Влияние нестационарности на нагружение пилонов и двигателей самолета с крылом большого удлинения Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Т о м XII 19 8 1

№ 5

УДК 629.735.33.015.073

ВЛИЯНИЕ НЕСТАЦИОНАРНОСТИ НА НАГРУЖЕНИЕ ПИЛОНОВ И ДВИГАТЕЛЕЙ САМОЛЕТА С КРЫЛОМ БОЛЬШОГО УДЛИНЕНИЯ

Г. И. Турканншов

Рассматриваются некоторые вопросы динамического нагружения подкрыльевых пилонов самолетов с крылом большого удлинения при полете в турбулентной атмосфере. Показана возможность значительного уточнения методики расчета нагрузок. Уточнение расчетных нагрузок на пилоны происходит в сторону снижения до уровня, приемлемого по условиям обеспечения статической прочности.

В настоящее время в связи с появлением новых отечественных пассажирских и транспортных самолетов с двигателями, закрепленными на пилонах значительных размеров, актуальной стала задача установления приемлемого уровня расчетных нагрузок, действующих на пилон, узлы его крепления и собственно двигатели. НЛГС по ранее разработанной методике, показали уровень нагружения примерно в два раза более высокий, чем регламентируемый в статических случаях нагружения, и несколько больший того, который был обеспечен при проектировании.

Диапазон ограничений скорости, который следовал по условиям прочности из таких расчетов, оказался совершенно неприемлемым для эксплуатации этого типа самолета. Возникла острая необходимость критического пересмотра расчетных методов исследования динамического нагружения самолета с крылом большого удлинения при полете в турбулентной атмосфере.

В работе приводится усовершенствованный метод расчета, по которому были выполнены расчеты нагружения пилонов для сертификации данного типа самолетов. Проводится анализ физических факторов, влияющих на соотношение перегрузок, полученных по ранее известной и усовершенствованной методикам.

1. Общие положения. Наиболее серьезным допущением ранее выполненных расчетов является применение гипотезы квазистационарности для определения нестационарных аэродинамических сил, действующих на упруго деформируемый

самолет при полете в поле скосов гармонического порыва. п(ш) — пере-

даточная функция от порыва к перегрузке, г = У — 1.

2. Постановка задачи. Для определения передаточных функций Т (г’ш) необходимо рассматривать установившееся действие на самолет порывов, интенсивность которых представляется в виде бесконечной пространственной синусоидальной волны. Через эту волну самолет проходит со скоростью V. Таким образом, в каждый момент времени скос потока, создаваемый порывом, различен в разных точках крыла самолета и в зависимости от круговой частоты колебаний «> вдоль характерной хорды укладывается то или иное число полуволн. Чтобы отразить это обстоятельство, аэродинамические силы, и в первую очередь вызванные скосом потока от порыва, следует определять с учетом влияния <лЬ

числа Струхаля р* = — , где Ь — характерный размер.

Уравнения движения упругого самолета при установившемся действии гармонического порыва могут быть представлены матричным уравнением

[_Ш2 с + (р*} + (о + в (р*))] „ = <2* (р*) + 1р* о* (р*), (3)

где и — столбец обобщенных координат; С, О, В, О —матрицы, соответственно, инерционная, жесткостная, аэродинамического демпфирования и аэродинамической жесткости.

В правой части уравнения (?Л (р*), Р* (Р*) — соответственно, вещественная и мнимая части столбца обобщенных аэродинамических сил, вызванных скосами потока от порыва.

Обобщенные аэродинамические силы получаются суммированием по всей несущей поверхности произведений отдельных сосредоточенных сил, связанных с дискретными аэродинамическими особенностями, на перемещения по данной форме колебаний точек приложения сил.

Метод [2] определения нестационарных аэродинамических сил, действующих на сложную несущую поверхность самолета в целом, при произвольных апериодических или гармонических упругих колебаниях его конструкции в дозвуковом сжимаемом потоке запрограммирован на алгоритмическом языке Фортран-4 Г. И. Турчанниковым, Г. А. Шайдуловой, С. Д. Шипиловым. Указанный метод расчета нестационарных аэродинамических сил наиболее эффективен в задачах исследования динамического нагружения, так как позволяет при небольших

затратах машинного времени получить матрицы В (р*) и В(р*), векторы фАС/?*)

и (р*) с малым шагом по числу Струхаля (частоте). Это важно для достаточно точного вычисления численным методом интеграла в выражении для среднеквадратического отклонения перегрузок (2).

Алгоритм расчета нагрузок для самолета с крылом малого удлинения [І] был реализован комплексом программ для ЭВЦМ БЭСМ-6. Для проведения расчетов нагружения пилонов самолета с крылом большого удлинения потребовалась разработка ряда дополнительных программ. Они позволили рассчитать матрицы

В, О и векторы <3А и <3Л для форм колебаний, получаемых при балочной схематизации упругомассовых характеристик самолета, определить перегрузки. Предварительно определялись перемещения и производные от перемещений в точках, связанных с дискретными особенностями, для форм, заданных в виде перемещений и углов закручивания по балкам крыла, фюзеляжа’ и оперения.

Применение гипотезы стационарности в ее традиционной форме приводит к существенным упрощениям в формулировке уравнения (3).

Так, вектор вынуждающих сил (Зд (р*) становится независимым от числа

Струхаля и определяется его значением при р* = 0, а вектор С(/>*) принимает нулевые значения. Ниже будет показано, что эти допущения весьма существенно влияют на результаты расчета передаточных функций и самих перегрузок.

Матрицы В (р*) и И (р*) также становятся независимыми от числа Струхаля и определяются своими значениями при числе Струхаля, равном нулю. В случае применения гипотезы квазистационарности матрица И рассчитывается при числе Струхаля, стремящемся к нулю.

3. Некоторые результаты расчета. Рассматриваемый тяжелый транспортный самолет имеет под крылом два двигателя на пилонах: внешний и внутренний. Расчеты динамического нагружения проводились на определяющем по условиям нагружения пилонов (двигателей) режиме полета Н = 6 км, М = 0,77 в варианте нормальной загрузки.

На рассматриваемом режиме полета частотам первых шести тонов в потоке соответствуют при характерном размере, равном корневой хорде, числа Струхаля

р* = 0,385; р\ = 0,66; р1 = 0,735;

. Р*4 — 0,986, р*6 — 1,14; р*6 = 1,45.

В расчетах нагружения при определении аАп принималось известное выражение для спектральной плотности порывов [см. пу, г °Лл У• гст V АлЦ. т. нест

(4)

(здесь выражение в скобках близко к единице).

Отношение перегрузок между внешним и внутренним двигателями также пропорционально отношению их среднеквадратических отклонений. Все это позволяет, проводя анализ на уровне среднеквадратических отклонений перегрузок, делать вывод о характёре изменения самих перегрузок.

На рис. 1 приводятся среднеквадратические отклонения приращений перегрузок о„г в центре тяжести двигателей, полученные в приближенных расчетах (с применением гипотезы стационарности при определении нестационарных аэродинамических сил). ч

Боковые перегрузки пг по внешнему двигателю в четыре раза больше, чем по внутреннему, что следует из отношения их среднеквадратических отклонений. При этом значения яг, для внешнего двигателя практически полностью

определяются вторым тоном упругих колебаний, а для внутреннего-третьим тоном,

так как на частоты этих тонов («2= 14,37 1/с, <о3= 15,75 1/с) распределяется практически вся величина дисперсии перегрузки лг. *2 га!(/>*)12- (5)

Значения передаточной функции £?Д2(.Р*) монотонно падают по числам Струхаля И; при р* = 0,66, числе Струхаля, соответствующем резонансной частоте второго тона, составляют 80% от стационарного значения фд2(0). При практически неизменных левых частях уравнений движения и преобладании одного тона в’ нагружении пилонов изменение перегрузки практически полностью объясняется

изменением передаточной функции обобщенной силы от порыва по форме данного тона. V

В данном случае для наиболее нагруженного внешнего пилона получается снижение перегрузки п2 примерно на 20% (рис. 4).

Совершенно иное положение имеет место для внутреннего двигателя. Здесь амплитудное значение обобщенной силы от порыва по форме колебаний третьего тона, определяющего перегрузку пг, не только не уменьшается, но весьма существенно растет в широком диапазоне чисел Струхаля и при р* = 0,735 составляет 185% от стационарного значения (рис. 3). Этот факт весьма показателен.

Следует указать, что, несмотря на рост боковых перегрузок по внутреннему двигателю на 75%, уменьшенные на 20% перегрузки по внешнему двигателю остались определяющими по условиям прочности (см. рис. 4). Для вертикальных перегрузок получено снижение их значений на 25—30%.

| ЛИТЕРАТУРА

1. Т у р ч а н н и к о в Г. И. Нагружение самолета при полете в турбулентной атмосфере на дозвуковых скоростях. Труды ЦАГИ, вып. 1561, 1974.

2. Ништ М. И., Турчанников Г. И., Шипилов С. Д. Расчет нестационарных аэродинамических характеристик летательного аппарата при дозвуковых скоростях. .Ученые записки ЦАГИ“, т. XI, № 4, 1980.

Рукопись поступила 2\1У 1980 г.

Прочностные испытания пилона двигателя для самолета МС-21-310 провели в ЦАГИ

ATO.ru — Ученые Центрального аэрогидродинамического института (ЦАГИ) исследовали прочностные характеристики пилона российского двигателя ПД-14 в составе композитного кессона крыла перспективного среднемагистрального авиалайнера МС-21, а также безопасность отделения двигателя при аварийной посадке. Проведенные в рамках программы импортозамещения испытания доказали высокую прочность и эффективность конструктивного элемента.

Конструкция пилона отечественного двигателя значительно отличается от пилона американского редукторного двигателя PW1400G, до введения антироссийских санкций предлагавшегося в качестве основной опции маршевой силовой установки на МС-21.

Пилон, выполненный из титановых сплавов и стали, имеет форму балки и крепится к силовой части крыла с помощью нескольких узлов навески. На первом этапе специалисты отделения статической и тепловой прочности ЦАГИ провели цикл экспериментальных исследований на способность агрегата выдержать нагрузки, возникающие на взлетно-посадочных режимах и при различных маневрах самолета в полете. Было реализовано восемь случаев нагружения до эксплуатационного и максимального расчетного уровней. В итоге доказана требуемая прочность конструкции пилона и узлов его навески.

Следующим шагом стали испытания на случай аварийной посадки, при которой двигатель, согласно нормативам российских Федеральных авиационных правил, должен отделяться от летательного аппарата. Это необходимо для исключения утечки и возгорания топлива, что обеспечивает безопасность пассажиров в условиях аварийных посадок. В ходе прочностных исследований к агрегату было приложено порядка 110% от максимальной расчетной нагрузки с демонстрацией безопасного отделения двигателя с частью пилона от конструкции крыла самолета, отметили в ЦАГИ.

«Мы продолжаем исследования прочности отечественных компонентов перспективного среднемагистрального авиалайнера МС-21. Одним из основных агрегатов этого самолета является двигатель ПД-14. Конструкция его пилона значительно отличается от аналогичного элемента западного PW1400G, ранее использовавшегося на МС-21. Это относится и к узлам навески, а также принципам, заложенным в системе безопасного отделения двигателя летательного аппарата. Проведенные испытания доказали высокую прочность и эффективность конструктивного элемента: он показал себя наилучшим образом», — рассказал заместитель начальника отделения статической и тепловой прочности ЦАГИ Михаил Лимонин.

МС-21 — первый созданный в современной России среднемагистральный пассажирский самолет. Его типовая вместимость от 163 до 211 пасс.

Андрей Богинский, гендиректор корпорации «Иркут», разработчика самолета, в начале октября обещал, что сертификация самолета с российским двигателем завершится до конца 2022 года.

Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н. Е. Жуковского (входит в НИЦ «Институт имени Н. Е. Жуковского») — крупнейший государственный научный центр авиационной и ракетно-космической отрасли Российской Федерации, где решаются задачи фундаментального и прикладного характера в областях аэро- и гидродинамики, аэроакустики, динамики полета и прочности конструкций летательных аппаратов, а также промышленной аэродинамики. — ATO.ru

Система активного контроля шума пилона

Авиакосмическая

Система активного контроля шума пилона (LAR-TOPS-179)

Активный механизм управления источниками шума реактивных двигателей для увеличения снижения шума от экранирования

Задать вопрос

Подать заявку Лицензия

Обзор

Эта технология представляет собой новый тип конструкции пилона самолета для снижения шума. Пилон соединяет двигатель с планером самолета. В этой конструкции воздух, проходящий через пилон, активно разрушает поток выхлопных газов реактивного двигателя после его выхода из двигателя, разрушая и перераспределяя аксиально-азимутально распределенные источники реактивного шума от самолета.

Технология

Для использования в самолетах воздухозаборник должен располагаться на пилоне в аэродинамически выгодном месте. Система доставки будет состоять из труб, насоса или регулятора давления и напорной камеры. Воздух подается насосом через внутреннюю конструкцию пилона по трубам в нагнетательную камеру. Местом впрыска для наиболее распространенных вариантов осуществления будет полка пилона (рядом с основным потоком сопла) и задняя кромка пилона. Целью впрыска является изменение траектории потока основного сопла, тем самым влияя на то, как смешиваются основные и вентиляторные потоки, а также на общую траекторию основных и вентиляторных потоков вместе. Место впрыска на задней кромке имеет целью свести к минимуму след от пилона за счет впрыска воздуха с более высоким давлением и скоростью через активный инжектор задней кромки пилона самолета. В крейсерских условиях инжекция с задней кромки пилона также может снизить вклад сопротивления пилона в общее сопротивление самолета.

Преимущества

• Возможность модернизации существующих пилонов самолетов
• Снижает шум при взаимодействии реактивных выхлопов с управляющими поверхностями (закрылками, элеронами и т. д.)
• Перераспределяет источники шума в выхлопе струи, чтобы усилить экранирование шума струи поверхностью планера (при применении к самолетам с двигателями над крыльями или фюзеляжем, например, на гибридном корпусе крыла)

Применение

• Коммерческий самолет
• Бизнес-джеты
• БПЛА

Скачать информационный бюллетень в формате PDF

Задать вопрос

Подать заявку на лицензию

Сведения о технологии

Категория
аэрокосмическая промышленность

Справочный номер
ЛАР-ТОПС-179

Номер(а) дела
ЛАР-17833-2
LAR-17833-1

Патент(ы)
9 669 921 9 022 311

Бумаги

Почему изготовление пилона самолета — это настоящий совместный процесс

Пилоны самолета удерживают двигатели самолета на крыльях. Сегодня разработка такого важного компонента включает в себя совместную работу различных специалистов и поставщиков, при этом Seco Tools играет центральную роль. Джо Гудинг и Гэри Мейерс объясняют больше.

Пилоны — не самая заметная часть самолета, но они имеют решающее значение для удержания его от земли и обеспечения безопасности пассажиров, поскольку они являются компонентами, которые крепят двигатели самолета к его крыльям.

«Часто на каждое крыло приходится один двигатель, а на каждое крыло приходится четыре пилона для крепления двигателя», — объясняет Джо Гудинг, инженер-разработчик Seco Tools из Великобритании, который поддерживает наших клиентов в их проектах, предоставляя им инструменты и рекомендации по стратегии обработки компонентов. «Сам пилон сделан из титана, который часто выковывается, а затем обрабатывается до необходимого размера».

«Производители самолетов используют структурные компоненты из титана, так как это лучший материал, который дает им самый безопасный вариант для этих частей в самолете», — добавляет коллега Джо, Гэри Мейерс, глобальный менеджер по продуктам для фрезерования твердых материалов, базирующийся в в Швеции.

«Существует множество различных областей продукции Seco Tools, задействованных в изготовлении опор, — продолжает он. «От торцевого фрезерования до копирования стратегий фрезерования, сменных инструментов по сравнению с цельными твердосплавными инструментами, сверления, развертывания и недавних новых разработок обработки ствола для чистовой обработки этих компонентов. Это прочные детали, которые часто имеют несоответствия, потому что они были выкованы, а также глубокие карманы, до которых трудно добраться. Это критично для безопасности, поэтому существуют очень жесткие допуски и требования к отделке».

Важность сотрудничества и инноваций

Гудинг и Мейерс тесно сотрудничали последние пару лет, хотя из-за пандемии они до сих пор не встречались лично. Где они встречаются, так это в их общей вере в ценность совместного, межотраслевого подхода. Особенно учитывая то, что клиенты, у которых часто меньше ресурсов для поддержания собственного уровня квалификации, все чаще ищут комплексные решения, охватывающие разработку инструментов, планирование обработки, обучение персонала и поддержку программирования.

В этой новой реальности есть два аспекта: Seco, ее клиенты (как поставщики первого уровня, так и сами производители самолетов) и другие субпоставщики должны сотрудничать для разработки правильных решений. Во-вторых, постоянная потребность в инновациях и партнерских отношениях, чтобы быть на шаг впереди, побудила Seco создать свой инновационный центр в Великобритании.

«Если вы посмотрите на обработку пилона, Seco, конечно же, производит инструменты для обработки деталей. Но что отличает нас от наших конкурентов, так это люди, которые сидят в Великобритании в Инновационном центре, у которых есть опыт и контакты с производителями кулачков, поставщиками охлаждающей жидкости и компаниями, выполняющими работы. У нас даже есть отношения с университетами, которые проводят исследования по обработке этих материалов», — объясняет Гэри Мейерс.

«Итак, у нас отличное портфолио, и на пилоне нет ничего, что мы не могли бы обработать. Мы соревнуемся на мировом уровне. И это не только инструмент. У нас есть такие люди, как Джо и коллеги из Центра инноваций, которые знают, как применять процессы и инструменты. Они действительно знают потребности клиентов, и это дает нам преимущество с точки зрения компонентов такого типа».

Это, в свою очередь, повышает качество. Вместо того, чтобы приступать к проекту без предварительной подготовки с инструментом для уже определенного приложения, Seco вовлекается в него на самой ранней стадии.

«Мы смотрим на титановые конструкционные компоненты, чтобы понять, что нужно клиентам, что есть в нашем ассортименте и что мы можем разработать для увеличения срока службы инструмента и повышения производительности клиента», — говорит Мейерс.

«При разработке продукта у нас есть красивый треугольник с клиентом и командой в нашем центре инноваций, которые также имеют тесные отношения с клиентом. Это помогает нам понять, что именно они хотят купить. Это выгодно и для клиента, и для нас».

Изменения в механической обработке

Аэрокосмическая промышленность медленнее принимает изменения, такие как использование альтернативных материалов, включая детали, напечатанные на 3D-принтере, и экологичность менее важна для пилона, когда проводится так много испытаний на безопасность удовлетворить, прежде чем что-либо может быть введено. Здесь титан по-прежнему безраздельно властвует. Тем не менее, отрасль меняется.

«Приближаются роботизация и другие цифровые технологии, и мы разрабатываем наше цифровое предложение, чтобы отреагировать на это», — говорит Джо Гудинг. «Некоторые компании рассматривают использование минимального количества смазки и даже безмасляные методы резки с использованием CO2. Проволочно-дуговое аддитивное производство, при котором пластина приваривается дугой из титановой проволоки к форме, которую необходимо создать с помощью шаблона, также начинает развиваться и может повлиять на производство пилонов в будущем. Но все сводится к постоянному качеству деталей — оно должно быть одинаковым каждый раз».

И, добавляет Гэри Мейерс, «когда дело доходит до поставщика инструментов, если вы уже слышали о новой тенденции на рынке, вы уже опоздали, потому что вам потребуются годы, чтобы наверстать упущенное. Важно держать руку на пульсе и заранее понимать, что нужно клиенту, чтобы вы могли участвовать в разработке.