Исследование прочности конструкции центроплана для крыльев большого удлинения

Юрий Дынников

Исследование прочности конструкции центроплана для крыльев большого удлинения

В работе исследуется вопрос проектирования центроплана гипотетического беспилотного летательного аппарата (БПЛА) по условиям прочности. Приведена параметрическая зависимость прочности центроплана от его формы. Проведен сравнительный анализ прочности трех различных конструкций отсеков двигателя и шасси.

Общие и комплексные проблемы технических и прикладных наук и отраслей народного хозяйства

Диссертации

Вуз: Московский физико-технический институт (государственный университет) (МФТИ)

ID: 56c484d95f1be746330003ef

UUID: 52416d20-d8bb-0133-a704-525400003e20

Язык: Русский

Опубликовано: почти 9 лет назад

Просмотры: 82

12.14

Юрий Дынников

Московский физико-технический институт (государственный университет) (МФТИ)

Комментировать 0

Рецензировать 0

Скачать - 0 байт

Поделиться работой

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ РФ Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования МОСКОВСКИЙ ФИЗИКО-ТЕХНИЧЕСКИЙ ИНСТИТУТ (государственный университет) Исследование прочности конструкции центроплана для крыльев большого удлинения Бакалаврская дипломная работа студента 062 группы ФАЛТ Дынникова Юрия Алексеевича Научный руководитель: к. т. н. Шаныгин А.Н. Жуковский, 2014

Оглавление 1 Разработка рациональной конструкции БПЛА 1.1 Особенности проектирования конструкции БПЛА . 1.2 Компоновочная схема . . . . . . . . . . . . . . . . . 1.3 Внешние нагрузки . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1.4 Расчетные прочностные модели . . . . . . . . . . . 1.4.1 Требования к прочностной модели . . . . . 1.4.2 Программный комплекс “Conver” . . . . . . 1.4.3 Создание модели . . . . . . . . . . . . . . . . 1.5 Результаты расчетов НДС конструкции БПЛА . . 1.6 Рациональные параметры КСС фюзеляжа . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 7 7 8 11 13 13 14 15 19 24 2 Параметрические исследования прочности искривленного центроплана 26 2.1 Создание параметрической модели центроплана . . . . . . . . . . . . . . . . . 26 2.2 Расчет параметрической модели . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27 3 Выбор рациональной конструкции крепления хвостовой части фюзеляжа к кессону центроплана 31 3.1 Определение рациональной дискретности модели . . . . . . . . . . . . . . . . 32 3.2 Сравнение моделей . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 33 2

Введение В настоящее время как в нашей стране, так и за рубежом всё большее внимание уделяется созданию различных типов беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) [1]. Различными компаниями разработаны и практически реализованы многочисленные проекты БПЛА, предназначенные для решения различного рода задач как для гражданских, так и для военных задач. На Рис.1 представлены некоторые из существующих БПЛА с указанием их предназначения. (а) MQ-9 Reaper, разведывательно-ударный (б) RQ-7A Shadow 200, разведывательный Рис. 1: Примеры существующих БПЛА Для достижения многих практических целей (воздушная разведка и наблюдение, обеспечение связи и мониторинг состояния, доставка и десантирование грузов и другие) использование беспилотных летательных аппаратов может обеспечить преимущество в стоимости эксплуатации и в достижении технических показателей по сравнению с пилотируемыми ЛА. Это связано с тем обстоятельством, что беспилотные ЛА проектируются с учетом менее жестких требований и ограничений, чем пилотируемые ЛА, в частности для них: ∙ могут быть установлены иные требования по безопасности конструкции; ∙ не требуется систем поддержания работоспособности и жизнеобеспечения экипажа; ∙ могут быть сняты ограничения на некоторые режимы полета. Благодаря этому БПЛА имеют большой потенциал для разработки для них легких и дешевых конструкций планера, что позволяет успешно решать многие технические задачи, недоступные для пилотируемых летательных аппаратов. Как было сказано выше, одной из основных задач беспилотных самолетов является воздушные разведка и наблюдение. Такие самолеты предназначены для продолжительного (до 36 часов для RQ-4 “Global Hawk”) барражирования без дозаправки, что накладывает 3

на конструкцию самолета высокие требования к весовой эффективности и к аэродинамическому качеству. Для БПЛА, предназначенных для выполнения военных задач, большую роль также играет малозаметность БПЛА. Требования высоких аэродинамических характеристик и малозаметности накладывают на конструкцию БПЛА ряд ограничений на геометрические параметры; в частности конструкция БПЛА должна иметь минимально возможную строительную высоту, а также иметь обтекаемые обводы. (примеры таких БПЛА приведены на Рис.2). Для достижения высокого аэродинамического качества конструкции таких ЛА должны иметь крыло большого удлинения, интегрированное с несущим фюзеляжем. Однако использование крыльев большого удлинения неизменно влечет за собой появление больших изгибающих моментов в корневой части крыла и в центроплане. (а) Boeing X-45C, экспериментальный многоцелевой (б) Northrop X-47A, боевой Рис. 2: БПЛА, выполненные по схеме “Стелс” Необходимость уменьшения строительной высоты БПЛА в свою очередь приводит к возникновению проблемы обеспечения высокой степени интеграции двигателя и центроплана. Одним из вариантов решения такой интеграционной задачи может служить компоновочная схема БПЛА-ЦАГИ, разработанная в НИО-10, в которой двигатель с воздухозаборником максимально утоплен в конструкции корпуса БПЛА. На Рис.3 показана центральная часть (кабина) данного ЛА. Компоновку БПЛА-ЦАГИ отличают хорошие аэродинамические характеристики и низкие характеристики заметности [2]. Из рисунка видно, что при создании такой компоновочной схемы разработчикам пришлось отказаться от традиционной конструкции центроплана с постоянным поперечным сечением в пользу изогнутого центроплана с переменным поперечным сечением. На Рис.4 схематично показано поперечное сечение корпуса БПЛА с данной компоновочной схемой. При использовании такого решения хорошо выполняются требования малозаметности и требования аэродинамического качества [2], но появление искривления конструкции центроплана может существенно ухудшить прочность центроплана, что в свою очередь может стать причиной повышения веса конструкции. Для исследования вопроса влияния искривления центроплана на прочностные и весовые характеристики конструкции планера необходимо провести сравнительный анализ прочности конструкции данного БПЛА с искривленным и прямым центропланом и на основе этих исследований выполнить сравнительный весовой анализ. Для успешного сравнительного анализа прочности данной конструкции необходим комплексный подход к решению данной прочностной задачи, включая учет влияния аэроупругости на перераспределение внешних нагрузок и учет перераспределения потоков усилий внутри конструкции для различных конструктивно-силовых 4

Рис. 3: Компоновочная схема БПЛА-ЦАГИ зона отсеков оборудования Зона силовой установки зона отсеков оборудования Зона силовой конструкции Рис. 4: Вид поперечного сечения фюзеляжа в месте стыка передней кромки крыла и фюзеляжа схем(КСС). Для решения поставленной задачи в работе помимо исследования прочности гипотетической конструкции БПЛА проведено концептуальное исследование на упрощенной МКЭ модели зависимости весовых, прочностных и жесткостных характеристик конструкции от геометрических параметров, определяющих форму искривленного центроплана, что позволило сформировать задел для дальнейшего (в рамках продолжения данной работы) решения многодисциплинарной задачи по улучшению компоновочного решения проектируемого БПЛА с учетом возможного изменения внешней геометрии. Для проведения исследований прочности и выполнения весового анализа в работе был использован комплекс программ, разработанный в НИО-3 ЦАГИ, предназначенный для решения подобных проектировочных задач на основе параметрической МКЭ-модели. В работе сформирована параметрическая МКЭ-модель гипотетической конструкции БПЛА - близкой по набору базовых параметров конструкции БПЛА-ЦАГИ. На основе этой модели были проведены все необходимые параметрические расчетные исследования. Полученная модель может быть в дальнейшем модифицирована и использована для решения более общей многодисциплинарной задачи по выбору рациональной компоновочной схемы на основе выбора оптимального компромиссного решения по условиям аэродина- 5

мики и прочности. В работе проведены предварительные валидационные исследования модели. Проведены предварительные весовые оценки гипотетической конструкции БПЛА для альтернативной КСС. 6

Глава 1 Разработка рациональной конструкции БПЛА В этой главе рассматривается задача многодисциплинарного проектирования конструкции гипотетического БПЛА с крылом большого удлинения и с искривленной конструкцией центроплана. Основной целью данной задачи является минимизация веса конструкции БПЛА при обеспечении необходимой прочности и жесткости и удовлетворении ограничениям на проектные параметры. При разработке конструкции учитывалась необходимость того, чтобы некоторые ограничения на проектные параметры могли быть в дальнейшем легко изменены. Гипотетический БПЛА по многим базовым проектным параметрам имеет сходство с БПЛА-ЦАГИ, разработанным в НИО-10 ЦАГИ. 1.1 Особенности проектирования конструкции БПЛА За основу гипотетической конструкции БПЛА была взята разработанная в ЦАГИ конструкция БПЛА, хорошо отвечающая требованиям высокого аэродинамического качества и требованиям малозаметности. Внешний вид гипотетической конструкции БПЛА показан на Рис.1.1. Рис. 1.1: Внешний вид гипотетической конструкции БПЛА Конструкция выполнена по схеме “бесхвостка” с крылом большого удлинения и высокой степенью интегрированности крыла с фюзеляжем и двигателя с фюзеляжем. Для лучшей интеграции двигателя, включая воздухозаборник, в конструкцию БПЛА разработчикам пришлось использовать центроплан изогнутой формы (Рис.4). Использование такой формы центроплана сопряжено с возможным возникновением новых проблем обеспечения прочности такого типа конструкции. Проблемы прочности в этом случае усу7

губляются из-за больших величин изгибающего момента, приходящего от крыла большого удлинения. Поскольку использование изогнутого центроплана может существенно ухудшить весовую эффективность БПЛА по сравнению с использованием прямого центроплана, для оценки величин этих весовых издержек необходимо проведение комплексных исследований по зависимости веса конструкции центроплана от геометрических параметров, характеризующих его кривизну. Необходимость таких исследований была связана с тем, что рассматриваемая в работе конструкция центроплана является нетрадиционной, и проведенный автором поиск конструкций прототипов не обнаружил наличия прямых прототипов данной конструкции центроплана для рассматриваемой размерности. Для оценки возможных ухудшений весовой эффективности конструкции центроплана необходимо построение расчетной прочностной модели гипотетической конструкции БПЛА, позволяющей проводить параметрический анализ зависимости прочности центроплана от геометрических параметров, определяющих его кривизну. Это необходимо и для последующего решения многодисциплинарной проектировочной задачи, в рамках которой будет возможность варьирования внешних аэродинамических обводов. Решение такой задачи предполагается осуществить в дальнейшем вне рамок данной работы. В настоящей (бакалаврской) работе не предполагается вариации внешних аэродинамических обводов и выхода этих параметров за пределы, определенные компоновкой "БПЛАЦАГИ для которой они были выбраны из условия максимальной величины аэродинамического качества и минимума заметности, однако без учета требований прочности. 1.2 Компоновочная схема На рисунках 1.2–1.3 показана геометрическая модель “в плане” гипотетической конструкции БПЛА. 9.4м 5.3м 34м Рис. 1.2: Вид сверху Как видно из рисунков, для данной компоновочной схемы используется крыло большого удлинения величиной 𝜆 ≈ 17. Из рисунков 1.3, 1.4, на которых представлена базовая КСС БПЛА, можно видеть, как происходит интеграция корпуса фюзеляжа, крыла и двигателя. 8

1.8м Рис. 1.3: Вид фюзеляжа спереди Центроплан 1 1 Изогнутые стенки центроплана 2 Изогнутые стенки носовой и концевой части корпуса 2 2 2 2 Рис. 1.4: Основные рамы корпуса БПЛА В модели гипотетической конструкции БПЛА отсутствует вертикальное оперение. Горизонтальное оперение представлено рулем высоты. Механизация крыла состоит из расщепляющихся элеронов на концах крыльев, элевонов на средней части крыла и интерцепторов, расположенных ближе к фюзеляжу. На рисунке 1.5 схематически показаны места крепления основных навесных агрегатов (двигателя) и стоек шасси в виде соответствующих кругов. Из рисунков видно, что двигатель с воздухозаборником значительно утоплены в конструкцию корпуса и находятся практически в середине (по высоте) фюзеляжа. Как уже отмечалось выше, эта особенность позволяет значительно улучшить малозаметность и аэродинамическое качество самолета [2], но приводит к необходимости формировать искривленный центроплан. Формирование искривленного центроплана сопряжено с большим риском весовых потерь из-за большой величины изгибающего момента в корне крыла, а также из-за наличия сжатых искривленных панелей кессона центроплана. Еще одной проблемой обеспечения прочности корпуса БПЛА является высокая чувствительность параметров управляемости 9

БПЛА к изменению жесткостных характеристик корпуса и особенно зоны стыка крыла с центропланом, где расположены узлы крепления стоек основного шасси. Очевидно, что для решения проектировочной задачи необходимо проведение комплексных исследований прочности данной конструкции включая анализ прочности, устойчивости и управляемости в рамках единой прочностной модели всей конструкции гипотетического БПЛА. Замок убранного положения Крепление основной стойки шасси Узел крепления двигателя Зона расположения двигателя Рис. 1.5: Компоновочная схема гипотетической конструкции БПЛА. Вид сверху На Рис.1.6 схематически показаны основные отсеки конструкции БПЛА. 10

топливные баки шассийные отсеки отсек двигателя отсеки спец.оборудования Рис. 1.6: Компоновочная схема гипотетической конструкции БПЛА с указанием основных отсеков. Вид сверху 1.3 Внешние нагрузки Внешние расчетные нагрузки на гипотетическую конструкцию БПЛА были сформированы на основе результатов проведенных в ЦАГИ исследований [2] по анализу внешних нагрузок на конструкцию БПЛА-ЦАГИ. Максимальный взлетный вес гипотетического БПЛА был выбран равным 13600кг, максимальный посадочный – 5400кг, что имеет отличия от аналогичных данных для БПЛА-ЦАГИ. Для предварительных расчетов прочности гипотетической конструкции БПЛА в рамках данной работы использовался расчетный случай нагружения А, который оказался наиболее критичным для основных силовых элементов центроплана и зоны стыка крыла и фюзеляжа. Для силовых элементов хвостовой части конструкции рассматривался дополнительный расчетный случай (случай инерционного нагружения с максимальной допустимой перегрузкой). При определении рациональных параметров подкрепленных панелей центроплана дополнительно рассматривался случай нагружения, приводящий к изгибу крыла и центроплана вниз. Нагрузки в этом расчетном случае приблизительно в 2 раза меньше по абсолютной величине, чем в случае A, однако его рассмотрение было необходимо для учета общей и местной устойчивости при определении рациональных параметров панелей нижней поверхности центроплана. Ограничения на режимы полета для случая A представлены на Рис.1.7. Для основного полетного случая нагружения А основные параметры, формирующие внешнее нагружение следующие: нормальная перегрузка 𝑛𝑦 = 2.97, 𝑀 = 0.4, скоростной напор 𝑞 = 503кгс/м2 , высота полета 𝐻 = 6.5км. Нагрузки на гипотетическую конструкцию БПЛА получены на основе пересчета от нагрузок на конструкцию БПЛА-ЦАГИ. Эпюры внешних нагрузок на крыло представлены на Рис.1.8,1.9. 11

18 𝑞maxmax = 591кгс/м2 𝑞max э = 434кгс/м2 𝑀 = 13600кг 𝑛𝑦 = 2.97 𝑐𝑦 = 𝑐y max (𝑀 ) 𝑀 = 5400кг 𝑛𝑦 = 3.80 𝑐𝑦 = 𝑐y max (𝑀 ) 16 14 Высота[км] 12 10 8 6 Основной расчетный случай 4 2 0 0.1 0.2 0.3 0.4 Число Маха 0.5 0.6 0.7 𝑀изг [тс · м] Рис. 1.7: Ограничения на режимы полета (случай А) 90 80 70 60 50 40 30 20 10 0 𝑀изг 0 2 4 6 8 10 12 𝑍[м] Рис. 1.8: Эпюра изгибающих моментов 12 14 16 18

𝑀кр [кгс · м] 1000 800 600 400 200 0 -200 -400 -600 -800 𝑀кр 0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 𝑍[м] Рис. 1.9: Эпюра крутящих моментов Анализ внешних нагрузок (Рис.1.8–1.9) показал, что влияние кручения на крыло невелико по сравнению с изгибом. В связи с этим в работе при решении некоторых модельных задач рассматривались только изгибные деформации. 1.4 Расчетные прочностные модели В рамках данного раздела дано описание процедуры построения проектировочной модели гипотетической конструкции БПЛА в рамках существующих программных комплексов, используемых в ЦАГИ. Автором был освоен программный комплекс “Conver” [3][4] (см. раздел 1.4.2). При помощи этого комплекса, исходя из взятой за основу концептуальной модели, автором была создана МКЭ-модель проектируемого БПЛА без верхней части конструкции воздухозаборника, которая не была включена в общую силовую схему, поскольку эта часть планера не была включена в первичную конструкцию. 1.4.1 Требования к прочностной модели Для решения поставленных в данной работе задач к прочностной модели предъявляются следующие требования: 1. Модель должна обеспечивать адекватное (в соответствии с условиями решаемой задачи) моделирование всей конструкции гипотетического БПЛА, т.е. необходимо формирование МКЭ-модели большой размерности. 2. Должна быть обеспечена возможность многочисленных вариаций параметров данной модели. 3. Трудоемкость построения МКЭ модели и ее решения должна быть минимальна для проведения многочисленных параметрических исследований. 4. При построении модели должны быть учтены особенности зависимости качества модели от выбора конечно-элементной сетки 13

1.4.2 Программный комплекс “Conver” Учитывая представленные выше требования к модели, для построения моделей в работе был использован программный комплекс “Conver”, разработанный в НИО-3 ЦАГИ. Для решения подобных задач структура комплекса позволяет формировать среду для автоматизированного проектирования и оптимизации различных ЛА. Комплекс разработан для проектирования в соответствии с принципом универсального четырехуровневого представления (детализации) конструкции ЛА. В соответствии с разработанным алгоритмом (Рис.1.10), на каждом уровне детализации решаются следующие задачи: Рис. 1.10: Принципиальная схема четырехуровневого проектирования ∙ Уровень 1: расчёт аэродинамических нагрузок и аэродинамических характеристик; ∙ Уровень 2: расчёт инерционных нагрузок, формирование случаев нагружения, решение задач статической и динамической аэроупругости, анализ веса конструкции планера; ∙ Уровень 3: расчёт местной и общей устойчивости, анализ закритического состояния отдельных элементов конструкции, расчёт нелинейного НДС панелей гермокабины, расчет несущей способности элементов конструкции; ∙ Уровень 4: расчёт общего НДС конструкции ЛА, определение запасов прочности, определение остаточной прочности, расчет длительной прочности. Данные основные особенности программного комплекса позволяют обеспечить следующие качества: ∙ Эффективное проведение параметрических исследований для различных конструкций планера, что позволяет минимизировать временные затраты и снизить трудоёмкость всего процесса; ∙ Обеспечение более высокого качественного уровня параметрических исследований на начальной стадии проектирования за счёт автоматизированного создания полноразмерных моделей конструкции ЛА и автоматизации процесса анализа результатов исследований; 14

Геометрия (Catia, другие CAD) Patran Conver Модуль расчета аэродинамики Autocad или другие CAD Nastran Рис. 1.11: Схема взаимодействия комплекса “Conver” с другими программными продуктами ∙ Оперативная оценка веса конструкций летательных аппаратов с учётом технологических ограничений при автоматическом использовании специализированных баз данных поправочных технологических коэффициентов. ∙ Оперативность создания и изменения МКЭ-модели ∙ Удобство взаимодействия программного комплекса с другими программами (см.Рис.1.11) Описанные выше особенности комплекса делают его удобным инструментом для задачи проектирования параметрической МКЭ-модели БПЛА. 1.4.3 Создание модели В данном разделе рассматривается построение параметрической МКЭ-модели гипотетического БПЛА с использованием программного комплекса “Conver”. Задание геометрических параметров При создании расчетной МКЭ модели в первую очередь формируется геометрическая модель конструкции. В процессе формирования задаются геометрические параметры основных отсеков и геометрические параметры, формирующие внешние обводы конструкции. В рамках программного комплекса “Conver” процедура задания геометрических параметров основных отсеков и внешних обводов осуществляется в автоматизированном режиме по типовой схеме для полной конструкции ЛА. На Рис.1.12 показано окно программы с “плановыми” координатами вершин базовых отсеков гипотетической конструкции БПЛА. Координаты формируются в специальной таблице и автоматически передаются в специализированную базу данных программного комплекса “Conver”. Такая форма задания очень удобна при изменении геометрических параметров конструкции, необходимом при возможной модификации конструкции. 15

Рис. 1.12: Окно задания координат отсеков На Рис.1.13 показано окно для задания базовых сечений крыла (формирование опорных сечений конструкции в плоскости XY). Программный комплекс “Conver” предусматривает возможность изменения базовых сечений крыла отдельно от остальных параметров конструкции. При этом существует возможность модификации геометрических параметров как для отдельных точек сечения, так и для всего сечения (поворот сечения, перемещение сечения, растяжение/сжатие сечения). Такая процедура будет задействована в дальнейшем (в рамках продолжения проектировочных исследований в других работах в случае, когда необходимо параметрически изменять геометрию внешних обводов крыла). Рис. 1.13: Окно задания геометрических параметров сечений крыла На Рис.1.14 показано окно для задания базовых сечений фюзеляжа (формирование опорных сечений конструкции в плоскости YZ) аналогично формированию базовых сечений крыла. Возможности модификации базовых сечений фюзеляжа аналогичны возможностям для базовых сечений крыла. 16

Рис. 1.14: Окно задания геометрических параметров сечения фюзеляжа с изображениями базовых поперечных сечений фюзеляжа Задание нагрузок и свойств отсеков Следующим шагом формирования модели является задание физических свойств базовых отсеков, включая толщины стенок, свойства конструкционных материалов, а также характеристики подкрепляющего набора. Формирование данных параметров происходит также в рамках специальных автоматизированных программ задания исходной информации комплекса “Conver”. На Рис.1.15 показано окно с таблицей параметров, характеризующими внешние нагрузки для расчетного случая. 17

Рис. 1.15: Окно задания свойств отсеков Размерность МКЭ-модели Заключительным шагом в построении МКЭ-модели является задание параметров модели, определяющих её размерность и структурный состав (в рамках комплекса “Conver” имеется возможность включения и выключения отдельных базовых отсеков, сформированных ранее, при построении МКЭ-модели). Размерность МКЭ-модели формируется специальным параметром, определяющим максимальный размер конечного элемента. Включение и выключение отсеков также происходит путем задания соответствующего значения параметра (0/1) структурного наличия отсека в общей МКЭ-модели. Окно с таблицами и полями ввода для ввода данных параметров показано на Рис. 1.16. Такая особенность программного комплекса позволяет проводить параметрические исследования прочности для одной и той же конструкции с различной густотой сетки, что позволяет минимизировать ошибки, связанные с погрешностью расчета МКЭ-модели. Встроенный в программный комплекс алгоритм позволяет собрать воедино данные из предыдущих шагов, и построить по ним МКЭ-модель летательного аппарата в автоматическом режиме. 18

Рис. 1.16: Окно создания МКЭ-модели Вид сформированной модели представлен на Рис.1.17. В модели для формирования стенок и панелей используется 20443 конечных элементов: 18516 треугольных элементов, 1927 четырехугольных элементов. Для формирования подкрепляющего набора используется ≈ 180000 четырехугольных элементов. Рис. 1.17: МКЭ-модель гипотетического БПЛА, сформированная в комплексе “Conver” 1.5 Результаты расчетов НДС конструкции БПЛА С помощью сформированной расчетной МКЭ-модели были проведены прочностные исследования напряженно-деформированного состояния(НДС) модели гипотетического БПЛА в рамках проектировочного исследования по определению рациональных параметров конструкции центроплана. Из-за существенного влияния жесткостных параметров конструкции планера БПЛА на прочностные параметры конструкции центроплана это проектировочное исследование включало всю первичную конструкцию БПЛА. На основе начальных данных, полученных аналитическим способом, была проведена оптимизация толщин панелей и стенок отсеков для нахождения минимальной по весу конструкции, 19

удовлетворяющей требованиям прочности. Условия по устойчивости анализировались в автоматическом режиме лишь для подкрепленных панелей центроплана и кессона крыла. Для модели, полученной в результате определения рациональных параметров, можно выделить следующие особенности НДС: 1. Усилия в обшивке фюзеляжа оказались относительно малы за исключением обшивки центроплана. Поэтому большая часть обшивки имела минимальную толщину, определяемую геометрическими и технологическими ограничениями. 2. Наибольшие усилия наблюдались в центроплане и в корне крыла. Так, в корне крыла наблюдались следующие величины усилий: 𝑄 = 13, 7 тс, 𝑀изг = 80 тс · м. 3. Значительные усилия наблюдались в стенках отсека двигателя в местах крепления двигателя (дополнительный анализ этой особенности произведен далее в данном разделе). 4. Влияние кручения крыла мало относительно изгиба крыла. На Рис.1.18,1.19 показаны эпюры прогибов лонжеронов при изгибе и кручении крыла. Общая картина НДС расчетной модели БПЛА представлена на Рис.1.18–1.25 7 6 ∆𝑌 [м] 5 4 3 2 1 0 2 4 6 8 10 𝑍[м] 12 14 16 18 Рис. 1.18: Эпюра прогиба кессона крыла -0.01 Разность прогибов передней и задней стенок кессона -0.015 ∆𝑌 [м] -0.02 -0.025 -0.03 -0.035 -0.04 4 6 8 10 𝑍[м] 12 14 Рис. 1.19: Кручение крыла. Разность прогибов лонжеронов 20 16

Рис. 1.20: НДС конструкции гипотетического БПЛА. Вид сзади Рис. 1.21: НДС конструкции гипотетического БПЛА. Вид в изометрии снизу Рис. 1.22: НДС конструкции гипотетического БПЛА. Вид снизу в изометрии без обшивки 21

Рис. 1.23: НДС конструкции гипотетического БПЛА. Вид на стык крыла с фюзеляжем снизу в изометрии Рис. 1.24: НДС конструкции гипотетического БПЛА. Вид сверху в изометрии Рис. 1.25: НДС конструкции гипотетического БПЛА. Вид сверху в изометрии без обшивки 22

стенки, воспринимающие вес двигателя центроплан исследуемые стенки Рис. 1.26: Вид каркаса фюзеляжа Крепление хвостовой части к кессону центроплана Для частичной валидации решения, полученного в результате определния рациональных параметров (см. предыдущий раздел), была решена модельная задача по оценке устойчивости центральных стенок, обеспечивающих крепление хвостовой части гипотетического БПЛА к его центроплану (данные стенки обозначены на Рис. 1.26 голубой заливкой, красной заливкой обозначены зоны основных узлов крепления двигателя). Эти стенки были нагружены перерезывающими усилиями, и необходима была проверка их по условиям устойчивости, которая не проводилась для этих элементов конструкции в процессе определения рациональных параметров. НДС стенок был оценен на основе аналитических формул. Схема нагружения модельных стенок показана на Рис.1.27. 2мм 1300мм 140 1009мм 4000кгс 4000кгс Рис. 1.27: Схема нагружения модельных стенок Уровень нагружения был оценен по величинам касательных напряжений. Касательные 23

напряжения в пластине при чистом сдвиге равны 3 𝑄 · (1.1) 2 𝑏ℎ Критические по устойчивости касательные напряжения в пластине при чистом сдвиге равны [5]: (︂ )︂2 𝐾 𝜋2𝐸 ℎ 𝑎 𝐾 𝜋2𝐷 = , 𝐾 = 5.34 + 4 , (1.2) 𝜏кр = 2 2 12 𝑏 ℎ 12 (1 − 𝜇 ) 𝑏 𝑏 𝜏= где 𝑎 - размер пластины вдоль направления действия силы, 𝑏 - размер пластины поперек направления действия силы, ℎ - толщина пластины, 𝐷 - изгибная жесткость пластины, 𝐸 - модуль Юнга, 𝜇 - модуль Пуассона материала пластины, 𝑄 - приложенная сила. Допускаемые толщины для n стенок найдем из условия: 𝜏кр ≥ 𝜏 √︂ ℎ≥ 3 3 · 12 𝑄𝑏 · (1 − 𝜇2 ) 2 𝑘𝜋 2 𝐸 (1.3) (1.4) Подставляя значения, получим: 𝑄= 8000 кгс кгс, 𝑎 = 1300мм, 𝑏 = 1009мм, 𝜇 = 0.3, 𝐸 = 7000 2 𝑛 мм √︂ 2 5.67 3 18 · 8000 · 1000 · (1 − 𝜇 ) ℎ≥ = √ 3 2 𝑘𝜋 𝐸𝑛 𝑛 (1.5) (1.6) Таким образом, для случаев 𝑛 = 2 и 𝑛 = 4 были получены минимальные допустимые толщины, равные: ℎ ≥ 4.50мм, 𝑛 = 2 (1.7) ℎ ≥ 2.83мм, 𝑛 = 4 (1.8) Рациональные значения толщин исследуемых обшивок, полученные в данном проектировочном исследовании, оказались меньше (ℎ = 1мм), чем приведенные в 1.8. Таким образом, выполнение условий по устойчивости этих стенок привело к увеличению их толщин. Более рациональным способом увеличения сдвиговой жесткости этих стенок является использование ферменных подкрепляющих элементов. 1.6 Рациональные параметры КСС фюзеляжа На основе полученных в разделе 1.4.3 данных была проведена оптимизация толщин стенок отсеков и панелей для выполнения требований прочности конструкции. Эпюры толщин верхних и нижних панелей центроплана, а также эпюры погонных усилий 𝑁1 в верхних и нижних панелях центроплана представлены на Рис. 1.28 24

𝑁𝑥 [кгс/мм] 𝑁𝑥 [кгс/мм] 20 0 -20 -40 -60 -80 -100 -120 -140 -160 -180 -200 0 2 4 6 8 0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 200 0 10 12 14 16 18 2 4 6 𝑍[м] 𝑍[м] (б) Эпюра погонных усилий 𝑁1 в нижних панелях центроплана 𝐺[кг/м2 ] 𝐺[кг/м2 ] (а) Эпюра погонных усилий 𝑁1 в верхних панелях центроплана 20 18 16 14 12 10 8 6 4 2 0 0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 8 10 12 14 16 18 0 2 4 6 8 10 12 14 16 0 𝑍[м] 2 4 6 8 10 12 14 16 18 𝑍[м] (в) Эпюра погонного веса верхних панелей центроплана (г) Эпюра погонного веса нижних панелей центроплана Рис. 1.28: Эпюры погонных усилий 𝑁1 и погонного веса для верхних и нижних панелей центроплана 25

Глава 2 Параметрические исследования прочности искривленного центроплана Для анализа влияния искривленной формы центроплана на весовые характеристики гипотетической конструкции БПЛА в данной главе рассматривается решение модельной проектировочной задачи на основе упрощенной параметрической МКЭ-модели центроплана. 2.1 Создание параметрической модели центроплана В рамках решения данной модельной задачи на базе общей МКЭ-модели гипотетической конструкции БПЛА (Рис.2.1) была создана упрощенная параметрическая модель центроплана, представляющая из себя подробную МКЭ-модель центроплана. В упрощенной модели кессон фюзеляжной части центроплана (Рис.2.2) заменен коробом переменного прямоугольного сечения с поперечными стенками. На короб передаются усилия аналогичные усилиям, приходящим с крыла для конструкции гипотетического БПЛА, путем приложения аэродинамических нагрузок на упрощенную модель крыла – короб постоянного прямоугольного сечения (Рис.2.3). Материал - дюраль, панели и стенки центропланов имеют постоянную по площади толщину, без вырезов. Носовая и хвостовая части самолета опущены для простоты расчета. Рис. 2.1: МКЭ-модель гипотетической конструкции БПЛА Использование в МКЭ-расчете такой упрощенной модели позволяет значительно ускорить процесс прочностного параметрического анализа при тех же вычислительных мощностях. Так, в упрощенной модели используется ≈ 10000 конечных элементов, в то время 26

Рис. 2.2: МКЭ-модель центроплана гипотетической конструкции БПЛА Рис. 2.3: Упрощенная МКЭ-модель центроплана как в МКЭ-модели полного БПЛА используется ≈ 270000 конечных элементов. Как было сказано выше, рассматриваемая модель определяется двумя базовыми параметрами: координатой нижней точки сечения относительно базовой горизонтали БПЛА 𝑦отн и строительной высотой сечения в плоскости симметрии самолета ℎстр . В качестве кривых, описывающих нижнюю и верхнюю поверхность кессона выбраны кубические сплайны, построенные через найденные исходя из выбранных параметров точки. Производные сплайнов в точках стыка фюзеляжа с крылом (𝑧 = 2.45м) и в плоскости симметрии самолета (𝑧 = 0м) приняты равными нулю. Пример модельного сечения центроплана в плоскости YZ со значениями параметров ℎстр = 0.4м, 𝑦отн = −1.4м приведен на Рис.2.4. 2.2 Расчет параметрической модели Для проведения параметрического расчета были выбраны 42 комбинации значений параметров. Для каждой пары значений была проведена оптимизация толщин панелей модели с целью удовлетворения требованиям прочности конструкции. Оптимизация была проведена путем многократных нахождения запаса прочности для каждой панели (стенки отсека) с последующим делением толщины панели на допускаемое значение (так называемый алгоритм 𝜎/𝜎). Итоговые результаты вычислений приведены в таблицах 2.1, 2.2 и на Рис.2.6 (серым цветом на изображениях сечений показано оригинальное сечение кессона в гипотетической модели БПЛА-ЦАГИ, зеленым - сечение в параметрической модели) Как показывают полученные данные, оптимальная из рассмотренных форма сечения 27

0.4 Плоскость симметрии БПЛА 0.2 Базовая горизонталь БПЛА 0 𝑦[м] -0.2 -0.4 -0.6 𝑦отн -0.8 -1 ℎстр -1.2 -1.4 -2 -1 0 𝑧[м] 1 2 Рис. 2.4: Пример формируемого параметрически поперечного сечения центроплана ℎстр = 1.4м 𝑦отн = 0м Рис. 2.5: Оптимальное из рассмотренных сечение центроплана определяется следующими значениями параметров: 𝑦отн = 0м, сечения представлен на Рис.2.5. ℎстр = 1.4м. Вид данного Таблица 2.1: Зависимость веса кессона от параметров центроплана относительно варианта с прямым кессоном ℎстр ∖ 𝑦отн 0.249 0.403 0.481 0.558 0.635 0.712 0.000 1.000 0.811 0.764 0.726 0.684 0.657 -0.800 1.278 0.937 0.824 0.755 0.723 0.697 -1.000 1.330 0.971 0.862 0.792 0.731 0.721 -1.100 1.370 0.993 0.873 0.790 0.768 0.717 28 -1.200 1.397 1.027 0.895 0.824 0.756 0.735 -1.300 1.449 1.053 0.933 0.833 0.784 0.746 -1.400 1.548 1.078 0.953 0.857 0.797 0.757

Рис.2.7в Рис.2.7а 150 140 130 120 110 100 90 80 70 160 150 140 Рис.2.7г 130 𝑀отн [%] 160 150 140 130 120 110 100 90 120 80 110 70 100 60 90 80 70 60 0.249 0.403 ℎстр [м] 0.481 -0.800 0.558 -1.400 -1.300 -1.200 -1.100 -1.000 𝑦отн [м] 0.635 0.712 0.000 Рис.2.7б Рис. 2.6: Зависимость веса кессона от параметров центроплана (а) 𝑦отн = 0м, ℎстр = 0.249м, 𝑀отн = 100% (б) 𝑦отн = 0м, ℎстр = 0.712м, 𝑀отн = 65.7% (в) 𝑦отн = −1.4м, ℎстр = 0.249м, 𝑀отн = 154.8% (г) 𝑦отн = −1.4м, ℎстр = 0.712м, 𝑀отн = 75.7% Рис. 2.7: Изображения поперечных сечений, формируемых указанными параметрами 29

Таблица 2.2: Зависимость площади панелей центроплана и веса кессона от параметров центроплана относительно варианта с прямым кессоном 𝑦отн ℎстр 0.000 0.000 0.000 0.000 0.000 0.000 -0.800 -0.800 -0.800 -0.800 -0.800 -0.800 -1.000 -1.000 -1.000 -1.000 -1.000 -1.000 -1.100 -1.100 -1.100 -1.100 -1.100 -1.100 -1.200 -1.200 -1.200 -1.200 -1.200 -1.200 -1.300 -1.300 -1.300 -1.300 -1.300 -1.300 -1.400 -1.400 -1.400 -1.400 -1.400 -1.400 0.249 0.403 0.481 0.558 0.635 0.712 0.249 0.403 0.481 0.558 0.635 0.712 0.249 0.403 0.481 0.558 0.635 0.712 0.249 0.403 0.481 0.558 0.635 0.712 0.249 0.403 0.481 0.558 0.635 0.712 0.249 0.403 0.481 0.558 0.635 0.712 0.249 0.403 0.481 0.558 0.635 0.712 Вес кессона Верхние Нижние Боковые панели панели стенки 0.492 0.487 0.021 0.373 0.393 0.046 0.315 0.368 0.081 0.267 0.350 0.109 0.243 0.331 0.111 0.223 0.317 0.117 0.581 0.619 0.079 0.420 0.429 0.088 0.354 0.375 0.095 0.312 0.340 0.103 0.289 0.325 0.110 0.255 0.324 0.117 0.602 0.648 0.081 0.427 0.456 0.088 0.373 0.394 0.095 0.334 0.355 0.103 0.284 0.337 0.110 0.271 0.333 0.117 0.629 0.659 0.081 0.442 0.463 0.088 0.383 0.395 0.095 0.327 0.361 0.103 0.317 0.341 0.110 0.262 0.337 0.117 0.635 0.679 0.083 0.462 0.477 0.088 0.387 0.413 0.095 0.354 0.367 0.103 0.299 0.348 0.110 0.277 0.340 0.117 0.664 0.702 0.083 0.472 0.492 0.089 0.416 0.422 0.095 0.351 0.380 0.103 0.316 0.357 0.110 0.283 0.346 0.117 0.715 0.747 0.086 0.482 0.507 0.090 0.419 0.439 0.095 0.369 0.386 0.103 0.326 0.361 0.110 0.291 0.349 0.117 Σ 1.000 0.811 0.764 0.726 0.684 0.657 1.278 0.937 0.824 0.755 0.723 0.697 1.330 0.971 0.862 0.792 0.731 0.721 1.370 0.993 0.873 0.790 0.768 0.717 1.397 1.027 0.895 0.824 0.756 0.735 1.449 1.053 0.933 0.833 0.784 0.746 1.548 1.078 0.953 0.857 0.797 0.757 30 Площадь панелей центроплана Верхние Нижние Боковые Σ панели панели стенки 0.287 0.287 0.420 1.000 0.287 0.288 0.547 1.126 0.287 0.290 0.611 1.191 0.287 0.290 0.678 1.255 0.287 0.292 0.745 1.322 0.287 0.294 0.803 1.387 0.306 0.306 0.420 1.035 0.306 0.299 0.547 1.154 0.306 0.297 0.613 1.215 0.306 0.295 0.678 1.276 0.306 0.292 0.745 1.341 0.306 0.291 0.807 1.402 0.316 0.315 0.420 1.050 0.316 0.308 0.549 1.172 0.316 0.304 0.611 1.231 0.316 0.300 0.676 1.293 0.316 0.298 0.741 1.355 0.316 0.296 0.805 1.416 0.320 0.320 0.420 1.062 0.320 0.313 0.547 1.181 0.320 0.308 0.611 1.242 0.320 0.306 0.673 1.301 0.320 0.301 0.743 1.363 0.320 0.299 0.805 1.424 0.327 0.327 0.420 1.072 0.327 0.318 0.547 1.192 0.327 0.314 0.611 1.251 0.327 0.310 0.678 1.313 0.327 0.307 0.743 1.373 0.327 0.303 0.803 1.435 0.332 0.332 0.420 1.085 0.332 0.322 0.549 1.205 0.332 0.319 0.616 1.264 0.332 0.315 0.678 1.325 0.332 0.312 0.743 1.383 0.332 0.307 0.805 1.443 0.339 0.339 0.420 1.097 0.339 0.329 0.547 1.214 0.339 0.325 0.611 1.275 0.339 0.320 0.672 1.334 0.339 0.317 0.738 1.394 0.339 0.312 0.805 1.454

Глава 3 Выбор рациональной конструкции крепления хвостовой части фюзеляжа к кессону центроплана Как было отмечено в разделе 1.5, одним из проблемных мест конструкции гипотетического БПЛА, с точки зрения прочности, является силовой элемент конструкции, обеспечивающий основное крепление с центропланом хвостовой части, в которой находится двигатель. В целях нахождения наиболее эффективной в весовом отношении конфигурации силовой структуры гипотетического БПЛА в работе был проведен сравнительный анализ различных вариантов исполнения данного элемента. Для проведения этого анализа были выбраны три варианта конструкции, представленные на схемах на Рис.3.1 и изображениях МКЭ-моделей на Рис.3.2. Для анализа была использована модель, описанная в разделе 1.4.3 и две модели, созданные на её основе. Все три модели были адаптированы с учетом выводов, которые будут получены в разделе 3.1. (а) Вариант 1 (б) Вариант 2 (в) Вариант 3 Рис. 3.1: Схематичные изображения центроплана и соединительной конструкции на виде “в плане” половины фюзеляжа 31

(а) Вариант 1 (б) Вариант 2 (в) Вариант 3 Рис. 3.2: Виды МКЭ-моделей центроплана и соединительного элемента 3.1 Определение рациональной дискретности модели В целях обеспечения точности расчета было проведено исследование зависимости НДС гипотетической модели БПЛА, представленной в разделе 1.4.3 (именуемой далее базовой моделью), от максимального характерного размера конечных элементов, используемых в модели. Решение поставленной задачи заключается в проектировании трех вариантов первичной конструкции БПЛА, отличающихся друг от друга конструктивно-силовой схемой для части планера, и проведении сравнительного весового анализа для этих вариантов. Для корректного сравнения результатов проектирования различных конструкций необходимо, чтобы уровень точности результатов прочностных расчетов для этих конструкций был одинаковым. Поскольку точность прочностных расчетов напрямую зависит от размеров конечных элементов (от густоты КЭ-сетки) в модели исследуемой конструкции, то наиболее простым способом выполнить это условие являлось использование КЭ-сетки с максимально возможной густотой. Однако, процесс оптимизации моделей такой большой размерности не представлялся возможным в рамках проводимых исследований. Поэтому процесс обеспечения достаточной точности решений для различных вариантов конструкции заключался в определении для каждого из этих вариантов максимального размера конечных элементов, при последовательном уменьшении которого максимальные напряжения в критических точках, влияющие на прочность конструкции, изменялись не более, чем на заданную величину (в данной задаче использовалась относительная величина 5%). С помощью программного комплекса “Conver”, на основе базовой модели, для каждого из исследуемых вариантов конструкции было построено 7 моделей БПЛА, отличающихся лишь максимальным размером конечных элементов, используемых при построении модели. На Рис.3.3 представлены некоторые из построенных моделей. Для сравнительного анализа моделей были выбраны четыре точки, в которых, в соответствии с результатами, полученными в разделе 1.5, обнаруживались наибольшие напряжения (Рис.3.4). Путем расчета полученных моделей с помощью программного продукта MSC.Nastran были получены величины напряжений в этих четырех точках для каждой модели. На Рис.3.5 представлены зависимости эквивалентных напряжений (напряжений по Мизесу) в выбранных точках от максимального размера для конечных элементов, используемых при построении модели (зависимости приведены для одного из вариантов конструкции). Исходя из полученных данных и с учетом зависимости трудоемкости процесса от максимального размера КЭ, была определена общая для всех трех вариантов конструкции рациональная величина конечного элемента (0.11м) для дальнейших параметрических исследований моделей гипотетического БПЛА. 32

3.2 Сравнение моделей Как было описано выше, в работе был проведен сравнительный анализ трех вариантов части конструкции, обеспечивающей крепление хвостовой части фюзеляжа к центроплану. Первый вариант представляет собой длинный узкий короб с несколькими перегородками (Рис.3.2а). В этом варианте двигатель крепится в двух местах непосредственно к стенке короба. Данный вариант частично соответствует модельному варианту n стенок с 𝑛 = 4, рассмотренному в разделе 1.5. Во втором варианте используется широкий плоский короб, частично расположенный над шассийной нишей (Рис.3.2б). В данном варианте двигатель крепится к стенке короба и на боковое ребро короба. Третий вариант является промежуточным между первым и вторым и представляет собой широкий короб, соответствующий по высоте фюзеляжной части центроплана в месте их крепления (Рис.3.2в). В данном варианте двигатель крепится аналогично второму варианту. Для каждого из исследуемых вариантов конструкции были определены рациональные параметры и вычислены весовые параметры. Ниже приведено сравнение относительных весовых характеристик моделей. Нумерация моделей в таблице соответствует нумерации на рисунках 3.1 и 3.2 Таблица 3.1: Таблица весовых характеристик моделей относительная масса фюзеляжа Вариант 1 Вариант 2 Вариант 3 100% 95% 91, 5% Из полученных данных следует, что оптимальным по весовым характеристикам является использование третьего варианта конструкции. 33

(а) 𝐿КЭ = 0.4 (б) 𝐿КЭ = 0.2 (в) 𝐿КЭ = 0.13 Рис. 3.3: Изображения МКЭ-моделей гипотетического БПЛА, построенных с использованием различных характерных размеров конечного элемента 34

критические точки (а) Схематичное изображение вида сверху в (б) Вид НДС гипотетической конструкции БПЛА сверху месте стыка правого крыла и фюзеляжа Рис. 3.4: Изображения расположения критических точек Напрежяние по Мизесу, кгс/мм2 Допускаемые значения максимального размера КЭ 34 32 30 28 26 24 22 20 18 16 1.3 1.36 2.33 2.34 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.35 0.4 Максимальный размер КЭ Рис. 3.5: Зависимость напряжений в выбранных точках от максимальной величины КЭ, используемой в модели 35

Заключение В работе сформированы основные базовые требования к проведению многодисциплинарного проектирования перспективной гипотетической конструкции БПЛА с крылом большого удлинения и криволинейной формой центроплана. Была обоснована необходимость: ∙ использования параметрической МКЭ-модели большой размерности всей конструкции БПЛА; ∙ решения модельной задачи по определению зависимости веса конструкции БПЛА от геометрических параметров, определяющих форму искривленного центроплана; ∙ выбора рациональной КСС корневой части кабины БПЛА в зоне крепления двигателя. Построена параметрическая МКЭ-модель большой размерности гипотетической конструкции БПЛА для проведения проектировочных исследований по поиску рациональных проектных параметров конструкции, обеспечивающих минимальные весовые характеристики гипотетической конструкции БПЛА при удовлетворении условий по прочности. Созданная модель позволяет проводить исследования прочности конструкции гипотетического БПЛА как для металлических, так и для композиционных конструкционных материалов (в бакалаврской работе были рассмотрены только металлические варианты конструкции). При построении конечно-элементной модели использовались коммерческие программные комплексы: patran, nastran, а также программные комплексы, разработанные в ЦАГИ: CONVER и др. Проектировочная модель включала в себя свыше 30 базовых варьируемых параметров. Найдена рациональная размерность конечно-элементной модели с характерным размером конечного элемента, равным 0.11м, и количеством конечных элементов около 200000. Валидационные исследования, проведенные в рамках параметрической МКЭ-модели, подтвердили ее высокую точность при определении параметров локального НДС, а также хорошее соответствие результатов расчетов с использованием этой параметрической модели с результатами, полученными на альтернативных моделях и МКЭ-модели конструкции БПЛА-ЦАГИ. Решена модельная задача по определению зависимости веса конструкции искривленного центроплана от базовых геометрических параметров, определяющих форму центроплана: максимальной строительной высоты центроплана и параметра, характеризующего кривизну центроплана (расстояние от средней горизонтали ЛА до нижней точки сечения). Получены рациональные значения этих базовых параметров, реализующие минимум веса конструкции центроплана. Соответствующие параметры равны: 𝑦отн = 0м, ℎстр = 1.4м. Представлены результаты (весовые характеристики конструкции центроплана) для 42 комбинаций исследуемых базовых параметров, которые могут быть использованы в дальнейшем для решения многодисциплинарной проектировочной задачи с включением в варьируемые проектировочные параметры величин, характеризующих изменение геометрических параметров, формирующих внешние обводы. 36

Проведены сравнительные весовые исследования трех альтернативных КСС гипотетической конструкции с различными силовыми элементами конструкции, обеспечивающих крепление к центроплану хвостовой части. Была определена величина максимального размера КЭ, используемого в модели, обеспечивающая рациональное соотношение точности расчета и трудоемкости процесса расчета, равная 0.11м. Были сформированы три МКЭ-модели для альтернативных КСС гипотетической конструкции. На основе сформированных моделей был проведен поиск рациональных толщин панелей для удовлетворения условиям прочности для каждой из моделей. Получены сравнительные весовые характеристики альтернативных КСС гипотетической конструкции. Найден оптимальный из предложенных вариант КСС (Вариант 3 в разделе 3.2, Рис.3.2в). Решения, полученные в данной работе для конструкции гипотетического БПЛА, были использованы в практической работе по проектированию конструкции БПЛА-ЦАГИ. 37

Литература [1] О.С.Титков. Современное состояние и перспективы развития беспилотных авиационных систем XXI века. — ФГУП “ГосНИИАС”, 2012. [2] Кажан В.Г., Шаныгин А.Н. и др. Анализ проблем создания и особенностей производства композитной конструкции планера БПС с крылом сверхбольшого удлинения. Формирование и анализ КСС. — НТО ЦАГИ, 2012. [3] Dubovikov E. Novel approach and algorithm for searching rational nonconventional airframe concepts of new generation aircrafts // 28th Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences (ICAS 2012). — 2012. [4] Shanygin A., Fomin V., Zamula G. Multilevel approach for strength and weight analyses of composite airframe structures // Proceedings of the 27th International Congress of the Aeronautical Sciences. — Nice, September, 2010. [5] А.С.Вольмир. Устойчивость деформируемых систем. — Наука, 1967. 38

Рецензии:

Авторизуйтесь, чтобы добавить рецензию

- у работы пока нет рецензий -

Отзывы:

Авторизуйтесь, чтобы оставить отзыв