3 / 16
Проектирование системы снижения маневренных нагрузок…
Инженерный журнал: наука и инновации
# 12·2017 3
Управление аэродинамическими поверхностями от постов управ-
ления, расположенных в кабине экипажа, обеспечивается посред-
ством цифровой системы управления полетом. Отклонение руля вы-
соты, элеронов, интерцепторов и руля направления осуществляется
с помощью электрогидравлических рулевых приводов (ЭГРП), со-
единенных механически с каждой поверхностью.
В качестве исполнительных органов системы снижения манев-
ренных нагрузок возможно использование элеронов, каждый из ко-
торых имеет по два ЭГРП, и внешних секций интерцепторов (секции
имеют по одному ЭГРП).
Описание математической модели с учетом упругости кон-
струкции самолета.
Для определения структуры системы снижения
маневренных нагрузок и ее параметров в качестве исходных данных
необходимо использовать показатели аэродинамических нагрузок,
действующих на крыло с учетом упругости его конструкции.
С помощью программных комплексов MSC.NASTRAN и
MSC.FlightLoads созданы конечно-элементная, массовая и аэродина-
мическая модели, построены сплайны, связывающие нагрузки и пе-
ремещения на аэродинамической и конечно-элементной моделях
и проведен расчет с учетом упругости конструкции самолета. Для
представления упругомассовых свойств самолета использованы де-
вять упругих поверхностей, соответствующих девяти геометриче-
ским агрегатам. Для фюзеляжа, крыла и оперения используется ба-
лочная схематизация [4, 5]. Аэродинамические свойства фюзеляжа
моделируются двумя несущими плоскостями: в горизонтальной и
вертикальной плоскости (по схеме «крест»). Горизонтальный фюзе-
ляж и бортовая хорда крыла находятся в разных плоскостях (схема
«низкоплан»), поэтому для выполнения граничных условий добавле-
на вертикальная стенка. Между горизонтальным оперением и фюзе-
ляжем также добавлена вертикальная стенка. Для описания началь-
ной кривизны и крутки крыла (стапельной формы) использованы
аэродинамические профили в пяти сечениях крыла. Между сечения-
ми кривизна и крутка вычисляются линейной интерполяцией по ли-
ниям равных процентов по местной хорде.
Определение нагрузок на конструкцию летательного аппарата свя-
зано с решением задачи аэроупругости при стационарном или квази-
стационарном маневре. При квазистационарном подходе считается,
что аэродинамические силы зависят от распределения углов атаки
в данный момент времени и не зависят от предыстории движения.
Наличие плоскости симметрии самолета позволяет рассматривать
раздельно задачи динамики продольного и бокового движения с уче-
том упругости конструкции самолета. При этом, соответственно,
учитываются симметричные и антисимметричные формы упругих
колебаний конструкции.