Использование программного обеспечения MSC.Software для сопровождающего моделирования испытаний на усталость и живучесть вертолетных конструкций Александрин Ю. С., Кудряшов А. Б., Уськов В.М., Чедрик В.В. ЦАГИ им. проф. Н.Е.Жуковского МВЗ им. М.Л.Миля Вертолет Ми-26 Рис.1 Конечно-элементная модель вертолета Ми-26 Шпангоут 24 “Муляжная” часть конструкции Хвостовая часть конструкции Сосредоточенные массы Тяги, удерживающие конструкцию Имитаторы шасси Модель для испытаний на усталость и живучесть Рис.2 Формы собственных колебаний свободной КЭмодели вертолета Ми-26 а) Вертикальный изгиб хвостовой балки. (f=2.75 Гц) б) Горизонтальный изгиб хвостовой балки. (f=2.96 Гц) в) Комбинация горизонтального изгиба и кручения х.б. (f=6.77 Гц) г) Комбинация горизонтального изгиба и кручения х.б. (f=7.33 Гц) № тона Полетная частота (Гц) Частота свободной модели Частота “наземной” модели Погрешность (%) 1 2.6 2.75 2.81 8.1 (5.7) Вертикальный изгиб х.б. 2 3.0 2.96 2.97 1.0 (1.3) Горизонтальный изгиб х.б. 3 6.8 6.77 6.77 3.4 (3.4) Кручение + Горизонтальный изгиб х.б. 4 7.2 7.33 7.33 1.8 (1.8) Кручение + Горизонтальный изгиб х.б. Описание тона Рис.3 Экспериментальные осциллограммы σ, кГ/мм2 0 напряжение 0 2 4 6 t, сек 8 6 -4000 крутящий момент в сечении I 4 -8000 2 -12000 0 2 0.1 4 6 8 t, сек -16000 Мх, кГ·м σ, кГ/мм2 0.09 f = 0.7 Гц 0.08 f = 2.2 Гц 0.07 Коэффициенты ряда Фурье в разложении осциллограммы напряжений f = 2.7 Гц 0.06 f = 3.2 Гц f = 6.7 Гц f = 7.3 Гц 0.05 0.04 0.03 0.02 Ряд1 f = 17.6 Гц f = 46.0 Гц f = 9.2 Гц 0.01 f, Гц 0 0 10 20 30 40 50 60 Рис.4 Схема исследуемых мест на хвостовой балке вертолета МИ-26 Сечение 3 Сечение 2 Сечение 1 расположение контрольных элементов на хвостовой балке Рис.5 Исследование откликов в месте стыка хвостовой и килевой балок F=(0,1,0) Приложение возбуждающей силы: F=(0,0,1) - на несущем винте - на рулевом винте - на стабилизаторе Рис.6 Картина циклических напряжений в месте стыка хвостовой и килевой балок Вертикальная сила F=(0,1,0) при частоте возбуждения f=17.6 Гц Возбуждение на рулевом винте Возбуждение на стабилизаторе Рис.7 Анализ повреждаемостей конструкции хвостовой балки вертолета Ми-26 на основе результатов летных испытаний Цель работы: провести анализ повреждаемостей от отдельных режимов эксплуатации и сопоставить их с ожидаемыми повреждаемостями при усталостных испытаниях для коррекции нагрузок в программе испытаний Режимы полета вертолета для анализа повреждаемости Режимы Три рассматриваемых сечения хвостовой балки Три силовых фактора в виде рассчитаннных моментов Mx, My, Mz Время, сек Испытательные полетные режимы Висение 60 8.1* Развороты на висении 30 8.23, 8.24 Полет на малой скорости 6080 км/час 120 5.12 Разгон – набор высоты 90 8.2 Горизонтальный полет 1200 5.16, 8.6 Виражи скольжения 90 5.24, 5.26, 5.30, 5.32, 8.8, 8.10 Моторное планирование 120 8.14 Торможение 90 7.32 Сумма 1800 15 полетных режимов * 8.1 обозначает данные в 1-ом режиме 8-го испытательного полета Рис.8 Гистограмма циклов нагружения после обработки алгоритмом падающего дождя Hysteresis Gate = 0 Range Axis Bins= 64 Mean Axis Bins = 64 Кол-во циклов = 299 Схема выделения полных циклов методом падающего дождя Рис.9 Повреждаемости конструкции хвостовой балки вертолета Ми-26 в местах установки тензодатчиков Повреждаемости от полетных нагрузок m – показатель кривой Веллера Повреждаемости от полетных нагрузок 35000 s28 30000 Повреждаемость 25000 Датчик m=4 m=5 m=6 s28 2.8138E+05 8.7211E+05 3.0284E+06 s29 8.6412E+04 2.3869E+05 8.1592E+05 s30 6.2561E+04 1.3900E+05 3.3745E+05 s33 4.0281E+04 9.7655E+04 2.9246E+05 s38 9.6321E+04 2.2551E+05 5.9830E+05 20000 15000 10000 5000 0 0 1 2 3 4 5 Напряжение, кг/мм2 Напряжение, кг/мм2 6 7 8 Повреждаемости от полетных нагрузок Повреждаемости от полетных нагрузок s38 14000 12000 Зависимость повреждаемости от величины эквивалентноых напряжений является весьма неоднозначной Повреждаемость 10000 8000 6000 Она зависит не только от величины момента, но и количества циклов соответствующих моменту 4000 2000 0 0 1 2 3 4 5 Напряжение, кг/мм2 6 7 8 Напряжение, кг/мм2 Рис.10 Сравнение повреждаемостей от полетных нагрузок и нагрузок усталостных испытаний Момент MX Полет Сечение Расчет Полет/расчет Повреждаемость 1 1.478E+17 5.622E+16 2.63 2 3.012E+16 2.301E+16 1.31 3 1.641E+15 1.059E+15 1.55 Внутренние силовые факторы от нагрузок усталостных испытаний были рассчитаны с помощью системы MSC.Nastran (Расчет) Момент MY Полет Сечение Расчет Повреждаемость 1 1.561E+18 2.144E+18 0.73 2 1.327E+17 6.284E+16 2.11 3 2.691E+16 1.531E+16 1.76 Момент MZ Полет Сечение Расчет Повреждаемость 1 1.323E+17 5.697E+17 0.23 2 7.299E+15 6.956E+15 1.05 3 1.288E+15 1.087E+16 0.12 Среднее значение 0.71 1. Все рассчитанные повреждаемости по моментам MX и MY хорошо согласуются между собой при действии полетных нагрузок и нагрузок усталостных испытаний 2. Результаты расчетов повреждаемостей по отдельным режимам полета могут быть использованы для корректировки нагрузок будущих усталостных испытаний Рис.11 Программа анализа полных циклов и повреждаемости с использованием критерия Одинга Рис.12 Схема решения задачи Функциональная схема программы 1. Ввод общих данных о решаемой задаче Метод наименьших квадратов f(x,t) – заданная на промежутке [0, T] функция n 2. Ввод *.bdf – файла 3. Ввод *.f06-файлов со статическими откликами 4. Ввод *.f06-файлов с динамическими откликами fˆ ( x, t ) ai i ( x, t ) i 1 В случае решения через напряжения i ( x, t ) i ( x) cos i t , В случае решения через моменты i ( x, t ) M xi ( x) cos i t M yi ( x) cos i t 5. Ввод файлов с описанием действующих в тензодатчиках напряжений и моментов 6. Построение системы уравнений. Решение обратной задачи, нахождение оптимального возбуждения M zi ( x) cos i t , M xi , M yi , M zi i ( x) линейные функции от i ( x), – строятся на основе откликов. 2 f (t ) fˆ (t ) dt T Минимизируется функционал 0 7. Построение осциллограмм расчетных напряжений и моментов 8. Расчет повреждаемостей для экспериментальных и расчетных напряжений Рис.13 Напряжения в тензодатчиках Тензодатчик 2 Тензодатчик 4 Тензодатчик 12 Тензодатчик 22 Тензодатчик 17 Тензодатчик 18 Рис.14 Моменты в контрольных сечениях. Сечение 1 Mx, кГ·м My, кГ·м Mz, кГ·м Сечение 2 Mx, кГ·м My, кГ·м Mz, кГ·м My, кГ·м Mz, кГ·м Сечение 3 Mx, кГ·м Летный эксперимент Расчет по программе Квазистационарный Рис.15 Напряжения в тензодатчиках σ, кГ/мм2 σ, кГ/мм2 Тензодатчик 18 σ, кГ/мм2 Тензодатчик 21 Тензодатчик 19 t, сек t, сек σ, кГ/мм2 σ, кГ/мм2 Тензодатчик 29 t, сек σ, кГ/мм2 Тензодатчик 38 Тензодатчик 30 t, сек t, сек - Эксперимент - Расчет t, сек Рис.16 Исследование циклических напряжений во внутренних поясах шпангоутов хвостовой балки Шпангоут 10хб Шпангоут 9хб Шпангоут 8хб Тензодатчик 19 Схема исследуемых напряжений σ, кГ/мм2 σ, кГ/мм2 - шпангоут 10хб - шпангоут 9хб - шпангоут 8хб t, сек Напряжения в поясах шпангоутов хвостовой балки - летный эксперимент - расчет t, сек Напряжения в тензодатчике 19 Рис.17 1. MSC.Nastran, MSC.Patran и MSC.Fatigue являются мощными средствами анализа конструкций, интегрированными в среде продуктов компании MSC.Software 2. Модульный принцип в их организации создает возможность учета особенностей расчета напряженно-деформированного состояния, динамических характеристик и ресурса в отечественной практике проектирования конструкций вертолетов 3. С использованием модулей программного обеспечения MSC.Software и разработанных авторами программ создана методика сопровождения наземных усталостных испытаний вертолета с учетом особенностей, принятых в ОКБ им. М.Л.Миля. 4. Расчеты повреждаемостей по различным силовым факторам показывают приемлемое согласование результатов для полетных нагрузок и нагрузок усталостных испытаний и будут использованы для планирования усталостных испытаний Рис.18