авторефераты диссертаций БЕСПЛАТНАЯ БИБЛИОТЕКА РОССИИ

КОНФЕРЕНЦИИ, КНИГИ, ПОСОБИЯ, НАУЧНЫЕ ИЗДАНИЯ

<< ГЛАВНАЯ
АГРОИНЖЕНЕРИЯ
АСТРОНОМИЯ
БЕЗОПАСНОСТЬ
БИОЛОГИЯ
ЗЕМЛЯ
ИНФОРМАТИКА
ИСКУССТВОВЕДЕНИЕ
ИСТОРИЯ
КУЛЬТУРОЛОГИЯ
МАШИНОСТРОЕНИЕ
МЕДИЦИНА
МЕТАЛЛУРГИЯ
МЕХАНИКА
ПЕДАГОГИКА
ПОЛИТИКА
ПРИБОРОСТРОЕНИЕ
ПРОДОВОЛЬСТВИЕ
ПСИХОЛОГИЯ
РАДИОТЕХНИКА
СЕЛЬСКОЕ ХОЗЯЙСТВО
СОЦИОЛОГИЯ
СТРОИТЕЛЬСТВО
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ
ТРАНСПОРТ
ФАРМАЦЕВТИКА
ФИЗИКА
ФИЗИОЛОГИЯ
ФИЛОЛОГИЯ
ФИЛОСОФИЯ
ХИМИЯ
ЭКОНОМИКА
ЭЛЕКТРОТЕХНИКА
ЭНЕРГЕТИКА
ЮРИСПРУДЕНЦИЯ
ЯЗЫКОЗНАНИЕ
РАЗНОЕ
КОНТАКТЫ


Pages:     | 1 || 3 | 4 |   ...   | 12 |

«ISSN 1998-6629 ВЕСТНИК САМАРСКОГО ГОСУДАРСТВЕННОГО АЭРОКОСМИЧЕСКОГО УНИВЕРСИТЕТА имени академика С. П КОРОЛЁВА (национального исследовательского ...»

-- [ Страница 2 ] --

системы управления движением центра масс и системы угловой стабилизации. Система управления реализуется на базе микроконтроллера, задача которого состоит в том, чтобы обеспечивать движение аппарата по заданному маршруту и управлять стабилизацией аппарата в воздухе в горизонтальном или в заданном угловом положении путем подачи управляющих сигналов двигателям.

Мультикоптер, квадрокоптер, БПЛА, автопилот, система управления движением, угловая стабилизация.

Мультикоптер представляет собой Система управления состоит из двух летающую платформу с 4 (квадрокоптер), 6, подсистем: системы управления движением 8, 12 бесколлекторными двигателями с центра масс, формирующей программное винтами. В полете платформа занимает значение углового положения корпуса горизонтальное положение относительно квадрокоптера, и системы угловой поверхности земли, может зависать над ориентации, обеспечивающей разворот в определенным местом, свободно заданное угловое положение.

перемещаться во всех направлениях.

Построение системы управления в данной Математическая модель движения работе рассмотрено на примере квадрокоптера квадрокоптера. При составлении математической Для устойчивого полета используется модели рассматривалось две системы микроконтроллер, задача которого состоит в координат: неподвижная система координат Oxyz и связонная система координат Cx1y1z том, чтобы управлять стабилизацией летающей платформы в воздухе в (рис.1).

горизонтальном или в заданном угловом положении путем подачи управляющих сигналов двигателям. Он использует данные от трех гироскопов, акселерометра, магнетометра, барометрического датчика и вычисляет скорость для каждого отдельного двигателя. Система стабилизации также компенсирует внешние возмущения, такие как ветер, например.

Мультикоптер может быть использован как средство для многих целей, таких как: видео и фотографии для топографической съемки;

снимки с воздуха Рис.1. Неподвижная и связанная системы координат актуальных новостей и событий;

инспекция крыш, высотных зданий, Пространственное движение сельскохозяйственных угодий;

наблюдение в летательного аппарата описывается местах, опасных для человека (химические и системой 12 обыкновенных нелинейных радиоактивные загрязнения, лесные пожары дифференциальных уравнений первого и т.д.);

координация спасательных действий;

порядка [2] для координат центра масс доставка небольших грузов, например, x, y, z, проекций скоростей Vx,V y,Vz :

медикаментов.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Аn – x V x, V x R x / m, точка O – точка старта, точка посадки.

y V y, V y R y / m g, Точки Аi (i 1...n) заданы координатами z V ;

V R / m;

( x Ai, y Ai, z Ai ).

z z z а также для углов тангажа, крена, курса и составляющих угловой скорости x1, y1, z1 относительно осей связанной системы координат:

y1 sin z1 cos, y1 cos z1 sin, cos x1 tg y1 cos z1 sin ;

J x1 x1 J y1 J z1 y1 z1 M x1, J y1 y1 J z1 J x1 x1 z1 M y1, J J J M ;

z 1 z1 x1 y1 x1 y1 z Rx, Ry, Rz где – проекции Рис. 2. Заданный маршрут движения равнодействующей силы тяги четырех двигателей R F1 F2 F3 F4 (рис. 1).

Можно считать, что силы тяги Fi (i = 1…4) двигателей подвергаются прямому регулированию.

Mx1, My1, Mz1 – проекции главного момента сил M x1 F1 F2 F3 F4 a cos 45, 1 2 3 M y1 M y1 M y1 M y1 M y1, M F F F F a sin 45;

z1 1 2 3 где a – расстояние от оси двигателя до центра масс квадрокоптера, Рис. 3.Структурная схема системы управления M i 1 k M Fi – реактивные моменты движением центра масс y двигателей (i = 1…4), пропорциональные При синтезе алгоритма управления тяге двигателей.

Аi 1 Ai каждый отрезок траектории В приведенной математической модели сделан ряд допущений: не учтена кривизна рассматривается отдельно. Целью земной поверхности, не учтены силы управления на отрезке Аi 1 Ai является аэродинамического сопротивления (скорость Ai достижение точки с координатами полета не более 20 м/с), ускорение ( x Ai, y Ai, z Ai ) (рис. 2).

свободного падения принято постоянным (высота полета не более 200 м). Выберем неподвижную систему координат таким образом, чтобы начало Система управления движением координат совпадало с целью Ai.Таким центра масс образом, цель управления – достижение Согласно техническому заданию, начала координат. После того, как аппарат траектория полета квадрокоптера будет достиг цели, выбирается следующая цель и задана рядом точек А0 O, А1, А2...Аn, где новая неподвижная система координат.

Авиационная и ракетно-космическая техника Структурная схема системы коэффициентов обратных связей k, k, k, управления показана на рис. 3. Она k определяются методом АКОР [1].

представляет собой трехканальную систему Требуемые значения проекций с жесткими обратными связями по главного момента Mx, My, Mz обеспечиваются координате и скорости. Коэффициенты тягами двигателей, определяемыми по передачи обратных связей по p12 и p формулам:

определяются методом аналитического My R Mx Mz конструирования оптимальных регуляторов F1 П, (АКОР) [1]. 4 4a cos450 4a sin 450 4k M Программные значения величины My R Mx Mz равнодействующей и углов крена и тангажа F2 П, 4 4a cos450 4a sin 450 4k M определяются по формулам пересчета:

R П ( Rx ) 2 ( R y ) 2 ( Rz ) 2, П П П My Mx R Mz F3 П, 4 4a cos 450 4a sin 450 4k M R zП RxП, П arcsin П arcsin. My Mx R Mz R П cos П RП F4 П.

4 4a cos450 4a sin 450 4k M Программное значение угла курса П Моделирование работы системы определяется, например, требуемым управления направлением фотокамеры. Полученные Работа системы управления программные значения углов П, П, П движением квадрокоптера исследована с являются входными величинами для помощью модели (рис. 5), построенной в системы угловой стабилизации. программе Matlab/Simulink, включающей подсистему управления движением центра Система угловой стабилизации масс (УДЦМ), блок формул пересчета (ФП) Система угловой стабилизации подсистему угловой стабилизации (УС) и обеспечивает разворот корпуса математическую модель квадрокоптера.

квадрокоптера в заданное угловое Подсистемы реализуют алгоритмы и положение ( П, П, П ) и представляет формулы, приведенные выше.

собой трехканальную систему с жесткими На рис. 6 приведено изменение обратными связями по углам и угловым координат центра масс квадрокоптера, скоростям (на рис. 4 показана схема для двигающегося под управлением канала крена, для каналов тангажа и курса предложенной системы. Моделирование схемы аналогичны), позволяющую проведено для квадрокоптера массой 2 кг определить проекции главного момента Mx, при начальных координатах:

My, Mz, обеспечивающие поворот в заданное x0 = –100 м, y0 = –30 м, z0 = –20 м.

угловое положение. Значения Рис. 4. Структурная схема системы угловой стабилизации (канал крена) Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), x Rx Rx R R_p F1 F y z x Ry Ry gamma gamma_p F Vx Rz Rz psi psi_p F2 Vy F УДЦМ 0 psi_зад theta theta_p Vz gamma ФП F phi psi F УС x theta wx wy F wz Квадрокоптер phi Рис.5. Модель системы управления движением квадрокоптера - - x,y,z, м - - - 0 10 20 30 40 50 60 t, с Рис. 6.Изменение координат центра масс 2. Разоренов, Г. Н. Системы управления Библиографический список 1. Александров, А. Г. Оптимальные и летательными аппаратами [Текст] / Г. Н.

адаптивные системы [Текст] / А. Г. Разоренов, Э. А. Бахрамов, Ю. Ф. Титов – Александров – М.: Высшая школа, 2003. – М.: Машиностроение, 2003. – 583 с.

264 с.

MOTION CONTROL SYSTEM OF MULTICOPTER © 2012 D. V.Sitnikov, Y. A. Burian, G. S. Russkih Omsk State Technical University Авиационная и ракетно-космическая техника The principle of synthesis of multicopter control systems consisting of two subsystems: motion control system of center of mass andangular stabilization system. The control systemis implementedon the basis of the microcontroller, whose mission isto provide amulticopter movement for a given routeand control the stabilization of the apparatusin the airin a horizontal orin a specifiedangular positionby applyingcontrol signals toengines.

Multicopter, quadrocopter, UAV, the autopilot, motion control system, angular stabilization.

Информация об авторах Ситников Дмитрий Владимирович, кандидат технических наук, доцент кафедры «Основы теории механики и автоматического управления», Омский государственный технический университет. E-mail: sitnikov@nm.ru. Область научных интересов: системы оптимального управления.

Бурьян Юрий Андреевич, доктор технических наук, профессор, заведующий кафедрой «Основы теории механики и автоматического управления», Омский государственный технический университет. E-mail: burian@omgtu.ru. Область научных интересов: системы автоматического управления, навигация подвижных объектов.

Русских Григорий Серафимович, кандидат технических наук, старший преподаватель кафедры «Основы теории механики и автоматического управления», Омский государственный технический университет. E-mail:russgrishok@mail.ru. Область научных интересов: системы автоматического управления.

Sitnikov Dmitriy Vladimirovich, candidate of technician science, associate professor, Omsk State Technical University. E-mail: sitnikov@nm.ru. Area of research: optimal control system.

Burian Yury Andreevich, doctor of technical sciences, professor, Omsk State Technical University. E-mail: burian@omgtu.ru. Areaofresearch: automatic control system, vehicle navigation.

Russkih Gregory Serafimovich, candidate of technician science, teacher, Omsk State Technical University. E-mail: russgrishok@mail.ru. Area of research: automatic control system.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), УДК 62-567. ПРОЕКТИРОВАНИЕ МАГНИТОЖИДКОСТНЫХ ДЕМПФИРУЮЩИХ ЭЛЕМЕНТОВ ШАССИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ © 2012 Г. С. Аверьянов, В. Н. Бельков, А. Б. Корчагин, М. Ю. Агарин Омский государственный технический университет Рассматриваются основы расчета магнитожидкостных демпферов с целью улучшения эксплуатационных характеристик демпфирующих элементов шасси летательных аппаратов.

Элемент гашения колебаний, магнито - реологическая жидкость, магнитно-жидкостный демпфер, дросселирующий канал, коэффициент сопротивления.

Утилизация энергии динамических перетекания масла через обе группы нагрузок, возникающих при рулежке и отверстий. Предельная величина разбеге, а также поглощения нормируемой сопротивления, пропорциональная скорости энергии удара при посадке летательного поршня, ограничена центральным клапаном аппарата (ЛА) является важной технической и, вследствие этого, необходимо усложнять задачей. Недостатком существующих конструкцию или ограничивать скорость элементов гашения колебаний (демпферов и элементов демпфера (амортизатора).

амортизаторов) является конструктивная Другие конструкции демпферов сложность, усугубляемая требованиями, (амортизаторов) снабжены клапанами предъявляемыми к массе шасси относительно прямого и обратного ходов. Пружины массы ЛА, а также наличие ряда других клапанов рассчитаны на определенный взаимозависимых ограничений [1]. перепад давлений, возникающих в Применение магнито-реологических поршневой и штоковой полостях демпфера жидкостей (МРЖ) позволит упростить при колебаниях ЛА, что также приводит к конструкции демпферов (амортизаторов), необходимости усложнения конструкции снизить затраты на содержание и ремонт или ограничения скорости передвижения техники, повысить надежность. элементов демпфера (амортизатора) [4].

Единственным недостатком МРЖ является Сопротивление магнитно их относительно высокая стоимость. жидкостного демпфера (МЖД) зависит от Нагрузки, возникающие при свойств рабочей магнито-реологической функционировании шасси ЛА, ограничены жидкости, вязкость которой изменяется в конструктивными возможностями как соответствии с изменениями управляющего упругих элементов (пружин), так и гасителей магнитного поля [5].

колебаний (демпферов). Сопротивление МЖД (рис.1) содержит корпус 1, гидравлических демпферов (амортизаторов) поршень 2 со штоком 3, гидравлические создается при перетекании масла через полости 4 и 5, заполненные МРЖ, группы основных и дополнительных дросселирующие каналы 6, расположенные отверстий, причем дополнительные по всему внешнему периметру поршня и отверстия могут быть снабжены соединяющие обе части гидравлических шариковыми клапанами [2], [3]. При полостей, обмотку 7, размещенную в обратном ходе (ходе отбоя) штока демпфера трубчатой части 8 корпуса 1, управляющее (амортизатора) масло продавливается сверху устройство 9 и датчик 10.

вниз через группы основных отверстий, в то При внешнем воздействии на шток время как дополнительные отверстия поршень 2 начинает перемещаться вниз от перекрыты клапанами, и, следовательно, исходного положения.

Давление МРЖ сопротивление демпфера (амортизатора) полости 5 корпуса 1 становится больше, чем велико. При прямом ходе (ходе сжатия) в штоковой полости 4. Датчик сопротивление уменьшается за счет вырабатывает электрический сигнал, Авиационная и ракетно-космическая техника пропорциональный скорости перемещения поэтому возможно увеличение прохождения поршня. Электрический сигнал подается в высокочастотных колебаний (вибраций), что управляющее устройство 9, и с изменением отрицательно сказывается на оборудовании величины тока в обмотке 7 изменяется и экипаже. При обратном ходе вязкость МРЖ, а значит и сила подрессоренной массы ЛА высокочастотные сопротивления движению поршня, колебания резко уменьшаются при направленная противоположно внешнему уменьшении упругой силы (жесткости воздействию. упругого элемента).

Согласно вышесказанному, теоретическая характеристика демпфера (амортизатора) для постоянной плотности жидкости [2] определяется как функция, полученная на основании принятых допущений R Пт f V, где R Пт – наибольшее усилие на поршне демпфера, V – скорость поршня, и при этом представляет собой два луча, выходящие из начала координат (рис. 3) R. k V и R.O k O V, где R. – сила сопротивления прямого хода демпфера, Н, R.O – сила сопротивления обратного хода Рис.1. Магнитно-жидкостный демпфер демпфера, Н.

При проектном расчете МЖД Вследствие изменения направления определяются его основные размеры: DП движения поршня 2 давление МРЖ в гидравлической полости 4 становится (диаметр поршня), D Ш (диаметр штока), L Д больше, чем в полости 5, и весь процесс (длина демпфера) и общая площадь повторяется.

S, дросселирующих каналов Размещение обмотки 7 по всей длине обеспечивающих равную с условным трубчатой части 8 корпуса 1 позволяет демпфером (т. е установленным над осью обеспечить сохранение управляющего колеса, рис.2) интенсивность поглощения воздействия на МРЖ до конца перемещения энергии колебательного движения ЛА.

штока 3.

Известно [2], что коэффициенты сопротивления условных гидравлических демпферов (амортизаторов), установленных над осями опорных элементов, например, колес (объект «Д» на рис. 2), для прямого k П и обратного k O его ходов выбираются так, чтобы обеспечивалась заданная интенсивность гашения колебаний.

Опыт эксплуатации показал, что усилие демпфера (амортизатора) при обратном ходе должно быть на 15-20 % больше, чем при прямом ходе. Это связано с Рис.2. Схема установки магнитно-жидкостного тем, что при прямом ходе жесткость демпфера упругого элемента увеличивается вследствие возрастания кинетической энергии ЛА, Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Для упрощения расчета каждого где RП.П – наибольшее усилие отдельного значения вязкости МРЖ при прямого хода МЖД, колебательном движении ЛА принимаются RП.О – наибольшее усилие обратного допущения:

хода МЖД, 1) вязкость МРЖ в МЖД зависит от RПm – наибольшее усилие для точки магнитного потока электромагнита;

2) сила сопротивления реального А характеристики обратного хода (рис. 3).

МЖД (усилие на поршне) RП считается При этом линия ОА на рис. совместится с линией ОБ;

пропорциональной скорости поршня V П :

5) расположенные по периметру R П k V П, поршня дросселирующие каналы считаются k – где коэффициент круглыми диаметром d i.

сопротивления реального демпфера, В связи с принятыми допущениями зависящий от динамической вязкости и необходимо отметить следующее.

определяемый, в соответствии с первым допущением, отношением усилия на поршне RП к скорости V П Ri R R k П К a К ia k К ia, V П VК VК ia Н/(м/с), где RK – усилие на колесе, V K – скорость колеса, ia – передаточное отношение от Рис.3. Теоретические характеристики опорного колеса к МЖД, гидравлического демпфера Lб ia 1. При увеличении или уменьшении a (рис.2);

плотности МРЖ в результате изменения kK величины подводимого тока изменяется и – коэффициент сопротивления крутизна характеристик в диапазоне А – Б колеса [1].

(рис.3).

Тогда k k K i a и k O k К i a ;

2. Диаметр поршня D П определяется 3) наибольшее усилие на поршне по следующему выражению:

МЖД при обратном ходе R.O принимается D D 2 p m R Пm 4П Ш зависимым от жесткости упругого элемента, R П.O cк1 z к ia, где p m – наибольшее давление в поршневой где cк1 – приведенная к колесу полости, Па.

жесткость (н/м) [1], Из рекомендуемого [2] соотношения z к – полный ход колеса КГМ [1] D Ш 0,25...0, DП подстановкой представляет собой сумму статического z кc D Ш D П находится z кд ходов;

и динамического 4 R Пm z к z кс z кд ;

DП p m (1 3 ).

Полный ход поршня определяется с 4) наибольшее усилие прямого хода запасом, для исключения ударов поршня о равняется наибольшему усилию обратного днище и крышку демпфера хода 0,02...0,03 м, R П.П R П.О R Пm, Авиационная и ракетно-космическая техника где S – общая площадь каналов. Скорость z кп z Пm V П и давление p определяют как в ia.

предыдущем случае.

учитывается, что диаметр поршня D П Зная общую площадь S и задаваясь числом приблизительно равен его длине L П дросселирующих каналов Z, находят их L П z Пm D П.

условный диаметр d i 3. Общая площадь S группы дроссе 4S лирующих каналов поршня (поз.6, рис.1) di Z, м.

определяется из уравнения расхода МРЖ при обратном ходе поршня. Объем МРЖ, В заключение проверяют выполнение вытесняемый в единицу времени кольцевой условия стабильности работы рассчитанного площадкой поршня S П S Ш V П МЖД при изменении температуры и при Re, вязкости МРЖ: число Рейнольдса давлении р МРЖ, приравнивают к определяемое (с учетом скорости V ж МРЖ секундному расходу Q [2] МРЖ через S, отверстия с общей площадью в дросселирующем канале диаметром d i ) определяемому по выражению: выражением p Re V ж d i, Q О S 2g, где О – для каждого дросселирующего канала, коэффициент расхода МРЖ, начиная со скорости катка О 0,7 при истечении через V кm Vк дросселирующие каналы l 3d с общей 2, площадью S, должно быть больше критического числа – плотность МРЖ, 900 кг/м, Re кр g 9,81 м/с2 – ускорение свободного [1].

падения. Тогда Для обратного хода МЖД скорость Voж p (м/с) в Z дросселирующих каналах МРЖ Q (S П S Ш )V П О S 2 g, общей площадью S (м2) будет S П S Ш V S П S Ш Давление p МРЖ определяется через Vож V П к R Пm для точки A S iа S наибольшее усилие ;

характеристики обратного хода (рис.3): для прямого хода, согласно [2], скорость р R Пm V МРЖ пж определяется выражением SП SШ, V к SП Vпж и подставляется в уравнение расхода: ia S O S к S Д 2g Q ( S П S Ш ) RП О S RП O, SП SШ kO или где O – коэффициент расхода на R П S П S Ш прямом ходе при истечении МРЖ, SП SШ S вытесняемой из цилиндра штоком через 2g kO О. отверстия днища, 4. Объем МРЖ, вытесняемый поршнем O – коэффициент расхода при площадью SП со скоростью VП, истечении из отверстий поршня, приравнивают к секундному расходу МРЖ S k – площадь отверстий днища, через все дросселирующие каналы S Д – площадь дополнительных p V П S П О S 2g, отверстий поршня Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Так как в рассматриваемом МЖД Учитывается также, что реальные, в том дополнительное днище с отверстиями числе и экспериментальные, характеристики отсутствует (рис.1), то S k 0. МЖД имеют вид параболических кривых (пунктирные линии на рис.3), а не линейный Площадь дополнительных отверстий вид;

поршня входит в общую площадь S. Поэтому б) наклон реальных характеристик предыдущая формула примет вид:

МЖД будет зависеть от напряженности Vпж V к S П магнитного поля обмотки, а значит от ia S. вязкости МРЖ.

Кинематическая вязкость МРЖ при Применение МЖД позволяет начальной температуре 50 о С выбирается в улучшить эксплуатационные характеристики диапазоне значений вязкости, составляющих шасси ЛА, благодаря уменьшению для солярного масла или дизельного топлива зависимости технических характеристик 7·10-6 м2/с, трансформаторного масла –10 демпфирующих устройств от возможностей ·10-6 м2/с, индустриальных масел № 12 и № элементов их конструкций за счет 20 – 12·10-6 м2/с и 20 ·10-6 м2/с, для управления состоянием МРЖ.

турбинного масла – 22 ·10-6 м2/с, спиртоглицериновой смеси – 40·10 м2/с, - Библиографический список масла МТ16п – 110 ·10-6 м2/с, специальной 1. Житомирский, Г.И. Конструкция амортизаторной жидкости АЖ170 – 170 ·10-6 самолетов [Текст] / Г.И.

м2/с. Житомирский – М.: Машиностроение.

Условие стабильности для обратного 1991. – 395 С.

хода МЖД запишется в виде: 2. Буров, С.С. Конструирование и расчет S SШ di танков [Текст] / С.С. Буров // Военная Re V к П Reкp 30 ордена Ленина Краснознаменная академия Si a бронетанковых войск имени Маршала или Советского Союза Малиновского Р.Я.: М.:

Re V к S П S Ш d i 42 Издание академии, 1973. – 602 С.

Si a 3. Дербаремдикер, А.Д. Гидравлические ;

амортизаторы автомобилей [Текст] / А. Д.

для прямого хода, Дербаремдикер – М.: Машиностроение, Re V к S П d i 42 1969. – 237 С.

Si a. 4. Рулев, С.В. Методика оценки В качестве рабочей жидкости МЖД допустимой скорости движения подвижного целесообразно применять МРЖ, агрегата с учетом режимов разгона, характеристики которой выбираются в замедления и торможения [Текст] / С.В.

соответствии с условиями работы;

Рулев и др. // Актуальные проблемы ia российской космонавтики: Труды ХХХII передаточное число желательно Академических чтений по космонавтике. М.:

уменьшать.

Комиссия РАН. 2009. с. 308 – 309.

Необходимо отметить, что 5. Шульман, З.П. Магнитореологический а) любое из уравнений расхода эффект [Текст] / З.П. Шульман, В.И.

свидетельствует о квадратичной Кордонский – Мп.: Наука и техника, 1982. – зависимости силы сопротивления R П 184 С.

поршня МЖД от его скорости VП.

DEVELOPMENT OF MAGNETIC FLUID DAMPERS OF AICRAFTS CHASSIS ELEMENTS © 2012 G. S. Averianov, V. N. Belkov, A. B. Korchagin, M. Yu. Agarin Omsk State Technical University Авиационная и ракетно-космическая техника Basics of calculation of magnetic fluid dampers aimed to improve operational characteristics of damping elements of aircraft’s chassis are considered.

Element of damping of oscillations, magnetorheological fluid, magnetic fluid damper, throttle channel, coefficient of resistance.

Аверьянов Геннадий Сергеевич, доктор технических наук, профессор, заведующий кафедрой «Авиа и ракетостроение», Омский государственный технический университет. E mail: avirs_43@mail.ru. Область научных интересов: разработка методик проектирования и исследований систем виброзащиты.

Бельков Валентин Николаевич, кандидат технических наук, профессор, декан факультета транспорта, нефти и газа, Омский государственный технический университет. E mail: valentin-belkov@yandex.ru. Область научных интересов: разработка методик проектирования и исследований систем виброзащиты.

Корчагин Анатолий Борисович, кандидат технических наук, доцент, доцент кафедры «Безопасность жизнедеятельности», Омский государственный технический университет. E mail: omankor@mail.ru. Область научных интересов: разработка методик проектирования и исследований систем виброзащиты.

Агарин Михаил Юрьевич, магистрант кафедры «Авиа и ракетостроение», Омский государственный технический университет. E-mail: mentat_misha@mail.ru. Область научных интересов: разработка методик проектирования и исследований систем виброзащиты.

Averianov Gennadiy Sergeevich, Dr., professor, head of “Avia- and missilery” department, Omsk state technical university. E-mail: avirs_43@mail.ru. Area of research: development of methods of project and design of research of system against vibration.

Belkov Valentin Nikolaevich, Cand.Tech.Sci, professor, Dean of “Transport, oil and gas” faculty, Omsk state technical university. E-mail: valentin-belkov@yandex.ru. Area of research:

development of methods of project and design of research of system against vibration.

Korchagin Anatoliy Borisovich, Cand.Tech.Sci, docent, Docent of “Safety of life” department, Omsk state technical university. E-mail: omankor@mail.ru. Area of research:

development of methods of project and design of research of system against vibration.

Agarin Michail Yurievich, graduate student of “Avia-and missilery” department, Omsk state technical university. E-mail: mentat_misha@mail.ru. Area of research: development of methods of project and design of research of system against vibration.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), УДК 004.94:629.7.015. ВНЕДРЕНИЕ МОДЕЛЬНО-ОРИЕНТИРОВАННОГО ПОДХОДА К ПРОЕКТИРОВАНИЮ САМОЛЕТОВ © 2012 О. А. Агафонов, Д. Э. Вахрушев, С. П. Прядко, А. В. Щукин ОАО «Авиационный комплекс им. С. В. Ильюшина», Москва Рассматривается снижение рисков срыва проекта путем раннего обнаружения противоречий, несоответствий и избыточных требований в ТТЗ на этапах технического предложения и аванпроекта и, как следствие, снижение затрат на доведение конструкции до соответствия требованиям Заказчика с использованием модельно-ориентированного подхода к проектированию.

Модельно-ориентированное проектирование, авиация, снижение затрат, ТТЗ, аванпроект, верификация, моделирование.

Объект улучшения - технология допущенных на ранних стадиях, возрастает проектирования самолета. от этапа к этапу. Кроме того, обнаружение и Главная проблема – увеличение устранение ошибок на поздних этапах, как стоимости доработок и изменений правило, приводит к срыву сроков конструкции самолета от этапа к этапу из-за выполнения проекта.

«ошибок», заложенных на этапе Исходя из вышесказанного, согласования ТТЗ и аванпроекта (рис. 1). прослеживается необходимость в Данная проблема особо остро встала после инструменте для анализа и валидации того, когда финансирование было сильно требований ТТЗ на ранних этапах и на ранее сокращено. Перед конструкторским бюро недостижимом глубоком уровне.

сегодня встает нелегкая задача, используя Предложение - внедрение модельно минимальные ресурсы, построить и ориентированного подхода, позволяющего сертифицировать современный руководителю на любом этапе экономически эффективный самолет, проектирования оценить влияние различных удовлетворяющий всем требованиям ТТЗ. частных технических решений на общие Очевидно, что любая ошибка, не характеристики проекта и выбрать обнаруженная на ранних стадиях, критична оптимальные.

для всего проекта в целом и может привести При переходе на модельно к его срыву. ориентированное проектирование для На данный момент основной разработки встроенных систем необходимо проблемой на начальных стадиях рассмотреть комплексный план, проектирования является несовершенный включающий подбор персонала, процессы процесс раннего обнаружения ошибок. разработки и инструменты. Очевидно, что в Основным источником будущих ошибок начале деятельности по улучшению любого является утверждение некорректно процесса следует определить решаемую составленного ТТЗ. Сейчас процесс проблему и затем разработать план согласования ТТЗ носит итеративный реализации решения. При переходе на характер с постепенным выявлением модельно-ориентированное проектирование возможных ошибок и противоречий в нем. наиболее эффективным является Сотрудники ОКБ вынуждены основываться итеративный подход — сделать, научиться, в своих расчетах на недостаточных данных о настроить и повторить. Конечная цель — это проектируемом изделии, имеющихся на процесс разработки, где модель является начальных этапах разработки, и на ранее частью плана, верификация осуществляется полученном опыте подобных работ. на протяжении процесса разработки с Из графика, приведенного на рис. 1, помощью моделирования, а реализация всего видно, что стоимость устранения ошибок, Авиационная и ракетно-космическая техника приложения на целевом аппаратном Принцип МОП указан на рис. 2.

обеспечении высоко автоматизирована.

Рис.1.

Рис.2. Принципы модельно-ориентированного подхода Необходимые мероприятия: 2. Создать и протестировать 1. Сформировать группу эталонные модели, разработать единые внедрения МОП и произвести обучение стандарты работы с моделями.

персонала работе с инструментами.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), 3. Разработать начальный план 9. Создать совместную группу с перехода. Заказчиком для формирования 4. Внедрить в тестовом режиме согласованных требований и определения процесс выявления противоречий, оптимального облика самолета.

несоответствий и избыточных требований. 10. Постоянно развивать МОП 5. Оценить ресурсы для путем отслеживания и коррекции последующих этапов внедрения. возможных неэффективных процессов.

6. Проанализировать «узкие» Ожидаемый результат – 85% ошибок места на предмет расширения и внедрение выявляется на первых двух этапах МОП в рамках предприятия. проектирования при новом методе 7. Создать рабочую группу при проектирования (МОП), а при традиционном Главном конструкторе самолета по - только 40%. Внедрение метода реализации МОП. многократно снижает затраты на 8. Автоматизировать проверки на ликвидацию последствий ошибок. Результат стандарты и тестирование. показан на рис. 3.

Рис.3.Сравнение числа выявленных ошибок по этапам INTRODUCTION OF MODEL-BASED APPROACH TO DESIGN AIRCRAFT © 2012 O. A. Agaphonov, D. E. Vakhrushev, S. P. Pryadko, A. V. Schukin JSC «Ilushin Aviation Company»

The aim of the project - reducing the risks of failure of the project by early detection of contradictions, inconsistencies and excessive demands on the TTO stages of technical proposal and preliminary design, and, consequently, reduce the cost of bringing the design to match customer requirements with the use of model-based approach to design.

Model based design, preliminary design, aviation, cost-cutting, TTO, verification, modeling, matlab, simulink.

Информация об авторах Агафонов Олег Александрович, инженер-конструктор отдела «Аэродинамики, динамики и систем управления», ОАО «Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина». E mail: oleg-buka@yandex.ru. Область научных интересов: динамика полета, аэродинамика, системы управления, тренажерные комплексы, модельно-ориентированное проектирование.

Авиационная и ракетно-космическая техника Вахрушев Дамир Эдуардович, инженер-конструктор отдела «Аэродинамики, динамики и систем управления», ОАО «Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина». E mail: jester88@yandex.ru. Область научных интересов: динамика полета, аэродинамика, системы управления, тренажерные комплексы, модельно-ориентированное проектирование.

Прядко Сергей Павлович, инженер-конструктор отдела «Аэродинамики, динамики и систем управления», ОАО «Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина». E-mail:

prdk.ser@gmail.ru. Область научных интересов: динамика полета, аэродинамика, системы управления, тренажерные комплексы, модельно-ориентированное проектирование.

Щукин Андрей Витальевич, инженер-конструктор отдела «Аэродинамики, динамики и систем управления», ОАО «Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина». E mail: faq--barmen@rambler.ru. Область научных интересов: динамика полета, аэродинамика, системы управления, тренажерные комплексы, модельно-ориентированное проектирование.

Agaphonov Oleg Aleksandrovich, design engineer, department «Aerodynamics and Flight Dynamics», JSC «Ilyushin Aviation Complex». E-mail: oleg-buka@yandex.ru. Area of research:flight dynamics, aerodynamics, control systems, training systems, Model-Based Design.

VakhrushevDamirEduardovich, design engineer, department «Aerodynamics and Flight Dynamics», JSC «Ilyushin Aviation Complex». E-mail: jester88@yandex.ru. Area of research:flight dynamics, aerodynamics, control systems, training systems, Model-Based Design.

Pryadko Sergey Pavlovich, design engineer, department «Aerodynamics and Flight Dynamics», JSC «Ilyushin Aviation Complex». E-mail: prdk.ser@gmail.ru. Area of research: flight dynamics, aerodynamics, control systems, training systems, Model-Based Design.

SchukinAndreyVitalyevich, design engineer, department «Aerodynamics and Flight Dynamics», JSC «Ilyushin Aviation Complex». E-mail: faq--barmen@rambler.ru. Area of research:

flight dynamics, aerodynamics, control systems, training systems, Model-Based Design.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), УДК 629.7.015.4.001.24.539. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ПОДКРЕПЛЕННЫХ ПАНЕЛЕЙ АВИАКОНСТРУКЦИЙ С ВЫРЕЗАМИ НА ЗАДАННУЮ УСТАЛОСТНУЮ ДОЛГОВЕЧНОСТЬ © 2012 В. А. Беспалов Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С. А.Чаплыгина, г.Новосибирск Описывается процедура проектирования нижней панели центроплана пассажирского самолета с группой вырезов под агрегаты топливной системы. Описывается алгоритм расчета допускаемых коэффициентов концентрации напряжений, обеспечивающих заданную усталостную долговечность в критических зонах панели. При оценке допускаемого коэффициента концентрации напряжений используются усталостные характеристики конструкций – прототипов, полученные в испытаниях на усталость крупногабаритных конструктивно подобных образцов панелей с вырезами. Приводятся результаты таких испытаний и описываются особенности обработки экспериментальных данных для численной оценки характеристик усталости типовых концентраторов напряжений. Описывается процедура поиска рационального распределения материала в зоне вырезов с учетом конструктивно- технологических ограничений и особенностей.

Авиационные конструкции, подкрепленные панели, усталостная прочность, расчеты прочности, испытания образцов.

Необходимость обеспечения В практике инженерных расчетов требуемой усталостной прочности силовых долговечности деталей с концентраторами панелей в зоне вырезов существенно напряжений используют коэффициент усталости Kу, близкого по смыслу и осложняет процесс их проектирования. Если статическая прочность этого участка панели величине эффективному коэффициенту обеспечивается простой компенсацией концентрации напряжений [1]:

Kу = Kсо со/, потерянной площади за счет увеличения (1) где: Kсо = 3 — эффективный коэффициент толщины панели в сопряженной области, то для усталостной прочности важно не только концентрации стандартных образцов в виде снижение общего уровня напряжений, но и полосы с отверстием;

исключение локальных участков со, — напряжения в сечении концентрации напряжений, провоцирующих «брутто» стандартного образца и элемента зарождение усталостных трещин. Это конструкции с концентратором при одинаковой долговечности N.

требует внимательного распределения массы дополнительного материала, тщательной Из уравнения для расчета проработки переходов толщины в обшивке и долговечности элемента конструкции по стрингерах. кривой усталости стандартного образца при Первым и очень ответственным отнулевом цикле нагружения:

N = С/(экв Kу/Kсо)1/m, шагом в процедуре проектирования является (2) выбор допускаемого коэффициента где: С, m — параметры уравнения;

концентрации напряжений Kт доп, поскольку экв — напряжение отнулевого цикла, полное подавление локальных экстремумов эквивалентное по усталостному напряжений потребует неоправданно повреждению типовому полету, большой дополнительной массы силового легко определить допускаемую материала. Величина Kт доп по условиям величину коэффициента усталости в усталостной долговечности определяется элементе конструкции Kу доп для достижения характеристиками сопротивления усталости заданной долговечности Nр элемента будущей конструкции, а так же спектром конструкции:

Kу доп = 3/ экв (С /Np)1/m.

переменных нагрузок, действующих на нее в (3) эксплуатации, и может быть оценена В работе исследуется усталостная расчетным путем. долговечность нижней панели центроплана Авиационная и ракетно-космическая техника пассажирского самолета с группой вырезов образцов с крупногабаритными вырезами под агрегаты топливной системы (рис. 1). (рис. 3).

Обшивка панели фрезерованная из плиты сплава 1163Т, имеет параметры кривой усталости стандартного образца полоса с отверстием:

m = 4,957;

C = 6,9741010.

На рис. 2 приведен график Kудоп, зависимости построенный по выражению (3) для эквивалентных напряжений в нижних панелях центроплана экв = 10,31 кгс/мм2.

Рис. 3. Образец с подкрепленным вырезом Рис. 1. Нижняя панель центроплана В испытаниях усталостные трещины зарождались на кромке выреза. Испытания проводились на двух уровнях нагрузки, что Kу позволило получить уравнение кривой усталости по моменту образования трещин на крмке выреза:

N 3,17 = 1,1108.

Из разрушенных образцов вырезались стандартные образцы полоса с отверстием, испытаниями которых определили базовую кривую усталости:

0 100000 200000 300000 400000 500000 N 5,13 = 7,221010.

N Имея уравнения кривых усталости Рис. 2. Зависимость Kу доп от расчетной стандартного образца и образца с вырезом, долговечности нетрудно записать выражение для определения Kу:

Коэффициент усталости определяется Kу = 3 (7,221010/N)1/5,13/(1,1108/N)1/3,17. (4) экспериментально из испытаний на На рис. 4 приведен график усталость конструктивно подобных образцов зависимости Kу от долговечности N, или натурных деталей в составе изделия. В построенный по выражению (4). Среднее качестве прототипов при определении значение для диапазона исследованных Kу доп использовали результаты испытаний долговечностей Kу 4,5.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Kу определения использовалось выражение (3) и параметры кривой усталости стандартного образца. Проводилась также подробная тензометрия образца. Схема наклейки датчиков приводится на рис. 5. Коэффициент концентрации напряжений на кромках вырезов в месте возникновения трещин составил Kт = 2,8. Можно получить оценку коэффициента усталости с использованием предложенной зависимости (5). Она оказывается близкой к полученной в 0 50000 100000 150000 200000 250000 эксперименте N Kу = Kт/0,6 = 2,8/0,6 = 4,67.

Рис. 4. Зависимость Kу от долговечности В ходе испытаний проводилось тензометрирование кромок вырезов в образцах высокоточным экстензометром.

Установлено, что в месте зарождения трещин на контуре выреза Kт 2,7 по отношению к напряжениям в сечении «брутто» образца. Можно определить коэффициент связи k между Kт и Kу для кромок вырезов:

k = 2,7/4,5 = 0,6.

Kу Приняв, что изменяется пропорционально Kт, можно оценить допускаемую величину коэффициента концентрации напряжений Kт доп:

Kт доп = k Kу доп. (5) Проектирование панели велось на расчетную долговечность 178 000 полетов.

Из представленных на рис. 3 данных можно определить, что для обеспечения проектных значений долговечности достаточно иметь для вырезов Kт доп 2,0.

Следует отметить, что использованные образцы прототипы были изготовлены из сплава АК4-1Т и имели некоторое отличие Рис. 5. Конструктивно подобный образец панели по геометрии, что вызывает сомнение в правомочности полученных оценок Kт доп. С Таким образом, рекомендуемая целью проверки были проанализированы величина Kт доп 2,0 для обеспечения результаты испытаний образца прототипа, заявленной долговечности 178 000 полетов воспроизводившего и геометрию и материал можно считать обоснованной.

проектируемой панели (рис. 5). Методом конечных элементов Испытания проводились подробно исследовалось напряженное асимметричным циклом нагружения с состояние панели, представленной на рис. 1.

экв = 8 кгс/мм2. В ходе испытаний были Установлено, что на контурах вырезов Kт получены несколько усталостных трещин от находится в диапазоне 2,57…2,89 что кромок вырезов. Это позволило определить существенно выше допускаемого по реализовавшийся в образце коэффициент условиям усталостной прочности Kт доп 2,0.

усталости. Он составил 4,7. Для его Высокая концентрация напряжений Авиационная и ракетно-космическая техника обусловлена нерациональным Предлагаемый вариант распределения материала в обшивке обеспечивает Kт = 2 на распределением дополнительного материала:

он расположен в кольцевых областях вдоль кромках вырезов. Поскольку силовой кессон кромок вырезов, причем эксцентрично, с центроплана закрыт обтекателем, одной стороны панели, что приводит к использовали возможность ступенчатого дополнительным изгибным напряжениям. изменения толщины обшивки как изнутри, Поиск более рационального так и снаружи, что свело к минимуму подкрепления вырезов велся интерактивно, дополнительные изгибные напряжения. При с использованием 3D конечно-элементных поиске рационального варианта усиления моделей панели. При этом ориентировались вырезов добивались снижения концентрации на общие рекомендации по рациональному напряжений не только на кромках вырезов, распределению материала [1, 2], согласно но и в радиусных сопряжениях при которым рекомендуется ослаблять ступенчатом изменении толщины, а также на затененную зону перед вырезом примерно в кромках нагруженных отверстий крепления 2 раза относительно регулярной зоны на панели к поясу бортовой нервюры. Для длине 1…1,2 диаметра выреза. Зоны по решения этой задачи при расчетах обеим сторонам выреза следует усиливать напряженного состояния моделировалось примерно в 2 раза на длине 1,5…2 диаметра контактное взаимодействие болтов с вдоль продольного набора. За счет этого отверстиями. Высокие напряжения на можно снизить Kт примерно на 50% по кромках нагруженных отверстий, сравнению с равномерным увеличением выявленные при тщательном моделировании толщины в зоне выреза. распределения нагрузок на болты стыка С учетом этих рекомендаций после панели с поясом бортовой нервюры, решения ряда вспомогательных задач на потребовали существенного плоских и объемных моделях различной перепроектирования стыка. На рис. сложности предложен вариант подкрепления показана конечно-элементная модель в зоне вырезов, общий вид которого показан рис. 6. стыка в окончательном варианте.

а) Рис. 7. Конечно-элементная модель в зоне стыка панели с поясом бортовой нервюры В результате проведенных исследований:

- определен допустимый уровень концентрации напряжений на кромках б) вырезов, позволяющий достичь заданной Рис. 6. Распределение толщины обшивки в зоне усталостной долговечности;

вырезов. а) вид изнутри кессона;

б) вид снаружи Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), - предложен вариант распределения Библиографический список толщины обшивки, реализующий 1 Воробьев, А.З. Сопротивление необходимый коэффициент концентрации усталости элементов авиаконструкций напряжений на кромках вырезов;

[Текст] / А.З. Воробьев, Б.И. Олькин, В.Н.

- отработана конструкция стыка Стебенев, Т.С. Родченко — М.:

панели с поясом бортовой нервюры по Машиностроение, 1990. — C. 239.

условиям усталостной прочности DESIGN OF REINFORCED SPECIFIED FATIGUE LIFE CAPABILITY AIRFRAME PANELS CONTAINING NOTCHES © 2012 V. A. Bespalov Siberian Aeronautical Research Institute named after S.A. Chaplygin Calculation procedure of maximum allowable by the fatigue life value of the stress concentration factor (SCF) in reinforced airframe panels containing notches is presented. The problem of reducing the SCF in the passenger airplane wing panel with notches and holes is discussed. The problem is solved by means of interactive simulation and search for the reasonable design alternate basing on the 3D finite element model of the panel.

Aircraft structures, reinforced panels, fatigue, strength calculation, specimens tests.

Информация об авторе Беспалов Валерий Андреевич, заместитель начальника отделения статической и усталостной прочности, ФГУП «Сибирский научно-исследовательский институт авиации им.

С.А.Чаплыгина». E-mail: valery.bespaloff@yandex.ru. Область научных интересов:

исследование статической, усталостной и тепловой статической прочности авиационных конструкций Bespalov Valeryi Andreevich, deputy chief of department of static and durability strength, FSUE “Siberian Aeronautical Research Institute named after S.A. Chaplygin”. E-mail:

valery.bespaloff@yandex.ru. Area of research: static, fatigue and thermal strength research of aircraft structures.

Авиационная и ракетно-космическая техника УДК 629.735.33.015.4. РАСЧЁТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ПО ВЫБОРУ РАЦИОНАЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ СТОЕК ШАССИ САМОЛЁТОВ © 2012 А. М. Гарин, В. И. Воробьев Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С.А.Чаплыгина, г. Новосибирск Обсуждена проблема «шимми» носовой опоры шасси в связи с учётом температуры окружающей среды, упругости планера самолёта, люфтов в системе управления поворотом стойки. Представлены результаты оценки некоторых оптимальных параметров и сравнительных расчётов нагружения разных стоек шасси в процессе посадки самолёта. Исследовались четырёхколёсные основные опоры шасси.

Самолёт, шасси, амортизатор, стойка, посадка, шимми.

1. Необходимость обеспечения В качестве основы для расчёта выбора рациональных схем стоек шасси использованы уравнения шимми, самолётов с учётом конструкционных, полученные М. В. Келдышем для жёсткого эксплуатационных, технологических и самолёта, и дополненные В. С. Гоздеком других факторов, влияющих на членами, учитывающими упругость стойки функциональные характеристики на кручение. Уравнения движения получены посадочных устройств, предполагает анализ в соответствии с гипотезой, и усовершенствование расчётных методов и предполагающей отсутствие скольжения средств устранения самозбуждающихся пневматика колеса. Система уравнений колебаний различного типа стоек шасси шимми дополнена уравнениями движения самолётов, разработку рекомендаций по упругого самолёта в обобщённых выбору рациональных схем стоек для координатах, учитывающими кручение и снижения нагрузок на конструкцию шасси и изгиб фюзеляжа с симметричным и планера самолёта при посадочном ударе и антисимметричным движением стойки других наземных режимах движения. шасси по отношению к фюзеляжу, а также Необходимость поиска причин моментами сил инерции в уравнениях возникновения автоколебаний вызвана колебаний стойки, отражающими движение особенностями технического состояния упругого самолёта. В уравнениях стоек шасси в процессе эксплуатации. К неголономных связей учтено отклонение числу таких факторов нужно отнести центра контакта пневматика от положения люфты. Определенное влияние на равновесия за счёт упругих деформаций возникновение автоколебаний оказывают самолёта и изменение кривизны линии изменение трения в поворотных частях качения пневматика за счёт деформации стойки, рост дисбаланса колёс из-за износа пневматика при кручении фюзеляжа.

покрышек, наличие воздуха в полости На рис. 14 приведены результаты демпфера и др. расчёта границ шимми передней стойки Приведены результаты расчёта шасси без учёта и с учётом упругости границ устойчивости движения (границ планера при разных изгибных жесткостях шимми) передней стойки шасси без учёта и с стойки Сpsi.

учётом упругости планера и результаты расчёта границ шимми для режима «ориентирование» с учётом температуры окружающей среды при значениях h, коэффициента демпфирования соответствующих нормальной (+20° С), повышенной (+60° С) и пониженной температуре (–60° С).

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), соответствует нормальной температуре (+20° С);

0,4 соответствует повышенной температуре (+60° С);

30,0 соответствует пониженной температуре (–60° С).

Рис. 1. Обжатие S = 0 мм. Жёсткий фюзеляж.

Рис. 5.

Рис. 2. Обжатие S = 300 мм. Жёсткий фюзеляж Рис. 6.

Рис. 3. Обжатие S = 0 мм. Упругий фюзеляж Рис. 7.

Рис. 4. Обжатие S = 300 мм. Упругий фюзеляж 2. На рис. 58 приведены результаты расчёта границ устойчивости движения (C – V) для режима «ориентирование» с учётом температуры окружающей среды при Рис. 8.

следующих безразмерных значениях коэффициента демпфирования h: 0, Авиационная и ракетно-космическая техника Рис. 10. Зависимость амплитуды A от 3. На рис. 9-12 приведены результаты скорости V при разном обжатии амортизатора S расчётных исследований влияния люфтов в системе механической связи поворотной части на устойчивость движения стойки шасси.

Принятые допущения:

• Угловые колебания опоры шасси по гидравлике считаем гармоническими с меняющимися по времени амплитудой и частотой f. Однако за один период колебаний амплитуда и частота считаются постоянными.

• Все люфты в узлах поворотной части приведены к постоянному интегральному Рис. 11. Зависимость амплитуды A от угловому люфту.


скорости V при разной крутильной жёсткости Сpsi Момент трения Mtr считается • постоянным за период колебаний, хотя и предполагается, что он является функцией компонент амплитуды и частоты.

• Передаточный коэффициент от угла поворота опоры к перемещению штока демпфера известен и определён расчётом или экспериментально. Предполагается, что передаточный коэффициент является функцией скорости V движения по ВПП (или, иначе, функцией вертикальной силы Py на опоре или подъёмной силы крыла Y) и при заданной скорости является константой.

Рис. 12. Зависимость амплитуды A от • Потери энергии на упругом скорости V при разных коэффициентах деформировании опоры предполагаются демпфирования h сравнительно малыми.

4. На рис. 13 приведены результаты расчётных исследований по оптимизации конструктивных параметров тележечной стойки основного шасси средне-дальнего магистрального самолёта имеющей помимо стабилизирующего амортизатора триммер БЕ, включённый в состав системы шлиц Рис. 9. Зависимость частоты шимми f, Гц шарнира.

от скорости V при разном обжатии амортизатора S Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), стабилизирующий амортизатор;

3 с четырёхколёсной тележкой, имеющей триммер и стабилизирующий амортизатор, полученные после оптимизации конструктивных параметров стойки по критерию минимума максимального значения вертикальной нагрузки на шасси, с начальным углом установки тележки o = 71°;

4 стойки шасси «шашлычного» типа с такими же основными входными данными расчёта, как и в вариантах 13.

Рис. 13.

Математическая модель системы позволила проводить оптимизационные расчёты также классических тележечных стоек со стабилизирующим амортизатором или стоек шасси «шашлычного» типа.

Приведены результаты оптимизационных расчётов основных характеристик Рис. 14.

нагружения стойки в процессе посадочного удара: нагрузок на стойку шасси, нагрузки На рис. 15 показаны графики на фюзеляж, сил воздушного и зависимостей вертикальной нагрузки Py на гидравлического сопротивления, обжатия стойку шасси, вертикальной нагрузки Pyk на штока амортизатора, перемещения оси ось тележки, горизонтальной нагрузки Pxk на подвески тележки и других, а также ось тележки, силы Q и гидравлической силы диапазона оптимальных значений угла Qg внутри амортизатора стойки от установки тележки. начального угла установки тележки o для Расчёт проводился для различных конструкции стойки с триммером и схем стоек шасси самолёта с посадочным стабилизирующим амортизатором.

весом 203 тс, при вертикальной составляющей посадочной скорости Vy = 3,05 м/с, соответствующей эксплуатационной работе Аэ. Угол наклона стойки к вертикали = 3°, угол тангажа = 0°, начальный угол установки тележки 0 = 85°. Это значение угла установки тележки o выбрано из условий обеспечения «неперегрузки» задних колёс тележки и сопоставимости выходных данных результатов расчёта разных схем шасси.

Рис. 15.

На рис. 14 показан график зависимости нагрузки Q, действующей на На рис. 16 показаны графики планер самолёта в месте крепления стойки зависимостей вертикального перемещения y шасси, от обжатия s амортизатора стойки s центра масс самолёта, обжатия для вариантов 14 расчёта нагрузок при амортизатора стойки и перемещения оси посадочном ударе: 1 с четырёхколёсной подвески тележки от лобового изгиба тележкой и стабилизирующим (упругий прогиб стойки) от угла o при амортизатором;

2 с четырёхколёсной посадочном ударе с торможением.

тележкой, имеющей триммер и Авиационная и ракетно-космическая техника величине проходных отверстий для жидкости на прямом и обратном ходе амортизатора, характеристикам зарядки пневмогидравлического амортизатора и т.д., одновременно проведя расчёты по каждому посадочному режиму. Оптимизацию параметров стойки шасси следует провести также на режимах пробега и разбега по ВПП и, при необходимости, при переезде препятствий.

На примере расчёта нагруженности Рис. 16.

предлагаемой схемы стойки шасси показано, Результаты расчёта показали, что для что применение угла установки тележки этой схемы оптимальные значения угла основного шасси о в диапазоне 70…75° установки тележки o находятся в диапазоне позволяет снизить нагруженность шасси при 70…75. При этом отметим, что в расчёте посадочном ударе на 9…18% и планера угол наклона стойки к вертикали = 3 и самолёта на 10…16%. Расчёт нагруженности угол тангажа = 0. Диапазон оптимальных шасси и оптимизацию конструктивных значений угла o, естественно, изменится параметров многоопорного шасси при других значениях угла наклона стойки к необходимо проводить с использованием вертикали и угла тангажа. Поэтому, в разработанных ранее в ЦАГИ и СибНИА частности, выбор оптимальных методик с учётом упруго-массовых конструктивных параметров стойки должен характеристик планера самолёта и осуществляться с учётом всех требований эксплуатационного диапазона температур технического задания на разработку ±60° С.

самолёта. Так, необходимо провести Рассмотренная схема основной расчётную оптимизацию конструкции по тележечной стойки шасси средне-дальнего критерию нагруженности шасси в диапазоне магистрального самолёта позволяет рабочих углов тангажа (например, в использовать преимущества рычажной и диапазоне 0…12°). Кроме того, ввиду телескопической стоек на разных стадиях наличия ряда оптимизируемых параметров, нагружения шасси при посадке и пробеге необходимо провести оптимизацию самолёта по ВПП.

конструктивных параметров не только по величине установочного угла o, но и по INVESTIGATIONS FOR LANDING GEAR RATIONAL PARAMETERS SELECTION © 2012 A. M. Garin, V. I. Vorobyev Siberian Research Institute of Aviation named after S.A. Chaplygin, Novosibirsk The problem of nose landing gear “shimmy” is discussed in consideration with ambient air temperature, airplane frame elasticity, nose gear steering wheel play (backlash). Calculational results of some optimal landing gear parameters evaluation and comparative analysis of different landing gear shock struts loading during aircraft landing are presented. Four-wheel main landing gears are investigated.

Aircraft, landing gear, shock absorber, strut, touchdown, shimmy.

Информация об авторах Гарин Александр Михайлович, начальник отдела, Сибирский научно исследовательский институт авиации им. С.А.Чаплыгина, г. Новосибирск. E-mail:

novosibbox@yandex.ru. Область научных интересов: расчётно-экспериментальные исследования «шимми», динамики посадки и движения самолёта по ВПП;

расчётные Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), исследования акустических нагрузок, создаваемых двухконтурными авиационными двигателями.

ведущий инженер, Сибирский научно Воробьев Владимир Ильич, исследовательский институт авиации им. С.А.Чаплыгина, г. Новосибирск. E-mail:

vvi111220@yandex.ru. Область научных интересов: расчётно-экспериментальные исследования «шимми», динамики посадки и движения самолёта по ВПП применительно к новым создаваемым самолётам.

Garin Alexandr Michaylovich, hеad of department, Siberian Research Institute of Aviation named after S.A. Chaplygin, Novosibirsk. E-mail: novosibbox@yandex.ru. Area of research:

theoretical-experimental research of "shimmy", dynamics of aircraft landing and traffic on the runway, theoretical studies of acoustic loads created by aviation by-pass engines.

Vorobyev Vladimir Ilych, leading engineer, Siberian Research Institute of Aviation named after S.A. Chaplygin, Novosibirsk. E-mail: vvi111220@yandex.ru. Area of research: theoretical experimental research of "shimmy", dynamics of aircraft landing and traffic on the runway with reference to new created planes.

Авиационная и ракетно-космическая техника УДК 539. СТЕСНЕНИЕ ДЕФОРМАЦИЙ В КОРНЕВОМ СЕЧЕНИИ МОДЕЛИ КЕССОНА КРЫЛА ПРИ КРУЧЕНИИ © 2012 В. И. Корольков Воронежский государственный технический университет В трёхмерной постановке представлено решение упругой задачи об определении напряжённо деформированного состояния сплошного защемлённого стержня произвольного поперечного сечения, нагруженного сосредоточенным крутящим моментом на свободном конце.

Перемещения, деформации, напряжения, стеснённое сечение.

Ограничение перемещений в одном из Пусть стержень имеет произвольное поперечное сечение. Боковая поверхность поперечных сечений подверженного свободна от внешних усилий. Один торец крутящему моменту стержня вызывает стержня полностью неизменяем. К другому местный всплеск напряжений и носит торцу приложена произвольная система сил, название эффекта Сен-Венана. Так как эта статически эквивалентная действию зона с точки зрения прочности конструкций крутящего момента Mкр. Начало декартовой является наиболее опасной, то определение системы координат х0y расположено в уровня напряжений необходимо для центре тяжести неизменяемого сечения, а повышения несущей способности подобных ось z прямолинейна и проходит через центры деталей. Подобных зон в конструкции тяжести поперечных сечений.

летательного аппарата значительное число, При отсутствии массовых сил но наиболее опасной и высоконагруженной перемещения произвольной точки данного является зона крепления кессона крыла к тела должны удовлетворять уравнениям центроплану. В связи с тем, что в этой зоне Ламе:

наблюдается значительное изменение u i, jj ( )u j, ji 0, i, j 1, 2, 3, (1.1) жёсткости, то происходит сингулярный всплеск напряжений. Точное знание где ui – перемещения произвольной напряжений в этой зоне необходимо для точки стержня, вызванные его деформацией;

правильного выбора конструктивного E (1 ) (1 2 ), E 2(1 ) решения. Существующие методы расчёта коэффициенты Ламе;

дают лишь приближённую оценку. E, - модуль упругости и Численные методы дают в этой зоне коэффициент Пуассона.

неустойчивое решение. Для выбора Также должны удовлетворяться оптимального решения необходимо обладать граничные условия на боковой поверхности:

достаточно простым, достоверным (1.2) ij n j 0, i, j 1, 2, решением, позволяющим также оценить и и на торцах стержня:


качественную картину напряжений и z 0;

u i 0, i, j 1, 2, деформаций.

x 33 d M y, x 23 y 13 d 0, (1.3) z l;

Так как в данной зоне однозначно возникает трёхмерное напряжённо y 33 d 13 d 23d 33d 0, деформированное состояние (НДС), то в качестве первого приближения рассмотрим где ij - составляющие тензора напряжений, модель в виде сплошного упругого стержня nj – направляющие косинусы нормали и оценим НДС вблизи стеснённого к поверхности;

поперечного сечения при кручении - площадь поперечного сечения, сосредоточенным моментом.

l – длина стержня.

1. Постановка задачи Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), u u ;

v v ;

w w, Требуется определить напряжённое и 0i i0 0i i0 0i i (2.4) деформированное состояния стержня.

где индекс “i” означает разложение по 2. Метод решения внутренней координате (2.1), а “0” – по Известно, что вблизи стеснённого внешней координате z.

сечения возникает всплеск напряжений, Записав условие сращивания (2.4) и имеющий затухающий экспоненциальный приравняв члены одного порядка k, получим характер вдоль продольной координаты z. На шесть уравнений относительно шести удалении от стеснённого сечения существует неизвестных функций, решением которых однородное напряжённое состояние.

получим внутреннее разложение.

Следовательно, используя концепцию Далее, используя процедуру пограничного слоя, можно получить сращивания [1], можно получить составное асимптотическое решение, называемое равномерно пригодное для всего стержня внутренним, вблизи стеснённого сечения и решение. Однако составное решение может срастить его по методу Ван-Дайка [1] с быть не единственным. Отличаться решения внешним решением для однородного могут в зоне сращивания. Выбор напряжённого состояния. В качестве n, определённым образом константы внешнего решения можно использовать введённой во внутреннюю переменную (2.1), любое известное решение для стержня даёт возможность определить составное заданной геометрии.

разложение единственным образом.

Для построения внутреннего Логично использовать для этого разложения введём внутреннюю принцип минимума потенциальной энергии переменную деформации стержня [2]:

1 e nz, (2.1) Э n 0, (2.5) k l где k – малый параметр, характеризующий где - потенциальная i, j i, j ddl Э относительное сужение стрежня;

n – 0 2 i, j некоторая константа. энергия деформации стержня;

ij Запишем внутреннее разложение составляющие тензора деформаций.

перемещений в виде ряда, обозначив Уравнение (2.5) однозначно u u1, v u 2, w u3 : определяет константу n, которая является u i ku1i ( x, y, ) k 2u2 ( x, y, ), i характеристикой эффекта стеснения.

3. Решение (2.2) v i kv1 ( x, y, ) k 2 v2 ( x, y, ), i i Пространственная задача свободного wi kw1i ( x, y, ) k 2 w2 ( x, y, ).

i кручения сплошных слабоконических Затем, произведя замену переменных стержней произвольного поперечного в уравнениях (1.1) и подставив в них сечения решена Д.Ю.Пановым [3] методом разложения (2.2), получим, приравняв члены малого параметра. Поэтому используем это при одинаковых степенях k, систему шести решение в качестве внешнего разложения.

уравнений. Так же, как и в работе [3], будем Решение первых трёх уравнений, рассматривать стержень, боковая удовлетворяющее граничным условиям (1.3) поверхность которого определяется при z=0, будет иметь вид: уравнением:

. (2.3) u1 a1 ( x, y) ;

v1 b1 ( x, y) ;

w1 c1 ( x, y) f x1 kz, y1 kz. (3.1) Подставим (2.3) в оставшиеся f, 0, если ввести вспомогательные уравнения системы и, удовлетворяя переменные x(1 kz) и y (1 kz). Третья граничным условиям (1.3) на торце z=0, вспомогательная переменная совпадает с получим выражения для перемещений.

осью z.

Неизвестные функции поперечных В качестве малого параметра координат a1, a 2, b1,b2, c1,c2 можно используем величину относительного определить из условий сращивания изменения поперечных размеров на единицу внешнего и внутреннего (2.2) разложений:

Авиационная и ракетно-космическая техника ( x, y ) - функция кручения.

длины стержня или относительное сужение стержня k. Будем считать в дальнейшем Используя известные формулы величину k настолько малой, что величиной линейной теории упругости, находим k 2 можно пренебрегать по сравнению с k, напряжения, соответствующие полученной если это специально не оговорено. системе перемещений (3.2) Во внутреннее разложение Условие (2.5) даёт возможность перемещений вида (2.2), учитывая в нём k однозначно определить константу n.

второго порядка малости, подставим Таким образом, выражениями компоненты перемещений и получим перемещений (3.2) и напряжений полностью внутреннее разложение с шестью определяют решение задачи стеснённого неизвестными функциями. Для определения кручения стержня заданной геометрии.

этих неизвестных функций необходимо использовать условия сращивания (2.4). Для 4. Призматический стержень этого приравняем внутреннее разложение, Полученное решение показывают, что выраженное через внешнюю переменную z, при стеснённом кручении стержней малой и внешнее разложение [3] по внутренней конусности все напряжения и перемещения переменной. Приравняв члены с отличны от нуля. Рассмотрим теперь k, одинаковыми степенями найдём предельный случай перехода неизвестные функции. слабоконического стержня в Составное решение, призматический, устремив в решениях удовлетворяющее поставленной задаче на параметр k к нулю.

всем отрезке [0, l], будет определяться Тогда получим для призматических следующим образом [4]: стержней перемещения в виде:

, 2 u u0 ui ui 1 e nz e nz, u yz y 3 x 3n v v v v, i0 0 i (3.4) 2 w w w w. 1 e nz e nz, (3.3) i 0 i v xz x 3n 3 y Подставив разложения перемещений, 2 получим равномерно пригодное решение w 1 e nz 1 e nz.

задачи с точностью до k2: 3 Получаем, что и призматический 2 1 e nz e nz u yz y стержень в зоне стеснения имеет сложное 3 x 3n, напряжённое состояние. На удалении от этой 2 kyz 2 kP1 1 e nz зоны e nz стремится к нулю и выражения (3.2) (3.3) дают решение Сен-Венана.

2 Если рассмотреть закреплённое 1 e nz e nz x v xz 3 y сечение (z=0), то получим, что здесь 3n, нормальные напряжения могут даже 2kxz 2 kP2 1 e nz превышать касательные, а касательное 2 kzP3 x, y, w 1 e nz 1 e nz напряжение 12, как и следовало ожидать, 3 равно нулю. Наибольшим из нормальных где - относительное закручивание напряжений будет продольное напряжение стержня на единицу длины;

33.

x y x 2 y 2 x ( x, y ) (1 2 ) dx h1 ( y ) ;

Например, при коэффициенте P1 ( x, y ) 2 Пуассона =1/3 продольное нормальное напряжение 33 будет в два раза больше y 1 поперечных.

x x 2 y 2 y ( x, y ) (1 2 ) dy h2 ( x) ;

P2 ( x, y ) 2 5. Стержни частных видов поперечных ;

P3 ( x, y ) 2( x, y ) x y сечений x y Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Рассмотрим подробнее решение напряжённо-деформированного состояния задачи для некоторых конкретных областей материала в области влияния эффекта стеснения от геометрических размеров поперечного сечения.

стержня, и характеристик материала.

Пусть область представляет собой Параметр n, а следовательно и эффект эллипс с полуосями а и в в сечении Z=0 и стеснения, в случае призматического определяется уравнением:

стержня не зависит от его длины, что 2 f, 1, подтверждает тем самым гипотезу Сен a2 b Венана. Конусность же имеет некоторое, но где X 1 KZ, Y 1 KZ.

не сильное, влияние на параметр n.

Функция кручения для данной Уменьшение же нормального напряжения области, как известно, имеет вид в стеснённом сечении Z=0 с увеличением, C, конусности подтверждает вывод где C a 2 b 2 / a 2 b 2. Е.П.Гроссмана [5] о том, что эффект Относительный угол закручивания стеснения и эффект конусности создают при стержня на единицу длины равен кручении нормальные напряжения разных.

M Z a2 b2 знаков.

Зависимости коэффициента n от a b отношения полуосей эллипса при кручении Используя формулы (3.2), запишем призматического стержня дают возможность выражения для перемещений:

сделать некоторые качественные выводы: во 1 u yZ 1 2 KZ C 1 e n *Z e nZ y первых, коэффициент n имеет минимальное 3n 3 значение при b/a=0.85-0.9, т.е. стержни с 1 KCy x 2 x 2 y 2 1 e nZ таким соотношением полуосей имеют 2 наибольшую зону распространения краевого 2 2 nZ Ky x y 1 e, (5.1) эффекта от стеснения;

во-вторых, с увеличением коэффициента Пуассона зона 1 xZ 1 2KZ x1 C 1 e nZ e nZ 3n 3 краевого эффекта, в связи с возрастанием n, уменьшается, а нормальные напряжения 1 KCx y 2 y 2 x 2 1 e nZ несколько возрастают;

в-третьих, у круглого 2 стержня (b/a1) и очень тонкой пластинки 2 2 nZ Kx x y 1 e, (b/a0), как и следовало ожидать, эффект 2 1 стеснения исчезает, т.к. коэффициент n.

Cxy 1 e nZ Cxy 1 e nZ 3 Сравнение графиков распределения Для 4 KCxyz.

нормального безразмерного напряжения нахождения коэффициента n запишем 33 *= 33 a3/Mz вдоль призматического уравнение (2.5), представляющее стержня эллиптического сечения при алгебраическое уравнение четвёртой следующих расчётных данных: =0.32, степени. Разрешить это уравнение b/a=0.5, a/b=0.25, x/a=0.75, y/a=-0.33 (рис. 1) относительно n не представляет труда. показывает, что 33* имеет одинаковый Решению задачи удовлетворяет только характер поведения во всех трёх действительный положительный корень. сравниваемых решениях. Расхождение n Параметр является важной наблюдается в численных значениях и характеристикой эффекта стеснения, достигает между представленным в работе обуславливающей не только величину зоны решением и решением Н.В.Зволинского [6] в распространения краевого эффекта от стесненном сечении 25%. С результатами стеснения, но и интенсивность и характер А.Феппля [2] различие значительно меньше.

изменения напряжений в этой зоне. Кроме того, параметр n даёт возможность проводить качественный анализ Авиационная и ракетно-космическая техника 2, 2 данное решение *33 1,5 решение А.Фёппля решение Н.В.Зволинского 0, 0 0,25 0,5 0,75 1 1,5 2 2,5 z/a Рис. 1. Сравнительные графики распределения безразмерного продольного нормального напряжения 33* при кручении эллиптического стержня Решения Н.В.Зволинского, А.Феппля сечения, как призматических, так и и С.П.Тимошенко [7] не удовлетворяют всем имеющих отклонение от призматичности.

уравнениям статической теории упругости. На рис.2 даны сравнительные графики В первом решении не удовлетворяются распределения безразмерных нормальных и точно уравнения равновесия, а в других двух касательных напряжений ij ij a 3 / M z * решениях не выполняются условия вдоль оси z при кручении призматического совместности деформаций, т.е. они являются эллиптического стержня. Расчётные данные приближёнными решениями. Решение, прежние. Нормальное поперечное представленное в данной работе, имеет напряжение будет равно, т.к.

более общий характер, т.к. оно справедливо стержень имеет постоянное по длине для стержней произвольного поперечного сечение.

2, * 33 * 1, * * 0, * z/ 0 a 0,75 1,5 2, Рис. 2. Сравнительные графики распределения нормальных и касательных напряжений вдоль оси z при кручении стержня эллиптического поперечного сечения Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Таким образом, так как для многих Библиографический список видов поперечных сечений функция 1. Ван-Дайк, М. Методы возмущений в кручения (,) известна, то, следовательно, механике жидкости [Текст] / М. Ван-Дайк – для них также несложно записать выражения М.: Мир, 1967. – 310с.

для перемещений и напряжений при 2. Феппль, А. Сила и деформация стесненном кручении. [Текст] / А. Феппль, Л. Феппль – М.;

С целью проверки полученного Л.:ОНТИ НКТП СССР, 1936. Т.2. – 408с.

аналитического решения было проведено 3. Панов, Д.Ю. О кручении стержней, экспериментальное изучение распределения близких к призматическим [Текст] / Д.Ю.

напряжений, порождаемых эффектом Панов // Докл. АН СССР.- 1939. Т.20,№4. стеснения, в сплошных стержнях. С.251-254.

Использовался метод фотоупругости [8] в 4. Найфе, А.Х. Введение в методы связи с тем, что с его помощью возмущений [Текст] / А.Х. Найфе - М.:Мир, представляется возможность получения 1984.-536с.

полной картины напряжений. Для получения 5. Гроссман, Е.П. Расчёт на прочность картин полос использовался метод лонжеронных крыльев [Текст] / Е.П.

замораживания на моделях прямоугольного Гроссман // Труды ЦАГИ.- 1947.- Вып.628. поперечного сечения из оптически 77с.

чувствительного материала ЭД20-МТГФА. 6. Зволинский, Н.В. Приближённое Эксперименты полностью решение задачи кручения упругого подтвердили картину распределения и цилиндрического бруса с одним уровень напряжений вблизи стеснённого неизменяемым сечением [Текст] / Н.В.

сечения. Зволинский // Изв. АН СССР, ОТН. 1939. Представленное решение позволяет №8. – С.91-100.

оценить уровень всех напряжений и 7. Тимошенко, С.П. Теория упругости деформаций в зависимости от формы [Текст] / С. П. Тимошенко – М.;

Л.:

сечения и упругих характеристик материала. Гостехиздат,1934. – 451.

Так как получено решение упругой 8. Хесин, Г.Л. Метод фотоупругости задачи, то записав аналогично решения для [Текст] / Под ред. Г.Л. Хесина – М.:

других нагрузок и применив принцип Стройиздат, 1975. Т.1. – 460 с.

суперпозиции, получим решение для реального случая нагружения.

CONSTRAINT STRAIN IN THE ROOT SECTION WING MODEL WITH TORSION © 2012 V. I. Korolkov Voronezh State Technical University In the three-dimensional formulation is presented the solution of the problem of determining the elastic stress strain state of solid clamped rod of arbitrary cross section loaded by concentrated torque at the free end.

Displacement, strain, stress, constrained by section.

Информация об авторе Корольков Владимир Иванович, доктор технических наук, профессор, заведующий кафедрой «Самолётостроение», Воронежский государственный технический университет. E mail: korolkov_vi@bk.ru. Область научных интересов: математическое моделирование процессов локального циклического пластического формообразования тонкостенных оболочечных деталей, разработка методик расчёта на прочность конструкций с учётом зон сингулярного характера напряжений, моделирование браковочных признаков и изменений технологических параметров листовых материалов в процессе деформирования.

Авиационная и ракетно-космическая техника Korolkov Vladimir Ivanovich, Dr. Sc. Sciences, head of the Department "Aircraft Manufacturing", Voronezh State Technical University, E-mail: korolkov_vi@bk.ru. Area of research: mathematical modeling of local cyclic Plastic Forming thin shell components, the development of methodologies for calculating the strength of structures subject areas of the singular nature of the stress, modeling for rejection and changes of process parameters in sheet metal deformation process.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), УДК 629.73-027.31+533. К ПОИСКУ ОПТИМАЛЬНОЙ КОМПОНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ЗАМКНУТЫМ КРЫЛОМ © 2012 А. Ю. Лазарев1, В. Н. Семенов Московский физико-технический институт, г. Жуковский Центральный аэрогидродинамический институт (ФГУП “ЦАГИ”), г. Жуковский Рассматривается история развития летательных аппаратов с замкнутыми крыльями. Осуществляется классификация существующих и возможных конфигураций. Освещаются преимущества и недостатки замкнутых аэродинамических поверхностей и перспективы развития данной схемы.

Аэродинамика, оптимизация, замкнутые аэродинамические поверхности.

решаются отдельно и иными методами. Учет Базис для синтеза облика крыла Классическая монопланная теории подобия, сжимаемости потока, конструктивно - силовая схема (КСС) турбулентности, чисел Рейнольдса и Маха летательного аппарата (ЛА) уже почти влияют на построение соответствующих доведена до совершенства и вероятность теорий и методов расчета. Таким образом, новых существенных прорывов в улучшении при описании одной и той же среды ее характеристик невелика, тогда как многие используются различные подходы с плохо иные КСС, сегодня уступающие стыкуемыми решениями на границах их классической схеме по ряду параметров, применения, что не позволяет реализовать имеют существенно больший диапазон процесс синтеза оптимального облика ЛА на возможных базовых и параметрических полном пространстве возможных значений совершенствований. В настоящее время в проектных параметров. Аэродинамика ведущих авиационных центрах исследуются превращается в искусство выбора методов, новые проекты неклассического облика, объяснения коэффициентов и интерпретации многие из которых будут обладать результатов даже при расчете классического свойством адаптации к режимам полета, монопланного крыла. Большие сложности вплоть до преобразования внешнего облика. имеются также в постановке и До недавнего времени поиск новых интерпретации экспериментальных концепций облика ЛА базировался результатов, полученных в преимущественно на аэродинамических аэродинамических трубах (АДТ).

критериях. Однако многокритериальные Основополагающий принцип подходы к проектированию показывают экспериментальной аэродинамики об недостатки такого монопольного «обратимости потоков», согласно которому приоритета. Одна из причин этого — величина, направление и точка приложения отсутствие универсальной теории и единой аэродинамических сил не зависят от того, аэродинамической расчетной модели. обтекается ли тело потоком воздуха, или же Расчетный инструмент, подобный методу оно движется в неподвижном воздухе, на конечных элементов (МКЭ) в строительной практике выполняется приближенно. В механике, для аэродинамики остается году Дюбуа обнаружил парадокс: оказалось, трудно достижимой целью. Разнообразие что сопротивление пластинки перемещаемой аэродинамических теорий не позволяет в спокойной воде, и сопротивление сегодня организовать пространственный неподвижной пластики в канале с проточной синтез оптимального облика ЛА на единой водой отличаются приблизительно на 30%.

основе. Существует разделение Аналогичный эффект для экспериментов в теоретической аэродинамики на дозвуковую газовом потоке Н.Е. Жуковский объяснил и сверхзвуковую, причем проблемы влиянием стенок АДТ. Высказывается также некоторых разделов, например акустики, гипотеза, что энергетика потока воздуха в Авиационная и ракетно-космическая техника атмосфере и в АДТ, где молекулы газа являются: удлинение, сужение, прошли через ускорители потока, могут стреловидность, поперечное V, выносы отличаться на существенную величину и продольной и вертикальной осей верхнего и создавать различную подъемную силу на нижнего крыла, а также углы установки профиле. крыльев относительно продольной оси, Одной из наиболее перспективных профили и крутка верхнего и нижнего концепций КСС считается ЛА с замкнутой крыла.

системой несущих поверхностей [1,2,3]. Естественной и, пожалуй, Однако в случае поиска и синтеза единственной на настоящий момент времени оптимальной компоновки ЛА в этом классе базой для пространственного синтеза облика встают еще более сложные проблемы, перспективного ЛА на многокритериальной связанные с наличием интерференции основе являются оптимизационные аэродинамических поверхностей и их комплексы, реализующие метод конечных взаимным влиянием через скосы потока. элементов и включающие блоки пересчета Синтез оптимальной конфигурации ЛА при аэродинамики с ограничениями в форме этом требует определения уже на начальном сохранения и улучшения характеристик этапе проектирования рациональных аэродинамики и управления полетом ЛА и значений интегральных и локальных учитывающие явления аэроупругости [4].



Pages:     | 1 || 3 | 4 |   ...   | 12 |
 





 
© 2013 www.libed.ru - «Бесплатная библиотека научно-практических конференций»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.