака транспортної категорії при польоті в неспокійному повітрі та представлено математичні алгоритми їхньої роботи. При проектуванні агрегатів ЛА, моделі деталей та вузлів перетворюються у скінченно-елементні моделі (СЕМ), які в свою чергу формують глобальні СЕМ агрегатів та усієї конструкції ЛА, що мають 104 -106 степенів свободи і потребують значних обчислювальних потужностей. Тому, сформульовано алгоритм визначення та побудови осі жорсткості складного просторового агрегату. Це дозволяє описати навантаження й деформований стан конструкції з застосуванням лінійної інженерної теорії вигину й кручення балок змінної жорсткості, що використовує гіпотезу плоских перетинів. Таким чином, отримано балкову пружно-масову модель літака, для якої описано математичні алгоритми побудови й визначення форм та частот власних коливань. Також розглянуто три методи визначення аеродинамічних навантажень на пружну конструкцію літального апарату: 1) метод стаціонарних вихорів; 2) метод нестаціонарних вихорів; 3) метод циркуляцій. Отримані результати дозволили сформувати метод визначення навантажень на агрегати літака в тому числі і на крило при польоті в неспокійному повітрі: 1. При модальному аналізі конструкції застосовується метод Ланцоша. 2. Для врахування нестаціонарних аеродинамічних сил використовується метод нестаціонарних вихорів з визначенням цих сил у часовій області шляхом прямого інтегрування рівнянь за часом. 3. Динамічні навантаження визначаються за розподіленими силами. 4. Для визначення навантажень у горизонтальному польоті використано метод, заснований на розкладанні пружних статичних деформацій у ряд по формах власних коливань. В цьому випадку класичні методи визначення статичних навантажень використовуються для перевірки побудови розрахункових пружно-масових та аеродинамічних моделей. В третьому розділі сформульовано та описано структуру та принцип роботи інтегрованої моделі розрахунку навантажень на літак при польоті в неспокійному повітрі. Програмне забезпечення моделі розділене на керуючі підпрограми і окремі підзадачі (сегменти), які виконуються послідовно. Обмін інформацією здійснюється через спільні блоки вищестоящих в ієрархії завантаження сегментів. Це дозволило створити ланцюг логічних моделей взаємодії програмних засобів. Також наведено перелік, структуру та порядок організації вхідних та вихідних даних необхідних для розрахунку навантажень на крило літака при польоті в неспокійному повітрі. Четвертий розділ містить результати математичного моделювання, НЧВ та льотних випробувань, які дозволили проаналізувати достовірність запропонованої моделі зовнішніх навантажень. Визначено різницю між результатами розрахунку навантажень від безперервної турбулентності на пружне крило літака транспортної категорії методами ДНВ (Динамика неспокойного воздуха) та IMAD (Interactive Multidisciplinary Aircraft Design). Навантаження, розраховані за допомогою IMAD, загалом нижчі, ніж значення, розраховані ДНВ. Відмінності в результатах зумовлені використанням різних методів опису аеродинамічних поверхонь літака та методів визначення аеродинамічних навантажень. Тому додатково розглянуто різні методи математичного моделювання обтікання ЛА: дипольної решітки (DLM), панельний (Panel), дипольної решітки та постійних тисків (DLM/CPM), вихрових рамок (VFM). Врахування ефектів нестаціонарної аеродинаміки призводить до зміни значень приростів навантажень від поривів повітря (до 2% у кореневих перетинах крила і до 10% у кінцевих перетинах). Розглянуто вплив кількості обчислюваних тонів коливань конструкції літака при модальному аналізі на навантаження. Визначено, що при збільшенні кількості тонів величина навантажень зростає, крім навантажень горизонтального польоту, які практично не залежать від кількості тонів. При збільшенні кількості тонів з 20 до 40 ‒ значення не відрізняються більш ніж на 0,5% для вертикального перевантаження ny та не більш ніж 0,1% для поперечної сили Qy та моментів Мz та Мx. Хоча максимальні частоти відрізняються майже у 3,5 рази (30 та 104 Гц), а час обчислень – майже в 4 рази. Також обчислено навантаження при польоті в умовах безперервної турбулентності на різних режимах (швидкість, висота). З висот виділено мінімальну, де отримані найвищі навантаження та висоти на яких досягається максимальне число Маха МС , де отримано значний крутний момент. Крім того, виконано аналіз динамічної реакції конструкції літака шляхом визначення частот та форм власних коливань регіонального транспортного літака (РТЛ-178) та проведено порівняння з результатами НЧВ літака Ан-178, де отримано високу (до 2,5%) збіжність частот коливань. Додатково визначено навантаження, що виникають при дисбалансі ротора двигуна розміщеного на крилі. Це показало можливість застосування запропонованих моделей літака та навантажень для вирішення задач динамічного навантаження агрегатів літака. Наукова новизна отриманих результатів: 1. Удосконалено математичну модель зовнішніх навантажень при польоті в неспокійному повітрі для пружного літака, що враховує масові, пружні та аеродинамічні характеристики конструкції літака і параметри поривів повітря та дає можливість підняти точність розрахунків до 2,5%. 2. Синтезовано нову комп’ютерно-інтегровану технологію розрахунку навантажень на літак, що використовує комплексну математичну модель пружного літака транспортної категорії з крилом великого подовження на базі балкових масово-інерційних моделей конструкції літака та панельних аеродинамічних методів. 3. Ідентифіковано параметри впливу зовнішніх факторів на навантаження та динамічну реакцію конструкції крила літака транспортної категорії у відповідності до його пружної моделі та параметрів зовнішніх факторів, при використанні запропонованої моделі навантажень. 4. На основі комп’ютерних технологій, системно комплексовано обчислювальні методи ДНВ та IMAD, а також панельні аеродинамічні методи DLM/CPM, VFM, DLM та Panel, що використовуються для визначення навантажень, що діють на літак при польоті в неспокійному повітрі.