Метод освобождения динамической расчетной модели летательного аппарата

Расчетные динамические модели разрабатываются на этапе проектирования летательного аппарата (ЛА) и используются в оценках эксплуатационной нагруженности, обеспечении прочности, управляемости и аэроупругой устойчивости ЛА. Эти модели сопровождают экспериментальные исследования, опытную и серийную эксплуатацию ЛА. При этом расчетные модели корректируются по результатам наземных модальных испытаний. Расчетной моделью ЛА является, как правило, модель свободной динамической системы. В то же время для модальных испытаний авиационная техника либо устанавливается на шасси, либо помещается на специальную систему упругого вывешивания, а космические конструкции - на систему обезвешивания. В настоящей работе предлагается метод освобождения закрепленной динамической расчетной модели ЛА после проведения процедуры прямой коррекции её матриц жесткости и/или масс. Такая коррекция приводит к тому, что сделать модель свободной невозможно непосредственным возвращением убранных при закреплении модели степеней свободы. Предлагаемый метод позволяет освободить модель от закреплений при условии, что известны инерционные характеристики свободной конструкции. А именно: масса и массовые моменты инерции относительно некоторой точки, например, центра тяжести. Метод основан на том, что закрепленная модель ставится на виртуальную подвижную платформу, которая имеет инерционные характеристики исходной свободной конструкции. Это позволяет описывать в модели движение конструкции как жесткого тела. Движение платформы влияет через инерционные силы на закрепленную модель, обратное влияние осуществляется через сумму всех сил инерции модели, которая, по сути, является реакцией в закреплении. Система уравнений движения закрепленной модели дополнена уравнениями движения платформы, силы инерции, обусловленные движением как жесткого целого, добавлены в каждое уравнение движения модели. Кроме того, осуществлен переход от локальной системы координат, связанной с закрепленной моделью, к глобальной системе координат. Полученные уравнения не нарушают симметрию матриц жесткости и масс. Частоты и формы собственных колебаний освобожденной модели близки к соответствующим частотам и формам свободной модели. Реализация метода проиллюстрирована для математической модели набора линейных осцилляторов. Показан пример освобождения условной балочной модели самолета, установленного на шасси.