Харкiвський авiацiйний iнститут
Державний аерокосмічний університет
ім. М. Є. Жуковського “ХАІ”
На правах рукопису
Муравицький Олег Станіславович
УДК 629.73-03-419 + 629.735.01.02
РОЗРОБКА МЕТОДИК РАЦІОНАЛЬНОГО
ПРОЕКТУВАННЯ АГРЕГАТІВ ЛІТАЛЬНИХ
АПАРАТІВ ІЗ КОМПОЗИЦІЙНИХ МАТЕРІАЛІВ
Спеціальність: 05.07.02 - Проектування літальних апаратів
Автореферат дисертації на здобуття наукового ступеня
кандидата технічних наук
Харків - 1999
Дисертацією є рукопис
Робота виконана в Державному аерокосмічному університеті
ім. М. Є. Жуковського “ХАІ” на кафедрі конструкцій літальних апа-ратів
Науковий керівник: | доктор технічних наук, доцент
Карпов Яків Семенович
Державний аэрокосмічний університет
им. М.Є. Жуковського “ХАІ”, проректор
Офіційні опоненти: |
доктор технічних наук, професор
Малашенко Лев Олександрович
Державний аэрокосмічний університет
им. М.Є. Жуковського “ХАІ”, декан
кандидат технічних наук
Івановський Володимир Самуілович
Східноукраїнский державний університет, кафедра механіки твердого тіла, в. н. с.
Провідна установа - АНТК “Антонов”, Міністерство промислової
політики України, м. Київ
Захист відбудеться “ 26 ” березня 1999 р. о 14 годині на засіданні спеціалізованої вченої ради Д 64.062.03 у Державному аерокосмічному університеті ім. М. Є. Жуковського “ХАІ” (310070, Харків, вул. Чкалова, 17)
З дисертацією можна ознайомитись у бібліотеці Державного аерокосмічного університету ім. М. Є. Жуковського “ХАІ”
Автореферат разісланий “ 25 ” лютого 1999 р.
Вчений секретар
спеціалізованої вченої ради Д 64.062.03 Корнілов Г. Л.
ЗАГАЛЬНА ХАРАКТЕРИСТИКА РОБОТИ
Актуальність теми. Оптимальне проектування відноситься до актуальних напрямків сучасної будівельної механіки. Процес проектування конструкцій з композиційних матеріалів (КМ) передбачає визначення раціональної структури матеріалу, тобто кількості та порядку чергування стратів, кутів орієнтації та виду армуючих елементів та іншіх параметрів. Вдосконалення методів проектування значно залежить від ступеня відповідності призначення та умов експлуатації виробу властивостям КМ і технологічним можливостям їх реалізації у конструкції.
У чисельних наукових монографіях та журнальних публікаціях, що присвячені оптимальному проектуванню, головним чином розглядаються випадки з детермінованим навантаженням, а не дійсний спектр зовнішнього впливу на літальний апарат (ЛА). Математичні методи оптимізації, що використовуються, не враховують ступінчасту зміну конструктивно-технологічних параметрів, що може привести до одержання неоптимальної конструкції при реальних, а не теоретичних їх значеннях.
Перспективним напрямком вдосконалення конструкцій з КМ є використання гібридних матеріалів, що дозволяє реалізувати оптимальні інтегральні властивості пакету стратів. Це питання недостатньо освітлене у спеціальній літературі.
На панелі та корпус припадає 25-35 % маси усієї конструкції і від якості їх проектування залежить ефективність ЛА у цілому. Зважаючи на вищезгадане, констатуємо, що задача оптимізації цих агрегатів ЛА з однорідних та гібридних КМ з урахуванням реального характеру навантаження та конструктивно-технологічних обмежень є актуальною.
Звязок з науковими програмами, планами, темами. Дослідження проводились у межах програми «Авіаційно-космічна техніка та технологія», що виконується згідно із замовленням Міністерства освіти України.
Ціль роботи - розробка методик раціонального проектування конструкцій корпусу та крила ЛА, що виготовляються намоткою з односпрямованих та витканих КМ, на основі критеріїв мінімума маси та армування в напрямку траєкторії головних напруг.
Задачі дослідження:
1.
Базуючись на теорії армування в напрямку траєкторії головних напруг розробити методику оптимізації конструкції ЛА з КМ при осесиметричному навантаженні та визначити межі реалізації рішень.
1.
Розробити методику раціонального проектування корпусів ЛА мінімальної маси з стратованих КМ при неосесиметричному багатоваріантному навантаженні з урахуванням технологічних факторів їх виготовлення.
1.
На основі аналізу результатів числових експериментів сформулювати та обгрунтувати практичні рекомендації по ефективності використання типових структур стратованих КМ [
], [
], [
], [
] для корпусних авіаконструкцій в залежності від способів задоволення умов міцності та виду поверхні руйнування.
1.
Розробити уніфіковану методику проектування однорідних, трьохстратних, стрингерних та вафельних панелей крила з стратованих КМ, що виготовляються поєднанням намотки з іншими технологічними процесами.
1.
Провести комплекс параметричних досліджень проектування панелей крила та обгрунтувати практичні рекомендації що до уніфікації та типизації структур КМ в залежності від характеру навантаження, технологічних обмежень, виду конструктивно-силової схеми та способу задоволення умов міцності.
Достовірність результатів обумовлена використанням класичних теорій механіки конструкцій з КМ та їх розрахунку на міцність, більшість елементів котрих достатньо повно підтверджено іспитами та експлуатацією агрегатів ЛА. Результати теоретичних та параметричних досліджень задовільно відповідають експериментальним.
Наукова новизна. У дисертації вперше розроблені методики проектування раціональних по масі конструкцій корпусу та крила ЛА із стратованих КМ, що виготовляються намоткою, з урахуванням конструктивно-технологічних обмежень при деяких розрахункових випадків навантаження. Вперше одержана система аналітичних залежностей для оцінки можливості реалізувати армування однорідних та гібридних стратів КМ по траекторіям головних напруг, що обєднує зовнішнє навантаження, фізико-механічні властивості стратів та кути армування. Аналіз результатів теоретичних та параметричних досліджень дозволяе обгрунтувати слідуючі нові наукові положення:
-
раціональною структурою стратованого КМ при довільному навантаженні у площині є [
], до якої приводиться структура більш загального виду [
],
;
- раціональна структура КМ значно залежить від товщини монострату тканини (стрічки) як для структур загального виду [
], так і для унифікованого типу - [
], [
], [
] та ін.
Практична значущість результатів дослідження полягає у тому, що:
-
розроблено та реалізовано на ЕОМ алгоритм проектування корпусів ЛА мінімальної маси при неосесиметричному навантаженні, що виготовляються намоткою, який дозволяє урахувати весь спектр розрахункових випадків,. дискретний характер зміни товщини стінки та можливість використання гібридних КМ;
- обгрунтовано доцільність практичного використання структур КМ [
], що суттєво скорочує етап проектування конструкцій і дозволяє уніфікувати технологічні процеси намотки, викладки та їх комбінацій;
- проведена оцінка ефективності по масї типових структур КМ [
], [
], [
], [
] та ін. і обгрунтовані практичні рекомендації по їх використанню для конструкцій корпусу та крила ЛА;
- досліджено вплив форми критеріїв міцності та способу їх задоволення (постратно чи для пакету у цілому) на конструктивні параметри, що потребує ретельного обгрунтування умов міцності.
Апробація роботи. Про дисертацію та її окремі розділи доповідав на Пятій Міжнародній Конференції «Новые технологии в машиностроении», секція “Технологические и прочностные аспекты надежности и долговечности машин” (Рибаче-Харків, 1996 р.), науково-технічних конференціях Державного аерокосмічного університету «ХАІ» 1995 - 1998 р.р., науково-технічном семінаре НДВ КМ АНТК “Антонов” та молодіжній конференції «XXI Гагарин-ские чтения», секція “Конструкция и расчет на прочность элементов летательных аппаратов” (м. Москва, 1996 р.).
Основні результати та програмне забезпечення впроваджені у НДДКР АНТК “Антонов”, що дозволило уніфікувати технологічні процеси намотки, викладки та їх комбінацій, скоротити строки проектування відсеку фюзеляжу літака Ан - 140 у 1.7 рази, панелей у 2 рази, а також підвищити його якість завдяки урахуванню обмежень, що характерні для конструкції та технології виробництва таких виробів.
Результати теоретичних та параметричних досліджень були використані в учбово-методичній роботі кафедри конструкцій ЛА.
Публікації. По результатам дисертації опубліковано 3 статті, з яких 2 без співавторів, 2 тезиса доповідей та один учбовий посібник.
Структура дисертації. Робота складається з 6 розділів і має 161 сторінку тексту, 29 рисунків, 45 таблиц, 121 джерело використаної літератури.
ЗМІСТ РОБОТИ
Введення складається з загальної характеристики дисертації, обгрунтування актуальності теми, цілі, наукової новизни та практичної значущості роботи.
У першому розділі дано аналіз методів та методик раціонального проектування агрегатів ЛА (корпусів та панелей крила), що існують.
Оптимальне армування по траекторіям головних напруг, яке було запропоноване у роботах І.Ф. Образцова, В.В. Василєва та їх учнів, справджується тільки для одного випадку навантаження, а його використання для проектування агрегатів ЛА, що відзначаються широким спектром зовнішнього впливу, потребує подальшої розробки.
Комплексне рішення задач проектування та виробництва оболонок обертання з КМ достатньо повно освітлено у роботах В.В. Василєва, В.Д. Протасова і В.В. Болотіна.
У працях А.Я. Александрова та В.В. Василєва достатньо докладно досліджено проектування трьохстратних панелей і тонких пластин, що знаходяться в умовах навантаження у їх площині. У роботах Комарова В.А. та Ваніна Г.А. структурні параметри матеріала тонкої стиснутої панелі визначались з умови максимуму критичного зусилля.
Вважаючи на те, що у чисельних наукових монографіях та журнальних публікаціях, котрі присвячені проблемі оптимального проектування, розглядаються більше випадків з детермінованим навантаженням, а не дійсний спектр зовнішнього впливу на ЛА, і математичні методи оптимізації, що використовуються, не враховують ступінчасту зміну конструктивно-технологічних параметрів, а також не достатньо уваги приділено питанню використання гібридних матеріалів, було сформульовано ціль та задачі дисертації.
Другий розділ присвячено розробці методики раціонального проектування корпусів ЛА з КМ, що виготовляються намоткою на основі тканинної арматури типових структур , , , , та , яка базується на теорії армування по траєкторіям головних напруг. Одержано системи рівнянь та розрахункові формули як для структури КМ загального виду, так і для часткових випадків, котрі широко використовуються на практиці.
Наприклад, для оболонки, що була виготовлена повздовжньо-спіральною намоткою з двох різних матеріалів товщиною , умова відсутньості напруг зсуву має вигляд:
(1)
де - зусилля вздовж осей (рис. 1).
Рис. 1. Розрахункова схема оболонки
Звідси одержано рівняння
(2)
де n1, n2 та 01, 02 - кількість і товщина моностратів відповідно,
. (3)
Так як права частина рівняння (2) безперечно позитивна, то між фізико-механічними властивостями КМ, зовнішнім навантаженням та кутом армування повинні виконуватись певні співвідношення. Один з варіантів існування рішення (2) відображено у табл. 1.
Таблиця 1
Обмеження на проектні параметри оболонки, що виготовляється повздовжньо-спіральною намоткою із різних КМ
Співвідношення між пружніми властивостями КМ | Інтервал зусиль | Інтервал кутів спіральної намотки
|
Розглянемо більш докладно випадок, коли руйнування всіх стратів КМ починається одночасно з основи тканини. Умови міцності мають вигляд:
(4)
де - границя міцності КМ по основі.
Так як ліві частини цих рівнянь тотожньо рівні, то для того, щоб рішення існувало необхідно, щоб праві частини також були рівні.
(5)
Таким чином, одночасне руйнування двох КМ оболонки, що проектується, по основі можливе лише в одному випадку, коли фізико-механічні властивості КМ задовольняють умові (5). Якщо воно не виконується, то як обмеження по міцності використовується одне з рівнянь (4) згідно з наступними умовами:
- якщо (6)
то береться перше з рівнянь (4), а друге буде виконуватись у вигляді нерівності;
- якщо (7)
то береться друге з рівнянь (4), а перше буде виконуватись у вигляді нерівності.
Як у першому, так і у другому випадках значення знаходились із системи (4) згідно з умовами (6) або (7), і приводилось до найближчого цілого числа, що рівносильно виконанню умови міцності у вигляді нерівності, а потім знаходились такі кути , котрі приводили б до співвідношення двох цілих чисел, що відповідало б суворому виконанню рівності (2), що відображає умову відсутньості напруг зсуву у всіх стратах. При цьому необхідно було спочатку дослідити можливість існування раціональної структури згідно залежностям, що приведені у табл. 1. Так само визначались значення та для випадку, коли виникає руйнування КМ по утку тканини, а потім з одержаного ряду значень , вибирались ті, котрі забеспечують мінімум маси конструкції.
У всіх випадках кут намотки спіральних стратів визначається із інтервалів аналогічних приведеним у табл. 1, з урахуванням можливостей технологічного обладнання, матеріалів, що використовуються, та мінімального приросту товщин внаслідок їх округлення до цілої кількості моностратів.
Системи аналітичних залежностей для оцінки можливості реалізації армування стратів КМ по траєкторіям головних напруг були одержані і для інших типових структур.
Конструкції корпусу ЛА характеризуються складним спектром розрахункових випадків, котрі зводяться до неосесиметричного навантаження Для проектування конструкцій такого класу, що виготовляються намоткою, була розроблена методика на основі критерія мінімума маси та використано як фізико-механічні властивості стратів КМ, так і інтегральні характеристики пакету.
Як критерій раціональності структури КМ стінки оболонки (див. рис. 1), котра складалась з повздовжніх , окружних та спіральних стратів товщиною , та відповідно, прийнято умову мінімума маси одиниці поверхні
(8)
де - загальна товщина пакету.
Кількість змінних була скорочена завдяки використанню позначень:
. (9)
У випадку, наприклад, критерія Мізеса-Хіла для інтегральних фізико-механічних властивостей пакету стратів КМ мінімальна необхідна товщина стінки оболонки визначається по формулі
(10)
де та - границі міцності пакету стратів КМ, які визначаються експериментально, або теоретично прогнозуються по відомим властивостям монострату (у роботі приведено всі необхідні формули).
На основі числових експериментів було запропоновано слідуючий алгоритм пошуку оптимальних значень , котрий враховує кратність товщин стратів:
-
із формули (10) у результаті мінімізації маси (8) по контуру чи довжині оболонки, чи для усього перерізу у цілому при декількох розрахункових випадків визначаються оптимальні параметри
та
(
= 0 ... 1,
= 0 ... 1,
=0.1;
=0
... 90
,
=5
);
- використовуючи одержані параметри
та
, задається ряд значень:
,
(11)
,
з котрих вибираються ті, котрі забезпечують виконання умов міцності (10) та мінімуму маси (8).
Запропоновані методики дозволяють проектувати структуру КМ «у точці».
У третьому розділі приведено результати числових експериментів та обгрунтовані практичні рекомендації для проектування як корпусів ЛА, що виготовляються намоткою, так і структури КМ. Дослідження проводились на прикладі оболонки, що показана на рис. 1.
Було відзначено, що область застосування критерія проектування по траєкторіям головних напруг для зітканних КМ значно обмежена, і для розглянутих матеріалів інтервал зміни у кращому випадку має значення від 0.56 до 1.79. Наявність запасу міцності при виконанні умови відсутньості зсуву у вигляді рівності, а критеріїв міцності у вигляді нерівностей дозволяє знайти технологічний інтервал кутів армування, котрий може відрізнятися від оптимального кута більш ніж на .
Як показано на рис. 2, де - відношення різниці між масами, що були визначені по критеріям відсутньості зсуву та мінімуму маси, до маси, що була одержана по першому критерію оптимальності, для та незалежно від їх співвідношення раціональною є структура , а для та - структури , , , котрі доповнюють одне одного по інтервалам допустимих кутів намотки спиральних стратів у залежності від величини та співвідношення навантаження.
Рис. 2. Залежність відносної маси пакету від величини та співвідношення діючих навантажень та типу структури
Спосіб задоволення умов міцності КМ (для кожного страту та для пакету у цілому) також приводить до різних результатів. На рис. 3 показано перерізи поверхонь міцності для різних структур КМ, з котрих видно, що:
-
поверхня міцності пакету у цілому перетинає деякі поверхні окремих стратів, а також криву зовнішніх навантажень, тобто структура КМ
, що знайдена з умови забезпечення міцності кожного страту, не задовольняє критерію міцності для усього пакету (рис. 3, а);
- при проектуванні структури КМ із умови забезпечення міцності пакету у цілому(рис.3, б) критерій міцності порушується для страту з армуванням
;
- коли структура КМ визначається зразу двома способами задоволення умов міцності, гранична поверхня створюється огинаючою (зсередини) поверхонь міцності пакеті та стратів, тому знайдена таким чином структура КМ має більший чи рівний запас міцності, ніж аналогічна, яку зпроектували по стратам чи для пакету у цілому.
Рис. 3. Перерізи поверхонь міцності при постратовому проектуванні (а) структури КМ та для пакету у цілому (б)
У цьому розділі зіставлені різні критерії проектування: диференційний, мінімум маси та по траекторіям головних напруг. Проведено аналіз впливу конструктивно-технологічних обмежень на оптимальність конструкції та можливості задоволення обмеження по стійкості на базі раціональної по міцності структури. Представлена кількісна оцінка залежності маси оболонки від протяжності зон з однотипною укладкою стратів КМ, а також від використання кутів укладки . На основі числових експериментів обгрунтовано важливий висновок про достатність трьох груп стратів [0,90,] замість структур загального виду для конструкцій оболонок та панелей.
Четвертий розділ присвячено розробці методики раціонального проектування гладких, тристратових, стрингерних та вафельних панелей, що виготовляються намоткою з КМ, на базі єдиної моделі панелі крила ЛА. Існуючі у цій області роботи вітчизняних та закордонних авторів не враховують конструктивно-технологічних обмежень та присвячені лише дослідженню лише стиснення або зсуву.
При сумісній дії одноосного стиснення та зусиль зсуву , що характерно для навантаження панелі крила ЛА, перевірка стійкості виконувалась по наступному критерію
(12)
Цей критерій був записаний через безрозмірні параметри (див. формулу 9) та мінімальну необхідну товщину однорідної панелі слідуючим чином:
. (13)
Рішенням біквадратного рівняння визначена товщина однорідної панелі:
(14)
де - відношення значень критичних напруг до товщини панелі у кубі, які знайдені по методиці, що була описана у роботі Василєва В.В. «Механіка конструкцій з композиційних матеріалів», при умові, що координати стратів виражені через безрозмірні параметри .
Оптимальні параметри та визначались по методиці, що описана у другому розділі дисертації, у результаті мінімізації маси панелі (8) для структури при симетричному пакеті стратів. Із одержаних значень товщин при проектуванні матеріалу «у точці» та проектуванні однорідної панелі відбиралось оптимальне значення товщини та відповідні їй значення і .
На основі цієї методики розроблена блок-схема раціонального проектування тристратових, стрингерних та вафельних панелей.
У пятому розділі приведені результати числових експериментів та обгрунтовані практичні рекомендації по проектуванню панелей крила ЛА.
У роботах Василєва В.В. приведені деякі результати дослідження впливу жорсткості по одному напрямку осей пакету на значення коефіцієнта опирання , що не враховує комплексного впливу всіх коефіцієнтів жорсткості пакету на цю величину. Тому було досліджено вплив розміщення стратів КМ на значення критичних зусиль пластинки, що визначаються по формулам:
(15)
(16)
На рис. 4 показано відношення значення коефіцієнту спирання для розміщення стратів КМ, при котрому критична напруга приймає мінімальне значення, до оптимального значення . У залежності від розміщення стратів різниця між мінімальним значенням коефіцієнту спирання та оптимальним при малих значеннях b досягає 30 %, а при великих - до 10 %, тому для невеликої кількості моностратів (<10) необхідно враховувати розміщення стратів у пакеті КМ панелі крила ЛА.
Рис. 4. Вплив розміщення стратів по товщині пакету на значення коефіцієнту спирання для КМ
У цьому розділі проаналізовано залежність зміни структури матеріалу від розмірів гладких та тристратових панелей; визначені раціональні структури, що забезпечують стійкість при стисненні, зсуві, розтягненні та зсуві, стисненні та зсуві, зіставлено два процеси проектування панелей - по критеріям міцності Мізеса-Хіла та максимальних напруг; досліджено вплив кута армування та товщини монострату на оптимальність конструкції.
Дослідження впливу товщини препрегу на раціональні параметри структури КМ панелі показало, що маса може змінюватися у межах від 5 до 40 % у порівнянні з мінімальною (рис. 5). Зниження маси панелі із ростом товщини монострату у деяких випадках звязано з кратністю товщин стратів КМ. Ці результати свідчать про те, що при проектування панелі крила ЛА з КМ обовязково повинно враховувати товщину препрегу.
Рис. 5. Залежність маси () від типу панелі та товщини монострату ( )
На рис. 6-9 представлені результати дослідження впливу кута армування на оптимальність конструкції для панелі з розмірами a=1000 мм та b=300 мм, що виготовляються з односпрямованого КМ. Звідси видно, що використання кутів армування замість оптимальних приводить до незначної зміни маси, що обгрунтовує часте використання на практиці структури .
Рис. 6. Залежність відміни маси панелі для кута армування та раціональної від її типу і значення сили стиснення
Рис. 7. Залежність відміни маси панелі для кута армування та раціональної від її типу і значення сили зсуву
Рис. 8. Відміна маси однорідной панелі для кута армування від раціональної при сумісній дії стиснення = -1000 Н/мм та зсуву
Рис. 9. Відміна маси однорідної панелі для кута армування від раціональної при сумісній дії стиснення = 1000 Н/мм та зсуву
У шостому розділі приведені результати порівняння розроблених методик раціонального проектування конструкцій ЛА із КМ з експериментальними дослідженнями осесиметричних оболонок, що навантажені внутрішнім тиском. Результати експериментальних досліджень задовільно збігаються з теоретичними, й різниця між ними досягає від -16 % до +25 %. Така різниця пов’язана з тим, що розроблена методика раціонального проектування не ураховує особливості НДС оболонок намотаних ниткою, та ін. параметри, наприклад, змінний натяг нитки у процесі виготовлення оболонки. У цьому ж розділі відображено ефективність реалізації методик раціонального проектування конструкцій ЛА із КМ у авіабудівництві.
ВИСНОВКИ
Ціллю дисертації була розробка методики раціонального проектування конструкцій корпусу та крила ЛА, що виготовляються намоткою з односпрямованих та витканих КМ, з урахуванням конструктивно-технологічних обмежень, та обгрунтування ряду важливих принципів раціонального проектування оболонок обертання та панелей крила, а також структури КМ. У звязку з цим:
1.
На основі теорії армування по траекторіям головних напруг була розроблена методика оптимізації конструктивних параметрів корпусів ЛА із стратованих КМ, що виготовляються намоткою, при осесиметричному навантаженні та одержана система аналітичних залежностей для оцінки можливості армування стратів КМ по траекторіям головних напруг, що звязує зовнішнє навантаження, фізико-механічні властивості КМ стратів та кути армування, дослідження якої дозволило зробити слідуючі висновки:
-
область використання критерія відсутньості напруг зсуву для тканинних КМ сильно обмежена, і для багатьох матеріалів, що використовуються на практиці інтервал зміни
складає від 0.56 до 1.79;
- проектування по критерію відсутньості зсуву не завжди приводить до конструкції мінімальної маси. Різниця може складати від 15 до 35 % у залежності від товщини пакету;
- структури
,
,
доповнюють одне одного по інтервалам можливих кутів намотки спиральних стратів у залежності від величини та співвідношення навантаження.
1.
Розроблено методику та програмне забезпечення на ЕОМ для проектування корпусів ЛА мінімальної маси із стратованих КМ при неосесиметричному багатоваріантному навантаженні з урахуванням технологічних факторів їх виготовлення та можливістю використання гібридних матеріалів, котра була співставлена із диференціальним методом проектування, на основі чого було зроблено висновок про те, що диференційний метод проектування дає завищення маси на 6...50 %. Найбільша різниця відповідає структурі
. Крім того, для деяких структур КМ, одержаних диференційним методом, умови міцності у вигляді критерія максимальних напруг порушуються.
1.
На основі аналізу результатів числових експериментів сформульовано та обгрунтовано слідуючі практичні рекомендації по ефективності використання типових структур стратованих КМ для корпусів ЛА у залежності від способів задоволення критеріїв міцності та виду поверхні руйнування:
-
урахування руйнування звязуючого для конструкції одноразового використання при раціональному проектуванні приведе до зменшення маси на 30 - 70 %;
- при проектуванні консольно защепленої ціліндричної оболонки, що навантажена внутрішнім тиском, перетинаючою силою, згинаючим моментом та моментом, що скручує конструкцію, максимуми значень товщин співпадають з екстремумами зусиль
. При
>0 раціональною є структура
, а для стиснутих точок -
, що пояснюється різницею границь міцності КМ на розтяг та стиск. Тому раціональними є структури, котрі реалізують більшу міцність КМ на розтяг;
- наявність моменту, що скручує конструкцію,
приводить до постійного значення оптимального кута армування по довжині оболонки та суттєвому збільшенню її маси;
- у случаю відсутністи можливості змінювання параметрів намотки оболонки по ії контуру, при пропорційному рості зовнішніх навантажень по ії довжині проектування раціональної структури КМ слід вести по найбільш навантаженому перерізу;
- виготовлення оболонки тільки спіральною намоткою приводить до збільшення маси на 30...40 % у порівнянні з структурою
. Тому найменша товщина стінки оболонки обертання, а отже і маса, реалізуються на обладнанні, що допускає структури
;
- використання різних схем армування в межах контуру оболонки та по довжині дозволяє зменшити масу на 25 - 35 %;
- результати дослідження впливу конструктивно-технологічних обмежень свідчить про те, що товщина препрегу впливає на структуру КМ стінки оболонки та змінює її масу до 7 %;
- у залежності від типу навантаження загальна товщина стінки з армуванням
відрізняється від структури
на 2...7 %,
- на 3...65 %,
- на 7...86 %,
- на 4...86 %, що обгрунтовує широке використання на практиці структури
;
- проектування структури КМ на основі критерію максимальних напруг приводить до меншої маси, ніж енергетичний критерій Мізеса-Хіла, і різниця може бути значною, особливо коли записати умови міцності для пакету стратів у цілому. Таким чином, проектування структури КМ необхідно починати з експериментального обгрунтування критерія міцності;
- значення маси КМ, що одержані при постратному задоволенні умов міцності та для пакету у цілому, відрізняються у залежності від типу діючих навантажень на
20 %. На етапі ескізного проектування слід використовувати обидва способи задоволення умов міцності, а після визначення параметрів структури КМ та експериментальних значень границь міцності пакету стратів, провести перевірку міцності для пакету у цілому;
- раціональною структурою стратованого КМ при довільному навантаженні у площині є [
], до якої зводиться загальна структура [
],
, що дозволяє значно скоротити обєм розрахунків при проектуванні та витрати на доводично - відпрацівничні випробовування;
- якщо додати страти з кутом армування, що близький до оптимального, порушення умов міцності не виникає. Це дозволяє розбити процес проектування агрегату ЛА на послідовні етапи: “міцність” і “міцність + стійкість” та прискорити його;
- результати експериментальних досліджень осесиметричних оболонок, що навантажені внутрішнім тиском, задовільно збігаються з теоретичними у розроблених методиках раціонального проектування конструкцій ЛА із КМ, й різниця між ними досягає від -16 % до +25 %.
1.
Створено уніфіковану методику проектування однорідних, трихстратних, стрингерних та вафельних панелей крила із стратованих КМ, що виготовляються поєднанням намотки з іншими технологічними процесами, і на її основі було розроблено та реалізовано на ЕОМ алгоритм проектування, що враховує весь спектр розрахункових випадків при неосесиметричному навантаженні, дискретний характер зміни товщинистінки та можливість використання гібридних КМ.
1.
Проведено комплекс параметричних досліджень проектування панелей крила та обгрунтовано слідуючі практичні рекомендації по уніфікації та типизації структур КМ у залежності від характеру навантаження, можливості технологічної реалізації, виду конструктивно-силової схеми і способу виконання умов міцності:
-
для невеликої кількості моностратів (<10) необхідно враховувати їх розміщення по товщині;
- у випадку одноосного стиску при збільшенні хорди крила ЛА від 500 мм, а з нею і поперечного розміру однорідної панелі, раціональною буде структура КМ [
];
- вибір оптимального типу панелі залежить від співвідношення зусиль розтягнення (стиску) та зсуву;
- оптимальний проект панелей крила залежить від обраного критерію міцності;
- при проектуванні панелей крила ЛА з КМ необхідно враховувати такі конструктивно-технологічні параметри, як, наприклад, товщина препрегу, котра впливає на значення маси у межах від 5 до 40 %;
- використання кутів армування
замість оптимальних приводить до незначної різниці по масі, що обгрунтовує широке використання на практиці структури
.
1.
Основні результати та програмне забезпечення впроваджені у НДДКР АНТК “Антонов”, що дозволило уніфікувати технологічні процеси намотки, викладки та їх комбінацій, скоротити строки проектування відсеку фюзеляжу літака Ан - 140 у 1.7 рази, панелей у 2 рази, а також підвищити його якість завдяки урахуванню обмежень, що характерні для конструкції та технології виробництва таких виробів.
СПИСОК ОПУБЛІКОВАНИХ ПРАЦЬ ПО ТЕМІ ДИСЕРТАЦІЇ
1.
Карпов Я. С., Муравицкий О. С. Проектирование рациональной структуры сложноарми-рованных композиционных материалов // Авиационно-космическая техника и технология: Труды ХАИ. - Харьков, 1995. - С. 355-360.
1.
Муравицкий О. С. Исследование влияния расположения слоев на устойчивость пластин из композиционных материалов // Вопросы проектирования и производства конструкций лета-тельных аппаратов: Тематич. сб. научн. трудов ХАИ. - Харьков, 1998. - Вып. 10. - С. 50-55.
1.
Муравицкий О. С. Проектирование рациональной структуры сложноармированных КМ с учетом технологических факторов // Вопросы проектирования и производства конструкций лета-тельных аппаратов: Тематич. сб. научн. трудов ХАИ. - Харьков, 1996, Вып. 8. - С. 61-67.
1.
Карпов Я. С., Муравицкий О. С. Проектирование рациональной структуры сложноарми-рованных композиционных материалов с учетом технологических факторов // Тезисы Пятой Меж-дународной конференции “Новые технологии в машиностроении”. - Рыбачье - Харьков. - 1996. - С. 164-168.
1.
Муравицкий О. С. Проектирование рациональной структуры сложноармированных ком-позиционных материалов // Тезисы докладов молодежной научной конференции “XXI Гагарин-ские чтения“ . - М.: МГАТУ. - 1996, Ч 3. - С. 165.
1.
Проектирование оболочек вращения из композиционных материалов / Я.С. Карпов, О.С. Муравицкий. - Учеб. пособие по курсовому и дипломному проектированию. - Харьков: Харьк. авиац. ин-т, 1997. - 88 с.
АНОТАЦІЯ
Муравицький О.С. Розробка методик раціонального проектування агрегатів літальних апаратів із композиційних матеріалів. - Рукопис.
Дисертація на пошук вченого ступеня кандидата технічних наук за фахом 05.07.02 - проектування літальних апаратів. - Державний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського “ХАІ”, Харків, 1999.
Дисертація присвячена питанням проектування раціональних конструкцій корпусів та крил ЛА, що виготовляються намоткою з КМ на основі зітканної арматури, а також структури КМ з урахуванням конструктивно-технологічних обмежень. У дисертації одержана система аналітичних залежностей для оцінки можливості армування однорідних та гібридних стратів КМ по траєкторіям головних напруг, що звязує зовнішні навантаження, фізико-механічні властивості стратів та кути армування. Розроблено та реалізовано на ЕОМ алгоритм проектування корпусів ЛА мінімальної маси, що виготовляються намоткою, при неосесиметричному навантаженні, котрий дозволяє урахувати весь спектр розрахункових випадків, дискретний характер зміни товщини стінки та можливість використання гібридних КМ. Обгрунтовані слідуючі нові наукові положення: раціональною структурою стратованого КМ при довільному навантажені у площині є [], до якої зводиться загальна структура [], ; раціональна структура КМ значно залежить від товщини монострату тканини (стрічки).
Ключові слова: раціональне проектування, літальний апарат (ЛА), корпус, панель крила, композиційний матеріал (КМ).
АННОТАЦИЯ
Муравицкий О. С. Разработка методик рационального проектирования агрегатов летатель-ных аппаратов из композиционных материалов. - Рукопись.
Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук по специальности 05.07.02. - проектирование летательных аппаратов. - Государственный аэрокосмический университет им. Н. Е. Жуковского “ХАИ”, Харьков, 1999.
Диссертация посвящена вопросам рационального проектирования корпусных и крыльевых конструкций ЛА, изготавливаемых намоткой из КМ на основе тканой арма-туры, а также структуры КМ с учетом конструктивно-технологических ограничений.
Основными результатами работы являются следующие:
1.
Разработана ме-тодика оптимизации конструктивных параметров намотанных корпусов ЛА из слоистых КМ при осесимметричном нагружении и получена система аналитических зависимостей для оценки реа-лизуемости армирования слоев КМ по траекториям главных напряжений, связывающая внешние нагрузки, физико-механические свойства КМ слоев и углы армирования, из исследования которой следует, что:
-
область применения критерия отсутствия касательных напряжений для тканных КМ сильно ограничена, и для многих используемых на практике материалов интервал изменения
составляет от 0.56 до 1.79;
- проектирование по критерию отсутствия сдвига не всегда приводит к конструкции минимальной массы. Отличие может составлять от 15 до 35 % в зависимости от толщины пакета;
1.
Разработана методика и программное обеспечение на ПЭВМ для проектирования корпусов ЛА минимальной массы из слоистых КМ при неосесимметричном многовари-антном нагружении с учетом технологических факторов их изготовления и возможностью при-менения гибридных материалов, которая была сопоставлена с дифференциальным методом про-ектирования, на основе чего был сделан вывод о том, что дифференциальный метод проектирова-ния приводит к завышению массы на 6...50 %. Наибольшая разница соответствует структуре
. Кроме того, для некоторых структур КМ, полученных дифференциальным методом, условия прочности в виде критерия максимальных напряжений нарушаются.
1.
На основе анализа результатов численных экспериментов сформулированы и обосно-ваны следующие практические рекомендации по эффективности применения типовых структур слоистых КМ для корпусных авиаконструкций:
-
результаты исследования учета конструктивно-технологи-ческих ограничений свидетельствуют о том, что толщина препрега влияет на структуру КМ стенки оболочки и изменяет ее массу до 7 %;
-
в зависимости от типа нагружения суммарная толщина стенки с армированием
отличается от структуры
на 2...7 %,
- на 3...65 %,
- на 7...86 %,
- на 4...86 %, что обосновывает часто используемые на практике структуры
;
- проектирование структуры КМ на основе критерия максималь-ных напряжений приводит к меньшей массе, чем энергетический критерий Мизеса-Хилла, причем отличие может быть весьма значительным, особенно при записи условий прочности для пакета слоев в целом;
-
значения массы КМ, полученные при послойном удовлетворении условий прочности и для пакета в целом, отличаются в зависимости от типа действующих нагрузок на
20 %;
-
рациональной структурой слоистого КМ при произвольном плоском нагружении является [
], к которой сводится общая структура [
],
, что позволяет значительно со-кратить объем расчетов при проектировании и затраты на доводочно - отработочные испытания;
-
при добавлении слоев с углом армирования, близким к оптимальному, не происходит нарушение условия прочности. Это позволяет разбить процесс проектирования агрегата ЛА на последовательные этапы: “прочность” и “прочность + устойчивость” и ускорить его.
1.
Создана унифицированная методика проектирования однородных, трехслойных, стрин-герных и вафельных панелей крыла из слоистых КМ, изготавливаемых сочетанием намотки с дру-гими технологическими процессами, и на ее основании был разработан и реализован на ПЭВМ алгоритм их проектирования, учитывающий весь спектр расчетных случаев при неосесимметричном нагружении, дискретный характер изменения толщины стенки и возможность применения гибридных КМ.
1.
Проведен комплекс параметрических исследований проектирования панелей крыла и обоснованы следующие практические рекомендации по унификации и типизации структур КМ в зависимости от характера нагружения, технологической реализуемости, вида конструктивно-си-ловой схемы и способа выполнения условий прочности:
-
для небольшого количества монослоев (<10) необходимо учитывать их расположение по толщине;
- при выборе оптимального типа панели определяющим будет соотношение усилий рас-тяжения (сжатия) и сдвига;
- оптимальный проект панелей крыла зависит от выбранного критерия прочности;
- при проектировании панелей крыла ЛА из КМ необходимо учитывать конструктивно-технологические параметры, как например, тол-щину препрега, которая влияет на значение массы в пределах от 5 до 40 %;
- применение углов армирования
вместо оптимальных приводит к незначи-тельному отличию массы, что обосновывает часто используемые на практике структуры
.
Ключевые слова: рациональное проектирование, летательный аппарат (ЛА), корпус, панель крыла, композиционный материал (КМ).
ABSTRACT
Muravitskiy O. C. Development of techniques for rational designing of units of the flying devices from composite materials. - Manuscript.
The dissertation on competition of a scientific degree of the candidate of engineering science on a speciality 05.07.02. - designing of flying devices. - State airspace university by name Н. Е. Gukovsky “KHAI”, Kharkov, 1999.
The dissertation is devoted to questions of rational designing the fuselage and panel of a wing as designs of flying devices made by winding from composite materials, and also structure composite materials in view of constructive - technological restrictions. In the dissertation the system of analytical dependences for an estimation of a realizability fiber-reinforcing of the layers of composite materials on trajectories of main stresses connecting external loading, physical and mechanical properties of materials of the layers and fiber-reinforcing angle is received. The techniques and software on PC for designing optimum fuselage and panels of a wing of minimal weight are developed with nonsymmetrical multialternative loading in view of technology factors of their manufacturing and opportunity of application of hybrid materials. The following new scientific rules are offered: optimum structure of layered composite materials with any flat loading is [], by which the common structure [], is reduced; structure of layers largely depend on thickness of a monolayer of a fabric (tape).
Key words: optimum designing, aircraft, fuselage, panel of a wing, composite material.
АВТОРЕФЕРАТ ДИСЕРТАЦІЇ
Державний аерокосмічний університет
ім. М.Є. Жуковського “ХАІ”
Ротапринт типографії “ХАІ”
310070, Харків – 70, вул. Чкалова, 17
Тип. ХАІ. Зам. 227. Вид. 70, 1999
