Метод подтверждения ресурсных характеристик металлической лопасти несущего винта вертолета по результатам испытаний

Abstract

Лопасть несущего винта вертолета является базовым изделием, определяющим надежность и ресурс вертолета в целом. Задача прогнозирования и обеспечения заданного ресурса лопасти является актуальной проблемой, рассматриваемой на этапе ее проектирования. Проведен анализ конструкции, конструкционных материалов и конструктивно-технологических решений лопасти несущего винта (НВ) вертолета Ми-8. Представлено краткое описание лопасти несущего винта вертолета Ми-8. Проведен анализ и разработан типовой полетный цикл (ТПЦ) вертолета. Выбран и обоснован тип стендового оборудования для проведения стендовых усталостных испытаний лопасти. Определены нагрузки на лопасть несущего винта для ТПЦ. Для определения усталостной долговечности лопасти необходимо знание характеристик напряженно- деформированного состояния. Представлен расчет напряженно-деформированного состояния (НДС) лопасти методом конечных элементов (МКЭ) с помощью системы ANSYS. Определены характеристики напряженно-деформированного состояния лонжерона регулярной и нерегулярной частей лопасти несущего винта вертолета с помощью системы ANSYS. Применение численных методов расчета характеристик напряженно-деформированного состояния позволяет существенно сократить сроки и затраты на проектирование лопасти. В работе представлены результаты расчета регулярной части лопасти несущего винта вертолета Ми-8 на режиме висения в случае ее нагружения аэродинамической и инерционной нагрузками от вращения, а также силой от собственного веса. С помощью системы ANSYS разработана конечно- элементная модель регулярной части лопасти, состоящая из набора балочных элементов переменного сечения, проведен расчет с учетом геометрической нелинейности поведения конструкции и анализ полученных результатов. Для описания отклика материалов на внешнее воздействие применяли модель упругодеформируемого изотропного тела с заданием соответствующих упругих констант материала. Анализ результатов расчета включает в себя определение реакций в точках крепления, величин максимальных перемещений элементов конструкции и напряжений в опасных сечениях. Определены опасные сечения и рассчитаны значения продольной силы и изгибающего момента в этих сечениях. Проведена оценка статической прочности лопасти по коэффициенту запаса прочности. При оценке статической прочности в качестве максимальных расчетных напряжений рассматривали эквивалентные напряжения по Мизесу. Для оценки усталостной прочности анализировали распределение главных растягивающих напряжений в силовых элементах по типовым концентраторам напряжений. Максимальный уровень главных растягивающих напряжений в опасном сечении свидетельствует о том, что материал лопасти работает в зоне многоцикловой усталости. Разработана методика тарировки тензоизмерительных каналов. Расчет характеристик лопасти несущего винта вертолета базируется на требованиях, изложенных в технической литературе, нормативных документах. При выполнении работы учтены требования Авиационных правил, часть 29 (АП - 29). Данные исследования явились основой для разработки метода подтверждения ресурсных характеристик лопасти несущего винта вертолета по результатам летных и стендовых испытаний.

Лопать несучого гвинта вертольота є базовим виробом, що визначає надійність і ресурс вертольота в цілому. Завдання прогнозування та забезпечення заданого ресурсу лопаті є актуальною проблемою, що розглядається на етапі її проєктування. Проведено аналіз конструкції, конструкційних матеріалів та конструктивно-технологічних рішень лопаті несучого гвинта (НГ) вертольота Ми-8. Наведено короткий опис лопаті несучого гвинта вертольота Ми-8. Проведено аналіз та розроблено типовий польотний цикл (ТПЦ) вертольота. Вибрано та обґрунтовано тип стендового обладнання для проведення стендових втомних випробувань лопаті. Визначено навантаження на лопать несучого гвинта для ТПЦ. Для визначення втомної довговічності лопаті необхідно знання характеристик напружено- деформованого стану. Наведено розрахунок напружено-деформованого стану (НДС) лопаті методом скінчених елементів (МСЕ) за допомогою системи ANSYS. Визначено характеристики напружено-деформованого стану лонжерона регулярної та нерегулярної частин лопаті несучого гвинта вертольота за допомогою системи ANSYS. Застосування чисельних методів розрахунку характеристик напружено-деформованого стану дозволяє суттєво скоротити терміни та витрати на проєктування лопаті. У роботі наведено результати розрахунку регулярної частини лопаті несучого гвинта вертольота Мі-8 на режимі висіння у разі навантаження аеродинамічним та інерційним навантаженням від обертання, а також силою від власної ваги. За допомогою системи ANSYS розроблено скінчено-елементну модель регулярної частини лопаті, що складається з набору балкових елементів змінного перерізу, проведено розрахунок з урахуванням геометричної нелінійності поведінки конструкції та аналіз отриманих результатів. Для опису відгуку матеріалів на зовнішній вплив застосовували модель ізотропного пружно-деформівного тіла із заданням відповідних пружних констант матеріалу. Аналіз результатів розрахунку містить визначення реакцій в точках кріплення, величин максимальних переміщень елементів конструкції і напружень в небезпечних перерізах. Визначено небезпечні перерізи та розраховано значення поздовжньої сили та згинального моменту у цих перерізах. Проведено оцінювання статичної міцності лопаті за коефіцієнтом запасу міцності. При оцінювані статичної міцності як максимальне розрахункове напруження розглядали еквівалентні напруження по Мізису. Для оцінювання втомної міцності аналізували розподіл головних розтягуючих напружень в силових елементах за типовими концентраторами напружень. Максимальний рівень головних розтягуючих напружень у небезпечному перерізі свідчить про те, що матеріал лопаті працює в зоні багатоциклової втоми. Розроблено методику тарування тензовимірювальних каналів. Розрахунок показників лопаті несучого гвинта вертольота базується на вимогах, викладених у технічній літературі, нормативних документах. При виконанні роботи враховано вимоги Авіаційних правил, частина 29 (АП - 29). Дані дослідження стали основою для розроблення методу підтвердження ресурсних характеристик лопаті несучого гвинта вертольота за результатами льотних та стендових випробувань.

The helicopter main rotor blade is the basic product that determines the reliability and service life of the helicopter as a whole. The problem of predicting and ensuring the specified blade life is an urgent problem considered at the stage of its design. The analysis of the design, structural materials and design and technological solutions of the main rotor blade (RB) of the Mi-8 helicopter has been carried out. A brief description of the main rotor blade of the Mi-8 helicopter is presented. The analysis was carried out and a standard flight cycle (SFC) of the helicopter was developed. The type of bench equipment for carrying out bench fatigue tests of the blade has been selected and justified. The loads on the main rotor blade for the SFC are determined. To determine the fatigue life of a blade, it is necessary to know the characteristics of the stress-strain state. The calculation of the stress-strain state (SSS) of a blade by the finite element method (FEM) using the ANSYS system is presented. The characteristics of the stress-strain state of the spar of the regular and irregular parts of the rotor blade of a helicopter are determined using the ANSYS system. The use of numerical methods for calculating the characteristics of the stress-strain state can significantly reduce the time and cost of designing a blade. The paper presents the results of calculating the regular part of the main rotor blade of the Mi-8 helicopter in the hover mode in the case of its loading with aerodynamic and inertial load from rotation, as well as the force from its own weight. With the help of the ANSYS system, a finite element model of the regular part of the blade was developed, consisting of a set of beam elements of variable section, a calculation was carried out taking into account the geometric nonlinearity of the structure's behavior, and an analysis of the results obtained was carried out. To describe the response of materials to an external action, a model of an elastically deformable isotropic body was used with the assignment of the corresponding elastic constants of the material. The analysis of the calculation results includes the determination of reactions at the attachment points, the values of the maximum displacements of structural elements and stresses in dangerous sections. Dangerous sections are determined and the values of the longitudinal force and bending moment in these sections are calculated. The assessment of the static strength of the blade by the safety factor was carried out. When evaluating the static strength, the equivalent stresses according to Mises were considered as the maximum design stresses. To assess the fatigue strength, we analyzed the distribution of the main tensile stresses in the power elements over typical stress concentrators. The maximum level of the main tensile stresses in the dangerous section indicates that the blade material operates in the zone of high-cycle fatigue. A technique for calibrating strain gauge channels has been developed. The calculation of the characteristics of the rotor blade of a helicopter is based on the requirements set forth in the technical literature, regulatory documents. When performing work, the requirements of the Aviation Rules, Part 29 (AP - 29) were taken into account. These studies were the basis for the development of a method for confirming the resource characteristics of a helicopter main rotor blade based on the results of flight and bench tests.