Автореферат (Метод оптимизации расстановки датчиков при автоматизации акустических испытаний), страница 4

Процедура верификациипредставляет собой сравнение результатов расчета реального самолетас экспериментальными данными, полученными при летныхакустических испытаниях, и инвариантна по отношению к маркеисследуемого самолета.Рисунок 9 - Подготовка к проведению процесса автоматизациирасстановки микрофонов на крыле Ил-476Для верификации AcousticExperimentWorks были выбраны крылоИл-476(рисунки9,10),как наиболееперспективногосамолетатранспортной авиации, и киль реального российскогоистребителя, как представителя семейства маневренных самолетов(рисунки 12, 13).21Рис. 10.

Построение полей акустической нагруженности киля вразработанном ПК на основании данных тензодатчиков споследующей аппроксимацией по поверхности крылаСуммарная погрешность вычислений AEW для трехконтрольных точек самолета составила 0,94 дБ (менее 0,958 % отрасчетного уровня шума), что свидетельствует о достоверностирезультатов.Результатом автоматизации размещения микрофонов являетсярабочая документация в виде чертежей с точками рекомендуемыхмест установки микрофонов и таблица (таблица1) с координатамиразмещения микрофонов и уровнями акустического давления в дБ(необходимо для оценки проведения эксперимента, и устранения«паразитных» значений акустической нагруженности).Таблица 1.Результирующая таблица расстановки микрофонов на крыле Ил476 в разработанном AcousticExperimentWorksЗначение№КоординатаКоордината КоординатазвуковогодатчикаХYZдавления, дБ1151692341,33522400137215546,2183347,72492400142315608 ,9442297,26153300140419534 ,922459 ,211500153525881,4531260,249324431,994132621928,52614,97344050 ,0002133722239,4512664,09726059,7656134822638,0042546,40168352,2793145922863,7232475,83849650,61431531023185,242371,109611500152По результатам расчета была проведена верификация сизмерениями (рисунок 11).22Рисунок 11 - Сопоставление расчетных и измеренных значенийуровня звукового давленияВпроцессеэксплуатациипроизводилисьзамерывиброперегрузок на киле истребителя в диапазоне частот 5 – 2000 Гц.Замеры в диапазон частот 5 – 2000 Гц зафиксировали повышениенагрузки на частотах кратных 50 (100 Гц, 150 Гц, 250 Гц, 750 Гц).

Нарисунке 13 приведен график спектральной плотности в диапазонечастот 5-2000 Гц, замеренный с разным количеством датчиковмикрофонов.Рисунок 12 - Схема испытаний киля для определения взаимноговлияния низкочастотной и высокочастотной нагрузокРисунок 13 – Пример графика измерений спектральной плотностииспытаний киля23Рассчитанное количество микрофонов для акустическихизмерений киля самолета составило 8 штук, в 7-м полете поставлено 8микрофонов, что позволило измерить рассчитанные 8 зонакустической нагрузкипри крейсерском полете, что соответствуетрассчитанному по разработанной методике количеству зон привводимых ограничениях технологической оснастки.Испытания сбольшим количеством микрофонов показали, чтодополнительных зонакустической нагруженностинет (рисунок 13).Рисунок 14. График зависимости количества найденных зон на килеиспытуемого самолета от количества установленных микрофонов в 9полетахСуммарная погрешность вычислений AEW для трехконтрольных точек самолета составила 0,95 дБ (менее 0,96 % отрасчетного уровня шума), что свидетельствует о достоверностиоригинального метода, положенного в основу разработанногопрограммного комплекса.Размещение микрофонов по результатам расчетов, проведеннымв разработанном программном комплексе, позволило определить зонуи замерить значение критического акустическогонагружения на килеза 10 минут программного счета на ПК с характеристиками:- Процессор: Intel Core i7-4702MQ 2.2 GHz.- Операционная система: Windows 8 64-bit.- Оперативная память: 8192Mb.В приложениик диссертационной работе приведеныдистрибутив и демонстрационная презентация АСАРТП ЛАЭ.24Основные результаты и выводы1.

Разработанметод оптимизации расстановки датчиков приавтоматизации акустических испытаний, позволяющий выбратьколичество записывающей аппаратуры и места ее размещения дляизмерения общего уровня акустического давления на самолет наосновании разрешающей способности датчиков-микрофонов,удельной акустической нагруженности поверхности при условиипроведенной тензометрии.2. На основе разработанного метода созданпрограммныйкомплекс анализа компоновочных решений технологическойоснастки акустического эксперимента самолета, испытывающегоширокополосные нагрузки в акустическом диапазоне частот–AcousticExperimentWorks.

Программный комплекс интегрирован ссистемойтвердотельногопараметрическогомоделированияSolidWorks и позволяет сократить время проведения акустическогоэксперимента в два раза.3. Разработан и апробирован вычислительный комплекс,базирующийся на решении обратной задачи отклика конструкции наслучайную акустическую нагрузку.4. Разработаны рекомендации по рациональному размещениюизмерительногооборудованияакустическогоэкспериментанеманевренныхсамолетов:дляобеспечениядостоверности замеров акустической нагруженности: 1 микрофон на15 м2 площади поверхности самолета, так же разработанырекомендации по рациональному размещению измерительногооборудования акустического экспериментаскоростных самолетов:дляобеспечениядостоверностизамеровакустическойнагруженности:1 микрофона на 5 м2 площади поверхностискоростного самолета.Основные положения диссертации опубликованы вработах:Журналы из перечня ВАК:1.

Ордин А.В., Рипецкий А.В. Автоматизированная системаакустического расчета тонкостенных пластин летательногоаппарата.//ИзвестияТульскогоГосударственногоуниверситета. Технические науки. Выпуск №9.– 2012.– с. 206214.2. Ордин А.В., Рипецкий А.В. Расчет ресурса обшивкисамолетной конструкции по условиям акустической прочностисиспользованиемСАПР.//ИзвестияТульскогоГосударственного университета. Технические науки. Выпуск№9. – 2012. – с. 246-250.253.

Ордин А.В., Рипецкий А.В. Автоматизированная системаакустического расчета тонкостенных пластин летательногоаппарата с модулем решения обратной задачи. // ВестникБрянского Государственного технического университета,выпуск №4 (36). – 2012.– с. 61-67.4. Ордин А.В., Рипецкий А.В., Сказко И.Н. Геометрическийметод оптимизации панели киля маневренного самолета взадачепродленияресурса.//ИзвестияТульскогоГосударственного университета. Технические науки.

Выпуск №4.– 2013.– с. 106-114.5. Ордин А.В., Рипецкий А.В., Иванов А.О. Продлениеэксплуатационного ресурса локальной зоны перфорированнойрешетки передней створки воздухозаборника скоростногосамолета. // Труды МАИ: электронный журн.№ 68. – 2013.URL:http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=41799.6. Ордин А.В., Рипецкий А.В., Щеляев А.Е. Методавтоматизации акустических испытаний самолета. // ИзвестияТульского Государственного университета. Техническиенауки.

Выпуск №11. – 2013. - с. 60-67Другие издания:7. Ордин А.В., Рипецкий А.В. Акустическое воздействие наэлементы конструкции самолета.// Материалы 2 Всероссийскойнаучно-техническойшколы-семинара«Аэрокосмическаядекада»./ Часть 2. Материалы 2 Всероссийской научнопрактической студенческой школы-семинара «Компьютерныйинжиниринг в промышленности и вузах», посвященной 80-тилетию МАИ.-М.: Изд-во МАИ-ПРИНТ, 2009 c.73-75.8. Ордин А.В., Ордин В.А., Рипецкий А.В. Преподавание САПРстудентам инженерных специальностей.

// Материалы 9ймеждународнойнаучно-практическойконференции«Настоящие исследования и развитие - 2013»,/ том 13«Педагогические науки». София. «Бял Град-БГ» ООД-104 стр.ISBN 978-966-8736-05-6. Стр. 76-78.26.