Дополнительный материал:
1. Статья для 8-ой специализированной выставке «Авиакосмические технологии, современные материалы и оборудование» АКТО 2016.
2. Конструкция дополнительных опор для посадки на мягкий грунт вертолета Ми-38
1 Статья для 8-ой специализированной выставке «Авиакосмические технологии, современные материалы и оборудование».
МОДЕЛИРОВАНИЕ ПРОЦЕССА ДИНАМИЧЕСКОГО НАГРУЖЕНИЯ ВЕРТОЛЕТА ТРАНСПОРТНОЙ КАТЕГОРИИ ПРИ ИСПЫТАНИИ НА СБРОС В СООТВЕТСТВИИ С ТРЕБОВАНИЯМИ ПУНКТА 29.952 АВИАЦИОННЫХ ПРАВИЛ АП-29
, д. т.н., начальник бригады,
Югай. П.В, инженер-конструктор «Казанский вертолетный завод»
, студент КНИТУ-КАИ им.
(Казанский национальный исследовательский технический
университет им. -КАИ, Казанский вертолетный завод)
Аннотация
Авторами представлены результаты исследования процесса динамического нагружения нижней панели фюзеляжа вертолета транспортной категории при испытаниях в соответствии с п.29.952 АП-29. Расчет и моделирование динамического нагружения нижней панели фюзеляжа вертолета при ударе о твердую недеформируемую поверхность в конечном-элементном расчетном комплексе MSC. Dytran. В результате выполненных расчетов обоснована комплектность объекта испытаний (фрагмента конструкции фюзеляжа вертолета, окружающей баки топливной системы), соответствующая требованиям параграфа 29.952 АП-29.
DROP TEST SIMULATION OF A HELICOPTER TRANSPORT CATEGORY IN ACCORDANCE WITH 29.952 AIRCRAFT REQUIREMENTS AP-29
Nedelko D., Doctor of Technical Science, chief of strength team
Yugay P., engineer-designer « Kazan Helicopter Plant »
Samatov А., student of Kazan National Research Technical University
(Kazan National Research Technical University named after A. N. Tupolev – KAI,
Kazan Helicopter Plant)
Abstract
The authors present the results of research the bottom panel of dynamic loading of the fuselage of the helicopter transport category when tested in accordance with 29.952 AP-29. Calculation and simulation of dynamic loading the lower panel of the helicopter fuselage at impact on a hard unyielding surface in the finite element calculated MSC. Dytran. As a result of the calculations proved the completeness of the test object (fragment design of the helicopter fuselage surrounding the tanks of fuel system), meets the requirements of 29,952 AP-29 section.
Для подтверждения соответствия требованиям п. 29.952(а) Авиационных правил АП-29 конструкции мягких топливных баков вертолета требуется выполнение испытаний на сброс с высоты 15,2 м бака с окружающей обстановкой. В соответствии с указаниями рекомендательного циркуляра АС 27.952, конструкция, включенная в испытания, требует инженерной оценки. При этом, как указано в циркуляре, обычно достаточна конструкция, окружающая и распространяющаяся на 1 фут (305 мм) вперед и назад от топливного отсека. С целью минимизации комплектности объекта испытаний в данной работе выполнено сравнение состояния окружающей баки обстановки при нагружении в процессе сброса для двух вариантов фрагмента фюзеляжа вертолета:
- вариант 1 - используется отсек фюзеляжа от шпангоута 3 до шпангоута 9, включая конструкцию фюзеляжа над полом грузовой кабины;
- вариант 2 - используется нижняя панель от шпангоута 3 до шпангоута 8.
На рисунках 1 и 2 приведены общие виды двух основных вариантов.
Рисунок 1 - Общий вид фрагмента фюзеляжа. Вариант 1
Рисунок 2 - Общий вид фрагмента фюзеляжа. Вариант 2
В соответствии с требованиями п. 29.952(а) высота сброса составляет 15,2 м на горизонтальную недеформируемую поверхность, что соответствует вертикальной скорости в момент касания 
Масса топлива: 590 кг.
Масса фрагмента конструкции в варианте 1: 253 кг.
Масса фрагмента конструкции в варианте 2: 125 кг.
Суммарная масса фрагмента с заполненными баками:
- для фрагмента 1 - 
;
- для фрагмента 2 - 
.
Величина кинетической энергии фрагмента фюзеляжа с заполненными баками в момент касания поверхности:
- для фрагмента 1 - 
;
- для фрагмента 2 - 
.
Поскольку в процессе поглощения кинетической энергии, соответствующей сбросу с высоты 15,2 м, первым начинает деформироваться полозковое шасси, то анализу условий его деформирования уделено отдельное внимание.
Для расчетной оценки уровня предельной работоемкости рессор полозкового шасси вертолета использованы данные копровых испытаний полозкового шасси вертолета. Копровые испытания полозкового шасси выполнялись с применением массово инерционного макета вертолета (МИМВ), на котором было закреплено испытываемое шасси и размещались дополнительные грузы. Разрушение рессор полозкового шасси при исчерпании их работоемкости происходит в вертикальной плоскости. При этом наблюдается разрушение трубы рессоры на участке между узлами крепления рессоры. Рессора прогибается при этом вниз (от днища). При ударе о поверхность эта часть рессоры будет выпрямляться и входить в нишу рядом со шпангоутом 6. При этом возможны незначительные деформации наклонной диафрагмы вблизи заднего бака. Консоли рессор при разрушении шасси становятся практически в горизонтальное положение и не разрушают силовые элементы борта и нижней панели.
Передняя рессора находится на значительном удалении от бака (см. рисунок 3, на расстоянии, превышающем 1 фут) и при ее разрушении (в вертикальной плоскости) возможность повреждения бака исключена.
Рисунок 3 - Схема расположения топливных баков в вертолете
Для оценки величины работы, которую выполнило полозковое шасси при копровых испытаниях, проводится численное моделирование с применением специализированной программы разработки.
В результате численного моделирования копровых испытаний полозкового шасси получены следующие результаты:
1) Сброс МИМВ, в варианте заднего положения центра тяжести МИМВ (эквивалентная масса 2260 кг) с высоты 360 мм:
2) Сброс МИМВ, в варианте переднего положения центра тяжести МИМВ (эквивалентная масса 2640 кг) с высоты 340 мм:
Максимальная величина работы, которую выполнило полозковое шасси до разрушения, составляет: 
Величина работы, которую может поглотить полозковое шасси, от величины кинетической энергии фрагмента фюзеляжа с заполненными баками в момент касания поверхности, составляет:
- в варианте 1: 
- в варианте 2: : 
Таким образом, можно сделать следующие выводы:
а) полозковое шасси практически не участвует в процессе поглощения энергии при сбросе фрагмента фюзеляжа с заполненными баками.
б) разрушение рессор не приводит к таким повреждениям силовых элементов нижней панели и элементов окружающей обстановки топливных баков, которые могли бы вызвать повреждение этих баков.
В подтверждение к этому был выполнен расчет динамического нагружения конструкции фюзеляжа с полозковым шасси в процессе сброса на твердую недеформированную поверхность. Деформированное состояние конструкции фюзеляжа с полозковым шасси представлено на рисунке 4.
Рисунок 4 - Деформированное состояние конструкции фюзеляжа
Из представленных результатов видно, что разрушение рессор шасси не затрагивает силовые элементы, расположенные вокруг топливных баков.
На основании вышеизложенного, можно считать, что для целей проводимых испытаний фрагмента фюзеляжа устанавливать на нём полозковое шасси нецелесообразно, а при дальнейшем численном моделировании процесса динамического нагружения объекта испытаний полозковое шасси в расчете можно не учитывать.
Конечно-элементные модели двух вариантов фрагмента фюзеляжа выполнены в соответствии с требованиями, предъявляемыми программным комплексом MSC. Dytran. Ввиду симметричности решения задачи динамического нагружения решалась задача только для одной половины конструкции с целью сокращения временных затрат на решение и формирование численной модели.
Рисунок 5 – Перемещения узлов КЭ модели варианта 1, мм
Рисунок 6 – Перемещения узлов КЭ модели варианта 2, мм
Выводы
На основании выполненной сравнительной расчетной оценки процесса динамического нагружения двух вариантов фрагментов фюзеляжа вертолета при испытаниях на сброс в соответствии с требованиями п. 29.952 АП-29 [1] для варианта комплектации объекта испытаний в виде фрагмента 1 (нижняя панель с бортами и верхней потолочной панелью) и для варианта комплектации в виде фрагмента 2 (только нижняя панель) установлено следующее:
• основные зоны деформации конструкции, удерживающей мягкие топливные баки, при ожидаемых условиях удара практически идентичны как для фрагмента 1, так и для фрагмента 2;
• использование фрагмента 1 для комплектации объекта испытаний приведет к возможному усложнению самих испытаний ввиду необходимости уравновешивания объекта испытаний в горизонтальном положении путем установки дополнительных грузов (из-за наличия выступающей назад хвостовой части фюзеляжа).
Таким образом, объект испытаний должен быть скомплектован в виде нижней панели фюзеляжа (фрагмент 2), что следует из выводов, приведенных выше результатов расчетов.
При этом комплектация объекта испытаний должна быть выполнена без установки полозкового шасси, поскольку, в результате расчетов установлено, что:
• полозковое шасси незначительно участвует в процессе поглощения энергии при сбросе фрагмента фюзеляжа с заполненными баками.
• разрушение рессор не приводит к таким повреждениям силовых элементов нижней панели и элементов окружающей обстановки топливных баков, которые могли бы вызвать повреждение этих баков.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Авиационные правила. Часть 29. Процедуры сертификации авиационной техники. 1991 г.
2. Справочник «Авиационные материалы». Том 1. Конструкционные стали. М.: ОНТИ ВИАМ, 1975 г.
3. Рекомендательный циркуляр АС 29-2С 2013 г.
2 Конструкция дополнительных опор для посадки на мягкий
