Проведення модального аналізу конструкції крила літального апарату шляхом математичного моделювання його конструкції з використанням комплексу ANSYS та програмного середовища компас 3D та SimSolid

Размещено на http://www.allbest.ru/

Проведення модального аналізу конструкції крила літального апарату шляхом математичного моделювання його конструкції з використанням комплексу ANSYS та програмного середовища компас 3D та SimSolid

Комаров Володимир Олександрович Заслужений винахідник України, кандидат технічних наук, провідний науковий співробітник Військовий інститут телекомунікацій та інформатизації імені Героїв Крут

Анотація

У роботі розглянуті методологічні підходи до діагностування літального апарату (ЛА) з метою одержання інформації про дійсний стан об'єкта контролю, зокрема крила, як найбільш навантаженого конструктивного елемента планера ЛА. Розглянуто діагностичні параметри, якими можна у найкоротші терміни визначити залишкову міцність конструкції, яка має пошкодження силового набору, включаючи бойові. Показано можливість практичного застосування методу частоти власних коливань (ЧВК), з якою пов'язані еквівалентні маси, при визначенні залишкової міцності пошкодженої конструкції. Розглянуті основні рівняння математичного моделювання модального аналізу (МА) конструкції з використанням середовища SimSolid. Наведено результати розрахунків визначення коефіцієнтів демпфування рідини в крилових паливних баках ЛА при їх коливаннях з власною частотою.

Ключові слова: літальний апарат, об'єкт діагностування, вібраційні параметри, пружне тіло, модальні параметри, частота власних коливань, коефіцієнт демпфірування, власна форма коливань, метод неруйнівного контролю.

Вступ

Важливим аспектом діагностування залишкової міцності конструкції є вибір найбільш інформативної ознаки, за якою оцінюється технічний стан об'єкту діагностування.

Відомо, що основними вібраційними параметри пружного тіла є його модальні параметри, а саме ЧВК, коефіцієнти демпфірування та власні форми коливань. Власні частоти і коефіцієнти демпфування широко використовуються у якості діагностичних ознак технічного стану конструкцій. Однак, ЧВК та коефіцієнти демпфірування є інтегральними характеристиками конструкції, що з розвитком дефекту змінюються дуже повільно. Власні форми коливань конструкції - це єдиний з модальних параметрів, який є її локальною характеристикою та залежить від місця, у якому визначається. З власними формами коливань пов'язані еквівалентні маси. Тому, визначення власної форми коливань конструкції дозволяє обчислити її еквівалентні маси, і навпаки, знаючи еквівалентні маси, обчислити власні форми коливань [1].

Мета роботи. За аналізом параметрів пружного тіла визначити найбільш інформативні ознаки, за якими методами неруйнівного контролю (МНК) можна у найкоротший термін оцінити технічний стан об'єкту діагностування, наприклад, крила ЛА, що є високонавантаженою конструкцією його планера.

Матеріали і методи

Суть методу діагностування залишкової міцності конструкції ЛА полягає у збудженні авторезонансних коливань еталонної (без пошкоджень) і досліджуваної конструкцій (з пошкодженнями) та визначенні декількох перших еквівалентних мас даних конструкцій. Однак, використання величини отриманої різниці еквівалентних мас конструкції у якості діагностичної ознаки для вібродіагностування обмежується необхідністю вимірювання поряд з параметрами спостереження будь-якого параметра вимушених коливань. За результатами математичного моделювання конструкції крила ЛА з використанням комплексу ANSYS при проведенні МА визначено, що форми власних коливань є більш суттєвою діагностичною ознакою, ніж власні частоти коливань крила ЛА при його пошкодженні [2].

Розглянуті основні рівняння математичного моделювання МА конструкції.

Результати і обговорення

Модальний аналіз є процесом знаходження власних частот і мод коливань конструкції шляхом рішення рівняння коливань у матрічній формі.

Рішенням рівняння коливань є визначення власних частот і форми коливань за допомогою розрахункових динамічних моделей конструкції.

Основними засобами математичного моделювання при проведенні МА є комп'ютерні середовища ANSYS Work Bench, NX NASTRAN, LS DUNA, Solid Work, Компас 3D, ZetLab, Autodesk Inventor, SimSolid тощо.

Особливої уваги заслуговує програма SimSolid. Вона демонструє революційну технологію моделювання, яка дозволяє досліднику за декілька хвилин виконати структурний аналіз повнофункціональних імпортованих конструкційних збірок. Програма дозволяє обійтися без двох найбільш складних, трудомістких та ненадійних процедур традиційного структурного моделювання - спрощення геометрії та створення сітки [3].

У такому середовищі можливо швидко моделювати декілька сценаріїв проектування у реальних умовах. При цьому, підтримується імпорт готових моделей у стандартних форматах системи автоматизованого проєктування і розрахунку (САПР). На відміну від традиційних САПР-інструментів, SimSolid може працювати з неточною геометрією. Тому, спрощення складних геометрій перед виконанням аналізу не потребується. SimSolid підтримує усі типові з'єднання, розрахунок лінійних статичних, модальних і теплових властивостей, а також аналіз більш складних явищ, таких як: спільна взаємодія лінійних та нелінійних перехідних динамічних характеристик.

Порівняння результатів розрахунку власних частот і форм коливань у середовищі SimSolid з результатами, які отримані у середовищах КОМПАС 3D та ANSYS Work Bench, що використовують сітку, показує, що результати відрізняються не більше, ніж на 1 .„1,5%. Саме тому, у роботі, використовувалося середовище SimSolid для розрахунку власних частот та форм коливань консольно закріплених конструкцій. Процедура МА конструкції складалася з таких основних кроків, як: побудова твердотільної моделі конструкції, визначення вихідних даних, розрахунок та аналіз результатів. Побудова твердотільної моделі конструкції здійснювалася в програмному середовищі КОМПАС 3D. Об'єктом дослідження була обрана модель конструкції кесонного крила з паливним баком та пошкодженнями (рис. 1) [4]. Розмір пошкодження конструкції моделі крила визначається умовним діаметром пошкодження - D та місцем пошкодження - L.

Заповнення паливом баку моделюється створенням окремого об'єкту, що має характеристики палива (Т-1, густина р=800 кг/м³). Твердотільна модель палива також створювалася як у середовищі КОМПАС 3D, так і у середовищі SimSolid. Модель кесонного крила з паливним баком було виготовлено зі сплаву Д16 з відповідними фізико-механичими характеристиками та характеристиками авіаційного палива типу Т-1, що визначені у бібліотеці програмного середовища SimSolid. Збірка моделі кесонного крила з паливним баком і пошкодженням доповнюється паливом, що змінюється при зміні об'єму палива при розрахунках.

Рис. 1. Збірка конструкції моделі крила з пошкодженням і з паливом

Динамічні та частотні характеристики ЛА залежать від низки параметрів: маси, маси палива в баках, моментів інерції, аеродинамічних коефіцієнтів та пошкодження конструкції - об'єкта випробувань [5, 6]. Дані параметри є вихідними для складання диференціальних рівнянь, що описують динамічні та частотні характеристики об'єкта випробувань, зокрема крила, що має вбудовані паливні баки, у функції часу.

Тому, необхідно розглядати коливання крила з вбудованими паливними баками як динамічну систему тонкостінних оболонок, що містять рідкий наповнювач, що має вільну поверхню, яка має жорстке консольне закріплення з законцюванням, що вільно коливається. Розглядаються оболонки, що мають коробчату форму зі стінками, розташованими перпендикулярно до основи, для яких обґрунтовується можливість вивчення форм коливань з числом хвиль у поздовжньому та поперечному напрямку щодо поздовжньої осі бака [6].

Прикладом такого конструктивного виконання оболонок для рідкого наповнювача - палива, є крильові паливні баки літака штурмовика типу Су-25 (рис. 2). На рис. 2 показано схему розміщення крильових паливних баків (як варіант конструкції, що моделюється).

Рис. 2. Схема розміщення паливних баків в крилі літака типу Су-25

Дані форми грають фундаментальну роль під час вирішення завдань динаміки консольно закріплених об'єктів, конструкція яких включає тонкостінні оболонки з рідиною разом із елементами типу пружних стрижнів. У такій динамічній системі картина коливань значно складніша тому, що за рахунок нелінійності коливань рідини при великих амплітудах А крила (рис. 3 та рис. 4) і явищ параметричного резонансу при коливаннях оболонки, що має коробчасту форму, у напрямках поздовжньої осі (яка збігається з поздовжньою віссю консоль - крила ЛА), крім основних (осесиметричних) форм коливань можуть збуджуватися і вищі гармоніки з числом хвиль більше одиниці (при наповненні бака паливом на висоту Н, що менше висоти стінки самого паливного бака). Хвилі створюють суттєві за величиною паразитні зворотні зв'язки, які призводять до динамічної нестійкості консольно закріплених об'єктів, конструкція яких включає тонкостінні оболонки з рідиною. Схема моделі крила з макетом паливного бака (що має габарити o*b*h), що закріплений на закінцівці моделі крила, і наповнений рідиною (імітатором палива) менше, ніж на 100% об'єму баку, показана на рис. 3.

Рис. 3. Схема моделі крила (а) з макетом паливного баку (б)

При цьому, треба розглядати окремо кожну з форм коливань консольно закріплених об'єктів - вигинну (за віссю Y) та крутильну (за віссю Х). Дані динамічні системи будуть, природно, різними при описі вигинних (у вертикальній площині YX щодо хорди крила - рис. 3(а)) та крутильних коливань системи у цілому (щодо осі жорсткості крила, або поздовжньої осі Х крила - рис. 3). Модель паливного баку показана у площині поперечного перетину на рис. 3(б), з розташуванням осі Y0 уздовж паливного баку.

Врахування в'язкості рідини, завдяки якій з'являється демпфування коливань консольно закріплених об'єктів, призводить до надзвичайно складних завдань гідродинаміки, точне вирішення яких у даний час неможливе. Однак, коли стінки баків гладкі (такими можна вважати стінки паливних відсіків крила важкого військово-транспортного літака), коефіцієнти демпфування можна визначити приблизно, якщо відомо рішення відповідної задачі про рух ідеальної рідини [6]. Таким чином, для вирішення задачі визначення коефіцієнтів демпфування рідини у крилових паливних баках ЛА, розглядається пружна тонкостінна оболонка балкового типу, частково заповнена рідиною, центр мас (Ц.М.) якої знаходиться на деякому віддаленні L від місця загортання та на деякому віддаленні L1 від закінчування балки. При цьому, рідина у баку буде знаходитися у полі масових сил, що відповідає стану спокою або деякого обуреного руху.

Для спрощення розрахунків рух рідини при коливаннях конструкції балкового типу приймається за безвихрове, диссипативною енергією коливань стінок бака нехтується, рідина вважається ідеальною і такою, що не стискається, а обурений рух носить характер малих коливань (з амплітудою «А» коливань крила ЛА у районі розташування паливного бака, рис. 4).

Рис. 4. Схема збудження крила літака типу Су-25 за вигинною і крутильною формами коливань.

Рис. 5. Алгоритм проведення розрахунку частоти власних коливань конструкції з паливом й без пошкоджень

При збудженні (з ЧВК) коливань консольно закріпленої кесонної конструкції з паливним баком без пошкоджень та з пошкодженнями, було встановлено зв'язок між ЧВК конструкції, місцем і розміром пошкодження та об'ємом палива у баку. Виявлено, що ЧВК конструкції з баком залежить від факторів впливу (місця і розміру пошкодження та об'єму палива у баку) [7].

Розмір пошкодження конструкції крила ЛА визначається умовним діаметром пошкодження - d_n та місцем пошкодження - 1_П. Розрахунок частоти власних коливань конструкції з паливом (0%, 25%, 50%, 75% та 100%) без пошкоджень проведено у середовищі SimSolid [3, 8] у послідовності, яка показана на рис. 5.

Основними факторами, що впливають на частоту та форму власних коливань конструкції крила ЛА (рис. 5) є розмір пошкодження (умовний діаметр пошкодження), місце пошкодження і об'єм палива. Для оцінки впливу розміру пошкодження на частоту та форму коливань конструкції, умовний діаметр пошкодження змінюється на кожній обраній відстані від місця защімлення моделі консольно закріпленого кесонного крила, а об'єм палива у баку змінюється від 0 до 100% [9]. Схема розміщення крильових паливних баків на літаку типу Ан-178 показано на рис. 6, а схема заповнення баку менше, ніж на 100% показана на рис. 71

Рис. 6. Схема розміщення крильових паливних баків на літаку типу АН-178

Рис. 7. Схема заповнення крильового паливного баку паливом менше, ніж на половину

За результатами проведеного дослідження отримано залежність ЧВК, для кожної i-ї форми, від розміру пошкодження, місця пошкодження і об'єму палива:

fi=f(D,L,V)

За результатами розрахунків можливо зробити висновок, що збільшення об'єму палива в крильовому паливному баку з 0 до 100% снижує власну частоту коливань модели консолі крила з паливом за першою формою на 10,45%. Однак, у цьому випадку, не виникає дисипативних сил від коливань палива (рідкого наповнювача) - паливо поводиться як «твердий вантаж», що не позначається на похибках ЧВК.

Залежність ЧВК кесонної конструкції без пошкоджень від об'єму палива у баку показано на рис. 8, а залежність ЧВК кесонної конструкції без пошкоджень та з пошкодженнями від об'єму палива у баку показано на рис. 9.

На основі результатів експериментального дослідження кесонної конструкції без пошкоджень і з пошкодженнями, що закріплені консольно (з паливним баком), встановлено зв'язок між ЧВК конструкції, місцем і розміром пошкодження та об'ємом палива у баку у вигляді поліноміальної залежності ЧВК конструкції від факторів впливу (місця і розміру пошкодження та об'єму палива у баку). З'ясовано, що вплив місця і розміру пошкодження та об'єму палива у баку є суттєвим на ЧВК конструкції.

Рис. 8. Залежність частоти власних коливань кесонної конструкції без пошкоджень від об'єму палива в баку

Результати досліджень впливу розміру і місця пошкодження та об'єму палива у баку на ЧВК можливо використати для верифікації методу математичного моделювання шляхом порівняння результатів фізичного експерименту і чисельного моделювання.

крило simsolid математичний

Рис. 9 Залежність частоти власних коливань кесонної конструкції без пошкоджень і з пошкодженнями від об'єму палива в баку

крило simsolid математичний

Висновки

Аналіз основних проблемних питань бойових ЛА показує, що у процесі експлуатації необхідно постійно аналізувати таку важливу властивість конструкції, як довговічність, що визначає здатність силових елементів зберігати міцність до переходу у граничний стан, так і залишкову міцність. При цьому, виникає науково-технічна задача щодо підтримання справності та забезпечення експлуатаційної міцності силових елементів планерів ЛА, зокрема, консольно закріплених конструкцій. Для вирішення даної наукової задачі необхідно визначити оптимальний перелік заходів щодо відновлення технічного стану силових елементів на основі використання результатів оцінки ступеню пошкодження конструкції [1 0].

Таким чином, удосконалення методик та обладнання для діагностики технічного стану конструкцій ЛА, дозволить здійснювати діагностичний контроль його конструкцій як на землі, так і в умовах польоту, практично без витрат часу на підготовку обладнання до роботи [11].

Можливість переходу до прогресивної системи обслуговування ЛА за технічним станом багато у чому визначається рівнем розвитку МНК. Загальний ефект від використання МНК при технічному обслуговуванні авіаційної техніки (АТ) складається з переваг, які отримані в основному у результаті скорочення часу простою АТ при виконанні на ній регламентних робіт, пов'язаних із повною або частковим розбиранням через пошук дефектів і несправностей, та одержання більш об'єктивних відомостей про технічний стан конструкції [12].

В умовах експлуатації прийняття рішення на випуск у політ ушкодженого ЛА (літака) повинне здійснюватися у мінімальний термін та з мінімальними працевитратами на ремонт. Це означає, що для кожного ушкодженого ЛА (літака) необхідно визначити фактичний запас міцності (залишкову міцність) та, на підставі отриманих результатів діагностичного контролю, зробити висновок про можливість його подальшої експлуатації - можливості виконання бойових вильотів з обмеженнями за тактико-технічними характеристиками (ТТХ) [13].

Оперативність визначення залишкової міцності консольно закріплених конструкцій планера ЛА, насамперед, крила, може бути досягнута шляхом використання передових за технологією і простотою МНК, заснованих як на зміні частот авторезонансних вигинних і крутильних коливань при наявності ушкоджень, так і на зміні характеристик міцності конструкції (стосовно еталонних частот та діагностичних параметрів, характерних показникам жорсткості, заміряним на свідомо неушкодженій конструкції). Частоти власних коливань (вигинні та крутильні) найбільш ймовірно дозволяють відбити динамічну індивідуальність конструкції тому, що здатні з великою точністю видавати інформаційні характеристики.

Визначивши МНК, а саме, методом контролю ЧВК, фактичну міцність конструкції, можна призначити й комплекс необхідних операцій з відновлення її міцності. Визначення обсягу робіт з відновлення характеристик міцності конструкції на кожному конкретному ЛА (літаку), дозволить перерозподілити особовий склад ремонтних підрозділів на більш трудомісткі ділянки робіт [14].

Таким чином, ефективним способом зниження вартості технічного обслуговування ЛА (бойових літаків) можна вважати застосування для діагностики їх технічного стану сумісно методи МА та контролю ЧВК [15]. Метод контролю ЧВК може суттєво доповнити методи, які широко застосовуються - контроль за допомогою випромінювань, що проникають (рентгено- й гаммаграфії). Тому, що метод контролю ЧВК не вимагає узгодження з виконанням іншого виду регламентних робіт на ЛА та може застосовуватися безпосередньо на аеродромі - на стоянці або в укритті.

Список використаних джерел

1. Комаров В.О. Основні напрямки розвитку систем діагностики і прогностики технічного стану й залишкової міцності консольно закріплених конструкцій літальних апаратів. // Всеукр. наук.-практ. конф. Проблеми бойового та логістичного забезпечення складових сектору безпеки і оборони України. 23 січня 2020 року. - Харків: НАНГУ, 2020. - С. 105-107.

2. А.В. Конюхов "Основы анализа конструкций в ANSYS", Казань,2001 г

3. Програма SIMSOLID [Інтернет ресурс]

4. Микишев Г.Н., Рабинович Б.И. Динамика твердого тела с полостями, частично заполненных жидкостью. «Машиностроение». - М., 1968.

5. Ландау Л.Д., Лифшиц Е.М. Механика сплошных сред. - М.: ГИТТЛ, 1954.

6. Венедиктов Б.Л. Экспериментальное исследование колебаний жидкости в баке с демпфирующими перегородками. Труды ЦАГИ. - М.: ЦАГИ, 1970. - Вып. 1221.

7. Митрахович М.М., Комаров В.А., Сащук С.И. Вопросы теории и методики проектирования экспериментальных установок для проведения резонансных испытаний динамически подобных моделей крыла самолета // ХХ Міжнародна науково-технічна конференція. Приладобудування: стан і перспективи. - Київ: НТТУ КПІ ім. І. Сікорського, 2021.

8. Комаров В.А., Гайдаманчук С.П., Сащук С.И. Анализ возможности применения методов искусственного интеллекта в информационно-диагностических системах, предназначенных для диагностики технического состояния крыла летательного аппарата // The 2nd International scientific and practical conference "Topical issues of modern science, society and education", Kharkiv, Ukraine, 2021.

9. Патент України № 125938 від 25.05.2018 "Автономна система діагностики технічного стану літальних апаратів". Заявник: Комаров В.О., МПК (2018.1) G 05 B 19/048 (2006.01), G 08 B 25/14 (2006.01), G 01 D 3/00, бюл. № 10/2018 від 25.05.2018.

10. Мітрахович М.М., Комаров В.О., Сащук С.І. Визначення умов з безпечної експлуатації літальних апаратів, що мають бойові пошкодження крила, на основі математичних моделей // ХХ Міжнародна науково-технічна конференція. Приладобудування: стан і перспективи. - Київ: НТТУ КПІ ім. І. Сікорського, 2021.

11. Комаров В.О. Методи прогнозування технічного стану бойових авіаційних комплексів // Всеукр. наук.-практ. конф. Проблеми бойового та логістичного забезпечення складових сектору безпеки і оборони України. 23 січня 2020 року, - Харків: НАНГУ, 2020.

12. Комаров В.А. Информационно-диагностическая система неразрушающего контроля для проверки технического состояния планера летательного аппарата // X Междун. науч.-практ. конф. Dynamics of the development of world science. 1012.06.2020. - Ванкувер, Канада, 2020.

13. Комаров В.О., Куровська Т.Ю. Застосування сучасних технологій для визначення рівня залишкової міцності конструкцій літака // XI Междун. науч.- практ. конф. Scientific achievements of modern society. 24-26.06.2020, - Ліверпуль, Великобританія, 2020.

14. Коломійцев О.В., Комаров В.О., Гордієнко А.М., Кулєшов О.В., Клівець С.І., Шулежко А.В., Олійник Р.М., Живець Ю.М., Шумигай О.В. Автоматизований інформаційно-вимірювальний комплекс для проведення оперативного контролю технічного стану консольно закріплених конструкцій планера літального апарату. Міжнародний науковий журнал "Грааль науки". 2022. № 14(15). С. 190-200.

15. В.О. Комаров, В.Я. Мірошниченко, Т.Ю. Куровська, О.В. Коломійцев. Основні напрямки розвитку системи діагностики і прогностики технічного стану літальних апаратів. // Збірник наукових праць ЦНДІ ОВТ ЗС України. - Київ, ЦНДІ ОВТ ЗС України, вип. 3 (86), 2022.

16. Коломійцев О.В., Комаров В.О. Обґрунтування можливості використання гіроскопів для збудження коливань крила літального апарату з власною частотою. Innovations and prospects of world science : conference paper of Proceedings of the 8th International scientific and practical conference. Vancouver, 2022. P. 56-65.

17. Коломійцев О.В., Комаров В.О. Економічний ефект і порівняння виявляння тріщин у силових елементах крила літака методами неруйнівного контролю. International scientific innovations in human life : conference paper of Proceedings of the 10th International scientific and practical conference. Manchester, 2022. P. 201-210.

18. Коломійцев О.В., Комаров В.О. Вдосконалення системи технічного обслуговування і ремонту літальних апаратів на основі сучасних методів діагностування. Science, Innovations and Education, problems and prospects : conference paper of Proceedings of the 10th International Scientific and Practical Conference. Tokyo, 2022. P. 21-27.

19. Коломійцев О.В., Комаров В.О. Діагностика крила літального апарату із використанням модального аналізу. Eurasian Scientific Discussions : conference paper of Proceedings of the 4th International Scientific and Practical Conference. Barcelona, 2022. Р. 192-198.

20. Коломійцев О.В., Комаров В.О., Дмітрієв О.М., Шулежко В.В., Кравчук В.В. Застосування інформаційних технологій для виявлення експлуатаційних пошкоджень у силових елементах високонавантажених конструкцій планера літального апарату. Наука і техніка Повітряних Сил Збройних Сил України. 2022. № 2 (47). C. 20-30.

Размещено на Allbest.ru