Динамическое состояние конструкции вертолета при аварийной посадкее

УДК 534.1: 629.73.

ДИНАМИЧЕСКОЕ СОСТОЯНИЕ КОНСТРУКЦИИ ВЕРТОЛЕТА ПРИ АВАРИЙНОЙ ПОСАДКЕ

А.С. СИДОРЕНКО

Представлены результаты разработки численной модели и данные расчетных исследований характеристик динамического состояния несущей конструкции вертолета при действии нестационарных нагрузок в условиях аварийной посадки на грунт или посадочную площадку.

Ключевые слова: динамическое состояние, несущая конструкция вертолета, нестационарные нагрузки.

Введение

Исследование динамического состояния конструкции авиационной техники на режимах посадки при аварийных ситуациях имеет большое практическое значение, так как у современных летательных аппаратов (ЛА) уровни перегрузок при посадке могут быть существенно выше, чем уровни перегрузок в полете. Нестационарные колебания при посадке продолжаются относительно короткое время, но вызывают высокий уровень напряжений в конструкции и вносят значительную долю в накопление усталостных повреждений. Во многих случаях прочность конструкции ЛА определяется именно влиянием этих колебаний. Помимо этого, перегрузки при аварийной посадке могут достигать величины, опасной для экипажа.

В случае штатной посадки (с работающими двигателями) величина вертикальной составляющей посадочной скорости Уу определяется, прежде всего, квалификацией пилота, типом и условиями посадки. При посадке с висения скорость Уу, как правило, невелика. При посадке с поступательной скоростью подвести вертолет к земле с малой величиной Уу более сложно. Значения величины Уу будут относительно большими у пилота недостаточной квалификации, а также при посадке в условиях плохой видимости и при порывистом ветре.

В случае отказа одного из двух двигателей посадка происходит с частичной подачей мощности. При этом работающий двигатель может быть кратковременно переведен на форсированный режим, что позволяет в определенной мере компенсировать потерю мощности из-за отказа одного двигателя.

В случае отказа всех двигателей вертолет снижается с повышенной вертикальной скоростью. Если полет происходит с наличием значительной поступательной скорости, а местность позволяет совершить посадку с пробегом, пилот может несколько уменьшить вертикальную скорость, отклоняя ручки циклического управления на себя. При этом увеличивается угол атаки винта и его тяга на авторотации, а Уу уменьшается. Если поступательная скорость невелика, то такие действия малоэффективны. Однако здесь остается возможность несколько уменьшить Уу путем так называемого подрыва общего шага, т.е. за счет резкого увеличения углов установки лопастей. При этом на некоторый небольшой промежуток времени (пока падение частоты вращения, вызванное увеличением момента сил сопротивления винта, не превысит соответствующей величины) тяга возрастает и Уу уменьшается. Применение подрыва эффективно, если он выполнен на оптимальном расстоянии от земли. В противном случае вертикальная скорость не уменьшится в достаточной мере или, наоборот, снова возрастет после торможения. Поэтому при неизбежных в практике отклонениях посадка с неработающими двигателями характеризуется повышенной величиной вертикальной скорости.

Сила обжатия, действующая по оси амортизационной стойки, принимается равной максимальному значению вертикальной составляющей реакции Ру взлетно-посадочной

площадки (ВПП). Тогда при поверочном расчете сила Ру определяется из условия равенства кинетической энергии вертолета в момент, предшествующий посадочному удару, и потенциальной энергии, затрачиваемой на обжатие амортизационной стойки. Потенциальная энергия вычисляется по известной характеристике обжатия Р = / (Бо) с учетом работы пневматика колеса. Определяется также вертикальная перегрузка пу при посадочном ударе

пу Ру /Р ст,

где Рст — стояночная нагрузка на эту же стойку шасси. При проектировании шасси по условиям прочности колеса максимальная величина пу обычно принимается не более 2,5.

При посадке с поступательной скоростью, кроме силы Ру, возникает лобовая сила Рх от раскрутки колес и сопротивления движению по поверхности ВПП. Под действием силы Рх происходит не только раскрутка колеса, но и деформирование конструкции шасси, при котором втулка колеса смещается относительно фюзеляжа назад. В процессе раскрутки, когда окружная скорость поверхности колеса становится равной линейной скорости перемещения его втулки, сила Рх обращается в нуль. В дальнейшем шасси совершает продольные колебания, при которых в узлах крепления шасси возникают циклически изменяющиеся продольные силы, передающиеся на фюзеляж. Поэтому при расчетах сила Рх может рассматриваться с разными знаками. Характер изменения силы Рх по времени определяется закономерностями раскрутки колеса и движения его втулки.

При посадке со скольжением, вследствие трения колес о землю, возникает боковая сила Рг. В соответствии с нормами прочности величина боковой силы принимается равной Ргэ=0,5 Руэ, и в каждом расчетном случае рассматривается действие определенной комбинации сил Ру, Рх и Рг при заданном распределении их по стойкам шасси.

В нормах летной годности вертолетов [1] задаются два значения вертикальной скорости, определяемые с учетом указанных выше особенностей на основании многолетнего опыта эксплуатации и специальных испытаний. Одно из них — Ууэ соответствует посадке с работающими двигателями. Обычно величина скорости Ууэ составляет 1,5 —2 м/с. Посадке при отказе двигателя соответствует существенно большее значение вертикальной скорости Уупр.

Уровень динамических реакций при посадке существенно зависит от особенностей конструкции вертолета: конструктивно-силовой схемы, распределения массы и жесткости, демпфирующих свойств конструкции. Наибольшее влияние на величину динамических нагрузок при аварийной посадке оказывают характеристики упругого и неупругого сопротивления шасси. Основные стойки шасси вертолета выполнены в виде пространственных шарнирных рам, которые связаны с фюзеляжем шарнирными узлами. Для вертолетов наиболее распространенным является колесное шасси с двумя основными и двумя носовыми стойками. Силы реакции ВПП в процессе посадки передаются на фюзеляж вертолета через пневматики и амортизационные стойки шасси, обжатие которых уменьшает пиковые значения сил реакции и увеличивает время торможения конструкции.

Таким образом, со стороны шасси на конструкцию вертолета действуют кратковременные силы, которые являются нестационарными виброударными процессами и в общем случае имеют три составляющие: вертикальную, лобовую и боковую. Эти составляющие можно представить в виде последовательности импульсов с наложением высокочастотных составляющих от колебаний конструкции. Характерная продолжительность импульсов 0,1...0,5 с. Наибольшее значение имеют вертикальные составляющие сил [2]. Крен вертолета при посадке вызывает появление боковых сил и несимметричное динамическое нагружение конструкции.

Экспериментальные исследования динамического состояния при авариях такого сложного технического объекта, как вертолет, требуют очень значительных материальных затрат. Поэтому соответствующие экспериментальные данные в литературе практически отсутствуют.

При отсутствии экспериментальных данных необходимые характеристики динамического состояния изделия могут быть получены расчетным путем. Эффективность использования

расчетных методов для исследования реальных конструкций во многом определяется качеством расчетных моделей, т.е. степенью их адекватности реальным конструкциям и условиям эксплуатации, а также возможностью получения достоверных исходных данных.

Расчетные исследования динамики конструкции вертолетов проводились рядом авторов. Но исследований динамического состояния объекта при аварийных посадках на ВПП и грунт проводилось значительно меньше. В этих работах главным образом рассматривались методы расчета изгибных колебаний лопастей несущего винта и колебаний фюзеляжа. В частности, изгибные колебания фюзеляжа как упругой балки исследованы в [2]. Здесь также рассмотрены методы динамического расчета: метод разложения по собственным формам и метод динамической жесткости. Эти методы изложены применительно к балке, так как, с одной стороны, на этом примере их наиболее легко проиллюстрировать, а с другой стороны, метод расчета колебаний балки может быть во многих случаях применен к расчету колебаний фюзеляжа без изменений. При решении задачи в такой постановке фюзеляж реального вертолета в первом приближении рассматривается как упругая балка с переменными параметрами. Считается, что динамические нагрузки при посадке возбуждают колебания конструкции преимущественно по первым тонам.

Целью представленной работы является разработка методики математического моделирования динамического состояния конструкции вертолета при воздействии ударных нагрузок в условиях аварийной посадки. В отличие от известных работ, математическая модель должна учитывать большое количество форм колебаний конструкции, нелинейные свойства стоек шасси и односторонний контакт шасси и поверхности посадочной площадки. Исходными данными являются геометрия и распределение массы и жесткости элементов силовой конструкции, агрегатов и изделий. Задаются также составляющие скорости приземления и углы крена и тангажа относительно поверхности ВПП в системе координат, связанной с вертолетом в начальный момент времени.

Решение такой задачи с помощью приближенных методов (методов Ритца, Галеркина и т.д.) требует определения форм колебаний конструкции, которые должны удовлетворять условиям закрепления и условиям ортогональности. Формы колебаний отыскиваются в классе заранее заданных функций, которые выбираются на основе опыта, интуитивно или на основе решения более простых задач. При расчете реальных конструкций со сложными зависимостями для распределения массы и жесткости применение приближенных методов связано с введением существенных упрощающих предположений. Например, могут быть использованы формы колебаний упрощенной модели конструкции или отдельных ее агрегатов. Для определения низших форм колебаний часто используется метод последовательных приближений. После определения форм колебаний система дифференциальных уравнений в частных производных приводится к системе обыкновенных дифференциальных уравнений. Решение системы дифференциальных уравнений проводится с использованием стандартных алгоритмов и программ численного интегрирования.

Реализация приближенных методов при учете относительно большого числа форм колебаний является весьма трудоемкой. В настоящее время наиболее рациональным путем решения задач о колебаниях сложных конструкций является использование метода конечных элементов (МКЭ), который реализован в виде компьютерных интерактивных систем. Здесь для решения задачи о динамическом состоянии конструкции вертолета выбрана универсальная система конечно-элементного расчета конструкций COSMOS/M. Конечно-элементная модель (КЭМ) конструкции в системе COSMOS/M строится либо в режиме диалога с использованием меню, либо путем написания командного файла с последующим экспортом в систему.

Формирование численной модели динамики конструкции вертолета

Предварительные расчетные исследования, а также анализ данных, приведенных в известных публикациях, показали, что основными факторами, влияющими на уровень динамического нагружения конструкции при соударении с преградой, являются скорость и угол

подхода конструкции к преграде, а также характеристики жесткости конструкции и преграды. Изменение взаимного положения конструкции и поверхности площадки вызывает изменение характера их взаимодействия. Эти факторы существенно влияют на уровни динамического нагружения конструкции вертолета при соударении с преградой.

В целом считается, что продолжительность процесса соударения (действия ударных нагрузок) tп зависит в основном от условий подхода и механических характеристик конструкции и преграды (жесткость, плотность и характеристики диаграммы “напряжения-деформации”). Использование этой величины как косвенной интегральной характеристики сопротивления преграды обусловлено ее сравнительной устойчивостью по отношению к разбросу механических характеристик конструкции, преграды и условий подхода. Условиями подхода являются составляющие Ух, Уу, Уг вектора скорости конструкции У0, углы между составляющими вектора скорости и нормалью к поверхности преграды.

Методика математического моделирования поведения конструкции вертолета при соударениях с посадочной площадкой в основном аналогична методике, разработанной в предыдущих исследованиях динамического состояния различных ЛА при ударных воздействиях [3,4]. Для решения задачи о динамическом состоянии конструкции ЛА при соударении с преградой рассматривается модель условий удара, в которой характеристики процесса соударения не задаются непосредственно. Силы ударного взаимодействия конструкции и преграды определяются из решения связанной задачи учетом неупругих свойств конструкции и преграды. Для этого, помимо модели конструкции, разрабатывается вязкоупругая модель преграды, параметры которой подбираются с использованием предположений о длительности процесса соударения и степени поглощения энергии удара конструкцией ЛА и преградой, а также взаимного начального положения конструкции ЛА и поверхности преграды.

Исходными данными для расчетной модели конструкции вертолета являются характеристики жесткости и геометрия элементов силового набора и шасси, массы и координаты несиловых элементов, данные таблицы центровки вертолета. Центровка вертолета должна обеспечиваться при изменении массы топлива.

При моделировании, помимо массовых и жесткостных характеристик конструкции, считаются заданными параметры движения конструкции относительно поверхности преграды в момент, непосредственно предшествующий соударению (скорость центра масс конструкции У0 и угол между вектором скорости и нормалью к поверхности преграды). Задаются также угловые параметры, характеризующие пространственное положение конструкции относительно поверхности преграды в этот же момент времени (углы тангажа, скольжения и крена). Движение конструкции в общем случае является пространственным, т.е. скорости центра масс и вращения относительно центра масс имеют по три компоненты.

Предполагается, что максимальные значения ускорения наблюдаются на начальном участке процесса соударения и на этом участке процесса основная часть конструкции имеет преимущественно упругие деформации. Использование такого предположения дает несколько завышенные значения максимальных ускорений.

Для проведения динамического расчета или разработки физической модели конструкции, исходя из общих представлений и опытных данных, в конструкции выделяют части с распределенной жесткостью и массой и части, жесткость и масса которых принимаются сосредоточенными. Для агрегатов и частей конструкции, имеющих достаточно большое удлинение, используется балочная схематизация. Задаются жесткости на изгиб в двух плоскостях и кручение относительно продольной оси балки. Для деформируемых частей конструкции задаются распределение массы либо вдоль линии центров масс сечений, либо по площади поверхности. Для частей, схематизируемых как абсолютно жесткое тело, задаются компоненты массы по трем осям, массовые моменты и положения центров масс.

В настоящей работе при расчетных исследованиях поведения конструкции вертолета наиболее подробно моделируются фюзеляж и стойки шасси. В фюзеляже размещены два двигателя, топливные баки, механизмы, аппаратура, груз и экипаж. Ударное воздействие передается через стойки шасси, и существенным является подробное моделирование характеристик основной стойки шасси как многозвенного шарнирного механизма с неупругим сопротивлением деформированию.

Для описания движения конструкции вертолета вводится прямоугольная система координат, связанная с недеформированной конструкцией. Начало координат расположено на линии пересечения строительной горизонтали фюзеляжа (СГФ) и плоскости шпангоута 8. Глобальная ось конструкции Х совпадает с линией пересечения вертикальной плоскости симметрии каркаса и СГФ и направлена по полету. Ось Y направлена вертикально вверх, ось Z составляет с осями Х и Y правостороннюю систему координат.

Силовая конструкция фюзеляжа представляется в виде каркаса, в элементах которого учитывается присоединенная жесткость и масса обшивки и моделируется с помощью конечных элементов (КЭ) BEAM3D (пространственная балка).

Одноосный трехузловой элемент BEAM3D с расширенными возможностями используется в трехмерных структурных и тепловых моделях для расчетов на растяжение-сжатие, изгиб, кручение и сдвиг. Этот элемент позволяет учитывать наличие несимметричного поперечного сечения при несовпадении центра сдвига с центром тяжести, а также несовпадение первых двух узлов и оси центров тяжести балки.

Наибольшую сложность представляет моделирование основных стоек шасси, которые представляют собой шарнирный механизм с нелинейной характеристикой деформирования. Для моделирования стоек используются КЭ BEAM3D, TRUSS3D (пространственный стержень) и SPRING (обобщенный пружинный элемент). При этом необходимо сформировать шарнирные соединения между КЭ различной размерности.

Двухузловой одноосный элемент TRUSS3D используется в трехмерных конструкционных и температурных моделях. В каждом узле рассматривается три степени свободы. К элементу может быть приложена гравитационная нагрузка. Для элемента могут быть определены силы и напряжения, которые выводятся в системе координат элемента.

Двухузловой невесомый одноосный элемент SPRING используется в линейных и нелинейных структурных моделях. В каждом узле рассматриваются две степени свободы (одно перемещение и один поворот) в локальной системе координат. Элемент может использоваться как пружина, работающая на растяжение-сжатие и (или) кручение в одномерных, плоских или пространственных моделях. Для описания нелинейного закона деформирования пружины задается кривая «сила-перемещение» или «момент-угол поворота».

Используемые элементы могут быть выполнены из материала с нелинейной диаграммой деформирования, в том числе из вязкоупругого материала. Деформирование вязкоупругого материала, в свою очередь, может быть описано с помощью различных моделей.

Для моделирования массивных частей конструкции, не являющихся силовыми (агрегаты, грузы, экипаж, топливо и т.д.), использованы элементы массы (MASS).

Обобщенный одноузловой элемент MASS (масса конечного размера) описывает массы, помещаемые в узлах КЭМ силовой конструкции, и допускает до шести степеней свободы на узел (три перемещения и три угла поворота), определяемых в глобальной системе координат. Для каждого элемента задаются приведенные характеристики (компоненты массы по осям и соответствующие массовые моменты инерции).

При формировании модели обеспечивается соответствие между КЭМ и реальной конструкцией по общей массе, положению центра масс и по величине момента массы относительно осей X и Z вертолета. Наиболее подробно воспроизводятся жесткостные и массовые характеристики тех частей конструкции, через которые передаются динамические

нагрузки на узлы, соответствующие местам расположения оборудования, экипажа и грузов. Другие части конструкции моделируются относительно менее подробно. Хвостовая балка с оперением и оборудованием, расположенная за грузовой кабиной, гондолы двигателей, винты, вал и редуктор, представляют в виде наборов распределенных масс в различных узлах КЭМ. Масса топлива в отсеках соответствуют 10%-й выработке топлива с учетом сохранения центровки вертолета.

Удовлетворительная точность моделирования достигается за счет использования наборов КЭ с различными свойствами. В целом использовано 42 различных элемента типа BEAM3D TRUSS3D и SPRING и 12 элементов типа MASS. В частности, использованы элементы MASS с компонентами массы в направлениях осей X, Y и Z от 6 до 120 кгс.с2/м, моментами инерции относительно осей X, Y, Z от 1 до 25 кгс. м3/с2.

При разработке модели деформируемой преграды считается, что она создает упругое и неупругое сопротивление движению конструкции. Неупругое сопротивление, в свою очередь, включает в себя два вида трения: сухое (релаксационное) и вязкое. Предполагается также, что максимальные значения ускорения наблюдаются на начальном участке процесса соударения и на этом участке процесса основная часть конструкции имеет преимущественно упругие деформации. Использование последнего предположения дает несколько завышенные значения максимальных ускорений.

Моделирование сопротивления преграды и неупругого деформирования стоек шасси при соударении выполнено с помощью специальных нелинейных КЭ GAP (зазор-трение) и CDEMP (сосредоточенный демпфер).

Для КЭ GAP на каждом шаге решения вычисляется нормальная составляющая силы в зазоре (отрицательная для зазоров воспринимающих сжатие). Вычисленная сила трения прикладывается к системе в одном из узлов в направлении, параллельном плоскости взаимодействия. Сила с таким же значением, но противоположным направлением прикладывается к другому узлу зазора.

Двумерный или трехмерный КЭ CDEMP, моделирующий вязкое сопротивление, определяется двумя узлами КЭМ. Для пространственной ориентации элементов “CDEMP” задаются три составляющих коэффициента демпфирования Dx, Dy, Dz, которые соответствуют направляющим косинусам элементов.

Сочетание наборов элементов CDEMP и GAP, воспринимающих растяжение или сжатие, позволяет моделировать широкий класс реальных нелинейностей: одно- и двусторонние зазоры с различными геометрическими, упругими и диссипативными характеристиками во взаимно противоположных направлениях. Для моделирования одностороннего неупругого сопротивления стоек шасси КЭ GAP и CDEMP соединяются параллельно.

Влияние неупругого сопротивления конструкции учитывается с использованием обобщенной модели Рэлея, описывающей действие внешних и внутренних диссипативных сил пропорциональных соответственно массе и жесткости конструкции. Диссипативный оператор имеет вид a [M] + b [C]. Здесь первое слагаемое является линейной моделью вязкого внешнего трения. В этом случае диссипативный оператор пропорционален инерционному оператору [M]. Второе слагаемое соответствует использованию модели Фойхта для описания вязкоупругого поведения материала, когда диссипативный оператор пропорционален упругому оператору [C]. Помимо этого задаются величины демпфирования для материалов элементов.

КЭМ конструкции вертолета с нумерацией основных узлов показана на рис. 1. На рис. 2 представлена нелинейная характеристика сопротивления амортизатора шасси при его сжатии.

Диаграмма обжатия ам ортизатора

Ц 7 »W J "

II..i -------^--------------

0.2 —I----------------------

0.1—/-----------------------

0 50 100 150 Р,кН

Рис. 1 Рис. 2

Процедура отладки программ включает в себя проверку правильности задания узлов и соединения элементов, соответствия КЭМ исходным данным по массе и центровке, корректность определения собственных форм и частот. Далее контролируется правильность задания параметров динамического анализа, характеристик нелинейных элементов CDEMP и GAP, набора выходных данных. Наиболее сложным при отладке является подбор параметров и фиксированных узлов для элементов CDEMP и GAP, моделирующих свойства преграды. На заключительном этапе отладки путем оценки сходимости результатов вычислений устанавливаются параметры численного динамического анализа (метод интегрирования, шаг интегрирования, количество учитываемых собственных форм и т.д.).

Результаты численного анализа

Вычислительная программа для определения динамических параметров конструкции при посадочном ударе составлена в виде командных модулей системы КЭ анализа COSMOS/M. Модули содержат команды формирования балочной модели конструкции и подвижных стоек (сетки узлов, наборов констант, элементов и условий закрепления), модели деформируемой нелинейной вязкоупругой преграды, начальные условия, параметры динамического анализа, параметры нагружения, команды записи результатов решения в выходные файлы.

После загрузки модуля в систему и его проверки выполняются команды расчета собственных частот и форм колебаний, и далее проводится численное решение задачи нелинейного динамического поведения конструкции. Динамический расчет конструкции выполняется с применением алгоритмов модального анализа для переходных процессов (Modal Transient). В этом типе анализа используется разложение вектора узловых перемещений в ряд по собственным формам и последующее решение системы. При анализе задается количество учитываемых собственных форм и параметры пошагового динамического анализа - шаг интегрирования, количество шагов, начальное время, метод интегрирования. Составляющие реакции конструкции в заданных точках записываются в выходной файл. Далее выполняются команды постпроцессорной обработки результатов численного решения (динамического анализа) для формирования графиков выходных результатов (компонентов перемещений, скоростей и ускорений в узлах КЭМ).

Результаты вычислений параметров динамического состояния конструкции представлены на рис. 3 - 8. Расчеты выполнены для случая нагружения, соответствующего аварийной посадке с вертикальной скоростью Vy = 10 м/с при наличии крена и тангажа, когда вертолет приземляется на одну основную стойку шасси.

На рис. 3 и 4 представлены зависимости от времени ? ускорений по направлению оси У(ау) и абсолютных значений результирующих ускорений Ор (рис. 4) в узлах модели 33 и 127, соответствующих осям колес левой и правой по полету основных стоек шасси, и в узле 40, соответствующем оси колеса левой по полету носовой стойки. Результирующее ускорение определяется как абсолютное значение алгебраической суммы составляющих ускорения при поступательном движении по трем осям и повороте вокруг этих осей. Резкое увеличение ускорения происходит при соударениях стоек шасси с поверхностью площадки и быстром изменении контактной силы. Первое соударение правой стойки с площадкой происходит примерно на 0.03 с позже, чем левой, но с несколько большей скоростью.

Рис. 4

На рис. 5 и 6 показаны зависимости от времени ускорения ау и результирующего ускорения ар в узлах модели, соответствующих характерным точкам конструкции фюзеляжа. Узел 38 соответствует нижнему шарнирному узлу крепления основной стойки шасси к фюзеляжу, узел 83 - полу грузовой кабины вблизи центра масс конструкции, узел 80 - полу кабины пилотов в зоне расположения кресел. Из сравнения зависимостей на рис. 3 - 6 следует, что демпферы стоек шасси значительно снижают уровни ударного ускорения в конструкции фюзеляжа. Уровни результирующего ускорения в различных точках конструкции мало отличаются от уровней ускорения по оси У.

Зависимости для скоростей Уу (?) (рис. 7) и перемещений Ыу (?) (рис. 8) по направлению оси У в точках конструкции шасси и фюзеляжа, которым соответствуют узлы 33, 40, 127 и 38, 83 КЭМ иллюстрирует характер пространственного движения конструкции при заданных условиях аварийной посадки.

Рис. 7 Рис. 8

Приведенные результаты расчетов показывают, что разработанная численная модель позволяет описывать нестационарные колебания конструкции вертолета при заданных условиях посадки, в том числе для нештатных случаев, при посадке на одну стойку с повышенной вертикальной скоростью. При этом определяются характеристики пространственных колебаний всех элементов силовой конструкции и массивных несиловых элементов, учитываются нелинейный характер обжатия амортизатора шасси и односторонняя упругая связь колес шасси и поверхности посадочной площадки.

Адекватность модели подтверждена физической корректностью результатов динамических расчетов, сходимостью значений собственных частот и максимальных ускорений при изменении параметров динамического анализа, соответствием этих значений реальным величинам.

ЛИТЕРАТУРА

1. Авиационные правила. Нормы летной годности винтокрылых аппаратов нормальной категории. - М.: ОАО Авиаиздат, 2000. - Ч. 27.

2. Миль М.Л., Некрасов А.В. Вертолеты, расчет и проектирование. Колебания и динамическая прочность. - М.: 1967. - Т. 2.

3. Сидоренко А.С., Соколов О.В., Станкевич А.И. Динамическое состояние конструкции ЛА при соударении с преградой // Техника воздушного флота, 2004. - № 2.

DYNAMIC STATE OF THE HELICOPTER STRUCTURE AT THE EMERGENCY LANDING

Sidorenko A.S.

The results of developing the numerical model and data of a computational estimation of a helicopter’s carrying structure under effect of non-stationary loads at the conditions for abnormal landing on the landing spot or on the ground are submitted. The dependences of a dynamic state’s parameters (acceleration, velocity, displacement) on the time for the characteristic points of structure are obtained. Numerical model of carrying structure describes nonlinear character of deformation of landing gears and one-sided interaction of landing gear wheels with a surface of the landing spot.

Key words: numerical model, computational estimation, helicopter’s carrying structure.

Сведения об авторе

Сидоренко Александр Сергеевич, 1944 г.р., окончил МЭИ (1968), доктор технических наук, профессор кафедры машиноведения и деталей машин МАИ, автор более 85 научных работ, область научных интересов - расчетные и экспериментальные методы оценки динамического состояния и несущей способности силовых конструкций объектов техники при нестационарных нагрузках с учетом дефектов и повреждений, применение этих методов к расчету летательных аппаратов, объектов вооружения, транспортных средств, а также конструкций из композиционных материалов.