автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.03, диссертация на тему:Расчет на прочность и выбор рациональных проектных параметров отсеков фюзеляжа из композиционных материалов самолетов легкого и среднего классов

На прав

О0500^оои

иси

024

Канчая Рохас Рауль Анхель

РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ И ВЫБОР РАЦИОНАЛЬНЫХ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ ОТСЕКОВ ФЮЗЕЛЯЖА ИЗ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ САМОЛЕТОВ ЛЕГКОГО И СРЕДНЕГО

КЛАССОВ

Специальность:

05.07.03— «Прочность и тепловые режимы летательных аппаратов»

1 7 НОЯ 2011

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Москва 2011

005002538

Работа выполнена на кафедре 603 «Прочность авиационных и ракетно-космических конструкций» ГОУ ВПО «Московский Авиационный Институт (Национальный Исследовательский Университет)»

Научный руководитель: доктор технических наук, профессор

Дудченко Александр Александрович

Официальные оппоненты: доктор технических наук, профессор

Антуфьев Борис Андреевич;

кандидат технических наук, главный специалист Борисов Вячеслав Дмитриевич

Ведущая организация: Институт прикладной механика Российской академии

наук (ИПРИМ РАН)

Защита состоится 23 ноября 2011 года в 10:00 на заседании Диссертационного совета Д. 212.125.10 ГОУ ВПО «Московского Авиационного Института (Национального Исследовательского Университета)» по адресу: 125993, г. Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе, д. 4.

С диссертацией можно ознакомиться в научной библиотеке ГОУ ВПО «Московского Авиационного Института (Национального Исследовательского Университета)»

Ваш отзыв на автореферат в двух экземплярах, заверенный печатью, просьба отправлять по вышеуказанному адресу.

Автореферат разослан 21 октября 2011 года.

Ученый секретарь Диссертационного Совета, к.т.н., профессор

Ю.Ю. Комаров

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы

В современном авиастроении, наряду с ужесточением требований к качеству техники и услуг, важным является повышение эффективности и конкурентноспособности новых изделий.

Основным условием обеспечения высокой эффективности объекта авиационной техники является распространение инноваций в области проектирования, технологии и расчета на прочность конструкций. Одним из важнейших направлений в современном авиастроении является применение композиционных материалов (КМ), которые позволяют создать более легкую конструкцию, придать изделию новые свойства, а в перспективе добиться снижения цены. Проектирование многослойных композитных конструкций требует применения аналитических и численных методов расчета прочности, позволяющих провести предварительный расчет структуры композита и последующий уточненный расчет.

Отсюда вытекает актуальность данной работы, в которой рассматриваются вопросы проектирования конструкции отсека фюзеляжа легкого и среднемагистрального пассажирского самолета, выполненного с широким применением композиционных материалов. Разработаны методики аналитического и численного расчета на прочность силовой подкрепленной оболочки фюзеляжа, определения и выбора параметров конструкции.

В работе содержатся результаты теоретических исследований и методологические принципы выбора конструктивно-технологических решений по критерию минимума массы на этапе конструирования.

Целью диссертационной работы является разработка методики рационального проектирования, расчета прочности и выбора параметров конструкции отсека фюзеляжа из композиционных материалов для легких и среднемагистральных пассажирских самолетов с учетом разной формы сечения фюзеляжа.

Для достижения этой цели были решены следующие задачи:

- разработка статистики весовых и геометрических параметров современных легких и средних пассажирских самолетов с выявлением рациональных форм сечений фюзеляжа;

- анализ проблем, требований и методик проектирования конструкции фюзеляжа из композиционных материалов;

- разработка алгоритма аналитического решения и расчетных программ для определения напряженно-деформированного состояния композитной конструкции фюзеляжа разной формы поперечного сечения;

- решение задач рационального проектирования отсека фюзеляжа из композиционных материалов методом последовательных приближений, исходя вначале из определения структуры и параметров гладкой оболочки и переходя к распределению материала с определенной структурой между обшивкой, стрингерами и шпангоутами и определению их параметров;

- проверка результатов, полученных по предлагаемой методике, с результатами, полученными методом конечных элементов;

- анализ и выбор рациональной конструктивно-силовой схемы отсека фюзеляжа легких и среднемагистрапьных пассажирских самолетов с учетом влияния конструктивных факторов;

разработка рекомендаций по проектированию конструкций композитных силовых элементов фюзеляжа легких и среднемагистрапьных пассажирских самолетов.

Научная новизна работы определяется:

1. Разработанной расчетно-аналитической методикой для определения напряженно-деформированного состояния в каркасированных композитных оболочках типа отсека фюзеляжа различного поперечного сечения, являющаяся основой для эффективного определения рациональной структуры при ограничениях по прочности конструкции.

2. Предложенной аналитической методикой рационального проектирования ортотропных слоистых композитных конструкций, включающая определение структуры, параметры и распределение стрингеров и шпангоутов в оболочке, обеспечивающий минимум массы при ограничениях по прочности, жесткости и устойчивости.

3. Предложенными вариантами силовых схем фюзеляжей легких и среднемагистральных самолетов и рекомендациями по конструкции силовых элементов отсека фюзеляжа из КМ.

Достоверность разработанных аналитических методик и алгоритмов, как и полученных в диссертации результатов, выводов и рекомендаций основывается на корректном использовании обоснованных теоретических подходов при решении поставленной задачи и подтверждается путем сравнения полученных на их основе результатов с прямым расчетом методом конечных элементов.

Научная и практическая значимость полученных результатов

Полученные в диссертации аналитические методики расчета цилиндрических оболочек, таких как отсек фюзеляжа, позволяют получать, удобные для использования в практике, обоснованные и достаточно точные данные по распределению напряжений по контуру и длине оболочки.

Предложенный подход к оптимальному проектированию элементов слоистых композитных конструкций может представлять интерес для разработчиков численных и аналитических методов решения задач оптимального проектирования. Результаты работы могут быть использованы при проектировании других композитных конструкций.

На защиту выносятся:

- маркетинговое исследование, целью которого являлось определение влияния внешней формы фюзеляжа и степени использования композиционных материалов конструкции на уровень конкурентоспособности гражданских самолетов легкого и среднего классов;

- аналитические методики и алгоритмы расчета для определения напряженно-деформированного состояния и рационального проектирования цилиндрической оболочки, в виде отсека фюзеляжа, из композиционных материалов различных форм поперечного сечения;

- результаты расчетов и сравнительный анализ различных вариантов конфигурации современных легких и средних пассажирских самолетов;

- рекомендации по выполнению конструктивно-силовых схем отсеков фюзеляжей из композиционных материалов.

Апробация работы и публикации

По теме диссертации опубликовано 8 печатных работ, в том числе 3 статьи в журналах, рекомендованных ВАК России для кандидатских диссертаций («Механика композиционных материалов и конструкций», «Конструкции из композиционных материалов», «Труды МАИ»),

Основные результаты работы докладывались на 7-ой международной конференции «Авиация и Космонавтика» в октябре 2008 года, во II Международной научно-практической конференции НТТМ-2010 «Научно-техническое творчество молодежи» в июне 2010 года, и на 9-ой международной конференции «Авиация и Космонавтика» в ноябре 2010 года.

Структура и объем работы

Диссертация состоит из введения, четырех глав, общих выводов и приложения. При общем объеме 133 страниц работа включает 117 страниц основного текста, 68 рисунков и 11 таблиц. Список литературы включает 170 наименований, из них 48 на иностранных языках. В приложении приведены тексты составленных автором программ, использованных в диссертации.

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована актуальность темы диссертации, сформулированы цели и задачи исследований, указаны научная новизна и практическая значимость выполненной работы, приводятся основные результаты, выносимые на защиту.

В первой главе представлен объект исследования, проведен анализ научных публикаций, и сделан обзор конструкций современных легких и средних пассажирских самолетов, выполненных из композиционных материалов.

По вопросам общего проектирования самолетов и дизайна фюзеляжа отмечаются работы Егера С.М., Лисейцева Н.К., Мальчевского В.В., Киселева В.А., Шейнина В. М., по конструкции авиационных конструкций выделяются работы Липина Е.К., Бирюка В.И., Ендогура А.И., Цимбалюка В.И. Механика конструкций из композиционных материалов, критерии их прочности, основы их расчета, проектирования и технологии изготовления рассмотрены в работах Васильева В.В., Дудченко A.A., Андриенко В.М., Литвинова В.Б., Митрофанова В.Б., Комиссара О.Н., Попов Ю.И. и др. В изученных работах недостаточное внимание уделено проектированию и расчету на прочность конструкции фюзеляжа из композиционных материалов с различным поперечным сечением.

Следует заметить, что применение композиционных материалов потребует и нового подхода к проектированию авиационных конструкций с учетом их особенностей. Для авиационных конструкций часто в качестве критерия совершенствования конструкции принимается минимальная масса.

Рис. 1 Современные региональные самолеты

Выполнены маркетинговые исследования по вопросам общего проектирования и конструкции современных легких и средних пассажирских самолетов, выполненных из композиционных материалов (рис.1).

7

На весовое совершенство конструкции отсека фюзеляжа пассажирского самолета оказывает влияние не только плотность компоновки, но и объемная эффективность, представляющая собой отношение полезного объема к площади омываемой поверхности. Весовая эффективность конструкции фюзеляжа зависит от степени использования объемов, что влияет на внешнюю форму и общие размеры фюзеляжа. Поэтому фюзеляж ранее принятой формы (круглой) не может удовлетворять требованиям увеличения грузовой и пассажирской вместимости будущих самолетов, так как неэффективно используется боковая и нижняя площади.

В аэродинамическом отношении лучшим является фюзеляж, имеющий наименьшую поверхность. В этом случае, с точки зрения аэродинамики, круглое сечение может оказаться неоптимальным, в то время как овальное сечение одинакового полезного объема обеспечит минимальную площадь поверхности при заданных габаритах.

Основные этапы разработки конструкции отсека фюзеляжа из композиционных материалов

Определение требовании

Разработка статистики современных легких и средних самолетов

Определение полезного объема отсека фюзеляжа (определение размера)

Установление критериев для выбора формы поперечного сечения отсека фюзеляжа - Аэродинамическое влияние Объемная эффективность Внутреннее давление Особенности конструкции

Принятое решенш Да

Нет

Выбор возможных вариантов конфигурации фюзеляжа

Анализ НДС Расчет на прочность

Выбор рассматриваемого отсека фюзеляжа

Определение нагрузок иа фюзеляж |

Разработка аналитической методики расчета на прочность и определение НДС конструкции отсека фюзеляжа

Расчет на прочность гладких оболочек с учетом силовых элементов выбранных вариантов с учетом внутреннего давления

Т

Построенне эпюр и нахождение наиболее нагруженной части отсека фюзеляжа по контуру и длине

Определение структуры копструкцт! отсека фюзеляжа

Рациональное проектирование: первоначальная структура должна удовлетворить ограничениям по прочности, жесткости и устойчивости

Определение толщип и количества слоев элементов конструкции

Оптимизации и итерации расчетов)—

Сравнительный анализ

Влияние формы поперечного сечения на фупкцнн денланацип

Определение массы отсека рассматриваемых вариантов

31

Оценка эффективности конструкции

ч.Нет

ш

Оценка II выдача рекомендаций по конструкции фыпелнжа

Рис. 2 Основные этапы разработки конструкции отсека фюзеляжа

Проектирование многослойных композитных конструкций требует применения аналитических и численных методов расчета прочности, позволяющих провести предварительный расчет структуры композита и последующий уточненный расчет на прочность. Для определения весовой

эффективности, нам необходимо сравнить все рациональные варианты, после расчета на прочность и проектирования силовых элементов каждого варианта.

В данной работе рассматриваются конструкции фюзеляжа других форм поперечного сечения одинакового уровня комфорта, которые могут оказаться легче за счет большей плотности компоновки и меньших размеров.

Задача заключается в нахождении оптимальных параметров структуры оболочки при различной форме поперечного сечения оболочки (отсека фюзеляжа) (рис.2). Основными условиями выбора формы фюзеляжа являются: объемная эффективность, нахождение потребного сечения с наименьшим периметром, влияние внутреннего давления в гермокабине и т.д.

Во второй главе разработана расчетно-аналитическая методика расчета напряженно-деформированного состояния (НДС) тонкостенных композитных оболочек для определения рациональной структуры конструкции фюзеляжа.

Рис. 3 Рассматриваемые отсеки фюзеляжа Рис. 4 Эпюры отсека фюзеляжа

Рассматриваются отсеки фюзеляжа легких и средних самолетов (рис.3) под нагрузками в полетном случае А'. Вид эпюр внутренних силовых факторов показан на рис.4.

С помощью энергетического подхода все элементы конструкции фюзеляжа завязываются в единое целое, что позволяет построить расчетные соотношения для рассматриваемой системы. Запишем необходимые выражения в общем виде для произвольной каркасированной цилиндрической оболочки, в которых учитывается особенность структуры пакета слоев. Для этого введем некоторые допущения. При построении расчетной модели для произвольной каркасированной цилиндрической оболочки средней длины с учетом особенностей структуры пакета слоев применяется полубезмоментная теория

9

|

оболочек, так как нагрузка по длине конструкции меняется гораздо медленнее, чем в поперечном направлении. Принимаем, что оболочка тонкая и к ней применимы гипотезы Кирхгоффа—Лява. Также пренебрегаем в оболочке продольными моментными силовыми факторами —<2„, Ма, и Мар. Запишем уравнения равновесия (рис.5):

дК да др

др

да

эр Рг=(

где а, Р, У

о и е =

дЛл д0

,(1) 5 Координаты оболочки в виде отсека

фюзеляжа

поверхности оболочки (рис.5); Ыа, А'(, - нормальные усилия; ^-касательные погонные усилия; £>,, М„— соответственно поперечная сила и изгибающий момент в поперечном направлении оболочки; р„, р— поверхностные нагрузки; радиус кривизны оболочки в поперечном направлении. Так как решение в общем виде уравнений (1) достаточно сложное, воспользуемся методом последовательного приближения и в первом приближении учитываем только первое уравнение равновесия системы (1). Разрешая уравнения (1), Л^ в сечении выражается через продольное усилие Л<;

N.

(2)

В однозамкнутых оболочках, нагруженных рассматриваемыми моментами и силами при отсутствии внутреннего давления, усилие на порядок меньше

других усилий в полубезмоментной оболочке, поэтому в предварительных расчетах оставим только усилия и N..

Основной формой депланаций сечения при кручении является функция координат гу, а основной формой депланаций при изгибе - эпюра в виде квадратной параболы, в данной работе принимается в виде г2у. Для решения задачи по определению напряженного состояния в оболочке с учетом депланации сечения представим продольные усилия оболочки в виде ряда произведений функций X, (а) и Ф, (р):

^=^+*4(а)Ф4(/?)+*5(а)Ф5(/7), (3)

где ы, = (Х1+Х2у+Х,г)А - балочные составляющие упругих усилий; X,, Х2 и Хъ — определяются из решения задачи по балочной теории и соответствуют усилиям от нормальной силы Рх и действий двух изгибающих моментов Мг и Му; А — суммарная толщина обшивки оболочки, выделенная в виде множителя для получения геометрических параметров сечения; Хл(а)иХ5(а)

— искомые функции депланации сечения при Ф4 =ту и Ф5 = г2у (функции депланации, учитывающие кручение и изгиб) для симметричного контура.

Из(2) и (3)следует,что Л^ всечении: Ыа/,=-\(Ы'х+Х^,+Х'5Ф5).д/3 + д0, (4)

где Ф4 и Ф5 — новые функции в виде: Ф4= Ф4+ К,Л'Х, Ф5= Ф5+ К3Ф4,

где К,, К2 и К3 — коэффициенты ортогонализации функций Ф4 и Ф5 между

собой и с выражением Ы/, % определяется по формуле Бредта: = —;

шк

О 5°тс

1(^)3/?=^где q0 = —поток в открытом сечении оболочки от (?у;

Мх - внешний крутящий момент в текущем сечении по длине оболочки; шк -удвоенная площадь расчетного контура^^В^у.д/?; = у25Р; ар = Д. 90, где впг— множитель, учитывающий жесткость г-й панели:

ВПг = Ул(Ё11с034^1 + 2£и5т2</>1с0321/>1 + £:2151п4^,+с'1231п22(>)> Я,2 = -—^—г' где Еи • \ ' (1 -МпМгО

— модули упругости вдоль и поперек волокон; ц — коэффициент Пуассона;

_ У

щ— угол укладки волокон; у = - (координаты оболочки отнесены к ее радиусу). В рамках балочной теории получим: ■ «я = _м- ,

* " 1 га.

На рис.6 приведены формулы координат различных форм поперечного сечения отсека фюзеляжа. В соответствии с этими формулами, функции депланации, учитывающие кручение и изгиб, например, для круглого сечения примут вид: Ф4 = zy = sin 0 cos 0 и Ф5 = z2y = sin2 0 cos 0; для овального сечения при а > Ъ (см. рис.6): ф4 = 2у = и ф5 =zy = s¡n2e««e/ ,, .

'"■"Э /(--If)'

Проведем ортогонализацию для того, чтобы эти функции были самоуравновешенными в сечении оболочки и только влияли на перераспределение усилий с учетом стеснения депланации контура в районе заделки. Новые функции можно записать в виде:

Ф4=2у+К,^у, ф5= z2J+К2^у+К3(^+■ (5)

•*oz Joz oz

Коэффициенты ортогонализации находятся из удовлетворения условий: 1) j)Nx.<&t.dfl = 0; 2) j>Nx.<&ydJ3 = 0; 3) |>Ф4.Ф5.3/? = 0 (6)

Неизвестные функции Х4(а) и х5 (а) находим с использованием вариационного принципа наименьшей работы. В этом случае потенциальная энергия запишется в форме: U=-j^[cHN^+C33N^dadj3 , (7)

где C,¡ - средние характеристики многослойного пакета.

После подстановки в выражение энергии усилий в виде (3) и (4) интегрированием по контуру получаем энергетический функционал и после минимизации энергии получим два дифференциальных уравнения совместности деформаций для определения неизвестных Х4 и X¡: $C„(a/¿A-X'Ú-Х"5Ь,Ь5)д0 + §Си(м,Ф< + Х,Ф\ + *5Ф4Ф5)ЗД = 0)

фс,эКл-х\ь)-х;ь4ь5)д0+§сн(мхФ5 + х,Ф1 + *4ф5ф4)э/?=о, (8)

После решения системы уравнений (8) определяем константы (их четыре) с помощью системы четырех граничных условий:

1 )$NaRdd = 0, 2) ф NayRdd = Mz, 3) § Naß sin в Ядв = Qy, 4) $NaßR2de = МХ. (9)

Таким образом, определяются слагаемые в формулах продольных усилий (3) и касательных усилий (4) по контуру и длине оболочки. Для круглого сечения продольные усилия принимают вид: Na = írmeos 0 + ^sin б) + X, sin 9 cos 9 + X5 sin2 9 cos 9, (10)

VjOZ Joy /

где X4(a) = +A1C1eA'a + A^e"^« ± A3C3 sin(A4a) ± A3C4 cos(A4a) и Xs(a) = C^2" + AlC2e_A2a + C3 sin(A4a) + C4 cos(A4a), A¡ -число; Q - константы системы уравнений (8), определены с помощью (9). Касательные усилия принимают вид:

Naß = -As Sin 8 + Х'4 ^sin е cos 9 + ^ (y^cos 9+J^sin 9) j + X'5 ^-sin2 9 cos в + K2 (^cos 9 +

j^sin 9) + K3 ^sin 9 cos 6 + Kt (j^cos G + J^sin + A6 + A7 cos 9, (11)

где X'4 = +A1A2C1eAza ± A1A2C2e"Aja ± A3A4C3 cos(A4a) + A3A4C4 sin(A4a) и

X's = A2C1eA^a - A2C2e~Aa<I + A4C3 cos(A4a) - A4C4 sin(A4a).

Пример 1. Определим продольные и касательные усилия Na и Naß в отсеке фюзеляжа круглого поперечного сечения радиусом 1,5 м и длиной 5 м для Qy = 55000Н, Qz = 37000Н, Мг = 395000Н.М, Му = 250000Н.М и Мх = 85000Н.м. Принимаем толщину = 1 мм. Функции Ф4 = sin 9 cos 9 и Ф5 = sin2 9 cos 9. Находим

с помощью (8) и (9) Х4 и Х5 в зависимости от координат оболочки а и 0. Расчеты показали при а = I: Na = 28431,6 cos 9 + 13433Д sin в + 3037,1 sin 9 cos 6 + 6172,9 sin2 9 cos 9 и Na¡¡ = -8557,7 sin 9 + 3810,4 cos2 9 + 1807,5 sin3 9 + 7,1 cos 8.

Рис. 9 Проверка с результатами полученными из МКЭ

Из расчета (рис.7 и 8) видно, что предлагаемый аналитический подход дает хорошее совпадение значений усилия А^ и Ма/1 в оболочке с величинами, полученными при расчете оболочки методом конечных элементов (рис.9).

14

Л'е « 23431,6cos 0 + 13433,1 sin 0 + 3037Д sin 0 cos 8 + 6172,9 sin10 cos 0 ^^ Масштаб i:I Macare

Влияние деилаианий на распределение ¡N« но контуру поперечного сечения отсека

максимальное

среднее

изгиб

A\sm2QcosO

кручение

Балочная

-8557,7 sin 6 + 3310,4cos2 8 + 1807,5sin3 6 f 7,1 cos 8

»балочна«

Рис. 7 Распределение Na и Naß в виде эпюр Рис. 8 Влияние депланации

При нагружеиии фюзеляжа внутренним давлением в оболочке развиваются дополнительные усилия Ыа и . Формулы для расчета Ы, и Л^ записываются в виде:

Ы, = с («, 0)+с4 {Ц).х\ (а)+с5 {Р).Х\ («) + „,, (12)

где коэффициент с{а 0) = _£_а( функции

да да шк

:{РЫ/>)+ :ЧеМР)У>

I-длина отсека фюзеляжа; = 2\у.а/» и = и

•1.у=§вп, 2у др ~ моменты инерции поперечного сечения отсека фюзеляжа; й (а) ~ касательные потоки; щ (а) - контурные усилия.

Учет работы шпангоута от внутреннего давления представится как

добавку к работе обшивки в виде А^.. Произведя выкладки и принимая что

Е,ьь.

деформации £„ одинаковые в оболочке и шпангоуте, потенциальная энергия запишется в виде:

+ N.

3 + ^а .

(14)

После минимизации функционала получим систему разрешающих уравнений. Относительно Х4 и Х5 получим связанную систему уравнений:

£ да

(СпК +С12Ы,)а, (/?)]Э/? = 0

&

где С„ = —; С33 = —-; С,2 = ; С22 = —-; d¡2 = —; коэффициент в(в, /?) h.Ea h.Gaß h.Eß h.Eß h B22

M Mx+&q0pdß и б(а,/?)равны: a(a,ß)= —-y(ß)h и b(a,ß) = qQ----S.

Jyl ^k Система граничных условий:

&[( c12Na + c22Nß).с4да] = 0; c12wa + c22fy).с4да] а/? - &[с33лц. = o;

4[( C12/Va + С22Л> ). cs(ß)\ = 0 ; C12/Va + C22Np ). c5(/?)] dß - &[C33¿V b5(ß)]dß = 0;

4 Wa(cos0 - sin 0)30 = Mz - My ; ^ Ne/?(cosв - sin 0)90 = <?y - <?2; Wa(?30 = M*;

j>kNßde = pß. (16)

Пример 2. Для отсека фюзеляжа длиной 5 м овальной формы поперечного сечения оболочки шириной Зм и высотой 2,65м определим усилия Na, Naß и Np при Qy = 75500Н, Qz = 46500Н, Mz = 528500H.M, My = 330500H. м И Мх = 87500Н.М. В отличие от первого примера, система дифференциальных уравнений (15) дает восемь неизвестных констант, которые определяются с помощью (16). Далее получаем Х4 и Xs, следовательно, и Xi X'¿ и X¡ , которые соответственно вводим в (3), (13) и (12) при а = I:

Na = 1184-31,9 cos 0 + 42413,1 sin 9 + 36711,2 sin 9 cos 6- 108946,7 sin2 9 cos 9 ; % = -31512,3 sin 9 + 12843,3 cos2 9 + 3091,5 sin3 9 ;

^ = -(105,3(409,7 + 23,4 cos 9)) cos 9 - 311,2 - 315,48 cos9 - 22,792 + 2 14,4sin 9 cos 9 4214,49-171,5 sin2 9 cos 9.

}{л " 9ШЗ,1соа6 + 38771,5siriö + 29.2sinöcos0+ 87,7sm' всозв

.......Nu ..............

на, = -mmsas'e* 3i24.)ms!» * J09i.s$»a'e

- —ÍS,3ÍW,7+ 23,4ces9))cos9- 3ÍJ,2~3l5,48eos0 - 22.70 4 кумлл

Рис. 10 Распределение усилий Na, Naß и Nß Рис. 11 Проверка с результатами МКЭ

Результаты расчетов представлены на рис.Ю в виде эпюр распределения усилия Иа по контуру и по длине оболочки. Проверка полученных результатов методом конечных элементов показала, что степень точности представленной методики достаточна (рис. 11).

Далее в зависимости от конкретного материала определяются напряжения, деформации и необходимая толщина оболочки по условиям прочности.

В третьей главе излагается методика рационального проектирования конструкций из композиционных материалов, которая основана на критерии равнопрочности. На первом этапе проектирования целевой функцией является масса конструкции гладкой оболочки, приведенная толщина которой определяется как сумма толщин слоев по направлению укладки: А=А|+/гг+^+/14. По методике расчета, изложенной во второй главе, определяются максимально нагруженные точки в каждой панели: Nar=N"^ и = Л'™*. Проектирование ведется без учета связующего и для четырехслойного ортотропного пакета слоев с укладкой волокон под углами <Р\ = 0, <Рг = -<ръ = ^ и ч>4=~. Ограничение по прочности записывается через

прочность вдоль волокна без учета связующего: = о , где оа - напряжение

О'.!

в слое вдоль волокна; ав1 -предел прочности материала монослоя вдоль волокон. Толщина находится из соотношений, которые удовлетворяют уравнениям совместности деформаций:

ЕЛ

(соэ2 - Цар 81П2 <р\ О. СОЭ®.

--+——-— N

- '

(этг (р, - сое2

О«/

Л'»

(17)

где А - номер приближения;/« - суммарная толщина обшивки, определенной на к -ом шаге приближения расчета.

В отличие от металлических конструкций, для композитных конструкций найденные толщины чаще всего удовлетворяют требуемым изгибным и крутильным жесткостям, т.е. эти ограничения не являются определяющими.

Второй этап проектирования проводится с учетом конкретной компоновочной схемы отсека фюзеляжа, состоящей из обшивки, стрингеров, шпангоутов и т.д. Усиленные шпангоуты располагаются по концам отсека фюзеляжа. В отличие от металлической конструкции, перераспределить материал по элементам отсека фюзеляжа можно без особого изменения массовых характеристик таким образом, чтобы жёсткостные и прочностные свойства в нем практически не изменялись (рис.12).

При изгибе возможна местная потеря устойчивости сжатых элементов продольного набора, а форма шпангоутов при этом не должна искажаться. Шпангоуты должны обладать такой прочностью, чтобы не было общей потери устойчивости фюзеляжа. Однако завышение запаса прочности шпангоутов нежелательно, так как приводит к увеличению веса конструкции. Поэтому критерием оптимальности конструкции фюзеляжа, условием минимизации его массы, служит одновременность обеих форм потери устойчивости.

Критическая нагрузка, при которой происходит потеря устойчивости продольных элементов и обшивки на сдвиг будет:

где ъ — шаг стрингеров, изгибные жесткости Орч = вм ~.

Для обшивки, которая работает на сжатие и сдвиг, критерием прочности служит соотношение: + < 1. (19)

Пример 3. Рассмотрим отсек фюзеляжа круглого поперечного сечения, для которого, требуется определить параметры обшивки и силовых элементов. Радиус отсека 1,5м и длина отсека 5м. Нагрузки принимаются из первого примера. Прочностные характеристики монослоя: Е,=\50ГПа, = 8500М7а, вп=4500МПа, //12 =0,28, ал = IШМПа, тп=&0МПа и углы укладки (Г,±45°и 90". Толщина слоев по условию прочности (17):

-1,44мм А" = -

2Е.И ' 40.Л

и,

Из них распределим нужный однонаправленный материал на стрингеры и на шпангоуты, остаток сложим в ткани для обшивки (табл. 1).

_Таблица 1. Необходимый материал для распределения по элементам

отсек фюзеляжа

толщина каиадого слоя тол|цина монослоя

мм мм

Ь1 1,44 0,12

К2 0,67 0.12

1.3 0,67 0,12

114 0,85 0,12

|| 3,63

12 б 6

обшивка

УКЛАДКА толщина

0,96 0,48 0,48 0,48

ГТГ

остаток

количество слоев

Площадь Объем

Основное назначение

4 1499,52 4521,166 22615828,9 стрингер

2 1499,81 1790,593 8952964,44 стрингер

2 149931 1790,593 8952964,44 стрингер

4 1499,63 3 486,735 17433674,1 шпангоут

В результате часть А, пойдет на стрингер, а часть А, на шпангоут и стенки профиля стрингера.

Рис. 13 Расчет на устойчивость Рис. 14 Проектирование стрингера

Полученные параметры обшивки корректируются расчетом по устойчивости при совместной работе на сжатие и сдвиг, а параметры стрингеров - по местной и общей потере устойчивости (рис. 13 и 14).

19

Рис. 15 Распределение материала по шпангоутам Рис. 16 Расход материала

Для шпангоута определена приведенная толщина с учетом внутреннего давления. В нашем случае шаг шпангоутов получился с большим запасом (рис.15), поэтому его следует определить из условий требований компоновки.

Рнс.17 Расчет четырех панелей Рис.18 Проверка с помощью МКЭ

Общий расход материала показан на рис.16. Расчет четырех панелей по отдельности дает выигрыш в 8% за счет уменьшения количества стрингеров для боковых панелей (рис.17). Представленный подход простой и на первом этапе проектирования позволяет получить достаточны точные результаты (проверка с помощью МКЭ показана на рис. 18).

В четвертой главе проводится сравнительный анализ по массе отсеков фюзеляжа различных форм поперечного сечения и даются рекомендации по выполнению вариантов конструкции отсека фюзеляжа из КМ.

В табл. 2 представлены результаты расчетов параметров конструкции и

массы отсеков фюзеляжа различного поперечного сечения. Видно, что из-за

влияния депланации некруглого поперечного сечения на НДС конструкции,

увеличивается приведенная толщина гладкой оболочки, в которой учтены

параметры силового набора без их конкретного распределения, а масса

20

снижается за счет уменьшения поверхности оболочки при одинаковом полезном объеме. В последнем столбце таблицы представлен коэффициент, определяющий отношение массы оболочки различных форм поперечного сечения к массе круглого сечения.

Таким образом, можно сделать вывод о том, что при одинаковом уровне комфорта овальное сечение выгоднее, чем круглое, за счет большей плотности компоновки и меньшей площади поверхности оболочки, даже при некотором увеличении толщины оболочки, что дает выигрыш в массе.

Таблица 2. Сравнительный весовой анализ гладких оболочек с разными сечениями

Форма поперечного сечения Плошал ь омываемого сечения Объем салона Шлмний Объ&| Т олпщва гладкой оболочки Плота «ль сечеиия Объем ызгернзл» Масса Коэффвпягит концентрации

Сечение! ■МЛ1* д.' м' ми .и«' м* кг

круглое 7073296,63 35.366 26,50 2,79 26270,65 0.1314 203,60 ЧЁР

Сечение

Узкооаальное 6394198,12 31.971 26,50 3,01 26070.61 0,1304 202,05 КШ

Сечение?

Широноовзльное Ц Шщг 612105438 30,605 26,50 2,91 24474ЛЗ 0,1224 189,67 ШЯ

Сечени» 4

ИМ Две окружности 5743972,58 28,720 26,50 3,22 27280,41 0,1364 211,42 1Ш

Сечение 5

Минимум Объем 5387554,82 26,938 26,50 3,35 28380.43 0,1419 219,95 ЙЕН

Сечение 6

Прямоугольник Ш 5280017,22 26,400 26,50 3,7 25016,7 0,1451 224,88 вша

Рекомендации по конструкции силовых элементов фюзеляжа

При сопряжении с усиленными шпангоутами стрингеры нужно разрезать. Шпангоуты рекомендуется соединять непосредственно с обшивкой болтами или заклепками, чтобы более полно подкрепить обшивку, повысить ее критическое напряжение, и ограничивать распространение усталостных трещин, повышая, таким образом, живучесть конструкции (рис. 19). Для прохода продольных стрингеров в нормальном шпангоуте делаются вырезы (рис. 20). Продольные стрингеры П-образного сечения и обшивка образуют интегральную панель из композиционных материалов.

21

Рис. 19 Силовые элементы Рис.20 Рекомендации по выполнению сопряжений

силовых элементов отсека фюзеляжа из композитов

Многозамкнутый контур

отсека (с полом) существенно увеличит вес конструкции (рис.21), поэтому рекомендуется крепить пол так, чтобы он не работал под внутренним давлением. Рис. 21 Работа многозамкнутого контура под давлением

В заключении рассматривается вопрос о влиянии формы поперечного сечения фюзеляжа на летно-технические характеристики самолета (табл. 3).

Таблица 3. Влияние формы поперечного сечения на дальность полета

Форма поперечного сечеиия отсека фюзеляжа

Иругпоссеччцче_Узкооез.'^ное_Шоокровмьиге из окрукэ.остей_пяощадь_сеихве

ЬфейсерскэяВысота II га 10500 10500 10500 10500 10500 10500

¡фейсорская скорость V "50 750 750 750 750 750

"корость звука ва такой высоте а 1072,6 1072,6 1072,6 1072,6 1072,6 1072.6

1нсяо Маха М = V / а 0,70 0,70 0,70 0,70 0,70 0,70

Гкоростяой нанор q=p.\T1ll 8323,55 8323.55 8323,55 8323,55 8323,55 8323,55

Хюшяль крыла Swp 52 52 52 52 52 52

Ъродикамичесю« коэффициенты Cva = m.j/q.Si-p 0.Я5 0,480 0,685 0.482 0,508 0,503

Сзса = С» + В(С; а - Сущ)» 0,035 0,036 0,046 о.озб 0.037 0,038

Геометрическое отношение a ib 1.00 0.S8 1.59 1,06 1.15 1.20

Ьрознвамв веское качество К- Сз'а/Сха 15.75 12.39 16,46 13,6? 12.0« 10.90

■ дваьнf.iti расход топлива Le 0.044 0.044 0.044 0,044 0.044 0.044

Масса отсека кг 203,60 202,05 1W 211,42 1M,S5 224,88

Масса фюзеляжа кг 2148,6 2727,675 2560,545 2 854.17 2969.325 3035,88

Масса тоялява кг 6S00 6SOO 6800 6800 6800 6800

йрнолязнтетьяая масса кокструкяий кг 7635,00 7576.88 7112,63 7928,25 8248,13 8433,00

Масса пассзж«р«р. (S0) и зкиважа кг К50 5350 ¡Щ 53» 5350 5350

Масса силовой установка в оборудования 4250 4250 4250 4250 4250 4250

Взлетная масса не кг 24035,00 23976,88 23512,63 24328,25 24648,13 24833,00

Дальнее п. полета

L= 3.&S- ( K.V/Ct>.la¡0(x'mk)

Широкофюзеляжный самолет обеспечит снижение массы и повышение аэродинамического качества (за счет уменьшения интерференции, так как

22

коэффициент сопротивления от интерференции крыло-фюзеляж, зависит от отношения ширины фюзеляжа к размаху крыла) при одинаковом уровне комфорта. Чем относительная масса конструкции меньше, тем больше дальность, коммерческая нагрузка и экономические показатели, что увеличивает конкурентоспособность самолета.

Выводы по работе

1. Проведен маркетинговое исследование, которое установило влияние параметров фюзеляжа и степени использования композиционных материалов в конструкции на уровень конкурентоспособности гражданских самолетов легкого и среднего классов;

2. Представлена расчетно-аналитическая постановка задачи определения напряженно-деформированного состояния в подкрепленных композитных оболочках типа отсека фюзеляжа различного поперечного сечения с использованием метода последовательных приближений;

3. Предложена методика рационального проектирования ортотропных слоистых композитных конструкций. Постановка задачи предусматривает определение структуры оболочки (углов армирования, толщин и количество слоев), параметры подкрепляющих элементов каркаса, обеспечивающие минимум массы при ограничениях по прочности, жесткости и устойчивости;

4. Предложены варианты силовых схем фюзеляжей легких и средних самолетов и сформулированы рекомендации по конструированию силовых элементов отсека фюзеляжа из КМ;

5. Проведен сравнительный анализ по массе конструкции отсека фюзеляжа, имеющего различную форму поперечного сечения при одинаковой полезной площади.

Основные результаты Публикации в изданиях, рекомендованных ВАК России:

1. Дудченко A.A., Канчая Рохас P.A., Разработка методики аналитического расчета конструкции отсека фюзеляжа гражданских самолетов

из композиционных материалов / Журнал «Механика композиционных материалов и конструкций». - Москва РАН, 2011. - № 1. - С.133-144

2. Дудченко A.A., Канчая Рохас P.A., Рациональное проектирование конструкции отсека фюзеляжа гражданских самолетов из композиционных материалов / Журнал «Конструкции из композиционных материалов». -Москва, 2011. - № 2. - С. 21-34

3. Дудченко A.A., Канчая Рохас P.A., Выбор оптимальной по весу формы поперечного сечения отсека фюзеляжа [Текст] I А.А Дудченко, Канчая Рохас P.A. II Электронный журнал «Труды МАИ». - Москва, 2011. - № 44. Публикации в других изданиях:

4. Канчая Рохас Р. А., Разработка конкурентоспособного административного самолета нового поколения из композиционных материалов / «Воздушный транспорт, навигация и управление воздушным движением». Казанский государственный технический университет имени А.Н.Туполева КАИ, 2008.-С.113-118.

5. Канчая Рохас Р. А., Выбор рационального поперечного сечения отсека фюзеляжа / 7-я Международная конференция «Авиация и Космонавтика» -

2008. Москва. Тезисы докладов. 2008. - С. 123.

6. Канчая Рохас Р. А., Развитие новых технологий и искусственных материалов / Международный научно-практический интернет-конференция -

2009. Московский Авиационный Институт МАИ. - С.69-73.

7. Канчая Рохас Р. А., Методика аналитического расчета и рационального проектирования конструкции отсека фюзеляжа гражданских самолетов из композиционных материалов / «Научно-техническое творчество молодежи -путь к обществу, основанному на знаниях» МГСУ 2010: Сб. научных докладов Научно-практической конференции - 2010 - С.422.

8. Канчая Рохас Р. А., Весовая эффективность внутренних элементов конструкции отсека фюзеляжа гражданских самолетов. / 9-я Международная конференция «Авиация и Космонавтика» - 2010. Москва. Тезисы докладов.

2010.-С.64.

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА 1 СОСТОЯНИЕ ВОПРОСА, ОБОСНОВАНИЕ

НАПРАВЛЕНИЯ ИССЛЕДОВАНИЯ И ОБЗОР КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТОВ.

1.1. Объект исследования и цель работы. Краткий анализ литературных источников.

1.2. Вопросы проектирования граиеданских самолетов легкого и среднего классов. Факторы, влияющие на выбор формы поперечного сечения отсека фюзеляжа.

1.2.1. Параметры и лстно-технические характеристики гражданских самолетов легкого и среднего классов.

1.2.2. Конфигурации и внешние формы отсека фюзеляжа. Факторы, влияющие на выбор формы поперечного сечения отсека фюзеляжа.

1.2.3. Объемная эффективность. Полезный объем конструкции отсека фюзеляжа пассажирских самолетов.

1.2.4 Влияние формы поперечного сечения отсека фюзеляжа на аэродинамические характеристики самолета.

1.3. Работа отсека фюзеляжа самолета под нагрузками.

1.3.1.Конструктивно-силовые схемы (КСС) фюзеляжа.

1.3.2. Определение нагрузок на фюзеляж в зависимости от параметров самолета для случаев полета.

1.4. Применение композиционных материалов в конструкциях фюзеляжа современных самолетов.

1.4.1. Применение углепластиков в гражданском авиастроении.

1.4.2. Программы по изготовлению фюзеляжа из углепластиков.

1.5. Постановка задачи.

ГЛАВА 2 ПОСТРОЕНИЕ АНАЛИТИЧЕСКОЙ МЕТОДИКИ

ОПРЕДЕЛЕНИЯ НАПРЯЖЕННО ДЕФОРМИРОВАННОГО СОСТОЯНИЯ КОНСТРУКЦИИ ФЮЗЕЛЯЖА.

2.1. Механика слоистых композитных тонкостенных цилиндрических оболочек.

2.1.1. Вариационные методы.

2.1.2. Физическая модель композиционного материала.

2.2. Построение аналитической методики определения напряженно деформированного состояния оболочек типа отсека фюзеляжа.

2.2.1. Расчетные соотношения оболочек типа отсека фюзеляжа.

2.2.2. Общий алгоритм решения аналитического расчета НДС гладких оболочек с разной формой поперечного сечения.

2.2.3. Учет внутреннего давления. Неоднозамкнутые контуры.

2.2.4. Анализ полученных результатов и их проверка с результатами МКЭ Заключения.

ГЛАВА 3 РАЦИОНАЛЬНОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИИ ФЮЗЕЛЯЖА В РЕГУЛЯРНОЙ ЗОНЕ.

3.1. Определение структуры конструкции отсека фюзеляжа.

3.1.1 Рациональное проектирование. Ограничения.

3.1.2 Определение толщин слоев элементов конструкции отсека фюзеляжа.

3.2. Перераспределение материала по силовым »элементам конструкции фюзеляжа.

3.2.1. Расчетные модели стрингеров и шпангоутов. Выбор профилей.

3.2.2. Расчет на устойчивость конструкции^ отсека фюзеляжа.

3.2.3. Расчет цилиндрических жесткостей стрингеров.

3.2.4. Проверка с результатами МКЭ. Заключения.

ГЛАВА 4 СРАВНИТЕЛЬНЫЙ ВЕСОВОЙ АНАЛИЗ.

РЕКОМЕНДАЦИИПО ВЫПОЛНЕНИЮ КОНСТРУКЦИИ ОТСЕКА ФЮЗЕЛЯЖА ИЗ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ.

4.1. Сравнительный весовой анализ конструкций с различными формами поперечного сечения отсека фюзеляжа.

4.1.1. Влияние формы поперечного сечения отсека фюзеляжа на функции депланации и усилия оболочки.

4.1.2. Сравнительный весовой анализ гладких оболочек.

4.1.3. Влияние формы поперечного сечения отсека фюзеляжа на летно-технические характеристики самолета.

4.2. Рекомендации по выполнению конструкции отсека фюзеляжа из композиционных материалов.

В современном авиастроении, наряду с ужесточением требований к качеству техники и услуг, важным является повышение эффективности и конкурентоспособности новых изделий.

Основным условием обеспечения высокой эффективности объекта авиационной техники является распространение инноваций в области проектирования, технологии и расчета на прочность конструкций. Одним из важнейших направлений в современном авиастроении является применение композиционных материалов (КМ), которые позволяют создать более легкую конструкцию, придать изделию новые свойства, а в перспективе добиться снижения цены. Проектирование многослойных композитных конструкций требует применения аналитических и численных методов расчета прочности, позволяющих провести предварительный расчет структуры композита, и последующего уточненного расчета.

Отсюда вытекает актуальность данной работы, в которой рассматриваются вопросы проектирования конструкции отсека фюзеляжа легкого и среднемагистрального пассажирского самолета, выполненного с широким применением композиционных материалов. Разработаны методики аналитического и численного расчета на прочность силовой подкрепленной оболочки фюзеляжа, определения и выбора рациональных проектных параметров конструкции.

В работе содержатся результаты теоретических исследований и методологические принципы выбора конструктивно-технологических решений по критерию минимума массы на этапе конструирования.

Отсек фюзеляжа представляется в виде оболочки, так как оболочечные силовые конструкции являются наиболее широко используемыми элементами, которые воспринимают и противостоят внешним силовым факторам.

Главным условием при определении рациональных параметров конструкции является требование минимума массы при выполнении прочности, необходимой жесткости, надежности, обеспечения необходимых величин механических характеристик во время эксплуатации агрегата.

Аналитический подход к определению напряженно-деформированного состояния особенно важен, так как существенно экономит время проектирования по сравнению с использованием метода конечных элементов на эскизном этапе проектирования и позволяет с достаточной степенью точности получать искомые параметры конструкции.

В дальнейшем полученные параметры уточняются с помощью метода конечных элементов. Численные методы, в отличие от аналитических, дают не общие, а частные решения в дискретных областях изменения независимых переменных.

Целью диссертационной работы является разработка методики рационального проектирования, расчета прочности и выбора параметров конструкции отсека фюзеляжа из композиционных материалов для легких и среднемагистральных пассажирских самолетов с учетом разной формы сечения фюзеляжа.

Для достижения этой цели были решены следующие задачи:

- разработка статистики весовых и геометрических параметров современных легких и средних пассажирских самолетов с выявлением рациональных форм сечений фюзеляжа;

- анализ проблем, требований и методов проектирования конструкции фюзеляжа из композиционных материалов;

- разработка алгоритма аналитического решения и расчетных программ для определения напряженно-деформированного состояния композитной конструкции фюзеляжа разной формы поперечного сечения;

- разработка методики рационального проектирования композитного отсека фюзеляжа методом последовательных приближений, исходя вначале из определения структуры и параметров гладкой оболочки и переходя к распределению материала с определенной структурой между обшивкой, стрингерами и шпангоутами и определению их параметров;

- проверка результатов, полученных по предлагаемой методике, с результатами, полученными методом конечных элементов;

- анализ и выбор рациональной конструктивно-силовой схемы отсека фюзеляжа легких и среднемагистральных пассажирских самолетов с учетом влияния конструктивных факторов;

- разработка рекомендаций по проектированию конструкций композитных силовых элементов фюзеляжа легких и среднемагистральных пассажирских самолетов.

Научная новизна работы определяется:

1. Разработанным расчетно-аналитическим методом для определения напряженно-деформированного состояния в каркасированных композитных оболочках типа отсека фюзеляжа различного поперечного сечения, который является основой для эффективного определения рациональной структуры при ограничениях по прочности конструкции.

2. Предложенным аналитическим методом оптимального проектирования ортотропных слоистых композитных конструкций, включающий определение структуры, параметры и распределение стрингеров и шпангоутов в оболочке, обеспечивающий минимум массы при ограничениях по прочности, жесткости и устойчивости.

3. Предложенными вариантами силовых схем фюзеляжей административных и среднемагистральных самолетов и рекомендациями по конструкции силовых элементов отсека фюзеляжа из КМ.

Достоверность разработанных аналитических методов и алгоритмов, как и полученных в диссертации результатов, выводов и рекомендаций основывается на корректном использовании обоснованных теоретических подходов при решении поставленной задачи и подтверждается путем сравнения полученных на их основе результатов с прямым расчетом методом конечных элементов.

Полученные в диссертации аналитические методы расчета цилиндрических оболочек, таких как отсек фюзеляжа, позволяют получать, удобные для использования в практике, обоснованные и достаточно точные данные по распределению напряжений по контуру и длине оболочки.

Предложенный подход к оптимальному проектированию элементов слоистых композитных конструкций может представлять интерес для разработчиков численных и аналитических методов решения задач оптимального проектирования. Результаты работы могут быть использованы при проектировании других композитных конструкций.

В первой главе представлен объект исследования, проведен анализ научных публикаций, сделан обзор конструкций современных легких и средних пассажирских самолетов, выполненных их композиционных материалов, рассмотрены критерии для выбора формы поперечного сечения фюзеляжа самолета, в качестве критерия совершенствования конструкции принимается минимальная масса.

Во второй главе разработан расчетно-аналитический метод для определения НДС в каркасированных композитных оболочках типа отсека фюзеляжа различного поперечного сечения, с достаточно точными данными распределения напряжений по контуру и длине оболочки, которые являются основами для эффективного определения рациональной структуры при ограничениях по прочности конструкции.

В третьей главе разработан аналитический метод рационального проектирования ортотропных слоистых композитных конструкций, включающий определение структуры, параметры и распределение стрингеров и шпангоутов в оболочке, обеспечивающий минимум массы при ограничениях по прочности, жесткости и устойчивости.

В четвертой главе проведен сравнительный весовой анализ отсеков фюзеляжа с разными формами поперечного сечения, предложены варианты силовых схем фюзеляжа региональных самолетов и рекомендации по конструкции силовых элементов отсека фюзеляжа из КМ.

1. Авдонин A.C.,.Фигуровский В.И. Расчет на прочность летательных аппаратов. -М.: Машиностроение, 1985.

2. Авиационные правила Часть 25. Нормы летной годности:самолетов транспортной категории: Межгосударственный авиационный комитет. Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова. 1994.-322с.

3. Азиков Н.С. Определение несущей способности композитных панелей при сжатии. Механика композитных материалов. 1991. №5. С. 831-83 8.

4. Айрапетов F.A. и др. Строительные материалы. Учебно-справочное пособие. Изд-во Феникс 2005.

5. Алфутов:Н;А., Зиновьев П.А., Попов Б.Г. Расчёт многослойных пластин и оболочек из композиционных материалов. М.: Машиностроение, 1984г., 264с:

6. Амбарцумян С. А., Теория анизотропных оболочек, Mi, 1961

7. Андриенко А.И., Рябченко В.М. О выборе искомых параметров в задаче оптимального'проектирования тонкостенных подкрепленных конструкции. Сб. «Оптимальное проектирование авиационных конструкций»; Куйбышев; вып.1, 1973, с.3-9.

8. Аралов Г.Д., Рябов В.А. Магистральные пассажирские самолеты. -М.: МАИ-ГосНИИГА, 1989.-42

9. Арепьев: А.Н. Выбор проектных параметров и оценка летных характеристик пассажирских самолетов с турбовинтовыми двигателям: Учебное пособие.-М.: Изд-во МАИ, 2005 !-96с: ил.

10. Арепьев А.Н. Концептуальное проектирование магистральных пассажирских самолетов. Учеб. Пособие.- М.: Изд-во МАИ 1996.

11. Арепьев А.Н. Проектирование легких пассажирских самолетов. Учебник для вузов. Изд.во МАИ 2006.

12. Арефьев В. Н. Весовой расчет фюзеляжа пассажирских самолетов. — «Труды ГосНИИ ГА», вып. 97. М„ 1974, с. 79—91

13. Астахов М.Ф., Караваев A.B., Макаров СЛ., Суздальцев Я.Я. Справочная книга по расчету самолета на прочность. Оборонгиз, 1954.

14. Бадягин A.A., Мухамедов Ф.А. Проектирование легких самолетов. М.: Машиностроение, 1978.208 с.

15. Баженов С.Л., Берлин A.A., Кульков A.A., Ошмян В.Г. Полимерные композиционные материалы: Прочность и технология. Изд-во «Интеллект», 2010,-352с.

16. Баничук Н.В. Оптимизация форм упругих тел. Наука. Москва 1980

17. Баничук Н.В., Бирюк В.И., Сейранян А.П. Методы оптимизации авиационных конструкций. М.: Машиностроение, 1989г., 296с.

18. Баничук Н.В., Кобелев В. В, Рикардс Р. Б. Оптимизация элементов конструкций из композиционных материалов. М.: Машиностроение, 1988г., 223с.

19. Басов К.А. ANSYS для конструкторов. -М.: ДМК Пресс, 2009.- 248с.

20. Белов А.Ф., Фролов Ю.П. М ат ери ал ы для авиационных конструкций. Учеб. Пособие МАИ. Изд-во МАИ 1987

21. Белский В.Л., Власов И.П:, Кан С.Н. и др. Конструкция летательных аппаратов. Оборонгиз 1963.

22. Бердичевский В.Л. Вариационные принципы механики сплошной среды. М. 1983.

23. Бирюк В.И., Липин Е.К., Фролов В.М. Методы проектирования рациональных конструкций современных летательных аппаратов. Труды ЦАГИ. Выпуск 1880.1976г., 65с.

24. Блинов А.И., Белянин Н.В., Коган Ю.А., Митрофанов О.В. Погребинский Е.Л., Субботин В.В. Обеспечение прочности при проектировании конструкций самолетов "СУ" // "Полет". 1999. С. 40-43.

25. Братухин А.Г. Композиционные материалы в гражданской авиационной технике // Авиационная промышленность. -1995. -№9-10. -С.39-46.

26. Братухин А.Г., Давыдов Ю.В., Елисеев Ю.С. CAD в авиастроении. М: МАИ, 2000г., 301с.

27. Братухин А.Г., Иванов Ю.Л., Марьин Б.Н. Современные технологии авиастроения. М.: Машиностроение, 1999г., 832с.

28. Брызгалин Г.Н. Проектирование деталей из композиционных материалов волокновой структуры. Машиностроение. Москва 1982

29. Буланов И.М., Воробей В.В. Технология ракетных и аэрокосмических конструкций из композиционных материалов: Учебник для вузов. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1998.516с, ил.

30. Бушуев A.C., Локшин М.А., Тарасов Ю.М., Родченков Ю.Н. Опыт применения композиционных материалов в конструкциях самолетов «ОКБ Сухого». Конструкции .из композиционных материалов. М. Вып.1, 2004.

31. Быков О.С. Приближенные методы определения нагрузок на хвостовое оперение самолета. Труды ЦАГИ, 1982. вып. 2135, с 36-47.

32. Васидзу К. Вариационные методы в теории упругости и пластичности. М. 1987.

33. Васильев В.В. Механика конструкций из композиционных материалов. Учебник для вузов . Изд-во Машиностроение 1988. 270с.

34. Васильев В.В., Добряков A.A., Дудченко A.A., Молодцов ГА., Царахов Ю.С. Основы проектирования и изготовления конструкций летательных аппаратов из композиционных материалов: учебное пособие. -М.: МАИ, 1985.-218с.,ил.

35. Войт Е.С., Ендогур А.И., Мелик-Саркисян З.А., Алявдин И.М. Проектирование конструкций самолётов. М.: Машиностроение, 1987г., 416с.

36. Вольмир A.C. Устойчивость деформируемых систем. М. Наука 1967. 984с.

37. Воскобойник М.С., Лагосюк Г.С. и др. Конструкция и прочность самолетов и вертолетов

38. Галлагер Р. Метод конечных элементов. М.: Мир, 1984г.

39. Гиммельфарб AJ1. Основы конструирования самолетов. М.: Машиностроение, 1980. 367 с.

40. Глаголев А.Н., Гольдинов М.Я., Григоренко СМ. Конструкция самолетов. М.: Машиностроение, 1975. 479 с.

41. Гольденблат И. И., Копнов В. А., Критерии прочности и пластичности конструкционных материалов, М., «Машиностроение», 1968

42. Горощенко Б.Т., Дьяченко A.A., Фадеев H.H. Эскизное проектирование самолета. М.: Изд-во Машиностроение 1970. 327 с.

43. Гребеньков O.A. Конструкция самолетов. М.: Машиностроение, 1984 236 с.

44. Гридчин B.C. Эскизное проектирование Самолетов,- Учеб. Пособие МАИ. Изд-во МАИ 2007

45. Грошев Г.П. Липин Е.К. Оптимизация панелей по условиям прочности и устойчивости. Труды ЦАГИ, 1984г. Вып. 2229. с 102-131.

46. Гудков А.И., Лешаков П.С. Внешние нагрузки и прочность летательных аппаратов. 2-е изд. М.: Машиностроение, 1968. 470с.

47. Даревский В.М. Устойчивость консольной цилиндрической оболочки при изгибе поперечной силой с кручением и внутренним давлением. Сборник статей №29 Прочность цилиндрических оболочек. Оборонгиз 1959 .с 72-94.

48. Дарков A.B., Шапошников H.H. Строительная механика. Учебник. Изд-во Лань 2005.

49. Дж. Любин Справочник по композиционным материалам. 2-е книги. М.: Машиностроение, 1988г. 1014с.

50. Дудченко A.A. Анизотропные панели. Учеб. Пособие МАИ. Изд-во МАИ 2002.

51. Дудченко A.A. Оптимальное проектирование элементов авиационных конструкций из композиционных материалов: Учебное пособие. -М.: Изд-во МАИ, 2002. 84с.

52. Дудченко A.A., Елпатьевский А.Н., Лурье С.А., Фирсанов В.В: Расчет пластин из композиционных материалов: Учебное пособие. -М: МАИ, 1993. -68с.

53. Дудченко A.A., Елпатьевский А.Н., Хворостинский А.И. Проектирование конструкций из композиционных материалов. М.: МАИ, 1985. -35с,

54. Дудченко A.A., Лурье С.А., Образцов И.Ф. Анизотропные многослойные пластины и оболочки. Механика деформируемого твердого тела (Итоги науки и техники). -М.: ВИНИТИ, 1983.-Й. 15. -С. 3-68.

55. Дудченко A.A., Канчая Рохас P.A., Выбор оптимальной по весу формы поперечного сечения отсека фюзеляжа / Электронный журнал «Труды МАИ». Москва, 2011. - № 44.

56. Дудченко A.A., Канчая Рохас P.A., Рациональное проектирование конструкции отсека фюзеляжа гражданских самолетов из композиционных материалов / Журнал «Конструкции из композиционных материалов». — Москва, 20 Г1. № 2. - С 21-34:

57. Егер СМ., Мишин В.Ф., Склянский Ф.И., Лисейцев и др.; Под ред. СМ., Проектирование самолетов: учебник для вузов «Машиностроение», 1983. -616с.

58. Ендогур А.И. Проектирование авиационных конструкций. Проектирование конструкций деталей и узлов: Учеб. пособие.- М.: Изд-во МАИ 2009.

59. Житомирский Г.И. Конструкция самолётов. Издание 2-е. Машиностроение, 1995г., 416с.

60. Журавлев В. Н. Снижение веса машиностроительных конструкций: М-«Машнностроенис», 1961, 239 с.

61. Зайцев В.Н., Рудаков BJI. Конструкция и прочность самолетов. 1 Вища школа, 1978. 487 с.

62. Зинин JI. С Весовой расчет самолета. М. Оборонгиз, 1941, 146 с.

63. Иванов Ю.И. Расчет подкрепленных тонкостенных конструкций методом конечного элемента. Уч. Записки ЦАГИ, T.III, №1,1972.

64. Иерусалимский K.M., Фомин В.П. Параметрические исследования устойчивости анизотропной пластинки при комбинированной нагрузке // Проектирование и расчет на прочность авиационных конструкций. ЦАГИ. Вып.2641.2001.С. 94-102.

65. Кап С.Н., Свердлов И.А. Расчет самолета на прочность. Учебник по расчету. Изд-во Машиностроение 1966. 519 с.

66. Канчая Рохас Р. А., Весовая эффективность внутренних элементов конструкции отсека фюзеляжа гражданских самолетов. / 9-я Международная конференция «Авиация и Космонавтика» 2010. Москва. Тезисы докладов. 2010.-С.64.

67. Канчая Рохас Р. А., Развитие новых технологий и искусственных материалов / Международный научно-практический интернет-конференция —2009. Московский Авиационный Институт МАИ! — С.61-65.

68. Канчая Рохас Р. А., Разработка конкурентоспособного административного самолета нового поколения из композиционных материалов / «Воздушный транспорт, навигация и управление воздушным

69. Лехницкий С.Г. Анизотропные пластинки. М.: ОГИЗ, 1947. 354 с.

70. Лизин В.Т., Пяткин В.А. Проектирование тонкостенных конструкций. 4-е издание. Москва Машиностроение 2003.

71. Липатов Ю.С., Греков А.П., и др. Проблемы полимерных композиционных материалов. Сборник научных трудов. Изд-во Наукова Думка 1979.

72. Липин Е.К. Современные инженерные методы расчета на прочность и оптимизации авиационных конструкций. Учеб. Пособие МАИ. Изд-во МАИ 1987.

73. Липин Е.К., Ушаков И.Е. Методика определения эффективности использования материала в тонкостенной авиационной .конструкции по-условиям прочности. Учебные записки ЦАГИ, 1985. т. XII, №2.

74. Матюшев Ю.С., Наринский В.И., Сергеев В.Н. Расчет на прочность агрегатов ЛА (отсеки корпуса). Учеб. Пособие МАИ. Изд-во МАИ 1994-.

75. Митрофанов О.В., Стреляев Д.В. Прикладное проектирование композитных подкрепленных' панелей минимального веса при сжатии // Эксплуатационная прочность и надежность авиационных конструкций. М.: МГТУГА, 1997. С. 75-77.

76. Молодцов Г.А. Композиционные материалы. М.: МАИ, 1985: 67 с.

77. Молодцов Г.А. Напряженные элементы конструкций летательных аппаратов из композиционных материалов. М.: Машиностроение, 1993. 224с: ил.

78. Морозов B.C., Войнов B.C. Введение в задачи оптимизации элементов конструктивно-силовой схемы ЛА. Учеб. Пособие МАИ. Изд-во МАИ 1990.

79. Морозов Е.М. Метод конечных элементов в механике разрушения. Урсс. Москва 2007.

80. Морозов Е.М. Муйземнек А.Ю., Шадский A.C. Ansys в руках инженера. Механика Разрушения. Урсс. Москва 2007.

81. Наринский В.И., Рыбаков Л.С., Шклярчук Ф.Н. Методы решения задачмеханики упругих конструкций ЛА. Учеб. Пособие МАИ. Изд-во МАИ 1983.128

82. Немировский Ю.В., Резников Б.С. Прочность конструкций из композиционных материалов. Изд-во Наука 1986.

83. Нечаев П.А. Сравнительный анализ дозвуковых самолетов. Учеб. Пособие МАИ. Изд-во МАИ 1987.

84. Образцов И.Ф. Вариационные методы расчета тонкостенных авиационных пространственных конструкций. М., Изд-во «Машиностроение», 1966, 392с.

85. Образцов И.Ф., Булычев Л.А., Васильев Строительная механика летательных аппаратов: Учебник для авиационных специальностей вузов. -М.: Машиностроение, 1986-536с

86. Образцов И.Ф., Савельев JI.M., Хазанов Х.С. Метод конечных элементов в задачах строительной механики летательных аппаратов. Учеб. Пособие. — М.: Высшая школа, 1985. 392 с.

87. Петров К.П. Аэродинамические характеристики тел простейших форм (цилиндрические и цилиндроконические формы) Учеб.пособие МАИ. Изд-во МАИ. 1996

88. Побредя Б.Е. Механика композиционных материалов. Изд-во МИЭМ 1984

89. Попов В.А. Основы авиационной техники. Оборонгиз 1947.

90. Проектирование оптимальных авиационных конструкций (По материалам иностранной печати). БНИ ЦАГИ. Рефераты. Обзоры. Переводы, вып. 308, 1971.

91. Ромашевский А.Ю., Климов В.И. Строительная механика самолета. Учеб. Пособие МАИ. Изд-во МАИ 1965.

92. Рычков С.П. Моделирование конструкций в среде Nastran для Windows. Изд-во НТ Пресс 2004.

93. Стригунов В.М. Расчет самолета на прочность, ч.1, 2. МАИ. 1973-1974.

94. Тимошенко С.П. Курс теории упругости. Учебник для вузов. Изд-во Наукова думка 1972.

95. Тихомиров Е.Н., Власов В В. и др. Вопросы прочности и устойчивости элементов тонкостенных конструкций. Оборонгиз 1963

96. Ушаков А.Е. Конструктивно-технологические методы обеспечения эксплуатационной живучести авиаконструкций из композиционных материалов. Учеб. Пособие МАИ. Изд-во МАИ 2001.

97. Фитцер Э. и др. Углеродные волокна и углекомпозиты. Изд-во Мир1988 113: Хертель Г. Тонкостенные конструкции. М, «Машиностроение», 1965.

98. Цай С., Хан X. Анализ разрушения композитов. Неупругие свойства композиционных материалов / Пер: с англ. М.: Мир, 1978. -С. 104-139

99. Шейнин В. М. Некоторые вопросы теории весового проектирования.-— В кн.: Теория и практика проектирования;пассажирских-самолетов: Mi, «Наука», 1976, с. 103—182.

100. Шульженко М;Н. Конструкция самолетов. Изд-во Машиностроение 1971.

101. Шэнли Ф.Р. Анализ веса и прочности самолетных конструкций.- М.: Оборогиз, 1957.

102. Aronsson A. Design Modeling and Drafting of Composite Structures. Master's thesis. Lulea University of technology 2006.

103. Ashford D., Morris J. Fuselage configuration studies. The SAE Paper, No 670.370, p. 12-23.

104. Boeing design manual. Fuselage. 6830 Boeing 2001

105. Burt M. E. Structural weight estimation for novel configuration. RAS, I. 1962, No 613, p. 15—30.

106. Cavanha F. Novos modelos. Embraer Qualitymark. 2001

107. Chant. C. Modern Aircraft Armament. Stephens 1988

108. Ciavaldini P. Imbert J. Composite stress manual US MTS 006. Airbus 2002

109. Cleveland F. A. Size effects in conventional aircraft design. Journal of Aircraft, VI, 1970.

110. Cutler J. Understanding Aircraft Structures. Blackwell 1992.

111. Departament of defence USA. Composite Materials Handbook Vol 2 -Polymer Matrix Composites Materials Usage, Design, And Analysis. NASA 2002

112. Department of transportation USA. Aircraft weight and balance handbook. Federal Aviation Administration 1999.

113. Embraer market outlock. Commercial Jet Market 3rd Edition. Embraer 2006.

114. Finsterwalder U. Die Theorie der zylindrischen Schalengewolbe Sistem — Zeiss—Dywidag u ihre Anwencung auf die Grossmarkthalle Budapest, Int. Vereinig Brucken — u. Hochball, Abh. 1, 1932; Ing. Arch., Bd. 4, s. 43, 1933.

115. Gay D., Hoa S., Tsai S.Composite Materials Design and Applications. Toulose-Stanford 2003.

116. Giles G.L. Design-oriented analysis of aircraft fuselage structures. NASA Langley Research Center, AIAA-98-1749. 2004.

117. Hilton H. H., Feigen M. Minimum weight analysis based on structural reliability. Journal Aerospace Sciences, vol. 27, No 9, 1960, p. 641—652.

118. Hollman M., Rutan B. Composite aircraft design. 2001

119. Howe D. Aircraft conceptual design synthesis. Professional Engineering Publishing Limited. London 1994.

120. Howe D. The predication of empty weigth ratio and cruise performance of very large subsonic jet transport aircraft. Cranfield Report Aero., N 3, 1, 1971

121. Isaac D., Ishai O. Engineering Mechanics of Composite Materials. 1990

122. Jenkinson LI. Simpkin P. Rhodes D. Civil Jet Aircraft Design. American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. Arnold 1999.

123. Jenkinson LI., Marchman J. Aircraft design projects. Oxford. ButterworthHeinemann 2003.

124. Jones R.M. Mechanics of Composite Materials. Virginia Polytechnic institute 1999.

125. Justino J. MRPII Planejamento- Recursis e otimizando a producao. Embraer Univap, 1996

126. Krauss A. Vorhersage des Abfluggewichtes von Verkehrs-Flugzeugen Luftfahrttechnik-Raurnfahrttechnik, No, 2, II, 1966, p. 54.

127. Kroo I., Shevell R. Aircraft design, Synthesis and analysis. Desktop Aeronautics 2001

128. Lambie J. Composite ConstructioniFor Homebuilt Aircraft. Ensico 1984

129. Liebowitz H. Fracture an advance theatise volume 7: Fracture of nonmetals and composites

130. Milton S., Grove S. Composite Sandwich Panel Manufacturing Concepts. University of Plymouth for Airbus 2004.

131. Nasa-96-Tp-3587 Buckling And Postbuckling Behavior Of Laminated Composite Plates With A Cutout 2000

132. Nicolai L.M. Fundamentals of Aircraft Design. METS 1975.

133. Nicolini F. Guida per la realizzazione di parti in materiale composito (fibra di carbonio vetro epossidica). Milan 2004

134. Niu M.C. Composite airframe structures. Boeing 1992

135. Raymer D.F. Aircraft Design A Conceptual Approach. AIAA 1999.

136. Roskam J. Airplane design part I: Preliminary sizing of airplanes. University of Kansas. Roskam Aviation 1985.

137. Roskam J. Airplane design part II: Preliminary configuration. Roskam Aviation Press 1985.

138. Roskam J. Airplane design part III: Layout design of cockpit, wing, fuselage and empennage. Roskam Aviation Press 1986.

139. Roskam J. Airplane design part VIII: Cost estimation: design, development, manufacturing and operating. University of Kansas. Roskam Aviation 1990.

140. Roskam J. Design course with mission specification, University of Kansas for Embraer. SAE International 1991.

141. Schmidt, H.-J., Schmidt-Brandecker B., Tober G. Design of Modern Aircraft Structure. Daimler-Benz Aerospace Airbus 1995.

142. Schmidt H. Advanced fuselage design with respect to fatigue and damage tolerance. EADS Airbus Gmbh. Technology Seminar. Airbus Hamburg 2001.

143. Springer G.S. Mechanics of composite structures. Cambridge University 2003

144. Stinton D. Design of the aeroplane. Oxford. BSP London 1998.

145. Stinton D. The Anatomy of the aeroplane. Blackwell 1966.

146. Torenbeek E. Synthesis of subsonic aircraft design. Delft University 1982.

147. Torenbeek, E., Optimum Cruise Performance of Subsonic Transport Aircraft, Report LR-787, Delft University of Technology, Faculty of Aerospace Engineering, the Netherlands 1995.

148. Vasiliev V.V., E.V.Morozov. Mechanics and Analysis of Composite Materials. Pergamon2001