Развернутый промежуточный отчет о реализации программы создания и развития центра НЦМУ «Сверхзвук» за 2022 год (19690-01015)

Важнейшие результаты, полученные в период реализации соглашения в отчетном году с момента заключения соглашения, по направлению «Аэродинамика и концептуальное проектирование СПС с низким звуковым ударом». Был проведен поиск и анализ валидационных задач, связанных с математическим моделированием звукового удара от летательного аппарата. Основной целью является расчет пульсаций давления в ближнем поле и прогнозирование распространения звукового удара. Сигнатура давления строится на расстоянии от самолета, равным 2-5 характерным длинам летательного аппарата. Были проведены расчеты на валидационном базисе ближнего возмущенного поля и соответствующих эквивалентных тел вращения (ЭТВ). В данной работе для математического моделирования рассматривались следующие геометрические конфигурации: – Осесимметричное тело вращения AXIE. Данная геометрия позволяет сосредоточиться на распространении сигнатуры давления в ближнем поле без геометрической сложности, характерных для крылатых конфигураций. Был рассмотрен сверхзвуковой режим полета с числом Маха М = 1.6 на высоте полета 15760 м; – Концептуальный сверхзвуковой самолет-демонстратор низкого звукового удара NASA C25D с проточной мотогондолой. Был рассмотрен сверхзвуковой режим полета с числом Маха М = 1.6 на высоте полета 15760 м; – Концептуальный сверхзвуковой самолет-демонстратор низкого звукового удара NASA C608 с учетом граничных условий мотогондолы. Был рассмотрен сверхзвуковой режим полета с числом Маха М = 1.4 на высоте полета 16215 м. Математическое моделирование обтекания соответствующих геометрических конфигураций было проведено с помощью ПП ЛОГОС. Для каждого валидационного случая были получены картины распределения пульсаций давления, построены сигнатуры давления в ближнем поле и проведено сравнение с результатами, полученными с помощью коммерческого программного обеспечения UNS3D. Хорошее согласование результатов говорит о возможности использования математического моделирования для определения пульсаций давления в ближнем поле и прогнозирования распространения звукового удара. Результаты численного моделирования могут быть использованы как исходные данные для пересчета звукового удара в дальнее поле. Полученные результаты будут применены на следующем этапе работ для дальнейшего развития концептуального проектирования СПС с низким звуковым ударом. Проведены исследования и разработаны требования к формированию траектории полета, в частности были исследованы аспекты, напрямую влияющие на уровень шуму и звукового удара и накладывающие свои ограничения на траекторию полета. В ходе работы был сформирован профиль полета, направленный на удовлетворение предъявляемых норм, которые согласуются с существующими нормами NBA IFRR, установленными ИКАО. Данное исследование имеет исключительное значение, поскольку имеет прямое отношение к расчету дальности полета и затрачиваемого топлива на полетное задание, что накладывает существенные ограничения на проект. В составленной форме, требуются существенные дополнительные затраты и изменения в типовой профиль полета для удовлетворения предъявляемых норм. Также в данной работе были обозначены подходы и методы, направленные уменьшение уровня шума и звукового удара, с помощью специфичных маневров, не затрагивающих внешние обводы летательного аппарата. Представленные меры применяются на практике, однако не являются панацеей, поскольку зачастую экологические преимущества могут отходить на второй план, в виду экономической эффективности летательного аппарата, поэтому эффективное внедрение данных мер может быть затруднено. В ходе данной работы были рассмотрены только некоторые аспекты, качающиеся уменьшения уровня шума и звукового, не затрагивающие конструкцию планера и силовой установки, однако актуальность применения подобных исследований в рамках данного типа летательных аппаратов еще не доказана, поскольку еще не были проведены прямые исследования текущей компоновки летательного аппарата на предмет удовлетворения предъявляемых норм. В рамках НЦМУ «Сверхзвук» была поставлена задача, направленная на изучение транспортных возможностей сверхзвукового пассажирского самолета 2-го поколения. Для выполнения поставленной задачи была составлена тестовая компоновка, включающая в себя полный состав систем, входящих в полную конфигурацию самолета, с учетом служебной и целевой нагрузки. Был выполнен расчет летно-технических характеристик в соответствии с существующими нормами NBA IFRR, установленными ИКАО, а также ограничениями предъявляемые к уровню производимого шума и звукового удара. Данное исследование направлено на оценку возможной дальности полета в рамках текущей конфигурации, в работе не учитывались ряд аэродинамических ограничений такие как потери на балансировку и наличие бокового ветра. Для быстрой оценки различных исполнений конфигураций летательного аппарата была составлена программа, которая производит полностью автоматизированный расчет летно-технических характеристик, опираясь на некоторые опорные точки, характеризующие траекторию полета, описанных согласно сценариям полета. Программа производит расчет интегральных характеристик по расходу топлива, дальности и времени полета, опираясь на данные аэродинамических характеристик и высотно-скоростных характеристик с учетом потерь на шум поглощение и коэффициентов восстановления давления. Для достоверной точности задается высокая дискретизация по дальности на каждом участке полета, это достигается использованием численных методов интерполяции, экстраполяции и регрессии. Это позволяет получить интегральные характеристики полета практически в любой точке траектории. В данной работе проводится анализ устойчивости и управляемости сверхзвукового самолёта. В качестве объекта исследования был взят вариант тестовой компоновки, разрабатываемой в МАИ. Для данного исследования был произведен ряд расчетов аэродинамических характеристик, направленных на формирование банка данных аэродинамических производных, которые необходимы для определения характеристик устойчивости и управляемости продольном движении сверхзвукового пассажирского самолета второго поколения. Исследование устойчивости и управляемости требует рассмотрения модели возмущенного движения, включающей уравнения сил и моментов, действующих на самолет, а также модель возмущений внешней среды. Эти уравнения являются нелинейными, что затрудняет их использование для получения важных для практики результатов. Однако во многих случаях представляется возможным исследовать отдельно продольное и боковое движения. В результате решения задачи разработана методика оценки характеристик устойчивости и управляемости сверхзвукового пассажирского самолета на всех режимах полета. Методика основывается на решении системы уравнений движения сверхзвукового самолета и анализе корней характеристического уравнения. Приведены результаты оценки характеристик устойчивости и управляемости тестовой компоновки. Определены корни характеристического уравнения. В процессе решения было установлено, что корни уравнения удовлетворяют критериям устойчивости. Для описанной в работе методики была реализована программа в среде MATLAB, которая представляет собой полностью автоматизированный расчет, который может быть интегрирован систему моделирования Simulink, для построения полноценной модели движения летательного аппарата. Была выявлена и определена методика к расчету уровню звукового удара, которая может быть потенциально использована в рамках оптимизации тестовой компоновки сверхзвукового летательного аппарата. Были проведены расчеты тестовой компоновки, а также аэродинамической компоновки ТУ – 144, результаты расчета совпадают с результатами полученных в результате летных испытаний, для аналогичного аэродинамического облика. Программа составлялась для дальнейшей интеграции в систему автоматизированного проектирования летательных аппаратов, а также для создания методики оптимизации сверхзвуковых летательных аппаратов под низкий уровень звукового удара. Критерием для оптимизации, получаемым в ходе работы программы, является максимальное значение перепада давления, вызванное возмущениями в ближнем и дальнем поле. Программа была реализована на языке программирования C#. Программа учитывает любые отклонения по углу атаки, крена и углу наклона траектории. Разработана и применена методика построения эквивалентного тела вращения. Проведены расчеты по исследованию ближнего возмущенного поля течения около эквивалентного тела вращения и исходной компоновки. Полученные результаты качественно соответствуют картинам течения вокруг соответствующих компоновок сверхзвукового пассажирского самолета. Для получения точных данных расчета была задана высокая дискретизации. Для ее обеспечения использовались численные методы интерполяции и аппроксимации. Данная программная реализация не требует сложного вычислительного кластера, поэтому расчет занял всего несколько секунд. Результат является достоверным и имеет погрешность менее 5%. Важнейшие результаты, полученные в период реализации соглашения в отчетном году по направлению «прочность и интеллектуальные конструкции» Исследования проводились согласно принципам расчётно-экспериментальной пирамиды исследований (от микромеханики к планеру). Были проведены работы в области определения алгоритма топологической оптимизации конструктивных элементов сверхзвукового пассажирского самолёта (СПС) в интересах создания про-бионических конструкций, определения метода моделирования накопления повреждений конструкции выполненных с применением полимерных композитных материалов, разработки программного комплекса автоматизированного формирования отчётности о проведении прочностных виртуальных испытаний и исследований. В части определения алгоритма топологической оптимизации была сформулирован и отлажен последовательный набор действий. Последовательное выполнение этих действий позволяет создавать про-бионические конструкции, обладающие меньшей массой в сравнении с классическими, при сохранении прочностных характеристик. Разработанная методика топологической оптимизации состоит из шести этапов. Первый этап – параметрическая оптимизация толщин крыла. В качестве результата параметрической оптимизации была получена оптимальная картина распределения толщин элементов конструкции кессона крыла, удовлетворяющая ограничениям по прочности, но с точки зрения процесса изготовления требующая доработки. Второй этап – технологическая доработка. Проводится изменение полученной карты толщин с учетом технологических особенностей изготовления в несколько этапов. Итоговая карта толщин дорабатывается вручную с учетом плавности перехода толщин от наиболее нагруженной зоны по периферии. Третий этап – расчет на устойчивость. Необходима дальнейшая доработка конструкции для удовлетворения ограничений по устойчивости. Для этого проводится расчет на устойчивость, в ходе которого выявляются локальные зоны конструкции, требующие дополнительного подкрепления. Использовались три варианта решения данной задачи – наращивание толщины, рационализация шага стрингеров и моделирование подкрепляющих элементов конструкции (подкрепляющих стоек, ребер жесткости). Эти меры позволяют увеличить жесткость конструкции в интересах сохранения её устойчивости. Первый вариант и второй варианты использовались преимущественно при потере устойчивости обшивки, третий – при потере устойчивости нервюр и лонжеронов. Итерационный процесс, связанный с проверкой на устойчивость, завершается при приемлемых запасах по потере устойчивости. Четвертый этап – поверочный расчет на прочность. Проводится для определения текущих, для процесса оптимизации, запасов прочности. Пятый этап – проведение топологической оптимизации выбранного элемента конструкции. Цель этапа – снижение массы кессона крыла за счет создания про-бионических конструкций, которые возможно реализовать с технологической точки зрения, при этом не потерять в прочности крыла. Шестой этап – поверочный расчет полной модели крыла с оптимизированным элементом конструкции для проверки удовлетворения ограничений по прочности и устойчивости. Отладка разработанной методики топологической проводилась с помощью исследования консоли крыла СПС, в частности были получены рациональные толщины всех конструктивных элементов крыла и разработана про-бионическая конструкция нервюры крыла. Результатом топологической оптимизации является уменьшение массы нервюры на 27,2% при сохранении прочностных свойств крыла. Оптимизированная конструкция нервюры удовлетворяет ограничениям по максимальным действующим эквивалентным напряжениям и потери устойчивости. Масса нервюр, подлежащих оптимизации, в конструкции крыла составляет 82 кг. При снижении массы нервюр на 27%, общий вес нервюр в конструкции после топологической оптимизации составит 59,8 кг, при общей массе крыла 2667,2 кг. Уменьшение массы крыла на 2,17%. Разработанная методика может быть применена не только для нервюр планера, но и для других узлов планера. Таким образом разработанная методика применима для создания про-бионических конструкций для СПС в интересах повышения уровня весового совершенства планера самолёта. По части разработки метода моделирования накопления повреждения конструкции представлены следующие результаты. Разработан метод моделирования накопления повреждений конструкции. Представлена оценка влияния начального повреждения, такого как трещина в слое или расслоения от механической обработки (производственные дефекты), на статическую и усталостную прочность полимерных композиционных материалов (далее – ПКМ) на основе методов вычислительной механики. Метод моделирования накопления повреждений конструкции включает в себя учет критерия выбора уровня допускаемых напряжений из условия ресурса и живучести для элементов конструкции, выполненных из КМ по сформированной циклограмме нагружения конструкции для всех этапов эксплуатации. Определены критерии выбора уровня допускаемых напряжений из условия ресурса и живучести для элементов конструкции, выполненных из полимерных композитных материалов (ПКМ), определен процесс формирования циклограммы нагружения конструкции, разработана методика расчета конструкций из ПКМ с учетом накопления повреждений, проведен расчет с использованием метода накопления повреждений на примере элементарного образца. Методика расчета конструкций из ПКМ с учетом накопления повреждений включает в себя модель суммарного повреждения в слое и модель прогнозирования наступления повреждения типа расслоение, которые в совокупности описывают модель накопления повреждений в слое и деламинации. Для проверки модели накопления повреждений проводилось исследование с помощью моделирования испытаний элементарных образцов. В данном разделе представлены результаты по моделированию образца с открытым отверстием подверженному сжимающей нагрузкой. Данный образец с отверстием подвергается циклическому сжатию с учетом производственных дефектов типа расслоение между первым и вторым слоем, полученным в процессе рассверливания отверстия под крепеж. Был проведен расчёт двух моделей: модели накопления повреждений в слое и деламаниции КМ без учета производственных дефектов; Модель накопления повреждений в слое и деламинации КМ с учетом производственных дефектов (начального повреждения, такого как трещина в слое или расслоения в районе конструктивных отверстий) и влияние их на статическую и усталостную прочность ПКМ на основе методов вычислительной механики. Было проведено сравнение результатов полученных с помощью метода конечных элементов с экспериментальными данными. Также была проведена валидация методов расчетов долговечности ПКМ. Модель накопления усталостного повреждения, заложенная в расчетную программу, позволяет достаточно точно оценить долговечность конструкций из КМ и определить не только значение повреждения, но и моду разрушения, что может быть использовано в выяснении причины и последовательности разрушения под воздействием циклической нагрузки. Описанный выше метод моделирования накопления повреждений конструкции позволяет моделировать зарождение, развитие и накопление повреждений как в слоях, так и в межслоевом интерфейсе конструкций выполненных из композиционных материалов с использованием экспериментальных данных стандартизированных испытаний. Разработанный метод моделирования повреждения конструкций позволяет описать реальное поведение конструкции при длительной эксплуатации при наличии и развитии производственных дефектов. Данный метод содержит описание развития повреждения в слое и описание расслоения и рассчитываются как на первом цикле нагружения (что соответствует статической постановке задачи), так и на длительную прочность (много цикловая усталость). Таким образом, с помощью этого метода, расширяется методологическое обеспечения процесса создания надёжных и безопасных конструкций выполненных с применением полимерных композитных материалов. В интересах создания стенда виртуальных испытаний в парадигме расчётно-экспериментальной пирамиды исследований разработан программный комплекс, позволяющий создавать отчётность по проведённым исследованиям в автоматизированном режиме. Такой программный комплекс позволяет ускорить процесс написания отчётов, обеспечивает их унификацию. Программный комплекс «Система автоматизированного формирования отчётов (САФО)» реализован как подключаемая библиотека (англ. plug-in) в среде SIMULIA Abaqus. Программный комплекс «САФО» реализован с помощью языка программирования Python. Язык Python глубоко интегрирован в Abaqus, что позволяет значительно расширять базовый функционал системы Abaqus сторонними разработками. В результате работы «САФО» формируется документ формата Word. В сформированном документе учитываются все настройки разметки страниц, параметры стилей, шрифты и другие настройки исходного шаблона Word. В программную архитектуру комплекса САФО заложена модульность и платформонезависиммость. Это позволяет минимизировать зависимость от конкретных систем конечно-элементного анализа, а также формата файлов получаемых отчётов. Комплекс САФО возможно достаточно быстро адаптировать для работы с другими типами конечно-элементных решателей и/или системами оформления документов. Перспективными сочетаниями являются следующие импортонезависиммые решения: Разработанный программный комплекс может быть использован для расчётных моделей, создающихся на всех этапах расчётно-экспериментальной пирамиды исследований (микромеханические образцы, элементарные образцы, конструктивно-подобные образцы, агрегаты, планер). Разработанный программный комплекс автоматизированного формирования отчётности может быть применен при проведении прочностных исследований с помощью метода конечных элементов. Этот программный комплекс полезен как для исследований в рамках расчётно-экспериментальной пирамиды исследований, так и для отдельных расчётов различных объектов. Его использование позволяет значительно сократить потребное для написания отчёта время, снижает вероятность возникновения неточностей в описании расчётной модели, унифицирует структуру отчётов, упрощает процесс описания полученных результатов. Разработанный программный комплекс расширяет инструментарий стенда виртуальных испытаний, обеспечивает удобство работы. Совокупность результатов, полученных в период реализации соглашения в отчетном году по направлению «прочность и интеллектуальные конструкции», расширяет методическое обеспечение процесса создания СПС и иных летательных аппаратов, выполненных в том числе с применением полимерных композитных материалов и про-бионических конструкций. Результаты, полученные в период реализации соглашения в отчетном году, по реализации программы создания и развития центра НЦМУ «Сверхзвук» за 2022 год. Был проведен анализ математических моделей программный и аналитических решений SPH метода для моделирования воздействия вредных выбросов в зоне аэропорта и прилегающих территорий. В качестве прототипа взята модель и программное обеспечение Dual SPHysics. Программа использовалась для решения различных проблем разрушения волн, поведения при прорыве плотины, взаимодействия с прибрежными сооружениями или с движущимися волнами. К решаемым задачам разработанной на основе исследований и решений проблем по методу SPH относятся генерирование и визуализация потока вредных выбросов из сопла двигателя ЛА, а также взаимодействие этого набегающего течения с преградой (твердым телом). Методика моделирования потока частиц вредных выбросов позволяет предсказать различные сценарии развития процесса при варьировании исходных данных. Например, возможно рассмотрение вредных выбросов многообразного состава, различных начальных условий и геометрии обтекаемой преграды. Методику возможно применять для оценки характера потока из сопла двигателя самолета, работающего на ВПП, а также для анализа обтекания разнообразных твердых тел вредными выбросами. Результаты: 1) Дополнена математическая модель расчета и моделирования вредных выбросов:  доработан учет стохастических перемещений частиц;  доработана модель учета турбулентных течений;  доработана модель столкновений с препятствиями;  выполнена предварительная верификация доработанной методики; 2) Расширен пакет исходных данных для создаваемого программного комплекса; 3) Дополнен макет графического интерфейса пользователя; 4) Модифицирована и дополнена архитектура программного комплекса; 5) Добавлена функция получения графика средней скорости Полученные результаты будут применены на следующем этапе работ для доработки и уточнения математической модели и модификации программы моделирования воздействия вредных выбросов от ЛА в зоне аэропортов и прилегающих территорий. В работе разработаны облик перспективной системы отображения информации для СПС и методика выбора ее параметров. В результате проведенных экспериментов было установлено существенное влияние системы моделирования акселерационных ощущений на получаемые результаты. В частности, использование системы моделирования акселерационных ощущений в совокупности со штатной системой отображения информации приводит к максимальным отклонениям от глиссады при попадании в вихревой след по высоте в 1.8 раз и в 2.3 раза по боковой координате. В случае использования прогнозного дисплея моделирование акселерационных ощущений приводит к увеличению максимальных отклонений от глиссады по высоте в 6 раз и в 8 раз по боковой дальности. Такое ухудшение точности связано с тем, что при попадании самолета СПС в вихревой след развиваются значительные знакопеременные угловые скорости крена, дезориентирующие летчика. Помимо этого, самолет значительно отклоняется от глиссады (за пределы пространственного коридора). Это заставляет летчика переходить от задачи слежения за командным сигналом к задаче стабилизации самолета, а уже затем выполнять задачу слежения за директорным сигналом. В этой связи использование 52 неподвижного пилотажного стенда при проведении исследований, даже с использованием прогнозной индикации в условиях попадания самолета в спутный след является не корректным