Введение к работе
, Актуальность проблемы. Развитие авиации связано с постоянным ростом скоростей и изменением маневренных характеристик современной гражданской и военной авиационной техники. Увеличение функциональных возможностей - дальности полета и грузоподъемности, рост эксплуатационных перегрузок, сокращение взлетных и посадочных дистанций при увеличении удельной нагрузки на крыло привело к созданию летательных аппаратов (ЛА) с гибкими тонкими крыльями. Максимальный прогиб консольных несущих поверхностей, выполненных из композиционных материалов, при расчетных нагрузках может достигать 25-30 от полуразмаха, прогибы на конце крыла современного тяжелого бомбардировщика или транспортного самолета достигают 15 от полуразмаха при эксплуатационных нагрузках.Такие режимы работы несомненно обуславливают повышенные требования к точности расчетов и являются фактором, определяющим актуальность интенсивных исследований как в области теории,так и при разработке методов конструирования и расчета. Развитие численных методов также позволяет сократить объемы дорогостоящих экспериментов на стадии проектирования.
Как правило, в процессе эксплуатации конструкция ЛА подвергается совместному воздействию статических и динамических сил.При этом в принятой в конструкторских бюро расчетной практике не учитывается влияние предварительных статических нагрузок на картину динамического деформирования несущих поверхностей. Однако внимательное изучение данного вопроса показывает, что такой подход в ряде случаев приводит к существенным погрешностям при определении динамических характеристик. Тем более это актуально для гибких несущих поверхностей, надежность и ресурс которых во многом определяют аэроупругие явления. При эксплуатационных нагрузках и больших перемещениях значения напряжений в панелях такого крыла близки к критическим. Вследствие появления сил, действующих в срединной поверхности, изгибная жесткость будет увеличиваться для растянутых панелей и уменьшаться - для сжатых, что не может не сказаться на динамических характеристиках, определяющих панельный флаттер.
Появление дополнительных сил в срединной поверхности крыла может быть вызванно и внешними причинами, в частности, лобовым сопротивлением или тягой двигателя. В настоящее время
существует большое количество летательных аппаратов, для которых возможно появление таких эффектов. Это самолеты типа AH-I24 "Руслан" и АН-224 "Мрия" с двигателями, установленными на большом рзстоянии от корневой части крыла; вертолеты с реактивными двигателями на концах лопастей.
Задачи, в которых в той или иной форме присутствует подгружение, обычно решают, включая в уравнения работу предварительных сил на возможных перемещениях системы, а в матричной форме - построением матрицы геометрической жесткости. Такой подход предполагает предварительный расчет напряженно-деформированного состояния. При этом полагают, что геометрия деформированного состояния практически не отличается от начального недеформированного вплоть до критических значений нагружения.
Предположение о малости амплитуд позволяет отказаться от вычисления напряженно-деформированного состояния, если ввести в динамический расчет геометрически-нелинейную матрицу жесткости, построенную с учетом предварительного статического нагружения.
Актуальность работы определяется сложностью существующих методик по определению динамических характеристик сложных элементов конструкции, особенно при определении границ флаттера; повышенными требованиями к точности поверочных расчетов элементов конструкции летательного аппарата ввиду значительности внешних нагрузок и предельных режимов работы; расширяющимся использованием композиционных материалов и, в связи с этим, необходимостью для конструктора иметь набор программых средств, позволяющих без существенных затрат оценить динамические характеристики при различных условиях нагружения и закрепления.
В данной работе исследуется влияние предварительного нагружения на динамические и аэроупругие характеристики для двух типов конструкций: проводится анализ аэроупругих характеристик крыла, загруженного в срединной поверхности силами в виде тяги двигателя или лобового сопротивления; рассматривается влияние предварительного нагружения, вызванного большими перемещениями всего крыла, на динамические и аэроупругие характеристики элементов несущей поверхности (панельный флаттер).
Цель работы. Построение математической модели несущих поверхностей летательных аппаратов и элементов конструкции сложной геометрии с учетом подгружэнния в срединной поверхности; разработка алгоритма и пакета прикладных программ для численного
исследования влияния подгружения на собственные частоты и динамическую устойчивость в потоке; применение разработанной методики для расчета реальных конструкций.
Научная новизна. Заключается в разработке метода расчета авиационных конструкций, который позволил: а) построить на основе теории Тимошенко в предположении о малости деформаций и конечности перемещений геометрически-нелинейную модель элемента авиационной конструкции в виде несудай поверхности или панели СЛОЖНОЙ геометрии, выполненных из анизатропных материалов; б) разработать методику расчета динамических характеристик предварительно нагруженных конструкций с использованием матрицы геометрической жесткости; в) на основе предложенного алгоритма статической конденсации динамического уравнения равновессия получить линезри-ризованные уравнения, учитывающие предварительное нагружение при использовании нелинейной матрицы жесткости; г) исследовать пределы применимости разработанных схем при определении динамических характеристик авиационных конструкций с учетом предварительного нагружения; д) провести численные исследования модельных и реальных конструкций.
Практическая ценность работы. Разработан универсальный и эффективный метод динамического расчета несущих поверхностей с учетом предварительного нагружения. Предлагаемый метод реализован в виде комплекса программ на языках FORTRAN и С для ЭВМ IBM PC/AT и совместимых типов; внедрен в практику авиационных КБ и используется при создании новой техники.
Достоверность результатов обеспечивается использованием ап-пробированных гипотез;анализом физической достоверности результатов расчета; согласованием результатов с численными и аналитическими решениями других авторов и с результатами проведенного автором эксперимента.
Публикации и апробация работы. Основное содержание работы опубликовано в работах автора [1-6], ее результаты докладывались на восьмой и девятой научно-практических конференциях "Бубновские чтения" (г.Нижний Новгород, 1989 и І99Ґ гг.), на 17 Всесоюзной конференции по современным проблемам строительной механики и прочности летательных аппаратов (г. Харьков, 1991 г.), на науч-яо-технических конференциях Казанского Государственного Технического Университета (КАИ) по итогам работы за I989-I99I гг. и І992-І993ГТ. ( г.Казань, 1992, 1994 гг.)
_ 4 -
. Объем и структура работы. Диссертационная работа состоит из введения, четырех глав, заключения. Основная часть работы состоит из 75 м.п.л., 42 рисунков и таблиц, списка использованной литературы, в котором приведено 230 наименований .