Модель зовнішніх навантажень на пружне крило літака транспортної категорії при польоті в неспокійному повітрі
| dc.contributor.advisor | Бондар, Юрій Іванович | |
| dc.contributor.author | Гевко, Богдан Андрійович | |
| dc.date.accessioned | 2023-12-19T11:01:58Z | |
| dc.date.available | 2023-12-19T11:01:58Z | |
| dc.date.issued | 2023 | |
| dc.description.abstract | Гевко 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. | uk |
| dc.description.abstractother | Hevko B.А. Model of external loads on an elastic wing of a transport category aircraft when flying in turbulent air. – Qualifying scientific work on the rights of the manuscript. Thesis for the degree of Doctor of Philosophy, in specialty 134 – Aviation and Aerospace Technologies, in the field of knowledge 13 – Mechanical Engineering. – Educational and Scientific Institute of Aerospace Technologies, National Technical University of Ukraine «Igor Sikorsky Kyiv Polytechnic Institute», Ministry of education and science of Ukraine, Kyiv, 2023. The Ph.D. thesis is devoted to the issue of developing a model of external loads acting on a wing of a large elongation (λ≥8) of a transport category aircraft when flying in turbulent air, taking into account aeroelasticity based on calculation and experimental studies. Requirements for the analysis of dynamic load from air gusts and continuous turbulence are regulated by airworthiness standards. Loads on the wing are the initial data for the analysis of the stress-strain state of the structure and must correspond to the loads acting in real flight conditions. The strength built into the wing structure, its weight efficiency, and parameters of fatigue strength depends on the degree of this compliance. It is known that the fatigue strength of the structure depends on the stresses in the 4th degree. Thus, an error in load calculations of ±5% leads to losses or an increase in fatigue strength by 20%. As a result, high stresses in the wing structure lead to the appearance of fatigue defects (cracks), while low stresses lead to a loss of weight efficiency and increased operating costs. Thus, obtaining such a calculation model of external loads, which with high accuracy coincides with the data of experimental studies and will allow us to carry out the necessary calculations at the early stages of aircraft design, is an urgent scientific and practical task. The purpose of the research is to obtain a mathematical model of the external loads of the aircraft when flying in turbulent air, which will ensure the correspondence of the results of the numerical solution, taking into account the effects of unsteady aerodynamics, to the results of the experiment. The introduction substantiates the choice of the research topic, formulates the purpose and tasks of the research, highlights the connection with research programs and works, as well as scientific novelty and practical significance of the results obtained. Information about the approbation of the results of the dissertation work and the author's personal contribution has provided. The first chapter provides an overview of the literature on the topic of the research. First of all, the types of air gusts, used to determine the load on the aircraft structure are considered: static vertical wind gust, single gust (in the form of 1-cos), and continuous turbulence (power spectral density (PSD) of turbulence in the form of von Karman). The methods of determining the loads on the wing of the aircraft during flight in turbulent air are considered. The procedure for calculating loads is formulated: designing an elastic-mass model of an airplane; performing a modal analysis of the structure; designing an aerodynamic model and calculating aerodynamic coefficients, forces, and moments for the studied flight conditions; calculating load increments from air gusts and summation with horizontal flight loads to obtain integral forces and moments. Experimental methods of studying the elastic and aeroelastic characteristics of the structure are described: ground vibration test (GVT), and testing of a dynamically scaled model in a wind tunnel. The method of processing loads measured during flight tests is also considered. Based on the analysis carried out in the first chapter, conclusions are drawn and problems that need to be solved to achieve the theoretical and practical aims of the study are formulated. The second chapter describes and presents the mathematical algorithms of work of the proposed model of external loads, which act on the structure of the wing of a transport category aircraft when flying in turbulent air. During designing aircraft structure, models of parts and assemblies are transformed into finite element models (FEM), which in turn form global FEM of aggregates and the entire aircraft structure, which have 104 -106 degrees of freedom and require significant computing power. Therefore, an algorithm for determining and constructing the stiffness axis of a complex spatial aggregate has formulated. That makes it possible to describe the load and deformed state of the structure using the linear engineering theory of bending and torsion of beams of variable stiffness, which uses the hypothesis of plane sections. Thus, a spatial beam elastic-mass model of the aircraft has obtained, for which the mathematical algorithms for designing and determining the forms and frequencies of natural oscillations are describe below. Three methods of determining the aerodynamic loads on the elastic structure of the aircraft are considered: 1) the method of stationary vortices; 2) the method of non-stationary vortices; 3) method of circulation. The obtained results made it possible to formulate a method for determining the loads that act on aircraft units, including on the wing during the flight in turbulent air: 1. The Lanzosh method is used in the modal analysis of the structure. 2. To take into account non-stationary aerodynamic forces, the method of nonstationary vortices is used with the determination of these forces in the time domain by direct integration of the equations over time. 3. Dynamic loads are determined by distributed forces. 4. A method based on the decomposition of the elastic static deformations into a series of forms of natural oscillations, is used to determine the loads in horizontal flight. In this case, the classic methods of determining the static loads are used to verify the elastic-mass and aerodynamic models. The third chapter formulates and describes the structure and principle of operation of the integrated model for calculating loads, which act on the aircraft when flying in turbulent air. The software is divided into control routines and separate subtasks (segments), which are executed sequentially. Information exchange is carried out through common blocks of segments higher in the loading hierarchy. This made it possible to create a chain of logical models of the interaction of software tools. The list, structure, and order of organization of input and output data, which are necessary to calculate the loads acting on the aircraft wing during flight in turbulent air, are also given. The fourth chapter contains the results of mathematical modeling, GVT, and flight tests, which allowed us to analyze the faithfulness of the proposed model of external loads. The difference between the results of calculating the loads acting on the elastic wing of the transport category aircraft during flight in conditions of continuous turbulence using the DNV (Dinamika nespokojnogo vozduha) and IMAD (Interactive Multidisciplinary Aircraft Design) methods was determined. In general, the values of the loads calculated using IMAD are lower than the values calculated using DNV. The differences in the results are caused by the use of different methods of describing the aerodynamic surfaces of the aircraft and the methods of determining the aerodynamic loads. Therefore, various methods of mathematical modeling of aircraft flow are additionally considered: the dipole lattice method (DLM), the panel method (Panel), the dipole lattice and constant pressure method (DLM/CPM), and the vortex frame method (VFM). Taking into account the effects of non-stationary aerodynamics leads to a change in the values of load increments from air gusts (up to 2% in the root sections of the wing and up to 10% in the end sections). The influence of the number of calculated tones of oscillations of the aircraft structure on the wing loading is considered. It was determined that with an increase in the number of tons, the magnitude of the loads increases, except for horizontal flight loads, which practically do not depend on the number of tons. When increasing the number of tones from 20 to 40, the values do not differ by more than 0.5% for the vertical overload ny and by no more than 0.1% for the transverse force Qy and moments Mz and Mx. Although the maximum frequencies differ by almost 3.5 times (30 and 104 Hz), and the calculation time differs by almost 4 times. The load during flight in conditions of continuous turbulence at different modes (velocity, height) was also calculated. The maximum loads are obtained at the minimum altitude; however, a significant torque is also obtained at the altitude at which the maximum Mach number MC is reached. In addition, an analysis of the dynamic response of the aircraft structure was performed by determining the frequencies and forms of natural oscillations of regional transport aircraft (RTL-178). The results of the conducted analysis are compared with the results of the GVT of the An-178 aircraft, and a high (up to 2.5%) convergence of oscillation frequencies was obtained. In addition, the loads that occur in case of sustained wing-mounted engine rotor imbalance conditions of the rotor are determined. That showed the possibility of applying the proposed models of aircraft and loads to solve problems of dynamic loading of aircraft units. The scientific novelty of the results: 1. A mathematical model of external loads during flight in turbulent air for an elastic airplane is improved, which takes into account the mass, elastic, and aerodynamic characteristics of the aircraft structure and the parameters of air gusts and makes it possible to increase the accuracy of calculations up to 2.5%. 2. A new computer-integrated technology for calculating aircraft loads using a comprehensive mathematical model of an elastic transport category aircraft with a high aspect ratio wing based on beam mass-inertial models of aircraft structure and panel aerodynamic methods is synthesized. 3. The parameters of the influence of external factors on the load and dynamic response of the wing structure of a transport category aircraft in accordance with its elastic model and the parameters of external factors, using the proposed loads model, are identified. 4. On the basis of computer technology, the computational methods of DNV and IMAD, as well as the panel aerodynamic methods DLM/CPM, VFM, DLM, and Panel, used to determine the loads acting on the aircraft during flight in turbulent air, are systemically integrated. | uk |
| dc.format.extent | 180 с. | uk |
| dc.identifier.citation | Гевко, Б. А. Модель зовнішніх навантажень на пружне крило літака транспортної категорії при польоті в неспокійному повітрі : дис. … д-ра філософії : 134 Авіаційна та ракетно-космічна техніка / Гевко Богдан Андрійович. – Київ, 2023. – 180 с. | uk |
| dc.identifier.uri | https://ela.kpi.ua/handle/123456789/63214 | |
| dc.language.iso | uk | uk |
| dc.publisher | КПІ ім. Ігоря Сікорського | uk |
| dc.publisher.place | Київ | uk |
| dc.subject | атмосферна турбулентність | uk |
| dc.subject | навантаження | uk |
| dc.subject | крило | uk |
| dc.subject | літак | uk |
| dc.subject | чисельне моделювання | uk |
| dc.subject | аеродинаміка | uk |
| dc.subject | втома | uk |
| dc.subject | моделювання польоту | uk |
| dc.subject | динамічна реакція | uk |
| dc.subject | аеропружність | uk |
| dc.subject | аеродинамічні характеристики | uk |
| dc.subject | моделювання авіаційних конструкцій | uk |
| dc.subject | atmospheric turbulence | uk |
| dc.subject | loads | uk |
| dc.subject | aircraft | uk |
| dc.subject | wing | uk |
| dc.subject | numerical simulation | uk |
| dc.subject | aerodynamic | uk |
| dc.subject | fatigue | uk |
| dc.subject | flight simulation | uk |
| dc.subject | dynamic response | uk |
| dc.subject | aeroelasticity | uk |
| dc.subject | aerodynamic characteristics | uk |
| dc.subject | aircraft structure modeling | uk |
| dc.subject.udc | 629.735.33.015.4 : 533.69.048.05 | uk |
| dc.title | Модель зовнішніх навантажень на пружне крило літака транспортної категорії при польоті в неспокійному повітрі | uk |
| dc.type | Thesis Doctoral | uk |
Файли
Контейнер файлів
1 - 1 з 1
Вантажиться...
- Назва:
- Hevko_dys.pdf
- Розмір:
- 6.95 MB
- Формат:
- Adobe Portable Document Format
- Опис:
Ліцензійна угода
1 - 1 з 1
Ескіз недоступний
- Назва:
- license.txt
- Розмір:
- 9.01 KB
- Формат:
- Item-specific license agreed upon to submission
- Опис: