Введение к работе
Актуальності, проблем аэроупругостн обусловлена не только опасными по-едствиями возникновения явлений аэроупругостн, но и невозможностью заранее в де проектирования предсказать их с достаточной достоверностью. Сложность по-ановки и решения задач с учетом современных достижений в области аэроднна-^" ІКИ и теории упругости связана с большими математическими н вычислительными удностями, а также с вопросами создания адекватных математических моделей.
При решении задач аэроупругостн, на различных этапах проектирования, в за-спмости от сложности и требуемой точности решения, используются различные ругне расчетные схемы, которые должны быть объединены по возможности одним сленньш методом реализации. Применение в качестве ((конструкционного» опера-ра маїріщьі жесткости, формируемой на основе метода конечных элементов ГКЭ), позволит использовать различные упругие математические модели с той или он степенью дискретизации расчетной области. При этом на стадии дегалыюй оработки проекта наличие подробной конечно-элементной модели позволит pern, как задачи статической и динамической аэроупругости, так и задачи определе-'' я напряженно-деформированного состояния (НДС) конструкции в целом на базе иной расчетной схемы, что дает возможность комплексно подходить к вопросам іопрочностного проектирования летательных аппаратов (ЛА).
Требования к точности аэродинамических операторов, используемых при ре-;шш задачах аэроупругости, также являются достаточно высокими. В инженерной актике наибольшее развитие получили численные методы линейной аэродинамики іамках схемы идеальной среды, основанные на решении краевой задачи для потен-ала возмущенной скорости. В задачах аэроупругостн широкое распространение пучили методы, в которых аэродинамические особенности, посредством которых делируется воздействие обтекаемого тела на поток, расположены на некоторых эскнх базовых поверхностях, схематически представляющих форму ЛА. При этом ишчные условия пепротекания выполняются не на самой поверхности ЛА, а снося на плоские базовые поверхности. Такой подход к решению задачи обтекания
ЛА получил название теории несущей поверхности. Однако упрощения азродинаї ческой модели, обусловлеігаьіе теорией несущей поверхности, иногда приводят к щественным погрешностям при определении нагрузок в некоторых расчетных с чаях нагружения. Для повышения точности решения аэродинамической части заді необходимо использование панельных методов с высоким порядком распределеї особенностей на панелях и реализацией граничных условий на действительной верхности ЛА.
Существующие методики решения задач аэроупругости в связанной пос новке и созданные на сегодняшний день программные комплексы, не приспособле для использования объемных аэродинамических моделей совместно с подробны конечно-элементными моделями в качестве прочностных. Это связано с тем, что пользуемые методы построения сплайнов, связывающих аэродинамическую и нечно-элементную модели, по существу являются двумерными, что накладывает раничения на использование объемных аэродинамических расчетных схем при ри нии задач аэроупругости.
Для устранения этого недостатка возможны два подхода. Первый - реализої на фирме BOEING. Для решения аэродинамической части задачи, авторами был пользован панельный метод высокого порядка и соответствующая ему простр ствешіая аэродинамическая расчетная схема. Методика решения основана на приї нении двумерных сплайнов, которые могут быть построены отдельно для кану аэродинамической панели (или для группы панелей). Недостатки данного подх< заключаются, во-первых, в существенном увеличении размерности задачи, и, вторых, приводят к потере части аэродинамической нагрузки при выборе плоска сплайна, нормальной к передаваемому компоненту давления.
Другой подход представлен в данной работе. Он основан на редуцироваї матрицы аэродинамической жесткости, однозначно определяющей распределеї давления по поверхности трехмерной компоновки ЛА, к матрице (меньшей разы поста), которая обеспечит эквивалентное распределение давления на плоской расч ной схеме. Данная процедура позволит использовать двумерные сплайны для инт поляции сил и перемещений узловых точек конечно-элементной модели и контро
ных точек пространственной аэродинамической расчетной схемы панельного метода высокого порядка.
Перечисленные выше факторы свидетельствуют об актуальности проблемы создания и модификации существующих методик для решеЕіия специфических, обусловленных практической потребностью, задач аэроупругости с использоваїшем МКЭ и современных методов определения аэродинамических характеристик ЛА.
Целью работы является создание математической модели и инженерной методики, реализованной в алгоритмах и программах, повышающей точность решения задач статической аэроупругости (в рамках использования линеаризованного уравнения для потешшала скорости и линейных соотношений теории упругости). Это достигается использоваїшем в качестве конструкционного оператора матрицы жесткости, получешюй на основе МКЭ, и сформированного на основе панельного метода высокого порядка аэродинамического оператора.
Научная новизна диссертационной работы состоит в следующем:
-
Проведен анализ результатов расчета, полученных на основе теории несущей поверхности и панельного метода высокого порядка, а также их сопоставление с экспериментальными данными, в результате чего выявлены погрешности, вносимые методами, основанными на теории несущей поверхности, в расчет аэродинамических характеристик и нагрузок на агрегаты планера ЛА. Обоснована целесообразность применения более совершенного аэродинамического оператора при решении задач статической аэроупругости.
-
Сформирован аэродинамический оператор на основе панельного метода высокого порядка, полученный редуцированием матрицы аэродинамической жесткости, что позволило использовать объемные аэродинамические расчетные схемы при решении задач статической аэроупругости.
-
Разработана методика интеграции панельного метода высокого порядка в последовательность решения задач статической аэроупругости.
-
Осуществлена численная реализация предложенных алгоритмов и представлены результаты расчета, полученные на основе разработанной методики.
Практическая ценность диссертации состоит в разработке комплекс программ, позволяющем осуществить переход от упрощенной аэродинамическо модели, основанной на теории несущей поверхности, к трехмерной, использующе линейное и квадратичное распределение аэродинамических особенностей на панеля моделирующих действительную поверхность ЛА, что позволило повысить точност решения задач статической аэроупругостп.
Достоверность полученных результатов и выводов обеспечивается строгость) применяемого математического аппарата и соответствием результатов сформирован ного аэродинамического оператора экспериментальным данным.
Апробация работы. Результаты диссертационной работы докладывались і обсуждались на И и III конференциях пользователей MSC (Москва, 1999 и 2000' Научной конференции, посвященной 70-летию МАИ (Москва, 2000). Материал! главы 3 представлены отдельной работой на конкурсе научно-технических рабо молодых специалистов "ОКБ Сухого" (1999) и конкурсе научно-технических рабоз посвященному 70-летию МАИ (2000), где были удостоены первых мест.
Внедрение результатов. Разработанный комплекс программ внедрен в АО(У «ОКБ Сухого».
Публикации. По материалам диссертации опубликовано 3 статьи.
Струїстура и объем работы. Диссертация состоит из введения, пяти глав, за ключения и списка литературы. Диссертационная работа представлена на 121 стра нице, содержит 50 рисунков и 1 таблицу. В список литературы включено 141 на именование.
