Синтез формы упругой оси замкнутого крыла самолета и исследование его напряженно-деформированного состояния методом спекл-голографии

Классическая монопланная конструктивно-силовая схема. (КСС) летательного аппарата. (ЛА) уже доведена, до совершенства, и вероятность новых существенных прорывов в улучшении ее характеристик невелика. Многие иные КСС по ряду параметров имеют существенно больший потенциал возможного развития, в частности, по снижению веса, конструкции. В последние десятилетия в авиационных центрах мира исследуются проекты ЛА неклассического облика, многие из которых будут обладать свойством адаптации к режимам полета, и преобразования внешнего вида. [1-6].

На этапе проектирования МиГ-25 (1960-е г.) рассматривались варианты самолета. с подъемными двигателями, изменяемой геометрией крыла, и иными новшествами. Экспериментально исследовалась модель поворотного крыла, которая в крейсерском полете смыкалась с ГО, образуя более жесткую и менее нагруженную конструкцию, что вело к снижению его веса. Профессором В.М. Фроловым были инициированы расчетные исследования, которые в очередной раз подтвердили прочностные достоинства замкнутого крыла.

Рис. 1. Модель МиГ-25 с крылом изменяемой геометрии, смыкаемым в полете с ГО

Рис. 2. Полномасштабная цельнокомпозитная модель самолета «Е-1». Россия. МАКС-2000. Конструктор В. С. Егер

Известны образцы техники, на десятилетия опередившие ее текущее состояние и представления об облике ЛА и возможностях технологий. Так, в демонстрационном образце самолета Е-1 конструктора В. С. Егера (рис. 2) были продемонстрированы разнообразные новшества, включая технологию непрерывной навивки силовых волокон в замкнутой композитной конструкции замкнутого крыла.

• 2.    Концепция ЛА с замкнутой системой крыльев

• 3.    Особенности работы замкнутого крыла

Конструкция самолёта с замкнутым крылом считается одной из наиболее перспективных, поскольку имеет много потенциальных достоинств, связанных с уменьшением его веса, повышением жесткости конструкции, а также с возможностью непосредственного управления подъемной и боковыми силами.

В настоящее время успехи в развитии методов проектирования, внедрение новых материалов с необычными свойствами, технология аддитивного изготовления элементов конструкций, новые методы определения напряженно-деформированного состояния конструкций (НДС) позволяют приступить к экспериментальной реализации широкого класса новых технических решений, включая адаптацию конструкции ЛА к режиму полета.

При жестком соединении концов крыльев ЛА (рис. 3) совместная деформация системы вызывает силовые реакции со стороны соединительной концевой шайбы, которая является «разгрузочной» (по изгибающим моментам), причем для обоих крыльев. Характерной является форма деформаций изгиба крыльев, при которой максимальный прогиб ДУ достигается не на конце крыла, а примерно в зоне 0,85д L_Kp. Показанные на рис. 4 соотношения и формы эпюр изгибающих моментов и прогибов для верхнего и нижнего крыльев являются характерными для большинства исследованных вариантов.

Анализ характера взаимодействия замкнутой системы крыльев ЛА в полете показывает, что за счет связанности системы в верхнем крыле возникают усилия сжатия Ni, а в нижнем усилия растяжения N2 (рис. 5). Условие равенств а моментов от внешних сил М и моментов от внутренних сил в сечении выполняются при рассмотрении системы крыльев в целом с учетом плеч ^i, ^2, на которые действуют силы Ni, N2, конструкции и локальных моментов в верхнем крыле Mi 11 шіжпем крыле М2'.

М = М1 + М2 + N1^1 + N2^2.

Поскольку усилия Ni и N2 значительны и действуют на большом плече, создаваемый ими момент при определенных значениях проектных параметров составляет большую часть от суммарного момента.

Такую трансформацию силовых потоков следует считать рациональной, поскольку работа элементов конструкции на растяжение-сжатие предпочтительнее, по весовым затратам материала, работы на изгиб. В рассмотренном примере сумма локальных моментов, идущих по крылу, в корневом сечении составляет 50-60% от момента внешних сил.

Рис. 3. Система, координат и нумерация крыльев

Суммирование продольных усилий Nz в сечениях кессонов замкнутого крыла показывает, что в интегральном смысле верхнее крыло сжато, а. нижнее растянуто, хотя в кон- кретных сечениях кессонов могут присутствовать и растянутые и сжатые элементы, усилия в которых уравновешивают локальные изгибающие моменты в крыльях.

Приведенные эпюры построены на основе усилий, действующих в поясах лонжеронов, которые в расчетной схеме воспринимают все продольные потоки нормальных напряжений, действующих в крыле. В корневой зоне эти элементы воспринимают от 70 до 90% усилий Nz, регистрируемых в заделке как опорные реакции. Остальные усилия в расчетной схеме воспринимаются раскосами, находящимися в плоскостях границ отсеков и имитирующих внешние обшивки, а также стенками лонжеронов и нервюр крыла. В отличие от моно-планного крыла, где эпюры изгибающих моментов Мж.изг монотонно нарастают от конца крыла к корневой заделке, в системе крыльев эпюры локальных изгибающих моментов для каждого из крыльев проходят через нулевую ось в районе 50-70% размаха крыла и имеют значительную протяженность зоны с отрицательными значениями.

Рис. 5. Слева: уравновешивание момента, внешних сил М в сечении крыла. Справа: суперпозиция и взаимная компенсация компонент нагружения М _q и М_ж1 в плоской задаче

В ходе оптимизации распределения силового материала, в конструкции, в элементах корневой и концевой зон достигается уровень максимальных допускаемых напряжений, а элементы срединной части крыла недогружены и их проектные параметры выходят на конструктивные и технологические ограничения /min. Сложное взаимодействие усилий растяжения-сжатия, а также моментов М_х, М_у, M_z, с учетом их знаков приводит к тому, что пояса, различных лонжеронов выходят на. ограничение не одновременно (при Мж,лок ~ 0); а в широком диапазоне (0,3-y0,6)z/L. Выполненные расчеты подтвердили, что при правильно выбранных параметрических соотношениях проектных параметров замкнутая система, крыльев имеет более высокую весовую отдачу, чем эквивалентное по аэродинамическим характеристикам монопланное крыло, при этом снижение веса силового материала, крыла, потребного для обеспечения прочности, может достигать 20-25%, а максимальные деформации (прогибы) снижаются в 2-3 раза. Расчетные и экспериментальные исследования в области прочности и аэродинамики показали, что потенциальные преимущества, замкнутых схем сложно реализовать для сверхлегких и малонагруженных конструкций, поскольку площади и толщины их элементов в большинстве зон находятся на. уровне конструктивных и технологических ограничений. По мере того как растет взлетная масса. ЛА и его нагруженность, все большая часть проектных переменных превосходит указанные уровни ограничений.

• 4.    Проект конвертоплана с замкнутым крылом

На рис. 6 показана. ЗП-модель проекта, конвертоплана, с замкнутым крылом в режиме крейсерского полета. Поворот движителей при взлете и посадке осуществляется вокруг актуаторов - трубчатых осей, изготовленных из сплавов с памятью формы (СПФ), которые являются неразрезным скручиваемым элементом. В работе выполнено параметрическое исследование различных компоновок ЛА при следующих константах: размах крыла, поперечное сечение силового кессона, суммарная подъемная сила. Варьируется форма, упругой оси замкнутого крыла, что достигается параметрическим изменением высоты отстояния верхнего и нижнего крыла в корневой, концевой и избранных промежуточных вертикальных сечениях от исходной линейной формы. На рис. 6 показана шкала высот возможного крепления корневого сечения заднего крыла, которое является наиболее важным параметром в достижении рациональной формы криволинейной упругой оси крыла.

Рис. 6. Конвертоплан с замкнутым крылом. Нанесены шкала высоты крепления корневого сечения заднего крыла и узлы вариации высоты оси

Рис. 7. Наличие экстремума в зависимости веса G крыла от высоты точки крепления крыла А в бортовом сечении крыла

На рис. 7 приведена зависимость веса, силовых элементов крыла от высоты разнесения его элементов, которая дает направления для изменения формы оси, позволяющей снизить вес конструкции. Последовательное прохождение параметрических исследований по точкам, показанным на рис. 6, приводит нас к нахождению рациональной формы оси крыла.

Сопоставление потребной массы силового веса крыла ведется по площадям модуля эпюр моментов и усилий, которые приняты как линейно связанные с потребным силовым конструкционным весом крыла. При рассмотрении плоского варианта, в котором крылья расположены одно над другим, главный вклад в потребный вес вносит изгибающий момент М_изг. В дальнейших трехмерных задачах будет учитываться также вклад, связанный с восприятием усилий кручения М_кр, поперечных сил Q, и продольного растяжения-сжатия W, а также соответствующие изменения в жесткости сечений по размаху крыла.

Вес материала конструкции, идущий на восприятие Мизг, может быть оценен как интеграл от площади соответствующей эпюры, взятой по модулю (2):

кд Г \M_x(z)\dz = [a] J_L     ^;

где [а] - уровень допускаемых напряжений, д - удельный вес конструкционного материала, hz - приведенная высота кессона в сечении z,

L - размах по осевой линии крыла, к - статистический коэффициент, учитывающий стационарную массу других компонент крыла, не задействованных в восприятии перечисленных нагрузок. Приближенно к = 2.

График на рис 7. показывает наличие экстремума в зависимости веса G крыла от высоты точки крепления крыла Һ в бортовом сечении крыла. График нормирован по вертикали относительно исходного варианта, в котором корневое сечение крыла лежит на верхней точке фюзеляжа (Gi(G_oY а по горизонтали графика фиксируется подъем точки крепления Һ относительно диаметра фюзеляжа Вф. Далее аналогично находятся вертикальные отметки для других контрольных точек (узлов). Полученное кусочно-линейное решение для формы упругой оси далее может быть итерационно уточнено.

Изменяя форму упругой оси замкнутого крыла, мы изменяем величину суммарного локального момента в его сечениях. Сечение, в котором в элементе действует продольная сила N, смещенная на величину Ау от исходной прямолинейной упругой оси, вызывает дополнительный компенсирующий момент N * Ау, что способствует снижению веса крыла. Пояса лонжеронов находятся в разных условиях суперпозиционного нагружения, и перераспределение силового материала между ними дает дополнительное направление оптимизации.

Расчет НДС системы балок, моделирующих замкнутое крыло, произведен по программе rama.sopromat.org со свободным платным доступом в Интернете. Ставилась задача определить оптимальную криволинейную пространственную форму заднего крыла ЛА по критерию минимума его веса. Исследование проведено на плоской модели ЛА в виде по полету. При этом учитывался только главный фактор нагружения, влияющий на вес - М_изг. Жесткость кессона крыла в плоскости изгиба на два порядка меньше, чем в направлении по полету, поэтому при разнесении корневых сечений верхнего и нижнего крыла по направлению полета общие тенденции взаимодействия потоков в значительной мере сохраняются. Влияние нагрузки М_кр в трехмерном случае следует оценить отдельно.

Рис. 8. Варианты форм упругих осей замкнутого крыла. 1 - прямолинейная; 2, 3 - ломанные оси из прямолинейных участков

На рисунках 8 и 9 сопоставлены варианты линейной и кусочно-линейных упругих осей крыла, позволяющие снизить вес силовой части конструкции крыла на 23 и 39% соответственно. При более полном учете всех силовых факторов и случаев нагружения, эти показатели снижаются. В конструкции крыла также присутствует масса, на которую наши действия не оказывают влияния (обтекатели, фитинги и др.), и эта частв массы практически равна исходной силовой массе крыла. Поэтому в общем балансе массы крыла в рассмотренном случае выигрыш приближенно составит 14%. Метод нахождения оптимальной формы упругой линии балки, моделирующей замкнутое крыло, впервые был предложен и описан в работе В.Н. Семенова и В. В. Саурина [3].

Рис. 9. Сопоставление эпюр М_изг для вариантов 1 и 3 крыльев ЛА с различными формами упругих осей

• 5.    Экспериментальный способ уточнения НДС методом спекл-голографии

Исследование замкнутых авиационных конструкций нетрадиционного облика требует привлечения новых расчетных и экспериментальных методов для уточнения НДС, особенно в местах сложных сопряжений подконструкций [7-8].

На ФАЛТ МФТИ формируется стенд для исследования НДС ЛА сложных узлов авиаконструкций методом спекл-голограмм. На рис. 10 представлена модель ЛА с лямбда (А)-крылом, вмонтированная в рабочую зону испытательной машины INSTRON-10000. Крылья модели опираются на симметричное нижнее рамное основание. Нагрузка прилагается по схеме трехточечного изгиба крыла. Крыло покрывается фотографическими пластинами, на которые экспонируется лазерный луч с последующей их фотообработкой. (Источник лазерного луча находится выше зоны снимка.)

Метод спекл-голографии позволяет исследовать НДС элементов авиационных конструкций и определять физико-механические характеристики материалов в ходе натурных испытаний авиаконструкций.

В голографической интерферометрии деформированных объектов чувствительность интерференционных полос существенно отличается по разным компонентам тензора деформаций. Поэтому пользователем обычно регистрируются главные компоненты тензора деформаций. Так, при растяжении толстых образцов ограничиваются наблюдением на интерферограммах за плоскими компонентами напряжений.

Диаметр высвечиваемого места конструкции в наших опытах был в пределах 150 мм. Падающая волна от расширителя интерферирует с диффузно-отраженной волной от объекта в поле регистрирующей фотопластинки высокого разрешения, в результате чего фиксируется микроинтерференционная картина во встречных пучках. После соответствующей обработки изображение обладает всеми обычными свойствами голограмм. Кроме того, эти голограммы обладают свойством восстанавливать изображение не только в когерентном свете, но и в обычном белом (полихроматическом). При этом при малой усадке фотоэмульсии восстанавливается четкое изображение на волне, использованной при регистрации, т.е. такие голограммы обладают памятью к регистрируемой волне. Как показал эксперимент, получение этих голограмм в условиях статических испытаний натурной конструкции самолета является реализуемой задачей.

Рис. 10. Стенд для исследования спекл-голографическим методом НДС ЛА с A-крылом Вставка: проекция XZ самолета.

Рис. 11. Установка, расшифровки спекл-голограмм

Метод получения спекл-голограмм во встречных пучках обладает возможноствю, регистрировать все компоненты деформации конструкции. Но, вследствие достаточно высокой чувствительности метода, составляющей порядка десятых долей микрометра на полосу, обычно информация бывает избыточна и неравноценна, поэтому регистрируется или преобладающее направление перемещения, или направление деформирования, определяемое геометрией освещающей оптической схемы.

На рис. 11 представлена установка расшифровки спекл-голограмм на оптической скамье. В ее состав входят коллиматор и линза фурье-преобразования. На рис. 12 показана интерферограмма растягиваемого образца с отфильтрованной плоской компонентой тензора деформаций спекл-голограмм.

Рис. 12. В центре - фотопластинка, с интерферограммой участка, образца.

• 6.    Заключение и выводы

• 1.    Замкнутость крылового контура ЛА открывает новые возможности для снижения веса, конструкции, адаптации формы ЛА к режиму полета, реализации возможностей непосредственного управления подъемной и боковой силой.

• 2.    На основе программы rama.sopromat.org выполнен параметрический синтез рациональной формы упругой оси замкнутого крыла. ЛА, обеспечивающей ему снижение веса, силовой конструкции крыла, до 14% при обеспечении прочности.

• 3.    Наличие в арсенале экспериментатора, метода, спекл-голограмм позволяет решить задачу регистрации пространственной деформации поверхности натурной конструкции в процессе нагружения.