Содержание к диссертации
Введение
1. Процедуры обоснования ресурса модифицированной конструкции 13
1.1 Роль и место обеспечения усталостной прочности конструкции в цикле сертификации модифицированного самолета 13
1.2 Предлагаемая последовательность действий для обоснования ресурса перепроектированной конструкции 15
1.3 Перспективные методы поэкземплярного учета расхода - остатка ресурса в эксплуатации 1.3.1 Виртуальные ресурсные испытания 20
1.3.2 Диагностика структурной целостности конструкции
1.4 Обоснование ресурса неизменяемых мест конструкции 24
1.5 Задачи исследования 26
2. Конечно-элементный анализ твердотельных сборок как основа расчета долговечности перепроектированных мест конструкции 28
2.1 Подготовка геометрической модели 28
2.2 Построение конечно-элементных сеток 31
2.3 Постановка вычислительного эксперимента 35
2.4 Аппаратное обеспечение 38
2.5 Поверка расчетов натурным экспериментом
2.5.1 Поверка расчетов общего НДС 41
2.5.2 Поверка расчетов локального НДС и долговечности 46
2.6 Выводы к главе 2 48
3. Расчетные и экспериментальные методы определения динамических характеристик модифицированной конструкции планера самолета 50
3.1 Постановка вычислительного эксперимента для исследования динамического отклика конструкции 50
3.2 Особенности конечно-элементного моделирования планера самолета для исследования его динамических свойств 52
3.3 Численное моделирование гидроупругого взаимодействия конструкции с взволнованной водной поверхностью 54
3.4 Определение частот и форм колебаний самолета в полете с использованием современного цифрового распределенного измерительного комплекса 56
3.5 Выводы к главе 3 63
4. Сопровождение эксплуатации самолета модифицированной конструкции 64
4.1 Инструментальное обеспечение поэкземплярного учета расхода остатка ресурса 64
4.2 Основные принципы и алгоритмы использования МСРП для оценки накопления усталостной повреждаемости 66
4.2.1 Упрощённые модели восстановления эквивалентных нагрузок по эквивалентной перегрузке 66
4.2.2 Алгоритмы восстановления переменных нагрузок с помощью функциональных моделей 75
4.3 Система мониторинга нагрузок 84
4.3.1 Схемные решения перспективной СМН 84
4.3.2 Опытный экземпляр СМН самолёта Бе-200ЧС
4.4 Корректировка разделов эксплуатационной документации 95
4.5 Комбинирование методов обоснования ресурса 97
4.6 Выводы к главе 4 98
Основные результаты и выводы по работе 99
Список использованных источников 100
Приложение
- Предлагаемая последовательность действий для обоснования ресурса перепроектированной конструкции
- Постановка вычислительного эксперимента
- Особенности конечно-элементного моделирования планера самолета для исследования его динамических свойств
- Упрощённые модели восстановления эквивалентных нагрузок по эквивалентной перегрузке
Введение к работе
Актуальность темы.
Заключение о ресурсе основных силовых элементов конструкции самолёта нового типа получают по результатам лабораторных ресурсных испытаний специально изготовленного планера. Зачастую (и это экономически оправдано) базовая конструкция даёт старт целому семейству самолётов. При модифицировании имеющейся (и уже испытанной) конструкции неизбежно возникает вопрос о способе подтверждения лётной годности по условиям прочности при длительной эксплуатации. Вероятно как появление новых критических мест в изменяемой конструкции, так и нового спектра применения самолёта, то есть иных условий нагружения неизменяемых мест конструкции.
Первый и максимально надёжный способ подтверждения лётной годности - путём постройки и полномасштабных ресурсных испытаний дополнительного планера модифицированной конструкции (после испытаний этот планер утилизируется). Второй способ предполагает локальные натурные испытания для изменяемых мест, для неизменяемых -установление эквивалентов по повреждаемости между различными типовыми полётами. Второй способ является более предпочтительным в силу меньших временных и материальных затрат, но его надёжность должна быть доказана.
Как правило, большинство критических мест при нагружении планера находится в объёмном (трёхмерном) напряжённо-деформированном состоянии (НДС). Можно изготовить модифицированные фрагменты "в металле", но достоверно воспроизвести их НДС таким, каким оно является в составе конструкции, силами испытательной лаборатории крайне сложно. С другой стороны, развитие вычислительной техники позволило проводить прямое численное моделирование сложнейших мультифизичных процессов, таких как: гидро- и аэроупругое взаимодействие окружающей среды и авиационной конструкции, пластическая деформация материала, зарождение и развитие трещин - в приложении к инженерным задачам, однако, прогнозирование точности конечного решения крайне затруднительно. Необходимо и возможно отыскание компромисса между двумя полюсами: натурным и вычислительным экспериментом.
Какой бы способ оценки долговечности и живучести конструкции не реализовывался - испытания полноразмерного планера или фрагментов, для нового типа или модификации, в основе этой деятельности находится ожидаемый спектр применения самолёта, то есть набор типовых полётов и доля их осуществления в общем количестве полётов. Впоследствии, фактические условия эксплуатации, могут отличаться от расчётных, как в целом по парку, так и поэкземплярно. Отслеживание фактических условий эксплуатации является обязанностью разработчика самолёта и необходимым условием для поэтапного увеличения назначенного ресурса.
Актуальность настоящей диссертационной работы определяется отсутствием в отечественной практике примеров реализации стратегии эксплуатации планера транспортного самолёта по состоянию, способной управлять программой технического обслуживания конкретного экземпляра для снижения стоимости эксплуатации.
Цель работы.
Разработка методов обоснования назначенного ресурса на основе натурных испытаний исходной конструкции, комплекса расчётно-экспериментальных работ, лётных испытаний и данных эксплуатации самолёта-модификации, не требующих постройки и ресурсных испытаний полноразмерного модифицированного планера.
Задачи исследования.
Разработка методики расчёта конечно-элементных моделей модифицированных агрегатов конструкции путём структурного анализа твёрдотельных сборок высокой детализации с применением высокопроизводительных (суперкомпьютерных) вычислений.
Разработка методики численного моделирования гидроупругого взаимодействия конструкции лодки самолёта-амфибии с взволнованной водной поверхностью в связанной постановке для оценки накопленной усталостной повреждаемости днища.
Разработка математического аппарата идентификации упругих колебаний планера, определения частот, фаз и узлов этих колебаний на основе спектрального анализа отклика конструкции на широкополосное возмущение в режиме реального времени для диагностики случайных повреждений основных силовых элементов конструкции.
Разработка методов поэкземплярного отслеживания расхода-остатка назначенного ресурса планера с использованием критериев, более тесно связанных с накапливаемой повреждаемостью, нежели традиционно применяемая наработка в лётных часах и количестве полётов.
Объект исследования. Модифицированная конструкция планера самолёта транспортной категории.
Предмет исследования. Процедуры обоснования назначенного ресурса планера самолёта модифицированной конструкции.
Методы исследования. Математическая статистика - метод наименьших квадратов. Цифровая обработка сигналов - фильтрация во временной области методом скользящего среднего, частотная цифровая рекурсивная фильтрация на основе прямого и обратного преобразования Фурье, спектральный анализ, корреляционный анализ. Прочностной расчёт -метод конечного элемента. Анализ выносливости - схематизация процесса нагружения методом пиков, методом полных циклов. Определение назначенного ресурса - метод безопасного ресурса.
Достоверность и обоснованность полученных результатов подтверждается использованием апробированных методов расчёта напряжённо-деформированного состояния конструкций, решением
специально поставленных тестовых задач, а также сопоставлением результатов расчёта с данными натурного эксперимента.
Основные положения, выносимые на защиту.
Методы обоснования ресурса модифицированной конструкции планера самолёта, не требующие постройки и испытаний полноразмерного модифицированного планера.
Метод идентификации частот и форм колебаний самолёта в полёте под воздействием атмосферной турбулентности на основе анализа отклика конструкции на широкополосное возмущение в режиме реального времени для диагностики случайных повреждений основных силовых элементов конструкции.
Научная новизна. Впервые предложен подход к реализации стратегии эксплуатации планера по состоянию посредством создания, одновременно со сдачей экземпляра самолёта в эксплуатацию, электронного «дублёра» данного экземпляра с отражением в нём как производственных отклонений от конструкторской документации, так и переменной нагруженности в эксплуатации.
Практическая значимость. Обоснованы состав и характеристики, укомплектован и запущен в эксплуатацию расчётный кластер отдела прочности ТАНТК для структурного анализа твёрдотельных сборок конечно-элементных моделей деталей точного цифрового макета изделия в режиме параллельных вычислений.
Проведены лётные испытания по определению запасов аэроупругой устойчивости самолёта-модификации с использованием метода идентификации колебаний планера в полёте на основе спектрального и корреляционного анализа показаний датчиков перегрузок.
Разработан и согласован с авиационными властями раздел руководства по эксплуатации многоцелевого самолёта Бе-200ЧС, позволяющий исчислять расход-остаток назначенного ресурса в зависимости от спектра применения.
Определена конфигурация и опробованы элементы бортовой системы измерений, способной обеспечить сопровождение эксплуатации, в части мониторинга расхода-остатка ресурса, в качестве штатной необслуживаемой бортовой системы с произвольным территориальным размещением удалённого наземного рабочего места оператора (доступ к данным осуществляется через сеть Internet).
Реализация результатов работы. Разработанные методики и алгоритмы внедрены в практику ПАО «Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г. М. Бериева» и реализованы в программно-математическом обеспечении автоматизированных рабочих мест обработки данных лётных испытаний, обработки бортовых регистраторов параметров полёта серийных самолетов, в эксплуатационной документации самолётов Бе-200ЧС.
Апробация работы. Результаты диссертационной работы доложены, обсуждены и одобрены на Второй научно-практической конференции молодых учёных и специалистов «Исследования и перспективные разработки
в авиационной промышленности» (г. Москва, 2004 г.), V научной конференции по гидроавиации «Гидроавиасалон-2004» (г. Геленджик, 2004 г.), 5-й международной конференции «Авиация и космонавтика - 2006» (г. Москва, 2006 г.), IX международной научной конференции по гидроавиации «Гидроавиасалон-2012» (г. Геленджик, 2012 г.), 29th Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences (г. Санкт-Петербург, 2014 г.), International Forum on Aeroelasticity and Structural Dynamics (г. Санкт-Петербург, 2015 г.).
Публикации. По теме диссертации опубликовано 9 печатных работ, в том числе 4 статьи в периодических и научно-технических изданиях, рекомендованных ВАК РФ.
Объём и структура работы. Диссертация состоит из введения, четырёх глав, основных результатов, выводов по работе, списка использованных источников из 57 наименований. Работа содержит 109 страниц машинописного текста, 34 рисунка, 10 таблиц.
Предлагаемая последовательность действий для обоснования ресурса перепроектированной конструкции
Применяемые на сегодняшний день способы учета переменной нагруженности в эксплуатации позволяют, во-первых, обоснованно понизить соответствующий коэффициент надежности [31], во-вторых, определить и использовать поэкземплярныи эквивалент между проведенными натурными ресурсными испытаниями и эксплуатацией. Однако, область применения данного подхода ограничена теми основными силовыми элементами и теми этапами типового полёта, которые представлены в программе наземных ресурсных испытаний. Например, можно воспроизвести нагрузки функционирования, манёвренные и «болтаночные» нагрузки, даже создать фазовые сдвиги между компонентами нагрузок (изгибом и кручением), близкие к реальным. Степень подробности воссоздания полей давлений на поверхности самолёта определяется только количеством каналов нагружения.
Известны примеры моделирования динамического напряжённого состояния конструкции при случайном нагружении [32], воспроизведения в лабораторных условиях вибрационных нагрузок на агрегаты самолёта, записанных в лётном эксперименте [33]. Эти нагрузки высокочастотные, но процесс нагружения стационарный, при применении соответствующего оборудования (вибростендов различного типоразмера) агрегат может быть испытан.
В отличие от воздушных или вибрационных нагрузок, нагрузки на водоизмещающую часть самолёта-амфибии при контакте с водой носят быстроизменяющийся, ударный характер и не могут быть воспроизведены в условиях испытательной лаборатории. Имеющиеся в распоряжении испытателей средства приложения давления к поверхности днища технически не в состоянии реализовать форму и длительность воздействия, законы распределения по длине лодки. В зарубежной практике применяется численное моделирование взаимодействия конструкции с водной поверхностью [34], [35], [36]. Упомянутые примеры относятся к демонстрации соответствия требованиям сертификационного базиса по прочности при аварийной посадке на воду. Случаев, когда данная информация была бы источником данных о переменной нагруженности, о повторяемости напряжений водоизмещающей части днища в эксплуатации, для оценки ресурса, в открытой печати нет. Вместе с тем, вариации состояния водной поверхности (высота, длина, профиль, интерференция волн) куда более многочисленные, нежели характеристики турбулентности атмосферы. Для пожарного самолёта-амфибии движение по воде является типовым режимом эксплуатации. В этой ситуации уместно направить усилия разработчика самолёта не на систематизацию внешнего нагружения (к которому, в отличие от полета в турбулентности, стоит отнести ещё и приёмы пилотирования на воде), а на поэкземплярное накопление «истории нагружения» элементами расчётной модели, которая повторяла бы фактически выполненные в эксплуатации режимы. Зарегистрированные системой мониторинга нагрузок перегрузки, угловые ускорения, изгибающие моменты служили бы критериями оптимизации, а высота, длина, профиль волнения - входными параметрами оптимизации. После подбора поверхности воды и такой траектории движения по ней упрощённой модели, можно будет выполнить расчёт местной прочности, накопленной повреждаемости на подробной модели. Накопление результатов должно происходить поэкземплярно, количество расчётных моделей равно, при таком подходе, количеству экземпляров самолётов в эксплуатации. Для оценки расхода и остатка ресурса накопленная повреждаемость будет соотноситься не с накопленной повреждаемостью в испытаниях, а с характеристиками выносливости конструкционных материалов с учетом геометрических и силовых концентраторов напряжений. Аналогичное, по сути, моделирование нагружения реальной конструкции самолёта при рулении, в зависимости от эксплуатационных факторов (скорости руления, ровности рулёжных дорожек, давления в пневматиках, направления и скорости ветра) уже выполняется в МГТУ ГА [37].
Построение такой системы учёта расхода-остатка ресурса является предметом среднесрочной перспективы, охватывает не только модифицированные самолёты, а и сертифицированные в том числе. Однако, отдельные компоненты, созданные в рамках данной диссертационной работы, способны составить основу системы учёта с помощью «виртуальных испытаний».
На основе предложенной в п. 1.2 последовательности действий возможно существенное расширение функций систем мониторинга нагрузок. В случае их использования для структурной диагностики на основе контроля модальных параметров под воздействием атмосферной турбулентности в режиме реального времени, можно обнаруживать не только усталостные, но и случайные повреждения, что значительно повышает надёжность контроля состояния планера самолета. В свою очередь, это позволит выполнять периодическое техническое обслуживание планера, связанное с визуальным и инструментальным контролем, не по консервативной программе (в предположении, что повреждение есть и развивается), а по фактическому состоянию, отраженному средствами документирования системы мониторинга, что значительно снизит стоимость эксплуатации. В работах [38], [39] приведены подходы к идентификации повреждения при известных модальных параметрах повреждённой конструкции, либо известной реакции повреждённой конструкции на известное случайное, либо гармоническое внешнее воздействие. Объектом исследования были простейшие балки. Разрешающую способность такого метода для диагностики самолётных конструкций ещё предстоит оценить, но очевидно, что его применение невозможно без надёжной и быстрой идентификации модальных параметров конкретного экземпляра самолета. Отличительной особенностью таких сложных механических систем, как планер транспортного самолета, является высокая «насыщенность» собственными формами сравнительно узкого частотного диапазона, ориентировочно, от 2 Гц до 10 Гц. Разница собственных частот составляет десятые доли Герц. В этих условиях качество модального анализа определяется количеством и правильно выбранными местами установки датчиков. Рост количества задействованных датчиков влечёт за собой увеличение времени и трудоёмкости обработки данных эксперимента. Достижение хорошего качества модального анализа одновременно с приемлемой продолжительностью осуществимо путём математического описания признаков собственных колебаний, превращением описания в алгоритмы, передача процедуры анализа экспериментальных данных компьютеру. Решение этой задачи, в сочетании с твёрдотельной моделью и суперкомпьютерными вычислительными ресурсами, позволит не только сравнить текущие модальные параметры с эталонными, соответствующими новому объекту, но и в случае отличия текущих модальных параметров от эталонных, локализовать зону возможного дефекта, сузив тем самым объём инструментального контроля.
Постановка вычислительного эксперимента
В качестве первичных требований к твёрдотельным (объёмным) расчётным сеткам следует принять их слоистость по толщине и обеспечение малых толщин элементов у поверхности деталей для точной аппроксимации пиковых значений напряжений и точной оценки деформации всех деталей.
Из возможных вариантов топологий, преимущества и недостатки которых описаны в таблице 2.1, сразу можно исключить декартову неструктурированную сетку по причине ее низкой точности аппроксимаций решения у криволинейных границ, а также чрезмерно большой размерности для деталей большого удлинения при обеспечении слоистости сетки. Наиболее привлекательным видится использование структурированных сеток из гексаэдров блочного типа, которые позволяют получить полную анизотропию сетки, то есть вытянутость гексаэдров по двум измерениям при достижении предельно малых размерностей сеточной модели. Однако, для сложных деталей при использовании универсальных сеточных генераторов, трудоёмкость ее создание неприемлемо велика.
В современных расчетных пакетах, в том числе в UG NX Nastran, реализованы и активно используются эффективные автоматические сеточные генераторы неструктурированных расчётных сеток из тетраэдров. Применение этих генераторов даёт возможность решать задачи структурного анализа для деталей малого удлинения и без специфических требований. Случай, когда характерные размеры геометрических особенностей сопоставимы по двум координатным направлениям, а по третьему значительно превышают первые два (например, лонжерон или стрингер) автоматическая генерация конечных элементов приводит к росту размерности сетки до неприемлемых значений.
Одним из решений этой методической задачи может быть использование гибридных неструктурированных расчетных сеток с использованием слоев призм у поверхности твёрдотельной детали. Такая топология сетки позволяет сохранить высокую степень автоматизации построения, малую размерность расчётной модели при реализации высокой одномерной анизотропии, то есть получить пластинчатые элементы сетки у поверхности с произвольной относительной толщиной. Подобные расчётные сетки широко используются в задачах динамики текучих сред для детального расчёта пограничного слоя. Ограничением относительной толщины элемента является требование невырожденности якобиана преобразования координат узлов из глобальной системы координат в местную систему координат элемента.
В результате тестовых сравнительных расчётов установлено, что для таких расчетных сеток необходимо использовать по 2 слоя призм на сторону плиты с коэффициентом роста толщин призм от поверхности около 2. Также следует задавать толщину призмы у поверхности детали не более 10% от местной толщины, однако малые толщины призм приводят к повышенному соотношению сторон элемента, что ведет к увеличению вычислительных затрат при решении СЛАУ с использованием итерационного решателя.
После того, как пройдены этапы подготовки геометрии и построения сетки, в расчётную модель необходимо добавить нагрузки и ограничения, назначить деталям материал, контакт или «склейку», настроить параметры решения и осуществить запуск решения.
Традиционно практикуется оценка общего НДС пластинчато-стержневой модели под нагрузками расчетных случаев, предписанных нормами прочности. Это позволяет выполнить подбор поперечных сечений основных силовых элементов, подтвердить соответствие требованиям пунктов сертификационного базиса по предельным случаям. С использованием граничных условий пластинчатой модели и локальных моделей критических мест, содержащих крепеж, можно выполнить предварительную оценку ресурса в рамках теории линейного суммирования повреждений. Но вблизи расчётных нагрузок для получения достоверных данных, необходим учет как физической, так и геометрической нелинейности, что значительно увеличивает время расчёта. Нелинейность различают физическую, когда тензор напряжений в точке нелинейно связан с тензором деформаций (явление текучести) и геометрическую, когда линейная постановка дает существенные ошибки и расчет напряжённо деформированного состояния выполняется в виде последовательного пошагового решения той же линейной задачи, но с промежуточной коррекцией положения узлов сетки.
Более достоверные результаты расчета долговечности и живучести критических мест даёт оценка как общего, так и местного НДС единой твердотельной модели по циклограмме нагружения при ресурсных испытаниях. Уровень нагрузок ниже, что ближе к эксплуатационному нагружению, есть возможность учесть правую ветвь кривой выносливости. Для оценки ресурса модифицированной конструкции необходимо использовать нагрузки из программы ресурсных испытаний прототипа. Как правило, это блочное нагружение с повторяющимися статическими расчётными случаями. Есть основания применять линейное статическое решение.
Закрепление должно отвечать требованиям достоверности воспроизведения моделью эксплуатационных условий работы конструкции. Способов задания граничных условий в современных расчётных пакетах достаточно много, они сводятся к ограничениям (полным или выборочным) трёх поступательных и трёх вращательных степеней свободы. Правильность применения определяется квалификацией инженера-расчетчика.
Порядок действий изложен в руководстве пользователя расчётной системы, в методических пособиях соответствующих учебных курсов. Рекомендации к применению настроек решения, в связи со спецификой решаемой задачи, к сожалению, в отечественных руководящих документах по проектированию самолетов не представлены. В данном разделе приведены сведения о возможных настройках решения, области применения каждой из них. После сборки системы линейных алгебраических уравнений (СЛАУ) из конечных элементов, относительно узловых значений переменных, следующим этапом является ее решение с заданными точностями. Для задач структурного анализа возможны различные методы решения СЛАУ [41], которые можно объединить в две группы:
При использовании прямого метода достигаются точные решения, с ошибкой до величины погрешности операций с плавающей запятой математического сопроцессора. Этот метод является чрезмерно затратным с точки зрения используемого объема памяти и времени счета для рассматриваемых задач. Отличительной особенностью прямых методов является образование новых ненулевых элементов матрицы коэффициентов при решении СЛАУ вплоть до полного заполнения исходной изначально разряженной ленточной матрицы. Это приводит к кубической зависимости времени счёта от размерности задачи, чем и объясним прогрессирующий проигрыш при больших размерностях по сравнению с итерационными методами. Однако при использовании прямого метода характеристики матрицы коэффициентов СЛАУ практически не важны, то есть качество расчётной сетки не влияет ни на результат расчёта ни на процесс решения СЛАУ, что является определённым преимуществом метода. Для прямых методов потребный объём памяти на 1 млн. гексаэдров превышает 1Гбайт.
Применение итерационных методов решения позволяет получить некоторый выигрыш: потребный объем памяти на 1 млн. гексаэдров составляет 0,4-0,5 Гбайт. 2.4 Аппаратное обеспечение
На основе тестовых расчётов определены потребные характеристики аппаратного обеспечения. Одной из основных рекомендаций при конфигурации аппаратной части является использование четырёхядерных процессоров с максимальной тактовой частотой ядра. В данном случае наиболее оптимальным решением является использование двухпроцессорной серверной конфигурации с 4-ядерными процессорами с тактовой частотой 3.3 ГГц. Подобный вариант позволяет сократить финансовые затраты на лицензионное ПО и получить максимальную производительность для лицензии ANSYS НРС на 8 процессов. В качестве основной расчётной единицы для анализа твёрдотельных сборок была выбрана рабочая станция DELL Power Edge Т620 с двумя 4-ядерными процессорами, 192 Гб оперативной памяти, профессиональной видеокартой NVIDIA Quadro 4000 и графическим ускорителем NVIDIA Tesla С2075. Возможность дальнейшего объединения таких станций в кластер обеспечена дополнительной высокоскоростной сетевой картой.
Примеры решённых задач в UG NX8.5 Advanced Simulation одной рабочей станцией представлены в таблице 2.2. Метод решения прямой, постановка линейная. Прогиб консоли крыла под нагрузкой составляет 2,7%, что оправдывает использование решателя линейной статики.
Особенности конечно-элементного моделирования планера самолета для исследования его динамических свойств
Таким образом, применение модернизированного метода позволяет, после получения графиков спектральной плотности мощности и взаимных спектров, формализовать условия существования симметричных и антисимметричных колебаний, что делает возможным применения программных средств для выполнения автоматической проверки динамических свойств в заданном частотном диапазоне с формированием справки - отчета в установленной пользователем форме. Кроме того, отличительной особенностью модернизированного метода является возможность обработки данных от большого массива датчиков, расположенных произвольным образом.
Для подтверждения эффективности предложенного метода на основе использования современного ИК были выполнен ряд практических исследований. На первом этапе исследований для подтверждения работоспособности инструментария (системы ИК), применение которого
положено в основу метода, было выполнено тестирование на специализированном стенде (рисунок 3.6).
Стенд был оборудован системой плавного ручного регулирования частоты вращения электродвигателя. В пяти сечениях по длине балки установлены датчики перегрузок. Во время работы стенда сигналы от датчиков поступали на регистрацию и отображение на экране компьютера. По мере накопления необходимого объема данных (время накопления зависит от заданных параметров обработки) производились расчеты спектральных и корреляционных характеристик, занесение их в базу данных, проверка выполнения логических условий.
Эта процедура повторялась непрерывно в процессе испытаний. В случае нахождения в базе данных записи, удовлетворяющей поставленным условиям, ПО выдавало отчет установленной формы с указанием обнаруженного тона изгибных колебаний, его частоты, амплитуд колебаний всех датчиков, фазовых соотношений между сигналами датчиков на данной частоте.
Таким образом, удалось зарегистрировать три первых изгибных тона балки. Результат был получен уже в ходе эксперимента. Использованное оборудование было признано работоспособным и допущено к дальнейшему тестированию во время наземных частотных испытаний (НЧИ) самолета параллельно с испытательным оборудованием ЦАГИ. На момент проведения НЧИ на самолете были штатно установлены и подключены датчики перегрузок в количестве 21 штуки (34 канала измерений), и временно, на мастике снаружи, установлены вибродатчики ЦАГИ.
При проведении испытаний оценивались (качественно) величина и форма сигналов, наличие максимума показаний датчиков агрегата, к которому были подключены силовозбудители в момент прохождения резонансной частоты. Анализ записей перегрузок во время и после эксперимента показал, что реакция датчиков на возбуждение самолета адекватная, при синусоидальном возмущении форма сигналов близка к гармонической. Амплитуда вынужденных колебаний агрегатов самолета составляла величину до 0,35 g.
К конструкции прикладывалось возбуждение двух типов: синусоидальное и полигармоническое. Расчет проведен на участках времени, соответствующих полигармоническому возбуждению:
В ходе постобработки данных ИК были получены собственные частоты 11 собственных форм колебаний. После составления отчета материалы были переданы в ЦАГИ и там проанализированы. В результате было отмечено, что результаты, полученные по показаниям ИК, не противоречат и близки к результатам наземных частотных испытаний, полученным по методике ЦАГИ.
На завершающем этапе исследования модернизированный метод применялся при проведении лётных испытаний. На объекте испытаний было размещено 54 трехкомпонентных датчика перегрузок с регистрацией 83 каналов измерений. Оценка аэроупругой устойчивости осуществлялась в том числе методом возмущения атмосферной турбулентностью.
На ряде высот были выполнены записи участков прямолинейного горизонтального установившегося полёта в течение двух минут. Определение принадлежности периодической составляющей в показаниях датчиков к изгибной или крутильной форме обеспечивалось применением на одной дистанции датчиков на переднем и заднем лонжеронах. Диапазон фаз 0±20 при симметричных формах и 180±20 при несимметричных вызван необходимостью вместить ошибки в определении фазы при малом уровне сигнала и при отыскании фаз сигналов датчиков, расположенных на разных агрегатах самолета. Всего математически были заданы 34 формы колебаний, из них 32 были определены. Присутствие найденных форм на различных высотах и скоростях не являлось постоянным.
Упрощённые модели восстановления эквивалентных нагрузок по эквивалентной перегрузке
Пункт 4.1.2 МОС "Обеспечение безопасности конструкции по условиям прочности при длительной эксплуатации" к АП 25.571 предписывает определять типовой спектр нагружения в эксплуатации для каждого критического места конструкции с учетом совокупности типовых полётов, относительных долей их осуществления, повторяемости нагрузок от атмосферной турбулентности для различных высот полёта, географических районов, соответствующих трассам эксплуатации самолёта. Источником информации об условиях эксплуатации может стать архив полётных файлов, регистрируемых МСРП. Данная система является частью типовой конструкции самолёта и установлена на всех без исключения самолётах, как опытных, так и серийных. С точки зрения анализа усталости конструкции, полезными являются перегрузка в центре тяжести по осям «X», «Y», «Z», приборная и путевая скорость полета, высота барометрическая, относительная и геометрическая, положение механизации, углы отклонения рулевых поверхностей, углы атаки, тангажа, крена и курса, и другие. Однако, для перехода к нагрузкам типового спектра эксплуатации требуется какая-либо модель, поскольку МСРП напрямую нагрузки не записывает. Приращения перегрузки с приращениями манёвренных нагрузок коррелированы хорошо [53], а вот среднее значение перегрузки по оси «Y» всегда близко к единице, в то время как нагрузка функционирования существенно изменяется в зависимости от веса топлива, груза, положения механизации. Особенностью наземных этапов является отличный от маневренного спектр нагружения, образованный смесью ударных воздействий и переходного процесса реакции упругой конструкции на ударное возмущение. Кроме отмеченного, частота опроса датчиков МСРП достаточна для восстановления нагрузок функционирования и недостаточна для оценки динамических нагрузок. Поэтому, в случае получения данных эксплуатации только от МСРП, используются статистические зависимости нагружения от интенсивности и времени колебаний перегрузки в центре тяжести самолета по режимам полета. Эти зависимости необходимо установить на этапе летных испытаний.
Перспективным является такой принцип обеспечения безопасности конструкции по условиям прочности при длительной эксплуатации как допустимость повреждения. Большинство отечественных самолетов транспортной категории, сертифицированных по АП-25, эксплуатируются по живучести. Этот принцип расширяет возможности использования самолёта за счет того, что предельное снижение прочности определяется не по моменту возникновения усталостного повреждения, а по моменту достижения усталостным повреждением некоторой критической величины. Таким образом, допускается эксплуатация самолета с усталостным повреждением, но с применением такой программы технического обслуживания, которая позволит своевременно обнаружить достижение критического размера усталостного повреждения. Для базового самолёта межосмотровый период был назначен с соблюдением всех необходимых процедур, включая расчёты скорости роста трещины, испытания специальных плоских образцов из материала и полуфабриката, которые использовались при строительстве самолета. Периодичность осмотров указана в руководстве по технической эксплуатации самолёта, но при её определении использовались нагрузки типового полета исходного самолёта. Для модифицированной конструкции межосмотровые периоды базового самолета недействительны, необходим пересчет в эксплуатационные единицы модифицированного самолета.
Кроме МСРП, возможна оценка условий эксплуатации модифицированных самолетов путем применения специализированных систем мониторинга нагрузок (СМН). СМН представляет собой сокращенную систему бортовых измерений, отличающуюся от МСРП возможностью регистрации параметров нагрузок, датчиков обнаружения и развития трещин, встроенным программно-математическим обеспечением. Современные технологии беспроводной связи позволяют сделать такую систему необслуживаемой, не только дистанционно передавать накопленные результаты в центр разработчика самолёта, но даже перепрограммировать бортовую часть более свежими версиями программного обеспечения.
Данная глава посвящена разработке методик поэкземплярного учёта расхода-остатка ресурса серийного модифицированного самолёта, как на основе данных МСРП, так и на основе данных СМН.
На этапе лётных испытаний должно быть выполнено как можно большее количество полётов или отдельных режимов с одновременной записью СБИ и МСРП. Будут полезными записи нагрузок на планер и его модифицированные узлы на различных взлётно-посадочных полосах (в количестве не менее трёх), с различными взлетными и посадочными весами (включая максимально допустимые). Должен быть обследован весь эксплуатационный диапазон центровок, все варианты загрузки. Режимы, составляющие типовую эксплуатацию (набор высоты, горизонтальный полет, снижение, заход на посадку, выпуск и уборка механизации) должны быть представлены в количестве не менее 10. В случае внетрассовых маловысотных полётов, как, например, операции по пожаротушению, требуется ещё большие объёмы экспериментальных данных [54]. Эти материалы составляют основу статистических моделей восстановления эквивалентных по повреждаемости нагрузок в зависимости от эквивалентной перегрузки в центре тяжести самолёта. Чаще всего, это зависимости эквивалентного изгибающего момента от эквивалентной перегрузки по оси «Y» в центре тяжести самолёта, построенные для совокупности режимов на одном этапе полета.
ТАНТК, при непосредственном участии автора, разработал алгоритмы автоматического определения этапов полета (руление, взлет, набор высоты и т. д.), типов полетов (перегоночный, транспортный, пожарный, учебно-тренировочный) самолета Бе-200ЧС [55]. Разработчик программного обеспечения (ПО) наземной обработки полетной информации, ЗАО "НПП "ТОПАЗ", интегрировал эти алгоритмы в ПО "СКАТ" в виде программного модуля с рабочим названием "Бе-200ЧС Ресурс". Алгоритмы определения этапов полета показаны в таблицах 4.1, 4.2.
Связи между эквивалентным изгибающим моментом между 2 и 3 нервюрами крыла и эквивалентной перегрузкой на воздушных участках определены для каждого этапа отдельно в виде Мэкв(Муэкв), как на рисунке 4.1. После расчёта Ny3KB этапа [56] определяются Мэкв этапа, для отыскания Мэкв полета производилось суммирование четвертых степеней эквивалентных моментов этапов и извлечение корня четвертой степени из суммы.
Выбранное для анализа сечение крыла находится на дистанции между основной опорой шасси и стыком крыла и лодки. Для этого сечения стояночные значения определены расчетом как функция веса самолета. Особенностью этих этапов является отличный от маневренного спектр нагружения, образованный смесью ударных воздействий и переходного процесса реакции упругой конструкции на ударное возмущение. Для получения статистических связей приемлемого качества на этом этапе использовались зависимости вида (Мзкв/Мср)=іЩузкв).