автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.03, диссертация на тему:Оптимизация конструктивно-силовой схемы крыла беспилотного летательного аппарата из композиционных материалов с ограничениями по аэродинамической форме

На правах рукописи

НГУЕН ХОНГ ФОНГ

ОПТИМИЗАЦИЯ КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВОЙ СХЕМЫ КРЫЛА

БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ИЗ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ С ОГРАНИЧЕНИЯМИ ПО АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ФОРМЕ

Специальность 05.07.03 — Прочность и тепловые режимы летательных аппаратов.

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

2 г АПР 2015

005567544

Москва-2015

005567544

Работа выполнена в Федеральном государственном бюджетном учреждении высшего профессионального образования «Московский физико-технический институт» (Государственный университет)

Научный руководитель:

Бирюк Виктор Илларионович

Кандидат технических наук, доцент кафедры «Прочность ЛА», ФАЛТ, МФТИ. Главный научный сотрудник отделения №3, ЦАГИ им. Н.Е. Жуковского.

Официальные оппоненты:

Неделько Дмитрий Валерьевич Доктор технических наук,

Начальник бригады прочности ОАО «КВЗ», Казань. Яремчук Юлиан Федотович Кандидат технических наук, Главный специалист ОАО «Туполев» Ведущая организация:

ОАО «Экспериментальный машиностроительный завод им. В.М. Мясищева (ЭМЗ)»

Защита состоится «26» мая 2015г. на заседании диссертационного совета Д 403.004.01, кафедры прочность летательных аппаратов, факультета аэромеханики и летательной техники, московского физико-технического института по адресу: РФ, 140180, Московская область, г. Жуковский, ул. Гагарина, д. 18.

С диссертацией и авторефератом можно ознакомиться в библиотеке МФТИ по адресу: 141700, Московская область, г. Долгопрудный, Институтский переулок, д.9.

Автореферат разослан «_»_2015г.

УЧЕНЫЙ СЕКРЕТАРЬ ДИССЕРТАЦИОННОГО СОВЕТА Д 403.004.01

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы

В нынешнее время беспилотные летательные аппараты (БПЛА) обретают широкое применение в разных областях, как в военных, так и в гражданских целях. Они могут быть предназначены для ведения наблюдения, патрулирования, разведки, корректировки огневой поддержки и т.д. Больше всего внимание уделяют авиационные конструкторы созданию беспилотных летательных аппаратов с большим временем барражирования. Это возможно реализовать, используя крыло большого удлинения. Для этих летательных аппаратов характерным является малая скорость и длительное время нахождения в воздухе, исчисляемое сутками. Это приводит к необходимости значительного уменьшения веса конструкции. Одним из простейших способов снижения веса является использование композиционных материалов. Композиционные материалы (КМ) обладают существенно меньшим удельным весом по сравнению с традиционными материалами, такими как алюминиевые сплавы, титановые сплавы, сталь и т.д. Однако в настоящее время композиционные материалы имеют ряд недостатков, снижающих эффект от их применения. К недостаткам относятся значительная хрупкость, слабая эксплуатационная живучесть (ударные воздействия) и влияние климатических факторов на снижение свойств композиционных материалов. Кроме того, для композиционного материала применяются совсем другие критерии прочности. При использовании композиционных материалов эффект от их применения снижается за счет уменьшения уровня допускаемых напряжений, что приводит к росту веса конструкции. В особенности, значительное снижение уровня допускаемых напряжений обусловлено возможностью ударных воздействий на конструкцию из композиционного материала. Ударные воздействия могут привести в процессе эксплуатации летательного аппарата к значительному снижению свойств. Это обусловлено расслоениями, утратой связи между слоями композиционной конструкции, разрушением волокон. Кроме того, проникновение влаги в конструкцию при одновременном действии температур вызывает деградацию свойств композиционного материала. Несмотря на недостатки, композиционные материалы уже используются в гражданской авиации. В летательных аппаратах типа беспилотников композиционные материалы являются подчас единственным средством снижения веса конструкции. Однако, это всего лишь удельная прочность материала, которая обеспечивает уменьшение веса конструкции летательного аппарата. Анизотропные свойства композиционного материала для таких конструкций не использовались ранее. Анизотропные свойства конструкции из композиционных материалов использовались только для стреловидных крыльев обратной стреловидности при создании военных самолетов с крылом обратной стреловидности. Эти свойства позволяют, связав изгиб крыла с кручением, минимизировать деформации, влияющие на нагрузки. Для крыла обратной стреловидности использование анизотропных свойств композиционного материала позволило избавиться от явления дивергенции, потому что при изгибе крыла обратной стреловидности происходит увеличение

-з-

поточной крутки на кабрирование. За счет анизотропии при оптимальной связи изгиба и кручения крыло закручивалось на пикирование, уменьшая поточный угол сечений крыла. Беспилотные летательные аппараты, используемые для барражирования большой продолжительности, обычно имеют прямое крыло большого удлинения, которое при упругой деформации, обусловленной изгибом, не перераспределяет аэродинамические нагрузки, поскольку изгиб крыла не изменяет угол атаки поперечных сечений, как это происходит в стреловидных крыльях. Эффект от кручения крыла, как для стреловидного, так и для прямого крыла очень мал из-за малой величины плеча между условной осью жесткости крыла и точкой приложения аэродинамических нагрузок. Тем не менее, этот эффект приводит к некоторому увеличению нагрузок и, следовательно, веса конструкции. За счет изгиба в прямом крыле не происходит перераспределения аэродинамических нагрузок, как в стреловидном крыле, и не снижается изгибающий момент. Для снижения веса конструкции крыла существуют способы активного воздействия на распределенную нагрузку за счет отклонения органов управления на самолете. Это происходит с использованием автоматических систем снижения нагрузок. На ряде пассажирских самолетов, как правило, с большим взлетным весом, например, Ил-96, такие системы позволяют снизить расчетные маневренные нагрузки и уменьшить вес конструкции крыла. Использование автоматических систем снижения нагрузок в беспилотных летательных аппаратах с прямым крылом большого удлинения затруднено из-за недостаточности необходимых для действия автоматических системы органов управления. Нами предложена методика использования анизотропии КМ в обшивках прямого крыла БПЛА, которая позволяет выбрать оптимальные ориентации волокон монослоев в пакете КМ, чтобы уменьшить углы атаки сечений крыла за счет оптимальной связи деформаций изгиба с деформациями кручения. Эта возможность может быть использована в качестве пассивной и практически бесплатной системы снижения расчетных нагрузок. Актуальность проблемы несомненна, поскольку дает конструкторам дополнительный путь для снижения веса через уменьшение нагрузок.

Объект исследования

Объектом исследований является кессон крыла типового БПЛА типа "Predator", который имеет прямое крыло большого удлинения и нуждается в обеспечении лимитных весов конструкции, включая крыло, для обеспечения требуемых летно-технических характеристик. Размах крыла составляет 16м, взлетный вес порядка одной тонны, площадь крыла равна примерно 12м2.

Цель диссертационной работы

Формирование идеологии исследования по оптимизации веса конструкции крыла беспилотного летательного аппарата с прямым крылом большого удлинения при использовании композиционного материала в конструкции кессона крыла на основе выбора ориентации анизотропных свойств композиционного пакета в обшивке крыла, отличающейся от традиционной

ориентации, использующейся в композиционных стреловидных крыльях пассажирских самолетов.

Разработка методов моделирования кессона крыла для исследования возможности снижения нагрузок.

Разработка методики оптимизации ориентации волокон в композиционном крыле.

Исследование по оценке влияния упругих деформаций на аэродинамические характеристики с учетом выгорания топлива в горизонтальном полете.

Исследование механизма разрушения композиционного пакета.

Задачи исследования

1. Исследовать методы определения прочностных характеристик композиционного монослоя и композиционного пакета в целом. Изучать различные критерии разрушения композита: Хилл, Хофман, Цай-Ву, критерий максимального напряжения.

2. Разработать методику моделирования крыла с целью получения корректных эффектов от оптимизации ориентации композиционного материала в кессоне крыла.

3. Исследовать нагруженность конструкции крыла с использованием метода дискретных вихрей для определения нагрузок на жестком крыле в системе самолета и оценить возможность использования аналитических подходов для определения расчетных нагрузок с последующим использованием их в задачах оптимизации.

4. Найти оптимальные ориентации волокон в укладке композиционного материала в обшивке крыла для уменьшения угла атаки, перераспределения аэродинамической нагрузки на крыле и снижения изгибающего момента.

5. Создать методологию проектирования конструкции кессона крыла беспилотного летательного аппарата, выполненного из композиционных материалов с целью минимизации веса конструкции крыла.

6. Сопоставить упругие деформации крыла в нескольких точках траектории за счет выгорания топлива в крыле и оценить изменение аэродинамических характеристик за счет упругости конструкции. Найти стапельную крутку конструкции крыла при проектировании.

Научная новизна работы

1. Исследования, проведенные автором, впервые показали, что для прямого крыла большого удлинения БПЛА использование анизотропии свойства КМ в обшивках позволяет уменьшать поточные углы атаки сечения крыла в направлении снижения нагрузок. Это является дополнительным фактором снижения веса конструкции. Данный вопрос не исследовался ранее и неизвестны публикации на эту тему в мировой практике.

2. Результатом исследований автора явилось определение области, в которой анизотропия может реализовать значительный эффект с точки зрения снижения нагрузок и, следовательно, веса конструкции крыла. Показано, что для рассмотренного кессона крыла, при укладке -20°/45°/-20°/-45 /-20 /90 /-20 /-45 /-20°/45°/-20°, угол поворота крыла в сторону уменьшения угла атаки был максимальным, что привело к существенному уменьшению веса обшивок (в среднем на 30%), изгибающего момента (на 50%) и веса конструкции кессона (на 13%).

3. Исследованы упругие деформации в горизонтальном полете за счет выбора оптимальной анизотропии в начале и в конце полета. Показано, что разница в упругих деформациях на конце крыла в начале и в конце полета за счет выгорания топлива не превышает 1°. Для рассмотренного класса летательных аппаратов эта величина не приводит к существенному изменению аэродинамических характеристик и изменению аэродинамического качества. Таким образом, установлено, что для летательных аппаратов такого класса возможно в процессе производства реализовать стапельную крутку крыла по средней точке полета.

Достоверность полученных результатов

Достоверность полученных результатов подтверждается многократными расчетными исследованиями, в которых использовались различные модели конструкции, применением верифицированного программного комплекса, распространенного во всем мире, косвенными сравнениями с оценкой влияния анизотропии на взаимосвязь изгиба и кручения в крыле обратной стреловидности.

Практическая значимость

Практическая значимость результатов заключается в возможности использования разработанной методики при проектировании беспилотных летательных аппаратов с прямым крылом большого удлинения, предназначенных для длительного барражирования. Данный подход позволит значительно снизить нагрузки на летательный аппарат и минимизировать вес конструкции. Представленные в работе результаты могут быть использованы в ОКБ для формирования конструктивных решений проектируемых летательных аппаратов. Для конструкторов практическая ценность работы заключается также в знании областей оптимальных решений, в которых влияние упругой деформации, обусловленное анизотропией композиционных обшивок, существенно сказывается на снижении расчетных нагрузок. Кроме того, стапельная крутка, обусловленная упругостью конструкции за счет использования анизотропии, может быть выбрана по средней точке траектории полета.

Личный вклад автора

В течение исследования автор являлся ответственным исполнителем, выполнявшим все задачи исследований, поставленные научным руководителем. Кроме того, автором разработаны основные решения указанных выше задач, выполнен основной объём расчётов.

Апробация работы

Основные результаты диссертационной работы докладывались и обсуждались на конференциях и семинарах:

• The first International Workshop "Extremal and Record-Breaking flights of the UAVs and the Aircraft with electrical power plant" (Moscow, 2013)

• 56-ая научная конференция МФТИ, Всероссийская научная конференция «Актуальные проблемы фундаментальных и прикладных наук в современном информационном обществе» (Москва, 2013)

• Международная научная конференция, посвященная 100-летию со дня рождения выдающегося ученого, Генерального конструктора ракетно-космических систем, академика В.Н. Челомея (Москва, 2014)

Список работ, опубликованных по теме диссертации

По теме диссертации опубликованы 6 печатные работы, отражающие её основное содержание, в том числе 3 статьи в рекомендованных ВАК изданиях.

1. H.P.Nguyen , V.I. Biryuk. Research on optimization of structural layout of the straight-wing aircraft made from composite materials // Proc. of the First Int. Scientific Workshop "Extremal and Record & Breaking flights of the UAVs and the Aircraft with electrical power plant" ERBA 2013. Moscow - Ramenskoe, Russia, 23-26 August, 2013, pp. 111-120.

2. X. Нгуен, В.И. Бирюк. Весовая эффективность использования пассивных систем перераспределения нагрузок с применением анизотропии композиционных материалов на прямом крыле // Труды 56-й науч. конф. МФТИ, М.-Долгопрудный-Жуковский, 2013. - С.38-39

3. Хонг Фонг Нгуен, В. И. Бирюк. Исследования по оптимизации конструктивно-силовой схемы самолета с прямым крылом из композиционных материалов // ТРУДЫ МФТИ -2014. Том 6, № 2(22). - С. 133-141.

4. В. И. Бирюк, Нгуен Хонг Фонг. Влияние анизотропии композиционной конструкции панелей на снижение веса крыла большого удлинения II Наукоёмкие технологии, 2014, №7, Т.15. - С. 14-20.

5. Нгуен Хонг Фонг, В. И. Бирюк, Нгуен Куанг Тхыонг. Оптимизация безопасности по конструктивно-силовой схеме самолета с прямым крылом из композиционных материалов II Фундаментальные проблемы системной безопасности. Выпуск 4. ВЦ РАН, Реутов, 2014. - С. 483-495.

6. В. И. Бирюк, Нгуен Хонг Фонг. Оценка влияния анизотропии композиционного материала на снижение нагрузок для беспилотного летательного аппарата // Антенны, 2014, №8. - С. 42-48.

Структура и объём работы

Диссертация состоит из введения, шести глав, заключения и списка литературы. Работа изложена на 123 страницах, и содержит, в том числе 10 таблиц и 68 рисунков. Список литературы содержит 75 наименований.

-7-

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована актуальность работы, сформулирована её цель, описаны научная новизна и ценность, определены задачи исследования, а также изложен обзор литературных данных по теме диссертации.

В первой главе сформулирована постановка задачи оптимизации веса конструкции беспилотного аппарата. Если принять, что для достижения заданной дальности требуется определенная масса топлива, то за счет облегчения конструкции можно увеличивать массу топлива при той же взлетной массе и повысить дальность. Поэтому, критерий минимума массы конструкции является одним из основных при проектировании БПЛА. В отличие от распространенных методов оптимизации, где в качестве параметров используются толщины, и площади силовых элементов мы используем еще параметр ориентации анизотропии. Для прямых крыльев такой подход неизвестен.

Если моделировать упругие свойства крыла большого удлинения балкой с прямой осью жесткости, то коэффициент подъемной силы равен

Су=С;(а + Аа)

Здесь а и Да - начальный угол атаки и приращение угла атаки соответственно. В случае стреловидного крыла, приращение угла атаки поточного сечения крыла за счет упругости определяется по следующей формуле

А а = dCosx - w'Sinx

Здесь в, w,n z, - угол кручения, прогиб и угол стреловидности, соответственно. Первое слагаемое отвечает за кручение, а второе за изгиб конструкции крыла. Угол атаки поточного сечения крыла уменьшается за счет второго слагаемого в случае стреловидного крыла. В нашей задаче, у беспилотного летательного аппарата имеется прямое крыло, при котором изгиб крыла не изменяет поточный угол атаки, и это приводит к тому, что угол атаки за счет упругости не уменьшается, соответственно, при упругих деформациях крыло не сбрасывает нагрузку с концов. В работе изложена идея использования анизотропных свойств композиционного материала в обшивках крыла для рациональной связи изгиба и кручения. Это позволяет уменьшить угол атаки, перераспределить нагрузку по размаху крыла, чтобы уменьшить изгибающий момент за счет перемещения центра давления к борту крыла и минимизировать вес конструкции.

Вторая глава посвящена методам определения упругих характеристик композиционных монослоев и композиционного пакета в целом. Была использована упрощенная модель монослоя для определения его упругих характеристик, если известны свойства волокна, матрицы и их объемное содержание в композите. Получены формулы для продольного модуля Ei, поперечного модуля Е2, коэффициента Пуассона vi2, и модуля сдвига G!2 в плоскости (раздел 2.2). В разделе 2.3 была описана структура композиционного пакета, на основе которой были определены коэффициенты матрицы жесткости пакета, обобщенные модули упругости и коэффициенты Пуассона композиционного пакета (раздел 2.5).

Третья глава посвящена основным критериям разрушения композитов. В этой работе исследуются шесть критериев разрушения, которые являются типичными среди тех критериев, которые были предложены на протяжении многих лет: критерии максимального напряжения, максимальной деформации, Хилла, Цая-Ву, Хашина-Ротема, и Хашина. В разделе 3.1 проанализировано разрушение монослоя. Были подробно описаны эти критерии разрушения а так же показан результат опроса А1АА об использовании критериев разрушения за рубежом в разделе 3.2. Критерий максимальной деформации чаще всего используется (30%), далее используется критерий максимального напряжения (22%). Использование критериев Хилла и Цая-Ву составило 17% и 12% соответственно. Популярность этих четырех критериев и тот факт, что они являются наиболее обобщенными и представителями соответствующих групп послужили основанием для их использования в работе. В разделе 3.3 показано сравнение шести критериев разрушения в двух случаях нагружения: плоское двунаправленное нагружение и не осевое нагружение для материала А84/3501-6. Было показано, что все шести критерии предсказывают сходные разрушающие нагрузки, но имеется различие по их величине при не осевом нагружении. Это служит основанием для дальнейшего исследования в главе 6.

угод ирялйжеяня sarpvjKa yIM нд;рт,жп

а б

Рис. 1. Сравнение различных критериев разрушения композитов при не осевом нагружении: 16 - подробное сравнение от 1а

Четвертая глава посвящена моделированию силового кессона крыла беспилотного летательного аппарата. БПЛА типа "Predator" имеет прямое крыло большого удлинения. Размах крыла составляет примерно 16м, площадь крыла равна 12м". Конструктивно-силовая схема (КСС) кессона моделировалась достаточно подробно с помощью конечно-элементного программного комплекса MSC.Patran/Nastran, чтобы более точно оценить распределение углов крутки конструкции (рис. 2). КСС кессона состоит из 2 лонжеронов, 17 нервюр, 4 стрингеров и обшивок.

Рис. 2. Конечно-элементная модель кессона крыла БПЛА Обшивки выполнены из композиционного материала Т30(Ш5208 (СагЬоп-ероху Т300Лч15208). Другие силовые элементы кессона выполнены из алюминиевого сплава. Композиционный материал имеет 11 монослоев, расположенных симметрично относительно срединного слоя. Укладка пакета является типичной для КМ, традиционно используемых в авиастроении: 00/450/00/-45°/00/900/00/-45°/00/45°/00.

Пятая глава диссертации посвящена определению нагрузок на крыло для задачи оптимизации. Рассмотрены два подхода при определении нагрузки. Первый подход основывается на расчете аэродинамической нагрузки для всего самолета методом дискретных вихрей. Второй подход представляет собой упрощенный способ вычисления аэродинамической нагрузки на основе метода трапеций при вычислении интегралов. В разделе 5.1 описан алгоритм расчета нагрузок на упругое крыло большого удлинения в расчетных случаях нагружения. Для определения аэродинамической нагрузки, самолет представляется совокупностью очень тонких несущих поверхностей. Поверхности, соответствующие крылу и горизонтальному оперению, представляют собой их серединные поверхности. Агрегаты самолета, близкие к поверхностям вращения (гондолы двигателей, фюзеляж), моделируются плоской несущей поверхностью, которая проходит через ось агрегата и имеет нормаль, параллельную плоскости связанной системы координат. Расчет аэродинамической нагрузки, возникающей при обтекании такой системы дозвуковым или сверхзвуковым потоком, проводится линейным методом дискретных вихрей, причем влияние числа М учитывается с помощью преобразования Прандтля - Глауэрта.

На основе геометрических параметров исходной системы несущих поверхностей составляется расчетная аэродинамическая схема, которая

представляет собой совокупность плоских областей, параллельных плоскости хг связанной системы координат.

Расчетная схема (рис. 3) состоит из ряда аэродинамических панелей, в каждой из которых определенным образом расположены подковообразные вихри и точки коллокации, в которых требуется выполнения условия непротекания через несущую поверхность. В предположении малости возмущений, вносимых несущими поверхностями в набегающий равномерный поток, метод дискретных вихрей дает линейную связь между значениями сил, действующих на панели, и значениями местного угла атаки в точках коллокации.

Рис. 3. Упругая и аэродинамическая расчетные схемы

В разделе 5.2 описан упрощенный метод вычисления нагрузки на крыло. Данный способ основан на вычислении интегралов методом трапеций. Величины перерезывающей силы и изгибающего момента определяется по следующим формулам:

Q(z)=]q(z)dz

112

M(z)=\Q{z)dz

Распределенные аэродинамические нагрузки q{z) в различных сечениях крыла определяются через величину циркуляции Г(г), которая в данной работе была выбрана пропорциональной хорде крыла b(z).

, . nfG _. . nfG b(z) nfG ,, .

I I b, s

(1)

Здесь п, /и Ь., соответствуют величинам: перегрузки, коэффициента безопасности и средней хорды крыла.

- и -

Для расчета были использованы следующие исходные данные: размах крыла /=16м, скорость полета К=300км/ч = 83.33м/с, плотность воздуха р = 1.225кг/м3,

коэффициент Сау=0.11, площадь кессона Бс= 5.84м2, площадь крыла 5=12м2, взлетный вес данного самолета С = 1000 кг, перегрузка « = 4, коэффициент безопасности / = 1.3.

В разделе 5.3 представлен сравнительный результат расчета перерезывающей силы и изгибающего момента по размаху крыла от борта двумя методами для нашего БПЛА (рис. 4).

а б

Рис. 4. Изгибающий момент (4а) и Перерезывающая сила (46). Сплошной линией обозначены величины, полученные методом дискретных вихрей в системе самолета на жестком крыле, пунктирной линией - величины, полученные упрощенным методом.

Сравнение показывает хорошую сходимость результатов по нагрузкам, полученным с использованием метода дискретных вихрей для всего летательного аппарата, и выше описанного упрощенного метода. По изгибающему моменту соответствие очень хорошее. По перерезывающей силе имеется некоторое расхождение в зоне центроплана. Это объясняется тем, что в системе самолета центроплан находится внутри фюзеляжа, и распределение аэродинамических нагрузок в этом случае отсутствует. В методе дискретных вихрей этот факт учитывается, а в упрощенном методе схема самолета представляет собой балочную модель и влияние фюзеляжа не учитывается. Поэтому перерезывающая сила в этой зоне выше. Однако перерезывающая сила определяет лишь толщины стенок лонжеронов и не влияет на результаты оптимизации по выбору ориентации волокон композиционной обшивки. Поэтому можно взять аэродинамическую нагрузку (1) для задачи оптимизации веса конструкции крыла с помощью программ Ыазй-ап и РаЦап.

В шестой главе изложены основные результаты оптимизации. Раздел 6.1 посвящен построению оптимизационной модели, где была сформулирована постановка задачи оптимизации.

минимизировать /Xх)

при ограничениях

х'<х<х"

Здесь х - вектор переменных проектирования, х и х" - вектор конструктивных ограничений на переменные проектирования соответственно снизу и сверху.

В данной задаче оптимизации, целевой функцией является вес обшивок кессона крыла, его нужно минимизировать. Как было сказано в предыдущей главе, обшивки выполняются из композиционного материала Т300/Ы5208. Каждая из верхней и нижней обшивок состоит из 16 панелей (рис. 5а).

56

Рис. 5. Панели обшивки (5а) и схема нагружения кессона (56) Все панели обшивки из композиционного материала состоят из 11 слоев. Схему армирования несущих слоев примем 0°/45°/0°/-45°/0°/90°/0°/-45°/О0/45°/О0 (0° -направление вдоль оси переднего лонжерона). Будем менять толщины этих слоев в пределе от 0.05мм до 0.3мм. За начальные параметры примем толщины всех слоев равными 0.15 мм. Таким образом, количество переменных проектирования составляет 352. В качестве функции ограничения g(x) выступают индексы разрушения монослоев по трем критериям разрушения: критерий максимальных напряжений, Хилл и Цай-Ву, которые были описаны в третьей главе. Конструкция кессона жестко прикреплена по корневой хорде и нагружена распределенной аэродинамической нагрузкой:

Схема нагружения была представлена на рисунке 56.

В работе были рассмотрены два варианта исследований:

а) в пакете композиционного материала меняются ориентации шести слоев, которые изначально были под 0°, в пределе от -40° до +40° вокруг оси 02, с шагом 10°. Для каждой укладки выполняется задача оптимизации веса конструкции;

б) меняются ориентации всей укладки в пределе от -40° до +40° с таким же шагом. И для каждой укладки также проводится оптимизации веса кессона.

Здесь ось OZ направляется по переднему лонжерону, и угол ориентации волокон считается отрицательным, если волокна направляются наружу кессона по направлению полета. Чтобы оценить прочность композиционного материала, в работе были применены три основных критерия разрушения монослоя КМ: критерий Хилла, критерий максимального напряжения, критерий Цая-Ву, и было проведено сравнение эффекта от применения каждого из них на снижение величины изгибающего момента и веса конструкции.

Расчет показал, что в варианте (а), при применении всех трех критериев, отклонение углов ориентации слоев на величину минус 20 градусов приводит к максимальному закручиванию крыла в сторону уменьшения угла атаки. То есть, в случае варианта (а), оптимальным распределением ориентации волокон в композиционном пакете является укладка: -200/450/-200/-450/-200/900/-20°/-450/-20°/45°/-20°. В этом случае процесс оптимизации веса остановился на тринадцатом цикле. Вес конструкции уменьшился на 22.95% (с 33кг до 25.42кг).

Рис. 6. Деформированное состояние (макс, перемещение 176 см)(6а) и распределение оптимизированных толщин 16 панелей обшивок по размаху (66) для критерия Хилла при отклонении ориентации на величину -20° (вариант а), Верхней линией обозначена нижняя обшивка, нижней линией - верхняя обшивка

а б

Рис. 7. Индекс разрушения композита в нижней (7 а) и верхней (76) обшивках для критерия Хилла при отклонении ориентации на величину -20°

(вариант а)

а б

Рис. 8. Напряжение по Мизесу в нижней (8а) и верхей (86) обшивках для критерия Хилла при отклонении ориентации на величину -20° (вариант а)

В отличие от варианта (а), в варианте (б), оптимальной укладкой является укладка: -30°/15®/-300/-750/-300/600/-300/-750/-30°/15°/-30°, то есть, необходимо изменить положение исходной укладки на величину -30°. В этом случае процесс оптимизации веса остановился на шестом цикле. Вес конструкции уменьшился на 25.83% (с 33кг до 24.47кг).

Рис. 9. Деформированное состояние (макс, перемещение 172см) (9а) и распределение оптимизированных толщин 16 панелей обшивок по размаху (96) для критерия Хилла при отклонении ориентации на величину -30° (вариант б), Верхней линией обозначена нижняя обшивка, нижней линией - верхняя обшивка

л I рц тт

а б

Рис. 10. Индекс разрушения композита в нижней (10а) и верхней (106) обшивках для критерия Хилла при отклонении ориентагщи на величину -30°

(вариант б)

а б

Рис.11. Напряжение по Мизесу в нижней (11а) и верхней (116) обшивках для критерия Хилла при отклонении ориентации на величину -30° (вариант б)

Следует отметить, что углы крутки крыла в случае варианта (а) почти в 2 раза больше, чем в варианте (б) (рис. 12).

-*~Хшт Вариант (а) Макс. Напр-ие Цай-Ву

-*<-Хияя Вариант (б) -а- Макс. Напр-ие Цай-Ву

Рис. 12. Углы крутки сечений крыла вдоль размаха

Так же необходимо отметить, что при применении разных критериев разрушения композита, величины углов крутки крыла отличаются, но незначительно. Однако, в случае варианта (а), при применении критерия Максимального напряжения, крыло больше закручено, а в варианте (б) -критерия Хилла. Результаты расчета оптимизации веса конструкции представлены на рисунке 13. Здесь видно, что применение разных критериев приводит к незначительным различиям по оптимизированному весу в обеих вариантах (а) и (б).

Хиля Макс. Цай-Ву Хшн Макс. Цай-Ву яапр-ние нагср-ние

Рис. 13. Оптимизированный вес конструкции при применении трех критериев - 17-

| вариант (а) 1 вариант (б)

В начале для сравнения величин перерезывающих сил ()(г) и изгибающих моментов М(г) по размаху крыла, предполагается, что крыло не имеет аэродинамической крутки и абсолютно жесткое. Отсюда находится угол атаки крыла ао, значение которого определяется по следующей формуле:

Отсюда а0 = 2п/° =8.9°

При деформации, крыло закручивается в сторону уменьшения угла атаки на величину аупр(г), значения которого приведены на рисунке 12. Распределения сил и изгибающих моментов по размаху крыла с учетом упругости определяются по следующим формулам

е(*) =!/с;[а0+ (г)>К26 (г) <&

^ иг

Вычисление проводилось методом трапеций с помощью программы МаШетайса 7.0, результаты представлены ниже (рис. 14):

«0 Л«г»

размаху

На рисунках линия 1 соответствует величинам перерезывающих сил и изгибающих моментов без учета упругости, красная линия соответствует варианту применения критерия Хилла, зеленая линия - критерию максимального напряжения, синяя линия - критерию Цая-Ву.

На рисунке видно, что величины изгибающих моментов с учетом упругости в случае варианта (а) уменьшились в среднем на 50% по сравнению с величинами без учета упругости, а в варианте (б) почти на 30% с применением трех критериев.

Распределенная аэродинамическая нагрузка с учетом упругости, также уменьшилась:

= (2)

Чтобы оценить, насколько этот результат окажет влияние на вес конструкции, была приложена аэродинамическая нагрузка на крыло в соответствии с уравнением (2) и проведена оптимизация веса конструкции, в результате чего было получено следующее сравнение веса (рис 15):

Рис. 15. Оптимизированный вес панелей обшивок при применении трех

критериев

На рисунке 15 показаны величины веса 16 панелей верхней и нижней обшивок, где сплошные линии соответствуют приложению исходной нагрузки (1), а пунктирные линии - нагрузки с учетом упругости (2). Верхние линии по видам соответствуют величинам веса 16 элементов нижней обшивки, и нижние линии -верхней обшивки.

Итоги расчетов подведены в таблице 1

^\^Критерий Вес Вариант (а) Вариант (б)

Хилл Макс, напр-ние Цай-Ву Хилл Макс, напр-ние Цай-Ву

7.86 8.27 8.41 6.92 7.09 6.99

т]б, кг 5.52 5.49 5.62 5.99 5.75 6.13

О12о6~т1б),т1б -29.27% -33.61% -33.12% -13.39% -18.96% -12.26%

т\, кг 25.42 25.82 25.96 24.47 24.64 24.54

т2к, кг 23.08 23.04 23.18 23.50 23.30 23.68

(т2к -т\) /т[ -9.21% -10.77% -10.71% -3.80% -5.44% -3.50%

Таблица 1. Вес обшивок и кессона крыла при приложении нагрузки (I) и (2)

Индексы «об» и «к» соответствуют весу обшивок и кессона крыла соответственно, а индексы «1» и «2» говорят о том, что конструкция находится под действием нагрузки (1) или (2).

Расчеты показывают, что вес обшивок уменьшился более чем на 30% в случае варианта (а) и в среднем на 15% в случае варианта (б), что сопоставлено с результатом расчета изгибающих моментов выше. Это приводит к понижению веса всей конструкции кессона крыла в пределах от 9% до 11% (вариант (а)) и от 3.5% до 5.4% (вариант (б)).

Поскольку самолет должен обеспечить ту нагрузку, которая была рассчитана при его проектировании, в нашем случае это (?о, была рассмотрена величина веса конструкции при сохранении суммарной нагрузки. Для этого, необходимо изменить угол атаки крыла а/, значение которого рассчитывается по следующей формуле:

Результаты расчета показаны в таблице 2

Критерий Вариант (а) Вариант (б)

Хилл Макс, напр-ние Цай-Ву Хилл Макс, напр-ние Цай-Ву

а0, град 8.9 8.9 8.9 8.9 8.9 8.9

«,, град 11.9 12.2 12.0 10.6 10.6 10.6

Таблица 2

При угле атаки крыла а/ с учетом упругости, распределенная аэродинамическая нагрузка будет равна:

чАг) = С«[а]+ау,1р{2)]^Ь(2) (3)

Распределение изгибающего момента на крыле по размаху рассчитывается путем замены значения ог0 на а: в формуле (2):

2 СЗ >2

Рис. 16. Изгибающие моменты по размаху с учетом сохранения суммарной

нагрузки

Изгибающие моменты относительно корневой хорды с учетом сохранения суммарной нагрузки в случае варианта (а) уменьшились более чем на 15%, а в варианте (б) на 10% по сравнению со случаем без учета упругости. Была приложена нагрузка (3) на крыле и проведена оптимизация по весу, и получены следующие результаты (рис. 17):

20000

60 ООО

вариант (б)

40000

вариант (а)

Рис. 17. Оптимизированный вес панелей обшивок при сохранении суммарной нагрузки

Макс, напр-ние

Цай-Ву

Процент понижения веса обшивок и всего кессона крыла приведен ниже в таблице 3.

Критерий Вес\ Вариант (а) Вариант (б)

Хилл Макс, напр-ние Цай-Ву Хилл Макс, напр-ние Цай-Ву

КГ 7.86 8.27 8.41 6.92 7.09 6.99

т1в>кг 6.90 7.18 7.34 6.96 6.83 6.80

(т1б~т\б)1т1б -12.21% -13.18% -12.72% +0.58% -3.67% -2.72%

тк, кг 25.42 25.82 25.96 24.47 24.64 24.54

т'к, кг 24.45 24.72 24.89 24.38 24.51 24.36

(тгк-т\)1т\ -3.82% -4.26% -4.12% +0.16% -1.06% -0.73%

Таблица 3. Вес обшивок и кессона крыла при приложении нагрузки (1) и (3)

Подчеркивается тот факт, что применение критерия максимального напряжения приводит к большему снижению веса обшивок и всего кессона крыла.

Далее, раздел 6.3 посвящен оценке потери аэродинамических характеристик за счет упругости. В полете БПЛА за счет выгорания топлива нагрузка на крыле уменьшается. Чтобы оценить, как это повлияет на оптимизируемую конструкцию, были рассмотрены три точки траектории в горизонтальном полете, это точка начала полета, середины полета и точка конца полета. Вес самолета тогда будет С, 0.85С и 0.7 С соответственно. Подставляя эти

значения веса в формуле = -^Ь(г), получим распределенную нагрузку на

крыле. Далее проводим оптимизацию веса конструкции, как было сказано выше только с новыми величинами распределенных нагрузок и только для варианта (а). В результате этого получились следующие распределения крутки сечений конструкции (рис. 18)

Распределение крутки в г. полете (вариант а)

в -»- 0.85G -*- О 7G

Рис. 18. Крутка сечений крыла (критерий Хилла) Следует отметить, что в горизонтальном полете крыло значительно меньше закручивается в направление уменьшения угла атаки, чем в расчетных случаях, показанных выше.

С точки зрения аэродинамики, профили нашего БПЛА должны обеспечить мягкий срыв на крыле. Они проектировались при помощи разработанной в ЦАРИ программы ОР Г1'01Ь (рис 19) _

Рис. 19. Внешний вид корневого (19а) и концевого (196) профилей крыла

Для расчета аэродинамических характеристик нашего БПЛА была использована разработанная в ЦАГИ программа WSEP. Базовая крутка сечений (3° н- -1.25° ^ -1.75°) подбиралась с целью получения нагрузки по размаху, имеющей слегка колоколообразный характер, число Маха А/=0.15, число Рейнольдса Ле=2млн/метр. К базовой крутке были добавлены упругие крутки, показаны на рисунке 18. Форма в плане крыла представлена на рисунке 20. Удлинение крыла /1=21, сужение >7=2.75 Общий вид профилей был представлен ранее на рис.19. Их относительная толщина 24% и 15%. Промежуточный (z=0.574) и концевой (z=l) профили различаются только круткой.

Рис. 20. Форма в тане и базовые сечения крыла Расчет несущих и моментных характеристик по программе \VSEP при различных вариантах упругой крутки был выполнен Болсуновским А.Л. и представлен на рисунке 21. Видно, что эффект крутки свелся к простому смещению кривых Су(сс)

и т2(а). Ни значение Су„ах ни величина тго не изменились.

Расчет несущих и моментных характеристик по программе \VSEP при различных вариантах упругой крутки был выполнен Болсуновским А.Л. и представлен на рисунке 21. Видно, что эффект крутки свелся к простому смещению кривых Су(а) и тг(а). Ни значение С^ах ни величина тго не изменились. Таким образом, из-за малого влияния упругой крутки на аэродинамические характеристики, при

проектировании данного БПЛА стапельную крутку сечений крыла можно выбирать по средней точке траектории полета.

Рис. 21. Влияние упругой крутки на несущие и моментные характеристики В заключении сформулированы основные выводы диссертационной работы.

ВЫВОДЫ

1. В работе были исследованы упругие характеристики слоистых композитов. Использована методика определения упругих свойств монослоя композита,

УУЭЕР

М=0.15 Р?е=2млн/метр Свободный переход

Су

¡Ун

Ъ

Я

ч - •"

0 1 1 1 2 ге

мг -4,0- | |

которая показала достаточно хорошее согласование с экспериментальными данными.

2. Проанализированы механизмы разрушений композиционного пакета и различные критерии разрушения монослоя пакета. Показано, что существуют достаточно большие различия в оценках, как прочности матрицы, так и прочности волокон, полученных по различным критериям разрушения в зависимости от материала и структуры композиционного пакета.

3. Для конструкции беспилотного летательного аппарата типа "Predator" ,были проведены расчетные исследования по анализу нагруженности конструкции крыла в системе самолета в соответствии с расчетными условиями прочности. Расчеты нагрузок проведены с использованием метода дискретных вихрей. Получены изгибающие, крутящие моменты и перерезывающая сила по размаху жесткого крыла. Эти силовые факторы были сопоставлены с расчетами, проведенными на изолированном крыле. Сопоставление показало, что можно использовать упрощенный подход в процессе оптимизации анизотропии в композиционных панелях крыла.

4. Проведенное исследование показывает, что для прямого крыла большого удлинения, которое, как правило, применяется для беспилотных летательных аппаратов, использование анизотропии композиционных обшивок позволяет за счет нагрузок деформировать концевые сечения крыла в направлении снижения нагрузок. Это является дополнительным фактором снижения веса конструкции, поскольку для беспилотных летательных аппаратов с большой продолжительностью полета требование снижения веса является наиболее критическим.

5. Для рассмотренного кессона крыла, при укладке: -20°/450/-200/-450/-20°/900/-2о7-45°/-200/45°/-200 в случае варианта (а), и укладке: -30°/15°/-30°/-750/-30°/60°/-30°/-750/-300/15°/-300 в случае варианта (б), угол поворота крыла в сторону уменьшения угла атаки был максимальным, что привело к существенному снижению величины изгибающих моментов, и, соответственно, вес конструкции тоже уменьшился.

6. Применение трех критериев разрушений композита: Максимального напряжения, Хилла, Цая-Ву привело к незначительно отличающимся результатам по оптимизируемому весу. Но, несмотря на одинаковую тенденцию закручивания крыла в направлении уменьшения углов атаки при их применении, различие в распределении углов кручения и их величинах дает основание для проведения детальных экспериментальных исследований на конструктивных образцах с целью глубокого изучения этого вопроса.

7. Исследованы упругие деформации в горизонтальном полете за счет выбора оптимальной анизотропии в начале и в конце полета. Показано, что разница в упругих деформациях на конце крыла в начале и в конце полета за счет выгорания топлива не превышает 1°. Для рассмотренного класса летательных аппаратов эта величина не приводит к изменению аэродинамического качества. Таким образом, стапельная крутка может быть выбрана по средней точке полета.