Повзучість панелей надзвукових літальних апаратів при періодичній дії тиску повітряного потоку

Abstract

Розглянуто незворотне деформування при аеродинамічному нагріванні та періодичній дії тиску повітряного потоку панелі надзвукового літального апарату. Надано математичну постановку задачі повзучості тонких оболонок обертання, що навантажені нормальним тиском, який має постійну та складову, що періодично змінюється. Використано рівняння стану, що отримуються шляхом застосування асимптотичного розкладання невідомих з подальшим осередненням на періоді змінювання напружень. Наведено приклад чисельного розв'язання задачі деформування нагрітої циліндричної панелі, яка піддана періодичній дії навантаження від поривів повітряного потоку. З застосуванням програмного комплексу для розрахунків повзучості тонких оболонок обертання методом скінченних елементів визначено розподіли компонентів напружено-деформованого стану.

Irreversible deformation of supersonic aircraft panel under the aerodynamic heating and periodical action of airstream pressure is regarded. The distribution for airstream pressure which is obtained from the solution of aerodynamics problem, was simplified and presented as a cycle with triangular form of pressure increasing-decreasing in a part of period with definite constant static component. The mathematical statement of creep problem for thin shells of revolution loaded by normal pressure having constant and periodically varying components is presented. The theory of finite deflections is used. Equations are derived for the case of conical shell. The constitutive equations, which are obtained by use the method of asymptotic expansions of creep strain and scalar damage parameter with subsequent averaging in a period of stress varying, are used. The form of these equations is similar to Norton law - Rabotnov-Kachanov evolution equation with multiplayers represent the influence of periodic loading in each equation. Numerical simulation was performed by use of programming complex for thin shells of revolution creep calculations. It uses the Finite Element Method jointly with finite differences method for time integration. The example of numerical solution of the problem of deformation of heated cylindrical panel made from duralumin alloy and subjected to periodical loading from airstream puffs is presented. The distributions of stress-strain state components were obtained. The numerical results include distribution of normal deflection in the panel after 1000 seconds of flight as well as the von Mises stress relaxation curve. The analysis of obtained data shows the sufficient increasing of normal deflections as well as stress redistributions. The necessity of consideration of current deformed state of the panel in the problem of analysis of airstream flow is discussed.